1、民用航空器修理人員執(zhí)照基礎培訓試題（結構修理）中國民航學院機電學院第1章 飛機結構的靜強度和剛度分析1 飛機作等速直線水平飛行時，作用在飛機上的所有外載荷有 。 A. 重力、升力和離心慣性力B. 重力、升力、阻力和發(fā)動機的推(拉)力C空氣動力和慣性力D重力、升力和切向慣性力B2 飛機在垂直平面內作機動飛行時，作用在飛機上的升力等于 。 A BCDA3 當飛機以60的傾斜角作水平盤旋時，作用在飛機上的升力等于 。 A. 飛機重量的一半B. 飛機重量C飛機重量的3倍D飛機重量的2倍D4 飛機以平飛速度V0作水平飛行時，若遇到風速為V的順航向突風，此時，作用在飛機上的升力為 。 ABCDB5 當飛機

2、以平飛速度V0飛行時，如果遇到速度為W的垂直向上突風，則作用在飛機上的升力增量 。 A 與V0的平方成正比B 與V0成反比C 與V0成正比D. 與W的平方成正比C6 飛機在升力方向的過載定義是 。 ABCDA7 飛機作等速直線水平飛行時，飛機重心處的過載為 。 A，B，C，D，D8 飛機在水平平面內盤旋時，飛機在升力方向的過載 。 A始終小于1 B始終等于1C始終大于1 D始終大于2C9 當飛機繞重心的角加速度為零時，位于飛機尾部設備的過載 。 A大于飛機重心處的過載 B等于飛機重心處的過載C小于飛機重心處的過載 D與飛機重心處的過載無關B10 當飛機繞重心有一個低頭的角加速度時，位于飛機重心

3、之前的主起落架的過載 。 A小于飛機重心處的過載 B大于飛機重心處的過載C與飛機重心處的過載無關 D等于飛機重心處的過載A11 大型運輸機的最大使用正過載大約為 。 A12 B56C34 D78C12 下列關于飛機過載和速壓的說法，正確的是 。 A速壓反應了飛機總體受載的嚴重程度 B過載反應了飛機總體受載的嚴重程度C過載反應了飛機表面所承受的局部氣動載荷的嚴重程度 D飛機在飛行中不能超過最大使用過載，但允許超過最大允許速壓B13 機動飛行包線的橫坐標和縱坐標分別為 。 A當量飛行速度和攻角 B攻角和飛機過載C當量飛行速度和飛機過載 D過載和速壓C14 若要畫出一條完整的突風過載飛行包線，所需的

4、基本參數有 。 A發(fā)動機推力和飛機重量 B飛行高度和飛行速度C臨界攻角和過載 D過載、速壓和升力系數D15 速壓的定義是 。 A BC DA16 飛機在下滑終了時所容許獲得的最大速壓，稱為 。 A強度限制速壓 B使用限制速壓C最大使用速壓 D剛度限制速壓A17 大型運輸機的最大使用負過載大約為 。 A0.52.5 B1.52.5C0.51.5 D23B18 飛機飛行中，如果超過規(guī)定的速壓值，可能會引起 。 A發(fā)動機顫振 B失速C疲勞破壞 D機翼、尾翼顫振D19 影響正失速線的主要因素是 。 A臨界攻角 B強度限制速壓C最大使用過載 D使用限制速壓A20 如果飛機在飛行中超過規(guī)定的速壓值，可能會

5、引起 。 A疲勞斷裂 B應力腐蝕C副翼反效 D激波分離C21 飛機在飛行中，作用在機翼上的主要外載荷是 。 A機翼結構質量力 B空氣動力C部件及裝載質量力 D慣性力B22 機翼沿展向單位長度上的空氣動力與 。 A該段機翼的弦長成反比 B該段機翼的弦長成正比C該段機翼弦長的平方成正比 D該段機翼弦長的平方成反比B23 一般來說，機翼結構的重心位于距機翼前緣 。 A4045的弦長處 B5055的弦長處C4550的弦長處 D5060的弦長處A24 機翼橫截面上的全部內力有 。 A剪力和彎矩 B正應力和剪應力C剪力、彎矩和扭矩 D軸力、彎矩和扭矩C25 機翼的每個橫截面上，都有一個特殊的點，當外力通過

6、這一點時，不會使橫截面轉動，如果外力不通過這一點，機翼的橫截面就會繞該點轉動，這個特殊的點稱為該橫截面的 。 A壓力中心 B重心C形心 D剛心D26 在機翼根部的橫截面上， 。 A剪力和彎矩最大，扭矩最小 B剪力為零，彎矩和扭矩最大C剪力、彎矩和扭矩最大 D剪力和扭矩最大，彎矩為零C27 隨著機翼攻角的增大，壓力中心 。 A向機翼前緣移動 B向機翼后緣移動C不變 D先向機翼前緣移動，再向后緣移動A28 機翼結構的剛心軸通常位于距機翼前緣 。 A2528的弦長處 B3840的弦長處C4045的弦長處 D5060的弦長處B29 壓力中心通常位于距機翼前緣 。 A3840的弦長處 B4550的弦長處

7、C2528的弦長處 D4045的弦長處C30 當機翼上作用有部件集中質量力時，那么在集中力作用點處 。 A彎矩圖不變，剪力圖發(fā)生突變 B剪力圖發(fā)生轉折，彎矩圖發(fā)生突變C剪力圖不變，彎矩圖發(fā)生轉折 D剪力圖發(fā)生突變，彎矩圖發(fā)生轉折D31 在薄壁結構中，桿元件的受力特點是 。 A只能承受或傳遞沿桿軸線方向的分布力 B桿不能承受彎矩，或只能承受很小的彎矩C只能承受或傳遞沿桿軸線方向的集中力 D只能承受或傳遞垂直桿軸線方向的分布力或集中力B32 關于薄壁桿的受力特點，下列哪一種說法是錯誤的？ 。 A薄壁桿可以承受或傳遞沿桿軸線方向的分布力 B薄壁桿可以承受或傳遞沿桿軸線方向的集中力C薄壁桿可以承受或傳

8、遞垂直桿軸線方向的分布力或集中力 D桿不能承受彎矩，或只能承受很小的彎矩C33 平面梁的受力特點是 。 A腹板只承受分布剪流，而緣條作為桿元件承受軸力B腹板承受彎矩，緣條承受分布剪流C腹板同時承受分布剪流和拉壓應力D上、下緣條分別受拉力或壓力，從而承受梁平面內的剪力和彎矩A34 平面板桿薄壁結構的受力特點是 。 A板元件可以承受在板平面內的分布力，包括剪流和拉伸（或壓）應力B外載荷可以作用在桿元件的端頭，也可以作用在桿元件的中間C板元件只受剪流作用，桿元件只受軸力作用D板元件只受剪流作用，桿元件受剪流和軸力作用D35 在對平面梁進行應力分析時，可根據 原則，將梁腹板的承彎能力折算到上、下緣條上

9、去。 A等抗彎剛度 B等抗拉剛度C等抗剪剛度 D等抗扭剛度A36 傳力分析時，梁式機翼結構的前梁接頭可看作是固支連接，此接頭 。 A只提供支反力矩 B只提供支反剪力C只提供支反軸力 D只提供支反力矩和支反剪力D37 下列說法，哪一個是正確的？ 。 A靜不定結構的內力與元件本身的剛度無關，只與元件和外載荷的相對幾何位置有關，僅由平衡條件就可以唯一地確定元件的內力B對于靜不定結構，僅利用平衡條件無法唯一確定各元件的內力，必須補充變形協(xié)調條件，才能確定外載荷在結構各元件上的分配。C靜定結構內力的分配不僅與元件的相對幾何位置和外載荷作用位置有關，而且與各元件的剛度和支持剛度有關D靜不定結構的內力可以由

10、靜力平衡條件唯一地確定B38 靜不定桁架結構中各桿的內力是按桿的 分配的。 C A抗彎剛度 B拉伸彈性模量C拉伸剛度 D橫截面面積39 對于一個靜定桁架結構，如果其中一根桿元件的橫截面面積增大一倍，其它條件不變，則這根桿元件的內力 。 A增大 B不變C減小 D無法確定，不同的結構有不同的結果B40 下列說法，哪一個是正確的？ 。 A靜不定結構的傳力與支持條件有關B靜不定結構的傳力與各元件的本身剛度無關C靜定結構的傳力與各元件的本身剛度有關D靜定結構的傳力與支持條件有關A41 在雙梁式機翼上，剪力在前、后梁腹板上的分配是按梁的 分配的。 A抗扭剛度 B拉伸剛度C平均 D抗彎剛度D42 作用在翼梁

11、腹板上的剪力 。 A傳到翼肋腹板上 B傳到機翼蒙皮上C由翼根向翼尖傳遞 D由翼尖向翼根傳遞D43 作用在機翼上表面蒙皮上的氣動力首先通過鉚釘受拉傳到 。 A機翼機身對接接頭上 B桁條和翼肋上C翼梁上 D隔框上B44 機翼翼梁腹板的主要功用是 。 A承受機翼橫截面上的彎矩 B承受機翼橫截面上的剪力C承受機翼橫截面上的軸力 D承受機翼橫截面上的彎矩和扭矩B45 傳到桁條上的載荷通過角片和鉚釘傳到 。 A翼肋 B翼梁腹板C蒙皮 D翼梁緣條A46 飛機在正過載飛行時，機翼結構下壁板的桁條主要承受 。 A壓力 B剪流C拉力 D扭矩C47 機翼結構橫剖面上的扭矩由 來承受和傳遞。 A桁條 B梁的上下緣條C

12、蒙皮 D上下壁板和前后梁腹板組成的閉室D48 在多閉室機翼結構上，扭矩在各閉室上是按 進行分配的。 A抗剪剛度 B扭轉剛度C抗彎剛度 D抗拉剛度B49 在單閉室機翼結構上，由扭矩引起的蒙皮或腹板上的剪流 。 A與閉室面積成反比 B與閉室面積的平方成反比C與閉室面積成正比 D與閉室面積的平方成正比A50 閉室的扭轉剛度 。 A與閉室面積的平方成反比 B與閉室面積成反比C與閉室面積的平方成正比 D與閉室面積成正比C51 加強翼肋的主要作用是 。 A承受機翼橫截面的剪力B承受機翼橫截面的扭矩C承受機翼橫截面的彎矩D將機翼蒙皮剪流轉化為作用在翼梁或機身框上的力偶D52 在對雙梁式機翼結構的翼肋進行受力

13、分析時，可把翼肋看作是支持在翼梁腹板上的 。 A懸臂梁 B桁架結構C雙支點外伸梁 D平面薄壁結構C53 腹板式加強翼肋的作用之一是 。 A承受并傳遞由起落架或發(fā)動機架接頭傳來的外載荷B承受局部空氣動力載荷C承受機翼橫截面的彎矩D承受機翼橫截面的剪力A54 根據工程梁理論，機翼各橫截面上每個元件所承受的正應力 。 A與該元件到截面中心主軸的垂直距離成反比B與該元件到截面中心主軸的垂直距離成正比C與該元件到截面中心主軸的垂直距離的平方成反比D與該元件到截面中心主軸的垂直距離的平方成正比B55 對于單閉室機翼結構，由扭矩引起的蒙皮或腹板的剪流與 。 A蒙皮或腹板的材料有關 B蒙皮或腹板的厚度有關C閉

14、室所圍的面積有關 D閉室的形狀有關C56 作用在水平尾翼上的平衡載荷主要用于 。 A平衡飛機飛行時的橫向力矩 B平衡飛機飛行時的偏航力矩C平衡飛機飛行時的側向力矩 D平衡飛機飛行時的縱向力矩D57 由于升降舵偏轉，在水平尾翼上引起的附加載荷稱為水平尾翼的 。 A機動載荷 B質量力載荷C平衡載荷 D突風載荷A58 當發(fā)動機的推力關于飛機縱軸不對稱時， 。 A所產生的偏航力矩由垂直尾翼的外載荷來平衡B所產生的偏航力矩由副翼的外載荷來平衡C所產生的偏航力矩由水平尾翼的外載荷來平衡D所產生的偏航力矩由機翼的外載荷來平衡A59 水平尾翼的不對稱載荷，主要是在側滑或橫滾中產生的， 。 BA不對稱載荷通常比

15、機動載荷小得多，因而它對機身縱軸產生的力矩也很小B不對稱載荷通常比機動載荷小得多，但是它對機身縱軸產生的力矩卻很大C不對稱載荷通常很大，因而它對機身縱軸產生的力矩也很大D不對稱載荷通常很大，但是它對機身縱軸產生的力矩卻很小60 由于方向舵偏轉，作用在垂直尾翼上的載荷稱為垂直尾翼的 。 A突風載荷 B平衡載荷C質量力載荷 D機動載荷D61 飛機在使用中，作用在機身上的主要載荷是 。 A由機翼、尾翼、起落架等部件的接頭傳來的集中載荷B氣密座艙的增壓載荷C機身本身的質量力載荷D空氣動力載荷A62 在下列哪種情況下，作用在機身上的載荷是對稱的？ A飛機帶側滑著陸 B飛機遇到垂直突風C飛機遇到水平突風

16、D在水平平面內作機動飛行B63 在下列哪種情況下，作用在機身上的載荷是不對稱的？ A飛機遇到垂直突風 B在垂直平面內作機動飛行C在水平平面內作機動飛行 D水平直線飛行C64 機身蒙皮受壓失穩(wěn)后，通常認為 。 A全部蒙皮都承受壓力B全部蒙皮都不承受壓力C蒙皮承受的壓力與它到桁條的距離成正比D靠近桁條的蒙皮承受壓力，其余蒙皮不承受壓力D65 在對稱載荷作用下，機身橫截面上的全部內力有 。 A剪力、彎矩和扭矩 B扭矩和彎矩C剪力和彎矩 D剪力和扭矩C66 在不對稱載荷作用下，前機身橫截面上的全部內力有 。 A扭矩和彎矩 B剪力和彎矩C剪力和扭矩 D剪力、彎矩和扭矩B67 在不對稱載荷作用下，后機身橫

17、截面上的全部內力有 。 A剪力、彎矩和扭矩 B拉力和壓力C正應力和剪應力 D剪力和彎矩A68 加強隔框主要承受機身各部件傳來的集中載荷，并將這些集中載荷 。 A轉化成剪流傳給機身桁條 B轉化成軸力傳給機身蒙皮C轉化成軸力傳給機身桁條 D轉化成剪流傳給機身蒙皮D69 飛機在正常飛行時，機身上壁板的桁條主要承受 。 A剪力 B拉力C扭矩 D壓力B70 機身結構橫截面上某一構件承受的正應力 。 A與該構件的形心到中心主軸的距離成正比B與該構件的形心到中心主軸的距離平方成正比C與該構件的形心到中心主軸的距離平方成反比D與該構件的形心到中心主軸的距離成反比A71 機身結構橫截面上的正應力分布特點是 。

18、A拋物線分布 B正弦分布C線性分布 D均勻分布C72 圓環(huán)形普通隔框在氣密機身的增壓載荷作用下，其橫截面上的 。 A彎矩和軸力為零，剪力不等于零B彎矩、剪力和軸力都為零C彎矩、剪力和軸力都不等于零D彎矩和剪力都為零，只有恒值的軸力D73 作用在機身加強隔框上的對稱垂直集中載荷，主要由 來承受。 A機身的桁梁和桁條 B機身的加強隔框C機身左右兩側的蒙皮 D機身上下部的蒙皮C74 機身結構由垂直剪力所引起的剪流， 。 A在機身兩側壁板上較小，上、下壁板上較大B在機身兩側壁板上較大，上、下壁板上較小C沿機身周線均勻分布D沿機身縱軸線性分布B75 板式加強框一般由支柱、腹板和框緣組成，其受力特點是 。

19、 A支柱受軸力，腹板受剪，框緣受彎B支柱和腹板受拉、壓力，框緣受彎C支柱和腹板受剪，框緣受彎D框的上部突緣受拉，下部突緣受壓A76 在飛機結構上開口是為了滿足 。 A飛機結構疲勞強度的要求 B飛機剛度的要求C使用和維護的要求 D氣動外形的要求C77 飛機結構開口的形狀取決于 。 A開口部位基體結構承受的局部空氣動力B開口部位結構的靜強度和剛度的要求C開口部位基體結構的材料和熱處理工藝D使用要求和開口部位基體結構的受力狀態(tài)D78 對于主要承受拉伸載荷的結構件， 。 A一般采用橢圓形開口，且橢圓的長軸與拉應力方向垂直B一般采用橢圓形開口，且橢圓的長軸與拉應力方向平行C大多數采用矩形開口D開口區(qū)的形

20、狀是任意的B79 圓形開口通常用于 。 A承受剪切載荷的結構件 B承受拉伸載荷的結構件C承受壓縮載荷的結構件 D承受彎曲載荷的結構件A80 不受力口蓋的受力特點是 。 A不承受任何載荷B不參與基體結構的總體受力，只承受作用在它上面的局部氣動力載荷C不承受局部氣動力載荷，只參與基體結構的總體受力D參與基體結構的總體受力和局部受力，只不過承受的載荷較小B81 當基體結構受剪時，飛機結構小開口區(qū)通常采用 。 A在開口兩側設置加強端框的加強方式 B補片加強方式C井字形圍框加周邊一圈桿件加強方式 D圍框加強方式D82 飛機結構上的小開口，常采用圍框加強。當基體結構受剪時， 。 A最大彎矩位于圍框的最短邊

21、中點處B彎矩在圍框上均勻分布C最大彎矩位于圍框的4個角的橫截面上D最大彎矩位于圍框的最長邊中點處C83 當基體結構受剪時，飛機結構上中等尺寸的開口通常采用 。 A圍框加強方式 B井字形圍框加周邊一圈桿件加強方式C補片加強方式 D在開口兩側設置加強端框的加強方式B84 飛機結構上中等尺寸的開口，通常采用井字形圍框加周邊一圈桿件加強方式，經加強后，開口區(qū)上、下和左、右兩側格子內的剪流通常 。 A大于受剪基體結構未開口時承受的剪流B等于受剪基體結構未開口時承受的剪流C小于受剪基體結構未開口時承受的剪流D無法確定，不同的結構具有不同的結果A85 所謂圍框加強是指在開口周圍，布置一圈截面具有一定 的加強

22、結構。 A抗剪能力 B抗扭能力C抗拉、壓能力 D抗彎能力D86 大開口區(qū)的扭矩是通過轉化為前、后梁的 進行傳遞的。 A參差軸力 B參差剪流C參差彎曲 D參差扭矩C87 為了傳遞大開口區(qū)的扭矩，開口部位翼梁段的兩端將受到一個附加彎矩，附加彎矩的最大值與 。 A開口部位沿展向的長度有關，開口越長，附加彎矩的最大值越小B開口部位沿展向的長度有關，開口越長，附加彎矩的最大值越大C開口部位沿展向的長度無關D開口部位沿弦向的寬度有關，寬度越大，附加彎矩的最大值越大B88 梁式機翼大開口區(qū)經加強后，對開口區(qū) 的傳遞影響較大。 A剪力 B扭矩C彎矩 D剪力、彎矩和扭矩B89 單塊式機翼大開口區(qū)經加強后，對開口

23、區(qū) 的傳遞影響較大。 A彎矩和扭矩 B剪力和扭矩C剪力和彎矩 D剪力、彎矩和扭矩A90 單塊式機翼橫截面上的彎矩是由 承受和傳遞的。 A梁緣條、桁條和蒙皮組成的上、下壁板B梁腹板C蒙皮D縱墻A91 較長的薄壁桿在軸向壓力作用下，其整個軸線發(fā)生彎曲失穩(wěn)，這種現(xiàn)象稱為薄壁桿的 。 A靜強度破壞 B受剪失穩(wěn)C局部失穩(wěn) D總體失穩(wěn)D92 受壓薄板發(fā)生失穩(wěn)時的臨界應力越大，表示 。 A板的強度越好 B板的剛度越好C板的穩(wěn)定性越好 D板的穩(wěn)定性越差C93 薄板的受壓穩(wěn)定性 。 A與板的材料無關 B與板的支持有關C與板的支持無關 D與板的厚度無關B94 薄壁桿發(fā)生總體失穩(wěn)時的臨界應力大小 。 C A與桿的材

24、料無關B與桿的支持情況有關，支持越強，臨界應力越小C與桿的長度有關，桿的長度越長，臨界應力越小D與桿的長度有關，桿的長度越長，臨界應力越大95 如果薄壁桿的長度增加一倍，其它條件不變，則薄壁桿發(fā)生總體失穩(wěn)時的臨界應力大小 。 A不變 B減小到原來的二分之一C增大到原來的2倍 D減小到原來的四分之一D96 如果薄壁桿較短，在軸向壓力作用下，其板元素可能失去穩(wěn)定而壓曲，而桿的軸線仍然保持直線，這種失穩(wěn)稱為桿的 。 A受純壓破壞 B總體失穩(wěn)C局部失穩(wěn) D疲勞破壞C97 如果薄壁桿的橫截面面積較小，而長度較長，則在軸向壓力作用下，該薄壁桿最容易發(fā)生 。 A總體失穩(wěn) B局部失穩(wěn)C受純壓破壞 D疲勞破壞A

25、98 薄壁桿件發(fā)生局部失穩(wěn)時的臨界應變大小 。 A與板的厚度成正比 B與板厚度的平方成正比C與板的厚度成反比 D與板厚度的平方成反比B99 薄壁桿件發(fā)生局部失穩(wěn)時的臨界應變大小 。 A與板的寬度成正比 B與板寬度的平方成正比C與板的寬度成反比 D與板寬度的平方成反比D100 薄壁桿件通常由幾塊薄板組成，則薄壁桿件的局部失穩(wěn)臨界應力為 。 A各薄板元素臨界應力的平均值B各薄板元素臨界應力的最大值C各薄板元素臨界應力的最小值D各薄板元素臨界應力的最小值與最大值之間的任一數值C101 影響機翼彎扭顫振臨界速度的因素是 。 A機翼的彎曲剛度 B機翼的扭轉剛度C機翼的拉伸剛度 D機翼的剛心位置B102

26、提高機翼彎扭顫振臨界速度的有效措施是 。 A增大機翼的彎曲剛度 B使機翼的剛心位置前移C使機翼的重心后移 D在翼尖前緣加配重D103 機翼產生彎扭顫振的根本原因是 。 A機翼的扭轉剛度太小 B機翼的扭轉剛度太大C機翼的彎曲剛度太小 D機翼的拉伸剛度太小A104 為了防止機翼發(fā)生彎扭顫振，在飛機結構修理中， 。 A不能縮短壓心到重心的距離B不能將閉室結構改變?yōu)榉情]室結構C可以將多閉室結構的閉室數目降低D可以將機翼的重心后移B105 在過程中， 。 A由副翼偏轉產生的附加升力是激振力，由相對氣流引起的附加升力是阻振力B由副翼偏轉產生的附加升力是阻振力，由相對氣流引起的附加升力是激振力C由副翼偏轉產

27、生的附加升力和由相對氣流引起的附加升力都是阻振力D由副翼偏轉產生的附加升力和由相對氣流引起的附加升力都是激振力A106 為了防止機翼彎曲副翼顫振，可以 。 A將副翼配重位于或靠近共振節(jié)線處 B將副翼的轉軸后移C在副翼前緣加配重 D將副翼的重心后移C107 影響機翼彎曲副翼顫振的主要因素是 。 A副翼剛心和重心的相對位置 B副翼轉軸和重心的相對位置C副翼壓心和重心的相對位置 D副翼轉軸和剛心的相對位置B108 影響副翼反效臨界飛行速度的主要因素是 。 A機翼結構的扭轉剛度 B副翼轉軸和重心的相對位置C機翼結構的彎曲剛度 D副翼剛心和重心的相對位置A109 在副翼前緣加配重，可以防止 。 A副翼操

28、縱反效 B機翼彎扭顫振C尾翼顫振 D機翼彎曲副翼顫振D110 在機翼的彎扭顫振中，由機翼彎曲振動引起的阻振力與 。 A飛行速度成正比 B飛行速度的平方成正比C飛行速度成反比 D飛行速度的平方成反比A第2章 航空器結構的抗疲勞設計思想1 采用安全壽命設計思想設計航空器結構件 A、應進行安全壽命估算和試驗C、不需進行安全壽命估算和試驗B、不需要進行安全壽命試驗D、能夠保證航空器安全可靠A2 按照安全壽命設計思想設計的航空器結構件或部件 A、使用壽命=試驗壽命C、可以是受飛行載荷的合金鋼件B、使用壽命=D、不需要進行疲勞壽命試驗B3 損傷容限設計思想A、與斷裂力學無關C、承認結構中存在一定程度的未被

29、發(fā)現(xiàn)的初始缺陷、裂紋或其它缺陷B、不要求對結構給出檢測周期D、不承認結構存在初始缺陷C4 現(xiàn)代飛機機身結構通常設置止裂帶，它的作用是 A、使機身結構不產生疲勞裂紋C、阻止裂紋在環(huán)向應力作用下沿橫向擴展B、增加機身蒙皮的環(huán)向應力D、阻止裂紋在環(huán)向應力作用下沿縱向擴展D5 航空器結構設計中，破損安全結構設計A、允許結構有一構件損壞，但要求結構仍具有安全工作的能力，具有規(guī)定的剩余強度，并且在結構全部破壞以前，有發(fā)現(xiàn)這些損傷的能力C、不包括破損安全止裂結構B、不允許結構中任何結構件產生損傷D、不包括破損安全多傳力結構A6 現(xiàn)代噴氣客機氣密艙的環(huán)向應力一般控制在A、4050%材料強度極限內C、7080%

30、材料強度極限內B、2025%材料強度極限內D、100%材料強度極限以下B7 對航空器結構進行損傷容限評估的目的 CA、僅為確定結構的檢查方式C、是確定結構損傷的擴展規(guī)律和剩余強度特性，制定檢修周期和檢查方式B、僅為確定損傷結構的剩余強度D、僅為確定結構損傷的擴展規(guī)律8 在飛機結構中，下列哪種結構不按損傷容限設計思想進行設計A、蒙皮C、機翼梁的腹板B、機翼梁的緣條D、貨艙地板支撐骨架D9 在損傷容限設計中，對于緩慢裂紋擴展結構，初始裂紋的檢測概率和置信水平應分別為A、90%和95%B、90%和90%C、90%和50%D、100%和60%A10 結構件的疲勞壽命就是A、疲勞裂紋形成壽命C、疲勞裂紋

31、擴展壽命B、疲勞裂紋形成壽命+疲勞裂紋擴展壽命D、不產生腐蝕損傷的壽命B11 航空器全尺寸結構的損傷容限試驗A、不能給出結構的檢修周期C、可以用進行耐久性疲勞試驗的試件完成，但必須保證耐久性試驗任務的完成B、不能給出疲勞裂紋擴展壽命D、不能使用進行耐久性試驗的試件C12 全尺寸結構損傷容限試驗A、就是剩余強度試驗C、就是疲勞裂紋擴展壽命試驗B、是一種靜力破壞試驗D、包括疲勞裂紋擴展壽命試驗和剩余強度試驗D13 航空器結構的檢修周期是A、根據損傷容限特性分析和全尺寸結構損傷容限試驗結果確定的C、根據疲勞裂紋擴展壽命計算結果給出B、根據全尺寸結構耐久性試驗結果給出D、根據全尺寸結構剩余強度試驗結果

32、給出A14 航空器的經濟壽命A、小于設計使用壽命C、等于設計使用壽命B、大于設計使用壽命D、等于疲勞裂紋擴展壽命B15 下列四種說法，哪種正確？ CA、航空器結構的損傷容限設計可以代替剛度設計C、損傷容限設計用于保證航空器的安全性和可靠性B、航空器結構損傷容限設計可以代替靜強度設計D、耐久性試驗不能給出航空器結構的經濟壽命第3章 金屬結構修理1 下列四種說法，哪種正確？ A、硅酮密封劑使用在溫度較高的部位。C、BMS5-95密封劑是一種不含鉻酸鹽的灰色聚硫化物密封劑。B、聚硫化物密封劑使用在溫度較高的部位。D、BMS5-26密封劑是一種不耐燃油的密封劑。A2 下列四種說法，哪種正確？ A、結構

33、油箱部位的鉚釘不應濕安裝。C、結構油箱內部的螺帽不需要做封頂密封。B、如果采用2024-T31鉚釘的結構油箱部位滲漏燃油，不能通過鉚打鉚釘排除滲漏。D、在航空器結構修理中，如果緊固件孔有較大的橢圓度，不需要擴孔。B3 飛機表面的下列四個部位，哪能個部位是氣動力敏感區(qū)？ A、機、尾翼的后部表面區(qū)域。C、機翼上翼面從前緣至后梁中心線的區(qū)域。B、機身后部的表面區(qū)域。D、后緣襟翼的表面區(qū)域。C4 下列四種說法，哪種正確？ A、靜壓孔區(qū)域的蒙皮損傷后，可以采用外部貼補修理。C、埋頭鉚釘的釘頭高出蒙皮超出規(guī)定尺寸，可不進行削平修整。B、水平尾翼的安定面屬于非氣動力敏感區(qū)域D、在氣動力敏感區(qū)域內，所有鉚縫處

34、一般都使用填充密封劑進行填平和修整。D5 在結構油箱修理中，新、舊密封層之間至少要有（ ）。A、1.0in的重疊量C、3.0in的重疊量B、2.0in的重疊量D、4.0in的重疊量A6 為證明飛機結構內部排水通道是暢通的，可做排水試驗，噴水后積水深度不超過：A A、0.25inC、3.0inB、1.25inD、4.0in 7 指出下列哪兩種金屬接觸不產生電偶腐蝕？ A、不銹鋼與高強度合金鋼接觸。C、合金鋼與鋁合金接觸。B、鈦合金和不銹鋼接觸。D、鋁合金與鎂合金接觸。B8 不銹鋼與下列哪種金屬接觸，最容易產生腐蝕？ CA、鋁合金C、鎂合金B(yǎng)、合金鋼D、鈦合金9 碳纖維復合材料結構上，通常采用哪種

35、材料的緊固件？A、鎂合金C、鋁合金B(yǎng)、合金鋼D、鈦合金D10 采用碳纖維復合材料做面板的蜂窩結構，夾芯不應采用哪種蜂窩夾芯？ A、鋁泊蜂窩C、Nomex蜂窩B、玻璃纖維蜂窩D、芳綸紙蜂窩A11 超硬鋁合金（7系列鋁合金）的哪種熱處理狀態(tài)耐應力腐蝕？ A、T76。C、T6。B、T73。D、T3。B12 下列四種說法，哪種正確？ A、涂防腐劑時，飛機不需要靜電接地C、不能在操縱鋼索滑輪處涂防腐劑B、硅橡膠可以與排水防腐劑接觸D、防腐劑不含易燃成份C13 對于腐蝕環(huán)境嚴重的惡劣地區(qū)，飛機清洗的周期是： DA、100天。C、45天。B、90天。D、15天。14 下列四種說法，哪種正確？ A、碳鋼絲操縱

36、鋼索在高壓沖洗后，必須重涂潤滑油B、如果水銀進入結構縫隙中清除困難，可以不清除。C、不銹鋼鋼索必須使用潤滑油潤滑。D、清洗飛機的清洗劑根本沒有腐蝕性。A15 鋁合金表面的包鋁層是（ ）A、用電解液處理法（即陽極化法）形成的。C、噴涂上去的。B、用涂“阿辦丁”的方法生成。D、滾壓到鋁合金表面上的。D16 在進行化學清洗時，在搭接處留下清洗劑，會在搭接處存在什么問題？ A、產生靜電荷。C、嵌入的氧化鐵導致腐蝕。B、電化學腐蝕。D、產生摩振腐蝕。B17 下列論點哪一個是不正確的？ A、用5052鋁合金鉚釘鉚接鎂合金板，將不會產生電化腐蝕。C、1100鉚釘可用于非結構件鉚接。B、用鋼板直接鉚在裸露（無

37、漆層）的鋁合金板上，鋁合金板會腐蝕。D、用2024鋁合金鉚釘鉚接鎂合金板將不會發(fā)生電化腐蝕。D18 下列四種說法，哪種正確？ A、經過陽極化處理的鋁合金構件不需要酸洗。C、經過涂阿洛丁的鋁合金構件表面需要陽極化處理。B、經過陽極化處理的鋁合金構件表面需要涂阿洛丁。D、鋁合金構件表面越光滑，對涂層吸附力越強。A19 含鉻酸鋅底漆的顏色是（ ）。A、黃色C、紅色B、黃綠色或暗綠色D、銀灰色B20 合金鋼表面鎘鍍層的顏色是（ ）。CA、紅色C、銀灰色B、黃色D、蘭色21 表面鍍鎘的合金鋼件在涂底漆前，必須用鉻酸溶液酸洗，鉻酸的濃度為（ ）。A、15%C、20%B、10%D、5%D22 下列四種說法，

38、哪種正確？ A、飛機結構內部可能積水又不易排出的部位應涂防腐劑。C、合金鋼的鎘鍍層相對基體金屬是陽極鍍層。B、緊固件漆膜破壞后，不應涂防腐劑。D、鋁合金表面的包鋁層不起防腐作用。A23 下列四種說法，哪種正確？ A、涂防腐劑時，飛機不需要靜電接地。C、不銹鋼鋼索必須使用潤滑油潤滑。B、7075-T73鋁合金耐應力腐蝕。D、用2024-T31鋁合金鉚釘鉚接鎂合金將不會產生電化腐蝕。B24 最小鉚釘行距是鉚釘直徑的（ ）。A、1.5倍C、3.5倍B、2.5倍D、4.5倍B25 最小鉚釘邊距為鉚釘直徑的（ ）。A、1.5倍C、2倍B、1倍D、3倍C26 在制作鋁合金構件的緊固件孔時，應當采用（ ）。

39、A、45切削角的麻花鉆頭C、90切削角的麻花鉆頭B、140切削角的麻花鉆頭D、118切削角的麻花鉆頭D27 下列四種說法，哪種正確？ AA、在不銹鋼構件上使用Hi-lok緊固件時，緊固件必須安裝在精鉸孔中B、在不銹鋼構件上使用Hi-lok緊固件時，緊固件應安裝在過渡配合孔中C、在航空器結構修理中，緊固件孔不需要去毛刺D、在鉚釘的鉚接過程中，鉚槍的壓力低，不會使鉚釘產生冷作硬化28 下列四種說法，哪種正確？A、結構中的空孔和填塞孔具有相當的疲勞壽命。C、緊固件孔邊存在毛刺不會降低結構的疲勞壽命。B、在航空器結構修理中，過度的強迫裝配，會降低結構的疲勞強度。D、埋頭鉚釘孔的最佳锪窩深度是構件的厚度

40、。B29 在航空器結構修理中，（ ）。A、干涉量小于0.4%，構件的疲勞壽命也會明顯提高B、干涉量過大會明顯提高構件的疲勞壽命C、干涉量過大易使構件產生應力腐蝕破壞D、緊固件孔邊存在毛刺不會降低結構的疲勞壽命C30 下列四種說法，哪種正確？ A、構件噴丸后形成的表面殘余壓應力在交變應力的作用下不會發(fā)生松弛。C、噴丸后的構件允許機械校形。B、構件的熱處理應在噴丸后進行。D、構件的無損檢測應在噴丸前進行。D31 當采用支架平衡法對副翼進行平衡檢查法時，（ ）。A、調整片應處在中立位置C、可在有空氣流動的環(huán)境中進行。B、調整片不應處在中立位置。D、過大的摩擦力不會導致虛假平衡。A32 在飛機結構修理

41、設計中（ ）。A、不能使螺栓主要承受拉力C、不能使螺栓承受剪力B、不能使鉚釘主要承受拉力D、可以使鉚釘主要承受拉力B33 在航空器蒙皮修理中，修補件的厚度通常比原蒙皮加厚（ ）。A、五級C、一級或兩級B、四級D、三級C34 下列四種說法，哪種正確？ A、形成鉚釘鐓頭所需要的釘桿長度為鉚釘直徑的2.0倍。C、航空器內部結構都應使用埋頭緊固件。B、鉚釘鐓頭高度應當是鉚釘直徑的0.5倍。D、航空器外表面要求氣動光滑處，應使埋頭緊固件。D35 在航空器結構修理中，使用Hi-Lok緊固件時，要求構件厚度（ ）。A、大于0.08inC、小于0.07inB、小于0.063inD、小于0.08inA36 在航

42、空器結構修理中，如果需要采用埋頭緊固件，埋頭窩深度與板厚之比應最大不超過（ ）。A、0.9C、0.95B、0.8D、0.2B37 最小鉚釘行距是鉚釘直徑的（ ）。A、1.5倍C、2.5倍B、3.5倍D、1.0倍C38 最小鉚釘邊距是鉚釘直徑的（ ）。A、4.0倍C、3.0倍B、1.0倍D、2.0倍D39 在航空器結構修理中，所用螺栓直徑應大于（ ）。A、1/4inC、1/6inB、1/5inD、3/16inA4 機身站位137是定位在什么地方？ CA、在距機頭或固定參考面137厘米處B、在機翼前梁以后137厘米處C、在距機頭或固定參考面137英寸處D、在距機頭或固定參考面13.7米處。41 下

43、列四種說法，哪種正確？ A、當航空器結構件產生裂紋損傷后，通常不采用挖掉裂紋或切掉裂紋的方法修理。C、當拆下副翼進行修理時，修理后通常在平衡架上進行平衡檢查。B、當桁條采用切割修理時，如果原桁條自由邊帶有圓頭，補強件不應做彎邊。D、緊固件的邊距越大越好。C42 當航空器結構某梁的腹板產生損傷進行修理時，所用緊固件類型、牌號和排列：（ ）A、不需要考慮密封和防腐要求。C、應和原腹板與立柱的連接相同。B、可隨意確定，不需要滿足連接強度要求。D、應和原腹板與緣條的連接相同。D43 在航空器結構修理中，下列四種說法，哪種正確？ A、梁腹板挖補修理的拐角處要有最小0.5in的圓角半徑。C、當采用合金鋼修理鋁合金結構時，不需要經過制造廠認可。B、修理部位的加強修理越強越好。D、當采用合金鋼修理鋁合金結構時，不需要經過適航當局批準。A44 在航空器結構上，（ ）。A、當需要緊固件主要承受拉力時，應當采用鉚釘類緊固件C、可以使用純鋁鉚釘進行連接修理B、當需要緊固件主要承受拉力時，應當采用螺栓類緊固件D、同一連接部位允許混合使用兩種不同類型的緊固件B45 在航空器修理中，當緊固件主要承受拉力時，（ ）。A、選用鉚釘C、選用抗拉螺栓和螺帽B、選用抗剪螺栓和螺帽D、選用抗拉螺栓和抗剪螺帽C46 在航空