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标题: 电子技术基础M4，M5 [打印本页]

作者: 民航 时间: 2011-11-12 20:54:50 标题: 电子技术基础M4，M5

电子技术基础M4，M5
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作者: 民航 时间: 2011-11-12 20:55:26

航空电子
NDB导航台的工作频率为（）。
190～550MHz
190～1750kHz
190～550kHz
190～1750MHz
3
等差频FMCW高度表在工作过程中，（）。
差频远大于25kHz时，工作于搜索方式
差频接近25kHz时，工作于跟踪方式
差频等于零时，工作于跟踪方式
在跟踪方式，高度增加时，增大调制锯齿波的周期
1|2|4
方式3警告的判断根据是（）和襟翼与起落架位置。
无线电高度、气压高度
气压高度变化率
惯性高度
惯性高度变化率
1|2|3|4
所谓定向系统的山区效应（）。
是电波在传播过程中，遇到山丘时发生绕射和反射所导致的定向误差
是在山区低空飞行时，自动定向机方位指针所出现的偏离准确位置或摆动
是飞机在山区上空飞行时受山区影响所出现的误差
只存在于靠近山区30－40kmD 范围内
1|2|4
GPWS地面试验可检查的信息及电路有（）。
输入信号有效性
外部指示电路
音响信息产生电路
各方式探测器电路
1|2|3|4
ILS系统警告旗出现的原因为（）。
没有接收到射频信号
接收信号中没有90Hz或150Hz调制信号
90Hz或150Hz信号幅度降到额定值的10%，而另一个保持在额定值的20%
接收机灵敏度过低
1|2|3|4
ILS系统的航向接收机所接收的信号中包括（）。
90Hz调幅信号
1020Hz的台识别码
地- 空通讯话音信号（300～3 000Hz）
150Hz调幅信号
1|2|3|4
自动定向机所提供的信息由（）显示。
EADI
RDDMI
EHSI
CDU
1|2|3
定向系统的海岸效应是由于（）所导致的效应。
陆地的导电系数比海洋大，波面在陆地的倾斜程度比海洋大
陆地的导电系数比海洋小，波面在陆地的倾斜程度比海洋大
电波穿越海岸线时，由于导电系数改变
电波从陆地进入海洋，波面倾斜程度将逐渐减小
1|2|3|4
采用单边带工作方式的优点是( )。
可以大大压缩所占用的频带
节省发射功率
提高保密性
减小天线长度
1|2|3
在地面对雷达进行通电检查（）。
应事先通知飞机前方人员离开
不得在飞机加油或抽油期间进行
事先接通EFIS和IRS
应在雷雨天进行
1|2|3
为了减小多部无线电高度表之间的互相干扰，常采用（）。
相邻天线对的电场方向互成90°安装
两部无线电高度表的调制频率相位相反
使用不同的调制频率
使用不同的发射中心频率
1|2|3
VOR导航接收机幅度检波器检出的信号包含有（）。
30Hz可变相位信号
9960Hz调频副载波
话音（300—3000Hz），台识别码
监测信号
1|2|3
在现代飞机上，VHF NAV控制盒的主要功能有（）。
频率选择和显示
在选择VOR，LOC频率的同时，自动地选择DME、G/S的配对频率
试验按钮
音量调节
1|2|3
VOR接收机接收和处理VOR台发射的方位信息，提供的输出信号有（）。
话音和台识别信号
VOR方位信号
航道偏离信号
位置信号
1|2|3
机载通讯系统包括（）。
高频通讯（HF）
甚高频通讯（VHF）
飞行内话
GPS
1|2|3
（）可减小或避免山区效应。
提高飞行高度
尽量远离山区
仔细根据仪表指示估算方位
降低飞行高度
1|2|3
无线电高度表的飞机安装延时（AID）产生的原因是（）。
飞机停在地面上，收/发天线离地有一定高度
收/发机电缆到收/发天线有一定的长度
收/发机电缆的尺寸误差和温度误差
收/发机电缆的尺寸误差
1|2
高频通信无线电信号的传播方式为( )。
视距传播
波导模传播
天波传播
地波传播
3|4
地面台位于（）时，纵向（正弦）环形天线输出的感应电动势为零。
飞机正前方
飞机正左方
飞机正左方或正右方
飞机正前方或正后方
4
GPWS的工作方式主要决定于( )。
飞行高度
飞行速度与高度
飞行高度与构型
高度、速度、构型、升降速度等
4
ADF接收机的功能电路主要有（）。
环形天线电路、垂直天线电路、信号接收电路、方位信息处理电路
环形天线电路、垂直天线电路、监控电路、信号接收电路、混频电路和方位信息处理电路
环形天线电路、垂直天线电路、监控电路、方位信息处理电路
天线信号电路、方位信息电路、接收机和监控电路
4
测距机所发射的询问脉冲的重复频率（）。
为常量
随距离增大而增大
为时间的周期性变量
围绕固定值随机抖动
4
当DME工作于跟踪状态时（）。
接收频率自动跟踪发射频率而变化
本振频率自动跟踪发射频率，以保持中频不变
脉冲重复频率自动跟踪距离而变化
距离计数器的输出是不断变化的
4
对于DME的不同波道，（）。
其发射频率不同，脉冲对间隔也不同
其发射频率相同，脉冲对的间隔不同
其发射频率不同，脉冲的宽度不同
其发射频率不同，脉冲宽度相同
4
设某测距台作用范围内同时有三架飞机，则三架飞机的测距机（）。
测距台控制三架飞机轮流询问
以同一频率询问，测距台以不同频率应答
以不同频率询问，测距台以相同频率应答
以同一频率询问，测距台以同一频率应答
4
在空中同时有多架飞机的DME在工作时（）。
选用低波道的飞机可优先得到应答
距离较近的飞机可以先得到应答信号
飞行高度较低的飞机可优先得到应答
地面测距台对各架飞机的应答顺序是不确定的
4
DME的询问发射功率（）。
频率较高的波道的发射功率较大
频率较低的波道的发射功率较小
随距离的增大而增大
是不随距离变化的
4
在新型的WXR中，收发开关（）。
是由收发组中的CPU控制的
是由控制盒上的开关控制的
是由接收的回波信号电平自动控制的
是由其组成元件的特性和结构决定的
4
主振放大式雷达发射机输出的发射信号的重复周期是由（）决定的。
脉冲调制电路
基准振荡器
脉冲功率放大器
微处理器
4
设某雷达目标回波滞后于发射脉冲667μs，则（）。
该目标距飞机约为61.8km
该目标距飞机约为61.8海里
该目标距飞机约为100海里
该目标距飞机约为100km
4
与主振放大式雷达发射机相比,直接振荡式雷达发射机（）
因系直接振荡，故发射功率小
的振荡频率低于主振放大式
的脉冲宽度较窄
的频率稳定度较差
4
先进的湍流和风切变检测雷达中的全相参收发体制的特征是（）之间均具有相位相参性。
雷达发射的各个射频脉冲信号
雷达发射信号和回波信号
雷达发射信号的各个周期
雷达发射信号、接收机本振信号、同步时钟
4
典型甚高频通信系统接收机第一混频器输出的第二中频信号的频率为（）。
107kHz
107MHz
1.07MHz
10.7MHz
4
所谓等差频FMCW高度表是指在测高过程中，保持（）不变的高度表。
调制信号的周期
发射信号的频率
地面反射信号的频率
发射信号和反射信号的频率差
4
等差FMCW高度表，在搜索方式发射信号的（）。
频移从小到大周期变化
频移从大到小周期变化
调制周期从大到小周期变
调制周期从小到大周期变化
4
普通FMCW高度表测高是通过测量（）来计算高度的。
调制信号的周期
发射信号的频移
一个调制周期内差频信号的脉冲数
单位时间内差频信号的脉冲数
4
甚高频系统收发机前面板显示窗可以显示（）。
工作电压、工作电流
驻波比和工作电压、工作电流
驻波比和工作电压
驻波比、正向功率、反射功率
4
基准30 Hz信号对9960Hz副载波调频，频偏为（）。
4800 Hz
48 kHz
480 kHz
480 Hz
4
以下对基准相位30HZ和可变相位30Hz信号描述错误的是（）。
可变相位信号相位随VOR台的径向方位而变化
基准相位信号相位在 VOR台周围 360°方位上是相同的
基准相位30HZ和可变相位30Hz信号用不同的调制方法
基准相位信号相位在 VOR台周围 360°方位上是不相同的
4
天电干扰影响最大的是（）。
短波和中波
短波和超短波
短波和长波
中波和长波
4
振幅式M型定向机（）。
中的定向过程与振幅有关，而与调制系数无关
在振幅不同时，调制系数不变
是利用测振幅来定向的
是利用测定调制系数的方法来定向的
4
地面台位于（）时，横向（余弦）环形天线输出的感应电动势为零。
飞机正前方或正后方
飞机正左方
飞机正左方或正右方
飞机正前方
3
现代机载自动定向机大多采用（）来传输选频信息。
ARINC429总线
五中取二码
BCD码的ARINC数据字
BNR码的ARINC数据字
3
在ADF接收机输入端，环形天线同垂直天线信号的相位相差为（）。
0°
180°
90°
45°
3
关于自动定向系统的技术指标正确的是（）。
工作频率范围 190～1750kHz，频率间隔 0.1kHz
定向摆动小于±2°
1000Hz，调幅度30%，信噪比 6dB时灵敏度为 35μV／m，
输出大于7W
3
旅客广播放大器的音频输入有（）。
2种
3种
4种
5种
3
在2500ft以上，当下降率过大时GPWS（）产生下降率过大警告。
会立即
在起落架放下情况下可能
不可能
在起落架收上情况下可能
3
在（）时，GPWS有可能产生地形接近率过大警告（方式2）。
襟翼收上
襟翼放下
起落架收上时
起落架收上或放下
3
在满足以下条件（）时按下试验按钮可进行GPWS的空中测试。
起落架放下，飞机高度低于1000英尺
起落架放下，飞机高度大于1000英尺
起落架收上，飞机高度大于1000英尺
起落架收上，飞机高度小于1000英尺
3
变容二极管在DME中可用以（）。
改变PRF
实现对PRF的抖频控制
实现对接收信号的频率预选
控制频率合成器中可变分频器的分频比
3
当DME工作于记忆状态时（）。
距离计数器显示所记忆的某一距离值不变
发射机采用所记忆的脉冲重复周期，不再随机变化
距离计数器所提供的距离读数是变动的
频率合成器将所选择的波道记忆在存储器中
3
在跟踪状态，DME所发射的询问信号的重复周期（）。
是逐步减小的
是逐步增大的
在平均周期附近变动
是固定不变的
3
机载测距机所发射的询问信号是（）。
一对宽度为3.5μS，间隔12μS的射频脉冲
一对宽度为3.5μS，间隔36μS的射频脉冲
间隔为12μS或36μS的一对射频脉冲
间隔为30或36μS的一对射频脉冲
3
在气象雷达平板缝隙天线中，（）。
缝隙的左、右列数越少，则天线波瓣的垂直宽度越宽
缝隙的左、右列数越少，则天线波瓣的水平宽度越窄
缝隙的上、下行数越少，则天线波瓣的垂直宽度越宽
缝隙的上、下行数越多，则天线波瓣的水平宽度越窄
3
机载气象雷达接收机中（）。
有AGC电路则就不一定设置STC电路
无AGC电路则必须设置STC电路
必须设置STC电路
不一定设置STC电路和AGC电路
3
雷达技术参数中的MDSL 的范围是（）。
116~125mV
116~125mW
－116~－125dB/mW
+116~+125dB/mW
3
在主振放大式雷达发射机中，稳频振荡器输出的信号通常经过下列处理电路后到达输出端（）。
调制，频率合成，放大
放大，倍频，解调
调制，放大，倍频
倍频，分频，调制
3
雷达收发组中的收放开关（）。
在发射时接通，而在接收时开路
在接收时接通，而在发射时开路
与应答机中的收发开关功能相同但结构不同
与应答机中的收发开关结构相同但功能不同
3
雷达收发组中的PIN二极管的主要功用是（）。
用作微波稳频振荡器
用作微波变频器
用作脉冲调制开关
用作微波功率合成器件
3
雷达中的所谓“全相参”是指（）。
脉冲信号的宽度可相互参考
雷达发射信号和回波信号的时间具有相同的基准
发射信号、本振信号、时钟的相位具有确定的关系
各射频脉冲信号的频率相同、稳定
3
无线电高度表使用具有宽波束的特性的天线（）。
可提高发射功率
可增大地面反射信号强度
能在飞机姿态变化时，测量飞机的真实高度
可增大测高范围
3
典型甚高频通信系统接收机第一混频器输出的第一中频信号的频率为（）。
20.025kHz
60MHz
20.025MHz
60kHz
3
如无线电高度表收/发电缆总长为73.125英尺，电缆的相对介电系数Eg=2，收/发天线间隔为6英尺，飞机停在地面上天线离地高度为4英尺，则AID约为（）。
20英尺
40英尺
57英尺
80英尺
3
等差频FMCW高度表工作于搜索方式时，所谓搜索是指搜索（）。
使差频等于零的调制周期
使调制频率等于指定的25kHz的调制周期
使差频等于指定的25kHz的调制周期
使频移变化到指定的25kHz的调制周期
3
等差频FMCW高度表工作于跟踪方式时，（）。
高度增加时频移减小
高度减小时频移增加
高度增加时，调制锯齿波的周期增大
高度减小时，调制锯齿波的周期增大
3
在普通FMCW高度表中，差频放大器的增益随高度变化的原因是（）。
低高度，差频小，增加差频信号的幅度
高高度，差频大，减小差频信号幅度
高高度，接收信号幅度小，提高增益，保持差频信号不变
补偿气压减小所导致的增益变化
3
对称三角波调制的普通FMCW高度表，所产生的差拍频率，在一个调制周期中（）。
差频是恒定值
有一个差频等于零的转向点
有二个差频等于零的转向点
有三个差频等于零的转向点
3
VOR导航中的背台是指（）。
机尾对准电台
航向为180°
预选航道和实际VOR方位的差大于±90°
预选航道和实际VOR方位的差小于±90°
3
一般人的语音音频可以通过（）分开。
300-1020Hz带通滤波器
300-30000Hz带通滤波器
300-3000Hz带通滤波器
30-300Hz带通滤波器
3
VOR导航接收机通常是二次变频的超外差式接收机，其第一中频为（）。
86.55MHz
96.55MHz
21.4MHz
25.4kHz
3
在仰角覆盖范围内，由最靠近下滑道的DDM等于（）的各点的轨迹所限定的扇区叫下滑道扇区。
0.115
0.105
0.175
1.75
3
为保证着陆飞机的安全，当（）时不应进行目视着陆，而应依靠ILS着陆。
水平能见度小于4.0km，云底高小于3km
水平能见度小于4.8km，云底高小于300m
水平能见度小于48m，云底高小于300m
水平能见度小于4.8km，云底高小于3000m
3
GPWS的地面试验在（）情况下按下试验按钮时行。
起落架放下，襟翼放下
起落架放下，襟翼收上
起落架收上，襟翼收上
起落架收上，襟翼放下
2
若纵向（正弦）环形天线输出的感应电动势为最大值，则地面台位于飞机（）。
正前方或正后方
正左方或右方
正左方
正下方
2
GPWS方式1出现警告的气压高度下降率门限值（）。
随无线电高度增大而减小
随无线电高度增大而增大
随气压高度增大而增大
随气压高度增大而减小
2
DME中的距离计数器（）。
四个计数器的时钟频率必须稳定且完全相等
为可逆计数器，既可进行加计数，又可进行减计数
每个计数器分别完成63个波道的距离计数，共可实现对63×4＝252个波道的计数
所使用的时钟频率随飞机距离而变化
2
高频通信系统在发射状态时，发射机第一混频器输出的中频信号频率为（）。
6.98MHz
69.8MHz
698kHz
69.8kHz
2
测距机只有在满足下列条件时，才能提供随实际距离变化的准确距离信息（）。
可以连续询问若干次而不会中断
在连续的若干次询问中可收到规定次数的有效应答信号
可以产生连续若干次的功率足够的发射信号
在一个脉冲重复周期中，可收到14个以上的地面测距台信号
2
DME系统和S模式应答机系统（）。
都是利用频率合成器提供不同工作波道所需的稳定基准射频信号的
都是由机载设备与地面设备配合工作的L波段设备
询问信号和应答信号都是脉冲对信号
都是由地面设备询问，机载设备应答
2
DME中的0.1海里计数器所使用的时钟频率为（）。
809MHz
809KHz
809Hz
80.9Hz
2
雷达天线的波瓣宽度是指（）。
天线辐射能量在水平面中的分布范围
主波瓣最大辐射方向两侧半功率点之间的夹角
天线辐射能量在垂直与水平面中的分布范围
天线辐射能量在垂直面中的分布范围
2
气象雷达中的扫描变换是指（）。
不断地变换天线的扫描方位
用于产生存储目标信息的X、Y地址
改变天线的扫描范围
将模拟的目标信息转变为数字式信息
2
机载气象雷达所选用的PRF和中频的合理参数是（）。
PRF为120Hz，第二中频为10.7kHz
PRF为181Hz，第一中频为166MHz
PRF为181kHz，第一中频为60 kHz
PRF为120Hz，第一中频为15MHz
2
雷达收发组中的收发开关的转换功能是由（）。
微处理器自动控制的
铁氧体和波导电桥等器件的特性决定的
脉冲功率放大器控制的
触发脉冲控制的
2
WXR中的收发转换开关（）。
是通过控制磁铁的极性而实现收发转换的
不包含任何可移动的转换器件，也不需要有其它输入信号控制
是由CPU控制转换的，不需要人工控制
是由SCR来控制的
2
全相参雷达的相参性体现在（）。
雷达发射信号和回波信号之间具有幅度相参性
雷达射频脉冲信号和本振信号之间具有相位相参性
雷达发射信号的各个周期具有相位相参性
发射信号、本振信号、同步时钟的频率之间具有稳定的比例
2
湍流和风切变检测雷达必须（）。
全部采用晶体管和大规模集成器件
采用主振放大体制的全相参收发电路
全面应用数字式收发电路
全面应用微机技术
2
甚高频通信高频端电路的高频放大器工作在（）状态。
乙类放大
甲类放大
乙类推挽放大
丙类放大
2
在维修无线电高度表时，若更换的收/发电缆长度比原来的长，则（）。
AID不变
指示高度多指
指示高度少指
指示高度不变
2
普通FMCW高度表当前发射信号和接收的地面发射信号的差频值（）。
与飞机高度成反比
与飞机高度成正比
与飞机高度无关
为调制信号频率
2
VOR接收机中数字方位测量的基本原理是（）。
将基准相位30Hz和可变相位30Hz的幅度差转换成一定频率的脉冲个数
将基准相位30Hz和可变相位30Hz的相位差转换成一定频率的脉冲个数
将基准相位30Hz和可变相位30Hz的频率差转换成一定频率的脉冲个数
将基准相位30Hz和可变相位30Hz的相位差转换成脉冲个数
2
以下说法正确的是（）。
基准30Hz和可变30Hz的相位差即是VOR方位
基准30Hz和可变30Hz的相位差仅表示VOR台的径向方位
0～180°之间，VOR方位等于两个30Hz的相位差减 180°
180～360°之间，VOR方位等于两个30Hz的相位差加180°
2
可变30Hz和移相后的基准30Hz相位差W为90°，说明（）。
飞机在预选航道上，航道偏离杆指中心零位
飞机在预选航道右侧
飞机在预选航道左侧
磁航向为90°
2
VOR导航接收机通常是二次变频的超外差式接收机，其第二中频为（）。
86.55MHz
168.5kHz
21.4MHz
25.4kHz
2
已知飞机的磁航向是45°，相对方位是90°，则VOR方位是（）。
270°
135°
225°
45°
2
VOR接收的可变相位信号是（）。
被9960Hz调幅的甚高频信号
被30Hz调幅的甚高频信号
9960Hz先被30Hz调频，再去调幅载波的甚高频信号
9960Hz先被30Hz调幅，再去调频载波的甚高频信号
2
VOR接收的基准相位信号是（）。
被9960Hz调幅的甚高频信号
被30Hz调频的甚高频信号
9960Hz先被30Hz调频，再去调幅载波的甚高频信号
9960Hz先被30Hz调幅，再去调频载波的甚高频信号
2
标准的航道偏离指示器的满刻度偏转与（）DDM相对应。
1.055
0.155
0.105
1.55
2
旋转测角器非移相式自动定向系统中测角器转子输出信号（）。
移相90°
不移相
是调幅信号
是调频信号
2
振幅式M型定向中的调制系数（）。
与信号振幅有关
与电波入射角有关
与电波强弱有关
是常数，与其它参数无关
2
垂直天线（）天线。
是无方向性
在水平面中是无方向性的
在垂直面中是无方向性的
在水平面中是有方向性的
2
环行天线的“8”字形方向性图的特点是（）。
接收信号的最大值比最小值灵敏
有两个接收信号最小值方向
有两个接收信号最小值方向和一个最大值方向
有两个接收信号最大值方向和一个最小值方向
2
电波从各个方向入射时，垂直天线感应电势的（）。
相位、振幅是相同的
相位都是相同的
振幅都是相同的
相位、振幅都是不相同的
2
若横向（余弦）环形天线输出的感应电动势为最大值，则地面台位于（）。
飞机正前方或正后方
飞机正上方
飞机正左方或右方
正下方
1
环形天线信号与垂直天线信号的相位差（）。
与电波的来向有关
与电波的强弱有关
与电波的来向无关
与电波的来向和强弱无关
1
GPWS的下降率过大警告的范围为（）ft。
30～2450
0～2500
0～2450
30～2500
1
近地警告计算机是按照( )而确定警告方式的。
各种不安全的接近地面方式
不同的速度
不同的高度
不同的升降速度
1
DME中频率合成器所产生的稳频基准信号（）
用作发射驱动信号和接收机第一本振信号
用作第一本振信号和第二本振信号
经分频产生询问脉冲重复频率和脉冲对间隔控制信号
分频后用作距离计数器的时钟信号
1
DME对接收信号的频率选择（回路调谐）是（）。
通过控制变容二极管的偏置电压来实现的
由频率合成器微调回路电感磁芯而实现的
由频率合成器微调可变电容而实现的
通过同步系统实现的
1
设同一测距台作用范围内有两架飞机的测距机处于正常工作状态（）。
机载DME只能接收地面测距台的信号，不能接收邻近飞机测距机的询问信号
在地面测距台发射间歇期内可接收邻近飞机上DME所发出的信号
可收到对方DME的询问信号，也可相互应答
测距机在对另一架测距机询问信号接收解码后不予应答
1
DME两次询问发射之间的时间间隔（）。
是随机变动的
决定于所选择的波道（频率）
随R的增大而减小
随R的增大而增大
1
高频通信接收机中信号频率的变化形式及所采用的中频为（）。
二次变频，高中频
二次变频，低中频
一次变频，高中频
一次变频，低中频
1
设DME的应答脉冲滞后于询问脉冲668μS，（）。
则飞机距测距台约50海里
则飞机距测距台约40海里
则飞机距测距台约54海里
则飞机距测距台约80海里
1
DME中的“闪频”（抖频）是指（）。
询问脉冲的重复频率抖动
射频信号的频率抖动
脉冲对的时间间隔随机抖动
本振频率快速变化以跟踪接收信号的频率变化
1
气象雷达显示器的行频和帧频应为（）。
帧频60.6Hz，行频16700Hz
行频181Hz，帧频60.6Hz
帧频181Hz，行频1446Hz
行频60.6Hz，帧频76.7Hz
1
设雷达天线的波瓣宽度为3.4°，则（）。
天线主瓣最大辐射方向两侧两个0.707电压点之间的夹角为3.4°
设天线主瓣最大辐射功率为P0，则偏离3.4°方向的辐射功率为P0/2
主瓣最大值方向与第一个旁瓣间的夹角为3.4°
主瓣两侧两个旁瓣之间的夹角为3.4°
1
在单级振荡式WXR发射机中，（）。
振荡器产生的雷达信号直接经由收发开关输出
振荡器产生的为等幅射频正弦振荡
振荡器为脉冲振荡器
振荡器的输出经调制电路调制后输出
1
直接振荡式雷达发射机所形成的周期性脉冲射频信号的重复周期决定于（）。
触发脉冲
调制器中的PFN
脉冲高压的幅度
磁控管振荡器
1
在有的气象雷达中，利用PFN（）。
控制确定发射脉冲的持续时间
控制确定发射脉冲的幅度
控制雷达的PRF
将天线与发射机或接收机相连接
1
主振放大式雷达发射机输出的发射信号（）。
是由稳频振荡器产生，经倍频、脉冲调制和功率放大后形成的
是由射频脉冲振荡器产生，经倍频、功率放大后形成的
是由μP产生，由功率放大器放大的
是由PFN形成的
1
在三角波调制的普通FMCW高度表中，计算所得的差频和实际测量的差频（平均差频）之间的误差（）。
随飞机高度的增大而增大
随飞机高度的增大而减小
随飞机高度的减小而增大
与飞机高无关
1
已知VOR方位为0°，预选航道为0°，向/背指示为（）。
向台
背台
没有向背台指示
空白
1
ILS系统航向接收机为双变频超外差式接收机，其检波输出信号由（）分离。
带通滤波器
晶体滤波器
微处理器
低通滤波器
1
利用VOR系统进行定位计算的方法有（）。
两种
三种
四种
五种
1
Ⅰ类着陆的跑道视距和决断高度规定为（）。
跑道视距不小于800m，决断高度60m
跑道视距不小于400m，决断高度30m
跑道视距不小于200m，决断高度15m
跑道视距不小于1000m，决断高度300m
1
旋转测角器非移相式自动定向系统中测角器转子输出信号与垂直天线信号在迭加时（）。
的相位差为90°
同相
的幅度与相位均相同
的相位相同或相反
1
RDDMI（）。
指示器的刻度盘不是活动的
指针相对于罗牌的读数是飞机的磁航向
相对于指示器顶部标线的读数是地面导航台的磁方位角
可同时指出飞机的磁航向和电台的相对方位
4
DME中所应用的单结晶体管（）。
是一种低频脉冲振荡三极管
有一个PN结，二个电极
可将交变电流转换为直流
有二个基极，一个PN结
4
利用现代飞机的自动定向机除可进行向台（TO）或背台（FROM）飞行外，还可（）。
收听民用广播电台的广播
利用NDB导航台进行穿云下降，收听民用广播电台的广播
利用定位导航台抄收气象报告，收听民用广播电台的广播
收听民用广播、抄收定位导航台的气象报告或穿云下降
4
话音记录器控制盒上的区域麦克风（AREA MIC）的作用是（）。
记录随机工程师区域的话音
记录观察员区域的话音
记录正、副驾驶之间的对话
记录驾驶舱内的环境声音
4
应急电台自备新电池的有效期是（）。
1年之内
2年之内
5年之内
5年以上
4
下面选项中，（）不属于飞机内部通信系统。
飞行内话系统
旅客扩播系统
旅客娱乐系统
选择呼叫系统
4
当飞机发动机启动后，旅客广播放大器的增益（）。
可手调增大0至3dB
可手调增大0至6dB
自动增大3dB
自动增大6dB
4
飞机起飞后，一般将 “服务内话开关” 拨到“OFF”位的原因是（）。
切断服务内话电源
切断内话系统的电源
切断服务内话插孔的耳机与话筒线
防止服务内话的外部插孔串入噪声
4
话音记录器用于记录（）信号。
机组与地勤人员之间的话音
飞行员与乘务员之间的通话
旅客之间的通话
机组音频选择板内的音频信号和驾驶舱内的音频
4
服务内话系统的功用是（）。
供机组与地面管制台之间通话联络
监听导航信号
供旅客与服务员之间通话
提供乘务员、驾驶舱和飞机各服务内话点之间的通话
4
飞行员可通过（）来呼叫乘务员。
音频选择板
乘务员手机
选择呼叫板
飞行员呼叫板
4
GPWS控制板上的INOP灯在（）情况下亮。
GPWS有故障
输入信号
GPWS试验
输入信号、GPWS有故障和GPWS试验
4
所谓测距机的抖频（闪频），就是（）。
在搜索状态时，接收机高频电路中心频率的不稳定抖动
在搜索状态时，频率合成器输出频率在稳定之前的调整过程
DME在准备（STBY）方式时发射频率的不稳定漂移
询问脉冲PRF的随机抖动
4
GPWS控制板上的起落架/襟翼位置超控开关在“抑制”位相当于（）。
起落架放下，襟翼不在着陆位置
起落架收上，襟翼不在着陆位置
起落架收上，襟翼在着陆位置
起落架放下，襟翼在着陆位置
4
设测距机的发射频率为fo，它的接收信号频率（）。
等于发射频率
为fo－63MHz
为fo＋63MHz
为fo±63MHz中的一个
4
机载测距机所发射的询问脉冲的重复频率（）。
由频率调节旋调节
在出厂后是固定不变的
跟踪时比搜索时高
跟踪时比搜索时低
4
DME的询问脉冲对的重复频率（）。
是随距离变化而自动调整的：近距离重复频率高，远距离重复频率低
是随距离变化而自动调整的：近距离重复频率低，远距离重复频率高
搜索时脉冲重复频率低，跟踪时重复频率高
跟踪时重复频率低，搜索时重复频率高
4
机载测距机（）。
在收到地面测距台的脉冲对信号后即开始发射询问信号
在接通电源后即开始发射询问信号
在将开关置于NORM（正常）时才发射询问信号
在接收到足够数量的测距台脉冲对信号后才开始发射询问信号
4
彩色WXR所显示的目标图像的亮度（）。
当目标的降雨率越大时图像越亮越大
有闪电的目标的图像较亮
可利用增益旋钮来调节
与目标的距离、面积、降雨率无关
4
雷达天线组中的测速电机的功用是（）。
使天线的方位扫掠和俯仰修正运动平稳，减小摆动
产生抵消俯仰，倾斜信号的反馈信号
测定天线运动速度，传送给收发组中的监测电路
减小天线在俯仰修正运动平衡位置处的摆动
4
气象雷达接收机中的STC与AGC的差别在于（）。
AGC是利用DC控制电压，STC是利用AC电压来实现控制
AGC是利用DC控制电压，STC是利用DC电流来实现控制
STC的功能比AGC强，设置了STC电路就不需再设置AGC电路
两者的控制目的和功能不同
4
当调节现代气象雷达控制盒上的增益旋钮时（）。
显示器上目标图像的对比度变化
目标图像的亮度变化
接收机中放与视放的增益变化
显示器上远距离围内的绿色目标增加或减少
4
当高频通信系统的天线调谐耦合器故障时，收发组面板上的（）灯亮。
“LRU FAlL”
“LRU PASS”
CONTROL INPUT FAIL”
“KEY INTERLOCK”
4
在雷达接收机输入端设置放电管可（）。
将输出信号电平限制在容许电平之下
消除输入噪声
将输出信号电平限制在容许电平之间
起到保护接收机混频晶体的作用
4
现代气象雷达发射机的性能远远高于旧式气象雷达，这是因为（）。
它的发射功率远远高于旧式雷达
它的脉冲宽度远远大于旧式雷达
它的波瓣宽度远远大于旧式雷达
它采用了主振放大式电路
4
在无线电高度表指示器上进行人工试验时，抑制机上的（）系统不工作。
VOR
ILS
自动油门
GPWS
4
等差频调FMCW高度表从搜索方式转换到跟踪方式的条件是（）。
差频信号等于零
发射信号的频移变化接近25kHz
调制信号的频率率接近25kHz
差频信号的频率接近25kHz
4
调频无线电高度表发射信号到地面，再反射到飞机，地面反射波的频率（）。
等于发射信号的频率
高于发射信号的频率
低于发射信号的频率
高于或低于发射信号的频率
4
在108—111.95MHz的VOR和LOC共用频段中，LOC的频率是（）。
百分之一位为偶数的频率
十分之一位为偶数的频率
百分之一位为奇数是的频率
十分之一位为奇数的频率
4
无线电高度主要用于飞机的（）。
起飞阶段
巡航阶段
进近着陆阶段
进近着陆和起飞阶段
4
选择呼叫系统的编码（）构成的。
由两个音频信号组成
由两个字母组成
由四位脉冲组成
由四位字母组成
4
从飞机所在位置的磁北方向顺时针测量到飞机与 VOR台连线之间的夹角叫（）。
飞机磁方位
相对方位角
磁航向
电台磁方位
4
航向信标台发射的识别信号采用（）。
BCD编码
二-五编码
BRN编码
国际莫尔斯电码
4
EADI的下滑指示器指针向下指1点表示（）。
飞机偏低于下滑道
飞机偏高于下滑道
飞机偏高于下滑道1°
飞机偏高于下滑道0.35°
4
甚高频通信的优点是（）。
可以大大压缩所占用的频带
节省发射功率
传播距离远
干扰较小、保密性好
4
电子水平状态显示器（EHSI）的航道偏离杆左指1点，表示（）。
飞机在航向道的左边1度
飞机在航向道的左边2度
飞机在航向道的右边2度
飞机在航向道的右边1度
4
ILS系统包括( )分系统。
一个
两个
四个
三个
4
国际民航组织规定的着陆标准中等级最高、对飞机设备要求最高的是（）标准。
Ⅰc
ⅠA
ⅢA
Ⅲc
4
现代机载甚高频通讯系统采用的工作方式是（）。
单边带通讯
兼容调幅
单边带通讯和兼容调幅
调幅通讯
4
减小或避免象限误差的有效方法是（）。
提高接收机的灵敏度
选择尽可能高的频率
选择尽可能高的频率并提高接收机的灵敏度
应用罗差补偿
4
民用飞行中的决断高度是（）。
由FMC计算并提供的
驾驶员对飞机着陆或复飞作出判断的最大高度
存储在FMC的导航数据库中的
由飞行员在EADI面板上输入的
4
静电干扰是指（）所导致的干扰。
雷暴云大量放电、二次辐射
大气放电、二次辐射
大气放电、雷暴云大量放电、二次辐射
雨、雪、冰晶和浮尘微粒所带电荷、雷暴云放电、大气放电、
4
应急电台的工作频率是（）。
118MHz~136.975MHz
2MHz~30MHz
121.5MHz和243MHz
118Mhz和136.975MHz
3
旅客广播系统要处理的输入信号的优先权是由（）进行控制的。
磁带放音机内部的优先权逻辑电路
机长音频控制板上的优先权开关
PA放大器内部的优先权逻辑电路
前乘务员板上的优先权开关
3
飞机内话系统不能用于（）之间的通话。
机组与乘务
乘务与乘务
乘务与旅客
机组与地勤
3
旅客广播放大器的音频输入信号中，不包括（）信号。
登机音乐
服务员广播话音
供旅客选择收听的音乐
飞行员广播话音
3
当客舱泄压、氧气面罩自动脱落时，旅客广播放大器的增益（）。
可手控增大3dB
可手控增大6dB
自动增大3dB
自动增大6dB
3
飞机员处于收听状态时，驾驶盘上的“INT/MIC”电门应置于（）。
INT位
MIC位
中间位
收听位
3
将耳机插入话音记录器控制板的耳机插孔，然后按下控制板上的测试按钮，正常情况下可听到（）。
话音记录器所记录的话音
高/低谐音
单音频谐音
正在录制的声音
3
现代机载高频通讯系统采用的工作方式为（）。
单边带通讯
兼容调幅
单边带通讯和兼容调幅
调幅通讯
3
当飞行员呼叫地勤人员时，会引起（）。
呼叫灯闪亮
前轮舱的电喇叭产生高/低谐音
前轮舱的电喇叭产生一个高音
前轮舱的呼叫灯闪亮并且电喇叭产生一个高音
3
GPWS的下降率过大警告（方式1）与（）。
襟翼位置有关
起落架位置有关
襟翼和起落架位置无关
襟翼和起落架位置有关
3
GPWS的功用是在飞机（）时发出警告。
接近地面和山峰
进近着陆时离地面太近
存在不安全接近地面的状态
着陆速度过大
3
飞机存在相对地面的不安全状态时，GPWS向飞行员提供的警告信息有（）。
相应方式的目视指示灯亮
EHSI上的警告字符,目视指示灯亮且能听到相应的警告语音信息
EADI上的警告字符、扬声器发出的语言警告信息和相应指示灯
相应方式的目视指示灯亮且听到某一固定频率的音响信息
3
近地警告系统的工作方式是指（）。
系统的工作高度
系统警告信号的方式
导致警告的不同原因
自动警告或人工警告
3
近地警告系统的工作方式是由( )的。
飞行员在控制盒上选择
维护人员在近地警告计算机前面板上设定
系统本身根据飞行状态和飞机构型自动确定
飞行管理计算机根据飞机性能和飞行状态选定
3
测距机和应答机都是L波段的设备，且都是以问答方式工作的，（）。
两者都是地面台询问机载设备应答
两者都是机载设备询问地面台应答
应答机是地面设备询问而测距机是机载设备询问
测距机是地面台询问而应答机是机载设备询问
3
机载测距机（）。
只有126个波道，间隔为0.5MHz
只有126个波道，间隔为1MHz
波道间隔为1MHz，共有252个波道
共有252个波道，波道间隔为0.5MHz
3
机载气象雷达所应用的显示器的类型为（）。
彩色显示器
黑白显示器
平面位置显示器
X-Y扫描显示器
3
雷达天线组中的方位解算器（）。
是为方位系统提供信号解算功能的
实际上是一个微处理器
由方位电机驱动
由俯仰电机驱动
3
在其它参数不变时，气象雷达的（）。
脉冲宽度越窄，雷达的方位分辨力越好
天线波瓣越窄，雷达的方位分辨力越差
天线的波瓣越宽，雷达的方位分辨力越差
脉冲宽度越宽，雷达的方位分辨力越好
3
当在雷达控制盒上选择STAB（稳定）功能时，（）。
天线随飞机俯仰但能人工俯仰
天线不稳定且不能人工俯仰
天线稳定且能人工俯仰
天线稳定在水平面中但不能人工俯仰
3
目前现代民用机载气象雷达的天线主瓣宽度（）。
可达到1°左右
越窄则接收机灵敏度越高
随天线口径直径的增大而减小
缝隙行列数越多则主瓣宽度越宽
3
WXR接收机的高增益主要是由（）提供的。
视频放大器与中频放大器
天线、高放、中放
中频放大器
天线、高放、中放与视频放大器
3
直接振荡式雷达发射信号的PRF决定于（）。
磁控管的型号
调制高压的幅度
触发脉冲的重复频率
脉冲形成网路的节数与结构
3
高频通信系统所使用的电源是（）。
单相115V、400Hz交流电
115V直流电
3相115V、400Hz交流电
28V直流电
3
机载气象雷达发射机所发射的信号（）。
可以是等幅射频脉冲信号，也可以是调幅脉冲信号
在不同的距离量程时的脉冲幅度不同
是周期性的脉冲射频信号
的功率越大，其脉冲宽度就越宽
3
现代机载气象雷达工作于测试（TEST）方式时（）。
雷达发射机不工作但接收机正常工作
雷达发射机正常发射但接收机停止接收
雷达发射机正常工作或只发射1秒钟
雷达发射机和接收机都停止工作
3
现代机载气象雷达的湍流检测范围（）。
决定于距离选择旋钮所选择的距离
最大为320海里
通常为40海里
与降雨区等气象目标的检测范围相同
3
ADI或EADI上的上升跑道符号可用于指示（）。
下滑偏离
垂直速度
无线电高度
修正气压高度
3
甚高频通信系统使用（）。
一次变频的超外差接收机
单边带接收机
二次变频的超外差调幅接收机
调频接收机
3
普通FMCW高度表电路中，信号混频器的作用是获得（）。
地面反射信号和本振信号的差频
发射信号和本振信号的差频
现在发射信号和地面反射信号的差频
现在发射信号和地面反射信号的和频
3
普通FMCW高度表增加频移的主要目的是（）。
提高测高范围
增强地面反射功率
减小阶梯误差
提高调制灵敏度
3
普通FMCW高度表测高是把被测高度转换成（）。
接收信号和本振信号的差频
发射信号和本振信号的差频
发射信号和接收信号的差频
调制信号频率
3
VOR导航接收机的主要功能包括（）。
VOR信号的接收
方位信息处理
VOR信号的接收和方位信息处理
进行定位计算
3
飞机通信系统（）。
只能用以实现飞机与地面之间的相互通信
只能用于机内通话、旅客广播、记录话音信号
可以用于飞机与飞机之间的相互通信及机内通讯。
不能用于旅客广播及向旅客提供视听娱乐信号。
3
飞机所在位置的磁北方向和飞机纵轴方向（机头方向）之间顺时针方向测量的夹角叫（）。
飞机磁方位
相对方位角
磁航向
电台磁方位
3
在VOR接收机中，定位的基本原理是测量二低频信号的（）。
频率差
幅度差
相位差
以都不对
3
VOR系统是利用（）而实现测角的。
机载设备天线的方向性特性
机载和地面设备的天线方向性特性
地面设备天线的方向性特性
数字式数据传输
3
沿反航道的进场飞机，可获得（）引导。
下滑
指点信标
航向
航向、下滑和指点信标
3
当飞机在航向道右边时，（）。
90Hz调制信号与150Hz调制信号相等
90Hz调制信号大于150Hz调制信号
150Hz调制信号大于90Hz调制信号
90Hz调制信号与150Hz调制信号相等
3
着陆过程中使用的决断高度是（）。
由大气计算机计算并提供的
放起落架的最低高度
事先设定的一个无线电高度
事先设定并存储在FMC的导航数据库中的
3
若飞机正在航向道上，偏离指示为（）。
指右
指左
零
维持原指示
3
仪表着陆系统的功用是在能见度不良时（）。
指示正确的着陆方位角和着陆速度
控制飞机自动跟踪仪表指示而安全着陆
提供引导信息，保证飞机安全进近和着陆
指示出应采用的进近下滑角度和航向角
3
正确修正定向系统的二次辐射误差的方法是（）。
改变天线的横向安装位置
改进飞机材料，使其不产生二次辐射
用罗差补偿
改变天线的纵向安装位置
3
定向系统的象限误差是由（）导致的。
夜间效应
海岸效应
飞机的二次辐射
NDB的天线特性
3
二次辐射会使定向系统（）。
产生夜间误差
产生海岸误差
产生象限误差
的效果是减弱天线信号的大小
3
自动定向机工作频率范围是（）。
190～550kHz
190～1750kHz
190～550MHz
190～1750MHz
2
一部自动定向机（）。
在自动定向时只需要利用一部天线
的垂直天线无方向性，环形天线是有方向性的
的两种天线都是方向性天线
的垂直天线用来提供方位信息，环形天线实现单值定向
2
自动定向机（）。
只能利用专用NDB台实现自动定向
可以利用民用广播电台实现自动定向
能测量飞机与地面导航台的相对方位
利用民用广播电台只能实现人工定向
2
有效的应急电台的电池必须保证应急电台能连续工作（）。
24小时以上
48小时以上
15天以上
30天以上
2
当（）时，按下话音记录器控制盒上的抹除按钮可以实现整体抹音。
有供电电源
飞机在地面上并刹住停留刹车
飞机在地面
飞机在空中
2
飞机的“服务内话开关”打在“ON”位，表示（）。
服务内话插孔的耳机线接通
服务内话插孔的话筒线接通
服务内话插孔的耳机与话筒线连在一起
服务内话放大器获得电源
2
飞行员可通过（）来呼叫地勤人员。
音频选择板
飞行员呼叫板
乘务员手机
选择呼叫板
2
当飞机内话音频板上的PTT开关置于中立位时，表示（）。
进入飞行内话状态
电台处于接收状态
电台处于发射状态
进入客舱内话状态
2
近地警告系统的驾驶舱测试的条件是（）。
飞机在地面
飞机在地面，起落架放下，襟翼小于15单位
飞机在地面，起落架放下
起落架放下，襟翼收上
2
GPWS是根据（）来确定各种警告方式的警告包络的。
无线电高度变化率
无线电高度
气压高度
气压高度变化率
2
导致GPWS产生地形接近率过大警告（方式2）的原因是（）。
飞机快速下降
地面快速上升
快速下降或快速上升
快速下降且地面快速上升
2
在飞行中，飞机可能同时遇到几种不安全状况，这时GPWS（）。
同时提供几种音响警告信息
只发出其中优先权最高的警告信息
使几种警告音响信息交替出现
互相抑制，不提供音响信息
2
近地警告系统发出警告的工作方式是由( )决定的。
空管当局
飞机的构型与飞行状态等因素
飞行员选择
由授权放行维修人员
2
高频通信系统天线的输入阻抗（）。
为50欧姆
随工作频率而变化
为300欧姆
在100至1000欧姆之间
2
装设在雷达接收机输入端的限幅器的功用是（）。
将输入信号电平限制在容许电平之下
阻塞强干扰信号，保护接收机混频器
将输入信号电平限制在容许电平之间
消除低于最低可检测信号电平的信号或噪声
2
当DME工作于搜索状态时（）。
DME的信号频率在一定范围内搜索DME的询问信号
DME从众多应答信号中寻找对本机询问的应答信号
地面测距台的接收频率在一定范围内搜索DME的询问信号
DME的增益在一定范围内自动调整以适应信号强度的变化
2
WXR中的磁控管振荡器（）。
在收发开关接通时可产生射频振荡信号
在负高压脉冲加至阴极时产生射频振荡
在正高压脉冲加至阳极时产生射频振荡
是由调制器中的磁性开关控制的
2
机载气象雷达的发射信号（）。
必须是脉冲信号
必须是周期性的射频脉冲信号
必须是射频脉冲信号
必须是X波段的正弦振荡信号
2
为补偿飞机高度对反射信号强度的影响，差频放大器的频率特性是（）。
增益随差频的增大而减小
增益随差频的增大而增大
增益与差频的大小无关
增益在整个差频范围内保持不变
2
等差频FMCW高度表是通过测量（）实现测高的。
发射信号和反射信号的差频
调制锯齿波的周期
调频波的频移
单位时间内差频电压形成的脉冲数
2
普通FMCW高度表，在其他发射参数不变的情况下，减小阶梯误差的方法是（）。
提高中心频率
增大频移
减小频移
减小调制信号的频率
2
普通FMCW高度表发射信号的频移（）。
随飞机高度变化
不随飞机高度变化
高度越大，频移越大
高度越大，频移越小
2
在现代飞机上，无线电高度表的工作频率是（）。
4300kHz
4300 MHz
1090 MHz
9370 MHz
2
普通FMCW高度表的发射信号是（）。
幅度随调制信号连续变化的调幅波
频率随调制信号连续变化的调频波
频移随调制信号连续变化的等幅波
频移随调制信号连续变化的调幅波
2
EHSI指示器指示飞机偏离VOR预选航道的角度时，每点代表（）的偏离。
2°
5°
2.5°
0.35°
2
VOR天线的位置应该在（）。
垂直安定面上或机身的下部
垂直安定面上或机身的上部
垂直安定面上或机身的头部
垂直安定面上或机身的翼部
2
安装在机场的VOR台叫终端VOR台（ TVOR），其工作距离为（）。
250n mile
25n mile
45n mile
55n mile
2
甚高频系统控制板输出的频率选择信号通过（）送到收发机。
双导线
ARINC 429数据总线
ARINC 453数据总线
ARINC 718数据总线
2
在108—111.95MHz的VOR和LOC共用频段中，VOR的频率是（）。
百分之一位为偶数的频率
十分之一位为偶数的频率
百分之一位为奇数是的频率
十分之一位为奇数的频率
2
在VOR工作状态，频率已选到102～112MHz范围内，但VOR不工作，应首先（）。
更换VOR接收机
检查所选频率是否是VOR频率
更换RMI
通断电源开关
2
VOR方位等于（）。
飞机磁方位与飞机磁航向之和
磁航向加相对方位
飞机磁方位加相对方位
相对方位
2
飞机纵轴方向和飞机到 VOR台连线之间顺时针方向测量的夹角叫（）。
飞机磁方位
相对方位角
磁航向
电台磁方位
2
飞机磁方位为0°，相对方位为0°，VOR方位应为（）。
0°
180°
90°
270°
2
全向信标系统是一种（）导航系统。
远程无方向性
近程方向性
远程方向性
近程无方向性
2
当飞机在航向道左边时，（）。
90Hz调制信号与150Hz调制信号相等
90Hz调制信号大于150Hz调制信号
150Hz调制信号大于90Hz调制信号
90Hz调制信号与150Hz调制信号相等
2
全向信标VOR的含义是（）。
它是一种在导航台360°范围内，各方位上均无方向性的导航系统
它是一种在导航台360°范围内，各方位上均有方向性的导航系统
它是一种可在导航台180°仰角范围内导航的有方向性的导航系统
它是一种在导航台360°范围和180°仰角内有方向性的导航系统
2
当飞机在下滑道下边时，( )。
射频信号与调制信号相等
90Hz调制信号小于150Hz调制信号
150Hz调制信号小于90Hz调制信号
90Hz调制信号与150Hz调制信号相等
2
下滑信标工作频率为（）。
108.10～111.95 MHz
329.15～335MHz
118.10～136.975 MHz
75MHz
2
电子水平状态显示器（EHSI）的航道偏离杆右指，表示（）。
飞机在航向道的右边
飞机在航向道的左边
驾驶员飞左
机场在飞机右方
2
若电子EADI的下滑指针上指，表示（）。
飞机在下滑面的上面
飞机在下滑面的下面
驾驶员应向下飞
应增大飞行高度
2
国际民航组织根据在不同气象条件下飞机的着陆能力，将着陆标准规定为（）。
一类
三类
四类
两类
2
在自动定向系统中，（）。
指示的相对方位角小于电台的相对方位角，称为负罗差
指示的相对方位角大于电台的相对方位角，称为负罗差
指示的相对方位角大于电台的相对方位角，称为正罗差
罗差没有正负
2
决断高度是指（）。
飞机到达看见跑道的最大允许高度
驾驶员对飞机着陆或复飞作出判断的最大高度
飞机到达看见跑道的最低允许高度
飞机放起落架的高度
2
减小或避免海岸效应的有效方法是（）。
使电波传播的方向同海岸线的夹角尽可能小
使电波传播的方向同海岸线垂直
使飞机帖近海面飞行
使飞机平行于海面飞行
2
环形天线与垂直天线的组合方向性图是（）。
“8”字形
心形
双曲形
圆形
2
自动定向机机载设备包括（）。
定向接收机、控制盒、方位指示器、环形天线和垂直天线
定向接收机、控制盒、环形天线和垂直天线
定向接收机、方位指示器、环形天线和垂直天线
定向接收机、控制盒、方位指示器、环形天线
1
自动定向机的工作方式选择开关有（）位置。
四种
三种
二种
一种。
1
应急电台在飞机的应安装在（）。
在垂直尾翼之前的尽可能靠后处
前电子设备舱
主电子设备舱
前乘务员与驾驶舱之间
1
应急电台的自备干电池应（）。
初装5年以后，每隔2年检查一次
初装5年以后，每隔1年检查一次
初装3年以后，每隔2年检查一次
初装3年以后，每隔1年检查一次
1
若驾驶盘上的“INT/MIC”电门扳至INT位，则（）。
处于内话状态
所选择的通信系统处于发射状态
各通信收发机处于备用状态
各通信收发机处于交互检查状态
1
高频通信无线电信号的波道间隔为（）。
1kHz
2kHz
3kHz
0.5kHz
1
水下定位信标机（ULB），必须（）
按规定时间更换电池。
按规定时间更换ULB。
按规定时间更换ULB或电池。
按规定时间检查其有效性。
1
近地警告系统的存储器可存储（）。
10个飞行段，每飞行段最多可存储条24故障
24个飞行段，每飞行段最多可存储10条故障
10个飞行段，每飞行段最多可存储10条故障
24个飞行段，每飞行段最多可存储24条故障
1
近地警告系统的包络修正指的是（）。
抑制那些没有必要的特殊位置点的近地警告
改变一些方式的高度警告门限
改变一些方式的速度警告门限
根据不同飞机的性能修改风切变警告门限
1
近地警告系统的工作方式是按照( )而设置的。
各种不安全的接近地面方式
不同的速度
不同的高度
不同的升降速度
1
GPWS的工作方式是指( )。
导致警告的不同原因
系统警告信号的类型
自动警告还是人工警告
系统的警告高度范围
1
GPWS输出的警告信息用以（）。
提醒飞行员飞机出现不安全状况，以引起注意
操纵飞机自动拉起
操纵飞机自动保持安全航路
在接近着陆机场时提醒飞行员
1
测距机的接收信号是（）信号。
射频脉冲对
周期稳定的射频脉冲对
视频脉冲对
稳频连续波
1
DME中的抖频（闪频）是指（）。
使询问脉冲重复周期不等于常量
使询问射频围绕某平均值随机抖动
使本振频率快速闪动以搜索接收信号频率
使脉冲对中两个脉冲之间的间隔随机抖动
1
测距机在测距过程中的应答识别是指（）。
测距机从所接收的应答信号中判断出针对本机询问的应答信号
测距台判断所接收的询问信号是否有效，以决定是否应答
测距机判断所接收的信号频率是否是本波道的频率
测距机判断脉冲对的间隔是否符合本波道的要求
1
DME发射机的频率范围（）。
小于接收机的频率范围
等于接收机的频率范围
大于接收机的频率范围
X波道的发射频率低于Y波道
1
DME的询问重复频率PRF（）。
不是固定不变的
距离（200海里及以上）时为低PRF
近距离（200海里以内）时为高PRF
工作方式开关置于准备位时为低PRF；在正常位时为高PRF
1
机载DME的X、Y波道所发射的信号的（）。
脉冲重复频率不同
脉冲宽度相同
脉冲幅度不同
发射频率不同
1
当DME处于自动等待（信号控制搜索）方式时，测距机（）。
根据所接收到的测距台所发射的脉冲对数以决定是否询问
等待测距台所发射的测距允许信号以开始搜索
根据接收信号控制本振信号搜索地面台信号
等待波道控制信号，以控制频率合成器的频率搜索
1
测距机在（）时的询问重复频率较高。
搜索状态
距离较远
跟踪状态
距离较近
1
EHSI中产生雷达图像的方式为（）。
光栅扫描
笔划扫描
电子束扫描
矩阵控制
1
当高频通信系统收发组内微处理器故障时，收发组面板上的（）灯亮。
“LRU FAlL”
“LRU PASS”
CONTROL INPUT FAIL”
“KEY INTERLOCK”
1
高频通信系统的工作频率范围为（）。
2～30MHz
2～30Hz
2～30kHz
3～30MHz
1
雷达中STC电路的功用是（）。
使接收机的增益随回波滞后时间的增大而增大
接收发射机工作时间的长短自动控制接收机的增益
根据接收机输出噪声电平自动控制增益
根据接收机输入噪声电平自动控制增益
1
机载气象雷达发射信号的脉冲重复频率（）。
必须与雷达的最大探测范围相适应
越大则雷达的性能越好
越小则雷达的性能越好
必须是规定的X波段
1
甚高频通信接收中的静噪电路的作用是（）。
无射频信号输入或输入信号的信噪比很小时,抑制噪声输出
抑制噪声和无用信号的输出
通话过程中抑制噪声输出
防止信号失真
1
机载气象雷达发射信号的脉冲重复频率通常在（）之间。
120~3000Hz
120~500Hz
500~1446kHz
120~181Hz
1
所谓高度跳闸信号是指（）。
飞机高度低于某一跳闸高度点时，R/T输出一个接地信号
飞机高度高于某一跳闸高度点时，R/T输出一个接地信号
飞机高度低于选择的决断高度时，R/T输出一个接地信号
决断高度
1
现代气象雷达通常用（）的彩色编码来表示大、中、小雨区域。
绿、红、黄
红、绿、兰
品红、黄、绿
品红、红、绿
1
等差频FMCW高度表工作于跟踪方式时，当高度变化时发射信号的（）。
频移不变而调制周期变化
调制周期不变而变化频移
频移和调制周期都改变
频移和调制周期都不改变
1
等差频FMCW高度表工作于搜索方式时发射信号的调制周期从小到大周期性变化，相当于（）。
从低高度向高高度搜索飞机高度
从高高度向低高度搜索飞机高度
自动调节发射中心频率
自动调节差频频率
1
PTT信号有效表明VHF通讯系统工作于（）状态。
发射状态
接收状态
不工作状态
等待状态
1
在等差频FMCW高度表中，被测高度转换为（）。
发射信号的锯齿波调制周期
调频信号的频移
发射信号与地面反射信号的差频频率
接收信号的幅度
1
各种LRRA中，（）易产生阶梯误差。
普通FMCW高度表
等差频FMCW高度表
脉冲高度表
所有类型的高度表
1
普通FMCW高度表发射信号的调制频率（）。
不随飞机高度变化
随飞机高度变化
高度越大，调制频率越大
高度越大，调制频率越小
1
EHSI指示器中三角形符号（）。
在向台区飞行时，三角形指向机头方向
在背台区飞行时，三角指向机头方向
在向台区飞行时，三角形指向机尾方向
代表飞机位置
1
VHF通信系统的天线不是（）。
嵌入式天线
“刀”形天线
接收/发射公用天线
特性阻抗为50W的天线
1
机载VOR天线的特性是（）。
全向水平极化的方向图
水平极化的方向图
全向垂直极化的方向图
垂直极化的方向图
1
VOR的调制信号频率是（）。
30Hz
9960Hz
480Hz
9960KHz
1
VOR接收机中的相位检波器的作用是（）。
比较两个30Hz信号的相位，产生差电压
比较两个30Hz信号的幅度，产生差电压
比较两个30Hz信号的频率，产生差电压
比较两个30Hz信号的调制度，产生差电压
1
甚高频通讯系统使用的电源是（）。
27.5伏，直流
115伏，直流
115伏，交流
28伏，交流
1
从VOR台的磁北方向顺时针测量到VOR台与飞机连线之间的夹角叫（）。
飞机磁方位
相对方位角
磁航向
电台磁方位
1
下滑信标系统（）。
工作于UHF波段
的发射功率很大
的下滑信标发射台识别码和地-空话音通讯信号
和指点信标配对工作
1
指点信标系统（）。
的发射频率均为75MHz
的发射频率均为750MHz
的发射频率均为75kHz
的发射频率均为750kHz
1
当飞机正好在下滑道上时，90Hz调制信号与150Hz调制信号的关系为（）。
相等
90Hz调制信号大于150Hz调制信号
150Hz调制信号大于90Hz调制信号
不确定
1
当飞机在航向道上时，（）。
90Hz调制信号与150Hz调制信号相等
90Hz调制信号大于150Hz调制信号
150Hz调制信号大于90Hz调制信号
90Hz调制信号与150Hz调制信号之和为0.155
1
ILS中的DDM定义为（）。
90Hz和150Hz信号调制度的差值除以100
90Hz和150Hz信号调制度的差值
90Hz和150Hz信号调制度的和值除以100
90Hz和150Hz信号调制度的和
1
甚高频通信无线电信号的波道间隔为（）。
25kHz
0.25MHz
0.5MHz
0.5kHz
1
对定向系统而言，二次辐射（）。
是指飞机的金属部件对电波产生感应电势，并向空间辐射微弱电波的现象
是指由飞机传播到地面的电波由地面再次反射给飞机的现象
所形成的电波不会使环形天线产生感应电势
的效果是减弱天线信号的大小
1
甚高频通信无线电信号的传播为（）方式。
视距传播
波导模传播
天波传播
地波传播
1
飞机在大量放电的雷暴云附近飞行时，方位指针（）。
会偏向雷暴云方向
会偏向地面台方向，但有一定误差
无法确认真正指向
的指示不受影响
1
在自动定向系统中，为解决定向的双值性问题，（）。
采用环形天线同垂直天线相结合的办法
除环形天线外，还需应用垂直天线的方向性特性
采取最大值定向方案
采取最小值定向方案
1
甚高频通信系统的工作频率范围为（）。
118～136MHz
108～112MHz
112～118KHz
108～136MHz
1
垂直天线在垂直面内的方向性图是（）。
“8”字形
心形
双曲形
圆形
1
自动定向机的控制盒用于（）。
控制接收机的工作方式，调节灵敏度
选择频率、工作方式、调节灵敏度
选择频率、控制音量
选择频率和工作方式和调节音量
4
可通过（）完成对旅客娱乐系统的测试。
磁带放音机前面板TEST开关
旅客控制组件前面板
主多路调制器的前面板
前乘务员控制面板上的TEST开关
4
当飞机内话音频板上的PTT开关扳至I/C位时，表示（）。
将电台输出信号连接到所选的内话系统中
将进入电台接收状态
将话筒输入信号输入到所选电台去发射
将话筒输入信号直接连接到飞行内话系统
4
地勤人员可通过（）来呼叫驾驶员。
飞行员呼叫板
乘务员呼叫板
选择呼叫板
前轮舱的FLIGHT DECK CALL开关
4
GPWS的工作方式有（）。
自动和人工两种
低高度和高高度两种
正常和低灵敏度两种
六种或七种
4
机载测距机（）。
的接收频率范围为1025－1150MHz
的发射信号的最高脉冲重复频率为63MHz
只有在所接收到的脉冲对数超过90对/秒时才可以发射询问信号
的脉冲重复频率可在高低两种频率之间转换
4
为正常显示气象雷达图象，显示器的行频应为（）左右。
1600kHz
181Hz
1446Hz
16kHz
4
若EHSI控制合上所选择的距离为160海里，则雷达（）。
可检测的最远湍流目标距离为160海里
发射功率比320海里时降低
接收机的增益降低
可检测的湍流目标的最远距离为40海里
4
气象雷达测定目标相对于飞机的距离的基本原理是（）。
度量所接收到的目标回波信号相对于发射脉冲功率的衰减倍数
度量所接收到的目标回波的宽度
度量所接收到的目标回波信号的频率
度量所接收到的目标回波信号相对于发射脉冲的时间延迟
4
先进的现代气象雷达接收机输出的视频信号的幅度（）。
与雷雨区的距离
与发射脉冲宽度有关
与雷雨区的降雨率和距离
与雷雨区的面积和降雨率有关
4
现代机载气象雷达工作于WX方式时可有效检测（）。
飞机周围的空中危险气象目标
降雨、湍流、积雨云等气象目标
目的地机场上空的气象状况
飞机前方的空中危险气象目标
4
在EADI上所显示的决断高度显示复位按钮安装在（）。
无线电高度表R/T面板上
飞行方式控制板上
无线电高度表指示器上
EFIS控制板上
4
EADI上显示的决断高度在（）上选择。
无线电高度表指示器
高度表控制板
飞行方式控制板
EFIS控制板
4
普通FMCW高度表存在阶梯误差的原因是由于（）。
发射信号采用的是对称三角波调制
在一个调制周期内有两个差频为零的转折点
差频信号的幅度随高度而变化
采用了将差频信号转换为脉冲计数的方法
4
无线电高度表指示器上的DH灯亮，表示（）。
飞机飞越外指点信标台上空
飞机高度低于选择的气压高度
飞机高度高于选择的决断高度
飞机高度低于选择的决断高度
4
无线电高度表测高基础是利用（）。
地面对无线电波的反射特性
电波在空间传播的等速性
电波的传播速度等于光速的特性
电波在空间传播的等速性和地面对无线电波的反射特性
4
无线电高度表的测高原理是测量电波从飞机发射到地面，再返回到飞机的（）。
相位变化
幅度变化量
频率变化
电波在空间往返传播时间
4
VOR／LOC工作频率范围为（）。
108.00—111.95MHz
108.00—112MHz
112.00—118.MHz
108.00—117.95MHz
4
飞机磁方位和 VOR方位相差（）。
90°
45°
225°
180°
4
在民用航空导航中，可利用VOR系统（）。
沿选定的航路导航
定位
测高
沿选定的航路导航和定位
4
选择呼叫（SELCAL）系统（）。
是一种独立的通讯系统
是一种机内通讯系统
是配合高频通讯系统工作的
的功用是当地面呼叫指定飞机时，以灯光和钟声谐音的形式通知机组进行联络
4
当飞机着陆时，经过外、中、内指点信标时，机上指示灯的颜色变化顺序为（）。
白黄蓝
黄白蓝
蓝白黄
蓝黄白
4
进近着陆过程中飞机的高度信息是由（）系统提供的。
第一套大气数据计算机
FMC
第一套和第二套大气数据计算机
LRRA
4
指点信标工作频率为（）。
108.10～111.96 MHz
329.15～336MHz
118.10～136.976 MHz
75MHz
4
在飞机发生事故时，利用应急电台（）。
可提供近程视距双向通信
发出飞机位置参数信号
发出呼救信号
可进入远程移动通讯网
3
旅客可通过（）上的呼叫按钮来呼叫乘务员。
飞行员呼叫板
音频选择板
旅客服务组件
乘务员手机
3
地勤人员呼叫机组时，会引起驾驶舱中（）。
P5板上的呼叫灯亮，没有音响警告
警告喇叭发出高谐音，没有灯光警告
P5板上的呼叫灯亮，同时喇叭发出高谐音
故障警告灯亮
3
如将飞机音频选择板上的PTT开关置于R/T位，则（）。
将话筒输入信号直接连接到飞行内话系统
将电台输出信号连接到所选内话系统中
将话筒输入信号输入到所选发射机去发射
进入电台接收状态
3
近地警告系统有( )基本工作方式。
自动和人工两种
高高度和低高度两种
七种
九种
3
高频通信接收机的自动增益控制电路不可能（）。
减小解调器的解调失真
使接收机的输出保持平稳
引起音频信号的失真
减小解调器的线性失真
3
当来自高频通信系统控制板的输入信号失效时，收发组面板上的（）灯亮。
“LRU FAlL”
“LRU PASS”
CONTROL INPUT FAIL”
“KEY INTERLOCK”
3
气象雷达是基于（）测定目标方位的。
目标回波信号的能量和频率的变化
目标回波信号的到达时间
天线的强方向性和天线的扫描
目标回波的宽度的变化
3
雷达天线上的方位（扫掠）开关是为维护而设置的，（）。
雷达正常工作时应置于OFF位
用以控制方位解算器电源的通断
只有在维护天线时才可置于OFF位
置于ON位时可在显示器上显示方位线
3
EADI上的上升跑道符号所显示的是（）。
下滑偏离和航道偏离
垂直速度和高度偏离
无线电高度和航道偏离
修正气压高度和高度偏离
3
无线电高度在2500英尺以下时，在（）上可显示无线电高度。
RDDMI
HIS或EHSI
ADI或EADI
EADI和EHSI上
3
在现代飞机上的VHF NAV控制盒用于控制（）的频率。
VOR、LOC
LOC、G/S
VOR、LOC、DME、G/S
VOR、LOC、DME、G/S、MKB
3
现代无线电高度表指示器的高度范围是（）。
0～2500英尺
0～2500米
-20～2500英尺
-20～2500米
3
VOR向／背台信号显示在（）上。
RMI
EADI
EHSI
EADI和EHSI上
3
机载甚高频系统通常使用（）天线。
飞机尾部的封闭
飞机垂直安定面前缘的封闭
飞机背部和腹部的刀形
飞机头部的杆形
3
机载VOR系统属于（）。
自备式导航
振幅式导航
他备式导航
频率式导航
3
航向信标共有（）个波道。
160
200
40
256
3
为实现自动定向，ADF（）。
必须同时接收NDB台和民用广播电台的信号
可利用民用广播电台或NDB台的信号
的垂直天线接收民用广播电台信号，环形天线接收NDB台信号
的环行天线接收民用广播电台信号，垂直天线接收NDB台信号
2
高频通信系统使用的嵌入式天线安装在（）。
飞机腹部
飞机尾部
飞机背部
飞机头部
2
无线电方位距离磁指示器（）。
的指针相对于顶部标线的读数就是地面导航台的磁方位角
可以指示两部自动定向机的相对方位，也可以指示VOR方位
可以指示两部自动定向机的磁方位和两部测距机的距离
可同时指出飞机与地面电台的相对方位
2
典型的高频通讯系统由（）构成。
收发组、控制盒、天线调谐组
收发组、天线调谐组、天线、控制盒
收发组、天线、控制盒
收发组、天线耦合器、控制盒
2
乘务员通过（）上的呼叫开关来呼叫飞行员或乘务员。
飞行员呼叫板
乘务员板
音频选择板
选择呼叫板
2
利用话音记录器控制板上的测试按钮可以完成（）自测试。
水下定位信标
话音记录器
控制盒
控制盒和话录器
2
GPWS的工作方式通常有 ( )。
自动与人工两种
七种
三种
模拟式和数字式
2
彩色WXR显示器上图像的亮度（）。
决定于目标的距离
与目标的距离与强度（降雨率的大小）均无关
决定于目标的强度（降雨率的大小）
与距离，降雨率均有关
2
当雷达天线选择STAB（稳定）功能，TILT置于+5度时（）。
天线波束轴稳定在飞行高度层平面中往复扫掠
天线波束轴始终与水平面成+5度夹角
天线波束轴始终与水平面成-5度夹角
线波束轴保持在飞机横轴纵轴平面中扫掠
2
通常气象雷达显示器的帧频约为（）。
16700Hz
60Hz
1446Hz
181Hz
2
现代机载气象雷达收发组与显示器（设备）之间是利用（）传送视频信息的。
ARINC429数据总线
ARINC453数据总线
ARINC708高速数据总线
ARINC1600高速数据总线
2
机载气象雷达的工作频率为（）。
9.3MHz
9.3GHz
3.2GHz
3000MHz
2
高频通讯系统的天线调谐耦合器的作用是（）。
自动调谐
实现阻抗匹配
发射信号
接收信号
2
现代机载气象雷达的MAP工作方式用于（）。
地形回避
观察飞机前下方地表轮廓特征
提供目的地机场的地形图
显示飞行航线图
2
如果电波从飞机传播到地面，再返回到飞机，往返传播时为⊿t（传播速度为C）则无线电高度H等于（）。
H=c⊿t
H=1/2（c⊿t）
H=2c⊿t
以上都对
2
现代无线电高度表指示器上出现警告旗时，表示（）。
系统工作正常
系统有故障，指示高度无效
飞机高度低于2500英尺
飞机高度高于2500英尺
2
目前民用飞机上的高度表工作频率在（）。
L波段
C波段
X波段
S波段
2
目前民用飞机上，无线电高度表的最大测高范围是（）。
2500米
2500英尺
1500英尺
30000英尺
2
无线电高度表测量的飞机高度是指（）以上的高度。
海平面
地面
起飞机场基准面
标准海平面
2
机载VOR系统的主要部件包括（）。
控制盒、天线、甚高频接收机
控制盒、天线、甚高频接收机和指示仪表
天线、甚高频接收机和指示仪表
天线、甚高频接收机
2
无线电高度表所测量的高度是（）。
相对高度
真实高度
绝对高度
气压高度
2
当飞机在下滑道以上1度时，EADI上的下滑指针（）。
上指1点
下指2点
上指2点
下指1点
2
机载甚高频通讯系统不包括（）。
控制盒
天线调谐组
收发组
天线
2
ILS中提供横向引导的是（）系统。
指点信标
航向信标
下滑信标
VOR
2
按下话音记录器控制板上的测试钮，正常情况下，控制板的测试指示器指针（）。
指到绿色区域
指到红色区域
指到白色区域
不动
1
乘务员呼叫飞行员时，会引起驾驶舱（）。
产生一个高谐音，同时呼叫指示灯会亮
产生一个高/低谐音，同时SALCAL指示灯亮
产生一个低谐音，同时指示灯亮
产生一个高谐音，但无灯光指示
1
话音记录器中水下定位信标的作用是（）。
当话音记录器落入水中时，用于确定话音记录器位置
当话音记录器落入水中时，给话音记录器供电
检测话音记录器的好坏
发出故障报警信号
1
当飞行员呼叫乘务员时，该乘务员站位（）。
呼叫灯闪亮且产生高/低谐音
呼叫灯闪亮，无高/低谐音产生
喇叭被静音
有高/低谐音产生
1
DME所提供的距离信息是根据（）。
同步应答脉冲接收时刻与发射时刻之差而计算的
所接收的脉冲对两个脉冲之间的间隔而计算的
所接收的脉冲重复频率而计算的
所接收的脉冲个数而计算得到的
1
现代机载气象雷接收机中（）。
AGC与STC都是通过对中放增益的控制而实现其功能的
STC控制电压是随目标回波的强度而变化的
STC控制电压作用于视频放大电路
AGC是按照接收机输入端的目标回波强度来控制中放增益的
1
测距机的波道总数是（）。
252个
200个
126个
63个
1
当WXR控制盒上的增益旋钮置于CAL位时（）。
接收机工作于所校准的最大增益
接收机的增益最小
增益自动地随目标距离而变化
接收机的增益是自动调节的
1
现代机载湍流检测气象雷达的气象（WX）方式用于检测（）。
降雨区、湿性冰雹等气象目标
降雨区、湍流等气象目标
降雨区和积雨云区等气象状况
降雨区、湿性冰雹、湍流等气象目标
1
VOR台的识别信号是（）。
莫尔斯码
1200Hz信号
1000Hz信号
3000Hz信号
1
VOR／LOC工作频率间隔为（）。
50kHz
100kHz
20kHz
60kHz
1
航路VOR台的工作距离为（）。
200 n mile
250 n mile
25 n mile
260 n mile
1
在通常情况下，VOR偏离由（）。
EHSI上的偏离杆显示
EADI上的偏离杆指示
RMI上的指针指示
RDDMI上的指针指示
1
甚高频全向信标系统简称VOR（伏尔），它是一种( )无线电导航系统。
近程
远程
中程
超远程
1
当飞机在航向道LOC右侧1度时，EADI上的LOC指针（）。
左指1点
左指2点
右指2点
右指1点
1
航向信标的工作频率是（）、百分位为0或5的频率。
108～112 MHz范围内十分位为奇数
108～112 MHz范围内十分位为偶数
108～118 MHz范围内十分位为奇数
108～118 MHz范围内十分位为偶数
1
航向信标工作频率的十分位是（）。
奇数
偶数
奇数或偶数
0或5
1
下滑信标共有（）个波道。
40
160
256
4096
1
航向信标工作频率为（）。
108.10～111.95 MHz
329.15～335MHz
118.10～136.975 MHz
108～118MHz
1
仪表着陆过程中用于向飞机提供垂直引导的是（）分系统。
下滑信标
航向信标
指点信标
LRRA
1
仪表着陆过程中向飞机提供距离引导的是（）系统。
指点信标
DME
下滑信标
LRRA
1

建立一套惯性导航系统，至少要考虑以下几方面（）。（1）必须采用一组高精度的加速度计和高性能的陀螺仪作为惯性元件；（2）必须有效地补偿掉加速度计所不需要的加速度分量，只保留飞机运动的加速度；（3）采用的计算装置要有足够的计算精度。
仅（1）和（3）正确
仅（2）和（3）正确
（1）、（2）和（3）都正确
1）、（2）和（3）都不正确
3
陀螺罗盘如何实现指示大圆航向（）。（1）采用水平修正器的方法，使自转轴一直处于水平；（2）采用方位修正器的方法，使自转轴在方位中不断进动。
仅（1）正确
仅（2）正确
1）和（2）都正确
（1）和（2）都不正确
3
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
4
FMC性能计算提供的输出指令有
目标高度
目标推力
飞机位置
目标速度
2|4
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
1|3|4
陀螺罗盘的自走误差包括（）。
纬度误差
经度误差
速度误差
机械误差
1|3|4
FMC的主要功能有
导航功能
配平功能
制导功能
性能计算
1|3|4
下面说法中，正确的是
FMC向A/T计算机提供操纵目标值
FMC向A/T提供发动机推力限制
FMC向FCC提供舵面控制指令
FMC向FCC提供操纵目标值
1|2|4
下列任务中由飞行管理计算机系统完成的有
飞机性能计算
导航数据库管理
控制飞机操纵面
垂直制导功能
1|2|4
FMC内的导航微处理器执行
导航计算
侧向操作指令计算
CDU管理
纵向操作指令计算
1|2|3|4
无论什么样的导航系统都需要解决的问题有
如何确定飞机当时的位置；
如何确定飞机从一个位置向另一个位置前进的方向
如何确定离地面某一点的距离或速度，时间；
如何确定飞机的姿态。
1|2|3
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
4
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
1|2|3
FMCS信息具有优先级并显示在CDU便笺行，下面是其优先级排列顺序（）。
数据输入错误咨询、咨询信息、提醒信息
咨询信息、提醒信息、数据输入错误咨询、
数据输入错误咨询、提醒信息、咨询信息
提醒信息、数据输入错误咨询、咨询信息
4
阻力系数调节值的确定不考虑（）因素。
飞行高度
飞机总重
大气温度
飞机的经纬度
4
CDU的“性能系数”页上（）参数不能更改。
阻力系数
操纵极限
燃油流量系数
性能代码
4
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
4
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
4
二自由度陀螺仪做进动运动的条件，是
存在外力矩
存在摩擦力矩
存在阻尼力矩
存在牵连角速度
4
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
4
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
3
通用型磁带式FDR记录格式为（）。
ARINC717。
ARINC717/或ARINC573。
ARINC717/或ARINC573/或ARINC542。
ARINC542/或ARINC717。
3
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。
3
EFIS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
3
FMCS的（）信息必须在FMC进一步工作之前显示给飞行机组并加以纠正。
咨询信息
数据输入错误咨询
提醒信息
数据输入错误咨询、咨询信息
3
燃油流量系数调节值的确定不考虑哪一因素（）。
大气温度
飞行高度
飞行速度
发动机Nl转速或EPR值的变化
3
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
3
下面关于AFCS系统的说法，错误的是
AFCS是 FMS的执行系统
AFCS的核心是飞行控制计算机
飞行控制计算机为FMC提供目标参数
通过MCP可实现自动驾驶衔接控制及工作方式选择
3
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
3
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
3
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。
2
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。
2
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
2
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
2
把理想的三自由度陀螺仪放在地球赤道，使自转轴与地球自转轴平行，24小时以后陀螺自转轴与地平面之间
转动了一周
无相对运动
转动180°
转动90°
2
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，产生风速的垂直梯度
1
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”。
1
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
1
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
1
当飞机航向改变时，稳定信号分配器内的部件做如下运动（）。
两个定子绕组能随飞机航向的变化绕平台的方位稳定轴转动
两个转子绕组能随飞机航向的变化绕平台的方位稳定轴转动
两个定子和转子绕组同时随飞机航向的变化绕平台的方位稳定轴转动
一对转子和定子绕组能随飞机航向的变化绕平台的方位稳定轴转动
1
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
1
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
1
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
1
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。
4
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。
4
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。
4
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。
4
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。
4
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
4
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
4
游动方位惯导系统的初始方位对准工作主要是完成（）。
将平台对准到预定方位上
消除平台游动方位角
给系统输入一个方位角
估算出游动方位角
4
惯导系统中，加速度计的输出，不能直接用于导航参数的计算，要经过有害加速度清除，这是因为（）。
加速度计本身结构有误差
受温度影响
加速度计是模拟信号输出
加速度计受地球自转和飞机飞行速度影响
4
惯性基准系统在姿态方式，可以提供的参数有（）。
地速、位置等
高度、地速等
磁航向、真航向等
姿态角、高度速率及惯性高度等
4
摆式加速度计工作的环境温度升高，易导致（）。
弹簧的弹性系数变大
加速度计的灵敏度变小
加速度计的测量精度提高
加速度计的灵敏度变大
4
由于激光陀螺没有转子和框架，所以它不具备（）。以下哪点不正确
陀螺的稳定性
陀螺的进动性
陀螺仪表的作用
经典陀螺的定义
4
挠性陀螺的磁力补偿装置，用来补偿的力矩是（）。
摩擦力矩
作用在基座上的外力矩
陀螺力矩
弹性力矩
4
三轴陀螺稳定平台要模拟地理坐标系，需要（）。
三套稳定系统，一套方位修正系统；
三套稳定系统，三套水平修正系统
三套稳定系统，二套水平修正系统
三套稳定系统，一套方位修正系统，二套水平修正系统
4
每种导航系统都有其各自的特点，其中具有独立性和自主性最强的系统为（）。
天文导航
无线电导航
卫星导航
惯性导航
4
三轴陀螺稳定平台的平台坐标系，在稳定系统的作用下，保持（）。
和机体坐标系一致
和水平面平行
和地理坐标系一
相对惯性空间保持稳定
4
CRT中磁偏转效果可达到（）。
45°
90°
80°
70°
4
装有两台FMC的飞机，在进行导航数据库交叉传输时（）。
只能在空中实现
只能在空中，两台计算机数据不同时实现
只能在地面
只能在地面，两台计算机数据不同时实现
4
导航数据库的数据可以分成哪两大类
国际数据和国内数据
机场数据和导航台数据
永久数据和临时数据
标准数据和特定数据
4
FMS在飞机进近阶段，主要完成的任务是
计算飞机最佳起飞目标推力和目标速度
确定最佳巡航高度和巡航速度
确定飞机开始下降的顶点
以优化速度引导飞机到跑道上的着陆点
4
当飞机盘旋时，感应式陀螺磁罗盘输出的航向实际上为
磁航向
罗航向
真航向
陀螺航向
4
飞机直线平飞时，感应式陀螺磁罗盘输出的航向为
真航向
罗航向
陀螺航向
稳定的磁航向
4
地平仪的复合修正特性是指（）。
修正力矩与陀螺自转轴偏差角大小成正比
修正力矩与陀螺自转轴偏差角大小无关
修正力矩与陀螺自转轴偏差角大小成反比
在一定偏差范围内，修正力矩与陀螺自转轴偏差角大小成正比
4
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
4
地平仪摆的控制机构在什么飞行情况下应断开摆对陀螺的修正作用（）。（）
平飞
爬高
下降
转弯和水平变速飞行
4
磁罗盘的俯仰倾斜误差，是由
地磁场的垂直分量引起的
飞机磁场的水平分量影响引起的
地磁场的水平分量引起的
飞机磁场的垂直分量影响引起的
4
磁罗盘在飞行中的误差有
半圆罗差，象限罗差，圆周罗差；
安装误差，硬铁误差，软铁误差；
速度误差，纬度误差，经度误差；
停滞误差，涡动误差，惯性误差，转弯误差，俯仰倾斜误差
4
要使陀螺罗盘指示真航向，应实施
仅水平修正
水平修正，和对陀螺进行速度误差修正
水平修正，和对陀螺进行纬度误差修正
水平修正，和对陀螺进行纬度误差及速度误差修正
4
飞机上的磁罗盘，未经罗差修正，其指示的航向角为（）
磁航向
真航向
大圆航向
罗航向
4
对于三自由度陀螺横向安装的直读地平仪，其功能为
能测量360°范围内的姿态角
只能测量90°范围内的姿态角
只能测量小于90°的俯仰角
只能测量小于90°的倾斜角
4
下列哪个因素影响速度陀螺仪的稳定性
陀螺本身的结构不对称性
陀螺内框轴上的摩擦力矩
平衡弹簧的弹性系数
阻尼筒的相对阻尼系数
4
由于三自由度陀螺具有稳定性，所以三自由度陀螺相对地球的运动，称为陀螺的
直线运动
匀速运动
牵连运动
假似运动
4
当飞机绕机体纵轴转动时，转弯仪如何指示
粗略指示转动角速度
只能指示方向
指示转动角度
没有指示
4
当飞机绕机体横轴转动时，转弯仪如何指示
粗略指示转动角速度
只能指示方向
指示转动角度
没有指示
4
以下哪种方法可以提高速度陀螺仪的灵敏度
提高陀螺转子的动量矩
提高平衡弹簧的弹性力矩系数
提高陀螺转子的动量矩和平衡弹簧的弹性力矩系数
提高陀螺转子的动量矩，降低平衡弹簧的弹性力矩系数
4
三自由度陀螺仪的稳定性是指
保持内框轴在惯性空间的方向不变的能力
外框轴在惯性空间的方向保持不变的能力
保持随动托架轴在惯性空间的方向不变的能力
陀螺自转轴在惯性空间保持方向不变的能力
4
测量飞机角度的积分陀螺仪主要由
三自由度陀螺仪，力矩平衡弹簧和阻尼器组成
二自由度陀螺仪，力矩平衡弹簧和阻尼器组成
三自由度陀螺仪和平衡弹簧组成
二自由度陀螺仪和阻尼器组成
4
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
4
Vmo与Mmo之间的关系是
Vmo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；
4
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
3
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
3
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。
3
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。
3
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°
3
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
3
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
3
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
3
指北方位惯导系统方位对准的方式是（）。
利用方位精对准回路
利用水平一阶对准回路
利用水平二阶对准回路
由计算机估算出方位角
3
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
3
平台式指北方位惯导系统的惯导组件中，稳定平台的作用为（）。
把南北加速度计稳定在与地球纬线之切线平行的方向上；
把东西加速度计稳定在与地球经线之切线平行的方向上；
隔离飞机角运动，使加速度计保持在预定坐标系方向上；
使南北、东西加速度计能输出飞机相对地球水平面飞行的线加速度
3
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
3
捷联式惯导的对准工作在计算机内自动完成，参与对准的主要测量元件是（）。
三个加速度计
三个陀螺
三个陀螺和三个加速度计
仅水平面上的二个加速度计
3
对于三轴陀螺稳定平台，采用积分修正法的原因，以下哪点正确（）。
液体摆不能敏感陀螺稳定平台是否水平
三轴陀螺稳定平台只能用积分修正法
采用积分修正法，可以提高修正的精度
在三轴陀螺稳定平台内，不能实现由液体摆组成的修正系统
3
当三轴陀螺稳定平台的纵向和横向稳定轴上有同样的常值干扰力矩作用时，以下哪个说法正确（）。
纵向和横向稳定电动机产生的稳定力矩相同
飞机没有姿态角时，纵向和横向稳定电动机产生的稳定力矩相同
在不同的航向上，纵向和横向稳定电动机产生的稳定力矩不相同
纵向和横向稳定电动机产生的稳定力矩和飞机的航向无关
3
中心地垂陀螺仪的起动系统在（）时投入工作（）。
当刚给平台通电，自动接通
只要平台偏离水平面大于2时，自动接通
当刚给平台通电，且平台偏离水平面大于2时，自动接通
只要按压“起动按钮”，即可接通
3
利用电动机产生的稳定力矩抵消干扰力矩的陀螺稳定器称为（）。
直接陀螺稳定器
动力陀螺稳定器
间接陀螺稳定器
二自由度陀螺组成的稳定器
3
陀螺稳定器稳定的定义为（）。
只能相对惯性空间保持稳定的陀螺装置
只能相对地球保持稳定的陀螺装置
能相对地球或惯性空间保持稳定或按给定规律运动的陀螺装置
只能相对飞机保持稳定的陀螺装置
3
在导航数据库装载过程中，如果FMC发现一个与来自装载机的数据有关的问题，则CDU显示下列信息之一
LOAD IN PROGRESS（装载正在进行中）
FMC
检查DBL或接口
LOAD COMPLETE（装载结束）
3
性能数据库的内容分为：
飞机空气动力模型和大气风的模型
装在飞机上的发动机数据模型和大气风的模型
飞机空气动力模型和装在飞机上的发动机数据模型
飞机模型、发动机模型和大气风的模型
3
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
3
FMC根据当时的飞行情况由软件决定选取导航设备的信号，其选取的优先级是
DME/VOR、DME/DME、ILS、仅用IRS
GPS、DME/VOR、DME/DME、仅用IRS
DME/DME、DME/VOR、ILS、仅用IRS
GPS、DME/DME、DME/VOR、仅用IRS
3
FMC导航功能包括
飞机位置计算和水平制导
飞机位置计算和垂直制导
飞机位置计算和导航设备的选择和调谐
水平制导和垂直制导
3
FMS在飞机下降阶段，主要完成的任务是
计算飞机最佳起飞目标推力和目标速度
确定最佳巡航高度和巡航速度
确定飞机开始下降的顶点
以优化速度引导飞机到跑道上的着陆点
3
FMC制导功能的指令输出到
自动驾驶仪和偏航阻尼器
自动油门计算机和惯性基准组件
自动驾驶仪及自动油门计算机
自动驾驶仪及惯性基准组件
3
陀螺罗盘是基于三自由度陀螺的（）特性工作的。
稳定
进动
稳定和进动
受迫运动
3
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
3
要使陀螺罗盘指示大圆航向，应实施
仅水平修正
水平修正，和对陀螺进行速度误差修正
水平修正，和对陀螺进行方位的纬度误差修正
仅方位修正
3
测量飞机角速度的速度陀螺仪主要由
三自由度陀螺仪，力矩平衡弹簧和阻尼器组成
三自由度陀螺仪，配重块和阻尼器组成
二自由度陀螺仪，力矩平衡弹簧和阻尼器组成
二自由度陀螺仪，配重块和阻尼器组成
3
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
3
远读地平仪中随动托架的作用为（）。（）
可以保证飞机能够转弯飞行
可以保证飞机能够加速飞行
可以保证陀螺三轴总是互相垂直
可以保证陀螺自转轴总是位于地垂线上
3
地平仪的横向修正力矩用来修正
转子轴的俯仰偏角
飞机的俯仰角
转子轴的倾斜偏角
飞机的倾斜角
3
当二自由度陀螺受到绕测量轴方向的牵连角速度作用时，二自由度陀螺
转子轴不改变指向
转子轴绕内框轴匀速转动
转子轴绕内框轴加速转动
转子轴绕内框轴不转动
3
对于一个三自由度陀螺，以下哪个方法可以减小转子轴的章动幅度
减小转子的质量
减小转子的转速
增大转子的动量矩
增大冲击力矩
3
以下（）可以减小二自由度陀螺的停滞角。
使弹簧变软
使弹簧变硬
减小转子的质量
减小阻尼系数
3
三自由度陀螺三轴互相垂直，当存在牵连角速度时，陀螺力矩的大小为
外力矩乘进动角速度
自转角速度乘牵连角速度
角动量乘牵连角速度
转动惯量乘自转角速度
3
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
3
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
3
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。
3
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
3
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
3
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。
3
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
3
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
2
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
2
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
2
DFDAU前面板上的失效（FAIL）灯亮，说明（）。
DFDAU电源失效。
DFDAU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。
2
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
2
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。
2
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
2
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
2
设地球半径为R，飞机航向角为ψ，飞行速度为V；初始时飞机所在纬度为λo，φ为飞机所在纬度。计算飞机在地面的经度位置λ（忽略飞行高度）为（）。

2
平台式惯导系统中水平修正系统修正平台，使平台跟踪水平面；以下哪个说法正确（）。
该水平修正系统主要由由液体摆和修正电机组成；
该水平修正系统是根据舒勒摆原理进行水平修正的；
水平修正指令来自稳定电机；
水平修正指令来自飞行管理计算机。
2
以下哪个阶段不包括在惯导系统的对准阶段（）。
准备阶段
同步阶段
粗对准阶段
精对准阶段
2
惯性基准系统中的激光陀螺测量的角速度为（）。
飞机飞行的地速
飞机绕机体三轴相对惯性空间转动角速度
飞机绕机体三轴相对地球转动的角速度
飞机绕机体三轴相对导航坐标系的转动角速度
2
影响激光陀螺的灵敏度的因素有（）。
被测的机体的角速度
光环路所包围的面积
光环路的长度
光环路的横截面积
2
三轴陀螺稳定平台稳定信号分配器的作用是（）。
将平台输出的姿态信号进行正确分配
将方位稳定系统内的进动角传感器信号进行输出正确分配
将液体摆输出的信号进行正确分配
将水平修正系统内的进动角传感器信号进行正确分配
2
中心地垂陀螺仪的两个二自由度陀螺转子的角动量H1和H2
H1=H2，矢量方向平行平台立轴且相同
H1=H2，矢量方向平行平台立轴，方向不同
可以H1≠H2，矢量方向相同
可以H1、H2大小和方向不同
2
FMCS CDU性能起始页数据区不要求输入
飞机总重(GROSS WT)
外界环境温度（OAT）
成本指数(COST INDEX)
备用(RESERVES)油量
2
由三自由度陀螺组成的陀螺稳定器工作特点是（）。
陀螺必须不停进动，来产生陀螺力矩抵消干扰力矩；
陀螺不必进动，仅由稳定电机产生的力矩抵消干扰力矩；
需要陀螺有个进动角速度；
陀螺不必不停进动，只需要陀螺有个进动角
2
IRS工作在姿态方式时，需要通过CDU输入（）参数。
飞机当时的倾斜角
飞机当时的磁航向
飞机当时的偏流角
飞机当时的俯仰角
2
若要进行FMC数据库交叉传输，使用CDU把显示选到导航数据交输页面，需用字母键把（）输入到2个CDU的便笺行内。
TRANSMIT（发送）
ARM(准备)
RECEIVE（接收）
CLR（清除）
2
每条跑道有两个方位数值，如跑道的一个方位为55度，那么另一个方位为（）度。
145
235
325
100
2
导航数据库储存的导航设备的内容有
导航设备；机场；航路；公司航路；终端区域程序；ILS进近
导航设备类别；位置；标高；频率；识标；级别
归航位置；跑道长度和方位；仪表着陆系统(1LS)设备
航路类型；高度；航向；航段距离；航路点说明等
2
飞机飞行中所在的纬度与以下哪一因素有关
飞机的初始纬度及飞机的东向速度
飞机的初始纬度及飞机的北向速度
飞机的东向速度及飞机的北向速度
仅取决于飞机的初始纬度
2
FMC导航功能计算的导航参数有：
位置、目标推力、速度
位置、速度、高度
位置、高度、目标推力
位置、高度、显示参数
2
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
2
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
2
陀螺罗盘的支架倾斜误差，是由于（）偏离地垂线引起的。
陀螺内框轴
陀螺外框轴
陀螺自转轴
陀螺托架轴
2
FMS在飞机巡航阶段，主要完成的任务是
计算飞机最佳起飞目标推力和目标速度
确定最佳巡航高度和巡航速度
确定飞机开始下降的顶点
以优化速度引导飞机到跑道上的着陆点
2
调整罗差修正器中的E-W和N-S旋柄，用来改变的人工磁场分别
平行于飞机的横轴和纵轴
平行于飞机的纵轴和横轴
平行于地球磁东-西和南-北方向
平行于地球的东-西和南-北方向
2
校罗盘时，转动磁传感器的安装角度，可以消除
半圆罗差
圆周罗差和安装误差
象限罗差
剩余罗差
2
在无风的情况下，飞行员保持固定的真航向角飞行时，其飞行路线是
大圆航线
等角航线
预选航线
实际航线
2
真子午线（即地理经线）与飞机纵轴前端在水平面上的夹角为（）。
磁航向角
真航向角
罗航向角
磁差
2
远读地平仪的随动托架用来（）。
使陀螺内框轴保持水平
使陀螺的三轴总是互相垂直
使地平仪能在飞机倒飞时工作
测量飞机的姿态角
2
远读地平仪内随动托架换向器，在什么情况下，起换向作用（）。
航向角大于90
俯仰角大于90
倾斜角大于90
随动角大于90
2
当飞机做转弯（或盘旋）时，为减小地平仪的倾斜误差（）。（）
利用角速度陀螺仪控制的转弯电门（如陀螺继电器），断开地平仪纵向修正电路
利用角速度陀螺仪控制的转弯电门（如陀螺继电器），断开地平仪横向修正电路
利用加速度传感器，自动切断地平仪的纵向修正电路
利用加速度传感器，自动切断地平仪的横向修正电路
2
飞机持续转弯时陀螺继电器输出控制信号；而在飞机摆动、颠簸时不起控制作用，是结构中（）起作用的结果。
敏感部分
延迟部分
操纵部分
阻尼器
2
当飞机做变速直线飞行时，为减小地平仪的俯仰误差（）。（）
利用角速度陀螺仪控制的转弯电门（如陀螺继电器），断开地平仪纵向修正电路
利用纵向断开电门（液体摆），自动断开地平仪的纵向修正电路
利用加速度传感器，自动切断地平仪的纵向修正电路
利用纵向断开电门，自动断开地平仪的横向修正电路
2
速度陀螺仪中阻尼器的作用是
提高灵敏度
提高速度陀螺仪工作的稳定性
平衡陀螺力矩
消除间隙
2
速度陀螺仪的测量轴是
自转轴
与内框平面相垂直的轴
内框轴
外框轴
2
速度陀螺仪的工作原理是基于二自由度陀螺的（）特性。
进动运动
受迫运动
进动运动和受迫运动
稳定性
2
将一理想三自由度陀螺仪放在地球北极上。自转轴垂直于地轴时，12小时后，自转轴指向改变了多少度
360°
180°
90°
0°
2
三自由度陀螺三轴互相垂直，当外力矩作用时，进动角速度大小为
外力矩乘角动量
外力矩与陀螺动量矩之比
转动惯量乘以自转角速度
角动量乘以自转角速度
2
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。
2
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
2
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
1
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。
1
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
1
四管配制的EFIS中，EHSI基本导航显示方式包括（）。
VOR╱ILS、NAV、MAP、PLAN
VOR、ILS、MAP、PLAN
VOR╱ILS、扩展VOR╱ILS、MAP、PLAN
VOR、MAP、NAV、PLAN
1
对于游动方位和指北方位两套惯性导航系统，起始时两套系统平台坐标系重合，且都在同一静基座上；过1小时后，两个平台坐标系方位相差多少度（）。
0°

1
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
1
游动方位惯导系统的平台绕方位轴转动的大小为（）。（）。其中Ω为地球自转角速度， Ve为东向速度分量。

零
1
捷联式惯导系统中姿态矩阵的基本参数是（）。
经、纬度和航向角
俯仰角和航向角
经、纬度和俯仰角
姿态角和机向角
1
惯性导航系统的计算导航参数的最原始参数是（）。
飞机飞行的线加速度
飞机飞行的线速度
飞机飞行的姿态角
飞机飞行的空速
1
指北方位惯导系统，平台上的三个加速度计的三个测量轴为（）。
地理东、北和天方向（地垂线）轴
机体坐标系的三个轴
惯性坐标系的三轴
平台支架三轴
1
以下哪个部件没在平台式惯导系统的惯导组件内（）。
方式选择器
导航计算机
惯性平台
稳定信号分配器
1
为了提高摆式加速度计的测量范围，且要保证测量精度，以下哪点比较合理（）。
选择刚度高的弹簧
加长摆长
加大质量
选择刚度低的弹簧
1
激光陀螺上的振动装置用来（）。
减小闭锁误差
减小标度系数误差
减小传输误差
减小温度误差
1
要提高加速度计的线性度，可以改善（）。
选择刚度高的弹簧
加长摆长
加大质量
选择刚度低的弹簧
1
对于由三自由度陀螺组成的间接陀螺稳定器，当陀螺的内框轴上有干扰力矩时，稳定器将
绕陀螺的外框轴跟随陀螺转动
稳定系统产生稳定力矩，抵消干扰力矩
绕稳定轴保持稳定
绕三自由度陀螺的内框轴进动
1
摆式加速度计中平衡弹簧产生弹性恢复力矩，用来平衡摆锤的（）。
由加速度引起的转动力矩
由重力引起的恢复力矩
和由重力引起的恢复力矩一起平衡由加速度引起的转动力矩
陀螺力矩
1
对于由二自由度陀螺组成的动力陀螺稳定器，当陀螺的内框轴上有干扰力矩时，稳定器将（）。
产生漂移
稳定系统产生稳定力矩，抵消干扰力矩
绕稳定轴保持稳定
绕二自由度陀螺的内框轴进动
1
双轴陀螺稳定器的稳定系统，用来使平台相对哪个基准稳定（）。
惯性空间
地球平面
机体坐标系
地理坐标系
1
性能系数页在CDU的（）页面上选择。
维护索引页面
起始／基准索引页
性能起始页
位置起始页
1
FMC导航数据库交叉传输工作通过CDU的哪个页面进行？
维护索引页面
起始／基准索引页
性能起始页
位置起始页
1
IRS监控器页在CDU的（）页面上选择。
维护索引页面
起始／基准索引页
性能起始页
位置起始页
1
减推力起飞时，需通过FMCS CDU输入
一个比周围大气温度要高的选择温度
一个比周围大气温度要低的选择温度
起飞机场的实际温度
固定为15度
1
在FMCS CDU前面板有（）通告器。
FMC失效/信息
超速/FMC失效
信息/超速
信息/高度偏离
1
导航数据库储存的机场的内容有
导航设备；机场；航路；公司航路；终端区域程序；ILS进近
导航设备类别；位置；标高；频率；识标；级别
归航位置；跑道长度和方位；标高、仪表着陆系统(1LS)设备
航路类型；高度；航向；航段距离；航路点说明等
1
下面（）不属于FMCS起飞前准备页面。
等待(HOLD)
位置起始(POS INIT)
航路(RTE)
识别(IDENT)
1
下面关于导航的说法，正确的是
导航就是有目的地、安全有效地引导飞机从一地到另一地
导航就是给飞行员提供操纵指令
导航就是自动控制飞机飞行
导航就是提供目标推力
1
FMS在飞机起飞阶段，主要完成的任务是
计算飞机最佳起飞目标推力和目标速度
确定最佳巡航高度和巡航速度
确定飞机开始下降的顶点
以优化速度引导飞机到跑道上的着陆点
1
三自由度陀螺稳定性和下列因素的关系为
陀螺转动惯量越大，自转角速度越大，稳定性越好
陀螺角动量越小，自转角速度越大，稳定性越好
陀螺角动量越大，自转角速度越小，稳定性越好
陀螺质量越小，自转角速度越大，稳定性越好
1
单相地磁感应元件磁化线圈，通以交流电，用来
将铁芯的导磁系数变为交变的
改变作用在铁芯上的地磁场强度
改变铁芯的横截面积
改变能测量的航向角范围
1
通过地心的切面与地球表面相交的任一段弧线叫做
大圆圈线
等角线
纬线
经线
1
罗差修正器能够消除磁罗盘的罗差为
半圆罗差
象限罗差
圆周罗差
安装罗差
1
磁子午线（即地球磁经线）与飞机纵轴前端在水平面上的夹角为（）。
磁航向角
真航向角
罗航向角
磁差
1
当横向安装的地平仪内框轴存在有摩擦力矩时，修正系统为复合修正；以下哪个说法正确（）。
地平仪修正系统的纵向修正速度受到影响；
地平仪修正系统的横向修正速度受到影响；
地平仪修正系统的横、纵向修正速度都不受影响；
地平仪转子不被修正。
1
远读地平仪纵向修正系统的基本组成为
液体摆、纵向断开电门、纵向修正电机；
液体摆、盘旋电门、纵向修正电机
液体摆、陀螺继电器、盘旋电门、横向修正电机
液体摆、纵向断开电门、横向修正电机；
1
对于三自由度陀螺纵向安装的直读地平仪，其功能为（）。
能测量360°范围内的姿态角
只能测量90°范围内的姿态角
只能测量小于90°的俯仰角
只能测量小于90°的倾斜角
1
在直线等速平飞时中，摆的地垂性在地平仪中起主要作用，是因为
没有加速度和惯性力的作用，摆能够测量出真实地垂线的方向
没有外力矩作用，陀螺自转轴跟踪地垂线精度不高
陀螺的修正系统是复合修正特性
控制机构断开了修正系统
1
地平仪的纵向修正力矩用来修正（）
转子轴的俯仰偏角
飞机的俯仰角
转子轴的倾斜偏角
飞机的倾斜角
1
在飞机飞行速度为某一特定值，且没有侧滑的情况下，转弯仪中陀螺内框转角可以反映转弯时的
倾斜角
俯仰角
飞行高度
飞行加速度
1
地平仪修正系统包括
水平修正和方位修正系统
横向修正和纵向修正系统
仅水平修正系统，无方位修正
俯仰修正和倾斜修正系统
1
二自由度陀螺的受迫运动是
沿内框轴有外力矩
沿测量轴有外力矩的作用
沿自转轴有外力矩作用
沿测量轴有牵连角速度作用
1
积分陀螺仪和速度陀螺仪不同之处在于前者没有
平衡弹簧
陀螺转子
阻尼器
陀螺内环
1
速度陀螺仪中平衡弹簧的作用是
平衡陀螺力矩
平衡阻尼力矩
防止摆动
消除间隙
1
三自由度陀螺仪稳定性的表现形式是
章动和定轴性
定轴性和进动性
进动性和章动
定轴性和惯性
1
三自由度陀螺进动快慢和下列因素的关系为
外力矩越大，陀螺动量矩越小，进动速度越快
外力矩越小，陀螺动量矩越小，进动速度越快
外力矩越大，陀螺动量矩越大，进动速度越快
外力矩越大，陀螺动量矩越大，进动速度越慢
1
陀螺力矩的方向是牵连角速度矢量绕转子转动方向转过
90°
180°
120°
60°
1
陀螺坐标系的三轴分别指（）。
自转轴、内框轴和外框轴；
自转轴、内框轴和与前两轴所构成的平面相垂直的轴；
内框轴、外框轴和与前两轴所构成的平面相垂直的轴；
自转轴、外框轴和与前两轴所构成的平面相垂直的轴；
1
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
1
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）
1
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
1
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
1
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
1
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°
1
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
1
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。
1
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
4
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。
1
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
4
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。
4
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NAV或中心MAP或PLAN方式。
4
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
4
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
4
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
4
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
4
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
4
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。
4
EFIS－EADI显示格式有（）。
四种
三种
二种
一种
4
捷联式惯导系统中“数学平台”的作用是（）。
建立导航坐标系
隔离飞机角运动
计算飞机的姿态角
建立导航坐标系，计算导航数据。
4
根据所用设备及导航原理的不同，导航系统不同；其中根据牛顿力学原理来测量飞机相对惯性空间的线加速度和角速度的是（）。
空速导航
天文导航
VOR导航
惯性导航
4
挠性陀螺转子的支承方式为（）。
框架支承
液浮支承
滚珠支承
弹性支承
4
激光陀螺测量原理的依据是（）。
三自由度陀螺的基本特性
二自由度陀螺的特性
利用牛顿第一定律
光的干涉原理
4
根据不同导航系统的特点，为了提高导航系统的定位精度和性能，往往将两种或更多的导航系统组合起来，构成的导航系统称为（）。
卫星导航系统
惯性导航系统
无线电导航系统
组合导航系统
4
FMC传感器状态页在CDU的（）页面上选择。
位置起始页
起始／基准索引页
性能起始页
维护索引页面
4
导航数据库的代码及有效日期显示在CDU的哪一页面上
位置起始（POS INIT）
航路（RTE）
起始/基准索引（INIT/REF INDEX
识别(IDENT)
4
（）信息不在CDU识别页面数据区域显示。
飞机型号
发动机型号
导航数据库的有效日期
飞机总重
4
当飞机有纵向加速飞行时，磁罗盘产生的误差叫
涡动误差
转弯误差
停滞误差
惯性误差
4
半圆罗差产生的原因是
飞机软铁磁场的水平分量
飞机硬铁磁场的垂直分量
飞机软铁磁场的垂直分量
飞机硬铁磁场的水平分量
4
陀螺地平仪的复合修正特性
没有迟滞范围
没有非灵敏区
修正力矩最大
兼有常数修正和比例修正两种特性
4
以下哪条与磁罗盘的罗差定义不符
飞机上的飞机磁场引起的
罗航向和磁航向之差
由飞机硬铁磁场和软铁磁场引起的
磁子午线与真子午线之差
4
亚音速飞机的全/静压管系数一般为
1
0.8
0.9
0.98~1.02
4
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
4
磁带式FDR记录格式是（）。
归零制。
不归零制。
哈佛双相制。
归偏制。
3
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
3
CRT内部气压为（）。
一个大气压
二个大气压
真空
环境气压
3
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
3
EFIS－EHSI显示的航向（HDG）信号源是（）。
FMC
FCC
IRS
ADF或VOR
3
EFIS－EADI显示的飞机符号的信息源是（）。
IRS
FMCS
EFIS－SG
EFIS－CP
3
平台式惯导系统采用的陀螺稳定平台是（）。
双轴陀螺稳定平台
由两个单轴动力式陀螺稳定平台组成的双轴陀螺稳定平台
三轴陀螺稳定平台
单轴间接陀螺稳定器
3
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
3
惯性基准系统在地面维护时，要想显示故障代码，ISDU的显示选择开关应放在（）。
TK/GS
PPOS
HDG/ST
WIND
3
惯性基准系统在对准方式，要想显示剩余时间和状态代码，ISDU的显示选择开关应放在（）。
TK/GS
PPOS
HDG/STS
TEST
3
捷联式惯导系统在起飞前系统要进行对准工作，对准工作主要内容是（）。
将平台对准在理想坐标系上
将平台锁定到导航坐标系上
建立初始姿态矩阵
估算出自由方位角
3
指北方位惯导系统，是指陀螺稳定平台（）。
平台坐标系的方位轴指向北方
支架轴纵轴指向北方
平台坐标系跟踪地理坐标系
陀螺的自转轴指向北方
3
中心地垂陀螺仪液体摆安装在（）。
下陀螺房底部
上陀螺房底部
平台底部
外支架轴上
3
中心地垂陀螺仪的纵向和横向修正电机安装在（）。
每个陀螺仪的自转轴上
每个陀螺仪的内框轴上
平台内支架轴上
平台外支架轴上
3
在通电时，CDU和FMC都进行内部的BITE测试，如果CDU故障，则CDU显示是
FMC
CDU
空白
FMC CDU
3
飞行管理计算机的维护页面在什么情况下可以进入？
在空中、地面均可
FMCS出现了故障
在地面
在空中
3
FMC模拟离散页在CDU的（）页面上选择。
性能起始页
起始／基准索引页
维护索引页面
位置起始页
3
在FMCS CDU上作飞行计划时，对所选定的航路实施生效，或实施修改了的飞行计划，需要使用（）键。
航路(RTE)键
直接／切入(DIR／INTC)键
执行(EXEC)键
离场／进场(DEP／ARR)键
3
FMC内存储的导航数据库定期更新的周期是
15
30
28
56
3
FMC接收多个传感器和飞行管理系统里的其它系统的
数字和模拟信号
数字、模拟和离散信号
数字和离散信号
模拟、离散信号
3
FMC使用的电源是
115V 50HZ单相交流电
115V 50HZ三相交流电
115V 400HZ单相交流电
115V 400HZ三相交流电
3
地平仪中摆应在飞机什么飞行情况下起主导作用（）。
转弯飞行
加速飞行
等速直线平飞
减速飞行
3
航空地平仪的基本用途是（）。
指示飞机航向角
指示飞机角速度
指示飞机姿态角
指示飞机高度
3
陀螺罗盘的功用是
测量飞机的转弯角度
经校正后可指示飞机大圆圈航向
可以测量飞机的转弯角速度
经校正可以指示飞机的真航向
3
陀螺地平仪中的液体摆属于
常数修正
比例修正
复合修正
对数修正
3
飞机纵轴前端在水平投影线与地平面上某一基准线之间的夹角叫做
磁差
磁倾角
航向角
磁航向角
3
三自由度陀螺仪的两个最基本特性是
稳定性和章动性
进动性和定轴性
稳定性和进动性
张动性和进动性
3
DADC中，压力传感器构型一般有
电容式，振膜式；
压阻式，振筒式；
电容式，压频式，压阻式；
压阻式，振膜式，振筒式
3
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
3
EFIS显示地速的信号源是（）。
FMC
IRS
FMC或IRS
EFIS－SG
3
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
2
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
3
DFDAU前面板上“DFDR FAIL”灯亮，说明（）。
DFDAU故障。
DFDR故障。
CPU与DFDR之间数据通讯故障。
DFDAU输入/输出故障。
2
当飞机坠入大海后，ULB能发射声纳信号（）
15天。
30天。
10天。
20天。
2
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。
2
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
2
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
2
EFIS－EHSI显示的航迹（TRK）信号源是（）。
FMC
FMC或IRS
IRS
VOR
2
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
2
EFIS显示器（DU）光栅扫描刷新速率是（）。
80 Hz
40 Hz
60 Hz
30 Hz
2
惯性基准系统在对准方式，当输入飞机所在位置的经、纬度时，ISDU的显示选择开关应放在（）。
TK/GS
PPOS
HDG/ST
TEST
2
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
2
四管配制的EFIS的基本组成为（）。
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
2
在飞机起飞前的准备阶段，必须向惯导系统输入的参数有（）。
飞机当时的真航向和位置Φ、λ
飞机的当时的位置Φ、λ
飞机当时的姿态参数
飞机当时的姿态和磁航向
2
作为一个稳定器，三自由度陀螺和由三自由度陀螺组成的动力陀螺稳定器相比，区别表现在
陀螺稳定平台的陀螺需要不停地进动；
陀螺稳定平台的陀螺不需要不停地进动，只需要陀螺有个进动角
陀螺稳定器的陀螺一定三轴不垂直
陀螺稳定器承受的干扰力矩幅值不受限制。
2
中心地垂陀螺仪的水平修正系统功用是（）。
使平台相对惯性空间保持稳定
使平台相对水平面保持稳定
使平台相对惯性空间有一个稳定的姿态角
使平台相对惯性空间有一个稳定的姿态角速率
2
中心地垂陀螺仪是由（）组成的（）。
动力和间接陀螺稳定器
两个相同的动力陀螺稳定器
两个相同的间接陀螺稳定器
动力和直接陀螺稳定器
2
动力陀螺稳定器用（）的力矩来抵消干扰力矩为（）。
陀螺力矩
陀螺力矩和稳定电机产生的稳定力矩
陀螺转子的偏心力矩
仅稳定电机产生的稳定力矩
2
CDU行选键不具备（）功能。
标准输入功能
清除(CLR)功能
标准选择功能
删除(DEL)功能
2
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
2
FMC内电源系统有什么保护
过压和断路
过流和短路
过压和短路
过流和断路
2
理想陀螺仪是指（）。
支点在重心上，摩擦最小
支点在重心上，摩擦为零
三轴交于一点，偏心最小，摩擦为零
支点在重心上，漂移最小
2
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
2
EFIS－EADI显示的最大╱最小工作空速信号源是（）。
SWC
FMC
IRS
FCC
1
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
1
EFIS显示器（DU）字符扫描刷新速率是（）。
80 Hz
40 Hz
60 Hz
30 Hz
1
根据惯性测量装置在飞机上的安装方式不同，惯性导航系统可分为（）。
平台式和捷联式
指北式和自由式
解析式和几何式
游动式和指北式
1
飞行管理计算机是多微机系统，三台微处理机分别是
导航、性能、输入/输出微处理机
输入/输出、控制、性能微处理机
输入/输出、控制、导航微处理机
控制、推力管理、输入/输出微处理机
1
FMC内存储（）天的数据库内容。
56
60
28
30
1
下面关于自动油门系统（A/T）的说法，正确的是
A/T输出操纵指令到油门伺服机构
A/T为FMCS提供目标指令
在VNAV方式衔接时，发动机推力限制由A/T计算机提供
必须在MCP板上选择好工作方式，A/T才能正常工作.
1
磁罗盘上安装的罗差修正器用来消除
半圆罗差
象限罗差
圆周罗差
安装罗差
1
象限罗差产生的原因是
飞机软铁磁场的水平分量
飞机硬铁磁场的垂直分量
飞机软铁磁场的垂直分量
机硬铁磁场的水平分量
1
由飞机的真航向角和其所在地的磁差可以换算出的飞机航向为（）
磁航向
罗航向
罗差
陀螺航向
1
磁子午线与真子午线方向不一致而形成的偏差角称为
磁差
罗差
经线收敛角
磁倾角
1
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
1
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
4
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
4
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。
4
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。
4
EFIS－EADI显示的飞行指引指令信号源是（）。
IRS
FMCS
SWC
FCC
4

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