2023年空氣動力學基礎(chǔ)及飛行原理筆試題

空氣動力學基礎(chǔ)及飛行原理筆試題１絕對溫度的零度是：CA-２73℉B-２７3KC-27３℃D32℉2空氣的組成為CA78%氮,20％氫和２％其他氣體Ｂ９0%氧，6％氮和４％其他氣體C78%氮,２１％氧和１％其他氣體D21%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)與溫度無關(guān)。Ｄ氣體的粘性系數(shù)隨溫度的升高而減少。4在大氣層內(nèi)，大氣密度:CＡ在同溫層內(nèi)隨高度增長保持不變。B隨高度增長而增長。C隨高度增長而減小。D隨高度增長也許增長,也也許減小。５在大氣層內(nèi),大氣壓強:BA隨高度增長而增長。B隨高度增長而減小。Ｃ在同溫層內(nèi)隨高度增長保持不變。C隨高度增長也許增長，也也許減小。6增出影響空氣粘性力的重要因素BCA空氣清潔度B速度梯度C空氣溫度D相對濕度7對于空氣密度如下說法對的的是BA空氣密度正比于壓力和絕對溫度B空氣密度正比于壓力，反比于絕對溫度Ｃ空氣密度反比于壓力,正比于絕對溫度D空氣密度反比于壓力和絕對溫度８“對于音速.如下說法對的的是”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B空氣密度小，起飛滑跑距離長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A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濕度乘積成反比Ｄ與空氣密度和空氣絕對溫度乘積成正比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溫度乘積成正比12對于露點溫度如下說法對的的是BCA“溫度升高，露點溫度也升高”B相對濕度達成100％時的溫度是露點溫度Ｃ“露點溫度下降，絕對濕度下降”D露點溫度下降，絕對濕度升高“13”對于音速,如下說法對的的是”ABＡ音速是空氣可壓縮性的標志Ｂ空氣音速高,粘性就越大Ｃ音速是空氣壓力大小的標志Ｄ空氣速度是空氣可壓縮性的標志14國際標準大氣的物理參數(shù)的互相關(guān)系是:ＢＡ溫度不變時,壓力與體積成正比B體積不變時，壓力和溫度成正比C壓力不變時，體積和溫度成反比D密度不變時．壓力和溫度成反比1５國際標準大氣規(guī)定海平面的大氣參數(shù)是:ＢA.P=10１３psiT=15℃ρ=1.225kg/m3B.P=１013hPａT=15℃ρ=１.2２5kg/m3C.P=1０1３pｓiT＝25℃ρ＝1.225kｇ／ｍ３D.Ｐ=1013hＰaＴ=25℃ρ=0.66０1ｋg／ｍ316在溫度不變情況下,空氣的密度與壓力的關(guān)系?ＡA與壓力成正比。B與壓力成反比。C與壓力無關(guān)。Ｄ與壓力的平方成正比。17推算實際大氣情況下的飛行性能,將基于下列哪條基準，對飛行手冊查出的性能數(shù)據(jù)進行換算?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,壓力與體積成正比B體積不變時,壓力和溫度成正比C壓力不變時,體積和溫度成反比D密度不變時,壓力和溫度成反比19音速隨大氣高度的變化情況是ＢCA隨高度增高而減少。B在對流層內(nèi)隨高度增高而減少。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對流層、平流層、中間層、電離層和散逸層B對流層,平流層、電離層、中間層和散逸層C對流層、中間層、平流層、電離層和散落層D對流層,平流層.中間層．散逸層和電離層21對流層的高度.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在對流層內(nèi),空氣的溫度:AA隨高度增長而減少。Ｂ隨高度增長而升高。C隨高度增長保持不變.Ｄ先是隨高度增長而升高,然后再隨高度增長而減少。23現(xiàn)代民航客機一般巡航的大氣層是?ADＡ對流層頂層B平流層頂層Ｃ對流層底層D平流層底層２4對飛機飛行安全性影響最大的陣風是ＡＡ上下垂直于飛行方向的陣風B左右垂直子飛行方向的陣風C沿著飛行方向的陣風逆著Ｄ飛行方向的陣風25對起飛降落安全性導致不利影響的是ACＡ低空風切變B穩(wěn)定的逆風場Ｃ垂直于跑道的颶風Ｄ穩(wěn)定的上升氣流26影響飛機機體腐蝕的大氣因素是ＡCＤA空氣的相對濕度B空氣壓力C空氣的溫差D空氣污染物2７影響飛機機體腐蝕的大氣因素是ACＤＡ空氣的相對濕度B空氣密度C空氣的溫度和溫差D空氣污染物28云對安全飛行產(chǎn)生不利影響的因素是ABDA影響正常的目測B溫度低了導致機翼表面結(jié)冰C增長阻力D積雨云會帶來危害29層流翼型的特點是BＡ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分離點后出現(xiàn)旋渦的影響B(tài)轉(zhuǎn)捩點后紊流的影響C機翼上下表面存在壓力差的影響D迎角過大失速的影響31氣流沿機翼表面附面層類型的變化BA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32在機翼表面的附面層沿氣流方向CA厚度基本不變Ｂ厚度越來越?。煤穸仍絹碓胶馜厚度變化不定33在機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)小于一定值時保持不變D與飛行速度沒有關(guān)系34在翼型后部產(chǎn)生渦流，會導致BＤＡ摩擦阻力增長B壓差阻力增長Ｃ升力增長D升力減小35對于下洗流的影響,下述說法是否對的AＣA在空中,上升時比巡航時下洗流影響大B低速飛行在地面比在高空時下洗流影響大C水平安定面在機身上比在垂直尾翼上時受下洗流影響大Ｄ在任何情況下,下洗流的影響都同樣ＡC３6關(guān)于附面層下列說法哪些對的?Ａ層流附面屢的厚度小于紊流附面層的厚度Ｂ氣流雜亂無章，各層氣流互相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,稱為層流附面層。D層流附面層的流動能量小于紊流附面層的流動能量37氣流沿機翼表面流動,影響由層流變?yōu)樗亓鞯囊蛩厥茿BCA空氣的流速B在翼表面流動長度C空氣溫度Ｄ空氣比重38下列關(guān)于附面層的哪種說法是對的的?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)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亞音速空氣流速增長可有如下效果BＣＤA由層流變?yōu)樗亓鞯霓D(zhuǎn)捩點后移B氣流分離點后移C阻力增長D升力增長4０在機翼表面．附面層由層流狀態(tài)轉(zhuǎn)變?yōu)槲闪鳡顟B(tài)的轉(zhuǎn)捩點的位置：AＢＣDA與空氣的溫度有關(guān)B與機翼表面的光滑限度有關(guān)Ｃ與飛機的飛行速度的大小有關(guān)Ｄ與機翼的迎角的大小有關(guān)41當不可壓氣流連續(xù)流過一個階梯管道時．己知其截面積Al=3A2則其流速為：ＣＡ、V1=９V2B、Ｖ２=9V1C、V２=3V1D、V1＝３Ｖ242當空氣在管道中低速流動時．由伯努利定理可知：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計算動壓時需要哪些數(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運用風可以得到飛機氣動參數(shù),其基本依據(jù)是。BＡ連續(xù)性假設(shè)B相對性原理C牛頓定理D熱力學定律45流管中空氣的動壓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只合用于抱負流動。B合用于可壓縮和不可壓縮流體的穩(wěn)定管流。C只合用于不可壓縮流體的穩(wěn)定管流。D只合用于可壓縮流體的穩(wěn)定管流。４7流體在管道中穩(wěn)定低速流動時,假如管道由粗變細．則流體的流速AA增大。B減小。Ｃ保持不變。D也許增大,也也許減小。４8亞音速氣流流過收縮管道，其氣流參數(shù)如何變化?ＣA速度增長,壓強增大。Ｂ速度減少，壓強下降。C速度增長,壓強下降。D速度減少.壓強增大。49在伯努利方程中,密度單位為公斤/立方米，速度單位為米/秒動壓單位為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只要是抱負的不可壓縮流體B只要是抱負的與外界無能量互換的流體Ｃ只要是不可壓縮，且與外界無能量互換的流體D必須是抱負的、不可壓縮、且與外界無能量變換的流體51當不可壓氣流連續(xù)流過一個階梯管道時，己知其截面積Ａl＝2Ａ2=4A3則其靜壓為：BA、P1＝Ｐ2＝Ｐ3B、P1>P２>P3C、P１<Ｐ2＜P3D、P１>P3>Ｐ25２對低速氣流,由伯努利方程可以得出，Ａ流管內(nèi)氣流速度增長，空氣靜壓也增長B流管截面積減小，空氣靜壓增長CC流管內(nèi)氣流速度增長,空氣靜壓減小D不能擬定５３對于任何速度的氣流,連續(xù)性方程是CＡ流過各截面的氣流速度與截面積乘積不變Ｂ流過各截面的體積流量相同C流過各截面的質(zhì)量流量相同D流過各截面的氣體密度相同54非定常流是指ＢA流場中各點的空氣狀態(tài)參數(shù)相同B流場中各點的空氣狀態(tài)參數(shù)隨時間變化C流場中各點的空氣狀態(tài)參數(shù)不隨時間變化D流場中空氣狀態(tài)參數(shù)與位置無關(guān)55關(guān)于動壓和靜壓的方向,以下哪一個是對的的ＣA動壓和靜壓的方向都是與運動的方向一致B動壓和靜壓都作用在任意方向Ｃ動壓作用在流體的流動方向．靜壓作用在任意方向D靜壓作用在流體的流動方向，動壓作用在任意方向５６流體的伯努利定理：ＡA合用于不可壓縮的抱負流體。B合用于粘性的抱負流體。Ｃ合用于不可壓縮的粘性流體。Ｄ合用于可壓縮和不可壓縮流體。57伯努利方程合用于ADA低速氣流Ｂ高速氣流C合用于各種速度的氣流D不可壓縮流體５8下列關(guān)于動壓的哪種說法是對的的?ＢCA總壓與靜壓之和B總壓與靜壓之差C動壓和速度的平方成正比D動壓和速度成正比59測量機翼的翼弦是從:CA左翼尖到右翼尖。B機身中心線到翼尖。C前緣到后緣.Ｄ最大上弧線到基線。６０機翼的安裝角是？BA翼弦與相對氣流速度的夾角。B翼弦與機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機翼焦點線與機身軸線的夾角。６1機翼的展弦比是:DA展長與機翼最大厚度之比。Ｂ展長與翼根弦長之比。C展長與翼尖弦長之比。Ｄ展長與平均幾何弦長之比。62機翼前緣線與垂直機身中心線的直線之間的夾角稱為機翼的：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翼安裝角之差稱為？ＣA迎角。B上反角。C縱向上反角．D后掠角。6４翼型的最大厚度與弦長的比值稱為：BA相對彎度。B相對厚度。C最大彎度。D平均弦長。65翼型的最大彎度與弦長的比值稱為ＡA相對彎度；B相對厚度。Ｃ最大厚度。D平均弦長。66影響翼型性能的最重要的參數(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飛機的安裝角是影響飛機的性能的重要參數(shù)，對于初期的低速飛機,校裝飛機外型是：AA增大安裝角叫內(nèi)洗,可以增長機翼升力B增大安裝角叫內(nèi)洗.可以減小機翼升力C增大安裝角叫外洗.可以減小機翼升力D增大安裝角叫外洗.可以增長機翼升力68民航飛機常用翼型的特點ＣＡ相對厚度2０%到30%Ｂ相對厚度5%到10%C相對厚度1０%到1５％Ｄ相對厚度1５％到20%69民航飛機常用翼型的特點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大型民航運送機常用機翼平面形狀的特點BDA展弦比3到5B展弦比7到8C1/4弦線后掠角10到２5度Ｄ1／4弦線后掠角２5到35度71具有后掠角的飛機有側(cè)滑角時，會產(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具有上反角的飛機有側(cè)滑角時，會產(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當迎角達成臨界迎角時:BA升力忽然大大增長，而阻力迅速減小。B升力忽然大大減少,而阻力迅速增長。Ｃ升力和阻力同時大大增長。D升力和阻力同時大大減小·74對于非對稱翼型的零升迎角是：ＢA一個小的正迎角。B一個小的負迎角。C臨界迎有。Ｄ失速迎角。７5飛機飛行中，機翼升力等于零時的迎角稱為?AA零升力迎角。Ｂ失速迎角。Ｃ臨界迎角。D零迎角。76飛機上的總空氣動力的作用線與飛機縱軸的交點稱為：BA全機重心。Ｂ全機的壓力中心。C機體坐標的原點。D全機焦點。７7飛機升力的大小與空氣密度的關(guān)系?AA空氣密度成正比。B空氣密度無關(guān)。C空氣密度成反比。D空氣密度的平方成正比。78飛機升力的大小與空速的關(guān)系?ACA與空速成正比。Ｂ與空速無關(guān)。C與空速的平方成正比D與空速的三次方成正比。79飛機在飛行時，升力方向是：ＡA與相對氣流速度垂直。Ｂ與地面垂直。C與翼弦垂直D與機翼上表面垂直。８0飛機在平飛時．載重量越大其失速速度：AA越大Ｂ角愈大Ｃ與重量無關(guān)Ｄ相應(yīng)的失速迎角８１機翼的弦線與相對氣流速度之間的夾角稱為：ＤA機翼的安裝角。Ｂ機翼的上反角。Ｃ縱向上反角。D迎角.8２當ny（載荷系數(shù))大于1時，同構(gòu)成，同重最的飛機AA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)下失速速度無法比較83當飛機減速奎鞍小速度水平飛行時ＡＡ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使迎角為負以獲得較好的滑翔性能84機翼的壓力中心？ＢA迎角改變時升力增量作用線與翼弦的交點B翼弦與機翼空氣動力作用線的交點C翼弦與最大厚度線的交點D在翼弦的l／4處85為了飛行安全,飛機飛行時的升力系數(shù)和迎角可以達成：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)和臨界迎角的兩個限定值86增大翼型最大升力系數(shù)的兩個因數(shù)？ＤA厚度和機翼面積Ｂ翼弦長度和展弦比C彎度和翼展D厚度和彎度8７對一般翼型來說，下列說法中.哪個是對的的?ADＡ當迎角為零時，升力不為零．Ｂ當翼剖面有一個正迎角時,上翼面處的流線比下翼面處的流線疏。C當翼剖面有一個正迎角時,上翼面處的流速小于下翼面處的流速。D當翼剖面有一個正迎角時,上翼面處的流速大于下翼面處的流速。88影響機翼升力系數(shù)的因素有?ABDA翼剖面形狀B迎角C空氣密度Ｄ機翼平而形狀８9飛機上不同部件的連接處裝有整流包皮,它的重要作用是?BA減小摩擦阻力。B減小干擾阻力。Ｃ減小誘導阻力。Ｄ減小壓差阻力。90飛機上產(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、飛機表面狀況以及周氣流接觸的飛機表面面積。Ｃ僅與大氣的溫度。D僅與大氣的密度。9１減小干擾阻力的重要措施是BA把機翼表面做的很光滑B部件連接處采用整流措施C把暴露的部件做成流線型D采用翼尖小翼92下列關(guān)于壓差阻力哪種說法是對的的？DＡ物體的最大迎風面積越大，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面積無關(guān)。D物體的最大迎風而積越大,壓差阻力越大。9３下列關(guān)于誘導阻力的哪種說法是對的的?AA增大機翼的展弦比可以減小誘導阻力。Ｂ把暴露在氣流中的所有部件和零件都做成流線型,可以減小誘導阻力。C在飛機各部件之間加裝整流包皮,可以減小誘導阻力。D提高飛機的表面光潔度可以減小誘導阻力。94下列關(guān)于阻力的哪種說法是對的的?ＤA干擾阻力是由于氣流的下洗而引起的。Ｂ在飛機各部件之間加裝整流包皮可以減小誘導阻力。Ｃ誘導阻力是由空氣的粘性引起的。Ｄ干擾阻力是飛機各部件之間由于氣流互相干擾而產(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。機翼面積增大3０%,阻力系數(shù)增到本來的3倍?ＣA阻力增大到本來的3.3倍Ｂ阻力增大到本來的1．9Ｃ倍阻力增大到本來的３.9倍D阻力增大到本來的４.3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減小誘導阻力。D減小干擾阻力。97機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減少飛機摩擦阻力的措施?ABA保持飛機表面光潔度B采剛層流翼型C減小迎風而積D增大后掠角９9氣流流過飛機表面時，產(chǎn)生的摩擦阻力:AＢDA是在附面層中產(chǎn)生的Ｂ其大小與附面層中流體的流動狀態(tài)有關(guān)C是隨著升力而產(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)于阻力的哪種說法是對的的?ＤA誘導阻力增大，廢阻力增大B誘導阻力減小,廢阻力減小C誘導阻力增大,廢阻力減小D誘導阻力減小，廢阻力增大1０1表面臟污的機翼與表面光潔的機翼相比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)于升阻比下列哪個說法對的CA在最大升力系數(shù)時阻力一定最小B最大升阻比時，一定是達成臨界攻角C升阻比隨迎角的改變而改變Ｄ機翼設(shè)計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不擬定10４飛機前緣結(jié)冰對飛行的重要影響ＤA增大了飛機重量,便起飛困難B增大了飛行阻力，使所需發(fā)動機推力大幅增長Ｃ增大了臨界攻角，使飛機易失速Ｄ相同迎角，升力系數(shù)下降10５下列關(guān)于升阻比的哪種說法是對的的?BＣDA升力系數(shù)達成最大時，升阻比也選到最大B升力和阻力之比.C升阻比達成最大之前,隨迎角增長升阻比成線性增長D升阻比也稱為氣動效率系數(shù)106投曲線是升力系數(shù)對阻力系數(shù)的曲線AＣＡ曲線最高點的縱坐標值表達最大升力系數(shù)B從原點作極曲線的切線,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曲線最高點的縱坐標值表達最大升阻比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開縫式襟翼１0８采用空氣動力作動的前緣縫翼：BA小迎角下,前緣縫翼依靠空氣動力的吸力打開．B大迎角下，前緣縫翼依靠空氣動力的吸力打開。C大迎角下，前緣縫翼依靠空氣動力的壓力打開。D小迎角下,前緣縫翼依靠空氣動力的壓力打開。10９飛行中操作擾流扳伸出BA增長機翼上翼面的面積以提高升力B阻擋氣流的流動,增大阻力C增長飛機昂首力矩,輔助飛機爬升Ｄ飛機爬升時補償機翼彎度以減小氣流分離110機翼渦流發(fā)生器的作用BA產(chǎn)生渦流增大壓差阻力使飛機減速B將附面層上方氣流能量導入附面層加速氣流流動C下降高度時產(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一個角度B前緣部分向下偏轉(zhuǎn)C前緣部分與機翼分離向前伸出Ｄ前緣部分下表面向內(nèi)凹入1１4前緣縫翼的重要作用是?ＡＡ放出前緣縫翼,可增大飛機的臨界迎角B增大機翼升力C減小阻力Ｄ改變機翼彎度1１5失速楔的作用AA使機翼在其位置部分先失速B使機翼在其位置部分不能失速C使機翼上不產(chǎn)氣憤流分離點，避免失速D使整個機翼迎角減小，避免失速11６翼刀的作用BA增長機翼翼面氣流的攻角B減小氣流的橫向流動導致的附面層加厚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狀態(tài)韻區(qū)域117屬于減升裝置的輔助操縱面是:ＡA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飛機著陸時使用后緣襟翼的作用是BA提高飛機的操縱靈敏性。B增長飛機的穩(wěn)定性。C增長飛機的升力。D增大飛機的阻力。1２0放出前緣縫翼的作用是?CA巡航飛行時延緩機翼上表面的氣流分離B改善氣流在機翼前緣流動,減小阻力。C增長上翼面附面層的氣流流速.Ｄ增大機翼彎度，提高升力121分裂式增升裝置增升特點是：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,防止氣流分離1２3后掠機翼在接近失速狀態(tài)時BA應(yīng)使翼尖先于翼根失速,失速狀態(tài)減?。聭?yīng)使翼根先于翼尖失速.利于從失速狀態(tài)恢復Ｃ調(diào)整兩側(cè)機翼同時失速,效果平均,利于采用恢復措施Ｄ應(yīng)使機翼中部先失速而不影響舵面操作，利于控制失速１24前緣襟翼的作用是ＤＡ增長機翼前緣升力以使前緣抬升B增長迎角提高機翼升力使壓力中心位置移動而使飛機縱向平衡Ｃ在起飛著陸時產(chǎn)生昂首力矩改變飛機姿態(tài)Ｄ增長翼型彎度，防止氣流在前緣分離125前緣襟翼與后緣襟翼同時使用由于AA消除前緣氣流分離使后緣襟翼效果加強B在前緣產(chǎn)生向前的氣動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后緣襟翼的沖擊避免結(jié)構(gòu)損壞D減緩氣流到達后緣襟翼的速度避免后緣襟翼氣流因高速而分離126翼尖縫翼對飛機穩(wěn)定性和操作性的作用CA使氣流方向橫向偏移流向翼尖，導致副翼氣流流量加大增長操作效果B增長向上方向氣流,增大氣流厚度C減小機翼前緣氣流分離使副翼氣流平滑D補償兩側(cè)機翼氣流不均，使氣動力均衡１27正常操縱飛機向左盤旋時,下述哪項說法對的?ＢA左機翼飛行擾流板向上打開，右機翼飛行擾流板向上打開。B左機翼飛行擾流板向上打開，右機翼飛行擾漉板不動.C左機翼飛行擾流扳不動，右機翼飛行擾流板向上打開.D左右機翼飛行擾流板都不動.128后退開縫式襟翼的增升原理是：ＡＣDＡ增大機翼的面積B增大機翼的相對厚度C增大機翼的相對彎度D加速附面層氣流流動１2９前緣縫翼的功用是?CＤA增大機翼的安裝角Ｂ增長飛機的穩(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說法對的?ABA擾流板可作為減速板縮短飛機滑跑距離B可輔助副翼實現(xiàn)飛機橫向操縱Ｃ可代替副翼實現(xiàn)飛機橫向操縱Ｄ可實現(xiàn)飛機橫向配平13１超音速氣流通過收縮管道后:DA速度增長,壓強增大。Ｂ速度減少,壓強下降。C速度增長，壓強下降。Ｄ速度減少,壓強增大。１32當飛機飛行馬赫數(shù)超過臨界馬赫數(shù)之后，AA局部激波一方面出現(xiàn)在上翼面。Ｂ局部激波一方面出現(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。133飛機飛行時對周邊大氣產(chǎn)生的擾動情況是：BＡ擾動產(chǎn)生的波面是以擾動源為中心的同心圓。B產(chǎn)生的小擾動以音速向外傳播。C只有馬赫錐內(nèi)的空氣才會受到擾動。Ｄ假如不考慮擾動波的衰減,只要時間足夠長周邊的空氣都會受到擾動。１３4“飛機飛行中，空氣表現(xiàn)出來的可壓縮限度：”DA只取決于飛機的飛行速度(空速)Ｂ只取決于飛機飛行本地的音速Ｃ只取決于飛機飛行的高度D和飛機飛行的速度(空速）以及本地的音速有關(guān)135飛機進入超音速飛行的標志是：DA飛行馬赫數(shù)大于臨界馬赫數(shù)。B在機翼上表面最大厚度點附近形成了等音速。C在機翼上表面形成局部的超音速區(qū)。Ｄ機翼襲面流場合有為超音速流場。1３６飛機在對流層中勻速爬升時,隨著乜行高度的增長。飛機飛行馬赫數(shù)，BA保持不變．B逐漸增長C逐漸減小。D先增長后減小。1３7關(guān)于飛機失速下列說法哪些是對的的?DA飛機失速是通過加大發(fā)動機動力就可以克服的飛行障礙。B亞音速飛行只會出現(xiàn)大迎角失速。C高亞音速飛行只會出現(xiàn)激波失速.Ｄ在大迎角或高速飛行狀態(tài)下都也許出現(xiàn)飛機失速現(xiàn)象。138空氣對機體進行的氣動加熱,DA是由于氣流的動能轉(zhuǎn)變?yōu)閴毫δ軐C體表面進行的加熱。B氣動載荷使機體結(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不存在。D是由于氣流的動能轉(zhuǎn)變?yōu)闊崮軐C體表面進行的加熱。１39隨著飛機飛行馬赫數(shù)的提高,翼型焦點位置：AA在跨音速飛行階段變化比較復雜．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先收縮后擴張的流管。D先擴張后收縮的流管。１4１在激波后面：ＡA空氣的壓強忽然增大。Ｂ空氣的壓強忽然減小、速度增大。C空氣的密度減小。Ｄ空氣的溫度減少。142飛機長時間的進行超音速飛行，氣動加熱BＣＤＡ只會使機體表面的溫度升高．Ｂ會使機體結(jié)構(gòu)金屬材料的機械性能下降。C會影響無線電、航空儀表的工作。D會使非金屬材料的構(gòu)件不能正常工作。143飛機在飛行中出現(xiàn)的失速現(xiàn)象的因素是:ＢＣA翼梢出現(xiàn)較強的旋渦,產(chǎn)生很大的誘導阻力,B由于迎角達成臨界迎角，導致機翼上表面附面層大部分分離。Ｃ飛行馬赫數(shù)超過臨界馬赫數(shù)之后,機翼上表面出現(xiàn)局部激波誘導的黼鼢離。D由于機翼表面粗糙,使附面層由層流變?yōu)槲闪鳌?44從氣流什么參數(shù)的變化可以判斷激波對氣流動產(chǎn)生阻力?ＡA通過激波后空氣的溫度升高B通過激波后氣流的速度下降。C通過激波后空氣的靜壓升高。D通過激波后氣流的動壓下降。145飛機的飛行馬赫數(shù)等于臨界馬赫數(shù)時,機翼上表面BＡ初次出現(xiàn)局部激波。B初次出現(xiàn)等音速點C流場中形成局部超音速區(qū)。D局部激波誘導的附面層分離。1４６激波誘導附面層分離的重要因素是：BA局部激波前面超音速氣流壓力過大。B氣流通過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小。147當飛機的飛行速度超過臨界速度，飛行阻力迅速增大的因素是:ACA局部激波對氣流產(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局部激波誘導附面層分離產(chǎn)生較大的壓差阻力。D局部激波誘導附面層分離產(chǎn)生較大的摩擦阻力。148當危機飛行速度超過臨界速度之后，在機翼表面初次出現(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,飛機進入超音速飛行。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,飛機仍處在亞音速飛行。1４９對于現(xiàn)代高速飛機通常采用的“高度翼剖面”。下列哪種說法是對的的？ABDA相對厚度較小。B對稱形或接近對稱形。C前緣曲率半徑較大。D最大厚度位置靠近翼弦中間。15０飛機焦點的位置:BCA隨仰角變化而改變。B不隨仰角變化而改變。C從亞音速進入超音速速時后移。Ｄ從亞音速進入超音速時前移。151飛機進行超音速巡航飛行時．CＤA氣動加熱會使機體表藹的溫度升高,對座艙的溫度沒有影響。Ｂ由于氣流具有的動能過大,減速轉(zhuǎn)變?yōu)閴毫δ軙r,對機體表面進行的氣動加熱比較嚴重。Ｃ由于氣動加熱會使結(jié)構(gòu)材料的機械性能下降。Ｄ氣動加熱會使機體結(jié)構(gòu)熱透。152關(guān)于激波,下列說法哪些對的?”ABＡ激波是空氣受到強烈壓縮而形成的薄薄的、稠密的空氣層。Ｂ激波是強擾動波,在空氣中的傳播速度等于音速。C激波的形狀只與飛機的外形有關(guān)。D激波是超膏速氣流流過帶有內(nèi)折角物體表面時。形成的強擾動波153關(guān)于膨脹波。下列說法哪些對的?ADＡ當超音速氣流流過擴張流管時,通過膨脹波加速。Ｂ膨脹波在空氣中的傳播速度是音速。Ｃ超音速氣流通過膨脹波后,氣流的速度、溫度、壓力等發(fā)生突變.D氣流流過帶有外折角的物體表面時,通過膨脹波加速。154關(guān)于氣流加速．下列說法哪些對的?ＢCA只要用先收縮后擴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成超音速155穩(wěn)定流動狀態(tài)的超音速氣流，流過管道剖面面積變大的地方：BCA流速減小B流速增大C壓強減少D壓強增高155穩(wěn)定流動狀態(tài)的超音速氣流，流過管道剖面面積變大的地方：BCA流速減?。铝魉僭龃驝壓強減少D壓強增高1５6層流翼型的特點是前緣半徑比較?。畲蠛穸赛c靠后．它的作用是：AA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使上疑面氣流不久被加速,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使上翼面氣流不久被加速，在前緣形成吸力峰,可以提高升力系數(shù)。157對于后掠機翼而言:AA翼尖一方面失速比翼根一方面失速更有害Ｂ冀根一方面失速比翼尖一方面失速更有害C翼尖一方面失速和翼根一方面失速有害D限度相等翼尖和翼根失速對飛行無影響158飛機機翼采用相對厚度、相對彎度比較大的翼型是由于：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高速飛機機翼采用的翼型是：BA相對厚度比較小，相對彎度比較大,最大厚度點靠后的簿翼型。B相對厚度比較小.相對彎度比較小,最大厚度點靠后的薄翼型。C相對厚度比較小.相對彎度比較小,最大厚度點靠前的薄翼型。D相對厚度比較小,相對彎度比較大.最大厚度點靠前的薄翼型。１60后掠機翼接近臨界迎角時,下列說法那一個對的?ＢA機翼的壓力中心向后移，機頭上仰，迎角進一步增大。Ｂ機翼的壓力中心向前移，機頭上仰，迎角進一步增大。C機翼的壓力中心向后移，機頭下沉，迎角減小。D機翼的壓力中心向前移，機頭下沉，迎角減小。161下面的輔助裝置哪一個能防止翼尖失速: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采用比較多的翼型.它的優(yōu)點是: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特性。1６3對高速飛機氣動外形設(shè)計的重要規(guī)定是:AＣA提高飛機的臨界馬赫數(shù)。B減小誘導阻力。C減小波阻。D保持層流附面層。164后掠機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)生附面層分離。C沿翼展方向氣流速度增長D翼根和翼梢部位同時產(chǎn)生附面層分離。165下列哪種形狀的機翼可以提高臨界馬赫數(shù)?ADA小展弦比機翼。B大展弦比機翼。Ｃ平直機翼。D后掠機翼。１66采用后掠機翼提高臨界馬赫數(shù)的因素是：BA后掠角使氣流產(chǎn)生了沿機翼展向的流動。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形成了斜對氣流的激波。167當氣流流過帶有后掠角的機翼時，垂直機翼前緣的氣流速度AＡ是產(chǎn)生升力的有效速度。B在沿機翼表面流動過程中，大小不發(fā)生變化。C大于來流的速度。D會使機翼翼梢部位的附面層加厚.1６8當氣流流過帶有后掠角的機翼時平行機翼前緣的速度ＤＡ沿機翼展向流動，使機翼梢部位附面層的厚度減小。B被用來加速產(chǎn)生升力。C小于來流的速度，所以臨界馬赫數(shù)提高了。D使后掠機翼的失速特性不好。１69小展弦比機翼在改善飛機空氣動力特性方面起的作用是:CＡ同樣機翼面職的情況下，減小機翼相對厚度．加速上翼面氣流流速．提高臨界馬赫數(shù)B同樣機翼面積的情況下,加大機翼的相對厚度，提高升力系數(shù)。C同樣機翼面積的情況下,減小機翼的相對厚度,減小波阻。D同樣機翼面積的情況下，減小機翼的展長，提高臨界馬赫數(shù)。170超臨界翼型的特點是: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)局部激波,激波的強度比較大,減小波阻Ｄ超臨界翼型的跨音速氣動特性比層流翼型好。171飛機的機翼設(shè)計成為后掠機翼為了：ABA提高臨界馬赫數(shù)B減小波阻C增長飛機升力D改善飛機的低速飛行性能172關(guān)于后掠機翼失速特性，下列說法哪些是對的的？AＤA一旦翼梢先于翼根失速,會導致機頭自動上仰,導致飛機大迎角失速。B產(chǎn)生升力的有效速度增長,使后掠機翼的失速特性變壞。C翼根部位附面層先分離會使副翼的操縱效率下降。Ｄ機翼表面安裝的翼刀可以改善后掠機翼失速特性。173為了改善飛機的跨音速空氣動力特性和減小波阻,可以采用下列哪類機翼？BＣDA層流翼型的機翼。B采用前緣尖削對稱薄翼型的機翼。Ｃ三角形機翼。D帶有大后掠角的機翼１74飛機在空中飛行時，假如飛機處在平衡狀態(tài),則AA作用在飛機上的所有外力平衡，所有外力矩也平衡。B作用在飛機上的所有外力不平衡．所有外力矩平衡。C作用在飛機上的所有外力平衡，所有外力矩不平衡。D作用在飛機上的外力不平衡,所有外力矩也不平衡。17５飛機重心位置的表達方法是AA用重心到平均氣動力弦前緣的距離和平均氣動力弦長之比的百分數(shù)來表達。B用重心到平均幾何弦前緣的距離和平均幾何弦長之比的百分數(shù)來表達．Ｃ用重心到機體基準面的距離和平均氣動力弦長之比的百分數(shù)來表達。D用重心到機體基準面韻距離和機體長度之比的百分數(shù)來表達。１76飛機做等速直線水平飛行時,作用在飛機上的外載荷應(yīng)滿足？DA升力等于重力，推力等于阻力。B升力等于重力.昂首力矩等于低頭力矩。C推力等于阻力,昂首力矩等于低頭力矩。D升力等于重力,推力等于阻力．昂首力矩等于低頭力矩.177下列哪項不是飛機飛行時所受的外載荷?DＡ重力B氣動力C發(fā)動機推(拉）力Ｄ慣性力178研究飛機運動時選用的機體坐標,DA以飛機重心為原點，縱軸和橫軸擬定的平面為對稱面B以全機焦點為原點，縱軸和立軸擬定的平面為對稱面C以壓力中心原點，縱軸和橫軸擬定的平面為對稱面D以飛機重心為原點,縱軸和立軸擬定的平面為對稱面17９對于進行定常飛行的飛機來說，BA升力一定等于重力。B作用在飛機上的外載荷必然是平衡力系。C發(fā)動機推力一定等于阻力。D只需作用在飛機上外載荷的合力等于零1８0假如作用在飛機上的外載荷不滿足沿立軸的力的平衡方程,則BA飛機速度的大小會發(fā)生，速度的方向保持不變。Ｂ飛機速度的方向會發(fā)生變化。C飛機一定產(chǎn)生曲線飛行,飛機重心向上移Ｄ飛機一定產(chǎn)生曲線飛行,飛機重心向下移。1８１在飛機進行沖拉起過程中,飛機的升力AA為飛機的曲線運動提向心力。B等于飛機的重量。Ｃ大于飛機的重量并一直保持不變。D等于飛機重量和向心力之和。１82在平衡外載荷的作用下，飛機飛行的軌跡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飛機進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飛機的爬升角是指?Ａ飛機上升軌跡與水平線之間的夾角B飛機立軸與水平線之間的夾角２１8飛機進行俯沖拉起時.ＢDA軌跡半徑越大．飛機的載荷因數(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)也許等于1,也也許大于1。Ｄ載荷因數(shù)只能大干1。2１9關(guān)于載荷因數(shù)ｎＹ,下列說法那些對的?CDA飛機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，nY大于1。Ｃ載荷因數(shù)大，飛機結(jié)構(gòu)受載較大D在飛機著陸過程中,取nY等于１。說明飛機升力等于重量。220飛機的平飛包線圖中.左面的一條線表達最小平飛速度隨高度的變化情況。ＢA這條線上各點的速度小于相應(yīng)高度上的失速速度。Ｂ這條線上各點的速度大于相應(yīng)高度上的失速逑度。Ｃ這條線上各點的速度等于相應(yīng)高度上的失速速度。Ｄ在低空小于飛機失速速度,在高空大于失速速度。2２1飛機的“速度－過載”包線是以飛行速度和載荷因數(shù)為坐標畫出的飛行包線。ABA在載荷因數(shù)nY最大值的限制界線上,飛機結(jié)構(gòu)受力比較嚴重。B在包線范圍之內(nèi)和邊界線上各點所代表的速度和載荷因數(shù)組合情況C在飛行中都也許出現(xiàn)。只有最大平飛速度和最小平飛速度兩條邊界線。D表達出飛機平飛速度范圍隨著飛行高度的變化情況。2２2飛機的飛行包線是將飛行中也許出現(xiàn)的各種參數(shù)組合用一條曲線包圍起來:ACＡ包線所圍范圍以內(nèi)各點所代表的飛行參數(shù)的組合也許在飛行中出現(xiàn)。B只有包線邊界上各點所代表的飛行參數(shù)的組合也許在飛行中出現(xiàn)。C包線邊界上的各點都表達某一個飛行參數(shù)的限制條件。Ｄ包線所圍范圍以外某些點所代表的飛行參數(shù)的組臺也也許在正常飛行中出現(xiàn)。2２3飛機定常水平轉(zhuǎn)彎時，載荷因數(shù)nＹ：BＣA等于1B隨傾斜角度增大而增大C大于1D隨傾斜角度增大而減小2２4關(guān)于飛機前“平飛包線”，下列說法哪些是對的的?ACA由于飛機失速迎角限制或發(fā)動機推力限制，在最小平飛速度邊界線左面各點所表達的情況在飛行中不會出現(xiàn)。B由于飛機失速迎角限制或發(fā)動機推力限制,在最大平飛速度邊界線右面各點所表達的情況在飛行中不會出現(xiàn)。C由于飛機結(jié)構(gòu)強度或發(fā)動機推力限制，在最大平飛速度邊界線右面各點所表達的情況在飛行中不會出現(xiàn)。D由于飛機失速迎角限制或發(fā)動機推力限制,在最小平飛速度邊界線右面各點所表達的情況在飛行中不會出現(xiàn)。225“當后緣襟翼放下時,下述哪項說法對的?”CA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226飛機起飛時后緣襟翼放下的角度小于著陸時放下的角度．是由于:ＣA后緣襟翼放下角度比較小時,機翼的升力系數(shù)增長，阻力系數(shù)不增長。B后緣襟翼放下角度比較大時，機翼的阻力系數(shù)增長,升力系數(shù)不增長。C后緣襟翼放下角度比較小時,機翼的升力系數(shù)增長的效果大于阻力系數(shù)增長的效果。D后緣襟翼放下角度比較小時，機翼的升力系數(shù)增長的效果小于阻力系數(shù)增長的效果。227根據(jù)機翼升力和阻力計算公式.可以得出:通過增大機翼面積來增大升力的同時.CA阻力不變。B阻力減小。C阻力也隨著增大。D阻力先增長后減小。2２8使用前緣縫翼提高臨界迎角的原理是:CA加快機翼前緣上表面的氣流流速,在前緣形成吸力峰。B減小機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，使分離點后移。D加快附面層內(nèi)氣流的流速，使分離點前移。22９為了使開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)當是:ＤA逐新擴大。Ｂ保持不變。Ｃ先減小后擴大。Ｄ逐漸減小。23０下面哪些增升裝置是運用了控制附面層的增升原理?BＣA后緣簡樸襟翼。Ｂ前緣縫翼Ｃ渦流發(fā)生器D下垂式前緣襟翼。2３1下面哪些增升裝置是運用了增大機翼面積的增升原理?ADA后退式后緣襟翼。B下垂式前緣襟翼。Ｃ后緣簡樸襟翼。Ｄ富勒襟翼。232運用增大機翼彎度來提高機翼的升力系數(shù),會導致：ＢA機翼上表面最低壓力點前移,減小臨界迎角。B機翼上表面最低壓力點后移，減小臨界迎角。Ｃ機翼上表面最低壓力點前移，加大臨界迎角。D機翼上表面最低壓力點后移，加大臨界迎角。233增升裝置的增升原理有AA增大部分機翼弦長Ｂ使最大厚度點后移Ｃ使最大彎度點后移D減小機翼的迎風面積２34使用機翼后緣襟翼提高升力系數(shù)的同時．臨界迎角減小的重要因素是：ＡA放下后緣襟翼時，增大了機翼的彎度。B放下后緣襟翼時.增大了機翼的面積。C放下后緣襟翼時,在上下翼面之間形成了縫隙。D放下后緣襟翼時，在上下翼面之間形成了多條縫隙。235增大機翼彎度可以增大機翼升力的原理是BA使附面層保持層流狀態(tài)。Ｂ加快機翼前緣上表面氣流的流速。C加快機翼后緣。氣流的流速。D推遲附面層分離。236運用機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使附面層分離點向前移。D使附面層分離點向后移2３7飛機的側(cè)向穩(wěn)定性是指飛機繞下列哪個軸線的穩(wěn)定性?ＣA橫軸。B立軸。Ｃ縱軸。D偏航軸。2３8飛機的方向穩(wěn)定性是指。飛機繞下列哪個軸線的穩(wěn)定性？CA橫軸。B立軸．Ｃ縱軸。D仰抑軸。239飛機飛行的俯仰角為BA飛機縱軸與飛行速度向量的夾角B飛機縱軸與水平面的夾角C飛行速度與水平面的夾角D翼弦線與水平面的夾角２４０飛機飛行的迎角為CA飛行速度在飛機對稱面上的投影與水平面的夾角Ｂ飛機縱軸與柬平面的夾角C飛行速度在飛機對稱面上的投影與飛機縱軸的夾角D飛行速度與飛機縱軸的夾角241飛機繞橫軸的穩(wěn)定性稱為AA縱向穩(wěn)定性。B方向穩(wěn)定性。Ｃ側(cè)向穩(wěn)定性。D偏航穩(wěn)定性2４２下列說法哪個對的?CＡ空速向量總是在飛機的對稱面內(nèi)B空速向量總算在飛機的縱軸方向C空速向量就是在飛機運動速度方向上D空速向董總是沿帆翼翼弦方向２43對于對稱剖面翼型，隨迎角增長壓力中心”ＢＡ向前移動Ｂ位置不變C向后移動D也許前移或后移244關(guān)于機翼的壓力中心和焦點如下說法對的的是CDＡ壓力中心是升力增量的作用點B焦點是總空氣動力的作用點C焦點是升力增量的作用點Ｄ壓力中心是總空氣動力中心的作用點24５描述飛機在空間姿態(tài)的姿態(tài)角有BA迎角，偏航角,滾轉(zhuǎn)角Ｂ滾轉(zhuǎn)角,偏航角，仰角Ｃ俯仰角,側(cè)滑角，滾轉(zhuǎn)角D迎角，側(cè)滑角。滾轉(zhuǎn)角246飛行側(cè)滑角為CＡ飛機縱軸與地面坐標AXd的夾角Ｂ飛行速度與地面坐標AXｄ的夾角C空速向量與飛機對稱面的夾角D飛機縱軸在水平面上投影與地面坐標AＸｄ的夾角247假如飛機具有動穩(wěn)定性,則它一定具有：AA靜穩(wěn)定性。B靜不穩(wěn)定性C中立靜穩(wěn)定性。D不具有靜穩(wěn)定性。248下列說法哪個對的?AＡ為減小阻力,一般側(cè)滑角為零B在任何情況下著陸,側(cè)滑角都必須為零”Ｃ有側(cè)滑角時，飛機必產(chǎn)生俯仰運動D飛行阻力與側(cè)滑角無關(guān)2４9當飛機的方向穩(wěn)定性效應(yīng)大于側(cè)向穩(wěn)定性效應(yīng)時．將存在AA急盤旋下降的趨勢B荷蘭滾的趨勢Ｃ急盤旋下降和荷蘭滾的趨勢D滾轉(zhuǎn)趨勢250對飛機方向穩(wěn)定性影響最大的是CA飛機的最大迎風面積。Ｂ水平尾翼C垂直尾翼D機翼的后掠角。2５1飛機出現(xiàn)荷蘭滾時間:ＡＡ方向穩(wěn)定性小于橫向穩(wěn)定性B方向穩(wěn)定性大雨橫向穩(wěn)定性C方向穩(wěn)定性等于橫向穩(wěn)定性D與兩個穩(wěn)定性的匹配情況無關(guān)252飛機的側(cè)向和方向穩(wěn)定性之間BA互相獨立B必須匹配適當C側(cè)向穩(wěn)定性好,方向穩(wěn)定性就差D方向穩(wěn)定性好,側(cè)向穩(wěn)定性就好25３飛機離開本來的平衡位置運動出現(xiàn)振蕩,下面哪個結(jié)論對的。BA飛機不具有靜穩(wěn)定性，但具有動穩(wěn)定性B飛機具有靜穩(wěn)定性，不能鑒定是否具有動穩(wěn)定性Ｃ飛機不具有動穩(wěn)定性，也不具有靜穩(wěn)定性D不能鑒定具有靜穩(wěn)定性或動穩(wěn)定性２５4飛機縱向穩(wěn)定性的大小重要取決于：AA尾翼B方向舵C襟翼D飛機重心與焦點的相對位置無關(guān)。255關(guān)于穩(wěn)定性下面的說法哪個對的？ＣA靜穩(wěn)定性越大，飛機越容易控制。B飛機具有靜穩(wěn)定性則必然有動穩(wěn)定性。C飛機具有動穩(wěn)定性，則必然有靜穩(wěn)定性。D飛機動穩(wěn)定性與靜穩(wěn)定性無關(guān)256具有上反機翼的飛機在發(fā)生側(cè)滑時：AA側(cè)滑方向的機翼產(chǎn)生的升力更大B側(cè)滑反方向的機翼產(chǎn)生的升力更大C兩側(cè)機翼的升力都增長D兩側(cè)機翼的升力都減小257為了使飛機保持縱向穩(wěn)定性：ＡA飛機的重心在焦點之前B飛機的重心在焦點之后C飛機的重心和焦點必須重合D飛機的重心和焦點的相對位置無關(guān)2５8垂直尾翼影響飛機方向穩(wěn)定性的因素CＡ垂直尾翼的面積B垂直尾翼沿縱軸到全機重心的距離Ｃ垂直尾翼沿縱軸到全機重心的距離和垂直尾翼的面積Ｄ垂直尾翼的沿立軸到全機重心的距離259方向穩(wěn)定性是指飛機受到側(cè)風擾動后,BＡ產(chǎn)生繞立軸轉(zhuǎn)動,擾動消失后轉(zhuǎn)角自動回到零B產(chǎn)生繞立軸轉(zhuǎn)動,抗動消失后自動恢復原飛行姿態(tài)C產(chǎn)生繞橫軸轉(zhuǎn)動,擾動消失后轉(zhuǎn)角自動回到零D產(chǎn)生繞橫軸轉(zhuǎn)動，擾動消失后自動恢復原飛行姿態(tài)260飛機的重心位置對飛機的哪個穩(wěn)定性有影響？AＡ縱向穩(wěn)定性和方向穩(wěn)定性。B只對縱向穩(wěn)定性C側(cè)向穩(wěn)定性D對飛機的穩(wěn)定性沒有影響。261飛機運動為衰減振蕩運動.說明:ＣA飛機不具有靜穩(wěn)定性，但具有動穩(wěn)定性B飛機不具有動穩(wěn)定性，但其有靜穩(wěn)定牲C飛機具有動穩(wěn)定性,也具有靜穩(wěn)定性D飛機既不具有動穩(wěn)定性,也不具有靜穩(wěn)定性2６2關(guān)于荷蘭滾下列說法哪個對的？BA是一種滾轉(zhuǎn)的收斂模態(tài)B來回滾轉(zhuǎn),左右偏航的震蕩運動Ｃ急盤旋下降Ｄ是一個周期很長,衰減很慢的運動模態(tài)２63假如飛機短周期運動阻尼局限性，在下述哪種飛行狀態(tài)更危險AA著陸B(tài)巡航Ｃ加速D下滑264下列哪種變化情況肯定會增長飛機縱向靜穩(wěn)定性DA增長飛機重量B增長機翼面積C增長垂直尾翼面積D增長水平尾翼面積265影響側(cè)向穩(wěn)定性的因素是:AＢCA機翼相對機身的位置B機翼上反角機翼的后掠角Ｃ重心D相對焦點的位置226影響飛機的方向穩(wěn)定的重要因素有:ADA垂直尾翼B水平尾翼C后掠角和上反角Ｄ飛機的側(cè)向迎風面積267焦點在重心之后,向后移焦點，飛機的操縱性：CＡ操縱性與此無關(guān)B操縱性增強C操縱性減弱D操數(shù)性先增強后減弱26８使飛機繞橫軸轉(zhuǎn)動的力矩稱為:BＡ傾斜力矩。Ｂ俯仰力矩。C偏航力矩。D滾轉(zhuǎn)力矩。26９使飛機繞立軸作旋轉(zhuǎn)運動的力矩稱為：ＣA俯仰力矩。B縱向力矩。C偏航力矩。Ｄ滾轉(zhuǎn)力矩。2７0使飛機繞縱軸產(chǎn)生側(cè)傾的力矩稱為：DA俯仰力矩。B縱向力矩。C偏航力矩。D滾轉(zhuǎn)力矩。２7１增長垂直安定面面積產(chǎn)生的影響ＢＡ增長升力B增長側(cè)向穩(wěn)定性C增長縱向靜穩(wěn)定性D提高縱向操縱性２72為保證適當?shù)姆€(wěn)定性和操縱性，對重心位置作如下規(guī)定是否對的CＤA重心應(yīng)盡量前移B重心只要在焦點之前即可應(yīng)設(shè)定C重心的前限Ｄ應(yīng)設(shè)定重心的后限273對具有大后掠角的飛機，下面哪種情況可減小滾轉(zhuǎn)力矩AA具有下反角B具有上反角C平機翼D與上下反角無關(guān)274對于具有靜穩(wěn)定性的飛機，向左側(cè)滑時其機頭會BA保持不變B向左轉(zhuǎn)C向右轉(zhuǎn)D不定２75在重心后焦點位置向后移AＤA增長縱向穩(wěn)定性Ｂ提高縱向操縱性C減小縱同穩(wěn)定性D減少縱向操縱性276駕駛員右偏方向舵飛機將DA向左滾，并向左轉(zhuǎn)Ｂ向右滾,并向右轉(zhuǎn)C向右滾,并向左轉(zhuǎn)D向左滾，并向右轉(zhuǎn)277民用航空飛機的側(cè)向運動三種模態(tài)按危險性由大到小順序為BA滾轉(zhuǎn)阻尼，荷蘭滾,螺旋B荷蘭滾,螺旋,滾轉(zhuǎn)阻尼Ｃ螺旋,滾轉(zhuǎn)阻尼，荷蘭滾D荷蘭滾，滾轉(zhuǎn)阻尼,螺旋2７8與直機翼相比,后掠機翼對側(cè)向靜穩(wěn)定性的影響是BＡ減小側(cè)向穩(wěn)定性Ｂ增長側(cè)向穩(wěn)定性C對側(cè)向穩(wěn)定性無影響Ｄ視迎角的大小而變化2７9駕駛員蹬左側(cè)腳蹬：AA方向舵向左偏轉(zhuǎn),機頭向左偏轉(zhuǎn).B方向舵向向左偏轉(zhuǎn)，機頭向右偏轉(zhuǎn)。Ｃ方向舵向右偏轉(zhuǎn),機頭向左偏轉(zhuǎn)。D方向舵向右偏轉(zhuǎn),機頭向右偏轉(zhuǎn).280控制飛機繞橫軸運動的舵面是?ＣＡ副翼B方向舵Ｃ升降舵D擾流板281控制飛機繞立軸運動的舵面是?DＡ襟翼B升降舵C副翼D方向舵２8２控制飛機繞縱軸運動的舵面是?A方向舵B升降舵C地面擾流板D副翼28３假如駕駛員向前推駕駛桿：AA升降舵向下偏轉(zhuǎn),飛機低頭。B升降舵向上偏轉(zhuǎn)，飛機低頭。Ｃ升降舵向下偏轉(zhuǎn)，飛機昂首。Ｄ升降舵向上偏轉(zhuǎn)，飛機昂首。284假如駕駛員左轉(zhuǎn)駕駛盤:CA左邊的副翼向上偏轉(zhuǎn)，右邊的副翼向上偏轉(zhuǎn)。B左邊的副翼向下偏轉(zhuǎn),右邊的副翼向上偏轉(zhuǎn)。C左邊的副翼向上偏轉(zhuǎn),右邊的副翼向下偏轉(zhuǎn)。D左邊的副翼向下偏轉(zhuǎn),右邊的副翼向下偏轉(zhuǎn)。285假如駕駛員左轉(zhuǎn)駕駛盤并同時拉桿:BA左邊的副翼向上運動.升降舵向下運動。B左邊的副翼向上運動。升降舵向上運動。C左邊的副翼向下運動.升降蛇向上運動.D左邊的副翼向下運動，升降舵向下運動。286假如一架飛機上裝有內(nèi)側(cè)副翼和外側(cè)副翼．則：BCA高速時使用外側(cè)副翼B高速時使用內(nèi)側(cè)副翼C低速時使用內(nèi)外側(cè)副翼D高速時同時使用內(nèi)外側(cè)副翼287現(xiàn)代民用運送機使用安裝角可變的水平安定面的功用是?BA增長飛機的縱向穩(wěn)定性Ｂ實現(xiàn)飛機的縱向配平C實現(xiàn)飛機的橫向配平D配合襟翼系統(tǒng)增長飛機升力288為克服有害偏航所采用的副翼是CDA、外側(cè)副翼B、內(nèi)側(cè)副翼C、Fｒiser副翼D、差動副翼2８9操縱飛機水平轉(zhuǎn)彎時，哪些舵面將協(xié)同工作？DＡ方向舵和升降舵。Ｂ方向舵和前緣縫翼。Ｃ方向舵和副翼Ｄ方向舵、副翼和升降舵。290飛機載重量大時（)調(diào)整水平安定面配平AＡ水平安定面前緣下偏以增長機翼迎角提高升力Ｂ水平安定面前緣上偏以增長升力平衡重力C水平安定面前緣下偏以保持飛機縱軸水平狀態(tài)D水平安定面前緣上偏以使縱向力矩平衡291副翼的差動是指相應(yīng)駕駛桿同樣的位移；ＡA副翼向上偏轉(zhuǎn)的角度比向下偏轉(zhuǎn)的角度大。B副翼向下偏轉(zhuǎn)的角度比向上偏轉(zhuǎn)的角度大。Ｃ副翼向上偏轉(zhuǎn)運動滯后于向下偏轉(zhuǎn)運動。D副翼向下偏轉(zhuǎn)運動滯后于向上偏轉(zhuǎn)運動。２92導致副翼反效的主線因素是ＤＡ副翼零位置校裝時偏差過大B副翼偏轉(zhuǎn)角度與操作輸入不符左右C副翼偏轉(zhuǎn)角度差偏離設(shè)計值D機翼剛度局限性產(chǎn)生扭轉(zhuǎn)２９3操作副翼時，副翼反效是指ABA滾轉(zhuǎn)力矩與預(yù)期方向相反B偏轉(zhuǎn)副翼使機翼升力的改變與預(yù)期相反C副翼偏轉(zhuǎn)方向與駕駛桿移動方向相反D兩側(cè)機翼副翼產(chǎn)生了同方向的偏轉(zhuǎn)２94操作副翼時產(chǎn)生有害偏航的因素是BDA下沉一側(cè)機翼的阻力大于上升—側(cè)機翼阻力Ｂ下沉一側(cè)機翼的阻力小于上升一側(cè)機翼阻力C機頭偏向副翼上升一側(cè)D機頭偏向副翼下降—側(cè)Ｂ29５安裝在舵面上的隨動補償片的構(gòu)造通常是：A補償片的轉(zhuǎn)軸支持在舵面的后部，補償片上的搖臂通過剛性連桿與舵面上的搖臂相連。Ｂ補償片的轉(zhuǎn)軸支持在舵面的后部,補償片上的搖臂通過剛性連桿與前面固定翼面上的搖臂相連。C補償片的轉(zhuǎn)軸支持在固定翼面的后部.補償片上的搖臂通過剛性連桿與舵面上的搖臂相連。D補償片的轉(zhuǎn)軸支持在固定翼面的后部.補償片上的搖臂通過剛性連桿與舵面上的搖臂相連。29６彈簧補償片對舵面進行氣動補償?shù)膭幼魇?AA當操縱力達成一定值后。隨動補償片就開始向舵面偏轉(zhuǎn)相反的方向偏轉(zhuǎn)。B當操縱力達成一定值后，隨動補償片就開始向舵面偏轉(zhuǎn)相同的方向偏轉(zhuǎn)。C增長升力增長只要舵面—偏轉(zhuǎn),隨動補償片就向相反的方向偏轉(zhuǎn)。D只要舵面一偏轉(zhuǎn)，隨動補償片就向相同的方向偏轉(zhuǎn)。297對操縱面進行重量平衡可以使用ＣA集中配重的方法，這種方法防顫振的效果好。Ｂ分散配重的方法,但這種方法會增長阻力。C分散配重的方法,這種方法在高速飛機上得到廣泛使用D集中配重的方法，但這種方法增長的重量大。298既可起氣動補償作用又可起到平衡作用的是?AA隨動配平補翼B配平調(diào)整片C固定調(diào)整片D隨動補償片299運用軸式補償方法減小鉸鏈力矩的原理是:AA將舵面轉(zhuǎn)軸向后移,減小了轉(zhuǎn)軸到舵面氣動力的距離,B將舵面轉(zhuǎn)軸向后移,增大了轉(zhuǎn)軸到舵面氣動力的距離。Ｃ將舵面轉(zhuǎn)軸向前移.減小了轉(zhuǎn)軸到舵面氣動力的距離。D將舵面轉(zhuǎn)軸向前移，增大了轉(zhuǎn)軸到舵面氣動力的距離。300隨動補償片對舵面進行氣動補償?shù)膭幼魇?ＣA當操縱力達成一定值后,隨動補償片就開始向舵面偏轉(zhuǎn)相反的方向偏轉(zhuǎn)。B當操縱力達成一定值后，隨動補償片就開始向舵面偏轉(zhuǎn)相同的方向偏轉(zhuǎn)。C只要舵面一偏轉(zhuǎn),隨動補償片就向相反的方向偏轉(zhuǎn)。D只要舵面一偏轉(zhuǎn),隨動補償片就向相同的方向傍轉(zhuǎn)。301現(xiàn)代飛機副翼上常用的氣動補償?shù)男褪綖椋篈A內(nèi)封補償Ｂ軸式補償和伺服補償片C角式補償D隨動補償片30２在飛機升降舵上安裝的隨動調(diào)整片的功用是？CA實現(xiàn)飛機的縱向配平B保證飛機的縱向安定性C減小升降舵的鉸鏈力矩D驅(qū)動升降舵偏轉(zhuǎn)３０3顫搌是飛機結(jié)構(gòu)在均勻氣流中發(fā)生的一種自激振動。ADA當激振力對結(jié)構(gòu)所做的功等于或大于阻尼力所消耗的能量時，就會發(fā)生顫振。B當激振力對結(jié)構(gòu)所做的功小于阻尼力所消耗的能量時.就會發(fā)生顫振。Ｃ發(fā)生顫振時,機翼振動的振幅保持不變，經(jīng)長時間振動導致結(jié)構(gòu)毀壞。Ｄ發(fā)生顫振時,機翼振動的振幅保持不變或越來越大，很短時間內(nèi)就會導致結(jié)構(gòu)毀壞。304駕駛員偏轉(zhuǎn)舵面時,要通過傳動桿的力克服鉸鏈力矩。BＤＡ鉸鏈力矩等于舵面氣動力乘以舵面轉(zhuǎn)軸到傳動桿的垂直距離。B鉸鏈力矩等于舵面氣動力乘咀舵面轉(zhuǎn)軸到氣動力的垂直距離。C傳動稈到舵麗轉(zhuǎn)軸的距離越近，鉸鏈力矩越小。Ｄ舵面氣動力距離舵面轉(zhuǎn)軸越近.鉸鏈力矩越小。305內(nèi)封補償多用于副翼的氣動補償上,它的特點是:ADA副翼偏轉(zhuǎn)時,在平衡板(或氣密玻璃布)上下腔壓力差對轉(zhuǎn)軸的力矩總是與副翼上氣動力對轉(zhuǎn)軸的力矩方向相反。B與軸式補償相比,結(jié)構(gòu)簡樸．維護方便。C副翼偏轉(zhuǎn)時，在平衡板(或氣密玻璃布)上下腔壓力差對轉(zhuǎn)軸的力矩總是與副翼上氣動力對轉(zhuǎn)軸的力矩方向相同。D可以得到足夠的補償度。30６彈簧補償片對舵面進行氣動補償?shù)脑硎牵篋Ａ改變傳動桿的長度來控制進行補償?shù)牟倏v力的大小。B改變操縱拉桿的長度來控制進行補償?shù)牟倏v力的大小。C改變操縱搖臂的安裝角度來控制進行補償?shù)牟倏v力的大小。D調(diào)定彈簧的初張力來控制進行補償?shù)牟倏v力的大小。307飛行中，受到擾動機翼彎曲上、下振動。假如副翼重心位于轉(zhuǎn)軸的后面：DA就會產(chǎn)生機翼彎曲副翼顫振,導致機翼結(jié)構(gòu)的破壞。B當飛行速度小于顫振臨界速度時，減振力就小于激振力,機翼彎曲振動會不久收斂。Ｃ當飛行速度大于顫振臨界速度時,減振力小于激振力,機翼彎曲振動會不久收斂。D當飛行速度大于顫振臨界速度時，減振力小于激振力,就會發(fā)生機翼彎曲副翼顫振。30８假如維護不妥。內(nèi)封補償?shù)牟ＡР寄p透氣，則ＢA操縱副翼的桿力會過輕。Ｂ操縱副翼的桿力會過重。Ｃ影響副翼的差動操縱。Ｄ增長飛行阻力。309下列關(guān)于氣動補償?shù)哪膫€說法是對的的？BA隨動補償片偏轉(zhuǎn)方向與舵面偏轉(zhuǎn)方向相同。B內(nèi)封補償面不會減少舵面的操縱效率。C角式補償?shù)淖饔檬欠乐癸w機尾翼發(fā)生顫振。D配平調(diào)整片的作用是減少飛機的阻力。3１０由于小擾動,機翼發(fā)生彎曲變形,產(chǎn)生上、下的振動。假如安裝在機翼上的副翼的重心在轉(zhuǎn)軸之后:BA副翼偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的附加氣動力總是與機翼振動方向一致，是減振力。Ｂ副翼偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的附加氣動力總是與機冀振動方向一致,是激振力。C副翼偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的附加氣動力總是與機翼振動方向相反．是激振力。Ｄ副翼偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的附加氣動力總是與機翼振動方向相反，是減振力。3１1關(guān)于配平調(diào)整片，下列說法哪是對的的?ＣDA舵面偏轉(zhuǎn)時帶動配平調(diào)整片一起偏轉(zhuǎn)。Ｂ配平調(diào)整片總算與舵面的偏轉(zhuǎn)方向相同。C配平調(diào)整片總是與舵面的偏轉(zhuǎn)方向相反。D配平調(diào)整片的作用是消除鉸鏈力矩。３12角式補償通常是使舵面外側(cè)部分向前伸,在舵面轉(zhuǎn)軸之前形成一個角。ＢCＡ外伸角部位上的氣動力與舵面上的氣動力方向相反，從而減小鉸鏈力矩。Ｂ外伸角部位上的氣動力與舵面上的氣動力方向相同,從而減小鉸鏈力矩。C外伸角部位上的氣動力矩與舵面上的氣動力矩方向相反,從而減小鉸鏈力矩。D外伸角部位上的氣動力距與舵面上的氣動力距方向相同，從而減小鉸鏈力矩。313下列關(guān)于舵面配重的說法對的的是？BCA與分散式配重相比，集中式配重增長的阻力較小。B分散式配重比集中式配重的防顫振作用好。C在操縱面的前緣安裝配重的目的是為了防止飛機操縱面發(fā)生顫振。D在操縱面的前緣安裝配重的目的是增長飛機的升力。31４下列哪幾項是防止機翼彎曲副翼顫振的措？ＢCA提高飛機的飛行速度。B加大機翼的剛度。C在副翼上加配重,使副翼重心移到轉(zhuǎn)軸之前。D在副翼上加重配重,使副翼重心移到轉(zhuǎn)軸之后。315有關(guān)絕對溫度，說法對的的是ＡＣA將氣體分子停止不規(guī)則熱運動時的溫度作為零度B將一個標準大氣壓下，純水的冰點定為零度C絕對的零度相稱于-273℃D絕對的零度相稱于-４60℃316以下表達對的的是AA.Tc=(TF-32）×5/9B.Tｃ=TK＋273.15C．Tｃ=(TK-３2)×5/9D.Ｔc=（ＴＦ－32)×９／43１7假設(shè)在其他條件不變的情況下，關(guān)于飛機起飛滑跑距離的下列哪些說法是對的的ＡBＡ.在夏天起飛滑跑距離比冬天滑跑距離長Ｂ.高海拔機場比低海拔機場合需的跑道長31７下面哪些增升裝置是運用了控制附面層的增升原理BＣB前緣縫翼Ｃ.渦流發(fā)生器0０8.下列關(guān)于誘導阻力的哪種說法是對的的?a?Ａ)增大機翼的展弦比可以減小誘導阻力。

B)把暴露在氣流中的所有部件和零件都做成流線型，可以減小誘導阻力。?C）在飛機各部件之間加裝整流包皮,可以減小誘導阻力。

Ｄ）提高飛機的表面光潔度可以減小誘導阻力。?0０６.關(guān)于附面層下列說法哪些對的?ac層流附面屢的厚度小于紊流附面層的厚度

B)氣流雜亂無章，各層氣流互相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,稱為層流附面層

D)層流附面層的流動能量小于紊流附面層的流動能量０18.在激波后面：ａ

A)空氣的壓強忽然增大。?B)空氣的壓強忽然減小、速度