3.2. Зачетный модуль – 2

16. Анализ летных данных самолета в горизонтальном полете по кривым Жуковского с учетом влияния эксплуатационных факторов.

17. Дальность и длительность полета.

18. Характеристики набора высоты и анализ влияния на них эксплуатационных факторов.

19. Характеристики снижения и анализ влияния на них эксплуатационных факторов.

20. Характеристика и анализ параметров движения самолета на вираже.

21. Стойкость и меры безопасности при движении самолета по земле.

22. Взлетные характеристики самолета и влияние факторов.

23. Особенности взлета самолета в разных эксплуатационных условиях.

24. Посадочные характеристики самолета и влияние факторов.

25. Особенности посадки самолета в разных эксплуатационных условиях.

26. Влияние обледенения на летные характеристики самолета и рекомендации.

27. Перегрузки, действующие на самолет и их нормирование.

28. Рекомендации и ограничения при полете в турбулентной атмосфере.

29. Аэродинамические характеристики самолета в с/х варианте.

30. Летные характеристики самолета в с/х варианте.

Раздел 4. Система закрытых тестов

4.1. Зачетный модуль – 1. Аэродинамические характеристики.

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.
11.	Установочный угол верхнего крыла (град.):
	А	3;
	Б	2;
	В	1;
	Г	4.
12.	При наличии щели и дифференциальности отклонения элеронов;
	А	Улучшается поперечная управляемость;
	Б	Ухудшается устойчивость;
	В	Улучшается поперечная управляемость на больших ;
	Г	Улучшается устойчивость самолета.
13.	Угол атаки н в без отклонения механизации крыла составляет:
	А	5^о;
	Б	6^о;
	В	0^о;
	Г	8^о.
14.	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.
15.	С увеличением высоты полета располагаемая мощность силовой установки изменяется:
	А	Увеличивается;
	Б	Уменьшается;
	В	Не изменяется;
	Г	Увеличивается до Н=1500 м, затем уменьшается.
16.	При более передних центровках самолета запас устойчивости по углу атаки:
	А	Увеличивается;
	Б	Уменьшается;
	В	Не изменяется;
	Г	Затрудняюсь ответить.
17.	При увеличении t^он в практический потолок самолета:
	А	Не изменяется;
	Б	Увеличивается;
	В	Затрудняюсь ответить;
	Г	Уменьшается.
18.	Степень управляемости самолета зависит от:
	А	Режима работы двигателя;
	Б	Скорости полета;
	В	Факторов перечисленных пунктами А, Б, Г;
	Г	Центровки самолета.
19.	При увеличении режима работы двигателя степень управляемости самолета:
	А	Не изменится;
	Б	Увеличится;
	В	Уменьшится;
	Г	Увеличится только при режиме более "Номин."
20.	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.
21.	Установочный угол нижнего крыла (град.):
	А	1;
	Б	3;
	В	2;
	Г	4.
22.	При отклонении закрылков на угол 40^о, предельные углы отклонения элеронов составляют :
	А	Вверх-30^о, вниз-12^о;
	Б	Вверх-25^о, вниз-25^о;
	В	Вверх-30^о, вниз-30^о;
	Г	Вверх-12^о, вниз-30^о.
23.	Угол атаки н в при отклонении механизации крыла составляет:
	А	5^о;
	Б	6^о;
	В	0^о;
	Г	8^о.
24.	Максимальный коэффициент подъемной силы без механизации крыла, составляет:
	А	1,18;
	Б	1,23;
	В	1,67;
	Г	1,95.
25.	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.
26.	Рекомендуемые РЛЭ самолета центровки:
	А	Меньше предельно передней;
	Б	Меньше предельно задней, но больше предельно передней;
	В	Больше предельно задней;
	Г	Затрудняюсь ответить.
27.	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.
28.	При увеличении режима работы двигателя степень управляемости самолета:
	А	Не изменится;
	Б	Увеличится;
	В	Уменьшится;
	Г	Увеличится только при режиме более "Номин."
29.	При увеличении скорости полета степень управляемости самолета:
	А	Не изменяется;
	Б	Уменьшается;
	В	Увеличивается;
	Г	Уменьшается на скорости менее 120 км/ч.
30.	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.
31.	Поперечное V верхнего крыла (град.):
	А	1;
	Б	3;
	В	4;
	Г	5.
32.	Большая площадь вертикального оперения (5,85 м^2) при зажатом управлении обеспечивает:
	А	Достаточную путевую управляемость самолета;
	Б	Хорошую поперечную устойчивость;
	В	Уменьшение коэффициента сопротивления;
	Г	Хорошую путевую устойчивость.
33.	Угол атаки крыла, при котором происходит открытие предкрылков, без отклонения механизации, составляет :
	А	11^о;
	Б	13^о;
	В	16^о;
	Г	18^о.
34.	Максимальный коэффициент подъемной силы при полной механизации крыла, составляет :
	А	2,25;
	Б	1,95;
	В	1,55;
	Г	1,67.
35.	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.
36.	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.
37.	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.
38.	При увеличении скорости полета степень управляемости самолета:
	А	Не изменяется;
	Б	Уменьшается;
	В	Увеличивается;
	Г	Уменьшается на скорости менее 120 км/ч.
39.	При увеличении центровки самолета степень управляемости:
	А	Не изменяется;
	Б	Увеличивается при центровке более 24%;
	В	Уменьшается;
	Г	Увеличивается.
40	Самолет устойчив по перегрузке, если центр масс самолета:
	А	Совмещен с фокусом;
	Б	Находится впереди фокуса;
	В	Находится позади фокуса;
	Г	Затрудняюсь ответить.
41.	Поперечное V нижнего крыла:
	А	2^о19^/;
	Б	3^о19^/;
	В	4^о19^/;
	Г	5^о19^/.
42.	Отрицательный установочный угол стабилизатора (1^о) обеспечивает:
	А	Хорошую устойчивость;
	Б	Продольное равновесие на основных крейсерских режимах;
	В	Уменьшение устойчивости;
	Г	Уменьшение усилий на штурвале.
43.	Угол атаки крыла, при котором происходит открытие предкрылков с отклонененными закрылками составляет:
	А	11^о;
	Б	13^о;
	В	16^о;
	Г	18^о.
44.	Максимальный коэффициент подъемной силы крыла достигается на углах атаки:
	А	н в;
	Б	Больше н в;
	В	Меньше  кр.;
	Г	 кр.
45.	Предельно передняя центровка самолета (свыше 60-й серии):
	А	17,2% САХ;
	Б	18,2% САХ;
	В	16,2% САХ;
	Г	19,2% САХ.
46.	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.
47.	Самолет устойчив по перегрузке, если центр масс самолета:
	А	Совмещен с фокусом;
	Б	Находится впереди фокуса;
	В	Находится позади фокуса;
	Г	Затрудняюсь ответить.
48.	При увеличении центровки самолета степень управляемости:
	А	Не изменяется;
	Б	Увеличивается при центровке более 24%;
	В	Уменьшается;
	Г	Увеличивается.
49.	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.
50.	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.
51.	Сопротивление фюзеляжа от общего сопротивления составляет:
	А	10%;
	Б	20%;
	В	40%;
	Г	30%.
52.	Угол отклонения руля высоты вниз, вверх:
	А	42^о,22^о;
	Б	22^о,42^о;
	В	24^о,30^о;
	Г	30^о,42^о.
53.	Критический угол атаки крыла при полной механизации, составляет:
	А	18^о;
	Б	20^о;
	В	14^о;
	Г	24^о.
54.	Максимальный коэффициент лобового сопротивления при полной механизации крыла:
	А	0,38;
	Б	0,53;
	В	0,43;
	Г	0,55.
55.	Предельно задняя центровка самолета (свыше 60-й серии):
	А	33% САХ;
	Б	32% САХ;
	В	31% САХ;
	Г	35% САХ.
56.	Выпуск закрылков:
	А	Увеличивает продольную устойчивость;
	Б	Не влияет на продольную устойчивость;
	В	Улучшает продольную устойчивость после отклонения предкрылков;
	Г	Ухудшает продольную устойчивость.
57.	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.
58.	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.
59.	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.
60.	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.
61.	На самолете имеется децентрация винта:
	А	Верхняя;
	Б	Левая;
	В	Правая;
	Г	Нижняя.
62.	Большой угол отклонения руля высоты обеспечивает:
	А	Создание в полете больших ;
	Б	Создание посадочного ;
	В	Управляемость самолета;
	Г	Хорошую устойчивость самолета.
63.	Критический угол атаки крыла без механизации, составляет:
	А	18^о;
	Б	20^о;
	В	14^о;
	Г	24^о.
64.	Применение предкрылков крыла приводит к увеличению диапазона летных углов атаки, который составляет:
	А	18^о;
	Б	21^о;
	В	25^о;
	Г	31^о.
65.	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.
66.	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.
67.	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.
68.	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.
69.	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.
70.	Условием путевого равновесия является:
	А	Стабильный заданный режим работы двигателя;
	Б	Отсутствие кренения самолета;
	В	Отсутствие бокового порыва воздуха;
	Г	Равенство моментов рыскания.
71.	При увеличении режима работы двигателя в полете создается момент:
	А	Не создается;
	Б	Пикирующий;
	В	Кабрирующий;
	Г	Затрудняюсь ответить.
72.	Угол атаки верхнего крыла при разбеге на трех точках соответствует:
	А	10^о50^/;
	Б	11^о50^/;
	В	13^о50^/;
	Г	14^о50^/.
73.	Максимальное качество без механизации крыла:
	А	10;
	Б	8,65;
	В	7,65;
	Г	10,65.
74.	Применение механизации крыла приводит к увеличению диапазона летных углов атаки, который составляет:
	А	25^о;
	Б	31^о;
	В	18^о;
	Г	28^о.
75.	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.
76.	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.
77.	Условием путевого равновесия является:
	А	Стабильный заданный режим работы двигателя;
	Б	Отсутствие кренения самолета;
	В	Отсутствие бокового порыва воздуха;
	Г	Равенство моментов рыскания.
78.	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.
79.	Под влиянием реакции винта самолет кренится:
	А	Вправо;
	Б	Влево;
	В	Никуда не кренится;
	Г	Затрудняюсь ответить.
80.	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.
81.	Относительная толщина профиля крыла самолета составляет:
	А	8%;
	Б	12%;
	В	14%;
	Г	16%.
82.	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.
83.	Максимальное качество при полной механизации крыла составляет:
	А	10;
	Б	8,65;
	В	10,65;
	Г	7,65.
84.	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.
85.	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.
86.	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.
87.	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.
88.	Под влиянием реакции винта самолет кренится:
	А	Вправо;
	Б	Влево;
	В	Никуда не кренится;
	Г	Затрудняюсь ответить.
89.	Самолет срывается в штопор при условии:
	А	Руль высоты полностью вверх, режим- малый газ, закрылки 30^о;
	Б	Руль высоты полностью вверх, режим-номинал, закрылки 0^о;
	В	Руль высоты полностью вверх, режим- номинал, закрылки 40^о;
	Г	Руль высоты полностью вверх, режим- малый газ закрылки 40^о.
90.	С увеличением высоты полета продольная устойчивость самолета:
	А	Улучшается;
	Б	Не изменится;
	В	Ухудшается;
	Г	Не изменится, если не изменять режим работы двигателя.
91.	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.
92.	Максимальный КПД воздушного винта АВ-2 составляет:
	А	0,87;
	Б	0,9;
	В	0,77;
	Г	0,7.
93.	Минимальное качество самолета достигается на углах атаки крыла:
	А	о;
	Б	кр;
	В	нв;
	Г	откр. Предк..
94.	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.
95.	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.
96.	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.
97.	С увеличением высоты полета продольная устойчивость самолета:
	А	Улучшается;
	Б	Не изменится;
	В	Ухудшается;
	Г	Не изменится, если не изменять режим работы двигателя.
98.	Самолет срывается в штопор при условии:
	А	Руль высоты полностью вверх, режим- малый газ, закрылки 30^о;
	Б	Руль высоты полностью вверх, режим-номинал, закрылки 0^о;
	В	Руль высоты полностью вверх, режим- номинал, закрылки 40^о;
	Г	Руль высоты полностью вверх, режим- малый газ закрылки 40^о.
99.	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.
100	При наличии щели и дифференциальности отклонения элеронов:
	А	Улучшается поперечная управляемость;
	Б	Ухудшается устойчивость;
	В	Улучшается поперечная управляемость на больших ;
	Г	Улучшается устойчивость самолета.