M11题库1
1．何谓飞机的使用载荷 C-D
A：使用载荷等于设计载荷乘以安全系数。 B：使用载荷等于设计载荷除以剩余强度系数。 C：使用载荷是飞机使用过程中预期的最大载荷。 D：使用载荷等于设计载荷除以安全系数。 2．下列哪些情况下会造成飞机的重着陆 B-D A：飞机单主起着陆。 B：飞机着陆重量过大。 C：飞机着陆是机头抬头使两主起着陆。 D：飞机着陆是垂直速度过大。
3．满足下列哪一组方程飞机才能进行匀速直线飞行 D A：P0=D0,L0=W. B：MA=MB. C：MA=MB,L0=W. D：P0=DO,MA=MB,L0=W.
4．飞机水平匀速转弯时,飞机承受的升力的大小与什么因素有关。 C A：只与飞机转弯时滚转角的大小有关。 B：只与飞机的重量有关。 C：与飞机转弯是滚转角的大小和飞机重量都有关。 D：只与飞机的飞行速度有关。
5．飞机在不平地面上滑行时，通过起落架接头作用在飞机结构上的地面载荷是 B
A：集中作用的静载荷。 B：集中作用的动载荷。 C：分布作用的静载荷。 D：分布作用的动载荷。 6．用千斤顶将飞机逐渐顶起时，千斤顶顶销作用在飞机结构上的载荷 A
A：集中作用的静载荷。 B：集中作用的动载荷。 C：分布作用的静载荷。 D：分布作用的动载荷。 7．飞行中飞机承受的气动升力等于 A A：载荷系数nY乘以飞机重力。 B：载荷系数nY减1再乘以飞机重力。 C：载荷系数nY加减1再乘以飞机重力。 D：飞机重力除以载荷系数nY。
8．什么是飞机结构的极限载荷 B-C A：飞机结构在使用中允许承受的最大载荷。
B：飞机结构在静力试验中必须承受3s而不破坏的最大载荷。 C：飞机结构设计时用来强度计算的载荷。 D：飞机正常使用过程中可能出现的载荷。
9关于安全寿命设计思想，下列哪些说法是正确的。 D A：一旦结构出现宏观的可检裂纹就必须进行修理。 B：可以确保结构的使用安全。 C：可以充分的发挥结构的使用价值 D：只考虑无裂纹的寿命。
10．结构在疲劳载荷作用下抵抗破坏的能力叫做 C A：结构的强度。 B：结构的稳定性。 C：结构的疲劳性能。 D：结构的刚度。
11．结构的稳定性是指 C A：结构抵抗破坏的能力。 B：结构抵抗变形的能力。 C：结构在载荷作用下保持原有平衡状态的能力。 D：结构抵抗疲劳破坏的能力。
12．结构的刚度是指 B A：结构抵抗破坏的能力。 B：结构抵抗变形的能力。 C：结构在载荷作用下保持原有平衡状态的能力。 D：结构抵抗疲劳破坏的能力。
13．为了确定飞机结构位置所设置的基准水线是 C A：通过机身纵轴的水平面。 B：通过飞机重心的水平面。 C：位于机身下面。距机身一定距离的平面。 D：通过飞机机头的水平面。
14．为了确定飞机结构的左右位置所设置的基准线是 B A：参考基准面。 B：对称中心线。 C：水线。 D：纵刨线。
15．关于机翼钢轴的下列说法哪些是正确的。 C-D A：通过钢轴的外载荷会是机翼产生扭转变形。 B：钢轴的位置是由机翼的气动特性决定的。 C：通过钢轴的外载荷会是机翼产生弯曲变形。 D：不通过钢轴的外载荷会是机翼产生扭转变形。
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16．关于应力的说法哪些是正确的 B-D A：正应力是拉应力和剪应力的统称 B：正应力矢量沿截面的法线方向。 C：正应力矢量沿截面的切线方向。 D：剪应力矢量沿截面的切线方向。
17．在弯矩作用下，梁的截面上会产生 C
A：拉应力和剪应力 B：压应力和剪应力。 C：拉应力和压应力。 D：拉应力，压应力和剪应力。 18．飞机结构在载荷作用下产生的基本变形有 A B C D A：剪切 B扭转 C拉伸 D压缩和弯曲。
20．从几何形状和受力特点分析，起落架受力结构中撑杆属于哪种受力结构 C A：梁元件 B：板件 C：杆件 D：薄壁结构。
21．在飞机结构中，蒙皮，翼梁和翼肋的腹板属于 B A：梁元件 B：板件 C：杆件 D：薄壁结构。
22．机身隔框属于 B A：空间薄壁结构 B：平面薄壁结构 C：杆系结构 D：空间桁架结构
23．杆系结构是由 A
A：杆件和梁元件组成。 B：杆件和板件组成。 C：梁元件和板件组成。 D：杆件 梁元件和板件组成。 24．机翼，机身和尾翼是由 A
A：不在同一平面内的杆件和板件组成的空间结构。 B：在同一平面内的杆件和板件组成的空间结构。 C：杆件和梁元件组成的杆系结构。 D：不在同一平面内的杆件组成的空间桁架结构。 25．从受力特点分析，起落架减震支柱属于哪种受力结构 A A：梁元件 B：板件 C：杆件 D：薄壁结构。
26．胶接连接技术的优点是 B-C
A：抗剥离强度高 B：提高连接件的承压能力。 C：具有良好的密封性。 D：胶接质量容易得到保证。 27．被广泛用于飞机制造和修理并被称为（外场铆钉）的是 C A：1100系列铆钉。 B：2017-T系列铆钉 。C：2117-T系列铆钉。 D：2024-T系列铆钉。 28．进行钛合金结构蒙皮铆接应选用 B A：1100系列铆钉 B：蒙乃尔合金铆钉 C： D：7075系列铆钉。
29．在列哪些表面上可以直接涂漆层 A-D A：阳极化表面 B：包覆铝材料表面 C：镀镉的钢结构表面 D：用阿洛丁处理的表面。 30．在钢结构表面生成的镀镉层的特点是 C A：比较坚硬 B：是阴极镀层。 C：均匀致密。 D：是淡黄色的闪光薄膜。 31．通过阳极化在铝合金表面生成的氧化膜有什么特点 C
A：硬度好 B：导电性能低 C：防水并且气密 D：防腐性能不如路合金表面自然生成的氧化膜。 32．涂漆前对金属表面进行蚀洗的洛酸溶液的浓度是 A A：百分之五 B：百分之十 C：百分之十五 D：百分之三
33．对飞机表面进行清洁工作时哪些方法是正确的 B-C-D A：用清洗剂浸泡的方法清洗钢索。
B：机体上的排泄孔，瓣状活门等要保持打开状态
C：用清洗剂在机体表面保持湿润状态以便将各种污物浸透。 D：清洁工作完成后一定要将各种遮盖物取下来。
34．下列哪些情况下会造成飞机在地面滑行是承受较大的颠簸载荷 A-D A：轮胎充气压力过大 B：减震支柱灌充的油量小于规定值。 C：减震支柱充气压力小于规定值。 D：减震支柱充气压力大于规定值。
35．对机轮等橡胶制品进行清洗时应使用 D A：汽油 B：清洁剂 C：煤油 D：肥皂水
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36．有什么方法可以确定采用预载指示垫圈的螺帽已被拧紧到要求的程度 D
A：用工具不能拨动预载垫圈中上面的平垫圈 B：用工具不能拨动预载垫圈中下面的平垫圈。 C：检查螺杆外露的螺纹数 D：用工具不能拨动预载垫圈中间的外环。 37．铆钉采用干涉量适当的干涉配合，可以 D A：提高铆钉抗腐蚀的能力。 B：提高铆钉连接的拉伸强度 C：防止应力腐蚀的发生 D：提高铆钉连接的疲劳强度。
38．如果完成铆钉的铆钉钉杆在孔中的填充量达不到要求 D A：会减小铆钉的拉伸强度。 B：会降低铆钉抗腐蚀的性能 C：会降低铆钉的弯曲强度 D：会减小铆钉承受剪切的挤压强度
39．飞行中机翼蒙皮要承受分布气动载荷的作用 D
A：分布气动载荷不会引起蒙皮的破坏 B：分布气动载荷过大会使蒙皮发生剪切失稳。 C：分布气动载荷过大会使蒙皮产生受压失稳。 D：分布气动载荷过大会拉坏铆钉，撕裂蒙皮。 40．垂直尾翼产生的侧向气动力对后机身产生的扭矩等于 D A:气动力乘以气动力到机身中心线的距离 B：气动力乘以气动力到机身上蒙皮的距离 C：气动力乘以气动力到机身下蒙皮的距离 D：气动力乘以气动力到机身钢轴的距离
41．承受扭矩作用时，轴的哪部分材料起的作用最大 D A：轴截面中性层上的材料 B：轴截面刚轴上的材料 C：轴截面外层和轴中心之间的材料 D：轴截面最边缘的材料。
42．在弯矩作用下，梁材料沿纵向产生的中性层是 D A：最外面受拉伸的一层材料 B：最外面受压缩的一层材料
C：中间的一层材料 D：不产生拉伸或压缩变形的一层材料。
43．机体某部件的区域编号是4XX，这个部件在 D A：左机翼 B：右机翼 C：起落架和舱门 D：动力装置和吊架
44．限制飞机的最大允许速压的目的是 D A：防止飞机飞行的阻力过大 B：防止升力过大造成飞机结构的总体破坏
C：防止飞机发生大迎角失速 D：防止局部气动载荷过大造成飞机结构的局部破坏。
45．飞机直线爬升是，驾驶员承受的过载值与飞机重心过载ny的关系 D
A：大于飞机重心过载 B：小于飞机重心过载 C：取决于飞机的爬升速度 D：等于飞机重心的过载。 46．洛酸锌底层涂料的特点是什么 C A：它的涂层均匀致密，不透气也不透水。
B：使用聚氨酸表面涂层必须使用洛酸锌底层涂料
C：涂层中的洛离子可以提高表面涂层的防电化学腐蚀的作用。 D：黄绿色的洛酸锌底层涂料比深绿色洛酸锌底层涂料性能更好。
47．在螺帽或螺栓头下面使用预载指示垫圈的目的是 C A：防止螺栓松动脱落 B：调节螺栓无螺纹螺杆的长度 C：对螺栓施加一定的预紧拉应力。 D：防止螺栓腐蚀。
48．在承受较大的拉应力螺栓的螺杆和螺栓孔之间间隙中有腐蚀介质对导致 C A：点腐蚀的发生 B：晶间腐蚀的发生 C：应力腐蚀的发生 D：层离腐蚀的发生。 49．操纵方向舵产生的气动力会在后机身中产生哪些应力 C A：拉力 剪力和弯矩 B：压力 剪力和弯矩 C：剪力 扭矩和弯矩 D：拉力 扭矩和弯矩 50．何谓扭转变形 C A：使结构件两个相邻很近的截面发生相对移动错开的变形 B：使结构件轴线曲率发生变化的变形
C：使结构件两个相距很近的截面发生相对转动错开的变形
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D：使结构件两个相距很近的截面发生沿轴线相对分离的变形。
51．细长直杆件受压力时，杆件的轴线不能保持直线状态和载荷平衡，说明 C A：杆件失去局部稳定性 B：杆件抵抗压缩的承受强度不够 C ：杆件失去总体稳定性 D：杆件抵抗弯曲的强度不够。
52． CCAR-25部对飞机结构的刚度要求是 C A：在限制载荷作用下飞机结构不能产生弹性变形 B：在极限载荷作用下飞机结构不能产生塑性变形
C：在直到限制载荷的任何载荷作用下，飞机结构产生的变形不得妨碍安全飞行。 D：在极限载荷作用下飞机结构不能产生弹性变形。
53．关于安全系数，下列说法正确的是 C A：安全系数是使用载荷和设计载荷之比。 B：安全系数应该略微大于1 C：安全系数是设计载荷和使用载荷之比
D：为使飞机结构具有一定的剩余强度而选用的不小于2的系数。
54．飞机的飞行包线是将飞行中可能出现的各种参数组合用一条曲线包围起来 C A：只有包线所围范围以内各点所代表的飞行参数的组合可能在飞行中出现。 B：只有包线边界上各点所代表的飞行参数的组合可能在飞行中出现。 C：包线边界上的各点都表示某一个飞行参数的限制条件。
D：包线所围范围以外某些点所代表的飞行参数的组合也可能在正常飞行中出现。
55．限制飞机的最大使用载荷和最小使用载荷就是 C A：限制了飞行中作用在机翼表面的局部气动载荷，保证了飞机的总体强度
B：限制了飞行中作用在机翼表面的局部气动载荷，保证机翼蒙皮的不发生局部破坏 C：限制了飞行中飞机承受的升力大小，保证了飞机的总体强度。
D：限制了飞行中飞机承受的升力的大小，保证机翼蒙皮的不发生局部破坏。
56．操纵副翼使飞机加速向右横滚时，左发动机承受的过载值与右发动机过载值ny的关系是 C A：左发动机承受的过载值小于右发动机过载。 B：左发动机承受的过载值等于右发动机过载。 C：左发动机承受的过载值大于右发动机过载。 D：取决于飞机滚转的角速度。
57．机翼安装角的检查方法是 B A：使用安装角检查板沿机翼展向放置在飞机制造厂规定的位置。 B：使用安装角检查板沿机翼弦向放置在飞机制造厂规定的位置。 C：测量沿展向两个不同点到地面的距离。 D：测量飞机对称中心到机翼规定点的距离。
58．用阿洛丁修理铝合金结构表面被损坏的氧化膜时，正确的方法是 B A：在表面涂上阿洛丁之后，要干燥2小时再用水清洗 B：在阿洛丁固化期间要保持阿洛丁薄膜的湿润。 C：对固化后出现裂纹的阿洛丁薄膜可以再涂一层阿洛丁 D：在阿洛丁固化期间要保持阿洛丁薄膜的干燥。
59．铆钉，螺栓或焊点等能为胶接提供破损—安全特性的原因是 B A：为结构提供了止裂孔 B：有效地阻止胶层损伤的扩展 C ：使胶层粘牢固 D：加强了接缝的密封性。
60．在安装高强度的抗拉螺栓时对螺栓施加的预载拉力为 B
A：螺栓弹性强度的75% B：螺栓屈服强度的75% C：螺栓强度极限的75% D：螺栓屈服强度的70% 61．关于飞机结构中的板件，下列说法正确的是 B
A：板件承受垂直板平面集中载荷的能力比较强。 B板件承受板平面内分布载荷的能力比较强。
C：薄板承受拉压和剪切的能力都比较弱 D：厚板承受拉压的能力比较强，承受剪切的能力比较弱。
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62．何谓弯曲变形 B A：使结构两个相距很近的截面发生相对移动错开的变形。 B：使结构件轴线曲率发生变化的变形
C：使结构两个相距很近的截面发生相对转动错开的变形。 D：使结构两个相距很近的截面发生沿轴线相对分离的变形。 63．承受弯矩是结构中哪些材料在反抗弯曲变形中起的作用最大 B A：中性层材料 B：离中性层最远的材料
C：离中性层最近的材料 D：在中性层和最外边之间的材料。
64．在损伤容限设计思想中，裂纹扩展寿命是什么概念 B A：是从结构投入使用到结构出现宏观的可检裂纹时的寿命。 B：是从结构上的初始裂纹扩展到临界裂纹时的寿命。
C：是从结构投入使用到结构出现遍布损伤不能经济修理时的寿命。 D：是从结构投入使用到结构出现功能性损伤的寿命。
65．当飞机以大迎角，小速度和小迎角，大速度水平飞行时。 B A：机翼产生的升力相同，机翼表面的局部气动载荷也相同。 B：机翼产生的升力相同，但机翼表面的局部气动载荷不相同。 C：机翼产生的升力不相同，机翼表面的局部气动载荷也不相同。 D：机翼产生的升力不相同，但机翼表面的局部气动载荷相同。
66．飞机俯冲拉起时，水平尾翼承受的过载值与飞机重心过载ny的关系 B A：大于飞机重心过载。 B：小于飞机重心过载。 C：取决于飞机俯冲拉起的速度。 D：等大于飞机重心过载。
67．确定飞机保持水平姿态的方法是 A
A：将气泡水平仪放置在标记块上，看气泡是否在中心位置。 B：目视观察飞机的横轴是否水平 C：下吊铅垂，观察铅垂线是否与飞机的纵轴垂直。 D：目视观察飞机的纵轴是否水平。 68．应在厂房内对飞机进行校装检查原因是 A
A：避免气流影响飞机水平姿态的调整和测量数据的准确性。 B：防止气流在机体表面产生静电。 C：防止气流使飞机移动。 D：防止气流损伤飞机的舵面。 69．清洁飞机风挡玻璃应使用什么清洁剂 A A：肥皂水 B：玻璃清洁喷剂 C：酒精 D：丙酮 70．铆钉采用湿安装可以达到 A
A：密封的目的，也可以防腐。 B：提高铆钉抗拉强度的目的。 C：提高铆钉剪切强度的目的。 D：提高铆钉挤压强度的目的。
71．在载荷作用下，空间薄壁结构中的杆件要承受 A
A：轴向的力 B：弯矩和剪力作用。 C：弯矩和扭矩的作用 D：剪力，弯矩和扭矩的作用。 72．安装在机翼上的主起落架机轮与地面之间产生的摩擦力在机翼结构中引起的弯矩等于 A A：摩擦力乘以地面到机翼刚轴的距离。 B：摩擦力乘以地面到机翼翼弦的距离。 C：摩擦力乘以地面到机翼前缘的距离 D：摩擦力乘以地面到机翼焦点的距离。 73．承受剪力时工字梁哪个部分反抗剪切变形的能力最强 A A：腹板 B：上缘条 C：下缘条 D：上，下缘条。
74．按照ATA—100的规定，大型飞机区域划分的基本原则是 A A：机体区域编号由3位数字组成，将机体由粗到细划分
B：机体区域编号由3位数字组成，从前到后分别表示：区域，分区，主区。 C：机体区域编号由3位数字组成，从前到后分别表示：区域，主区，分区。 D：机体区域编号由4位数字组成，将机体由粗到细划分
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75．某型飞机机头的机身纵向站位为--97.0，表示飞机机头的纵向位置 A A：在基准面之前水平距离为97英寸。 B：在基准面之后水平距离为97英寸。 C：在飞机重心之前水平距离为97英寸 D：在飞机重心之后水平距离为97英寸。
76．关于耐久性设计中飞机结构的经济寿命，下列哪些说法是正确 A A：飞机结构经济寿命必须超过一个设计使用寿命
B：当结构上出现一定数量的裂纹损伤群时，就到了结构的经济寿命 C：当结构上出现宏观的可检裂纹时，就到了结构的经济寿命。 D：当结构上的裂纹扩展到临界裂纹时，就到了结构的经济寿命。
77．在损伤容限设计思想中，损伤容限是什么概念 A A：保证结构安全可靠地工作到下次检查的条件下，允许结构存在的缺陷和损伤。 B：保证结构可以承受极限载荷的情况下，允许结构存在的缺陷和损伤。 C：满足经济修理要求的条件下，允许结构存在的缺陷和损伤 D：不影响结构的使用功能的条件
78． 对于强度相同的水平突风和垂直突风 A A：垂直突风会产生比较大的过载ny,主要是因为它改变了气流相对飞机运动速度的方向。 B：垂直突风会产生比较大过载ny，主要是因为它改变了气流相对飞机运动速度的大小 C：水平突风会产生比较大过载ny，主要是因为它改变了气流相对飞机运动速度的方向。 D：水平突风会产生比较大过载ny，主要是因为它改变了气流相对飞机运动速度的大小。
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M11题库2
1．机翼蒙皮的作用是 A-C-D A：构成机翼的气动外形 B：承受并传递载荷垂直机翼表面的集中载荷。 C：承受并传递局部气动载荷。 D：与翼梁或纵墙腹板组成闭室承受机翼的扭矩。 2．机翼结构的纵墙 D A：是由很强的缘条和腹板 支柱组成 B：主要用来承受弯矩
C：与蒙皮组成封闭的盒段承受剪力 D：是机翼的纵向受力结构。
3．梁式机翼的构造特点是 D
A：桁条较强，蒙皮较厚 ，有一根或数根较弱的梁 B：桁条较强，蒙皮较厚，纵向布置较多的墙。 C：桁条较弱，蒙皮较薄，有一根或数根较弱的梁。 D：桁条较弱，蒙皮较薄，有一根或数根较强的梁。 4．机翼结构中普通翼肋和加强加强翼肋的区别是 D： A：普通翼肋较多采用腹板式结构，而加强翼肋都是桁架式结构 B：普通翼肋较多采用桁架式结构，而加强翼肋都是腹板式结构 C：普通翼肋腹板常压有凹槽加强筋，所以比加强翼肋的腹板强。 D：加强翼肋要承受和传递较大的集中载荷。
5．单块式机翼的特点是 C A：机翼的弯矩主要由翼梁来承担 B：机翼上便于开口，机翼与机身的连接简单。 C：蒙皮较厚，局部刚度和扭转刚度比较大 D：生存力较差，扭转刚度低。
6．机翼腹板式翼梁是由哪些部件组成 C A：上 下缘条 直支柱和斜支柱组成 B：上 下缘条，腹板，直支柱和斜支柱组成。 C：上 下缘条，腹板和支柱组成。 D：缘条，直支柱和斜支柱组成。
7．桁条式机身的特点 C-D A：结构重量大，扭转刚度小 B：适用于机身开口比较多的部位
C：在气动载荷作用下蒙皮的变形小 D：机身各段之间要用比较多的接头连接。
8． 组成硬壳式机身的结构部件有 D A：框架 隔框 大梁 桁条和蒙皮 B：环框 隔框 桁条和蒙皮 C：框架 隔框 纵墙和蒙皮 D：框架 隔框和蒙皮
9．现代民航飞机增压座舱前后隔框一般采用 B A：前部是球形加强框，后面是平板加强框。 B：前部是平面加强框，后面是球形加强框。 C：前部是球形普通框，后面是平板普通框。 D：前部是平板普通框，后面是球形普通框。 10．驾驶舱窗户的玻璃都是由几层不同材料制成的层合结构 A A：风挡玻璃由外层硬的强化玻璃和中层 内层的化学强化玻璃组成，外层玻璃的内侧安装加热膜。 B：风挡玻璃由外层化学强化玻璃和中层 内层的硬的强化玻璃组成，内层玻璃的外侧安装加热膜。 C：风挡玻璃由外层硬的强化玻璃和中层 内层的化学强化玻璃组成，内层玻璃的外侧安装加热膜。 D：风挡玻璃由外层化学强化玻璃和中层 内层的硬的强化玻璃组成，外层玻璃的内侧安装加热膜。 11．组成桁梁式机身骨架的结构部件有 A
A：隔框，大梁和桁条 B：隔框 大梁 桁条和蒙皮 C：隔框 纵墙和桁条 D：隔框 纵墙 大梁和桁条 12．机体上的开口分为大 中 和小开口 C A：采用受力口盖补偿的叫大开口 B：采用直接补偿的叫大开口
C：应该按照开口尺寸与所在部件基准尺寸相比来区分 D：应该按照开口的绝对大小来区分 13．应在结构上采取一些措施对机体开口进行补偿 B A：使用快卸口盖是直接补偿开口
B：用受力口盖和开口周边加强构件是直接补偿开口 C：用非受力口盖和开口周边加强构件是直接补偿开口。
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D：改变开口区域的整个结构进行补偿的是直接补偿开口。
14．飞机的登机门通常分为主登机门和服务门 A A：主登机门在机身的左侧，服务门在机身的右侧 B：主登机门在机身的右侧，服务门在机身的左侧。 C：在紧急情况下主登机门可以当作应急出口，服务门不行 D：在紧急情况下服务门可以当应急出口，主登机门不行。
15．在气动载荷作用下，副翼 B A：在装有指点的横截面承受的剪力最小 B ：在操纵摇臂部位的横截面承受的扭矩最大 C：在装有指点的横截面承受的扭矩最大 D：在操纵摇臂部位的横截面承受的扭矩最小。 16．飞机的主操纵面是 D A：副翼 扰流板和升降舵 B：副翼 扰流板 升降舵和方向舵 C：副翼 襟翼 缝翼 升降舵和方向舵 D：副翼 升降舵和方向舵
17．飞机的主操纵面的作用是 A
A：对飞机进行俯仰 侧向和方向操纵 B：除了对飞机进行操纵外，还可以起增升作用 C：除了对飞机进行操纵外，还可以起增阻作用。D：除了对飞机进行操纵外，还可以改善飞机的稳定性。 18．发动机吊舱是由什么组成 A A：吊架和短舱 B：防火墙和短舱 C：吊舱和整流罩 D：外涵道和整流罩
19．发动机防火墙是用什么材料制成的 A A：不锈钢 钛合金 B：铝合金 C：高强度合金钢 D：镁合金
20．民用运输机发动机在机体上的安装部位有哪些 B-C-D A：前机身 B：机翼短舱吊挂 C：机尾安装 D：后机身短舱吊挂
21．在发动机与吊架之间采用结构保险销的目的是 D A：防止由于震动导致发动机与吊架脱开 B：保证发动机产生的推力安全传递到机体结构上
C：防止发动机受力过大时与吊架脱开 D：当发动机遭到严重损伤时，保险销剪断，防止损坏机翼。 22．发动机吊舱的功用 A-B-C A：改善飞机的空气动力特性 B：支撑和保护发动机及其附件 C：引导气流进入发动机 D：产生推力 23．一般固定的水平安定面 C-D A：是通过一个转轴铰接在机身上 B：左右安定面通过各自的转轴铰接在机身上 C：左右分离式安定面多采用坚固的侧边翼肋的结构形式 D：作成整体的安定面多采用坚固的中央翼肋的结构形式。
24．关于民用运输客机的应急出口，下列说法哪些是正确的 A-D A：客舱的应急出口一般位于机身的左右两侧，机翼的上方 B：只需推动窗户上部的推板即可从内部将应急出口的门窗打开 C：打开手柄罩，拉下松锁手柄既可以从外部将应急出口的门窗打开 D：所有的应急出口门窗都可以从飞机的内 外打开。
25．现代民用飞机增压气密座舱需要密封的地方有 A-B-C-D A：操纵拉杆和钢索在座舱内的进出口处 B：座舱口盖和应急出口 C：舱口和窗口 D：蒙皮和壁板之间 26．在利用机翼内部结构形成的结构油箱中需要进行密封处理的部位是 B-D A：油箱的整个底部 B：检查口周围 C：油箱的整个内表面 D：接缝处，铆钉和螺母垫圈。
27． 尾翼的功用是： A-B-C A：保持飞机的俯仰和方向平衡 B：使飞机具有俯仰和方向安定性 C：对飞机进行俯仰和方向操纵 D：对飞机进行横向操纵
28．机身的主要功用是 A-B A：装载机组人员 乘客和货物 B：作为飞机机体的中枢部件 C产生升力 D：产生阻力
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29．飞机的副翼通常采用两个以上的接头与机翼相连，目的是 D A：改善飞机的侧向稳定性 B：使机翼受力均匀
C：减小副翼结构承受的扭矩 D：避免副翼产生过大的弯曲变形，并提高它的生存力。
30．安装副翼的支臂连接在机翼的哪个部位 D A：机翼普通肋与机翼后梁（或墙）的连接处 B：机翼加强肋与机翼前梁（或墙）的连接处。 C：机翼普通肋与机翼前梁（或墙）的连接处 D：机翼加强肋与机翼后梁（或墙）的连接处。 31．飞机的登机门通常分为主登机门和服务门 D A：主登机门可以从机身的内 外打开和关闭，服务门只能从机身外打开和关闭。 B：主登机门可以从机身的内打开和关闭，服务门可以从机身外打开和关闭。 C：主登机门可以从机身的内部打开和关闭，服务门可以从机身内 外打开和关闭。 D：主登机门和服务门都可以从机身的内 外打开和关闭。
32．在拆卸尺寸比较大的受力舱口盖时，舱盖上的螺钉拧不动应该如何处理 D A：敲击口盖使它松动 B：用力强行拆下
C：在螺钉孔中加润滑油再用力强行拆下 D：检查在舱口附近是否已用托架将机体托住。
33．飞机上的增升装置是 D A：水平尾翼 B：垂直尾翼 C：升降舵 D：襟翼和缝翼
34．翼吊发动机是通过发动机上的前后安装点 C
A:直接安装在机翼的前后梁上 B：安装在吊架上，吊架再安装到机翼的前后墙上。 C：安装在吊架上，吊架再安装到机翼的前后梁上。 D：安装在吊架上，吊架再安装到机翼的普通翼肋上。 35．飞机的副翼通常采用两个以上的接头与机翼相连 C A：所有接头沿展向都是固定的 B：所有接头沿展向都是可以移动的。
C：其中至少有一个接头是沿展向是固定的。 D：接头的固定形式与副翼的结构形式有关。
36．安定面的结构与机翼基本相同 C A：小型飞机的安定面一般采用单块式结构。 B：大型飞机的安定面大多采用梁式结构。 C：大型飞机的安定面大多采用单块式结构。 D：大型飞机的安定面大多采用桁架式结构。
37．梁，肋腹板上的无口盖小开口 C A：最好是椭圆形，在不同载荷作用下引起的应力集中系数最小 B：最好是椭圆形，它使腹板损失的材料最小
C：最好是圆形，在不同载荷作用下引起的应力集中系数最小 D：最好是圆形，它使腹板损失的材料最小
38．桁梁式机身结构中，承受弯矩引起的拉 压应力的主要受力件是 C A：蒙皮 B：桁条和蒙皮 C：大梁 D：框架和大梁
39．对飞机进行俯仰操纵的是 C A：水平安定面 B：副翼 C：升降舵 D：方向舵
40．对飞机进行横向操纵的是 C A：襟翼 B：缝翼 C：副翼 D：升降舵
41．发动机防火墙的作用是 B A：安装发动机吊舱的整流罩 B：封堵火焰和有害气体，并对飞机其他部件起安全保护作用 C：加强机翼结构 D：防止飞机其他结构受到发动机燃气的腐蚀。
42．大多数现代飞机驾驶舱在正前方和两侧分布着六个窗户 B A：一号和二号是固定的，三号可以从座舱内打开，允当应急出口。 B：一号和三号是固定的，二号可以从座舱内打开，允当应急出口。 C：二号和三号是固定的，一号可以从座舱内打开，允当应急出口。
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D：一号是固定的，二号和三号可以从座舱内打开，允当应急出口。
43． 桁条式机身结构中，承受弯矩引起的拉 压应力的主要承受件是 B A：蒙皮 B：桁条和蒙皮 C：纵梁 D：隔框和纵梁。
44．形成机翼结构油箱的结构部件是 B A：翼梁缘条 翼肋腹板和蒙皮 B：翼梁腹板 翼肋腹板个蒙皮 C：桁条 翼肋腹板和蒙皮 D：翼梁腹板 桁条和蒙皮
45.机翼翼梁各构件在受力中所承受的主要应力是 B A：上下缘条承受剪应力，腹板承受拉 压应力。 B：上下缘条承受拉 压应力，腹板承受剪应力。
C：上下缘条承受拉 压应力，加强支柱承受剪应力。
D：上下缘条承受剪应力，腹板和加强支柱承受拉 压应力。
45．飞机机翼结构的弦向构件有 B
A：加强翼肋 普通翼肋和纵墙 B：加强翼肋和普通翼肋 C翼肋和蒙皮 D：翼肋 纵墙和蒙皮。 46．在机身结构中加强隔框的主要作用是 A A：承受机翼 起落架 发动机等部件传来的集中载荷
B：维持机身剖面形状 ，承受机身总体扭矩引起的剪应力 C：维持机身剖面形状，承受机身总体弯矩引起的正应力。 D：承受并传递局部气动载荷
47．飞行中作用在机翼表面上的气动载荷传递路线是 A A：蒙皮—桁条 翼肋---翼梁 蒙皮—机身 B：桁条 翼肋—翼梁 蒙皮—机身 C：翼梁—桁条 翼肋—蒙皮—机身 D：蒙皮 翼梁—桁条 翼肋—蒙皮—机身 49.桁条是机翼机构的重要纵向受力构件 A A：按制造方法分为板弯型材和挤压型材 B：按结构可分为腹板式和构架式 C：它是由缘条和腹板构成 D：它是由缘条和直支柱 斜支柱构成
50.机翼的主要功用是 A A：产生升力 B：安装起落架 C安装发动机 D：储存燃油。
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M11题库3
1．前三点式起落架与后三点式起落架相比 D A：飞机气动阻力大，便于减速 B：方向稳定性差，容易打地转 C：着陆操作困难，易倒立 D：滑行的方向安定性好。
2．现代民航飞机主起落架的结构型式一般为 C A：构架式起落架 B：张臂式支柱套筒起落架 C：撑杆式支柱套筒起落架 D：摇臂式起落架 3．连接主起落架减震支柱内 外筒之间上下之间连接臂的作用是 C A：限制伸张程度 B：防止反跳 C：保持机轮的正确方向 D：对支柱起辅助支撑作用
4．现代民航飞机起落架减震支柱内灌充的油液为 A A：石油基液压油 B：植物基液压油 C：磷酸酯基液压油 D混合液压油
5．民航飞机起落架应急放下系统的基本工作原理是 D A：正常开锁，依靠备用动力放下。 B：应急开锁，依靠备用动力放下 C：正常开锁，依靠重力放下 D：应急开锁，依靠重力放下。
6．飞机落地后设置起落架地面机械锁的目的是 B A：防止飞机移动 B：防止起落架意外收起 C：防止飞机拖行时损坏起落架结构 D：防止起落架支柱内筒缩入。
7．收起落架时，起落架收上并锁定后，现代民航运输机的位置指示系统显示为 D A：绿灯亮 B：红灯亮 C：绿 红灯均亮 D：绿 红灯均灭
8．起落架收放系统的信号指示通常包括哪些类型 A A：机械指示器和信号指示灯 B：语音警告信息和信号灯指示系统 C：空地电门指示器和信号灯指示系统 D：震动指示器和电动指示器
9．刹车系统的液压保险，应装在 C A：刹车储压器之前 B：刹车调压器之前
C：刹车调压器与刹车动作筒之间 D：流量放大器与刹车作动筒之间。
10．为机轮灭火的最安全的灭火剂是 C A：二氧化碳 B：泡沫 C：干粉 D：水
11．在轮胎侧壁上的红色圆点表示 C A：蠕变点 B：轮胎的较重一侧 C：轮胎的较轻一侧 D：通气孔位置。
12．对前轮转弯系统的操作可以用转弯手轮或者方向舵脚蹬，两者的使用场合是 B-C A：转弯手轮只能在起飞或者着陆过程中使用
B：方向舵脚蹬只能在起飞或者着陆较高速度滑跑过程中使用 C：转弯手轮在飞机进行大角度转弯时使用。 D：脚蹬和手轮可在任何情况下自由使用。
13．在任何情况下，应对起落架收放系统进行收放试验 B-D A：起落架收放系统维修后，首次飞机中进行几次收放试验 B：更换有故障的部件并校准后，在地面进行收放试验
C：飞机每100次起落后，应进行收放试验 D：飞机发生重着陆。
14．飞机起飞后，飞行员将起落架手柄置于收上位，发现一起落架的红色指示灯长时间点亮的
可能原因是 B-C A：起落架已经收上并锁定 B：该起落架地面机械销未拔下 C：该起落架上位锁传感器故障 D：飞机飞行高度过低。 15．当起落架手柄在放下位置，起落架放下锁好，对应的起落架位置指示红灯亮，可能的原因为 A-C A：放下锁定传感器故障 B：地面锁销未拔出 C：手柄位置传感器故障 D：空地传感器故障
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16．消除刹车松软的有效措施是 D A：更换刹车磨损块 B：用清洁剂清洁刹车块 C：润滑刹车块 D：刹车系统排气。
17．下列哪一项不是电子式防滞系统的功能 D A：接地保护 B：锁轮保护 C：控制机轮滑移率 D：控制刹车计量活门来调定来调节刹车压力。 18．惯性防滞刹车系统中防滞传感器的功用是 D A：减小刹车阻力 B：提高刹车效率 C：减小刹车压力 D：感受机轮的滞动情况。
19．确定刹车系统中存在的空气已全部排除的方法是 C A：观察刹车脚蹬行程 B：观察液压油箱的目视油量表，直到无液体流动为止 C：连接排气管到刹车装置放气活门，实施刹车，直到流出的油液没有气泡 D：实施刹车时，观察刹车压力表是否平衡地向全刻度方向偏转。
20．外场检查多盘式刹车装置磨损量的方法是 C A：用专用测量塞规测量刹车盘片间隙 B：松开停留刹车，观察磨损指示销伸出量。 C：设置停留刹车，观察磨损指示销伸出量。 D：用探伤方法探测刹车片表面状态。
21．电子式防滞刹车系统比惯性传感器式的防滞系统效率高的原因是 C A：利用轮速传感器感受机轮的减速度 B：连续控制飞机的滑跑速度 C：连续控制机轮与地面之间的滑移率
D：在飞机着陆后驾驶员可以把脚蹬踏板压到最大刹车压力位置
22．造成停留刹车压力保持时间过短的可能原因是 C A：刹车片组件磨损过量 B：自动间隙调节器失效
C：刹车储压器充气压力不足或漏气 D：管路中的液压油液中有空气。
23．现代具有电子式防滞刹车系统的飞机，在防滞活门的回油管路上安装一个 C A：回油限流阀 B：压力转换活门 C：关断活门 D：液压保险器
24．刹车管路中，用于将正常刹车压力与应急刹车压力隔离开的活门是 C A：单向节流阀 B：旁通活门 C：压力转换活门（往复活门） D：刹车压力释放活门
25．民航飞机停留刹车时的动力源是 C A：地面液压源 B贮气瓶 C蓄压器 D：机械压紧装置
26．前轮转弯系统中压力补偿器的作用为 B A：提高液压供油压力 B：使转弯作动筒的低压腔保持一定的压力，实现中立减摆 C：当供压系统失效时，作为应急动力源 D：拖行释压
27．轮胎充气压力过低，对轮胎磨损情况的影响是 B A：不引起轮胎特殊损伤 B：引起胎肩过度磨损 C：引起整个胎面过度磨损 D：引起胎缘损伤 28．起落架前轮定中机构的作用是 B A：保持飞机地面运动的安定性 B：在空中使前轮自动保持在中立位 C：防止前轮摆振 D：阻止减震支柱内 外筒相对转动
29．液压刹车系统中的刹车作动筒的型式为 B A：双向单杆式 B：单向单杆式 C：单向双杆式 D：双向双杆式
30．飞机前轮转弯系统中往往不设置独立的减摆器，那么实现减摆功能的部件是 A A：转弯计量活门和压力补偿器 B：转弯手轮 C：自动定中机构 D：压力补偿组件 31．前轮转弯系统中，拖行活门的作用是 A A：切断高压油路，并使转弯作动筒两端油腔互通 B：提供拖行备用液压源 C：将作动筒两端油路与供压管路断开 D：拖飞机时操纵该活门，可将作动筒与前轮脱开。 32．操纵前轮转弯系统时，当前轮偏转到转弯手轮对应的角度，并保持手轮不动，其控制活门处于 A A：中立位 B：使转弯作动筒释压位置
C：向偏转方向供油状态 D：向偏转方向返回油路供油状态。
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33．在某些飞机机轮上装有热熔塞，其目的是 A A：当机轮温度升到预定值时熔化，使轮胎放气
B：在刹车实施规定时间后熔化，防止轮胎因过热而爆胎
C：在温度过高时熔化，使停留刹车高压管路油液部分返回油箱，防止刹车损坏 D：起防滞安全作用，在过渡滞动情况下高温熔化，自动解除刹车。
34．在电子式防滞刹车系统中使用的防滞控制活门是 A A：电液伺服阀 B：电磁换向阀 C：自动换向阀 D：两位三通电磁换向阀
35．电子式防滞刹车系统的主要组成附件有 A A：轮速传感器 防滞控制器和防滞控制阀 B：轮速传感器 防滞控制器和刹车调压阀 C：轮速传感器 温度监视器和防滞控制阀
36．电子式防滞刹车系统防滞控制的原理是 D A：控制刹车压力达到预定值 B：控制机轮的减速度
C：控制飞机的减速度 D：控制机轮滑移率等于理想滑移率
37．关于起落架位置指示信号的说法正确的是 D A：收上位置信号灯是绿色的，而放下位置信号灯是红色的 B：收上位置的指示灯应该是红色的但放下位置没有信号灯 C：起落架在放下位置时，红色警告灯亮
D：起落架处于收上或者放下位置并且可靠锁上后，红灯熄灭
38．大型飞机上使用小车式起落架的主要目的是 D A：吸收大的着陆撞击动能 B：防拖胎 C：防锁轮 D：将飞机重量分散到更大的面积上 39．现代民航飞机起落架减震器的减震原理是 D A：利用弹簧压缩变形吸收撞击动能，利用油液通过阻尼孔的摩擦热耗作用耗能。 B: 利用弹簧压缩变形吸收撞击动能，利用摩擦热圈的摩擦热耗作用耗能。 C：利用气体压缩变形吸收撞击动能，利用摩擦热圈的摩擦热耗作用耗能。
D：利用气体压缩变形吸收撞击动能，利用油液通过阻尼孔的摩擦热耗作用耗能。
40．导致轮胎错线的原因是 C A：轮胎充气压力过高 B：轮胎停放时间过长 C：轮胎充气压力过低 D：轮胎超量磨损 41．某型飞机主起落架侧撑杆关节处涂红线的目的是 C A：指示地面锁销位置 B：指示飞机最大转弯角度 C：指示下位锁是否锁定 D：作为侧撑杆的校装标记
42．现代飞机上起落架收放手柄设有超控机构的目的是 C A：飞机着陆过程中需要复飞时，快速收起落架 B：用于地面试验
C：飞机起飞后正常收放手柄锁有故障时，解除锁的作用 D：提供收放起落架的备用能源 43．现代民用运输机起落架收放手柄锁是由（）控制的 C A：手柄锁操纵电门 B：手柄锁液控活门
C：空、地感应电门 D：主起落架防扭臂作动的机械传动机构
44．目前大多数民航飞机起落架放下的正常动作顺序是 C A：开上锁—开舱门—放起落架锁—锁下锁
B：开上锁—开舱门—放起落架—锁下锁—关舱门 C：开舱门—开上锁—放起落架—锁下锁—关舱门 D：开舱门—开上锁—放起落架—关舱门—锁下锁
45．关于支柱套筒式起落架特点，叙述正确的是 C
A：结构简单 重量轻 但不易收放 B：承受水平撞击时，能很好地发挥减震性能 C：结构简单 易于收放 但吸收水平载荷性能差 D：结构复杂 重量较大 不易收放
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46． 测量油气式减震支柱的伸长量和充气压力的目的 C A：确定减震支柱内部结构状态损坏情况 B：确定减震支柱内的充气量 C：确定减震支柱油气灌充的正确性 D：确定减震支柱内的液压油量
47．前轮稳定距指的是 C A：前轮接地点到前起落架轮轴的距离 B：前轮轮轴到前起落架旋转轴线的距离 C：前轮接地点到前起落架旋转轴线的距离 D：前轮轮轴到前起落架旋转轴线的水平距离 48．空、地感应装置在前轮转弯系统中的作用是 B A：飞机离地面后前轮自动刹车以便收入轮舱 B：飞机离地后脱开脚蹬与前轮转弯系统的连接 C：飞机离地后使脚蹬与方向舵操纵系统？？ D：飞机离地后使起落架下锁打开准备收上。 49．如果飞机在着陆时减震支柱撞底，而滑行时却正常，最可能的原因是 B A：气压过低，油量正常 B：气压正常，油量不够
C：调节油针孔堵塞 D：防反跳活门不能使飞机反跳。
50．起落架收放系统中节流阀的作用是 B A：限制收起落架收上速度 B：限制起落架放下速度 C：限制下位锁打开速度 D：限制上位锁打开速度。
51．可以使液压起落架收放系统按正确顺序工作的是 B A：单向阀 B：顺序阀 C：转换阀 D：减压阀
52． 关于飞机主起落架的上位锁和下位锁，叙述正确的是 B A：上位锁为撑杆锁，下位锁为挂钩锁 B：上位锁为挂钩锁，下位锁为撑杆锁 C：上 下位锁均为挂钩锁 D：上 下位锁为撑杆锁
53．大型飞机的无内胎轮胎常与（）配合使用 A A：分离式轮毂机轮 B：可卸轮缘式机轮 C：整体式轮毂 D：固定轮缘式机轮
54．起落架收上刹车系统 A A：在起落架收上过程中使机轮停止转动 B：起落架收上到位前减速防止撞击 C：收上后因阻力减小应该使飞机减速
D：在起落架收上过程中使飞机减速避免气流干扰起落架收上
55．在着陆撞击过程中，飞机油气式减震支柱的缓冲原理是 A A：支柱内的气体压缩 B：油液迅速压缩 C：油液被迫流经计量孔 D：支柱内油气进行混合
56．飞机高速滑行时方向修正的控制输入机构是 A A：方向舵脚蹬 B：转弯手轮
C：方向舵脚蹬配合转弯手轮 D：转弯手轮配合方向舵脚蹬
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M11题库4
1．在风挡玻璃电热防冰系统中，控制加热过程的核心部件是 D A：过热保护装置 B：控制继电器 C：加热元件 D：风挡加温控制组件
2．发动机进气道一般采用（）防冰 D A：膨胀管及电脉冲 B：电热及热气 C：电脉冲及喷液 D：发动机引起防冰
3．风挡玻璃防冰系统中，供给加热电阻的电流大小 D A：一般保持不变 B：先小后大 C：先大后小 D：由温度传感器控制
4．发动机进气道的自动结冰探测器的工作方式是 B A：自动报警，自动除冰 B：自动报警，人工控制除冰 C：人工报警，人工除冰 D：人工报警，自动除冰
5．大气中的过冷水是指 B A：温度低于露点而高于零度的水 B：温度低于零度的液态水 C：温度高于零度的水 D：温度高于露点的水
6．为防止螺旋桨失去平衡，电热除冰时必须 A A：对角桨叶同时加热 B：各个桨叶的不同部位同时加热 C：从桨叶根部开始加热 D：从桨叶叶尖开始加热
7．皮托管内的防冰方式是 A A：电热防冰 B：发动机引气防冰 C：液体防冰 D：机械能防冰
8．空速管一般采用电热防冰，但须注意的是 C A：必须在空速管中安装温度传感器，以进行过热保护
B：空速管中加温电路要设置功率控制组件，使电流逐渐升高 C：在地面时不能给空速管长时间加温，以免烧坏
D：空速管中加温电路中要设置过热继电器进行过热保护
9．为了保护风挡排雨液喷嘴通畅，操作时应注意 C A：玻璃必须干燥 B：风挡玻璃温度必须高于零度 C：引气必须接通 D：风挡玻璃必须通电 10．压差式结冰探测器中的泄压孔的作用是 C A：排除融化的水
B：当探头未结冰时，保持全压室和静压室之间的压差 C：当探头结冰时，保持全压室和静压室之间的压力相等 D：当探头结冰时，保持全压室和静压室之间的压差过大
11.压差式结冰探测器是根据（）报警的 C A：两根导线之间的电压之差 B：电阻上的电压大小 C：全压室和静压室之间的气压之差 D：发动机进气道的压力之差
11．大气中的过冷水变为冰的条件是 C A：大气温度低于零度 B：大气温度低于露点温度 C：遇到凝结核 D：有霜冻
12．防冰系统的工作原理是 C A：融化已经结成的冰 B：震碎已结成的冰
C：降低水的冰点或使物体表面的温度超过零度 D：周期性地吹出少量已经结成的冰
13．螺旋桨采用电热除冰时，电流引入的方法是 B A：导线 B：电刷和滑环 C：定时器 D；除冰套
14．大气数据探头防冰一般采用 B A：气热防冰 B：电热防冰 C：化学防冰 D：气动防冰
15．在风挡玻璃电热防冰系统中，为防止玻璃温度太高，必须 A A：在风挡玻璃中安装温度传感器，以便进行过热保护
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B：采用脉冲控制加温电路，使玻璃温度冷热交换变化 C：有功率控制组件控制加温电流逐渐升高 D：飞机始终高速飞行，由迎面气流冷却
16．飞机地面除冰时不能采用以下方法 A A：喷气发动机的排气进行热气除冰 B：电热除冰 C：化学防冻液除冰 D：人工除冰 17．风挡排雨液操作时要注意 A A：风挡玻璃上必须有足够的水 B：风挡玻璃温度必须高于零度 C：风挡玻璃必须干燥 D：风挡玻璃必须通电
18.现代飞机的机翼防冰一般采用 A A：气热防冰 B：电热防冰 C：化学防冰 D气动防冰
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M11题库5
1． 在B747-400的飞机上。用来控制左边和右边同步汇流条连接在一起的装置是 D
A：BTB B：GCB C：GCR D：SSB
2．在制作酸性电解液时，应按下述方法操作 A
A：将浓硫酸慢慢倒在蒸馏水中 B：将蒸馏水慢慢倒入浓硫酸中 C：将浓硫酸迅速倒入蒸馏水中 D：将蒸馏水迅速倒入浓硫酸中
3．大电流充电时，电池容易出现极化现象，其中浓差极化指的是 B
A：电解液的浓度（或密度）有变化 B：不同部位的电解液浓度不同
C：极板上的活性物质数量有变化 D：极板上不同部位的活性物质数量不同
4．有关恒流与恒压充电的对比，下列哪些描述正确 C
A：恒压充电常用于电池在车间长时间充电，而恒流充电常用于满足快速充电的要求 B：铅酸电池常用恒流充电而镍镉电池常用恒压充电方式
C：恒流充电常用于电池在车间长时间充电，而恒压充电常用于满足快速充电的要求 D：恒流充电无法将电池充满，而恒压充电可以。
5．蓄电池的终止电压是指 C
A：蓄电池放电时所能达到的最低电压 B：蓄电池充电时所能达到的最高电压
C：蓄电池放电到能反复充电使用的最低电压 D：蓄电池充电到反复放电使用的最高电压。 6．电瓶产生大量气体发生在 D
A：放电初期 B：充电初期 C：过放电 D：过充电
7．有关蓄电池内阻的结论，正确的是 D
A：极板的面积越大，内阻越小 B：极板的面积越大，内阻越大
C：极板之间的距离越大，内阻越小 D：极板之间的距离越大，内阻越大。
8．测量铅酸电池的电解液密度，可以判断蓄电池的 A-B
A：放电程度 B：充电程度 C：活性物质的多少 D：极板间隙
9．反流隔断器在（）实现切断功能 B-D
A：发动机输出电压高于电瓶电压时 B：发动机输出电压低于电瓶电压 C：发动机输出电压高于电网电压 D：发动机输出电压低于电网电压
10．直流电源并联供电的条件包括发动机 A-C
A：极性相同 B：电压频率相等 C：电压大小相等 D：电压相位相同
11．在炭片调压器中，电压升高时 D
A：炭柱被拉松，电阻减小，励磁电流减小 B：炭柱被压紧，电阻增大，励磁电流减小 C：炭柱被拉松，电阻增大，励磁电流增大 D：炭柱被拉松，电阻增大，励磁电流减小
12．在直流发电机并联电路中，均衡负载的方法是 C
A：调节发动机的正线电阻 B：调节调压器的精度 C：利用均衡电路调节发动机的励磁电流 D：以上方法都可以
13．交流-直流发动机的交流部分实际上是 C
A：交流发电机和直流发电机组成的机组 B：旋转磁极式的直流发电机 C：旋转磁极式的交流发电机 D：无刷直流发电机
14．铅酸蓄电池大电流或过量放电的隐患是 B-D
A：内阻减小 B：极板硬化 C：自放电严重 D：容量下降
15．镍镉电瓶的固有特性是 D
A：自放电严重 B：极板硬化 C：活性物质脱落 D：热击穿
16．采用“先恒流后恒压”充电方式的电瓶充电器，充电曲线上的“电压转折点”由（）控制 C
A：充电电流 B：电瓶电压 C：电瓶温度和型号 D：充电器温度
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17．在直流电源系统中，以下方法可以减小切换大负载时电网电压的波动 C
A：采用精度高的调压器 B：采用晶体管稳压器 C：采用并联供电 D：采用单独供电 18． 对镍镉蓄电池维护时，需要定期进行“深度放电”，其作用是 B
A：消除热击穿 B：消除单体电池的不平衡 C：消除容量失效 D：消除内部短路 19．在镍镉蓄电池充电过程中，电解液密度基本不变，所以 B
A：蓄电池容量基本不变 B：不能用测量电解液比重的方法来判断充电状况 C：蓄电池的活性物质基本不变 D：蓄电池温度基本不变
20．铅酸电瓶充足电的标志之一是 B
A：温度上升到规定值 B：电解液比重不再上升 C：电………… D：充电电流变为零 21．若镍镉蓄电池的电解液不足，应该 A
A：在充电结束时添加蒸馏水 B：在放电结束时添加蒸馏水 C：加温，使极板释放电解液 D：降温，使极板释放电解液
22．两台直流发电机并联供电，为了均衡负载，测量负载电流，可以 A
A：在发电机的负线接入一个小电阻 B：在发电机的负线接入一个大电阻 C：在发电机的正线接入一个小电阻 D：在发电机的正线接入一个大电阻
23．飞机上的交流电源由下列设备提供 A-B-C
A：引擎驱动的发电机和APU发电机以及地面电源车 B：应急发电机 C：静变流机 D：电瓶充电器
24．下列两组电源不能并联供电的是 A-B
A：外部电源和APU电源 B：两台外部电源 C：主发电机之间 D：以上都正确
25．为什么要求交流发电机并联供电前各自输出的频率相同？ （1）频率不同，并联时的冲击电流及
冲击功率可能超限 （2）造成交流发电机有功负载有较大不均衡 （3）造成交流发电机无功负载 不均衡 D A：（1）和（3）正确 B：（1）和（2）和（3）正确 C：（2）和（3）正确 D：（1）和（2）正确 26． CSCF交流电源并联供电后，需要采取措施解决以下问题 D
A：减小并联时的压差 频率 相位 B：使三相电源的相序一致 C：使并联电源的波形趋于一致 D：均衡有功和无功负载
27．当恒装出现滑油压力低或温度高时 D
A：恒装自动脱开，发动机运转时自动复位
B：人工按下脱开开关，恒装脱开，发动机正常运转时自动复位 C：恒装自动脱开，在发动机停车时人工复位
D：必须人工按下脱开开关，使恒装脱开，在发动机停车时人工复位
28．交流电源中的自动并联检测电流检测并联发电机之间的（）差 D
A：波形 相序 电压 B：相序 电压 频率 C：相序 电压 频率 相位 D：电压 频率 相位 29．一般飞机上的主发电机能产生（）的电能 B
A：100W—1000W B：60KVA—90KVA C：1000KW—2000KW D：120Ah—200Ah
30．无刷交流发电机实现无刷的关键部件是采用了 B
A：交流励磁机 B：旋转整流器 C：永磁式副励磁机 D：直流励磁机 31．飞机在空中正常飞行时，交流主电源来自 A
A：发动机驱动的交流发电机 B：APU发电机 C：外部电源 D：静变流机 32．在PWM式晶体管调压器中，当交流发电机负载增加时，功率管的 D
A：开关频率减小 B：开关频率增大 C：导通时间减小 D：导通时间增大 33．电源系统中的差动保护可对以下部位的短路进行保护 D
A：永磁发电机电枢绕组 B：交流励磁机电枢绕组 C：旋转整流器 D：主发电机电枢绕组和输出馈线
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34．一个基本的PWM晶体管调压器有以下几个环节组成 D
A：检比 滤波 功率放大 B：检比 解调 整形
C：调制 校正 功率放大 D：检比 调制 整形 功率放大 35．当三相交流电网发生开相故障时，则有 C
A：三相电流不相等 B：三相电压不相等 C：一相输出电流为零和其它两相正常 D：三相频率不相等 36．如果调压器稳定性不好，则发电机将会出现以下问题 C
A：发生过电压 B：发生欠电压 C：输出电压波动较大 D：输出电压不能达到额定值 37．在电源系统中出现（）故障时，不需跳开GCB C
A：欠压 B：过压 C：欠速 D：差动保护
38．在电源系统保护电路中，实现反延时采用的电路 B
A：有运算放大器和LC组成的积分电路 B：由运算放大器和RC组成的积分电路 C：有运算放大器和RC组成的微分电路 D：由运算放大器和RC组成的比例放大电路 39．在发电机的故障保护装置中设置延时的目的是 B
A：防止损坏负载 B：防止误动作 C：防止发生故障时拒动作 D：防止发生更严重的故障 40．在三极式无刷交流发电机中，调压器的工作电源来自于 A
A：永磁式副励磁机 B：交流励磁机 C：旋转整流器 D：主发电机电枢绕组 41．下述设备中属于应急电源的有 B-C-D
A：APU GEN B：RAT C：HMG D：BAT
42．以下哪种情况下，能使应急灯点亮 A-B-D
A：驾驶舱应急电门在“预位”位，客舱应急灯“正常”位，直流汇流条无电或电压低于12V时 B：驾驶舱应急电门在“关断”位，客舱应急灯电门在“接通”位 C：驾驶舱应急电门在“关断”位，客舱应急灯电门在“正常”位 D：驾驶舱应急电门在“接通”位，客舱应急灯电门在“正常”位 43．应急照明电路中的软式启动电路的作用是 B
A：延缓电瓶充电 B：延长灯泡的寿命 C：延缓电瓶放电 D：加快点亮照明灯 44．地面交流电源插座上的两个短插钉E ,F A-B
A：用于确保插头与插座接触良好 B：保证拔出电缆时先断开外部电源 C：作为三相四线制电源的零线 D：作为三相四线电源的三相输出线 45．地面电源可以向飞机的（）供电 A
A：全部负载 B：重要负载 B：应急设备 D：通用设备 46．外电源面板上的琥珀色的“AC CONN”（连接）灯亮表明 A
A：外电源已连接到飞机上 B：外电源已连接到飞机上且质量良好 C：电瓶电门置“ON”位 D：外电源电门置”ON“位 47．由APU驱动的发电机提供的电源是 B
A：24Vdc B：115V的三相交流电 C：60KVA的单相交流电 D：28Vac 48．下列负载中，有哪些负载连接到热电瓶汇流条上 B
A：航行灯 防撞灯 B：时钟 灭火装置 C：自动驾驶仪 大气数据计算机 D：备用陀螺 地平仪 49．下述属于飞机二次电源的设备包括 B-C
A：电瓶 B：静变流机 C：变压整流器 D：冲压空气涡轮发电机 50．PWM式晶体管调压器中，续流二极管的功用包括 B-C
A：将发电机输出电压进行降压整流
B：防止功率管截止时，励磁线圈的感应电压击穿功率管 C：使励磁电流比较平稳，确保发电机的输出电压稳定 D：增加调压器的调压稳定性，减少超调量和调节震荡次数
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51．在直流电源作主电源的飞机上，蓄电池的作用是 B-C
A：用作主电源 B：用作辅助电源 C：用作应急电源 D：二次电源
52．在以交流电为主电源的航空器上，所需直流电源由（）提供 A-C-D
A：TRU B：SI(INV) C：BAT D：BAT CHARGER 53．二级无刷交流发电机的主要问题是 A-C
A：起激不可靠 B：调节特性软 C：无强励磁能力 D：转速特性软 54．增加电瓶容量的因素包括 A-C
A；增加活性物质的数量 B：减小极板的面积 C：增加电解液的数量 D：降低温度 55．出现（）故障时，必须同时跳开GCR和GCB A-B-D
A：过压 B：差动 C：欠速 D：开相
56．下述关于直流电源的缺点说法，正确的是 A-B-D
A：直流发电机高空换向困难 B：电压变换困难 C：不容易实现并联供电 D：功率/重量比小 57．下述关于交流—直流发电机的说法，正确的是 A-B-D
A：结构简单，重量轻 B：高空性能好 C：作为启动发电机用 D：过载能力较差 58．飞机上的直流电来自 A-B-D
A：TRU B：飞机电瓶 C：静变流机 D：电瓶充电器 59．下述关于直流电源优点的说法，正确的是 A-B-C
A：直流电能可由电瓶储存，在飞机失去主电源后，能由电瓶供电而安全着陆 B：容易实现并联供电，提高供电质量
C：供电简单，只需一根导线，另一端接机体 D：电压变换容易
60．在双发单独供电系统中，当由外电源或APU.G向机上供电时，下面断路器必须闭合 D
A：GCB和BTB B：BTB和GCR C：GCR和GCB D：BTB和EPC（或APB） 61．飞机电网中，不受任何开关或继电器控制，始终保持有电的汇流条是 D
A：转换汇流条 B：应急汇流条 C：电瓶汇流条 D：热电瓶汇流条 62．飞机上的汇流条按重要程度可分为以下三种 D
A：交流汇流条 直流汇流条 混合汇流条 B：正常汇流条 转换汇流条 通用汇流条 C：负载汇流条 通用汇流条 中央汇流条 D：正常汇流条 转换汇流条 备用汇流条 63．拔去外电源电缆的正确操作条件是 D
A：外电源上的ON灯灭 B：外电源上的ON灯亮
C：外电源板上的“NOT IN USE”灯灭 D：外电源板上的“NOT IN USE”灯亮 64．为了防止拔出外电源插头时产生火花，应该首先 D
A：在触电上加装灭弧装置 B：在触电上加装灭火花电路 C：给外电源加载 D：给外电源卸载 65．关于应急照明电源的说法，正确的是 D
A：电瓶无须调压 B：电瓶无须充电 C：电瓶无欠压保护 D：电瓶设有低压保护 66．飞机客舱的应急照明电源采用 D
A：主电瓶 B：APU电瓶 C：应急发电机 D：单独的小型电瓶
67．提高电压整流器输出电压的脉动频率，可以减小LC滤波器的体积，这是因为 D
A：频率越高，容抗和感抗越大 B：频率越高，容抗和感抗越小 C：频率越高，容抗越大，感抗越小 D：频率越高，容抗越小，感抗越大 68．当变压器整流器采用Y/Y△接法时，输出电压的脉动频率为 D
A：400HZ B：1200HZ C：2400HZ D：4800HZ
69．若PWM式晶体管调压器中的连续二极管开路，则可能出现以下后果 D
A：发电机开相 B：发电机欠压 C：励磁绕组过载 D：功率管击穿
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70．发电机具有强激磁能力指的是 D
A：永磁铁的剩磁要足够强 B：交流励磁机的剩磁要足够强
C：发电机输出端短路时，励磁电流随之迅速减小 D：发电机输出端短路时，励磁电流随之迅速增大 71．当交流电源并联时，如果电压不相等，则并联后 D
A：电网频率不稳定 B：电网电压不稳定 C：有功负载不均衡 D：无功负载不均衡 72．晶体管调压器较震荡式调压器的改进之处是 D
A：励磁电流变为连续 B：励磁电流变为断续
C：功率放大倍数更大 D：采用无触点开关，无火花和干扰
73．在直流发电机和蓄电池并联供电系统中，反流故障的危害之一是 D
A：发电机过压 B：发电机欠载 C：蓄电池过度充电 D：蓄电池过量放电 74．利用恒速传动装置可以组成 D
A：低压直流电源 B：VSVF交流电源 C：VSCF交流电源 D：CSCF交流电源 75．当飞机处于紧急状态时，重要汇流条ESS BUS由（）供电 C
A：主交流汇流条 B：右交流汇流条
C：静变流器将主电池的直流电转换成交流 D：有四条交流汇流条同时提供 76．若飞机在地面，则使用电源的优先顺序是 C
A：外部电源 IDG APU发电机 B：APU发电机 IDG 外部电源 C：外部电源 APU发电机 IDG D：APU发电机 外部电源 IDG 77．外电源面板上有两个指示灯，它们是 C
A：“ON” “AVAIL” B：“ON” “AC CONNECT” C：“AC CONNECT” “NOT IN USE” D：“NOT IN USE” “ON” 78． RAT应急电源靠（）驱动发电机工作 C
A：发动机压气机的压缩空气 B：发动机 C：冲压空气 D：电瓶 79．有关静变流器说法，正确的是： C
A因为功率管工作在开关状态，所以没有消耗 B 因为功率管工作在开关状态，所以损耗较大 C 因为功率管工作在开关状态，所以损耗较小 D 因为功率管工作在放大状态，所以损耗较大
80.差动保护只可以对两组电流互感器之间的区域起到保护作用，这是因为：C A其他部位发生短路时，短路电流不够大 B其他部位发生短路时，电流互感器中没有电流 C其他部位发生短路时，两组电流互感器中的电流相等 D 其他部位发生短路时，两组电流互感器中的电流不相等 81.当CSCF交流电源发生欠速故障时，应该：C A将发动机与恒装脱开 B将发电机与恒装脱开 C将发电机输出切断 D 将发电机磁场断开
82.为了组成一台无刷电流发电机，必须装有以下装置： C A永磁式副励磁机 B 旋转磁极式交流励磁机 C 旋转电枢式交流励磁机 D 逆变器
83.交流电网上的无功功率是指：C A无用的功率 B 负载实际消耗的功率 C负载与电网交换的功率 D电源的总容量
84.三级无刷电流发电机中，旋转整流器位于：C A永磁式副励磁机和交流励磁机之间 B永磁式副励磁机和主发电机之间 C 交流励磁机和主发电机之间 D 主发电机和负载之间
85.当交流电源并联时，如果频率不相等，则并联后： C A 电网频率不稳定 B 电网电压不稳定 C 有功负载不均衡 D 无功负载不均衡
86.恒速的制动点转速指的是：C A 液压马达不动时恒装的输入转速 B 液压马达不动时恒装的输出转速 C 液压马达不动、且恒装输出转速恰好等于额定转速时的恒装输入转速 D 液压马达不动、且恒装输出转速恰好等于额定转速时的恒装输出转速
87.与VSVF交流电源相比，CSCF交流电源的功率/重量比： C A 更大 B相等 C 更小 D 无法比较
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88． 当两台直流发电机并联供电时，必须设置 C
A：调压器 B：无功均衡环节 C：负载均衡环节 D：欠压保护
89． 若交流—直流发电机采用三相全波整流器，当转子转速升高时，发电机的励磁电流 C A：保持不变 B：升高 C：下降 D：不能确定
90． 在炭片调压器中，若电磁铁上的电压敏感线圈开路，则发电机电压 C A：为零 B：很低 C：很高 D：为额定值
91． 在直流发电机中，电枢磁场与主磁场的关系是 C
A：两者方向相同 B：两者方向相反 C：两者互相垂直 D：两者方向平行 92． 将电瓶与直流发电机并联，其作用是 C
A：可以给直流发电机励磁 B：可起到过压和欠压保护作用 C：可减缓电网电压的波动 D：可作二次电源 93．飞机在飞行中，当所有主电源都失效时 C
A：所有的用电设备都失去电源 B：飞行员只能目视着陆
C：最重要的设备由应急电源供电 D：直流负载由电瓶充电器供电 94． 静止变流器的作用是 C
A：把三相交流电变为低压直流电 B：把单向交流电变为低压直流电 C：把低压直流电变为三相或单相交流电 D：把低压直流电变为高压直流电 95． 电流互感器的功能是 C
A：测量交流电压 B：测量直流电压 C：测量交流电流 D：测量功率 96． 当恒装输入轴转速高于制动点转速时，恒装工作在 C A：零差动方式 B：正差动方式 C：负差动方式 D：不工作 97． 三极式与两极式无刷交流发电机的区别是 C
A：有无旋转整流器 B：有无交流励磁机 C：有无永磁式副励磁机 D：有无调压器 98．现代飞机上安装的充电器大多采用（）方式 C
A：恒压充电 B：恒流充电 C：恒压恒流充电 D：快速充电 99．飞机上主要有两种配电方式，他们是 B
A：单独配电和并联配电 B：集中配电和分散配电 C：直流配电和交流配电 D：单独配电和混合配电 100．液压驱动发电机（HMG）是一种“不受飞行时间限制”的备份电源，这意味着 B A：只要飞机高速飞行，HMG就能工作 B：只要液压系统正常工作，HMG就能工作 C：在任何情况下，HMG都能工作 D：HMG可以自动启动
101．为防止主电源发生转换时应急照明灯点亮，应采取以下措施 B A：人工断开应急照明电源 B：在电源控制电路中设置延时 C：应急灯点亮后再关断 D：点亮1秒后自动熄灭 102．应急照明电路设置低压保护电路是为了防止 B
A：电瓶过热 B：电瓶过量放电 C：电瓶充电不足 D：电瓶自动放电 103．在PWM式晶体管调压器中，当发电机电压升高时，功率管 B
A：导通时间增大 B：导通时间较少 C：开关频率增加 D：开关频率减少 104．发电机发生过电压故障时，保护电路动作时间的确定规则为 B
A：延时8秒左右 B：故障越严重，延时越短 C：故障越严重 ，延时越长 D：无延时，立即动作 105．在无刷交流发电机中，若交流励磁机的励磁电源来自于飞机电网，则这种励磁方式称为 B A：他励式 B：自励式 C：并励式 D：串励式
106．由于VSCF交流电源中的变频器由半导体器件组成，因此具有以下特点 B A：重量重 B：过载能力差 C：成本高 D：维护费用高 107．三级无刷交流发电机中，交流励磁机的结构为 B
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A：旋转磁极式 B：旋转电枢式 C：串励式 D：…………
108．恒速传动装置中，离心飞重式调速器用（）反应转速的大小 B
A：离心飞重的大小 B：离心飞重离心力的大小 C：伺服活门的位移 D：分配活门的位移 109．两个并联供电的直流发电机，当一台发电机的励磁电流太大时，这台会发生 B A：过电压故障 B：过载故障 C：反流故障 D：反极性故障
110．与有刷直流发电机相比，交流—直流发电机的一个缺点是 B
A：不能并联供电 B：不能当作启动发电机 C：脉动的直流电 D：频率为400HZ的交流电 111．在直流发电机中，当转子旋转时，每个电枢绕组中产生的感应电动势是 B A：直流电 B：交流电 C：脉动的直流电 D：频率为400HZ的交流电 112．在晶体管调压器中，当发电机电压升高时，晶体管处于 B A：导通时间长，截止时间短 B：导通时间短，截止时间长 C：导通时间和截止时间都短 D：导通时间和截止时间都长 113．对蓄电池，以下说法正确的是 B
A：接上负载后，正 负极板之间产生电动势 B：正 负极板插入电解液后就产生了电动势 C：充电时，正 负极板之间才产生电动势 D：接上负载后，负载上的电压等于电动势 114．电瓶在使用过程中，若不慎将电解液溅出，应该如下处理 B A：用清水冲洗干净 B：先进行酸碱中和，再用清水冲洗 C：用清洁剂冲洗干净 D：用干燥的抹布擦干净
115．在以下交流电为主电源的系统中，飞机的正常直流电源是 B A：电瓶 B：变压整流器 C：静变流机 D：主发电机 116．发电机的控制主要包括 B
A：调压 调频 调相 B：发电 输电 配电 C：单独或并联供电 D：直流电源 117．飞机恒频交流电的频率一般为 B
A：50HZ B：400HZ C：1000HZ D：400KHZ 118．现代大型飞机都采用（）作为主电源 B
A：直流电源 B：交流电源 C：BAT D：APU电源 119．三极式无刷交流发电机的励磁方式是 B A：自励 B：他励 C：复励 D：相复励 120．判断碱性电池充电状态的方法是 B
A：电解液的比重不上升并维持不变 B：充电电流和时间
C：电池开始冒气泡 D：单体电池电压达到最大值 121．以下哪些汇流条不需要任何开关而直接由航空蓄电池供电 A
A：热电瓶汇流条 B：电瓶汇流条 C：直流备用汇流条 D：交流备用汇流条 122．当变压整流器所带负载增大时，其输出电压将 A A：减小 B：增大 C：不变 D：不能确定 123．变压整流器的散热一般采用（）方法 A
A：风扇强迫风冷 B：自然冷却 C：使用飞机上的设备冷却系统 D：增加通风管道 124．变压整流器中的输入 输出滤波器都属于 A
A：低通滤波器 B：高通滤波器 C：带通滤波器 D：带阻滤波器 125．在以交流电作主电源的飞机上，变压整流器用作 A A：二次电源 B：应急电源 C：辅助电源 D：主电源 126．若调压器正常工作，则发电机过载时，励磁电流将 A A：很大 B：很小 C：大小适中 D：无法判定
127．当发电机发生欠速故障时，一般同时还会发生以下故障 A
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A：欠压和欠频 B：过压和欠频 C：开相和短路 D：欠压和过载 128．在过电压保护电路中采用延时电路的目的是 A
A：防止电路在瞬时过电压时误动作 B：防止电路在瞬时过电压时拒动作 C：防止损坏负载 D：防止损坏发电机 129． PWM式晶体管调压器的调压方式是 A 、
A：功率管的通断频率固定，导通时间可调。 B：功率管的导通时间固定，通断频率可调。 C：功率管的通断频率固定，通断周期可调。 D：功率管的通断频率和导通时间均可调 130．在并联供电时，若与某台交流发电机相连的负载汇流条出现短路故障，则 A A：BTB和GCB同时断开 B：只断开BTB，使发电机退出并联 C：只断开GCB，BTB继续接通 D：同时断开GCR和GCB 131．二级无刷交流发电机没有强激磁能力的原因是 A
A：励磁电流与发电机输出电压成正比 B：励磁电流与发电机输出电流成正比 C：励磁电流与发电机输出电压和电流成正比 D：励磁电流与发电机输出电压没有关系 132．当恒装调速器的调整螺钉拧紧时，恒装的额定转速将 A A：上升 B：下降 C：不变 D：不能确定
133．在下列情况下，不能脱开恒装，否则将损坏恒装 A
A：发动机转速小于慢车转速 B：发动机转速大于慢车转速 C：当恒装发生超速故障时 D：当恒装发生欠速故障时 134．当恒装的输入轴转速等于制动点转速时，恒装处于 A
A：零差动状态，此时液压马达不动。 B：零差动状态，此时液压马达正转。 C：零差动状态，此时液压马达逆转 D：额定状态，此时液压马达不动。 135．在直流发电机中，换向极的作用是 A
A：改善换向条件，减少电刷与换向器之间的火花 B：改善换向条件，消除接线柱上的火花
C：与电刷配合使用，将电枢绕组中的交流电变为直流电 D：与电刷配合使用，将电枢绕组中的直流电变为交流电 136．直流发电机中的电枢反应指的是 A
A：电枢磁场对主磁场的影响 B：主磁场对电枢磁场的影响 C：电枢电流对励磁电流的影响 D：换向火花对性能的影响
137．某电瓶的容量为40AH，若充电率为2C，则充电电流为 A A：80A B：40A C：20A D：10A 138．电瓶恒流充电的一个优点是 A
A：单元电池充电均衡 B：充电时间短 C：电解液损失少 D：充电设备简单 139．对于一个容量为40AH的酸性电瓶，下述说法正确的是 A
A：若采用8A放电，能持续5小时 B：若采用16A放电，能持续2.5小时 C：若采用40A放电，能持续1小时 D：若采用80A放电，能持续30分钟 140．晶体管调压器是在发电机的激磁电路中串入一个 A A：无触点开关 B：有触电开关 C：可变电阻 D：固定电阻
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M11题库6
1． 水平安定面位置指示器上的0单位一般为 D
A：飞机抬头配平极限位 B：飞机起飞配平范围 C：自动驾驶仪配平极限位 D：飞机低头配平极限位 2． 当襟翼位置指示器上的两个指针分开，结果是 D
A：襟翼继续由液压驱动运动 B：襟翼自动转换为电驱动 C：两侧襟翼自动恢复位置平衡 D：襟翼发生不对称故障 3. 起飞警告典型的形式为 C
A：抖动杆 B：推杆器 C：间歇的喇叭鸣响 D：语音提示 3． 触发飞机起飞警告的可能条件是 A
A：飞机在地面，油门杆前推，停留刹车未松开。 B：飞机在地面，油门杆在慢车位，襟翼未放出
C：发动机在起飞功率，飞机达到离地速度 D：飞机在地面，油门杆在慢车位，水平安定面不在“绿区” 4． 测量舵面位移的工具主要包括1量角器 2校装夹具 3外形模板 4直尺 ，其中专用的工具为 B A：1和2 B：2和3 C：1和3 D：3和4 5． 传动杆受压时最常见故障为 C
A：裂纹 B：磨损 C：失稳 D：接头松脱 6． 飞机的纵向操纵是如何实现的 A
A：通过操纵升降舵来实现 B：通过操纵副翼来实现
C：通过操纵脚蹬控制方向舵来实现 D：通过操纵襟翼手柄控制襟翼的收放来实现 7． 在多余度电传动操纵系统中设有表决器/监控器，其作用是 A-C
A：判别输入的故障信息自动隔离 B：如果各信号均无故障则选择最强信号输出 C：如果各信号均无故障则均输出控制信号 D：如果有故障信号则自动转换为自动驾驶仪操纵 8． 现代电传操纵系统采用何种技术保证其可靠性不低于机械操纵系统的可靠性 D
A：采用新型电子元件 B：减少系统环节 C：采用更可靠的加工方法 D：余度技术系统 9． 电传操纵系统与传统机械操纵系统相比，其优点是 D：
A：显著提高操纵系统的可靠性 B：操纵系统的成本大幅度较低 C：提高系统抗电磁干扰特性 D：有效减轻系统重量，体积 10． 电传操纵系统的主要缺点是 D
A：系统可靠性低 B：系统设计，安装？？ C：操纵时会出现延迟现行 D：容易遭雷击和电磁干扰 11． 关于失速警告，下面哪点是正确的 D
A：飞机大角度爬升时，易触发失速。 B：抖杆器的振幅越高越好 C：飞机的叶片式传感器探测飞机的实际迎角 D：推杆器使飞机机头自动下俯 12． 下列关于飞机电传操纵系统的叙述正确的是 D
A：电传操纵属于自动飞行系统 B：电传操纵控制参数是飞机舵面偏转角度 C：电传操纵控制权限低于正常肋力操纵系统 D：电传操纵力的感觉来自模拟感力装置 13． 偏航阻尼器的作用是 D
A：防止副翼反效 B：实现副翼差动 C：用于飞机协调转弯 D：抑制荷兰滚 14． 升降舵扭力管采用套管形式，其作用是 D
A：保护内部扭力臂 B：防止磨损 C：提供排水通道 D：提供安全余度输出 15． 升降舵中动压机构的作用是 D
A：将舵面的气动载荷传递给自动驾驶仪 B：将舵面的气动载荷传递给助力器 C：将空速传递给自动驾驶仪 D：将速压传递给载荷感觉装置 16． 用于现代飞机的横向操纵的操纵面为 D
A：副翼 B：升降舵 C：副翼和减速板 D：副翼和飞行扰流板
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17． 驾驶盘采用并列柔性互联操纵机构的目的是 D
A：提高操纵的柔和度 B：提高系统反应速度 C：减少操纵力 D：防止副翼系统卡阻而导致横向操纵失效 18． 当液压系统中有空气时 D
A：只影响助力器的稳定性 B：影响助力器的稳定性和快速性
C：影响助力器的稳定性和灵敏性 D：影响助力器的快速性 稳定性和灵敏性 19． 平方式脚蹬中，平行四边形机构的功用是 D
A：调节操纵力 B：调节脚蹬位移 C：限制脚蹬位移量 D：使脚蹬能前后平移 20． 地面扰流板除了能增加阻力外，还能 C
A：增升装置 B：协助副翼完成横向操纵 C：卸除升力 D：协助前轮转弯
21． 当用备用方式操纵襟翼系统时，将襟翼电门操纵到“ARM”位的目的是 C
A：接通备用液压源 B：接通电动马达电源 C：防止液压马达出现液锁 D：将液压管路切换到备用马达 22． 舵回路的软反馈信号是 C
A：位置信号 B：力信号 C：速度信号 D：动压信号 23． 电传操纵系统的舵面驱动装置是 C
A：电动助力器 B：液压舵机 C：液压舵机+助力器 D：液压作动筒 24． 除人工指令外，升降舵的输入信号主要来自 C
A：自动驾驶仪 马赫配平 偏航阻尼 B：失速管理计算机 马赫配平 水平安定面配平 C：自动驾驶仪 马赫配平 水平安定面配平 D失速管理计算机 自动驾驶仪 偏航阻尼 25． 关于马赫配平，下面哪一点叙述是正确的 C
A：飞机进入超音速后进行马赫配平 B：马赫配平要人工进行调节 C：马赫配平对飞机产生抬头力矩 D：马赫配平只调节水平安定面 26． 有回力肋力操作系统中，驾驶杆上的感觉力来自 C A：载荷感觉力 B：回力连杆 C：A和B D：助力器 27． 失速警告系统中，失速管理计算机的作用是 C
A：接收抖杆器信号，控制襟翼伸出增大升力 B：根据空地信号控制推杆器使飞机安全着陆 C：处理迎角及襟翼位置信号，输出信号控制抖动器 D：控制感力装置使飞行员推杆力量加大 28． 下列什么情况会触发操纵杆上的抖杆器工作 C
A：飞机重心过于靠前 B：飞机重心过于靠后 C：飞机迎角临近或达到临界迎角 D：飞机处于高速俯冲状态 29． 水平安定面使用何机构驱动 C
A：旋转作动筒 B：液压作动筒 C：差动齿轮和螺旋杆 D：电动马达 30． 可以使飞机扰流板工作的中央操纵系统为 C
A：驾驶盘 B：扰流板手柄 C：驾驶盘+扰流板手柄 D：方向舵脚蹬
31． 关于传统机械操纵系统和电传操纵系统的比较，下列说法正确的是 C A：二者对飞机结构变形均较灵敏 B：二者对飞机结构变形均不敏感 C：机械操纵系统精微操纵信号传递效果比电传系统差 D：机械操纵系统精微操纵信号传递效果比电传效果好 32． 航空界普遍认为的飞机故障率指标是 C
A：1×10-3/飞行小时 B: 1×10-5/飞行小时 C：1×10-7/飞行小时 D：1×10-9/飞行小时 33． 在操纵系统中，可采用不对称机构的舵面系统是 C
A：方向舵操纵系统 B：升降舵操纵系统 C：副翼操纵系统 D：襟翼收放系统 34． 飞机使用双钢索传动 C
A：加强操纵力量 B：出于保险目的 C：可进行双向传动 D：可同时进行两个不同的操纵
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35． 当驾驶盘（或驾驶杆）前推时，飞机的正确反应为 C
A：机头上仰，飞机下降 B：机头下俯，飞机爬升 C：机头下俯，飞机下降 D：机头上仰，飞机爬升 36． 失速信号中的空地信号的作用是 B
A：抖杆器地面通电 B：地面上仰抑制失速警告信号 C：使推杆器工作，使飞机尽快着陆 D：地面上，使抖杆器振幅减小 37． 当对襟翼进行备用操纵时，驾驶员控制 B
A：中控台上的襟翼手柄 B：飞行控制面板上的襟翼电门 C：襟翼动力装置上安装的曲柄 D：襟翼随动钢索轮 38． 襟翼驱动机构中襟翼载荷限制器的作用是 B
A：当襟翼载荷过大时，断开液压压力 B：当空速达到一定值时，将襟翼收回到规定角度 C：当襟翼载荷过大时，转换为备用操纵 D：当空速达到一定值时，将襟翼完全收回 39． 机长和副驾驶同时操纵侧杆时，飞行控制计算将如何处理 B
A：将两信号比较。选择较大的信号作为最终控制信号 B：将两信号叠加后的信号作为最终控制信号 C：将两信号比较。选择较小的信号作为最终控制信号 D：机长操纵信号权限高于副驾驶操纵信号权限 40． 组成液压舵回路必要元件是 B
A：杆力传感器，飞行控制计算机，液压作动筒 B：变换放大器，液压舵机，反馈装置 C：杆力传感器，飞行控制计算机，舵面位置传感器 D：
41． 飞机的主操纵面包括1副翼 2升降舵 3方向舵 ，但协调转弯时，偏转的主操纵面为 B A：1 2 B：1 2 3 C：2 3 D：1 3
42． 为什么有些飞机在升降舵感觉系统中，有感觉变换机构 B A：减小感觉力 B：接近失速时，模拟失速状态时的感觉力 C：消除感觉力 D：将驾驶杆前推，以防止失速
43． 关于飞行扰流板控制横向操纵的叙述中，下面哪些是正确的 B
A：一转动驾驶杆，飞行扰流板就开始偏转 B：飞行扰流板可以有效地提高侧向操纵效率 C：横向操纵时，驾驶盘向左转动，右侧扰流板立起 D：飞行扰流板只用于协助副翼完成横向操纵 44． 松开电动助力器的控制电门时， B
A：操纵面继续运动，直到极限位置 B：电门自动回中，助力器停止工作 C：操纵面由助力器带动，回到初始位置 D：电门不回中，但助力器停止工作 45． 下列哪些情况下会导致液压助力器快速性变差 B
A：负载减小 B：通油孔面积减小 C：通油孔两边压差增大 D：供油压力提高 46． 水平安定面位置指示器上的“绿区”为 B
A：水平安定面的安全单位范围 B：水平安定面的起飞单位范围 C：电配平范围 D：自动驾驶仪配平范围 47． 四余度电传系统能够实现的故障安全等级是 B
A：故障/安全 B：双故障/安全 C：三故障/安全 D：四故障/安全 48． 方向舵的功能 B
A：配合转弯 方向安定 尾部配重 B：配合转弯 方向配平 方向安定 C：配合转弯 方向配平 俯仰阻尼 D：配合转弯 方向配平 纵向平衡 49.关于扰流板，下列说法正确的是 B
A：地面扰流板在一定条件下可在空中使用 B：地面扰流板可以卸除升力 C：飞行扰流板不能在地面升起 D：飞行扰流板没有增阻作用 51.下列选项中属于增升装置的是 B
A：扰流板 B：前缘襟翼 C：机翼 D：水平安定面 49． 飞机的襟翼用于 B
A：卸除升力 B：增加升力 D：横向操纵 D：纵向操纵
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50． 方向舵脚蹬可用于 B
A：只用于控制方向舵 B：控制方向舵，刹车和前轮转弯 C：操作方向舵和方向阻尼 D：操作方向舵和升降舵 51． 关于前缘装置工作的叙述正确的是 A
A：与前缘襟翼协同放下和收上 B：当后缘襟翼放下时收上，当后缘襟翼收上时放下 C：对其操作与后缘襟翼分别进行 D：由空地信号对其控制收放 52． 地面扰流板只能在地面上使用，该项功能由（）控制 A
A：地面扰流板内锁活门 B：扰流板控制活门 C：扰流板混合器 D：扰流板比率变换器 56.舵回路的硬反馈信号是 A
A：位置信号 B：力信号 C：速度信号 D：加速度信号
53． 当电传操纵系统中一个杆力传感器故障，系统自动将其信号断开，完成这一功能的元件是 A A：信号表决/监控器 B：故障隔离器 C：综合器 D：补偿器
54． 无回力助力操纵系统中，使舵面到达与驾驶杆输入相应位置 A
A：液压助力器配油柱塞在中立位 B：液压助力器配油柱塞与驾驶杆同向偏转相同的角度 C：液压助力器配油柱塞必
59.64 软式传动系统中，钢索最常见故障为 A A：断丝 B：锈蚀 C：磨损 D：变形
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M11题库7
1．油箱通气的目的之一是 B
A：减小油箱内部压力 B：限制燃油箱内外压力差 C：限制油箱内外空气温度差 D：排出燃油蒸汽 2．结构油箱的外部通气口一般装在 C
A：机翼上翼面最高处 B：机身顶部 C：通气油箱下翼面 D：通气油箱上翼面 3．当飞机主油箱出现不平衡现象时，应 B
A：关闭油量较少的油箱内的燃油增压泵，再打开交输活门 B：打开交输活门，再关闭油量较少的油箱内的燃油增压泵 C：关闭油量较多的油箱内的燃油增压泵，再打开交输活门 D：打开交输活门，再关闭油量较多的油箱内的燃油增压泵
4．应急放油过程中，在驾驶员未操纵的情况下，放油停止的原因是 B-C A：相应油箱已放空 B：邮箱中油量达到了最低油量
C：邮箱中油量达到了设置最低油量 D：放油管理计算机探测到飞机自身重量降低到最大着陆重量以内 5．燃油系统的各附件必须搭铁并接地，其目的是 B
A：防止漏电 B：放掉静电 C：固定各附件 D：区别各附件 6．给飞机加燃油时必须遵守的一个原则是 B
A：所有电门必须放在“关断”位 B：在整个过程中，防止火灾发生 C：断开飞机外部电源 D：所有工作人员必须从机上撤离 7．飞机压力加油系统的操作程序通常表在 C
A：飞机机组检查单上 B：机翼下表面的工作窗口附近 C：燃油加油操纵面板的工作窗盖板上 D：地勤人员工作检查单上 8．当水进入油量传感器时，对油量指示系统有何影响 D A：无任何不良影响 B：油量信息指示消失
C：指示油量出现波动 D：指示油量与油箱实际油量出现较大偏差 9．现代民用运输机燃油供油关断活门受控于 A-C
A：防火手柄 B：应急放油操纵电门 C：发动机启动电门 D：发动机油门杆 10．现代民用运输机主油箱的形式为 D
A：软式油箱 B：硬式油箱 C：半硬式油箱 D：结构油箱
11．对于压力加油系统，当油箱油量达到设定油量时，如何关断加油活门 C A：人工监控油箱加油流量表，当加油流量减小到规定值时，手动关断 B：人工监控油箱流量表，手动关断 C：利用浮子电门，自动关断
D：利用浮子直接堵住加油管，加油活门在回压作用下关闭 12．下面哪条不是对放油系统的要求 C A：放油系统工作时不能有起火的危险 B：排放出的燃油必须不不能接触飞机 C：放油时间不能超过10分钟
D：必须有两个分开的独立系统，以保持飞机在放油过程中的横向稳定性 13．如果发现从侵入式燃油增压泵的滴油管出滴出过多的燃油则表明 C A：油泵与油箱连接处的封严损坏 B：油泵叶轮损坏
C：油泵电机封严圈损坏 D：油泵出口单向活门损坏 14．为了持续消除燃油箱的积水，现代飞机采用的主要措施是 C A：在油箱不同区域，安装多组供油泵 B：采用大功率供油泵
C：在相关区域安装引射泵 D：在油箱底部安装放油活门
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15．燃油应急放油系统由（）组成 B
A：油箱 油滤 活门 排放管和操作机构 B：管路 活门 排放管及操作系统
C：油滤 电门 活门 操作系统和排放管 D：流量表 活门 管路 排放管及操作机构 16．燃油系统中的交输系统的功能是 B
A：放掉个燃油箱中的剩余燃油 B：允许从任何一个油箱向任一台发动机供油 C：允许几个油箱同时向一台发动机供油 D：能使任一油箱的油自动地加油到所需油量 17．燃油系统引射泵的工作原理是 B
A：利用压力油液的引射作用将油箱中的水排到飞机外面 B：利用压力油液的引射作用将邮箱中的水排到油泵的吸油区 C：利用泵内叶轮离心作用将邮箱中的水排到油泵的吸油区 D：利用泵内叶轮离心作用将邮箱中的水排到燃油……
18．大 中型飞机上从燃油箱向发动机供油均有一定的顺序，其目的是 B A：防止供油中断 B：减小机翼结构受力
C：维持飞机横向稳定性 D：保证飞机起飞爬升过程发动机推力 19．燃油应急放油系统通常有下述哪种方式完成 A
A：燃油在油泵压力下，通常每边机翼上公用放油总管和放油口排放 B：燃油依靠油箱内增压流向两边外侧机翼油箱和通过放油口排放 C：由油泵把燃油送入交输总管中并通过油箱通气管排出
D：通过遥控打开每个油箱底部的各自放油口，燃油在自身重力作用下排出 20．当燃油量平衡后 D A：交输活门应立即关闭
B：应先关闭先前较多一侧油箱的增压泵，再打开交输活门 C：应先关闭先前较多一侧油箱的增压泵，再关断交输活门 D：应先打开先前油量较少一侧油箱的增压泵，再关断交输活门 21．当油箱油泵的低压灯亮起，显示的可能情况是 D
A：显示油箱内的油用完 B：显示发动机增压泵油泵失效
C：发动机的油管破裂 D：显示油箱内的油快用完或者油箱内油泵失效 22．如何排除飞机油箱底部积存的水和沉淀物 D
A：通过添加乳化剂，使水和沉淀悬浮，利于油泵抽吸，送入发动机燃烧 B：将飞机油箱抽干并彻底清洁
C：通过搅拌泵使水和沉淀均匀分布在燃油中，利于主油泵抽吸，并送入发动机燃烧 D：通过油箱底部的排水阀，将水和沉淀放出 23．飞机燃油配平系统的功用是 D
A：控制飞机的横向平衡，协助副翼系统操纵飞机横滚，提高稳定性 B：控制飞机的横向平衡，协助副翼系统操纵飞机横滚，提高操纵性 C：控制飞机重心的纵向平衡，减小平尾配平角度，提高稳定性 D：控制飞机重心的纵向平衡，减小平尾配平角度，提高燃油经济性 24．关于电子式油量指示系统工作原理，叙述正确的是 C
A：利用电容原理，测量容积油量 B：利用电阻原理，测量容积油量 C：利用电容原理，测量重量油量 D：利用电阻原理，测量重量油量 25．飞机飞行过程中，配平油箱中的燃油流动状态是 C
A：燃油不断流入配平油箱 B：燃油不断流出配平油箱 C：由燃油管理计算机根据需要控制燃油流入或流出配平油箱 D：由飞行控制计算机根据需要控制燃油流入或流出配平油箱
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26．关于结构油箱的特点，叙述正确的是 C
A：结构油箱密封性优于其它类型油箱 B：结构油箱易于拆卸，便于维护 C：可提高飞机结构空间利用率，增大储油量 D：适用于所有飞机
27．在飞行中双发正常工作的情况下，若发生左右主燃油箱油量不均衡，应 B A：先关断交输活门，再打开油量较少油箱的增压泵 B：先打开交输活门，再关闭油量较少油箱的增压泵 C：先关闭油量较少油箱的增压泵，再打开交输活门 D：先关闭交输活门，再打开油量较多油箱的增压泵
28．在大中型飞机上从燃油箱向发动机供油都要有一定的顺序，一般是 B
A：先使用两侧机翼油箱的油 B：先使用中央油箱的燃油 C：先使用两侧外翼油箱的油 D：先使用………… 29．燃油箱的基本故障是 B
A：燃油进水 B：燃油渗漏 C：化学腐蚀 D：油量指示错误 30．燃油箱结构腐蚀的主要形式是 B
A：电化学腐蚀 B：微生物腐蚀 C：晶间腐蚀 D：应力腐蚀 31．通气油箱位置为 B
A：翼身整流罩通风孔处 B：主油箱外侧，翼尖区域 C：主油箱内侧，机翼根部 D：中央油箱外侧，翼尖区域 32．在飞机抽油时，燃油是通过燃油系统的（）线路抽出 A
A：供油总管经抽油活门进入加油总管 B：加油总管经抽油活门进入抽油管 C：供油总管经放油活门进入放油管 D：供油总管经应急放油口 33．当在地面维护油箱内燃油系统附件时，将一侧油箱的油液传输到另一侧油箱，油液流经路线上的活门是 A A：交输活门 抽油活门 加油活门 B：放油活门 抽油活门 加油活门 C：交输活门 放油活门 加油活门 D：交输活门 抽油活门 放油活门 34．交输活门工作状态是 A
A：平时关闭，可在进行油箱油量平衡调节时，打开 B：平时打开，可在进行油箱油量平衡调节时，关闭 C：平时关闭，可在加油时打开 D：平时关闭，可在一侧发动机管路出现气塞时打开 35．当所有输油泵都在工作时，为什么中央油箱优先于主油箱供油 A
A：中央油箱输油泵的输油压力大于主油箱 B：中央油箱输油泵出口处的单向阀的开启压差大于主油箱的 C：中央油箱输油泵的输油流量大于主油箱 D：中央油箱输油泵的输油压力低于主油箱 36．配平油箱安装的位置一般是 A
A：飞机水平安定面内 B：飞机垂直安定面内 C：飞机货舱内 D：配平调整片内
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M11题库8
1．中央维护系统（CMS）中的2个中央维护计算机（CMC）的工作情况是：D
A：CMC1工作，CMC2停机。 B：两台计算机同时工作，各自监控不同的系统。 C：两台计算机不能由人工转换，只能自动切换。 D：CMC1负责全部系统的工作，CMC2处于热备份状态 2．CDU显示的菜单中通常包括以下功能：D
A：目前航段报告，历史航段报告。 B：地面系统报告，系统测试（或叫地面测试）。 C：显示，打印，数据通讯。 D：A和B。
3．在中央维护系统（CMS）中，操作者通过MCDU来进行系统的测试，获得飞机系统的排故数据，这种 工作方式是 C
A：正常工作方式。 B：备用工作方式。 C：交互工作方式。 D：单独工作方式 4．中央维护系统（CMS）有两种工作方式，他们是 C
A：串联方式和并联方式。 B：正常方式和备用方式。 C：正常方式和交互方式。 D：单独工作和并联工作。 5．中央维护系统（CMS）的故障报告的输出方式是 C A：只能打印。 B：只能显示。
C：可打印或显示出来。 D：只能在地面才能输出。
6．为中央维护计算机（CMC）装载软件或下载故障数据的设备称为 C
A：EICAS/ECAM B：ARINC429数据总线 C：数据装载系统 D：飞行警告计算机（FMC） 7．中央维护系统（CMS）的交互工作方式是 B
A：只在空中工作 B：只在地面工作 C：空中和地面均可工作 D：可人工设定其工作方式
8．飞机系统监控到故障，并将故障数据送到综合显示系统（EICAS/ECAM）进行显示，这些功能统称为 B A：大气数据记录效应 B：驾驶舱效应（FDE） C：EICAS/ECAM效应 D：综合显示效应 9．中央维护计算机（CMC）从各种途径收集的故障信息可分为四种基本信息，他们是 A A：LRU内部故障信息 LRU外部故障信息 接口故障和其它信息 B：发动机故障 电源故障 电子故障 空调故障
C：当前航段信息 历史航段信息 故障时间 故障原因
D：大气飞行数据 飞机姿态数据 发动机状态数据 飞机火警信息 10．飞机上的中央维护系统（CMS）能记录一类系统的 A
A：最近64个航段所产生的故障报告 B：刚结束的航段所产生的故障 C：不能记录任何故障 D：7次的航段所产生的故障
11． CMC扫描所有和它相连接的系统，并存储和发送故障信息，这种工作方式是CMS的： A A：正常工作方式 B：备用工作方式 C：交互工作方式 D：单独工作方式
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M11题库9
1．合成液压油的一个重要特性是 C
A：低的吸水性 B：较高的粘度 C：闪点高 D：闪点低 2．现代民航飞机液压系统中常用的液压油为 C
A：植物基液压油 B：石油基液压油 C：磷酸酯基液压油 D：气轮机油 3．在液压传动中压力决定于 D
A：液体的流速 B：液体的流量 C：液压泵输出的压力 D：工作负载 4．斜盘是变量泵中，斜盘的倾斜角可变，目的是改变泵的 B A：容积效率 B：流量 C：压力 D：机械效率 5．在飞机液压系统工作是，必须保证 A-B
A：飞机液压系统有足够的液压油 B：飞机燃油系统有一定的燃油 C：发动机气动并正常运行 D：液压系统储压器有足够压力 6．控制双向式作动筒并可使其锁定在任意位置，应使用 B
A：两位二通换向阀 B：三位四通换向阀 C：两位四通换向阀 D：两位三通换向阀 7．泵的壳体回油 B
A：直接回油箱 B：经过回油组件回油箱 C：供向用压系统 D：直接流到油泵进口 8．压力组件的一般组成元件有 A
A：油滤，释压阀，单向阀，压力传感器 B：单向活门，蓄压器，节流阀和油滤 C：单向阀，流量放大器。压力传感器和优先活门 D：流量指示器，换向阀，温度传感器 9．给液压油箱补油时，一般采用 A
A：手摇泵加油和压力加油 B重力加油和压力加油 C：重力加油 D：平衡输油 10．引起液压泵效率下降的可能原因是 A-B-D
A：油液的粘度过大 B油液的粘度过低 C：系统安全活门调节的压力过高 D：泵磨损严重 11．对液压单向阀正确的说法是 A-B-C
A：单向阀和直动式溢流阀都是允许油液只从一个方向流过 B：单向阀弹簧的刚度非常小
C：液控单向阀可由液压力控制流动方向 D：单向阀和直动式溢流阀可以通用 12．定量泵液压系统，发现比平时卸载频繁频繁，然而又没有正常的渗漏现象，其最大可能原因是 D A：安全活门调节的压力过高 B：油箱通气管堵塞 C：邮箱中的油液过多 D：储压器充气压力不足 13．当给液压系统储压器放气时，如果液压油从充气活门芯中放了出来，这表明 D
A：储压器充气压力过大 B：系统压力过高 C：单向活门内漏 D：储压器活塞密封损坏 14．组成定量泵卸荷系统的基本附件，除了液压泵外应有 D
A：安全活门，选择活门，旁通活门和作动筒 B：单向活门，选择活门，安全活门和储压器 C：单向活门安全活门。卸荷活门和作动筒 D：单向活门，卸荷活门和储压器 15．在拆卸一个液压系统的增压油箱之前 B
A：要操纵液压系统工作，以释放压力 B：通过人工释压活门释放油箱中的空气压力 C：要释放储压器的压力 D：要断开所有电源
16．定量泵卸荷活门组成的液压供压系统中在调节安全活门之前，必须首先做到 A A：消除卸荷活门的作用 B：调节好其它压力较低的活门 C：放出系统中的油箱并冲洗系统后加入干净的液压油
D：人工打开所有系统中的单向活门，使储压器中的油液返回到邮箱中。
24.驾驶员报告：当液压泵工作时，系统压力正常，但当停车后，系统就没有压力了，这表明 D A：选择阀漏油 B：压力管路堵塞 C：储压器预充压力低 D：储压器充气阀漏气。 25.液压泵转速过高会导致泵的效率低，原因是 D
A：油泵内漏增加 B：油泵外露增加 C：油泵摩擦增加 D：油泵填充不足
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26.不会导致液压泵供油流量减少的情况是 D
A：泵的容积率降低 B：油泵气塞 C：油箱油量不足 D：用压系统内外漏严重 27.实现有效的液压传动的条件是 D
A：系统必须密封并且液体的流速满足要求 B：系统必须密封以及油液的刚度要大 C：液体的流速及流量满足要求 D：系统必须密封以及油液的流量满足要求 28.在检查某飞机液压系统回油组件时，发现有一个反向安装的单向阀，解释是 C
A：该活门在上次拆装是被装反 B：该活门可在回油管路中形成背压 C：该活门可使油箱中的油液返流到回油组件，防止气塞 D：限制回油速度
29当检查液压系统时发现，液压泵的低压指示灯亮，而系统压力指示3000psi C A：这说明泵的低压电门坏了 B：这说明系统压力传感器坏了 C：采用地面液压源供压时会出现此种情况 D：这说明泵坏了
30.发动机驱动泵EDP发生故障时，将控制电门置于“关”位，这时 C
A：油泵电磁活门断电，油泵停止转动 B：油泵电磁活门通电，油泵停止转动 C：油泵电磁活门通电，油泵继续转动 D：油泵电磁活门断电，油泵继续转动。 31.在液压泵不工作时，而系统还有压力的情况下，检查储压器预充气压力的方法是 C A：在所有用压系统不工作的情况下，直接从储压器充气压力表上读取 B：用应急泵建立系统压力，直接从储压器充气压力表读取 C：缓慢操纵某用压系统（例如重复踩刹车），并记下当系统压力很快开始向零下降时的压力 D：用应急泵建立系统压力，并记下当系统压力表很快增大时的压力。 32.调速阀的组成是 C
A：定值减压阀保持压力，节流阀阻尼流量 B：压力继电器控制流量，节流阀控制压力 C：定差减压阀保持压差，节流阀调节流量 D：定值减压阀保持出口压力，溢流阀调节流量 33.柱塞泵内补偿活门的作用是 C
A：补偿吸油口压力 B：增加吸油口压力 C：设置斜盘倾角调节的初始压力 D：补偿油泵出口压力 34.电流表法测量液压系统内漏的理论依据 C
A：内漏导致的电动泵输入功率的增量等于电压与电流的乘积 B：内漏导致的电动泵输入功率等于电压与电流的乘积
C：内漏导致的电动泵输入功率的增量等于电压与电流增量的乘积 D：内漏导致的电动泵输入功率等于电压与电流增量的乘积 35.检测发动机驱动泵超温的传感器安装部位是 C
A：安装在油泵吸油管路上 B：油泵出口管路上 C：油泵壳体回油管路上 D：安装在油泵壳体上 35.在现代飞机液压系统中，一般装有一个由防火开关控制的关断阀，该阀装在 C A：油箱到电动泵的供油管路上 B：液压泵出口的高压管路上 C：油箱到发动机驱动泵的供油管路上 D：发动机驱动泵出口的高压管路上 37.具有双向密封的密封件为 C
A：U形密封圈 B：V形密封圈 C：O形密封圈 D：Y形密封圈 38.液压泵的机械效率降低是由什么引起的 C
A：液压泵内部磨损严重引起内漏量增加 B：液压泵外漏严重 C：液压泵内部流体阻力和机械摩擦太大 D：油箱增压压力不足 39.泵发生气塞现象时，应立即采取的措施的 C
A：关断泵的供油阀 B：给泵排气 C：将泵关断 D：降低飞行高度 40.适用于磷酸酯基液压油封圈是 C
A：天然橡胶 B：合成橡胶 C：异丁橡胶 D：氯丁橡胶
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41.齿轮泵内的配流装置为 C
A：单向阀 B：配油盘 C：轮齿啮合点 D：换向阀 42.液压阀属于 C
A：能源元件 B：执行元件 C：控制元件 D：辅助元件 43.一个简单的液压源系统中主要的元件为 B
A：作动筒 增压油箱 储压器 换向阀 B：液压泵 油箱 换向阀 C：液压泵 油箱 安全阀 作动筒 D：液压马达 换向阀 压力表 44.当液压系统中的压力释压活门打开时，液压油会 B
A：直接回油箱 B：经回油组件回油箱 C：供向用压系统 D：直接流到油泵进口 45当系统中装有流量发达器时，则该附件进 出口出的压力和流量关系为 B
A：流量增加，压力不变 B：流量增加，压力降低 C：流量增加，压力增加 D：流量不变，压力增加 46.一架装有变量泵的飞机，驾驶员反应在使用中系统压力表指示达到安全阀开启压力，则表明 B A：系统卸荷阀故障 B：液压泵故障 C：作动筒负载过大 D：作动筒回油管路堵塞 47.在液压泵出口处安装的压力电门的作用是 B A：为驾驶舱显示器提供液压系统压力值
B：当液压泵出口压力低于一定值时触发低压警告指示 C：当液压泵出口压力高于一定值时触发高压警告指示
D：当各液压泵出口压力差超出一定值时触发压力差警告指示 48梭阀实质上是一个 B
A：两位二通换向阀 B：两位三通换向阀 C：两位四通换向阀 D：三位三通换向阀
49.如果一个双向单杆式作动筒，其无杆端有效面积为40平方厘米。有杆端有效面积为30平方厘米，已知 伸出过程供油量为60升/分，则其回油流量为 B
A：60升/分 B：45升/分 C：80升/分 D：52.5升/分
50如果有两个作动筒，它们的有效面积分别为25平方厘米和37.5平方厘米，使其推动同样大小的负载， 则需要的供油压力为 B
A：相同 B：面积小的为面积大的1.5倍 C：面积大的为面积小的1.5倍 D：压力相同，只是运动速度不同 51除导管和接头外，组成一个简单液压系统至少需要的附件为 B
A：作动筒 增压油箱 储压器 换向阀 B：液压泵 油箱 换向阀 作动筒 C：液压泵 油箱 安全阀 作动筒 D：液压泵 液压马达 换向阀 压力表
52.如果一个飞机上液压系统适用MIL-H-5606液压油，却加入MIL-H-8446（SKYDROL500A/B）液压油， 导致的后果是 B
A：没有影响 B：系统被污染，密封圈损坏
C：系统被污染，密封圈不会损坏 D：系统不会受污染，密封圈会损坏 53．液压油的恩氏粘度总是 B
A：有量纲的 B：大于1 C；小于1 D：为负值
54.一个液压泵的产品说明书上标明其额定压力为3000PSI，这说明 B A：在给定转速下，其出口的压力为3000PSI
B：在3000PSI的压力和给定转速下长期工作时，能保证规定寿命和效率 C：在任何情况下其出口压力不可能超过3000PSI D：在3000PSI时，泵出口有最大流量
55.当定量泵系统发生频繁卸荷时，要对液压系统通常的检查顺序是 A
A：液压管路及接头—蓄压器预充气压力—系统内漏 B：蓄压器预充气压力—系统内漏—液压管路及接头 C：内漏—蓄压器预充气压力—液压管路及接头 D：蓄压器预充气压力—液压管路及接头—内漏
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56.下列哪些叙述是正确的 A
A：外漏检查是在系统加压状态进行的 B：外漏检查时，系统不能有压力 C：内漏是可以避免的 D：电流表法可对任何液压泵进行检查 57.油箱上的油量指示器通常采用 A
A：机械仪表 B：电压表 C：电流表 D：LCD指示器。 58.有两个液压泵，“A”供出的流量为20加仑/分，压力为1500PSI；“B”供出的流量为10加仑/分，压力 为3000PSI；泵的效率相同，则： A A：“A”泵和“B”泵消耗的功率相同 B：“A”泵消耗的功率为“B”消耗的功率的2倍 C：“B”泵消耗的功率为“A”消耗的功率的2倍
D：如果活塞面积相同，则“B”泵消耗的功率为“A”泵的2倍 59.液压传动的基本原理是根据什么原理建立的 A
A：帕斯卡原理 B：阿基米德原理 C：牛顿物理学第一定理 D：质量守恒定律
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178 EICAS系统的主要组成包括
两台计算机、两台显示器、两块控制面板和EICAS继电器 一台计算机、一台显示器、一块控制面板和EICAS继电器 一台计算机、两台显示器、一块控制面板和EICAS继电器
一台计算机、两台显示器、两块控制面板和EICAS继电器 A
179 EICAS系统按飞行中的要求显示发动机参数和机组警告信息，并对发动机和飞机系统进行连续监控的
显示方式是
巡航方式 状态方式 工作方式 维护方式 C
180 EICAS系统提供与飞机放飞的适航准备状态有关的系统信息，并以模拟图形形式或数据信息形式显
示在下显示器上的显示方式为
巡航方式 工作方式 维护方式 状态方式 D
181 EICAS系统在下显示器显示与维护有关的维护信息、发动机性能数据以及飞机系统的参数的显
示方式为
维护方式 工作方式 状态方式 巡航方式 A 182 I/O接口的主要功能部件包括
I/O接口信号电路板、I/O控制器和显示发生器 I/O接口信号电路板、I/O存储器和显示发生器 I/O接口信号电路板、I/O控制器和I/O存储器 I/O控制器和I/O存储器显示发生器 C
183 I/O接口接收的信号输入类型，包括
ARINC429数字数据总线输入、离散输入和与高频率有关的输入 离散输入、模拟输入和与高频率有关的输入
ARINC429数字数据总线输入、模拟输入和与高频率有关的输入
ARINC429数字数据总线输入、离散输入和模拟输入 D 184 显示发生器的主要组成部件包括
显示控制器、笔划字符发生器和定时/视频电路板 显示器、I/O存储器和定时/视频电路板 I/O存储器、笔划字符发生器和定时/视频电路板 显示器、笔划字符发生器和电源 A
185 下述不属于显示发生器的组成部件的是
显示控制器 I/O存储器 笔划字符发生器 定时/视频电路板等 B
186 多处理机系统的基本配置方式包括
紧耦合配置和松耦合配置与机电配置 协处理机配置和松耦合配置与机电配置 协处理机配置、紧耦合配置和松耦合配置 协处理机配置和主从系统配置 C
187 协处理机配置和紧耦合配置时，（ ）。
两者的CPU和支持处理机都可以共享存储器和I/O系统
两者的CPU和支持处理机不可共享总线控制逻辑和时钟发生器 紧耦合配置中的支持处理机不可独立工作执行自己的指令
两者的支持处理机都可以独立工作执行自己的指令 A 188 多处理机系统紧耦合配置中（ ）。
其支持处理机可以独立工作执行自己的指令
其CPU和支持处理机不可以共享存储器和I/O系统
其CPU和支持处理机不可以共享总线控制逻辑和时钟发生器
.
其支持处理机不可以独立工作执行自己的指令 A 189 多处理机系统协处理机配置中（ ）。
其支持处理机可以独立工作执行自己的指令 其支持处理机不可以独立工作执行自己的指令
其CPU和支持处理机不可以共享存储器和I/O系统
其CPU和支持处理机不可以共享总线控制逻辑和时钟发生器 B 190 EICAS计算机的I/O控制器和显示控制器与CAPS8/8B的关系是
紧耦合配置 协处理机配置 松耦合配置 松紧耦合配置 A 191 EICAS系统正常工作时，（ ）。
左、右EICAS计算机主用，左EICAS计算机热等待 左EICAS计算机主用，右EICAS计算机热等待 左EICAS计算机工作，右EICAS计算机不工作 右EICAS计算机工作，左EICAS计算机不工作 B 192 EICAS系统正常工作时，（ ）。
左、右EICAS计算机分别驱动左、右系统显示 左EICAS计算机失效时，由右EICAS计算机驱动显示
正常时，左EICAS计算机工作，右EICAS计算机不工作
右EICAS计算机工作，左EICAS计算机热等待 B 193 EICAS系统正常工作为
两台计算机都不驱动显示 两台计算机轮流驱动显示
两台计算机分别驱动上下显示器显示 只有一台计算机驱动显示 D 194 飞行中若某一显示器失效，此时，若按压状态电门，
不起作用
上显示器显示主要发动机参数，下显示器显示次要发动机参数 上显示器显示主要发动机参数，下显示器显示状态方式页面 上显示器 和下显示器均变为空白 A
195 当EICAS系统显示选择板上的“COMPUTER”电门置“左”档时
左EICAS计算机驱动显示，故障时，则自动转为右计算机驱动显示 左EICAS计算机驱动显示，故障时，不能转为右计算机驱动显示 左、右EICAS计算机均不工作
左EICAS计算机不工作，右EICAS计算机工作 B 196 EICAS系统的信息级别划分，除E级外，包括
A级、B级和C级 A级、B级、C级和M级
A级、B级和C级、S级和M级 S级和M级 C 197 按压EICAS系统的“取消”电门，可以取消
A级、B级、C级、S级和M级信息 A级、B级和C级信息
A级信息 B级和C级信息 D 198 当EICAS显示器出现A级警告信息时
红色文字信息显示，主警告灯亮，并有强烈的声响警告 黄色文字信息显示，主告诫灯亮，有较弱声响警告 只有黄色文字信息显示
只有声响警告提醒飞行员注意 A 199 当EICAS显示器出现B级警告信息时
红色文字信息显示，主警告灯亮，并有强烈的声响警告 黄色文字信息显示，主告诫灯亮，有较弱声响警告 只有黄色文字信息显示
.
只有声响警告提醒飞行员注意 B 200 当EICAS显示器出现C级警告信息时
红色文字信息显示，主警告灯亮，并有强烈的声响警告 黄色文字信息显示，主告诫灯亮，有较弱声响警告 只有黄色文字信息显示
只有声响警告提醒飞行员注意 C 201 当警告信息多于11条，按压“取消”电门
可全部取消 不能取消 具有锁定信息功能 具有翻页功能 D 202 提供飞机放飞的适航准备状态，以便机组人员确定飞机是否适航的EICAS信息为
S级信息 M级信息 E级信息 A级、B级和C级信息 A 203 EICAS系统在地面接通电源时，
上显示器显示发动机主要参数，下显示器空白
上显示器显示发动机主要参数，下显示器显示次要参数
上、下显示器均不显示，只有在按压发动机显示电门后才出现显示 出现地面试验显示格式 B 204 下述选项不是发动机主要参数的是
N1 EPR N2 EGT C 205 下述选项为发动机主要参数的是
OIL PRESSURE OIL TEMPERATURE N2 N1 D 206 飞行中，EICAS显示器的正常显示为
上显示器显示主要发动机参数和警告信息，下显示器空白
上显示器显示主要发动机参数和警告信息，下显示器显示次要发动机参数 上显示器显示警告信息，下显示器主要发动机参数
上显示器显示全部发动机参数，下显示器显示警告信息 A
207 当某台显示器失效，完好的显示器正显示主要发动机参数页面时，此时某次要参数超限，这是该显
示器的显示格式为
紧凑全格式 紧凑部分格式 只显示发动机主要参数 空白 B
208 当全部发动机次要参数都显示在下显示器上时，该显示器突然出现故障，这时上显示器的显示情况
只显示发动机主要参数 紧凑部分格式 紧凑全格式 空白 C 209 EICAS状态信息
反映整个飞机各系统是否都处于工作状态 反映发动机的各参数是否正常 只显示飞机各系统的故障信息
只显示与最小设备清单有关的内容，判定飞机是否适航 D 210 当ECAM控制面板失效后，（ ）。
“STATUS”按钮仍然可用 “CLEAR”和 “STATUS”按钮还可用
“ALL”按钮失效 “CANCEL”和“RECALL”按钮均失效 D 211 当ECAM控制面板失效后，（ ）。
除“CANCEL”按钮外，其余按钮全部失效 除“ALL”按钮外，其余按钮全部失效
除“CLEAR”按钮外，其余按钮全部失效 除“RECALL”按钮外，其余按钮全部失效 B
212 E/W页的参数分为上、下两个区域，其显示情况为
上半区显示主要发动机参数、警告及备忘信息，下半区显示机载燃油和襟、缝翼位置
.
上半区显示主要发动机参数、警告信息、机载燃油和襟、缝翼位置，下半区空白 上半区显示主要发动机参数、机载燃油和襟、缝翼位置，下半区显示警告及备忘信息
上半区显示襟、缝翼位置，下半区显示主要发动机参数、警告及备忘信息 C 213 根据故障部件的重要程度以及所要采取的纠正措施的紧急程度，ECAM警告分为
A级、B级和C级 A级、B级和S级 S级、M级和E级 三级、二级和一级 D
214 当ECAM显示器显示红色信息，同时红色主警告灯亮，并有重复的谐音或特殊音响报警，对应的
ECAM警告为
三级 二级 一级 S级 A
215 当ECAM显示器显示琥珀色信息，同时琥珀色主告诫灯亮，并有单谐音报警，对应的ECAM警告为 三级 二级 一级 S级 B
216 当ECAM显示器只显示黄色告警信息，没有警告灯和音响，对应的ECAM警告为
三级 二级 一级 S级 C 217 状态信息出现时，
在上ECAM显示器警告信息区以红色文字显示 在下ECAM相应的系统页面以黄色文字显示 只在状态页的维护信息栏以黄色文字显示 只在状态页的维护信息栏以白色文字显示 218 ECAM系统所警告的故障分为三种类型
独立故障、主要故障和次要故障 三级故障、二级故障和一级故障
A级故障、B级故障和C级故障 S级故障、M级故障和E级故障 A 219 当某系统或设备失效时，会引起其它设备的失效。ECAM系统将这类故障称为
独立故障 主要故障 次要故障 一级故障 B
220 用于进行数据采集以及进行对应于警告状态的警告数据的计算和飞行航段的计算的ECAM系统计算
机是
SDAC DMC FWC FMC C
221 用于从飞机系统采集对应于告诫信息的失效或故障数据并将它们送到FWC，以便产生相应的警告
和所需采取的纠正措施的ECAM系统计算机是
DMC1 DMC2 FMC SDAC D
222 可以产生音响警告以及无线电高度谐音、自动呼叫及其它音响警告的ECAM系统计算机是
FWC FMC SDAC DMC A 223 FWC从下述哪项采集数据，计算并产生琥珀色警告？
飞机系统 SDAC数据总线 PFD处理通道 ND处理通道 B 224 飞机灯光照明系统包括
机内照明、机外照明和应急照明 普通照明和航行标志照明及显示器亮度 客舱照明和驾驶舱照明及显示器亮度 客舱照明和驾驶舱照明和货舱照明 A
225 飞机在夜间或复杂气象条件下飞行或准备时，使用
机内照明和应急照明 机内照明和机外照明
机外照明和应急照明 驾驶舱照明和客舱照明 B 226 飞机的机外照明，对不同灯有不同的要求，但对它们的共同要求是
足够的发光强度和高的发光效率及闪亮 足够的发光强度和可靠的作用范围及闪亮 可靠的作用范围和适当的颜色 足够的发光强度、可靠的作用范围和适当的颜色 D
227 在机外照明中，要求光强最大的、会聚性最好的灯是
D .
活动式和固定式着陆灯 着陆灯和滑行灯 着陆灯和防撞灯 着陆灯、滑行灯和防撞灯 A
228 用于标明飞机的轮廓、位置和运动方向的灯是
防撞灯 航行灯 滑行灯 标志灯 A B 229 应急照明灯用于
某些客舱灯失效时备用 某些驾驶舱灯失效时备用
主电源全部中断时使用 某些驾驶舱灯或客舱灯失效时备用 C 230 检查活动式着陆灯时，应注意
不要作放下或收上操作 不要放下 不要在白天进行 不要长时燃亮灯丝 D
231 航行灯是显示飞机轮廓的机外灯光信号，因此，它的颜色规定为
左红右绿尾白 左绿右红尾白 左红右红尾白 左绿右绿尾红 A
232 用于给垂直安定面上的航徽提供照明的灯是
探冰灯 标志灯 航行灯 防撞灯 B 233 现代飞机防火系统安装在：
动力装置和尾翼 机体和尾翼 动力装置和机体 动力装置和货舱和尾翼 C
234 现代飞机上火警探测系统包括：
发动机和APU烟雾探测 货舱和厕所火警探测 轮舱和供气管道火警探测 发动机火警探测 D
235 民用飞机上发动机和APU舱防火都采用：
烟雾探测系统 手提灭火器 火警探测和灭火系统 烟雾探测和过热警告系统 C
236 飞机上火警探测系统的作用是：
探测所在区域的火警并指示相应的位置，火警装置起作用 探测所在区域的火警并指示相应的位置，火警装置不起作用 探测所在区域的火警位置并进行灭火
探测发动机舱着火并进行灭火 A 237 飞机上火警探测系统中烟雾探测器用于：
货舱和厕所 APU舱 空调舱和货舱 发动机舱 A 238 飞机上通常采用的火警探测器类型有：
单元型、液态型 连续型、液态型 单元型和连续型 电容型、液态型 C
239 飞机上发动机舱可能采用的火警探测器是：
烟雾探测器 CO探测器 光电探测器 温度上升率探测器 D 240 飞机火警探测系统中电容型探测器的工作原理是：
随温度上升电容增大使继电器断开 随温度上升电容减小
随温度上升电容增大，继电器接通发出火警警告
随温度上升电容减小，继电器接通发出火警警告 C 241 飞机上热敏电门式火警探测器系统中采用：
一个或多个双金属热敏开关 一个双金属热敏开关和一个电容器
.
多个热敏电阻开关 一个热敏电阻开关 A 242飞机上热电偶式火警探测器系统电路组成有：
火警探测器电路和放大电路 警告电路和放大电路
火警探测器电路、警告电路和整形电路 火警探测器电路、警告电路和试验电路 D 243 飞机火警探测系统中电容型探测器的优点是：
探测环线短路时会产生错误火警信号 探测环线短路时不会产生错误火警信号
探测环线断路时会自动灭火 探测环线接断路时人工灭火 B 244 飞机上热电偶式火警探测器是感受发动机舱的：
温度 温升 气体 烟雾 B 245 飞机上采用一氧化碳（CO）探测器探测火警的部位是：
发动机舱和APU舱 客舱和货舱 货舱和厕所 驾驶舱和客舱 D
246 飞机电阻式火警探测系统中在进行火警试验时，模拟：
电阻式火警感温线电阻值变小的信号 电阻式火警感温线电阻值变大的信号 电阻式火警感温线电容值变大的信号 电阻式火警感温线电容值变小的信号 A
247 飞机发动机火警探测系统发出过热信号的温度是：
发动机风扇内低于规定过热温度 高压涡轮机内低于规定过热温度 发动机风扇内低于规定过热温度和高压涡轮机内达到规定过热温度
发动机风扇内达到规定火警温度或高压涡轮机内达到规定火警温度 C 248 飞机发动机火警系统的探测环路一般采用：
单环路 双环路 三环路 多环路 B 249 飞机发动机火警电路中将试验电门扳到“过热/火警”位时，检查：
过热环路和灭火电路的工作是否正常 火警环路和灭火电路的工作是否正常
过热和火警环路的工作是否正常 火警和烟雾探测电路的工作是否正常 C
250 飞机发动机火警电路中将试验电门扳到“故障/失效”位时，模拟：
探测环路接地短路故障 探测环路接地断路故障
灭火电路接地短路故障 火警电路断路故障 A 251 当飞机APU舱探测到火警时，火警电路的工作情况是：
驾驶舱APU黄色警灯和APU地面控制板上的黄色火警灯亮 驾驶舱喇叭响，APU地面控制板上的喇叭也响
火警灯亮，喇叭响，按压灯或喇叭切断电门不能取消
火警灯亮，喇叭响，按压火警灯或喇叭切断电门可取消警告 D 252 飞机上光电烟雾探测器的工作是：
利用烟雾对光线的吸收作用和光合作用 利用烟雾对光线的反射作用和光合作用
利用烟雾对光线的电离和反射作用 利用烟雾对光线的吸收和反射作用 D
253 飞机上光电烟雾探测器的组成有：
光电池、光收集器和日光灯 光电池、光收集器、信标投射灯和日光灯 光电池、光收集器、试验灯和信标投射灯 光电池、光收集器、报警灯和信标投射灯 C
254 飞机火警探测系统的主要维护工作是：
修理损坏的敏感元件 更换损坏的敏感元件
D .
重新校准敏感元件 重新检查和校准敏感元件 B 255 飞机客舱内采用的灭火方式是：
自动灭火 自动喷射灭火 人工手提灭火瓶灭火 自动报警和人工灭火 C
256 飞机上采用自动报警人工灭火方式的部位是：
驾驶舱和客舱 发动机舱和APU舱 电子舱和货舱 客舱和货舱 B
257 据国际防火协会规定由电器设备、电线或电流引起着火的是：
C类 D类 A类 B类 A 258 对于电器设备、电线或电流引起的C类火最好使用灭火剂是：
泡沫灭火剂 二氧化碳和水 卤化烃 干粉 C 259 飞机发动机灭火系统中当拉出灭火手柄后，其中一个作用为（ ）。
关闭燃油关断活门 关闭发动机引气活门
关闭液压油关断活门 灭火瓶立刻引爆 A B C 260 飞机灭火系统灭火瓶释放活门中的爆炸帽是一种：
注明寿命日期的引爆装置 没注明寿命日期的引爆装置
可在灭火瓶之间互换的装置 机械引爆装置 A 261 飞机灭火分系统中需要进行的维护工作是：
灭火瓶的检查和灌充 爆炸帽和排放活门的拆卸、重新安装 排放管路的渗漏试验和电气导线的连续性试验 火警探测系统 A B C 262 影响击穿电压的因素有：
气体密度、电极间隙、电极温度和混合气余气系数
气体密度、气体温度、电极截面积大小和混合气余气系数 电极间隙、电极温度、电极截面积大小和混合气余气系数
气体温度、电极温度、电极截面积大小和混合气余气系数 A
263 发动机启动点火系统的电嘴首先点燃启动喷油嘴喷出的燃油，形成火源，再由火源点燃主喷油嘴
喷出的燃油的点火系统称为
直接点火 间接点火 再点火 加力点火 B 264 电容放电和电感放电的特点是
电容放电电火花明亮，长时，高能；电感放电电火花稍暗，短时，低能。 电容放电电火花明亮，长时，低能；电感放电电火花稍暗，短时，高能。 电容放电电火花明亮，短时，高能；电感放电电火花稍暗，长时，低能。
电容放电电火花暗亮，长时，高能；电感放电电火花明亮，短时，低能。 C 265 磁电机中的四极永久磁铁转子旋转一周，将使基本磁通
两次达到零值，两次改变方向 两次达到零值，四次改变方向
四次达到零值，两次改变方向 四次达到零值，四次改变方向 D 266 磁电机开关持续接通闭合时，
磁电机低压线圈有电流，高压线圈不产生高压电势 磁电机低压线圈无电流，高压线圈产生高压电势 磁电机低压线圈有电流，高压线圈产生高压电势 断电器仍起作用 A 267 磁电机中的断电器设定在低压线圈电流为
.
最小值时断电 最大值时断电 平均值时断电 任意值时断电 B
268 磁电机工作时，初级线圈产生的感应电势和感应电流的关系是
感应电势和感应电流同时达到最大值 感应电势滞后感应电流达到最大值
感应电流滞后感应电势达到最大值 感应电势有时超前有时滞后感应电流达到最大值 C
269 磁电机中电容器的作用是
消除电火花，保护断电器触点 控制电火花，改变断电时机
消除电火花，降低电流变化率 减弱电火花，提高次级感应电势 D 270 启动点火线圈次级电压的最大值可采用其调整螺钉进行调节，当顺时针拧入调整螺钉时
断开电流增大，次级电压最大值增大 断开电流减小，次级电压最大值增大 断开电流增大，次级电压最大值减小 断开电流减小，次级电压最大值减小 A
271 将高能点火器所有的部件均装在金属壳体内构成密封装置的目的是
防止高空环境污染部件 防止对无线电设备产生辐射干扰
防止外部电磁场干扰点火器工作 提高抗震强度，保证可靠工作 B 272 高能点火器中与储能电容并联的高阻值电阻的作用是
高压导线断路时限制电容电压 未装点嘴时限制电容电压
不工作时放掉储能电容的电荷 工作时提供储能电容的充电回路 C 273 电力启动涡桨发动机时首先采用的增速措施是
改变电枢电压 改变励磁磁通
调节电枢附加电阻 3秒后切除串接在电枢电路中的附加电阻 D 274 电力启动发动机时，启动箱内的功率调节器的作用是
减弱励磁电流并保持电枢电流不下降 增大启动发电机的电枢电流
减弱励磁电流和电枢电流 增大启动发电机的励磁电流和电枢电流 A
275 气源启动涡轮喷气发动机时，起动机的自动脱开是由
启动电门控制 起动机内的离心电门或转速表控制的微动电门控制 油门杆控制 发动机上的压力电门控制 B 276 APU启动控制过程中的燃油关断活门和进气门的控制关系是
燃油关断活门和进气门同时打开或关闭
只有当进气门打开或关闭后，燃油关断活门才能打开或关闭 只有当燃油关断活门打开或关闭后，进气门才能打开或关闭 进气门的开闭与燃油关断活门无关 C 277 飞机燃油系统的功用是
储存燃油和可靠地向发动机供油 储存燃油 可靠地向发动机供油 加油和抽油 A
278 飞机燃油的加油系统可进行
空中紧急放油 压力加油和重力加油 压力加油和空中紧急放油 重力加油 B
279 若把中央油箱和右油箱燃油增压泵的出口单向活门装错，在飞行中
中央油箱和右油箱均不向发动机供油
先由中央油箱供油直到用完后，由左、右油箱接替供油 先由右油箱供油直到用完后，由左油箱和中央油箱接替供油
.
先由左右油箱供油直到用完后，由中央油箱接替供油 C 280 能够精确指示发动机燃油消耗量的仪表是
燃油流量表 燃油油量表 燃油压力表 燃油温度表 A 281 飞机上的剩余油量警告系统所指示的剩余油量为
飞行中各个油箱剩余的燃油量总和 飞行中每个油箱剩余的燃油量
加油前飞机油箱内所存的燃油量 油箱油量消耗量 A 282 电容式燃油油量指示系统中的电容器的介质是
电容器的外壳 油箱外部的线圈 燃油和燃油上部的空气 油箱中的燃油 C
283 电容式燃油油量表的传感器实际上是一个
浮子式可变电容器 浮子式可变电阻器
以燃油和空气作为一个极板的电容器 以燃油和空气作为介质的电容器 D
284 若燃油与电线或电线导管难以分离时，燃油管应位于
邻近电线并将它们夹紧在一起
电线之下并将燃油管牢固的夹紧在机身结构上 电线之上并将燃油管牢固地夹紧在机身结构上
电线内并将燃油管牢固的夹紧在机身结构上 B 285 在飞行中，当飞机发动机进气道出现结冰情况时，压差式结冰信号器
动、静触点闭合，结冰信号灯亮 动、静触点打开，结冰信号灯亮
动、静触点闭合，结冰信号灯灭 动、静触点打开，结冰信号灯灭 A 286 飞机防冰系统中放射性同位素结冰信号器的组成：
光电管、加温元件 盖革-米勒计数管、光电管
传感仪、放大器和信号显示 传感仪、计数管和信号显示及光电管 287 飞机防冰系统中灵敏度是指当结冰信号器：
发出结冰信号时所需最小冰层厚度 发出结冰信号时所需最大冰层厚度
不发出结冰信号时所需最小冰层厚度 不发出结冰信号时的冰层厚度 A 288 中小型飞机上所采用的典型电动调整片的主要组成包括
双向串励电动机、摩擦离合器、齿轮减速器、传动杆和中立位置信号接触装置 摩擦离合器、齿轮减速器、传动杆和中立位置信号接触装置 操纵电门、齿轮减速器、传动杆和中立位置信号接触装置
操纵电门、摩擦离合器、齿轮减速器和中立位置信号接触装置 A 289 起落架操纵手柄电磁锁的作用是
避免在空中时，错误地将起落架收起 避免在地面时，错误地将起落架收起 避免在空中时，错误地将起落架放下 避免在空中时，忘记将起落架收起 B
290 当起落架未收上并锁好且手柄不在“放下”位，起落架位置指示
起落架位置无指示 起落架位置指示绿灯亮
起落架位置指示红灯亮 起落架位置指示红灯与绿灯交替闪亮 291 当起落架未放下并锁好，下述哪种情况起落架警告喇叭不响？
襟翼1~10单位且至少一个油门收回到慢车位
襟翼15单位且一个油门手柄位于慢车位，另一个角度大于30度 襟翼15单位且两个油门收回到小于30度
C C .
襟翼收起时 D 292 飞机调整片的作用是
产生升力 操纵和平衡飞机，减轻劳动量 平衡飞机旋转扭矩 作为减速器用 B
293 螺旋桨的顺桨操纵的动力通常为
人工机械 电力 液压 气压 C 294 螺旋桨顺桨的角度为
30度 45度 60度 90度 D 295 起落架减震柱的作用是
吸收撞击能量，保护飞机结构 防止飞机在地面错误收起起落架
防止空中收不上起落架 防止起飞时起落架舱门打开 A 296 自动顺桨系统的传感器监测发动机故障的物理量是
滑油温度 滑油压力 液压油压力 液压油温度 B 297 自动顺桨检查时，接通检查电门后
顺桨泵不工作，不顺桨，不停车 顺桨泵不工作，不顺桨，停车
顺桨泵工作，不顺桨，不停车 顺桨泵工作，顺桨，不停车 C 298 桨距限动的要求是
限定桨叶迎角不能大于某一角度 限定桨叶迎角不能小于某一角度
限定桨叶角不能大于某一角度 限定桨叶角不能小于某一角度 D 299 按下部分顺桨检查按钮时，
顺桨泵工作，顺桨，不停车 顺桨泵工作，不顺桨，不停车
顺桨泵不工作，不顺桨，停车 顺桨泵不工作，不顺桨，不停车 A 300 起落架收放常用的动力源是
电动机构 液压或冷气 机械 拉杆与钢索 B 301 螺旋桨在什么情况下解除限动
超高空飞行时 超低空飞行时 飞机着陆后 飞机爬高时 C 302 启动点火线圈中，电容器的作用是：
消除电火花，降低电流变化率 消除电火花，保护断电器触点
控制电火花，改变断电时机 减弱电火花，提高次级感应电势 D 303 在其它因素不变的情况下，击穿电压与电极间隙的关系？
成正比 成反比 击穿电压不受电极间隙的影响 有影响，但无规律可循 A
304 通常把击穿电压大于( )的系统称为高压系统。
220V 1000V 3000V 5000V D 305 通常把火花能量在( )以上的系统称为高能系统。
0.01焦耳 0.05焦耳 0.1焦耳 0.2焦耳 D 306 人工超控活门在什么时候可以代替电磁活门进行压力加油？
仅当没有电源时 仅当电磁活门有故障时
在三个满油浮子开关失效时 在没有电源或电磁活门有故障时 D 307 满油浮子电门在压力加油时，当油箱的油面达到满油时，控制关断（ ）
加油总管的油路 加油活门的电磁线圈电路 加油接头的来油 人工超控活门 B
308 电容式油量表的电容器的电容值与油面高度之间的关系是（ ）
油面增高，电容量不变 油面增高，电容量增大
.
油面增高，电容量减小 油面与电容值之间没有对应关系 B
309 飞机上的燃油存贮量是以（ ）为条件，通过测量油箱中的油面高度来测得油量的。
油箱结构一定，飞机起飞爬升时 油箱结构一定，飞机着陆滑跑时
油箱结构一定，飞机平飞时 油箱结构一定，飞机降低高度时 C 310 测量燃油流量时，其传感器通常采用：
叶轮 永久磁铁 金属圆环 游丝 A 311 典型飞机加油控制系统中，当油箱加满油时，
浮子电门断开，电磁线圈通电使活门打开 浮子电门接通，电磁线圈断电使活门关闭
浮子电门断开，电磁线圈断电使活门关闭 浮子电门接通，电磁线圈通电使活门打开 C 312 正常情况下，中央油箱增压泵的出口单向活门的压力( )主油箱增压泵出口单向活门的压力。
大于 等于 小于 没有确定关系 C 313 结冰信号器有多种形式，一般可以分成：
飞行员直观式和自动结冰信号器两大类 探冰棒和探冰灯两类
探冰棒和压差式结冰信号器两类 探冰灯和压差式结冰信号器两类 A
314 各种类型结冰信号器的主要技术参数包括：
区域延时、加温延时和可靠性 灵敏度、加温延时和可靠性
灵敏度、区域延时和可靠性 灵敏度、区域延时和加温延时 D 315 加温延时指的是：
结冰信号器传感仪上的冰融化到灵敏度以下时，继续给传感仪加温，以确保传感仪上的冰完全 化除的时间
飞机飞离结冰区后，继续加温的时间
结冰信号器发出结冰信号时所需的最少加温时间
结冰信号器发出结冰信号时的加温时间 A 316 飞机飞离结冰区后，继续发出结冰信号的时间是：
加温延时 区域延时 报警延时 固定延时 B 317风档玻璃的防冰主要采用：
液体防冰 气热防冰 电热防冰和液体防冰 化学物防冰 C 318 气热防冰的结构形式主要包括：
双层壁式热空气和外表面喷射热气流式 电阻丝式和导电膜式
电阻丝式和双层壁热空气式 导电膜式和外表面喷射热气流式 A
319在进行排雨系统功能试验时，为了避免排雨液粘在风档玻璃上，并帮助其散开，必须：
擦干各块风挡玻璃 润湿各块风挡玻璃 加热各块风挡玻璃 拆卸各块风挡玻璃 B
320风挡玻璃加温控制系统的核心部件是：
过热控制组件 功率控制组件 加温控制组件 电源组件 C 321风挡玻璃加温控制系统中功率控制组件的功用是：
调节加温电流的大小，使系统在调定温度值正常工作 控制过热继电器的工作，对系统起过热保护作用
保护风挡玻璃在开始加温时免受热冲击 控制加温电源的通断 C
322液体防冰是在玻璃外喷洒防冰液，当它与玻璃表面上的水接触后，形成防冰液加水的混合液，
.
这种混合液的冰点：
等于飞行条件下的风挡表面温度 高于飞行条件下的风挡表面温度 低于飞行条件下的风挡表面温度 高于零度 C 323探冰棒和放射性同位素结冰信号器( )
均属于直观式结冰信号器 均属于自动结冰信号器 前者属于自动结冰信号器，后者属于直观式结冰信号器
前者属于直观式结冰信号器，后者属于自动结冰信号器 D 324螺旋桨在( )情况下顺桨？
发动机空中故障停车时 起飞爬升时 巡航时 着陆滑跑时 A 325螺旋桨的限动是指：
正常飞行时，桨叶角不能大于某一角度 正常飞行时，桨叶角不能小于某一角度
飞机着陆后，桨叶角不能小于某一角度 飞机着陆后，桨叶角不能大于某一角度 B
326螺旋桨的解除限动是指：
正常飞行时，桨叶角可以小于某一角度 正常飞行时，桨叶角可以大于某一角度
飞机着陆后，桨叶角可以变得最小 飞机着陆后，桨叶角可以变得最大 C
327水平安定面是通过改变( )进行水平配平控制的？
机翼的迎角 机翼的迎角变化单 水平安定面的迎角 水平安定面的迎角变化率 C
328升降舵、方向舵、副翼等操纵面分别是对飞机进行
俯仰、侧滚和方向操纵 俯仰、方向和增升操纵
侧滚、方向和俯仰操纵 俯仰、方向和侧滚操纵 D 329铁壳式变压器比铁芯式变压器（ ）
用铁量少，用铜量少 用铁量多，用铜量多
用铁量少，用铜量多 用铁量多，用铜量少 C 330变压器绕组有（ ）两种绕法。
同心式和盘式 重叠式和盘式 顺时针和反时针式 同心式和顺时针式 A 332航空蓄电池可以分为（ ）蓄电池两大类。
碱性蓄电池和中性 碱性蓄电池和镍镉 银锌蓄电池和镍镉 碱性蓄电池和酸性 D
333蓄电池的额定容量用（ ）表示。
瓦小时 安培小时 电压小时 伏安 B 334蓄电池放电时，电子电流和离子电流的流向是（ ）。
电子从负极板流向正极板；正离子移向负极板，负离子移向正极板。 电子从负极板流向正极板；正离子移向正极板，负离子移向负极板。 电子从正极板流向负极板；正离子移向正极板，负离子移向负极板。
电子从正极板流向负极板；正离子移向负极板，负离子移向正极板。 B 335飞机上的电瓶充电器有充电和（ ）两种工作方式。
备用 放电 变压整流 起动 C
336空心线圈中间装上铁心后成为带铁心的线圈，其（ ）。
电感量变小，电感量是常数。 电感量变大，电感量是常数。
电感量变小，电感量是变量。 电感量变大，电感量是变量。 D 337交流电路中电容上的电流与电压按（ ）。
.
2倍的频率变化，且电流超前电压90? 相同的频率变化，且电流超前电压90?
频率变化，且电流落后于电压90? 相同的频率变化，且电流落后于电压90? B
338在容性的RLC串联交流电路中，（ ）。
X＜0，XL＞XC，-90°＜Φ＜0 X＜0，XC＞XL，-90°＜Φ〈0
X＞0，XL＞XC，90°＞Φ＞0 X＞0，XC＞XL，90°＞Φ＞0 B 339变速变频交流发电系统最适合安装在（ ）上。
活塞式发动机 涡轮螺旋桨发动机 涡轮喷气发动机 活塞式发动机和涡轮喷气发动机 B
340恒速传动装置有（ ）等三种工作方式。
启动、恒速、制动 顺转、反转、脱开
零差动、正差动、负差动 驱动、储能、反接 C 341三级无刷交流发电机中的永磁式副励磁机可向（ ）供电。
飞机上的应急设备 机上电瓶充电器 电压调节器 发电机控制保护装置 C D
342交流发电机若要进行并联供电，条件之一是各发电机的电压波形要一致，否则，并联
后（ ）。
电源间有高频电流通过 形成无功功率分配不均
瞬间会有大的冲击产生 造成电压不稳 A 343几台交流发电机并联供电后，其电网公共电压为（ ）。
最低发电压电压 最高发电机电压
各发电压电压的均方根 各发电机电压的算术平均值 D 344交流发电机电压调节器有（ ）等功能。
当负载发电机转速变化时，调节励磁使输出电压稳定 并联后均衡无功负载 并联后均衡有功负载
交流供电短路时，进行强激磁，以使保护电路动作 A B D 345脉冲调宽电压调节器主要组成部分为（ ）。
检比电路、检波电路、整形放大电路、输出电路
检比电路、调制电路、整形放大电路、功率放大电路 滤波电路、检波电路、整形放大电路、输出电路
滤波电路、调整电路、整形放大电路、功率放大电路 B
346以恒频交流电源为主电源的飞机上，变压整流器是把（ ）。
单相交流电变为24伏直流电 三相交流电变为115伏交流电
单相交流电变为36伏直流电 三相交流电变为28伏直流电 347飞机交流电源系统中被控制对象有（ ）等。
GCR、GCB、BTB、EPC GCB、GCU、TRU、BTB
GCR、BTB、EPCU、GCU EPCU、GCU、GCR、BTB A 348EICAS输入信号类型有（ ）等几种。
ARINC429数据、离散和模拟信号 ARINC429数据、超限和警告信号
离散、模拟信号，电压、电流数据 电压、电流数据，ARINC429数据 A 349EICAS显示的紧凑格式的形式为（ ）。
上显示器显紧凑全格式，下显示器显紧凑部分格式 只能在上显示器显示紧凑全格式
D .
只能在下显示器显示紧凑部分格式
上、下显示器都有可能显示紧凑全格式或部分格式 D 350EICAS的显示选择板失效后，（ ）。
上显示器显示紧凑全格式，下显示器显示状态页
上显示器显发动机主要参数；下显示器显示发动机次要参数 相关的取消/再现按钮和维护面板也失效
上显示器显示紧凑部分格式，下显示器显示维护页 B C
351 EICAS的ELEC/HYD维护页可显示（ ）。
自动事件和人工元件记录的数据 实时数据和人工事件记录的数据，发动机次要参数 实时数据和自动、人工事件记录的数据 自动事件和人工事件、发动机次要参数 C
352 EICAS计算机从发动机、飞机个设备系统传感器接收约（ ）个模拟和离散信号。
450 20 1200 7 A
353 EICAS系统的两个显示器的显示亮度可自动调节也可由（ ）控制。
显示选择板上的亮度控制旋钮 维护面板上的亮度控制旋钮
显示器上的亮度控制旋钮 上显示器右侧的亮度控制旋钮 A 354 EICAS显示器用（ ）等颜色显示不同的数据和文字信息。
红、绿、青、兰、白 黄、兰、青、紫、白
红、兰、绿、青、紫 红、黄、白、兰 D
355 EICAS上、下显示器显示信息在一个页面上最多显（ ）条，否则就要编页。
8 20 11 5 C
356 ECAM系统中，连续按压控制面板上的“全部”按钮，则可以（ ）的速度逐个
显示新有的系统页面。
2页/1秒 1页/2秒 1页/3秒 1页/1秒 D 357 ECAM的系统状态显示的下半区固定显示温度、时间及重量等参数；上半区可显示（ ）。
15个系统页面、2个状态页面和2个巡航页 11个系统页面、1个状态页面和1个巡航页 5个系统页面、5个状态页面和2个巡航页 50个系统页面、2个状态页面和2个巡航页 B
358 飞机驾驶舱照明设备的亮度（ ）。
大多数不可以进行明暗调节 不可以进行调节
大多数可以进行明暗调节 都比较暗淡 C 359 要使典型飞机的货舱照明灯点亮，其必要条件是（ ）。
货舱门关，灯电门放“接通”位 货舱门开，灯电门放“接通”位
飞机电源接通，货舱门打开 飞机电源接通，灯电门放“接通”位 B 360 应急照明的电源由（ ）提供。
飞机直流电网 飞机交流电网
飞机蓄电池或自备小型电池 自备小型电池和飞机直流电网 C 361 航空电磁铁有以下几种类型：（ ）。
拍合式电磁铁，U型电磁铁，E型电磁铁。 U型电磁铁，拍合式电磁铁，吸入式电磁铁。 吸入式电磁铁，旋转式电磁铁，拍合式电磁铁。
.
旋转式电磁铁，吸入式电磁铁，闭路电磁铁。 C 362 电接触的接触电阻Rj是由（ ）两部分组成。
触电电阻Rz和收缩电阻Rs 收缩电阻Rs和膜电阻Rm
接点电阻Rg和收缩电阻Rs 接点电阻Rg和膜电阻Rm B
363 为了熄灭在电路断开时产生的火花放电，我们可以在负载上或在触电上并联（ ）。
电阻r或rc串联支路 电感e或电阻r rc串联支路或电容c 电感e或电容c A
364 开关电器在电路断开时，当（ ）时会在触电之间产生火花放电。
加在触电间隙上的电压大于270—330V，断开电流小于燃弧电流 加在触电间隙上的电压大于370—440V，断开电流大于燃弧电流 加在触电间隙上的电压大于24—36V，断开电流大于燃弧电流
加在触电间隙上的电压大于110—220V，断开电流大于燃弧电流 A 365 电磁继电器由（ ）等三个基本部件组成。
电磁铁、导磁体的不动部分以及可动部分、触电系统 电磁铁、返回弹簧、缓冲弹簧
电磁铁、缓冲弹簧、触电系统 电磁铁、返回弹簧、触电系统 D
366 双金属片热敏继电器可用来做（ ）。
加温元件的控制器或做位置传感器
位置传感器或用来感受某一高温信号的感受器 加温元件的控制器或做用来感受湿度
加温元件的控制器或用来感受某一高温信号的感受器 D
367 航空电气系统中所使用的接触器工作中的反力是由（ ）产生的。
反力弹簧和缓冲弹簧 复原弹簧和缓冲弹簧
复原弹簧和反力弹簧 复原弹簧和吸力弹簧 B
368 航空机械自锁式接触器在吸合后被机械锁栓锁定在闭合位置，当（ ）时，解除机械闭锁，
再在返回装置的作用下，接触器断开。
热敏双金属片动作 脱扣线圈通电 吸合线圈反向通电 人工搬动到脱开位 B
369 航空磁保持接触器线圈两端并联齐纳二极管是为了（ ）。
减小负载两端的自感电势 增大断开磁势
减小接触器线圈电路开关上的自感电势 减少主接点上的电弧 C 370 航空电路保护电器元件的工作必须十分可靠，即（ ）。
在应该动作的时候，必须能够迅速切实地切断电路，使故障点与电源隔离 在过载情况下，立刻迅速切实地切断电路
不应该动作的时候又要能不受干扰地正常接通电路
在机上应急设备过载时，保证应急设备工作完成后再断开电路 A C 371 在飞机上应用的电路保护电器有（ ）等。
自动保护开关、惯性熔断器、继电器、接触器 继电器、易熔熔断器、自动保护开关 易熔熔断器、难熔熔断器、惯性熔断器、自动保护开关 熔断器、继电器、接触器 C
372 若自动保护开关（跳开关）白色标志圈露出在壳体外面，那就说明该保护开关（ ）。
已自动跳开进行了保护 处于正常闭合状态
人工拉出断开 已被人工推入而断开或因过载而保护断开 A C 373 直流电机的定子部分主要由（ ）等组成。
.
机壳、电枢绕组、换向极和电刷组件 主磁极、机壳、换向极和电刷组件
机壳、主磁极、换向极和电刷组件 电枢、换向器、主磁极和换向极 C 374 直流电机的转子部件由（ ）等组成。
电枢铁芯、主磁极、换向磁极和转轴 电枢铁芯、电枢绕组、换向器和转轴
电枢绕组、主磁极、换向器和转轴 电枢铁芯、电枢绕组、主磁极和换向器 B
375 功率较大的航空直流发电机采用由软轴和空心轴构成的组合轴，这是为了（ ）。
增大发电机的输出功率 减小转轴的体积和重量
防止飞机发动机的振动和转速变化时出现过大的应力冲击 限制发电机的输出功率 C 376 直流发电机运行中，（ ）等几个物理量的大小决定了发电机的工作特性。 端电压U，负载电流I，磁极对数P，励磁电流If 端电压U，电枢电流Ia，负载电流I，发电机转速n 端电压U，励磁电流If，负载电流I，发电机转速n
输出功率W，负载电流I，励磁电流If，发电机转速n C
377 当直流发电机的转速n保持常数，发电机的负载特性是（ ）。
当负载电流I = 常数时，U = f（I） 当励磁回路的电阻为常数时，U = f（I） 当励磁回路的电阻为常数时，即U = f（If）
当发电机端电压U不变时，I = f ( If ) A
378 当直流发电机的转速n保持常数，发电机的调节特性是（ ）。
当发电机的端电压U = 常数时，If = f ( I ) 当负载电流I = 常数时，即U = f（If） 当励磁电流If = 常数时，U = f（I） 当励磁回路电阻为常数时，U = f（If） 379 直流电动机的转矩特性是当电源电压U不变，（ ）。
电磁转矩 M 与电动机转速 n 之间的关系，即M = f ( n ) 电磁转矩 M 与电枢电流 Ia 之间的关系，即M = f ( Ia ) 转速和电磁转矩M之间的关系，即 n = f ( M )
电枢电流Ia与励磁电流If之间的关系，即Ia = f ( If ) B 380 飞机上，操纵舵面调整片及风门控制等一般使用机械特性比较软，起动转矩大，过载能力
最强的（ ）。
并励直流电动机 复励直流电动机 串励直流电动机 他励直流电动机 C
381 按电机在正常使用时持续的工作时间，其工作方式有：（ ）。
长时间工作，短时工作，短时重复工作 定时工作，短时工作，长时工作 定时工作，间歇工作，短时重复工作 定时工作，短时重复工作，延时工作 A
382 （ ）等参数属于恒速恒频三相同步发电机的主要技术指标。
电压允许偏差、电压波形、三相电压的对称性、机械强度 过载能力、短路能力、频率精度
输出功率、电压允许偏差、频率精度、额定温度
额定频率、允许温升、力矩强度、励磁电流 A B
383 飞机上广泛应用的旋转整流器式三级无刷同步发电机由以下几部分组成：（ ） 副励磁机、同步电机、交流励磁机、主发电机 副励磁机、变频器、主发电机
A
.
副励磁机、交流励磁机、旋转整流器、主发电机
三相异步电动机、交流励磁机、旋转整流器、主发电机 C 384 任何火警探测系统探测到火警后，（ ）。
驾驶舱相应红色警告灯亮，自动进行灭火
驾驶舱相应黄色警告灯亮，警铃或其他声音警告响，自动灭火 驾驶舱相应红色警告灯亮，警铃或其他声音警告响
驾驶舱相应琥珀色警告灯亮，警铃响 C
385 飞机上任一火警探测系统可以测试检查系统（ ）。
电路连通性以及工作情况，并使警告灯亮，警铃响 电路连通性以及工作情况，测试成功灯亮 工作情况，并使警告灯亮，测试成功灯亮
工作情况，警铃响，系统完好灯亮 A
386 发动机或APU 火警探测系统发出火警信号后，发动机或APU灭火手柄（ ），转动手
柄使灭火瓶爆破灭火。
只能自动开锁，再拉出手柄 自动或人工开锁，再拉出手柄
只能人工开锁后，拉出手柄 不需开锁即能拉出手柄 B 387 热电偶式火警探测器的热电偶的（ ）。
热端和冷端都暴露在可能失火处
热端暴露在可能失火处，冷端置于静止空气中 热端暴露在静止空气中，冷端置于可能失火处
热端和冷端都置于在二个绝热装置之间静止空气中 B
388 热电偶式火警探测系统一旦探测到火警时，热电偶产生的电动势使热敏继电器吸通，从而使从动
继电器吸合而发出警告，并联于从动继电器线圈两端的电阻器用于（ ）。 防止热敏继电器发生点火花而损坏 加快从动继电器吸合，快速发出信号
延迟从动继电器吸合，以防误动作 使从动继电器吸合有反延时 A 389 双发飞机发动机的灭火瓶上安装有（ ）等部件。
压力电门、释压活门、警告灯、1个电喷释放口 压力表、压力电门、2个电喷释放口和警告灯 压力电门、压力表、释放活门、2个电喷释放口
压力电门、压力表、试验按钮、1个电喷释放口 C
390 水是地面最常用的灭火剂，但在飞机上，它不能用于扑灭（ ）类着火。
A、C、D A、B、D A、B、C B、C、D D 391 当在两极间加上高压，电极温度升高时，击穿电压会因（ ）。
空气密度升高而使击穿电压升高 空气密度减小而使击穿电压下降
空气密度减小而使击穿电压升高 空气密度不变而使击穿电压不变 B 392 飞机上的涡轮喷气发动机（ ）。
只在结冰、大雨、大雪天起飞时为防止发动机熄灭时，点火系统才工作 只有在空中或地面起动发动机时，点火系统工作 点火系统在发动机工作时始终工作 在地面或空中起动，在结冰、大雪、大雨起飞需连续点火时，点火系统才工作 D
393 活塞式发动机需磁电机产生高压点（ ）。
在发动机起动时供电嘴连续点火 同时供发动机各气缸电嘴点火
.
按照气缸工作次序和规定时间供电嘴点火 按1次/秒的频率供电嘴连续点火 C
394 大型涡轮螺旋浆发动机一般采用分解启动，起动系统可以采用（ ）等方法增速。
切断电枢串联电阻，提高电压，增加励磁 附加电枢串联电阻，提高电压，提前供油、点火 切断电枢串联电阻，提高电压，减少励磁 附加电枢串联电阻，降低电压，减少励磁 C
395 现代喷气客机的加油操纵电源为（ ）。
28伏直流电和三相115伏交流电 115伏单相交流电
28伏直流电和单相115伏交流电 三相115伏交流电 C
396 现代飞机燃油系统的燃油关断活门和交输活门都有兰色指示灯指示活门的位置，当活门在转换工
程中，信号灯（ ）。
明亮 不亮 闪亮 暗亮 A 397 现代飞机上若左油箱油量少而右油箱油量多，为了使两油箱均衡应（ ）。
打开中央油箱油泵，打开交输活门 关闭左控油泵，打开交输活门
关闭右控油泵，打开交输活门 关闭左控油泵，打开中央油箱油泵 B 398 现代飞机燃油关断活门和交输活门（ ）。
相同，它们由直流马达、传动机构及阀门组成
不同，燃油关断活门由直流马达驱动，交输活门由交流马达驱动
相同，但燃油关断活门不能用人工操纵手柄进行人工操纵，而交输活门可以
不同，关断活门由交流马达驱动，交输活门由直流马达驱动 A 399 压差式和同位素结冰信号器在飞机进入结冰区域后，（ ）。
压差式结冰信号器发出常亮而同位素结冰信号器发出闪亮的结冰信号 两种结冰信号器都发出闪亮的结冰信号 两种结冰信号器都发出常亮的结冰信号
同位素结冰信号器发出常亮而压差式结冰信号器发出闪亮信号 B 400 风档玻璃加温元件的结构有（ ）两种形式。
电阻丝式和导电陶瓷式 电阻丝式和导电膜式
导电陶瓷式和导电膜式 导电陶瓷式和镶嵌金属式 B 401 风档玻璃加温系统在地面通电工作或进行系统检查时，（ ）。
不允许进行全功率加温 在温度低于0?C时，才允许进行全功率加油 不能接通玻璃加温电路 可以进行全功率加温 A 402 飞机在大雨中飞行时，可以用风档雨刷和喷射排雨液为风档玻璃排雨，（ ）。
高空飞行时用风档雨刷而低空飞行时用排雨液 低速飞行时用排雨液而高速飞行时用雨刷 低空飞行时用排雨液而高空飞行时用雨刷 低速飞行时两种都可用而高速飞行时可只用排雨液 D
403 现代飞机安定面配平的电配平马达是一个（ ）。
直流28伏供电的双速直流电动机 单相115伏供电的交流电动机
三相115伏供电的双速交流电动机 单相115伏供电的双速交流电动机 C 404 飞机起落架位置信号的绿灯亮说明（ ）。
起落架系统工作一切正常 起落架实际位置和起落架手柄位置一致 起落架放下锁好或收上锁好 起落架放下并锁好 D
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