Поможем написать учебную работу

Если у вас возникли сложности с курсовой, контрольной, дипломной, рефератом, отчетом по практике, научно-исследовательской и любой другой работой - мы готовы помочь.

Предоплата всего

от 25%

Подписываем

договор

1.	Средняя аэродинамическая хорда (САХ), (М):
	А	2,169;
	Б	2,269;
	В	2,369;
	Г	2,469.

2.	Реактивный момент винта уравновешивается отклонением:
	А	Руля направления;
	Б	Руля высоты;
	В	Элеронов;
	Г	Закрылков.

3.	Угол атаки нулевой подъемной силы (0) с прижатыми предкрылками и не отклоненными закрылками составляет:
	А	Минус 1о
	Б	0,
	В	Минус 7о
	Г	Минус 11о

4.	Минимальным качеством крыла является:
	А	4,9;
	Б	7,65;
	В	3,55;
	Г	4,55

5.	Расчетная высота для силовой установки без учета скоростного напора, составляет:
	А	2000 м.;
	Б	1500 м.
	В	1670 м.
	Г	1600 м.

6.	Максимальный запас устойчивости самолета по углу атаки (перегрузке) соответствует:
	А	Предельно задней центровке;
	Б	Предельно передней центровке;
	В	Предельно переднему положению фокуса по углу атаки;
	Г	Предельно задней центровке и предельно переднему положению фокуса по углу атаки.
7.	С увеличением режима работы двигателей в конфигурации ухода на второй круг фокус самолета смещается:
	А	Вперед;
	Б	Назад;
	В	Не изменяет положения;
	Г	Затрудняюсь ответить.

8.	Продольная управляемость характеризуется:
	А	Положением центра тяжести;
	Б	Величиной изменения угла атаки руля высоты;
	В	Величиной изменения угла атаки при отклонении руля высоты на 1о
	Г	Скоростью полета.

9.	Степень управляемости самолета зависит от:
	А	Режима работы двигателя;
	Б	Скорости полета;
	В	Факторов перечисленных пунктами А, Б, Г;
	Г	Центровки самолета.

10.	При увеличении tон в практический потолок самолета:
	А	Не изменяется;
	Б	Увеличивается
	В	Затрудняюсь ответить
	Г	Уменьшается

1.	Установочный угол верхнего крыла (град.):
	А	3
	Б	2
	В	1
	Г	4

2.	При наличии щели и дифференциальности отклонения элеронов;
	А	Улучшается поперечная управляемость;
	Б	Ухудшается устойчивость;
	В	Улучшается поперечная управляемость на больших ;
	Г	Улучшается устойчивость самолета.

3.	Угол атаки н в без отклонения механизации крыла составляет:
	А	5о
	Б	6о
	В	0о
	Г	8о

4.	Максимальное качество самолета достигается на углах атаки крыла:
	А	Больше о, меньше н в;
	Б	Больше н в, меньше  кр.;
	В	н в;
	Г	 кр.

5.	С увеличением высоты полета располагаемая мощность силовой установки изменяется:
	А	Увеличивается;
	Б	Уменьшается;
	В	Не изменяется;
	Г	Увеличивается до Н=1500 м., затем уменьшается.

6.	При более передних центровках самолета запас устойчивости по углу атаки:
	А	Увеличивается;
	Б	Уменьшается;
	В	Не изменяется;
	Г	Затрудняюсь ответить.

7.	При увеличении tон в практический потолок самолета:
	А	Не изменяется;
	Б	Увеличивается
	В	Затрудняюсь ответить
	Г	Уменьшается

8.	Степень управляемости самолета зависит от:
	А	Режима работы двигателя;
	Б	Скорости полета;
	В	Факторов перечисленных пунктами А, Б, Г;
	Г	Центровки самолета.

9.	При увеличении режима работы двигателя степень управляемости самолета:
	А	Не изменится;
	Б	Увеличится;
	В	Уменьшится;
	Г	Увеличится только при режиме более "Номин."

10.	Самолет становится неустойчив по углу атаки (перегрузке),если центр масс находится:
	А	Впереди фокуса;
	Б	Совмещен с фокусом;
	В	Впереди фокуса и задней центровке;
	Г	Позади фокуса.

1.	Установочный угол нижнего крыла (град.):
	А	1;
	Б	3;
	В	2;
	Г	4.

2.	При отклонении закрылков на угол 40о,предельные углы отклонения элеронов составляют :
	А	Вверх-30о, вниз-12о;
	Б	Вверх-25о, вниз-25о;
	В	Вверх-30о, вниз-30о;
	Г	Вверх-12о, вниз-30о.

3.	Угол атаки н в при отклонении механизации крыла составляет :
	А	5о;
	Б	6о;
	В	0о;
	Г	8о.

4.	Максимальный коэффициент подъемной силы без механизации крыла, составляет:
	А	1,18
	Б	1,23
	В	1,67
	Г	1,95

5.	Для того, чтобы винт развивал большую мощность необходимо :
	А	По скорости полета самолета установить обороты;
	Б	По оборотам установить наддув;
	В	Увеличить наддув;
	Г	Увеличить обороты.

6.	Рекомендуемые РЛЭ самолета центровки:
	А	Меньше предельно передней ;
	Б	Меньше предельно задней, но больше предельно передней;
	В	Больше предельно задней;
	Г	Затрудняюсь ответить.

7.	Самолет становится неустойчив по углу атаки (перегрузке), если центр масс находится:
	А	Впереди фокуса;
	Б	Совмещен с фокусом;
	В	Впереди фокуса и задней центровке;
	Г	Позади фокуса.

8.	При увеличении режима работы двигателя степень управляемости самолета:
	А	Не изменится;
	Б	Увеличится;
	В	Уменьшится;
	Г	Увеличится только при режиме более "Номин."

9.	При увеличении скорости полета степень управляемости самолета:
	А	Не изменяется;
	Б	Уменьшается;
	В	Увеличивается;
	Г	Уменьшается на скорости менее 120 км/ч.

10.	Выпуск закрылков и предкрылков в посадочное положение приводит к :
	А	Преимущественному увеличению лобового сопротивления самолета и существенному увеличению подъемной силы;
	Б	Преимущественному увеличению подъемной силы и значительному увеличению лобового сопротивления;
	В	Преимущественному увеличению лобового сопротивления и незначительному увеличению подъемной силы;
	Г	Затрудняюсь ответить.

1.	Поперечное V верхнего крыла (град.) :
	А	1;
	Б	3;
	В	4;
	Г	5;

2.	Большая площадь вертикального оперения (5,85 м2) при зажатом управлении обеспечивает :
	А	Достаточную путевую управляемость самолета ;
	Б	Хорошую поперечную устойчивость ;
	В	Уменьшение коэффициента сопротивления ;
	Г	Хорошую путевую устойчивость .

3.	Угол атаки крыла, при котором происходит открытие предкрылков ,без отклонения механизации ,составляет :
	А	11о;
	Б	13о;
	В	16о;
	Г	18о.

4.	Максимальный коэффициент подъемной силы при полной механизации крыла ,составляет :
	А	2,25;
	Б	1,95;
	В	1,55;
	Г	1,67.

5.	Практический потолок самолета при полетном весе 5 250 кг, составляет :
	А	5 500 м;
	Б	5 000 м;
	В	4 500 м;
	Г	4 000 м.

6.	Продольное равновесие самолета может быть не нарушено:
	А	Изменением режима работы двигателя;
	Б	Отклонением элеронов;
	В	Воздействием на самолет порывов неспокойного воздуха;
	Г	Изменением центровки самолета.


7.	Выпуск закрылков и предкрылков в посадочное положение приводит к:
	А	Преимущественному увеличению лобового сопротивления самолета и существенному увеличению подъемной силы;
	Б	Преимущественному увеличению подъемной силы и значительному увеличению лобового сопротивления;
	В	Преимущественному увеличению лобового сопротивления и незначительному увеличению подъемной силы;
	Г	Затрудняюсь ответить.

8.	При увеличении скорости полета степень управляемости самолета:
	А	Не изменяется;
	Б	Уменьшается;
	В	Увеличивается;
	Г	Уменьшается на скорости менее 120 км/ч.

9.	При увеличении центровки самолета степень управляемости:
	А	Не изменяется;
	Б	Увеличивается при центровке более 24%
	В	Уменьшается;
	Г	Увеличивается.

10	Самолет устойчив по перегрузке, если центр масс самолета:
	А	Совмещен с фокусом;
	Б	Находится впереди фокуса;
	В	Находится позади фокуса;
	Г	Затрудняюсь ответить.

1.	Поперечное V нижнего крыла:
	А	2о19/
	Б	3о19/
	В	4о19/
	Г	5о19/

2.	Отрицательный установочный угол стабилизатора (1о) обеспечивает:
	А	Хорошую устойчивость;
	Б	Продольное равновесие на основных крейсерских режимах;
	В	Уменьшение устойчивости;
	Г	Уменьшение усилий на штурвале.

3.	Угол атаки крыла, при котором происходит открытие предкрылков с отклонененными закрылками составляет:
	А	11о;
	Б	13о;
	В	16о;
	Г	18о.

4.	Максимальный коэффициент подъемной силы крыла достигается на углах атаки:
	А	н в
	Б	Больше н в
	В	Меньше  кр.
	Г	 кр.

5.	Предельно передняя центровка самолета (свыше 60-й серии):
	А	17,2% САХ;
	Б	18,2% САХ;
	В	16,2% САХ;
	Г	19,2% САХ;

6.	Увеличение режима работы двигателя:
	А	Увеличивает продольную устойчивость;
	Б	Не влияет на продольную устойчивость;
	В	Ухудшает продольную устойчивость;
	Г	Улучшает продольную устойчивость на V120 км/ч.

7.	Самолет устойчив по перегрузке, если центр масс самолета:
	А	Совмещен с фокусом;
	Б	Находится впереди фокуса;
	В	Находится позади фокуса;
	Г	Затрудняюсь ответить.

8.	При увеличении центровки самолета степень управляемости:
	А	Не изменяется;
	Б	Увеличивается при центровке более 24%
	В	Уменьшается;
	Г	Увеличивается.

9.	Скорость полета, при которой для продольной балансировки самолета не требуется отклонять руль высоты, называется:
	А	Нейтральной;
	Б	Балансировочной;
	В	Наивыгоднейшей;
	Г	Наивыгоднейшей на данном режиме.

10.	Самолет считается сбалансированным в продольном движении если:
	А	Равнодействующие всех сил проходят через центр давления самолета;
	Б	Сумма моментов тангажа не равна нулю;
	В	Силы, действующие на самолет и моменты сил относительно центра масс взаимно уравновешены;
	Г	Равнодействующие всех сил, действующие на самолет взаимно уравновешены.

Будь умным!

тема тестів з дисципліни

Поможем написать учебную работу

Выберите тип работы:

1.	Сопротивление фюзеляжа от общего сопротивления составляет:
	А	10%;
	Б	20%;
	В	40%;
	Г	30%.

2.	Угол отклонения руля высоты вниз, вверх:
	А	42о,22о;
	Б	22о,42о;
	В	24о,30о;
	Г	30о,42о.

3.	Критический угол атаки крыла при полной механизации, составляет:
	А	18о;
	Б	20о;
	В	14о;
	Г	24о.

4.	Максимальный коэффициент лобового сопротивления при полной механизации крыла:
	А	0,38;
	Б	0,53;
	В	0,43;
	Г	4,55.

5.	Предельно задняя центровка самолета (свыше 60-й серии):
	А	33% САХ;
	Б	32% САХ;
	В	31% САХ;
	Г	35% САХ.

6.	Выпуск закрылков:
	А	Увеличивает продольную устойчивость;
	Б	Не влияет на продольную устойчивость;
	В	Улучшает продольную устойчивость после отклонения предкрылков;
	Г	Ухудшает продольную устойчивость.

7.	Самолет считается сбалансированным в продольном движении если:
	А	Равнодействующие всех сил проходят через центр давления самолета;
	Б	Сумма моментов тангажа не равна нулю;
	В	Силы, действующие на самолет и моменты сил относительно центра масс взаимно уравновешены;
	Г	Равнодействующие всех сил, действующие на самолет взаимно уравновешены.

8.	Скорость полета, при которой для продольной балансировки самолета не требуется отклонять руль высоты, называется:
	А	Нейтральной;
	Б	Балансировочной;
	В	Наивыгоднейшей;
	Г	Наивыгоднейшей на данном режиме.

9.	Хорошая поперечная управляемость самолета на больших углах атаки обеспечивается:
	А	Применением руля направления с большой площадью;
	Б	Применением щелевых элеронов;
	В	Применением предкрылков;
	Г	Применением щелевых элеронов и предкрылков.

10.	Условием поперечного равновесия является:
	А	Отклонение элеронов для вывода из крена;
	Б	Равенство кренящих моментов;
	В	Равномерная выработка топлива из групп;
	Г	Отсутствие вертикальных потоков воздуха на полукоробках крыльев.

1.	На самолете имеется децентрация винта:
	А	Верхняя;
	Б	Левая;
	В	Правая;
	Г	Нижняя.

2.	Большой угол отклонения руля высоты обеспечивает:
	А	Создание в полете больших ;
	Б	Создание посадочного ;
	В	Управляемость самолета;
	Г	Хорошую устойчивость самолета.

3.	Критический угол атаки крыла без механизации, составляет:
	А	18о;
	Б	20о;
	В	14о;
	Г	24о.

4.	Применение предкрылков крыла приводит к увеличению диапазона летных углов атаки, который составляет:
	А	18о;
	Б	21о;
	В	25о;
	Г	31о.

5.	Рекомендуемый диапазон центровок ,при котором самолет обладает наилучшими пилотажными свойствами, составляет:
	А	25-27% САХ;
	Б	18-30% САХ;
	В	21-29% САХ;
	Г	23-28% САХ.

6.	Сочетание условий соответствует худшей продольной устойчивости:
	А	Режим "Малый газ", предельная задняя центровка;
	Б	Режим "Номин.", предельная передняя центровка;
	В	Режим "Номин." ,закрылки выпущены, предельно задняя центровка;
	Г	Режим "Малый газ", закрылки выпущены, предельно задняя центровка.

7.	Условием поперечного равновесия является:
	А	Отклонение элеронов для вывода из крена;
	Б	Равенство кренящих моментов;
	В	Равномерная выработка топлива из групп;
	Г	Отсутствие вертикальных потоков воздуха на полукоробках крыльев.

8.	Хорошая поперечная управляемость самолета на больших углах атаки обеспечивается:
	А	Применением руля направления с большой площадью;
	Б	Применением щелевых элеронов;
	В	Применением предкрылков;
	Г	Применением щелевых элеронов и предкрылков.

9.	Между поперечной и путевой управляемостью существует связь:
	А	Крен вызывает разворот;
	Б	Крен вызывает разворот, а разворот- крен;
	В	Разворот вызывает крен;
	Г	Затрудняюсь ответить.

10.	Условием путевого равновесия является:
	А	Стабильный заданный режим работы двигателя;
	Б	Отсутствие кренения самолета;
	В	Отсутствие бокового порыва воздуха;
	Г	Равенство моментов рыскания.

1.	При увеличении режима работы двигателя в полете создается момент:
	А	Не создается;
	Б	Пикирующий;
	В	Кабрирующий;
	Г	Затрудняюсь ответить.

2.	Угол атаки верхнего крыла при разбеге на трех точках соответствует:
	А	10о50/;
	Б	11о50/;
	В	13о50/;
	Г	14о50/.

3.	Максимальное качество без механизации крыла:
	А	10;
	Б	8,65;
	В	7,65;
	Г	10,65.

4.	Применение механизации крыла приводит к увеличению диапазона летных углов атаки, который составляет:
	А	25о;
	Б	31о;
	В	18о;
	Г	28о.

5.	Предельно передняя центровка ограничивается из условия:
	А	Устойчивости при уходе на второй круг;
	Б	Устойчивости по углу атаки на посадке;
	В	Управляемости на посадке;
	Г	Управляемости при уходе на второй круг.

6.	Отклонение закрылков вызывает смещение фокуса по углу атаки самолета вперед ,при этом устойчивость самолета по углу атаки:
	А	Снижается;
	Б	Повышается;
	В	Не изменяется;
	Г	Затрудняюсь ответить.

7.	Условием путевого равновесия является:
	А	Стабильный заданный режим работы двигателя;
	Б	Отсутствие кренения самолета;
	В	Отсутствие бокового порыва воздуха;
	Г	Равенство моментов рыскания.

8.	Между поперечной и путевой управляемостью существует связь:
	А	Крен вызывает разворот;
	Б	Крен вызывает разворот, а разворот- крен;
	В	Разворот вызывает крен;
	Г	Затрудняюсь ответить.

9.	Под влиянием реакции винта самолет кренится:
	А	Вправо;
	Б	Влево;
	В	Никуда не кренится;
	Г	Затрудняюсь ответить.

10.	Поперечная устойчивость самолета на больших углах атаки обеспечивается:
	А	Наличием автоматических предкрылков;
	Б	Прямоугольной формой крыла;
	В	Толстым профилем крыла;
	Г	Наличием факторов перечисленных в п. А,Б,В.

1.	Относительная толщина профиля крыла самолета составляет:
	А	8%;
	Б	12%;
	В	14%;
	Г	16%;

2.	Практический потолок самолета при полетном весе 5 250 кг составляет:
	А	5 500 м;
	Б	5 000 м;
	В	4 500 м;
	Г	4 000 м.

3.	Максимальное качество при полной механизации крыла составляет:
	А	10;
	Б	8,65;
	В	10,65;
	Г	7,65.

4.	Учитывая влияние близости земли сваливание самолета происходит на скорости:
	А	Меньше, чем скорость полета на высоте 5 м;
	Б	Больше, чем скорость полета на высоте 5 м;
	В	Независимо от высоты полета;
	Г	Затрудняюсь ответить.

5.	Запас устойчивости самолета по углу атаки (по перегрузке) это величина, равная разности:
	А	Между фактической центровкой и относительной координатой фокуса по углу атаки;
	Б	Между предельно передней и предельно задней центровками;
	В	Между предельно передней центровкой и фокусом по углу атаки;
	Г	Между предельно задней центровкой и относительной координатой фокуса по углу атаки.

6.	Выпуск закрылков приводит к смещению фокуса самолета по углу атаки:
	А	Вперед и уменьшению запаса устойчивости;
	Б	Вперед и увеличению запаса устойчивости;
	В	Назад и уменьшению запаса устойчивости;
	Г	Назад и увеличению запаса устойчивости.
7.	Поперечная устойчивость самолета на больших углах атаки обеспечивается:
	А	Наличием автоматических предкрылков;
	Б	Прямоугольной формой крыла;
	В	Толстым профилем крыла;
	Г	Наличием факторов перечисленных в п. А,Б,В.

8.	Под влиянием реакции винта самолет кренится:
	А	Вправо;
	Б	Влево;
	В	Никуда не кренится;
	Г	Затрудняюсь ответить.

9.	Самолет срывается в штопор при условии:
	А	Руль высоты полностью вверх, режим- малый газ, закрылки 30о;
	Б	Руль высоты полностью вверх, режим-номинал, закрылки 0о;
	В	Руль высоты полностью вверх, режим- номинал, закрылки 40о;
	Г	Руль высоты полностью вверх, режим- малый газ закрылки 40о.

10.	С увеличением высоты полета продольная устойчивость самолета:
	А	Улучшается;
	Б	Не изменится;
	В	Ухудшается;
	Г	Не изменится, если не изменять режим работы двигателя.

1.	Разные углы установки верхнего и нижнего крыла приводят к:
	А	Увеличению коэффициента подъемной силы верхнего крыла;
	Б	Увеличению коэффициента подъемной силы нижнего крыла;
	В	Уменьшению интерференции на нижнем крыле;
	Г	Одинаковым условиям работы верхнего и нижнего крыла.

2.	Максимальный КПД воздушного винта АВ-2 составляет:
	А	0,87
	Б	0,9
	В	0,77
	Г	0,7

3.	Минимальное качество самолета достигается на углах атаки крыла:
	А	о
	Б	кр
	В	нв
	Г	откр. Предк.

4.	Согласно высотной характеристики двигателя, эффективная мощность его увеличивается на:
	А	20 л.с.
	Б	15 л.с.
	В	30 л.с.
	Г	40 л.с.

5.	С увеличением режима работы двигателя до взлетного, при уходе на второй круг, фокус самолета по углу атаки смещается:
	А	Вперед;
	Б	Назад;
	В	Не изменяет положения;
	Г	Затрудняюсь ответить.

6.	При уборке закрылков на траектории полного взлета фокус по углу атаки смещается:
	А	Вперед;
	Б	Назад;
	В	Не изменяет положения;
	Г	Это зависит от режима работы двигателя.

7.	С увеличением высоты полета продольная устойчивость самолета:
	А	Улучшается;
	Б	Не изменится;
	В	Ухудшается;
	Г	Не изменится, если не изменять режим работы двигателя.

8.	Самолет срывается в штопор при условии:
	А	Руль высоты полностью вверх, режим- малый газ, закрылки 30о;
	Б	Руль высоты полностью вверх, режим-номинал, закрылки 0о;
	В	Руль высоты полностью вверх, режим- номинал, закрылки 40о;
	Г	Руль высоты полностью вверх, режим- малый газ закрылки 40о.

9.	Продольная управляемость характеризуется:
	А	Положением центра тяжести;
	Б	Величиной изменения угла атаки руля высоты;
	В	Величиной изменения угла атаки при отклонении руля высоты на 1о
	Г	Скоростью полета.

10.	При наличии щели и дифференциальности отклонения элеронов;
	А	Улучшается поперечная управляемость;
	Б	Ухудшается устойчивость;
	В	Улучшается поперечная управляемость на больших ;
	Г	Улучшается устойчивость самолета.

Номер вопроса	Номер варианта
	1	2	3	4	5	6	7	8	9	10
1	Б	А	А	Б	В	Г	Г	В	В	Г
2	В	В	Г	Г	Б	Б	Б	Г	В	В
3	А	Б	В	В	Б	Б	А	А	Г	Б
4	Г	В	Б	Б	Г	В	В	Б	А	А
5	Б	Г	А	В	А	А	Г	В	А	А
6	Б	Б	Б	Б	В	Г	В	А	А	Б
7	А	Г	Г	А	Б	В	Б	Г	Г	В
8	В	В	Б	В	Г	Б	Г	Б	Б	В
9	В	Б	В	Г	Б	Г	Б	Б	В	В
10	Г	Г	А	Б	В	Б	Г	Г	В	А