《空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ)及飛行原理》(ME基礎(chǔ)、AV基礎(chǔ))題庫(kù)

1、空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ)及飛行原理1、絕對(duì)溫度的零度是(C A、-273 B、-273K C、-273 D、322、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 C、78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?(B A、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、空氣的物理性質(zhì)主要包括(C A、空氣的粘性 B、空氣的壓縮性C、空氣的粘性和壓縮性 D、空氣的可塑性5、下列不是影響空氣粘性的因素是(A A、空氣的流動(dòng)位置

2、 B、氣流的流速C、空氣的粘性系數(shù) D、與空氣的接觸面積6、氣體的壓力、密度、溫度 三者之間的變化關(guān)系是(DA、=PRT B、T=PR C、P=R/ T D、P=RT7、在大氣層內(nèi)，大氣密度(C A、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。8、在大氣層內(nèi)，大氣壓強(qiáng)(B A、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。 D、隨高度增加可能增加，也可能減小。9、空氣的密度(AA、與壓力成正比 B、與壓力成反比 C、與壓力無(wú)關(guān)。 D、與溫度成正比。10、影響空氣粘性力的主要因素: (BCA、空

3、氣清潔度B速度梯度C空氣溫度D、相對(duì)濕度11、對(duì)于空氣密度如下說(shuō)法正確的是(B A、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12、對(duì)于音速如下說(shuō)法正確的是: (C A、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13、假設(shè)其他條件不變，空氣濕度大(B A、空氣密度大，起飛滑跑距離長(zhǎng) 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14、一定體積的容器中,空氣壓力(D A、與空氣密度和空

4、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15、一定體積的容器中空氣壓力(D A、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16、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，絕對(duì)濕度升高 17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

5、壓力大小的標(biāo)志 D、空氣速度是空氣可壓縮性的標(biāo)志18、國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣的物理參數(shù)的相互關(guān)系是(B A、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、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 =1.225kgm3 B、P=1013 hPA T=15 =1.225 kgm3 C、P=1013 psi T25 =1.225 kgm3 D、P=1013 hPA T25 =0.6601 kgm320、在溫度不變情況下，空氣的密度與壓力的關(guān)系? (A A、與壓力成正比。 B、與壓力成反比。 C

6、、與壓力無(wú)關(guān)。 D、與壓力的平方成正比。21、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?(A A、溫度偏差 B、壓力偏差 C、密度偏差 D、高度偏差22、一定質(zhì)量的完全氣體具有下列特性(B A、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23、音速隨大氣高度的變化情況是(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24、從地球表面到外層空間,大氣層依次是(A A對(duì)流層、平流層、中間層、電離層和散逸層 B對(duì)流

7、層，平流層、電離層、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25對(duì)流層的高度在地球中緯度地區(qū)約為(D A、8公里。 B、16公里。 C、10公里。 D、11公里 26、下列(B 的敘述屬于對(duì)流層的特點(diǎn):A空氣中幾乎沒(méi)有水蒸氣 B空氣沒(méi)有上下對(duì)流C高度升高氣溫下降D空氣中的風(fēng)向風(fēng)速不變27、下列(C 的敘述不屬于平流層的特點(diǎn):A、空氣中的風(fēng)向、風(fēng)速不變 B、溫度大體不變，平均在-56、5C、空氣上下對(duì)流激烈 D、空氣質(zhì)量不多，約占大氣質(zhì)量的1/428在對(duì)流層內(nèi)，空氣的溫度(A A、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

8、變 D、先是隨高度增加而升高，然后再隨高度增加而降低。29、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30、對(duì)飛機(jī)飛行安全性影響最大的陣風(fēng)是:(A A、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)31、對(duì)起飛降落安全性造成不利影響的是:(AC A、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32、影響飛機(jī)機(jī)體腐蝕的大氣因素是(ACD A、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33、影響飛機(jī)機(jī)體腐蝕的大氣因素是(ACD A、空氣的相對(duì)濕度

9、 B、空氣密度 C、空氣的溫度和溫差 D、空氣污染物34、云對(duì)安全飛行產(chǎn)生不利影響的原因是(ABD A、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 35、層流翼型的特點(diǎn)是(B A、前緣半徑大,后部尖的水滴形前緣半徑小 B、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36、氣流產(chǎn)生下洗是由于(C A、分離點(diǎn)后出現(xiàn)旋渦的影響 B、轉(zhuǎn)捩點(diǎn)后紊流的影響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37、氣流沿機(jī)翼表面附面層類型的變化是:(B A、可由紊流變?yōu)閷恿鰾、可由層流變?yōu)樗亓鰿、一般不發(fā)生變化 D、紊流、層流可交替變化38、在機(jī)翼

10、表面的附面層沿氣流方向(C A、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39、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(B A、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40、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 41、對(duì)于下洗流的影響，下述說(shuō)法是否正確:(AC A在空中，上升時(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 4

11、2、關(guān)于附面層下列說(shuō)法哪些正確?(AC A、層流附面層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 43:氣流沿機(jī)翼表面流動(dòng)，影響由層流變?yōu)樗亓鞯囊蛩厥?(ABCA、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 44、下列關(guān)于附面層的哪種說(shuō)法是正確的？(ABC A附面層的厚度順著氣流方向是逐漸加厚的。B附面層內(nèi)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。 45、亞音速空氣

12、流速增加可有如下效果(BCD A、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46、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)47、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A、l=3A、2則其流速為(C A、V1=9V2 B、V29V1 C、V2=3V1 D、V1=3V2 48、當(dāng)空氣在管道中低速流動(dòng)時(shí)由伯努利定理可知(B A、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

13、。49、計(jì)算動(dòng)壓時(shí)需要哪些數(shù)據(jù)?(C A、大氣壓力和速度 B、空氣密度和阻力 C、空氣密度和速度 D、空氣密度和大氣壓50、利用風(fēng)可以得到飛機(jī)氣動(dòng)參數(shù)，其基本依據(jù)是(B A、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 51、流管中空氣的動(dòng)壓(D A、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52、流體的連續(xù)性方程: (A A、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。53、下列(D的敘述與伯努利定理無(wú)關(guān):A、流體流速大的

14、地方壓力小，流速小的地方壓力大B、氣流穩(wěn)定流過(guò)一條流管時(shí)，氣流的總能量是不變的C、氣流沿流管穩(wěn)定流動(dòng)過(guò)程中，氣流的動(dòng)壓和靜壓之和等于常數(shù)D、氣流低速流動(dòng)時(shí)，流速與流管橫截面積成正比54、下列(C 的敘述是錯(cuò)誤的:A、伯努利定理的物理實(shí)質(zhì)是能量守衡定律在空氣流動(dòng)過(guò)程中的應(yīng)用B、物體表面一層氣流流速?gòu)牧阍黾拥接鏆饬髁魉俚牧鲃?dòng)空氣層叫做附面層C、空氣粘性的物理實(shí)質(zhì)不是空氣分子作無(wú)規(guī)則運(yùn)動(dòng)的結(jié)果D、氣流低速流動(dòng)時(shí)，在同一流管的任一切面上，流速和流管的橫切面積始終成反比55、氣體的連續(xù)性定理是(C 在空氣流動(dòng)過(guò)程中的應(yīng)用:A、能量守衡定律 B、牛頓第一定律C、質(zhì)量守衡定律 D、牛頓第二定律56、氣體的

15、伯努利定理是(A 在空氣流動(dòng)過(guò)程中的應(yīng)用:A、能量守衡定律 B、牛頓第一定律C、質(zhì)量守衡定律 D、牛頓第二定律57、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(A A、增大。 B、減小。 C、保持不變。 D、可能增大，也可能減小。58、亞音速氣流流過(guò)收縮管道，其氣流參數(shù)如何變化? (C A、流速增加，壓強(qiáng)增大。 B、速度降低，壓強(qiáng)下降。 C、流速增加，壓強(qiáng)下降。 D、速度降低壓強(qiáng)增大。59、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?C A、公斤 B、力平方米 C、水柱高牛頓平方米 D、磅平方英寸60、伯努利方程的使用條件是(D A、只要是理想的不可壓縮流

16、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61、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A、l=2A、2=4A、3則其靜壓為(B A、P1=P2=P3 B、P1P2P3 C、P1 、 P1P3P2 62、對(duì)低速氣流，由伯努利方程可以得出: (C 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 C、流管內(nèi)氣流速度增加,空氣靜壓減小 D、不能確定63、對(duì)于任何速度的氣流，連續(xù)性方程是(C A、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

17、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64、流體在管道中以穩(wěn)定的速度流動(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 65、當(dāng)空氣在管道中流動(dòng)時(shí)，由伯努利定理可知(CA、凡是流速大的地方，壓強(qiáng)就大 B、凡是流速小的地方，壓強(qiáng)就小 C、凡是流速人的地方，壓強(qiáng)就小 D、壓強(qiáng)與流速無(wú)關(guān)66、非定常流是指(B A、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)67、關(guān)于動(dòng)壓和靜壓的方向，以下哪一個(gè)是正確的(C A動(dòng)壓和靜壓的方向都是與運(yùn)動(dòng)的方

18、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68、流體的伯努利定理(A A、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。69、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70、下列關(guān)于動(dòng)壓的哪種說(shuō)法是正確的? (BCA總壓與靜壓之和B總壓與靜壓之差 C動(dòng)壓和速度的平方成正比 D、動(dòng)壓和速度成正比71、所謂翼剖面就是(AA、平行飛機(jī)機(jī)身縱軸將機(jī)翼假想切一刀，所剖開(kāi)的剖面 B、平行飛機(jī)機(jī)身橫

19、軸將機(jī)翼假想切一刀，所剖開(kāi)的剖面 C、垂直機(jī)翼前緣將機(jī)翼假想切一刀，所剖開(kāi)的剖面 D、垂直機(jī)翼后緣將機(jī)翼假想切一刀， 所剖開(kāi)的剖面72、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、機(jī)翼前緣到后緣 D、翼型最大上弧線到基線。73、測(cè)量機(jī)翼的翼展是從(A A、左翼尖到右翼尖B、機(jī)身中心線到翼尖C、機(jī)翼前緣到后緣 D、翼型最大上弧線到基線74、機(jī)翼的安裝角是(B A、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。 75、機(jī)翼的展弦比是(D A、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

20、、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。76、機(jī)翼1/4弦線與垂直機(jī)身中心線的直線之間的夾角稱為機(jī)翼的(C A、安裝角。 B、上反角 C、后掠角。 D、迎角。77、水平安定面的安裝角與機(jī)翼安裝角之差稱為?(C A、迎角。 B、上反角。 C、縱向上反角 D、后掠角。78、翼型的最大厚度與弦長(zhǎng)的比值稱為(B A、相對(duì)彎度。 B、相對(duì)厚度。 C、最大彎度。 D、平均弦長(zhǎng)。79、翼型的最大彎度與弦長(zhǎng)的比值稱為(A A、相對(duì)彎度； B、相對(duì)厚度。 C、最大厚度。 D、平均弦長(zhǎng)。80、影響翼型性能的最主要的參數(shù)是(B A、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。

21、81、飛機(jī)的安裝角是影響飛機(jī)飛行性能的重要參數(shù)，對(duì)于低速飛機(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 82、民航飛機(jī)常用翼型的特點(diǎn)(C A、相對(duì)厚度20到30 B、相對(duì)厚度5到10C、相對(duì)厚度10%到15 D、相對(duì)厚度15到2083、民航飛機(jī)常用翼型的特點(diǎn)(C A、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6584、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、

22、14弦線后掠角10到25度 D、14弦線后掠角25到35度85、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86、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87、機(jī)翼空氣動(dòng)力受力最大的是(CA、機(jī)翼上表面壓力 B、機(jī)翼下表面壓力 C、機(jī)翼上表面吸力 D、機(jī)翼下表面吸力88、當(dāng)迎角達(dá)到臨界迎角時(shí)(B A、升力突然大大增加,而阻力迅速減小。 B、升力突然大大降低，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89、對(duì)于非對(duì)稱翼型的零升迎角是(B A、一個(gè)小

23、的正迎角。 B、一個(gè)小的負(fù)迎角。 C、臨界迎有。 D、失速迎角。90、飛機(jī)飛行中，機(jī)翼升力等于零時(shí)的迎角稱為(A A、零升力迎角。 B、失速迎角。 C、臨界迎角。 D、零迎角。 91、“失速”指的是(CA、飛機(jī)失去速度B、飛機(jī)速度太快C、飛機(jī)以臨界迎角飛行 D、飛機(jī)以最小速度飛行92、“失速迎角”就是“臨界迎角”，指的是(CA、飛機(jī)飛的最高時(shí)的迎角 B、飛機(jī)飛的最快時(shí)的迎角C、飛機(jī)升力系數(shù)最大時(shí)的迎角 D、飛機(jī)阻力系數(shù)最大時(shí)的迎角93、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)。94、飛機(jī)升力的大小與空氣密度的關(guān)

24、系是: (A A、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。95、飛機(jī)升力的大小與空速的關(guān)系是(C A、與空速成正比。B、與空速無(wú)關(guān)。 C、與空速的平方成正比 D、與空速的三次方成正比。96、機(jī)翼升力系數(shù)與哪些因素有關(guān)? (BA、僅與翼剖面形狀有關(guān) B、與翼剖面形狀和攻角有關(guān)C、僅與攻角有關(guān) D、與翼弦有關(guān)97、飛機(jī)在飛行時(shí)，升力方向是(A A、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。98、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 99、機(jī)翼的弦線與相對(duì)氣流速度之間

25、的夾角稱為(D A、機(jī)翼的安裝角。 B、機(jī)翼的上反角。 C、縱向上反角。 D、迎角100、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101、當(dāng)飛機(jī)減小速度水平飛行時(shí)(A A、增大迎角以提高升力 B、減小迎角以減小阻力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102、機(jī)翼的壓力中心: (B A、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103、為了飛行安全，飛機(jī)飛

26、行時(shí)的升力系數(shù)和迎角可以達(dá)到(D A、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104、增大翼型最大升力系數(shù)的兩個(gè)因數(shù)是: (D A、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105、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。106、影響機(jī)翼升力系

27、數(shù)的因素有(ABD A、翼剖面形狀 B、迎角 C、空氣密度 D、機(jī)翼平面形狀 107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。108、飛機(jī)上產(chǎn)生的摩擦阻力與什么困素有關(guān)? (B A、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。109、下列哪種說(shuō)法是不正確的? (ABDA、當(dāng)攻角達(dá)到臨界攻角時(shí)，升力會(huì)突然大大增加 B、氣流變?yōu)殡s亂無(wú)章，并且出現(xiàn)旋渦流動(dòng)的附面層稱為層流附面層 C、附面層的氣流各層不相混雜而成層流動(dòng)，稱為層流

28、附面層 D、當(dāng)攻角達(dá)到臨界攻角時(shí)，阻力會(huì)大大減小110、飛機(jī)上產(chǎn)生的摩擦阻力與大氣的哪種物理性質(zhì)有關(guān)? (B A、可壓縮性 B、粘性 C、溫度 D、密度 111、沒(méi)有保護(hù)好飛機(jī)表面的光潔度，將增加飛機(jī)的哪種阻力? (BA、壓差阻力 B、摩擦阻力 C、干擾阻力 D、誘導(dǎo)阻力112、減小飛機(jī)外型的迎風(fēng)面積，目的是為了減小飛機(jī)的(BA、摩擦阻力 B、壓差阻力 C、誘導(dǎo)阻力 D、干擾阻力113、增大飛機(jī)機(jī)翼的展弦比，目的是減小飛機(jī)的(CA、摩擦阻力 B、壓差阻力 C、誘導(dǎo)阻力 D、干擾阻力114、合理布局飛機(jī)結(jié)構(gòu)的位置，是為了減小(DA、摩擦阻力 B、壓差阻力 C、誘導(dǎo)阻力 D、干擾阻力115、下列(

29、D 對(duì)飛機(jī)阻力大小影響不大:A、飛行速度、空氣密度、機(jī)翼面積 B、飛機(jī)的翼型和平面形狀C、飛機(jī)的外形、表面光潔度和密封性 D、飛機(jī)的安裝角和上反角116、下列(B 與飛機(jī)誘導(dǎo)阻力大小無(wú)關(guān):A、機(jī)翼的平面形狀 B、機(jī)翼的翼型 C、機(jī)翼的根尖比 D、機(jī)翼的展弦比117、減小干擾阻力的主要措施是(B A、把機(jī)翼表面做的很光滑 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118、下列關(guān)于壓差阻力哪種說(shuō)法是正確的? (D A、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

30、大。119、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。120、下列關(guān)于阻力的哪種說(shuō)法是正確的?(D A、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。121、下列哪種說(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，

31、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)面積越大， 壓差阻力越大122、有些飛機(jī)的其尖部位安裝了翼稍小翼，它的功用是(C A、減小摩擦阻力 B、減小壓差阻力 C、減小誘導(dǎo)阻力 D、減小于擾阻力123、飛機(jī)上不同部件的連接處裝有整流包皮，它的主要功用是(BA、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124、飛機(jī)升阻比值的大小主要隨(B 變化:A、飛行速度 B、飛行迎角 C、飛行高度 D、機(jī)翼面積125、下列正確的是(CA飛機(jī)的升阻比越大,飛機(jī)的空氣動(dòng)力特性越差B飛機(jī)的性質(zhì)角越大,飛機(jī)的空氣動(dòng)力特性越好C飛機(jī)的升阻比越大,飛機(jī)的空氣動(dòng)力特性越好D飛

32、機(jī)的升阻比越小,飛機(jī)的空氣動(dòng)力特性越好126、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?(C A、阻力增大到原來(lái)的3.3倍 B、阻力增大到原來(lái)的1.9C、倍阻力增大到原來(lái)的3.9倍 D、阻力增大到原來(lái)的4.3倍127、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128、減少飛機(jī)摩擦阻力的措施是: (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 D、增大后掠角129、氣流流過(guò)飛機(jī)表面時(shí)，產(chǎn)生的摩擦阻力(ABDA、是在附面層中產(chǎn)生的 B、其太小與附面層中流體的流動(dòng)狀態(tài)有關(guān)C、是

33、伴隨升力而產(chǎn)生的阻力 D、其大小與空氣的溫度有關(guān) 130、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?(D A、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131、表面臟污的機(jī)翼與表面光潔的機(jī)翼相比(A A、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132、關(guān)于升阻比下列哪個(gè)說(shuō)法正確: (C A、在最大升力系數(shù)時(shí)阻力一定最小 B、最大升阻比時(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

34、而變化133、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(C A、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 134、飛機(jī)前緣結(jié)冰對(duì)飛行的主要影響(D A、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135、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、升力和阻力之比升阻比達(dá)到最大之前，隨迎角增加C、升阻比成線性增加 D、升阻比也稱為氣動(dòng)效率系數(shù)136、極曲線是升力系數(shù)對(duì)阻力系數(shù)的曲線,即(ACA、曲線最高點(diǎn)的縱坐標(biāo)值表

35、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137、從原點(diǎn)作極曲線的切線，切點(diǎn)所對(duì)應(yīng)的迎角值是(BA、最大迎角 B、有利迎角 C、最小迎角 D、臨界迎角138、比較而言哪種后緣襟翼產(chǎn)生增升效果大: (C A、后退式襟翼 B、分裂式襟翼 C、富勒襟翼 D、開(kāi)縫式襟翼139、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

36、空氣動(dòng)力的壓力打開(kāi)。140、飛行中操作擾流扳伸出(B A、增加機(jī)翼上翼面的面積以提高升力 B、阻擋氣流的流動(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 141、機(jī)翼渦流發(fā)生器的作用(B A、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)142、克魯格襟翼在使用中如何加大翼型彎度(A A、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 143、前緣縫翼的主要作用是(A A、放出前緣縫翼

37、，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 144、前緣縫翼只有在(C 情況下打開(kāi)才能有增升作用:A、無(wú)論任何迎角 B、小迎角C、迎角接近或超過(guò)臨界迎角 D、中迎角145、后緣襟翼增升的共同原理是: A、增大了翼型的相對(duì)彎度 B、增大了翼型的迎角C、在壓力中心的后部產(chǎn)生阻力 D、減小了翼型的阻力146、打開(kāi)后緣襟翼既能增大機(jī)翼切面的彎曲度，又能增加機(jī)翼的面積， 繼而提高飛機(jī)的升力系數(shù)，這種襟翼被叫做(DA、分裂式襟翼 B、簡(jiǎn)單式襟翼C、后退開(kāi)縫式襟翼 D、后退式襟翼147、失速楔的作用是 : (A A、使機(jī)翼在其位置部分先失速 B、使機(jī)翼在其位置部分不能失速 C、使

38、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148、翼刀的作用是(B A、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149、屬于減升裝置的輔助操縱面是(A A、擾流扳 B、副冀 C、前緣縫翼 D、后緣襟冀150、屬于增升裝置的輔助操縱面是；(C A、擾流板 B、副翼 C、前緣襟翼 D、減速板151、飛機(jī)著陸時(shí)使用后緣襟翼的作用是(CDA、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。152、放出前緣縫翼的作用是(C A、巡航飛行時(shí)延緩機(jī)翼上表

39、面的氣流分離 B、改善氣流在機(jī)翼前緣流動(dòng)，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153、分裂式增升裝置增升特點(diǎn)是(B A、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154、附面層吹除裝置的工作原理是: (D A、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155、后掠機(jī)翼在接近失速狀態(tài)時(shí)(B A、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)

40、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)翼中部先失速而不影響舵面操作，利于控制失速156、前緣襟翼的作用是(D A、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157、前緣襟翼與后緣襟翼同時(shí)使用因?yàn)?A A、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158、翼尖縫翼對(duì)飛機(jī)穩(wěn)定性和操作性的作

41、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159、當(dāng)后緣襟翼放下時(shí)，下述哪項(xiàng)說(shuō)法正確? (C A、只增大升力 B、只增大阻力 C、既可增大升力又可增大阻力 D、增大升力減小阻力160、飛機(jī)起飛時(shí)后緣襟翼放下的角度小于著陸時(shí)放下的角度是因?yàn)?C A、后緣襟翼放下角度比較小時(shí)，機(jī)翼的升力系數(shù)增加，阻力系數(shù)不增加。 B、后緣襟翼放下角度比較大時(shí)，機(jī)翼的阻力系數(shù)增加，升力系數(shù)不增加。 C、后緣襟翼放下角度比較小時(shí)，機(jī)翼的升力系數(shù)增加的效果大于阻力系數(shù)增加的效果。D

42、、后緣襟翼放下角度比較小時(shí)，機(jī)翼的升力系數(shù)增加的效果小于阻力系數(shù)增加的效果。161、根據(jù)機(jī)翼升力和阻力計(jì)算公式可以得出,通過(guò)增大機(jī)翼面積來(lái)增大升力的同時(shí): (C A、阻力不變。 B、阻力減小。 C、阻力也隨著增大。 D、阻力先增加后減小。162、使用前緣縫翼提高臨界迎角的原理是(A A、加快機(jī)翼前緣上表面的氣流流速，在前緣形成吸力峰。 B、減小機(jī)翼下翼面氣流的流速，增大上下翼面的壓力差。 C、加快附面層內(nèi)氣流的流速，使分離點(diǎn)后移。 D、加快附面層內(nèi)氣流的流速，使分離點(diǎn)前移。163、為了使開(kāi)縫式后緣襟翼起到增升的作用，襟翼放下后形成的縫隙從下翼面到上翼面應(yīng)該是(D A、逐新擴(kuò)大。 B、保持不變。

43、 C、先減小后擴(kuò)大。 D、逐漸減小。164、下面哪些增升裝置是利用了控制附面層的增升原理?(BCA、后緣簡(jiǎn)單襟翼。 B、前緣縫翼。 C、渦流發(fā)生器。 D、下垂式前緣襟翼。165、下面哪些增升裝置是利用了增大機(jī)翼面積的增升原理? (ADA、后退式后緣襟翼。 B、下垂式前緣襟翼。 C、后緣簡(jiǎn)單襟翼。 D、富勒襟翼。166、利用增大機(jī)翼彎度來(lái)提高機(jī)翼的升力系數(shù)，會(huì)導(dǎo)致(A A、機(jī)翼上表面最低壓力點(diǎn)前移，減小臨界迎角。B、機(jī)翼上表面最低壓力點(diǎn)后移，減小臨界迎角。 C、機(jī)翼上表面最低壓力點(diǎn)前移，加大臨界迎角。 D、機(jī)翼上表面最低壓力點(diǎn)后移，加大臨界迎角。 167、增升裝置的增升原理有: (A A、增大部

44、分機(jī)翼弦長(zhǎng)B、使最大厚度點(diǎn)后移C、使最大彎度點(diǎn)后移 D、減小機(jī)翼的迎風(fēng)面積 168、使用機(jī)翼后緣襟翼提高升力系數(shù)的同時(shí)臨界迎角減小的主要原因是(A A、放下后緣襟翼時(shí)，增大了機(jī)翼的彎度。 B、放下后緣襟翼時(shí)增大了機(jī)翼的面積C、放下后緣襟翼時(shí)，在上下翼面之間形成了縫隙。D、放下后緣襟翼時(shí)，在上下翼面之間形成了多條縫隙。 169、增大機(jī)翼彎度可以增大機(jī)翼升力的原理是(B A、使附面層保持層流狀態(tài)。 B、加快機(jī)翼前緣上表面氣流的流速。 C、加快機(jī)翼后緣。氣流的流速。 D、推遲附面層分離。170、利用機(jī)翼的增升裝置控制附面層可以 (ABDA、減小附面層的厚度。 B、加快附面層氣流的流速。 C、使附面層

45、分離點(diǎn)向前移。 D、使附面層分離點(diǎn)向后移171、正常操縱飛機(jī)向左盤旋時(shí)，下述哪項(xiàng)說(shuō)法正確? (B A、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)、172、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)173、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174、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短

46、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175、在激波后面 (AA、空氣的壓強(qiáng)突然增大 B、空氣的壓強(qiáng)突然減小 C、空氣的密度減小 D、空氣的溫度降低176、亞音速氣流經(jīng)過(guò)收縮管道后，(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177、超音速氣流經(jīng)過(guò)收縮管道后(D A、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。178 超音速氣流的加速性指的是(BA、流速要加快，流管必須變細(xì) B、流速要加快，流管必須變粗C、流速要加快，流管可以不變 D、流速與流

47、管的橫切面積無(wú)關(guān)179、氣流通過(guò)正激波后，壓力、密度和溫度都突然升高，且流速(CA、氣流速度不變 B、可能為亞音速也可能為超音速C、由超音速降為亞音速 D、有所降低但仍為超音速180、氣流通過(guò)斜激波后，壓力、密度和溫度也會(huì)突然升高，且流速(BA、氣流速度不變 B、可能為亞音速也可能為超音速C、由超音速降為亞音速 D、有所降低但仍為超音速181、頭部非常尖的物體，對(duì)氣流的阻滯作用不強(qiáng)，超音速飛行時(shí)，在其前緣通常產(chǎn)生: (A A、附體激波 B、脫體激波 C、局部激波 D、不產(chǎn)生激波182、某飛機(jī)在5000米高度上飛行，該高度的音速為1155公里/小時(shí)，當(dāng)飛行速度增大到1040公里/小時(shí)，機(jī)翼表面最

48、低壓力點(diǎn)處的局部氣流速度為1100 公里/小時(shí)，而該點(diǎn)的局部音速也降為1100公里/小時(shí)，這時(shí)飛機(jī)的臨界飛行M數(shù)為(DA、1040/1100 B、1100/1100 C、1100/1155 D、1040/1155183、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)。184、飛機(jī)飛行時(shí)對(duì)周圍大氣產(chǎn)生的擾動(dòng)情況是(B A、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)間足夠長(zhǎng)周

49、圍的空氣都會(huì)受到擾動(dòng)。185、飛機(jī)飛行中，空氣表現(xiàn)出來(lái)的可壓縮程度(D A、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)186、飛機(jī)進(jìn)入超音速飛行的標(biāo)志是(D A、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)。187、飛機(jī)在對(duì)流層中勻速爬升時(shí)，隨著飛行高度的增加,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。 188、關(guān)于飛機(jī)失速下列說(shuō)法哪些是正確的?(D A、飛機(jī)失速是

50、通過(guò)加大發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力就可以克服的飛行障礙。 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。189、空氣對(duì)機(jī)體進(jìn)行的氣動(dòng)加熱(D A、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。190、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191、為了使亞音速氣流加速到超音速，應(yīng)使

51、用的流管是(CA、收縮流管。B、張流管 C、先收縮后擴(kuò)張的流管。 D、先擴(kuò)張后收縮的流管。192、在激波后面(ADA、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、空氣的溫度增加。 193、飛機(jī)長(zhǎng)時(shí)間的進(jìn)行超音速飛行，氣動(dòng)加熱(BCD A、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。 194、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

52、馬赫數(shù)之后，機(jī)翼上表面出現(xiàn)局部激波誘導(dǎo)的氣流分離。 D、由于機(jī)翼表面粗糙，使附面層由層流變?yōu)槲闪鳌?95、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。196、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 : (B A、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。 197、激波誘導(dǎo)附面層分離的主要原因是(B A、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

53、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。 198、當(dāng)飛機(jī)的飛行速度超過(guò)臨界速度，飛行阻力迅速增大的原因是(AC A、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199 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(BC A、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。 200、對(duì)于現(xiàn)代高速飛機(jī)通常采用的“

54、 高度翼剖面”。下列哪種說(shuō)法是正確的？(ABD A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、最大厚度位置靠近翼弦中間。201、飛機(jī)焦點(diǎn)的位置(BC A、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。 202、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。203、關(guān)于激波，下列說(shuō)法哪些正確? (ADA、激波是空氣受到強(qiáng)烈

55、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)帶有內(nèi)折角物體表面時(shí)。形成的強(qiáng)擾動(dòng)波204、關(guān)于膨脹波,下列說(shuō)法哪些正確? (ABA、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。205、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206、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 207、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