Аэродинамика ВС

111問 • 11ヶ月前

Popovich

通報

問題一覧

1. Углом стреловидности крыла называется:

B. Угол, заключенный между линией фокусов крыла и поперечной осью самолета

2. Линия фокусов крыла проходит:

A. На расстоянии 1/4 длины хорд и, как правило, не параллельна передней кромке крыла

3. Углом атаки крыла называется:

C. Угол, заключенный между хордой крыла и вектором скорости набегающего потока

4. Удлинением крыла называется:

C. Отношение квадрата размаха крыла к его площади

5. Сужением крыла называется:

A. Отношение длины корневой хорды крыла к длине концевой хорды

6. Параметр "D" это:

C. Сбалансированная дистанция разбега, полученная на основании располагаемой взлетной дистанции и дистанция прерванного взлета с учетом скорости и направления ветра и уклона ВПП

7. Параметр "R" это:

A. Сбалансированная дистанция разбега, полученная на основании располагаемой длины разбега и дистанция прерванного взлета с учетом скорости и направления ветра и уклона ВПП

8. Длина разбега самолета приблизительно равна:

B. L = V2отр / 2 jсред, где jсред – среднее ускорение

9. Градиент набора высоты это:

A. Отношение изменения высоты к изменению горизонтальной дистанции, выраженное в процентах

10. Угол набора высоты можно определить по формуле:

C. sinΘ = ∆Р / G или sinΘ = Vy / Vнаб

11. Практическим потолком называется:

B. Высота полета, на которой максимальная вертикальная скорость равна 0,5м/с

12. Угол планирования самолета можно определить по формуле:

A. tgΘ = Cх / Cy = 1/ K

13. Формула зависимости скорости звука от температуры:

B. a = 20√ T, где абсолютная температура Т = 273,15 + t

14. Числом М называется:

B. Отношение скорости полета к скорости звука M=V/a

15. Дальность планирования определяется по формуле:

A. L = Hпл / tgΘ = Hпл •K

16. При каких значениях числа М влияние сжимаемости воздушной среды на аэродинамические характеристики крыла не велико, и им можно пренебрегать:

A. М < 0,6

17. Критическое число Мкр. это такое число М, при котором:

C. На крыле появляется местная звуковая скорость

18. Первоначальный срыв потока на стреловидном крыле возникает:

С. На концевой части крыла

19. Угол атаки, на котором начинается местный срыв обтекания называется:

C. Углом тряски

20. Угол атаки, на котором происходит срыв потока обтекания называется:

A. Критическим углом

21. С ростом числа М аэродинамическое качество самолета К:

A. Уменьшается

22. Хорда профиля крыла это:

A. Отрезок прямой, соединяющий две наиболее удаленные точки профиля крыла

23. Относительная толщина профиля крыла это:

A. Отношение толщины профиля к хорде

24. Наиболее нагруженной частью стреловидного крыла является:

B. Концевая часть крыла

25. Условия равновесия сил горизонтального полета:

C. G = Y, X = P

26. Потребной тягой горизонтального полета называется:

A. Тяга, необходимая для выполнения горизонтального полета на данном угле атаки (данной скорости)

27. Минимальная потребная тяга горизонтального полета соответствует:

B. Наивыгоднейшему углу атаки

28. Границей между первым и вторым режимом полета для турбореактивных самолетов является:

A. Наивыгоднейший угол атаки

29. При увеличении температуры наружного воздуха располагаемая тяга:

C. Уменьшается

30. Условия равновесия сил установившегося прямолинейного набора высоты:

B. Y = G • cosΘ, P = X + G • sinΘ

31. Снижением самолета называется:

A. Полет по наклонной прямой с работающими двигателями

32. Планированием самолета называется:

B. Снижение самолета при нулевой тяге

33. Условия равновесия сил установившегося прямолинейного снижения:

A. Y = G • cosΘ, X = P + G • sinΘ

34. Скорость начала гидроглиссирования можно определяется по формуле:

A. V = 62,2√p, км/ч. или V = 9√p, узлов

35. Правильным виражом называется:

C. Криволинейный полет самолёта в горизонтальной плоскости с постоянным креном, скоростью и без скольжения

36. Взлетная дистанция – это расстояние по горизонтали, проходимое самолетом:

A. От точки старта до точки на высоте 10,7 м (35ft) относительно уровня ВПП в точке отрыва

37. Потребную перегрузку на вираже можно определить по формуле:

A. ny = 1/cos γ или ny = Y/G

38. Потребную скорость на вираже можно определить по формулам:

B. V= Vгп √ ny

39. Потребную тягу на вираже можно определить по формулам:

C. P = Pгп. • ny

40. Устойчивостью самолета называется:

A. Способность самолета самостоятельно восстанавливать исходное равновесие после прекращения действия на него возмущения

41. Управляемостью самолета называется:

B. Способность самолета отвечать соответствующими перемещениями в пространстве на отклонения органов управления

42. Центровкой самолета называется:

B. Отношение координаты центра тяжести к величине САХ, выраженное в процентах

43. Средней аэродинамической хордой крыла (САХ) называется:

C. Хорда эквивалентного равновеликого по площади прямоугольного крыла, имеющего такие же аэродинамические силы и моменты, как и заданное крыло

44. Фокусом крыла называется:

A. Точка приложения прироста полной аэродинамической силы при изменении угла атаки, относительно которой момент полной аэродинамической силы не зависит от угла атаки крыла (при постоянной скорости полета)

45. Продольным равновесием самолета называется:

C. Равновесие сил и моментов вокруг боковой оси

46. Балансировочная кривая показывает:

A. На сколько градусов необходимо отклонить руль высоты для балансировки самолета в прямолинейном горизонтальном установившемся полёте при сохранении нормальной перегрузки nу = 1

47. Ограничение по углу отклонения руля высоты устанавливается из условий:

C. Исключения срыва потока на горизонтальном оперении

48. Ограничение по предельно-передней центровке устанавливается из условий:

A. Достаточности располагаемого отклонения руля высоты на посадке

49. Устойчивость по перегрузке это:

B. Способность самолета сохранить перегрузку исходного установившегося полета

50. Устойчивость по скорости это:

A. Способность самолета самостоятельно восстанавливать исходную скорость полета

51. Ограничение по перегрузке устанавливается из условий:

B. Прочности конструкции самолета

53. Путевая (флюгерная) устойчивость это:

A. Способность самолета самостоятельно устранять появившееся скольжение

52. Боковой устойчивостью называется:

C. Устойчивость самолета в путевом и поперечном направлении

54. Аэродинамическая крутка крыла:

B. Улучшает поперечную устойчивость и управляемость самолета на больших углах атаки

55. Геометрической круткой крыла называется:

C. Изменение установочного угла в различных сечениях крыла

56. Положительное V крыла:

B. Повышает поперечную устойчивость самолета.

57. Полярой самолета называется:

A. График зависимости Су и Сх при различных углах атаки α

58. При выпуске шасси поляра самолета смещается:

B. Вправо

59. При выпуске закрылков поляра самолета смещается:

A. Вправо и вверх

60. Посадочная дистанция - это расстояние по горизонтали, проходимое самолетом:

C. С высоты 15 м (50 ft) над уровнем порога ВПП до полной его остановки

61. Аэродинамическим качеством самолета называется:

B. Отношение величины подъемной силы самолета к величине силы лобового сопротивления

62. Центр давления крыла это:

A. Точка приложения полной аэродинамической силы крыла, лежащая на САХ

63. Если центр тяжести расположен впереди фокуса, самолет будет:

A. Статически устойчивым

64. Если центр тяжести расположен позади фокуса, самолет будет:

B. Статически неустойчивым

65. Если центр тяжести совмещен с фокусом, самолет будет:

C. Статически нейтрален

66. При выпуске закрылков фокус самолета смещается:

A. Вперед

67. Кривые Жуковского показывают:

A. Зависимость между скоростью V, соответствующим ей углом атаки α и потребной тягой силовой установки в установившемся прямолинейном горизонтальном полете самолета на заданной высоте и с заданной массой

68. Минимальная потребная тяга в установившемся горизонтальном полете соответствует:

A. Наивыгоднейшей скорости полета

69. При уменьшении массы самолета кривая Жуковского смещается:

B. Вниз и влево

70. С увеличением высоты полета кривая Жуковского смещается:

A. Вправо и немного вверх

71. Дальность планирования можно определить по формуле:

C. L = H • K

72. Аэродинамической интерференцией называется:

A. Взаимное влияние отдельных частей самолета, в результате которого изменяются характеристики обтекания

73. Пограничным слоем называется:

B. Слой воздуха, в котором скорость потока изменяется от нуля до величины, равной местной скорости потока

74. Профильное сопротивление складывается из:

A. Сопротивления давления и трения

75. Лобовое сопротивление крыла:

A. Складывается из профильного и индуктивного сопротивлений

76. Индуктивное сопротивление:

C. Сопротивление крыла, возникающее из-за скоса потока, и возникает при обтекании крыла вследствие перетекания воздуха из области повышенного давления, образующееся под крылом, в область пониженного давления, которая расположена над крылом

77. Сопротивление давления:

B. Возникает из-за разности давлений перед и за крылом

78. Сопротивление трения:

C. Возникает из-за проявления вязкости воздуха в пограничном слое

79. Ограничение по максимальной скорости полета (по скоростному напору) определяется:

A. Из условий прочности конструкции самолета

80. Ограничение максимальной скорости полета по числу М определяется из условий:

B. Устойчивости и управляемости самолета

81. Волновым кризисом называется:

C. Отрыв пограничного слоя, связанный с возникновением на крыле скачков уплотнения

83. Flexible takeoff is not permitted on contaminated runways.

True

84. Flexible takeoff is not permitted on wet runways.

False

85. It is recommended to use flexible takeoff thrust reduction:

A. In order to extend engine life and save maintenance costs

86. Runway is considered as wet, when:

A. the surface of the runway has a shiny appearance due to a thin film of water. When this film does not exceed 3 mm, there is no significant danger of hydroplaning

87. Runway is considered as damp, when:

B. the surface of the runway is not dry, but the water on the surface does not cause a shiny appearance

88. Dry snow is snow that:

B. if compacted by hand, does not stay compressed when released. The wind can blow dry snow

89. Wet snow is snow that:

A. if compacted by hand, stays compressed when released, and with which snowballs can be created

90. What speeds are considered as minimum maneuvering speeds?

B. Green Dot, F, S

91. What is the definition for VMCG?

B. Minimum speed, on the ground during takeoff, at which the aircraft can be controlled by only using the primary flight controls, after a sudden failure of the critical engine, the other engine remaining at takeoff thrust

92. What is the definition for VMCA??

C. Minimum control speed in flight at which the aircraft can be controlled with a maximum bank of 5 °, if one engine fails, the other engine remaining at takeoff thrust (takeoff flap setting, gear retracted)

93. How many percent of tailwind component is taken into account for takeoff performance calculation?

C. 150 %

94. How many percent of headwind component is taken into account for takeoff performance calculation?

B. 50 %

95. What is the maximum demonstrated crosswind for take-off and landing on A320 CEO aircraft?

C. 38 kt (gust included)

96. What is the maximum certified crosswind for take-off on A320\A321 NEO aircraft?

B. 35 kt (gust included)

97. What is the maximum tail wind component for takeoff?

А. 15 kt

98. What is the maximum tail wind component for landing?

B. 10 kt

99. What is the maximum speed at which the landing gear may be retracted?

B. 220 kt / M 0.54

100. In clean configuration the recommended one engine out speed is «Green dot». Why?

B. It is the best Lift to Drag ratio speed

100

101. What is the main function of rudder travel limiter?

А. to limit the rudder deflection as a function of speed to prevent tail structure damage

Abylai02

Abylai02

501-600

501-600

Физические понятия 1 задания ОГЭ

Юдычвумчорр · 22問 · 14日前

Физические понятия 1 задания ОГЭ

ИКТ(*110-165)

ИКТ(*110-165)

Аэродинамика ВС

Popovich · 111問 · 1ヶ月前

Аэродинамика ВС

111問 • 1ヶ月前

Popovich

A-320 Chapter № 22. Performance; “Fly Smart”.

Popovich · 14問 · 1ヶ月前

A-320 Chapter № 22. Performance; “Fly Smart”.

14問 • 1ヶ月前

Popovich

A-320 Chapter № 21. Engines

Popovich · 37問 · 1ヶ月前

A-320 Chapter № 21. Engines

37問 • 1ヶ月前

Popovich

A-320 Chapter № 19. APU

Popovich · 17問 · 1ヶ月前

A-320 Chapter № 19. APU

17問 • 1ヶ月前

Popovich

A-320 Chapter № 18. Water / Waste

Popovich · 7問 · 1ヶ月前

A-320 Chapter № 18. Water / Waste

7問 • 1ヶ月前

Popovich

A-320 Chapter № 17. Pneumatic

Popovich · 12問 · 1ヶ月前

A-320 Chapter № 17. Pneumatic

12問 • 1ヶ月前

Popovich

A-320 Chapter № 16. Oxygen

Popovich · 15問 · 1ヶ月前

A-320 Chapter № 16. Oxygen

15問 • 1ヶ月前

Popovich

A-320 Chapter № 15. Navigation and Surveillance

Popovich · 30問 · 1ヶ月前

A-320 Chapter № 15. Navigation and Surveillance

30問 • 1ヶ月前

Popovich

A-320 Chapter № 14. Lights

Popovich · 11問 · 1ヶ月前

A-320 Chapter № 14. Lights

11問 • 1ヶ月前

Popovich

A-320 Chapter № 13. Landing gear

Popovich · 37問 · 1ヶ月前

A-320 Chapter № 13. Landing gear

37問 • 1ヶ月前

Popovich

A-320 Chapter № 12. Indicating / Recording

Popovich · 38問 · 1ヶ月前

A-320 Chapter № 12. Indicating / Recording

38問 • 1ヶ月前

Popovich

A-320 Chapter № 11. Ice and Rain

Popovich · 17問 · 1ヶ月前

A-320 Chapter № 11. Ice and Rain

17問 • 1ヶ月前

Popovich

A-320 Chapter № 10. Hydraulic

Popovich · 17問 · 1ヶ月前

A-320 Chapter № 10. Hydraulic

17問 • 1ヶ月前

Popovich

A-320 Chapter № 9. Fuel

Popovich · 21問 · 1ヶ月前

A-320 Chapter № 9. Fuel

21問 • 1ヶ月前

Popovich

A-320 Chapter № 8. Flight Controls

Popovich · 42問 · 1ヶ月前

A-320 Chapter № 8. Flight Controls

42問 • 1ヶ月前

Popovich

問題一覧

1. Углом стреловидности крыла называется:

B. Угол, заключенный между линией фокусов крыла и поперечной осью самолета

2. Линия фокусов крыла проходит:

A. На расстоянии 1/4 длины хорд и, как правило, не параллельна передней кромке крыла

3. Углом атаки крыла называется:

C. Угол, заключенный между хордой крыла и вектором скорости набегающего потока

4. Удлинением крыла называется:

C. Отношение квадрата размаха крыла к его площади

5. Сужением крыла называется:

A. Отношение длины корневой хорды крыла к длине концевой хорды

6. Параметр "D" это:

7. Параметр "R" это:

8. Длина разбега самолета приблизительно равна:

B. L = V2отр / 2 jсред, где jсред – среднее ускорение

9. Градиент набора высоты это:

A. Отношение изменения высоты к изменению горизонтальной дистанции, выраженное в процентах

10. Угол набора высоты можно определить по формуле:

C. sinΘ = ∆Р / G или sinΘ = Vy / Vнаб

11. Практическим потолком называется:

B. Высота полета, на которой максимальная вертикальная скорость равна 0,5м/с

12. Угол планирования самолета можно определить по формуле:

A. tgΘ = Cх / Cy = 1/ K

13. Формула зависимости скорости звука от температуры:

B. a = 20√ T, где абсолютная температура Т = 273,15 + t

14. Числом М называется:

B. Отношение скорости полета к скорости звука M=V/a

15. Дальность планирования определяется по формуле:

A. L = Hпл / tgΘ = Hпл •K

A. М < 0,6

17. Критическое число Мкр. это такое число М, при котором:

C. На крыле появляется местная звуковая скорость

18. Первоначальный срыв потока на стреловидном крыле возникает:

С. На концевой части крыла

19. Угол атаки, на котором начинается местный срыв обтекания называется:

C. Углом тряски

20. Угол атаки, на котором происходит срыв потока обтекания называется:

A. Критическим углом

21. С ростом числа М аэродинамическое качество самолета К:

A. Уменьшается

22. Хорда профиля крыла это:

A. Отрезок прямой, соединяющий две наиболее удаленные точки профиля крыла

23. Относительная толщина профиля крыла это:

A. Отношение толщины профиля к хорде

24. Наиболее нагруженной частью стреловидного крыла является:

B. Концевая часть крыла

25. Условия равновесия сил горизонтального полета:

C. G = Y, X = P

26. Потребной тягой горизонтального полета называется:

A. Тяга, необходимая для выполнения горизонтального полета на данном угле атаки (данной скорости)

27. Минимальная потребная тяга горизонтального полета соответствует:

B. Наивыгоднейшему углу атаки

28. Границей между первым и вторым режимом полета для турбореактивных самолетов является:

A. Наивыгоднейший угол атаки

29. При увеличении температуры наружного воздуха располагаемая тяга:

C. Уменьшается

30. Условия равновесия сил установившегося прямолинейного набора высоты:

B. Y = G • cosΘ, P = X + G • sinΘ

31. Снижением самолета называется:

A. Полет по наклонной прямой с работающими двигателями

32. Планированием самолета называется:

B. Снижение самолета при нулевой тяге

33. Условия равновесия сил установившегося прямолинейного снижения:

A. Y = G • cosΘ, X = P + G • sinΘ

34. Скорость начала гидроглиссирования можно определяется по формуле:

A. V = 62,2√p, км/ч. или V = 9√p, узлов

35. Правильным виражом называется:

C. Криволинейный полет самолёта в горизонтальной плоскости с постоянным креном, скоростью и без скольжения

36. Взлетная дистанция – это расстояние по горизонтали, проходимое самолетом:

A. От точки старта до точки на высоте 10,7 м (35ft) относительно уровня ВПП в точке отрыва

37. Потребную перегрузку на вираже можно определить по формуле:

A. ny = 1/cos γ или ny = Y/G

38. Потребную скорость на вираже можно определить по формулам:

B. V= Vгп √ ny

39. Потребную тягу на вираже можно определить по формулам:

C. P = Pгп. • ny

40. Устойчивостью самолета называется:

41. Управляемостью самолета называется:

42. Центровкой самолета называется:

B. Отношение координаты центра тяжести к величине САХ, выраженное в процентах

43. Средней аэродинамической хордой крыла (САХ) называется:

44. Фокусом крыла называется:

45. Продольным равновесием самолета называется:

C. Равновесие сил и моментов вокруг боковой оси

46. Балансировочная кривая показывает:

47. Ограничение по углу отклонения руля высоты устанавливается из условий:

C. Исключения срыва потока на горизонтальном оперении

48. Ограничение по предельно-передней центровке устанавливается из условий:

A. Достаточности располагаемого отклонения руля высоты на посадке

49. Устойчивость по перегрузке это:

B. Способность самолета сохранить перегрузку исходного установившегося полета

50. Устойчивость по скорости это:

A. Способность самолета самостоятельно восстанавливать исходную скорость полета

51. Ограничение по перегрузке устанавливается из условий:

B. Прочности конструкции самолета

53. Путевая (флюгерная) устойчивость это:

A. Способность самолета самостоятельно устранять появившееся скольжение

52. Боковой устойчивостью называется:

C. Устойчивость самолета в путевом и поперечном направлении

54. Аэродинамическая крутка крыла:

B. Улучшает поперечную устойчивость и управляемость самолета на больших углах атаки

55. Геометрической круткой крыла называется:

C. Изменение установочного угла в различных сечениях крыла

56. Положительное V крыла:

B. Повышает поперечную устойчивость самолета.

57. Полярой самолета называется:

A. График зависимости Су и Сх при различных углах атаки α

58. При выпуске шасси поляра самолета смещается:

B. Вправо

59. При выпуске закрылков поляра самолета смещается:

A. Вправо и вверх

60. Посадочная дистанция - это расстояние по горизонтали, проходимое самолетом:

C. С высоты 15 м (50 ft) над уровнем порога ВПП до полной его остановки

61. Аэродинамическим качеством самолета называется:

B. Отношение величины подъемной силы самолета к величине силы лобового сопротивления

62. Центр давления крыла это:

A. Точка приложения полной аэродинамической силы крыла, лежащая на САХ

63. Если центр тяжести расположен впереди фокуса, самолет будет:

A. Статически устойчивым

64. Если центр тяжести расположен позади фокуса, самолет будет:

B. Статически неустойчивым

65. Если центр тяжести совмещен с фокусом, самолет будет:

C. Статически нейтрален

66. При выпуске закрылков фокус самолета смещается:

A. Вперед

67. Кривые Жуковского показывают:

68. Минимальная потребная тяга в установившемся горизонтальном полете соответствует:

A. Наивыгоднейшей скорости полета

69. При уменьшении массы самолета кривая Жуковского смещается:

B. Вниз и влево

70. С увеличением высоты полета кривая Жуковского смещается:

A. Вправо и немного вверх

71. Дальность планирования можно определить по формуле:

C. L = H • K

72. Аэродинамической интерференцией называется:

A. Взаимное влияние отдельных частей самолета, в результате которого изменяются характеристики обтекания

73. Пограничным слоем называется:

B. Слой воздуха, в котором скорость потока изменяется от нуля до величины, равной местной скорости потока

74. Профильное сопротивление складывается из:

A. Сопротивления давления и трения

75. Лобовое сопротивление крыла:

A. Складывается из профильного и индуктивного сопротивлений

76. Индуктивное сопротивление:

77. Сопротивление давления:

B. Возникает из-за разности давлений перед и за крылом

78. Сопротивление трения:

C. Возникает из-за проявления вязкости воздуха в пограничном слое

79. Ограничение по максимальной скорости полета (по скоростному напору) определяется:

A. Из условий прочности конструкции самолета

80. Ограничение максимальной скорости полета по числу М определяется из условий:

B. Устойчивости и управляемости самолета

81. Волновым кризисом называется:

C. Отрыв пограничного слоя, связанный с возникновением на крыле скачков уплотнения

83. Flexible takeoff is not permitted on contaminated runways.

True

84. Flexible takeoff is not permitted on wet runways.

False

85. It is recommended to use flexible takeoff thrust reduction:

A. In order to extend engine life and save maintenance costs

86. Runway is considered as wet, when:

A. the surface of the runway has a shiny appearance due to a thin film of water. When this film does not exceed 3 mm, there is no significant danger of hydroplaning

87. Runway is considered as damp, when:

B. the surface of the runway is not dry, but the water on the surface does not cause a shiny appearance

88. Dry snow is snow that:

B. if compacted by hand, does not stay compressed when released. The wind can blow dry snow

89. Wet snow is snow that:

A. if compacted by hand, stays compressed when released, and with which snowballs can be created

90. What speeds are considered as minimum maneuvering speeds?

B. Green Dot, F, S

91. What is the definition for VMCG?

92. What is the definition for VMCA??

93. How many percent of tailwind component is taken into account for takeoff performance calculation?

C. 150 %

94. How many percent of headwind component is taken into account for takeoff performance calculation?

B. 50 %

95. What is the maximum demonstrated crosswind for take-off and landing on A320 CEO aircraft?

C. 38 kt (gust included)

96. What is the maximum certified crosswind for take-off on A320\A321 NEO aircraft?

B. 35 kt (gust included)

97. What is the maximum tail wind component for takeoff?

А. 15 kt

98. What is the maximum tail wind component for landing?

B. 10 kt

99. What is the maximum speed at which the landing gear may be retracted?

B. 220 kt / M 0.54

100. In clean configuration the recommended one engine out speed is «Green dot». Why?

B. It is the best Lift to Drag ratio speed

100

101. What is the main function of rudder travel limiter?

А. to limit the rudder deflection as a function of speed to prevent tail structure damage