PL080-0231 W profilach o normalnym, łukowatym kształcie linii szkieletowej, przy wzroście kąta natarcia wypadkowa siła aerodynamiczna:
przesuwa się wzdłuż cięciwy do przodu
dla α<0 przesuwa się wzdłuż cięciwy do przodu, a dla α>0 przesuwa się wzdłuż cięciwy do tyłu
nie przesuwa się wzdłuż cięciwy
przesuwa się wzdłuż cięciwy do tyłu
PL080-0232 W profilach samostatecznych, przy wzroście kąta natarcia wypadkowa siła aerodynamiczna:
PL080-0233 W profilach symetrycznych dla kąta natarcia α=0°:
cięciwa geometryczna profilu pokrywa się ze średnią cięciwą aerodynamiczną profilu
cięciwa geometryczna profilu nie pokrywa się z cięciwą aerodynamiczną profilu
cięciwa geometryczna profilu nie pokrywa się ze średnią cięciwą aerodynamiczną profilu
cięciwa geometryczna profilu pokrywa się z cięciwą aerodynamiczną profilu
PL080-0234 W profilach symetrycznych, przy wzroście kąta natarcia wypadkowa siła aerodynamiczna:
PL080-0235 W rozwiązaniu konwencjonalnym usterzenie pionowe składa się ze:
statecznika pionowego stanowiącego przednią, ruchomą część-steru kierunku stanowiącego tylną nieruchomą część
statecznika pionowego stanowiącego tylną, nieruchomą część-steru kierunku stanowiącego przednią ruchomą część
statecznika pionowego stanowiącego przednią, nieruchomą część-steru wysokości stanowiącego tylną ruchomą część
statecznika pionowego stanowiącego przednią, nieruchomą część-steru kierunku stanowiącego tylną ruchomą część
PL080-0236 W rozwiązaniu konwencjonalnym usterzenie wysokości składa się ze:
statecznika poziomego stanowiącego przednią, ruchomą część-steru wysokości stanowiącego tylną nieruchomą część
statecznika poziomego stanowiącego tylną, nieruchomą część-steru wysokości stanowiącego przednią ruchomą część
statecznika poziomego stanowiącego przednią, nieruchomą część-steru wysokości stanowiącego tylną ruchomą część
PL080-0237 W układzie współrzędnych opisującym ruch statku powietrznego podczas lotu oś OX? nazywamy:
osią poprzeczną
osią pionową
osią poziomą
osią podłużną
PL080-0238 W układzie współrzędnych opisującym ruch statku powietrznego podczas lotu oś OY? nazywamy:
PL080-0239 W układzie współrzędnych opisującym ruch statku powietrznego podczas lotu oś OZ? nazywamy:
PL080-0240 W ustalonym locie pilot wychyla drążek sterowy w prawo. Zakładając, że lotki wychylą się o ten sam kąt, prawdziwe będzie stwierdzenie:
siła oporu na lotce wychylonej w dół będzie większa od siły oporu na drugiej lotce
siły oporu na obu lotkach zmaleją o tą samą wartość
siły oporu na obu lotkach wzrosną o tą samą wartość
siła oporu na lotce wychylonej w dół będzie mniejsza od siły oporu na drugiej lotce
PL080-0241 W wyniku wychylenia lotek w górę i w dół o ten sam kąt powstaje:
korzystny moment oporowy lotek
korzystny moment odchylający
niekorzystny moment oporowy lotek
niekorzystny moment przechylający Sprawdź
PL080-0242 W wyniku zastosowania na końcówkach skrzydeł tak zwanych wingletów maleje opór:
kształtu
indukowany
szczelinowy
interferencyjny
PL080-0243 Warstwa przyścienna profilu lotniczego to warstwa w której:
zachodzi przejście z opływu turbulentnego w laminarny
prędkość cząsteczek powietrza jest mniejsza od prędkości przepływu
przepływ ma charakter turbulentny
przepływ ma charakter laminarny
PL080-0245 Wartość współczynnika siły nośnej Cz dla krytycznego kąta natarcia „α kr‟ przyjmuje wartość maksymalną.
fałsz tylko dla profili symetrycznych
prawda tylko dla profili symetrycznych
zawsze prawda
zawsze fałsz
PL080-0246 Wartość współczynnika siły oporu Cx dla krytycznego kąta natarcia „α kr‟ przyjmuje wartość maksymalną.
PL080-0248 Wewnętrzna kompensacja aerodynamiczna steru odbywa się poprzez zastosowanie:
dodatkowej powierzchni sterowej przed osią obrotu steru
klapki dociążającej
przepony, która jednocześnie zmniejsza opór szczelinowy
klapki odciążającej
PL080-0250 Wraz ze wzrostem wysokości gęstość powietrza:
zawsze maleje
nie zmienia się
maleje - jeżeli temperatura maleje, a rośnie – jeżelitemperatura wzrasta
zawsze rośnie
PL080-0251 Współczynnik przeciążenia "n" w locie nurkowym wynosi:
n<0
n>0
n=0
n=1
PL080-0252 Współczynnik przeciążenia w zakręcie zależy od:
Kąta przechylenia i prędkości lotu
Oporu indukowanego
Prędkości lotu
Wielkości oporu
PL080-0253 Wychylenie którego urządzenia nie jest sprzężone mechanicznie z wychyleniami powierzchni sterowej?
klapki wyważającej
klapka odciążającej
flettnera
PL080-0255 Wykres zależności Cx = f(α) dla profilu symetrycznego jest:
nie posiada żadnej symetrii
symetryczny względem środka układu współrzędnych
symetryczny względem osi „α‟
symetryczny względem osi "Cx"
PL080-0256 Wykres zależności Cz = f(Cx) dla profilu symetrycznego jest:
symetryczny względem osi "Cz"
PL080-0257 Wykres zależności Cz = f(Cx) wykonany na podstawie pomiarów w czasie lotu nazywamy:
biegunową profilu
biegunową szybowca
biegunową skrzydła
biegunową prędkości szybowca
PL080-0258 Wykres zależności Cz = f(α) dla profilu symetrycznego jest:
PL080-0259 Wykresy jakich zależności dla profilu symetrycznego przechodzą przez środek układu współrzędnych?
Cz = f(α), Cx = f(α)
Cx = f(α), Cm = f(α)
Cz = f(α), Cm = f(α)
Cz = f(α), Cz = f(Cx)
PL080-0260 Wykresy jakich zależności dla profilu symetrycznego są osiowosymetryczne?
tylko Cz = f(Cx)
tylko Cx = f(α)
Cx = f(α), Cz = f(Cx)
PL080-0261 Wznios skrzydeł stosowany jest w celu:
poprawienia sterowności poprzecznej szybowca
zmniejszenia oporu indukowanego szybowca
zwiększenia doskonałości szybowca
zwiększenia stateczności poprzecznej szybowca
PL080-0262 Wzrost temperatury powietrza na stałej wysokości powoduje:
nie powoduje zmian gęstości i wilgotności względnej powietrza
zmniejszenie gęstości powietrza
wzrost gęstości powietrza
wzrost wilgotności względnej powietrza
PL080-0263 Z jakich głównych elementów powstaje opór statku powietrznego zwany „szkodliwym”?
Z „oporu kształtu” bryły statku powietrznego i z „oporu indukowanego” powstającego na powierzchni bryły statku.
Z „oporu tarcia” powietrza o powierzchnię bryły statku powietrznego i z „oporu interferencyjnego”..
Z „oporu kształtu” bryły statku powietrznego i z „oporu tarcia” powietrza o powierzchnię tej bryły.
Z lepkości powietrza i z oporów wirów powstających na bryle statku.
PL080-0265 Zasada ciągłości ruchu powietrza przepływającego przez tunel o zmiennym przekroju mówi, że:
jeżeli przekrój poprzeczny tunelu dwukrotnie się zwiększy, to prędkość powietrza zmaleje dwukrotnie
jeżeli przekrój poprzeczny tunelu dwukrotnie się zwiększy, to prędkość powietrza zmaleje czterokrotnie
jeżeli przekrój poprzeczny tunelu dwukrotnie się zwiększy, to prędkość powietrza wzrośnie dwukrotnie
jeżeli przekrój poprzeczny tunelu dwukrotnie się zwiększy, to prędkość powietrza wzrośnie czterokrotnie
PL080-0266 Zastosowanie kompensacji aerodynamicznej steru ma za zadanie:
zwiększenie momentu zawiasowego
zmniejszenie momentu zawiasowego
wyważenie masowe powierzchni sterowej
wyważenie powierzchni sterowej w pozycji neutralnej
PL080-0268 Zdolność do zachowania stanu równowagi i przeciwdziałania jego zmianom nazywamy:
sterownością dynamiczną
statecznością dynamiczną
statecznością statyczną
stabilnością statyczną
PL080-0269 Zdolność do zmiany stanu ustalonego lotu pod wpływem wychylenia odpowiedniego steru nazywamy
sterownością
stabilnością
PL080-0270 Zewnętrzna kompensacja aerodynamiczna steru odbywa się poprzez zastosowanie:
PL080-0271 Zjawisko odwrotnego działania lotek polega na:
powstawaniu buffetingu
skręceniu skrzydła spowodowanym wychyleniem lotki
powstawaniu drgań samowzbudnych
krzyżowym połączeniu napędu lotek
PL080-0272 Zwężenie przekroju strugi powietrza oznacza:
wzrastanie w strudze ciśnienia spiętrzeniowego
Malenie statycznego ciśnienia w strudze i wzrost prędkości (+)
wyhamowanie prędkości strugi
wzrost statycznego ciśnienia w strudze i malenie prędkości
PL080-0273 Zwichrzenie aerodynamiczne skrzydła charakteryzuje się tym, że:
cięciwy profilów geometrycznych w kolejnych przekrojach nie leżą w jednej płaszczyźnie
skrzydła wygięte są w dół podczas postoju szybowca na ziemi
skrzydła wygięte są w górę podczas lotu
na końcówkach skrzydeł stosuje się profile, na których oderwanie strug dla αkryt jest mniej intensywne
PL080-0274 Zwichrzenie geometryczne skrzydła charakteryzuje się tym, że:
cięciwy profili geometrycznych w kolejnych przekrojach nie leżą w jednej płaszczyźnie
PL080-0275 Zwiększająca się siła nośna na skrzydle powoduje zmianę oporu indukowanego na:
nie ma wpływu na opór indukowany
mniejszy lub większy w zależności od prędkości lotu
większy
mniejszy
PL080-0276 Zwiększanie kąta natarcia α > α kr powoduje:
zwiększanie "Cz" oraz zmniejszanie "Cx"
zwiększanie "Cx" oraz "Cz"
zwiększanie "Cx" oraz zmniejszanie "Cz"
zmniejszanie "Cx" oraz "Cz"
PL080-0282 Co to za zasada?: „W tunelu przez który przepływa powietrze iloczyn pola przekroju i prędkości powietrza jest stały S*v=const"
zasada ciągłości ruchu
zasada Bernouli‟ego
zasada zachowania pędu
prawo Bernouli‟ego Sprawdź
PL080-0283 Co to za zasada?: „W tunelu, przez który przepływa powietrze, suma ciśnienia statycznego i dynamicznego jest stała w każdym punkcie tego przepływu”
prawo Bernouli‟ego
asada zachowania ciśnienia przepływu zamkniętego
zasada zachowania energii przepływu
PL080-0285 Dla opisania ruchów statku powietrznego (samolotu, śmigłowca, szybowca etc) w przestrzeni stosowany jest układ osi współrzędnych x-y-z. Jakie oznaczenie nosi oś pionowa?
z
dowolne
y
x
PL080-0286 Dla opisania ruchów statku powietrznego (samolotu, śmigłowca, szybowca etc) w przestrzeni stosowany jest układ osi współrzędnych x-y-z. Jakie oznaczenie nosi oś podłużna?
nie ma oznaczenia
PL080-0287 Dla opisania ruchów statku powietrznego (samolotu, śmigłowca, szybowca etc) w przestrzeni stosowany jest układ osi współrzędnych x-y-z. Jakie oznaczenie nosi oś poprzeczna?
PL080-0289 Gdy powietrze przepływa przez kanał o zmiennej powierzchni przekroju zmienia się w nim ciśnienie statyczne. Jak?
zwiększa się przy maleniu powierzchni przekroju
zmniejsza się przy zmniejszaniu powierzchni przekroju
nie zmienia się wcale
zmniejsza się przy zwiększaniu powierzchni przekroju
PL080-0290 Jak się zachowuje obiekt (samolot, śmigłowiec, szybowiec, lotnia etc) niestateczny dynamicznie po wytrąceniu z równowagi?
Obiekt wykonuje ruch, najczęściej harmoniczny, o malejącej amplitudzie
Obiekt wykonuje ruch, najczęściej harmoniczny, o rosnącej amplitudzie.
Obiekt zachowuje położenie po wytrąceniu z równowagi.
Obiekt przyjmuje pozycję coraz bardziej odległą od położeniarównowagi.
PL080-0291 Jak się zachowuje obiekt (samolot, śmigłowiec, szybowiec, lotnia etc) stateczny dynamicznie po wytrąceniu z równowagi?
Obiekt zachowuje położenie, do którego doszedł po wytrąceniu z równowagi.
Wykonuje ruch, najczęściej harmoniczny, o rosnącej amplitudzie.
Obiekt wykonuje ruch, najczęściej harmoniczny, o malejącej amplitudzie.
Natychmiast po ustaniu impulsu wytrącającego powraca do pozycji równowagi.
PL080-0292 Jak zachowuje się szkodliwy opór przy wzroście prędkości lotu?
Maleje proporconalnie do odwrotności prędkości.
Wzrasta z kwadratem prędkości.
Waha się.
Pozostaje stały.
PL080-0293 Jak zachowuje się szkodliwy opór przy wzroście prędkości lotu?
Opór waha się.
Opór maleje proporcjonalnie do odwrotności prędkości.
Opór pozostaje stały.
Opór wzrasta z kwadratem prędkości.
PL080-0294 Jak zmieni się siła odśrodkowa przy tej samej prędkości lotu w zakręcie jeśli zmniejszy się jego promień?
Zwiększy się.
Zmniejszy się.
Zmaleje do zera.
Pozostanie bez zmiany
PL080-0295 Jak zmieni się siła odśrodkowa przy tej samej prędkości lotu w zakręcie jeśli zmniejszy się jego promień?
Siła odśrodkowa zwiększy się
Siła odśrodkowa pozostanie bez zmiany
Siła odśrodkowa zmniejszy się.
Siła odśrodkowa zmaleje do zera.
PL080-0306 Kąt toru lotu na stałym kącie natarcia „α‟ podczas wzrostu wysokości:
maleje
wzrasta
pozostaje niezmieniony
zmienia się i można go odczytać wykreślając biegunową szybowca
PL080-0307 Lot odbywa się na kącie natarcia, dla którego współczynnik siły oporu Cx ma wartość minimalną: α=αCxmin. W wyniku niewielkiego zwiększenia kąta natarcia:
doskonałość płatowca nie zmieni się
stosunek Cz/Cx wzrośnie
stosunek Cz/Cx nie zmieni się
stosunek Cz/Cx zmaleje
PL080-0308 Lot odbywa się na kącie natarcia, dla którego współczynnik siły oporu Cx ma wartość minimalną: α=αCxmin. W wyniku niewielkiego zwiększenia kąta natarcia:
doskonałość płatowca zmaleje
doskonałość płatowca wzrośnie
PL080-0309 Na rodzaj korkociągu główny wpływ mają następujące czynniki:
-położenie środka ciężkości szybowca; -rozłożenie mas na szybowcu; -ustawienie klapki wyważającej
rozłożenie mas na szybowcu; -ustawienie klapki wyważającej ; -usytuowanie i wielkość usterzeń
położenie środka ciężkości szybowca; -rozłożenie mas na szybowcu; -usytuowanie i wielkość usterzeń
-ustawienie klapki wyważającej ; -położenie środka ciężkości szybowca; -usytuowanie i wielkość usterzeń
PL080-0373 Aby wyprowadzić samolot z wyślizgu w zakręcie i wykonać zakręt prawidłowy należy:
zwiększyć przechylenie lub zmniejszyć prędkość kątową zakrętu
zmniejszyć przechylenie lub zmniejszyć prędkość kątową zakrętu
zwiększyć przechylenie lub zwiększyć prędkość kątową zakrętu
zmniejszyć przechylenie lub zwiększyć prędkość kątową zakrętu Sprawdź
PL080-0374 Aby wyprowadzić samolot z ześlizgu w zakręcie i wykonać zakręt prawidłowy należy:
zmniejszyć przechylenie lub zwiększyć prędkość kątową zakrętu
PL080-0377 Co to za zasada?:„W tunelu przez który przepływa powietrze iloczyn pola przekroju i prędkości powietrza jest stały S*v=const
PL080-0378 Co to za zasada?:„W tunelu, przez który przepływa powietrze, suma ciśnienia statycznego i dynamicznego jest stała w każdym punkcie tego przepływu”
zasada zachowania ciśnienia przepływu zamkniętego
PL080-0380 Czy między sterownością i statecznością obiektu latającego (samolotu, śmigłowca, lotni etc) istnieją jakieś wzajemne relacje ?
Nie ma między nimi żadnych relacji.
Stateczność wspomaga sterowność podłużną.
Współdziałają
Działają przeciw sobie
PL080-0381 Czy sprawność "h" śmigła nieprzestawialnego może przyjmować wartość zerową? Jeżeli tak, to w jakim przypadku?
śmigło się obraca, a samolot ma prędkość ν=0; - na prędkości lotu ν tak dużej, że śmigło nie daje już ciągu
h nie może przyjmować wartości zerowej
tylko wtedy, gdy śmigło się obraca, a samolot ma prędkość ν=0
tylko na prędkości lotu ν tak dużej, że śmigło nie daje już ciągu
PL080-0386 Gdy powietrze przepływa przez kanał o zmiennej powierzchni przekroju zmienia się w nim ciśnienie statyczne. Jak?
zmniejsza się przy maleniu powierzchni przekroju
zmniejsza się przy wzroście powierzchni przekroju
PL080-0388 Jak się zachowuje obiekt (samolot, śmigłowiec, lotnia etc) niestateczny dynamicznie po wytrąceniu z równowagi?
PL080-0389 Jak się zachowuje obiekt (samolot, śmigłowiec, lotnia etc) stateczny dynamicznie po wytrąceniu z równowagi?
Natychmiast po ustaniu impulsu wytrącającego powraca dopozycji równowagi.
PL080-0390 Jak zachowuje się szkodliwy opór przy wzroście prędkości lotu?
PL080-0391 Jak zachowuje się szkodliwy opór przy wzroście prędkości lotu?
PL080-0392 Jak zmieni się siła odśrodkowa przy tej samej prędkości lotu w zakręcie jeśli zmniejszy się jego promień?
Pozostanie bez zmiany Sprawdź
PL080-0393 Jak zmieni się siła odśrodkowa przy tej samej prędkości lotu w zakręcie jeśli zmniejszy się jego promień?
Siła odśrodkowa zwiększy się.
PL080-0396 Jak zmienia się prędkość minimalna i prędkość maksymalna lotu poziomego wraz ze wzrostem wysokości lotu?
υmin malejeυmax rośnie
υmin malejeυmax maleje
υmin rośnieυmax maleje
υmin rośnieυmax rośnie
PL080-0402 Jakie zmiany położenia będą odpowiedzialne za wywoływanie momentu giroskopowego zespołu napędowego?
- odchylanie; - przechylanie
- rozpędzanie; - hamowanie
- pochylanie; - odchylanie
- pochylanie; - przechylanie
PL080-0403 Jeżeli autorotacja skrzydła nie zostanie zahamowana przez pilota, to:
samolot samoczynnie przejdzie w fazę lotu zwaną przeciągnięciem statycznym
samolot samoczynnie przejdzie w fazę lotu zwaną korkociągiem
samolot samoczynnie przejdzie w fazę ustalonego lotu nurkowego
samolot samoczynnie przejdzie w fazę lotu zwaną przeciągnięciem dynamicznym
PL080-0404 Jeżeli posuw wzrasta to:
kąty natarcia poszczególnych przekrojów śmigła nie zmieniają się
kąty natarcia poszczególnych przekrojów śmigła rosną
kąty natarcia poszczególnych przekrojów śmigła osiągają wartości krytyczne
kąty natarcia poszczególnych przekrojów śmigła maleją
PL080-0405 Jeżeli środek ciężkości samolotu pokrywa się ze środkiem równowagi obojętnej to:
samolot nie jest stateczny i nie jest niestateczny
samolot jest niestateczny
samolot jest stateczny
samolot jest niesterowny
PL080-0406 Jeżeli środek ciężkości samolotu z profilem klasycznym znajduje się przed środkiem równowagi obojętnej to:
samolot jest statycznie obojętny
PL080-0407 Jeżeli środek ciężkości samolotu z profilem klasycznym znajduje się za środkiem równowagi obojętnej to:
samolot jest stateczny Sprawdź
PL080-0408 Jeżeli znacznie zwiększymy prędkość lotu przy stałej prędkości obrotowej śmigła nieprzestawialnego, to:
kąt natarcia łopat śmigła nie zmieni się
kąt natarcia łopat śmigła znacznie wzrośnie
kąt natarcia łopat śmigła zmaleje
kąt natarcia łopat śmigła nieznacznie wzrośnie
PL080-0409 Jeżeli znacznie zwiększymy prędkość obrotową śmigła nieprzestawialnego, przy stałej prędkości lotu, to:
kąt natarcia łopat śmigła nieznacznie zmaleje
kąt natarcia łopat śmigła wzrośnie
kąt natarcia łopat śmigła znacznie zmaleje
PL080-0410 Kąty natarcia poszczególnych przekrojów śmigła osiągną wartość ujemną:
jeżeli posuw będzie odpowiednio duży
jeżeli posuw będzie równy jeden
jeżeli posuw będzie równy zero
jeżeli posuw będzie ujemny Sprawdź
PL080-0411 Kiedy kąt natarcia śmigła α=0° ?
wtedy, kiedy skok rzeczywisty śmigła Hrz=0
wtedy, kiedy prędkość samolotu ν=0
nigdy
wtedy, kiedy poślizg śmigła S=0
PL080-0412 Kiedy poślizg śmigła nieprzestawialnego w samolocie turystycznym jest równy skokowi geometrycznemu?
wtedy, kiedy posuw λ=1
wtedy, kiedy kąt natarcia śmigła α=0°
PL080-0413 Kiedy poślizg śmigła nieprzestawialnego w samolocie turystycznym wynosi zero?
wtedy, kiedy posuw λ=0
PL080-0414 Kiedy skok geometryczny śmigła nieprzestawialnego w samolocie turystycznym jest równy skokowi rzeczywistemu?
PL080-0415 Kiedy skok geometryczny śmigła nieprzestawialnego w samolocie turystycznym wynosi zero?
PL080-0416 Kiedy skok rzeczywisty śmigła nieprzestawialnego w samolocie turystycznym wynosi zero?
wtedy, kiedy posuw λ=1 Sprawdź
PL080-0423 Która z wymienionych zmian nie jest spowodowana zwiększeniem siły ciągu silnika?
zmiana wypadkowego momentu pochylającego samolot
zmiana kąta natarcia na usterzeniu poziomym
zmiana momentu zawiasowego lotek
gwałtowna zmiana prędkości strug opływających usterzenie poziome
PL080-0424 Które rozwiązanie konstrukcyjne nie służy do kompensacji zaśmigłowego momentu kierunkowego?
zastosowanie profilu niesymetrycznego na usterzeniu kierunku
odchylenie płaszczyzny usterzenia kierunku z płaszczyzny samolotu
stała klapka wyważająca na sterze kierunku
kompensacja aerodynamiczna steru kierunku
PL080-0425 Który opis wielkości fizycznej charakteryzuje moc, którą dysponujemy?
stosunek ilości wykonanej pracy do czasu jej wykonywania- jednostka dżul [J]
- iloczyn ilości wykonanej pracy i czasu jej wykonywania- jednostka wat [W]
- iloczyn ilości wykonanej pracy i czasu jej wykonywania- jednostka dżul [J]
- stosunek ilości wykonanej pracy do czasu jej wykonywania- jednostka wat [W]
PL080-0426 Który opis wielkości fizycznej charakteryzuje wykonaną pracę?
- iloczyn siły i drogi- jednostka wat [W]
- iloczyn siły i drogi- jednostka dżul [J]
- iloraz siły i drogi- jednostka wat [W]
- iloraz siły i drogi- jednostka dżul [J]
PL080-0427 Lot odbywa się na kącie natarcia, dla którego współczynnik siły oporu Cx ma wartość minimalną: α=αCxmin. W wyniku niewielkiego zwiększenia kąta natarcia:
PL080-0428 Lot odbywa się na kącie natarcia, dla którego współczynnik siły oporu Cx ma wartość minimalną: α=αCxmin. W wyniku niewielkiego zwiększenia kąta natarcia:
PL080-0429 Miarą stateczności statycznej jest pochodna Mx = dM/dx, zwana „pochodną momentu M względem zmiennej x”. Jaki znak pochodnej określa niestateczność?
Dodatni (+)
Zależy od zmiennej x.
Ujemny (-)
Znak nie ma znaczenia.
PL080-0430 Mimośrodowość (decentracja) ciągu śmigła polega na tym, że:
oś wektora ciągu śmigła nie przechodzi przez środek aerodynamiczny samolotu
oś wektora ciągu śmigła nie przechodzi przez środek geometryczny samolotu
oś wektora ciągu śmigła nie przechodzi przez środek ciężkości samolotu
oś wektora ciągu śmigła nie przechodzi przez środek wału napędowego silnika
PL080-0431 Mimośrodowość (decentracja) ciągu śmigła:
nie powoduje istotnych zmian wpływających na właściwości pilotażowe samolotu
powoduje zmiany momentów odchylających i/lub pochylających samolot
powoduje zmiany momentów przechylających samolot
powoduje zmiany wyważenia poprzecznego samolotu
PL080-0433 Moment giroskopowy od zespołu napędowego zanika, gdy ustaje:
przyśpieszenie odśrodkowe zmian
przyśpieszenie dośrodkowe zmian
prędkość kątowa zmian
przyśpieszenie kątowe zmian
PL080-0434 Moment odchylający samolot wywołany działaniem na usterzeniu siły aerodynamicznej wytworzonej przez niesymetryczny opływ zaśmigłowy nazywamy:
momentem giroskopowym
momentem oporowym
momentem mimośrodowym
kierunkowym momentem zaśmigłowym
PL080-0435 Na małych prędkościach lotu największą sprawność uzyska śmigło:
o dużym skoku rzeczywistym
o małym skoku rzeczywistym
o małym skoku geometrycznym
o dużym skoku geometrycznym
PL080-0436 Na rodzaj korkociągu główny wpływ mają następujące czynniki:
-położenie środka ciężkości samolotu; -rozłożenie mas na samolocie; -ustawienie klapki wyważającej
-rozłożenie mas na samolocie; -ustawienie klapki wyważającej ; -usytuowanie i wielkość usterzeń
-położenie środka ciężkości samolotu; -rozłożenie mas na samolocie; -usytuowanie i wielkość usterzeń
-ustawienie klapki wyważającej ; -położenie środka ciężkościsamolotu; -usytuowanie i wielkość usterzeń
PL080-0438 Najmniejsze opadanie w locie ślizgowym ma samolot lecący z prędkością:
ekonomiczną
minimalną
różna, zależną od tego, czy leci „z wiatrem” czy „pod wiatr"
optymalną
PL080-0439 Największą doskonałość podczas lotu ślizgowego w powietrzu spokojnym ma samolot lecący z prędkością:
Mc Credy‟ego
PL080-0444 Obciążeniem mocy nazywamy:
stosunek mocy silnika do ciężaru samolotu
stosunek ciężaru samolotu do mocy silnika
stosunek ciężaru samolotu do mocy niezbędnej
stosunek mocy niezbędnej do ciężaru samolotu
PL080-0445 Objawem przejścia samolotu do lotu w fazie przeciągnięcia jest zazwyczaj:
-występowanie drgań samolotu lub sterów; -samoczynne zwiększanie prędkości postępowej
-zmniejszanie prędkości opadania; -samoczynne zwiększanie prędkości postępowej
-występowanie drgań samolotu lub sterów; -samoczynne zwiększanie pochylenia Poprawnie
-samoczynne zwiększanie pochylenia; -zmniejszanie prędkościopadania
PL080-0446 Opór interferencyjny powstaje w wyniku:
wzajemnego zaburzania opływu przez części sąsiadujące ze sobą
powstawania wirów na końcach płata
interferencji falowej w przepływach poddźwiękowych
wzajemnego interferowania oporów szczelinowych powstających na płacie Sprawdź
PL080-0453 Pociągnięcie drążka na siebie powoduje:
wzrost współczynnika CZ , co powoduje spadek współczynnika obciążenia "n"
zmianę wartości współczynnika obciążenia „n‟ z dodatniego na ujemny
wzrost współczynnika obciążenia samolotu "n"
zmniejszenie współczynnika obciążenia samolotu "n"
PL080-0454 Podczas analizy stateczności samolotu niezbędne jest uwzględnienie:
tylko rozkładu mas na samolocie
równowagi sił i momentów działających na samolot
równowagi momentów działających na samolot
równowagi sił działających na samolot
PL080-0455 Podczas odchylania samolotu moment giroskopowy zespołu napędowego:
powoduje dodatkowe odchylanie
powoduje pochylanie
nie powoduje istotnych zmian
powoduje przechylanie
PL080-0456 Podczas pochylania samolotu moment giroskopowy zespołu napędowego:
nie powoduje dodatkowych zmian
powoduje dodatkowe pochylanie
powoduje odchylanie
powoduje przechylanie Sprawdź
PL080-0457 Podczas podchodzenia do lądowania na samolocie z przestawianym skokiem śmigła:
po przestawieniu śmigła na mały skok należy zwiększyć ciśnienie ładowania
po przestawieniu śmigła na mały skok należy zmniejszyć ciśnienie ładowania
po zmniejszeniu ciśnienia ładowania należy przestawić śmigło na mały skok
po zmniejszeniu ciśnienia ładowania należy przestawić śmigło na duży skok
PL080-0458 Podczas próby silnika przed startem (ν=0) posuw jest:
równy Y
równy zero
większy od zera
mniejszy od zera
PL080-0459 Podczas przechylania samolotu moment giroskopowy zespołu napędowego:
powoduje dodatkowe przechylanie
PL080-0460 Podczas ustalonego lotu prostoliniowego, obracające się śmigło stara się obrócić samolot w kierunku przeciwnym do kierunku obrotu śmigła momentem, który nazywamy:
momentem napędowym
PL080-0461 Podczas wykonywania manewrów pilot funkcjonuje w pętli sprzężenia zwrotnego, reagując na otrzymywane sygnały. Jakie to są główne sygnały?
Przeciążenia.
Wrażenia akustyczne.
Drgania sterownic.
Sygnały toru lotu i sygnały położenia.
PL080-0462 Położenie środka parcia na profilu symetrycznym wraz ze wzrostem kąta natarcia:
przesuwa się do tyłu
nie jest stałe i zależy od prędkości lotu
jest stałe
przesuwa się do przodu
PL080-0464 Poślizg śmigła jest to:
różnica między skokiem geometrycznym i posuwem śmigła
różnica między skokiem rzeczywistym i posuwem śmigła
różnica między skokiem rzeczywistym i geometrycznym
różnica między skokiem geometrycznym i rzeczywistym
PL080-0467 Przeciągnięcie dynamiczne różni się od statycznego tym, że podczas przeciągnięcia dynamicznego:
następuje powolna zmiana kąta natarcia skrzydła
następuje szybka zmiana kąta natarcia skrzydła
samolot jest stateczny dynamicznie
samolot jest stateczny statycznie
PL080-0468 Przeciągnięciem samolotu nazywamy stan w którym:
lot odbywa się na podkrytycznym kącie natarcia
samolot nie reaguje na wychylenia sterów z powodu zbyt małejprędkości
lot odbywa się na krytycznym kącie natarcia
lot odbywa się na nadkrytycznym kącie natarcia
PL080-0470 Przyrost momentu pochylającego samolot „ΔM‟ powstały w wyniku wychylenia drążka wynosi ΔM = ΔPzh * 1h, gdzie:
lH – odległość między środkiem ciężkości samolotu i środkiem aerodynamicznym usterzenia poziomego; ΔPZH – przyrost siły aerodynamicznej na usterzeniu wysokości
lH – odległość między środkiem aerodynamicznym skrzydła i środkiem aerodynamicznym usterzenia poziomego; ΔPZH – przyrost siły aerodynamicznej na usterzeniu wysokości
lH – odległość między środkiem ciężkości samolotu i środkiem aerodynamicznym usterzenia poziomego; ΔPZH – przyrost siły nośnej na usterzeniu wysokości
lH – odległość między środkiem aerodynamicznym skrzydła i środkiem aerodynamicznym usterzenia poziomego; ΔPZH – przyrost siły nośnej na usterzeniu wysokości Sprawdź
PL080-0471 Rozpatrując stateczność samolotu w układzie współrzędnych OXYZ zakładamy, że wszystkie trzy osie układu przechodzą przez:
środek ciężkości samolotu
środek równowagi obojętnej samolotu
środek aerodynamiczny płata
środek aerodynamiczny samolotu Sprawdź
PL080-0473 Samolot podczas lotu w fazie przeciągnięcia jest:
niestateczny statycznie tylko podłużnie
niestateczny statycznie tylko poprzecznie
stateczny statycznie poprzecznie i podłużnie
niestateczny statycznie poprzecznie i podłużnie
PL080-0474 Samolot w fazie autorotacji charakteryzuje się:
statecznością statyczną poprzeczną obojętną
zwiększoną statecznością statyczną poprzeczną
zmniejszoną statecznością statyczną poprzeczną
niestatecznością statyczną poprzeczną
PL080-0475 Samoloty stosowane w lotnictwie sportowym są zazwyczaj konstruowane tak, aby:
momentalnie, samoczynnie następowało wyprowadzenie z korkociągu
nie dało się ich wprowadzić w korkociąg
po wejściu w korkociąg, był to korkociąg stromy
po wejściu w korkociąg, był to korkociąg płaski
PL080-0477 Skok geometryczny śmigła to:
odległość jaką przebędzie samolot podczas jednego obrotu śmigła ustawionego na kącie natarcia α<0°
odległość jaką przebędzie samolot podczas jednego obrotu śmigła ustawionego na kącie natarcia α>0°
odległość jaką przebędzie samolot podczas jednego obrotu śmigła ustawionego na kącie natarcia α=0°
odległość jaką przebędzie samolot podczas jednego obrotu śmigła ustawionego na kącie natarcia równym kącie nastawienia α=ß
PL080-0478 Skok rzeczywisty śmigła to:
odległość jaką przebędzie samolot podczas jednego obrotu śmigła ustawionego na kącie natarcia α=0°, jeśli poślizg jest różny od zera
odległość jaką przebędzie samolot podczas jednego obrotu śmigła
droga jaką przebędzie wybrany punkt na jednym z profili śmigła podczas jednego pełnego obrotu śmigła
odległość jaką przebędzie samolot podczas jednego obrotu śmigła ustawionego na kącie natarcia równym kącie nastawienia α=ß Sprawdź
PL080-0481 Sprawność śmigła jest równa zeru tylko wtedy, kiedy:
ciąg śmigła T=0 i posuw śmigła λ=0
ciąg śmigła T=0 lub posuw śmigła λ=0
ciąg śmigła T=0
posuw śmigła λ=0
PL080-0482 Stan równowagi , w której ciało się zwykle znajduje i do której powraca zawsze po wytrąceniu go ze stanu równowagi nazywamy:
równowagą dynamiczną
równowagą stałą
równowagą obojętną
równowagą chwiejną
PL080-0483 Stateczność dynamiczna boczna zależy głównie od:
- kąta wzniosu skrzydeł; - powierzchni usterzenia pionowego; - odległości środka aerodynamicznego usterzenia pionowego od środka ciężkości samolotu
- wielkości usterzenia poziomego; - odległości środka aerodynamicznego usterzenia pionowego od środka ciężkości samolotu; - kąta wzniosu skrzydeł
- powierzchni usterzenia pionowego; - wielkości usterzenia poziomego; - odległości środka aerodynamicznego usterzenia pionowego od środka ciężkości samolotu
- kąta wzniosu skrzydeł; - powierzchni usterzenia pionowego; - wielkości usterzenia poziomego Sprawdź
PL080-0484 Stateczność dynamiczna podłużna zależy głównie od:
- wielkości usterzenia pionowego; - odległości środka aerodynamicznego usterzenia poziomego od środka ciężkościsamolotu; - rozkładu mas na samolocie
- rozkładu mas na samolocie; -wielkości statecznika poziomego; - wielkości usterzenia pionowego
- rozkładu mas na samolocie;- wielkości statecznika poziomego;- odległości środka aerodynamicznego usterzenia poziomego od środka ciężkości samolotu
- wielkości statecznika poziomego; - wielkości usterzenia pionowego; - odległości środka aerodynamicznego usterzenia poziomego od środka ciężkości samolotu
PL080-0485 Stateczność dynamiczna to:
zdolność do zachowania stanu równowagi i przeciwdziałania jego zmianom
zdolność do samoczynnego powrotu samolotu do położenia równowagi, gdy przestaną działać zakłócenia
zdolność do zmiany stanu ustalonego lotu pod wpływem wychylenia odpowiedniego steru
zdolność do utrzymania kontroli nad samolotem na który działają zewnętrzne obciążenia dynamiczne
PL080-0486 Stateczność statyczna kierunkowa zależy głównie od:
- wielkości usterzenia pionowego; - odległości usterzenia od środka ciężkości
- powierzchni skrzydła; - ciężaru samolotu
- odległości usterzenia od środka ciężkości; - ciężaru samolotu
- wielkości usterzenia pionowego; - powierzchni skrzydła Sprawdź
PL080-0487 Stateczność statyczna podłużna zależy głównie od:
- położenia środka ciężkości samolotu; - wielkości statecznika poziomego; - wielkości usterzenia pionowego
- wielkość usterzenia pionowego; - odległości środka aerodynamicznego usterzenia poziomego od środka ciężkościsamolotu; - położenia środka ciężkości samolotu
- położenia środka ciężkości samolotu; - wielkości statecznika poziomego; - odległości środka aerodynamicznego usterzenia poziomego od środka ciężkości samolotu
- wielkości statecznika poziomego; - wielkość usterzenia pionowego; - odległości środka aerodynamicznego usterzenia poziomego od środka ciężkości samolotu
PL080-0488 Stateczność statyczna poprzeczna zależy głównie od:
- wielkości usterzenia pionowego; - położenia środka ciężkości samolotu; - układu grzbietopłata lub dolnopłata
- kąta wzniosu skrzydła; - wielkości usterzenia pionowego; - układu grzbietopłata lub dolnopłata
- położenia środka ciężkości samolotu; - układu grzbietopłata lub dolnopłata; - kąta wzniosu skrzydła
- kąta wzniosu skrzydła; - wielkości usterzenia pionowego; - położenia środka ciężkości samolotu
PL080-0489 Stateczność statyczna to:
PL080-0490 Sterowność to:
zdolność do wykonywania obszernych ruchów drążkiem sterowym i orczykami
zdolność do zachowania stanu równowagi i przeciwdziałania jego zmianom Sprawdź
PL080-0495 Stosunek pracy wykonanej przez śmigło do mocy pobieranej przez śmigło od silnika nazywamy:
posuwem śmigła
sprawnością śmigła
poślizgiem śmigła
skokiem śmigła
PL080-0496 Stosunek prędkości lotu „ν‟ do prędkości obwodowej danego przekroju śmigła "u" nazywamy:
poślizgiem aerodynamicznym
posuwem
poślizgiem geometrycznym
PL080-0497 Śmigło samolotu, w celu uzyskania jak największej sprawności, powinno:
być zwichrzone geometrycznie tak, aby kąt natarcia poszczególnych przekrojów w czasie lotu był podobny
być zwichrzone geometrycznie tak, aby kąt natarcia poszczególnych przekrojów był zbliżony do krytycznego kata natarcia
być zwichrzone geometrycznie tak, aby kąt natarcia poszczególnych przekrojów wzrastał w miarę oddalania się od osi obrotu
być zwichrzone geometrycznie tak, aby kąt natarcia poszczególnych przekrojów malał w miarę oddalania się od osi obrotu
PL080-0498 W celu wyprowadzenia samolotu z fazy autorotacji należy w kolejności:
wychylić lotki w stronę przeciwną do kierunku przechylania; -pociągnąć drążek sterowy
-wychylić lotki w stronę przeciwną do kierunku przechylania; -odepchnąć drążek sterowy
-wychylić ster kierunku w stronę przeciwną do kierunku przechylania; -odepchnąć drążek sterowy
-wychylić ster kierunku w stronę przeciwną do kierunku przechylania; -pociągnąć drążek sterowy
PL080-0499 W celu wyprowadzenia samolotu z fazy przeciągnięcia do lotu ustalonego należy:
zmniejszyć siłę nośną na skrzydle poprzez pociągnięcie drążka sterowego
zmniejszyć siłę nośną na skrzydle poprzez oddanie drążka sterowego
zwiększyć siłę nośną na skrzydle poprzez oddanie drążka sterowego
zwiększyć siłę nośną na skrzydle poprzez pociągnięcie drążka sterowego
PL080-0500 W celu wyprowadzenia samolotu z korkociągu należy w kolejności
-wychylić ster kierunku w stronę przeciwną do kierunku przechylania; -odepchnąć drążek sterowy; -po ustaniu obrotów rozpędzić samolot i wyprowadzić z lotu nurkowego
-wychylić lotki w stronę przeciwną do kierunku przechylania; -odepchnąć drążek sterowy; -po ustaniu obrotów rozpędzić samolot i wyprowadzić z lotu nurkowego
-wychylić ster kierunku w stronę przeciwną do kierunku przechylania; -pociągnąć drążek sterowy; -po ustaniu obrotów rozpędzić samolot i wyprowadzić z lotu nurkowego
-wychylić lotki w stronę przeciwną do kierunku przechylania; -pociągnąć drążek sterowy; -po ustaniu obrotów rozpędzić samolot i wyprowadzić z lotu nurkowego
PL080-0501 W celu zmniejszenia pochylenia samolotu:
wektor przyrostu siły nośnej na usterzeniu poziomym musi mieć zwrot „w górę”
przyrost momentu pochylającego samolot musi mieć wartośćdodatnią
należy wychylić drążek sterowy na siebie
należy wychylić ster wysokości w dół
PL080-0502 W celu zmniejszenia pochylenia samolotu:
należy wychylić drążek sterowy od siebie
przyrost momentu pochylającego samolot musi mieć wartość do ujemną
PL080-0503 W celu zmniejszenia pochylenia samolotu:
przyrost momentu pochylającego samolot musi mieć wartość dodatnią
należy wychylić ster wysokości w górę
PL080-0504 W celu zmniejszenia pochylenia samolotu:
wektor przyrostu siły nośnej na usterzeniu poziomym musi mieć zwrot „w dół”
PL080-0505 W celu zwiększenia pochylenia samolotu:
należy wychylić ster wysokości do góry
PL080-0506 W celu zwiększenia pochylenia samolotu:
PL080-0507 W celu zwiększenia pochylenia samolotu:
przyrost momentu pochylającego samolot musi mieć wartośćdo ujemną
PL080-0508 W celu zwiększenia pochylenia samolotu:
wszystkie odpowiedzi są poprawne
wektor przyrostu siły nośnej na usterzeniu poziomym musi mieć zwrot „do góry”
PL080-0509 W jakim dokumencie zawarte są informacje o osiągach statku powietrznego (śmigłowca, samolotu etc)?
W technicznym opisie obsługi.
W instrukcji użytkowania w locie
W rozporządzeniach Urzędu Lotnictwa Cywilnego.
W biuletynach bezpieczeństwa IKCSP.
PL080-0510 W przypadku, gdy kąt natarcia śmigła jest równy kątowi nastawienia łopat śmigła (α=ß), prawdą jest, że:
- posuw śmigła λ=0; -skok rzeczywisty śmigła Hrz=0
posuw śmigła λ=0; - poślizg śmigła S=0
- prędkość samolotu ν=0; - poślizg śmigła S=0
- posuw śmigła λ=0; -skok rzeczywisty i geometryczny śmigła są sobie równe Hrz=H
PL080-0511 W spokojnym powietrzu, optymalny kąt toru lotu ślizgowego z wyłączonym silnikiem „ϒ‟, podczas wzrostu ciężaru samolotu:
zmienia się i można go odczytać wykreślając biegunową samolotu
PL080-0512 W ustalonym locie poziomym prostoliniowym współczynnik obciążenia samolotu n wynosi:
n>1
0<n<1
PL080-0513 W ustalonym zakręcie współczynnik obciążenia samolotu n wynosi:
PL080-0001 Czy profile klasyczne są dużo bardziej „wrażliwe” na zabrudzenia od profili laminarnych?
nie
nie, ale tylko na małych kątach natarcia
tak, ale tylko na dużych kątach natarcia
tak
