空气动力学经典题目资料

绝对温度的零度是： C
A -273℉ B -273K C -273℃ D 32℉
空气的组成为 C
％氮，20％氢和2％其他气体 B 90％氧，6％氮和4％其他气体
％氮，21％氧和1％其他气体 D 21％氮，78％氧和1％其他气体
流体的粘性系数与温度之间的关系是? B
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。
在大气层内，大气密度： C
在同温层内随高度增加保持不变。 B随高度增加而增加。
随高度增加而减小。 D随高度增加可能增加，也可能减小。
在大气层内，大气压强： B
随高度增加而增加。 B随高度增加而减小。
在同温层内随高度增加保持不变。 C随高度增加可能增加，也可能减小。
增出影响空气粘性力的主要因素 B C
空气清洁度 B速度梯度 C空气温度 D相对湿度
对于空气密度如下说法正确的是 B
空气密度正比于压力和绝对温度 B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 D空气密度反比于压力和绝对温度
“对于音速．如下说法正确的是” C
只要空气密度大，音速就大” B“只要空气压力大，音速就大“
”只要空气温度高．音速就大” D“只要空气密度小．音速就大”
假设其他条件不变，空气湿度大： B
空气密度大，起飞滑跑距离长 B空气密度小，起飞滑跑距离长
空气密度大，起飞滑跑距离短 D空气密度小，起飞滑跑距离短
一定体积的容器中。空气压力 D
与空气密度和空气温度乘积成正比 B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湿度乘积成反比 D与空气密度和空气绝对温度乘积成正比
一定体积的容器中．空气压力 D
与空气密度和摄氏温度乘积成正比 B与空气密度和华氏温度乘积成反比
与空气密度和空气摄氏温度乘积成反比 D与空气密度和空气绝对温度乘积成正比
对于露点温度如下说法正确的是 BC
“温度升高，露点温度也升高” B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” D露点温度下降，绝对湿度升高“
”对于音速，如下说法正确的是” AB
音速是空气可压缩性的标志 B空气音速高，粘性就越大
音速是空气压力大小的标志 D空气速度是空气可压缩性的标志
国际标准大气的物理参数的相互关系是： B
温度不变时,压力与体积成正比 B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 D密度不变时．压力和温度成反比
国际标

准大气规定海平面的大气参数是：B
℃ ρ=1.225kg／m3 B. P=1013 hPa T=15℃ ρ=1.225kg／m3
＝25℃ ρ=1.225 kg／m3 D. P=1013 hPa T＝25℃ ρ=0.6601 kg／m3
在温度不变情况下，空气的密度与压力的关系? A
与压力成正比。 B与压力成反比。 C与压力无关。 D与压力的平方成正比。
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
? A
温度偏差 B压力偏差 C密度偏差 D高度偏差
一定质量的完全气体具有下列特性： B
温度不变时，压力与体积成正比 B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 D密度不变时，压力和温度成反比
BC
随高度增高而降低。 B在对流层内随高度增高而降低。
C在平流层底层保持常数。 D随高度增高而增大
从地球表面到外层空间。上气层依次是： A
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、电离层和散落层
对流层，平流层．中间层．散逸层和电离层
对流层的高度．在地球中纬度地区约为： D
公里。 B. 16公里。 C. 10公里。 D. 11公里
在对流层内，空气的温度： A
随高度增加而降低。 B随高度增加而升高。
随高度增加保持不变. D先是随高度增加而升高，然后再随高度增加而降低。
现代民航客机一般巡航的大气层是? AD
对流层顶层 B平流层顶层 C对流层底层 D平流层底层
对飞机飞行安全性影响最大的阵风是 A
上下垂直于飞行方向的阵风 B左右垂直子飞行方向的阵风
沿着飞行方向的阵风逆着 D飞行方向的阵风
对起飞降落安全性造成不利影响的是 AC
低空风切变 B稳定的逆风场 C垂直于跑道的飓风 D稳定的上升气流
影响飞机机体腐蚀的大气因素是 ACD
空气的相对湿度 B空气压力 C空气的温差 D空气污染物
影响飞机机体腐蚀的大气因素是 ACD
空气的相对湿度 B空气密度 C空气的温度和温差 D空气污染物
云对安全飞行产生不利影响的原因是 ABD
影响正常的目测 B温度低了造成机翼表面结冰
增加阻力 D积雨云会带来危害
层流翼型的特点是 B
前缘半径大,后部尖的水滴形． B前缘半径小最大厚度靠后
前缘尖的菱形 D前后缘半径大，中间平的板形
产生下洗是由于 C
分离点后出现旋涡的影响 B转捩点后紊流的影响
机翼上下表面存在压力差的影响 D迎角过大失速的影响
气流沿机翼表面附面层类型的变化 B
可由紊流变为层流 B可由层流变为

素流
一般不发生变化 D紊流、层流可交替变化
在机翼表面的附面层沿气流方向 C
厚度基本不变 B厚度越来越薄 C厚度越来越厚 D厚度变化不定
在机翼表面附面层由层流状态转变为紊流状态的转捩点的位置： B
将随着飞行速度的提高而后移 B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 D与飞行速度没有关系
在翼型后部产生涡流，会造成 BD
摩擦阻力增加 B压差阻力增加 C升力增加 D升力减小
对于下洗流的影响，下述说法是否正确 AC
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 AC
关于附面层下列说法哪些正确?
层流附面屡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面成层流动,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
气流沿机翼表面流动，影响由层流变为素流的因素是 A B C
空气的流速 B在翼表面流动长度 C空气温度 D空气比重
下列关于附面层的哪种说法是正确的？ ABC
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。
亚音速空气流速增加可有如下效果 BCD
由层流变为素流的转捩点后移 B气流分离点后移 C阻力增加 D升力增加
在机翼表面．附面层由层流状态转变为紊流状态的转捩点的位置： ABCD
与空气的温度有关 B与机翼表面的光滑程度有关
与飞机的飞行速度的大小有关 D与机翼的迎角的大小有关
当不可压气流连续流过一个阶梯管道时．己知其截面积Al=3A2则其流速为： C
、V1=9V2 B、V2＝9V1 C、V2=3V1 D、V1=3V2
当空气在管道中低速流动时．由伯努利定理可知： B
流速大的地服，静压大。 B流速大的地方，静压小。
流速大的地方，总压大。 D流速大的地方，总压小。
43计算动压时需要哪些数据? C
大气压力和速度 C空气密度和阻力
空气密度和速度 D空气密度和大气压
利用风可以得到飞机气动参数，其基本依据是。 B
连续性假设 B相对性原理 C牛顿定理 D热力学定律
流管中空气的动压 D
仅与空气速度平方成正比 B仅与空气密度成正比
与空气速度和空气密度成正比 D与空气速度平方和空气密度成正比
流体的连续性方程 A

只适用于理想流动。 B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。 D只适用于可压缩流体的稳定管流。
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 A
增大。 B减小。 C保持不变。 D可能增大，也可能减小。
亚音速气流流过收缩管道，其气流参数如何变化? C
速度增加，压强增大。 B速度降低，压强下降。 C速度增加，压强下降。 D速度降低．压

在伯努利方程中，密度单位为公斤／立方米，速度单位为米/秒 动压单位为 C
公斤 B力／平方米 C水柱高牛顿／平方米 D磅／平方英寸
伯努利方程的使用条件是 D
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、且与外界无能量变换的流体
当不可压气流连续流过一个阶梯管道时，己知其截面积Al=2A2=4A3则其静压为： B
A、P1=P2=P3 B、P1>P2>P3 C、P1P3>P2
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 B流管截面积减小，空气静压增加 C
流管内气流速度增加,空气静压减小 D不能确定
对于任何速度的气流，连续性方程是 C
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
非定常流是指 B
流场中各点的空气状态参数相同 B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 D流场中空气状态参数与位置无关

关于动压和静压的方向，以下哪一个是正确的 C
动压和静压的方向都是与运动的方向一致
动压和静压都作用在任意方向
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
流体的伯努利定理： A
适用于不可压缩的理想流体。 B适用于粘性的理想流体。
适用于不可压缩的粘性流体。 D适用于可压缩和不可压缩流体。
伯努利方程适用于 AD
低速气流 B高速气流 C适用于各种速度的气流 D不可压缩流体
下列关于动压的哪种说法是正确的? BC
总压与静压之和 B总压与静压之差
动压和速度的平方成正比 D动压和速度成正比
测量机翼的翼弦是从： C
左翼尖到右翼尖。 B机身中心线到翼尖。 C前缘到后缘． D最大上弧线到基线。
机翼的安装角是？ B
翼弦与相对气流速度的夹角。 B翼弦与机身纵轴之间所夹韵锐角．
翼弦与水平面之间所夹的锐

角。 D机翼焦点线与机身轴线的夹角。
机翼的展弦比是： D
展长与机翼最大厚度之比。 B展长与翼根弦长之比。
展长与翼尖弦长之比。 D展长与平均几何弦长之比。
机翼前缘线与垂直机身中心线的直线之间的夹角称为机翼的： C
安装角。 B上反角． C后掠角。 D迎角。
水平安定面的安袈角与机翼安装角之差称为? C
迎角。 B上反角。 C纵向上反角． D后掠角。
翼型的最大厚度与弦长的比值称为： B
相对弯度。 B相对厚度。 C最大弯度。 D平均弦长。
翼型的最大弯度与弦长的比值称为 A
相对弯度； B相对厚度。 C最大厚度。 D平均弦长。
影响翼型性能的最主要的参数是： B
前缘和后缘。 B翼型的厚度和弯度。 C弯度和前缘。 D厚度和前缘。
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，
A
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
民航飞机常用翼型的特点 C
相对厚度20％到30％ B相对厚度5％到10％
相对厚度10%到15％ D相对厚度15％到20％
民航飞机常用翼型的特点 C
最大厚度位置为10％到20％ B最大厚度位置为20％到35％
最大厚度位置为35％到50％ D最大厚度位置为50％到65％

大型民航运输机常用机翼平面形状的特点 BD
展弦比3到5 B展弦比7到8
／4弦线后掠角10到25度 D 1／4弦线后掠角25到35度
具有后掠角的飞机有侧滑角时，会产生 AB
滚转力矩 B偏航力矩 C俯仰力矩 D不产生任何力矩
具有上反角的飞机有侧滑角时，会产生 AB
偏航力矩 B滚转力矩 C俯仰力矩 D不产生任何力矩
当迎角达到临界迎角时： B
升力突然大大增加,而阻力迅速减小。 B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。 D升力和阻力同时大大减小·
对于非对称翼型的零升迎角是： B
一个小的正迎角。 B一个小的负迎角。 C临界迎有。 D失速迎角。
飞机飞行中，机翼升力等于零时的迎角称为？ A
零升力迎角。 B失速迎角。 C临界迎角。 D零迎角。
飞机上的总空气动力的作用线与飞机纵轴的交点称为： B
全机重心。 B全机的压力中心。 C机体坐标的原点。 D全机焦点。
飞机升力的大小与空气密度的关系? A
空气密度成正比。 B空气密度无关。
空气密度成反比。 D空气密度的平方成正比。
飞机升力的大小与空速的关系？ AC
与空速

成正比。 B与空速无关。 C与空速的平方成正比 D与空速的三次方成正比。
飞机在飞行时，升力方向是： A
与相对气流速度垂直。 B与地面垂直。 C与翼弦垂直 D与机翼上表面垂直。
飞机在平飞时．载重量越大其失速速度： A
越大 B角愈大 C与重量无关 D对应的失速迎角
机翼的弦线与相对气流速度之间的夹角称为： D
机翼的安装角。 B机翼的上反角。 C纵向上反角。 D迎角．
当ny(载荷系数)大于1时，同构成，同重最的飞机 A
失速速度大于平飞失速述度 B失速速度小于平飞失速速度
失速速度等于平飞失速速度 D两种状态下失速速度无法比较
当飞机减速奎鞍小速度水平飞行时 A
增大迎角以提高升力 B减小迎角以减小阻力
保持迎角不变以防止失速 D使迎角为负以获得较好的滑翔性能
机翼的压力中心? B
迎角改变时升力增量作用线与翼弦的交点 B翼弦与机翼空气动力作
C翼弦与最大厚度线的交点 D在翼弦的l／4处
为了飞行安全，飞机飞行时的升力系数和迎角可以达到： D
最大升力系数和临界迎角最大 B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 D小于最大升力系数和临界迎角的两个限定值
增大翼型最大升力系数的两个因数? D
厚度和机翼面积 B翼弦长度和展弦比 C弯度和翼展 D厚度和弯度
对一般翼型来说，下列说法中．哪个是正确的? AD
当迎角为零时，升力不为零.
当翼剖面有一个正迎角时,上翼面处的流线比下翼面处的流线疏。
当翼剖面有一个正迎角时，上翼面处的流速小于下翼面处的流速。
当翼剖面有一个正迎角时，上翼面处的流速大于下翼面处的流速。
影响机翼升力系数的因素有? ABD
翼剖面形状 B迎角 C空气密度 D机翼平而形状
飞机上不同部件的连接处装有整流包皮，它的主要作用是? B
减小摩擦阻力。 B减小干扰 阻力。 C减小诱导阻力。 D减小压差阻力。
飞机上产生的摩擦阻力与什么困素有关? B
与大气可压缩性。
与大气的粘性、飞机表面状况以及周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。
减小干扰阻力的主要措施是 B
把机翼表面做的很光滑 B部件连接处采取整流措施
把暴露的部件做成流线型 D采用翼尖小翼
下列关于压差阻力哪种说法是正确的? D
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。
物体的最大迎风而积越大,压差阻力越大。
下列关于诱导阻力的哪种说法是正确的? A
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。
下列关于阻力的哪种说法是正确的? D
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。
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
倍? C
阻力增大到原来的3.3倍 B阻力增大到原来的1.9
倍阻力增大到原来的3.9倍 D阻力增大到原来的4.3倍
翼尖小翼的功用是? C
减小摩擦阻力。 B减小压差阻力。 C减小诱导阻力。 D减小干扰阻力。
机翼翼梢小翼减小阻力的原理： AB
减轻翼梢旋涡 B减小气流下洗速度
保持层流附面层 D减小附面层内气流流速的横向梯度
减少飞机摩擦阻力的措施? AB
保持飞机表面光洁度 B采刚层流翼型 C减小迎风而积 D增大后掠角
气流流过飞机表面时，产生的摩擦阻力：A B D
是在附面层中产生的 B其大小与附面层中流体的流动状态有关
是伴随升力而产生的阻力 D其大小与空气的温度有关
随着飞行速度的提高．下列关于阻力的哪种说法是正确的? D
诱导阻力增大,废阻力增大 B诱导阻力减小，废阻力减小
诱导阻力增大，废阻力减小 D诱导阻力减小，废阻力增大
表面脏污的机翼与表面光洁的机翼相比 A
最大升力系数下降，阻力系数增大 B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 D相同迎角下升力系数。阻力系数都加大
关于升阻比下列哪个说法正确 C
在最大升力系数时阻力一定最小 B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 D机翼设计使升阻比不随迎角变化而变化
在相同飞行速度和迎角情况下，袭面不清洁或前缘结冰的机翼升力： C
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不确定
飞机前缘结冰对飞行的主要影响 D
增大了飞机重量，便起飞困难 B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 D相同迎角，升力系数下降
下列关于升阻比的哪种说法是正确的? BCD
升力系数达到最大时，升阻比也选到最大
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
投曲线是升力系数对阻力系数的曲线 AC
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
比较而言哪种后缘襟翼产生增升效果大 C
后退式襟翼 B分裂式襟翼 C富勒襟翼 D开缝式襟翼
采用空气动力作动的前缘缝翼： B
小迎角下，前缘缝翼依靠空气动力的吸力打开． B大迎角下，前缘缝翼依靠空气动力的吸力打
。
大迎角下，前缘缝翼依靠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。
飞行中操作扰流扳伸出 B
增加机翼上翼面的面积以提高升力 B阻挡气流的流动，增大阻力
增加飞机抬头力矩，辅助飞机爬升 D飞机爬升时补偿机翼弯度以减小气流分离
机翼涡流发生器的作用 B
产生涡流增大压差阻力使飞机减速 B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 D产生的涡流使扰流板的使用效果加强
克鲁格襟翼在使用中如何加大翼型弯度 A
前缘部分下表面向前张开一个角度 B前缘部分向下偏转
前缘部分与机翼分离向前伸出 D前缘部分下表面向内凹入
前缘缝翼的主要作用是? A
放出前缘缝翼，可增大飞机的临界迎角 B增大机翼升力
减小阻力 D改变机翼弯度
失速楔的作用 A
使机翼在其位置部分先失速 B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 D使整个机翼迎角减小，避免失速
翼刀的作用 B
增加机翼翼面气流的攻角 B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 D将气流分割成不同流动状态韵区域
属于减升装置的辅助操纵面是： A
扰流扳 B副冀 C前缘橡弹 D后缘襟冀
属于增升装置的辅助操纵面是； C
扰流板 B副翼 C前缘襟翼 D减速扳
飞机着陆时使用后缘襟翼的作用是 B
提高飞机的操纵灵敏性。 B增加飞机的稳定性。
增加飞机的升力。 D增大飞机的阻力。
放出前缘缝翼的作用是? C
巡航飞行时延缓机翼上表面的气流分离 B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. D增大机翼弯度，提高升力
分裂式增升装置增升特点是： B
增大临界迎角和最大升力系数 B增大升力系数，减少临界迎角
临界迎角增大 D临界迎角增大，最大升力系数减小
附面层吹除装置的工作原理 B
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附面层流动，防止气流分离
后掠机翼在接近失速状态时 B
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
前缘襟翼的作用是 D
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
前缘襟翼与后缘襟翼同时使用因为 A
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
减缓气流到达后缘襟翼的速度避免后缘襟翼气流因高速而分离
翼尖缝翼对飞机稳定性和操作性的作用 C
A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
127正常操纵飞机向左盘旋时，下述哪项说法正确? B
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，右机翼飞行扰漉板不动.
左机翼飞行扰流扳不动， 右机翼飞行扰流板向上打开.
左右机翼飞行扰流板都不动.
后退开缝式襟翼的增升原理是： ACD
增大机翼的面积 B增大机翼的相对厚度
增大机翼的相对弯度 D加速附面层气流流动
前缘缝翼的功用是? CD
增大机翼的安装角 B增加飞机的稳定性。 C增大最大升力系数 D提高临界迎角
下列关于扰流板的叙述哪项说法正确? AB
扰流板可作为减速板缩短飞机滑跑距离 B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 D可实现飞机横向配平
超音速气流经过收缩管道后： D
速度增加，压强增大。 B速度降低，压强下降。
速度增加，压强下降。 D速度降低，压强增大。
当飞机飞行马赫数超过临界马赫数之后， A
局部激波首先出现在上翼面。 B局部激波首先出现在下翼面。
只在上翼面出现局部激波。 D随着飞行速度的继续提高，局部微波向前移动。
飞机飞行时对周围大气产生的扰动情况是： B
扰动产生的波面是以扰动源为中心的同心圆。
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。
“

飞机飞行中，空气表现出来的可压缩程度：” D
只取决于飞机的飞行速度(空速) B只取决于飞机飞行当地的音速
只取决于飞机飞行的高度 D和飞机飞行的速度(空速)以及当地的音速有关
飞机进入超音速飞行的标志是： D
飞行马赫数大于临界马赫数。 B在机翼上表面最大厚度点附近形成了等音速。
在机翼上表面形成局部的超音速区。 D机翼袭面流场全部为超音速流场。
飞机在对流层中匀速爬升时，随着乜行高度的增加。飞机飞行马赫数， B
保持不变． B逐渐增加 C逐渐减小。 D先增加后减小。
关于飞机失速下列说法哪些是正确的? D
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。
空气对机体进行的气动加热， D
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。
随着飞机飞行马赫数的提高，翼型焦点位置： A
在跨音速飞行阶段变化比较复杂． B连续受化，从25％后移到50％。
连续变化，从50％前移到25％。 D一直保持不变．
为了使亚音速气流加速到超音速，应使用的流管是： C
收缩流管。 B张流管 C先收缩后扩张的流管。 D先扩张后收缩的流管。
在激波后面： A
空气的压强突然增大。 B空气的压强突然减小、速度增大。
空气的密度减小。 D空气的温度降低。
飞机长时间的进行超音速飞行，气动加热 BCD
只会使机体表面的温度升高． B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。 D会使非金属材料的构件不能正常工作。
飞机在飞行中出现的失速现象的原因是： BC
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黼鼢离。
由于机翼表面粗糙，使附面层由层流变为紊流。
从气流什么参数的变化可以判断激波对气流动产生阻力？ A
通过激波后空气的温度升高 B通过激波后气流的速度下降。
通过激波后空气的静压升高。 D通过激波后气流的动压下降。
飞机的飞行马赫数等于临界马赫数时，机翼上表面 B
首次出现局部激波。 B首次出现等音速点
流场中形成局部超音速区。 D局部激波诱导的附面层分离

。
激波诱导附面层分离的主要原因是： B
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。
局部激波后面气流的压力过小。
当飞机的飞行速度超过临界速度，飞行阻力迅速增大的原因是： AC
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。
当危机飞行速度超过临界速度之后，在机翼表面首次出现了局部激波， BC
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弧音速气流，飞机仍处于亚音速飞行。
对于现代高速飞机通常采用的“高度翼剖面”。下列哪种说法是正确的？ ABD
相对厚度较小。 B对称形或接近对称形。
前缘曲率半径较大。 D最大厚度位置靠近翼弦中间。
飞机焦点的位置： BC
随仰角变化而改变。 B不随仰角变化而改变。
从亚音速进入超音速速时后移。 D从亚音速进入超音速时前移。
飞机进行超音速巡航飞行时． CD
气动加热会使机体表蔼的温度升高，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。
关于激波，下列说法哪些正确?”AB
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。
激波是超膏速气流流过带有内折角物体表面时。形成的强扰动波
关于膨胀波。下列说法哪些正确? AD
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。
关于气流加速．下列说法哪些正确? BC
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
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
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： BC
流速减小 B流速增大 C压强降低 D压强增高
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： BC
流速减小 B流速增大 C压强降低 D压强增高
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： A
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。
使上疑面气流很快被加速，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。
对于后掠机翼而言： A
翼尖首先失速比翼根首先失速更有害
冀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
飞机机翼采用相对厚度、相对弯度比较大的翼型是因为： B
可以减小波阻。 B得到比较大的升力系数。
提高临界马赫数。 D使附面层保持层流状态。
高速飞机机翼采用的翼型是： B
相对厚度比较小，相对弯度比较大，最大厚度点靠后的簿翼型。
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。
后掠机翼接近临界迎角时，下列说法那一个正确? B
机翼的压力中心向后移，机头上仰，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。
下面的辅助装置哪一个能防止翼尖失速： B
扰流版 B翼刀和锯齿型前缘 C整流片 D前缘襟翼
层流翼型是高亚音速飞机采用比较多的翼型．它的优点是： AB
可以减小摩擦阻力。 B可以提高临界马赫数。
可以减小干扰阻力。 D与超临界翼型相比，有比较好的跨音速气动特性。
对高速飞机气动外形设计的主要要求是： AC
提高飞机的临界马赫数。 B减小诱导阻力。 C减小波阻。 D保持层流附面层。
后掠机翼的失速特性不好是指： AC
和翼根相比，翼梢部位更容易发生附面层分离。
和翼捎相比，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。
下列哪种形状的机翼可以提高临界马赫数? AD
小展弦比机翼。 B大展弦比机翼。 C平直机翼。 D后掠机翼。
采用后掠机翼提高临界马赫数的原因是： B
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挺梢处附面层的厚度

薄。
形成了斜对气流的激波。
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 A
是产生升力的有效速度。 B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。 D会使机翼翼梢部位的附面层加厚．
当气流流过带有后掠角的机翼时平行机翼前缘的速度 D
沿机翼展向流动，使机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。
小展弦比机翼在改善飞机空气动力特性方面起的作用是： C
同样机翼面职的情况下，减小机翼相对厚度．加速上翼面气流流速．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。
超临界翼型的特点是： BD
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．减少波阻
一旦出现局部激波,激波的强度比较大，减小波阻
超临界翼型的跨音速气动特性比层流翼型好。
飞机的机翼设计成为后掠机翼为了： AB
提高临界马赫数 B减小波阻 C增加飞机升力 D改善飞机的低速飞行性能
关于后掠机翼失速特性，下列说法哪些是正确的? AD
一旦翼梢先于翼根失速,会造成机头自动上仰，导致飞机大迎角失速。
产生升力的有效速度增加，使后掠机翼的失速特性变坏。
翼根部位附面层先分离会使副翼的操纵效率下降。
机翼表面安装的翼刀可以改善后掠机翼失速特性。
为了改善飞机的跨音速空气动力特性和减小波阻，可以采用下列哪类机翼？BCD
层流翼型的机翼。 B采用前缘尖削对称薄翼型的机翼。
三角形机翼。 D带有大后掠角的机翼
飞机在空中飞行时，如果飞机处于平衡状态，则 A
作用在飞机上的所有外力平衡，所有外力矩也平衡。
作用在飞机上的所有外力不平衡．所有外力矩平衡。
作用在飞机上的所有外力平衡，所有外力矩不平衡。
作用在飞机上的外力不平衡，所有外力矩也不平衡。
飞机重心位置的表示方法是 A
用重心到平均气动力弦前缘的距离和平均气动力弦长之比的百分数来表示。
用重心到平均几何弦前缘的距离和平均几何弦长之比的百分数来表示．
用重心到机体基准面的距离和平均气动力弦长之比的百分数来表示。
用重心到机体基准面韵距离和机体长度之比的百分数来表示。
飞机做等速直线水平飞行时，作用在飞机上的外载荷应满足？ D

升力等于重力，推力等于阻力。
升力等于重力．抬头力矩等于低头力矩。
推力等于阻力，抬头力矩等于低头力矩。
升力等于重力，推力等于阻力．抬头力矩等于低头力矩．
下列哪项不是飞机飞行时所受的外载荷?D
重力 B气动力 C发动机推（拉）力 D惯性力
研究飞机运动时选用的机体坐标， D
以飞机重心为原点，纵轴和横轴确定的平面为对称面
以全机焦点为原点，纵轴和立轴确定的平面为对称面
以压力中心原点，纵轴和横轴确定的平面为对称面
以飞机重心为原点，纵轴和立轴确定的平面为对称面
对于进行定常飞行的飞机来说， B
升力一定等于重力。 B作用在飞机上的外载荷必定是平衡力系。
发动机推力一定等于阻力。 D只需作用在飞机上外载荷的合力等于零
如果作用在飞机上的外载荷不满足沿立轴的力的平衡方程，则 B
飞机速度的大小会发生，速度的方向保持不变。
飞机速度的方向会发生变化。
飞机一定产生曲线飞行，飞机重心向上移
飞机一定产生曲线飞行，飞机重心向下移。
在飞机进行冲拉起过程中，飞机的升力 A
为飞机的曲线运动提向心力。 B等于飞机的重量。
大于飞机的重量并一直保持不变。 D等于飞机重量和向心力之和。
在平衡外载荷的作用下，飞机飞行的轨迹 A
一定是直线的。 B一定是水平直线的。
是直线的或是水平曲线的。 D是水平直线或水平曲线的。
飞机进行的匀速俯冲拉起飞行， CD
速度不发生变化。 B是在平衡外载荷作用下进行的飞行。
是变速飞行。 D飞行速度方向的变化是由于存在着向心力。
飞机的爬升角是指?
飞机上升轨迹与水平线之间的夹角 B飞机立轴与水平线之间的夹角
飞机进行俯冲拉起时． BD
轨迹半径越大．飞机的载荷因数nY越大。 B飞行速度越小，载荷因数nY越小．
载荷因数可能等于1，也可能大于1。 D载荷因数只能大干1 。
关于载荷因数nY，下列说法那些正确? CD
飞机等速爬升是一种平衡飞行状态，所以nY等于1。
等速下滑时，nY大于1。
载荷因数大，飞机结构受载较大
在飞机着陆过程中，取nY等于1。说明飞机升力等于重量。
飞机的平飞包线图中．左面的一条线表示最小平飞速度随高度的变化情况。B
这条线上各点的速度小于对应高度上的失速速度。
这条线上各点的速度大于对应高度上的失速逑度。
这条线上各点的速度等于对应高度上的失速速度。
在低空小于飞机失速速度，在高空大于失速速度。
飞机的“速度-过载”包线是以飞行速度和载荷因数为坐标画出的

飞行包线。 AB
在载荷因数nY最大值的限制界限上，飞机结构受力比较严重。
在包线范围之内和边界线上各点所代表的速度和载荷因数组合情况
在飞行中都可能出现。 只有最大平飞速度和最小平飞速度两条边界线。
表示出飞机平飞速度范围随着飞行高度的变化情况。
飞机的飞行包线是将飞行中可能出现的各种参数组合用一条曲线包围起来: AC
包线所围范围 以内各点所代表的飞行参数的组合可能在飞行中出现。
只有包线边界上各点所代表的飞行参数的组合可能在飞行中出现。
包线边界上的各点都表示某一个飞行参数的限制条件。
包线所围范围以外某些点所代表的飞行参数的组台也可能在正常飞行中出现。
飞机定常水平转弯时，载荷因数nY： BC
等于1 B随倾斜角度增大而增大
大于1 D随倾斜角度增大而减小
关于飞机前“平飞包线”，下列说法哪些是正确的? AC
因为飞机失速迎角限制或发动机推力限制，在最小平飞速度边界线左面各点所表示的情况在飞

因为飞机失速迎角限制或发动机推力限制，在最大平飞速度边界线右面各点所表示的情况在飞

因为飞机结构强度或发动机推力限制，在最大平飞速度边界线右面各点所表示的情况在飞行中

因为飞机失速迎角限制或发动机推力限制，在最小平飞速度边界线右面各点所表示的情况在飞

“当后缘襟翼放下时，下述哪项说法正确?” C
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增大升力减小阻力
飞机起飞时后缘襟翼放下的角度小于着陆时放下的角度．是因为： C
后缘襟翼放下角度比较小时，机翼的升力系数增加，阻力系数不增加。
后缘襟翼放下角度比较大时，机翼的阻力系数增加，升力系数不增加。
后缘襟翼放下角度比较小时，机翼的升力系数增加的效果大于阻力系数增加的效果。
后缘襟翼放下角度比较小时，机翼的升力系数增加的效果小于阻力系数增加的效果。
根据机翼升力和阻力计算公式．可以得出：通过增大机翼面积来增大升力的同时．C
阻力不变。 B阻力减小。 C阻力也随着增大。 D阻力先增加后减小。
使用前缘缝翼提高临界迎角的原理是： C
加快机翼前缘上表面的气流流速，在前缘形成吸力峰。
减小机翼下翼面气流的流速，增大上下翼面的压力差。
加快附面层内气流的流速，使分离点后移。
加快附面层内气流的流速，使分离点前移。
为了使开缝式后缘襟翼起到增升的作用，襟翼放下后．形成的缝隙从下翼面到上翼面应该是：

逐新扩大。 B保持不变。 C先减小后扩大。 D逐渐减小。

下面哪些增升装置是利用了控制附面层的增升原理? BC
后缘简单襟翼。 B前缘缝翼 C涡流发生器 D下垂式前缘襟翼。
下面哪些增升装置是利用了增大机翼面积的增升原理? AD
后退式后缘襟翼。 B下垂式前缘襟翼。 C后缘简单襟翼。 D富勒襟翼。
利用增大机翼弯度来提高机翼的升力系数，会导致： B
机翼上表面最低压力点前移，减小临界迎角。
机翼上表面最低压力点后移，减小临界迎角。
机翼上表面最低压力点前移，加大临界迎角。
机翼上表面最低压力点后移，加大临界迎角。
增升装置的增升原理有 A
增大部分机翼弦长 B使最大厚度点后移
使最大弯度点后移 D减小机翼的迎风面积
使用机翼后缘襟翼提高升力系数的同时．临界迎角减小的主要原因是： A
放下后缘襟翼时，增大了机翼的弯度。
放下后缘襟翼时．增大了机翼的面积。
放下后缘襟翼时，在上下翼面之间形成了缝隙。
放下后缘襟翼时，在上下翼面之间形成了多条缝隙。
增大机翼弯度可以增大机翼升力的原理是 B
使附面层保持层流状态。 B加快机翼前缘上表面气流的流速。
加快机翼后缘。气流的流速。 D推迟附面层分离。
利用机翼的增升装置控制附面层可以 ABD
减小附面层的厚度。 B加快附面层气流的流速。
使附面层分离点向前移。 D使附面层分离点向后移
飞机的侧向稳定性是指飞机绕下列哪个轴线的稳定性? C
横轴。 B立轴。 C纵轴。 D偏航轴。
飞机的方向稳定性是指。飞机绕下列哪个轴线的稳定性? C
横轴。 B立轴． C纵轴。 D仰抑轴。
飞机飞行的俯仰角为 B
飞机纵轴与飞行速度向量的夹角 B飞机纵轴与水平面的夹角
飞行速度与水平面的夹角 D翼弦线与水平面的夹角
飞机飞行的迎角为 C
飞行速度在飞机对称面上的投影与水平面的夹角
飞机纵轴与柬平面的夹角
飞行速度在飞机对称面上的投影与飞机纵轴的夹角
飞行速度与飞机纵轴的夹角
飞机绕横轴的稳定性称为 A
纵向稳定性。 B方向稳定性。
侧向稳定性。 D偏航稳定性
下列说法哪个正确？ C
空速向量总是在飞机的对称面内 B空速向量总算在飞机的纵轴方向
空速向量就是在飞机运动速度方向上 D空速向董总是沿帆翼翼弦方向
对于对称剖面翼型，随迎角增加压力中心” B
向前移动 B位置不变 C向后移动 D可能前移或后移
关于机翼的压力中心和焦点如下说法正确的是 CD
压力中心是升力增量的作用点 B焦点是总空气动力的作用点
焦点是升

力增量的作用点 D压力中心是总空气动力中心的作用点
描述飞机在空间姿态的姿态角有 B
迎角，偏航角，滚转角 B滚转角，偏航角，仰角
俯仰角,侧滑角，滚转角 D迎角，侧滑角。滚转角
飞行侧滑角为 C
飞机纵轴与地面坐标AXd的夹角 B飞行速度与地面坐标AXd的夹角
空速向量与飞机对称面的夹角 D飞机纵轴在水平面上投影与地面坐标AXd的夹角
如果飞机具有动稳定性，则它一定具有： A
静稳定性。 B静不稳定性 C中立静稳定性。 D不具有静稳定性。
下列说法哪个正确? A
为减小阻力，一般侧滑角为零 B在任何情况下着陆，侧滑角都必须为零”
有侧滑角时，飞机必产生俯仰运动 D飞行阻力与侧滑角无关
当飞机的方向稳定性效应大于侧向稳定性效应时．将存在 A
急盘旋下降的趋势 B荷兰滚的趋势
急盘旋下降和荷兰滚的趋势 D滚转趋势
对飞机方向稳定性影响最大的是 C
飞机的最大迎风面积。 B水平尾翼 C垂直尾翼 D机翼的后掠角。
飞机出现荷兰滚时间： A
方向稳定性小于横向稳定性 B方向稳定性大雨横向稳定性
方向稳定性等于横向稳定性 D与两个稳定性的匹配情况无关
252飞机的侧向和方向稳定性之间 B
互相独立 B必须匹配适当
侧向稳定性好，方向稳定性就差 D方向稳定性好,侧向稳定性就好
飞机离开原来的平衡位置运动出现振荡，下面哪个结论正确。 B
飞机不具有静稳定性，但具有动稳定性
飞机具有静稳定性，不能判定是否具有动稳定性
飞机不具有动稳定性，也不具有静稳定性
不能判定具有静稳定性或动稳定性
飞机纵向稳定性的大小主要取决于： A
尾翼 B方向舵 C襟翼 D飞机重心与焦点的相对位置无关。
关于稳定性下面的说法哪个正确？ C
静稳定性越大，飞机越容易控制。 B飞机具有静稳定性则必然有动稳定性。
飞机具有动稳定性，则必然有静稳定性。 D飞机动稳定性与静稳定性无关
具有上反机翼的飞机在发生侧滑时： A
侧滑方向的机翼产生的升力更大 B侧滑反方向的机翼产生的升力更大
两侧机翼的升力都增加 D两侧机翼的升力都减小
为了使飞机保持纵向稳定性： A
飞机的重心在焦点之前 B飞机的重心在焦点之后
飞机的重心和焦点必须重合 D飞机的重心和焦点的相对位置无关
垂直尾翼影响飞机方向稳定性的因素 C
垂直尾翼的面积
垂直尾翼沿纵轴到全机重心的距离
垂直尾翼沿纵轴到全机重心的距离和垂直尾翼的面积
垂直尾翼的沿

立轴到全机重心的距离
方向稳定性是指飞机受到侧风扰动后， B
产生绕立轴转动,扰动消失后转角自动回到零
产生绕立轴转动，抗动消失后自动恢复原飞行姿态
产生绕横轴转动,扰动消失后转角自动回到零
产生绕横轴转动，扰动消失后自动恢复原飞行姿态
飞机的重心位置对飞机的哪个稳定性有影响? A
纵向稳定性和方向稳定性。 B只对纵向稳定性
侧向稳定性 D对飞机的稳定性没有影响。
飞机运动为衰减振荡运动．说明： C
飞机不具有静稳定性，但具有动稳定性
飞机不具有动 稳定性，但其有静稳定牲
飞机具有动稳定性，也具有静稳定性
飞机既不具有动稳定性，也不具 有静稳定性
关于荷兰滚下列说法哪个正确? B
是一种滚转的收敛模态 B来回滚转，左右偏航的震荡运动
急盘旋下降 D是一个周期很长，衰减很慢的运动模态
如果飞机短周期运动阻尼不足，在下述哪种飞行状态更危险 A
着陆 B巡航 C加速 D下滑
下列哪种变化情况肯定会增加飞机纵向静稳定性 D
增加飞机重量 B增加机翼面积 C增加垂直尾翼面积 D增加水平尾翼面积
影响侧向稳定性的因素是： ABC
机翼相对机身的位置 B机翼上反角机翼的后掠角 C重心 D相对焦点的位置
影响飞机的方向稳定的主要因素有： AD
垂直尾翼 B水平尾翼 C后掠角和上反角 D飞机的侧向迎风面积
焦点在重心之后，向后移焦点，飞机的操纵性： C
操纵性与此无关 B操纵性增强 C操纵性减弱 D操数性先增强后减弱
使飞机绕横轴转动的力矩称为： B
倾斜力矩。 B俯仰力矩。 C偏航力矩。 D滚转力矩。
使飞机绕立轴作旋转运动的力矩称为： C
俯仰力矩。 B纵向力矩。 C偏航力矩。 D滚转力矩。
使飞机绕纵轴产生侧倾的力矩称为： D
俯仰力矩。 B纵向力矩。 C偏航力矩。 D滚转力矩。
增加垂直安定面面积产生的影响 B
增加升力 B增加侧向稳定性 C增加纵向静稳定性 D提高纵向操纵性
为保证适当的稳定性和操纵性，对重心位置作如下要求是否正确 CD
重心应尽量前移 B重心只要在焦点之前即可应设定
重心的前限 D应设定重心的后限
对具有大后掠角的飞机，下面哪种情况可减小滚转力矩 A
具有下反角 B具有上反角 C平机翼 D与上下反角无关
对于具有静稳定性的飞机，向左侧滑时其机头会 B
保持不变 B向左转 C向右转 D不定
在重心后焦点位置向后移 AD
增加纵向稳定性 B提高纵向操纵性 C减小纵同稳定性 D降低纵向操纵性
驾

驶员右偏方向舵飞机将 D
向左滚，并向左转 B向右滚，并向右转
向右滚，并向左转 D向左滚，并向右转
民用航空飞机的侧向运动三种模态按危险性由大到小顺序为 B
滚转阻尼，荷兰滚，螺旋 B荷兰滚，螺旋，滚转阻尼
螺旋，滚转阻尼，荷兰滚 D荷兰滚，滚转阻尼，螺旋
与直机翼相比，后掠机翼对侧向静稳定性的影响是 B
减小侧向稳定性 B增加侧向稳定性
对侧向稳定性无影响 D视迎角的大小而变化
驾驶员蹬左侧脚蹬： A
方向舵向左偏转,机头向左偏转． B方向舵向向左偏转，机头向右偏转。
方向舵向右偏转，机头向左偏转。 D方向舵向右偏转,机头向右偏转．
控制飞机绕横轴运动的舵面是? C
副翼 B方向舵 C升降舵 D扰流板
控制飞机绕立轴运动的舵面是? D
襟翼 B升降舵 C副翼 D方向舵
控制飞机绕纵轴运动的舵面是?
方向舵 B升降舵 C地面扰流板 D副翼
如果驾驶员向前推驾驶杆： A
升降舵向下偏转，飞机低头。 B升降舵向上偏转，飞机低头。
C升降舵向下偏转，飞机抬头。 D升降舵向上偏转，飞机抬头。
如果驾驶员左转驾驶盘： C
左边的副翼向上偏转，右边的副翼向上偏转。
左边的副翼向下偏转，右边的副翼向上偏转。
左边的副翼向上偏转，右边的副翼向下偏转。
左边的副翼向下偏转，右边的副翼向下偏转。
如果驾驶员左转驾驶盘并同时拉杆： B
左边的副翼向上运动．升降舵向下运动。 B左边的副翼向上运动。升降舵向上运动。
左边的副翼向下运动．升降蛇向上运动． D左边的副翼向下运动，升降舵向下运动。
如果一架飞机上装有内侧副翼和外侧副翼．则： B C
高速时使用外侧副翼 B高速时使用内侧副翼
C低速时使用内外侧副翼 D高速时同时使用内外侧副翼
现代民用运输机使用安装角可变的水平安定面的功用是?B
增加飞机的纵向稳定性 B实现飞机的纵向配平
实现飞机的横向配平 D配合襟翼系统增加飞机升力
为克服有害偏航所采用的副翼是 CD
、外侧副翼 B、内侧副翼 C、Friser副翼 D、差动副翼
操纵飞机水平转弯时，哪些舵面将协同工作? D
方向舵和升降舵。 B方向舵和前缘缝翼。
方向舵和副翼 D方向舵、副翼和升降舵。
飞机载重量大时( )调整水平安定面配平 A
水平安定面前缘下偏以增加机翼迎角提高升力
水平安定面前缘上偏以增加升力平衡重力
水平安定面前缘下偏以保持飞机纵轴水平状态
水

平安定面前缘上偏以使纵向力矩平衡
副翼的差动是指对应驾驶杆同样的位移； A
副翼向上偏转的角度比向下偏转的角度大。
副翼向下偏转的角度比向上偏转的角度大。
副翼向上偏转运动滞后于向下偏转运动。
副翼向下偏转运动滞后于向上偏转运动。
造成副翼反效的根本原因是 D
副翼零位置校装时偏差过大 B副翼偏转角度与操作输入不符左右
副翼偏转角度差偏离设计值 D机翼刚度不足产生扭转
操作副翼时，副翼反效是指 AB
滚转力矩与预期方向相反 B偏转副翼使机翼升力的改变与预期相反
副翼偏转方向与驾驶杆移动方向相反 D两侧机翼副翼产生了同方向的偏转
操作副翼时产生有害偏航的原因是 BD
下沉一侧机翼的阻力大于上升—侧机翼阻力
下沉一侧机翼的阻力小于上升一侧机翼阻力
机头偏向副翼上升一侧
机头偏向副翼下降—侧 B
安装在舵面上的随动补偿片的构造通常是：
补偿片的转轴支持在舵面的后部，补偿片上的摇臂通过刚性连杆与舵面上的摇臂相连。
补偿片的转轴支持在舵面的后部,补偿片上的摇臂通过刚性连杆与前面固定翼面上的摇臂相连。
补偿片的转轴支持在固定翼面的后部．补偿片上的摇臂通过刚性连杆与舵面上的摇臂相连。
补偿片的转轴支持在固定翼面的后部．补偿片上的摇臂通过刚性连杆与舵面上的摇臂相连。
弹簧补偿片对舵面进行气动补偿的动作是： A
当操纵力达到一定值后。随动补偿片就开始向舵面偏转相反的方向偏转。
当操纵力达到一定值后，随动补偿片就开始向舵面偏转相同的方向偏转。
增加升力增加只要舵面—偏转，随动补偿片就向相反的方向偏转。
只要舵面一偏转，随动补偿片就向相同的方向偏转。
对操纵面进行重量平衡可以使用 C
集中配重的方法,这种方法防颤振的效果好。
分散配重的方法,但这种方法会增加阻力。
分散配重的方法，这种方法在高速飞机上得到广泛使用
集中配重的方法，但这种方法增加的重量大。
既可起气动补偿作用又可起到平衡作用的是? A
随动配平补翼 B配平调整片 C固定调整片 D随动补偿片
利用轴式补偿方法减小铰链力矩的原理是： A
将舵面转轴向后移,减小了转轴到舵面气动力的距离，
将舵面转轴向后移，增大了转轴到舵面气动力的距离。
将舵面转轴向前移．减小了转轴到舵面气动力的距离。
将舵面转轴向前移，增大了转轴到舵面气动力的距离。
随动补偿片对舵面进行气动补偿的动作是： C
当操纵力达到一定值后，随动补偿片就开始向舵面偏转相反的方向偏转。