航空工程師筆試試題一、填空題（每題3分，共15分）根據(jù)CCAR-25部適航標準，運輸類飛機在正常使用極限載荷作用下，結(jié)構(gòu)不應(yīng)發(fā)生_______。航空發(fā)動機渦輪葉片材料需滿足高溫蠕變、及熱疲勞等性能要求，目前常用的鎳基單晶高溫合金中，γ'相強化相的主要成分是。飛機操縱面氣動補償方式中，_______補償通過在操縱面轉(zhuǎn)軸前方增加配重，改變氣動力對轉(zhuǎn)軸的力矩分布。民用航空通信系統(tǒng)中，甚高頻（VHF）通信的工作頻段為_______MHz，主要用于_______通信。飛機結(jié)構(gòu)損傷容限設(shè)計要求中，裂紋擴展壽命是指從_______尺寸擴展到_______尺寸的飛行循環(huán)次數(shù)。二、單項選擇題（每題4分，共20分）以下關(guān)于飛機翼型升力系數(shù)與攻角關(guān)系的描述，正確的是（）A.攻角在臨界攻角前，升力系數(shù)隨攻角線性增加，超過臨界攻角后，升力系數(shù)急劇下降B.升力系數(shù)始終隨攻角線性增加C.攻角在臨界攻角前，升力系數(shù)隨攻角非線性增加，超過臨界攻角后，升力系數(shù)保持不變D.升力系數(shù)與攻角無關(guān)航空發(fā)動機涵道比是指（）A.外涵道空氣流量與內(nèi)涵道空氣流量之比B.內(nèi)涵道空氣流量與外涵道空氣流量之比C.外涵道出口面積與內(nèi)涵道出口面積之比D.內(nèi)涵道出口面積與外涵道出口面積之比根據(jù)《民用航空飛行校驗管理規(guī)定》，導航設(shè)備定期校驗周期最長不超過（）A.3個月B.6個月C.12個月D.24個月飛機復合材料結(jié)構(gòu)修補時，以下哪種操作不符合AC-20-107B要求（）A.修補區(qū)域打磨后立即進行膠接B.采用真空袋壓工藝固化修補層C.修補前對損傷區(qū)域進行超聲檢測D.修補材料與原結(jié)構(gòu)材料體系匹配飛機液壓系統(tǒng)中，蓄能器的主要作用不包括（）A.補充系統(tǒng)泄漏B.緩和液壓沖擊C.作為應(yīng)急能源D.調(diào)節(jié)系統(tǒng)壓力三、多項選擇題（每題5分，共20分，少選得2分，選錯不得分）飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計中，需滿足的靜強度要求包括（）A.承受極限載荷時不發(fā)生破壞B.承受限制載荷時不發(fā)生永久變形C.滿足疲勞壽命要求D.滿足損傷容限要求航空發(fā)動機控制系統(tǒng)的主要功能有（）A.控制發(fā)動機轉(zhuǎn)速B.調(diào)節(jié)燃油流量C.監(jiān)控發(fā)動機狀態(tài)參數(shù)D.實現(xiàn)喘振保護以下屬于飛機防雷設(shè)計措施的有（）A.機身表面敷設(shè)導電金屬網(wǎng)B.關(guān)鍵電子設(shè)備加裝屏蔽裝置C.機翼尖端安裝放電刷D.燃油系統(tǒng)采用靜電接地飛機航電系統(tǒng)中，數(shù)據(jù)總線的特點包括（）A.支持多設(shè)備間數(shù)據(jù)共享B.具有錯誤檢測與糾正功能C.采用時分多路復用技術(shù)D.傳輸速率固定不變四、判斷題（每題3分，共15分）飛機顫振是一種由氣動力、彈性力和慣性力相互耦合引起的自激振動，一旦發(fā)生必須立即采取措施抑制。（）航空發(fā)動機壓氣機喘振是由于氣流在壓氣機葉片通道內(nèi)產(chǎn)生分離導致的，輕微喘振不會對發(fā)動機造成損害。（）民用飛機駕駛艙顯示系統(tǒng)需滿足DO-178C軟件適航要求，其開發(fā)過程需進行嚴格的驗證與確認。（）飛機結(jié)構(gòu)疲勞壽命主要取決于交變載荷的幅值和循環(huán)次數(shù)，與材料的初始缺陷無關(guān)。（）按照ICAO附件10規(guī)定，航空導航設(shè)備的精度應(yīng)滿足不同飛行階段的要求，進近階段的精度要求高于巡航階段。（）五、簡答題（每題10分，共10分）簡述飛機復合材料結(jié)構(gòu)損傷檢測的常用方法及其原理，并說明各方法的適用范圍。六、論述題（每題10分，共10分）結(jié)合CCAR-25部適航標準，論述民用運輸類飛機失速特性設(shè)計要求及驗證方法。航空工程師筆試試題答案一、填空題答案災(zāi)難性破壞高溫氧化；Ni?(Al,Ti)配重式118-137；地空可檢裂紋；臨界裂紋二、單項選擇題答案A2.A3.C4.A5.D三、多項選擇題答案AB2.ABCD3.ABCD4.ABC四、判斷題答案√2.×3.√4.×5.√五、簡答題答案常用方法及原理、適用范圍如下：超聲檢測：原理是利用超聲波在材料中傳播時遇到缺陷產(chǎn)生反射、折射等特性，通過接收反射波信號判斷缺陷位置和大小。適用于復合材料結(jié)構(gòu)內(nèi)部脫粘、分層等體積型缺陷的檢測，可檢測較厚的復合材料構(gòu)件。紅外熱成像檢測：基于物體表面溫度差異成像，當復合材料存在缺陷時，熱量傳遞受阻導致表面溫度異常。適用于大面積快速檢測，能檢測表面下較淺的缺陷，如脫粘、分層、氣孔等，但對缺陷深度定量分析較困難。目視檢測：通過肉眼或借助放大鏡等工具直接觀察結(jié)構(gòu)表面，發(fā)現(xiàn)表面裂紋、劃傷、凹陷等缺陷。適用于表面缺陷的初步檢測，操作簡單，但難以發(fā)現(xiàn)內(nèi)部缺陷。聲發(fā)射檢測：材料內(nèi)部缺陷擴展或應(yīng)力變化時會產(chǎn)生彈性波，通過傳感器接收并分析這些信號判斷缺陷情況。適用于實時監(jiān)測復合材料結(jié)構(gòu)在加載過程中的損傷發(fā)展，可檢測動態(tài)缺陷，但對信號分析要求較高。六、論述題答案（一）失速特性設(shè)計要求根據(jù)CCAR-25部適航標準，民用運輸類飛機失速特性設(shè)計需滿足以下要求：失速警告：在飛機接近失速時，必須提供清晰、可辨別的失速警告信號，且在失速前有足夠的時間讓飛行員采取措施。失速警告系統(tǒng)應(yīng)在飛機達到臨界攻角之前觸發(fā)，通常留有一定的安全裕度。失速特性的可操縱性：飛機在失速過程中，應(yīng)保持一定的操縱性，避免出現(xiàn)不可控的劇烈俯仰、滾轉(zhuǎn)或偏航運動。飛行員應(yīng)能夠通過正常的操縱動作使飛機改出失速狀態(tài)。失速速度：飛機的失速速度應(yīng)滿足不同飛行狀態(tài)和載重條件下的要求，確保在各種正常使用情況下，飛機不會在預期之外進入失速。（二）驗證方法風洞試驗：通過在風洞中模擬飛機的飛行狀態(tài)，改變攻角等參數(shù)，觀察飛機的氣動特性和失速現(xiàn)象。測量升力、阻力、力矩等參數(shù)隨攻角的變化，獲取失速特性數(shù)據(jù)。同時，觀察模型在失速過程中的姿態(tài)變化，驗證失速警告系統(tǒng)的觸發(fā)時機和飛機的可操縱性。飛行試驗：在實際飛行中，按照預定的試驗大綱，逐步增加飛機的攻角，記錄飛機的飛行參數(shù)、失速警告信號的觸發(fā)情況以及飛行員的操縱感受。通過多次飛行試驗，驗證飛機在不同飛行狀態(tài)、載重和氣象條件下的失速特性是否滿足適航要求。飛行試驗還可以驗證飛機在失速改出過程中的性能，評估改出操作的有效性和安全性。計算流