民航基础执照考试题库M8

1、C 1.绝对温度的零度是 : -273F -273K-273C 32FC 2.空气的组成为 : 78% 氮,20% 氢和 2% 其他气体 90% 氧 ,6% 氮和 4%其他气体78% 氮 ,21% 氧和 1%其他气体 21% 氮， 78% 氧和 1%其他气体B 3.流体的粘性系数与温度之间的关系是：液体的粘性系数随温度的升高而增大。气体的粘性系数随温度的升高而增大。 液体的粘性系数与温度无关。气体的粘性系数随温度的升高而降低。C 4.在大气层内，大气密度：在同温层内随高度增加保持不变。随高度增加而增加。随高度增加而减小。随高度增加可能增加，也可能减小。B 5.大气层内，大气压强：随高度增加而增

2、加。随高度增加而减小。在同温层内随高度增加保持不变。随高度增加也可能增加，也可能减小。B,C 6.指出影响空气粘性力的主要因素：空气清洁度速度梯度 空气温度相对湿度B 7.对于空气密度如下说法正确的是：空气密度正比于压力和绝对温度空气密度正比于压力，反比于绝对温度 空气密度反比于压力，正比于绝对温度空气密度反比于压力和绝对温度C 8.对于音速， 如下说法正确的是只要空气密度大， 音速就大 只要空气压力大， 音速就大只要空气温度高，音速就大 只要空气密度小，音速就大B 9.假设其他条件不变，空气湿度大：空气密度大，起飞滑跑距离长空气密度小，起飞滑跑距离长空气密度大，起飞滑跑距离短空气密度小，起飞

3、滑跑距离短D 10.一定体积的容器中， 空气压力与空气密度和空气温度乘积成正比与空气密度和空气温度乘积成反比 与空气密度和空气绝对温度乘积成反比与空气密度和空气绝对温度乘积成正比B,C12.对于露点温度如下说法正确的是温度升高，露点温度也升高相对湿度达到 100%时的温度是露点温度 露点温度下降，绝对湿度下降露点温度下降，绝对温度升高"A,B 13.对于音速， 如下说法正确的是音速是空气可压缩性的标志空气音速高， 粘性就大音速是空气压力大小的标志 空气速度是空气可压缩性的标志B 14.国际标准大气物理参数的相互关系是：温度不变时，压力与体积成正比体积不变时， 压力和温度成正比压力不变

4、时，体积和温度成反比密度不变时，压力和温度成反比B15.国 际标准大 气规定海平面 的 大气参数是 ：P=1013psiT=15o C =1.225kg/m3p=1013hPAT=15oC =1.225kg/m3p=1013hsiT=25oC =1.225kg/m3p=1013 hP AT=25o C =0.6601kg/m3A 16.在温度不变情况下，空气的密度与压力的关系？与压力成正比。 与压力成反比。与压力无关。与压力的平方成正比。A 17.推算实际大气情况下的飞行性能，将基于下列哪条基准，对飞行手册查出的性能数据进行换算？温度偏差 压力偏差密度偏差高度偏差B 18.一定质量的完全气体具

5、有下列特性：温度不变时， 压力与体积成正比体积不变时， 压力和温度成正比 压力不变时，体积和温度成反比密度不变时，压力温度成反比B,C 19.音速随大气高度的变化情况是：随高度增高而降低。 在对流层内随高度增高而降低。在平流层底层保持常数。 随高增高而增大。A 20.从地球表面到外层空间，大气层依次是：对流层、平流层、中间层、电离层和散逸层对流层、平流层、电离层、中间层和散逸层对流层、中间层、平流层、电离层和散逸层对流层、平流层、中间层、散逸层和电离层D 21.对流层的高度，在地球中纬度地区约为：8 公里。 16 公里。 10公里。 11 公里。A 22.在对流层内，空气的温度：随高度增加而降

6、低。随高度增加而升高。随高度增加保持不变。先是随高度增加而升高，然后再随高度增加而降低。A,D 23.现代民航各机一般巡航的大气层是？对流层顶层 平流层顶层对流层底层 平流层底层A 24.对飞机飞行安全性影响最大的阵风是上下垂直于飞行方向的阵风左右垂直于飞行方向的阵风沿着飞行方向的阵风逆着飞行方向的阵风A,C 25.对起飞降落安全性造成不利影响的是低空风切变 稳定的逆风场垂直于跑道的侧风稳定的上升气流A,C,D26.影响飞机机体腐蚀的大气因素是空气的相对湿度空气压力空气的温差空气污染物A,B,D28.云对安全飞行产生不利影响的原因是影响正常的目测 温度低了造成机翼表面结冰增加阻力 积雨云会带来

7、危害B 29.层流翼型的特点是前缘半径大， 后部尖的水滴形 前缘半径小， 最大厚度靠后前缘尖的菱形前后缘半径大，中间平的板形C30.产生下洗是由于分离后出现旋涡的影响转捩点后紊流的影响机翼上下表面存在压力差的影响迎角过大失速的影响B31.气流沿机翼表面附面层类型的变化可由紊流变为层流可由层流变为紊流一般不发生变化紊流、层流可交替变化C 32.在机翼表面的附面层沿气流方向厚度基本不变厚度越来越薄厚度越来越厚厚度变化不定B 33.在机翼表面附面层由层流状态转变为紊流状态的转换点的位置：将随着飞行速度的提高而后移将随着飞行速度的提高而前移在飞行 M 数小于一定值时保持不变与飞行速度没有关系B,D 3

8、4.在翼型后部产生涡流，会造成摩擦阻力增加压差阻力增加升力增加 升力减小A,C 35.对于下洗流的影响， 下述说法是否正确在空中， 上升时比巡航时下洗流影响大低速飞行， 在地面比在高空时下洗流影响大水平安定面在机身上比在垂直尾翼上时受下洗流影响大在任何情况下，下洗流的影响都一样 "A,C 36.关于附面层下列说法哪些正确：层流附面层的厚度小于紊流附面层的厚度气流杂乱无章，各层气流相互混淆称为层流附面层附面层的气流各层不相混杂而成层流动，称为层流附面层层流附面层的流动能量小于紊流附面层的流动能量A,B,C37.气流沿机翼表面流动， 影响由层流变为紊流的因素是空气的流速在机翼表面流动长度

9、空气温度 空气比重 .A,B,C38.下列关于附面层的哪种说法是正确的？附面层的厚度顺着气流方向是逐渐加厚的。附面层内的流速，在物体的表面流速为零，沿法线向外，流速逐渐增大。所谓附面层就是一层薄薄的空气层。附面层内的流速保持不变。B,C,D39.亚音速空气流速增加可有如下效果由层流变为紊流的转捩点后移气流分离点后移阻力增加 升力增加A,B,C,D 40.在机翼表面，附面层由层流状态转变为紊流状态的转换点的位置：与空气的温度有关与机翼表面的光滑程度有关与飞机的飞行速度有关与机翼的迎角的大小有关C41.当不可压气流连续流过一个阶梯管道时，已知其截面积 A1=3A2则其流速为：V1=9V2 V2=9

10、V1V2=3V1V1=3V2B 42.当空气在管道中低速流动时，由伯努利定理可知：流速大的地方，静压大流速大的地方，静压小 流速大的地方，总压大流速大的地方，总压小。C 43.计算动压时需要哪些数据？大气压力和速度空气密度和阻力空气密度和速度空气密度和大气压B 44.利用风洞吹风可以得到飞机气动参数，其基本依据是 连续性假设相对性原理牛顿原理热力学定律D45.流管中空气的动压仅与空气速度平方成正比仅与空气密度成正比与空气速度和空气密度成正比 与空气速度平方和空气密度成正比B 46.流体的连续性方程只适用于理想流动。 适用于可压缩和不可压缩流体的稳定管流。只适用于不可压缩流体的稳定管流。只适用于

11、可压缩流体的稳定管流。A 47.流体在管道中稳定低速流动时，如果管道由粗变细， 则流体的流速增大。 减小。 保持不变。可能增大，也可能减小。C 48.亚音速气流流过收缩管道，其气流参数如何变化？速度增大，压强增大。 速度降低，压强下降。速度增加，压强下落。速度降低，压强增大。C49.在伯努利方程中，密度单位为千克/立方米，速度单位为米/秒，动压单位为公斤力 /平方米 水柱高牛顿 /平方米 磅/平方英寸D50.伯努利方程的使用条件是只要是理想的不可压缩流体只要是理想的与外界无能量交换的流体只要是不可压缩，且与外界无能量交换的流体必须是理想的、不可压缩、且与外界无能量交换的流体B51.当不可压气流

12、连续流过一个阶梯管道时，已知其截面积 A1=2A2=4A3则其静压为： P1=P2=P3 P1>P2>P3 P1<P2<P3 P1>P2>P3C 52.对低速气流， 由伯努利方程可以得出流管内气流速度增加，空气静压也增加流管截面积减小， 空气静压增加 流管内气流速度增加，空气静压减小不能确定C 53.对于任何速度的气流，连续性方程是流过各截面的气流速度与截面积乘积不变流过各截面的体积流量相同 流过各截面的质量流量相同流过各截面的气体密度相同B 54.非定常流是指流场中各点的空气状态参数相同流场中各点的空气状态参数随时间变化流场中各点的空气状态参数不随时间变化

13、流场中空气状态参数与位置无关C 55.关于动压和静压的方向，以下哪一个是正确的动压和静压的方向都是与运动的方向一致动压和静都作用在任意方向动压作用在流体的流动方向，静压作用在任意方向静压作用在流体的流动方向，动压作用在任意方向A 56.流体的伯努力利定理：适用于不可压缩的理想流体。适用于粘性的理想流体。适用于不可压缩的粘性流体。适用于可压缩和不可压缩流体。A,D 57.伯努利方程适用于低速气流高速气流适用于各种速度的气流不可压缩流体B,C 58.下列关于动压的哪种说法是正确的？总压与静压之和 总压与静压之差动压和速度的平方成正比 动压和速度成正比C 59.测量机翼的翼弦是从：左翼尖到右翼尖。机

14、身中心线到翼尖。前缘到后缘。最大上弧线到基线。B 60.机翼的安装角是？翼弦与相对气流速度的夹角。翼弦与机身纵轴之间所夹的锐角。翼弦与水平之间所夹的锐角。 机翼焦点线与机身轴线的夹角。D 61.机翼的展弦比是：展长与机翼最大厚度之比。展长与翼根弦长之比。展长与翼尖弦长之比。展长与平均几何弦长之比。C 62.机翼前缘线与垂直机身中心线的平面之间的夹角称为机翼的：安装角。 上反角。 后掠角。 迎角。C 63.水平安定面的安装角与机翼安装角之差称为？迎角。上反角。纵向上反角。 后掠角。B 64.翼型的最大厚度与弦长的比值称为：相对弯度。相对厚度。最大弯度。平均弦长。A 65.翼型的最大弯度与弦长的比

15、值称为相对弯度。相对厚度。最大厚度。平均弦长。B 66.影响翼型性能的最主要的参数是：前缘和后缘。翼型的厚度和弯度。 弯度和前缘。 厚度和前缘。A 67.飞机的安装角是影响飞机的性能的重要参数，对于早期的低速飞机，校装飞机外型是：增大安装角叫内洗，可以增加机翼升力增大安装角叫内洗，可以减小机翼升力增大安装角叫外洗，可以减小机翼升力 增大安装角叫外洗，可以增加机翼升力C 68.民航飞机常用翼型的特点相对厚度20% 到 30%相对厚度 5%到 10%相对厚度 10% 到 15% 相对厚度 15% 到 20%C 69.民航飞机常用翼型的特点最大厚度位置为10% 到 20%最大厚度位置为20% 到 3

16、5%最大厚度位置为 35% 到 50% 最大厚度位置为50% 到 65%B,D 70.大型民航运输机常用机翼平面形状的特点展弦比 3到5 展弦比 7到81/4 弦线后掠角 10 到25 度 1/4 弦线后掠角 25到 35度A,B 71.具有后掠角的飞机有侧滑角时，会产生滚转力矩偏航力矩俯仰力矩不产生任何力矩A,B 72.具有上反角的飞机有侧滑角时，会产生偏航力矩滚转力矩俯仰力矩不产生任何力矩B 73.当迎角达到临界迎角时：升力突然大大增加，而阻力迅速减小。升力突然大大降低，而阻力迅速增加。升力和阻力同时大大增加。升力和阻力同时大大减小。B 74.对于非对称翼型的零升迎角是：一个小的正迎角。一

17、个小的负迎角。临界迎角。失速迎角。A 75.飞机飞行中，机翼升力等于零时的迎角称为？零升迎角。失速迎角。临界迎角。零迎角。B 76.飞机上的总空气动力的作用线与飞机纵轴的交点称为：全机重心。 全机的压力中心。机体坐标的原点。全机焦点。A 77.飞机升力的大小与空气密度的关系？空气密度成正比。空气密度无关。空气密度成反比。空气密度的平方成正比。C 78.飞机升力的大小与空速的关系？与空速成正比。与空速无关。 与空速的平方成正比。与空速的三次方成正比。A 79.飞机在飞行时，升力方向是：与相对气流速度垂直。与地面垂直。 与翼弦垂直。与机翼上表面垂直。A 80.飞机在平飞时，载重量越大其失速速度：越

18、大 越小 与重量无关 对应的失速迎角愈大D 81.机翼的弦线与相对气流速度之间的夹角称为：机翼的安装角。 机翼的上反角。纵向上反角。 迎角。A 82.当 ny（载荷系数）大于 1时，同构成，同重量的飞机失速速度大于平飞失速速度失速速度小于平飞失速速度失速速度等于平飞失速速度两种状态下失速速度无法比较A 83.当飞机减速至较小速度水平飞行时增大迎角以提高升力减小迎角以减小阻力保持迎角不变以防止失速使迎角为负以获得较好的滑翔性能B 84.机翼的压力中心？迎角改变时升为增量作用线与翼弦的交点翼弦与机翼空气动力作用线的交点翼弦与最大厚度线的交点。在翼弦的 1/4 处D 85.为了飞行安全，飞机飞行时的

19、升力系数和迎角可以达到：最大升力系数和临界迎角最大升力系数和小于临界迎角的限定值小于最大升力系数的限定值和临界迎角小于最大升力系数和临界迎角的两个限定值D 86.增大翼型最大升力系数的两个参数？厚度和机翼面积翼弦长度和展弦比弯度和翼展厚度和弯度A,D 87.对一般翼型来说，下列说法中，哪个是正确的？当迎角为零时，升力不为零。正迎角时，上翼面的流线比下翼面上的流线疏。正迎角时，上翼面的流速小于下翼面的流速。正迎角时，上翼面处的流速大于下翼面处的流速。A,B,D 88.影响机翼升力系数的因素有？翼剖面形状迎角 空气密度 机翼平面形状B 89.飞机上不同部件的连接处装有整流包皮，它的主要作用是？减小

20、摩擦阻力。 减小干扰阻力。 减小诱导阻力。减小压差阻力。B 90.飞机上产生的摩擦阻力与什么因素有关？与大气可压缩性。与大气的粘性、飞机表面状况以及同气流接触的飞机表面面积。仅与大气的温度。 仅与大气的密度。B 91.减小干扰阻力的主要措施是把机翼表面做的很光滑部件连接处采取整流措施把暴露的部件做成流线型采用翼尖小翼D 92.下列关于压差阻力哪种说法是正确的？物体的最大迎风面积越大，压差阻力越小。物体形状越接近流线型，压差阻力越大。压差阻力与最大迎风面积无关。物体的最大迎风面积越大，压差阻力越大。A 93.下列关于诱导阻力的哪种说法是正确的？增大机翼的展弦比可以减小诱导阻力。把暴露在气流中的所

21、有部件和零件都做成流线型，可以减小诱导阻力。在飞机各部件之间加装整流包皮可以减小诱导阻力。 提高飞机的表面光洁度可以减小诱导阻力。D 94.下列关于阻力的哪种说法是正确的？干扰阻力是由于气流的下洗而引起的。在飞机各部件之间加装整流包皮可以减小诱导阻力。诱导阻力是由空气的粘性引起的。干扰阻力是飞机各部件之间由于气流相互干扰而产生的一种额外阻力。C 95.后缘襟翼完全放出后，在其他条件不变时， 机翼面积增大30% ，阻力系数增到原来的3倍则阻力增大到原来的 3.3 倍 阻力增大到原来的1.9倍 阻力增大到原来的3.9 倍 阻力增大到原来的 4.3倍C 96.翼尖小翼的功用是？减小摩擦阻力。减小压差

22、阻力。 减小诱导阻力。减小干扰阻力。A,B 97.机翼翼梢小翼减小阻力的原理：减轻翼梢旋涡减小气流下洗速度保持层流附面层 减小附面层内气流流速的横向梯度A,B 98.减少飞机摩擦阻力的措施？保持飞机表面光洁度采用层流翼型减小迎风面积增大后掠角A,B,D99.气流流过飞机表面时，产生的摩擦阻力：是在附面层中产生的其大小与附面层中流体的流动状态有关是伴随升力而立生的阻力其大小与空气的温度有关D 100.随着飞行速度的提高，下列关于阻力的哪种说法是正确的？诱导阻力增大，废阻力增大诱导阻力减小，废阻力减小诱导阻力增大，废阻力减小诱导阻力减小废阻力增大A 101.表面脏污的机翼与表面光洁的机翼相比最大升

23、力系数下降， 阻力系数增大相同升力系数时其迎角减小 同迎角下升力系数相同，阻力系数加大相同迎角下升力系数，阻力系数都加大C 102.关于升阻比下列哪个说法正确在最大升力系数时阻力一定最小最大升阻比时， 一定是达到临界攻角 升阻比随迎角的改变而改变机翼设计使升阻比不随迎角变化而变化C 103.在相同飞行速度和迎角情况下，表面不清洁或前缘结冰的机翼升力：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确定D 104.飞机前缘结冰对飞行的主要影响增大了飞机重量， 使起飞困难 增大了飞行阻力， 使所需发动机推力大幅增加增大了临界攻角，使飞机易失速相同迎角，升力系数下降B,C,D105.下列关于升阻比

24、的哪种说法是正确的？升力系数达到最大时，升阻比也达到最大升力和阻力之比升阻比达到最大之前，随迎角增加，升阻比成线性增加升阻比也称为气动效率系数A,C 106.极曲线是升力系数对阻力系数的曲线曲线最高点的纵坐标值表示最大升力系数从原点作极曲线的切线， 切线的斜率是最大升阻比的迎角值平行纵坐标的直线与曲线相切，可以得到最小阻力系数和迎角值 曲线最高点的纵坐标值表示最大升阻比C 107.比较而言哪种后缘襟翼增升效果大后退式襟翼分裂式襟翼 富勒襟翼开缝式襟翼B 108.采用空气动力作动的前缘缝翼：小迎角下，前缘缝翼依靠空气动力的吸力打开。大迎角下，前缘缝翼依靠空气动力的吸力打开。大迎角下，前缘缝翼依靠

25、空气动力的压力打开。小迎角下，前缘缝翼依靠空气动力的压力打开。B 109.飞行中操作扰流板伸出增加机翼上翼面的面积以提高升力阻挡气流的流动， 增大阻力增加飞机抬头力矩辅助飞机爬开飞机爬升时补偿机翼弯度以减小气流分离B 110.机翼涡流发生器的作用产生涡流增大压差阻力使飞机减速将附面层上方气流能量导入附面层加速气流流动下降高度时产生涡流以减小升力产生的涡流使扰流板的使用效果加强B 111.简单襟翼的增升原理是：增大了机翼面积。增大了翼型的弯度。减少了翼型的阻力。增大了翼型与气流的相对流速。A 112.克鲁格襟翼位于？机翼根部的前缘机翼翼尖的前缘 机翼翼根的后缘机翼翼尖的后缘A 113.克鲁格襟翼

26、在使用中如何加大翼型弯度前缘部分下表面向前张开一个角度前缘部分向下偏转前缘部分与机翼分离向前伸出前缘部分下表面向内凹入A 114.前缘缝翼的主要作用是？放出前缘缝翼， 可增大飞机的临界迎角增大机翼升力减小阻力 改变机翼弯度A 115.失速楔的作用使机翼在其位置部分先失速使机翼在其位置部分不能失速使机翼上不产生气流分离点，避免失速 使整个机翼迎角减小，避免失速B 116.翼刀的作用增加机翼翼面气流的攻角减小气流的横向流动造成的附面层加厚将气流分割成不同流速的区域将气流分割成不同流动状态的区域A 117.属于减升装置的辅助操纵面是：扰流板 副翼 前缘襟翼 后缘襟翼C 118.属于增升装置的辅助操纵

27、面是：扰流板 副翼 前缘襟翼减速板C,D 119.飞机着陆时使用后缘襟翼的作用是提高飞机的操纵灵敏性。增加飞机的稳定性。增加飞机的升力。增大飞机的阻力。C 120.放出前缘缝翼的作用是？巡航飞行时延缓机翼上表面的气流分离改善气流在机翼前缘流动， 减小阻力。 增加上翼面附面层的气流流速增大机翼弯度，提高升力B 121.分裂式增升装置增升特点是：增大临界迎角和最大升力系数增大升系数，减少临界迎角临界迎角增大临界迎角增大，最大升力系数减小D 122.附面层吹除装置的工作原理吹除并取代附面层使气流稳定在附面层下吹入气流防止附面层与翼表面的摩擦在附面层上方吹出一层气流，防止附面层加厚将气流吹入附面层加速

28、附面层流动，防止气流分离B 123.后掠机翼在接近失速状态时应使翼尖先于翼根失速，失速状态减小 应使翼根先于翼尖失速，利于从失速状态恢复调整两侧机翼同时失速，效果平均，利于采取恢复措施应使机翼中部先失速而不影响舵面操作，利于控制失速D 124.前缘襟翼的作用是增加机翼前缘升力以使前缘抬升，增加迎角提高机翼升力使压力中心位置移动而使飞机纵向平衡在起飞着陆时产生抬头力矩改变飞机姿态增加翼型弯度，防止气流在前缘分离A 125.前缘襟翼与后缘襟翼同时使用因消除前缘气流分离使后缘襟翼效果加强在前缘产生向前的气动力分量以抵消后缘襟翼产生的阻力前缘襟翼伸出遮挡气流对后缘襟翼的冲击避免结构损坏减缓气流到达后缘

29、襟翼的速度避免后缘襟翼气流因高速而分离。C 126.翼尖缝翼对飞机稳定性和操作性的作用使气流方向横向偏移流向翼尖，造成副翼气流流量加大增加操作效果增加向上方向气流， 增大气流厚度减小机翼前缘气流分离使副翼气流平滑补偿两侧机翼气流不均，使气动力均衡B 127.正常操纵飞机向左盘旋时，下述哪项说法正确？左机翼飞行扰流板向上打开，右机翼飞行扰流板向上打开左机翼飞行扰流板向上打开，右机翼飞行扰流板不动左机翼飞行扰流板不动，右机翼飞行扰流板向上打开左右机翼飞行扰流板都不动。A,C,D 128.后退开缝式襟翼的增升原理是：增大机翼的面积增大机翼的相对厚度增大机翼的相对弯度 加速附面层气流流动C,D 129

30、.前缘缝翼的功用是？增大机翼的安装角增加飞机的稳定性。 增大最大升力系数提高临界迎角A,B 130.下列关于扰流板的叙述哪项说法正确？扰流板可作为减速板缩短飞机滑跑距离可辅助副翼实现飞机横向操纵可代替副翼实现飞机横向操纵横可实现飞机横向配平D 131.超音速气流经过收缩管道后：速度增加，压强增大。速度降低，压强下降。速度增加，压强下降。速度降低，压强增大A 132.当飞机飞行马赫数超过临界马赫数之后：局部激波首先出现在上翼面。局部激波首先出现在下翼面。只在上翼面出现局部激波。随着飞行速度的继续提高，局部激波向前移动。B 133.飞机飞行时对周围大气产生的扰动情况是：扰动产生的波面是以扰动源为中

31、心的同心圆。产生的小扰动以音速向外传播。只有马赫锥内的空气才会受到扰动。如果不考虑扰动波的衰减，只要时间足够长周围的空气都会受到扰动。D 134.飞机飞行中，空气表现出来的可压缩程度：只取决于飞机的飞行速度 （空速）只取决于飞机飞行当地的音速只取决于飞机飞行的高度和飞机飞行的速度（空速）以及当地的音速有关D 135.飞机进入超音速飞行的标志是：飞行马赫数大于临界马赫数。在机翼上表面最大厚度点附近形成了等音速点。在机翼上表面形成局部的超音速区。机翼表面流场全部为超音速流场。B 136.飞机在对流层中匀速爬升时，随着飞行高度的增加，飞机飞行马赫数保持不变。逐渐增加 . 逐渐减小。先增加后减小。D

32、137.关于飞机失速，下列说法哪些是正确的？飞机失速是通过加大发动机动力就可以克服的飞行障碍。亚音速飞行只会出现大迎角失速。高亚音速飞行只会出现激波失速。在大迎角或高速飞行状态下都可能出现飞机失速现象。D 138.空气对机体进行的气动加热，是由于气流的动能转变为压力能对机体表面进行的加热气动载荷使机体结构发生变形而产生的温度升高在同温层底部飞行时不存在是由于气流的动能转变为热能对机体表面进行的加热。A 139.随着飞机飞行马赫数的提高，翼型焦点位置：在跨音速飞行阶段变化比较复杂。连续变化，从25% 后移到 50% 。连续变化，从 50% 前移到 25% 。 一直保持不变。C 140.为了使亚音

33、速气流加速到超音速，应使用的流管是：收缩流管。扩张流管。先收缩后扩张的流管。 先扩张后收缩的流管。A 141.在激波后面：空气的压强突然增大。空气的压强突然减小、速度增大。空气的密度减小。空气的温度降低。B,C,D 142.飞机长时间的进行超音速飞行，气动加热只会使机体表面的温度升高。会使机体结构金属材料的机械性能下降。会影响无线电、航空仪表的工作。会使非金属材料的构件不能正常工作。B,C 143.飞机在飞行中出现的失速现象的原因是：翼梢出现较强的旋涡，产生很大的诱导阻力。由于迎角达到临界迎角，造成机翼上表面附面层大部分分离。飞行马赫数超过临界马赫数之后，机翼上表面出现局部激波诱导的附面层分离

34、。由于机翼表面粗糙，使附面层由层流变为紊流。A 144.从气流什么参数的变化可以判断激波对气流流动产生阻力？通过激波后空气的温度升高。通过激波后气流的速度下降。通过激波后空气的静压升高。通过激波后气流的动压下降。B 145.飞机的飞行马赫数等于临界马赫数时，机翼上表面首先出现局部激波。 首先出现等音速点。 流场中形成局部超音速区。局部激波诱导附面层分离。B 146.激波诱导附面层分离的主要原因是：局部激波前面超音速气流压力过大。气流通过局部激波减速增压形成逆压梯度。局部激波前面亚音速气流的压力低于局部激波后面气流的压力。局部激波后面的气流压力过小。A,C 147.当飞机的飞行速度超过临界速度，

35、飞行阻力迅速增大的原因是：局部激波对气流产生较大的波阻。 附面层由层流变为紊流，产生较大的摩擦阻力。局部激波诱导附面层分离产生较大的压差阻力。局部激波诱导附面层分离产生较大的摩擦阻力。B,C 148.当飞机飞行速度超过临界速度之后，在机翼表面出现了局部激波：在局部激波的前面形成了局部超音速区域，飞机进入超音速飞行。局部激波是正激波。随着飞行速度的继续提高，局部激波向后移。在局部激波的后面仍为亚音速气流，飞机仍处于亚音速飞行。A,B,D 149.对于现代高速飞机通常采用的" 高速翼剖面 " 。下列哪种说法是正确的？相对厚度较小。对称形或接近对称形。前缘曲率半径较大。最大厚度位

36、置靠近翼弦中间。B,C 150.飞机焦点的位置：随迎角变化而改变。不随迎角变化而改变。从亚音速进入超音速时后移。从亚音速进入超音速时前移。C,D 151.飞机进行超音速巡航飞行时气动加热会使机体表面的温度升高，对座舱的温度没有影响。由于气流具有的动能过大，减速转变为压力能时，对机体表面进行的气动加热比较严重。由于气动加热会使结构材料的机械性能下降。气动加热会使机体结构热透。A,D 152.关于激波，下列说法哪些正确？激波是空气受到强烈压缩而形成的薄薄的、稠密的空气层。激波是强扰动波， 在空气中的传播速度等于音速。激波的形状只与飞机的外形有关。激波是超音速气流流过带有内折角物体表面时，形成的强扰

37、动波A,B 153.关于膨胀波，下列说法哪些正确？当超音速气流流过扩张流管时，通过膨胀波加速。膨胀波在空气中的传播速度是音速。"超音速气流通过膨胀波后，气流的速度、温度、压力等发生突变"气流流过带有外折角的物体表面时，通过膨胀波加速。B,C 154.关于气流加速， 下列说法哪些正确？只要用先收缩后扩张的流管就可以将亚音速气流加速到超音速。 气流是在拉瓦尔喷管的扩张部分加速成为超音速气流的在拉瓦尔喷管收缩部分得到加速的是亚音速气流 气流在拉瓦尔喷管的喉部达到超音速B,C 155.稳定流动状态的超音速气流，流过管道剖面面积变大的地方：流速减小 流速增大压强降低压强增高A 156

38、.层流翼型的特点是前缘半径比较小，最大厚度点靠后，它的作用是：使上翼面气流加速比较缓慢，压力分布比较平坦，可以提高临界马赫数。使上翼面气流很快被加速，压力分布比较平坦，可以提高临界马赫数。 上翼面气流加速比较缓慢，在前缘形成吸力峰，可以提高升力系数。使上翼面气流很快被加速，在前缘形成吸力峰，可以提高升力系数。A 157.对于后掠机翼而言：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对飞行无影响B 158.飞机机翼采用相对厚度、相对弯度比较大的翼型是因为：可以减小波阻。得到比较大的升力系数。提高临界马赫数。使附面层保持层流状

39、态。B 159.高速飞机机翼采用的翼型是：相对厚度比较小， 相对弯度比较大， 最大厚度点靠后的薄翼型。相对厚度比较小，相对弯度比较小，最大厚度点靠后的薄翼型。相对厚度比较小，相对弯度比较小，最大厚度点靠前的薄翼型。相对厚度比较小，相对弯度比较大，最大厚度点靠前的薄翼型。B 160.后掠机翼接近临界迎角时，下列说法那一个正确？机翼的压力中心向后移，机头上迎，迎角进一步增大。机翼的压力中心向前移，机头上仰，迎角进一步增大。机翼的压力中心向后移，机头下沉，迎角减小。机翼的压力中心向前移，机头下沉，迎角减小。B 161.下面的辅助装置哪一个能防止翼尖失速：扰流版 翼刀和锯齿型前缘整流片 前缘襟翼A,B

40、 162.层流翼型是高亚音速飞机采用比较多的翼型，它的优点是：可以减小摩擦阻力。可以提高临界马赫数。可以减小干扰阻力。与超临界翼型相比，有比较好的跨音速气动特性。A,C 163.对高速飞机气动外形设计的主要要求是：提高飞机的临界马赫数。减小诱导阻力。 减小波阻。保持层流附面层。A,C 164.后掠机翼的失速特性不好是指：和翼根相比， 翼梢部位更容易发生附面层分离。和翼梢相比，翼根部位更容易发生附面层分离。沿翼展方向气流速度增加。翼根和翼梢部位同时产生附面层分离。A,D 165.下列哪种形状的机翼可以提高临界马赫数？小展弦比机翼。 大展弦比机翼。平直机翼。后掠机翼。B 166.采用后掠机翼提高临

41、界马赫数的原因是：后掠角使气流产生了沿机翼展向的流动。经翼型加速产生升力的有效速度减小了。翼根处附面层的厚度比翼梢处附面层的厚度薄。形成了斜对气流的激波。A 167.当气流流过带有后掠角的机翼时，垂直机翼前缘的气流速度是产生升力的有效速度。 在沿机翼表面流动过程中，大小不发生变化。大于来流的速度。 会使机翼翼梢部位的附面层加厚。D 168.当气流流过带有后掠角的机翼时，平行机翼前缘的速度沿机翼展向流动，使机翼翼梢部位附面层的厚度减小。被用来加速产生升力。小于来流的速度，所以临界马赫数提高了。使后掠机翼的失速特性不好。C 169.小展弦比机翼在改善飞机空气动力特性方面起的作用是：同样机翼面积的情况下，减小机翼的相对厚度，加速上翼面流气的速度，提高临界马赫数。同样机翼面积的情况下，加大机翼的相对厚度，提高升力系数。 同样机翼面积的情况下，减小机翼的相对厚度，减小波阻。同样机翼面积的情况下，减小机翼的展长，提高临界马赫数。B,D 170.超临界翼型的特点是：上翼面气流加速比较快， 所以它的临界马赫数比较大。一旦出现局部激波，激波的位置靠后，减小波阻。一旦出现局部激波，激波的强度比较大，减少波阻超临界翼型的跨音速气动特性比层流翼型好。A,B 171.飞机的机翼设计成为后掠机翼为了：提高临界马赫数 减小波阻 增加飞机升力