Только на одной высоте и скорости.

На любом режиме.

На любой высоте только на расчётной скорости.

На любой скорости только на расчётной высоте.

На любом режиме и расчётной частоте вращения ВВ.

Эффективная мощность ненемого увеличивается, а мощность потребная на вращение винта N п.в. уменьшается.

Эффективная мощность неменого уменьшается., мощность потребная на вращение винта N п.в. тоже уменьшается.

Эффективная мощность неменого увеличивается, мощность потребная на вращение винта N п.в. тоже увеличивается.

Эффективная мощность Неменого увеличивается, а мощность потребная на вращение винта N п.в. остаётся постоянной..

Эффективная мощность N не меняется, мощность потребная на вращение винта N п.в. остаётся постоянной.

Скорость ровна нулю, угол атаки равен углу установки.

Угол атаки α – положительный, тяга положительная.

Небольшой отрицательный угол атаки, вся мощность идет на преодоление тормозящего момента.

Угол атаки α – отрицателен, мощность потребная на вращение ровна нулю.

Скорость ровна нулю, угол атаки оптимальный.

Угол атаки α – положительный, тяга положительная.

Скорость ровна нулю, угол атаки равен углу установки.

Угол атаки положительный, вся мощность идет на преодоление тормозящего момента.

Угол атаки α – положительный, мощность потребная на вращение ровна нулю.

Скорость ровна нулю, угол атаки положительный.

Небольшой отрицательный угол атаки, вся мощность идет на преодоление тормозящего момента.

Скорость ровна нулю, угол атаки равен углу установки.

Угол атаки α – положительный, тяга положительна.

Угол атаки α – отрицателен, мощность потребная на вращение ровна нулю.

Скорость ровна нулю, угол атаки оптимальный.

Угол атаки α – отрицателен, тяга – отрицательная, мощность потребная на вращение ровна нулю.

Скорость ровна нулю, угол атаки равен углу установки.

Небольшой отрицательный угол атаки, вся мощность идет на преодоление тормозящего момента.

Угол атаки α – отрицателен, мощность потребная на вращение ровна нулю, тяга положительна.

Винт вращается в обратную сторону.

Рулём высоты, управляемым стабилизатором, элевонами.

Рулём высоты, элеронами.

Элероном, управляемым стабилизатором.

Рулём высоты.

Рулём направления, элевонами.

Элероны, элевоны, дифференциально отклоняемые половины стабилизатора.

Элероны, дифференциально отклоняемые половины стабилизатора.

Элероны, элевоны, стабилизатор

Элероны

Элероны, элевоны, отклоняемый стабилизатор

Сопротивления давления, донного сопротивления и сопротивления трения.

Сопротивления давления, сопротивления трения.

Сопротивления давления, вредного сопротивления и сопротивления трения.

Сопротивления давления, сопротивления несущих частей и сопротивления трения.

Вредного сопротивления и сопротивления трения.

Увеличивается сопротивление давления.

Увеличивается толщина пограничного слоя.

Увеличивается сопротивление трения.

Увеличивается длина ламинарного течения.

Увеличивается длина турбулентного течения.

К повышенной эжекции (отсосу) частиц воздуха из области хвостовой части, к снижению давления на поверхности хвостовой части фюзеляжа и, к возникновению донного сопротивления и увеличению лобового сопротивления.

К повышенной эжекции (отсосу) частиц воздуха из области хвостовой части, к увеличению давления на поверхности хвостовой части фюзеляжа.

К пониженной эжекции (отсосу) частиц воздуха из области хвостовой части, к увеличению давления на поверхности хвостовой части фюзеляжа.

К снижению давления на поверхности хвостовой части фюзеляжа и, как следствие, к возникновению так называемого донного сопротивления.

К повышенной эжекции (отсосу) частиц воздуха из области хвостовой части, к снижению давления на поверхности хвостовой части фюзеляжа, что не влияет на аэродинамику самолёта.

Продольным.

Момент по тангажу.

Путевым.

Поперечным.

Центр давления аэродинамических сил, действующих на руль, максимально возможно приближается к оси вращения руля.

Центр давления аэродинамических сил, действующих на руль, максимально возможно удалён от оси вращения руля.

Ось вращения руля максимально возможно приближается к передней кромке руля.

Ось вращения руля максимально возможно приближается к задней кромке руля.

У передней кромке руля устанавливается специальный груз.

Осевая, роговая, сервокомпенсация, внутренняя компенсация.

Осевая, роговая, триммер, внутренняя компенсация.

Осевая, роговая, сервокомпенсация, гидросистема.

Осевая, сервокомпенсация, внутренняя компенсация.

Продольная, роговая, сервокомпенсация, внутренняя компенсация.

Влияние может быть положительным, если суммарное сопротивление самолёта уменьшается, и отрицательным, если сопротивление увеличивается.

Влияние может быть только положительным.

Влияние может быть только отрицательным.

Взаимное влияние частей самолёта (крыло, фюзеляж и т.д.) друг на друга аэродинамических характеристик самолёта не меняют.

Взаимное влияние частей самолёта друг на друга меняют аэродинамические характеристики самолёта только на взлёте.

Сумму сопротивлений крыла и сопротивлений остальных частей самолёта, не создающих подъёмной силы, с учётом интерференции.

Сумму сопротивлений крыла и сопротивлений остальных частей самолёта, не создающих подъёмной силы, без учёта интерференции.

Сумму сопротивлений крыла и остальных частей самолёта, не создающих подъёмной силы.

Сумму сопротивлений крыла и сопротивлений вертикального и горизонтального оперения.

Сумму сопротивлений крыла и сопротивления горизонтального оперения.

Сопротивление ненесущих частей самолёта.

Сопротивление ненесущих частей и сопротивления горизонтального оперения самолёта.

Сопротивление фюзеляжа самолёта.

Сопротивление несущих частей и сопротивления вертикального оперения самолёта.

Донное сопротивление самолёта.

Площадь фюзеляжа, находящаяся в потоке, которая определяется по расчётной схеме фюзеляжа с учётом особенностей его обводов.

Площадь фюзеляжа, находящаяся в потоке.

Площадь фюзеляжа, которая определяется по расчётной схеме фюзеляжа с учётом особенностей его обводов.

Площадь фюзеляжа, находящаяся в потоке с учётом площади крыла и хвостового оперения.

Площадь фюзеляжа, находящаяся в потоке с учётом площади крыла.

Подъёмной силе изолированного крыла.

Подъёмной силе крыла без учёта элеронов.

Подъёмной силе крыла и горизонтального оперения.

Подъёмной силе крыла и фюзеляжа.

Подъёмной силе крыла, фюзеляжа, горизонтального оперения и гондол двигателя.

Как и такая же характеристика крыла данного самолёта, но кривая  сдвинута вверх на величину сопротивления самолёта;

Как и такая же характеристика крыла данного самолёта

Как и такая же характеристика крыла данного самолёта, но кривая  сдвинута вниз  на величину постоянной составляющей Хα 0.

Как и такая  же характеристика крыла данного самолёта, но  кривая  сдвинута влево  на величину постоянной составляющей  Хα 0.

Как и такая  же характеристика крыла данного самолёта, но  кривая  сдвинута вправо  на величину постоянной  составляющей  Хα 0.

Поляра самолёта смещена вправо относительно поляры крыла на величину вредного сопротивления.

Поляра самолёта смещена влево относительно поляры крыла на величину вредного сопротивления.

Поляра самолёта смещена вниз относительно поляры крыла на величину вредного сопротивления.

Поляра самолёта смещена вверх относительно поляры крыла на величину вредного сопротивления.

Поляра самолёта соответствует поляре крыла данного самолёта.

Кривая K=f(α) самолёта пройдёт ниже кривой K=f(α) крыла.

Кривая K=f(α) самолёта пройдёт выше кривой K=f(α) крыла.

Кривая K=f(α) самолёта пройдёт правее кривой K=f(α) крыла.

Кривая K=f(α) самолёта пройдёт левее кривой K=f(α) крыла.

Кривая K=f(α) самолёта полностью соответствует кривой K=f(α) крыла данного самолёта.

Плоские, отклоняющиеся вниз части нижней поверхности крыла, расположенные у задней его кромки.

Подвижная хвостовая часть крыла.

Профилированная часть крыла, расположенная на его передней кромке.

Пластины, расположенные на верхней поверхности крыла, отклоняемые или выдвигаемые вверх.

Короткие пластины, устанавливаемые на верхней поверхности крыла.

Подвижная хвостовая часть крыла.

Плоские, отклоняющиеся вниз части нижней поверхности крыла, расположенные у задней его кромки.

Профилированная часть крыла, расположенная на его передней кромке.

Пластины, расположенные на верхней поверхности крыла, отклоняемые или выдвигаемые вверх.

Короткие пластины, устанавливаемые на верхней поверхности крыла.

Профилированная часть крыла, расположенная на его передней кромке.

Плоские, отклоняющиеся вниз части нижней поверхности крыла, расположенные у задней его кромки.

Подвижная хвостовая часть крыла.

Пластины, расположенные на верхней поверхности крыла, отклоняемые или выдвигаемые вверх.

Короткие пластины, устанавливаемые на верхней поверхности крыла.

Пластины, расположенные на верхней поверхности крыла, отклоняемые или выдвигаемые вверх.

Плоские, отклоняющиеся вниз части нижней поверхности крыла, расположенные у задней его кромки.

Подвижная хвостовая часть крыла.

Профилированная часть крыла, расположенная на его передней кромке.

Короткие пластины, устанавливаемые на верхней поверхности крыла.

Короткие пластины, устанавливаемые на верхней поверхности крыла для завихрения потока.

Плоские, отклоняющиеся вниз части нижней поверхности крыла, расположенные у задней его кромки.

Подвижная хвостовая часть крыла.

Профилированная часть крыла, расположенная на его передней кромке.

Пластины, расположенные на верхней поверхности крыла, отклоняемые или выдвигаемые вверх.

При увеличении относительной толщины и кривизны профиля увеличивается сужение струек над крылом, увеличивается скорость потока и уменьшается давление в точке наибольшей толщины крыла, в результате увеличивается коэффициент подъёмной силы.

При уменьшении относительной толщины и кривизны профиля увеличивается сужение струек над крылом, увеличивается скорость потока и уменьшается давление в точке наибольшей толщины крыла, в результате увеличивается коэффициент подъёмной силы.

При увеличении относительной толщины и кривизны профиля уменьшается скорость потока и уменьшается давление в точке наибольшей толщины крыла, в результате уменьшается коэффициент подъёмной силы.

При увеличении относительной толщины и кривизны профиля увеличивается сужение струек над крылом, увеличивается скорость потока и увеличивается давление в точке наибольшей толщины крыла, в результате несколько увеличивается коэффициент подъёмной силы.

При уменьшении относительной кривизны профиля увеличивается сужение струек над крылом, увеличивается скорость потока и уменьшается давление в точке наибольшей толщины крыла, в результате увеличивается коэффициент подъёмной силы.

Стреловидность отдаляет волновой кризис, что приводит к улучшению аэродинамических характеристик крыла.

Стреловидность улучшает аэродинамические характеристики крыла при сверхзвуковом обтекании.

Стреловидность улучшает аэродинамические характеристики крыла при дозвуковом и сверхзвуковом обтекании.

Стреловидность улучшает аэродинамические характеристики крыла трансзвуковом и сверхзвуковом обтекании.

Стреловидность ухудшает аэродинамические характеристики крыла при дозвуковом и трансзвуковом обтекании.

Коэффициент Су стреловидного крыла при дозвуковом и смешанном (трансзвуковом) обтекании меньше чем у прямого крыла.

Коэффициент Су стреловидного крыла при дозвуковом и смешанном (трансзвуковом) обтекании не изменяется чем у прямого крыла.

Коэффициент Су стреловидного крыла при дозвуковом и смешанном (трансзвуковом) обтекании больше чем у прямого крыла и характер его изменения более благоприятен.

Коэффициент Су стреловидного крыла при дозвуковом и смешанном (трансзвуковом) обтекании такой же как и у прямого крыла.

Увеличивает критическое число $$M$$ и уменьшает рост волнового сопротивления.

Уменьшает критическое число $$M$$ и уменьшает рост волнового сопротивления.

Увеличивает критическое число $$M$$ и увеличивает рост волнового сопротивления.

Увеличивает критическое число $$M$$ , не меняя величину волнового сопротивления.

Не меняет критическое число $$M$$ и уменьшает рост волнового сопротивления.

Сверхзвуковой поток превращается в дозвуковой.

Скорость за скачком может остаться сверхзвуковой.

Дозвуковой поток превращается в сверхзвуковой.

Скорость за скачком остаётся сверхзвуковой до высоты 10000 метров.

Скорость за скачком остаётся сверхзвуковой только с высоты 10000 метров.

Скорость за скачком уменьшается, но может остаться сверхзвуковой.

Сверхзвуковой поток превращается в дозвуковой.

Дозвуковой поток превращается в сверхзвуковой.

Скорость за скачком остаётся сверхзвуковой до высоты 10000 метров.

Скорость за скачком остаётся сверхзвуковой только с высоты 10000 метров.

Скоростью потока, линейным размером тела, плотностью газа, степенью турбулентности набегающего потока, состоянием отделки поверхности, характером распределения давления по поверхности тела.

Скоростью потока, площадью тела, степенью турбулентности потока, состоянием отделки поверхности, характером распределения давления по поверхности тела.

Скоростью потока, плотностью газа, степенью турбулентности (неравномерности, завихренности) набегающего потока, характером распределения давления по поверхности тела.

Скоростью потока, весом тела, плотностью газа, степенью завихренности набегающего потока, состоянием отделки поверхности, характером распределения скорости по поверхности тела.

Плавным, слоистым, упорядоченным движением частиц.

Слоистым движением частиц, вращение частиц газа происходит между отдельными слоями, в результате чего вращающиеся частицы движутся по траекториям, пересекающимся между собой.

Характеризуется беспорядочным, хаотическим движением частиц газа, энергичным перемещением их.

Слоистым беспорядочным, хаотическим движением частиц газа, энергичным перемещением их, вращение частиц газа происходит внутри отдельных слоёв.

Слоистым беспорядочным, хаотическим движением частиц газа, энергичным перемещением их, вращение частиц газа происходит внутри всех слоёв.

Характеризуется беспорядочным, хаотическим движением частиц газа, энергичным перемещением их.

Плавным, слоистым, упорядоченным движением частиц, вращение частиц газа происходит внутри отдельных слоёв, в результате чего вращающиеся частицы движутся по траекториям, не пересекающимся между собой.

Слоистым движением частиц, вращение частиц газа происходит между отдельными слоями, в результате чего вращающиеся частицы движутся по траекториям, пересекающимся между собой.

Слоистым беспорядочным, хаотическим движением частиц газа, энергичным перемещением их, вращение частиц газа происходит внутри отдельных слоёв.

Слоистым беспорядочным, хаотическим движением частиц газа, энергичным перемещением их, вращение частиц газа происходит внутри отдельных слоёв, в результате чего вращающиеся частицы движутся по траекториям, не пересекающимся между собой.

Увеличением относительной толщины и относительной кривизны профиля.

Уменьшением относительной толщины и относительной кривизны профиля.

Уменьшением относительной толщины и увеличением относительной кривизны профиля.

Увеличением хорды и средней линии профиля.

Увеличением относительной толщины хорды профиля.

Увеличение относительной толщины и относительной кривизны профиля вызывают уменьшение поперечных сечений струек и увеличение скорости обтекания профиля.

Увеличение относительной толщины и относительной кривизны профиля не вызывают увеличение поперечных сечений струек и увеличение скорости обтекания профиля.

Уменьшение относительной толщины и относительной кривизны профиля вызывают уменьшение поперечных сечений струек и увеличение скорости обтекания профиля.

Увеличение относительной толщины и относительной кривизны профиля вызывают уменьшение поперечных сечений струек и уменьшение скорости обтекания профиля.

Уменьшение относительной толщины и относительной кривизны профиля вызывают уменьшение поперечных сечений струек и уменьшение скорости обтекания профиля.

Увеличение относительной толщины вызывают уменьшение поперечных сечений струек и увеличение скорости обтекания профиля.

Увеличение относительной толщины вызывают увеличение поперечных сечений струек и увеличение скорости обтекания профиля.

Уменьшение относительной толщины вызывают уменьшение поперечных сечений струек и увеличение скорости обтекания профиля.

Уменьшение относительной толщины вызывают уменьшение поперечных сечений струек и уменьшение скорости обтекания профиля.

Увеличение относительной толщины не вызывают уменьшение поперечных сечений струек и уменьшение скорости обтекания профиля.

Увеличение относительной кривизны вызывает уменьшение поперечных сечений струек и увеличение скорости обтекания профиля.

Увеличение относительной кривизны вызывает увеличение поперечных сечений струек и увеличение скорости обтекания профиля.

Уменьшение относительной кривизны вызывает уменьшение поперечных сечений струек и увеличение скорости обтекания профиля.

Уменьшение относительной кривизны вызывает уменьшение поперечных сечений струек и уменьшение скорости обтекания профиля.

Относительная кривизна профиля не влияет на поперечные сечения струек и скорость обтекания профиля.

Увеличение α ведёт к уменьшению Мкр, а уменьшение α – к увеличению Мкр профиля крыла.

Уменьшение α ведёт к уменьшению Мкр, а увеличение α – к увеличению Мкр профиля крыла.

Изменение α не влияет на Мкр.

Изменение α влияет на Мкр на высотах более 9000 метров.

Изменение α влияет на Мкр.

От составляющей скорости горизонтального полёта, перпендикулярной передней кромке крыла.

От составляющей скорости горизонтального полёта $$V_2 = V \sin \chi$$ .

От составляющей скорости горизонтального полёта $$V_1 = V \tan \chi$$ .

От скорости горизонтального полёта.

От приборной скорости горизонтального полёта.

Мкр будет увеличиваться пропорционально увеличению угла стреловидности.

Мкр будет уменьшаться пропорционально увеличению угла стреловидности.

Мкр будет изменяться обратно пропорционально увеличению угла стреловидности.

Стреловидность не влияет на Мкр.

На Мкр влияет только обратная стреловидность.

Увеличение скорости, свыше Мкр.

Увеличение скорости, свыше Мкр на самолётах только с прямоугольным крылом.

Увеличение скорости, свыше Мкр на самолётах только со стреловидным крылом.

Увеличение скорости, свыше 0.75 Мкр.

Увеличение скорости, свыше 1.2 Мкр.

Волновое сопротивление есть сопротивление давления, так как оно обусловлено повышенной разностью давлений перед крылом и за крылом.

Увеличение скорости, свыше критической, приводит к дополнительному увеличению профильного сопротивления.

Увеличение скорости, свыше критической, приводит к дополнительному увеличению сопротивления трения.

Увеличение скорости, свыше критической, приводит к тому, что кинетическая энергия потока затрачивается на нагревание воздуха в скачке, что и вызывает дополнительное сопротивление.

Увеличение скорости приводит к тому, что энергия потока затрачивается на нагревание воздуха в скачке, что и увеличивает сопротивление трения.

Заключается в смещении оси вращения руля ближе к центру давления.

Заключается в том, что концевые части руля выносятся перед осью вращения.

Заключается в том, что устройство представляет собой управляющую поверхность, расположенную на задней кромке руля, которая при повороте руля отклоняется в противоположную сторону.

Заключается в том, что устройство представляет собой камеру, в которой при отклонении руля возникает разность давлений.

Заключается в том, что устройство представляет собой дополнительную поверхность на задней кромке руля, положением которой управляет пилот.

Заключается в том, что концевые части руля выносятся перед осью вращения.

Заключается в смещении оси вращения руля ближе к центру давления.

Заключается в том, что устройство представляет собой управляющую поверхность, расположенную на задней кромке руля, которая при повороте руля отклоняется в противоположную сторону.

Заключается в том, что устройство представляет собой камеру, в которой при отклонении руля возникает разность давлений.

Заключается в том, что устройство представляет собой дополнительную поверхность на задней кромке руля, положением которой управляет пилот.

Прямолинейный полёт самолёта с постоянной скоростью на постоянной высоте.

Прямолинейный полёт самолёта с постоянной скоростью на непостоянной высоте.

Прямолинейный полёт самолёта на постоянной высоте.

Криволинейный полёт самолёта с постоянной скоростью на постоянной высоте.

Прямолинейный полёт самолёта с постоянной скоростью.

Устойчивости, управляемости самолёта, для расчёта самолёта на прочность.

Для расчёта полёта самолёта на дальность.

Устойчивости самолёта, для расчёта самолёта на прочность.

Аэродинамических сил на крыле.

Экономичности самолёта, для расчёта самолёта на прочность.

Берётся в ЦМ самолёта.

Берётся в ЦД самолёта.

Берётся в фокусе самолёта.

Берётся в фокусе крыла.

Берётся в ЦД крыла.