飛行原理和飛行性能.docx

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飛行原理和飛行性能12001在迎角不變條件下，飛行速度增大一倍則升力：（B）增大2倍（A）增大l倍12002（C）增大4倍（D）不變在迎角不變條件下，飛行速度增大一倍則阻力：（B）增大2倍（D）不變（A）增大l倍12003（C）增大隨著飛行高度的增加，保持平飛所需的迎角與真空速的關系為：（A）均不變（B）給定迎角下的真空速增大（C）給定迎角下的真空速減?。―）兩者均減小12004影響失速速度的因素有：（A）重量、過載、功率（B）過載、迎角和功率（C）迎角、重量和空氣密度（D）迎角、重量、飛機構形12005在小于V有利的飛行速度范圍內，平飛速度減小將引起飛機阻力：（A）增加，因為誘導阻力增大（B）增大，因為摩擦阻力增大（C）減小，因為誘導阻力減?。―）減小，因為壓差阻力減小12006保持一定速度平飛，隨著重量增加飛機：（A）摩擦阻力增大（B）誘導阻力增大（C）誘導阻力減小（D）誘導阻力基本不變12007通過改變迎角，飛行員可以改變：（A）升力、阻力和飛機重量（B）升力、阻力和速度（C）升力、速度但不能控制阻力（D）飛機重量、升力但不能控制速度12022 下列關于阻力的敘述不正確的是：（A）誘導阻力是由于氣流下洗引起的（B）壓差阻力是由于氣流分離引起的（C）零升阻力的主要成分是摩擦阻力（D）摩擦阻力的大小僅與飛行表速有關12022在飛機起飛離開地面過程中：（A）飛機的穩(wěn)定性將增強（B）誘導阻力將增大（C）誘導阻力將減?。―）摩擦阻力將增大12022雙發(fā)螺旋槳飛機的關鍵發(fā)為：（A）渦流對垂尾影響較輕的一發(fā)（B）渦流對垂尾影響較重的一發(fā)（C）產(chǎn)生可用拉力較大的一發(fā)（D）可以為任意一發(fā)12022跨音速飛行一般是指：（A）馬赫數(shù)0.50到1.0（B）馬赫數(shù)0.75到1.0（C）馬赫數(shù)0.75到1.2（D）馬赫數(shù)0.75到2.012022亞音速飛行一般指：（A）馬赫數(shù)低于0.75（B）馬赫數(shù)0.75到1.2（C）馬赫數(shù)0.75到1.0（D）馬赫數(shù)低于1.012022臨界馬赫數(shù)是指：（A）上翼面出現(xiàn)激波時的來流馬赫數(shù)（B）上翼面出現(xiàn)局部超音速區(qū)時的來流馬赫數(shù)（C）飛機產(chǎn)生高速振動時的來流馬赫數(shù)（D）上翼面低壓力點達到音速時的來流馬赫數(shù)12022隨著來流馬赫數(shù)的增加機翼表面最先達到音速的一點是在：（A）上翼面前緣（B）上翼面后緣（C）機翼前緣駐點附近（D）下翼面前緣12022后掠翼飛機在翼尖出現(xiàn)激波失速后將使壓力中心：（A）向后向內移動（B）向前向內移動（C）向前向外移動（D）僅向內移動12022機翼后掠設計的最大優(yōu)點在于： （A）顯著提高臨界馬赫數(shù)（B）改進飛機在高速飛行時的穩(wěn)定性（C）降低空氣壓縮性的影響（D）改進飛機在高速飛行時的操縱性12022后掠翼的缺點在于：（A）翼根先失速（B）隨壓力中心的前移飛機出現(xiàn)劇烈低頭（C）翼尖先失速（D）飛機的穩(wěn)定性較差12022翼面渦流發(fā)生器的主要作用是：（A）破壞上翼面繞流（B）減小激波阻力（C）改善后掠翼飛機的穩(wěn)定性（D）改善后掠翼飛機的副翼操縱性12022增升裝置的主要作用是：（A）增大最大升阻比（B）增大最大升力（C）增大阻力（D）增大臨界迎角12022前緣襟翼的主要作用是：（A）增大機翼彎度（B）減小升力但不增加速度（C）改善大迎角下的飛機穩(wěn)定性（D）增加飛行阻力12022前緣縫翼的工作原理是：（A）改變機翼彎度增加升力（B）改善上翼面繞流延緩氣流分離（C）改善下翼面繞流延緩氣流分離（D）將下翼面高壓區(qū)的氣流引向上翼面，延緩氣流分離12022螺旋槳順槳是指將槳葉角調整到：（A）0°左右（B）45°左右（C）90°左右（D）180°左右12023飛機失速的根本原因在于：（A）飛行速度過?。˙）飛行速度過大（C）遭遇陣風干擾（D）飛機迎角超過臨界迎角12024飛機的迎角是：（A）飛機縱軸與相對氣流的夾角（B）機翼弦線與相對氣流的夾角（C）機翼弦線與水平面的夾角（D）飛行軌跡與水平面的夾角12025低速流動的基本特征是： （A）流管變細，流速加快（B）流管變細，流速減慢（C）流管變細，氣流壓力增加（D）流速加快，則氣流壓力12026在臨界迎角狀態(tài)，飛機的：（A）升力最大（B）升力系數(shù)最大（C）升力系數(shù)和阻力系數(shù)最大（D）升阻比最大12027有利迎角狀態(tài)，飛機的：（A）升力最大（B）升力系數(shù)最大（C）升力系數(shù)和阻力系數(shù)最大（D）升阻比最大12028襟翼的主要作用在于：（A）增加升阻比（B）減小升阻比（C）增加最大升力系數(shù)（D）增加升力系數(shù)12029飛機的升力主要是由：（A）上翼面前緣產(chǎn)生的（B）上翼面后緣產(chǎn)生的（C）下翼面前緣產(chǎn)生的（D）上下翼面各占一半12030螺旋槳變距是指改變：（A）槳葉角（B）槳葉迎角（C）槳葉轉速（D）發(fā)動機扭矩12031螺旋槳飛機的拉力：（A）隨飛行高度增加而增加（B）隨飛行高度增加而減?。–）隨飛行速度增加而增大（D）隨飛行速度增加而減小12032螺旋槳產(chǎn)生負拉力的原因有：（A）槳葉角過大，飛行速度過?。˙）槳葉角過大，飛行速度過大（C）油門過大，飛行速度過小（D）油門過小，飛行速度過大12033超音速流動的基本規(guī)律是：（B）膨脹加速，壓力降低，溫度降低（A）膨脹加速，壓力增高，溫度增高12034尾流的產(chǎn)生主要是由于： （C）膨脹減速，壓力增高，溫度增高（D）膨脹減速，壓力降低，溫度降低（A）翼尖渦（B）氣流與飛機間的摩擦作用（C）氣流在機翼表面發(fā)生分離的結果（D）動力裝置的排除尾氣12035尾流移動的基本特征是：（B）緩慢上升（D）向下風側飄移（A）緩慢下沉（C）向上風側飄移12036影響尾流強度的主要因素有：（A）重量越大，速度越高，尾流越強（B）重量越大，速度越低，尾流越強（C）翼展越長，速度越低，尾流越強（D）翼展越長，速度越大，尾流越強12037空氣的壓縮性對高速流動規(guī)律的影響程度取決于：（B）空氣溫度（D）飛行馬赫數(shù)（B）真空速不變，指示空速增大（D）真空速不變，指示空速減?。―）先減小后增加（A）飛行速度（C）空氣密度12038（A）真空速增大，指示空速也增大（C）真空速增大，指示空速不變1203912040（A）增加（B）減小保持相同迎角平飛，隨著飛行高度增加：隨著迎角的增加，飛機的升阻比:（C）先增加后減小飛機著陸過程中，其尾流結束是從:（B）飛機接地后（A）飛機進場后收油門至慢車位（C）飛機停止運動12041（A）在前機離地點前方離地（B）在前機離地點的后方離地 （D）飛機收回擾流板并解除反推后起飛階段，后機為避免前機尾流的影響應當:（C）不需考慮前機影響，因為在地面上飛機不產(chǎn)生尾流（D）以上答案都不對12042著陸階段，后機為避免前機尾流的影響，應當:（A）在前機接地點前方接地（B）在前機接地點的后方接地（C）不需考慮前機影響，因為在地面上飛機不產(chǎn)生尾流（D）以上答案都不對1204312044起風時，在下列哪種情況下應特別注意尾流的影響：（B）順風（C）側風（D）陣風下列關于馬赫數(shù)的敘述正確的是：（A）逆風（A）馬赫數(shù)是飛行速度與該高度上音速之比（B）馬赫數(shù)是音速與飛行速度之比（C）馬赫數(shù)反映了空氣莊縮性的大?。―）飛行馬赫數(shù)超過1意味著進入超音速飛行120451************481204912050120511205212053120541205512056可以減小起飛距離的因素有：沿上坡跑道起飛對起飛性能的影響是：（B）起飛距離減少（C）VR降低（D）VR增加（D）沿上坡跑道起飛下列因素中可以減小起飛決斷速度的是：（B）減小起飛重量 （C）機場標高增加下列因素中隨起飛重量增加而減小的是：（D）繼續(xù)起飛距離（D）空中最小操縱速度V2速度的定義為:（B）起飛安全速度（C）最小起飛速度噴氣機的快升速度VY為:螺旋槳飛機以V有利飛行時將得到:（C）最長返航時間（D）最小下降率噴氣機的遠航速度是在:為獲得最遠航程，順風時應：（B）減小巡航速度（C）維持原巡航速度（D）改變飛行高度對于給定航程的飛行，為減小油耗應當:重量減輕時為得到最大航程應:（B）減小巡航高度（C）飛行迎角應減小（D）增加巡航高度和速度為獲得最遠航程，隨重量減輕噴氣機應：（A）增大VR（B）減小VR（C）逆風分量增大（D）增大起飛襟翼角度（A）起飛距離增大（A）跑道積水（A）決斷速度V1（B）抬輪速度VR（C）加速停止距離（A）起飛決斷速度（A）大于V有利（B）小于V有利（C）等于V有利（D）與V有利無關（A）最大航程（B）最大上升梯度（A）大于V有利（B）小于V有利（C）等于V有利（D）與V有利無關（A）增加巡航速度（A）順風時增大速度（B）逆風時增大速度（C）逆風時增大高度（D）順風時減小高度（A）減小巡航速度 （A）增加速度和高度（B）增加高度或減小速度（C）增加速度或減小高度（D）減小速度和高度12057VSO表示：（A）全收構形下失速速度（B）起飛構形下失速速度（C）著陸構形下失速速度（D）復飛構形下失速速度12058機場標高對著陸接地速度的影響為：（A）標高越高，地速越大（B）標高越高，地速越?。–）標高對地速無顯著影響（D）標高對地速的影響還與溫度有關12059為了縮短著陸距離，噴氣機在使用反推時應：（A）接地后立即便用反推（B）接地前就便用反推（C）在施加最大剎車后使用反推（D）在放出減速板以后使用反推12060在著陸滑跑中：（A）減速板的主要作用是增加氣動阻力（B）反推主要用于高速滑跑時的減速（C）剎車在高速滑跑時的減速效率最高（D）反推主要用于低速滑跑時的減速12061著陸滑跑中影響剎車效率的因素有：（A）減少機翼升力可增大剎車效率（B）光潔的道面有助于改善剎車效率（C）機輪打滑狀率越高剎車效率越高（D）高速滑跑時剎車效率好12062濕滑道面上的著陸距離應：（B）按干道面著陸距離的1.1倍計算（A）不超過可用跑道長度的70%12063（C）按干道面著陸距離的1.2倍計算（D）按干道面著陸距離的1.3倍計算飛機的仰角與迎角間的關系是：（B）大仰角對應于大迎角（A）仰角與迎角相同12064 （C）仰角與迎角之差就是軌跡角（D）仰角與迎角間沒有一一對應關系增加飛機仰角可以增大上升率的速度范圍是：（A）小速度范圍（B）大速度范圍（C）任何速度范圍（D）僅靠改變速度不能增加上升率12065將：（A）不變12066將：（A）不變12067（B）增加（C）減?。―）先增加后減小飛機的抬輪速度VR應當是：（B）增加（C）減小（D）先增加后減小對于裝備增壓式發(fā)動機的螺旋槳飛機，隨著飛行高度增加，VMCA(空中最小操縱速度)對于裝備非增壓式發(fā)動機的螺旋槳飛機，隨著飛行高度增加，VMCA(空中最小操縱速度)（A）大于失速速度，小于VMCA（B）僅需大于失速速度（C）大于失速速度和VMCA（D）僅需大于VMCA12068VMCA的意義在于，雙發(fā)飛機在一發(fā)失效時只要不低于該速度就能：（A）保持住航向（B）保持住航向和高度（C）控制兩翼水平（D）保持一定的爬升能力12069飛機重心位置對VMCA的影響為：（B）重心后移時VMCA增大（D）重心后移時VMCA將減小（A）重心前移時VMCA增大（C）重心對VMCA無顯著影響12070盤旋中為保持高度應增大迎角，其原因是：（A）補償升力的垂直分量損失（B）增大升力的水平分量（C）補償阻力的增量（D）保持速度12071 關于過載的敘述正確的是：（A）重量與升力之比（B）升力與重量之差與重量的比值（C）升力與重量之比（D）盤旋中坡度越大過載越小12072B737飛機做60°坡度盤旋其過載為：（A）1（B）1.2（C）1.4（D）2120731207412075B757飛機做45°坡度盤旋時其過載為：一架B737著陸重量為50噸，做30°坡度盤旋等待時機翼升力為：（B）100噸（C）57噸（D）65噸能同時增加轉彎率并減小轉彎半徑的方法有：（A）1（B）1.2（C）l.4（D）2（A）50噸（A）增加速度和坡度（B）增加坡度減小速度（C）減小坡度增加速度（D）保持坡度增加速度12076保持盤旋坡度，增加速度，則轉彎率與半徑的變化為：（A）轉彎率減小，半徑增大（B）轉彎率增加，半徑減?。–）轉彎率和半徑均增大（D）轉彎率和半徑均減小12077保持盤旋坡度和高度不變，隨者盤旋速度的增大：（A）轉彎率減小，過載減?。˙）轉彎率增加，過載增大（C）轉彎率減小，過載不變（D）轉彎率減小，過載增大12078為了獲得最小下降率應當：（A）以有利速度下降（B）以經(jīng)濟速度下降（C）以VMCA下降（D）以VS下降12079風對飛機下降性能的影響為：（A）逆風使下降角減?。˙）順風使下降角減小（C）逆風使下降率增和（D）順風使下降率增加120801208112082 氣溫影響飛機起飛性能的主要原因是：（B）影響抬輪速度VR（C）影響V2（D）影響真空速（B）影響抬輪速度VR（C）影響V2（D）影響真空速機場標高影響飛機起飛性能的主要原因是：停止道的作用主要在于：（A）影響可用推力（A）影響可用推力（A）增加起飛可用距離（B）增加中斷起飛可用距離（C）增加繼續(xù)起飛可用距離（D）增加滑跑可用距離12083凈空道的作用主要在于：（A）增加全發(fā)起飛可用距離（B）增加中斷起飛可用距離（C）增加繼續(xù)起飛可用距離（D）增加滑跑可用距離12084下述因素中不利于增加起飛重量的有：（A）使用下坡跑道（B）使用大角度襟翼（C）高溫天氣（D）逆風起飛12085著陸時飛機的進場速度VREF為：（A）失速速度（B）失速速度的1.2倍（C）失速速度的1.3倍（D）失速速度的l.4倍12086飛機的起飛側風極限是指飛機在特定階段下用滿舵(留有一定備份)所能修正的最大正側風，其中特定階段是指：（A）起飛滑跑階段（B）離地后初始爬升階段（C）抬前輪階段（D）中斷起飛階段12087飛機的著陸側風極限是指飛機在特定階段下用滿舵(留有一定備份)所能修正的最大正側風，其中特定階段是指：（A）著陸滑跑階段（B）復飛初始爬升階段（C）主輪接地階段（D）著陸拉平階段12088飛機在重量一定條件下，上升梯度主要取決于： （A）飛機的速度（B）飛機的油門大?。–）剩余推力大小（D）剩余功率大小12089飛機在重量一定條件下，上升率主要取決于:（A）飛機的速度（B）飛機的油門大?。–）剩余推力大?。―）剩余功率大小12090飛機以慢車功率飄降時，其飄降距離主要取決于：（A）飛機的高度和重量（B）飛機的高度和速度（C）飛機的重量和速度（D）飛機的速度12091下列關于翼尖渦流的敘述正確的是：（A）翼尖渦流是由于機翼上下翼面的壓力差引起的（B）翼尖渦流是由于機翼表面氣流分離引起的（C）翼尖渦流產(chǎn)生的下洗作用使機翼的升力和阻力增大（D）翼尖渦流的旋轉方向為逆時針12092風對尾流的影響特征是：（A）風會加速尾流的消散（B）尾流不隨風發(fā)生漂移（C）向上風側飄移（D）向下風側飄移12093在按尾流強度對飛機進行分類時主要依據(jù)：（A）飛機的最大著陸重量（B）飛機的最大起飛重量（C）飛機的失速速度（D）飛機的著陸入口速度12094保持相同指示空速和半徑作盤旋，坡度與高度的關系為：（A）高度增加，則所需盤旋坡度增大（B）高度增加，則所需盤旋坡度減?。–）高度對盤旋坡度沒有影響（D）與發(fā)動機功率無關12095隨著飛機盤旋坡度的增大，失速速度：（A）增加（B）減?。–）基本不變（D）先增加后減小12096飛行中遇到中度以上顛顛時，應盡可能將速度保持在：（A）抖動速度（B）顛簸氣流中的有利飛行速度（C）經(jīng)濟速度（D）空中最小操縱速度1209712098 起飛時，在下列哪種情況下應特別注意尾流的影響：（B）順風（C）側風（D）陣風噴氣式飛機的實用升限是：（A）逆風（A）最大上升率為0英尺/分鐘時的高渡（B）最大上升率乃30英尺/分鐘時的高度（C）最大上升率為50英尺/分鐘時的高度（D）最大上升率為70英尺/分鐘時的高度12099噴氣式飛機的理論升限是：（A）最大上升率為0英尺/分鐘時高度（B）最大上升率為30英尺/分鐘時的高度（C）最大上升率為50英尺/分鐘時的高度（D）最大上升率為70英尺/分鐘時的高度12100縱向動不穩(wěn)定的特征是：（A）仰俯振蕩越來越加?。˙）坡度振蕩越來越加劇（C）飛機始終趨于低頭（D）飛機始終趨于上仰12101當飛機的重心超過其后限時：（A）副翼操縱變得遲緩（B）方向舵操縱變得遲緩（C）升降舵出現(xiàn)反操縱（D）縱向不穩(wěn)定12102當飛機重心處于后限時：（A）失速速度增大，巡航速度增大，穩(wěn)定性最低（B）失速速度最小，巡航速度最大，穩(wěn)定性最低（C）失速速度最小，巡航速度最低，穩(wěn)定性最好（D）失速速度最大，巡航速度最小，穩(wěn)定性最好12103當飛機重心處于前極限時：（A）失速速度減小，巡航速度很大，穩(wěn)定性最低（B）失速速度最小，巡航速度最大，穩(wěn)定性最低（C）失速速度最小，巡航速度最低，穩(wěn)定性最好（D）失速速度減小，巡航速度增大，穩(wěn)定性最好12104 后掠翼飛機的荷蘭滾現(xiàn)象是：（A）由于縱問穩(wěn)定性較差引起（B）由于橫側穩(wěn)定性過強而航向穩(wěn)定性過弱引起的（C）由于橫側穩(wěn)定性過弱而航向穩(wěn)定性過強引起的（D）由于側向操縱性差引起的12105下列屬于主操縱系統(tǒng)的是：（B）升降舵（D）副翼調整片（B）升降舵（D）副翼（B）僅用于高速飛行（D）僅限著陸起飛階段使用（B）僅用于高速飛行（D）僅限著陸起飛階段使用（B）減小激波阻力（D）改善后掠翼飛機的副翼操縱性（B）橫向主操縱系統(tǒng)（D）橫向輔助操縱系統(tǒng)（A）襟翼（C）擾流板12106（A）方向舵（C）前緣襟翼12107（A）僅用于低速飛行（C）用于高速和低速飛行12108（A）僅用于低速飛行（C）用于高速和地速飛行12109翼面渦流發(fā)生器的作用是：（A）破壞上翼面的展向流動（C）改善后掠翼飛機的穩(wěn)定性12110前緣襟翼屬于：（A）縱向主操縱系統(tǒng)（C）縱向輔助操縱系統(tǒng)12111前緣縫翼的主要作用是：（A）增加低速飛行時的升力（B）改善高速飛行時的副翼操縱性（C）將下翼面低壓區(qū)的氣流引向上翼面下列屬于輔助操縱系統(tǒng)的是：現(xiàn)代民航機的副翼一般分為內副翼和外副翼，其中內副翼用于：現(xiàn)代民航機的副翼一般分為內副翼和外副翼，其中外副翼用于：（D）改善大迎角狀態(tài)下的副翼操縱性12112 飛行擾流板的主要作用是：（B）增加阻力（D）僅限低速飛行使用（B）增加起飛所需爬升能力（D）減小失速速度（B）控制飛機繞主軸轉動（D）A和C都對（B）控制飛機繞立軸轉動（D）控制飛機繞立軸和縱軸轉動（B）控制飛機繞立軸轉動（D）控制飛機繞立軸和縱軸轉動（B）前緣襟翼（D）偏航阻尼器（A）增加機翼彎度（C）減小升力但不增加速度12113（A）增加起飛所需升力（C）減小阻力12114升降舵用于：（A）控制飛機繞橫軸轉動（C）控制飛機繞縱軸轉動12115副翼是用于：（A）控制飛機繞橫軸轉動（C）控制飛機繞縱軸轉動12116方向舵是用于：（A）控制飛機繞橫軸轉動（C）控制飛機繞縱軸轉動12117（A）后緣襟翼（C）擾流板12118關于起飛襟翼調定的作用敘述正確的是：副翼卡阻時可用于橫側操縱的是：平尾結冰狀態(tài)下放襟翼后可能導致飛機突然轉入俯沖，原因在于：（A）放襟翼產(chǎn)生附加低頭力矩，應及時帶桿改出（B）平尾在負迎角范圍失速，應及時帶桿改出（C）結冰導致平尾負臨界迎角減小，應收襟翼（D）放襟翼產(chǎn)生附加低頭力矩，應及時收襟翼12119飛機具有縱向靜穩(wěn)定性的條件是：（B）重心在焦點之后（D）重心在壓力中心之后（B）垂尾提供的（D）水平尾翼提供的（B）垂尾提供的（D）水平尾翼提供的（B）機翼后掠角或上單翼布局提供的（D）水平尾翼提供的（A）重心在焦點之前（C）重心在壓力中心之前12120 （A）機翼提供的（C）機身提供的12121飛機航向穩(wěn)定性主要是由：（A）機翼提供的（C）機身提供的12122（A）機身提供的（C）垂尾提供的12123（A）隨著迎角增加，焦點前移（B）隨著迎角增加，焦點后移（C）焦點位置不隨迎角而改變（D）隨著迎角增加，焦點先前移然后又后移飛機的縱向穩(wěn)定性主要是由：飛機的橫側穩(wěn)定性主要是由：飛機的焦點位置與機翼迎角的關系是：12124飛機的壓力中心位置與機翼迎角的關系是：（A）隨著迎角增加，壓力中心前移（B）隨著迎角增加，壓力中心后移（C）壓力中心位置不隨迎角而改變（D）隨著迎角增加，壓力中心先前移然后又后移12125飛機的重心過于靠后會導致：（B）方向舵操縱變遲鈍（D）升降舵操縱變靈敏（B）方向舵操縱變遲鈍（D）升降舵操縱變靈敏（A）副翼操縱變遲鈍（C）升降舵操縱變遲鈍12126（A）副翼操縱變遲鈍（C）升降舵操縱變遲鈍飛機的重心過于靠前會導致：