结构修理执照试题.pdf

1 民用航空器修理人员执照 基础培训试题 结构修理 中国民航学院机电学院 2 第 1 章 飞机结构的静强度和刚度分析 1 飞机作等速直线水平飞行时 作用在飞机上的所有外载荷有 A 重力 升力和离心惯性力 B 重力 升力 阻力和发动机的推 拉 力 C 空气动力和惯性力 D 重力 升力和切向惯性力 B E 2 飞机在垂直平面内作机动飞行时 作用在飞机上的升力等于 A cos 2 grGV B cos 2 grGV C cos 2 VgrG D cos 2 VgrG A M 3 当飞机以 60 的倾斜角作水平盘旋时 作用在飞机上的升力等于 A 飞机重量的一半 B 飞机重量 C 飞机重量的 3 倍 D 飞机重量的 2 倍 D M 4 飞机以平飞速度 V0作水平飞行时 若遇到风速为 V 的顺航向突风 此时 作用在飞 机上的升力为 A 2 0 2 S C V Vy B 2 0 2 S C V Vy C 2 2 0 S CyV D 2 2 S CyV B D 5 当飞机以平飞速度 V0飞行时 如果遇到速度为 W 的垂直向上突风 则作用在飞机上 的升力增量 A 与 V0的平方成正比 3 B 与 V0成反比 C 与 V0成正比 D 与 W 的平方成正比 C D 6 飞机在升力方向的过载定义是 A GYny B GGYny C GYny D YGny A E 7 飞机作等速直线水平飞行时 飞机重心处的过载为 A 1 nx 1 ny 1 nz B 1 nx 0 ny 1 nz C 1 nx 0 ny 0 nz D 0 nx 1 ny 0 nz D E 8 飞机在水平平面内盘旋时 飞机在升力方向的过载 A 始终小于 1 B 始终等于 1 C 始终大于 1 D 始终大于 2 C E 9 当飞机绕重心的角加速度为零时 位于飞机尾部设备的过载 A 大于飞机重心处的过载 B 等于飞机重心处的过载 C 小于飞机重心处的过载 D 与飞机重心处的过载无关 B D 10 当飞机绕重心有一个低头的角加速度时 位于飞机重心之前的主起落架的过 载 A 小于飞机重心处的过载 B 大于飞机重心处的过载 C 与飞机重心处的过载无关 D 等于飞机重心处的过载 A D 11 大型运输机的最大使用正过载大约为 4 A 1 2 B 5 6 C 3 4 D 7 8 C E 12 下列关于飞机过载和速压的说法 正确的是 A 速压反应了飞机总体受载的严重程度 B 过载反应了飞机总体受载的严重程度 C 过载反应了飞机表面所承受的局部气动载荷的严重程度 D 飞机在飞行中不能超过最大使用过载 但允许超过最大允许速压 B M 13 机动飞行包线的横坐标和纵坐标分别为 A 当量飞行速度和攻角 B 攻角和飞机过载 C 当量飞行速度和飞机过载 D 过载和速压 C M 14 若要画出一条完整的突风过载飞行包线 所需的基本参数有 A 发动机推力和飞机重量 B 飞行高度和飞行速度 C 临界攻角和过载 D 过载 速压和升力系数 D D 15 速压的定义是 A 2 2 Vq B Vq 2 C Vq 2 2 D 2Vq A D 16 飞机在下滑终了时所容许获得的最大速压 称为 A 强度限制速压 B 使用限制速压 C 最大使用速压 D 刚度限制速压 A E 17 大型运输机的最大使用负过载大约为 A 0 5 2 5 B 1 5 2 5 C 0 5 1 5 D 2 3 B E 18 飞机飞行中 如果超过规定的速压值 可能会引起 A 发动机颤振 B 失速 C 疲劳破坏 D 机翼 尾翼颤振 5 D E 19 影响正失速线的主要因素是 A 临界攻角 B 强度限制速压 C 最大使用过载 D 使用限制速压 A E 20 如果飞机在飞行中超过规定的速压值 可能会引起 A 疲劳断裂 B 应力腐蚀 C 副翼反效 D 激波分离 C M 21 飞机在飞行中 作用在机翼上的主要外载荷是 A 机翼结构质量力 B 空气动力 C 部件及装载质量力 D 惯性力 B E 22 机翼沿展向单位长度上的空气动力与 A 该段机翼的弦长成反比 B 该段机翼的弦长成正比 C 该段机翼弦长的平方成正比 D 该段机翼弦长的平方成反比 B E 23 一般来说 机翼结构的重心位于距机翼前缘 A 40 45 的弦长处 B 50 55 的弦长处 C 45 50 的弦长处 D 50 60 的弦长处 A E 24 机翼横截面上的全部内力有 A 剪力和弯矩 B 正应力和剪应力 C 剪力 弯矩和扭矩 D 轴力 弯矩和扭矩 C M 25 机翼的每个横截面上 都有一个特殊的点 当外力通过这一点时 不会使横截面转 动 如果外力不通过这一点 机翼的横截面就会绕该点转动 这个特殊的点称为 该横截面的 A 压力中心 B 重心 C 形心 D 刚心 D M 6 26 在机翼根部的横截面上 A 剪力和弯矩最大 扭矩最小 B 剪力为零 弯矩和扭矩最大 C 剪力 弯矩和扭矩最大 D 剪力和扭矩最大 弯矩为零 C D 27 随着机翼攻角的增大 压力中心 A 向机翼前缘移动 B 向机翼后缘移动 C 不变 D 先向机翼前缘移动 再向后缘移动 A M 28 机翼结构的刚心轴通常位于距机翼前缘 A 25 28 的弦长处 B 38 40 的弦长处 C 40 45 的弦长处 D 50 60 的弦长处 B E 29 压力中心通常位于距机翼前缘 A 38 40 的弦长处 B 45 50 的弦长处 C 25 28 的弦长处 D 40 45 的弦长处 C E 30 当机翼上作用有部件集中质量力时 那么在集中力作用点处 A 弯矩图不变 剪力图发生突变 B 剪力图发生转折 弯矩图发生突变 C 剪力图不变 弯矩图发生转折 D 剪力图发生突变 弯矩图发生转折 D M 31 在薄壁结构中 杆元件的受力特点是 A 只能承受或传递沿杆轴线方向的分布力 B 杆不能承受弯矩 或只能承受很小的弯矩 C 只能承受或传递沿杆轴线方向的集中力 D 只能承受或传递垂直杆轴线方向的分布力或集中力 B D 32 关于薄壁杆的受力特点 下列哪一种说法是错误的 A 薄壁杆可以承受或传递沿杆轴线方向的分布力 B 薄壁杆可以承受或传递沿杆轴线方向的集中力 C 薄壁杆可以承受或传递垂直杆轴线方向的分布力或集中力 D 杆不能承受弯矩 或只能承受很小的弯矩 C M 7 33 平面梁的受力特点是 A 腹板只承受分布剪流 而缘条作为杆元件承受轴力 B 腹板承受弯矩 缘条承受分布剪流 C 腹板同时承受分布剪流和拉压应力 D 上 下缘条分别受拉力或压力 从而承受梁平面内的剪力和弯矩 A D 34 平面板杆薄壁结构的受力特点是 A 板元件可以承受在板平面内的分布力 包括剪流和拉伸 或压 应力 B 外载荷可以作用在杆元件的端头 也可以作用在杆元件的中间 C 板元件只受剪流作用 杆元件只受轴力作用 D 板元件只受剪流作用 杆元件受剪流和轴力作用 D D 35 在对平面梁进行应力分析时 可根据 原则 将梁腹板的承弯能力折算到上 下缘条上去 A 等抗弯刚度 B 等抗拉刚度 C 等抗剪刚度 D 等抗扭刚度 A D 36 传力分析时 梁式机翼结构的前梁接头可看作是固支连接 此接头 A 只提供支反力矩 B 只提供支反剪力 C 只提供支反轴力 D 只提供支反力矩和支反剪力 D M 37 下列说法 哪一个是正确的 A 静不定结构的内力与元件本身的刚度无关 只与元件和外载荷的相对几何位置 有关 仅由平衡条件就可以唯一地确定元件的内力 B 对于静不定结构 仅利用平衡条件无法唯一确定各元件的内力 必须补充变形 协调条件 才能确定外载荷在结构各元件上的分配 C 静定结构内力的分配不仅与元件的相对几何位置和外载荷作用位置有关 而且 与各元件的刚度和支持刚度有关 D 静不定结构的内力可以由静力平衡条件唯一地确定 B D 38 静不定桁架结构中各杆的内力是按杆的 分配的 A 抗弯刚度 B 拉伸弹性模量 C 拉伸刚度 D 横截面面积 C 8 M 39 对于一个静定桁架结构 如果其中一根杆元件的横截面面积增大一倍 其它条件不 变 则这根杆元件的内力 A 增大 B 不变 C 减小 D 无法确定 不同的结构有不同的结果 B M 40 下列说法 哪一个是正确的 A 静不定结构的传力与支持条件有关 B 静不定结构的传力与各元件的本身刚度无关 C 静定结构的传力与各元件的本身刚度有关 D 静定结构的传力与支持条件有关 A E 41 在双梁式机翼上 剪力在前 后梁腹板上的分配是按梁的 分配的 A 抗扭刚度 B 拉伸刚度 C 平均 D 抗弯刚度 D M 42 作用在翼梁腹板上的剪力 A 传到翼肋腹板上 B 传到机翼蒙皮上 C 由翼根向翼尖传递 D 由翼尖向翼根传递 D M 43 作用在机翼上表面蒙皮上的气动力首先通过铆钉受拉传到 A 机翼机身对接接头上 B 桁条和翼肋上 C 翼梁上 D 隔框上 B D 44 机翼翼梁腹板的主要功用是 A 承受机翼横截面上的弯矩 B 承受机翼横截面上的剪力 C 承受机翼横截面上的轴力 D 承受机翼横截面上的弯矩和扭矩 B D 45 传到桁条上的载荷通过角片和铆钉传到 A 翼肋 B 翼梁腹板 C 蒙皮 D 翼梁缘条 A M 9 46 飞机在正过载飞行时 机翼结构下壁板的桁条主要承受 A 压力 B 剪流 C 拉力 D 扭矩 C D 47 机翼结构横剖面上的扭矩由 来承受和传递 A 桁条 B 梁的上下缘条 C 蒙皮 D 上下壁板和前后梁腹板组成的闭室 D D 48 在多闭室机翼结构上 扭矩在各闭室上是按 进行分配的 A 抗剪刚度 B 扭转刚度 C 抗弯刚度 D 抗拉刚度 B D 49 在单闭室机翼结构上 由扭矩引起的蒙皮或腹板上的剪流 A 与闭室面积成反比 B 与闭室面积的平方成反比 C 与闭室面积成正比 D 与闭室面积的平方成正比 A M 50 闭室的扭转刚度 A 与闭室面积的平方成反比 B 与闭室面积成反比 C 与闭室面积的平方成正比 D 与闭室面积成正比 C E 51 加强翼肋的主要作用是 A 承受机翼横截面的剪力 B 承受机翼横截面的扭矩 C 承受机翼横截面的弯矩 D 将机翼蒙皮剪流转化为作用在翼梁或机身框上的力偶 D E 52 在对双梁式机翼结构的翼肋进行受力分析时 可把翼肋看作是支持在翼梁腹板上 的 A 悬臂梁 B 桁架结构 C 双支点外伸梁 D 平面薄壁结构 C E 53 腹板式加强翼肋的作用之一是 10 A 承受并传递由起落架或发动机架接头传来的外载荷 B 承受局部空气动力载荷 C 承受机翼横截面的弯矩 D 承受机翼横截面的剪力 A E 54 根据工程梁理论 机翼各横截面上每个元件所承受的正应力 A 与该元件到截面中心主轴的垂直距离成反比 B 与该元件到截面中心主轴的垂直距离成正比 C 与该元件到截面中心主轴的垂直距离的平方成反比 D 与该元件到截面中心主轴的垂直距离的平方成正比 B D 55 对于单闭室机翼结构 由扭矩引起的蒙皮或腹板的剪流与 A 蒙皮或腹板的材料有关 B 蒙皮或腹板的厚度有关 C 闭室所围的面积有关 D 闭室的形状有关 C D 56 作用在水平尾翼上的平衡载荷主要用于 A 平衡飞机飞行时的横向力矩 B 平衡飞机飞行时的偏航力矩 C 平衡飞机飞行时的侧向力矩 D 平衡飞机飞行时的纵向力矩 D E 57 由于升降舵偏转 在水平尾翼上引起的附加载荷称为水平尾翼的 A 机动载荷 B 质量力载荷 C 平衡载荷 D 突风载荷 A M 58 当发动机的推力关于飞机纵轴不对称时 A 所产生的偏航力矩由垂直尾翼的外载荷来平衡 B 所产生的偏航力矩由副翼的外载荷来平衡 C 所产生的偏航力矩由水平尾翼的外载荷来平衡 D 所产生的偏航力矩由机翼的外载荷来平衡 A M 59 水平尾翼的不对称载荷 主要是在侧滑或横滚中产生的 A 不对称载荷通常比机动载荷小得多 因而它对机身纵轴产生的力矩也很小 B 不对称载荷通常比机动载荷小得多 但是它对机身纵轴产生的力矩却很大 C 不对称载荷通常很大 因而它对机身纵轴产生的力矩也很大 11 D 不对称载荷通常很大 但是它对机身纵轴产生的力矩却很小 B M 60 由于方向舵偏转 作用在垂直尾翼上的载荷称为垂直尾翼的 A 突风载荷 B 平衡载荷 C 质量力载荷 D 机动载荷 D M 61 飞机在使用中 作用在机身上的主要载荷是 A 由机翼 尾翼 起落架等部件的接头传来的集中载荷 B 气密座舱的增压载荷 C 机身本身的质量力载荷 D 空气动力载荷 A M 62 在下列哪种情况下 作用在机身上的载荷是对称的 A 飞机带侧滑着陆 B 飞机遇到垂直突风 C 飞机遇到水平突风 D 在水平平面内作机动飞行 B E 63 在下列哪种情况下 作用在机身上的载荷是不对称的 A 飞机遇到垂直突风 B 在垂直平面内作机动飞行 C 在水平平面内作机动飞行 D 水平直线飞行 C E 64 机身蒙皮受压失稳后 通常认为 A 全部蒙皮都承受压力 B 全部蒙皮都不承受压力 C 蒙皮承受的压力与它到桁条的距离成正比 D 靠近桁条的蒙皮承受压力 其余蒙皮不承受压力 D D 65 在对称载荷作用下 机身横截面上的全部内力有 A 剪力 弯矩和扭矩 B 扭矩和弯矩 C 剪力和弯矩 D 剪力和扭矩 C M 66 在不对称载荷作用下 前机身横截面上的全部内力有 A 扭矩和弯矩 B 剪力和弯矩 12 C 剪力和扭矩 D 剪力 弯矩和扭矩 B M 67 在不对称载荷作用下 后机身横截面上的全部内力有 A 剪力 弯矩和扭矩 B 拉力和压力 C 正应力和剪应力 D 剪力和弯矩 A E 68 加强隔框主要承受机身各部件传来的集中载荷 并将这些集中载荷 A 转化成剪流传给机身桁条 B 转化成轴力传给机身蒙皮 C 转化成轴力传给机身桁条 D 转化成剪流传给机身蒙皮 D E 69 飞机在正常飞行时 机身上壁板的桁条主要承受 A 剪力 B 拉力 C 扭矩 D 压力 B M 70 机身结构横截面上某一构件承受的正应力 A 与该构件的形心到中心主轴的距离成正比 B 与该构件的形心到中心主轴的距离平方成正比 C 与该构件的形心到中心主轴的距离平方成反比 D 与该构件的形心到中心主轴的距离成反比 A D 71 机身结构横截面上的正应力分布特点是 A 抛物线分布 B 正弦分布 C 线性分布 D 均匀分布 C M 72 圆环形普通隔框在气密机身的增压载荷作用下 其横截面上的 A 弯矩和轴力为零 剪力不等于零 B 弯矩 剪力和轴力都为零 C 弯矩 剪力和轴力都不等于零 D 弯矩和剪力都为零 只有恒值的轴力 D D 73 作用在机身加强隔框上的对称垂直集中载荷 主要由 来承受 A 机身的桁梁和桁条 B 机身的加强隔框 13 C 机身左右两侧的蒙皮 D 机身上下部的蒙皮 C D 74 机身结构由垂直剪力所引起的剪流 A 在机身两侧壁板上较小 上 下壁板上较大 B 在机身两侧壁板上较大 上 下壁板上较小 C 沿机身周线均匀分布 D 沿机身纵轴线性分布 B D 75 板式加强框一般由支柱 腹板和框缘组成 其受力特点是 A 支柱受轴力 腹板受剪 框缘受弯 B 支柱和腹板受拉 压力 框缘受弯 C 支柱和腹板受剪 框缘受弯 D 框的上部突缘受拉 下部突缘受压 A M 76 在飞机结构上开口是为了满足 A 飞机结构疲劳强度的要求 B 飞机刚度的要求 C 使用和维护的要求 D 气动外形的要求 C E 77 飞机结构开口的形状取决于 A 开口部位基体结构承受的局部空气动力 B 开口部位结构的静强度和刚度的要求 C 开口部位基体结构的材料和热处理工艺 D 使用要求和开口部位基体结构的受力状态 D D 78 对于主要承受拉伸载荷的结构件 A 一般采用椭圆形开口 且椭圆的长轴与拉应力方向垂直 B 一般采用椭圆形开口 且椭圆的长轴与拉应力方向平行 C 大多数采用矩形开口 D 开口区的形状是任意的 B D 79 圆形开口通常用于 A 承受剪切载荷的结构件 B 承受拉伸载荷的结构件 C 承受压缩载荷的结构件 D 承受弯曲载荷的结构件 14 A D 80 不受力口盖的受力特点是 A 不承受任何载荷 B 不参与基体结构的总体受力 只承受作用在它上面的局部气动力载荷 C 不承受局部气动力载荷 只参与基体结构的总体受力 D 参与基体结构的总体受力和局部受力 只不过承受的载荷较小 B M 81 当基体结构受剪时 飞机结构小开口区通常采用 A 在开口两侧设置加强端框的加强方式 B 补片加强方式 C 井字形围框加周边一圈杆件加强方式 D 围框加强方式 D M 82 飞机结构上的小开口 常采用围框加强 当基体结构受剪时 A 最大弯矩位于围框的最短边中点处 B 弯矩在围框上均匀分布 C 最大弯矩位于围框的 4 个角的横截面上 D 最大弯矩位于围框的最长边中点处 C M 83 当基体结构受剪时 飞机结构上中等尺寸的开口通常采用 A 围框加强方式 B 井字形围框加周边一圈杆件加强方式 C 补片加强方式 D 在开口两侧设置加强端框的加强方式 B M 84 飞机结构上中等尺寸的开口 通常采用井字形围框加周边一圈杆件加强方式 经加 强后 开口区上 下和左 右两侧格子内的剪流通常 A 大于受剪基体结构未开口时承受的剪流 B 等于受剪基体结构未开口时承受的剪流 C 小于受剪基体结构未开口时承受的剪流 D 无法确定 不同的结构具有不同的结果 A D 85 所谓围框加强是指在开口周围 布置一圈截面具有一定 的加强结构 A 抗剪能力 B 抗扭能力 C 抗拉 压能力 D 抗弯能力 D D 15 86 大开口区的扭矩是通过转化为前 后梁的 进行传递的 A 参差轴力 B 参差剪流 C 参差弯曲 D 参差扭矩 C M 87 为了传递大开口区的扭矩 开口部位翼梁段的两端将受到一个附加弯矩 附加弯矩 的最大值与 A 开口部位沿展向的长度有关 开口越长 附加弯矩的最大值越小 B 开口部位沿展向的长度有关 开口越长 附加弯矩的最大值越大 C 开口部位沿展向的长度无关 D 开口部位沿弦向的宽度有关 宽度越大 附加弯矩的最大值越大 B M 88 梁式机翼大开口区经加强后 对开口区 的传递影响较大 A 剪力 B 扭矩 C 弯矩 D 剪力 弯矩和扭矩 B D 89 单块式机翼大开口区经加强后 对开口区 的传递影响较大 A 弯矩和扭矩 B 剪力和扭矩 C 剪力和弯矩 D 剪力 弯矩和扭矩 A D 90 单块式机翼横截面上的弯矩是由 承受和传递的 A 梁缘条 桁条和蒙皮组成的上 下壁板 B 梁腹板 C 蒙皮 D 纵墙 A M 91 较长的薄壁杆在轴向压力作用下 其整个轴线发生弯曲失稳 这种现象称为薄壁杆 的 A 静强度破坏 B 受剪失稳 C 局部失稳 D 总体失稳 D M 92 受压薄板发生失稳时的临界应力越大 表示 A 板的强度越好 B 板的刚度越好 C 板的稳定性越好 D 板的稳定性越差 16 C M 93 薄板的受压稳定性 A 与板的材料无关 B 与板的支持有关 C 与板的支持无关 D 与板的厚度无关 B M 94 薄壁杆发生总体失稳时的临界应力大小 A 与杆的材料无关 B 与杆的支持情况有关 支持越强 临界应力越小 C 与杆的长度有关 杆的长度越长 临界应力越小 D 与杆的长度有关 杆的长度越长 临界应力越大 C D 95 如果薄壁杆的长度增加一倍 其它条件不变 则薄壁杆发生总体失稳时的临界应力 大小 A 不变 B 减小到原来的二分之一 C 增大到原来的 2 倍 D 减小到原来的四分之一 D E 96 如果薄壁杆较短 在轴向压力作用下 其板元素可能失去稳定而压曲 而杆的轴线 仍然保持直线 这种失稳称为杆的 A 受纯压破坏 B 总体失稳 C 局部失稳 D 疲劳破坏 C E 97 如果薄壁杆的横截面面积较小 而长度较长 则在轴向压力作用下 该薄壁杆最容 易发生 A 总体失稳 B 局部失稳 C 受纯压破坏 D 疲劳破坏 A E 98 薄壁杆件发生局部失稳时的临界应变大小 A 与板的厚度成正比 B 与板厚度的平方成正比 C 与板的厚度成反比 D 与板厚度的平方成反比 B E 99 薄壁杆件发生局部失稳时的临界应变大小 A 与板的宽度成正比 B 与板宽度的平方成正比 17 C 与板的宽度成反比 D 与板宽度的平方成反比 D M 100 薄壁杆件通常由几块薄板组成 则薄壁杆件的局部失稳临界应力为 A 各薄板元素临界应力的平均值 B 各薄板元素临界应力的最大值 C 各薄板元素临界应力的最小值 D 各薄板元素临界应力的最小值与最大值之间的任一数值 C M 101 影响机翼弯扭颤振临界速度的因素是 A 机翼的弯曲刚度 B 机翼的扭转刚度 C 机翼的拉伸刚度 D 机翼的刚心位置 B M 102 提高机翼弯扭颤振临界速度的有效措施是 A 增大机翼的弯曲刚度 B 使机翼的刚心位置前移 C 使机翼的重心后移 D 在翼尖前缘加配重 D E 103 机翼产生弯扭颤振的根本原因是 A 机翼的扭转刚度太小 B 机翼的扭转刚度太大 C 机翼的弯曲刚度太小 D 机翼的拉伸刚度太小 A M 104 为了防止机翼发生弯扭颤振 在飞机结构修理中 A 不能缩短压心到重心的距离 B 不能将闭室结构改变为非闭室结构 C 可以将多闭室结构的闭室数目降低 D 可以将机翼的重心后移 B D 105 在过程中 A 由副翼偏转产生的附加升力是激振力 由相对气流引起的附加升力是阻振力 B 由副翼偏转产生的附加升力是阻振力 由相对气流引起的附加升力是激振力 C 由副翼偏转产生的附加升力和由相对气流引起的附加升力都是阻振力 D 由副翼偏转产生的附加升力和由相对气流引起的附加升力都是激振力 A M 18 106 为了防止机翼弯曲 副翼颤振 可以 A 将副翼配重位于或靠近共振节线处 B 将副翼的转轴后移 C 在副翼前缘加配重 D 将副翼的重心后移 C E 107 影响机翼弯曲 副翼颤振的主要因素是 A 副翼刚心和重心的相对位置 B 副翼转轴和重心的相对位置 C 副翼压心和重心的相对位置 D 副翼转轴和刚心的相对位置 B E 108 影响副翼反效临界飞行速度的主要因素是 A 机翼结构的扭转刚度 B 副翼转轴和重心的相对位置 C 机翼结构的弯曲刚度 D 副翼刚心和重心的相对位置 A M 109 在副翼前缘加配重 可以防止 A 副翼操纵反效 B 机翼弯扭颤振 C 尾翼颤振 D 机翼弯曲 副翼颤振 D M 110 在机翼的弯扭颤振中 由机翼弯曲振动引起的阻振力与 A 飞行速度成正比 B 飞行速度的平方成正比 C 飞行速度成反比 D 飞行速度的平方成反比 A D 19 第 2 章 航空器结构的抗疲劳设计思想 1 采用安全寿命设计思想设计航空器结构件 A 应进行安全寿命估算和试验 C 不需进行安全寿命估算和试验 B 不需要进行安全寿命试验 D 能够保证航空器安全可靠 A D 2 按照安全寿命设计思想设计的航空器结构件或部件 A 使用寿命 试验寿命 C 可以是受飞行载荷的合金钢件 B 使用寿命 分散系数 试验寿命 D 不需要进行疲劳寿命试验 B M 3 损伤容限设计思想 A 与断裂力学无关 C 承认结构中存在一定程度的未被发 现的初始缺陷 裂纹或其它缺陷 B 不要求对结构给出检测周期 D 不承认结构存在初始缺陷 C D 4 现代飞机机身结构通常设置止裂带 它的作用是 A 使机身结构不产生疲劳裂纹 C 阻止裂纹在环向应力作用下沿横向 扩展 B 增加机身蒙皮的环向应力 D 阻止裂纹在环向应力作用下沿纵向扩展 D D 5 航空器结构设计中 破损安全结构设计 A 允许结构有一构件损坏 但要求结 构仍具有安全工作的能力 具有规 定的剩余强度 并且在结构全部破 坏以前 有发现这些损伤的能力 C 不包括破损安全止裂结构 B 不允许结构中任何结构件产生损伤 D 不包括破损安全多传力结构 A M 6 现代喷气客机气密舱的环向应力一般控制在 A 40 50 材料强度极限内 C 70 80 材料强度极限内 B 20 25 材料强度极限内 D 100 材料强度极限以下 B M 20 7 对航空器结构进行损伤容限评估的目的 A 仅为确定结构的检查方式 C 是确定结构损伤的扩展规律和剩余 强度特性 制定检修周期和检查方 式 B 仅为确定损伤结构的剩余强度 D 仅为确定结构损伤的扩展规律 C D 8 在飞机结构中 下列哪种结构不按损伤容限设计思想进行设计 A 蒙皮 C 机翼梁的腹板 B 机翼梁的缘条 D 货舱地板支撑骨架 D M 9 在损伤容限设计中 对于缓慢裂纹扩展结构 初始裂纹的检测概率和置信水平应分别 为 A 90 和 95 B 90 和 90 C 90 和 50 D 100 和 60 A D 10 结构件的疲劳寿命就是 A 疲劳裂纹形成寿命 C 疲劳裂纹扩展寿命 B 疲劳裂纹形成寿命 疲劳裂纹扩展寿命 D 不产生腐蚀损伤的寿命 B E 11 航空器全尺寸结构的损伤容限试验 A 不能给出结构的检修周期 C 可以用进行耐久性疲劳试验的试件 完成 但必须保证耐久性试验任务 的完成 B 不能给出疲劳裂纹扩展寿命 D 不能使用进行耐久性试验的试件 C E 12 全尺寸结构损伤容限试验 A 就是剩余强度试验 C 就是疲劳裂纹扩展寿命试验 D B 是一种静力破坏试验 D 包括疲劳裂纹扩展寿命试验和剩余强度 试验 M 13 航空器结构的检修周期是 A 根据损伤容限特性分析和全尺寸结 构损伤容限试验结果确定的 C 根据疲劳裂纹扩展寿命计算结果给出 B 根据全尺寸结构耐久性试验结果给出 D 根据全尺寸结构剩余强度试验结果给出 21 A M 14 航空器的经济寿命 A 小于设计使用寿命 C 等于设计使用寿命 B 大于设计使用寿命 D 等于疲劳裂纹扩展寿命 B E 15 下列四种说法 哪种正确 A 航空器结构的损伤容限设计可以代 替刚度设计 C 损伤容限设计用于保证航空器的安 全性和可靠性 B 航空器结构损伤容限设计可以代替静强 度设计 D 耐久性试验不能给出航空器结构的经济 寿命 C M 22 第 3 章 金属结构修理 1 下列四种说法 哪种正确 A 硅酮密封剂使用在温度较高的部 位 C BMS5 95 密封剂是一种不含铬酸盐 的灰色聚硫化物密封剂 B 聚硫化物密封剂使用在温度较高的部 位 D BMS5 26 密封剂是一种不耐燃油的密封 剂 A E 2 下列四种说法 哪种正确 A 结构油箱部位的铆钉不应湿安装 C 结构油箱内部的螺帽不需要做封顶 密封 B 如果采用 2024 T31 铆钉的结构油箱部 位渗漏燃油 不能通过铆打铆钉排除 渗漏 D 在航空器结构修理中 如果紧固件孔有 较大的椭圆度 不需要扩孔 B D 3 飞机表面的下列四个部位 哪能个部位是气动力敏感区 A 机 尾翼的后部表面区域 C 机翼上翼面从前缘至后梁中心线的 区域 B 机身后部的表面区域 D 后缘襟翼的表面区域 C E 4 下列四种说法 哪种正确 A 静压孔区域的蒙皮损伤后 可以采用外部贴补修理 C 埋头铆钉的钉头高出蒙皮超出规定尺寸 可不进行削平修整 B 水平尾翼的安定面属于非气动力敏感区域 D 在气动力敏感区域内 所有铆缝处一般都使用填充密封剂进行填平和修整 D E 5 在结构油箱修理中 新 旧密封层之间至少要有 A 1 0in 的重叠量 C 3 0in 的重叠量 B 2 0in 的重叠量 D 4 0in 的重叠量 A M 6 为证明飞机结构内部排水通道是畅通的 可做排水试验 喷水后积水深度不超过 A 0 25in C 3 0in B 1 25in D 4 0in 23 A E 7 指出下列哪两种金属接触不产生电偶腐蚀 A 不锈钢与高强度合金钢接触 C 合金钢与铝合金接触 B 钛合金和不锈钢接触 D 铝合金与镁合金接触 B E 8 不锈钢与下列哪种金属接触 最容易产生腐蚀 A 铝合金 C 镁合金 B 合金钢 D 钛合金 C E 9 碳纤维复合材料结构上 通常采用哪种材料的紧固件 A 镁合金 C 铝合金 B 合金钢 D 钛合金 D E 10 采用碳纤维复合材料做面板的蜂窝结构 夹芯不应采用哪种蜂窝夹芯 A 铝泊蜂窝 C Nomex 蜂窝 B 玻璃纤维蜂窝 D 芳纶纸蜂窝 A M 11 超硬铝合金 7 系列铝合金 的哪种热处理状态耐应力腐蚀 A T76 C T6 B T73 D T3 B D 12 下列四种说法 哪种正确 A 涂防腐剂时 飞机不需要静电接地 C 不能在操纵钢索滑轮处涂防腐剂 B 硅橡胶可以与排水防腐剂接触 D 防腐剂不含易燃成份 C M 13 对于腐蚀环境严重的恶劣地区 飞机清洗的周期是 A 100 天 C 45 天 B 90 天 D 15 天 D E 14 下列四种说法 哪种正确 A 碳钢丝操纵钢索在高压冲洗后 必须重涂润滑油 24 B 如果水银进入结构缝隙中清除困难 可以不清除 C 不锈钢钢索必须使用润滑油润滑 D 清洗飞机的清洗剂根本没有腐蚀性 A E 15 铝合金表面的包铝层是 A 用电解液处理法 即阳极化法 形 成的 C 喷涂上去的 B 用涂 阿办丁 的方法生成 D 滚压到铝合金表面上的 D M 16 在进行化学清洗时 在搭接处留下清洗剂 会在搭接处存在什么问题 A 产生静电荷 C 嵌入的氧化铁导致腐蚀 B 电化学腐蚀 D 产生摩振腐蚀 B M 17 下列论点哪一个是不正确的 A 用 5052 铝合金铆钉铆接镁合金板 将不会产生电化腐蚀 C 1100 铆钉可用于非结构件铆接 B 用钢板直接铆在裸露 无漆层 的铝合 金板上 铝合金板会腐蚀 D 用 2024 铝合金铆钉铆接镁合金板将不 会发生电化腐蚀 D M 18 下列四种说法 哪种正确 A 经过阳极化处理的铝合金构件不需 要酸洗 C 经过涂阿洛丁的铝合金构件表面需 要阳极化处理 B 经过阳极化处理的铝合金构件表面需要 涂阿洛丁 D 铝合金构件表面越光滑 对涂层吸附力 越强 A D 19 含铬酸锌底漆的颜色是 A 黄色 C 红色 B 黄绿色或暗绿色 D 银灰色 B E 20 合金钢表面镉镀层的颜色是 A 红色 C 银灰色 B 黄色 D 兰色 C 25 E 21 表面镀镉的合金钢件在涂底漆前 必须用铬酸溶液酸洗 铬酸的浓度为 A 15 C 20 B 10 D 5 D E 22 下列四种说法 哪种正确 A 飞机结构内部可能积水又不易排出 的部位应涂防腐剂 C 合金钢的镉镀层相对基体金属是阳 极镀层 B 紧固件漆膜破坏后 不应涂防腐剂 D 铝合金表面的包铝层不起防腐作用 A E 23 下列四种说法 哪种正确 A 涂防腐剂时 飞机不需要静电接地 C 不锈钢钢索必须使用润滑油润滑 B 7075 T73 铝合金耐应力腐蚀 D 用 2024 T31 铝合金铆钉铆接镁合金将不会产生电化腐蚀 B E 24 最小铆钉行距是铆钉直径的 A 1 5 倍 C 3 5 倍 B 2 5 倍 D 4 5 倍 B M 25 最小铆钉边距为铆钉直径的 A 1 5 倍 C 2 倍 B 1 倍 D 3 倍 C M 26 在制作铝合金构件的紧固件孔时 应当采用 A 45 切削角的麻花钻头 C 90 切削角的麻花钻头 B 140 切削角的麻花钻头 D 118 切削角的麻花钻头 D M 27 下列四种说法 哪种正确 A 在不锈钢构件上使用 Hi lok 紧固件时 紧固件必须安装在精铰孔中 B 在不锈钢构件上使用 Hi lok 紧固件时 紧固件应安装在过渡配合孔中 C 在航空器结构修理中 紧固件孔不需要去毛刺 26 D 在铆钉的铆接过程中 铆枪的压力低 不会使铆钉产生冷作硬化 A D 28 下列四种说法 哪种正确 A 结构中的空孔和填塞孔具有相当的 疲劳寿命 C 紧固件孔边存在毛刺不会降低结构 的疲劳寿命 B 在航空器结构修理中 过度的强迫装配 会降低结构的疲劳强度 D 埋头铆钉孔的最佳锪窝深度是构件的厚 度 B E 29 在航空器结构修理中 A 干涉量小于 0 4 构件的疲劳寿 命也会明显提高 B 干涉量过大会明显提高构件的疲劳 寿命 C 干涉量过大易使构件产生应力腐蚀 破坏 D 紧固件孔边存在毛刺不会降低结 构的疲劳寿命 C E 30 下列四种说法 哪种正确 A 构件喷丸后形成的表面残余压应力 在交变应力的作用下不会发生松 弛 C 喷丸后的构件允许机械校形 B 构件的热处理应在喷丸后进行 D 构件的无损检测应在喷丸前进行 D M 31 当采用支架平衡法对副翼进行平衡检查法时 A 调整片应处在中立位置 C 可在有空气流动的环境中进行 B 调整片不应处在中立位置 D 过大的摩擦力不会导致虚假平衡 A E 32 在飞机结构修理设计中 A 不能使螺栓主要承受拉力 C 不能使螺栓承受剪力 B 不能使铆钉主要承受拉力 D 可以使铆钉主要承受拉力 B M 33 在航空器蒙皮修理中 修补件的厚度通常比原蒙皮加厚 A 五级 C 一级或两级 B 四级 D 三级 C E 27 34 下列四种说法 哪种正确 A 形成铆钉镦头所需要的钉杆长度为 铆钉直径的 2 0 倍 C 航空器内部结构都应使用埋头紧固 件 B 铆钉镦头高度应当是铆钉直径的 0 5 倍 D 航空器外表面要求气动光滑处 应使埋 头紧固件 D D 35 在航空器结构修理中 使用 Hi Lok 紧固件时 要求构件厚度 A 大于 0 08in C 小于 0 07in B 小于 0 063in D 小于 0 08in A M 36 在航空器结构修理中 如果需要采用埋头紧固件 埋头窝深度与板厚之比应最大不超 过 A 0 9 C 0 95 B 0 8 D 0 2 B M 37 最小铆钉行距是铆钉直径的 A 1 5 倍 C 2 5 倍 B 3 5 倍 D 1 0 倍 C E 38 最小铆钉边距是铆钉直径的 A 4 0 倍 C 3 0 倍 B 1 0 倍 D 2 0 倍 D E 39 在航空器结构修理中 所用螺栓直径应大于 A 1 4in C 1 6in B 1 5in D 3 16in A E 40 机身站位 137 是定位在什么地方 A 在距机头或固定参考面 137 厘米处 B 在机翼前梁以后 137 厘米处 C 在距机头或固定参考面 137 英寸处 28 D 在距机头或固定参考面 13 7 米处 C D 41 下列四种说法 哪种正确 A 当航空器结构件产生裂纹损伤后 通常不采用挖掉裂纹或切掉裂纹 的方法修理 C 当拆下副翼进行修理时 修理后通 常在平衡架上进行平衡检查 B 当桁条采用切割修理时 如果原桁条自 由边带有圆头 补强件不应做弯边 D 紧固件的边距越大越好 C D 42 当航空器结构某梁的腹板产生损伤进行修理时 所用紧固件类型 牌号和排列 A 不需要考虑密封和防腐要求 C 应和原腹板与立柱的连接相同 B 可随意确定 不需要满足连接强度要求 D 应和原腹板与缘条的连接相同 D D 43 在航空器结构修理中 下列四种说法 哪种正确 A 梁腹板挖补修理的拐角处要有最小 0 5in 的圆角半径 C 当采用合金钢修理铝合金结构时 不需要经过制造厂认可 B 修理部位的加强修理越强越好 D 当采用合金钢修理铝合金结构时 不需 要经过适航当局批准 A M 44 在航空器结构上 A 当需要紧固件主要承受拉力时 应 当采用铆钉类紧固件 C 可以使用纯铝铆钉进行连接修理 B 当需要紧固件主要承受拉力时 应当采 用螺栓类紧固件 D 同一连接部位允许混合使用两种不同类 型的紧固件 B M 45 在航空器修理中 当紧固件主要承受拉力时 A 选用铆钉 C 选用抗拉螺栓和螺帽 B 选用抗剪螺栓和螺帽 D 选用抗拉螺栓和抗剪螺帽 C M 46 在航空器结构修理中 A 可以使用直径小于 3 16in 的 Hi lok 紧固件 C 对承受拉伸载荷的螺栓 装配时不 应在螺栓头和螺栓帽下面放垫圈 29 B 可以使用直径小于 0 25in 的螺栓 D 镀隔螺栓不能用在温度超过 450 F 的地 方 D E 47 最小铆钉间距是铆钉直径的 A 3 倍 C 5 倍 B 4 倍 D 6 倍 A E 48 下列四种说法 哪种正确 A 对副翼进行平衡检查时 调整片应 处在中立位置 C 对副翼进行平衡检查时 调整片应 处在上偏位置 B 对副翼进行平衡检查时 调整中应处在 下偏位置 D 当副翼做离位修理时 应采用计算法进 行平衡检查 A M 49 飞机的下列表面区域中 哪种表面区域是非气动力敏感区域 A 机翼前缘区域 C 静压口附近区域 B 后机身表面 D 前机身表面 B M 50 当飞机静压口区域产生严重损伤后 A 应进行外部贴补修理 C 应进行镶平修理 C B 不需要修理 D 应进行镶平修理 但必须采用凸头铆钉 M 51 航空器结构上存在空孔 A 孔边的应力集中会比填充孔的应力 集中低 C 只会降低结构的静强度 B 明显提高结构的耐久性 D 明显降低结构耐久性 D M 52 当航空器上存在应填充空孔时 不可采用下列哪种材料铆钉进行填孔修理 A 1100 系列铆钉 C 2017 T3 B 2024 T31 D 7075 T6 A E 53 下列四种说法 哪种正确 A 航空器结构上存在空孔不会降低结构的耐久性 30 B 水平尾翼前缘部位表面为非气动力敏感区 C 当采用孔塞对空孔进行修理时 冷冻塞会对空孔起到干涉作用 D 在航空器结构修理中 可以用 5056 系列铆钉填充 2024 系列铝合金构件上的空孔 C M 54 下列四种说法 哪种正确 A 蒙皮的内部贴补修理保证了蒙皮表 面的光滑气动外形 C 蒙皮的外部贴补修理保证了蒙皮表 面的光滑气动外形 B 在航空器结构修理中 多层台阶式修理 形式 不会使修理区的刚度逐渐变形 D 在航空器结构修理中 多层台阶式修理 形式是为了提高修理部位的静强度 A D 55 下列四说法 哪种正确 A 机翼前缘是非气动力敏感区 C 机翼前缘对光滑性要求较低 B 机翼前缘对光滑性要求较高 D 机翼前缘部位如果产生损伤需要修理 应采用外部贴补修理 B D 56 在航空器结构修理中 采用对称补强修理形式 A 会降低连接部位的疲劳强度 C 可以减少次级附加弯矩 B 可能会增大次级附加弯矩 D 可以减少次级附加弯矩 降低连接部位 的疲劳强度 C M 57 当修理航空器的蒙皮时 补强件或拼接件的厚度应比原蒙皮厚度 A 加大 3 级以上 C 加大 4 级以上 B 减少 1 级或 2 级 D 加大 1 级或 2 级 D M 58 当修理薄壁杆件时 如果原构件是铝铜合金 则补强件或拼接连接件的厚度应加大 A 25 C 45 B 35 D 30 A E 59 当修理薄壁杆件时 如果原构件为铝锌构件 则补强件或拼接件厚度应加大 A 25 C 40 B 35 D 10 31 B E 60 下列四种说法 哪种正确 A 梁腹板上的立柱起防止腹板在低载 荷作用下发生剪切失稳的作用 C 梁腹板上的立柱通常使用板弯型材 B 更换梁腹板的立柱时 应使用板弯型材 D 梁腹板上的立柱不起隔波作用 A D 61 当使用 2024 板材替换 2324 板材构件时 应将构件厚度加大 A 5 C 20 B 8 14 D 30 B E 62 当因结构空间限制 采用合金钢制作铝合金构件的补强件或拼接连接件时 A 可以不向飞机制造厂家报告 C 补强件或拼接连接件厚度可为原铝 合金构件厚度的 1 3 再稍微厚一 些 B 可以不向适航当局报告 D 补强件或拼接连接件厚度可为原铝合金 构件厚度的 1 2 再稍微厚一些 C M 63 当构件的应力水平降低 20 时 疲劳寿命可为原构件寿命的 A 1 0 倍 C 1 5 倍 B 0 25 倍 D 2 5 倍 D D 64 当构件采用挖补修理时 挖割拐角处的圆角半径最小应为 A 0 5in C 2 0in B 0 05in D 5 0in A E 65 下列四种说法 哪种正确 A 铆钉的承拉能力高 在航空器结构修理中 可以使铆钉承受较高的拉力 B 在航空器结构修理中 应使用铝合金紧固件连接合金钢构件 C 在航空器结构修理中 对厚度大于 0 08in 构件通常采用 Hi lik 螺栓连接 D 在航空器结构修理中 补强件越厚越好 C E 66 镀镉螺栓的使用温度不能超过 A 450 F C 60 F 32 B 250 F D 350 F A M 67 对于航空器主要结构的连接部位 螺栓的直径不能小于 A 3 16in C 5 32in B 1 4in D 1 8in B E 68 下列四种说法 哪种正确 A 对螺栓施加适当的拧紧力矩 会降 低螺栓的疲劳寿命 B 在航空器结构修理中 可以使用 2117 T3铆 钉 代 替 同 直 径 的 2024 T31 铆钉 C 螺栓与孔的接触面处应无螺纹 D 在航空器结构修理中 使用 2117 T3 铆 钉前应进行热处理 C M 69 下列四种说法 哪种正确 A 对于高速民用航空器 蒙皮上的铆 钉应使用凸头铆钉 C 在航空器的承力结构构上 可以使 用直径小于 0 156in 的铆钉 B 凸头铆钉的钉孔挤压强度比埋头铆钉的 钉孔挤压强度低 D 凸头铆钉的钉孔挤压强度比埋头铆钉的 挤压强度高 D M 70 下列四种说法 哪种正确 A 最小铆钉间距应为铆钉直径的 3 倍 C 最小铆钉间距应为铆钉直径的 4 倍 B 一般铆钉间距为铆钉直径的 3 8 倍 D 对疲劳问题严重部位 紧固件边距稍大于 1 5D D 为铆钉直径 不需要对孔进行 挤压强化 A E 71 下列四种说法 哪种正确 A 紧固件间距越大 紧固件力分布的 不均匀性越小 C 紧固件刚度越大 紧固件力分布的 不均性越小 B 沿传力路线的紧固件越多 紧固件力分 布的不均匀性越大 D 沿传力路线的紧固件越多 紧固件分布 的不均匀性越小 B E 72 下列四种说法 哪种正确 33 A 在弹性状态下 紧固件力分布的不 均匀性 对连接部位的疲劳强度没 有影响 C 在弹性状态下 紧固件力分布的不 均匀性 对连接部位的静强度几乎 没有影响 B 结构修理部位存在 硬点效应 不会降 低连接部位的耐久性 D 在结构修理部位处 补强件采用台阶形 式 会降低修理部位的耐久性 C D 73 损伤结构修理时 如果补强件采用斜面过渡形式 过渡区的最佳斜率要大于或等于 A 5 1 C 15 1 B 10 1 D 20 1 D E 74 在航空器结构修理中 对于单传力构件 通常采用金属材料何种值进行强度校核计 算 A A 值 C B 值 B S 值 D S 值或 B 值 A D 75 下列四种说法 哪种正确 A 如果在力的作用线上有若干个铆 钉 在极限载荷作用下 各铆钉不 会同时破坏 C 螺栓的承拉能力比铆钉的承拉能力 低 B 铆钉除承受剪力作用外 还会承受因偏 心弯矩引起的拉力作用 D 铆钉不可能受到任何拉力作用 B M 76 下列四种说法 哪种正确 A 如果在薄板上采用大直径铆钉 钉 孔边缘不会出现挤压破坏 C 如果在薄板上采用大直径铆钉 钉 孔边缘会出现挤压破坏 B 铆钉在被剪断前 通常不会产生永久性 剪切变形 D 铆钉不可能受到任何拉力作用 C M 77 当铆钉边距在 2 0 2 5D D 为铆钉直径 时 通常不会发生 A 铆钉剪切破坏 C 钉孔挤压破坏 B 铆钉断头破坏 D 被连接件产生撕裂破坏 D 34 M 78 在连接强度修理设计中 A 通常使紧固件孔的挤压破坏载荷低 于相应紧固件的剪切破坏载荷 C 通常使紧固件孔的挤压破坏载荷高 于相应紧固件的剪切破坏载荷 B 通常使铆钉承受拉力作用 D 通常不考虑连接部位的破损安全特性 A D 79 下列四种说法 哪种正确 A 在航空