Quiz
Principles of flight PPL(A) - PL #2
Questions in this quiz (153)
1PL080-0231 W profilach o normalnym, łukowatym kształcie linii szkieletowej, przy wzroście kąta natarcia wypadkowa siła aerodynamiczna:
- Aprzesuwa się wzdłuż cięciwy do przodu
- Bdla α<0 przesuwa się wzdłuż cięciwy do przodu, a dla α>0 przesuwa się wzdłuż cięciwy do tyłu
- Cnie przesuwa się wzdłuż cięciwy
- Dprzesuwa się wzdłuż cięciwy do tyłu
2PL080-0232 W profilach samostatecznych, przy wzroście kąta natarcia wypadkowa siła aerodynamiczna:
- Aprzesuwa się wzdłuż cięciwy do przodu
- Bprzesuwa się wzdłuż cięciwy do tyłu
- Cnie przesuwa się wzdłuż cięciwy
- Ddla α<0 przesuwa się wzdłuż cięciwy do przodu, a dla α>0 przesuwa się wzdłuż cięciwy do tyłu
3PL080-0233 W profilach symetrycznych dla kąta natarcia α=0°:
- Acięciwa geometryczna profilu pokrywa się ze średnią cięciwą aerodynamiczną profilu
- Bcięciwa geometryczna profilu nie pokrywa się z cięciwą aerodynamiczną profilu
- Ccięciwa geometryczna profilu nie pokrywa się ze średnią cięciwą aerodynamiczną profilu
- Dcięciwa geometryczna profilu pokrywa się z cięciwą aerodynamiczną profilu
4PL080-0234 W profilach symetrycznych, przy wzroście kąta natarcia wypadkowa siła aerodynamiczna:
- Anie przesuwa się wzdłuż cięciwy
- Bdla α<0 przesuwa się wzdłuż cięciwy do przodu, a dla α>0 przesuwa się wzdłuż cięciwy do tyłu
- Cprzesuwa się wzdłuż cięciwy do tyłu
- Dprzesuwa się wzdłuż cięciwy do przodu
5PL080-0235 W rozwiązaniu konwencjonalnym usterzenie pionowe składa się ze:
- Astatecznika pionowego stanowiącego przednią, ruchomą część-steru kierunku stanowiącego tylną nieruchomą część
- Bstatecznika pionowego stanowiącego tylną, nieruchomą część-steru kierunku stanowiącego przednią ruchomą część
- Cstatecznika pionowego stanowiącego przednią, nieruchomą część-steru wysokości stanowiącego tylną ruchomą część
- Dstatecznika pionowego stanowiącego przednią, nieruchomą część-steru kierunku stanowiącego tylną ruchomą część
6PL080-0236 W rozwiązaniu konwencjonalnym usterzenie wysokości składa się ze:
- Astatecznika poziomego stanowiącego przednią, ruchomą część-steru wysokości stanowiącego tylną nieruchomą część
- Bstatecznika pionowego stanowiącego przednią, nieruchomą część-steru wysokości stanowiącego tylną ruchomą część
- Cstatecznika poziomego stanowiącego tylną, nieruchomą część-steru wysokości stanowiącego przednią ruchomą część
- Dstatecznika poziomego stanowiącego przednią, nieruchomą część-steru wysokości stanowiącego tylną ruchomą część
7PL080-0237 W układzie współrzędnych opisującym ruch statku powietrznego podczas lotu oś OX? nazywamy:
- Aosią poprzeczną
- Bosią pionową
- Cosią poziomą
- Dosią podłużną
8PL080-0238 W układzie współrzędnych opisującym ruch statku powietrznego podczas lotu oś OY? nazywamy:
- Aosią poprzeczną
- Bosią pionową
- Cosią podłużną
- Dosią poziomą
9PL080-0239 W układzie współrzędnych opisującym ruch statku powietrznego podczas lotu oś OZ? nazywamy:
- Aosią poprzeczną
- Bosią poziomą
- Cosią pionową
- Dosią podłużną
10PL080-0240 W ustalonym locie pilot wychyla drążek sterowy w prawo. Zakładając, że lotki wychylą się o ten sam kąt, prawdziwe będzie stwierdzenie:
- Asiła oporu na lotce wychylonej w dół będzie większa od siły oporu na drugiej lotce
- Bsiły oporu na obu lotkach zmaleją o tą samą wartość
- Csiły oporu na obu lotkach wzrosną o tą samą wartość
- Dsiła oporu na lotce wychylonej w dół będzie mniejsza od siły oporu na drugiej lotce
11PL080-0241 W wyniku wychylenia lotek w górę i w dół o ten sam kąt powstaje:
- Akorzystny moment oporowy lotek
- Bkorzystny moment odchylający
- Cniekorzystny moment oporowy lotek
- Dniekorzystny moment przechylający
Sprawdź
12PL080-0242 W wyniku zastosowania na końcówkach skrzydeł tak zwanych wingletów maleje opór:
- Akształtu
- Bindukowany
- Cszczelinowy
- Dinterferencyjny
13PL080-0243 Warstwa przyścienna profilu lotniczego to warstwa w której:
- Azachodzi przejście z opływu turbulentnego w laminarny
- Bprędkość cząsteczek powietrza jest mniejsza od prędkości przepływu
- Cprzepływ ma charakter turbulentny
- Dprzepływ ma charakter laminarny
14PL080-0245 Wartość współczynnika siły nośnej Cz dla krytycznego kąta natarcia „α kr‟ przyjmuje wartość maksymalną.
- Afałsz tylko dla profili symetrycznych
- Bprawda tylko dla profili symetrycznych
- Czawsze prawda
- Dzawsze fałsz
15PL080-0246 Wartość współczynnika siły oporu Cx dla krytycznego kąta natarcia „α kr‟ przyjmuje wartość maksymalną.
- Aprawda tylko dla profili symetrycznych
- Bfałsz tylko dla profili symetrycznych
- Czawsze fałsz
- Dzawsze prawda
16PL080-0248 Wewnętrzna kompensacja aerodynamiczna steru odbywa się poprzez zastosowanie:
- Adodatkowej powierzchni sterowej przed osią obrotu steru
- Bklapki dociążającej
- Cprzepony, która jednocześnie zmniejsza opór szczelinowy
- Dklapki odciążającej
17PL080-0250 Wraz ze wzrostem wysokości gęstość powietrza:
- Azawsze maleje
- Bnie zmienia się
- Cmaleje - jeżeli temperatura maleje, a rośnie – jeżelitemperatura wzrasta
- Dzawsze rośnie
18PL080-0251 Współczynnik przeciążenia "n" w locie nurkowym wynosi:
- An<0
- Bn>0
- Cn=0
- Dn=1
19PL080-0252 Współczynnik przeciążenia w zakręcie zależy od:
- AKąta przechylenia i prędkości lotu
- BOporu indukowanego
- CPrędkości lotu
- DWielkości oporu
20PL080-0253 Wychylenie którego urządzenia nie jest sprzężone mechanicznie z wychyleniami powierzchni sterowej?
- Aklapki wyważającej
- Bklapka odciążającej
- Cklapki dociążającej
- Dflettnera
21PL080-0255 Wykres zależności Cx = f(α) dla profilu symetrycznego jest:
- Anie posiada żadnej symetrii
- Bsymetryczny względem środka układu współrzędnych
- Csymetryczny względem osi „α‟
- Dsymetryczny względem osi "Cx"
22PL080-0256 Wykres zależności Cz = f(Cx) dla profilu symetrycznego jest:
- Asymetryczny względem osi "Cx"
- Bnie posiada żadnej symetrii
- Csymetryczny względem środka układu współrzędnych
- Dsymetryczny względem osi "Cz"
23PL080-0257 Wykres zależności Cz = f(Cx) wykonany na podstawie pomiarów w czasie lotu nazywamy:
- Abiegunową profilu
- Bbiegunową szybowca
- Cbiegunową skrzydła
- Dbiegunową prędkości szybowca
24PL080-0258 Wykres zależności Cz = f(α) dla profilu symetrycznego jest:
- Asymetryczny względem osi „α‟
- Bsymetryczny względem środka układu współrzędnych
- Csymetryczny względem osi "Cz"
- Dnie posiada żadnej symetrii
25PL080-0259 Wykresy jakich zależności dla profilu symetrycznego przechodzą przez środek układu współrzędnych?
- ACz = f(α), Cx = f(α)
- BCx = f(α), Cm = f(α)
- CCz = f(α), Cm = f(α)
- DCz = f(α), Cz = f(Cx)
26PL080-0260 Wykresy jakich zależności dla profilu symetrycznego są osiowosymetryczne?
- Atylko Cz = f(Cx)
- Btylko Cx = f(α)
- CCx = f(α), Cz = f(Cx)
- DCz = f(α), Cx = f(α)
27PL080-0261 Wznios skrzydeł stosowany jest w celu:
- Apoprawienia sterowności poprzecznej szybowca
- Bzmniejszenia oporu indukowanego szybowca
- Czwiększenia doskonałości szybowca
- Dzwiększenia stateczności poprzecznej szybowca
28PL080-0262 Wzrost temperatury powietrza na stałej wysokości powoduje:
- Anie powoduje zmian gęstości i wilgotności względnej powietrza
- Bzmniejszenie gęstości powietrza
- Cwzrost gęstości powietrza
- Dwzrost wilgotności względnej powietrza
29PL080-0263 Z jakich głównych elementów powstaje opór statku powietrznego zwany „szkodliwym”?
- AZ „oporu kształtu” bryły statku powietrznego i z „oporu indukowanego” powstającego na powierzchni bryły statku.
- BZ „oporu tarcia” powietrza o powierzchnię bryły statku powietrznego i z „oporu interferencyjnego”..
- CZ „oporu kształtu” bryły statku powietrznego i z „oporu tarcia” powietrza o powierzchnię tej bryły.
- DZ lepkości powietrza i z oporów wirów powstających na bryle statku.
30PL080-0265 Zasada ciągłości ruchu powietrza przepływającego przez tunel o zmiennym przekroju mówi, że:
- Ajeżeli przekrój poprzeczny tunelu dwukrotnie się zwiększy, to prędkość powietrza zmaleje dwukrotnie
- Bjeżeli przekrój poprzeczny tunelu dwukrotnie się zwiększy, to prędkość powietrza zmaleje czterokrotnie
- Cjeżeli przekrój poprzeczny tunelu dwukrotnie się zwiększy, to prędkość powietrza wzrośnie dwukrotnie
- Djeżeli przekrój poprzeczny tunelu dwukrotnie się zwiększy, to prędkość powietrza wzrośnie czterokrotnie
31PL080-0266 Zastosowanie kompensacji aerodynamicznej steru ma za zadanie:
- Azwiększenie momentu zawiasowego
- Bzmniejszenie momentu zawiasowego
- Cwyważenie masowe powierzchni sterowej
- Dwyważenie powierzchni sterowej w pozycji neutralnej
32PL080-0268 Zdolność do zachowania stanu równowagi i przeciwdziałania jego zmianom nazywamy:
- Asterownością dynamiczną
- Bstatecznością dynamiczną
- Cstatecznością statyczną
- Dstabilnością statyczną
33PL080-0269 Zdolność do zmiany stanu ustalonego lotu pod wpływem wychylenia odpowiedniego steru nazywamy
- Astatecznością dynamiczną
- Bsterownością
- Cstabilnością
- Dstatecznością statyczną
34PL080-0270 Zewnętrzna kompensacja aerodynamiczna steru odbywa się poprzez zastosowanie:
- Aflettnera
- Bdodatkowej powierzchni sterowej przed osią obrotu steru
- Cklapki dociążającej
- Dklapki odciążającej
35PL080-0271 Zjawisko odwrotnego działania lotek polega na:
- Apowstawaniu buffetingu
- Bskręceniu skrzydła spowodowanym wychyleniem lotki
- Cpowstawaniu drgań samowzbudnych
- Dkrzyżowym połączeniu napędu lotek
36PL080-0272 Zwężenie przekroju strugi powietrza oznacza:
- Awzrastanie w strudze ciśnienia spiętrzeniowego
- BMalenie statycznego ciśnienia w strudze i wzrost prędkości (+)
- Cwyhamowanie prędkości strugi
- Dwzrost statycznego ciśnienia w strudze i malenie prędkości
37PL080-0273 Zwichrzenie aerodynamiczne skrzydła charakteryzuje się tym, że:
- Acięciwy profilów geometrycznych w kolejnych przekrojach nie leżą w jednej płaszczyźnie
- Bskrzydła wygięte są w dół podczas postoju szybowca na ziemi
- Cskrzydła wygięte są w górę podczas lotu
- Dna końcówkach skrzydeł stosuje się profile, na których oderwanie strug dla αkryt jest mniej intensywne
38PL080-0274 Zwichrzenie geometryczne skrzydła charakteryzuje się tym, że:
- Ana końcówkach skrzydeł stosuje się profile, na których oderwanie strug dla αkryt jest mniej intensywne
- Bskrzydła wygięte są w dół podczas postoju szybowca na ziemi
- Cskrzydła wygięte są w górę podczas lotu
- Dcięciwy profili geometrycznych w kolejnych przekrojach nie leżą w jednej płaszczyźnie
39PL080-0275 Zwiększająca się siła nośna na skrzydle powoduje zmianę oporu indukowanego na:
- Anie ma wpływu na opór indukowany
- Bmniejszy lub większy w zależności od prędkości lotu
- Cwiększy
- Dmniejszy
40PL080-0276 Zwiększanie kąta natarcia α > α kr powoduje:
- Azwiększanie "Cz" oraz zmniejszanie "Cx"
- Bzwiększanie "Cx" oraz "Cz"
- Czwiększanie "Cx" oraz zmniejszanie "Cz"
- Dzmniejszanie "Cx" oraz "Cz"
41PL080-0282 Co to za zasada?: „W tunelu przez który przepływa powietrze iloczyn pola przekroju i prędkości powietrza jest stały S*v=const"
- Azasada ciągłości ruchu
- Bzasada Bernouli‟ego
- Czasada zachowania pędu
- Dprawo Bernouli‟ego
Sprawdź
42PL080-0283 Co to za zasada?: „W tunelu, przez który przepływa powietrze, suma ciśnienia statycznego i dynamicznego jest stała w każdym punkcie tego przepływu”
- Aprawo Bernouli‟ego
- Basada zachowania ciśnienia przepływu zamkniętego
- Czasada ciągłości ruchu
- Dzasada zachowania energii przepływu
43PL080-0285 Dla opisania ruchów statku powietrznego (samolotu, śmigłowca, szybowca etc) w przestrzeni stosowany jest układ osi współrzędnych x-y-z. Jakie oznaczenie nosi oś pionowa?
- Az
- Bdowolne
- Cy
- Dx
44PL080-0286 Dla opisania ruchów statku powietrznego (samolotu, śmigłowca, szybowca etc) w przestrzeni stosowany jest układ osi współrzędnych x-y-z. Jakie oznaczenie nosi oś podłużna?
- Ax
- By
- Cz
- Dnie ma oznaczenia
45PL080-0287 Dla opisania ruchów statku powietrznego (samolotu, śmigłowca, szybowca etc) w przestrzeni stosowany jest układ osi współrzędnych x-y-z. Jakie oznaczenie nosi oś poprzeczna?
- Ax
- By
- Cz
- Ddowolne
46PL080-0289 Gdy powietrze przepływa przez kanał o zmiennej powierzchni przekroju zmienia się w nim ciśnienie statyczne. Jak?
- Azwiększa się przy maleniu powierzchni przekroju
- Bzmniejsza się przy zmniejszaniu powierzchni przekroju
- Cnie zmienia się wcale
- Dzmniejsza się przy zwiększaniu powierzchni przekroju
47PL080-0290 Jak się zachowuje obiekt (samolot, śmigłowiec, szybowiec, lotnia etc) niestateczny dynamicznie po wytrąceniu z równowagi?
- AObiekt wykonuje ruch, najczęściej harmoniczny, o malejącej amplitudzie
- BObiekt wykonuje ruch, najczęściej harmoniczny, o rosnącej amplitudzie.
- CObiekt zachowuje położenie po wytrąceniu z równowagi.
- DObiekt przyjmuje pozycję coraz bardziej odległą od położeniarównowagi.
48PL080-0291 Jak się zachowuje obiekt (samolot, śmigłowiec, szybowiec, lotnia etc) stateczny dynamicznie po wytrąceniu z równowagi?
- AObiekt zachowuje położenie, do którego doszedł po wytrąceniu z równowagi.
- BWykonuje ruch, najczęściej harmoniczny, o rosnącej amplitudzie.
- CObiekt wykonuje ruch, najczęściej harmoniczny, o malejącej amplitudzie.
- DNatychmiast po ustaniu impulsu wytrącającego powraca do pozycji równowagi.
49PL080-0292 Jak zachowuje się szkodliwy opór przy wzroście prędkości lotu?
- AMaleje proporconalnie do odwrotności prędkości.
- BWzrasta z kwadratem prędkości.
- CWaha się.
- DPozostaje stały.
50PL080-0293 Jak zachowuje się szkodliwy opór przy wzroście prędkości lotu?
- AOpór waha się.
- BOpór maleje proporcjonalnie do odwrotności prędkości.
- COpór pozostaje stały.
- DOpór wzrasta z kwadratem prędkości.
51PL080-0294 Jak zmieni się siła odśrodkowa przy tej samej prędkości lotu w zakręcie jeśli zmniejszy się jego promień?
- AZwiększy się.
- BZmniejszy się.
- CZmaleje do zera.
- DPozostanie bez zmiany
52PL080-0295 Jak zmieni się siła odśrodkowa przy tej samej prędkości lotu w zakręcie jeśli zmniejszy się jego promień?
- ASiła odśrodkowa zwiększy się
- BSiła odśrodkowa pozostanie bez zmiany
- CSiła odśrodkowa zmniejszy się.
- DSiła odśrodkowa zmaleje do zera.
53PL080-0306 Kąt toru lotu na stałym kącie natarcia „α‟ podczas wzrostu wysokości:
- Amaleje
- Bwzrasta
- Cpozostaje niezmieniony
- Dzmienia się i można go odczytać wykreślając biegunową szybowca
54PL080-0307 Lot odbywa się na kącie natarcia, dla którego współczynnik siły oporu Cx ma wartość minimalną: α=αCxmin. W wyniku niewielkiego zwiększenia kąta natarcia:
- Adoskonałość płatowca nie zmieni się
- Bstosunek Cz/Cx wzrośnie
- Cstosunek Cz/Cx nie zmieni się
- Dstosunek Cz/Cx zmaleje
55PL080-0308 Lot odbywa się na kącie natarcia, dla którego współczynnik siły oporu Cx ma wartość minimalną: α=αCxmin. W wyniku niewielkiego zwiększenia kąta natarcia:
- Adoskonałość płatowca zmaleje
- Bdoskonałość płatowca wzrośnie
- Cstosunek Cz/Cx zmaleje
- Ddoskonałość płatowca nie zmieni się
56PL080-0309 Na rodzaj korkociągu główny wpływ mają następujące czynniki:
- A-położenie środka ciężkości szybowca; -rozłożenie mas na szybowcu; -ustawienie klapki wyważającej
- Brozłożenie mas na szybowcu; -ustawienie klapki wyważającej ; -usytuowanie i wielkość usterzeń
- Cpołożenie środka ciężkości szybowca; -rozłożenie mas na szybowcu; -usytuowanie i wielkość usterzeń
- D-ustawienie klapki wyważającej ; -położenie środka ciężkości szybowca; -usytuowanie i wielkość usterzeń
57PL080-0373 Aby wyprowadzić samolot z wyślizgu w zakręcie i wykonać zakręt prawidłowy należy:
- Azwiększyć przechylenie lub zmniejszyć prędkość kątową zakrętu
- Bzmniejszyć przechylenie lub zmniejszyć prędkość kątową zakrętu
- Czwiększyć przechylenie lub zwiększyć prędkość kątową zakrętu
- Dzmniejszyć przechylenie lub zwiększyć prędkość kątową zakrętu
Sprawdź
58PL080-0374 Aby wyprowadzić samolot z ześlizgu w zakręcie i wykonać zakręt prawidłowy należy:
- Azwiększyć przechylenie lub zwiększyć prędkość kątową zakrętu
- Bzmniejszyć przechylenie lub zwiększyć prędkość kątową zakrętu
- Czmniejszyć przechylenie lub zmniejszyć prędkość kątową zakrętu
- Dzwiększyć przechylenie lub zmniejszyć prędkość kątową zakrętu
59PL080-0377 Co to za zasada?:„W tunelu przez który przepływa powietrze iloczyn pola przekroju i prędkości powietrza jest stały S*v=const
- Azasada zachowania pędu
- Bprawo Bernouli‟ego
- Czasada Bernouli‟ego
- Dzasada ciągłości ruchu
60PL080-0378 Co to za zasada?:„W tunelu, przez który przepływa powietrze, suma ciśnienia statycznego i dynamicznego jest stała w każdym punkcie tego przepływu”
- Azasada zachowania ciśnienia przepływu zamkniętego
- Bprawo Bernouli‟ego
- Czasada ciągłości ruchu
- Dzasada zachowania energii przepływu
61PL080-0380 Czy między sterownością i statecznością obiektu latającego (samolotu, śmigłowca, lotni etc) istnieją jakieś wzajemne relacje ?
- ANie ma między nimi żadnych relacji.
- BStateczność wspomaga sterowność podłużną.
- CWspółdziałają
- DDziałają przeciw sobie
62PL080-0381 Czy sprawność "h" śmigła nieprzestawialnego może przyjmować wartość zerową? Jeżeli tak, to w jakim przypadku?
- Aśmigło się obraca, a samolot ma prędkość ν=0; - na prędkości lotu ν tak dużej, że śmigło nie daje już ciągu
- Bh nie może przyjmować wartości zerowej
- Ctylko wtedy, gdy śmigło się obraca, a samolot ma prędkość ν=0
- Dtylko na prędkości lotu ν tak dużej, że śmigło nie daje już ciągu
63PL080-0386 Gdy powietrze przepływa przez kanał o zmiennej powierzchni przekroju zmienia się w nim ciśnienie statyczne. Jak?
- Azmniejsza się przy maleniu powierzchni przekroju
- Bzwiększa się przy maleniu powierzchni przekroju
- Czmniejsza się przy wzroście powierzchni przekroju
- Dnie zmienia się wcale
64PL080-0388 Jak się zachowuje obiekt (samolot, śmigłowiec, lotnia etc) niestateczny dynamicznie po wytrąceniu z równowagi?
- AObiekt wykonuje ruch, najczęściej harmoniczny, o rosnącej amplitudzie.
- BObiekt przyjmuje pozycję coraz bardziej odległą od położeniarównowagi.
- CObiekt zachowuje położenie po wytrąceniu z równowagi.
- DObiekt wykonuje ruch, najczęściej harmoniczny, o malejącej amplitudzie.
65PL080-0389 Jak się zachowuje obiekt (samolot, śmigłowiec, lotnia etc) stateczny dynamicznie po wytrąceniu z równowagi?
- AWykonuje ruch, najczęściej harmoniczny, o rosnącej amplitudzie.
- BObiekt wykonuje ruch, najczęściej harmoniczny, o malejącej amplitudzie
- CNatychmiast po ustaniu impulsu wytrącającego powraca dopozycji równowagi.
- DObiekt zachowuje położenie, do którego doszedł po wytrąceniu z równowagi.
66PL080-0390 Jak zachowuje się szkodliwy opór przy wzroście prędkości lotu?
- AWzrasta z kwadratem prędkości.
- BWaha się.
- CPozostaje stały.
- DMaleje proporconalnie do odwrotności prędkości.
67PL080-0391 Jak zachowuje się szkodliwy opór przy wzroście prędkości lotu?
- AOpór wzrasta z kwadratem prędkości.
- BOpór pozostaje stały.
- COpór waha się.
- DOpór maleje proporcjonalnie do odwrotności prędkości.
68PL080-0392 Jak zmieni się siła odśrodkowa przy tej samej prędkości lotu w zakręcie jeśli zmniejszy się jego promień?
- AZmaleje do zera.
- BZwiększy się.
- CZmniejszy się.
- DPozostanie bez zmiany
Sprawdź
69PL080-0393 Jak zmieni się siła odśrodkowa przy tej samej prędkości lotu w zakręcie jeśli zmniejszy się jego promień?
- ASiła odśrodkowa zwiększy się.
- BSiła odśrodkowa pozostanie bez zmiany
- CSiła odśrodkowa zmniejszy się.
- DSiła odśrodkowa zmaleje do zera.
70PL080-0396 Jak zmienia się prędkość minimalna i prędkość maksymalna lotu poziomego wraz ze wzrostem wysokości lotu?
- Aυmin malejeυmax rośnie
- Bυmin malejeυmax maleje
- Cυmin rośnieυmax maleje
- Dυmin rośnieυmax rośnie
71PL080-0402 Jakie zmiany położenia będą odpowiedzialne za wywoływanie momentu giroskopowego zespołu napędowego?
- A- odchylanie; - przechylanie
- B- rozpędzanie; - hamowanie
- C- pochylanie; - odchylanie
- D- pochylanie; - przechylanie
72PL080-0403 Jeżeli autorotacja skrzydła nie zostanie zahamowana przez pilota, to:
- Asamolot samoczynnie przejdzie w fazę lotu zwaną przeciągnięciem statycznym
- Bsamolot samoczynnie przejdzie w fazę lotu zwaną korkociągiem
- Csamolot samoczynnie przejdzie w fazę ustalonego lotu nurkowego
- Dsamolot samoczynnie przejdzie w fazę lotu zwaną przeciągnięciem dynamicznym
73PL080-0404 Jeżeli posuw wzrasta to:
- Akąty natarcia poszczególnych przekrojów śmigła nie zmieniają się
- Bkąty natarcia poszczególnych przekrojów śmigła rosną
- Ckąty natarcia poszczególnych przekrojów śmigła osiągają wartości krytyczne
- Dkąty natarcia poszczególnych przekrojów śmigła maleją
74PL080-0405 Jeżeli środek ciężkości samolotu pokrywa się ze środkiem równowagi obojętnej to:
- Asamolot nie jest stateczny i nie jest niestateczny
- Bsamolot jest niestateczny
- Csamolot jest stateczny
- Dsamolot jest niesterowny
75PL080-0406 Jeżeli środek ciężkości samolotu z profilem klasycznym znajduje się przed środkiem równowagi obojętnej to:
- Asamolot jest stateczny
- Bsamolot nie jest stateczny i nie jest niestateczny
- Csamolot jest statycznie obojętny
- Dsamolot jest niestateczny
76PL080-0407 Jeżeli środek ciężkości samolotu z profilem klasycznym znajduje się za środkiem równowagi obojętnej to:
- Asamolot nie jest stateczny i nie jest niestateczny
- Bsamolot jest niestateczny
- Csamolot jest niesterowny
- Dsamolot jest stateczny
Sprawdź
77PL080-0408 Jeżeli znacznie zwiększymy prędkość lotu przy stałej prędkości obrotowej śmigła nieprzestawialnego, to:
- Akąt natarcia łopat śmigła nie zmieni się
- Bkąt natarcia łopat śmigła znacznie wzrośnie
- Ckąt natarcia łopat śmigła zmaleje
- Dkąt natarcia łopat śmigła nieznacznie wzrośnie
78PL080-0409 Jeżeli znacznie zwiększymy prędkość obrotową śmigła nieprzestawialnego, przy stałej prędkości lotu, to:
- Akąt natarcia łopat śmigła nieznacznie zmaleje
- Bkąt natarcia łopat śmigła nie zmieni się
- Ckąt natarcia łopat śmigła wzrośnie
- Dkąt natarcia łopat śmigła znacznie zmaleje
79PL080-0410 Kąty natarcia poszczególnych przekrojów śmigła osiągną wartość ujemną:
- Ajeżeli posuw będzie odpowiednio duży
- Bjeżeli posuw będzie równy jeden
- Cjeżeli posuw będzie równy zero
- Djeżeli posuw będzie ujemny
Sprawdź
80PL080-0411 Kiedy kąt natarcia śmigła α=0° ?
- Awtedy, kiedy skok rzeczywisty śmigła Hrz=0
- Bwtedy, kiedy prędkość samolotu ν=0
- Cnigdy
- Dwtedy, kiedy poślizg śmigła S=0
81PL080-0412 Kiedy poślizg śmigła nieprzestawialnego w samolocie turystycznym jest równy skokowi geometrycznemu?
- Awtedy, kiedy posuw λ=1
- Bwtedy, kiedy prędkość samolotu ν=0
- Cnigdy
- Dwtedy, kiedy kąt natarcia śmigła α=0°
82PL080-0413 Kiedy poślizg śmigła nieprzestawialnego w samolocie turystycznym wynosi zero?
- Awtedy, kiedy posuw λ=0
- Bwtedy, kiedy prędkość samolotu ν=0
- Cnigdy
- Dwtedy, kiedy kąt natarcia śmigła α=0°
83PL080-0414 Kiedy skok geometryczny śmigła nieprzestawialnego w samolocie turystycznym jest równy skokowi rzeczywistemu?
- Awtedy, kiedy posuw λ=0
- Bwtedy, kiedy kąt natarcia śmigła α=0°
- Cwtedy, kiedy prędkość samolotu ν=0
- Dnigdy
84PL080-0415 Kiedy skok geometryczny śmigła nieprzestawialnego w samolocie turystycznym wynosi zero?
- Awtedy, kiedy prędkość samolotu ν=0
- Bwtedy, kiedy kąt natarcia śmigła α=0°
- Cnigdy
- Dwtedy, kiedy posuw λ=0
85PL080-0416 Kiedy skok rzeczywisty śmigła nieprzestawialnego w samolocie turystycznym wynosi zero?
- Awtedy, kiedy prędkość samolotu ν=0
- Bnigdy
- Cwtedy, kiedy kąt natarcia śmigła α=0°
- Dwtedy, kiedy posuw λ=1
Sprawdź
86PL080-0423 Która z wymienionych zmian nie jest spowodowana zwiększeniem siły ciągu silnika?
- Azmiana wypadkowego momentu pochylającego samolot
- Bzmiana kąta natarcia na usterzeniu poziomym
- Czmiana momentu zawiasowego lotek
- Dgwałtowna zmiana prędkości strug opływających usterzenie poziome
87PL080-0424 Które rozwiązanie konstrukcyjne nie służy do kompensacji zaśmigłowego momentu kierunkowego?
- Azastosowanie profilu niesymetrycznego na usterzeniu kierunku
- Bodchylenie płaszczyzny usterzenia kierunku z płaszczyzny samolotu
- Cstała klapka wyważająca na sterze kierunku
- Dkompensacja aerodynamiczna steru kierunku
88PL080-0425 Który opis wielkości fizycznej charakteryzuje moc, którą dysponujemy?
- Astosunek ilości wykonanej pracy do czasu jej wykonywania- jednostka dżul [J]
- B- iloczyn ilości wykonanej pracy i czasu jej wykonywania- jednostka wat [W]
- C- iloczyn ilości wykonanej pracy i czasu jej wykonywania- jednostka dżul [J]
- D- stosunek ilości wykonanej pracy do czasu jej wykonywania- jednostka wat [W]
89PL080-0426 Który opis wielkości fizycznej charakteryzuje wykonaną pracę?
- A- iloczyn siły i drogi- jednostka wat [W]
- B- iloczyn siły i drogi- jednostka dżul [J]
- C- iloraz siły i drogi- jednostka wat [W]
- D- iloraz siły i drogi- jednostka dżul [J]
90PL080-0427 Lot odbywa się na kącie natarcia, dla którego współczynnik siły oporu Cx ma wartość minimalną: α=αCxmin. W wyniku niewielkiego zwiększenia kąta natarcia:
- Astosunek Cz/Cx wzrośnie
- Bdoskonałość płatowca nie zmieni się
- Cstosunek Cz/Cx nie zmieni się
- Dstosunek Cz/Cx zmaleje
91PL080-0428 Lot odbywa się na kącie natarcia, dla którego współczynnik siły oporu Cx ma wartość minimalną: α=αCxmin. W wyniku niewielkiego zwiększenia kąta natarcia:
- Astosunek Cz/Cx zmaleje
- Bdoskonałość płatowca nie zmieni się
- Cdoskonałość płatowca wzrośnie
- Ddoskonałość płatowca zmaleje
92PL080-0429 Miarą stateczności statycznej jest pochodna Mx = dM/dx, zwana „pochodną momentu M względem zmiennej x”. Jaki znak pochodnej określa niestateczność?
- ADodatni (+)
- BZależy od zmiennej x.
- CUjemny (-)
- DZnak nie ma znaczenia.
93PL080-0430 Mimośrodowość (decentracja) ciągu śmigła polega na tym, że:
- Aoś wektora ciągu śmigła nie przechodzi przez środek aerodynamiczny samolotu
- Boś wektora ciągu śmigła nie przechodzi przez środek geometryczny samolotu
- Coś wektora ciągu śmigła nie przechodzi przez środek ciężkości samolotu
- Doś wektora ciągu śmigła nie przechodzi przez środek wału napędowego silnika
94PL080-0431 Mimośrodowość (decentracja) ciągu śmigła:
- Anie powoduje istotnych zmian wpływających na właściwości pilotażowe samolotu
- Bpowoduje zmiany momentów odchylających i/lub pochylających samolot
- Cpowoduje zmiany momentów przechylających samolot
- Dpowoduje zmiany wyważenia poprzecznego samolotu
95PL080-0433 Moment giroskopowy od zespołu napędowego zanika, gdy ustaje:
- Aprzyśpieszenie odśrodkowe zmian
- Bprzyśpieszenie dośrodkowe zmian
- Cprędkość kątowa zmian
- Dprzyśpieszenie kątowe zmian
96PL080-0434 Moment odchylający samolot wywołany działaniem na usterzeniu siły aerodynamicznej wytworzonej przez niesymetryczny opływ zaśmigłowy nazywamy:
- Amomentem giroskopowym
- Bmomentem oporowym
- Cmomentem mimośrodowym
- Dkierunkowym momentem zaśmigłowym
97PL080-0435 Na małych prędkościach lotu największą sprawność uzyska śmigło:
- Ao dużym skoku rzeczywistym
- Bo małym skoku rzeczywistym
- Co małym skoku geometrycznym
- Do dużym skoku geometrycznym
98PL080-0436 Na rodzaj korkociągu główny wpływ mają następujące czynniki:
- A-położenie środka ciężkości samolotu; -rozłożenie mas na samolocie; -ustawienie klapki wyważającej
- B-rozłożenie mas na samolocie; -ustawienie klapki wyważającej ; -usytuowanie i wielkość usterzeń
- C-położenie środka ciężkości samolotu; -rozłożenie mas na samolocie; -usytuowanie i wielkość usterzeń
- D-ustawienie klapki wyważającej ; -położenie środka ciężkościsamolotu; -usytuowanie i wielkość usterzeń
99PL080-0438 Najmniejsze opadanie w locie ślizgowym ma samolot lecący z prędkością:
- Aekonomiczną
- Bminimalną
- Cróżna, zależną od tego, czy leci „z wiatrem” czy „pod wiatr"
- Doptymalną
100PL080-0439 Największą doskonałość podczas lotu ślizgowego w powietrzu spokojnym ma samolot lecący z prędkością:
- AMc Credy‟ego
- Bminimalną
- Coptymalną
- Dekonomiczną
101PL080-0444 Obciążeniem mocy nazywamy:
- Astosunek mocy silnika do ciężaru samolotu
- Bstosunek ciężaru samolotu do mocy silnika
- Cstosunek ciężaru samolotu do mocy niezbędnej
- Dstosunek mocy niezbędnej do ciężaru samolotu
102PL080-0445 Objawem przejścia samolotu do lotu w fazie przeciągnięcia jest zazwyczaj:
- A-występowanie drgań samolotu lub sterów; -samoczynne zwiększanie prędkości postępowej
- B-zmniejszanie prędkości opadania; -samoczynne zwiększanie prędkości postępowej
- C-występowanie drgań samolotu lub sterów; -samoczynne zwiększanie pochylenia Poprawnie
- D-samoczynne zwiększanie pochylenia; -zmniejszanie prędkościopadania
103PL080-0446 Opór interferencyjny powstaje w wyniku:
- Awzajemnego zaburzania opływu przez części sąsiadujące ze sobą
- Bpowstawania wirów na końcach płata
- Cinterferencji falowej w przepływach poddźwiękowych
- Dwzajemnego interferowania oporów szczelinowych powstających na płacie
Sprawdź
104PL080-0453 Pociągnięcie drążka na siebie powoduje:
- Awzrost współczynnika CZ , co powoduje spadek współczynnika obciążenia "n"
- Bzmianę wartości współczynnika obciążenia „n‟ z dodatniego na ujemny
- Cwzrost współczynnika obciążenia samolotu "n"
- Dzmniejszenie współczynnika obciążenia samolotu "n"
105PL080-0454 Podczas analizy stateczności samolotu niezbędne jest uwzględnienie:
- Atylko rozkładu mas na samolocie
- Brównowagi sił i momentów działających na samolot
- Crównowagi momentów działających na samolot
- Drównowagi sił działających na samolot
106PL080-0455 Podczas odchylania samolotu moment giroskopowy zespołu napędowego:
- Apowoduje dodatkowe odchylanie
- Bpowoduje pochylanie
- Cnie powoduje istotnych zmian
- Dpowoduje przechylanie
107PL080-0456 Podczas pochylania samolotu moment giroskopowy zespołu napędowego:
- Anie powoduje dodatkowych zmian
- Bpowoduje dodatkowe pochylanie
- Cpowoduje odchylanie
- Dpowoduje przechylanie
Sprawdź
108PL080-0457 Podczas podchodzenia do lądowania na samolocie z przestawianym skokiem śmigła:
- Apo przestawieniu śmigła na mały skok należy zwiększyć ciśnienie ładowania
- Bpo przestawieniu śmigła na mały skok należy zmniejszyć ciśnienie ładowania
- Cpo zmniejszeniu ciśnienia ładowania należy przestawić śmigło na mały skok
- Dpo zmniejszeniu ciśnienia ładowania należy przestawić śmigło na duży skok
109PL080-0458 Podczas próby silnika przed startem (ν=0) posuw jest:
- Arówny Y
- Brówny zero
- Cwiększy od zera
- Dmniejszy od zera
110PL080-0459 Podczas przechylania samolotu moment giroskopowy zespołu napędowego:
- Apowoduje dodatkowe przechylanie
- Bnie powoduje istotnych zmian
- Cpowoduje odchylanie
- Dpowoduje pochylanie
111PL080-0460 Podczas ustalonego lotu prostoliniowego, obracające się śmigło stara się obrócić samolot w kierunku przeciwnym do kierunku obrotu śmigła momentem, który nazywamy:
- Amomentem napędowym
- Bmomentem giroskopowym
- Cmomentem mimośrodowym
- Dmomentem oporowym
112PL080-0461 Podczas wykonywania manewrów pilot funkcjonuje w pętli sprzężenia zwrotnego, reagując na otrzymywane sygnały. Jakie to są główne sygnały?
- APrzeciążenia.
- BWrażenia akustyczne.
- CDrgania sterownic.
- DSygnały toru lotu i sygnały położenia.
113PL080-0462 Położenie środka parcia na profilu symetrycznym wraz ze wzrostem kąta natarcia:
- Aprzesuwa się do tyłu
- Bnie jest stałe i zależy od prędkości lotu
- Cjest stałe
- Dprzesuwa się do przodu
114PL080-0464 Poślizg śmigła jest to:
- Aróżnica między skokiem geometrycznym i posuwem śmigła
- Bróżnica między skokiem rzeczywistym i posuwem śmigła
- Cróżnica między skokiem rzeczywistym i geometrycznym
- Dróżnica między skokiem geometrycznym i rzeczywistym
115PL080-0467 Przeciągnięcie dynamiczne różni się od statycznego tym, że podczas przeciągnięcia dynamicznego:
- Anastępuje powolna zmiana kąta natarcia skrzydła
- Bnastępuje szybka zmiana kąta natarcia skrzydła
- Csamolot jest stateczny dynamicznie
- Dsamolot jest stateczny statycznie
116PL080-0468 Przeciągnięciem samolotu nazywamy stan w którym:
- Alot odbywa się na podkrytycznym kącie natarcia
- Bsamolot nie reaguje na wychylenia sterów z powodu zbyt małejprędkości
- Clot odbywa się na krytycznym kącie natarcia
- Dlot odbywa się na nadkrytycznym kącie natarcia
117PL080-0470 Przyrost momentu pochylającego samolot „ΔM‟ powstały w wyniku wychylenia drążka wynosi ΔM = ΔPzh * 1h, gdzie:
- AlH – odległość między środkiem ciężkości samolotu i środkiem aerodynamicznym usterzenia poziomego; ΔPZH – przyrost siły aerodynamicznej na usterzeniu wysokości
- BlH – odległość między środkiem aerodynamicznym skrzydła i środkiem aerodynamicznym usterzenia poziomego; ΔPZH – przyrost siły aerodynamicznej na usterzeniu wysokości
- ClH – odległość między środkiem ciężkości samolotu i środkiem aerodynamicznym usterzenia poziomego; ΔPZH – przyrost siły nośnej na usterzeniu wysokości
- DlH – odległość między środkiem aerodynamicznym skrzydła i środkiem aerodynamicznym usterzenia poziomego; ΔPZH – przyrost siły nośnej na usterzeniu wysokości
Sprawdź
118PL080-0471 Rozpatrując stateczność samolotu w układzie współrzędnych OXYZ zakładamy, że wszystkie trzy osie układu przechodzą przez:
- Aśrodek ciężkości samolotu
- Bśrodek równowagi obojętnej samolotu
- Cśrodek aerodynamiczny płata
- Dśrodek aerodynamiczny samolotu
Sprawdź
119PL080-0473 Samolot podczas lotu w fazie przeciągnięcia jest:
- Aniestateczny statycznie tylko podłużnie
- Bniestateczny statycznie tylko poprzecznie
- Cstateczny statycznie poprzecznie i podłużnie
- Dniestateczny statycznie poprzecznie i podłużnie
120PL080-0474 Samolot w fazie autorotacji charakteryzuje się:
- Astatecznością statyczną poprzeczną obojętną
- Bzwiększoną statecznością statyczną poprzeczną
- Czmniejszoną statecznością statyczną poprzeczną
- Dniestatecznością statyczną poprzeczną
121PL080-0475 Samoloty stosowane w lotnictwie sportowym są zazwyczaj konstruowane tak, aby:
- Amomentalnie, samoczynnie następowało wyprowadzenie z korkociągu
- Bnie dało się ich wprowadzić w korkociąg
- Cpo wejściu w korkociąg, był to korkociąg stromy
- Dpo wejściu w korkociąg, był to korkociąg płaski
122PL080-0477 Skok geometryczny śmigła to:
- Aodległość jaką przebędzie samolot podczas jednego obrotu śmigła ustawionego na kącie natarcia α<0°
- Bodległość jaką przebędzie samolot podczas jednego obrotu śmigła ustawionego na kącie natarcia α>0°
- Codległość jaką przebędzie samolot podczas jednego obrotu śmigła ustawionego na kącie natarcia α=0°
- Dodległość jaką przebędzie samolot podczas jednego obrotu śmigła ustawionego na kącie natarcia równym kącie nastawienia α=ß
123PL080-0478 Skok rzeczywisty śmigła to:
- Aodległość jaką przebędzie samolot podczas jednego obrotu śmigła ustawionego na kącie natarcia α=0°, jeśli poślizg jest różny od zera
- Bodległość jaką przebędzie samolot podczas jednego obrotu śmigła
- Cdroga jaką przebędzie wybrany punkt na jednym z profili śmigła podczas jednego pełnego obrotu śmigła
- Dodległość jaką przebędzie samolot podczas jednego obrotu śmigła ustawionego na kącie natarcia równym kącie nastawienia α=ß
Sprawdź
124PL080-0481 Sprawność śmigła jest równa zeru tylko wtedy, kiedy:
- Aciąg śmigła T=0 i posuw śmigła λ=0
- Bciąg śmigła T=0 lub posuw śmigła λ=0
- Cciąg śmigła T=0
- Dposuw śmigła λ=0
125PL080-0482 Stan równowagi , w której ciało się zwykle znajduje i do której powraca zawsze po wytrąceniu go ze stanu równowagi nazywamy:
- Arównowagą dynamiczną
- Brównowagą stałą
- Crównowagą obojętną
- Drównowagą chwiejną
126PL080-0483 Stateczność dynamiczna boczna zależy głównie od:
- A- kąta wzniosu skrzydeł; - powierzchni usterzenia pionowego; - odległości środka aerodynamicznego usterzenia pionowego od środka ciężkości samolotu
- B- wielkości usterzenia poziomego; - odległości środka aerodynamicznego usterzenia pionowego od środka ciężkości samolotu; - kąta wzniosu skrzydeł
- C- powierzchni usterzenia pionowego; - wielkości usterzenia poziomego; - odległości środka aerodynamicznego usterzenia pionowego od środka ciężkości samolotu
- D- kąta wzniosu skrzydeł; - powierzchni usterzenia pionowego; - wielkości usterzenia poziomego
Sprawdź
127PL080-0484 Stateczność dynamiczna podłużna zależy głównie od:
- A- wielkości usterzenia pionowego; - odległości środka aerodynamicznego usterzenia poziomego od środka ciężkościsamolotu; - rozkładu mas na samolocie
- B- rozkładu mas na samolocie; -wielkości statecznika poziomego; - wielkości usterzenia pionowego
- C- rozkładu mas na samolocie;- wielkości statecznika poziomego;- odległości środka aerodynamicznego usterzenia poziomego od środka ciężkości samolotu
- D- wielkości statecznika poziomego; - wielkości usterzenia pionowego; - odległości środka aerodynamicznego usterzenia poziomego od środka ciężkości samolotu
128PL080-0485 Stateczność dynamiczna to:
- Azdolność do zachowania stanu równowagi i przeciwdziałania jego zmianom
- Bzdolność do samoczynnego powrotu samolotu do położenia równowagi, gdy przestaną działać zakłócenia
- Czdolność do zmiany stanu ustalonego lotu pod wpływem wychylenia odpowiedniego steru
- Dzdolność do utrzymania kontroli nad samolotem na który działają zewnętrzne obciążenia dynamiczne
129PL080-0486 Stateczność statyczna kierunkowa zależy głównie od:
- A- wielkości usterzenia pionowego; - odległości usterzenia od środka ciężkości
- B- powierzchni skrzydła; - ciężaru samolotu
- C- odległości usterzenia od środka ciężkości; - ciężaru samolotu
- D- wielkości usterzenia pionowego; - powierzchni skrzydła
Sprawdź
130PL080-0487 Stateczność statyczna podłużna zależy głównie od:
- A- położenia środka ciężkości samolotu; - wielkości statecznika poziomego; - wielkości usterzenia pionowego
- B- wielkość usterzenia pionowego; - odległości środka aerodynamicznego usterzenia poziomego od środka ciężkościsamolotu; - położenia środka ciężkości samolotu
- C- położenia środka ciężkości samolotu; - wielkości statecznika poziomego; - odległości środka aerodynamicznego usterzenia poziomego od środka ciężkości samolotu
- D- wielkości statecznika poziomego; - wielkość usterzenia pionowego; - odległości środka aerodynamicznego usterzenia poziomego od środka ciężkości samolotu
131PL080-0488 Stateczność statyczna poprzeczna zależy głównie od:
- A- wielkości usterzenia pionowego; - położenia środka ciężkości samolotu; - układu grzbietopłata lub dolnopłata
- B- kąta wzniosu skrzydła; - wielkości usterzenia pionowego; - układu grzbietopłata lub dolnopłata
- C- położenia środka ciężkości samolotu; - układu grzbietopłata lub dolnopłata; - kąta wzniosu skrzydła
- D- kąta wzniosu skrzydła; - wielkości usterzenia pionowego; - położenia środka ciężkości samolotu
132PL080-0489 Stateczność statyczna to:
- Azdolność do utrzymania kontroli nad samolotem na który działają zewnętrzne obciążenia dynamiczne
- Bzdolność do zmiany stanu ustalonego lotu pod wpływem wychylenia odpowiedniego steru
- Czdolność do zachowania stanu równowagi i przeciwdziałania jego zmianom
- Dzdolność do samoczynnego powrotu samolotu do położenia równowagi, gdy przestaną działać zakłócenia
133PL080-0490 Sterowność to:
- Azdolność do wykonywania obszernych ruchów drążkiem sterowym i orczykami
- Bzdolność do zmiany stanu ustalonego lotu pod wpływem wychylenia odpowiedniego steru
- Czdolność do samoczynnego powrotu samolotu do położenia równowagi, gdy przestaną działać zakłócenia
- Dzdolność do zachowania stanu równowagi i przeciwdziałania jego zmianom
Sprawdź
134PL080-0495 Stosunek pracy wykonanej przez śmigło do mocy pobieranej przez śmigło od silnika nazywamy:
- Aposuwem śmigła
- Bsprawnością śmigła
- Cpoślizgiem śmigła
- Dskokiem śmigła
135PL080-0496 Stosunek prędkości lotu „ν‟ do prędkości obwodowej danego przekroju śmigła "u" nazywamy:
- Apoślizgiem aerodynamicznym
- Bskokiem śmigła
- Cposuwem
- Dpoślizgiem geometrycznym
136PL080-0497 Śmigło samolotu, w celu uzyskania jak największej sprawności, powinno:
- Abyć zwichrzone geometrycznie tak, aby kąt natarcia poszczególnych przekrojów w czasie lotu był podobny
- Bbyć zwichrzone geometrycznie tak, aby kąt natarcia poszczególnych przekrojów był zbliżony do krytycznego kata natarcia
- Cbyć zwichrzone geometrycznie tak, aby kąt natarcia poszczególnych przekrojów wzrastał w miarę oddalania się od osi obrotu
- Dbyć zwichrzone geometrycznie tak, aby kąt natarcia poszczególnych przekrojów malał w miarę oddalania się od osi obrotu
137PL080-0498 W celu wyprowadzenia samolotu z fazy autorotacji należy w kolejności:
- Awychylić lotki w stronę przeciwną do kierunku przechylania; -pociągnąć drążek sterowy
- B-wychylić lotki w stronę przeciwną do kierunku przechylania; -odepchnąć drążek sterowy
- C-wychylić ster kierunku w stronę przeciwną do kierunku przechylania; -odepchnąć drążek sterowy
- D-wychylić ster kierunku w stronę przeciwną do kierunku przechylania; -pociągnąć drążek sterowy
138PL080-0499 W celu wyprowadzenia samolotu z fazy przeciągnięcia do lotu ustalonego należy:
- Azmniejszyć siłę nośną na skrzydle poprzez pociągnięcie drążka sterowego
- Bzmniejszyć siłę nośną na skrzydle poprzez oddanie drążka sterowego
- Czwiększyć siłę nośną na skrzydle poprzez oddanie drążka sterowego
- Dzwiększyć siłę nośną na skrzydle poprzez pociągnięcie drążka sterowego
139PL080-0500 W celu wyprowadzenia samolotu z korkociągu należy w kolejności
- A-wychylić ster kierunku w stronę przeciwną do kierunku przechylania; -odepchnąć drążek sterowy; -po ustaniu obrotów rozpędzić samolot i wyprowadzić z lotu nurkowego
- B-wychylić lotki w stronę przeciwną do kierunku przechylania; -odepchnąć drążek sterowy; -po ustaniu obrotów rozpędzić samolot i wyprowadzić z lotu nurkowego
- C-wychylić ster kierunku w stronę przeciwną do kierunku przechylania; -pociągnąć drążek sterowy; -po ustaniu obrotów rozpędzić samolot i wyprowadzić z lotu nurkowego
- D-wychylić lotki w stronę przeciwną do kierunku przechylania; -pociągnąć drążek sterowy; -po ustaniu obrotów rozpędzić samolot i wyprowadzić z lotu nurkowego
140PL080-0501 W celu zmniejszenia pochylenia samolotu:
- Awektor przyrostu siły nośnej na usterzeniu poziomym musi mieć zwrot „w górę”
- Bprzyrost momentu pochylającego samolot musi mieć wartośćdodatnią
- Cnależy wychylić drążek sterowy na siebie
- Dnależy wychylić ster wysokości w dół
141PL080-0502 W celu zmniejszenia pochylenia samolotu:
- Anależy wychylić drążek sterowy od siebie
- Bprzyrost momentu pochylającego samolot musi mieć wartość do ujemną
- Cnależy wychylić ster wysokości w dół
- Dwektor przyrostu siły nośnej na usterzeniu poziomym musi mieć zwrot „w górę”
142PL080-0503 W celu zmniejszenia pochylenia samolotu:
- Aprzyrost momentu pochylającego samolot musi mieć wartość dodatnią
- Bwektor przyrostu siły nośnej na usterzeniu poziomym musi mieć zwrot „w górę”
- Cnależy wychylić drążek sterowy od siebie
- Dnależy wychylić ster wysokości w górę
143PL080-0504 W celu zmniejszenia pochylenia samolotu:
- Anależy wychylić ster wysokości w dół
- Bprzyrost momentu pochylającego samolot musi mieć wartość dodatnią
- Cwektor przyrostu siły nośnej na usterzeniu poziomym musi mieć zwrot „w dół”
- Dnależy wychylić drążek sterowy od siebie
144PL080-0505 W celu zwiększenia pochylenia samolotu:
- Awektor przyrostu siły nośnej na usterzeniu poziomym musi mieć zwrot „w dół”
- Bnależy wychylić ster wysokości do góry
- Cnależy wychylić drążek sterowy od siebie
- Dprzyrost momentu pochylającego samolot musi mieć wartość do ujemną
145PL080-0506 W celu zwiększenia pochylenia samolotu:
- Aprzyrost momentu pochylającego samolot musi mieć wartość do ujemną
- Bnależy wychylić ster wysokości w dół
- Cwektor przyrostu siły nośnej na usterzeniu poziomym musi mieć zwrot „w dół”
- Dnależy wychylić drążek sterowy na siebie
146PL080-0507 W celu zwiększenia pochylenia samolotu:
- Anależy wychylić ster wysokości do góry
- Bnależy wychylić drążek sterowy na siebie
- Cprzyrost momentu pochylającego samolot musi mieć wartośćdo ujemną
- Dwektor przyrostu siły nośnej na usterzeniu poziomym musi mieć zwrot „w górę”
147PL080-0508 W celu zwiększenia pochylenia samolotu:
- Awszystkie odpowiedzi są poprawne
- Bwektor przyrostu siły nośnej na usterzeniu poziomym musi mieć zwrot „do góry”
- Cprzyrost momentu pochylającego samolot musi mieć wartość dodatnią
- Dnależy wychylić drążek sterowy na siebie
148PL080-0509 W jakim dokumencie zawarte są informacje o osiągach statku powietrznego (śmigłowca, samolotu etc)?
- AW technicznym opisie obsługi.
- BW instrukcji użytkowania w locie
- CW rozporządzeniach Urzędu Lotnictwa Cywilnego.
- DW biuletynach bezpieczeństwa IKCSP.
149PL080-0510 W przypadku, gdy kąt natarcia śmigła jest równy kątowi nastawienia łopat śmigła (α=ß), prawdą jest, że:
- A- posuw śmigła λ=0; -skok rzeczywisty śmigła Hrz=0
- Bposuw śmigła λ=0; - poślizg śmigła S=0
- C- prędkość samolotu ν=0; - poślizg śmigła S=0
- D- posuw śmigła λ=0; -skok rzeczywisty i geometryczny śmigła są sobie równe Hrz=H
150PL080-0511 W spokojnym powietrzu, optymalny kąt toru lotu ślizgowego z wyłączonym silnikiem „ϒ‟, podczas wzrostu ciężaru samolotu:
- Azmienia się i można go odczytać wykreślając biegunową samolotu
- Bwzrasta
- Cmaleje
- Dpozostaje niezmieniony
151PL080-0512 W ustalonym locie poziomym prostoliniowym współczynnik obciążenia samolotu n wynosi:
- An>1
- Bn=1
- Cn=0
- D0<n<1
152PL080-0513 W ustalonym zakręcie współczynnik obciążenia samolotu n wynosi:
- An>1
- Bn=1
- Cn=0
- D0<n<1
153 PL080-0001 Czy profile klasyczne są dużo bardziej „wrażliwe” na zabrudzenia od profili laminarnych?
- Anie
- Bnie, ale tylko na małych kątach natarcia
- Ctak, ale tylko na dużych kątach natarcia
- Dtak
Information
- Description
- Aviation Quiz on Principles of flight PPL(A) - PL #2, created by Sebastian Skierczyński on 18/02/2017.
- Author
- Sebastian Skierczyński
- Language
- English
- Views
- 582
- Tags
- Rating
- No ratings yet Rate this quiz