M8(343) 執(zhí)照考試學(xué)習(xí)資料

1.絕對溫度的零度是：3-273F-273K-273C32F

2.空氣的組成為：3

78%氮20%氫和2%其他氣體

90%氧6%氮^4%其他氣體

78%氮21%氧和1%其他氣體

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：2

液體的粘性系數(shù)隨溫度的升高而增大。

氣體的粘性系數(shù)隨溫度的升高而增大。

液體的粘性系數(shù)與溫度無關(guān)。

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：3在同溫層內(nèi)隨高度增加保持不變。隨高度增加而增

加。隨高度增加而減小。隨高度增加可能增加，也可能減小。

5.大氣層內(nèi)，大氣壓強(qiáng)：2隨高度增加而增加。隨高度增加而減小。在同溫層內(nèi)隨

高度增加保持不變。隨高度增加也可能增加，也可能減小。

6.指出影響空氣粘性力的主要因素：2|3空氣清潔度速度梯度空氣溫度相對濕度

7.對于空氣密度如下說法正確的是：2空氣密度正比于壓力和絕對溫度"空氣密度

正比于壓力，反比于絕對溫度""空氣密度反比于壓力，正比于絕對溫度"空氣密度反

比于壓力和絕對溫度

8.”對于音速，如下說法正確的是"3"只要空氣密度大，音速就大""只要空氣

壓力大，音速就大""只要空氣溫度高，音速就大""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：2空氣密度大，起飛滑跑距離長空氣密度小，起

飛滑跑距離長空氣密度大，起飛滑跑距離短空氣密度小，起飛滑跑距離短

10.”一定體積的容器中，空氣壓力"4與空氣密度和空氣溫度乘積成正比與空氣密

度和空氣溫度乘積成反比與空氣密度和空氣絕對溫度乘積成反比與空氣密度和空氣絕對

溫度積成正比

11.”一定體積的容器中，空氣壓力"4與空氣密度和攝氏溫度乘積成正比與空氣密

度和華氏溫度乘積成反比與空氣密度和空氣攝氏溫度乘積成反比與空氣密度和空氣絕對

溫度乘積成正比

12.對于露點(diǎn)溫度如下說法正確的是2|3"溫度升高，露點(diǎn)溫度也升高"相對濕度達(dá)

至！1100%時(shí)的溫度是露點(diǎn)溫度"露點(diǎn)溫度下降，絕對濕度下降""露點(diǎn)溫度下降，絕對

溫度升高"

13."對于音速，如下說法正確的是"”2音速是空氣可壓縮性的標(biāo)志"空氣音速

高，粘性就大"音速是空氣壓力大小的標(biāo)志空氣速度是空氣可壓縮性的標(biāo)志

14.國際標(biāo)準(zhǔn)大氣物理參數(shù)的相互關(guān)系是：2溫度不變時(shí)，壓力與體積成正比體積不

變時(shí)，壓力和溫度成正比壓力不變時(shí)，體積和溫度成反比密度不變時(shí)，壓力和溫度成反

比

15.國際標(biāo)準(zhǔn)大氣規(guī)定海平面的大氣參數(shù)是：2P=1013psiT=15oCp=1.225kg

/m3p=1013hPaT=15oCp=1.225kg/m3p=1013hsiT=25oCp=

1.225kg/m3p=1013hPaT=25oCp=0.6601kg/m3

16.在溫度不變情況下，空氣的密度與壓力的關(guān)系？1與壓力成正比。與壓力成反比。

與壓力無關(guān)。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)，對飛行手冊查出的性能

數(shù)據(jù)進(jìn)行換算？1溫度偏差壓力偏差密度偏差高度偏差

18.一定質(zhì)量的完全氣體具有下列特性：2溫度不變時(shí)，壓力與體積成正比體積不變

時(shí)，壓力和溫度成正比壓力不變時(shí)，體積和溫度成反比密度不變時(shí)，壓力溫度成反比

19.音速隨大氣高度的變化情況是：213隨高度增高而降低。在對流層內(nèi)隨高度增高而

降低。在平流層底層保持常數(shù)。隨高增高而增大。

20.從地球表面到外層空間，大氣層依次是：1對流層、平流層、中間層、電離層和散

逸層對流層、平流層、電離層、中間層和散逸層對流層、中間層、平流層、電離層和散

逸層對流層、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：48公里。16公里。10公里。11公

里。

22.在對流層內(nèi)，空氣的溫度：1隨高度增加而降低。隨高度增加而升高。隨高度增加

保持不變。先是隨高度增加而升高，然后再隨高度增加而降低。

23.現(xiàn)代民航各機(jī)一般巡航的大氣層是？1|4對流層頂層平流層頂層對流層底層平

流層底層

24.對飛機(jī)飛行安全性影響最大的陣風(fēng)是1上下垂直于飛行方向的陣風(fēng)左右垂直于飛

行方向的陣風(fēng)沿著飛行方向的陣風(fēng)逆著飛行方向的陣風(fēng)

25.對起飛降落安全性造成不利影響的是1|3低空風(fēng)切變穩(wěn)定的逆風(fēng)場垂直于跑道的

側(cè)風(fēng)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1|3|4空氣的相對濕度空氣壓力空氣的溫差空

氣污染物

27.影響飛機(jī)機(jī)體腐蝕的大氣因素是1|3|4空氣的相對濕度空氣密度空氣的溫度和溫

差空氣污染物

28.云對安全飛行產(chǎn)生不利影響的原因是1|2|4影響正常的目測溫度低了造成機(jī)翼表

面結(jié)冰增加阻力積雨云會帶來危害

29.層流翼型的特點(diǎn)是2前緣半徑大，后部尖的水滴形前緣半徑小，最大厚度靠后

前緣尖的菱形前后緣半徑大，中間平的板形

30.產(chǎn)生下洗是由于3分離后出現(xiàn)旋渦的影響轉(zhuǎn)摭點(diǎn)后紊流的影響機(jī)翼上下表面存在

壓力差的影響迎角過大失速的影響

31.氣流沿機(jī)翼表面附面層類型的變化2可由紊流變?yōu)閷恿骺捎蓪恿髯優(yōu)槲闪饕话?/p>

不發(fā)生變化紊流、層流可交替變化

32.在機(jī)翼表面的附面層沿氣流方向3厚度基本不變厚度越來越薄厚度越來越厚厚

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)摭點(diǎn)的位置：2將隨著飛行速

度的提高而后移將隨著飛行速度的提高而前移在飛行M數(shù)小于一定值時(shí)保持不變與飛

行速度沒有關(guān)系

34.在翼型后部產(chǎn)生渦流，會造成2|4摩擦阻力增加壓差阻力增加升力增加升力減

小

35."對于下洗流的影響，下述說法是否正確"1|3"在空中，上升時(shí)比巡航時(shí)下洗

流影響大""低速飛行，在地面比在高空時(shí)下洗流影響大"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"在任何情況下，下洗流的影響都一樣”

36.關(guān)于附面層下列說法哪些正確：1|3層流附面層的厚度小于紊流附面層的厚度氣

流雜亂無章，各層氣流相互混淆稱為層流附面層附面層的氣流各層不相混雜而成層流

動(dòng)，稱為層流附面層層流附面層的流動(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)槲闪鞯囊蛩厥?|2|3空氣的流速在翼表面

流動(dòng)長度空氣溫度空氣比重.

38.下列關(guān)于附面層的哪種說法是正確的？1|2|3附面層的厚度順著氣流方向是逐漸

加厚的。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。所謂附

面層就是一層薄薄的空氣層。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2|3|4由層流變?yōu)槲闪鞯霓D(zhuǎn)振點(diǎn)后移氣流分離

點(diǎn)后移阻力增加升力增加

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)振點(diǎn)的位置：1|2|3|4與空氣

的溫度有關(guān)與機(jī)翼表面的光滑程度有關(guān)與飛機(jī)的飛行速度有關(guān)與機(jī)翼的迎角的大小有關(guān)

41.當(dāng)不可壓氣流連續(xù)流過一個(gè)階梯管道時(shí),已知其截面積A1=3A2則其流速為：3

V1=9V2V2=9V1V2=3V1V1=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：2流速大的地方，靜壓大流速

大的地方，靜壓小流速大的地方，總壓大流速大的地方，總壓小。

43.計(jì)算動(dòng)壓時(shí)需要哪些數(shù)據(jù)？3大氣壓力和速度空氣密度和阻力空氣密度和速度

空氣密度和大氣壓

44.”利用風(fēng)洞吹風(fēng)可以得到飛機(jī)氣動(dòng)參數(shù)，其基本依據(jù)是“2連續(xù)性假設(shè)相對性原

理牛頓原理熱力學(xué)定律

45.流管中空氣的動(dòng)壓4僅與空氣速度平方成正比僅與空氣密度成正比與空氣速度和

空氣密度成正比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2只適用于理想流動(dòng)。適用于可壓縮和不可壓縮流體的穩(wěn)定管

流。只適用于不可壓縮流體的穩(wěn)定管流。只適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(dòng)時(shí)，如果管道由粗變細(xì)，則流體的流速1增大。減

小。保持不變。可能增大，也可能減小。

48.亞音速氣流流過收縮管道，其氣流參數(shù)如何變化？3速度增大，壓強(qiáng)增大。速度

降低，壓強(qiáng)下降。速度增加，壓強(qiáng)下落。速度降低，壓強(qiáng)增大。

49.”在伯努利方程中，密度單位為千克/立方米，速度單位為米儂，動(dòng)壓單位為"

3公斤力/平方米水柱高牛頓/平方米磅/平方英寸

50.伯努利方程的使用條件是4只要是理想的不可壓縮流體只要是理想的與外界無能

量交換的流體"只要是不可壓縮，且與外界無能量交換的流體"必須是理想的、不可壓

縮、且與外界無能量交換的流體

51.當(dāng)不可壓氣流連續(xù)流過一個(gè)階梯管道時(shí),已知其截面積A1=2A2=4A3則其靜壓

為：2P1=P2=P3P1>P2>P3P1<P2<P3P1>P2>P3

52."對低速氣流，由伯努利方程可以得出"3"流管內(nèi)氣流速度增加，空氣靜壓也

增加"”流管截面積減小，空氣靜壓增加""流管內(nèi)氣流速度增加，空氣靜壓減小"不

能確定

53.對于任何速度的氣流，連續(xù)性方程是3流過各截面的氣流速度與截面積乘積不變

流過各截面的體積流量相同流過各截面的質(zhì)量流量相同流過各截面的氣體密度相同

54.非定常流是指2流場中各點(diǎn)的空氣狀態(tài)參數(shù)相同流場中各點(diǎn)的空氣狀態(tài)參數(shù)隨時(shí)

間變化流場中各點(diǎn)的空氣狀態(tài)參數(shù)不隨時(shí)間變化流場中空氣狀態(tài)參數(shù)與位置無關(guān)

55.關(guān)于動(dòng)壓和靜壓的方向，以下哪一個(gè)是正確的3動(dòng)壓和靜壓的方向都是與運(yùn)動(dòng)的方

向一致動(dòng)壓和靜都作用在任意方向動(dòng)壓作用在流體的流動(dòng)方向，靜壓作用在任意方向靜

壓作用在流體的流動(dòng)方向，動(dòng)壓作用在任意方向

56.流體的伯努力利定理：1適用于不可壓縮的理想流體。適用于粘性的理想流體。

適用于不可壓縮的粘性流體。適用于可壓縮和不可壓縮流體。

57.伯努利方程適用于1|4低速氣流高速氣流適用于各種速度的氣流不可壓縮流體

58.下列關(guān)于動(dòng)壓的哪種說法是正確的？2|3總壓與靜壓之和總壓與靜壓之差動(dòng)壓

和速度的平方成正比動(dòng)壓和速度成正比

59.測量機(jī)翼的翼弦是從：3左翼尖到右翼尖。機(jī)身中心線到翼尖。前緣到后緣。最

大上弧線到基線。

60.機(jī)翼的安裝角是？2翼弦與相對氣流速度的夾角。翼弦與機(jī)身縱軸之間所夾的銳

角。翼弦與水平之間所夾的銳角。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：4展長與機(jī)翼最大厚度之比。展長與翼根弦長之比。展長與翼

尖弦長之比。展長與平均幾何弦長之比。

62.機(jī)翼前緣線與垂直機(jī)身中心線的平面之間的夾角稱為機(jī)翼的：3安裝角。上反

角。后掠角。迎角。

63.水平安定面的安裝角與機(jī)翼安裝角之差稱為？3迎角。上反角?？v向上反角。

后掠角。

64.翼型的最大厚度與弦長的比值稱為：2相對彎度。相對厚度。最大彎度。平均

弦長。

65.翼型的最大彎度與弦長的比值稱為1相對彎度。相對厚度。最大厚度。平均弦

長。

66.影響翼型性能的最主要的參數(shù)是：2前緣和后緣。翼型的厚度和彎度。彎度和

前緣。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)，對于早期的低速飛機(jī)，校裝飛機(jī)外

型是：1增大安裝角叫內(nèi)洗，可以增加機(jī)翼升力增大安裝角叫內(nèi)洗，可以減小機(jī)翼升力

增大安裝角叫外洗，可以減小機(jī)翼升力增大安裝角叫外洗，可以增加機(jī)翼升力

68.民航飛機(jī)常用翼型的特點(diǎn)3相對厚度20%到30%相對厚度5%到10%相對厚度1

0%到15%相對厚度15%到20%

69.民航飛機(jī)常用翼型的特點(diǎn)3最大厚度位置為10%到20%最大厚度位置為20%到3

5%最大厚度位置為35%到50%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)2|4展弦比3到5展弦比7到81/4弦

線后掠角10到25度1/4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)，會產(chǎn)生"1|2滾轉(zhuǎn)力矩偏航力矩俯仰力矩

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)，會產(chǎn)生"1|2偏航力矩滾轉(zhuǎn)力矩俯仰力矩

不產(chǎn)生任何力矩

73.當(dāng)迎角達(dá)到臨界迎角時(shí)：2升力突然大大增加，而阻力迅速減小。升力突然大大

降低，而阻力迅速增加。升力和阻力同時(shí)大大增加。升力和阻力同時(shí)大大減小。

74.對于非對稱翼型的零升迎角是：2一個(gè)小的正迎角。一個(gè)小的負(fù)迎角。臨界

迎角。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？1零升迎角。失速迎角。臨界迎

角。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：2全機(jī)重心。全機(jī)的壓力

中心。機(jī)體坐標(biāo)的原點(diǎn)。全機(jī)焦點(diǎn)。

77.飛機(jī)升力的大〃與空氣密度的關(guān)系？1空氣密度成正比?？諝饷芏葻o關(guān)?？諝饷?/p>

度成反比。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？3與空速成正比。與空速無關(guān)。與空速的平方

成正比。與空速的三次方成正比。

79.飛機(jī)在飛行時(shí)，升力方向是：1與相對氣流速度垂直。與地面垂直。與翼弦垂

直。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：1越大越小與重量無關(guān)對應(yīng)的失

速迎角愈大

81.機(jī)翼的弦線與相對氣流速度之間的夾角稱為：4機(jī)翼的安裝角。機(jī)翼的上反角。

縱向上反角。迎角。

82.當(dāng)ny（載荷系數(shù)）大于1時(shí)，同構(gòu)成，同重量的飛機(jī)1失速速度大于平飛失速速

度失速速度小于平飛失速速度失速速度等于平飛失速速度兩種狀態(tài)下失速速度無法比較

83.當(dāng)飛機(jī)減速至較小速度水平飛行時(shí)1增大迎角以提高升力減小迎角以減小阻力保

持迎角不變以防止失速使迎角為負(fù)以獲得較好的滑翔性能

84.機(jī)翼的壓力中心？2迎角改變時(shí)升為增量作用線與翼弦的交點(diǎn)翼弦與機(jī)翼空氣動(dòng)

力作用線的交點(diǎn)翼弦與最大厚度線的交點(diǎn)。在翼弦的1/4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：4最大升力系數(shù)和臨界

迎角最大升力系數(shù)和小于臨界迎角的限定值小于最大升力系數(shù)的限定值和臨界迎角小于

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)參數(shù)？4厚度和機(jī)翼面積翼弦長度和展弦比彎度

和翼展厚度和彎度

87.對一般翼型來說，下列說法中，哪個(gè)是正確的？1|4當(dāng)迎角為零時(shí)，升力不為

零。正迎角時(shí)，上翼面的流線比下翼面上的流線疏。正迎角時(shí)，上翼面的流速小于下翼面

的流速。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？1|2|4翼剖面形狀迎角空氣密度機(jī)翼平面形狀

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？2減小摩擦阻力。減

小干擾阻力。減小誘導(dǎo)阻力。減小壓差阻力。

90.飛機(jī)上產(chǎn)生的摩擦阻力與什么因素有關(guān)？2與大氣可壓縮性。與大氣的粘性、飛

機(jī)表面狀況以及同氣流接觸的飛機(jī)表面面積。僅與大氣的溫度。僅與大氣的密度。

91.減小干擾阻力的主要措施是2把機(jī)翼表面做的很光滑部件連接處采取整流措施把

暴露的部件做成流線型采用翼尖小翼

92.下列關(guān)于壓差阻力哪種說法是正確的？4物體的最大迎風(fēng)面積越大，壓差阻力越

小。物體形狀越接近流線型，壓差阻力越大。壓差阻力與最大迎風(fēng)面積無關(guān)。物體的最

大迎風(fēng)面積越大，壓差阻力越大。

93.下列關(guān)于誘導(dǎo)阻力的哪種說法是正確的？1增大機(jī)翼的展弦比可以減小誘導(dǎo)阻

力。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。在飛機(jī)各部

件之間加裝整流包皮可以減小誘導(dǎo)阻力。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)于阻力的哪種說法是正確的？4干擾阻力是由于氣流的下洗而引起的。在

飛機(jī)各部件之間加裝整流包皮可以減小誘導(dǎo)阻力。誘導(dǎo)阻力是由空氣的粘性引起的。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

來的3倍則3阻力增大到原來的3.3倍阻力增大到原來的1.9倍阻力增大到原來的3.9倍

阻力增大到原來的4.3倍

96.翼尖小翼的功用是？3減小摩擦阻力。減小壓差阻力。減小誘導(dǎo)阻力。減小干

擾阻力。

97.機(jī)翼翼梢小翼減小阻力的原理：1|2減輕翼梢旋渦減小氣流下洗速度保持層流

附面層減小附面層內(nèi)氣流流速的橫向梯度

98.減少飛機(jī)摩擦阻力的措施？1|2保持飛機(jī)表面光潔度采用層流翼型減小迎風(fēng)面

積增大后掠角

99.氣流流過飛機(jī)表面時(shí)，產(chǎn)生的摩擦阻力：1|2|4是在附面層中產(chǎn)生的其大小與附

面層中流體的流動(dòng)狀態(tài)有關(guān)是伴隨升力而立生的阻力其大〃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正確的？4誘導(dǎo)阻力增大，

廢阻力增大誘導(dǎo)阻力減小，廢阻力減小誘導(dǎo)阻力增大，廢阻力減小誘導(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1最大升力系數(shù)下降，阻力系數(shù)增大相

同升力系數(shù)時(shí)其迎角減小同迎角下升力系數(shù)相同，阻力系數(shù)加大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)說法正確3在最大升力系數(shù)時(shí)阻力一定最小最大升阻比

時(shí)，一定是達(dá)到臨界攻角升阻比隨迎角的改變而改變機(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，表面不清潔或前緣結(jié)冰的機(jī)翼升力：3大于基

本翼型升力等于基本翼型升力小于基本翼型升力不確定

104.飛機(jī)前緣結(jié)冰對飛行的主要影響4增大了飛機(jī)重量，使起飛困難增大了飛行阻

力，使所需發(fā)動(dòng)機(jī)推力大幅增加增大了臨界攻角，使飛機(jī)易失速相同迎角，升力系數(shù)下

降

105.下列關(guān)于升阻比的哪種說法是正確的？2|3|4升力系數(shù)達(dá)到最大時(shí)，升阻比也

達(dá)到最大升力和阻力之比升阻比達(dá)到最大之前，隨迎角增加，升阻比成線性增加升阻比

也稱為氣動(dòng)效率系數(shù)

106.極曲線是升力系數(shù)對阻力系數(shù)的曲線1|3曲線最高點(diǎn)的縱坐標(biāo)值表示最大升力系

數(shù)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)和迎角值曲線最高點(diǎn)的縱坐標(biāo)值表示最大升阻比

107.b匕較而言哪種后緣襟翼增升效果大3后退式襟翼分裂式襟翼富勒襟翼開縫式

襟翼

108.采用空氣動(dòng)力作動(dòng)的前緣縫翼：2小迎角下,前緣縫翼依靠空氣動(dòng)力的吸力打

開。大迎角下，前緣縫翼依靠空氣動(dòng)力的吸力打開。大迎角下，前緣縫翼依靠空氣動(dòng)力的

壓力打開。小迎角下，前緣縫翼依靠空氣動(dòng)力的壓力打開。

109.飛行中操作擾流板伸出2增加機(jī)翼上翼面的面積以提高升力阻擋氣流的流動(dòng)，

增大阻力增加飛機(jī)抬頭力矩輔助飛機(jī)爬開飛機(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2產(chǎn)生渦流增大壓差阻力使飛機(jī)減速將附面層上方氣流

能量導(dǎo)入附面層加速氣流流動(dòng)下降高度時(shí)產(chǎn)生渦流以減小升力產(chǎn)生的渦流使擾流板的使

用效果加強(qiáng)

111.簡單襟翼的增升原理是：2增大了機(jī)翼面積。增大了翼型的彎度。減少了翼型

的阻力。增大了翼型與氣流的相對流速。

112.克魯格襟翼位于？1機(jī)翼根部的前緣機(jī)翼翼尖的前緣機(jī)翼翼根的后緣機(jī)翼翼

尖的后緣

113.克魯格襟翼在使用中如何加大翼型彎度1前緣部分下表面向前張開一個(gè)角度前

緣部分向下偏轉(zhuǎn)前緣部分與機(jī)翼分離向前伸出前緣部分下表面向內(nèi)凹入

114.前緣縫翼的主要作用是？1放出前緣縫翼，可增大飛機(jī)的臨界迎角增大機(jī)翼升

力減小阻力改變機(jī)翼彎度

115.失速楔的作用1使機(jī)翼在其位置部分先失速使機(jī)翼在其位置部分不能失速使機(jī)

冀上不產(chǎn)生氣流分離點(diǎn)，避免失速使整個(gè)機(jī)翼迎角減小，避免失速

116.翼刀的作用2增加機(jī)翼翼面氣流的攻角減小氣流的橫向流動(dòng)造成的附面層加厚

將氣流分割成不同流速的區(qū)域?qū)饬鞣指畛刹煌鲃?dòng)狀態(tài)的區(qū)域

117.屬于減升裝置的輔助操縱面是：1擾流板副翼前緣襟翼后緣襟翼

118.屬于增升裝置的輔助操縱面是：3擾流板副翼前緣襟翼減速板

119.飛機(jī)著陸時(shí)使用后緣襟翼的作用是3|4提高飛機(jī)的操縱靈敏性。增加飛機(jī)的穩(wěn)定

性。增加飛機(jī)的升力。增大飛機(jī)的阻力。

120.放出前緣縫翼的作用是？3巡航飛行時(shí)延緩機(jī)翼上表面的氣流分離改善氣流在

機(jī)翼前緣流動(dòng)，減小阻力。增加上翼面附面層的氣流流速增大機(jī)翼彎度，提高升力

121.分裂式增升裝置增升特點(diǎn)是：2增大臨界迎角和最大升力系數(shù)增大升系數(shù)，

減少臨界迎角臨界迎角增大臨界迎角增大，最大升力系數(shù)減小

122.附面層吹除裝置的工作原理4吹除并取代附面層使氣流穩(wěn)定在附面層下吹入氣

流防止附面層與翼表面的摩擦在附面層上方吹出一層氣流，防止附面層加厚將氣流吹入

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)2應(yīng)使翼尖先于翼根失速，失速狀態(tài)減小應(yīng)使翼根

先于翼尖失速，利于從失速狀態(tài)恢復(fù)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

124.前緣襟翼的作用是4增加機(jī)翼前緣升力以使前緣抬升，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)縱向平衡在起飛著陸時(shí)產(chǎn)生抬頭力矩改變飛機(jī)姿態(tài)增加冀

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)?消除前緣氣流分離使后緣襟翼效果加強(qiáng)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.翼尖縫翼對飛機(jī)穩(wěn)定性和操作性的作用3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增加向上方向氣流，增大氣流厚度減小機(jī)翼前緣氣流分離

使副翼氣流平滑補(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)說法正確？2左機(jī)翼飛行擾流板向上打

開，右機(jī)翼飛行擾流板向上打開左機(jī)翼飛行擾流板向上打開，右機(jī)翼飛行擾流板不動(dòng)左

機(jī)翼飛行擾流板不動(dòng)，右機(jī)翼飛行擾流板向上打開左右機(jī)翼飛行擾流板都不動(dòng)。

128.后退開縫式襟翼的增升原理是：1|3|4增大機(jī)翼的面積增大機(jī)翼的相對厚度增

大機(jī)翼的相對彎度加速附面層氣流流動(dòng)

129.前緣縫翼的功用是？3|4增大機(jī)翼的安裝角增加飛機(jī)的穩(wěn)定性。增大最大升力

系數(shù)提高臨界迎角

130.下列關(guān)于擾流板的敘述哪項(xiàng)說法正確？1|2擾流板可作為減速板縮短飛機(jī)滑跑距

離可輔助副翼實(shí)現(xiàn)飛機(jī)橫向操縱可代替副翼實(shí)現(xiàn)飛機(jī)橫向操縱橫可實(shí)現(xiàn)飛機(jī)橫向配平

131.超音速氣流經(jīng)過收縮管道后：4速度增加，壓強(qiáng)增大。速度降低，壓強(qiáng)下降。

速度增加，壓強(qiáng)下降。速度降低，壓強(qiáng)增大

132.當(dāng)飛機(jī)飛行馬赫數(shù)超過臨界馬赫數(shù)之后,1局部激波首先出現(xiàn)在上翼面。局部

激波首先出現(xiàn)在下翼面。只在上翼面出現(xiàn)局部激波。隨著飛行速度的繼續(xù)提高，局部激波

向前移動(dòng)。

133.飛機(jī)飛行時(shí)對周圍大氣產(chǎn)生的擾動(dòng)情況是：2擾動(dòng)產(chǎn)生的波面是以擾動(dòng)源為中

心的同心圓。產(chǎn)生的小擾動(dòng)以音速向外傳播。只有馬赫錐內(nèi)的空氣才會受到擾動(dòng)。如果不

考慮擾動(dòng)波的衰減，只要時(shí)間足夠長周圍的空氣都會受到擾動(dòng)。

134.”飛機(jī)飛行中，空氣表現(xiàn)出來的可壓縮程度r4只取決于飛機(jī)的飛行速度（空

速）只取決于飛機(jī)飛行當(dāng)?shù)氐囊羲僦蝗Q于飛機(jī)飛行的高度和飛機(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：4飛行馬赫數(shù)大于臨界馬赫數(shù)。在機(jī)翼上表面

最大厚度點(diǎn)附近形成了等音速點(diǎn)。在機(jī)翼上表面形成局部的超音速區(qū)。機(jī)翼表面流場全部

為超音速流場。

136.”飛機(jī)在對流層中勻速爬升時(shí)，隨著飛行高度的增加，飛機(jī)飛行馬赫數(shù)"2保持

不變。逐漸增加.逐漸減小。先增加后減小。

137.關(guān)于飛機(jī)失速，下列說法哪些是正確的？4飛機(jī)失速是通過加大發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力就

可以克服的飛行障礙。亞音速飛行只會出現(xiàn)大迎角失速。高亞音速飛行只會出現(xiàn)激波失

速。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.空氣對機(jī)體進(jìn)行的氣動(dòng)加熱，4是由于氣流的動(dòng)能轉(zhuǎn)變?yōu)閴毫δ軐C(jī)體表面進(jìn)行

的加熱氣動(dòng)載荷使機(jī)體結(jié)構(gòu)發(fā)生變形而產(chǎn)生的溫度升高在同溫層底部飛行時(shí)不存在是由

于氣流的動(dòng)能轉(zhuǎn)變?yōu)闊崮軐C(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：1在跨音速飛行階段變化比較復(fù)

雜。連續(xù)變化，從25%后移到50%。連續(xù)變化，從50%前移到25%。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3收縮流管。擴(kuò)張流

管。先收縮后擴(kuò)張的流管。先擴(kuò)張后收縮的流管。

141.在激波后面：1空氣的壓強(qiáng)突然增大?？諝獾膲簭?qiáng)突然減小、速度增大?？?/p>

氣的密度減小?？諝獾臏囟冉档?。

142.飛機(jī)長時(shí)間的進(jìn)行超音速飛行，氣動(dòng)加熱2|3|4只會使機(jī)體表面的溫度升高。會

使機(jī)體結(jié)構(gòu)金屬材料的機(jī)械性能下降。會影響無線電、航空儀表的工作。會使非金屬材料

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：2|3翼梢出現(xiàn)較強(qiáng)的旋渦，產(chǎn)生很大的

誘導(dǎo)阻力。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。飛行馬赫數(shù)超過

臨界馬赫數(shù)之后，機(jī)翼上表面出現(xiàn)局部激波誘導(dǎo)的附面層分離。由于機(jī)翼表面粗糙，使附

面層由層流變?yōu)槲闪鳌?/p>

144.從氣流什么參數(shù)的變化可以判斷激波對氣流流動(dòng)產(chǎn)生阻力？1通過激波后空氣

的溫度升高。通過激波后氣流的速度下降。通過激波后空氣的靜壓升高。通過激波后氣流

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2首先出現(xiàn)局部激波。首先出

現(xiàn)等音速點(diǎn)。流場中形成局部超音速區(qū)。局部激波誘導(dǎo)附面層分離。

146.激波誘導(dǎo)附面層分離的主要原因是：2局部激波前面超音速氣流壓力過大。氣流

通過局部激波減速增壓形成逆壓梯度。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。局部激波后面的氣流壓力過小。

147.當(dāng)飛機(jī)的飛行速度超過臨界速度,飛行阻力迅速增大的原因是：1|3局部激波對

氣流產(chǎn)生較大的波阻。附面層由層流變?yōu)槲闪?，產(chǎn)生較大的摩擦阻力。局部激波誘導(dǎo)附面

層分離產(chǎn)生較大的壓差阻力。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)飛機(jī)飛行速度超過臨界速度之后,在機(jī)翼表面出現(xiàn)了局部激波，2|3"在局部

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。”局部激波是正激波。隨著飛行

速度的繼續(xù)提高，局部激波向后移。在局部激波的后面仍為亞音速氣流，飛機(jī)仍處于亞音

速飛行。

149.對于現(xiàn)代高速飛機(jī)通常采用的"高速翼剖面"。下列哪種說法是正確的？1|2|4

相對厚度較小。對稱形或接近對稱形。前緣曲率半徑較大。最大厚度位置靠近翼弦中間。

150.飛機(jī)焦點(diǎn)的位置：2|3隨迎角變化而改變。不隨迎角變化而改變。從亞音速進(jìn)

入超音速時(shí)后移。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)3|4氣動(dòng)加熱會使機(jī)體表面的溫度升高，對座艙的溫

度沒有影響。由于氣流具有的動(dòng)能過大，減速轉(zhuǎn)變?yōu)閴毫δ軙r(shí)，對機(jī)體表面進(jìn)行的氣動(dòng)加

熱比較嚴(yán)重。由于氣動(dòng)加熱會使結(jié)構(gòu)材料的機(jī)械性能下降。氣動(dòng)加熱會使機(jī)體結(jié)構(gòu)熱透。

152."關(guān)于激波，下列說法哪些正確？"1|4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。激波是強(qiáng)擾動(dòng)波，在空氣中的傳播速度等于音速。激波的形狀只與飛

機(jī)的外形有關(guān)。激波是超音速氣流流過帶有內(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，下列說法哪些正確？"1|2當(dāng)超音速氣流流過擴(kuò)張流管時(shí)，通過

膨脹波加速。膨脹波在空氣中的傳播速度是音速。"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"氣流流過帶有外折角的物體表面時(shí)，通過膨脹波加速。

154."關(guān)于氣流加速，下列說法哪些正確？"2|3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。氣流是在拉瓦爾噴管的擴(kuò)張部分加速成為超音速氣流的在

拉瓦爾噴管收縮部分得到加速的是亞音速氣流氣流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，流過管道剖面面積變大的地方：2|3流速減小流

速增大壓強(qiáng)降低壓強(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：1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)。使上翼面氣流很快被加

速，壓力分布上匕較平坦，可以提高臨界馬赫數(shù)。上翼面氣流加速上匕較緩慢，在前緣形成吸

力峰，可以提高升力系數(shù)。使上翼面氣流很快拗口速，在前緣形成吸力峰，可以提高升力

系數(shù)。

157.對于后掠機(jī)翼而言：1翼尖首先失速比翼根首先失速更有害翼根首先失速比翼

尖首先失速更有害翼尖首先失速和翼根首先失速有害程度相等翼尖和翼根失速對飛行無

影響

158.飛機(jī)機(jī)翼采用相對厚度、相對彎度比較大的翼型是因?yàn)椋?可以減小波阻。得

到比較大的升力系數(shù)。提高臨界馬赫數(shù)。使附面層保?寺層流狀態(tài)。

159.高速飛機(jī)機(jī)翼采用的翼型是：2相對厚度比較小，相對彎度比較大，最大厚度

點(diǎn)靠后的薄翼型。相對厚度比較小，相對彎度I：匕較小，最大厚度點(diǎn)靠后的薄翼型。相對

厚度比較小，相對彎度比較小，最大厚度點(diǎn)靠前的薄翼型。相對厚度比較小，相對彎度比

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)，下列說法那一個(gè)正確？2機(jī)翼的壓力中心向后移，

機(jī)頭上迎，迎角進(jìn)一步增大。機(jī)翼的壓力中心向前移，機(jī)頭上仰，迎角進(jìn)一步增大。機(jī)

翼的壓力中心向后移，機(jī)頭下沉，迎角減小。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：2擾流版翼刀和鋸齒型前緣整流片

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：”2可以減小摩擦阻

力?？梢蕴岣吲R界馬赫數(shù)?？梢詼p小干擾阻力。與超臨界翼型相比，有比較好的跨音速氣

動(dòng)特性。

163.對高速飛機(jī)氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)的主要要求是：1|3提高飛機(jī)的臨界馬赫數(shù)。減小誘導(dǎo)

阻力。減小波阻。保持層流附面層。

164.后掠機(jī)翼的失速特性不好是指：1|3和翼根相比，翼梢部位更容易發(fā)生附面層分

離。和冀梢相比，翼根部位更容易發(fā)生附面層分離。沿翼展方向氣流速度增加翼根和翼梢

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)？1|4小展弦比機(jī)翼。大展弦比機(jī)翼。

平直機(jī)翼。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：2后掠角使氣流產(chǎn)生了沿機(jī)翼展向的

流動(dòng)。經(jīng)翼型加速產(chǎn)生升力的有效速度減小了。翼根處附面層的厚度比翼梢處附面層的厚

度薄。形成了斜對氣流的激波。

167.當(dāng)氣流流過帶有后掠角的機(jī)翼時(shí)，垂直機(jī)翼前緣的氣流速度1是產(chǎn)生升力的有

效速度。在沿機(jī)翼表面流動(dòng)過程中，大小不發(fā)生變化。大于來流的速度。會使機(jī)翼翼梢

部位的附面層加厚。

168.當(dāng)氣流流過帶有后掠角的機(jī)翼時(shí)，平行機(jī)翼前緣的速度4沿機(jī)翼展向流動(dòng),使機(jī)

翼翼梢部位附面層的厚度減小。被用來加速產(chǎn)生升力。小于來流的速度，所以臨界馬赫

數(shù)提高了。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：3同樣機(jī)翼面積的情

況下，減小機(jī)翼的相對厚度，加速上翼面流氣的速度，提高臨界馬赫數(shù)。同樣機(jī)翼面積的

情況下，加大機(jī)翼的相對厚度，提高升力系數(shù)。同樣機(jī)翼面積的情況下，減小機(jī)翼的相對

厚度，減小波阻。同樣機(jī)翼面積的情況下，減小機(jī)翼的展長，提高臨界馬赫數(shù)。

170.超臨界翼型的特點(diǎn)是：2|4上翼面氣流加速比較快，所以它的臨界馬赫數(shù)比較

大。一旦出現(xiàn)局部激波，激波的位置靠后，減小波阻一旦出現(xiàn)局部激波，激波的強(qiáng)度比

較大，減少波阻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：1|2提高臨界馬赫數(shù)減小波阻增加飛機(jī)升

力改善飛機(jī)的低速飛行性能

172.關(guān)于后掠機(jī)翼失速特性，下列說法哪些是正確的？1|4一旦翼梢先于翼根失速，

會造成機(jī)頭自動(dòng)上仰，導(dǎo)致飛機(jī)大迎角失速。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。翼根部位附面層先分離會使副翼的操縱效率下降。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?”

2|3|4層流翼型的機(jī)翼采用前緣尖削對稱薄翼型的機(jī)翼。三角型機(jī)翼。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1作用在飛機(jī)上的所有外力平

衡，所有外力矩也平衡。作有在飛機(jī)上的所有外力不平衡，所有外力矩平衡。作用在飛機(jī)

上的所有外力平衡，所有外力矩不平衡。作用在飛機(jī)上的所有外力不平衡，所有外力矩也

不平衡。

175.飛機(jī)重心位置的表示方法是1用重心到平均氣動(dòng)力弦前緣的距離和平均氣動(dòng)力弦

長之比的百分?jǐn)?shù)來表示。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?jǐn)?shù)來

表示。用重心到機(jī)體基準(zhǔn)面的距離和平均氣動(dòng)力弦長之比的百分?jǐn)?shù)來表示。用重心到機(jī)體

基準(zhǔn)面的距離和機(jī)體長度之比的百分?jǐn)?shù)來表示。

176.飛機(jī)做等速直線水平飛行時(shí)，作用在飛機(jī)上的外載荷應(yīng)滿足？4升力等于重

力，推力等于阻力。升力等于重力，抬頭力矩等下氐頭力矩。推力等于阻力，抬頭力矩

等于低頭力矩。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？4重力氣動(dòng)力發(fā)動(dòng)機(jī)推（拉）力

慣性力

178."研究飛機(jī)運(yùn)動(dòng)時(shí)選用的機(jī)體坐標(biāo)；4以飛機(jī)重心為原點(diǎn)，縱軸和橫軸確定的

平面為對稱面以全機(jī)焦點(diǎn)為原點(diǎn)，縱軸和立軸確定的平面為對稱面以壓力中心為原點(diǎn)，

縱軸和橫軸確定的平面為對稱面以飛機(jī)重心為原點(diǎn)，縱軸和立軸確定的平面為對稱面

179.對于進(jìn)行定常飛行的飛機(jī)來說，2升力一定等于重力。作用在飛機(jī)上的外載荷

必定是平衡力系。發(fā)動(dòng)機(jī)推力一定等于阻力。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2飛機(jī)速度的大小

會發(fā)生，速度的方向保持不變。飛機(jī)速度的方向會發(fā)生變化。飛機(jī)一定產(chǎn)生曲線飛行，飛

機(jī)重心向上移。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)行俯沖拉起過程中，飛機(jī)的升力"1為飛機(jī)的曲線運(yùn)動(dòng)提供向心

力。等于飛機(jī)的重量。大于飛機(jī)的重量并一直保持不變。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1一定是直線的。一定是水平直線

的。是直線的或是水平曲線的。是水平直線或水平曲線的。

183.飛機(jī)進(jìn)行勻速俯沖拉起飛行，3|4速度不發(fā)生變化。是在平衡外載荷作用下進(jìn)

行的飛行。是變速飛行。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？1飛機(jī)上升軌跡與水平面之間的夾角飛機(jī)立軸與水平線之

間的夾角飛機(jī)上升軌跡和縱軸之間的不夾角飛機(jī)縱軸與水平線之間的夾角

185.飛機(jī)的爬升率3受到飛機(jī)臨界迎角的限制只取決于爬升角大小是單位時(shí)間內(nèi)，

飛機(jī)等速上升的高度。隨著高度的增加，逐漸加大。

186.飛機(jī)起飛著陸時(shí)通常采取：2順風(fēng)起飛和著陸逆風(fēng)起飛和著陸順風(fēng)起飛逆風(fēng)

著陸逆風(fēng)起飛和順風(fēng)著陸

187.飛機(jī)巡航速度是：2升阻比最小對應(yīng)的平飛速度。每公里耗油量最小的飛行速

度。飛行阻力最小對應(yīng)的速度。在平飛包線外的一個(gè)選定速度。

188.飛機(jī)在某一高度進(jìn)行勻速巡航飛行時(shí)，4發(fā)動(dòng)機(jī)推（拉）力和飛機(jī)飛行距離的

乘積就是平飛所需功率。平飛所需功率只與飛機(jī)的平飛速度有關(guān)。平飛所需功率只與發(fā)

動(dòng)機(jī)推（拉）力的大小有關(guān)，發(fā)動(dòng)機(jī)推（拉）力和平飛速度的乘積就是平飛所需功率。

189.關(guān)于升限說法哪些正確？1|4達(dá)到理論升限時(shí)，爬升率等于零。達(dá)到理論升限

時(shí)，爬升率小于某一規(guī)定值。飛機(jī)達(dá)到實(shí)用升限時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)剩余推（拉）力為零實(shí)用升

限小于理論升限

190.”某飛機(jī)在一定高度以一定的迎角進(jìn)行勻速巡航飛行時(shí)，飛機(jī)的重量越大1

平飛所需速度越大。平飛所需速度越小。平飛所需速度不變。平飛所需速度是增大還是

減小不確定。

191.在其它條件不變的情況下，飛機(jī)平飛所需速度與巡航高度的關(guān)系是：2平飛所需

速度與巡航高度無關(guān)。巡航高度越高，平飛所需速度越大。巡航高度越高，平飛所需速

度越小。隨著巡航高度的增加，平飛所需速度先是增加然后減小。

192.飛機(jī)平飛速度范圍是：2|4由飛機(jī)剩余推力的變化來決定。代表飛機(jī)平飛性能

的一個(gè)參數(shù)。隨著高度的增加而增大。由最大平飛速度和最小平飛速度來確定。

193.飛機(jī)在等速下滑過程中，1|3選定一個(gè)迎角，對應(yīng)一個(gè)升阻比，也就確定了下

滑角。飛機(jī)重力在飛行方向的分力維持飛行速度，所以飛機(jī)重力越大，下滑距離越短。選

擇最大升阻比，可以得到最大的下滑距離。升阻比越小，下滑距離越大。

194.飛機(jī)主要巡航性能之一是航程。3|4提高平飛速度可以加大航程。航程是飛機(jī)

在無風(fēng)的條件下連續(xù)飛行耗盡所有燃油時(shí)飛行的水平距離。飛機(jī)相對地面飛行單位距離的

燃油消耗量越小，航程越長。航程是飛機(jī)在無風(fēng)的條件下連續(xù)飛行耗盡可用燃油時(shí)飛行的

水平距離。

195.關(guān)于飛機(jī)起飛的離地速度，下列說法哪些是正確的？2|4飛機(jī)起飛滑跑時(shí)，升

力比飛機(jī)重量略大時(shí)的瞬時(shí)速度，叫做離地速度。飛機(jī)起飛滑跑時(shí)，升力等于飛機(jī)重量時(shí)

的瞬時(shí)速度，叫做離地速度。飛機(jī)起飛重量越大，空氣密度越大，離地時(shí)的迎角越大，離

地的速度就越大。飛機(jī)起飛重量越大，空氣密度越小，離地時(shí)的迎角越小，離地的速度就

越大。

196.下列哪些情況會造成飛機(jī)著陸滑跑距離長？2|3氣溫低，空氣干燥。飛機(jī)著陸

重量大。起落架剎車性能不好。著陸后立即打開擾流板。

197.飛機(jī)的最大平飛速度，1取決于平飛所需推力（或所需功率）和額定狀態(tài)下發(fā)

動(dòng)機(jī)可用推力（或可用功率I與飛行高度無關(guān)。在低空飛行時(shí)受發(fā)動(dòng)機(jī)可用推力的限

制。在高空飛行時(shí)受到飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的限制。

198.飛機(jī)的最小平飛速度，3隨著高度的增加而減小。應(yīng)該比失速速度小一些。受

到最大升力系數(shù)的限制。與發(fā)動(dòng)機(jī)的可用推力無關(guān)。

199.飛機(jī)沿傾斜向上直線等速上升時(shí)，3作用在飛機(jī)上的外載荷是平衡力系，所以

升力等于飛機(jī)重力。作用在飛機(jī)上的外載荷是平衡力系，推力等于阻力。推力大于阻力，

是平衡力系。升力小于飛機(jī)重力，外載荷不是平衡力系。

200.飛機(jī)在高空無動(dòng)力勻速滑翔，如何獲得最大下滑率（飛行距離/M度）？1調(diào)整

迎角，獲得最大升阻比只能增大迎角，增大升力調(diào)整迎角，減小升阻比只能減小迎角，

減小阻力

201.飛機(jī)起飛距離與下列哪些因素有關(guān)？1/2/3/4爬升角度的選擇。發(fā)動(dòng)機(jī)的推力。

增開裝置的使用。飛機(jī)重量。

202.關(guān)于飛機(jī)的著陸接地速度的如下說法，哪些正確？3/4與飛機(jī)著地重量、接地時(shí)

的升力系數(shù)有關(guān)，與空氣密度無關(guān)。與機(jī)場海拔高度，當(dāng)?shù)販囟?、風(fēng)力無關(guān)著陸時(shí)后

緣襟翼應(yīng)完全放出，以減小著陸接

地速度加大飛機(jī)接地時(shí)的迎角，以減小接地速度。

203.關(guān)于剩余推力下列哪些說法是正確的？2/3隨著飛行速度變化剩余推力保持不變

剩余推力的存在是飛機(jī)進(jìn)行平飛加速的條件剩余推力等于零對應(yīng)的較大速度為最大平飛

速度隨著飛行速度的增加剩余推力一直在減小。

204.假設(shè)在其它條件不變的情況下，關(guān)于飛機(jī)的起飛滑跑距離下列哪些說法是正確

的？1/3在夏天起飛滑跑距離比冬天滑跑距離長夏天比冬天滑跑距離短高海拔機(jī)場比低

海拔機(jī)場所需的跑道長高海拔機(jī)場比低海拔機(jī)場所需的跑道短。

205.某飛機(jī)在某一高度進(jìn)行巡航飛行的速度隨著迎角的變化為：1/4飛機(jī)可以進(jìn)行

小迎角大速度平飛，也可以進(jìn)行大迎角小速度平飛加大迎角可以減小平飛速度，減小平飛

所需功率減小迎角可以增大平飛速度，加大巡航航程為了提高飛行效率應(yīng)選擇最大升阻

比附近的有利迎角進(jìn)行巡航飛行。

206.飛機(jī)正常平飛轉(zhuǎn)彎時(shí)，向心力的作用是：2改變飛行速度的大小改變飛行速度的

方向使飛機(jī)機(jī)頭對準(zhǔn)來流防止飛機(jī)掉高度。

207.在飛機(jī)進(jìn)行正常轉(zhuǎn)彎時(shí)，4飛機(jī)的飛行速度不變首先要使飛機(jī)傾斜，以便使升力

與飛機(jī)重量平衡首先要使飛機(jī)傾斜，使升力等于轉(zhuǎn)彎時(shí)所需的向心力要增大迎角。

208.飛機(jī)正常水平轉(zhuǎn)彎的傾斜角度受到下列哪些條件限制？1/3/4飛機(jī)的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度最

大升阻比發(fā)動(dòng)機(jī)的推力飛機(jī)的臨界迎角。

209.飛機(jī)進(jìn)行正常轉(zhuǎn)彎時(shí)，1升力在水平方向上的分量為飛機(jī)轉(zhuǎn)彎提供向心力飛機(jī)

升力小于飛機(jī)重力應(yīng)減小迎角，防止飛機(jī)掉高度應(yīng)加大推力以減小轉(zhuǎn)彎半徑。

210.關(guān)于飛機(jī)正常轉(zhuǎn)彎的傾斜角度下列說法哪些是正確的？3傾斜角度超過一定值會

造成水平轉(zhuǎn)彎時(shí)發(fā)生側(cè)滑只要飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度允許傾斜角度越大越好傾斜角度越大所需要

的飛行迎角越大傾斜角度與飛機(jī)的結(jié)構(gòu)受力無關(guān)。

211.飛機(jī)正常水平轉(zhuǎn)彎的傾斜角度越大則2/3轉(zhuǎn)彎半徑越大飛機(jī)承受的氣動(dòng)升力越大

飛機(jī)的飛行阻力越大提供飛機(jī)轉(zhuǎn)彎的向心力越小。

212.在操縱具有飛行擾流板的現(xiàn)代客機(jī)做水平盤旋時(shí)，駕駛員應(yīng)操縱1/3/4副翼方向

舵升降舵油門桿。

213.飛機(jī)的平飛包線中，右面的一條線表示最大平飛速度隨高度的變化情況3在低空

受結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的限制，飛機(jī)的飛行速度要比最大平飛速度大在高空受結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的限制，飛機(jī)

的最大平飛速度將減小在高空飛機(jī)的最大平飛速度受到發(fā)動(dòng)機(jī)可用推力的限制在低空受

到發(fā)動(dòng)機(jī)可用推力的限制。

214.關(guān)于飛機(jī)大迎角失速下列說法哪些正確？1/3在任何空速和飛行姿態(tài)下，只要迎

角超過臨界迎角都可能發(fā)生失速只要迎角小于臨界迎角飛機(jī)的飛行就是安全的飛機(jī)失速

會引起機(jī)翼和尾翼的振動(dòng)對飛機(jī)的操縱性和穩(wěn)定性沒有影響。

215.飛機(jī)的平飛速度范圍可用飛行包線表示出來，從飛行包線可以看出：4隨著高

度的增加，最大平飛速度和最小平飛速度減小，平飛速度范圍減小隨著高度增加，最小平

飛速度和最大平飛速度增加，平飛速度范圍減小隨高度增加，最小平飛速度減小，最大平

飛速度增加，平飛速度范圍減小隨高度增加，最小平飛速度增加，最大平飛速度減小，

平飛速度范圍減小。

216.飛行中飛機(jī)承受的氣動(dòng)升力等于1載荷因數(shù)ny乘以飛機(jī)重力載荷因數(shù)ny減I再

乘以飛機(jī)重力載荷因數(shù)ny加I再乘以飛機(jī)重力飛機(jī)重力除以載荷因數(shù)ny。

217.空氣動(dòng)力學(xué)中所用的載荷因數(shù)ny等于：1升力比重力升力比阻力升力比推力

推力比阻力。

218.飛機(jī)進(jìn)行俯沖拉起時(shí)，2/4軌跡半徑越大，ny越大飛行速度越小，ny越小ny

可能等于I,也可能大于1ny只能大于L

219.關(guān)于載荷因數(shù)ny,下列說法哪些是正確的？3/4飛機(jī)等速爬升是平衡狀態(tài)，所以

ny等于I等速下滑時(shí)ny大于Iny大，飛機(jī)結(jié)構(gòu)受載大在飛機(jī)著陸過程中，取ny等

于I,說明飛機(jī)升力等于重量。

220.在飛機(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2這

條線上各點(diǎn)的速度小于對應(yīng)高度上的失速速度線上各點(diǎn)的速度大于對應(yīng)高度上的失速速

度線上各點(diǎn)的速度等于對應(yīng)高度上的失速速度在低空小于飛機(jī)失速速度，在高空大于失

速速度。

221.飛機(jī)的速度-過載包線是以飛行速度和載荷因數(shù)為坐標(biāo)畫出的飛行包線：1/2在

ny最大值的限制界限上，飛機(jī)結(jié)構(gòu)受力匕匕較嚴(yán)重在包線范圍之內(nèi)和邊界線上各點(diǎn)所代表

的速度和載荷因數(shù)組合情況在飛行中都可能出現(xiàn)只有最大平飛速度和最小平飛速度兩條

邊界線表示出飛機(jī)平飛速度范圍隨飛行高度的變化情況。

222.飛機(jī)的飛行包線是將飛行中可能出現(xiàn)的各種參數(shù)組合用一條曲線包圍起來：1/3

包線范圍以內(nèi)各點(diǎn)所代表的飛行參數(shù)的組合可能在飛行中出現(xiàn)只有邊界上各點(diǎn)所代表的

飛行參數(shù)的組合可能在飛行中出現(xiàn)包線邊界上的各點(diǎn)都表示某一個(gè)飛行參數(shù)的限制條件

包線所圍范圍以外各點(diǎn)所代表的飛行參數(shù)的組合也可能在正常飛行中出現(xiàn)。

223.飛機(jī)定常水平轉(zhuǎn)彎時(shí)，ny:2/3等于I隨傾斜角度增