wayground logo

Free Printable Worksheets

Font size

S
M
L
XL
Worksheets

50-100 аэро

Total questions: 50

Worksheet time: 25mins

Name
Class
Date
1.

Диапазон дозвуковых скоростей полёта соответствует числу М

a)

1 М<0.8

b)

2 М<0.5

c)

3 М<0.7

d)

4 М<0.3

2.

Диапазон околозвуковых или трансзвуковых скоростей (зона волнового кризиса).

a)

M =М кр 0,8- 1,2.

b)

M =1,0…1,4.

c)

M =0.4 – 1.2

d)

M =1,2…5.0

3.

Зона сверхзвуковых скоростей.

a)

М > 1.2

b)

М > 1.0

c)

М > 1.0

d)

М > 5.0

4.

Профиль крыла это -

a)

вид лонжерона сбоку

b)

другое название нервюры

c)

фактор зависящий от стреловидности крыла

d)

форма его поперечного сечения

5.

Хорда профиля крыла -

a)

прямая соединяющая концы крыла

b)

отрезок соединяющий верхний и нижний контуры крыла

c)

отрезок прямой соединяющий ребро атаки с ребром обтекания

d)

отношение длины концевой части крыла к корневой

6.

Кривизна профиля крыла характеризуется

a)

кривизной средней линии профиля

b)

от площади крыла

c)

от размаха крыла

d)

углом атаки крыла

7.

Размах крыла это -

a)

термин для определения хорды крыла

b)

расстояние между концами крыла

c)

отсчитывается от продольной оси самолета до законцовки крыла

d)

длина каждого полукрыла

8.

Площадь крыла это –

a)

площадь ограниченная контуром крыла

b)

произведение длины крыла на ее высоту

c)

состоит из суммы площадей верхней и нижней части крыла

d)

сумма площадей двух полукрыльев

9.

Удлинение крыла это -

a)

расстояние между концами крыла

b)

отношение хорды крыла к его размаху

c)

отношение размаха крыла к средней арифметической хорде

d)

изменение длины крыла в зависимости от температуры

10.

Угол поперечного “ V “ крыла это угол

a)

установки крыла

b)

между продольной осью самолета и средней аэродинамической хордой

c)

заключенный между поперечной осью самолета и нижней поверхностью крыла

d)

атаки крыла

11.

Положительное поперечное “ V “ крыла -

a)

улучшает поперечную устойчивость самолета

b)

ухудшает поперечную устойчивость самолета

c)

не влияет на устойчивость самолета

d)

улучшает управляемость самолета

12.

Геометрическая крутка крыла это -

a)

произошедшее в результате механического воздействия смещение профилей

b)

набранное из различных профилей крыло

c)

изменение угла установки профилей вдоль размаха крыла

d)

закручивание крыла из – за набегающего потока

13.

Аэродинамически закрученное крыло это крыло -

a)

с ухудшенными аэродинамическими характеристиками

b)

с обратной стреловидностью

c)

набранное из различных профилей по толщине, кривизне и по типу

d)

изменение угла установки профилей вдоль размаха крыла

14.

Средняя аэродинамическая хорда это -

a)

хорда условного прямоугольного крыла равновеликого по площади крылу данного ВС и эквивалентного ему по аэродинамической силе и моменту

b)

проходящая по центру крыла хорда

c)

условная линия проходящая параллельно передней кромке крыла

d)

составляющая полной аэродинамической силы

15.

Полная аэродинамическая сила это -

a)

сумма всех векторов сил трения и давления

b)

аэродинамическая сила возникающая на взлетном режиме двигателя

c)

постоянная величина

d)

подъемная сила самолета

16.

Точка приложения полной аэродинамической силы это -

a)

центр крыла

b)

центр давления крыла

c)

хорда крыла

d)

фокус крыла

17.

Угол атаки это -

a)

угол заключенный между набегающим потоком и хордой профиля

b)

заключенный между продольной осью самолета и набегающим потоком угол

c)

тангаж самолета

d)

наивыгоднейший угол набора высоты

18.

Подъемная сила Ya направлена

a)

всегда перпендикулярно набегающему потоку (вектору скорости) в сторону пониженного давления

b)

всегда перпендикулярно поперечной оси самолета

c)

перпендикулярно продольной оси самолета

d)

под некоторым углом к вектору скорости

19.

Лобовое сопротивления Xa направлено

a)

параллельно набегающему потоку (против полета)

b)

перпендикулярно вектору скорости создавая сопротивление

c)

перпендикулярно вектору скорости создавая сопротивлениев противоположном направлении от подъемной силы

d)

по полету параллельно набегающему потоку

20.

Коэффициент подъемной силы Cya это -

a)

является безразмерной величиной, определяемой опытным путем

b)

выбирается из специальной таблицы

c)

универсальная составляющая

d)

одинаков для всех типов ВС

21.

Аэродинамическое качество влияет на

a)

вес самолета

b)

дальность планирования, продолжительность полета, расход топлива

c)

лобовое сопротивление самолета

d)

подъемную силу самолета

22.

Поляра крыла это -

a)

кривая для аэродинамического расчета самолета по которой можно определить все основные аэродинамические характеристики крыла

b)

график для определения необходимых взлетно – посадочных характеристик ВС

c)

специальная таблица применяемая пилотами в особых случаях полета

d)

авиационный термин

23.

Составляющие полной аэродинамической силы в скоростной системе координат

a)

Ya – подъемная сила, Xa - сила лобового сопротивления, Za - боковая сила

b)

подъемная сила – Ya, продольная сила – X, боковая сила - Za

c)

нормальная сила – Y, сила лобового сопротивления – Xa, поперечная сила - Z

d)

продольная сила – X , сила лобового сопротивления – Xa, поперечная сила - Z

24.

Составляющие полной аэродинамической силы в связанной системе координат

a)

Y – нормальная сила, X – продольная сила, Z – поперечная сила

b)

нормальная сила – Y , продольная сила – X , боковая сила - Z

c)

продольная сила – X , сила лобового сопротивления – X , поперечная сила - Z

d)

поперечная сила – Z , продольная сила – X , боковая сила - Za

25.

Ламинизированный профиль крыла применяется

a)

на крыльях сверхзвуковых самолетов

b)

на скоростных дозвуковых самолетах

c)

наиболее широко на современных самолетах

d)

применяются на самолетах схемы « бесхвостка»

26.

S-образный профиль крыла применяется

a)

на самолетах схемы «бесхвостка». Они самоустойчивы

b)

на скоростных дозвуковых самолетах

c)

на крыльях сверхзвуковых самолетов

d)

на нескоростных самолетах

27.

Симметричный профиль крыла с малой относительной толщиной применяется

a)

на скоростных дозвуковых самолетах

b)

на самолетах схемы «бесхвостка». Они самоустойчивы.

c)

на нескоростных самолетах

d)

на крыльях сверхзвуковых самолетов

28.

Средняя линия профиля – это…

a)

линия, проходящая через середины ординат профиля. на крыльях сверхзвуковых самолетов на крыльях сверхзвуковых самолетов на крыльях сверхзвуковых самолетов на крыльях сверхзвуковых самолетов

b)

отрезок прямой, соединяющий две наиболее удаленные точки профиля

c)

расстояние между касательными к верхнему и нижнему контуру профиля

d)

максимальное расстояние между хордой и средней линией.

29.

С max –максимальная толщина профиля – это

a)

расстояние между касательными к верхнему и нижнему контуру профиля.

b)

отрезок прямой, соединяющий две наиболее удаленные точки профиля

c)

максимальное расстояние между хордой и средней линией

d)

линия, проходящая через середины ординат профиля

30.

Кривизна или вогнутость профиля f

a)

максимальное расстояние между хордой и средней линией.

b)

линия, проходящая через середины ординат профиля

c)

расстояние между касательными к верхнему и нижнему контуру профиля.

d)

отрезок прямой, соединяющий две наиболее удаленные точки профиля .

31.

Угол установки крыла (профиля) φ — это угол

a)

между линией фокусов (0.25b) и перпендикуляром к плоскости симметрии самолета.

b)

между продольной осью самолёта и относительной хордой профиля  

c)

между продольной осью самолёта и хордой профиля  

d)

между хордой крыла и набегающим на него потока

32.

Угол атаки считается положительным, если поток набегает

a)

переднюю часть крыла.

b)

на нижнюю поверхность крыла.

c)

на верхнюю поверхность крыла

d)

боковую часть крыла

33.

Форма крыла в плане характеризуется

a)

удлинением

b)

углом стреловидности

c)

сужением

d)

все ответы верны

34.

Форма крыла при виде спереди характеризуется

a)

поперечным «V» крыла

b)

углом установки крыла

c)

углом атаки крыла

d)

углом стреловидности

35.

Дать определение ЦД крыла

a)

Точку приложения полной аэродинамической силы крыла

b)

Это синоним фокуса крыла

c)

Точку приложения подъёмной силы крыла

d)

Точка приложения прироста подъёмной силы самолёта

36.

В полёте, при увеличении угла атаки, что происходит с ЦД, (профиль крыла - несимметричный)?

a)

смещается вперед по условной САХ

b)

смещается назад по условной САХ

c)

совпадает с фокусом

d)

практически не перемещается по условной САХ.

37.

В скоростной системе координат,

a)

Подъемная сила Ya всегда направлена перпендикулярно набегающему потоку (вектору скорости) в сторону пониженного давления.

b)

Подъемная сила Ya всегда направлена перпендикулярно линии горизонт (вектору горизонта) в сторону пониженного давления.

c)

Подъемная сила Ya всегда направлена перпендикулярно средней хорде профиля крыла (вектору хорды крыла) в сторону пониженного давления.

d)

Подъемная сила Ya всегда направлена перпендикулярно строительной горизонтальной плоскости самолёта (продольной оси) в сторону повышенного давления.

38.

Угол качества крыла θ, угол, заключенный между -

a)

Векторами Подъемной силы Yа и полной аэродинамической силы R,

b)

Векторами Подъемной силы Xа и полной аэродинамической силы R

c)

Векторами связной системы координат X и скоростной системы координат Xa

d)

Вектором боковой силы Za , и плоскостью симметрии самолёта

39.

Сумма векторов сил трения и давления возникающие в результате взаимодействия крыла с окружающей средой (с воздухом) дает результирующий вектор

a)

полной аэродинамической силы

b)

полного лобового сопротивления

c)

подъёмной силы крыла

d)

лобового сопротивления крыла

40.

Полярой крыла называется график зависимости

a)

коэффициента индуктивного сопротивления Сх а для различных углов атаки крыла;

b)

коэффициента лобового сопротивления Сх а для различных углов атаки крыла;

c)

коэффициента подъёмной силы Су а для различных углов атаки крыла;

d)

коэффициента подъёмной силы Су а от коэффициента лобового сопротивления Сх а для различных углов атаки;

41.

Точка касания поляры крыла с прямой, параллельной оси ординат, соответствует….

a)

критическому углу атаки

b)

наивыгоднейшему углу атаки крыла

c)

углу атаки нулевой подъемной силы

d)

углу наименьшего сопротивления

42.

Точка пересечения поляры крыла с осью абсцисс соответствует

a)

углу атаки нулевой подъемной силы

b)

критическому углу атаки

c)

наивыгоднейшему углу атаки крыла

d)

углу наименьшего сопротивления

43.

Угол атаки на поляре крыла, который определяется точкой касания поляры с прямой, параллельной оси абсцисс называется

a)

критический угол атаки

b)

углом нулевой подъёмной силы

c)

углом наименьшего сопротивления

d)

экономическим углом атаки

44.

точке касания поляры крыла с прямой, проведённой из начала координат.

a)

угол, при котором аэродинамическое качество крыла максимально

b)

критический угол атаки

c)

углом нулевой подъёмной силы

d)

угол наименьшего сопротивления

45.

Центр давления крыла-это точка :

a)

пересечения вектора Ra с хордой профиля крыла

b)

пересечения вектора Ra с центральной линии профиля крыла

c)

приложения результирующей Ха с центральной линии профиля крыла

d)

приложения результирующей Yа с центральной линии профиля крыла

46.

Закон перемещения центра давления крыла зависит от:

a)

угла поперечного V крыла

b)

удлинения крыла

c)

формы профиля крыла

d)

сужения крыла

47.

У S-образных профилей крыла, с увеличением угла атаки, центр давления перемещается:

a)

назад к ребру обтекания профиля крыла

b)

к ребру атаки профиля крыла

c)

не перемещается

d)

нет правильного ответа

48.

Потребная скорость горизонтального полёта - это

a)

движение самолёта с постоянной скоростью, при которой тяга двигателей уравновешивает сопротивление;

b)

скорость, необходимая для создания подъёмной силы равной силе тяжести самолёта

c)

это скорость, при которой гарантируется целостность самолёта от разрушения

d)

это скорость, при которой не гарантируется целостность самолёта от разрушения

49.

Чтобы выполнить горизонтальный полёт с постоянной скоростью (V=const) необходимо условие:

a)

Ya /mg = 0

b)

Ya – mg = 0

c)

P /Xa = 0

d)

P – Xa = 0

50.

Потребная тяга для горизонтального полёта Р называется….

a)

тяга, необходимая для подъёмной силы в полёте

b)

тяга, необходимая для создания подъёмной силы

c)

тяга, необходимая для уравновешивания лобового сопротивления самолёта на данных углах атаки

d)

тяга, необходимая для уравновешивания подъёмной силы в полёте

Similar Resources on Wayground

ВВЕДЕНИЕ В СПЕЦИАЛЬНОСТЬ 100-150

51 questions

ВВЕДЕНИЕ В СПЕЦИАЛЬНОСТЬ 100-150

quiz

Worksheet

•

University