Система тестів з дисципліни

"Практична аеродинаміка літака Ан-2"

Заліковий модуль

"Основные сведения. Особенности аэродинамической компоновки самолета

и силовой установки. Устойчивость и управляемость"

(ПА Ан-2, ЗМ-1)

ПА Ан-2, ЗМ-1

Вариант № 1

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 1^о
	Б	0,
	В	Минус 7^о
	Г	Минус 11^о
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 1^о
	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 t^он в практический потолок самолета:
	А	Не изменяется;
	Б	Увеличивается
	В	Затрудняюсь ответить
	Г	Уменьшается

ПА Ан-2, ЗМ-1

Вариант № 2

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	5^о
	Б	6^о
	В	0^о
	Г	8^о
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 t^он 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.

ПА Ан-2, ЗМ-1