签派执照考试试题飞机系统Word文件下载.docx
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8:
飞机平飞遇垂直向上突风作用时,载荷的变化量主要由
相对速度大小和方向的改变决定.
相对速度大小的改变决定.
相对速度方向的改变决定.
突风方向决定.
9:
在某飞行状态下,飞机升力方向的过载是指
装载的人员、货物超过规定.
升力过大
该状态下飞机升力与重量之比值.
该状态下飞机所受外力的合力在升力方向的分量与飞机重量的比值.
10:
飞机水平转弯时的过载
与转弯半径有关.
与转弯速度有关.
随转弯坡度增大而减小.
随转弯坡度增大而增大.
11:
n设计与n使用的实际意义分别是
表明飞机结构承载能力和飞机飞行中的受载限制.
表明飞机飞行中的受载限制和飞机结构承载能力.
表明飞机结构的受载限制和飞机飞行中实际受载大小.
表示飞机结构承载余量和飞机飞行中实际受载大小.
12:
飞机在低空飞行或起飞、着陆过程中如遇到垂直方向突风,则应注意
因飞机升力突增而受载增大.
因飞机升力突减而掉高度太多,可能导致下俯接地.
因飞机阻力突增而失控.
因发动机功率突减而减速.
正确答案为:
13:
在机翼内装上燃油,前缘吊装发动机,对机翼结构
会增大翼根部弯矩、剪力和扭矩.
可减小翼根部弯矩、剪力和扭矩.
有利于飞机保持水平姿态.
有利于保持气动外形.
14:
常见的机翼结构型式为
上单翼、中单翼、下单翼.
桁梁式、桁条式、蒙皮式.
布质蒙皮机翼、金属蒙皮机翼.
梁式、单块式、夹层与整体结构机翼.
15:
飞行中机翼会产生扭转变形,其结构原因是
压力中心线、重心线不重合.
压力中心线、重心线与刚心线不重合.
采用单梁结构.
前缘吊装有发动机.
16:
飞行中机翼沿翼展方向的受力特点是
从翼根到翼尖逐渐增大.
从翼尖到翼根逐渐增大.
载荷大小基本不变.
翼尖处受载情况严重.
17:
与机翼受载相对比,机身受载的特点是
主要承受对称载荷.
主要承受非对称载荷.
机身以承受装载及部件传给的集中力为主.
机身主要承受结构质量力.
18:
前三点式飞机以单侧主轮接地,此时传给机身的载荷为
对称载荷.
非对称载荷.
静载荷
分布载荷.
19:
现代飞机都是以骨架加蒙皮的薄壁结构,按结构情况将机身分为
梁式、单块式、夹层与整体结构.
桁架式、硬壳式、薄壳式.
桁架式、多梁式、硬壳式.
20:
桁条式机身基本组成的构件有
桁条、蒙皮、梁、肋.
桁条、蒙皮、隔框.
桁条、蒙皮、地板、壁板.
桁条、梁、蒙皮、隔框.
21:
什么是构件的强度
构件抵抗变形的能力.
构件抵抗破坏的能力.
构件保持原有平衡形态的能力.
构件的承载能力.
22:
什么是飞机结构的刚度
飞机结构抵抗变形的能力.
飞机结构抵抗破坏的能力.
飞机结构保持其平衡形态的能力.
飞机结构的承载能力.
23:
安全系数的定义是
n设计/n破坏
n设计/n使用
n使用/n设计
p破坏/p设计
24:
现代大型客机采用的强度设计准则是
静强度设计.
经济寿命/损伤容限设计.
疲劳安全寿命设计.
破损安全设计.
25:
现代大型飞机副翼都是分段的，其主要目的是
减小操纵力矩.
提高操纵效率.
增大操纵力矩.
提高操纵灵活性，防止因机翼弯曲变形过大时引起副翼偏转卡滞.
26:
现代飞机采用全动平尾的主要目的是
减小飞机俯仰操纵力矩和杆力.
保证飞机迅速升降.
减小干扰阻力.
改善飞机在高速飞行时的俯仰操纵性.
27:
为了防止飞机高速飞行时出现副翼反操纵现象，大型运输机采用了
襟副翼.
差动副翼.
内、外混和副翼.
副翼前缘加配重.
28:
在飞机结构寿命期内，其结构的失效故障发生率随时间的变化规律呈现
“盆式”曲线.
线性增加曲线.
线性下降曲线.
随机变化曲线.
29:
机翼的功用是（多选）
吊装发动机、起落架等部件。
装载飞机燃油。
安装操纵机构。
产生升力。
A,B,D
30:
飞机按机翼平面形状分为（多选）
平直翼。
三角翼。
后掠翼。
双凸翼。
A,B,C
31:
飞机在垂直平面内曲线飞行时升力往往比平飞时大，为保证结构安全，飞行中控制所受升力过大的基本方法是（多选）
控制飞行速度。
控制航迹半径。
控制发动机功率。
限制飞机重量。
A,B
32:
下列关于飞机过载的描述，正确的有（多选）
突风过载总比平飞过载大。
飞机过载值大小表明飞机的受载的严重程度。
飞机设计过载大小表明其经受强突风的能力。
飞机的过载值可能小于零。
B,C,D
33:
机翼的主要变形有（多选）
弯曲。
扭转。
剪切。
拉伸。
A,B,C,D
34:
对飞机结构的主要刚度要求包括（多选）
防止弹性变形过大使气动性变坏与副翼反逆。
结构变形不导致操纵与传动机构卡阻。
机、尾翼颤振临界速度大于最大允许飞行速度。
飞机滑跑不应抖动。
35:
飞机飞行试验包括（多选）
检查飞机的低、高速性能，颤振临界速度范围，操纵性、稳定性。
验证发动机空中工作特性；
检查飞行管理系统对各种飞行状态的控制；
地面制动能力。
飞行载荷试验。
各系统功能可靠性试验。
轮式起落架的配置型式有
前三点式、后三点式、自行车式.
构架式、支柱套筒式、摇臂式.
前三点式、后三点式、小车式.
船身式、浮筒式、轮式、滑橇式.
现代客机起落架的结构型式为
构架式、支柱套筒式、摇臂式、小车式.
支柱套筒式、摇臂式、小车式.
前三点式起落架相对后三点式起落架突出的优点是
地面运动稳定性好.
转弯灵活.
着陆滑跑阻力小.
驾驶员前方视线好.
小车式起落架在轮架上安装稳定减震器，其功用是
减小减震支柱受力.
保证飞机转弯灵活.
减弱飞机颠簸跳动.
减缓轮架俯仰振动.
飞机着陆滑跑受水平撞击时，减震效果最好的起落架结构型式是
构架式起落架.
摇臂式起落架.
支柱套筒式起落架.
自行车式起落架.
飞机前轮中立机构的功用是
保证滑行方向稳定性.
便于操纵前轮自由转弯.
防止前轮摆振.
保证正常着陆接地时，前轮位于中立位置.
某飞机轮胎充气压力为6Kg/cm2，按充气压力分类，此轮胎属于
低压轮胎.
中压轮胎.
高压轮胎.
超高压轮胎.
8:
有内胎的机轮在轮毂和轮胎侧面画有红色标线，其目的是为了便于检查D
轮胎是否漏气.
轮胎是否严重磨损.
刹车盘位置是否有改变.
轮胎相对轮毂是否相对错动.
飞机着陆减震基本原理是
.延长下沉速度Vy的消失时间，消耗接地能量.
支柱和轮胎内的气体压缩，吸收能量.
支柱内油液摩擦，消耗能量.
增大地面阻力.
保证油气式减震支柱减震的使用性能的控制方法是
调节通油孔面积大小.
增大气体压力.
增加灌油量.
使油气灌充量符合规定.
某机着陆时油气式减震支柱发出刚性碰撞声，其原因可能是
支柱充气压力高，灌油量多.
支柱充气压力太高.
支柱灌油太多.
支柱油液漏失.
油气式减震支柱减弱飞机着陆滑跑的颠簸跳动主要靠
气体压缩吸收能量.
油液通过小孔摩擦耗散能量.
密封装置摩擦消耗能量.
机轮吸收消耗能量.
起落架过载的定义为：
起落架某方向的载荷
与飞机重量之比值.
与起落架重量之比值.
与飞机最大着陆重量之比值.
与起落架停机载荷之比值.
在所有起落架可收放的飞机上都会设置下列哪种起落架警告信号装置
表示起落架位置的指位表.
表示起落架完全放下并锁好的信号灯.
表示起落架完全收上并锁好的信号灯.
一个喇叭或其他音响警告装置及一个红色警告灯.
在所有起落架可收放的飞机上，必须安装专门装置，以便
在空速大于结构安全允许值时，防止起落架放出.
起落架在收上位置时，防止油门被收到低于安全功率位置.
如果正常放下起落架失效，起落架能应急放下.
如果正常飞行操纵机构失效，起落架能收上或放下.
起落架信号系统通常给出下面哪种信号
红灯亮表示起落架位置与手柄位置不符；
起落架放下锁好时没有灯亮；
起落架收上锁好时绿灯亮.
起落架收上锁好和放下锁好时绿灯亮；
红灯亮表示起落架不安全.
起落架收上锁住时位置指示器有指示且绿灯亮；
起落架放下锁好时没有灯亮.
起落架放下锁好时绿灯亮；
起落架收上锁好时没有灯亮.
为了防止地面误收起落架，收放系统设有
收放位置指示灯.
放下位置锁.
地面安全电门与保险销.
停机系留指示.
起落架收放系统位置警告信号的作用是
提醒驾驶员立即收上起落架.
提醒驾驶员立即放下起落架.
防止误收起落架.
告诉驾驶员起落架手柄位置与起落架位置不一致.
现代大型飞机在干跑道上着陆减速中，起主要减速作用的减速力是
气动阻力.
反推力.
刹车地面摩擦力.
减震支柱气体及流体作用力.
对刹车减速的要求是
能获得最大刹车力矩.
安全、高效.
制动时间越短越好.
刹车既灵活又平稳.
飞机着陆刹车减速时，其滑跑动能消失于
减震支柱气体吸收.
减震支柱油液消耗.
地面摩擦.
刹车盘间的摩擦.
飞机着陆滑跑使用刹车装置进行人工刹车的基本要领是
随着滑跑速度的减小逐渐减小刹车压力.
随着滑跑速度的减小逐渐增大刹车压力.
地面摩擦系数越小越要增大刹车压力.
刹车压力始终保持恒定.
最高刹车效率过程是指
刹车压力保持最大的过程.
随着滑跑速度减小逐渐增大刹车压力的过程.
刹车力矩大于结合力矩的刹车过程.
恰当使用刹车使地面对机轮的摩擦力随时都处于最大的刹车过程.
为便于飞机在地面灵活运动以及滑跑中的方向修正，前起落架必须设置有
前轮中立机构.
前轮转弯机构.
前轮减摆装置.
前轮刹车装置.
防滞刹车装置的功用是
提高刹车效率.
减小刹车油液的压力.
防止拖胎.
A和C.
飞机起落架的基本功用有（多选）
保证飞机地面灵活运动。
减小飞机着陆撞击与颠簸。
安全收放。
支持飞机停放、滑跑刹车减速。
可收放式起落架的结构型式有（多选）
构架式。
支柱套筒式。
摇臂式。
自行车式。
以油气式减震支柱着陆减震是利用（多选）
气体压缩吸收接地能量。
油液高速流过隔板小孔的摩擦消耗能量。
地面刹车消耗能量。
刹车盘的摩擦耗散能量。
29:
造成机轮轮胎过热的主要原因有（多选）
轮胎变形热。
地面摩擦热。
刹车热。
空气传导热。
A,B,C
起落架水平载荷的严重情况是由于（多选）
道面不平整。
踩着刹车接地。
地面摩擦太大。
侧滑接地。
起落架收放位置信号种类有（多选）
电气信号。
警告信号。
机械信号。
变色灯光信号。
飞机起落架收放机构包括（多选）
收放手柄与位置信号。
收放动作筒、位置锁及舱门收放与协调装置。
收放液压系统、电源等动力源。
地面安全装置、应急放下装置。
现代大型客机缩短着陆滑跑距离的减速力有（多选）
放出减速板与襟翼及飞机本身的气动阻力。
发动机反推力。
刹车盘间的摩擦力。
机轮与地面间的摩擦力。
在使用刹车施加刹车压力时，为了保证刹车安全、高效，应考虑的基本影响因素有（多选）
飞机滑跑速度。
道面材料、粗糙度、干湿状况。
场压、场温。
刹车盘温度。
关于飞机滑跑刹车减速原理的表述，正确的有（多选）
在一定限度内，使用刹车可增大地面与机轮的摩擦力。
刹车越重，减速越快。
飞机滑跑的动能大部分由刹车装置摩擦热耗散。
使用刹车增大了地面摩擦力，使飞机更快减速，从而缩短着陆滑跑距离。
A,C,D
飞行操纵系统中主操纵系统在飞行中的功用是
用来操纵副翼、方向舵和升降舵的运动.
操纵飞机绕纵轴、立轴和横轴转动，以改变或保持飞机的飞行姿态.
操纵飞机沿纵轴、立轴和横轴运动，以改变或保持飞机的飞行姿态.
操纵飞机起飞、着陆和上升、下降.
在飞行中，飞机需要向左改变航向时应
蹬左脚蹬；
向右转驾驶盘.
向左转驾驶盘；
蹬左脚蹬.
蹬右脚蹬.
蹬右脚蹬；
飞行操作系统中的手操纵和脚操纵动作
与人体运动的本能反应相一致.
与人体运动的本能反应不一致.
与飞机运动相反.
手操纵动作与人体的本能反应一致，脚操纵与人体的本能反应不一致.
操纵飞机升降舵是为了使飞机
绕横轴转动.
使飞机作起飞、着陆运动.
沿飞机横轴方向运动.
绕纵轴作旋转运动.
飞行员操纵飞机盘旋爬高时，后带驾驶杆并左转驾驶盘，那么右边副翼及升降舵的运动是
向下偏和向下偏.
向上偏和向下偏.
向上偏和向上偏.
向下偏和向上偏.
D
所谓飞行操作系统的主操纵力是指
飞行员进行主操纵时施加在主操纵机构上的力.
飞行员进行主操纵时电传动机构操纵摇臂施加在各主操纵面上的作用力.
飞行员进行主操纵时所要提供的最大操纵力.
飞行员进行主操纵使主操纵面偏转后操纵面产生的使飞机改变飞行姿态的空气动力.
根据操纵力的传递特点可将飞机主操纵型式分为
人工操纵与自动操纵.
无助力机械式主操纵与助力式主操纵.
液压式主操纵与电传式主操纵.
机械式主操纵与液压式主操纵.
飞机操纵系统中可使软式传动的钢索改变方向的是
松紧螺套.
双摇臂.
滑轮.
导索环.
在软式传动中的钢索必须要有一定的预加张力，其原因是
防止气温变化使钢索松弛.
在操纵舵面时减小钢索受力.
防止钢索使用过程中变松.
克服“弹性间隙”，改善系统灵敏性.
有液压助力器的飞行操纵系统中，操纵驾驶杆（盘或脚蹬）是控制液压助力器的
控制活门（或配油柱塞）.
传动动作筒.
舵面传动杆.
液压供油开关.
有些飞机的飞行操作系统中装有舵面锁定机构（舵面锁），可将舵面锁定在一定位置，舵面锁是在
大风天飞机停放时使用，以防止舵面被风吹动使操作系统的构件受到撞击和磨损.
大风天平飞时使用，以保持飞机的稳定飞行.
地面停放和大风天的滑行时使用.
大风天滑行和大风天地面停放时使用.
在无回力式助力操作系统中，为了给飞行员提供适当的操纵感觉力以防止操纵过量和动作过于粗猛，系统都设置有
感力和定中机构.
载荷限制器.
液压伺服控制器.
负补偿片.
襟副翼是指
襟翼和副翼合为一体的操纵面.
襟翼放下时，副翼随之放下一定角度，起襟翼作用的副翼.
副翼放下时，襟翼随之放下一定角度，起副翼作用的襟翼.
A和B.
无助力机械式主操纵系统适用于
大型运输机.
高亚音速飞机.
小型或低速飞机.
无自动驾驶设备的飞机.
随动补偿片与配平调整片相比
两者的操纵完全相同.
两者都与舵面同向偏转.
两者都与舵面反向偏转，能减小操纵感力.
前者与舵面同向偏转，后者与舵面反向偏转.
C
在无回力的助力飞行操纵系统中，飞行时飞行员操纵舵面的操纵力能否减轻或消除（单
可以用舵面上的调整片来减轻或消除.
因舵面上没有调整片，故不能在飞行中减轻或消除.
可以用配平机构来减轻或消除.
因舵面上为随动补偿片，一般不能通过飞行员的主动操纵来减轻或消除.
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