M8空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ)及飛行原理382題.docx

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、32 2、空氣的組成為(C) A、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、空氣的可朔性 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 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<P>、密度<>、溫度<T>三者之間的變化關(guān)系是(D) A、=PRT B、T=PR C、P=R/ T D、P=RT 7、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(A) A、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: (BC) A、空氣清潔度 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: (BC) A、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(AB) A、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 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(B) A、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 kgm3 20、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、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(BC) A、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(C )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、5 C、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1/4 28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(AD) A、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 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?B、可由層流變?yōu)槲闪?C、一般不發(fā)生變化 D、紊流、層流可交替變化 38、在機(jī)翼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(BD) A、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 42、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)槲闪鞯囊蛩厥?(ABC) A、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、亞音速空氣流速增加可有如下效果(BCD) A、由層流變?yōu)槲闪鞯霓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(ABCD) A、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Al=3A2 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。 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 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 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、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Al=2A2=4A3 則其靜壓為 (B ) A、P1=P2=P3 B、P1>P2>P3 C、P1<P2<P3 D、P1>P3>P2 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(A) A、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(C) A、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、凡是流速大的地方，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: (AD) A、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? (BC) A、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(A) A、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)身縱軸之間所夾的銳角 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、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。 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10 C、相對(duì)厚度10%到15 D、相對(duì)厚度15到20 83、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65 84、大型民航運(yùn)輸機(jī)常用機(jī)翼平面形狀的特點(diǎn): (BD) A、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 85、具有后掠角的飛機(jī)有側(cè)滑角時(shí)，會(huì)產(chǎn)生(AB) A、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: (AB) A、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(C) A、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(C) A、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(C) A、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)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)? (B) A、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<M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?(AD) A、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? (ABD) A、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? (B) A、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(B) A、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(C) A、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(D) A、摩擦阻力 B、壓差阻力 C、誘導(dǎo)阻力 D、干擾阻力 115、下列(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? (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)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(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 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(C) A、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1.9 倍C、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(AB) A、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: (AB) A、保持飛機(jī)表面光潔度 B、采用層流翼型 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(ABD) A、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?(BCD) A、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(AC) A、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 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(B) A、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，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） 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(D) A、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(CD) A、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)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、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。 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?(BC) A、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? (AD) A、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 (ABD) A、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(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(pán)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)翼飛行擾流板不動(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(ACD) A、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(CD) A、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?(AB) A、擾流板可作為減速板縮短飛機(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 175、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 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，(C) 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 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(B) A、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(C) A、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(B) A、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(D) A、1040/1100 B、1100/1100 C、1100/1155 D、1040/1155 183、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?C、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)使用的流管是(C) A、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(AD) 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： (BC) A、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?195、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)槲闪鳎a(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“ 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): (CD) A、氣動(dòng)加熱會(huì)使機(jī)體表層的溫度升高，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? (AD) A、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、激波是超音速氣流流過(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? (AB) A、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?(BC) A、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(BC) A、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)。 208、對(duì)于后掠機(jī)翼而言(A) A、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失速對(duì)飛行無(wú)影響 209、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)?B) A、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)。 210、高速飛機(jī)機(jī)翼采用的翼型是(B) A、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