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第一章 一：緒論；1.1大氣的重要物理參數(shù) 1、 最早的飛行器是什么？——風(fēng)箏 2、 絕對(duì)溫度、攝氏溫度和華氏溫度之間的關(guān)系?！? 6、攝氏溫度、華氏溫度和絕對(duì)溫度的單位分別是什么?—— 二：1.1大氣的重要物理參數(shù) 1、 海平面溫度為15時(shí)的大氣壓力為多少？——29.92inHg、760mmHg、1013.25hPa。 3、下列不是影響空氣粘性的因素是(A) A、空氣的流動(dòng)位置 B、氣流的流速 C、空氣的粘性系數(shù) D、與空氣的接觸面積 4、假設(shè)其他條件不變，空氣濕度大(B) A、空氣密度大，起飛滑跑距離長(zhǎng) B、空氣密度小，起飛滑跑距離長(zhǎng) C、空氣密度大，起飛滑跑距離短 D、空氣密度小，起飛滑跑距離短 5、對(duì)于音速．如下說(shuō)法正確的是: (C) A、只要空氣密度大，音速就大 B、只要空氣壓力大，音速就大 C、只要空氣溫度高．音速就大 D、只要空氣密度?。羲倬痛? 6、大氣相對(duì)濕度達(dá)到（100％）時(shí)的溫度稱為露點(diǎn)溫度。 三：1.2 大氣層的構(gòu)造；1.3 國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣 1、大氣層由內(nèi)向外依次分為哪幾層？——對(duì)流層、平流層、中間層、電離層和散逸層。 2、對(duì)流層的高度．在地球中緯度地區(qū)約為(D) A、8公里。 B、16公里。 C、10公里。 D、11公里 3、現(xiàn)代民航客機(jī)一般巡航的大氣層是（對(duì)流層頂層和平流層底層）。 4、云、雨、雪、霜等天氣現(xiàn)象集中出現(xiàn)于（對(duì)流層）。 5、國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣指定的依據(jù)是什么？——國(guó)際民航組織以北半球中緯度地區(qū)大氣物理性質(zhì)的平均值修正建立的。 6、國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣規(guī)定海平面的大氣參數(shù)是(B) A、P=1013 psi T=15℃ 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 7. 馬赫數(shù)-飛機(jī)飛行速度與當(dāng)?shù)匾羲僦取? 四：1.4 氣象對(duì)飛行的影響；1.5 大氣狀況對(duì)機(jī)體腐蝕的影響 1、對(duì)飛機(jī)飛行安全性影響最大的陣風(fēng)是:(A) A、上下垂直于飛行方向的陣風(fēng) B、左右垂直子飛行方向的陣風(fēng) C、沿著飛行方向的陣風(fēng)逆著 D、飛行方向的陣風(fēng) 2、飛機(jī)起飛和著陸應(yīng)盡量利用（逆風(fēng)）條件。 3、對(duì)飛機(jī)起飛降落的安全性威脅最嚴(yán)重的氣象條件是（低空風(fēng)切變）。 4、大氣相對(duì)濕度超過(guò)臨界值時(shí)，機(jī)體腐蝕會(huì)由（化學(xué)）腐蝕變?yōu)椋娀瘜W(xué)）腐蝕，腐蝕速度將變快。 第二章 2.1流體運(yùn)動(dòng)的基本概念 1、飛機(jī)相對(duì)氣流的方向與飛機(jī)（ D ）方向相反。 A、機(jī)頭 B、機(jī)身 C、機(jī)翼 D、運(yùn)動(dòng) 2、利用風(fēng)可以得到飛機(jī)氣動(dòng)參數(shù)，其基本依據(jù)是(B) A、連續(xù)性假設(shè) B、相對(duì)性原理 C、牛頓定理 D、熱力學(xué)定律 3、關(guān)于流管的選項(xiàng)不正確的是：（ C ） A、 流線不可能交叉 B、 流管內(nèi)的流體不會(huì)流出 C、 流管的粗細(xì)不會(huì)發(fā)生變化 D、 流管外的流體不會(huì)流入 4、 流管內(nèi)流體速度為v，密度為ρ，取某橫截面A，求在時(shí)間t內(nèi)流過(guò)A的流體質(zhì)量。 qm =ρvtA 2.2 流體運(yùn)動(dòng)的基本規(guī)律 1、連續(xù)性定理和伯努利定理分別是（質(zhì)量守恒定律）和（能量守恒定律）在流體流動(dòng)中的應(yīng)用。 2、當(dāng)理想流體連續(xù)流過(guò)一個(gè)收縮管道時(shí)．己知其截面積Al=3A2則其流速為(C) A、V1=9V2 B、V2＝9V1 C、V2=3V1 D、V1=3V2 3、當(dāng)空氣在管道中低速流動(dòng)時(shí)．由伯努利定理可知(B) A、流速大的地方，靜壓大。 B、流速大的地方，靜壓小。 C、流速大的地方，總壓大。 D、流速大的地方，總壓小。 4、下列(D)的敘述與伯努利定理無(wú)關(guān): A、流體流速大的地方壓力小，流速小的地方壓力大 B、氣流穩(wěn)定流過(guò)一條流管時(shí)，氣流的總能量是不變的 C、氣流沿流管穩(wěn)定流動(dòng)過(guò)程中，氣流的動(dòng)壓和靜壓之和等于常數(shù) D、氣流低速流動(dòng)時(shí)，流速與流管橫截面積成正比 5、對(duì)于任何速度的氣流，連續(xù)性方程是(C) A、流過(guò)各截面的氣流速度與截面積乘積不變 B、流過(guò)各截面的體積流量相同 C、流過(guò)各截面的質(zhì)量流量相同 D、流過(guò)各截面的氣體密度相同 2.3 機(jī)體幾何外形和參數(shù) 1、機(jī)翼的翼弦是從（機(jī)翼前緣）到（機(jī)翼后緣）的長(zhǎng)度。 機(jī)翼的翼展是從（左翼尖）到（右翼尖）的長(zhǎng)度 2、機(jī)翼的展弦比是(D) A、展長(zhǎng)與機(jī)翼最大厚度之比。 B、展長(zhǎng)與翼根弦長(zhǎng)之比。 C、展長(zhǎng)與翼尖弦長(zhǎng)之比。 D、展長(zhǎng)與平均幾何弦長(zhǎng)之比。 3、民航飛機(jī)常用翼型的特點(diǎn)(C) A、相對(duì)厚度20％到30％ B、相對(duì)厚度5％到10％ C、相對(duì)厚度8%到15％ D、相對(duì)厚度15％到20％ 2.4 作用在飛機(jī)上的空氣動(dòng)力 1、機(jī)翼空氣動(dòng)力受力最大的是(C) A、機(jī)翼上表面壓力 B、機(jī)翼下表面壓力 C、機(jī)翼上表面吸力 D、機(jī)翼下表面吸力 2、迎角為相對(duì)氣流與（翼弦）的夾角。 4、機(jī)翼的壓力中心: (B) A、迎角改變時(shí)升力增量作用線與翼弦的交點(diǎn) B、翼弦與機(jī)翼空氣動(dòng)力作用線的交點(diǎn) C、翼弦與最大厚度線的交點(diǎn)。 D、在翼弦的l／4處 3、根據(jù)升力公式，飛機(jī)在高原地機(jī)場(chǎng)起飛比在平原機(jī)場(chǎng)所需跑到長(zhǎng)度（長(zhǎng)）。 4、飛機(jī)的升力方向垂直于：（C） A、機(jī)身方向 B、翼弦方向 C、來(lái)流方向 D、駐點(diǎn)切線方向 5. 迎角—相對(duì)氣流與翼弦的夾角 6. 壓力中心 飛機(jī)機(jī)翼總升力的著力點(diǎn)，在臨界迎角內(nèi)，隨迎角增大前移；超過(guò)臨界迎角，隨迎角增大后移。 2.4 作用在飛機(jī)上的空氣動(dòng)力 1、飛機(jī)上不同部件的連接處裝有整流蒙皮，它的主要作用是: (B) A、減小摩擦阻力。 B、減小干擾 阻力。 C、減小誘導(dǎo)阻力。 D、減小壓差阻力。 2、下列哪種說(shuō)法是正確的? (C) A、當(dāng)攻角達(dá)到臨界攻角時(shí)，升力會(huì)突然大大增加 B、氣流變?yōu)殡s亂無(wú)章，并且出現(xiàn)旋渦流動(dòng)的附面層稱為層流附面層 C、附面層的氣流各層不相混雜而成層流動(dòng)，稱為層流附面層 D、當(dāng)攻角達(dá)到臨界攻角時(shí)，阻力會(huì)大大減小 3、下列關(guān)于誘導(dǎo)阻力的哪種說(shuō)法是正確的? (A) A、增大機(jī)翼的展弦比可以減小誘導(dǎo)阻力。 B、把暴露在氣流中的所有部件和零件都做成流線型，可以減小誘導(dǎo)阻力。 C、在飛機(jī)各部件之間加裝整流包皮,可以減小誘導(dǎo)阻力。 D、提高飛機(jī)的表面光潔度可以減小誘導(dǎo)阻力。 4、下列關(guān)于阻力的哪種說(shuō)法是正確的?(D) A、干擾阻力是由于氣流的下洗而引起的。 B、在飛機(jī)各部件之間加裝整流包皮可以減小誘導(dǎo)阻力。 C、誘導(dǎo)阻力是由空氣的粘性引起的。 D、干擾阻力是飛機(jī)各部件之間由于氣流相互干擾而產(chǎn)生的一種額外阻力。 5. 臨界迎角范圍內(nèi)，隨迎角的增大，機(jī)翼壓力中心的位置逐漸_ 前_ 移，升力增大；一旦超過(guò)臨界迎角，壓力中心位置急劇__后__移，升力陡降。 6. 在機(jī)翼表面的附面層沿氣流方向 ( C) A、由紊流變層流，厚度基本不變 B、由層流變紊流，厚度越來(lái)越薄 C、由層流變紊流，厚度越來(lái)越厚 D、紊流、層流交替變化，厚度變化不定 7. 附面層-由于空氣粘性，在機(jī)翼表面形成的沿法線方向流速逐漸增加（0到正常流速99%）的空氣層。 2.4 作用在飛機(jī)上的空氣動(dòng)力 2.5積冰對(duì)飛行的影響 1、表面臟污的機(jī)翼與表面光潔的機(jī)翼相比(A) A、最大升力系數(shù)下降，阻力系數(shù)增大 B、相同升力系數(shù)時(shí)其迎角減小 C、同迎角下升力系數(shù)相同，阻力系數(shù)加大 D、相同迎角下升力系數(shù)。阻力系數(shù)都加大 2、在相同飛行速度和迎角情況下，襲面不清潔或前緣結(jié)冰的機(jī)翼升力(C) A、大于基本翼型升力 B、等于基本翼型升力 C、小于基本翼型升力 D、不確定 3、“失速迎角”就是“臨界迎角”，指的是(C) A、飛機(jī)飛的最高時(shí)的迎角 B、飛機(jī)飛的最快時(shí)的迎角 C、飛機(jī)升力系數(shù)最大時(shí)的迎角 D、飛機(jī)阻力系數(shù)最大時(shí)的迎角 4、在臨界迎角以內(nèi)，隨著迎角增大，升力系數(shù)（增大），阻力系數(shù)（增大）。 2.6 高速飛行的特點(diǎn) 1、關(guān)于激波，下列說(shuō)法哪些正確? (A) A、激波是空氣受到強(qiáng)烈壓縮而形成的薄薄的、稠密的空氣層。 B、激波是強(qiáng)擾動(dòng)波，在空氣中的傳播速度等于音速。 C、激波的形狀只與飛機(jī)的外形有關(guān)。 D、激波是超高速氣流流過(guò)帶有外折角物體表面時(shí)，形成的強(qiáng)擾動(dòng)波。 2、從氣流什么參數(shù)的變化可以判斷激波對(duì)氣流動(dòng)產(chǎn)生阻力？(A) A、通過(guò)激波后空氣的溫度升高 B、通過(guò)激波后氣流的速度下降。 C、通過(guò)激波后空氣的靜壓升高。 D、通過(guò)激波后氣流的動(dòng)壓下降。 3、飛機(jī)的飛行馬赫數(shù)等于臨界馬赫數(shù)時(shí)，機(jī)翼上表面 : (B) A、首次出現(xiàn)局部激波。 B、首次出現(xiàn)等音速點(diǎn) C、流場(chǎng)中形成局部超音速區(qū)。 D、局部激波誘導(dǎo)的附面層分離。 4、飛機(jī)進(jìn)入超音速飛行的標(biāo)志是(機(jī)翼表面流場(chǎng)全部為超音速流場(chǎng))。 5、飛機(jī)在對(duì)流層中勻速爬升時(shí)，隨著飛行高度的增加,飛機(jī)飛行馬赫數(shù): (B) A、保持不變． B、逐漸增加 C、逐漸減小。 D、先增加后減小。 6、關(guān)于飛機(jī)失速下列說(shuō)法哪些是正確的?(D) A、飛機(jī)失速是通過(guò)加大發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力就可以克服的飛行障礙。 B、亞音速飛行只會(huì)出現(xiàn)大迎角失速。 C、高亞音速飛行只會(huì)出現(xiàn)激波失速． D、在大迎角或高速飛行狀態(tài)下都可能出現(xiàn)飛機(jī)失速現(xiàn)象。 7、因?yàn)椋ㄒ粽希┑拇嬖?，亞音速飛機(jī)不可能進(jìn)行超音速飛行。 8、高速飛機(jī)機(jī)翼采用的翼型是(B) A、相對(duì)厚度比較小，相對(duì)彎度比較大，最大厚度點(diǎn)靠后的簿翼型。 B、相對(duì)厚度比較?。鄬?duì)彎度比較小，最大厚度點(diǎn)靠后的薄翼型。 C、相對(duì)厚度比較?。鄬?duì)彎度比較小，最大厚度點(diǎn)靠前的薄翼型。 D、相對(duì)厚度比較小，相對(duì)彎度比較大．最大厚度點(diǎn)靠前的薄翼型。 9、后掠機(jī)翼的失速特性不好的原因是 (和翼根相比，翼梢部位更容易發(fā)生附面層分離) 。 第三章 3.1飛機(jī)重心、自由度 3.2外載荷及平衡方程 3.3載荷系數(shù) 1、飛機(jī)在空中飛行時(shí)，如果飛機(jī)處于平衡狀態(tài)，則（作用在飛機(jī)上的所有外力）平衡，同時(shí)（所有外力矩）也平衡。 2、飛機(jī)做等速直線水平飛行時(shí)，作用在飛機(jī)上的外載荷應(yīng)滿足(D) A、升力等于重力，推力等于阻力。 B、升力等于重力．抬頭力矩等于低頭力矩。 C、推力等于阻力，抬頭力矩等于低頭力矩。 D、升力等于重力，推力等于阻力,抬頭力矩等于低頭力矩． 3、研究飛機(jī)運(yùn)動(dòng)時(shí)選用的機(jī)體坐標(biāo)系，以（飛機(jī)重心）為原點(diǎn)，（縱軸和立軸）確定的平面為對(duì)稱面。 4、飛機(jī)進(jìn)行俯沖拉起時(shí): (D) A、軌跡速度越大．飛機(jī)的載荷因數(shù)nY越小。 B、載荷系數(shù)小于1。 C、載荷系數(shù)等于1。 D、載荷系數(shù)只能大干1。 5、通常飛機(jī)的“載荷系數(shù)”即過(guò)載指飛機(jī)（立軸）方向上的載荷系數(shù)，該過(guò)載表示（升力）與（重力）之比。 6、影響飛機(jī)俯仰平衡的力矩主要是(D) A、機(jī)身力矩和機(jī)翼力矩 B、機(jī)翼力矩和垂尾力矩 C、機(jī)身力矩和水平尾翼力矩 D、機(jī)翼力矩和水平尾翼力矩 7. 飛機(jī)在進(jìn)行何種飛行時(shí)過(guò)載最大？ （ D ） A、起飛 B、盤旋 C、等速下滑 D、俯沖拉起 8. 飛機(jī)的三個(gè)平衡、六個(gè)自由度—俯仰平衡、方相平衡、橫測(cè)平衡； 上俯、下仰、左滾、右滾、左偏、右偏 3.4巡航飛行 1、飛機(jī)平飛要有足夠的升力來(lái)平衡飛機(jī)的重力，產(chǎn)生該升力所需的速度叫做(A) A、飛機(jī)平飛所需速度 B、飛機(jī)平飛有利速度 C、飛機(jī)平飛最大速度 D、飛機(jī)平飛最小速度 2、飛機(jī)能獲得航時(shí)最長(zhǎng)的速度是（久航速度），飛機(jī)能獲得航程最長(zhǎng)的速度是(遠(yuǎn)航速度)。 3、飛機(jī)平飛時(shí)，過(guò)載nY的值為（1）。 3.4 起飛和著陸 1、飛機(jī)起飛通常要經(jīng)過(guò)的三個(gè)階段是（地面滑跑、拉桿離地、加速爬升）。 2、飛機(jī)著陸的五個(gè)階段是(下滑、拉平、平飛減速、接地和著陸滑跑五個(gè)階段)。 3、飛機(jī)離地速度越小，則(A) A、滑跑距離越短，飛機(jī)的起飛性能越好 B、滑跑距離越短，飛機(jī)的起飛性能越差 C、滑跑距離越長(zhǎng)，飛機(jī)的起飛性能越好 D、滑跑距離長(zhǎng)短與飛機(jī)的起飛性能無(wú)關(guān) 4、同架同樣重量的飛機(jī)在高原機(jī)場(chǎng)降落比在平原機(jī)場(chǎng)降落需要的跑道（長(zhǎng)）。 5、飛機(jī)起飛過(guò)程中抬前輪的目的是：（增大飛機(jī)迎角，增加升力，縮短滑跑距離）。 6、飛機(jī)著陸過(guò)程中拉平的目的是：（調(diào)整接地姿態(tài)，增加升力和阻力，減小接地速度）。 7. 飛機(jī)的起飛和著陸 8.飛機(jī)從滑跑到離地并上升到一定高度（25米）的過(guò)程，稱為起飛。 飛機(jī)從一定高度（25米）下滑、平飄、接地直到滑停的過(guò)程，稱為著陸。 3.5 水平轉(zhuǎn)彎和側(cè)滑 1、飛機(jī)定常水平轉(zhuǎn)彎時(shí)，過(guò)載nY(C ) A、等于1 B、小于1 C、大于1 D、不確定 2、飛機(jī)水平轉(zhuǎn)彎時(shí)，過(guò)載隨坡度的增大而（增大）。 3、飛機(jī)水平轉(zhuǎn)彎時(shí)的坡度越大，則轉(zhuǎn)彎半徑（越?。?。 3．6等速爬升 1、飛機(jī)等速爬升時(shí)，推力與阻力的關(guān)系，速度是如何變化的：（ C ） A、推力 ﹥阻力，速度增大 B、推力 ﹤阻力，速度減小 C、推力 ﹥阻力，速度不變 D、推力 ﹤阻力，速度不變 2、飛機(jī)上升角越大，上升率（越大），飛行速度（不變）。 3、飛機(jī)達(dá)到升限高度時(shí)的飛行狀態(tài)為（平飛）。 4、水平風(fēng)場(chǎng)對(duì)上升率的影響是：（ D） A、增大上升率 B、減小上升率 C、根據(jù)風(fēng)向而定 D、無(wú)影響 5、飛機(jī)等速爬升時(shí)，過(guò)載(B ) A、等于1 B、小于1 C、大于1 D、不確定 6. 飛機(jī)對(duì)流層等速爬升過(guò)程中，飛行馬赫數(shù)逐漸___增大_____。 7. 飛機(jī)爬升過(guò)程中受到順風(fēng)影響，上升率將增大。 （ ） 8. 上升率--單位時(shí)間內(nèi)上升的高度。 3、6 等速下滑 1、飛機(jī)等速下滑時(shí)，過(guò)載(B ) A、等于1 B、小于1 C、大于1 D、不確定 2、飛機(jī)等速下滑時(shí)，作用在機(jī)身上的外載荷有（重力、升力、阻力）。 3、什么是下滑率？ 下滑率是指飛機(jī)在單位時(shí)間內(nèi)下滑的高度。 4、飛機(jī)等速下滑時(shí)外載荷之間的關(guān)系為： 3、7增升原理和增升裝置 1、下列哪種襟翼產(chǎn)生增升效果好: (C) A、后退式襟翼 B、前緣襟翼 C、富勒襟翼 D、開(kāi)縫式襟翼 2、前緣縫翼的作用為：（增加升力、增大臨界迎角）。 3、富勒襟翼位于機(jī)翼（后緣），克魯格襟翼位于機(jī)翼（前緣）。 4、飛機(jī)機(jī)翼上的增升裝置分為哪幾類？ 1．前緣襟翼 2.前緣縫翼 3.后緣襟翼 4.控制附面層增升裝置 5、飛機(jī)增升裝置的增升原理有哪些？ 1.增大機(jī)翼面積，增大升力；2.增加機(jī)翼彎度，增大升力；3.控制附面層分離，提高臨界迎角。 第四章作業(yè) 4.1飛機(jī)運(yùn)動(dòng)參數(shù) 4.2飛機(jī)穩(wěn)定性與操縱性 1、物體的平衡狀態(tài)被破壞后，必須同時(shí)具有（靜穩(wěn)定性）和（動(dòng)穩(wěn)定性），才能恢復(fù)到平衡狀態(tài)。 2、飛機(jī)平衡破壞后，機(jī)頭向右偏轉(zhuǎn)，我們稱飛機(jī)（左）側(cè)滑，機(jī)身向右傾斜，我們稱飛機(jī)（右）側(cè)滑。 3、飛機(jī)的主操縱面有：（ D） A、升降舵、方向舵 、襟翼 B、平尾、垂尾、副翼 C、平尾、垂尾、機(jī)翼 D、升降舵、方向舵 、副翼 4、如果駕駛員左轉(zhuǎn)駕駛盤并同時(shí)拉桿(B) A、左邊的副翼向上運(yùn)動(dòng),升降舵向下運(yùn)動(dòng)。 B、左邊的副翼向上運(yùn)動(dòng),升降舵向上運(yùn)動(dòng)。 C、左邊的副翼向下運(yùn)動(dòng),升降蛇向上運(yùn)動(dòng)． D、左邊的副翼向下運(yùn)動(dòng),升降舵向下運(yùn)動(dòng)。 5、飛機(jī)機(jī)體坐標(biāo)縱軸與水平面的夾角稱為（俯仰角），翼弦與來(lái)流方向的夾角稱為（ 迎角）。 6. 三個(gè)姿態(tài)角和兩個(gè)氣流角姿態(tài)角：俯仰角、偏航角、滾轉(zhuǎn)角 氣流角：迎角、側(cè)滑角 4.3 飛機(jī)的縱向穩(wěn)定性 1、飛機(jī)機(jī)翼的焦點(diǎn)<氣動(dòng)力中心>指的是(B) A、升力的著力點(diǎn) B、附加升力的著力點(diǎn) C、重力的著力點(diǎn) D、阻力的著力點(diǎn) 2、為了使飛機(jī)保持縱向穩(wěn)定性(A) A、飛機(jī)的重心在焦點(diǎn)之前 B、飛機(jī)的重心在焦點(diǎn)之后 C、飛機(jī)的重心和焦點(diǎn)必須重合 D、飛機(jī)的重心和焦點(diǎn)的相對(duì)位置無(wú)關(guān) 3、飛機(jī)的縱向穩(wěn)定性是指飛機(jī)繞（橫）軸線的穩(wěn)定性。 4、下列哪種變化情況肯定會(huì)增加飛機(jī)縱向靜穩(wěn)定性?(D) A、增加飛機(jī)重量 B、增加機(jī)翼面積 C、增加垂直尾翼面積 D、增加水平尾翼面積 5. 焦點(diǎn)—由于迎角改變所產(chǎn)生的附加升力的作用點(diǎn)，叫做焦點(diǎn)。 重心-飛機(jī)各重力合力的作用點(diǎn)。 4.4 飛機(jī)縱向操縱性 1、焦點(diǎn)在重心之后，向后移焦點(diǎn)，縱向穩(wěn)定性會(huì)（增強(qiáng)），縱向操縱性會(huì)（降低）。 2、使飛機(jī)繞橫軸轉(zhuǎn)動(dòng)的力矩稱為(B) A、傾斜力矩。 B、俯仰力矩。 C、偏航力矩。 D、滾轉(zhuǎn)力矩。 3、為保證飛機(jī)適當(dāng)?shù)目v向穩(wěn)定性和操縱性，重心位置應(yīng)處于（重心前限和重心后限之間。） 4、控制飛機(jī)繞橫軸運(yùn)動(dòng)的舵面是?(C ) A、副翼 B、方向舵 C、升降舵 D、擾流板 5、如果駕駛員向前推駕駛桿，升降舵（向下偏轉(zhuǎn)），飛機(jī)（低頭）。 6. 縱向穩(wěn)定性的定義--飛機(jī)受到擾動(dòng)后，產(chǎn)生繞橫軸轉(zhuǎn)動(dòng)，擾動(dòng)消失后自動(dòng)恢復(fù)原飛行姿態(tài)的特性。 4.5 飛機(jī)的橫側(cè)向靜穩(wěn)定性 4.6 飛機(jī)的橫側(cè)向動(dòng)穩(wěn)定性 1、垂直尾翼影響飛機(jī)方向穩(wěn)定性的因素是(C) A、垂直尾翼的面積 B、垂直尾翼沿縱軸到全機(jī)重心的距離 C、垂直尾翼沿縱軸到全機(jī)重心的距離和垂直尾翼的面積 D、垂直尾翼的沿立軸到全機(jī)重心的距離 2、飛機(jī)方向穩(wěn)定性是指飛機(jī)受到側(cè)風(fēng)擾動(dòng)后，產(chǎn)生繞立軸轉(zhuǎn)動(dòng)，抗動(dòng)消失后自動(dòng)恢復(fù)原飛行姿態(tài)。 3、飛機(jī)橫向穩(wěn)定性是指飛機(jī)受到擾動(dòng)后，產(chǎn)生繞縱軸轉(zhuǎn)動(dòng)，抗動(dòng)消失后自動(dòng)恢復(fù)原飛行姿態(tài)。 4、如果飛機(jī)短周期運(yùn)動(dòng)阻尼不足，在下述哪種飛行狀態(tài)更危險(xiǎn) ? (A) A、著陸 B、巡航 C、加速 D、下滑 5、使飛機(jī)繞縱軸產(chǎn)生側(cè)傾的力矩稱為(滾轉(zhuǎn)力矩)，使飛機(jī)繞立軸作旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)的力矩稱為(偏航力矩)。 6. 由于__交叉力矩__的作用，飛機(jī)發(fā)生傾斜時(shí)會(huì)產(chǎn)生偏航，偏航時(shí)也同時(shí)產(chǎn)生傾斜。 7. 下列機(jī)翼位置中，橫向穩(wěn)定性最好的是 （ C ） A、下單翼 B、中單翼 C、上單翼 D、無(wú)影響 8. 導(dǎo)致出現(xiàn)荷蘭滾的原因是飛機(jī)的方向穩(wěn)定性過(guò)大。 （ ） 9. 橫向穩(wěn)定性--飛機(jī)受到擾動(dòng)后，產(chǎn)生繞縱軸轉(zhuǎn)動(dòng)，擾動(dòng)消失后自動(dòng)恢復(fù)原飛行姿態(tài)的特性。 10. 側(cè)滑-飛機(jī)飛行方向與對(duì)稱面不一致的現(xiàn)象。 4.7 飛機(jī)的橫側(cè)向操縱性 1、飛機(jī)正常飛行時(shí)，駕駛員蹬左側(cè)腳蹬，機(jī)頭（向左）偏轉(zhuǎn),飛機(jī)（向左）傾斜。 2、控制飛機(jī)繞縱軸運(yùn)動(dòng)的舵面是? (D) A、方向舵 B、升降舵 C、地面擾流板 D、副翼 3、為克服有害偏航，可以采用的副翼為(費(fèi)利茲副翼)和（ 差動(dòng)副翼)。 4、造成副翼反逆的根本原因是(D) A、副翼零位置校裝時(shí)偏差過(guò)大 B、副翼偏轉(zhuǎn)角度與操作輸入不符左右 C、副翼偏轉(zhuǎn)角度差偏離設(shè)計(jì)值 D、機(jī)翼剛度不足產(chǎn)生扭轉(zhuǎn) 5、操作副翼時(shí)產(chǎn)生有害偏航的原因是:（下沉一側(cè)機(jī)翼的阻力小于上升一側(cè)機(jī)翼阻力）。 6、地面擾流板與飛行擾流板的區(qū)別是(B) A、地面擾流板在機(jī)翼外側(cè)，只在地面用，而飛行擾流板在內(nèi)側(cè)，只在空中使用 B、地面擾流板在機(jī)翼內(nèi)側(cè)，只在地面使用，而飛行擾流板在機(jī)翼外側(cè)，空中地面都能使用 C、地面擾流板在空中，地面都可使用，飛行擾流板只在空中使用 D、地面擾流板只在起飛和著陸使用，飛行擾流板只在爬升或巡航時(shí)使 7. 為了克服有害偏航，飛機(jī)可采用____差動(dòng)_____副翼和____弗萊茲_____副翼。 選擇： 8. 飛機(jī)在飛行過(guò)程中出現(xiàn)副翼失效的根本原因是機(jī)翼剛度不足引起的彈性形變。 （ √ ） 9. 地面擾流板不僅在地面使用，在空中也能使用 。 （ ） 4.8 飛機(jī)主操縱面上的附設(shè)裝置 1、在飛機(jī)升降舵上安裝的隨動(dòng)補(bǔ)償片的功用是: (C) A、實(shí)現(xiàn)飛機(jī)的縱向配平保證 B、飛機(jī)的縱向安定性 C、減小升降舵的鉸鏈力矩 D、驅(qū)動(dòng)升降舵偏轉(zhuǎn) 2、利用軸式補(bǔ)償方法減小鉸鏈力矩的原理是(將舵面轉(zhuǎn)軸向后移,減小轉(zhuǎn)軸到舵面氣動(dòng)力的距離，以減小鉸鏈力矩。 3、現(xiàn)代飛機(jī)副翼上常用的氣動(dòng)補(bǔ)償?shù)男褪綖?內(nèi)封補(bǔ)償 )。 4、配平調(diào)整片的作用是（消除鉸鏈力矩）。 5. 下列哪一項(xiàng)是防止副翼顫振的措施？ ( c ) A、提高飛機(jī)的飛行速度 B、增加機(jī)翼厚度 C、在副翼上加配重，使副翼重心移到轉(zhuǎn)軸之前 D、在副翼上加配重，使副翼重心移到轉(zhuǎn)軸之后 6. 飛機(jī)的活動(dòng)舵面—方向舵、升降舵、副翼、擾流板、襟翼 7. 氣動(dòng)補(bǔ)償方式 1.軸式補(bǔ)償 2.角式補(bǔ)償 3.內(nèi)封補(bǔ)償 4.隨動(dòng)補(bǔ)償片 5.彈簧補(bǔ)償片；副翼通常采用內(nèi)封補(bǔ)償方式。 8.簡(jiǎn)述飛機(jī)的三種基本操縱方法？ 1.俯仰操縱過(guò)程；2.方向操縱過(guò)程；3.橫測(cè)操縱過(guò)程。