M11试题库

机载ATC应答机是与地面二次雷达SSR配合工作的，其工作方式是（）。

应答机以1030MHz询问，SSR以1090MHz应答

SSR以1030MHz询问，应答机以1090MHz应答

应答机以1090MHz询问，SSR以1030MHz应答

SSR以1090MHz询问，应答机以1030MHz应答 B

目前装备飞机的新型ATC应答机的模式 (方式)是（）模式。

A和S A、B和S A、C和S A、B、C和S C

不同询问方式时，ATC应答机所接收的（）不同。

P1、P3 脉冲的间隔 P1、P2脉冲的间隔 P2、P3脉冲的间隔P1、P3脉冲的宽度 A

ATC应答机的识别应答信号是（）。

1090MHz的八进制脉冲编码信号

1090MHz的格雷码脉冲编码信号

1030MHz的二进制脉冲编码信号

1090MHz的BCD码信号 A

ATC应答机对C模式询问信号的应答内容为飞机的（）。

识别码无线电高度码24位地址码气压高度码 D

ATCRBS中，高度询问信号与识别询问信号的差别是（）。

识别询问脉冲信号的宽度大于高度询问高度询问脉冲信号的间隔大于识别询问

高度询问脉冲信号的频率高于识别询问识别询问脉冲信号的幅度大于识别询问 B

ATC应答机接收的识别询问信号的（）。

P1、P3脉冲的间隔为21ms P1、P2间隔为8ms P1、P2间隔为21ms

P1、P3间隔为8ms D

不同询问方式时，ATC应答机所接收的（）不同。

P1、P3 脉冲的间隔P1、P2脉冲的间隔P2、P3脉冲的间隔P1、P3脉冲的宽度 A

ATC应答询问模式A、C决定于（）。

询问脉冲P1、P3的间隔询问脉冲P1、3脉冲宽度询问脉冲P1、P2的频率询问脉冲P1、P2的频率A

当飞机识别码为3154时，则编码脉冲序列为（）。

F1 C1 A1 A2 C4 B2 D4 F2 F1 C1 A1 A2 C4 B1

D4 F2 A1 A2 B1 C1 C4 D4 F1 A1 A2 B1 C1 C4 D4 F2 B

模式C询问信号的（）。

脉冲间隔为17μS，脉冲宽度为0.8μS 脉冲间隔为17μS，脉冲宽度为0.45μS 脉冲间隔为21μS，脉冲宽度为0.8μS 脉冲间隔为21μS，脉冲宽度为0.45μS C

在ATCRBS中（）

P1、P2由主瓣发射，P3由旁瓣发射 P2由全向天线发射，P3、P1由条形天线发射

P3、P1由主瓣发射而P2由旁瓣发射P1、P2、P3是按时间分配方式发射的 B

地面二次雷达的方向性天线用于发射（）脉冲。

P1、P2、 P3 P2、P3 P1、P3 P1、P2 C

地面二次雷达的全向天线所发射的是（）脉冲。P1、P3 P2 P2、P3 P1、P2、P3 B

ATC应答机实现旁瓣抑制的基本原理是（）。

比较P2脉冲与P1脉冲之间的间隔时间比较P3脉冲与P1脉冲的幅度比较P2相对于P1脉冲的幅度

比较P3脉冲与P1脉冲之间的间隔时间 C

在ATCRBS中，实现SLS的基本方法是（）。

利用全向天线所发射的较小的P2脉冲指示主瓣方位发射一个与旁瓣相位相反的抑制信号使全向天线发射的P2脉冲电平高于P1、P3脉冲的旁瓣电平以主天线发射P1、P3脉冲，而以全向天线发射比P1、P3高6db的P2脉冲 C

ATC应答机系统中的所谓旁瓣抑制是指（）。使应答机不回答二次雷达旁瓣信号的询问使应答机天线不产生旁瓣大大降低应答机天线的旁瓣的功率使二次雷达天线的旁瓣不发射询问信号 A

当飞机处于SSR天线的旁瓣照射范围时，机载应答机（）。只能接收到P1、P3脉冲可接收到P1

、P2、P3脉冲所接收到的P1、P3大于P2 只能接收到P2脉冲 B

关于SPI脉冲的论述中正确的是（）。在接通高度报告开关后出现SPI脉冲，距F1脉冲的间隔为

4.35μS 在按下试验按钮后出现SPI脉冲，SPI与F2的间隔为4.35μS 当飞机出现紧急情况（劫机）时出现SPI 在按下控制合上的识别按钮后出现与F2脉冲相距4.35μS的SPI D

在大型民用飞机上（）。当DME1询问时，ATC1或ATC2可以应答但DME2不能询问当ATC2应答时，DME1或DME2均不能询问，ATC1不能应答当ATC1应答时，DEM1或DME2不能询问但ATC2可以应答当ATC1应答时，ATC2不能应答但DME1，DME2可以询问 B

ATC应答机所产生的高度编码脉冲串的编码方式为（）。八进制编码格雷码和五周期循环码二进制码BNR码 B

ATC应答机的高度信息的最小间隔为（）。500英尺100M 100英尺 50英尺 C

在应答机的识别应答脉冲串中，A1、C2两个脉冲之间的间隔为（）。0.8μS 2.9μS 0.45μS

1.45μS D

按下应答机控制盒上的识别按钮时（）。应答脉冲的宽度增加一倍应答脉冲串的末尾增加一个脉

冲应答脉冲的幅度增加6db 应答脉冲串的发射时间增加0.8μS B

若不考虑SPI脉冲，则高度应答脉冲与识别应答脉冲的（）。宽度不同编码原理不同间

隔不同频率不同 B

常规ATC应答机产生射频脉冲的方式是（）产生1090MHz射频脉冲后，再进行功率放大用

主振放大式发射电路产生1090MHz连续波，然后再调制在脉冲调制器控制下直接产生射频脉冲 D

ATC应答机所应答的飞机高度信息，是由（）提供的。无线电高度表1 大气数据计

算机无线电高度表2 应答机本身 B

ATC应答机需由（）提供飞机高度信息。大气数据计算机1或2 大气数据计算机1 大气数据计

算机2 无线电高度表1或2 A

ATC应答机所提供的识别码由（）。FMC提供ATC控制面板上的设定开关设定飞

行员输入固定于机身上的短路销钉设定 B

高度应答码所代表的最小高度间隔为（）。500英尺100米100英尺500米 C

地面二次雷达所发射的信号中，当飞机处于主瓣轴线方向时（）。P1、P3比P2高6dB P1

、P2、P3的电平相同P2比P1的最大值低6dB P3、P1比P2高9dB D

ATC应答机的工作方式为（）。地面SSR发出询问，机载应答机控制盒上绿灯亮后，飞行员按下应答

按钮应答飞行员按询问按钮后即自动向地面报告代码识别码是自动报告的，但高度信息只在

询问后才应答识别码和高度码都是自动报告的 D

与WXR雷达接收机相比，应答机接收机的灵敏度（）。

通常低于WXR 通常高于WXR 与WXR大体接近不一定高于或低于WXR A

飞机上通常装备两套应答机ATC1与ATC2。（）任何时候只有一部是可以应答的任何时候只

有一部是接通电源的，另一部是关断的ATC1供机长使用，ATC2供副驾驶使用

一部报告高度，另一部报告识别码 A

应答机中AOC电路的功用是（）。防止射频脉冲的重复频率超过规定值防止发射功率超过规

定值当应答率超过一定值时，降低接收机增益当飞机距二次雷达的距离小于一定值时，降低接

收机的增益 C

应答机控制盒上的高度报告选择+D404开关用于确定（）。所报告的高度是无线电高度还是气压高

度由机长或副驾驶来报告高度由哪一套应答机来报告高度由哪一套ADC来提供高

度信息 D

当应答机控制盒上的方式开关置于STBY位时（）。应答机处于准备状态，一旦收到有效询问即开始

应答两部应答机只能接收，不能应答70秒之后可自动转入发射状态可以报告识别码，但

不能报告高度 B

A、C模式应答机中的译码器实际上是（）。对脉冲进行二进制解码识别脉冲的宽度鉴

别脉冲之间的时间间隔比较脉冲的相对幅度 C

S模式应答机的“S”的含义是指该应答机（）。工作于S波段可进行选择性询问应答是

小型化的高度集成化设备是全固态设备 B

S模式应答机的特点是指该应答机（）。是由半导体器件构成的设备是小型的高度集成化

设备是工作于S波段的半导体器件设备可进行选择性问答 D

关于DABS询问的论述中正确的是（）。DABS询问是广播式询问，询问指定空域中的所有飞机，但

不询问指定空域外的飞机DABS的每次询问是针对规定高度层（1000英尺范围）中的所有飞机的

DABS可每次询问一架指定地址码的飞机DABS每次只询问指定方位（±5°）范围内的飞机 C

当DABS二次雷达发射ATCRBS/DABS全呼叫询问信号时（）。作用范围内所有常规应答机与S模式应答

机均应答指定地址的S模式应答机应答全部常规应答机应答，但S模式应答机不应答全

部S模式应答机应答，但常规应答机不应答 A

目前所应用的应答机有常规（A、C模式）应答机和S模式应答机两种，（）常规二次雷达只能使

常规应答机应答DABS二次雷达只能使S模式应答机应答DABS二次雷达可使两种应答机都应答S模

式的询问常规二次雷达可使两种应答机都应答A、C模式的询问 D

ATCRBS/DABS全呼叫信号中（）。P1、P2、P3、P4脉冲的幅度均相等P1、P2、P3、P4脉冲的宽度均

相等P1、P4、P3的宽度相等，但P2较宽P1、P3、P2的宽度相等，但P4较宽 D ATCRBS/DABS全呼叫询问格式和仅ATCRBS呼叫询问格式的区别为（）。（）仅ATCRBS呼叫询问格

式不包含P4脉冲 ATCRBS/DABS全呼叫询问格式不包含P4脉冲P4脉冲的宽度不同P4脉冲与P3

脉冲的时间间隔不同 C

DABS询问信号数据块的调制方式为（）。脉冲位置调制差分相移键控DPSK 脉冲幅度调

制脉冲相位调制 B

DABS应答信号所采用的数据调制方式为（）。BNR码调制脉冲位置调制脉冲宽度调

制DPSK调制 B

当SSR发射A模式询问信号时，应答机应答信息为飞机的（）。高度码4位识别码

选择呼叫24位识别码 B

S模式询问信号的调制方式为（）调制。脉冲频率DPSK PPM C

应答机的S模式应答信号的调制方式为（）调制。脉冲幅度脉冲相位脉冲编码

脉冲位置 D

机载S模式应答机发射应答信号时，（）不能发射。DME TCAS DME和TCAS DME

、TCAS和LRRA C

关于机载S模式应答机旁瓣抑制P5描述正确的有（）。（）P5脉冲覆盖着数据块始端的两个同步信

号之间的相位翻转时刻P5脉冲的电平高于P1、P2脉冲和P6数据块的旁瓣，但比主瓣电平低9dB P5 脉冲在P1、P2之间发射P5脉冲在P6数据块之后2秒发射 A B

S模式应答机所提供的24 位地址码由（）。飞行员输入ATC控制面板上的设定开关设定

FMC提供S模式应答机上的短路销钉设定 D

兼容型S模式应答机接收的A、C模式应答信号由（）解调。接收机视频处理器DPSK解调器

接收机选择电路 A B

兼容型S模式应答机接收的S模式应答信号由（）解调。接收机视频处理器DPSK解调器

接收机选择电路 A C D

ATC应答机中的天线比较电路的作用是（）。通过对上下天线信号的比较，选取较强的一路输

往DPSK解调器；为ATC控制面板输送天线选择信号控制天线选择开关选用最为有利的一部天线发射

应答信号。比较来自ATC应答机1和2的信号强度 A C

防撞系统TCASⅡ所发出的防撞咨询是（）。与ATC中心相互配合获得的依靠新型S模

式二次雷达获得的依靠本机TCAS计算机的评估计算产生的通过与FMC和FCC的相互配合计

算产生的 C

机载防撞系统TCASⅡ是由下列组件（）和一部TCAS/应答机控制盒组成的。 TCASⅡ收发机，A、C

模式应答机，一部应答机天线，两部TCAS天线； TCASⅡ收发机，S模式应答机，两部应答机的全向

天线，一部TCAS方向性天线；TCASⅡ收发机，S模式应答机，一部应答机的方向性天线，一部TCAS

的全向天线；TCASⅡ收发机，S模式应答机，两部应答机的全向天线，两部TCAS的方向性天线D TCASⅡ发出的决断咨询（RA）用于（）。紧急通知ATC中心控制FCC实施水平机动

控制FCC实施垂直回避指挥飞行员垂直回避D

TCASⅡ可提供的信息包括（）。咨询信息和输送给FMC的回避指令咨询信息和输送给FCC 的回避指令入侵飞机的相对位置、威胁等级和咨询信息产生的交通咨询、决断咨询信息和发送

给ATC中心的报警信息C

TCASⅡ所发出的交通咨询的作用是使（）。飞机垂直机动回避飞机水平机动回避

飞行员了解可能会危发生+G417险接近FCC控制飞机回避C

在现代飞机上TCASⅡ发出的咨询信息通常是通过（）提供给飞行员的。EHSI、EADI

EHSI、EADI和驾驶舱扬声器EHSI、EADI和仪表板上的TA、RA灯EHSI、EADI和飞行内话系统 B TCASⅡ的决断咨询是指（）。向ATC管制员提出建议要求飞行员垂直回避向FCC发出回

避指令要求飞行员水平回避B

在装备EFIS和FMC的现代飞机上，TCASⅡ的决断咨询（RA）信息（）。显示在CDU上直

接输送给FCC 显示在EHSI上显示在EADI上 D

飞机防撞系统可以防止本机( )。撞向突立的山峰在地面滑行时与其它飞机相撞在

空中与相遇飞机相撞误入雷雨和冰雹区域 C

TCASⅡ在进行决断咨询（RA）计算时，必须依靠（）所提供的信息。SSR和本机的S模式应

答机本机和相遇飞机的S模式应答机SSR和本机的FMC 本机的S模式应答机 B

机载防撞系统TCASⅡ可提供的信息有（）。TA，RA显示及相应的音频提醒信息威胁飞机精确的垂直

速度应采取的垂直避让动作威胁飞机的方位距离及高度差 A C D

TCASⅡ所需的相遇飞机的方位信息是（）提供的。由本机的TMC 通过方向性天线和

TCAS计算机由对方的应答机由ATC 中心 B

TCASⅡ所需的相遇飞机的高度信息是（）的。由ATC 中心提供由TCAS计算由对方的应

答机报告由本机的气象雷达和无线电高度表配合计算 C

TCASⅡ所发出的交通咨询信息为EHSI上相遇飞机的（）。黄色圆形图案红色圆形图案黄

色方形图案红色方形图案 A

TCASⅡ所发出的决断咨询信息为EHSI上相遇飞机的（）。黄色圆形符号黄色方形符号红

色方形符号红色圆形符号 C

TCAS系统中的参数τ（TAU）指的是（）。最大保护距离到最接近点CPA的时间最

小保护距离采取机动回避的操作时间 B

TCAS系统的正常工作必须依靠（）应答机的密切配合。A、C模式本机S模式和相遇飞机

的两部S模式本机和相遇飞机的S模式 B

为使本飞机的TCAS系统的正常工作，必须利用（）。两部TCAS的方向性天线和两部应答机的

天线两部S模式应答机两部TCAS的方向性天线和两部应答机的天线、相遇飞机的TACS 本

机和相遇飞机的S模式应答机 A

TCAS通过询问相遇飞机的（）而获得对方的高度信息。TCAS计算机S模式应答机应

答机飞行员 B C

TCAS计算机在近地警告计算机发出（）发出决断咨询（RA）音频警告。低于下滑道”警告时

不能“拉起”警告时仍可能拉起”警告时须立即“低于下滑道”警告时须立即 A

对于TCAS的RA音频警告和GPWS的“低于下滑道”警告而言，（）。TCAS的RA的优先权高

TCAS的RA的优先权低两者的优先权相当两者的优先权互不相关 B

当近地警告计算机发出（）警告时，TCAS不能发出决断咨询音频警告。低于下滑道风

切变拉起拉起、风切变或低于下滑道 D

对于只有A模式应答机的飞机，TCAS（）。同样能发挥正常功能完全不具备

防撞功能只可能发出TA 只可能发出RA C

相遇飞机的高度信息是由（）的。TCAS计算机测量相遇飞机的S模式应答机报告

相遇飞机的应答机报告相遇飞机的飞行员报告 B C

TCAS计算机发出的询问信号由（）接收。由相遇飞机的应答机由相遇飞机的TCAS

由ATC 中心由本机的应答机 A

在装备EFIS的飞机上，TCASⅡ在 ( ) RA信息。EHSI上显示红色的EADI上显示黄色的

EADI上显示红色的EHSI上显示黄色的 A C

TCASⅡ所显示的不同图形和颜色的符号可表示（）不同威胁等级的相遇飞机。 TA和RA两种一

般、进近、TA、RA四种有危险和无危险两种远离、接近、TA、RA四种 B

TCASⅡ的功用是在发生危险接近之前( )。控制FCC进行垂直机动发出垂直机动咨询自

动向ATC管制员报告发出垂直或水平机动咨询 B

世界上第一个实用的卫星导航系统，是 ( )系统.。美国研制的“子午仪”（TRANSIT）卫星导航美

国研制的GPS卫星导航苏联研制的“双子星”卫星导航苏联研制的GLONASS卫星导航 A

GPS系统可在（）为海上、陆上、空中、空间的用户连续地提供高精度的位置、速度和时间信息。全

球范围内，全天候部分区域内，全部时间部分区域内，全天候全球范围内，全

天候，全时 D

GPS系统由（）轨道卫星组成导航卫星系统。21 颗工作卫星和 6 颗备用21 颗工作卫

星和 4 颗备用12 颗工作卫星和 3 颗备用21 颗工作卫星和 3 颗备用 D

GPS所发射的伪码信号可分为（）三种。C码、C／A码、P码P码、C／A码、Y码

P码、C码、A码A码、C／A码、Y码 B

GPS 系统的P码信号的实时定位精度、测速精度、授时精度分别优于（）。 16米、l米／秒、1

微秒 16米、0.0l米／秒、0.01微秒 1.6米、0.l米／秒、0.01微秒 16米、0.l米／秒、

0.1微秒 D

GPS 系统的C／A码信号的定位精度可达（）以内。10米1米100米 0.1米 C

采用差分 GPS技术，可以达到（）的定位精度。十米分米米级厘米 C

GPS系统由（）三个子系统组成。地面支持网、空中卫星群和用户设备地面监测

站、空中卫星群和用户设备地面注入站、空中卫星群和用户设备地面支持网、空中

卫星群和主控站 A

GPS系统的地面支持网由（）组成。用户设备、主控站和注入站监测站、主控站和

注入站用户设备、主控站和监测站监测站、用户设备和注入站 B

在GPS系统的地面支持网中，（）用于提供GPS系统时间基准功能。监测站注入站用户设备

主控站 D

监测站每（）将其所测得的卫星距离信息和气象数据发送给主控站。 1秒钟6分

钟 6秒钟1分钟 C

GPS系统的地面监测站用于（）。提供GPS系统时间基准、气象数据接收GPS卫星信号，提供GPS系

统时间基准接收GPS卫星信号，计算伪距，监测导航信息接收GPS卫星信号，计算伪距和提供时间

基准 C

在GPS系统的地面支持网中，主控站用于（）。提供GPS系统时间基准、编制星历、计算星钟误差

并发送给监测站提供GPS系统时间基准、计算星钟误差和定位误差校正数据并发送给导航卫星提

供GPS系统时间基准、编制星历、计算星钟误差并发送给注人站提供GPS系统的定位误差数据并发送给用户设备 C

在GPS系统的地面支持网中，注入站用于（）。提供GPS系统时间基准将导航信息注入用户

设备将卫星的轨道数据注入用户设备将主控站的控制信息发送给卫星 D

GPS系统空中卫星群的卫星平均配置在（）个轨道上。八六十十二 B

GPS 可保证地球上任一地方的用户在任意时刻至少可接收到（）颗卫星的有效信号。

6 ３２ 4 D

GPS卫星姿态采用（）。三轴稳定方式，以保证卫星上天线的辐射口始终对准一个方向三轴稳定方

式，以保证卫星上天线的辐射口总是对准地面单轴稳定方式，以保证卫星自转轴总是对准太

阳重力稳定方式，保证卫星上天线的姿态不变 B

GPS卫星中装有（）。天线、收/发机、控制盒、导航电文存贮器接收机、发射机、高精度的振

荡器、控制盒天线、控制盒、高精度的振荡器、导航电文存贮器天线、收/发机、高精度的振

荡器、导航电文存贮器 D

GPS导航电文是卫星提供给用户的信息，它不包括（）。电离层修正参数和卫星钟偏差校正参

数时间信号卫星状态、卫星星历地面站发送的控制指令 D

GPS接收机接收来自卫星的导航信息，利用（）计算卫星位置。星历资料伪随机码

或载波相位电离层修正参数和卫星钟偏差校正参数时间信号 A

在GPS系统中，用户测量距离时须利用卫星所提供的（）。星历资料、导航电文伪随机码或

载波频率电离层修正参数和卫星钟偏差校正参数时间标记信号和卫星时钟 B

利用GPS卫星发送的（），可算出卫星在地心固定的空间直角坐标系中的位置。伪随机码或载波相位

电离层修正参数和卫星钟偏差校正参数轨道参数时间信号 C

GPS C／A码的周期和码元宽度分别为（）。 0.5ms、约 0.5us 1ms、约 1us 2ms、约 2us 1ms、约 1us C

GPS 所提供的C／A码为（）。 0.5ms中的2047个码位 1ms周期内的4095个码位 1000us周期

、1023码位的短码1ms周期、 1023个码位的长码 C

GPS C／A码的长度、周期、码元宽度分别为（）。它是一种短码，粗测码。因此它易于捕获，但精度

较差。 2047个码位、0.5ms、约 0.5us 4095个码位、1ms、约 1us 511个码位、2ms、约

2us 1023个码位、1ms、约 1us D

GPS C／A码的长度、周期、码元宽度分别为（）。它是一种短码，粗测码。因此它易于捕获，但精度

较差。 1024个码位 4096个码位、 8421个码位 1023个码位 D

GPS接收机所测得的伪距与真实距离的偏差主要是由（）引起的。卫星钟差、用户位置、电波

传播误差卫星钟差、用户钟差、电波传播误差卫星钟差、用户钟差、用户位置用

户钟差、用户位置、电波传播误差 B

在GPS接收机中，在测得伪距后必须修正由（）所导致的距离误差。卫星钟差、用户位置、电波

传播误差卫星钟差、用户钟差、躁声卫星钟差、用户钟差、地球曲率用户钟差、

用户钟差、电波传播误差 D

GPS系统的“伪距”指的是（）距离。以伪码表示的卫星与地球坐标间的以伪码表示的用户

与卫星间的以伪码表示的用户与地面间的有较大误差的用户与卫星间的距离 D

GPS系统中的时间系统为高精度的时间系统，它是以（）为单位的。秒微秒纳秒

原子秒 D

GPS系统中的高精度时间系统是自1980年1月6日零点为起点的，所用的计时单位为（）。周数、日数

、GPS秒年、月、日数、24小时计数和GPS秒年、月、日、时、分、GPS秒UTC协调世界时 A

（）是一种连续的、高精度的、均匀的时间系统，它以原子秒为单位。 GPS时天文时UT

协调世界时UTC 格林威治时 A

机载GPS可提供的数据主要有（）。经度、纬度、高度、风速和地速经度、

纬度、航向、精确时间和地速经度、纬度、高度、精确时间和飞机俯仰角经度、

纬度、高度、精确时间和地速 D

机载GPS系统包含的LRU组件有（）。 GPS天线、天线前置放大器和多模式接收机（MMR）

GPS天线、射频放大器、控制盒和多模式接收机（MMR） GPS天线、多模式接收机（MMR）和

GPS位置指示器GPS天线和多模式接收机（MMR） D

飞机的最终位置是由（）把GPS来的位置信息或无线电导航系统提供的位置信息与IRS数据结合起来计

算得出的。 GPS导航组件 MCDU FMCS ADIRU C

驾驶舱中与GPS系统有交连的组件是（）。 CDU和主警戒指示器 FMC IRS的方式选择组

件和IRS主警戒组件音频控制面板 A C

多模式接收机MMR中的GPS接收机是利用（）的数据对系统初始化的。 FMC所提供 MCDU或CDU

所输入从FMCS得到的初始位置 ADIRU所提供的惯性基准 D

GPS系统的系统初始化是指（）。利用FMCS所提供的数据获得飞机的起始位置利用主控站

所提供的数据更新卫星的起始位置利用主控站所提供的数据和精确时钟更新卫星的起始数据利

用ADIRU所提供的数据获得飞机的其始位置 D

GPS导航接收机的工作模式包括（）。获取模式（Acquisition mode）导航模式

(Navigation mode ) 辅助模式 (Aided mode) 等待模式（Polled mode） A B C

GPS导航接收机的获取模式（Acquisition mode）是指（）。接收到GPS数据

将ADIRU的高度和地球半径作为第4距离从ADIRU接收惯导高度、航迹角和地速信息且输出为NCD

搜索和锁定卫星信号 D

GPS导航接收机的在（）模式下可提供飞机的位置数据。获取模式（Acquisition mode）导

航模式(Navigation mode ) 辅助模式 (Aided mode) 等待模式（Polled mode

） B

GPS导航接收机的高度辅助(Aided mode)模式是指（）。GPS从ADIRU处接收惯导高度以计算伪距

GPS从ADIRU处接收惯导高度来修正计算得到的GPS高度在只有三个星时利用ADIRU高度来帮助计算GPS 须利用ADC高度来进行计算 C

GPS系统就进入导航模式的条件是（）。短暂的卫星覆盖不好期间并小于30秒 GPS系统

完成初始化 FMCS向GPS接收机发出导航模式指令 GPS获得并锁定了至少4颗卫星 D

GPS系统进入导航模式的必要条件是可接收到（）卫星的有效信号。3颗 4颗21颗1颗 B

在辅助模式下GPS的输出为（）。全零NCD（无计算数据）先前有效数据

故障代码 B

卫星向机载GPS发射的信号频率是（）频率。 L1（1783.74MHZ）和L2（1575.42MHZ）

L1（1783.74MHZ）和L2（1227.6MHZ）L1（1575.42MHZ）和L2（1227.6MHZ） L1

（1754MHZ）和L2（1854MHZ） C

机载GPS接收机的工作频率是（）。 L1（1783.74MHZ）和L2（1575.42MHZ） L1

（1783.74MHZ）和L2（1227.6MHZ）L1（1575.42MHZ）和L2（1227.6MHZ） L1（1754MHZ）和

L2（1854MHZ） C

卫星发送状态数据给地面监视站的下行频率是（）。 1575.42MHZ 1227.6MHZ

1854MHZ 1783.74MHZ D

在（）模式下，GPS接收机使用ADIRU的惯性基准数据以进行初始化。。

辅助获取导航初始 D

一旦（）出现故障，IRS主警戒组件就会使GPS故障灯通亮。

IRS组件 GPS 天线 MMR组件 FMC组件 C

利用（）的方法，可以使GPS系统C／A码的相对定位精度达到米级。多套GPS接收机同时工作

测多次位置求统计平均与IRS系统及FMC相结合差分 GPS D

GPS系统的正常捕获时间约为（）。30秒钟 10分钟 5-6分钟1分

钟 C

ACARS

ACARS系统是一个 ( ) 数字式数据通信网络。可寻址的空/地可寻址的空/空点

对点的空/地点对点的空/空 A

ACARS通信系统的功能是（）。进行飞机之间的数据和信息的手动传输进行空地之间的数据

和信息的手动传输进行飞机之间的数据和信息的自动传输进行空地之间的数据和信息的

自动传输 D

ACARS通信系统的组成中，包括（）。ACARS机载设备 VHF地面无线电网ACARS控制中

心和航空公司信息中心国际海事卫星网 A B C

与机载ACARS无关的设备是（）。对话式显示组件（IDU）和打印机管理组件（MU）VHF3号通信

收发机HF通信收发机 D

ACARS 的某个地面台的功用是 ( )。接收视距范围内的飞机 ACARS数据与ACARS控制中心交换

数据向视距范围内的飞机发送 ACARS数据直接与超视距飞机进行数据交换。 A B C

ACARS系统（）地区。几乎全部覆盖欧、北美可以覆盖全球几乎全部覆盖欧、北美和中国

可以覆盖除极区以外的全球 C

ACARS控制中心通过（）与各ACARS地面台、各航空公司信息中心相联系。地面通信网络

国际海事卫星机载ACARS收发机机载卫星通信系统 A

ACARS控制中心通过（）把航空公司和它相应的飞机联系起来，进行数据和信息双向交换。代

码寻址选择呼叫系统询问/应答方式地面二次雷达 A

ACARS所报告的OOOI 是指（）。发动机启动、飞机的起飞、落地、发动机关闭时间飞机的起飞、落地、离开和进入登机门时间飞机的电源打开、起飞、落地、电源关闭时间飞机门关上

、起飞、落地、门打开时间 B

利用ACARS通信系统可在飞机发生空中故障时，（）。由飞行员向地面报告自动存储

故障信息并在落地后自动向地面控制中心报告可立即自动向地面报告，无需飞行员参与

存储故障信息，等飞机落地后自动向地面报告，但需飞行员参与 C

利用ACARS系统的对话式显示组件IDU，（）。机组可输入发送命令，并提供数据接收的提示

机组可输入飞机识别码，显示所有发射和接收的数据。机组可直接与ACARS控制中心对话机

组可输入报告和阅读内存的数据，显示所有发射和接收的数据。 D

ACARS通信系统的管理组件（MU）的功能是（）。自动进行数据处理、存贮、控制发射和其它相

关任务通过IDU组件手动进行数据处理、存贮、控制发射和其它相关任务接收来自IDU组

件的数据，并把它发送到地面接收来自地面控制中心的数据，并把它送到IDU组件 A

机组通过ACARS系统的对话式显示组件IDU可选择（）。 ACARS 的工作方式话音通

信方式及频率由第几套VHF通信收发机工作由第几套HF通信收发机工作 B ACARS系统是利用（）通信收发机来传送数据的。第1套VHF 第2套VHF 第1套HF 第3套VHF D

ACARS系统的工作方式包括（）。 DEMAND（请求）方式 POLLED（等待）方式

语音方式数据方式 A B C

ACARS系统的DEMAND（请求）方式是（）。受地面台指令时进入的被动报告方式一种等待方式电源接通后系统所处于的基本工作方式一种询问方式 C

ACARS系统的POLLED（等待）方式是（）。电源接通后系统所处于的基本工作方式受地面台指

令时进入的被动报告方式一种基本工作方式一种询问方式 B

STATCOM

卫星通信实际上就是利用通信卫星作为（）的一种通信方式。中继站地球站微

波站移动通信站 A

目前所应用的通信卫星距地面约（）。 12000km 3600km 1200km 36000km D

目前所应用的通信卫星是（）。轨道为圆形的太阳同步轨道为椭圆形的地球同步轨道为椭圆形的太阳同步轨道为圆形的地球同步 D

卫星通讯系统所应用的通信卫星是（）的卫星。距地面12000km的静止距地面36000km的静止距地面12000km 距地面36000km B

卫星通讯系统利用( )等间隔配置的静止卫星可以实现全球通信。3颗4颗21颗 6颗 A

三颗静止通信卫星所处的位置分别在（）上空。太平洋、北冰洋和大西洋太平洋、印

度洋和大西洋欧洲、亚洲、大洋洲欧洲、亚洲、美洲 B

卫星通信中目前常用的多址方式是（）。FDMA TDMA CDMA HDMA B

卫星通讯系统的天线波束较全球波束窄，可以提高卫星的（）。有效输出功率，因而增加系统

效率有效覆盖面积，因而增加系统容量有效辐射功率，因而增加系统容量有效覆盖面积，因而增加系统效率 C

由于卫星通信使用微波频段，卫星带宽可达（）以上。1000～5000MHz 50～100MHz

500～1000MHz 100～500MHz C

下述因素中，对卫星通信传输质量影响最大的因素是（）。丘陵、沙漠、丛林、沼泽地等地面自然条件的差异通信距离的变化范围自然或人为干扰日凌现象 D

卫星通讯系统中的日凌中断现象是指（）时，卫星通信的中断现象。卫星处在太阳和地球之间

地球处在太阳和卫星之间太阳、卫星和月球共处在一条直线上卫星进入地球阴影区 A

当太阳、卫星和地球共处在一条直线上，且卫星处在太阳和地球之间时，卫星通信的中断现象称为（）现象。日食天电干扰日凌星蚀 C

在卫星通讯系统中，当太阳、卫星和地球共处在一条直线上，且（）时，造成了卫星的日蚀，称作星蚀。卫星处在太阳和地球之间地球处在太阳和卫星之间太阳处在地球和卫星之间卫星进入地

球阴影区 B D

当（）时，造成了卫星的日蚀，这就是卫星通讯系统中的星蚀现象。太阳、卫星和地球共处在一条

直线上，且卫星处在太阳和地球之间太阳、卫星和地球共处在一条直线上，且地球处在太阳和

卫星之间卫星进入地球阴影区太阳、卫星和月球共处在一条直线上 C

在（）中，有较大的信号传播延迟和回波干扰。 ACARS系统静止卫星通信系统微

波通信系统光纤通信系统 B

为了传送模拟信息，在数字卫星通信中必须利用（）技术，把源信息变换成数字符号。低噪声放大

、混频等位同步、帧同步等抽样、量化、编码等纠错控制和加密等 C

在数字卫星通信中采取（）的目的是提高数字卫星通信传输的抗干扰性。信道编码信

源编码加密措施多址联接 A

数字卫星通信系统的多址联接是指（）。一个地球站把送来的多个信号在基带信道上进行复用

多个地球站之间，通过卫星转发器进行相互通信一个地球站把信号送到不同的卫星转发器上

多个地球站发射的信号，在卫星转发器上进行射频信道的复用 D

( ）是数字卫星通信技术的关键问题之一。低躁声放大同步问题微波混频微

波功率放大 B

卫星通信系统中的转发器的主要功能是对上行信号进行（）。放大、混频、功率放大，形成下行信

号抽样、量化、编码、功率放大，形成下行信号纠错控制、加密、功率放大，然后发射

回地面信道编码、信源编码、功率放大，然后发射回地面 A

卫星中的通信系统中的转发器用于（）。对下行信号进行低噪声放大、混频、功率放大，形成上

行信号对上行信号进行纠错控制、加密、功率放大，形成下行信号对下行信号进行抽样、量化、

编码、功率放大，形成下行信号对上行信号进行低噪声放大、混频、功率放大，形成下行信号 D 业务量大的大型卫星通信地球站常采用（）放大器，输出功率可达 3000W。行波管功率固

态砷化稼场效应管速调管功率晶体管功率 C

卫星通信系统中的上行信号是指由一个（）的信号。通过变频使载频升高地球站发往另一个地

球站地球站发往卫星卫星发往地球站 C

卫星通信系统中的下行信号是指由一个（）的信号。卫星发往地球站地球站发往另一个地球站

地球站发往卫星通过变频使载频降低 A

卫星通信系统中的下行信号的频率（）上行信号的频率。等于大于小于不等于 D

卫星通信系统中的下行信号的频率和上行信号的频率（）。是相等的是不相等的同

属于一个频段都是L频段 B

航空移动卫星通信系统AMSS中，卫星与飞机之间的通信频率为（）波段的信号。C或L C L

C或Ku C

卫星通信中最常用的信道分配制度有（）两种。频率分配和时间分配预分配方式和按需分

配方式固定分配方式和按时分配方式全可变分配方式和随机分配方式 B

航空移动卫星通信系统AMSS的卫星上有（）转发器。一个三个两个C和Ku两个 C 目前，（）是全球移动卫星通信业务的主要提供者，在世界移动卫星通信领域占有极重要的地位。

国际空间卫星组织国际通信卫星组织依星系统国际海事卫星组织 D

INMARSAT的航空系统的服务对象是（）。飞机机组和乘务人员飞机机组与地面空管人员

飞机旅客和机组人员飞机旅客和地面空管人员 C

INMARSAT的航空系统由三部分组成，分别是（）。航空地球站、飞机地球站和终端设备

卫星、航空地球站和飞机地球站卫星、航空地球站和终端设备卫星、终端设备和飞机地球

站 B

目前常用的飞机卫星通信设备由（）组成。卫星数据组件、射频组件和高功率放大器卫

星数据组件、音频组件和高功率放大器卫星数据组件、射频组件和控制盒组件卫星数据组

件、高功率放大器和控制盒组件 A

机载卫星通信系统的天线系统在飞行中利用（）控制天线波束，使主瓣始终朝向卫星方向。天

线伺服组件卫星数据组件波导换向器波束调节组件 D

航空移动卫星通信系统主要是由四部分组成。它们分别是（）。机载地球站、地面地球站、卫

星空间网络、机载接收机机载地球站、地面地球站、卫星空间网络、地面话音/数据网络机

载地球站、地面地球站、机站、地面话音/数据网络机载地球站、地面地球站、航空地球站、地面话音/数据网络 B

机载卫星通信系统的天线子系统内部设有（），以提高信噪比。带通滤波器衰减器

低噪声放大器波束调节器 C

机载卫星通信系统须向天线子系统提供直流电源，以使其中的（）正常工作。带通滤波器低

噪声放大器衰减器波束调节器 C

卫星通信系统中将多个信号在基带上进行复合和分离的技术称为（）。混频调制多

址联接多路复用 D

卫星通信系统中将多个信号在射频信道上的复合技术称为（）。多路复用频分复用

多址联接混频复用 C

空气动力

对于亚音速飞机，关于迎角与升力关系的说法中，错误的是迎角为零时，升力系数为零迎

角界于零升迎角与临界迎角之间时，升力系数与迎角成正比迎角大于临界迎角时，迎角再增大，升力系数也不会增大迎角为零时，升力系数不等于零 A

迎角产生的俯仰力矩的作用是（）。当迎角减小时，飞机的俯仰负力矩也增大，起稳定作

用当迎角增加时，飞机的俯仰负力矩也增大，起稳定作用当迎角增加时，飞机的俯仰

正力矩也增大，起稳定作用当迎角改变时，飞机的俯仰力矩不变，起稳定作用 B

要使飞机具有纵向静稳定性飞机重心位置必须在全机焦点之后飞机重心位置必须

在全机焦点之前飞机重心位置必须与全机焦点重合飞行迎角为正 B

飞机绕其横轴运动产生的俯仰力矩对飞机运动的影响是不稳定作用稳定作用

阻尼作用操纵作用 C

在下列参数中，与侧力无关的是侧滑角滚转角速度迎角偏航角速度 C

关于侧力的说法，正确的是正的侧滑角产生负的侧力正的方向舵偏角产生负的侧力正

的滚转角速度产生正的侧力正的方向舵偏角产生正的侧力 A D

滚转角速度引起的滚转力矩，起（）作用。阻尼不稳定加速滚转稳定 A

协调转弯是指升力等于总重、飞机转弯率等于偏航率飞机转弯率等于飞行速度升力等于总重、飞机转弯率等于转弯半径飞机的滚转和偏航运动间的协调，与升力无关 A

在协调转弯的时候，下面要求中，错误的是向心力等于离心力升力的垂直分量等于重力飞

机没有横向的加速度；升降舵向下偏转 D

失速的特征是升力降低，阻力增加升力增加，阻力降低升力增加，

阻力增加升力降低，阻力降低 A

当机翼接近失速迎角时，其特征中，错误的是（）。增加迎角却使指示空速减小飞行操纵系

统操纵更加容易机翼后部的气流变得更加紊乱，气流将冲击机尾失速警告装置发出警告信号 B 下面有关失速描述中，错误的是低速大迎角失速，常见于起飞和着陆过程中当飞机迎角很快地增加时会出现失速机翼上表面的空速达到当地音速时会出现激波而失速当飞机迎角很快地减小时会出现失速 D

具有纵向稳定性的飞机受到外界抬头力矩干扰作用时，它将自动产生低头力矩抬头力矩

倾斜力矩偏航力矩 A

水平安定面有利于飞机纵向稳定性，因为它使全机焦点前移它使全机重心前移它

使全机重心后移它使全机焦点后移 D

具有航向稳定性的飞机，当飞机受到外界干扰左侧滑时飞机速度向量将会偏转至飞机纵轴方向

飞机纵轴方向将会偏转至飞机速度向量方向飞机速度向量方向偏转至给定航向飞机纵轴方向将会偏转至给定航向 B

飞机的横向静稳定性受哪些因素影响机翼的后掠角机翼的上/下反角侧滑角飞机的滚转

角 A B C

飞机的姿态角是反映机体轴系与地面轴系之间的关系机体轴系与速度轴系之间的关系速

度轴系与地面轴系之间的关系机体轴系与惯性轴系之间的关系 A

俯仰角定义为机体纵轴与地面坐标系横轴之间的夹角机体纵轴与地面坐标系立轴之间的夹

角机体纵轴与其在地平面投影线之间的夹角机体纵轴与速度向量之间的夹角 C

滚转角定义为飞机立轴与包含飞机纵轴的铅垂面间的夹角机体立轴与地面坐标系纵轴

之间的夹角飞机立轴与地面坐标系横轴之间的夹角飞机立轴与地平面之间的夹角 A

侧滑角定义为

空速向量在飞机对称面上的投影与机体纵轴的夹角空速向量在飞机对称面上的投

影与飞机立轴之间的夹角空速向量与其在地平面的投影之间的夹角空速向量与飞机对称面的夹角 D

迎角反映

空速向量在飞机对称面上的投影与机体纵轴的夹角空速向量在飞机对称面上的投

影与飞机立轴之间的夹角空速向量与其在地平面的投影之间的夹角空速向量与飞机对称面的夹角 A

自动驾驶的工作回路包括稳定回路制导回路舵回路同步回路 A B C D

下列参数中，描述飞机重心运动的是姿态角侧滑角迎角地速 D

飞机空间运动的六个自由度包括两个线运动，四个转动三个线运动，三个转动四个线运动

，两个转动一个线运动，五个转动 B

飞机纵向运动不包括速度的增减俯仰运动倾斜运动升降运动 C

飞机的横侧向运动不包括重心侧向偏移倾斜运动偏航运动俯仰运动 D

DFCS

通常，自动驾驶仪分为比例式自动驾驶仪和积分式自动驾驶仪比例式自动驾驶仪和微分式自

动驾驶仪积分式自动驾驶仪和微分式自动驾驶仪积分式自动驾驶仪和同步式自动驾驶仪 A

下面关于比例式自动驾驶仪控制俯仰姿态的阐述中，正确的是如果存在常值力矩干扰，有稳态静差

对于位置输入信号，有稳态误差对于斜坡输入信号，没有稳态误差在常值力矩干扰租

用，没有稳态静差 C

在控制规律比例式A/P控制规律中，减小常值力矩干扰时的稳态静差的方法为增大系统输出/输入的

传递系数减小系统输出/输入的传递系数增大飞机阻尼系数增大飞机稳定力矩系数 A

比例式A/P改为积分式A/P，不正确的方法是（）。在比例控制规律中增加前置积分环节去

掉硬反馈式舵回路中的速度反馈在舵回路中去掉位置反馈，仅保留速度反馈，即采用软反馈在

硬反馈式的舵回路中增加均衡环节反馈 B

与比例式控制规律相比，积分式控制规律的优点是在飞机受到常值力矩干扰时，稳定性变好

在飞机受到常值力矩干扰时，没有稳态静差在飞机受到常值力矩干扰时，恢复速度变快

在飞机受到常值力矩干扰时，恢复过程振荡减弱 B

对自动驾驶仪工作回路的描述中，错误的是舵回路是由舵机作为执行部件而形成的闭合回路舵

回路与飞机和测量飞机姿态的敏感元件构成的回路，就是稳定回路在稳定回路的基础上可以构成

制导回路同步回路在自动驾驶仪衔接后工作 D

稳定回路的主要作用是稳定飞机的姿态角运动稳定飞机的运动轨迹保证飞机运动过程的

稳定稳定飞机的速度 A

航迹倾斜角是描述

机体坐标系与地面坐标系之间的关系机体坐标系与地速坐标系之间的关系地速坐标系与地面坐标系之间的关系地速坐标系与惯性坐标系之间的关系 C

迎角的正方向规定为速度向量在飞机对称面上的投影在飞机纵轴之下为正速度向量在飞机对

称面上的投影在飞机纵轴之上为正速度向量在飞机对称面上的投影在机体横轴之左为正速度向量

在飞机对称面上的投影在机体横轴之右为正 A

偏航角的正方向规定为飞机机头方向偏在预选航向的左边为正飞机机头方向偏在地速的左边

为正飞机机头方向偏在地速的右边为正飞机机头偏在预选航向的右边为正 D

侧滑角的正方向规定为空速向量处于飞机对称面左边时为正空速向量处于飞机水平面之

上时为正空速向量处于飞机对称面右边时为正空速向量处于飞机水平面之下时为正 C

自动驾驶仪衔接前哪个回路工作？舵回路同步回路稳定回路制导回路 B

消弱操纵面上的铰链力矩是（）回路的作用？舵回路同步回路稳定回路制导回路 A 在数字式飞行控制系统中，自动驾驶仪的执行机构是飞行控制计算机方式控制板作动筒/伺服机构飞行管理计算机 C

自动驾驶仪制导回路用来控制飞机的飞行高度控制飞机的飞行姿态控制飞机的飞行速度

控制飞机的侧向航迹 A C D

自动驾驶仪的输出信号是控制舵面的偏转高度目标值速度目标值姿态目标值 A

关于荷兰滚的说法中，错误的是通过方向舵的偏转可以抑制荷兰滚荷兰滚现象可以通过阻止飞机绕立轴的偏航得到控制荷兰滚模态表现为滚转角和侧滑角随时间周期性的变化荷兰滚运动

的频率低于飞机正常转弯运动频率 D

马赫配平的功能是

保持飞行马赫数不变在大马赫数飞行时控制飞机的速度在大马赫数

飞行时保证飞机纵轴方向的稳定性在低速飞行时保证飞机速度的稳定性 C

关于马赫配平系统的工作，错误的是马赫配平系统控制升降舵或水平安定面马赫配平系

统必须与自动驾驶仪连同工作马赫配平系统可以保证飞机的纵向稳定性马赫配平系统工作与

否与自动驾驶仪是否衔接无关 B

安定面配平的作用是保持飞行速度不变保持飞行高度不变保持纵向（俯仰）力

矩的平衡保持飞机航向不变 C

下面关于配平系统的说法中，错误的是自动配平系统可以自动配平飞机重量和重心位置变化引起

的不平衡力矩自动配平系统可以自动配平由于放襟翼引起的不平衡力矩自动配平系统控制水平安定面，以减小升降舵的铰链力矩自动配平系统可以保证飞机飞行速度的稳定 D

比例式自动驾驶仪工作在高度保持方式，若遇上升气流干扰，则稳定结果是仅有高度误差仅

有姿态误差有高度误差及姿态误差无稳态静差 B

比例式自动驾驶仪工作在高度保持方式，若遇常值力矩干扰，则稳定结果是仅有高度误差

仅有姿态误差有高度误差及姿态误差无稳态静差 A

在荷兰滚模态中，转弯速率是不断变化的始终不变的时变时不变的固定的常值 A

下面有关马赫配平系统的说法，错误的是马赫配平系统的指令由FCC计算，与自动驾驶仪工作与否无关飞机马赫数增大，安定面前缘朝上运动飞机马赫数增大，安定面前缘朝下运动马

赫配平系统可以改善飞机速度不稳定的特性 B

马赫配平的工作情况是马赫数增加，升降舵向下偏转马赫数增加，升降舵向上偏转马

赫数减小，升降舵向上偏转马赫数减小，升降舵向下偏转 B D

积分式自动驾驶仪工作在高度保持方式，若遇常值力矩干扰，则稳定结果是仅有高度误差仅

有姿态误差有高度误差及姿态误差无稳态静差 D

积分式自动驾驶仪工作在高度保持方式，若遇垂直气流干扰，则稳定结果是仅有高度误差仅

有姿态误差有高度误差及姿态误差无稳态误差 B

升降舵调整片的作用是控制飞机的俯仰调整升降舵的实际偏转角减小升降舵的铰链力矩代替升降舵 C

AFCS MCP的功用是衔接自动驾驶衔接偏航阻尼器选择A/P工作方式选择A/P执

行的目标参数 A C D

（）不是模拟式飞行控制系统的特征。难以实现复杂的控制规律难以实现多余度系统容

易实现机内综合自检测功能系统监控能力低 C

在数字式飞行控制系统中，自动驾驶的内回路是指同步回路舵回路轨迹控制回路姿

态控制回路 D

在数字式飞行控制系统中，自动驾驶的外回路是指同步回路舵回路轨迹控制回路姿

态控制回路 C

在DFCS中，FCC对输入信号的处理分成舵回路和同步回路稳定回路和舵回路控

制回路和同步回路内回路和外回路 D

在DFCS中，管理执行程序软件属于操作系统软件飞行控制软件故障诊断程序软件支

持软件 B

在DFCS中，余度管理软件属于操作系统软件飞行控制软件故障诊断程序软件支

持软件 B

在DFCS中，控制规律计算软件属于操作系统软件飞行控制软件故障诊断程序软件支

持软件 B

在DFCS中，机内自检软件属于操作系统软件飞行控制软件故障诊断程序软件支

持软件 C

FCC的每一个工作通道按功能可以分成数字处理部分，模拟处理部分数字计算部分，离散

处理部分电源部分输入输出部分 A C D

FCC的输入信号类型有数字信号、模拟信号模拟信号、离散信号数字信号、离散信号

数字信号、模拟信号、离散信号 D

现代民航飞机的自动驾驶仪通常有哪两个通道（）。倾斜通道和航向通道倾斜通道和俯仰通

道俯仰通道和航向通道倾斜通道和速度通道 B

自动驾驶仪工作在指令状态（CMD），其目标参数来自（） FMC MCP FMC和MCP 驾

驶杆的输入 C

自动驾驶仪工作在驾驶盘操纵状态（CWS），其目标参数来自FMC MCP FMC及MCP 驾

驶杆的输入 D

在A／P衔接之前，舵面位置传感器的信号反馈回FCC，其作用是使A/ P作动筒和舵面位置同步

产生舵面控制指令用于系统工作状态监控使A/P作动筒锁定 A

FCC内方式及衔接连锁模块的作用是计算有效的工作方式确定所选方式的有效性完成自动驾

驶伺服指令的计算计算相应的配平指令 B

FCC内方式计算模块的作用是计算有效的工作方式确定所选方式的有效性完成自动驾

驶伺服指令的计算计算相应的配平指令 A

FCC内自动驾驶伺服指令计算模块的作用是计算有效的工作方式确定所选方式的有效性完成自动驾驶仪伺服指令的计算计算相应的配平指令 C

FCC内飞行指引指令计算模块的作用是计算有效的工作方式确定所选方式的有效性完

成飞行指引仪指令的计算计算相应的配平指令 C

故障监控主要方法是主动监控与被动监控全面监控与选择监控连续监控与间断监控

比较监控及自主式监控 D

飞行指引仪的指示功能不包括飞行姿态的变化提供目视的飞行指引指令直接显示出

操纵要求的指令用以监控A/P的工作状态 A

对自动驾驶和飞行指引而言，（）工作方式仅为飞行指引所有？高度保持方式水平导航

方式VOR／LOC方式起飞方式 D

（）下飞行指引杆消失？起飞方式复飞方式拉平方式垂直导航方式 C

（）不是飞行指引仪的基本工作方式。垂直速度方式推力保持方式高度保持方

式进近方式 B

伺服电机的机械特性表明在某一控制电压UK作用下（）。伺服电机的输出转矩与转速的函数关系

伺服电机的输入转矩与转速的函数关系伺服电机的输出位置与转速的函数关系伺服电机的

输入电流与转速的函数关系 A

电液伺服阀的作用是输出力矩输出角速度输出正比于位移的交流电压电

液转换和功率放大 D

电液伺服阀按输出量可分为连续控制式和流量控制伺服阀连续控制式和压力控制伺服阀

压力控制伺服阀和脉宽调制式流量控制伺服阀和压力控制伺服阀 D

电液伺服阀按输入形式可分为流量控制伺服阀和压力控制伺服阀流量控制伺服阀和连续控制式

连续控制式和脉宽调制式压力控制伺服阀和脉宽调制式 C

按照液压伺服系统执行元件的输出可分为节流式液压控制系统与负载压力伺服系统节流式液压控制系统与容积式液压控制系统液压位置伺服系统与容积式液压控制系统液压位置伺服系统与

速度伺服系统 D

液压控制系统按其驱动方式可分为速度伺服系统与加速度伺服系统节流式液压控制系统与容积式

液压控制系统位置伺服系统与速度伺服系统加速度伺服系统与负载压力伺服系统 B

舵回路的基本组成不包括放大器反馈装置舵面舵机 C

舵回路有硬反馈式、软反馈式和弹性反馈式硬反馈式、软反馈式和直接反馈式硬反馈式、

软反馈式和速度反馈式硬反馈式、软反馈式和位置反馈式 A

液压伺服系统和电气伺服系统相比，以下（）不正确。电气系统的定位误差较大液

压元件的体积可以做得相当小液压元件的公差要求严格，价格较贵控制系统的小功率部

分一般宜采用液压伺服系统 D

采用电气、液压联合的伺服控制系统中，液压部分用于系统信号的接收、放大反馈及远距

离控制系统的执行机构系统信号的传输 C

以下（）是自动油门系统的工作方式。高度保持方式垂直速度方式V NAV 方式

速度方式 D

人工选择自动油门（A／T）的工作方式在（）上进行 FMCS CDU A/T计算机AFCS-MCP

导航控制面板 C

通常在巡航时，A／T控制的参数是速度高度姿态升降速度 A

在起飞爬升时，A／T工作方式是速度方式N1方式垂直速度方式高度层改变方式 B

通常A／T使用的N1 限制值来自FCC FMC A/T 计算机人工输入 B

A/T工作在速度方式，其目标速度来自FMC FCC CDU MCP A D

A/T系统油门推力保持（THR HOLD）方式出现在飞机起飞滑跑阶段巡航阶段进

近方式自动着陆阶 A

A/T系统的速度方式可由（）自动选择。ADCS IRS DFCS FMCS C

A／T的飞行方式显示在EADI EHSI CDU ASA A

A/T系统（）保持马赫数。起飞阶段 2000英尺以下巡航阶段，高度较低时巡航阶段 D “A／T LIMIT”灯亮表明 FMC提供的目标速度无效FMC提供的N1限失效A/T系统计算的N1限制无效 A/T计算机失效 B

偏航阻尼系统通过控制（）抑制飞机的“荷兰滚”运动。升降舵方向舵副翼飞

行扰流板 B

偏航阻尼系统感受飞机的（），产生控制指令。偏航角偏航角速率俯仰角倾斜角 B

偏航阻尼系统控制方向舵的偏转角与飞机的（）成正比。偏航角俯仰角偏航角速率倾

斜角 C

荷兰滚”运动是飞机绕（）的周期性运动。立轴及纵轴立轴及横轴横轴及纵轴

俯仰轴及航向轴 A

（）也属于偏航阻尼系能的功能。控制飞机俯仰控制飞机的速度控制飞机倾斜

对飞机的转弯起协调作用 D

偏航阻尼系统在（）投入工作。起飞阶段巡航阶段着陆阶段所有飞行阶段 D

偏航阻尼系统需要的基本输入信号是偏航速率及倾斜角偏航角及偏航速率偏

航角及俯仰角偏航速率及俯仰角 A

实现电传操纵系统的关键在于飞机的性能安全可靠性控制规律飞机的用途 B

为保证电传操纵系统的可靠性，需要采取的有效措施是减少部件数量减少使用时间采

用余度技术提高部件的性能 C

多重系统也称余度系统，因为引入多重(套)系统执行同一指令，完成不同工作任务引

入多重(套)系统执行不同指令，完成同一项工作任务引入多重(套)系统执行不同指令，完成不同工作

任务引入多重(套)系统执行同一指令，完成同一项工作任务 D

电传操纵系统的基本方案有（）两大类。人工和自动模拟式和数字式电动和液压自

主式和半自主式 B

电传操纵系统主要组成中没有杆力传感器计算机机械操纵杆系伺服作动器 C

电传操纵的6余度系统一般由几个相同的通道组成，每个通道都包含传感器、计算机、舵机

信号选择器以及监控器与切换装置传感器、计算机、舵机、信号选择器以及监控器与切换装置

计算机、舵机、信号选择器 C

多余度的电传操纵系统（）连接可提高其可靠性。串联并联交叉串、并联 C

电传操纵系统是把驾驶员的主操纵系统和（）一起，形成一个“人—机”控制系统。飞行管理计

算机系统自动飞行控制系统惯性导航系统大气数据系统 B

为了确保安全可靠，减小雷电感应电压，对电传操纵系统采取各种措施中不恰当的是几个通道的

走线完全平行多点接地的屏蔽措施光纤传输信号非相似余度 A

电传操纵系统是电信号系统控制增稳系统电信号系统与控制增稳系统的综合系统

阻尼控制系统 C

电传操纵系统能提供全权限、全时间操纵有限权限操纵有限时间仅人工操纵 A

航迹方位角定义为飞行速度向量在机体对称面上的投影与机体纵轴之间的夹角空速速度

向量与地理坐标东西轴之间的夹角飞行速度向量与机体横轴之间的夹角飞行速度向量在地

平面上的投影与地理坐标北向之间的夹角 D

在控制规律[img]G51[/img]中，下面说法正确的是[img]G52[/img]一项产生阻尼力矩,防止系统振荡[img]G53[/img]一项产生阻尼力矩，防止系统振荡[img]G53[/img]一项产生控制力矩[img]G55

[/img]越大，系统稳定性越好 B

在控制规律[img]G56[/img]中，仅增大[img]G555[/img]后，以下说法错误的是系统快速性增强系

统稳定性变好系统振荡变强系统稳态误差减小 B

在控制规律[img]G56[/img]中，仅增大[img]G57[/img]中后，以下说法正确的是系统快速性增强系

统稳定性变好系统振荡变强系统稳态误差减小 B

在控制规律[img]G54[/img]中，下面说法正确的是[img]G52[/img]的作用是消除斜坡输入信号时的

稳态误差[img]G53[/img]的作用是产生阻尼力矩[img]G52[/img]的作用是产生阻尼力矩

[img]G55[/img]越大，系统越稳定 A

在控制规律[img]G58[/img]中，[img]G59[/img]的作用是消除或减小稳态误差增大阻尼，

减小振荡产生控制力矩提高系统的快速性 B

在控制规律[img]G58[/img]中，仅增大[img]G57[/img]的情况下系统的快速性变好系

统的稳定性变好系统的稳态误差变大可以减小系统的振荡 A

下列控制规律中，属于比例式控制规律的是[img]G25[/img] [img]G26[/img] [img]G27[/img]

[img]G28[/img] B

下列控制规律中，不是积分控制规律的是（）。[img]G29[/img] [img]G30[/img] [img]G31

[/img] [img]G32[/img] A

电子飞行仪表系统（EFIS）的主要功用是（）。

显示导航数据和飞行性能数据显示飞行状态显示自动飞行方告通告进行机内测试 A B C EFIS显示特点是（）。

体积小重量轻；采用高余度技术，可靠性高用时分制显示大量综合信息自监控能力强 C

四管配制的EFIS的基本组成为（）。 B

四个显示器、一个符号发生器、二个控制板四个显示器、二个或三个符号发生器、二个控制板、二个远距光传感器四个显示器、二台计算机、一台多功能显示器、四个控制板四个显示器、二台计算机、一个控制板六管配制EFIS显示器主要特点是（）。

六个显示器各自独立工作六个显示器分工显示符号发生器均在显示器内安装，六个显示器互为余度六个显示器彩色显示，可靠性高 C

四管配制EFIS输入信号形式有（）。

串╱并联数字信息，模拟（电压、同步、频率）信号ARINC数字信息，模拟（电压、同步、频率）信号串╱并联数字信息，离散量信息数字（串/并联），模拟量信号及离散信息 D

四管配制EFIS左右输入的信号源关系是（）。左右信号源可人工切换左右信号源可自动切换左右信号源不可以切换左右信号源可人工或自动切换 C

四管配制EFIS各显示器之间的关系是（）。左右显示器的输入信号可人工切换左右显示器的输入信号可自动切换左右显示器的输入信号不可以切换左右显示器的输入信号可人工或自动切换 D

EFIS显示FMC的动态数据主要有（）。待飞距离、预计到达时间、飞行计划、航迹等飞机姿态、飞行状态、航向道偏离、下滑道偏离、航迹偏离、垂直偏离等地速、航迹、飞行路径角、当时位置等飞行高度、空速、航向、航道等 C

EFIS显示AFCS的主要信息有（）。自动驾驶仪（A╱P）工作状态通告AFCS俯仰及横滚通道制导状态通告自动油门（A/T）工作状态通告AFCS俯仰╱倾斜通道状态通告，自动驾驶（A╱P）工作状态通告，预选航向╱航道等 D

EFIS控制板（EFIS－CP）主要控制功用有（）。选择显示的导航参数，显示器的显示亮度调节选择显示的性能参数、显示格式控制显示方式、量程、亮度调节、WXR信息显示控制、DH选择等EFIS自动飞行状态显示选择、A╱T工作状态选择、决断高度选择等 C

EFIS显示的风向数据是指（）。环境风速的矢量方向与环境风速矢量方向反180°飞行速度的矢量方向与飞行速度矢量方向反180° A

EFIS显示地速的信号源是（）。FMC IRS FMC或IRS EFIS－SG C EFIS显示器（DU）的功用是（）。把输入信息变成图形显示在屏幕上把计算机产生的数字信息变成屏幕上的图形显示把符号发生器产生的数字信息转换为的图形显示把输入的图形信息变成屏幕上的图形显示 C

CRT基本组成部分有（）。电子枪、荧光粉电子枪、荧光屏、偏转系统阴极、阳极、调制极、荧光屏灯丝、阴极、阳极、调制极、荧光屏 B

电子枪的功用是（）。产生辉亮信号显示产生电子束产生辉亮彩色显示产生管轴方向的高速可控电束 D

CRT电子枪中，调制极的特点是（）。调制极电位低于阴极电位且是可调的负电位调制极电位是可调的正电位，永远比阴极电位高调制极电位是比阴极电位高的常值调制极电位是比阴极电位低的常值 A CRT电子枪中，调制极与电子束之间的控制关系是（）。在调制电压的控制下，电子束电子均速运动在调制电压的控制下，电子束电子加速运动在调制电压的控制下，电子束电子减速运动在调制电压的控制下，电子束电子变速运动 D

CRT电子枪中，电子束聚焦方法有（）。阳极构形聚焦和静电聚焦磁聚焦和阳极构形聚焦静压聚焦和磁聚焦阴极构形聚焦和阳极构形聚焦 C

EFIS显示器中，CRT偏转系统采用的是（）。静电偏转系统磁偏转系统静电偏转和磁偏转系统静电偏转或磁偏转系统 B

CRT偏转系统的水平（X）偏转线圈应（）。在管颈上垂直安装，产生垂直方向的磁场在管颈上水平安装，产生水平方向的磁场；在管颈上垂直安装，产生水平方向的磁场在管颈上水平安装，产生垂直方向的磁场 D

CRT的水平（X）偏转线圈所产生的是（）。水平方向的磁场垂直方向的磁场管轴方向的磁场管径方向的磁场 B

CRT偏转系统的垂直（Y）偏转线圈应（）。在管颈上垂直安装，产生垂直方向的磁场在管颈上垂直安装，产生水平方向的磁场在管颈上水平安装，产生垂直方向的磁场在管颈上水平安装，产生水平方向的磁场 B

CRT偏转系统的垂直（Y）偏转线圈所产生的是（）。垂直方向的磁场管颈方向的磁场水平方向的磁场管轴方向的磁场 C

CRT中磁偏转效果可达到（）。45°90°80°70° D

EFIS光栅扫描图形显示器中，通道处理器的基本功用是（）。进行主计算机的通讯接口控制，图形输入控制，对主计算机来的图形指令进行处理产生直线和园弧线，形成明暗图形，进行坐标变换存放图形信息，存储地址与屏幕地址一一对应。把园弧、抛物线、直线等数据展开成一个个的象素 A EFIS光栅扫描图形显示器中，显示处理器的基本功用是（）。进行主计算机的通讯接口控制，图形输入控制、对主计算机来的图形指令进行处理产生直线和圆弧信息，形成明暗图形信息，进行坐标变换及信息交互处理等存放图形信息，存储地址与屏幕地址一一对应把直线、圆弧、抛物线等数据展开成一个个的象素

BEFIS光栅扫描图形显示器中，视频存储器的基本功用是（）。存储图形指令和显示文件把园弧、抛物线等数据展开形成一个个的象素存储显示的图形信息，存储的地址与屏幕地址一一对应进行主机接口通讯控制、对主机来的图形指令进行处理 C

EFIS光栅扫描图形显示器中，DDA的基本功用是（）。数/模转换模/数转换生成直线，园弧、抛物线信息，进行坐标变换及信息交互处理把园弧或抛物线、直线等数据展开成一个个的象素 D EFIS光栅扫描图形显示器中，程序段缓冲存储器的基本功能是（）。存储图形指令和显示文件把园弧、抛物线等数据展开成一个个象素存储显示的图形信息进行主机接口通讯控制，对主机来的图形指令进行处理 A

EFIS光栅扫描图形显示器中，CRT监视器的基本功能是（）。监视颜色及各色的灰度监视显示的图形监视各个象素的编排监视图形的屏址 A

EFIS－SG产生字符的方法一般有（）。固定点阵法，单位矢量法程序点阵法，逐次矢量法点阵法，矢量法固定点阵法，逐次矢量法 C

EFIS－EADI显示格式有（）。四种三种二种一种 D

EFIS－SG的基本功能是（）。进行主计算机的通讯接口控制，图形输入控制，对主机来的图形指令进行处理把园弧、抛物线等数据展开成一个个象素把计算机显示指令中以数字编码表示的字符或图形，变成字符或图形显示的控制信息存储计算机来的字符，图形信息，确定显示的内容，屏址颜色等 C EFIS－SG产生图形信息的基本元素是（）。点矩阵矢量弧线段抛物线 B

EFIS－EADI/EHSI显示亮度调节的方式有（）。远距光传感器进行亮度自动调节EADI/EHSI前面板上的局部光传感器进行亮度自动调节EFIS－CP上通过旋钮人工调节显示亮度EFIS－CP上旋钮人工调节、远距光传感器自动调节、显示器上的光传感器自动调节 D

EFIS－SG实质上是（）。输入信号变成图形显示的部件计算机输出的显示指令变成图形显示的部件

计算机的视频处理部件计算机与显示器之间的接口部件，把计算机数据变成图形显示的控制信息。D

当前，符号发生器在EFIS中的装配关系是（）。SG安装在主计算机中SG独立安装SG安装在主计算机内╱或显示器中安装在输入信号与计算机之间 C

当前EFIS的余度技术体现在各SG互为余度各DU互为余度EFIS各部件之间互为余度各SG 互为余度，并各DU互为余度 D

EFIS－SG固定点阵法的工作特点是（）。在显示指令作用下，控制电子束按一定顺序水平扫描，在相应点上增辉在显示指令作用下，一系列微程序控制电子束扫描，并增辉电子电路产生摸拟电压信号，控制电子束扫描用数字法计算出一系列点的坐标的位置，并增辉 A

EFIS显示器（DU）扫描方式有（）。光栅扫描字符扫描光栅扫描或字符扫描光栅扫描和字符扫描 D

EFIS显示器（DU）光栅扫描刷新速率是（）。80 Hz 40 Hz 60 Hz 30 Hz B

EFIS显示器（DU）字符扫描刷新速率是（）。80 Hz 40 Hz 60 Hz 30 Hz A

EFIS显示器（DU）光栅扫描，共有象素点（）。512×1024个512×512个1024×1024个1028×512个 B

EFIS显示器光栅扫描在显示器上体现在（）。EHSI显示中EADI显示中EADI显示的“空/地”球和EHSI显示的“气象”信息测滑仪显示 C

EFIS－EADI显示的飞机符号的信息源是（）。IRS FMCS EFIS－SG EFIS－CP C EFIS－EADI显示的最大╱最小工作空速信号源是（）。SWC FMC IRS FCC A

EFIS－EADI显示的飞行指引指令信号源是（）。 IRS FMCS S WC FCC D

EFIS－EHSI显示的航向（HDG）信号源是（）。FMC FCC IRS ADF或VOR C

EFIS－EHSI显示的航迹（TRK）信号源是（）。FMC FMC或IRS IRS VOR B

四管配制的EFIS中，EHSI基本导航显示方式包括（）。VOR╱ILS、NA V、MAP、PLAN VOR、ILS、MAP、PLAN VOR╱ILS、扩展VOR╱ILS、MAP、PLAN VOR、MAP、NA V、PLAN A

四管配制的EFIS中，当左SG故障时，故障隔离方式是（）。EFIS－SG的监控器自动切换，由右SG提供左右EADI╱EHSI显示EFIS－DU监控器自动切换，由右SG提供左右EADI╱EHSI显示左EADI╱EHSI 显示空白，仅右EADI╱EHSI显示人工将转换电门置“BOTH ON2”，由右SG提供左右EFIS╱EADI显示。当有3号SG时，则由3号SG提供左边的显示 D

EFIS－EADI╱EHSI采用的冷却方式是（）。散热片方式电风方式飞机冷却系统提供冷空气冷却自散热方式 C

EFIS－EADI/EHSI显示的基本色素是（）。黄、白、蓝、绿红、绿、蓝黄、红、蓝、品红红、

绿、蓝、白 B

"六管配置的EFIS显示器主要特点是（）。

（1）显示内容更丰富（2）符号发生器在显示器中（3）六个显示器互为余度" （1）、（2）对（2）、（3）对(1)、（3）对（1）、（2）、（3）全对 D

EFIS－EADI显示的决断高度信号源是（）。无线电高度表EFIS控制板ILS导航台近地警告计算机 B

CRT内部气压为（）。一个大气压二个大气压真空环境气压 C

CRT电子枪中，对电子束聚焦的目的是（）。把阴极射出的电子群汇聚在一点把阴极射出的电子群汇成一个电子流使电子枪中的电子流，在达到荧光屏时聚成一细小的光点，提高分辨率和清晰度提高电子枪中电流强度 D

EFIS－SG图形发生电路应包括（）。图象发生器字符发生器矢量发生器字符发生器和图象发生器 D

EFIS－EHSI显示PLAN方式时（）。画面上显示的飞行计划是动态变化的画面上显示的飞行计划是静止不动的EHSI整个显示画面静止不动显示的飞行计划相对导航台，机场运动 B

飞行中，EFIS－EHSI工作在MAP方式时，显示的导航台、机场与飞机符号之间关系是（）。静止不动导航台、机场相对固定，飞机符号动态变化导航台、机场、飞机符号都在变化导航台、机场相对各航路点动态变化 B

若EFIS－EADI仅有字符扫描显示，无光栅扫描显示，其原因是（）。直线平飞飞机在地面EADI内温度达110°EADI内温度达127° C

若EFIS－EHSI仅有字符扫描显示，无光栅扫描显示，其原因是（）。飞机在地面飞机没通电EHSI内温度达110°EHSI内温度达110°或EHSI工作在全罗盘VOR/ILS或全罗盘NA V或中心MAP 或PLAN方式。 D

六管配制的EFIS实质上是（）。EFIS与EICASS相结合的产物EFIS与气象雷达接收/发送器相结合的产物EFIS与FMC相结合的产物EFIS与导航设备相结合的产物 A

当前FDR有（）。磁带式磁带式和固态存储式磁带式和胶带模拟式固态存储式 B SSFDR（固态飞行数据记录器）的优点是（）。存储量大，记录速率/记录时间可更改，便于存取，可靠性高。

存储量大，记录速度快，取数方便。存储量大，便于数据处理记录速度快，记录时间长，可靠性高，便于数据处理。 A

磁带记录器的主要缺点是（）。记录数据的误码率高。取数不方便。记录速率/时间灵活性差。 A B C 全对。 D

磁带式FDR记录格式是（）。归零制。不归零制。哈佛双相制。归偏制。 C ICAO(国际民航组织)最新法定最低纪录要求（）。11个参数。17个参数。29个参数。88个参数。 D

ICAO 法定记录帧结构分为（）。商务运输机64单字/秒帧结构。直升机64单字/秒帧结构。商务运输机/直升机128单字/秒帧结构。A、B、C全对。 D

通用型磁带式FDR记录格式为（）。ARINC717。ARINC717/或ARINC573。 ARINC717/或ARINC573/或ARINC542。 ARINC542/或ARINC717。 C

水下定位信标机（ULB）是（）安装在FDR上的独立工作设备。FDR的一部分。记录系统的一部分。

独立工作，安装位置随意的部件 A

飞机坠入大海后，ULB自动发射（）定位电波定位声纳信号。定位光波信号。经纬度模拟电压信号。 B

当飞机坠入大海后，ULB能发射声纳信号（）15天。30天。10天。20天。 B

FDR控制板上红色警告灯亮，说明（）。115V/400Hz电源没加上系统有故障。115V交流电源未加上/或系统有故障。115V交流/和系统有故障。 C

FDR控制板上维护状态指示灯亮，说明（）。系统有故障。FDR硬/或软件有故障。115V交流没加上。FDR硬/或软件故障/或FDR只有28V直流电源。 B

FDR的三轴加速度计应该安装在（）。飞机中心位置附近。飞机的重心位置附近。飞机的前端。

飞机的后端。 B

固态飞行数据记录器（SSFDR）能存储（）。25小时飞行参数50小时飞行参数。30小时飞行参数。

25小时/或50小时飞行参数。 D

SSFDR记录速率为（）。64单字/秒。128单字/秒。64单字/秒或128单字/秒。256单字/秒。C

数字式飞行数据采集部件（DFDAU）前面板上的软盘记录着（）。飞机落地前短时间的飞行数据。发动机关车前短时间的记录参数。飞机落地且发动机关车前的短时间的采集参数。整个航程采集数据。D DFDAU前面板上“三位状态显示窗”，当（）。电源失效时，提供故障码显示。DFDAU输出数据失效时，提供故障码显示。按压并保持读出按钮时，提供故障码显示。输出电路失效/或EPROM失效时，提供故障码显示。 C

DFDAU前面板上的失效（FAIL）灯亮，说明（）。DFDAU电源失效。DFDAU电源失效/或输出数据失效。DFDAU失效。DFDAU输入电路失效/或EPROM失效/或内部数据通讯失效。 B DFDAU前面板上“DFDR FAIL”灯亮，说明（）。DFDAU故障。DFDAU与DFDR之间数据通讯故障。

DFDAU与DFDR之间数据通讯故障。DFDAU输入/输出故障。 B

DFDAU输入信号形式包括（）。ARINC429总线数据。模拟信号（电压、频率、同步信号）。离散量信号。A、B、C全对。 D

哈佛双相制波型特点是（）。每一位的前沿必须翻转，位中再翻转一次为“1”；位中不翻转为“0”。

每一位的位中翻转为“1”，不翻转为“0”。翻转为“1”，不翻转为“0”。方波的前一半为正，后一半为负，表示“0”，反之为“1”。 A

DFDR系统可以与ARINC寻址报告系统（ACARS）的（）对接。ARINC429 DITS ACARS管理计算机和对话式显示部件（IDU）。对话式显示部件（IDU）。软盘/光盘驱动器、打印机。 B

触摸式IDU可显示（）。ACARS内容。DFDAU采集的数据。飞行情况报告数据。A、B、C全对。D 触摸式IDU的屏面部分应安装有（）。触效阵列探测器。发光二极管LED矩阵。红外线LED发射器阵列。A、B、C、全有。 D

国际标准大气是（)。国际民航组织（ICAO）制定的标准大气规律随季节变化的大气状态规律某一区域的大气状态变化规律随环境条件变化的大气状态规律 A

标准大气条件下，高度与气温之间的关系是（).。高度与气温成线性关系高度与气温成非线性关系在对气流层高度与气温成线性关系，平流层气温基本不变在对气流层高度与气温之间的关系随季节变化，平流层气温基本不变 B

标准大气条件下，高度与气压之间的关系是气压随高度的升高呈线性递减关系气压随高度的升高呈线性递增关系气压随高度的升高呈指数函数递增气压随高度的升高呈指数函数递减 D

标准大气条件下，高度与空气密度之间的关系是密度随高度的升高呈线性递减关系密度随高度的升高呈线性递增关系密度随高度的升高呈指数函数递减密度随高度的升高呈指数函数递增 C

大气紊流（湍流）产生的主要原因是近地面风与地表摩擦，产生风速的垂直梯度对流层与平流层摩擦产生风速的垂直梯度大气温度变化产生风速、风向的变化飞机飞行速度及高度变化，产生风速的垂直梯A 气压式高度表可以指示标准气压高度真实高度相对高度绝对高度 A C D

绝对高度是指海平面到飞机的垂直距离平均海平面到飞机的垂直距离标准海平面到飞机的垂直距离飞机到正下方目标顶点的垂直距离 B

相对高度是指飞机到正下方目标顶点的垂直距离飞机到某一指定参考平面（机场）的垂直距离飞机到正下方海平面的垂直距离飞机到标准海平面（1013毫巴）的垂直距离 B

标准气压高度是指飞机到场面气压之间的垂直距离飞机到海平面之间的垂直距离飞机到标准海平面（1013毫巴）的垂直距离飞机到正下方目标顶点气压之间的垂直距离 C

机场标高是指机场平面到标准海平面（1013毫巴）之间的垂直距离机场平面到当地海平面之间的几何高度，长时间不变的标高机场平面到飞机的垂直距离机场平面到平均海平面之间的垂直距离 B

真实高度是飞机到正下方海平面的垂直距离飞机到某一指定参考平面的垂直距离飞机到标准（平均）海平面的垂直距离飞机到正下方目标顶点的垂直距离 D

机械式气压高度表存在的误差包括气压原理误差和气温原理误差原理误差和温度误差原理误差和构造误差构造误差和飞行误差 C

机械式气压高度表，不可克服的误差是摩擦误差温度误差气压原理误差气温原理误差 D

机械式高度传感器的特点是提高了输出功率，提高了输出精度提高了输出功率，减小了摩擦误差；

扩大了输出范围，增大了机电摩擦误差；增大了信号的放大增益，扩大了显示范围。 A

机械式升/降速度表中，毛细管的功用是测量大气静压的大小；测量气压变化率，用来修正多指或少指误差；测量压力差，改变长度修正多指或少指误差；测量全压，用来修正多指或少指误差。 B

地速，空速和风速之间的关系是空速加风速等于地速地速减风速等于空速空速矢量与风速矢量之和等于地速地速等于空速 C

指示空速（IAS）与校准空速（CAS）之间的关系是IAS修正了气源误差及非线形误差后为CAS，故CAS是更精确的IAS；IAS修正了空气密度随高度的变化后为CAS，故CAS是更精确的IAS；IAS修正了空气的可压缩性系数为CAS，故CAS是更精确的IAS；IAS修正了温度误差为CAS，故CAS是更精确的IAS。A

指示空速的基本功用是指示值反映速度大小；指示值反映高度的高低指示值反映空气动力的大小，操纵飞机防止低速失速；指示值反映空气动力的大小，操纵飞机防止高速激波。 C

亚音速条件下，空速相同时，计算空气的压缩性与不计算空气的压缩性，获得的动压值增大减小相等不一定大或小 A

马赫数的确切定义是空速与音速之比真空速与音速之比真空速与所在高度上的音速之比指示空速与所在高度上的音速之比 C

马赫数不存在（）误差。温度误差气压原理误差气温原理误差构造误差 C

解算马赫数的基本函数关系是马赫数是动压与静压之比的函数马赫数是动压与静温之比的函数马赫数是总压与静压之比的函数马赫数是动压与总压之比的函数 A

飞行中，保持真空速不变，高度升高时，马赫数增大减小不变随气温的降低而增大 A

确定允许最大空速（Vmo）的参数是飞机构型飞行高度飞机构型和飞机高度飞机构型和大气温度 C

确定允许最大马赫数（Mmo）的参数是机型飞行高度飞行速度机型和飞行高度 A

Vmo与Mmo之间的关系是V mo与Mmo都是正数机型确定，则Mmo一定机型确定，则Vmo一定；机型确定，则Mmo一定，但Vmo随飞行高度变化； D

全静压系统的功用是测量全压和静压传送全压和静压收集动压和静压收集和传送全压和静压 D

所谓全/静压管系数是指收集到的全压与准确的全压之比收集到的静压与准确的全压之比收集到的动压与准确的动压之比收集到的全压与准确的动压之比 C

亚音速飞机的全/静压管系数一般为１０．８０．９0.98~1.02 D

全/静压系统的沉淀槽（排水接头）功用是沉积全/静压管路中的水分沉积全/静压管路中的灰尘起到缓冲全/静压功能沉积全/静压管路中的水分和灰尘 A

全/静压系统的沉淀槽（排水接头）应安装在全/静压管路的最高处全/静压管路的最低处全/静压管路的最前端全/静压管路的最末端 B

全/静压管加温开关接通时，相应的警告灯亮，说明加温电阻断路或电流太低加温电阻短路或电流太大加温电阻工作正常加温电路工作正常，但电流太大 A

数字式大气数据计算机（DADC）基本输入有全压（Pt）,静压（Ps）,总温（Tt）全压、静压、总温、攻角；

全压、静压、总温、攻角、校正气压(BARO)；全压、静压、总温、攻角、校正气压、侧滑角。

C

DADC数字输出格式有低速ARINC429 高速ARINC429 低速ARINC429及并行数据总线高速ARINC429及并行数据总线 C

DADC逻辑销钉编排的原则是销钉逻辑与DADC型号相对应销钉逻辑与飞机机型相对应销钉逻辑与DADC输出格式相对应销钉逻辑与飞机其他电子系统相对应 B

攻角传感器构型一般有（）风标式和叶片式锥式和缝隙式风标式和锥式叶片式和翼式 C DADC根据（）计算出大气静温（Ts）。总温（Ts）、马赫数（M）真空速（Vt）、马赫数（M）真空速（Vt）、音速（aH）总温（Tt）、真空速（Vt） A

维修DADC时，压力传感器与附带的存储器之间是不可分割的整体可以更换存储器压力传感器可以更换，但存储器不可以更换存储器可以更换，但传感器不可以更换 A

DADC压力传感器的温度误差是（）的函数温度偏差压力本身温度偏差和压力本身实际工作温度 C

DADC的静压源误差校正值（SSEC）是（）的函数。高度马赫数攻角马赫数、高度和攻角D