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, горизонтальным оперением и гондолами 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 Xa 0.

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

Как и такая же характеристика крыла данного самолёта, но кривая сдвинута вправо на величину постоянной составляющей Xa 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 уменьшается 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 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, линейным размером тела, плотностью тела, степенью неравномерности, завихренности 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 набегающего потока, характером распределения давления 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 вызывает уменьшение поперечных сечений струек и увеличение скорости обтекания профиля.

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

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

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

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

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

Увеличение $$\alpha$$ ведёт к уменьшению $$M_{кр}$$ , а уменьшение $$\alpha$$ – к увеличению $$M_{кр}$$ профиля крыла.

Уменьшение $$\alpha$$ ведёт к уменьшению $$M_{кр}$$ , а увеличение $$\alpha$$ – к увеличению $$M_{кр}$$ профиля крыла.

Изменение $$\alpha$$ не влияет на $$M_{кр}$$ .

Изменение $$\alpha$$ влияет на $$M_{кр}$$ на высотах более 9000 метров.

Изменение $$\alpha$$ влияет на $$M_{кр}$$ .

От составляющей скорости горизонтального полёта, перпендикулярной передней кромке крыла.

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

От составляющей скорости горизонтального полёта $$V_1 = V \operatorname{tg} \chi$$ .

От скорости горизонтального полёта.

От приборной скорости горизонтального полёта.

$$M_{кр}$$ будет увеличиваться пропорционально увеличению угла стреловидности.

$$M_{кр}$$ будет уменьшаться пропорционально увеличению угла стреловидности.

$$M_{кр}$$ будет изменяться обратно пропорционально увеличению угла стреловидности.

Стреловидность не влияет на $$M_{кр}$$ .

На $$M_{кр}$$ влияет только обратная стреловидность.

Увеличение скорости, свыше $$M_{кр}$$ .

Увеличение скорости, свыше $$M_{кр}$$ на самолётах только с прямоугольным крылом.

Увеличение скорости, свыше $$M_{кр}$$ на самолётах только со стреловидным крылом.

Увеличение скорости, свыше $$0.75\,M_{кр}$$ .

Увеличение скорости, свыше $$1.2\,M_{кр}$$ .

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.

Подъёмная сила, сила веса, сила лобового сопротивления, сила тяги.

Подъёмная сила, нормальная сила, сила лобового сопротивления, сила тяги.

Подъёмная сила, сила веса, сила тяги; сила бокового сопротивления — направлена в сторону левого крыла самолёта.

Подъёмная сила, сила веса, сила лобового сопротивления, продольная сила, сила тяги.

Нормальная сила, сила веса, продольная сила, сила тяги.

Y=G; P=X

P>X; Y=G;

Y≠G; P>X;

Y=G; P#X;

P

Vпотр. ГП = 2G/ Cy pS

Vпотр. ГП = Y/Q;

Vпотр. ГП = Cx;

Vпотр. ГП = Cy/Cx;

Vпотр. ГП = G/P;

Cy;

M;

n;

p;

b;

Максимальная, минимальная, экономическая, крейсерская, наивыгоднейшая.

Минимальная, максимальная, экономическая, истинная.

Максимальная, минимальная, путевая, крейсерская, наивыгоднейшая.

Наивыгоднейшая минимальная, максимальная, приборная, экономическая.

Минимальная, индикаторная, крейсерская, экономическая.

V, a

R

My

Mz

Cm

Rпотр. Г.П = G/K;

Rпотр. Г.П = K/G;

Rпотр. Г.П = N/K;

Rпотр. Г.П = G/N;

Rпотр. Г.П = G/Y;

Температура наружного воздуха, высота полёта, вес самолёта, сжимаемость воздуха;

Температура наружного воздуха, турбулентность, сжимаемость воздуха, высота, полётный ветер;

Вес самолёта, температура наружного воздуха, сжимаемость воздуха;

Сжимаемость воздуха, температура наружного воздуха, высота полёта, прочность самолёта;

Температура наружного воздуха, высота полёта, вес самолёта, сжимаемость воздуха;

Минимальную, экономичную, наивыгоднейшую, максимальную скорости полёта, избыток тяги на разных скоростях и высотах полёта;

Скороподъёмность и другие лётные данные самолёта, скорость сваливания в штопор;

Скорость полёта с наименьшей Rпотр. ГП, диапазон скоростей ГП и его изменение по высотам;

Минимальную, наивыгоднейшую, максимальную скорости полёта;

Скорость сваливания в штопор, минимальную и максимальную скорости полёта;

10–15%;

20–25%;

30–35%;

40–45%;

50–55%.

экономической до максимальной

наивыгоднейшей до максимальной

наивыгоднейшей до экономической

экономической до наивыгоднейшей

минимальной до экономической

минимальной до экономической

минимальной до наивыгоднейшей

наивыгоднейшей до экономической

экономической до наивыгоднейшей

экономической до максимальной

ухудшением устойчивости и управляемости

улучшением управляемости

улучшением устойчивости

уменьшением угла атаки

увеличением скорости

улучшением устойчивости и управляемости

ухудшением устойчивости и управляемости

увеличением угла атаки

уменьшением скорости

с высотой значение Vмин горизонтального полёта уменьшается

максимальной и минимальной скоростями горизонтального полёта

между максимальной и экономической скоростями горизонтального полёта

между максимальной и наивыгоднейшей скоростями горизонтального полёта

между крейсерской и минимальной скоростями горизонтального полёта

между максимальной и крейсерской скоростями горизонтального полёта

располагаемой и потребной тягами на определённой скорости горизонтального полёта

располагаемой и потребной тягами на максимальной скорости горизонтального полёта

располагаемой тягой и потребной мощностью на одной и той же скорости горизонтального полёта

возможной и потребной тягами на одной и той же скорости горизонтального полёта

располагаемой и возможной тягами на одной и той же высоте

равномерное и прямолинейное движение самолёта вверх по траектории, наклонной к горизонту, с постоянной скоростью

неравномерное и прямолинейное движение самолёта после взлёта вверх по траектории набора высоты с непостоянным углом атаки, что не обеспечивает постоянства скорости

движение самолёта после взлёта вверх по траектории набора высоты с разными углами атаки

движение самолёта после взлёта вверх по траектории набора высоты с переменным углом атаки

движение самолёта после взлёта вверх по траектории набора высоты с переменной вертикальной скоростью

подъёмная сила, уравновешивающая составляющую силы веса G, которая перпендикулярна к траектории полёта, и сила тяги в направлении полёта, которая уравновешивает лобовое сопротивление и составляющую силы веса G в направлении обратном движению самолёта

полная аэродинамическая сила направлена вертикально вверх и составляет угол набора высоты к траектории полёта, и сила тяги силовой установки в направлении полёта, которая дополнительно уравновешивает составляющую силы веса G в направлении обратном движению самолёта

подъёмная сила, уравновешивающая составляющую силы веса G, которая перпендикулярна к траектории полёта

сила тяги силовой установки в направлении полёта, которая уравновешивает силу лобового сопротивления воздушного потока

сила тяги силовой установки в направлении полёта, которая уравновешивает составляющую силы веса G в направлении обратном движению самолёта

теоретическая высота полёта, на которой вертикальная скорость набора равна нулю

фактическая высота горизонтального полёта на наивыгоднейшей скорости, которую достичь возможно, но на ней избыток тяги и диапазон скоростей должны быть равны нулю

высота горизонтального полёта на наивыгоднейшей скорости, которую можно достичь, а на ней избыток тяги равен нулю, но при попытке её достичь потребуется много времени и топлива

максимальная высота горизонтального полёта на экономической скорости, которую можно достичь, на ней избыток тяги и диапазон скоростей не равны нулю, при попытке её достичь потребуется много времени и топлива

расчётная высота горизонтального полёта на крейсерской скорости, которую можно достичь, на ней избыток тяги и диапазон скоростей должны быть равны нулю

0,5 м/с

1,0 м/с

2,5 м/с

0,25 м/с

5 м/с

уменьшается

не меняется

увеличивается

ветер не влияет

влияет только качество самолёта

тягой силовой установки, равной нулю или близкой к ней в режиме ПМГ (полётный малый газ)

крейсерской тягой силовой установки в режиме ПМГ (полётный малый газ)

экономической тягой силовой установки

наивыгоднейшей тягой силовой установки

заданной тягой силовой установки

прямолинейное и равномерное движение самолёта по наклонной вниз траектории с постоянной скоростью и с тягой, равной нулю

прямолинейное движение самолёта по наклонной вниз траектории с переменной скоростью и тягой для производства посадки в пункте назначения

прямолинейное и равномерное движение самолёта по наклонной вниз траектории с постоянной скоростью с выключенным обогревом силовой установки для потери высоты и производства посадки в пункте назначения

криволинейное и неравномерное движение самолёта по наклонной вниз траектории с переменной скоростью без тяги силовой установки для потери высоты и производства посадки в пункте назначения

прямолинейное движение самолёта по наклонной вниз траектории с последовательным выключением и включением силовой установки

P < Гориз.пол.

P = Гориз.пол.

P > Гориз.пол.

P ≈ Гориз.пол.

P > × Гориз.пол.

аэродинамическими силами R и Y

аэродинамическими силами X и Y

нормальной и продольной силами X1 и Y1

аэродинамическими силами R и Y1

аэродинамическими силами R и X1

V безоп. И Нбезоп

V безоп

Н безоп

Н = 100 м

Н = 120 м