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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 B、空氣密度小，起飛滑跑距離長 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、對于音速．如下說法正確的是: (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 國際標(biāo)準(zhǔn)大氣 1、大氣層由內(nèi)向外依次分為哪幾層？——對流層、平流層、中間層、電離層和散逸層。 2、對流層的高度．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（對流層）。 5、國際標(biāo)準(zhǔn)大氣指定的依據(jù)是什么？——國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 氣象對飛行的影響；1.5 大氣狀況對機(jī)體腐蝕的影響 1、對飛機(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、大氣相對濕度超過臨界值時(shí)，機(jī)體腐蝕會由（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)的流體不會流出 C、 流管的粗細(xì)不會發(fā)生變化 D、 流管外的流體不會流入 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、對于任何速度的氣流，連續(xù)性方程是(C) A、流過各截面的氣流速度與截面積乘積不變 B、流過各截面的體積流量相同 C、流過各截面的質(zhì)量流量相同 D、流過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）的長度。 機(jī)翼的翼展是從（左翼尖）到（右翼尖）的長度 2、機(jī)翼的展弦比是(D) A、展長與機(jī)翼最大厚度之比。 B、展長與翼根弦長之比。 C、展長與翼尖弦長之比。 D、展長與平均幾何弦長之比。 3、民航飛機(jī)常用翼型的特點(diǎn)(C) A、相對厚度20％到30％ B、相對厚度5％到10％ C、相對厚度8%到15％ D、相對厚度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)場起飛比在平原機(jī)場所需跑到長度（長）。 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、來流方向 D、駐點(diǎn)切線方向 5. 迎角—相對氣流與翼弦的夾角 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、下列哪種說法是正確的? (C) A、當(dāng)攻角達(dá)到臨界攻角時(shí)，升力會突然大大增加 B、氣流變?yōu)殡s亂無章，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)，阻力會大大減小 3、下列關(guān)于誘導(dǎo)阻力的哪種說法是正確的? (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，厚度越來越薄 C、由層流變紊流，厚度越來越厚 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氣流動(dòng)產(chǎn)生阻力？(A) A、通過激波后空氣的溫度升高 B、通過激波后氣流的速度下降。 C、通過激波后空氣的靜壓升高。 D、通過激波后氣流的動(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)翼表面流場全部為超音速流場)。 5、飛機(jī)在對流層中勻速爬升時(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)失速下列說法哪些是正確的?(D) A、飛機(jī)失速是通過加大發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力就可以克服的飛行障礙。 B、亞音速飛行只會出現(xiàn)大迎角失速。 C、高亞音速飛行只會出現(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、相對厚度比較小，相對彎度比較大，最大厚度點(diǎn)靠后的簿翼型。 B、相對厚度比較?。鄬澏缺容^小，最大厚度點(diǎn)靠后的薄翼型。 C、相對厚度比較小．相對彎度比較小，最大厚度點(diǎn)靠前的薄翼型。 D、相對厚度比較小，相對彎度比較大．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)”即過載指飛機(jī)（立軸）方向上的載荷系數(shù)，該過載表示（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)最長的速度是（久航速度），飛機(jī)能獲得航程最長的速度是(遠(yuǎn)航速度)。 3、飛機(jī)平飛時(shí)，過載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，飛機(jī)的起飛性能越好 D、滑跑距離長短與飛機(jī)的起飛性能無關(guān) 4、同架同樣重量的飛機(jī)在高原機(jī)場降落比在平原機(jī)場降落需要的跑道（長）。 5、飛機(jī)起飛過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)場對上升率的影響是：（ D） A、增大上升率 B、減小上升率 C、根據(jù)風(fēng)向而定 D、無影響 5、飛機(jī)等速爬升時(shí)，過載(B ) A、等于1 B、小于1 C、大于1 D、不確定 6. 飛機(jī)對流層等速爬升過程中，飛行馬赫數(shù)逐漸___增大_____。 7. 飛機(jī)爬升過程中受到順風(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)的相對位置無關(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（增強(qiáng)），縱向操縱性會（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.簡述飛機(jī)的三種基本操縱方法？ 1.俯仰操縱過程；2.方向操縱過程；3.橫測操縱過程。