空氣動(dòng)力學(xué)經(jīng)典習(xí)題目

1、空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ)及飛行原理筆試題1絕對(duì)溫度的零度是： C A -273 B -273K C -273 D 32 2 空氣的組成為 CA 78氮，20氫和2其他氣體 B 90氧，6氮和4其他氣體 C78氮，21氧和1其他氣體 D 21氮，78氧和1其他氣體3 流體的粘性系數(shù)與溫度之間的關(guān)系是 BA液體的粘性系數(shù)隨溫度的升高而增大。 B氣體的粘性系數(shù)隨溫度的升高而增大。 C液體的粘性系數(shù)與溫度無(wú)關(guān)。 D氣體的粘性系數(shù)隨溫度的升高而降低。4 在大氣層內(nèi)，大氣密度： CA在同溫層內(nèi)隨高度增加保持不變。 B隨高度增加而增加。 C隨高度增加而減小。 D隨高度增加可能增加，也可能減小。5 在大氣層內(nèi)，大氣壓強(qiáng)

2、： BA隨高度增加而增加。 B隨高度增加而減小。C在同溫層內(nèi)隨高度增加保持不變。 C隨高度增加可能增加，也可能減小。6 增出影響空氣粘性力的主要因素 B CA空氣清潔度 B速度梯度 C空氣溫度 D相對(duì)濕度7 對(duì)于空氣密度如下說(shuō)法正確的是 BA空氣密度正比于壓力和絕對(duì)溫度 B空氣密度正比于壓力，反比于絕對(duì)溫度 C空氣密度反比于壓力，正比于絕對(duì)溫度 D空氣密度反比于壓力和絕對(duì)溫度8 “對(duì)于音速如下說(shuō)法正確的是” CA只要空氣密度大，音速就大” B“只要空氣壓力大，音速就大“ C”只要空氣溫度高音速就大” D“只要空氣密度小音速就大”9 假設(shè)其他條件不變，空氣濕度大： BA空氣密度大，起飛滑跑距離長(zhǎng)

3、 B空氣密度小，起飛滑跑距離長(zhǎng) C空氣密度大，起飛滑跑距離短 D空氣密度小，起飛滑跑距離短10一定體積的容器中?？諝鈮毫?DA與空氣密度和空氣溫度乘積成正比 B與空氣密度和空氣溫度乘積成反比C與空氣密度和空氣絕對(duì)濕度乘積成反比 D與空氣密度和空氣絕對(duì)溫度乘積成正比11 一定體積的容器中空氣壓力 DA與空氣密度和攝氏溫度乘積成正比 B與空氣密度和華氏溫度乘積成反比C與空氣密度和空氣攝氏溫度乘積成反比 D與空氣密度和空氣絕對(duì)溫度乘積成正比12 對(duì)于露點(diǎn)溫度如下說(shuō)法正確的是 BCA“溫度升高，露點(diǎn)溫度也升高” B相對(duì)濕度達(dá)到100時(shí)的溫度是露點(diǎn)溫度C“露點(diǎn)溫度下降，絕對(duì)濕度下降” D露點(diǎn)溫度下降，絕

4、對(duì)濕度升高“ 13”對(duì)于音速，如下說(shuō)法正確的是” ABA音速是空氣可壓縮性的標(biāo)志 B空氣音速高，粘性就越大 C音速是空氣壓力大小的標(biāo)志 D空氣速度是空氣可壓縮性的標(biāo)志14國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣的物理參數(shù)的相互關(guān)系是： BA溫度不變時(shí),壓力與體積成正比 B體積不變時(shí)，壓力和溫度成正比C壓力不變時(shí)，體積和溫度成反比 D密度不變時(shí)壓力和溫度成反比15國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣規(guī)定海平面的大氣參數(shù)是：BA. P=1013 psi T=15 =m3 B. P=1013 hPa T=15 =m3C. P=1013 psi T25 = kgm3 D. P=1013 hPa T25 = kgm316在溫度不變情況下，空氣的密度與壓力

5、的關(guān)系 AA與壓力成正比。 B與壓力成反比。 C與壓力無(wú)關(guān)。 D與壓力的平方成正比。17推算實(shí)際大氣情況下的飛行性能，將基于下列哪條基準(zhǔn)，對(duì)飛行手冊(cè)查出的性能數(shù)據(jù)進(jìn)行換算 AA溫度偏差 B壓力偏差 C密度偏差 D高度偏差18一定質(zhì)量的完全氣體具有下列特性： BA溫度不變時(shí)，壓力與體積成正比 B體積不變時(shí)，壓力和溫度成正比C壓力不變時(shí)，體積和溫度成反比 D密度不變時(shí)，壓力和溫度成反比19 BCA隨高度增高而降低。 B在對(duì)流層內(nèi)隨高度增高而降低。 C在平流層底層保持常數(shù)。 D隨高度增高而增大20從地球表面到外層空間。上氣層依次是： AA對(duì)流層、平流層、中間層、電離層和散逸層 B對(duì)流層，平流層、電離

6、層、中間層和散逸層C對(duì)流層、中間層、平流層、電離層和散落層 D對(duì)流層，平流層中間層散逸層和電離層21對(duì)流層的高度在地球中緯度地區(qū)約為： DA. 8公里。 B. 16公里。 C. 10公里。 D. 11公里 22在對(duì)流層內(nèi)，空氣的溫度： AA隨高度增加而降低。 B隨高度增加而升高。 C隨高度增加保持不變. D先是隨高度增加而升高，然后再隨高度增加而降低。23現(xiàn)代民航客機(jī)一般巡航的大氣層是 ADA對(duì)流層頂層 B平流層頂層 C對(duì)流層底層 D平流層底層24對(duì)飛機(jī)飛行安全性影響最大的陣風(fēng)是 AA上下垂直于飛行方向的陣風(fēng) B左右垂直子飛行方向的陣風(fēng) C沿著飛行方向的陣風(fēng)逆著 D飛行方向的陣風(fēng)25對(duì)起飛降落

7、安全性造成不利影響的是 ACA低空風(fēng)切變 B穩(wěn)定的逆風(fēng)場(chǎng) C垂直于跑道的颶風(fēng) D穩(wěn)定的上升氣流26影響飛機(jī)機(jī)體腐蝕的大氣因素是 ACDA空氣的相對(duì)濕度 B空氣壓力 C空氣的溫差 D空氣污染物27影響飛機(jī)機(jī)體腐蝕的大氣因素是 ACDA空氣的相對(duì)濕度 B空氣密度 C空氣的溫度和溫差 D空氣污染物28云對(duì)安全飛行產(chǎn)生不利影響的原因是 ABDA影響正常的目測(cè) B溫度低了造成機(jī)翼表面結(jié)冰 C增加阻力 D積雨云會(huì)帶來(lái)危害 29層流翼型的特點(diǎn)是 B A前緣半徑大,后部尖的水滴形 B前緣半徑小最大厚度靠后 C前緣尖的菱形 D前后緣半徑大，中間平的板形30產(chǎn)生下洗是由于 CA分離點(diǎn)后出現(xiàn)旋渦的影響 B轉(zhuǎn)捩點(diǎn)后紊

8、流的影響C機(jī)翼上下表面存在壓力差的影響 D迎角過(guò)大失速的影響31氣流沿機(jī)翼表面附面層類型的變化 BA可由紊流變?yōu)閷恿?B可由層流變?yōu)樗亓?C一般不發(fā)生變化 D紊流、層流可交替變化32在機(jī)翼表面的附面層沿氣流方向 CA厚度基本不變 B厚度越來(lái)越薄 C厚度越來(lái)越厚 D厚度變化不定33在機(jī)翼表面附面層由層流狀態(tài)轉(zhuǎn)變?yōu)槲闪鳡顟B(tài)的轉(zhuǎn)捩點(diǎn)的位置： BA將隨著飛行速度的提高而后移 B將隨著飛行速度的提高而前移C在飛行M數(shù)小于一定值時(shí)保持不變 D與飛行速度沒(méi)有關(guān)系34在翼型后部產(chǎn)生渦流，會(huì)造成 BDA摩擦阻力增加 B壓差阻力增加 C升力增加 D升力減小 35對(duì)于下洗流的影響，下述說(shuō)法是否正確 ACA在空中，上

9、升時(shí)比巡航時(shí)下洗流影響大 B低速飛行在地面比在高空時(shí)下洗流影響大 C水平安定面在機(jī)身上比在垂直尾翼上時(shí)受下洗流影響大 D在任何情況下，下洗流的影響都一樣 AC36關(guān)于附面層下列說(shuō)法哪些正確 A層流附面屢的厚度小于紊流附面層的厚度 B氣流雜亂無(wú)章，各層氣流相互混淆稱為層流附面層。 C附面層的氣流各層不相混雜面成層流動(dòng),稱為層流附面層。 D層流附面層的流動(dòng)能量小于紊流附面層的流動(dòng)能量 37氣流沿機(jī)翼表面流動(dòng)，影響由層流變?yōu)樗亓鞯囊蛩厥?A B CA空氣的流速 B在翼表面流動(dòng)長(zhǎng)度 C空氣溫度 D空氣比重 38下列關(guān)于附面層的哪種說(shuō)法是正確的 ABCA附面層的厚度順著氣流方向是逐漸加厚的。 B附面層內(nèi)

10、的流速在物體的表面流速為零，沿法線向外，流速逐漸增大。 C所謂附面層就是一層薄薄的空氣層 D附面層內(nèi)的流速保持不變。 39亞音速空氣流速增加可有如下效果 BCDA由層流變?yōu)樗亓鞯霓D(zhuǎn)捩點(diǎn)后移 B氣流分離點(diǎn)后移 C阻力增加 D升力增加40在機(jī)翼表面附面層由層流狀態(tài)轉(zhuǎn)變?yōu)槲闪鳡顟B(tài)的轉(zhuǎn)捩點(diǎn)的位置： ABCDA與空氣的溫度有關(guān) B與機(jī)翼表面的光滑程度有關(guān) C與飛機(jī)的飛行速度的大小有關(guān) D與機(jī)翼的迎角的大小有關(guān)41 當(dāng)不可壓氣流連續(xù)流過(guò)一個(gè)階梯管道時(shí)己知其截面積Al=3A2則其流速為： C A、V1=9V2 B、V29V1 C、V2=3V1 D、V1=3V2 42當(dāng)空氣在管道中低速流動(dòng)時(shí)由伯努利定理可知：

11、 BA流速大的地服，靜壓大。 B流速大的地方，靜壓小。 C流速大的地方，總壓大。 D流速大的地方，總壓小。 43計(jì)算動(dòng)壓時(shí)需要哪些數(shù)據(jù) CA大氣壓力和速度 C空氣密度和阻力 C空氣密度和速度 D空氣密度和大氣壓44利用風(fēng)可以得到飛機(jī)氣動(dòng)參數(shù)，其基本依據(jù)是。 BA連續(xù)性假設(shè) B相對(duì)性原理 C牛頓定理 D熱力學(xué)定律 45流管中空氣的動(dòng)壓 DA僅與空氣速度平方成正比 B僅與空氣密度成正比C與空氣速度和空氣密度成正比 D與空氣速度平方和空氣密度成正比46流體的連續(xù)性方程 AA只適用于理想流動(dòng)。 B適用于可壓縮和不可壓縮流體的穩(wěn)定管流。C只適用于不可壓縮流體的穩(wěn)定管流。 D只適用于可壓縮流體的穩(wěn)定管流。

12、47流體在管道中穩(wěn)定低速流動(dòng)時(shí)，如果管道由粗變細(xì)則流體的流速 AA增大。 B減小。 C保持不變。 D可能增大，也可能減小。48亞音速氣流流過(guò)收縮管道，其氣流參數(shù)如何變化 CA速度增加，壓強(qiáng)增大。 B速度降低，壓強(qiáng)下降。 C速度增加，壓強(qiáng)下降。 D速度降低壓強(qiáng)增大。49在伯努利方程中，密度單位為公斤立方米，速度單位為米/秒 動(dòng)壓?jiǎn)挝粸?CA公斤 B力平方米 C水柱高牛頓平方米 D磅平方英寸50伯努利方程的使用條件是 DA只要是理想的不可壓縮流體 B只要是理想的與外界無(wú)能量交換的流體 C只要是不可壓縮，且與外界無(wú)能量交換的流體 D必須是理想的、不可壓縮、且與外界無(wú)能量變換的流體51當(dāng)不可壓氣流連續(xù)

13、流過(guò)一個(gè)階梯管道時(shí)，己知其截面積Al=2A2=4A3則其靜壓為： B A、P1=P2=P3 B、P1>P2>P3 C、P1<P2<P3 D、P1>P3>P252對(duì)低速氣流，由伯努利方程可以得出， A流管內(nèi)氣流速度增加，空氣靜壓也增加 B流管截面積減小，空氣靜壓增加 CC流管內(nèi)氣流速度增加,空氣靜壓減小 D不能確定53對(duì)于任何速度的氣流，連續(xù)性方程是 CA流過(guò)各截面的氣流速度與截面積乘積不變 B流過(guò)各截面的體積流量相同 C流過(guò)各截面的質(zhì)量流量相同 D流過(guò)各截面的氣體密度相同54非定常流是指 BA流場(chǎng)中各點(diǎn)的空氣狀態(tài)參數(shù)相同 B流場(chǎng)中各點(diǎn)的空氣狀態(tài)參數(shù)隨時(shí)間變化

14、C流場(chǎng)中各點(diǎn)的空氣狀態(tài)參數(shù)不隨時(shí)間變化 D流場(chǎng)中空氣狀態(tài)參數(shù)與位置無(wú)關(guān) 55關(guān)于動(dòng)壓和靜壓的方向，以下哪一個(gè)是正確的 CA動(dòng)壓和靜壓的方向都是與運(yùn)動(dòng)的方向一致 B動(dòng)壓和靜壓都作用在任意方向C動(dòng)壓作用在流體的流動(dòng)方向靜壓作用在任意方向 D靜壓作用在流體的流動(dòng)方向，動(dòng)壓作用在任意方向56流體的伯努利定理： AA適用于不可壓縮的理想流體。 B適用于粘性的理想流體。 C適用于不可壓縮的粘性流體。 D適用于可壓縮和不可壓縮流體。57伯努利方程適用于 ADA低速氣流 B高速氣流 C適用于各種速度的氣流 D不可壓縮流體58下列關(guān)于動(dòng)壓的哪種說(shuō)法是正確的 BC A總壓與靜壓之和 B總壓與靜壓之差 C動(dòng)壓和速度

15、的平方成正比 D動(dòng)壓和速度成正比59測(cè)量機(jī)翼的翼弦是從： C A左翼尖到右翼尖。 B機(jī)身中心線到翼尖。 C前緣到后緣 D最大上弧線到基線。60機(jī)翼的安裝角是 BA翼弦與相對(duì)氣流速度的夾角。 B翼弦與機(jī)身縱軸之間所夾韻銳角 C翼弦與水平面之間所夾的銳角。 D機(jī)翼焦點(diǎn)線與機(jī)身軸線的夾角。 61 機(jī)翼的展弦比是： DA展長(zhǎng)與機(jī)翼最大厚度之比。 B展長(zhǎng)與翼根弦長(zhǎng)之比。 C展長(zhǎng)與翼尖弦長(zhǎng)之比。 D展長(zhǎng)與平均幾何弦長(zhǎng)之比。62機(jī)翼前緣線與垂直機(jī)身中心線的直線之間的夾角稱為機(jī)翼的： CA安裝角。 B上反角 C后掠角。 D迎角。63水平安定面的安袈角與機(jī)翼安裝角之差稱為 CA迎角。 B上反角。 C縱向上反角

16、D后掠角。64翼型的最大厚度與弦長(zhǎng)的比值稱為： BA相對(duì)彎度。 B相對(duì)厚度。 C最大彎度。 D平均弦長(zhǎng)。65翼型的最大彎度與弦長(zhǎng)的比值稱為 AA相對(duì)彎度； B相對(duì)厚度。 C最大厚度。 D平均弦長(zhǎng)。66影響翼型性能的最主要的參數(shù)是： BA前緣和后緣。 B翼型的厚度和彎度。 C彎度和前緣。 D厚度和前緣。67飛機(jī)的安裝角是影響飛機(jī)的性能的重要參數(shù)，對(duì)于早期的低速飛機(jī)，校裝飛機(jī)外型是： A A增大安裝角叫內(nèi)洗，可以增加機(jī)翼升力B增大安裝角叫內(nèi)洗可以減小機(jī)翼升力C增大安裝角叫外洗可以減小機(jī)翼升力D增大安裝角叫外洗可以增加機(jī)翼升力 68民航飛機(jī)常用翼型的特點(diǎn) CA相對(duì)厚度20到30 B相對(duì)厚度5到10C

17、相對(duì)厚度10%到15 D相對(duì)厚度15到2069民航飛機(jī)常用翼型的特點(diǎn) CA最大厚度位置為10到20 B最大厚度位置為20到35 C最大厚度位置為35到50 D最大厚度位置為50到65 70大型民航運(yùn)輸機(jī)常用機(jī)翼平面形狀的特點(diǎn) BDA展弦比3到5 B展弦比7到8 C 14弦線后掠角10到25度 D 14弦線后掠角25到35度71具有后掠角的飛機(jī)有側(cè)滑角時(shí)，會(huì)產(chǎn)生 ABA滾轉(zhuǎn)力矩 B偏航力矩 C俯仰力矩 D不產(chǎn)生任何力矩72 具有上反角的飛機(jī)有側(cè)滑角時(shí)，會(huì)產(chǎn)生 ABA偏航力矩 B滾轉(zhuǎn)力矩 C俯仰力矩 D不產(chǎn)生任何力矩73當(dāng)迎角達(dá)到臨界迎角時(shí)： BA升力突然大大增加,而阻力迅速減小。 B升力突然大大

18、降低，而阻力迅速增加。C升力和阻力同時(shí)大大增加。 D升力和阻力同時(shí)大大減小·74對(duì)于非對(duì)稱翼型的零升迎角是： BA一個(gè)小的正迎角。 B一個(gè)小的負(fù)迎角。 C臨界迎有。 D失速迎角。75飛機(jī)飛行中，機(jī)翼升力等于零時(shí)的迎角稱為 AA零升力迎角。 B失速迎角。 C臨界迎角。 D零迎角。 76飛機(jī)上的總空氣動(dòng)力的作用線與飛機(jī)縱軸的交點(diǎn)稱為： B A全機(jī)重心。 B全機(jī)的壓力中心。 C機(jī)體坐標(biāo)的原點(diǎn)。 D全機(jī)焦點(diǎn)。77飛機(jī)升力的大小與空氣密度的關(guān)系 AA空氣密度成正比。 B空氣密度無(wú)關(guān)。 C空氣密度成反比。 D空氣密度的平方成正比。 78飛機(jī)升力的大小與空速的關(guān)系 ACA與空速成正比。 B與空速無(wú)

19、關(guān)。 C與空速的平方成正比 D與空速的三次方成正比。79飛機(jī)在飛行時(shí)，升力方向是： AA與相對(duì)氣流速度垂直。 B與地面垂直。 C與翼弦垂直 D與機(jī)翼上表面垂直。80飛機(jī)在平飛時(shí)載重量越大其失速速度： A A越大 B角愈大 C與重量無(wú)關(guān) D對(duì)應(yīng)的失速迎角 81機(jī)翼的弦線與相對(duì)氣流速度之間的夾角稱為： DA機(jī)翼的安裝角。 B機(jī)翼的上反角。 C縱向上反角。 D迎角82當(dāng)ny(載荷系數(shù))大于1時(shí)，同構(gòu)成，同重最的飛機(jī) A A失速速度大于平飛失速述度 B失速速度小于平飛失速速度 C失速速度等于平飛失速速度 D兩種狀態(tài)下失速速度無(wú)法比較83當(dāng)飛機(jī)減速奎鞍小速度水平飛行時(shí) AA增大迎角以提高升力 B減小迎角

20、以減小阻力C保持迎角不變以防止失速 D使迎角為負(fù)以獲得較好的滑翔性能84機(jī)翼的壓力中心 BA迎角改變時(shí)升力增量作用線與翼弦的交點(diǎn) B翼弦與機(jī)翼空氣動(dòng)力作 用線的交點(diǎn) C翼弦與最大厚度線的交點(diǎn) D在翼弦的l4處85為了飛行安全，飛機(jī)飛行時(shí)的升力系數(shù)和迎角可以達(dá)到： DA最大升力系數(shù)和臨界迎角最大 B升力系數(shù)和小于臨界迎角的限定值C小于最大升力系數(shù)的限定值和臨界迎角 D小于最大升力系數(shù)和臨界迎角的兩個(gè)限定值86增大翼型最大升力系數(shù)的兩個(gè)因數(shù) DA厚度和機(jī)翼面積 B翼弦長(zhǎng)度和展弦比 C彎度和翼展 D厚度和彎度87對(duì)一般翼型來(lái)說(shuō)，下列說(shuō)法中哪個(gè)是正確的 ADA當(dāng)迎角為零時(shí)，升力不為零. B當(dāng)翼剖面有一

21、個(gè)正迎角時(shí),上翼面處的流線比下翼面處的流線疏。 C當(dāng)翼剖面有一個(gè)正迎角時(shí)，上翼面處的流速小于下翼面處的流速。 D當(dāng)翼剖面有一個(gè)正迎角時(shí)，上翼面處的流速大于下翼面處的流速。88影響機(jī)翼升力系數(shù)的因素有 ABDA翼剖面形狀 B迎角 C空氣密度 D機(jī)翼平而形狀 89飛機(jī)上不同部件的連接處裝有整流包皮，它的主要作用是 B A減小摩擦阻力。 B減小干擾 阻力。 C減小誘導(dǎo)阻力。 D減小壓差阻力。90飛機(jī)上產(chǎn)生的摩擦阻力與什么困素有關(guān) BA與大氣可壓縮性。 B與大氣的粘性、飛機(jī)表面狀況以及周氣流接觸的飛機(jī)表面面積。 C僅與大氣的溫度。 D僅與大氣的密度。91 減小干擾阻力的主要措施是 BA把機(jī)翼表面做的很

22、光滑 B部件連接處采取整流措施C把暴露的部件做成流線型 D采用翼尖小翼92下列關(guān)于壓差阻力哪種說(shuō)法是正確的 DA物體的最大迎風(fēng)面積越大，壓差阻力越小。 B物體形狀越接近流線型，壓差阻力越大。 C壓差阻力與最大迎風(fēng)面積無(wú)關(guān)。 D物體的最大迎風(fēng)而積越大,壓差阻力越大。93下列關(guān)于誘導(dǎo)阻力的哪種說(shuō)法是正確的 A A增大機(jī)翼的展弦比可以減小誘導(dǎo)阻力。 B把暴露在氣流中的所有部件和零件都做成流線型，可以減小誘導(dǎo)阻力。 C在飛機(jī)各部件之間加裝整流包皮,可以減小誘導(dǎo)阻力。 D提高飛機(jī)的表面光潔度可以減小誘導(dǎo)阻力。94下列關(guān)于阻力的哪種說(shuō)法是正確的 DA干擾阻力是由于氣流的下洗而引起的。 B在飛機(jī)各部件之間加

23、裝整流包皮可以減小誘導(dǎo)阻力。 C誘導(dǎo)阻力是由空氣的粘性引起的。 D干擾阻力是飛機(jī)各部件之間由于氣流相互干擾而產(chǎn)生的一種額外阻力。95后緣襟翼完全放出后在其他條件不變時(shí)。機(jī)翼面積增大30，阻力系數(shù)增到原來(lái)的3倍 CA阻力增大到原來(lái)的倍 B阻力增大到原來(lái)的C倍阻力增大到原來(lái)的倍 D阻力增大到原來(lái)的倍96翼尖小翼的功用是 CA減小摩擦阻力。 B減小壓差阻力。 C減小誘導(dǎo)阻力。 D減小干擾阻力。97機(jī)翼翼梢小翼減小阻力的原理： ABA減輕翼梢旋渦 B減小氣流下洗速度 C保持層流附面層 D減小附面層內(nèi)氣流流速的橫向梯度98減少飛機(jī)摩擦阻力的措施 ABA保持飛機(jī)表面光潔度 B采剛層流翼型 C減小迎風(fēng)而積

24、D增大后掠角99氣流流過(guò)飛機(jī)表面時(shí)，產(chǎn)生的摩擦阻力：A B D A是在附面層中產(chǎn)生的 B其大小與附面層中流體的流動(dòng)狀態(tài)有關(guān)C是伴隨升力而產(chǎn)生的阻力 D其大小與空氣的溫度有關(guān) 100隨著飛行速度的提高下列關(guān)于阻力的哪種說(shuō)法是正確的 DA誘導(dǎo)阻力增大,廢阻力增大 B誘導(dǎo)阻力減小，廢阻力減小 C誘導(dǎo)阻力增大，廢阻力減小 D誘導(dǎo)阻力減小，廢阻力增大101表面臟污的機(jī)翼與表面光潔的機(jī)翼相比 AA最大升力系數(shù)下降，阻力系數(shù)增大 B相同升力系數(shù)時(shí)其迎角減小 C同迎角下升力系數(shù)相同，阻力系數(shù)加大 D相同迎角下升力系數(shù)。阻力系數(shù)都加大102關(guān)于升阻比下列哪個(gè)說(shuō)法正確 CA在最大升力系數(shù)時(shí)阻力一定最小 B最大升阻

25、比時(shí)，一定是達(dá)到臨界攻角C升阻比隨迎角的改變而改變 D機(jī)翼設(shè)計(jì)使升阻比不隨迎角變化而變化103在相同飛行速度和迎角情況下，襲面不清潔或前緣結(jié)冰的機(jī)翼升力： CA大于基本翼型升力 B等于基本翼型升力 C小于基本翼型升力 D不確定 104飛機(jī)前緣結(jié)冰對(duì)飛行的主要影響 DA增大了飛機(jī)重量，便起飛困難 B增大了飛行阻力，使所需發(fā)動(dòng)機(jī)推力大幅增加C增大了臨界攻角,使飛機(jī)易失速 D相同迎角，升力系數(shù)下降105下列關(guān)于升阻比的哪種說(shuō)法是正確的 BCDA升力系數(shù)達(dá)到最大時(shí)，升阻比也選到最大 B升力和阻力之比C升阻比達(dá)到最大之前，隨迎角增加升阻比成線性增加 D升阻比也稱為氣動(dòng)效率系數(shù)106投曲線是升力系數(shù)對(duì)阻力

26、系數(shù)的曲線 ACA曲線最高點(diǎn)的縱坐標(biāo)值表示最大升力系數(shù) B從原點(diǎn)作極曲線的切線，切線的斜率是最大升阻比的迎角值 C平行縱坐標(biāo)的直線與曲線相切，可以得到最小阻力系數(shù)和迎角值D曲線最高點(diǎn)的縱坐標(biāo)值表示最大升阻比107比較而言哪種后緣襟翼產(chǎn)生增升效果大 CA后退式襟翼 B分裂式襟翼 C富勒襟翼 D開(kāi)縫式襟翼108采用空氣動(dòng)力作動(dòng)的前緣縫翼： B A小迎角下，前緣縫翼依靠空氣動(dòng)力的吸力打開(kāi) B大迎角下，前緣縫翼依靠空氣動(dòng)力的吸力打開(kāi)。 C大迎角下，前緣縫翼依靠空氣動(dòng)力的壓力打開(kāi)。 D小迎角下，前緣縫翼依靠空氣動(dòng)力的壓力打開(kāi)。109飛行中操作擾流扳伸出 BA增加機(jī)翼上翼面的面積以提高升力 B阻擋氣流的流

27、動(dòng)，增大阻力 C增加飛機(jī)抬頭力矩，輔助飛機(jī)爬升 D飛機(jī)爬升時(shí)補(bǔ)償機(jī)翼彎度以減小氣流分離 110機(jī)翼渦流發(fā)生器的作用 BA產(chǎn)生渦流增大壓差阻力使飛機(jī)減速 B將附面層上方氣流能量導(dǎo)入附面層加速氣流流動(dòng)C下降高度時(shí)產(chǎn)生渦流以減小升力 D產(chǎn)生的渦流使擾流板的使用效果加強(qiáng)113 克魯格襟翼在使用中如何加大翼型彎度 AA前緣部分下表面向前張開(kāi)一個(gè)角度 B前緣部分向下偏轉(zhuǎn) C前緣部分與機(jī)翼分離向前伸出 D前緣部分下表面向內(nèi)凹入 114前緣縫翼的主要作用是 AA放出前緣縫翼，可增大飛機(jī)的臨界迎角 B增大機(jī)翼升力 C減小阻力 D改變機(jī)翼彎度 115失速楔的作用 A A使機(jī)翼在其位置部分先失速 B使機(jī)翼在其位置部

28、分不能失速 C使機(jī)翼上不產(chǎn)生氣流分離點(diǎn)，避免失速 D使整個(gè)機(jī)翼迎角減小，避免失速116翼刀的作用 BA增加機(jī)翼翼面氣流的攻角 B減小氣流的橫向流動(dòng)造成的附面層加厚 C將氣流分割成不同流速的區(qū)域 D將氣流分割成不同流動(dòng)狀態(tài)韻區(qū)域117屬于減升裝置的輔助操縱面是： A A擾流扳 B副冀 C前緣橡彈 D后緣襟冀118屬于增升裝置的輔助操縱面是； CA擾流板 B副翼 C前緣襟翼 D減速扳119飛機(jī)著陸時(shí)使用后緣襟翼的作用是 BA提高飛機(jī)的操縱靈敏性。 B增加飛機(jī)的穩(wěn)定性。 C增加飛機(jī)的升力。 D增大飛機(jī)的阻力。120放出前緣縫翼的作用是 CA巡航飛行時(shí)延緩機(jī)翼上表面的氣流分離 B改善氣流在機(jī)翼前緣流動(dòng)

29、，減小阻力。 C增加上翼面附面層的氣流流速. D增大機(jī)翼彎度，提高升力121分裂式增升裝置增升特點(diǎn)是： BA增大臨界迎角和最大升力系數(shù) B增大升力系數(shù)，減少臨界迎角 C臨界迎角增大 D臨界迎角增大，最大升力系數(shù)減小122附面層吹除裝置的工作原理 BA 吹除并取代附面層使氣流穩(wěn)定 B在附面層下吹入氣流防止附面層與翼表面的摩擦C在附面層上方吹出一層氣流，防止附面層加厚 D將氣流吹入附面層加速附面層流動(dòng)，防止氣流分離123后掠機(jī)翼在接近失速狀態(tài)時(shí) BA應(yīng)使翼尖先于翼根失速，失速狀態(tài)減小 B應(yīng)使翼根先于翼尖失速利于從失速狀態(tài)恢復(fù) C調(diào)整兩側(cè)機(jī)翼同時(shí)失速，效果平均，利于采取恢復(fù)措施 D應(yīng)使機(jī)翼中部先失速

30、而不影響舵面操作，利于控制失速124前緣襟翼的作用是 DA增加機(jī)翼前緣升力以使前緣抬升 B增加迎角提高機(jī)翼升力使壓力中心位置移動(dòng)而使飛機(jī)縱向平衡C在起飛著陸時(shí)產(chǎn)生抬頭力矩改變飛機(jī)姿態(tài) D增加翼型彎度，防止氣流在前緣分離125前緣襟翼與后緣襟翼同時(shí)使用因?yàn)?AA消除前緣氣流分離使后緣襟翼效果加強(qiáng)B在前緣產(chǎn)生向前的氣動(dòng)力分量以抵消后緣襟翼產(chǎn)生的阻力C前緣襟翼伸出遮擋氣流對(duì)后緣襟翼的沖擊避免結(jié)構(gòu)損壞 D減緩氣流到達(dá)后緣襟翼的速度避免后緣襟翼氣流因高速而分離126翼尖縫翼對(duì)飛機(jī)穩(wěn)定性和操作性的作用 C A使氣流方向橫向偏移流向翼尖，造成副翼氣流流量加大增加操作效果B增加向上方向氣流,增大氣流厚度C減小

31、機(jī)翼前緣氣流分離使副翼氣流平滑D補(bǔ)償兩側(cè)機(jī)翼氣流不均，使氣動(dòng)力均衡 127正常操縱飛機(jī)向左盤旋時(shí)，下述哪項(xiàng)說(shuō)法正確 BA左機(jī)翼飛行擾流板向上打開(kāi)，右機(jī)翼飛行擾流板向上打開(kāi)。 B左機(jī)翼飛行擾流板向上打開(kāi)，右機(jī)翼飛行擾漉板不動(dòng). C左機(jī)翼飛行擾流扳不動(dòng)， 右機(jī)翼飛行擾流板向上打開(kāi). D左右機(jī)翼飛行擾流板都不動(dòng).128后退開(kāi)縫式襟翼的增升原理是： ACDA增大機(jī)翼的面積 B增大機(jī)翼的相對(duì)厚度C增大機(jī)翼的相對(duì)彎度 D加速附面層氣流流動(dòng)129前緣縫翼的功用是 CDA增大機(jī)翼的安裝角 B增加飛機(jī)的穩(wěn)定性。 C增大最大升力系數(shù) D提高臨界迎角130下列關(guān)于擾流板的敘述哪項(xiàng)說(shuō)法正確 ABA擾流板可作為減速板縮

32、短飛機(jī)滑跑距離 B可輔助副翼實(shí)現(xiàn)飛機(jī)橫向操縱C可代替副翼實(shí)現(xiàn)飛機(jī)橫向操縱 D可實(shí)現(xiàn)飛機(jī)橫向配平131超音速氣流經(jīng)過(guò)收縮管道后： DA速度增加，壓強(qiáng)增大。 B速度降低，壓強(qiáng)下降。 C速度增加，壓強(qiáng)下降。 D速度降低，壓強(qiáng)增大。132當(dāng)飛機(jī)飛行馬赫數(shù)超過(guò)臨界馬赫數(shù)之后， A A局部激波首先出現(xiàn)在上翼面。 B局部激波首先出現(xiàn)在下翼面。 C只在上翼面出現(xiàn)局部激波。 D隨著飛行速度的繼續(xù)提高，局部微波向前移動(dòng)。133飛機(jī)飛行時(shí)對(duì)周圍大氣產(chǎn)生的擾動(dòng)情況是： BA擾動(dòng)產(chǎn)生的波面是以擾動(dòng)源為中心的同心圓。 B產(chǎn)生的小擾動(dòng)以音速向外傳播。 C只有馬赫錐內(nèi)的空氣才會(huì)受到擾動(dòng)。 D如果不考慮擾動(dòng)波的衰減，只要時(shí)間足

33、夠長(zhǎng)周圍的空氣都會(huì)受到擾動(dòng)。134“飛機(jī)飛行中，空氣表現(xiàn)出來(lái)的可壓縮程度：” DA只取決于飛機(jī)的飛行速度(空速) B只取決于飛機(jī)飛行當(dāng)?shù)氐囊羲貱只取決于飛機(jī)飛行的高度 D和飛機(jī)飛行的速度(空速)以及當(dāng)?shù)氐囊羲儆嘘P(guān)135飛機(jī)進(jìn)入超音速飛行的標(biāo)志是： DA飛行馬赫數(shù)大于臨界馬赫數(shù)。 B在機(jī)翼上表面最大厚度點(diǎn)附近形成了等音速。C在機(jī)翼上表面形成局部的超音速區(qū)。 D機(jī)翼襲面流場(chǎng)全部為超音速流場(chǎng)。136飛機(jī)在對(duì)流層中勻速爬升時(shí)，隨著乜行高度的增加。飛機(jī)飛行馬赫數(shù)， B A保持不變 B逐漸增加 C逐漸減小。 D先增加后減小。 137關(guān)于飛機(jī)失速下列說(shuō)法哪些是正確的 DA飛機(jī)失速是通過(guò)加大發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力就可以克

34、服的飛行障礙。 B亞音速飛行只會(huì)出現(xiàn)大迎角失速。 C高亞音速飛行只會(huì)出現(xiàn)激波失速 D在大迎角或高速飛行狀態(tài)下都可能出現(xiàn)飛機(jī)失速現(xiàn)象。138空氣對(duì)機(jī)體進(jìn)行的氣動(dòng)加熱， DA是由于氣流的動(dòng)能轉(zhuǎn)變?yōu)閴毫δ軐?duì)機(jī)體表面進(jìn)行的加熱。 B氣動(dòng)載荷使機(jī)體結(jié)構(gòu)發(fā)生變形而產(chǎn)生的溫度升高C在同溫層底部飛行時(shí)不存在。 D是由于氣流的 動(dòng)能轉(zhuǎn)變?yōu)闊崮軐?duì)機(jī)體表面進(jìn)行的加熱。139隨著飛機(jī)飛行馬赫數(shù)的提高，翼型焦點(diǎn)位置： A A在跨音速飛行階段變化比較復(fù)雜 B連續(xù)受化，從25后移到50。 C連續(xù)變化，從50前移到25。 D一直保持不變140為了使亞音速氣流加速到超音速，應(yīng)使用的流管是： CA收縮流管。 B張流管 C先收縮后

35、擴(kuò)張的流管。 D先擴(kuò)張后收縮的流管。141在激波后面： A A空氣的壓強(qiáng)突然增大。 B空氣的壓強(qiáng)突然減小、速度增大。 C空氣的密度減小。 D空氣的溫度降低。 142飛機(jī)長(zhǎng)時(shí)間的進(jìn)行超音速飛行，氣動(dòng)加熱 BCDA只會(huì)使機(jī)體表面的溫度升高 B會(huì)使機(jī)體結(jié)構(gòu)金屬材料的機(jī)械性能下降。 C會(huì)影響無(wú)線電、航空儀表的工作。 D會(huì)使非金屬材料的構(gòu)件不能正常工作。 143飛機(jī)在飛行中出現(xiàn)的失速現(xiàn)象的原因是： BCA翼梢出現(xiàn)較強(qiáng)的旋渦，產(chǎn)生很大的誘導(dǎo)阻力， B由于迎角達(dá)到臨界迎角，造成機(jī)翼上表面附面層大部分分離。 C飛行馬赫數(shù)超過(guò)臨界馬赫數(shù)之后，機(jī)翼上表面出現(xiàn)局部激波誘導(dǎo)的黼鼢離。 D由于機(jī)翼表面粗糙，使附面層由層

36、流變?yōu)槲闪鳌?44從氣流什么參數(shù)的變化可以判斷激波對(duì)氣流動(dòng)產(chǎn)生阻力 A A通過(guò)激波后空氣的溫度升高 B通過(guò)激波后氣流的速度下降。 C通過(guò)激波后空氣的靜壓升高。 D通過(guò)激波后氣流的動(dòng)壓下降。145飛機(jī)的飛行馬赫數(shù)等于臨界馬赫數(shù)時(shí)，機(jī)翼上表面 BA首次出現(xiàn)局部激波。 B首次出現(xiàn)等音速點(diǎn) C流場(chǎng)中形成局部超音速區(qū)。 D局部激波誘導(dǎo)的附面層分離。 146激波誘導(dǎo)附面層分離的主要原因是： BA局部激波前面超音速氣流壓力過(guò)大。B氣流通過(guò)局部激波減速增形成逆壓梯度。 C局部激波前面亞音速氣流的壓力低于局部激波后面氣流的壓力。 D局部激波后面氣流的壓力過(guò)小。 147當(dāng)飛機(jī)的飛行速度超過(guò)臨界速度，飛行阻力迅速增

37、大的原因是： ACA局部激波對(duì)氣流產(chǎn)生較大的波阻。 B附面層由層流變?yōu)槲闪?，產(chǎn)生較大的摩擦阻力。 C局部激波誘導(dǎo)附面層分離產(chǎn)生較大的壓差阻力。 D局部激波誘導(dǎo)附面層分離產(chǎn)生較大的摩擦阻力。148當(dāng)危機(jī)飛行速度超過(guò)臨界速度之后，在機(jī)翼表面首次出現(xiàn)了局部激波， BCA局部激波的前面形成了局部超音速區(qū)域，飛機(jī)進(jìn)入超音速飛行。 B局部激波是正激波。 C隨著飛行速度的繼續(xù)提高，局部激波向后移。 D在局部激波的后面仍為弧音速氣流，飛機(jī)仍處于亞音速飛行。 149對(duì)于現(xiàn)代高速飛機(jī)通常采用的“高度翼剖面”。下列哪種說(shuō)法是正確的 ABDA相對(duì)厚度較小。 B對(duì)稱形或接近對(duì)稱形。 C前緣曲率半徑較大。 D最大厚度位置

38、靠近翼弦中間。150 飛機(jī)焦點(diǎn)的位置： BCA隨仰角變化而改變。 B不隨仰角變化而改變。 C從亞音速進(jìn)入超音速速時(shí)后移。 D從亞音速進(jìn)入超音速時(shí)前移。 151飛機(jī)進(jìn)行超音速巡航飛行時(shí) CDA氣動(dòng)加熱會(huì)使機(jī)體表藹的溫度升高，對(duì)座艙的溫度沒(méi)有影響。 B由于氣流具有的動(dòng)能過(guò)大，減速轉(zhuǎn)變?yōu)閴毫δ軙r(shí)，對(duì)機(jī)體表面進(jìn)行的氣動(dòng)加熱比較嚴(yán)重。 C由于氣動(dòng)加熱會(huì)使結(jié)構(gòu)材料的機(jī)械性能下降。 D氣動(dòng)加熱會(huì)使機(jī)體結(jié)構(gòu)熱透。152關(guān)于激波，下列說(shuō)法哪些正確”ABA激波是空氣受到強(qiáng)烈壓縮而形成的薄薄的、稠密的空氣層。 B激波是強(qiáng)擾動(dòng)波，在空氣中的傳播速度等于音速。 C激波的形狀只與飛機(jī)的外形有關(guān)。 D激波是超膏速氣流流過(guò)帶

39、有內(nèi)折角物體表面時(shí)。形成的強(qiáng)擾動(dòng)波153關(guān)于膨脹波。下列說(shuō)法哪些正確 ADA當(dāng)超音速氣流流過(guò)擴(kuò)張流管時(shí)，通過(guò)膨脹波加速。 B膨脹波在空氣中的傳播速度是音速。 C超音速氣流通過(guò)膨脹波后，氣流的速度、溫度、壓力等發(fā)生突變 D氣流流過(guò)帶有外折角的物體表面時(shí)，通過(guò)膨脹波加速。154 關(guān)于氣流加速下列說(shuō)法哪些正確 BCA只要用先收縮后擴(kuò)張的流管就可以將亞音速氣流加速到超音速。 B氣流是在拉瓦爾噴管的擴(kuò)張部分加速成為超音速氣流C在拉瓦爾噴管收縮部分得到加速的是亞音速氣流氣流D在拉瓦爾噴管的喉部達(dá)到超音速 155穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)的超音速氣流，流過(guò)管道剖面面積變大的地方： BCA流速減小 B流速增大 C壓強(qiáng)降低

40、D壓強(qiáng)增高 155穩(wěn)定流動(dòng)狀態(tài)的超音速氣流，流過(guò)管道剖面面積變大的地方： BCA流速減小 B流速增大 C壓強(qiáng)降低 D壓強(qiáng)增高156層流翼型的特點(diǎn)是前緣半徑比較小最大厚度點(diǎn)靠后它的作用是： A A使上翼面氣流加速比較緩慢，壓力分布比較平坦可以提高臨界馬赫數(shù)。 B使上疑面氣流很快被加速，壓力分布比較平坦可以提高臨界馬赫數(shù)。 C上翼面氣流加速比較緩慢，在前緣形成吸力峰，可以提高升力系數(shù)。 D使上翼面氣流很快被加速，在前緣形成吸力峰，可以提高升力系數(shù)。157對(duì)于后掠機(jī)翼而言： AA翼尖首先失速比翼根首先失速更有害 B冀根首先失速比翼尖首先失速更有害 C翼尖首先失速和翼根首先失速有害D程度相等翼尖和翼根

41、失速對(duì)飛行無(wú)影響158飛機(jī)機(jī)翼采用相對(duì)厚度、相對(duì)彎度比較大的翼型是因?yàn)椋?BA可以減小波阻。 B得到比較大的升力系數(shù)。 C提高臨界馬赫數(shù)。 D使附面層保持層流狀態(tài)。159高速飛機(jī)機(jī)翼采用的翼型是： BA相對(duì)厚度比較小，相對(duì)彎度比較大，最大厚度點(diǎn)靠后的簿翼型。 B相對(duì)厚度比較小相對(duì)彎度比較小，最大厚度點(diǎn)靠后的薄翼型。 C相對(duì)厚度比較小相對(duì)彎度比較小，最大厚度點(diǎn)靠前的薄翼型。 D相對(duì)厚度比較小，相對(duì)彎度比較大最大厚度點(diǎn)靠前的薄翼型。160后掠機(jī)翼接近臨界迎角時(shí)，下列說(shuō)法那一個(gè)正確 B A機(jī)翼的壓力中心向后移，機(jī)頭上仰，迎角進(jìn)一步增大。 B機(jī)翼的壓力中心向前移，機(jī)頭上仰，迎角進(jìn)一步增大。 C機(jī)翼的壓

42、力中心向后移，機(jī)頭下沉，迎角減小。 D機(jī)翼的壓力中心向前移，機(jī)頭下沉，迎角減小。161下面的輔助裝置哪一個(gè)能防止翼尖失速： BA擾流版 B翼刀和鋸齒型前緣 C整流片 D前緣襟翼162層流翼型是高亞音速飛機(jī)采用比較多的翼型它的優(yōu)點(diǎn)是： ABA可以減小摩擦阻力。 B可以提高臨界馬赫數(shù)。 C可以減小干擾阻力。 D與超臨界翼型相比，有比較好的跨音速氣動(dòng)特性。163對(duì)高速飛機(jī)氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)的主要要求是： ACA提高飛機(jī)的臨界馬赫數(shù)。 B減小誘導(dǎo)阻力。 C減小波阻。 D保持層流附面層。164后掠機(jī)翼的失速特性不好是指： ACA和翼根相比，翼梢部位更容易發(fā)生附面層分離。 B和翼捎相比，翼根部位更容易發(fā)生附面層

43、分離。 C沿翼展方向氣流速度增加D翼根和翼梢部位同時(shí)產(chǎn)生附面層分離。165下列哪種形狀的機(jī)翼可以提高臨界馬赫數(shù) ADA小展弦比機(jī)翼。 B大展弦比機(jī)翼。 C平直機(jī)翼。 D后掠機(jī)翼。166采用后掠機(jī)翼提高臨界馬赫數(shù)的原因是： BA后掠角使氣流產(chǎn)生了沿機(jī)翼展向的流動(dòng)。 B經(jīng)翼型加速產(chǎn)生升力的有效速度減小了。 C翼根處附面層的厚度比挺梢處附面層的厚度薄。 D形成了斜對(duì)氣流的激波。167當(dāng)氣流流過(guò)帶有后掠角的機(jī)翼時(shí)，垂直機(jī)翼前緣的氣流速度 AA是產(chǎn)生升力的有效速度。 B在沿機(jī)翼表面流動(dòng)過(guò)程中，大小不發(fā)生變化。 C大于來(lái)流的速度。 D會(huì)使機(jī)翼翼梢部位的附面層加厚168當(dāng)氣流流過(guò)帶有后掠角的機(jī)翼時(shí)平行機(jī)翼前

44、緣的速度 DA沿機(jī)翼展向流動(dòng)，使機(jī)翼梢部位附面層的厚度減小。 B被用來(lái)加速產(chǎn)生升力。 C小于來(lái)流的速度，所以臨界馬赫數(shù)提高了。 D使后掠機(jī)翼的失速特性不好。 169小展弦比機(jī)翼在改善飛機(jī)空氣動(dòng)力特性方面起的作用是： CA同樣機(jī)翼面職的情況下，減小機(jī)翼相對(duì)厚度加速上翼面氣流流速提高臨界馬赫數(shù)B同樣機(jī)翼面積的情況下，加大機(jī)翼的相對(duì)厚度，提高升力系數(shù)。 C同樣機(jī)翼面積的情況下，減小機(jī)翼的相對(duì)厚度，減小波阻。 D同樣機(jī)翼面積的情況下,減小機(jī)翼的展長(zhǎng)，提高臨界馬赫數(shù)。 170超臨界翼型的特點(diǎn)是： BDA上翼面氣流加速比較快，所以它的臨界馬赫數(shù)比較大。B一旦出現(xiàn)局部激波，激波的位置靠后減少波阻C一旦出現(xiàn)局

45、部激波,激波的強(qiáng)度比較大，減小波阻 D超臨界翼型的跨音速氣動(dòng)特性比層流翼型好。 171飛機(jī)的機(jī)翼設(shè)計(jì)成為后掠機(jī)翼為了： ABA提高臨界馬赫數(shù) B減小波阻 C增加飛機(jī)升力 D改善飛機(jī)的低速飛行性能 172關(guān)于后掠機(jī)翼失速特性，下列說(shuō)法哪些是正確的 AD A一旦翼梢先于翼根失速,會(huì)造成機(jī)頭自動(dòng)上仰，導(dǎo)致飛機(jī)大迎角失速。 B產(chǎn)生升力的有效速度增加，使后掠機(jī)翼的失速特性變壞。 C翼根部位附面層先分離會(huì)使副翼的操縱效率下降。 D機(jī)翼表面安裝的翼刀可以改善后掠機(jī)翼失速特性。173為了改善飛機(jī)的跨音速空氣動(dòng)力特性和減小波阻，可以采用下列哪類機(jī)翼BCDA層流翼型的機(jī)翼。 B采用前緣尖削對(duì)稱薄翼型的機(jī)翼。 C三

46、角形機(jī)翼。 D帶有大后掠角的機(jī)翼174飛機(jī)在空中飛行時(shí)，如果飛機(jī)處于平衡狀態(tài)，則 AA作用在飛機(jī)上的所有外力平衡，所有外力矩也平衡。 B作用在飛機(jī)上的所有外力不平衡所有外力矩平衡。 C作用在飛機(jī)上的所有外力平衡，所有外力矩不平衡。D作用在飛機(jī)上的外力不平衡，所有外力矩也不平衡。175飛機(jī)重心位置的表示方法是 AA用重心到平均氣動(dòng)力弦前緣的距離和平均氣動(dòng)力弦長(zhǎng)之比的百分?jǐn)?shù)來(lái)表示。 B用重心到平均幾何弦前緣的距離和平均幾何弦長(zhǎng)之比的百分?jǐn)?shù)來(lái)表示 C用重心到機(jī)體基準(zhǔn)面的距離和平均氣動(dòng)力弦長(zhǎng)之比的百分?jǐn)?shù)來(lái)表示。 D用重心到機(jī)體基準(zhǔn)面韻距離和機(jī)體長(zhǎng)度之比的百分?jǐn)?shù)來(lái)表示。176飛機(jī)做等速直線水平飛行時(shí)，作

47、用在飛機(jī)上的外載荷應(yīng)滿足 DA升力等于重力，推力等于阻力。 B升力等于重力抬頭力矩等于低頭力矩。 C推力等于阻力，抬頭力矩等于低頭力矩。 D升力等于重力，推力等于阻力抬頭力矩等于低頭力矩177下列哪項(xiàng)不是飛機(jī)飛行時(shí)所受的外載荷DA重力 B氣動(dòng)力 C發(fā)動(dòng)機(jī)推（拉）力 D慣性力178 研究飛機(jī)運(yùn)動(dòng)時(shí)選用的機(jī)體坐標(biāo)， DA以飛機(jī)重心為原點(diǎn)，縱軸和橫軸確定的平面為對(duì)稱面B以全機(jī)焦點(diǎn)為原點(diǎn)，縱軸和立軸確定的平面為對(duì)稱面 C以壓力中心原點(diǎn)，縱軸和橫軸確定的平面為對(duì)稱面 D以飛機(jī)重心為原點(diǎn)，縱軸和立軸確定的平面為對(duì)稱面 179對(duì)于進(jìn)行定常飛行的飛機(jī)來(lái)說(shuō)， BA升力一定等于重力。 B作用在飛機(jī)上的外載荷必定是

48、平衡力系。 C發(fā)動(dòng)機(jī)推力一定等于阻力。 D只需作用在飛機(jī)上外載荷的合力等于零180如果作用在飛機(jī)上的外載荷不滿足沿立軸的力的平衡方程，則 BA飛機(jī)速度的大小會(huì)發(fā)生，速度的方向保持不變。 B飛機(jī)速度的方向會(huì)發(fā)生變化。 C飛機(jī)一定產(chǎn)生曲線飛行，飛機(jī)重心向上移D飛機(jī)一定產(chǎn)生曲線飛行，飛機(jī)重心向下移。181 在飛機(jī)進(jìn)行沖拉起過(guò)程中，飛機(jī)的升力 AA為飛機(jī)的曲線運(yùn)動(dòng)提向心力。 B等于飛機(jī)的重量。 C大于飛機(jī)的重量并一直保持不變。 D等于飛機(jī)重量和向心力之和。182在平衡外載荷的作用下，飛機(jī)飛行的軌跡 AA一定是直線的。 B一定是水平直線的。C是直線的或是水平曲線的。 D是水平直線或水平曲線的。183飛機(jī)

49、進(jìn)行的勻速俯沖拉起飛行， CDA速度不發(fā)生變化。 B是在平衡外載荷作用下進(jìn)行的飛行。 C是變速飛行。 D飛行速度方向的變化是由于存在著向心力。184飛機(jī)的爬升角是指 A飛機(jī)上升軌跡與水平線之間的夾角 B飛機(jī)立軸與水平線之間的夾角218飛機(jī)進(jìn)行俯沖拉起時(shí) BDA軌跡半徑越大飛機(jī)的載荷因數(shù)nY越大。 B飛行速度越小，載荷因數(shù)nY越小 C載荷因數(shù)可能等于1，也可能大于1。 D載荷因數(shù)只能大干1 。219關(guān)于載荷因數(shù)nY，下列說(shuō)法那些正確 CDA飛機(jī)等速爬升是一種平衡飛行狀態(tài)，所以nY等于1。 B等速下滑時(shí)，nY大于1。 C載荷因數(shù)大，飛機(jī)結(jié)構(gòu)受載較大 D在飛機(jī)著陸過(guò)程中，取nY等于1。說(shuō)明飛機(jī)升力等于重量。220飛機(jī)的平飛包線圖中左面的一條線表示最小平飛速度隨高度的變化情況。B A這條線上各點(diǎn)的速度小于對(duì)應(yīng)高度上的失速速度。 B這條線上各點(diǎn)的速度大于對(duì)應(yīng)高度上的失速逑度。 C這條線上各點(diǎn)的速度等于對(duì)應(yīng)高度上的失速速度。 D在低空小于飛機(jī)失速速度，在高空大于失