《空气动力学基础及飞行原理》(ME基础、AV基础)题库.

《空气动力学基础及飞行原理》

1、绝对温度的零度是(C

A、-273℉ B、-273K C、-273℃ D、32℉ 2、空气的组成为(C

A、78％氮，20％氢和2％其他气体 B、90％氧，6％氮和4％其他气体 C、78％氮，21％氧和1％其他气体 D、21％氮，78％氧和1％其他气体 3、流体的粘性系数与温度之间的关系是?(B

A、液体的粘性系数随温度的升高而增大。 B、气体的粘性系数随温度的升高而增大。 C、液体的粘性系数与温度无关。 D、气体的粘性系数随温度的升高而降低。 4、空气的物理性质主要包括(C

A、空气的粘性 B、空气的压缩性C、空气的粘性和压缩性 D、空气的可塑性 5、下列不是影响空气粘性的因素是(A

A、空气的流动位置 B、气流的流速C、空气的粘性系数 D、与空气的接触面积 6、气体的压力

、密度<ρ>、温度 三者之间的变化关系是(D A、ρ=PRT B、T=PRρ C、P=Rρ/ T D、P=RρT 7、在大气层内，大气密度(C

A、在同温层内随高度增加保持不变。 B、随高度增加而增加。 C、随高度增加而减小。 D、随高度增加可能增加，也可能减小。 8、在大气层内，大气压强(B

A、随高度增加而增加。 B、随高度增加而减小。

C、在同温层内随高度增加保持不变。 D、随高度增加可能增加，也可能减小。 9、空气的密度(A

A、与压力成正比 B、与压力成反比 C、与压力无关。 D、与温度成正比。 10、影响空气粘性力的主要因素: (BC

A、空气清洁度B速度梯度C空气温度D、相对湿度 11、对于空气密度如下说法正确的是(B

A、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 C、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 12、对于音速．如下说法正确的是: (C

A、只要空气密度大，音速就大 B、只要空气压力大，音速就大 C、只要空气温度高．音速就大 D、只要空气密度小．音速就大 13、假设其他条件不变，空气湿度大(B

A、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 C、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 14、一定体积的容器中,空气压力(D

A、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 C、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 15、一定体积的容器中．空气压力(D

A、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 C、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 16、对于露点温度如下说法正确的是: (BC

A、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 C、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 17对于音速，如下说法正确的是(AB

A、音速是空气可压缩性的标志 B、空气音速高，粘性就越大 C、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 18、国际标准大气的物理参数的相互关系是(B

A、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 C、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

19、国际标准大气规定海平面的大气参数是(B

A、P=1013 psi T=15℃ ρ=1.225kg／m3 B、P=1013 hPA T=15℃ ρ=1.225 kg／m3 C、P=1013 psi T＝25℃ ρ=1.225 kg／m3 D、P=1013 hPA T＝25℃ ρ=0.6601 kg／m3 20、在温度不变情况下，空气的密度与压力的关系? (A

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。 21、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?(A

A、温度偏差 B、压力偏差 C、密度偏差 D、高度偏差 22、一定质量的完全气体具有下列特性(B

A、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 C、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 23、音速随大气高度的变化情况是(BC

A、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 24、从地球表面到外层空间,大气层依次是(A

A对流层、平流层、中间层、电离层和散逸层 B对流层，平流层、电离层、中间层和散逸层 C对流层、中间层、平流层、电离层和散落层 D对流层，平流层．中间层．散逸层和电离层 25．对流层的高度．在地球中纬度地区约为(D A、8公里。 B、16公里。 C、10公里。 D、11公里 26、下列(B 的叙述属于对流层的特点:

A空气中几乎没有水蒸气 B空气没有上下对流C高度升高气温下降D空气中的风向风速不变 27、下列(C 的叙述不属于平流层的特点:

A、空气中的风向、风速不变 B、温度大体不变，平均在-56、5℃ C、空气上下对流激烈 D、空气质量不多，约占大气质量的1/4 28．在对流层内，空气的温度(A

A、随高度增加而降低。 B、随高度增加而升高。

C、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。 29、现代民航客机一般巡航的大气层是(AD

A、对流层顶层 B、平流层顶层 C、对流层底层 D、平流层底层 30、对飞机飞行安全性影响最大的阵风是:(A

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 C、沿着飞行方向的阵风逆着 D、飞行方向的阵风 31、对起飞降落安全性造成不利影响的是:(AC

A、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 32、影响飞机机体腐蚀的大气因素是(ACD

A、空气的相对湿度 B、空气压力 C、空气的温差 D、空气污染物 33、影响飞机机体腐蚀的大气因素是(ACD

A、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 34、云对安全飞行产生不利影响的原因是(ABD

A、影响正常的目测 B、温度低了造成机翼表面结冰 C、增加阻力 D、积雨云会带来危害 35、层流翼型的特点是(B

A、前缘半径大,后部尖的水滴形前缘半径小． B、最大厚度靠后 C、前缘尖的菱形 D、前后缘半径大，中间平的板形 36、气流产生下洗是由于(C

A、分离点后出现旋涡的影响 B、转捩点后紊流的影响 C、机翼上下表面存在压力差的影响 D、迎角过大失速的影响 37、气流沿机翼表面附面层类型的变化是:(B

A、可由紊流变为层流B、可由层流变为素流C、一般不发生变化 D、紊流、层流可交替变化 38、在机翼表面的附面层沿气流方向(C

A、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

39、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 A、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 C、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 40、在翼型后部产生涡流，会造成(BD

A、摩擦阻力增加 B、压差阻力增加 C、升力增加 D、升力减小 41、对于下洗流的影响，下述说法是否正确:(AC A在空中，上升时比巡航时下洗流影响大 B低速飞行在地面比在高空时下洗流影响大

C水平安定面在机身上比在垂直尾翼上时受下洗流影响大 D在任何情况下，下洗流的影响都一样 42、关于附面层下列说法哪些正确?(AC A、层流附面层的厚度小于紊流附面层的厚度

B、气流杂乱无章，各层气流相互混淆称为层流附面层。 C、附面层的气流各层不相混杂面成层流动, 称为层流附面层。 D、层流附面层的流动能量小于紊流附面层的流动能量 43:气流沿机翼表面流动，影响由层流变为素流的因素是:(ABC A、空气的流速 B、在翼表面流动长度 C、空气温度 D、空气比重 44、下列关于附面层的哪种说法是正确的？(ABC A附面层的厚度顺着气流方向是逐渐加厚的。

B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 C所谓附面层就是一层薄薄的空气层 D附面层内的流速保持不变。

45、亚音速空气流速增加可有如下效果(BCD

A、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 46、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

A、与空气的温度有关 B、与机翼表面的光滑程度有关 C、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

47、当不可压气流连续流过一个阶梯管道时．己知其截面积A、l=3A、2则其流速为(C A、V1=9V2 B、V2＝9V1 C、V2=3V1 D、V1=3V2 48、当空气在管道中低速流动时．由伯努利定理可知(B A、流速大的地服，静压大。 B、流速大的地方，静压小。 C、流速大的地方，总压大。 D、流速大的地方，总压小。 49、计算动压时需要哪些数据?(C

A、大气压力和速度 B、空气密度和阻力 C、空气密度和速度 D、空气密度和大气压 50、利用风可以得到飞机气动参数，其基本依据是(B A、连续性假设 B、相对性原理 C、牛顿定理 D、热力学定律 51、流管中空气的动压(D

A、仅与空气速度平方成正比 B、仅与空气密度成正比

C、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 52、流体的连续性方程: (A

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。 C、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。 53、下列(D的叙述与伯努利定理无关:

A、流体流速大的地方压力小，流速小的地方压力大 B、气流稳定流过一条流管时，气流的总能量是不变的

C、气流沿流管稳定流动过程中，气流的动压和静压之和等于常数 D、气流低速流动时，流速与流管横截面积成正比 54、下列(C 的叙述是错误的:

A、伯努利定理的物理实质是能量守衡定律在空气流动过程中的应用 B、物体表面一层气流流速从零增加到迎面气流流速的流动空气层叫做附面层

C、空气粘性的物理实质不是空气分子作无规则运动的结果

D、气流低速流动时，在同一流管的任一切面上，流速和流管的横切面积始终成反比 55、气体的连续性定理是(C 在空气流动过程中的应用:

A、能量守衡定律 B、牛顿第一定律C、质量守衡定律 D、牛顿第二定律 56、气体的伯努利定理是(A 在空气流动过程中的应用:

A、能量守衡定律 B、牛顿第一定律C、质量守衡定律 D、牛顿第二定律 57、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 A、增大。 B、减小。 C、保持不变。 D、可能增大，也可能减小。 58、亚音速气流流过收缩管道，其气流参数如何变化? (C A、流速增加，压强增大。 B、速度降低，压强下降。 C、流速增加，压强下降。 D、速度降低．压强增大。

59、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 A、公斤 B、力／平方米 C、水柱高牛顿／平方米 D、磅／平方英寸 60、伯努利方程的使用条件是(D

A、只要是理想的不可压缩流体 B、只要是理想的与外界量交换的流体 C、只要是不可压缩，且与外界量交换的流体 D、必须是理想的、不可压缩、且与外界量变换的流体

61、当不可压气流连续流过一个阶梯管道时，己知其截面积A、l=2A、2=4A、3则其静压为(B A、P1=P2=P3 B、P1>P2>P3 C、P1 、 P1>P3>P2 62、对低速气流，由伯努利方程可以得出: (C

A、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 63、对于任何速度的气流，连续性方程是(C

A、流过各截面的气流速度与截面积乘积不变 B、流过各截面的体积流量相同 C、流过各截面的质量流量相同 D、流过各截面的气体密度相同

、流体在管道中以稳定的速度流动时，如果管道由粗变细，则流体的流速(A

A、增大 B、减小 C、保持不变 D、可能增大，也可能减小 65、当空气在管道中流动时，由伯努利定理可知(C

A、凡是流速大的地方，压强就大 B、凡是流速小的地方，压强就小 C、凡是流速人的地方，压强就小 D、压强与流速无关 66、非定常流是指(B

A、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 C、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 67、关于动压和静压的方向，以下哪一个是正确的(C

A动压和静压的方向都是与运动的方向一致B动压和静压都作用在任意方向C、动压作用在流体的流动方向．静压作用在任意方向D静压作用在流体的流动方向，动压作用在任意方向 68、流体的伯努利定理(A

A、适用于不可压缩的理想流体。 B、适用于粘性的理想流体。 C、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。 69、伯努利方程适用于: (AD

A、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 70、下列关于动压的哪种说法是正确的? (BC

A总压与静压之和B总压与静压之差 C动压和速度的平方成正比 D、动压和速度成正比 71、所谓翼剖面就是(A

A、平行飞机机身纵轴将机翼假想切一刀，所剖开的剖面 B、平行飞机机身横轴将机翼假想切一刀，所剖开的剖面 C、垂直机翼前缘将机翼假想切一刀，所剖开的剖面 D、垂直机翼后缘将机翼假想切一刀， 所剖开的剖面 72、测量机翼的翼弦是从(C

A、左翼尖到右翼尖B、机身中心线到翼尖C、机翼前缘到后缘 D、翼型最大上弧线到基线。 73、测量机翼的翼展是从(A

A、左翼尖到右翼尖B、机身中心线到翼尖C、机翼前缘到后缘 D、翼型最大上弧线到基线 74、机翼的安装角是(B

A、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． C、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。 75、机翼的展弦比是(D

A、展长与机翼最大厚度之比。 B、展长与翼根弦长之比。 C、展长与翼尖弦长之比。 D、展长与平均几何弦长之比。

76、机翼1/4弦线与垂直机身中心线的直线之间的夹角称为机翼的(C A、安装角。 B、上反角． C、后掠角。 D、迎角。 77、水平安定面的安装角与机翼安装角之差称为?(C A、迎角。 B、上反角。 C、纵向上反角． D、后掠角。 78、翼型的最大厚度与弦长的比值称为(B

A、相对弯度。 B、相对厚度。 C、最大弯度。 D、平均弦长。 79、翼型的最大弯度与弦长的比值称为(A

A、相对弯度； B、相对厚度。 C、最大厚度。 D、平均弦长。 80、影响翼型性能的最主要的参数是(B

A、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。 81、飞机的安装角是影响飞机飞行性能的重要参数，对于低速飞机，校装飞机外型是(A A、增大安装角叫内洗，可以增加机翼升力B、增大安装角叫内洗．可以减小机翼升力 C、增大安装角叫外洗．可以减小机翼升力D、增大安装角叫外洗．可以增加机翼升力 82、民航飞机常用翼型的特点(C

A、相对厚度20％到30％ B、相对厚度5％到10％ C、相对厚度10%到15％ D、相对厚度15％到20％ 83、民航飞机常用翼型的特点(C

A、最大厚度位置为10％到20％ B、最大厚度位置为20％到35％ C、最大厚度位置为35％到50％ D、最大厚度位置为50％到65％ 84、大型民航运输机常用机翼平面形状的特点: (BD

A、展弦比3到5 B、展弦比7到8

C、1／4弦线后掠角10到25度 D、1／4弦线后掠角25到35度 85、具有后掠角的飞机有侧滑角时，会产生(AB

A、滚转力矩 B、偏航力矩 C、俯仰力矩 D、不产生任何力矩 86、具有上反角的飞机有侧滑角时，会产生: (AB

A、偏航力矩 B、滚转力矩 C、俯仰力矩 D、不产生任何力矩 87、机翼空气动力受力最大的是(C

A、机翼上表面压力 B、机翼下表面压力 C、机翼上表面吸力 D、机翼下表面吸力 88、当迎角达到临界迎角时(B

A、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。 C、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

A、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。 90、飞机飞行中，机翼升力等于零时的迎角称为(A

A、零升力迎角。 B、失速迎角。 C、临界迎角。 D、零迎角。 91、“失速”指的是(C

A、飞机失去速度B、飞机速度太快C、飞机以临界迎角飞行 D、飞机以最小速度飞行 92、“失速迎角”就是“临界迎角”，指的是(C A、飞机飞的最高时的迎角 B、飞机飞的最快时的迎角 C、飞机升力系数最大时的迎角 D、飞机阻力系数最大时的迎角 93、飞机上的总空气动力的作用线与飞机纵轴的交点称为(B

A、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。 94、飞机升力的大小与空气密度的关系是: (A

A、空气密度成正比。 B、空气密度无关。 C、空气密度成反比。D、空气密度的平方成正比。 95、飞机升力的大小与空速的关系是(C

A、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。 96、机翼升力系数与哪些因素有关? (B

A、仅与翼剖面形状有关 B、与翼剖面形状和攻角有关C、仅与攻角有关 D、与翼弦有关 97、飞机在飞行时，升力方向是(A

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。 98、飞机在平飞时．载重量越大其失速速度(A A、越大 B、角愈大 C、与重量无关 D、对应的失速迎角 99、机翼的弦线与相对气流速度之间的夹角称为(D

A、机翼的安装角。 B、机翼的上反角。 C、纵向上反角。 D、迎角． 100、当ny 载荷系数 > 大于 1 时，同构成同重最的飞机 (A 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 C、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 101、当飞机减小速度水平飞行时(A

A、增大迎角以提高升力 B、减小迎角以减小阻力

C、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 102、机翼的压力中心: (B

A、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用线的交点 C、翼弦与最大厚度线的交点。 D、在翼弦的l／4处

103、为了飞行安全，飞机飞行时的升力系数和迎角可以达到(D A、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

C、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 104、增大翼型最大升力系数的两个因数是: (D A、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

105、对一般翼型来说，下列说法中．哪个是正确的?(AD

A、当迎角为零时，升力不为零、B、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。

C、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。 D、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。 106、影响机翼升力系数的因素有(ABD

A、翼剖面形状 B、迎角 C、空气密度 D、机翼平面形状 107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

A、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。 108、飞机上产生的摩擦阻力与什么困素有关? (B

A、与大气可压缩性。 B、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。 C、仅与大气的温度。 D、仅与大气的密度。 109、下列哪种说法是不正确的? (ABD

A、当攻角达到临界攻角时，升力会突然大大增加

B、气流变为杂乱无章，并且出现旋涡流动的附面层称为层流附面层 C、附面层的气流各层不相混杂而成层流动，称为层流附面层 D、当攻角达到临界攻角时，阻力会大大减小

110、飞机上产生的摩擦阻力与大气的哪种物理性质有关? (B A、可压缩性 B、粘性 C、温度 D、密度

111、没有保护好飞机表面的光洁度，将增加飞机的哪种阻力? (B A、压差阻力 B、摩擦阻力 C、干扰阻力 D、诱导阻力 112、减小飞机外型的迎风面积，目的是为了减小飞机的(B A、摩擦阻力 B、压差阻力 C、诱导阻力 D、干扰阻力 113、增大飞机机翼的展弦比，目的是减小飞机的(C A、摩擦阻力 B、压差阻力 C、诱导阻力 D、干扰阻力 114、合理布局飞机结构的位置，是为了减小(D A、摩擦阻力 B、压差阻力 C、诱导阻力 D、干扰阻力

115、下列(D 对飞机阻力大小影响不大:

A、飞行速度、空气密度、机翼面积 B、飞机的翼型和平面形状 C、飞机的外形、表面光洁度和密封性 D、飞机的安装角和上反角 116、下列(B 与飞机诱导阻力大小无关:

A、机翼的平面形状 B、机翼的翼型 C、机翼的根尖比 D、机翼的展弦比 117、减小干扰阻力的主要措施是(B

A、把机翼表面做的很光滑 B、部件连接处采取整流措施C、把暴露的部件做成流线型 D、采用翼尖小翼

118、下列关于压差阻力哪种说法是正确的? (D

A、物体的最大迎风面积越大，压差阻力越小。 B、物体形状越接近流线型，压差阻力越大。 C、压差阻力与最大迎风面积无关。 D、物体的最大迎风而积越大,压差阻力越大。 119、下列关于诱导阻力的哪种说法是正确的? (A

A、增大机翼的展弦比可以减小诱导阻力。B、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。 C、在飞机各部件之间加装整流包皮,可以减小诱导阻力。 D、提高飞机的表面光洁度可以减小诱导阻力。 120、下列关于阻力的哪种说法是正确的?(D

A、干扰阻力是由于气流的下洗而引起的。B、在飞机各部件之间加装整流包皮可以减小诱导阻力。 C、诱导阻力是由空气的粘性引起的。

D、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。 121、下列哪种说法是正确的? (D

A、物体的最大迎风面积越大，压差阻力越小 B、物体形状越接近流线型，压差阻力越大 C、压差阻力与最大迎风面积无关 D、物体的最大迎风面积越大， 压差阻力越大 122、有些飞机的其尖部位安装了翼稍小翼，它的功用是(C

A、减小摩擦阻力 B、减小压差阻力 C、减小诱导阻力 D、减小于扰阻力 123、飞机上不同部件的连接处装有整流包皮，它的主要功用是(B A、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 124、飞机升阻比值的大小主要随(B 变化:

A、飞行速度 B、飞行迎角 C、飞行高度 D、机翼面积 125、下列正确的是(C

A飞机的升阻比越大,飞机的空气动力特性越差 B飞机的性质角越大,飞机的空气动力特性越好 C飞机的升阻比越大,飞机的空气动力特性越好 D飞机的升阻比越小,飞机的空气动力特性越好

126、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?(C

A、阻力增大到原来的3.3倍 B、阻力增大到原来的1.9 C、倍阻力增大到原来的3.9倍 D、阻力增大到原来的4.3倍 127、机翼翼梢小翼减小阻力的原理(AB

A减轻翼梢旋涡B减小气流下洗速度C保持层流附面层D减小附面层内气流流速的横向梯度 128、减少飞机摩擦阻力的措施是: (AB

A、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 129、气流流过飞机表面时，产生的摩擦阻力(ABD

A、是在附面层中产生的 B、其太小与附面层中流体的流动状态有关 C、是伴随升力而产生的阻力 D、其大小与空气的温度有关 130、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 A、诱导阻力增大,废阻力增大 B、诱导阻力减小，废阻力减小 C、诱导阻力增大，废阻力减小 D、诱导阻力减小，废阻力增大 131、表面脏污的机翼与表面光洁的机翼相比(A

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

C、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 132、关于升阻比下列哪个说法正确: (C

A、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

C、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 133、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 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、不确定 134、飞机前缘结冰对飞行的主要影响(D

A、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 C、增大了临界攻角,使飞机易失速 D、相同迎角，升力系数下降 135、下列关于升阻比的哪种说法是正确的?(BCD A、升力系数达到最大时，升阻比也选到最大 B、升力和阻力之比升阻比达到最大之前，随迎角增加． C、升阻比成线性增加 D、升阻比也称为气动效率系数

136、极曲线是升力系数对阻力系数的曲线,即(AC A、曲线最高点的纵坐标值表示最大升力系数

B、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 C、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 D、曲线最高点的纵坐标值表示最大升阻比

137、从原点作极曲线的切线，切点所对应的迎角值是(B A、最大迎角 B、有利迎角 C、最小迎角 D、临界迎角 138、比较而言哪种后缘襟翼产生增升效果大: (C A、后退式襟翼 B、式襟翼 C、富勒襟翼 D、开缝式襟翼 139、采用空气动力作动的前缘缝翼(B

A、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开。 C、大迎角下，前缘缝翼依靠空气动力的压力打开。 D、小迎角下，前缘缝翼依靠空气动力的压力打开。

140、飞行中操作扰流扳伸出(B

A、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

C、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 141、机翼涡流发生器的作用(B

A、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 C、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 142、克鲁格襟翼在使用中如何加大翼型弯度(A

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 C、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 143、前缘缝翼的主要作用是(A

A、放出前缘缝翼，可增大飞机的临界迎角B、增大机翼升力 C、减小阻力 D、改变机翼弯度 144、前缘缝翼只有在(C 情况下打开才能有增升作用:

A、无论任何迎角 B、小迎角C、迎角接近或超过临界迎角 D、中迎角 145、后缘襟翼增升的共同原理是:

A、增大了翼型的相对弯度 B、增大了翼型的迎角 C、在压力中心的后部产生阻力 D、减小了翼型的阻力

146、打开后缘襟翼既能增大机翼切面的弯曲度，又能增加机翼的面积， 继而提高飞机的升力系数，这种襟翼被叫做(D

A、式襟翼 B、简单式襟翼C、后退开缝式襟翼 D、后退式襟翼 147、失速楔的作用是 : (A

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

C、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 148、翼刀的作用是(B

A、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 C、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 149、属于减升装置的辅助操纵面是(A

A、扰流扳 B、副冀 C、前缘缝翼 D、后缘襟冀 150、属于增升装置的辅助操纵面是；(C A、扰流板 B、副翼 C、前缘襟翼 D、减速板 151、飞机着陆时使用后缘襟翼的作用是(CD

A、提高飞机的操纵灵敏性。 B、增加飞机的稳定性。 C、增加飞机的升力。 D、增大飞机的阻力。 152、放出前缘缝翼的作用是(C

A、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。 C、增加上翼面附面层的气流流速、 D、增大机翼弯度，提高升力 153、式增升装置增升特点是(B

A、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 C、临界迎角增大 D、临界迎角增大，最大升力系数减小 154、附面层吹除装置的工作原理是: (D A、吹除并取代附面层使气流稳定

B、在附面层下吹入气流防止附面层与翼表面的摩擦 C、在附面层上方吹出一层气流，防止附面层加厚 D、将气流吹入附面层加速附面层流动，防止气流分离 155、后掠机翼在接近失速状态时(B A、应使翼尖先于翼根失速，失速状态减小 B、应使翼根先于翼尖失速．利于从失速状态恢复 C、调整两侧机翼同时失速，效果平均，利于采取恢复措施 D、应使机翼中部先失速而不影响舵面操作，利于控制失速 156、前缘襟翼的作用是(D A、增加机翼前缘升力以使前缘抬升

B、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

C、在起飞着陆时产生抬头力矩改变飞机姿态 D、增加翼型弯度，防止气流在前缘分离 157、前缘襟翼与后缘襟翼同时使用因为(A A、消除前缘气流分离使后缘襟翼效果加强

B、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 C、前缘襟翼伸出遮挡气流对后缘襟翼的冲击避免结构损坏 D、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 158、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 B、增加向上方向气流,增大气流厚度 C、减小机翼前缘气流分离使副翼气流平滑 D、补偿两侧机翼气流不均，使气动力均衡 159、当后缘襟翼放下时，下述哪项说法正确? (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、增大升力减小阻力 160、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 A、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。 B、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。

C、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。 D、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。 161、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 A、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。 162、使用前缘缝翼提高临界迎角的原理是(A

A、加快机翼前缘上表面的气流流速，在前缘形成吸力峰。 B、减小机翼下翼面气流的流速，增大上下翼面的压力差。 C、加快附面层内气流的流速，使分离点后移。

D、加快附面层内气流的流速，使分离点前移。

163、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(D A、逐新扩大。 B、保持不变。 C、先减小后扩大。 D、逐渐减小。 1、下面哪些增升装置是利用了控制附面层的增升原理?(BC

A、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。 165、下面哪些增升装置是利用了增大机翼面积的增升原理? (AD

A、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。 166、利用增大机翼弯度来提高机翼的升力系数，会导致(A A、机翼上表面最低压力点前移，减小临界迎角。 B、机翼上表面最低压力点后移，减小临界迎角。 C、机翼上表面最低压力点前移，加大临界迎角。 D、机翼上表面最低压力点后移，加大临界迎角。 167、增升装置的增升原理有: (A

A、增大部分机翼弦长B、使最大厚度点后移C、使最大弯度点后移 D、减小机翼的迎风面积 168、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 A、放下后缘襟翼时，增大了机翼的弯度。 B、放下后缘襟翼时．增大了机翼的面积 C、放下后缘襟翼时，在上下翼面之间形成了缝隙。D、放下后缘襟翼时，在上下翼面之间形成了多条缝隙。

169、增大机翼弯度可以增大机翼升力的原理是(B

A、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。 C、加快机翼后缘。气流的流速。 D、推迟附面层分离。 170、利用机翼的增升装置控制附面层可以 (ABD A、减小附面层的厚度。 B、加快附面层气流的流速。 C、使附面层分离点向前移。 D、使附面层分离点向后移 171、正常操纵飞机向左盘旋时，下述哪项说法正确? (B A、左机翼飞行扰流板向上打开，右机翼飞行扰流板向上打开。

B、左机翼飞行扰流板向上打开，右机翼飞行扰漉板不动、 C、左机翼飞行扰流扳不动， 右机翼飞行扰流板向上打开、 D、左右机翼飞行扰流板都不动、 172、后退开缝式襟翼的增升原理是(ACD

A、增大机翼的面积B、增大机翼的相对厚度C、增大机翼的相对弯度D加速附面层气流流动 173、前缘缝翼的功用是(CD

A、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 174、下列关于扰流板的叙述哪项说法正确?(AB

A、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 C、可代替副翼实现飞机横向操纵 D、可实现飞机横向配平 175、在激波后面 (A

A、空气的压强突然增大 B、空气的压强突然减小 C、空气的密度减小 D、空气的温度降低 176、亚音速气流经过收缩管道后，(C

A、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，压强增大

177、超音速气流经过收缩管道后(D

A、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，压强增大。

178 超音速气流的加速性指的是(B

A、流速要加快，流管必须变细 B、流速要加快，流管必须变粗 C、流速要加快，流管可以不变 D、流速与流管的横切面积无关 179、气流通过正激波后，压力、密度和温度都突然升高，且流速(C A、气流速度不变 B、可能为亚音速也可能为超音速 C、由超音速降为亚音速 D、有所降低但仍为超音速

180、气流通过斜激波后，压力、密度和温度也会突然升高，且流速(B A、气流速度不变 B、可能为亚音速也可能为超音速

C、由超音速降为亚音速 D、有所降低但仍为超音速

181、头部非常尖的物体，对气流的阻滞作用不强，超音速飞行时，在其前缘通常产生: (A A、附体激波 B、脱体激波 C、局部激波 D、不产生激波

182、某飞机在5000米高度上飞行，该高度的音速为1155公里/小时，当飞行速度增大到1040公里/小时，机翼表面最低压力点处的局部气流速度为1100 公里/小时，而该点的局部音速也降为1100公里/小时，这时飞机的临界飞行M数为(D A、1040/1100 B、1100/1100 C、1100/1155 D、1040/1155 183、当飞机飞行马赫数超过临界马赫数之后(A

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。

C、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。 184、飞机飞行时对周围大气产生的扰动情况是(B A、扰动产生的波面是以扰动源为中心的同心圆 B、产生的小扰动以音速向外传播 C、只有马赫锥内的空气才会受到扰动

D、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。 185、飞机飞行中，空气表现出来的可压缩程度(D

A、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 C、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 186、飞机进入超音速飞行的标志是(D

A、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。 C、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。 187、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: (B A、保持不变． B、逐渐增加 C、逐渐减小。 D、先增加后减小。 188、关于飞机失速下列说法哪些是正确的?(D

A、飞机失速是通过加大发动机动力就可以克服的飞行障碍。 B、亚音速飞行只会出现大迎角失速。

C、高亚音速飞行只会出现激波失速．

D、在大迎角或高速飞行状态下都可能出现飞机失速现象。 1、空气对机体进行的气动加热(D

A、是由于气流的动能转变为压力能对机体表面进行的加热。 B、气动载荷使机体结构发生变形而产生的温度升高 C、在同温层底部飞行时不存在。

D、是由于气流的 动能转变为热能对机体表面进行的加热。 190、随着飞机飞行马赫数的提高，翼型焦点位置(A

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％。 C、连续变化，从50％前移到25％。 D、一直保持不变． 191、为了使亚音速气流加速到超音速，应使用的流管是(C

A、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。 192、在激波后面(AD

A、空气的压强突然增大 B、空气的压强突然减小、速度增大。 C、空气的密度减小。 D、空气的温度增加。 193、飞机长时间的进行超音速飞行，气动加热(BCD

A、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。 C、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。 194、飞机在飞行中出现的失速现象的原因是： (BC A、翼梢出现较强的旋涡，产生很大的诱导阻力，

B、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。

C、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气流分离。 D、由于机翼表面粗糙，使附面层由层流变为紊流。

195、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 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。

C、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。 196、飞机的飞行马赫数等于临界马赫数时，机翼上表面 : (B

A、首次出现局部激波。B、首次出现等音速点 C、流场中形成局部超音速区。 D、局部激波诱导的附面层分离。 197、激波诱导附面层分离的主要原因是(B A、局部激波前面超音速气流压力过大。 B气流通过局部激波减速增形成逆压梯度

C、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。 D、局部激波后面气流的压力过小。

198、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 A、局部激波对气流产生较大的波阻

B附面层由层流变为紊流，产生较大的摩擦阻力 C局部激波诱导附面层分离产生较大的压差阻力 D、局部激波诱导附面层分离产生较大的摩擦阻力

199 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 A、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。 B、局部激波是正激波。

C、随着飞行速度的继续提高，局部激波向后移。

D、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。

200、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 A相对厚度较小B对称形或接近对称形C前缘曲率半径较大D、最大厚度位置靠近翼弦中间。 201、飞机焦点的位置(BC

A、随仰角变化而改变。 B、不随仰角变化而改变。

C、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。 202、飞机进行超音速巡航飞行时: (CD

A、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。

B、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。C、由于气动加热会使结构材料的机械性能下降。 D、气动加热会使机体结构热透。 203、关于激波，下列说法哪些正确? (AD

A、激波是空气受到强烈压缩而形成的薄薄的、稠密的空气层 B、激波是强扰动波，在空气中的传播速度等于音速。 C、激波的形状只与飞机的外形有关。

D、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 204、关于膨胀波,下列说法哪些正确? (AB

A、当超音速气流流过扩张流管时，通过膨胀波加速。 B、膨胀波在空气中的传播速度是音速。

C、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． D、气流流过带有外折角的物体表面时，通过膨胀波加速。 205、关于气流加速．下列说法哪些正确?(BC

A、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。 B、气流是在拉瓦尔喷管的扩张部分加速成为超音速气流 C、在拉瓦尔喷管收缩部分得到加速的是亚音速气流气流 D、在拉瓦尔喷管的喉部达到超音速

206、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 A、流速减小 B、流速增大 C、压强降低 D、压强增高

207、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 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。 B、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。 C、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。 D、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。

208、对于后掠机翼而言(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对飞行无影响 209、飞机机翼采用相对厚度、相对弯度比较大的翼型是因为(B A、可以减小波阻。 B、得到比较大的升力系数。 C、提高临界马赫数。 D、使附面层保持层流状态。 210、高速飞机机翼采用的翼型是(B

A、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。 B、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。 C、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。 D、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。 211、后掠机翼接近临界迎角时，下列说法那一个正确? (B

A、机翼的压力中心向后移，机头上仰，迎角进一步增大。 B、机翼的压力中心向前移，机头上仰，迎角进一步增大。 C、机翼的压力中心向后移，机头下沉，迎角减小。 D、机翼的压力中心向前移，机头下沉，迎角减小。 212、下面的辅助装置哪一个能防止翼尖失速(B A、扰流版 B、翼刀和锯齿型前缘 C、整流片 D、前缘襟翼 213、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

A、可以减小摩擦阻力。 B、可以提高临界马赫数。 C、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。 214、对高速飞机气动外形设计的主要要求是(AC

A、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。 215、后掠机翼的失速特性不好是指(AC

A、和翼根相比，翼梢部位更容易发生附面层分离。 B、和翼捎相比，翼根部位更容易发生附面层分离。 C、沿翼展方向气流速度增加

D、翼根和翼梢部位同时产生附面层分离。 216、下列哪种形状的机翼可以提高临界马赫数?(AD

A、小展弦比机翼。 B、大展弦比机翼。 C、平直机翼。 D、后掠机翼。 217、采用后掠机翼提高临界马赫数的原因是(B A、后掠角使气流产生了沿机翼展向的流动。 B、经翼型加速产生升力的有效速度减小了。 C、翼根处附面层的厚度比挺梢处附面层的厚度薄。 D、形成了斜对气流的激波。

218、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

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。 C、大于来流的速度。 D、会使机翼翼梢部位的附面层加厚． 219、当气流流过带有后掠角的机翼时平行机翼前缘的速度(D

A、沿机翼展向流动，使机翼梢部位附面层的厚度减小。 B、被用来加速产生升力。 C、小于来流的速度，所以临界马赫数提高了。 D、使后掠机翼的失速特性不好。 220: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

A、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 B、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。 C、同样机翼面积的情况下，减小机翼的相对厚度，减小波阻。 D、同样机翼面积的情况下,减小机翼的展长，提高临界马赫数。 221、下列不是高速飞机的空气动力外形特点的是；(B A、对称或接近对称翼型的机翼 B、平面形状为矩型的机翼 C、细而长的飞机机身 D、薄对称翼型的尾翼 222、下列不是高速飞机机翼的翼型特点的是(D A、机翼相对厚度较小 B、最大厚度位置靠近翼弦中部 C、机翼前缘曲率半径较小 D、机翼前缘曲率半径较大

223、下列不属于后掠机翼的气动外形特点的是；(D A、临界M数比平直机翼高 B、阻力系数小

C、升力系数和阻力系数随M数变化缓和 D、升力系数小 224、下列叙述是错误的是(A

A、飞机以亚音速飞行时，在飞机上肯定会产生激波 B飞行M数小于临界M数，飞机上不会出现任何激波 C、临界M数只能小于，不能等于或大于1

D、飞机以亚音速飞行时，在飞机上可能会产生局部激波 225、超临界翼型的特点是(BD

A、上翼面气流加速比较快，所以它的临界马赫数比较大。 B、一旦出现局部激波，激波的位置靠后．减少波阻 C、一旦出现局部激波,激波的强度比较大，减小波阻 D、超临界翼型的跨音速气动特性比层流翼型好。 226、飞机的机翼设计成为后掠机翼为了(AB

A、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 227、关于后掠机翼失速特性，下列说法哪些是正确的? (AD

A、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。 B、产生升力的有效速度增加，使后掠机翼的失速特性变坏。 C、翼根部位附面层先分离会使副翼的操纵效率下降。 D、机翼表面安装的翼刀可以改善后掠机翼失速特性。

228、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？ (BCDA、层流翼型的机翼。 B、采用前缘尖削对称薄翼型的机翼。 C、三角形机翼。 D、带有大后掠角的机翼 229

(A

A、作用在飞机上的所有外力平衡，所有外力矩也平衡。 B、作用在飞机上的所有外力不平衡．所有外力矩平衡。 C、作用在飞机上的所有外力平衡，所有外力矩不平衡。 D、作用在飞机上的外力不平衡，所有外力矩也不平衡。 230、飞机重心位置的表示方法是(A

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。 B、用重心到平均几何弦后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

D、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。 231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

A、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。 C、推力等于阻力，抬头力矩等于低头力矩

D、升力等于重力，推力等于阻力．抬头力矩等于低头力矩． 232、下列哪项不是飞机飞行时所受的外载荷(D A、重力 B、气动力 C、发动机推<拉>力 D、惯性力 233、研究飞机运动时选用的机体坐标，则(D

A 、以飞机重心为原点，纵轴和横轴确定的平面为对称面

B、以全机焦点为原点，纵轴和立轴确定的平面为对称面 C、以压力中心原点，纵轴和横轴确定的平面为对称面 D

234、对于进行定常飞行的飞机来说，(B

A、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。 C、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 235、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

A、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。

C、飞机一定产生曲线飞行，飞机重心向上移 D、飞机一定产生曲线飞行，飞机重心向下移。 236(A

A、为飞机的曲线运动提向心力。 B、等于飞机的重量。

C、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。 237、在平衡外载荷的作用下，飞机飞行的轨迹: (A A B、一定是水平直线的 C、是直线的或是水平曲线的。 、是水平直线或水平曲线的。

238、飞机进行的匀速俯冲拉起飞行，则: (CD

A、速度不发生变化。 B、是在平衡外载荷作用下进行的飞行。 C、是变速飞行。 D、飞行速度方向的变化是由于存在着向心力。 239、飞机的爬升角是指(A

A、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 C、飞机横轴与水平线之间的夹角 D、飞机纵轴与水平线之间的夹角 、飞机进行俯冲拉起时 : (BD

A、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． C、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 。 241飞机起飞通常要经过的三个阶段是: (A

A、地面滑跑、拉杆离地、加速上升 B、滑跑、拉平、上升 C、滑跑、离地、平飘 D、滑跑、拉平、离地 242、飞机着陆的过程是(B

A、减速下滑、拉平接地和减速滑跑三个阶段 B、下滑、拉平、平飘、接地和着陆滑跑五个阶段 C、下滑、拉平、接地、着陆滑跑和刹车五个阶段 D、减速下滑、拉平、平飞、平飘和接地五个阶段 243、下列叙述与飞机的正常盘旋飞行无关(D

A 、保持飞行高度不变 B 、保持发动机推力等于飞机阻力 C、保持飞机作圆周飞行 D、保持飞机等速直线飞行 244 (A

A、飞机平飞所需速度 B、飞机平飞有利速度C、飞机平飞最大速度 D、飞机平飞最小速度 245、满油门的发动机可用推力曲线与需用推力曲线的最右交点所对应的速度是(C A、飞机平飞所需速度 B、飞机平飞有利速度C、飞机平飞最大速度 D、飞机平飞最小速度 246、飞机上升角的大小取决于(C

A、剩余推力 B、飞机重量C、剩余推力和飞机重量 D、飞机的飞行姿态 、飞机下滑距离 (AC

A、与下滑高度有关 B、与下滑角无关C、与下滑角有关 D、与下滑高度无关 248、飞机离地速度越小，则(A

A、滑跑距离越短，飞机的起飞性能越好B、滑跑距离越短，飞机的起飞性能越差 C、滑跑距离越长，飞机的起飞性能越好D、滑跑距离长短与飞机的起飞性能无关 249、同架同样重量的飞机(B

A、在高原机场降落比在平川机场降落需要的跑道短 B、在高原机场降落比在平川机场降落需要的跑道长 C、在高原机场降落和在平川机场降落需要的跑道一样长 D、在高原机场降落和在平川机场降落需要的跑道无法比较

250、涡轮喷气式飞机能获得平飞航时最长的速度是(B

A、飞机平飞所需速度 B、飞机平飞有利速度C、飞机平飞最大速度 D、飞机平飞最小速度 251、涡轮喷气式飞机能获得平飞航程最长的速度是

A、飞机平飞最小速度 B、飞机平飞有利速度C、飞机平飞最大速度 D、飞机平飞远航速度 252、飞机平飞航程的长短(AB

A、决定于平飞可用燃油量多少 B、决定于发动机公里耗油量的大小 C、决定于平飞的高度 B、决定于发动机小时耗油量的大小 253、飞机平飞时保持等速飞行的平衡条件是(B A、升力等于重力,推力等于重力 B , 推力等于阻力

C、升力等于阻力,推力等于重力 D、升力等于推力,重力等于阻力 254、飞机最大爬升率为零时的高度被称为(A A、理论静升限

、实用静升限 C 、动升限 D 、实用升限 255、下列关系正确的是(C

、理论静升限 < 实用静升限 < 动升限 B 、理论静升限 > 实用静升限 > 动升限

C<理论静升限<动升限D、理论静升限<动静升限<实用升限 256、飞机在y方向上的“过载”是指(A

A、飞机升力与飞机重力的比值 B、飞机升力与飞机阻力的比值 C、飞机推力与飞机阻力的比值 D、飞机升力与飞机推力的比值 257、关于载荷因数Ny，下列说法那些正确?(CD A、飞机等速爬升是一种平衡飞行状态，所以nY等于1。 B、等速下滑时，Ny大于1。 C、载荷因数大，飞机结构受载较大

D、在飞机着陆过程中，取Ny等于1,说明飞机升力等于重量。

258、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。则(B A、这条线上各点的速度小于对应高度上的失速速度。 B、这条线上各点的速度大于对应高度上的失速逑度。 C、这条线上各点的速度等于对应高度上的失速速度。 D、在低空小于飞机失速速度，在高空大于失速速度。

259、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。则: (AB

A、在载荷因数nY 最大值的界限上，飞机结构受力比较严重。

B、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 C、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。 D、表示出飞机平飞速度范围随着飞行高度的变化情况。

260、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。则: (AC

A、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。

B、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 C

二级学院意见

D、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。 261、飞机定常水平转弯时，载荷因数nY(BC

A、等于1 B、随倾斜角度增大而增大 C、大于1 D、随倾斜角度增大而减小 262、关于飞机前“平飞包线”，下列说法哪些是正确的?(AC

A、因为飞机失速迎角或发动机推力，在最小平飞速度边界线左面各点所表示的情况在飞行中不会出现。

B、因为飞机失速迎角或发动机推力，在最大平飞速度边界线右面各点所表示的情况在飞行中不会出现。

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

D、因为飞机失速迎角或发动机推力，在最小平飞速度边界线右面各点所表示的情况在飞行中不会出现。

263、按照左手法则，飞机的三个转动轴为(C A、纵轴 、立轴 、横轴 B 、纵轴 、立轴 、横轴 C、纵轴 、立轴 、横轴 D 、纵轴 、立轴 、横轴 2、飞机机翼的焦点<气动力中心>指的是(B

A、升力的着力点 B、附加升力的着力点C、重力的着力点 D、阻力的着力点

265、对称翼型机翼的焦点位置与压力中心位置是重合的，非对称翼型<双凸型>机翼的焦点位置是(B

A、位于压力中心后面 B、位于压力中心前面 C与压力中心重合 D与压力中心位置无法比较 266、对于正常布局的飞机，下列叙述正确的是(B

A、飞机全机的焦点在机翼焦点的前面 B、飞机全机的焦点在机翼焦点的后面 C、飞机全机的焦点和机翼焦点始终重合 D、飞机全机的焦点和机翼焦点没有关系 267、下列叙述错误的是(B

A、飞机焦点位于飞机重心之后有利于飞机的纵向安定性 B、飞机焦点位于飞机重心之前有利于飞机的纵向安定性

C、飞机的重心位置与飞机的装载情况有关，与飞机的飞行状态无关 D、飞机重力着力点的位置叫做飞机的重心位置 268、影响飞机俯仰平衡的力矩主要是(D A、机身力矩和机翼力矩 B、机翼力矩和垂尾力矩 C、机身力矩和水平尾翼力矩 D、机翼力矩和水平尾翼力矩 269、飞机方向平衡中的偏转力矩主要指(A

A、机翼阻力力矩、垂直尾翼力矩、发动机推力力矩、机身力矩 B、机翼升力力矩、水平尾翼力矩、发动机推力力矩、机身力矩 C、机翼阻力力矩、水平尾翼力矩、机翼升力力矩、机身力矩

D、机翼阻力力矩、水平尾翼力矩、垂直尾翼力矩、发动机推力力矩 270、飞机横向平衡中的滚转力矩主要包括(B

A、机翼阻力力矩 B、机翼升力力矩C、水平尾翼力矩 D、发动机推力力矩 271、下列叙述错误的是(A

A、飞机平衡破坏后，机头向右偏转，我们称飞机右侧滑 B、飞机取得俯仰平衡后，迎角保持不变

C、飞机的横向平衡是指作用于飞机的各滚转力矩之和为零 D、机翼变形和襟翼安装不对称破坏的是飞机的横侧平衡 272、飞机在空中飞行时，如果飞机处于平衡状态，那么(A A、作用在飞机上的所有外力平衡，所有外力矩也平衡 B、作用在飞机上的所有外力不平衡，所有外力矩平衡 C、作用在飞机上的所有外力平衡，所有外力矩不平衡 D、作用在飞机上的所有外力不平衡，所有外力矩也不平衡 273、飞机纵向阻尼力矩的产生主要(D

A、由后掠机翼产生的 B、由垂直尾翼产生的 C、由机身产生的 D、由水平尾翼产生的 274、飞机的重心位置对飞机的(A 产生影响:

A、纵向稳定性 B、方向稳定性 C、横向稳定性 D、不影响稳定性 275、影响飞机方向稳定力矩的因素主要是(D

A、飞机重心位置和飞行M数 B、飞机焦点位置和飞行高度 C、飞机迎角和飞行速度 D、飞机迎角、机身和垂尾面积 276、飞机的方向阻尼力矩主要由(B 产生的； A、水平尾翼B、垂直尾翼 C、机身 D、后掠机翼 277、飞机的横向阻尼力矩主要由(C 产生的； A、水平尾翼 B、垂直尾翼 C、机翼 D、机身 278、对飞机方向稳定性影响最大的是(C

A、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 279、下列说法哪一个是不正确的? (ABC

A、下单翼起侧向稳定的作用 B、上单翼起侧向不稳定的作用

C、机翼的后掠角对飞机的侧向稳定性没有影响 D、上单翼起侧向稳定的作用 280、下列叙述错误的是(C

A、飞机在大迎角下飞行时，易产生侧向飘摆不稳定性

B、飞机的方向稳定力矩和横向稳定力矩不匹配，出现横侧飘摆现象 C、飞机出现横侧飘摆现象是由于纵向稳定力矩和横向稳定力矩不匹配 D、防止飞机产生侧向飘摆，可在飞机上安装偏航阻尼器和横滚阻尼器 281、飞机的舵面<主操纵面>指的是(C

A、升降舵、方向舵、襟翼 B、方向舵、襟翼、缝翼 C、升降舵、方向舵、副翼 D、升降舵、方向舵、缝翼 282、飞机的侧向稳定性是指飞机绕下列哪个轴线的稳定性? (C A、横轴。 B、立轴。 C、纵轴。 D、偏航轴。

283、飞机的纵向稳定性是指飞机绕下列哪个轴线的稳定性? (A A、横轴。 B、立轴。 C、纵轴。 D、偏航轴。

284、飞机的方向稳定性是指飞机绕下列哪个轴线的稳定性? (B A、横轴。 B、立轴． C、纵轴。 D、仰抑轴。 285、飞机飞行的俯仰角为(B

A、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 C、飞行速度与水平面的夹角 D、翼弦线与水平面的夹角 286、飞机绕横轴的稳定性称为(A

A、纵向稳定性。B、方向稳定性。 C、侧向稳定性。 D、偏航稳定性 287、飞机绕纵轴的稳定性称为(C

A、纵向稳定性。 B、方向稳定性。 C、侧向稳定性。 D、偏航稳定性

288、飞机绕立轴的稳定性称为(B

A、纵向稳定性。 B、方向稳定性。 C、侧向稳定性。 D、偏航稳定性 2、对于对称剖面翼型，随迎角增加压力中心(B

A、向前移动 B、位置不变 C、向后移动 D、可能前移或后移 290、关于机翼的压力中心和焦点如下说法正确的是 : (CD A、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 C、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 291、描述飞机在空间姿态的姿态角有 : (B

A、迎角，偏航角，滚转角 B、滚转角，偏航角，俯仰角 C、俯仰角，侧滑角，滚转角 D、迎角，侧滑角，滚转角 292、飞行侧滑角为(C

A、飞机纵轴与水平面的夹角 B、飞行速度与水平面的夹角

C、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的夹角 293、如果飞机具有动稳定性，则它一定具有(A

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。 294、下列说法哪个正确?(A

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 C、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 295、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 A、急盘旋下降的趋势 B、荷兰滚的趋势 C、急盘旋下降和荷兰滚的趋势 D、滚转趋势 296、对飞机方向稳定性影响最大的是 : (C

A、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。 297、飞机出现荷兰滚时(A

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

C、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 298、飞机的侧向和方向稳定性之间(B A、互相 B、必须匹配适当

C、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 299、飞机的纵向和方向稳定性之间(A A、互相 B、必须匹配适当

C、纵向稳定性好，方向稳定性就差 D、方向稳定性好,纵向稳定性就好 300、飞机离开原来的平衡位置运动出现振荡，下面结论正确的是(B

A、飞机不具有静稳定性，但具有动稳定性B、飞机具有静稳定性，不能判定是否具有动稳定性 C、飞机不具有动稳定性，也不具有静稳定性D、不能判定具有静稳定性或动稳定性 301、飞机纵向稳定性的大小主要取决于(A

A、副翼 B、方向舵 C、襟翼 D、飞机重心与焦点的相对位置无关。 302、关于稳定性下面的说法哪个正确？(C

A、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。 C、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 303、具有上反机翼的飞机在发生侧滑时(A

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 C、两侧机翼的升力都增加 D、两侧机翼的升力都减小 304、为了使飞机保持纵向稳定性(C

A、飞机的重心在焦点之前 B、飞机的重心在焦点之后

C、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 305、垂直尾翼影响飞机方向稳定性的因素是(C A、垂直尾翼的面积

B、垂直尾翼沿纵轴到全机重心的距离

C、垂直尾翼沿纵轴到全机重心的距离和垂直尾翼的面积 D、垂直尾翼的沿立轴到全机重心的距离

306、飞机方向稳定性是指飞机受到侧风扰动后(B A、产生绕立轴转动, 扰动消失后转角自动回到零 B、产生绕立轴转动，抗动消失后自动恢复原飞行姿态 C、产生绕横轴转动, 扰动消失后转角自动回到零 D、产生绕横轴转动，扰动消失后自动恢复原飞行姿态 307、飞机纵稳定性是指飞机受到上下对流扰动后(D A、产生绕立轴转动, 扰动消失后转角自动回到零 B、产生绕立轴转动，抗动消失后自动恢复原飞行姿态 C、产生绕横轴转动, 扰动消失后俯仰角自动回到零 D、产生绕横轴转动，扰动消失后自动恢复原飞行姿态 308、飞机横向稳定性是指飞机受到扰动后(B A、产生绕纵轴转动, 扰动消失后转角自动回到零 B、产生绕纵轴转动，抗动消失后自动恢复原飞行姿态 C、产生绕横轴转动, 扰动消失后转角自动回到零 D、产生绕横轴转动，扰动消失后自动恢复原飞行姿态 309、飞机的重心位置对飞机的哪个稳定性有影响?(A A、纵向稳定性和方向稳定性。 B、只对纵向稳定性 C、侧向稳定性 D、对飞机的稳定性没有影响。 310、飞机运动为衰减振荡运动．说明(C

A、飞机不具有静稳定性，但具有动稳定性 B、飞机不具有动稳定性，但其有静稳定牲 C、飞机具有动稳定性，也具有静稳定性 D、飞机既不具有动稳定性，也不具有静稳定性 311、关于荷兰滚下列说法正确的是(B

A、是一种滚转的收敛模态 B、来回滚转，左右偏航的震荡运动 C、急盘旋下降 D、是一个周期很长，衰减很慢的运动模态

312、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

A、着陆 B、巡航 C、加速 D、下滑

313、下列哪种变化情况肯定会增加飞机纵向静稳定性?(D

A、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 314、下列哪种变化情况肯定会增加飞机方向静稳定性?(C

A、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 315、下列哪种变化情况肯定会增加飞机横向静稳定性?(BC

A、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 316、影响侧向稳定性的因素是(ABC

A、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 317、影响飞机的方向稳定的主要因素有(AD

A、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 318、影响飞机的纵向稳定的主要因素有(BD

A、垂直尾翼 B、水平尾翼 C、后掠角和上反角 D、重心 319、焦点在重心之后，向后移焦点，飞机的操纵性(C

A、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 320、使飞机绕横轴转动的力矩称为(B

A、倾斜力矩。 B、俯仰力矩。 C、偏航力矩。 D、滚转力矩。 321、使飞机绕立轴作旋转运动的力矩称为(C

A、俯仰力矩。 B、纵向力矩。 C、偏航力矩。 D、滚转力矩。 322、使飞机绕纵轴产生侧倾的力矩称为(D

A、俯仰力矩。 B、纵向力矩。 C、偏航力矩。 D、滚转力矩。 323、增加垂直安定面面积产生的影响将(B

A、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 324、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 A、重心应尽量前移 B、重心只要在焦点之前即可

C、应设定重心的前限 D、应设定重心的后限 325、飞机的重心位置对飞机的(A 产生影响；

A、纵向稳定性 B、方向稳定性 C、横向稳定性 D、不影响稳定性 326、影响飞机方向稳定力矩的因素主要是(D

A、飞机重心位置和飞行M数 B、飞机焦点位置和飞行高度 C、飞机迎角和飞行速度 D、飞机迎角、机身和垂尾面积 327、对具有大后掠角的飞机，下面哪种情况可减小滚转力矩(A A、具有下反角 B、具有上反角 C、平机翼 D、与上下反角无关 328、对于具有静稳定性的飞机，向左侧滑时其机头会(B A、保持不变 B、向左转 C、向右转 D、不定 329、在重心后焦点位置向后移(AD

A、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 330、驾驶员右偏方向舵飞机将(B

A、向左滚，并向左转 B、向右滚，并向右转C、向右滚，并向左转 D、向左滚，并向右转 331、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 A、滚转阻尼，荷兰滚，螺旋 B、荷兰滚，螺旋，滚转阻尼 C、螺旋，滚转阻尼，荷兰滚 D、荷兰滚，滚转阻尼，螺旋 332、与平直机翼相比，后掠机翼对侧向静稳定性的影响是(B

A、减小侧向稳定性B、增加侧向稳定性 C、对侧向稳定性无影响 D、视迎角的大小而变化 333、与平直机翼相比，后掠机翼对方向静稳定性的影响是(B

A、减小方向稳定性 B、增加方向稳定性C、对方向稳定性无影响D、视迎角的大小而变化 334、驾驶员蹬左侧脚蹬(A

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。 C、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． 335、驾驶员蹬左侧脚蹬(C

A、机头向左偏转,飞机向右倾斜 B、机头向右偏转,飞机向右倾斜 C、机头向左偏转,飞机向左倾斜 D、机头向右偏转,飞机向左倾斜 336、控制飞机绕横轴运动的舵面是?(C A、副翼 B、方向舵 C、升降舵 D、扰流板 337、控制飞机绕立轴运动的舵面是?(D A、襟翼 B、升降舵 C、副翼 D、方向舵 338、控制飞机绕纵轴运动的舵面是? (D A、方向舵 B、升降舵 C、地面扰流板 D、副翼 339、如果驾驶员向前推驾驶杆(A

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。 340、如果驾驶员向后拉驾驶杆(D

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。 341、如果驾驶员左转驾驶盘(C

A、左边的副翼向上偏转，右边的副翼向上偏转。 B、左边的副翼向下偏转，右边的副翼向上偏转。 C、左边的副翼向上偏转，右边的副翼向下偏转。 D、左边的副翼向下偏转，右边的副翼向下偏转。 342、如果驾驶员左转驾驶盘并同时拉杆(B

A、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。 C、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。 343、如果驾驶员要使飞机转弯，需要同时操纵飞机的(D

A、方向舵和升降舵 B、升降舵和副翼 C、方向舵、升降舵 D、方向舵和副翼 344、如果一架飞机上装有内侧副翼和外侧副翼,则(B A、高速时使用外侧副翼 B、高速时使用内侧副翼 C、低速时使用内侧副翼 D、高速时同时使用内外侧副翼

345、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 A、增加飞机的纵向稳定性 B、实现飞机的纵向配平 C、实现飞机的横向配平 D、配合襟翼系统增加飞机升力 346、为克服有害偏航所采用的副翼是(CD

A、外侧副翼 B、内侧副翼 C、费利兹副翼 D、差动副翼 347、操纵飞机水平转弯时，哪些舵面将协同工作? (D

A、方向舵和升降舵。 B、方向舵和前缘缝翼 C、方向舵和副翼 D、方向舵、副翼和升降舵。 348、飞机载重量大时,调整水平安定面配平,使(A A水平安定面前缘下偏以增加机翼迎角提高升力 B水平安定面前缘上偏以增加升力平衡重力 C、水平安定面前缘下偏以保持飞机纵轴水平状态 D水平安定面前缘上偏以使纵向力矩平衡 349、副翼的差动是指对应驾驶杆同样的位移；(A

A、副翼向上偏转的角度比向下偏转的角度大。B、副翼向下偏转的角度比向上偏转的角度大。 C、副翼向上偏转运动滞后于向下偏转运动。 D、副翼向下偏转运动滞后于向上偏转运动。 350、造成副翼反效的根本原因是(D

A、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 C、副翼偏转角度差偏离设计值 D、机翼刚度不足产生扭转 351、操作副翼时，副翼反效是指: (AB

A、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 C、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 352、操作副翼时产生有害偏航的原因是: (BD A、下沉一侧机翼的阻力大于上升—侧机翼阻力 B、下沉一侧机翼的阻力小于上升一侧机翼阻力 C、机头偏向副翼上升一侧

D、机头偏向副翼下降—侧

353、飞机上常用的气动补偿的型式为: (A

A、轴式补偿、角式补偿、内封补偿和随动调整片 B、轴式补偿片和伺服补偿片 C、角式补偿片和内封补偿片 D、可变安装角的水平安定面 354、在飞机升降舵上安装的随动调整片的功用是: (C A、实现飞机的纵向配平保证 B、飞机的纵向安定性 C、减小升降舵的铰链力矩 D、驱动升降舵偏转 355、安装在舵面上的随动补偿片的构造通常是(B

A、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。 B、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。

C、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。

D、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。

356、弹簧补偿片对舵面进行气动补偿的动作是(A

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。 B、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。 C、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。 D、只要舵面一偏转，随动补偿片就向相同的方向偏转。 357、对操纵面进行重量平衡可以使用(C

A、集中配重的方法,这种方法防颤振的效果好。B、分散配重的方法,但这种方法会增加阻力。 C、分散配重的方法，这种方法在高速飞机上得到广泛使用D、集中配重的方法，但这种方法增加的重量大。

358、既可起气动补偿作用又可起到平衡作用的是: (A 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 359、利用轴式补偿方法减小铰链力矩的原理是(A

A、将舵面转轴向后移,减小了转轴到舵面气动力的距离， B、将舵面转轴向后移，增大了转轴到舵面气动力的距离。 C、将舵面转轴向前移．减小了转轴到舵面气动力的距离。 D、将舵面转轴向前移，增大了转轴到舵面气动力的距离。 360、随动补偿片对舵面进行气动补偿的动作是(C

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。 B、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。 C、只要舵面一偏转，随动补偿片就向相反的方向偏转。 D、只要舵面一偏转，随动补偿片就向相同的方向傍转。 361、下列哪个说法正确的是(C

A、与分散式配重相比，集中式配重增加的阻力较小 B、分散式配重比集中式配重的防颤振作用好

C、在操纵面的前缘安装配重的目的是为了防止飞机操纵面发生颤振 D、在操纵面的前缘安装配重的目的是增加飞机的升力 362、下列哪个说法正确的是(B

A、内封补偿面将降低舵面的操纵效率 B、内封补偿面不会降低舵面的操纵效率 C、角式补偿的作用是防止飞机尾翼发生颤振 D、配平调整片的作用是降低飞机的阻力 363、现代飞机副翼上常用的气动补偿的型式为(A

A、内封补偿 B、轴式补偿和伺服补偿片 C、角式补偿 D、随动补偿片 3、在飞机升降舵上安装的随动调整片的功用是: (C A、实现飞机的纵向配平 B、保证飞机的纵向安定性 C、减小升降舵的铰链力矩 D、驱动升降舵偏转

365、颤搌是飞机结构在均匀气流中发生的一种自激振动,即(AD

A、当激振力对结构所做的功等于或大于阻尼力所消耗的能量时，就会发生颤振。 B、当激振力对结构所做的功小于阻尼力所消耗的能量时．就会发生颤振。

C、发生颤振时，机翼振动的振幅保持不变，经长时间振动导致结构毁坏。

D、发生颤振时，机翼振动的振幅保持不变或越来越大，很短时间内就会导致结构毁坏。 366、驾驶员偏转舵面时，要通过传动杆的力克服铰链力矩。即: (BD A、铰链力矩等于舵面气动力乘以舵面转轴到传动杆的垂直距离。 B、铰链力矩等于舵面气动力乘以舵面转轴到气动力的垂直距离。 C、传动秆到舵面转轴的距离越近，铰链力矩越小。 D、舵面气动力距离舵面转轴越近．铰链力矩越小。 367、内封补偿多用于副翼的气动补偿上，它的特点是(AD

A、副翼偏转时，在平衡板<或气密玻璃布>上下腔压力差对转轴的力矩总是与副翼上气动力对转轴的力矩方向相反。

B、与轴式补偿相比，结构简单．维护方便。

C、副翼偏转时，在平衡板<或气密玻璃布>上下腔压力差对转轴的力矩总是与副翼上气动力对转轴的力矩方向相同。 D、可以得到足够的补偿度。

368、弹簧补偿片对舵面进行气动补偿的原理是(D A、改变传动杆的长度来控制进行补偿的操纵力的大小。 B、改变操纵拉杆的长度来控制进行补偿的操纵力的大小。 C、改变操纵摇臂的安装角度来控制进行补偿的操纵力的大小。 D、调定弹簧的初张力来控制进行补偿的操纵力的大小。

369、飞行中，受到扰动机翼弯曲上、下振动。如果副翼重心位于转轴的后面，即(D A、就会产生机翼弯曲副翼颤振，导致机翼结构的破坏。

B、当飞行速度小于颤振临界速度时，减振力就小于激振力，机翼弯曲振动会很快收敛。 C、当飞行速度大于颤振临界速度时，减振力小于激振力,机翼弯曲振动会很快收敛。 D、当飞行速度大于颤振临界速度时，减振力小于激振力,就会发生机翼弯曲副翼颤振。 370、如果维护不当,内封补偿的玻璃布磨损透气，则: (B

A、操纵副翼的杆力会过轻B操纵副翼的杆力会过重C影响副翼的差动操纵D增加飞行阻力。

371、下列关于气动补偿的哪个说法是正确的? (B

A、随动补偿片偏转方向与舵面偏转方向相同。 B、内封补偿面不会降低舵面的操纵效率。 C、角式补偿的作用是防止飞机尾翼发生颤振。 D、配平调整片的作用是降低飞机的阻力。 372、由于小扰动，机翼发生弯曲变形，产生上、下的振动。如果安装在机翼上的副翼的重心在转轴之后: (B

A、副翼偏转产生的附加气动力总是与机翼振动方向一致，是减振力。 B、副翼偏转产生的附加气动力总是与机冀振动方向一致，是激振力。 C、副翼偏转产生的附加气动力总是与机翼振动方向相反．是激振力。 D、副翼偏转产生的附加气动力总是与机翼振动方向相反，是减振力。 373、关于配平调整片，下列说法哪是正确的？(CD

A、舵面偏转时带动配平调整片一起偏转。 B、配平调整片总是与舵面的偏转方向相同。 C、配平调整片总是与舵面的偏转方向相反。 D、配平调整片的作用是消除铰链力矩。 374、角式补偿通常是使舵面外侧部分向前伸，在舵面转轴之前形成一个角。即(BC A、外伸角部位上的气动力与舵面上的气动力方向相反，从而减小铰链力矩。 B、外伸角部位上的气动力与舵面上的气动力方向相同，从而减小铰链力矩。 C、外伸角部位上的气动力矩与舵面上的气动力矩方向相反，从而减小铰链力矩。 D、外伸角部位上的气动力距与舵面上的气动力距方向相同，从而减小铰链力矩。 375、下列关于舵面配重的说法正确的是(BC A、与分散式配重相比，集中式配重增加的阻力较小。 B、分散式配重比集中式配重的防颤振作用好。

C、在操纵面的前缘安装配重的目的是为了防止飞机操纵面发生颤振。 D、在操纵面的前缘安装配重的目的是增加飞机的升力。 376、下列哪几项是防止机翼弯曲副翼颤振的措？(BC

A、提高飞机的飞行速度。B、加大机翼的刚度。 C、在副翼上加配重，使副翼重心移到转轴之前。D、在副翼上加重配重，使副翼重心移到转轴之后。 377、前缘缝翼在下列情况下应该收进(B

A、起飞爬升时 B、高速飞行时 C、低速飞行时 D、下滑着陆时 378、飞机起飞时，以下各操纵面的正确位置是(C

A、缝翼收进，襟翼放出，副翼放出 B、缝翼收进，襟翼放出，副翼在正常位 C、缝翼放出，襟翼放出，副翼在正常位 D、缝翼放出，襟翼收进，副翼在正常位 379、地面扰流板与飞行扰流板的区别是(B

A、地面扰流板在机翼外侧，只在地面用，而飞行扰流板在内侧，只在空中使用

B、地面扰流板在机翼内侧，只在地面使用，而飞行扰流板在机翼外侧，空中地面都能使用 C、地面扰流板在空中，地面都可使用，飞行扰流板只在空中使用 D、地面扰流板只在起飞和着陆使用，飞行扰流板只在爬升或巡航时使 380、差动操纵与下列哪个系统有关? (B

A、配平系统。 B、副翼系统。C、方向舵系统。 D、升降舵系统。 381、现代喷气式客机上使用前缘缝翼和后缘襟翼，它们收放互相关系为(BC A、伸出时，先放襟翼后放缝翼 B、伸出时，先放缝翼后放襟翼 C、收上时，先收襟翼后收缝翼 D、收上时，先收缝翼后收襟翼 382、克鲁格襟翼位于(A

A、机翼根部的前缘 B、机翼翼尖的前缘 C、机翼翼根的后缘 D、机翼翼尖的后缘

飞行原理空气动力学复习思考题

第一章 低速气流特性

1． 何谓连续介质？为什么要作这样的假设？

连续介质——把空气看成是由空气微团组成的没有间隙的连续体。

作用——把空气压强（P）、密度（ρ）、温度（T）和速度(V等状态参数看作是空间坐标及时间的

连 续函数，便于用数学工具研究流体力学问题。

2． 何谓流场？举例说明定常流动与非定常流动有什么区别。

流场——流体所占居的空间。

定常流动——流体状态参数不随时间变化； 非定常流动——流体状态参数随时间变化；

何谓流管、流谱、流线谱？低速气流中，二维流谱有些什么特点？ 流线谱——由许多流线及涡流组成的反映流体流动全貌的图形。

流线——某一瞬间，凡处于该曲线上的流体微团的速度方向都与该曲线相应点的切线相重合。

流管——通过流场中任一闭合曲线上各点作流线，由这些流线所围成的管子。

二维流谱——1.在低速气流中，流谱形状由两个因素决定：物体剖面形状，物体在气

流中的位置关系。

2.流线的间距小，流管细，气流受阻的地方流管变粗。 3.涡流大小决定于剖面形状和物体在气流中的关系位置。

3． 写出不可压缩流体和可压缩流体一维定常流动的连续方程，这两个方程有什么不同？有什么联系？ 连续方程是质量守恒定律应用于运动流体所得到的数学关系式。

在一维定常流动中，单位时间内通过同一流管任一截面的流体质量都相同。方程表达式：m=ρVA 不可压流中，ρ≈常数，

方程可变为：

VA=C（常数）

气流速度与流管切面积成反比例。

可压流中，ρ≠常数， 方程可变为： m=ρVA

适用于理想流体和粘性流体

4． 说明气体伯努利方程的物理意义和使用条件。

方程表达式:

高度变化不大时，可略去重力影响，上式变为：即:

静压+动压=全压 (P0相当于V=0时的静压

方程物理意义:

空气在低速一维定常流动中，同一流管的各个截面上，静压与动压之和（全压）都相等。由此可知，在同一流管中，流速快的地方，压力（P）小；流速慢的地方，压力（P）大。 方程应用条件

1.气流是连续的、稳定的气流（一维定常流）； 2.在流动中空气与外界没有能量交换； 3.空气在流动中与接触物体没有摩擦或 摩擦很小，可以忽略不计（理想流体）； 4.空气密度随流速的变化可忽略不计 （不可压流）。

6．图1-7为一翼剖面的流谱，设A1=0.001米2，•A2=0.0005米2，A3=0.0012米2，V1=100米/秒，

P1=101325帕斯卡，ρ=225千克/米3。求V2、P2；V3、P3。

图

1-7 一翼剖面流谱

=P+

=P+

P+

VA=VA=VA V=200米/秒 P=-3273675帕斯卡

V=83

米/秒

P=445075帕斯卡

7.何谓空气的粘性？空气为什么具有粘性？

空气粘性——空气内部发生相对运动时，相邻两个运动速度不同的空气层相互牵扯的特性。

其原因是：空气分子的不规则运动所引起的动量交换。 8．写出牛顿粘性力公式，分析各因素对粘性力是怎样影响的？

牛顿粘性力公式为

S面积，在Y方向的速度梯度变化，粘性系数

9．低速附面层是怎样产生的？分析其特性。

空气流过物体时，由粘性作用，在紧贴物体表面的地方，就产生了流速沿物面法线方向逐渐增大的薄层空气。这薄层空气称为附面层。沿物面各点的法线上，速度达到主流速度的99%处，为附面层边界。

附面层的性质

1. 空气沿物面流过的路程越远，附面层 越厚；

2.附面层内沿物面法线方向各点的压力不变,且等于主流的压力。

层流附面层——分层流动，互不混淆，无上下

乱动现象，厚度较小，速度梯 度小；

紊流附面层——各层强烈混合，上下乱动明显，

厚度较大，速度梯度大。

转捩点——层流附面层与紊流附面层之间的一

个过渡区，可看成一个点。

10．顺压梯度和逆压梯度是如何形成的？分别如何影响主流和附面层气流的？

图1-5 翼型表面主流的压力变化

E点——最低压力点

E点之前——顺压梯度

E点之后——逆压梯度

由机翼表面摩擦力而使气流速度增量减小，从而产生速度顺压梯度变化。

机翼表面摩擦力进一步增大，产生逆压，致使气流反向流动，从而产生速度逆压梯度变化。 11．什么叫气流分离？气流分离的根本原因是什么？

在逆压梯度段，附面层底层的空气受到摩擦和逆压的双重作用，速度减小很快，至S点速度减小为零，

附面层底层的空气在逆压的继续作用下，开始倒流，倒流而上与顺流而下的空气相遇，

使附面层拱起，形成分离（S点为分离点）。

图1-6 附面层的分离

常用的飞机翼型有哪几种？说明弦长、相对弯

度、最大弯度位置、相对厚度、最大厚度位置、前缘半径和后缘角的定义？

翼型几何参数： 1.b

翼型上下表面内切圆圆心的光滑连线称为。中弧线的前端点，称为；后端点，称为。前缘与后缘的连线叫，其长度叫或。

2.

翼型中弧线与翼弦之间的距离叫弧高或弯度(f。最大弧高与弦长的比值，叫。 相对弯度的大小表示翼型的。

3.(

翼型最大弧高所在位置到前缘的距离称为。 通常以其与弦长的比值来表示。

4.

上下翼面在垂直于翼弦方向的距离叫(。 翼型最大厚度与弦长的比值，叫。

5.

翼型最大厚度所在位置到前缘的距离称为。 通常以其与翼弦的比值来表示。

6.r

翼型前缘处的曲率半径，称为。

7.

翼型上下表面围线在后缘处的切线之间的夹角，称为后缘角。

常用的机翼平面形状有哪几种？说明机翼面积、展长、展弦比、根尖比和后掠角的定义？

常用的几种机翼平面形状：

1.机翼面积（Ｓ）

襟翼、缝翼全收时机翼在ＸＯＺ平面上的投影面积所占的那部分面积 (一般包括机身。 波音737： Ｓ＝105.4米2 2.展长（Ｌ）

机翼左右翼端（翼尖）之间的距离。 波音737 ：Ｌ＝28.91米 3.展弦比（λ）

展长与平均弦长（ｂav）之比。

歼击机：2～5

轰炸、运输机：7～12

滑翔机、高空侦察机：16～19

波音737： λ＝8.83

4.根尖比（η）

翼根弦长(bx 与翼尖弦长(bt之比。η=bx/bt 矩形翼 η=1

三角翼 η=∞ 初教六 η=2

歼教八 η=2.15

5.后掠角（χ）

机翼上有代表性的等百分弦线（如前缘线、１／４弦线、后缘线等）在ＸＯＺ平面上的投影与ＯＺ轴之间的夹角。

后掠角大小表示机翼向后倾斜的程度。 一般常用1／4弦线后掠角作为机翼的后掠角。

3. 说明迎角的物理意义？

迎角的概念

定义：翼弦与相对气流方向之间的夹角。(用α表示

正负:相对气流方向指向机翼下表面，迎角为正； 指向机翼上表面，迎角为负； 相对气流方向与翼弦平行，迎角为零。

4．以双凸翼型为例，说明迎角对流谱的影

响，并根据翼型的流谱画图分析翼型升力的产生。

机 机翼压力中心

飞机压力中心

上表面→弯曲大→流管变细→流速快→压力小 空气流过机 翼上下表面

下表面→弯曲小→流管变粗→流速慢→压力大 →压力差（△P）垂直相对气流方向总和→Y翼

5．何谓剩余压力、正压力、吸力和压力系数？分别用矢量表示法和坐标表示法画出翼型压力系数分布示意图。

压力系数

——剩余压力与远前方气流动压的比值。

剩余压力——测量点静压与大气压力的差值。 表示方法 矢量表示法

2-11 用矢量法表示的翼型压力

坐标表示法

6.写出升力公式，说明公式中各项的物理意义。

升力公式

Ｃy —— 升力系数 ρ—— 空气密度 Ｖ—— 远前方气流速度

Ｓ—— 机翼面积

Ｃy——综合表达了翼型、迎角和气流M数对升力影响的无因次数值。 7．影响机翼升力大小的因素有哪些？各是怎样影响的？说明升力系数的物理意义。 影响升力的因素：迎角对升力的影响

迎角对升力的影响 α<α临, α↑→Y翼↑ 其它因素不变时 α>α临, α↑→Y翼↓ Y大小变

α变 α<α临――压力中心前移 压力中心变,α↑

α>α临――压力中心后移 翼型对升力的影响

其它因素不变时，翼型形状不同，升力不同: 平凸翼型Cy最大;双凸翼型次之;对称翼型最小。 总之，翼型形状对升力的影响其它因素不变时，翼型形状不同，升力不同，平凸翼型Cy最大;双凸翼型次之;对称翼型最小。

相对气流动压对升力的影响：其它因素不变时，动压大→Y大。 Ｃy——综合表达了翼型、迎角和气流M数对升力影响的无因次数值。 8．画出升力系数曲线示意图。说明α0、αcr、Ｃymax的含义及影响因素。

升力系数曲线——飞机升力系数随迎角变化的曲线。

机翼翼型升力系数曲线

零升迎角（α0 ）——升力系数为零的迎角。 影响因素

★相对弯度 相对弯度增加， α0↓

★增升装置 增升装置放下， α0↓ ★地效

有地效影响， α0↓

临界迎角（αcr）和最大升力系数（Ｃymax） 相对弯度大，Ｃymax大 最大弯度位置15％时最大 ★相对厚度

过大过小Ｃymax都会减小 相对厚度9～14％时最大 ★前缘半径

前缘半径大，Ｃymax较大。

摩擦阻力——

气流与飞机表面发生摩擦形成的阻力。

附面层底层存在法向速度梯度→摩擦力→方向与飞机面相切 各处摩擦力在相对气流方向上投影的总和即为飞机的摩擦阻力。 紊流附面层——摩擦阻力大。

压差阻力——

有空气粘性间接造成的一种压力形式的阻力。 升力

上表面压力小，下表面压力大，下表面空气绕过翼尖流向上表 面

→上下翼面空气流出后缘时具有不同流向，形成旋涡→形成翼尖涡→形成向下速度（下洗速度）→使流过机翼的空气发生变化（相对气流速度和下洗速度的合速度方向流动，向下倾斜）→下洗流→使升力向后倾斜一个角度（实际升力Y′）→垂直分力（Y′cosε）——升力（有效升力）；平行分力（Y′sinε）——阻力——诱导阻力（Xi）。

阻力公式

尖头尖尾——最小

② 机身形状不同，压差阻力不同 纯头——较大 ① 同翼面积——展弦比小（短而宽），诱导阻力大；

“翼根效应” 小

翼根上表面前段，流线向外偏斜，流管变粗→流速增加不多， 压力减小不多→吸力减小；后段，流线向内偏斜，流管变细→速度增加，吸力增加。流管最细的位置后移，最低压力点后移。

“翼尖效应”

⑴后掠翼空气动力主要取决于有效分速；

⑵后掠翼的翼根效应和翼尖效应影响后掠翼压力分布。 1.后掠翼没到临界迎角之前，会较早抖动； 2.α抖、α临界及Ｃy抖、Cymax差别较大。 3.后掠翼在临界迎角附近，Ｃy变化缓和。

升阻比越大，说明同一迎角下的升力比阻力大的倍数越多，

或同一升力下的阻力越小。

飞机极线

以横坐标表示阻力系数，纵坐标表示升力系数，迎角为参变量，把升力系数和阻力系数

随迎角变化的规律用一条曲线表示出来，这条曲线叫做飞机极线，也称极曲线。

飞机极线综合表达了飞机空气

动力性能随迎角（或升力系数）变化的规律。

飞机极线的用途

⒈可查出该型飞机的零升迎角、临界迎角、有利迎角及其对应的升力系数、阻力系数值。

通常所说的襟翼，指的是后缘襟翼。襟翼有简单襟翼、襟翼、开缝襟翼、后

退襟翼等多种形式。另外还有前缘缝翼、机动襟翼

、喷气襟翼、附面层控制装置。

16.说明螺旋桨拉力产生的原因。简要分析拉力随速度、油门和高度的变化规律。

相对气流流过桨叶前桨面→流管变细，流（同机翼上表面）速加快→压力降低；相对气流流过桨叶

后桨面 →流管变粗，流（同机翼下表面）速减慢→压力升高。桨叶前后桨面压力差总和产生桨叶总空气动力（R）。

R的分力P（与桨轴平行）——拉力

Q（与桨轴垂直）——旋转阻力 速度、拉力相互联系相互制约。

H、油门不变时V↑——P↓或V↓——P↑

原因：V↑—α↓—Q↓—n↑—φ↑—R偏斜，P减小

拉力随油门位置的变化

V、H不变时

加油门——P↑ 收油门——P↓ 原因：

加油门——功率↑——n↑——φ↑——α↑——P↑

拉力随飞行高度的变化

吸气式活塞发动机随着飞行高度的升高，发动机有效功率一直降低，螺旋桨的拉力也一直减小。 17.螺旋桨有哪些副作用？对飞行有什么影响？

螺旋桨滑流

螺旋桨的滑流——螺旋桨旋转时，被螺旋桨拨动而向后加速和扭转的气流。

滑流扭转角——滑流速度与飞机远前方相对气流速度之间的夹角。 滑流扭转作用

左转螺旋桨——垂尾机身尾部产生向左的侧力——右偏力矩 右转螺旋桨——左偏力矩

滑流扭转作用的强弱与发动机功率有关。

加油门——扭转作用增强，偏转力矩增大； 收油门——偏转力矩减小。

不随飞行速度变化

Ｖ↑——滑流扭转角↓滑流动压↑——相互抵消

消除措施（飞行操纵，以初教六为例）

加油门——蹬左舵（保持方向平衡，操纵力矩=偏转力矩） 收油门——回左舵（蹬右舵） 油门不动Ｖ↑——减小蹬舵量

Ｖ↓——加大蹬舵量

加减油门时，因滑流速度变化还会导致水平尾翼的升力变化，破坏飞机的俯仰平衡，应推拉驾驶杆修正。

螺旋桨进动——当飞机俯仰转动或偏转改变螺旋桨转轴方向时，由于螺旋桨的陀螺效应使机头绕另一个轴转动的现象。

陀螺力矩

飞行条件一定时，Ｊ、Ω一定，Ｍ进正比于ω。即飞机转动越快，陀螺力矩越大，进动作用越强。

ω——进动角速度

18.说明螺旋桨所需功率、有效功率和效率的物理意义。

螺旋桨旋转所需功率（N桨需）

——螺旋桨旋转所消耗的功率。

N桨需=M·ω=βρn3D5

式中：M——螺旋桨旋转阻力力矩

ω——螺旋桨旋转时角速度，ω=2πn（1/秒） β——螺旋桨功率系数。

螺旋桨有效功率（N桨）（或螺旋桨推进功率）

——螺旋桨的拉力在单位时间（秒）对飞机所做的功。

螺旋桨效率（η）

——螺旋桨有效功率与发动机有效功率之比。

N有效——发动机有效功率

第三章 高速气流特性

1． 写出音速公式，简述空气压缩性与音速之间的关系。

音速大小用下式表示：

（T高——a大； T低a——小）

即：气温高，空气难压缩，音速快；反之，气温低，可轻易压缩，音速慢。所以音速大小取决于空气的温度。

2．说明M数的物理意义。飞行高度和速度对飞行Ｍ数有什么影响？ M数的物理意义：

气流M数大小综合表达了气流速度和音速对空气密度变化量的影响，即反映了空气压缩程度。气流M数大，表明气流速度大或音速小，即空气压缩量大；反之，气流M数小表明气流速度小或音速大。即空气的压缩量小。

高度越高，空气密度越小，音速越小，飞行M数越大；速度越快飞行M数越大。M<1—亚音速流；M>1—超音速流；M=1—等音速流。

3．写出一维绝热流动的能量方程，并与伯努利方程进行比较。

一维绝热流动的能量方程：

上式中：——动能；

——内能；

——压力能

表明在绝热过程中，三种能量可以相互转换，但总和保持不变。 与低速能量方程（伯努利方程）区别：

高速时：温度、密度变化，三种能量参与转换，

低速时：温度、密度不变，二种能量参与转变（内能不参与

转换）。

总之，高速的伯努利定理V↑—P、ρ、T都↓

V↓—P、ρ、T都↑

方程应用条件——适用于绝热、理想和粘性气流。

4．分析亚音速流和超音速流中，流管截面积与流

速的关系。要获得超音速气流为什么一定要采用拉瓦尔管？

将连续方程 ρVA=常数 微分得：

（1）表达了可压缩气流流管截面积相对变化量与流速 相对变化量之间的关系；

（2）由式中看出：如图3-1所示：

亚音速时，M＜1,dA与dV异号V↑→A（截面积）↓ V↓→A↑

超音速时，M＞1,dA与dV同号V↑→A↑ V↓→A↓

故亚音速气流——经过收敛形管道加速； 超音速气流——经过扩散形管道加速。

拉瓦尔管 如图3-2所示。 图3-2 拉瓦尔喷管

先收敛后扩散的管道，使气流加速到超音速。

5.明超音速气流流过一外凸角和外凸曲面时，膨胀波区的形成过程及膨胀波区前后气流参数的变化情形。

超音速气流通过扩张管道加速，气流外折一个角度，转折点为扰动源。以波的形式向四周传播，扰

动波不能逆气流方向向前传播，只限于以扰动波为边界的锥形内，通过波面后，流速增加，压力降低，该波面为膨胀波。如图3-3所示。

图3-3 扇形膨胀波

通过膨胀波后参数变化V↑，M↑，T↓，P↓， ρ↓

6.飞机头部激波是怎样产生的？正激波和斜激波有什么区别？

飞机头部激波产生原因：

超音速气流受阻挡→形成强扰动波→强扰动传播速度（u）大于音速（a）而向前传播→传播时，压力减小，扰动强度减弱，扰动传播速度减小→扰动传播速度（u）等于相对气流速度（V）时——不能前传，形成界面→激波。

正激波——波面与气流方向垂直。

通过正激波P、ρ、T突↑，V突↓（由超变亚），气流方向不变。

斜激波——波面与主流方向不垂直。

通过斜激波P、ρ、T都↑，V↓（可能超可能亚），气流方向向外或向内折一角度。

7．什么是激波角？激波角是怎样变化的？图

3-6 激波前后静参数大小的比较。

图中斜激波与气流主流方向夹角为激波角。 参数变化

通过激波V↓，P↑,ρ↑,T↑

8．如图3-6所示，比较飞机在超音速飞行中，１、２、３、４点的流速、压力、密度、温度的大小，并说明原因。

原因：

图3-6 激波前后静参数大小的比较

空气压缩气流动能转化为内能和压力势能，使温度升高，压强增大，空气密度增大、流速减小，

第四章 飞机的高速空气动力特性

1．空气压缩性对翼型表面压力分布有何影响？为什么？ 试画出双凸形翼型当下表面产生正压力时，压缩气流和非压缩气流的压力分布示意图。

空气压缩性对翼型表面压力分布的影响如图4-1所示，翼型表面压力系数分布特点——“吸处更吸，压处更压”。

原因：空气流过翼型表面，吸力区流速增加，密度减小，压力有额外降低，吸力有额外升高。

图4-1 压缩气流与非压缩气流中的翼型压力分布

2.说明翼型的亚音速空气动力特性，并解释原因。

（1）Ｍ↑→Cy↑

且

又∵ M<1 ∴ 1-M2<1 M↑→Cy↑，Cαy↑

（2）Ｍ数↑→αcr↓,Cymax↓如图4-2所示

图4-2 M数增大后，翼型的压力分布

Ｍ↑→上表面额外吸力↑→最低压力点压力更小，逆压梯度↑→附面层空气更易倒流→在较小迎角下分离→使α cr ↓ , C ymax ↓。

（3）Ｍ↑→Cx不变 M↑①前缘压力额外增加→X压↑

②M↑（V↑或a↓），a↓→T↓→粘性系数↓→X摩↓ X压和X摩抵消

（4）M↑→压力中心前移

M↑→上表面前段压力系数增加倍数比上表面后段多。

3．什么叫临界Ｍ数？说明其物理意义。

临界Ｍ数（Mcr）

机翼的临界速度（Vcr）与飞机所在高度音速（a）的比值。

即Mcr=Vcr/a（Vcr--翼型表面最低压力点的气流速度等于该点的音速，这时的飞行速度。）

M cr -- 气流特性无质变；

M>Mcr--气流特性有质变。（产生局部激波和局部超音速区）

故Mcr大小，可说明机翼翼型上表面出现局部超音速气流时机的早晚，也可作为机翼翼型空气动力特性发生显著变化的标志。

4．翼型表面局部激波是怎样产生的？又是怎样发展的？“局部激波总是先在翼型上表面产生。”对吗？为什么？

局部激波的产生

M>Mcr时→等音速点的后空气膨胀加速→压力降低→翼型后压力接近大气压力且形成逆压梯度→压力波向前传播→当传播速度等于迎面气流速度时，稳定在此位置→形成局部激波。局部激波前，等音速线后即为局部超音速区。气流通过局部激波后，V↓为亚音速，P↑，ρ↑，T↑。

局部激波的发展

以接近对称的薄翼型，在小正迎角下的情况为例

M↑→等音速点前移，局部激波后移→使超音速区扩大 。 当M↑到一定程度，下表面出现局部激波和局部超音速区。

M继续↑→翼型上下表面等音速线前移，局部激波后移→局部超音速区扩大。

M再↑→下表面局部激波先移到后缘→M≈1时，上表面局部激波也移到后缘→翼型后缘出现两道斜激波，上下表面几乎全是超音速区。

M>1时前缘出现激波，全为超音速了。

总之，局部激波发展规律:产生先后--上先下后； 后移快慢--上慢下快；

激波形状--λ形（斜激波＋正激波）激波

局部激波总是先在翼型上表面产生原因：局部激波总是先在翼型上表面产生，因为机翼要

产生向上的升力，那么就必须使机翼上表面气流速度大于下表面气流速度从而使机翼上表面先产生局部激波。

图4-5 升力系数随M数的变化

5 ．画出翼型升力系数随Ｍ数变化的曲线示意图，说明跨音速时的变化规律，并解释原因。

Cy随M的变化（如图4-5所示）

①M cr : 亚音速气流， C y 按亚音速规律变化（ M ↑→ C y ↑）； ②M>Mcr(跨音速阶段：

AB段--上表面产生局部激波和局部超音速区，吸力↑，Cy↑； BC段--下表面产生局部激波和局部超音速区，吸力↑Cy↓；

CD段--下表面发展到后缘，上表面局部超音速区继续发展，向上吸力↑，Cy↑。 ③M>1后（D点以后）--全为超音速。 M↑，Cy↓ 。

升力(Y随M数的变化

Y大小决定于Cy和V2（M）。

一般，M↑→Cy↑→Y↑。M↑一定程度，Cy↓→Y↓或↑（要看V变化情况而定） 6．跨音速飞行时，翼型压力中心随飞行Ｍ数是怎样变化的？为什么？ 压力中心随M数变化（如图4-9所示）

M cr :M ↑ -- 压力中心基本不变；

图4-9 压力中心随气流M数的变化

M>M cr :M ↑ -- 压力中心先后移 , 接着前移，而 后又后移。

原因: M cr ， M ↑ , 翼型上下表面压力按比例变化； M>Mcr，如图4-10所示

AB段：翼型上表面产生局部激波，且吸 力↑，压力中心向后移；

BC段：翼型下表面产生局部激波和局部 超音速区，位置靠后，产生吸力向下，压力中心前移； CD段：上表面局部超音速区向后扩大，局

部吸力↑，压力中心又后移。

7．跨音速飞行时，翼型波阻是怎样产生的？画出翼型阻力系数随Ｍ数变化的曲线示意图，说明跨音速阶段， 阻力系数随Ｍ数急剧增大的原因。

局部激波对阻力的影响

M>Mcr后--产生波阻。

跨音速飞行时，波阻产生的原因

局部超音速区使吸力增大的地方位于机翼中后段，吸力方向向后倾斜，分出一个向后分力，即为波阻。

阻力系数随飞行Ｍ数的变化

Cx随M数变化（如图所示）

M cr :AB 段， C x 基本不变

M>Mcr:BC段，上下表面产生局部超音速区，吸力向后倾斜，使前后压力差显著增加，Cx↑。M≈1时，Cx↑最大。

在不同迎角下，阻力系数随飞行Ｍ数的变化

α↑→Mcr↓→局部超音速区出现早→Cx↑早； α越大，吸力更向后倾斜→压差更大→Cx↑。

8.说明后掠翼跨音速空气动力特性，升阻特性。

后掠翼跨音速空气动力特性

在翼型和迎角相同时，后掠翼的Mcr 比平直翼的Mcr 大。后掠角↑，Mcr ↑。

后掠翼跨音速阻力特性

后掠角越大，同一Ｍ数的下Ｃx 越小，Ｃx ～Ｍ变化越缓和。

后掠翼跨音速升力特性

后掠翼Ｃy 随Ｍ数变化比较缓和，后掠角越大，Ｃy变化越缓和。

9.说明后掠翼超音速空气动力特性。

后掠翼超音速空气动力特性

翼型的超音速空气动力特性也就是机翼的超音速空气动力特性。但机翼的翼展不可能是无限的。从空气流动看，有限翼展后掠翼存在着与无限翼展平直翼不同的特点：

（1）有效分速和切向分速； （2）展向流动；

（3）翼根效应和翼尖效应； （4）翼尖涡流。

具有这些特点的机翼称为三维机翼；而无限翼展平直翼则称为二维机翼。研究三维机翼的超音速空气动力特性必须考虑这些特点。 （一）升力特性

同一M数下，Cy较小，Cy随M数↑而↓的趋势较缓和。

（二）阻力特性

Cx0波和Cx升致波都随M↑而↓，Cx波随M↑而↓的趋势较缓和。超音速前缘Cx升致波比亚音速前缘Cx升致波大。

10.说明亚音速前、后缘和超音速前、后缘。

Ｖn＜a（Ｍn＜1＝—— 亚音速前缘。 Ｖn＞a（Ｍn＞1）—— 超音速前缘。 Ｖn＝a（Ｍn＝1）—— 等音速前缘。

同理，后缘也可按此划分。

对于后掠翼和三角翼飞机， 超（亚）音速前缘取决于Ｍ和χ的大小。（因为Ｍn＝Ｍcosχ）。 只有在超音速前缘情况下，机翼才会产生前缘激波。