M11参考

178 EICAS系统的主要组成包括 两台计算机、两台显示器、两块控制面板和EICAS继电器 一台计算机、一台显示器、一块控制面板和EICAS继电器 一台计算机、两台显示器、一块控制面板和EICAS继电器 一台计算机、两台显示器、两块控制面板和EICAS继电器 A

179 EICAS系统按飞行中的要求显示发动机参数和机组警告信息，并对发动机和飞机系统进行连续监控的显示方式是 巡航方式 状态方式 工作方式 维护方式 C

180 EICAS系统提供与飞机放飞的适航准备状态有关的系统信息，并以模拟图形形式或数据信息形式显示在下显示器上的显示方式为 巡航方式 工作方式 维护方式 状态方式 D

181 EICAS系统在下显示器显示与维护有关的维护信息、发动机性能数据以及飞机系统的参数的显示方式为 维护方式 工作方式 状态方式 巡航方式 A

182 I/O接口的主要功能部件包括 I/O接口信号电路板、I/O控制器和显示发生器 I/O接口信号电路板、I/O存储器和显示发生器 I/O接口信号电路板、I/O控制器和I/O存储器 I/O控制器和I/O存储器显示发生器 C

183 I/O接口接收的信号输入类型，包括 ARINC429数字数据总线输入、离散输入和与高频率有关的输入 离散输入、模拟输入和与高频率有关的输入 ARINC429数字数据总线输入、模拟输入和与高频率有关的输入 ARINC429数字数据总线输入、离散输入和模拟输入 D

184 显示发生器的主要组成部件包括 显示控制器、笔划字符发生器和定时/视频电路板 显示器、I/O存储器和定时/视频电路板 I/O存储器、笔划字符发生器和定时/视频电路板 显示器、笔划字符发生器和电源 A

185 下述不属于显示发生器的组成部件的是 显示控制器 I/O存储器 笔划字符发生器 定时/视频电路板等 B

186 多处理机系统的基本配置方式包括 紧耦合配置和松耦合配置与机电配置 协处理机配置和松耦合配置与机电配置 协处理机配置、紧耦合配置和松耦合配置 协处理机配置和主从系统配置 C

187 协处理机配置和紧耦合配置时，（ ）。 两者的CPU和支持处理机都可以共享存储器和I/O系统 两者的CPU和支持处理机不可共享总线控制逻辑和时钟发生器 紧耦合配置中的支持处理机不可独立工作执行自己的指令 两者的支持处理机都可以独立工作执行自己的指令 A

188 多处理机系统紧耦合配置中（ ）。 其支持处理机可以独立工作执行自己的指令 其CPU和支持处理机不可以共享存储器和I/O系统 其CPU和支持处理机不可以共享总线控制逻辑和时钟发生器 其支持处理机不可以独立工作执行自己的指令 A

189 多处理机系统协处理机配置中（ ）。 其支持处理机可以独立工作执行自己的指令 其支持处理机不可以独立工作执行自己的指令 其CPU和支持处理机不可以共享存储器和I/O系统 其CPU和支持处理机不可以共享总线控制逻辑和时钟发生器 B

190 EICAS计算机的I/O控制器和显示控制器与CAPS8/8B的关系是 紧耦合配置 协处理机配置 松耦合配置 松紧耦合配置 A

191 EICAS系统正常工作时，（ ）。 左、右EICAS计算机主用，左EICAS计算机热等待 左EICAS计算机主用，右EICAS计算机热等待 左EICAS计算机工作，右EICAS计算机不工作 右EICAS计算机工作，左EICAS计算机不工作 B

192 EICAS系统正常工作时，（ ）。 左、右EICAS计算机分别驱动左、右系统显示 左EICAS计算机失效时，由右EICAS计算机驱动显示 正常时，左EICAS计算机工作，右EICAS计算机不工作 右EICAS计算机工作，左EICAS计算机热等待 B

193 EICAS系统正常工作为 两台计算机都不驱动显示 两台计算机轮流驱动显示 两台计算机分别驱动上下显示器显示 只有一台计算机驱动显示 D

194 飞行中若某一显示器失效，此时，若按压状态电门， 不起作用 上显示器显示主要发动机参数，下显示器显示次要发动机参数 上显示器显示主要发动机参数，下显示器显示状态方式页面 上显示器 和下显示器均变为空白 A

195 当EICAS系统显示选择板上的“COMPUTER”电门置“左”档时 左EICAS计算机驱动显示，故障时，则自动转为右计算机驱动显示 左EICAS计算机驱动显示，故障时，不能转为右计算机驱动显示 左、右EICAS计算机均不工作 左EICAS计算机不工作，右EICAS计算机工作 B

196 EICAS系统的信息级别划分，除E级外，包括 A级、B级和C级 A级、B级、C级和M级 A级、B级和C级、S级和M级 S级和M级 C

197 按压EICAS系统的“取消”电门，可以取消 A级、B级、C级、S级和M级信息 A级、B级和C级信息 A级信息 B级和C级信息 D

198 当EICAS显示器出现A级警告信息时 红色文字信息显示，主警告灯亮，并有强烈的声响警告 黄色文字信息显示，主告诫灯亮，有较弱声响警告 只有黄色文字信息显示 只有声响警告提醒飞行员注意 A

199 当EICAS显示器出现B级警告信息时 红色文字信息显示，主警告灯亮，并有强烈的声响警告 黄色文字信息显示，主告诫灯亮，有较弱声响警告 只有黄色文字信息显示 只有声响警告提醒飞行员注意 B

200 当EICAS显示器出现C级警告信息时 红色文字信息显示，主警告灯亮，并有强烈的声响警告 黄色文字信息显示，主告诫灯亮，有较弱声响警告 只有黄色文字信息显示 只有声响警告提醒飞行员注意 C

201 当警告信息多于11条，按压“取消”电门 可全部取消 不能取消 具有锁定信息功能 具有翻页功能 D

202 提供飞机放飞的适航准备状态，以便机组人员确定飞机是否适航的EICAS信息为 S级信息 M级信息 E级信息 A级、B级和C级信息 A

203 EICAS系统在地面接通电源时， 上显示器显示发动机主要参数，下显示器

空白 上显示器显示发动机主要参数，下显示器显示次要参数 上、下显示器均不显示，只有在按压发动机显示电门后才出现显示 出现地面试验显示格式 B

204 下述选项不是发动机主要参数的是 N1 EPR N2 EGT C

205 下述选项为发动机主要参数的是 OIL PRESSURE OIL TEMPERATURE N2 N1 D

206 飞行中，EICAS显示器的正常显示为 上显示器显示主要发动机参数和警告信息，下显示器空白 上显示器显示主要发动机参数和警告信息，下显示器显示次要发动机参数 上显示器显示警告信息，下显示器主要发动机参数 上显示器显示全部发动机参数，下显示器显示警告信息 A

207 当某台显示器失效，完好的显示器正显示主要发动机参数页面时，此时某次要参数超限，这是该显示器的显示格式为 紧凑全格式 紧凑部分格式 只显示发动机主要参数 空白 B

208 当全部发动机次要参数都显示在下显示器上时，该显示器突然出现故障，这时上显示器的显示情况 只显示发动机主要参数 紧凑部分格式 紧凑全格式 空白 C

209 EICAS状态信息 反映整个飞机各系统是否都处于工作状态 反映发动机的各参数是否正常 只显示飞机各系统的故障信息 只显示与最小设备清单有关的内容，判定飞机是否适航 D

210 当ECAM控制面板失效后，（ ）。 “STATUS”按钮仍然可用 “CLEAR”和 “STATUS”按钮还可用 “ALL”按钮失效 “CANCEL”和“RECALL”按钮均失效 D

211 当ECAM控制面板失效后，（ ）。 除“CANCEL”按钮外，其余按钮全部失效 除“ALL”按钮外，其余按钮全部失效 除“CLEAR”按钮外，其余按钮全部失效 除“RECALL”按钮外，其余按钮全部失效 B

212 E/W页的参数分为上、下两个区域，其显示情况为 上半区显示主要发动机参数、警告及备忘信息，下半区显示机载燃油和襟、缝翼位置 上半区显示主要发动机参数、警告信息、机载燃油和襟、缝翼位置，下半区空白 上半区显示主要发动机参数、机载燃油和襟、缝翼位置，下半区显示警告及备忘信息 上半区显示襟、缝翼位置，下半区显示主要发动机参数、警告及备忘信息 C

213 根据故障部件的重要程度以及所要采取的纠正措施的紧急程度，ECAM警告分为 A级、B级和C级 A级、B级和S级 S级、M级和E级 三级、二级和一级 D

214 当ECAM显示器显示红色信息，同时红色主警告灯亮，并有重复的谐音或特殊音响报警，对应的ECAM警告为 三级 二级 一级 S级 A

215 当ECAM显示器显示琥珀色信息，同时琥珀色主告诫灯亮，并有单谐音报警，对应的ECAM警告为 三级 二级 一级 S级 B

216 当ECAM显示器只显示黄色告警信息，没有警告灯和音响，对应的ECAM警

告为 三级 二级 一级 S级 C

217 状态信息出现时， 在上ECAM显示器警告信息区以红色文字显示 在下ECAM相应的系统页面以黄色文字显示 只在状态页的维护信息栏以黄色文字显示 只在状态页的维护信息栏以白色文字显示 D

218 ECAM系统所警告的故障分为三种类型 独立故障、主要故障和次要故障 三级故障、二级故障和一级故障 A级故障、B级故障和C级故障 S级故障、M级故障和E级故障 A

219 当某系统或设备失效时，会引起其它设备的失效。ECAM系统将这类故障称为 独立故障 主要故障 次要故障 一级故障 B

220 用于进行数据采集以及进行对应于警告状态的警告数据的计算和飞行航段的计算的ECAM系统计算机是 SDAC DMC FWC FMC C

221 用于从飞机系统采集对应于告诫信息的失效或故障数据并将它们送到FWC，以便产生相应的警告和所需采取的纠正措施的ECAM系统计算机是 DMC1 DMC2 FMC SDAC D

222 可以产生音响警告以及无线电高度谐音、自动呼叫及其它音响警告的ECAM系统计算机是 FWC FMC SDAC DMC A

223 FWC从下述哪项采集数据，计算并产生琥珀色警告？ 飞机系统 SDAC数据总线 PFD处理通道 ND处理通道 B

224 飞机灯光照明系统包括 机内照明、机外照明和应急照明 普通照明和航行标志照明及显示器亮度 客舱照明和驾驶舱照明及显示器亮度 客舱照明和驾驶舱照明和货舱照明 A

225 飞机在夜间或复杂气象条件下飞行或准备时，使用 机内照明和应急照明 机内照明和机外照明 机外照明和应急照明 驾驶舱照明和客舱照明 B

226 飞机的机外照明，对不同灯有不同的要求，但对它们的共同要求是 足够的发光强度和高的发光效率及闪亮 足够的发光强度和可靠的作用范围及闪亮 可靠的作用范围和适当的颜色 足够的发光强度、可靠的作用范围和适当的颜色 D

227 在机外照明中，要求光强最大的、会聚性最好的灯是 活动式和固定式着陆灯 着陆灯和滑行灯 着陆灯和防撞灯 着陆灯、滑行灯和防撞灯 A

228 用于标明飞机的轮廓、位置和运动方向的灯是 防撞灯 航行灯 滑行灯 标志灯 A B

229 应急照明灯用于 某些客舱灯失效时备用 某些驾驶舱灯失效时备用 主电源全部中断时使用 某些驾驶舱灯或客舱灯失效时备用 C

230 检查活动式着陆灯时，应注意 不要作放下或收上操作 不要放下 不要在白天进行 不要长时燃亮灯丝 D

231 航行灯是显示飞机轮廓的机外灯光信号，因此，它的颜色规定为 左红右绿尾白 左绿右红尾白 左红右红尾白 左绿右绿尾红 A

232 用于给垂直安定面上的航徽提供照明的灯是 探冰灯 标志灯 航行灯 防撞灯 B

233 现代飞机防火系统安装在： 动力装置和尾翼 机体和尾翼 动力装置和机体 动力装置和货舱和尾翼 C

234 现代飞机上火警探测系统包括： 发动机和APU烟雾探测 货舱和厕所火警探测 轮舱和供气管道火警探测 发动机火警探测 D

235 民用飞机上发动机和APU舱防火都采用： 烟雾探测系统 手提灭火器 火警探测和灭火系统 烟雾探测和过热警告系统 C

236 飞机上火警探测系统的作用是： 探测所在区域的火警并指示相应的位置，火警装置起作用 探测所在区域的火警并指示相应的位置，火警装置不起作用 探测所在区域的火警位置并进行灭火 探测发动机舱着火并进行灭火 A

237 飞机上火警探测系统中烟雾探测器用于： 货舱和厕所 APU舱 空调舱和货舱 发动机舱 A

238 飞机上通常采用的火警探测器类型有： 单元型、液态型 连续型、液态型 单元型和连续型 电容型、液态型 C

239 飞机上发动机舱可能采用的火警探测器是： 烟雾探测器 CO探测器 光电探测器 温度上升率探测器 D

240 飞机火警探测系统中电容型探测器的工作原理是： 随温度上升电容增大使

继电器断开 随温度上升电容减小 随温度上升电容增大，继电器接通发出火警警告 随温度上升电容减小，继电器接通发出火警警告 C

241 飞机上热敏电门式火警探测器系统中采用： 一个或多个双金属热敏开关 一个双金属热敏开关和一个电容器 多个热敏电阻开关 一个热敏电阻开关 A

242 飞机上热电偶式火警探测器系统电路组成有： 火警探测器电路和放大电路 警告电路和放大电路 火警探测器电路、警告电路和整形电路 火警探测器电路、警告电路和试验电路 D

243 飞机火警探测系统中电容型探测器的优点是： 探测环线短路时会产生错误火警信号 探测环线短路时不会产生错误火警信号 探测环线断路时会自动灭火 探测环线接断路时人工灭火 B

244 飞机上热电偶式火警探测器是感受发动机舱的： 温度 温升 气体 烟雾 B

245 飞机上采用一氧化碳（CO）探测器探测火警的部位是： 发动机舱和APU舱 客舱和货舱 货舱和厕所 驾驶舱和客舱 D

246 飞机电阻式火警探测系统中在进行火警试验时，模拟： 电阻式火警感温线电阻值变小的信号 电阻式火警感温线电阻值变大的信号 电阻式火警感温线电容值变大的信号 电阻式火警感温线电容值变小的信号 A

247 飞机发动机火警探测系统发出过热信号的温度是： 发动机风扇内低于规定过热温度 高压涡轮机内低于规定过热温度 发动机风扇内低于规定过热温度和高压涡轮机内达到规定过热温度 发动机风扇内达到规定火警温度或高压涡轮机内达到规定火警温度 C D

248 飞机发动机火警系统的探测环路一般采用： 单环路 双环路 三环路 多环路 B

249 飞机发动机火警电路中将试验电门扳到“过热/火警”位时，检查： 过热环路和灭火电路的工作是否正常 火警环路和灭火电路的工作是否正常 过热和火警环路的工作是否正常 火警和烟雾探测电路的工作是否正常 C

250 飞机发动机火警电路中将试验电门扳到“故障/失效”位时，模拟： 探测环路接地短路故障 探测环路接地断路故障 灭火电路接地短路故障 火警电路断路故障 A

251 当飞机APU舱探测到火警时，火警电路的工作情况是： 驾驶舱APU黄色警灯和APU地面控制板上的黄色火警灯亮 驾驶舱喇叭响，APU地面控制板上的喇叭也响 火警灯亮，喇叭响，按压灯或喇叭切断电门不能取消 火警灯亮，喇叭响，按压火警灯或喇叭切断电门可取消警告 D

252 飞机上光电烟雾探测器的工作是： 利用烟雾对光线的吸收作用和光合作用 利用烟雾对光线的反射作用和光合作用 利用烟雾对光线的电离和反射作用 利用烟雾对光线的吸收和反射作用 D

253 飞机上光电烟雾探测器的组成有： 光电池、光收集器和日光灯 光电池、光收集器、信标投射灯和日光灯 光电池、光收集器、试验灯和信标投射灯 光电池、光收集器、报警灯和信标投射灯 C

254 飞机火警探测系统的主要维护工作是： 修理损坏的敏感元件 更换损坏的敏感元件 重新校准敏感元件 重新检查和校准敏感元件 B

255 飞机客舱内采用的灭火方式是： 自动灭火 自动喷射灭火 人工手提灭火瓶灭火 自动报警和人工灭火 C

256 飞机上采用自动报警人工灭火方式的部位是： 驾驶舱和客舱 发动机舱和APU舱 电子舱和货舱 客舱和货舱 B

257 据国际防火协会规定由电器设备、电线或电流引起着火的是： C类 D类 A类 B类 A

258 对于电器设备、电线或电流引起的C类火最好使用灭火剂是： 泡沫灭火剂 二氧化碳和水 卤化烃 干粉 C

259 飞机发动机灭火系统中当拉出灭火手柄后，其中一个作用为（ ）。 关闭燃油关断活门 关闭发动机引气活门 关闭液压油关断活门 灭火瓶立刻引爆 A B C

260 飞机灭火系统灭火瓶释放活门中的爆炸帽是一种： 注明寿命日期的引爆装置 没注明寿命日期的引爆装置 可在灭火瓶之间互换的装置 机械引爆装置

A

261 飞机灭火分系统中需要进行的维护工作是： 灭火瓶的检查和灌充 爆炸帽和排放活门的拆卸、重新安装 排放管路的渗漏试验和电气导线的连续性试验 火警探测系统 A B C

262 影响击穿电压的因素有： 气体密度、电极间隙、电极温度和混合气余气系数 气体密度、气体温度、电极截面积大小和混合气余气系数 电极间隙、电极温度、电极截面积大小和混合气余气系数 气体温度、电极温度、电极截面积大小和混合气余气系数 A

263 发动机启动点火系统的电嘴首先点燃启动喷油嘴喷出的燃油，形成火源，再由火源点燃主喷油嘴喷出的燃油的点火系统称为 直接点火 间接点火 再点火 加力点火 B

264 电容放电和电感放电的特点是 电容放电电火花明亮，长时，高能；电感放电电火花稍暗，短时，低能。 电容放电电火花明亮，长时，低能；电感放电电火花稍暗，短时，高能。 电容放电电火花明亮，短时，高能；电感放电电火花稍暗，长时，低能。 电容放电电火花暗亮，长时，高能；电感放电电火花明亮，短时，低能。 C

265 磁电机中的四极永久磁铁转子旋转一周，将使基本磁通 两次达到零值，两次改变方向 两次达到零值，四次改变方向 四次达到零值，两次改变方向 四次达到零值，四次改变方向 D

266 磁电机开关持续接通闭合时， 磁电机低压线圈有电流，高压线圈不产生高

压电势 磁电机低压线圈无电流，高压线圈产生高压电势 磁电机低压线圈有电流，高压线圈产生高压电势 断电器仍起作用 A

267 磁电机中的断电器设定在低压线圈电流为 最小值时断电 最大值时断电 平均值时断电 任意值时断电 B

268 磁电机工作时，初级线圈产生的感应电势和感应电流的关系是 感应电势和感应电流同时达到最大值 感应电势滞后感应电流达到最大值 感应电流滞后感应电势达到最大值 感应电势有时超前有时滞后感应电流达到最大值 C

269 磁电机中电容器的作用是 消除电火花，保护断电器触点 控制电火花，改变断电时机 消除电火花，降低电流变化率 减弱电火花，提高次级感应电势 D

270 启动点火线圈次级电压的最大值可采用其调整螺钉进行调节，当顺时针拧入调整螺钉时 断开电流增大，次级电压最大值增大 断开电流减小，次级电压最大值增大 断开电流增大，次级电压最大值减小 断开电流减小，次级电压最大值减小 A

271 将高能点火器所有的部件均装在金属壳体内构成密封装置的目的是 防止高空环境污染部件 防止对无线电设备产生辐射干扰 防止外部电磁场干扰点火器工作 提高抗震强度，保证可靠工作 B

272 高能点火器中与储能电容并联的高阻值电阻的作用是 高压导线断路时限制电容电压 未装点嘴时限制电容电压 不工作时放掉储能电容的电荷 工作时提供储

能电容的充电回路 C

273 电力启动涡桨发动机时首先采用的增速措施是 改变电枢电压 改变励磁磁通 调节电枢附加电阻 3秒后切除串接在电枢电路中的附加电阻 D

274 电力启动发动机时，启动箱内的功率调节器的作用是 减弱励磁电流并保持电枢电流不下降 增大启动发电机的电枢电流 减弱励磁电流和电枢电流 增大启动发电机的励磁电流和电枢电流 A

275 气源启动涡轮喷气发动机时，起动机的自动脱开是由 启动电门控制 起动机内的离心电门或转速表控制的微动电门控制 油门杆控制 发动机上的压力电门控制 B

276 APU启动控制过程中的燃油关断活门和进气门的控制关系是 燃油关断活门和进气门同时打开或关闭 只有当进气门打开或关闭后，燃油关断活门才能打开或关闭 只有当燃油关断活门打开或关闭后，进气门才能打开或关闭 进气门的开闭与燃油关断活门无关 C

277 飞机燃油系统的功用是 储存燃油和可靠地向发动机供油 储存燃油 可靠地向发动机供油 加油和抽油 A

278 飞机燃油的加油系统可进行 空中紧急放油 压力加油和重力加油 压力加油和空中紧急放油 重力加油 B

279 若把中央油箱和右油箱燃油增压泵的出口单向活门装错，在飞行中 中央油

箱和右油箱均不向发动机供油 先由中央油箱供油直到用完后，由左、右油箱接替供油 先由右油箱供油直到用完后，由左油箱和中央油箱接替供油 先由左右油箱供油直到用完后，由中央油箱接替供油 C

280 能够精确指示发动机燃油消耗量的仪表是 燃油流量表 燃油油量表 燃油压力表 燃油温度表 A

281 飞机上的剩余油量警告系统所指示的剩余油量为 飞行中各个油箱剩余的燃油量总和 飞行中每个油箱剩余的燃油量 加油前飞机油箱内所存的燃油量 油箱油量消耗量 A

282 电容式燃油油量指示系统中的电容器的介质是 电容器的外壳 油箱外部的线圈 燃油和燃油上部的空气 油箱中的燃油 C

283 电容式燃油油量表的传感器实际上是一个 浮子式可变电容器 浮子式可变电阻器 以燃油和空气作为一个极板的电容器 以燃油和空气作为介质的电容器 D

284 若燃油与电线或电线导管难以分离时，燃油管应位于 邻近电线并将它们夹紧在一起 电线之下并将燃油管牢固的夹紧在机身结构上 电线之上并将燃油管牢固地夹紧在机身结构上 电线内并将燃油管牢固的夹紧在机身结构上 B

285 在飞行中，当飞机发动机进气道出现结冰情况时，压差式结冰信号器 动、静触点闭合，结冰信号灯亮 动、静触点打开，结冰信号灯亮 动、静触点闭合，结冰信号灯灭 动、静触点打开，结冰信号灯灭 A

286 飞机防冰系统中放射性同位素结冰信号器的组成： 光电管、加温元件 盖革-米勒计数管、光电管 传感仪、放大器和信号显示 传感仪、计数管和信号显示及光电管 C

287 飞机防冰系统中灵敏度是指当结冰信号器： 发出结冰信号时所需最小冰层厚度 发出结冰信号时所需最大冰层厚度 不发出结冰信号时所需最小冰层厚度 不发出结冰信号时的冰层厚度 A

288 中小型飞机上所采用的典型电动调整片的主要组成包括 双向串励电动机、摩擦离合器、齿轮减速器、传动杆和中立位置信号接触装置 摩擦离合器、齿轮减速器、传动杆和中立位置信号接触装置 操纵电门、齿轮减速器、传动杆和中立位置信号接触装置 操纵电门、摩擦离合器、齿轮减速器和中立位置信号接触装置 A

289 起落架操纵手柄电磁锁的作用是 避免在空中时，错误地将起落架收起 避免在地面时，错误地将起落架收起 避免在空中时，错误地将起落架放下 避免在空中时，忘记将起落架收起 B

290 当起落架未收上并锁好且手柄不在“放下”位，起落架位置指示 起落架位置无指示 起落架位置指示绿灯亮 起落架位置指示红灯亮 起落架位置指示红灯与绿灯交替闪亮 C

291 当起落架未放下并锁好，下述哪种情况起落架警告喇叭不响？ 襟翼1~10单位且至少一个油门收回到慢车位 襟翼15单位且一个油门手柄位于慢车位，另一个角度大于30度 襟翼15单位且两个油门收回到小于30度 襟翼收起时 D

292 飞机调整片的作用是 产生升力 操纵和平衡飞机，减轻劳动量 平衡飞机旋转扭矩 作为减速器用 B

293 螺旋桨的顺桨操纵的动力通常为 人工机械 电力 液压 气压 C

294 螺旋桨顺桨的角度为 30度 45度 60度 90度 D

295 起落架减震柱的作用是 吸收撞击能量，保护飞机结构 防止飞机在地面错误收起起落架 防止空中收不上起落架 防止起飞时起落架舱门打开 A

296 自动顺桨系统的传感器监测发动机故障的物理量是 滑油温度 滑油压力 液压油压力 液压油温度 B

297 自动顺桨检查时，接通检查电门后 顺桨泵不工作，不顺桨，不停车 顺桨泵不工作，不顺桨，停车 顺桨泵工作，不顺桨，不停车 顺桨泵工作，顺桨，不停车 C

298 桨距限动的要求是 限定桨叶迎角不能大于某一角度 限定桨叶迎角不能小于某一角度 限定桨叶角不能大于某一角度 限定桨叶角不能小于某一角度 D

299 按下部分顺桨检查按钮时， 顺桨泵工作，顺桨，不停车 顺桨泵工作，不顺桨，不停车 顺桨泵不工作，不顺桨，停车 顺桨泵不工作，不顺桨，不停车 A

300 起落架收放常用的动力源是 电动机构 液压或冷气 机械 拉杆与钢索 B

301 螺旋桨在什么情况下解除限动 超高空飞行时 超低空飞行时 飞机着陆后 飞机爬高时 C

302 启动点火线圈中，电容器的作用是： 消除电火花，降低电流变化率 消除电火花，保护断电器触点 控制电火花，改变断电时机 减弱电火花，提高次级感应电势 D

303 在其它因素不变的情况下，击穿电压与电极间隙的关系？ 成正比 成反比 击穿电压不受电极间隙的影响 有影响，但无规律可循 A

304 通常把击穿电压大于( )的系统称为高压系统。 220V 1000V 3000V 5000V D

305 通常把火花能量在( )以上的系统称为高能系统。 0.01焦耳 0.05焦耳 0.1焦耳 0.2焦耳 D

306 人工超控活门在什么时候可以代替电磁活门进行压力加油？ 仅当没有电源时 仅当电磁活门有故障时 在三个满油浮子开关失效时 在没有电源或电磁活门有故障时 D

307 满油浮子电门在压力加油时，当油箱的油面达到满油时，控制关断（ ） 加油总管的油路 加油活门的电磁线圈电路 加油接头的来油 人工超控活门

B

308 电容式油量表的电容器的电容值与油面高度之间的关系是（ ） 油面增高，电容量不变 油面增高，电容量增大 油面增高，电容量减小 油面与电容值之间没有对应关系 B

309 飞机上的燃油存贮量是以（ ）为条件，通过测量油箱中的油面高度来测得油量的。 油箱结构一定，飞机起飞爬升时 油箱结构一定，飞机着陆滑跑时 油箱结构一定，飞机平飞时 油箱结构一定，飞机降低高度时 C

310 测量燃油流量时，其传感器通常采用： 叶轮 永久磁铁 金属圆环 游丝 A

311 典型飞机加油控制系统中，当油箱加满油时， 浮子电门断开，电磁线圈通电使活门打开 浮子电门接通，电磁线圈断电使活门关闭 浮子电门断开，电磁线圈断电使活门关闭 浮子电门接通，电磁线圈通电使活门打开 C

312 正常情况下，中央油箱增压泵的出口单向活门的压力( )主油箱增压泵出口单向活门的压力。 大于 等于 小于 没有确定关系 C

313 结冰信号器有多种形式，一般可以分成： 飞行员直观式和自动结冰信号器两大类 探冰棒和探冰灯两类 探冰棒和压差式结冰信号器两类 探冰灯和压差式结冰信号器两类 A

314 各种类型结冰信号器的主要技术参数包括： 区域延时、加温延时和可靠

性 灵敏度、加温延时和可靠性 灵敏度、区域延时和可靠性 灵敏度、区域延时和加温延时 D

315 加温延时指的是： 结冰信号器传感仪上的冰融化到灵敏度以下时，继续给传感仪加温，以确保传感仪上的冰完全化除的时间 飞机飞离结冰区后，继续加温的时间 结冰信号器发出结冰信号时所需的最少加温时间 结冰信号器发出结冰信号时的加温时间 A

316 飞机飞离结冰区后，继续发出结冰信号的时间是： 加温延时 区域延时 报警延时 固定延时 B

317 风档玻璃的防冰主要采用： 液体防冰 气热防冰 电热防冰和液体防冰 化学物防冰 C

318 气热防冰的结构形式主要包括： 双层壁式热空气和外表面喷射热气流式 电阻丝式和导电膜式 电阻丝式和双层壁热空气式 导电膜式和外表面喷射热气流式 A

319 在进行排雨系统功能试验时，为了避免排雨液粘在风档玻璃上，并帮助其散开，必须： 擦干各块风挡玻璃 润湿各块风挡玻璃 加热各块风挡玻璃 拆卸各块风挡玻璃 B

320 风挡玻璃加温控制系统的核心部件是： 过热控制组件 功率控制组件 加温控制组件 电源组件 C

321 风挡玻璃加温控制系统中功率控制组件的功用是： 调节加温电流的大小，使系统在调定温度值正常工作 控制过热继电器的工作，对系统起过热保护作用 保护风挡玻璃在开始加温时免受热冲击 控制加温电源的通断 C

322 液体防冰是在玻璃外喷洒防冰液，当它与玻璃表面上的水接触后，形成防冰液加水的混合液，这种混合液的冰点： 等于飞行条件下的风挡表面温度 高于飞行条件下的风挡表面温度 低于飞行条件下的风挡表面温度 高于零度 C

323 探冰棒和放射性同位素结冰信号器( ) 均属于直观式结冰信号器 均属于自动结冰信号器 前者属于自动结冰信号器，后者属于直观式结冰信号器 前者属于直观式结冰信号器，后者属于自动结冰信号器 D

324 螺旋桨在( )情况下顺桨？ 发动机空中故障停车时 起飞爬升时 巡航时 着陆滑跑时 A

325 螺旋桨的限动是指： 正常飞行时，桨叶角不能大于某一角度 正常飞行时，桨叶角不能小于某一角度 飞机着陆后，桨叶角不能小于某一角度 飞机着陆后，桨叶角不能大于某一角度 B

326 螺旋桨的解除限动是指： 正常飞行时，桨叶角可以小于某一角度 正常飞行时，桨叶角可以大于某一角度 飞机着陆后，桨叶角可以变得最小 飞机着陆后，桨叶角可以变得最大 C

327 水平安定面是通过改变( )进行水平配平控制的？ 机翼的迎角 机翼的迎角变化单 水平安定面的迎角 水平安定面的迎角变化率 C

328 升降舵、方向舵、副翼等操纵面分别是对飞机进行 俯仰、侧滚和方向操纵 俯仰、方向和增升操纵 侧滚、方向和俯仰操纵 俯仰、方向和侧滚操纵 D

329 铁壳式变压器比铁芯式变压器（ ） 用铁量少，用铜量少 用铁量多，用铜量多 用铁量少，用铜量多 用铁量多，用铜量少 C

330 变压器绕组有（ ）两种绕法。 同心式和盘式 重叠式和盘式 顺时针和反时针式 同心式和顺时针式 A

331 A

332 航空蓄电池可以分为（ ）蓄电池两大类。 碱性蓄电池和中性 碱性蓄电池和镍镉 银锌蓄电池和镍镉 碱性蓄电池和酸性 D

333 蓄电池的额定容量用（ ）表示。 瓦小时 安培小时 电压小时 伏安 B

334 蓄电池放电时，电子电流和离子电流的流向是（ ）。 电子从负极板流向正极板；正离子移向负极板，负离子移向正极板。 电子从负极板流向正极板；正离子移向正极板，负离子移向负极板。 电子从正极板流向负极板；正离子移向正极板，负离子移向负极板。 电子从正极板流向负极板；正离子移向负极板，负离子移向正极板。 B

335 飞机上的电瓶充电器有充电和（ ）两种工作方式。 备用 放电

变压整流 起动 C

336 空心线圈中间装上铁心后成为带铁心的线圈，其（ ）。 电感量变小，电感量是常数。 电感量变大，电感量是常数。 电感量变小，电感量是变量。 电感量变大，电感量是变量。 D

337 交流电路中电容上的电流与电压按（ ）。 2倍的频率变化，且电流超前电压90? 相同的频率变化，且电流超前电压90? 频率变化，且电流落后于电压90? 相同的频率变化，且电流落后于电压90? B

338 在容性的RLC串联交流电路中，（ ）。 X＜0，XL＞XC，-90°＜Φ＜0 X＜0，XC＞XL，-90°＜Φ〈0 X＞0，XL＞XC，90°＞Φ＞0 X＞0，XC＞XL，90°＞Φ＞0 B

339 变速变频交流发电系统最适合安装在（ ）上。 活塞式发动机 涡轮螺旋桨发动机 涡轮喷气发动机 活塞式发动机和涡轮喷气发动机 B

340 恒速传动装置有（ ）等三种工作方式。 启动、恒速、制动 顺转、反转、脱开 零差动、正差动、负差动 驱动、储能、反接 C

341 三级无刷交流发电机中的永磁式副励磁机可向（ ）供电。 飞机上的应急设备 机上电瓶充电器 电压调节器 发电机控制保护装置 C D

342 交流发电机若要进行并联供电，条件之一是各发电机的电压波形要一致，否则，并联后（ ）。 电源间有高频电流通过 形成无功功率分配不均 瞬间会有大的

冲击产生 造成电压不稳 A

343 几台交流发电机并联供电后，其电网公共电压为（ ）。 最低发电压电压 最高发电机电压 各发电压电压的均方根 各发电机电压的算术平均值 D

344 交流发电机电压调节器有（ ）等功能。 当负载发电机转速变化时，调节励磁使输出电压稳定 并联后均衡无功负载 并联后均衡有功负载 交流供电短路时，进行强激磁，以使保护电路动作 A B D

345 脉冲调宽电压调节器主要组成部分为（ ）。 检比电路、检波电路、整形放大电路、输出电路 检比电路、调制电路、整形放大电路、功率放大电路 滤波电路、检波电路、整形放大电路、输出电路 滤波电路、调整电路、整形放大电路、功率放大电路 B

346 以恒频交流电源为主电源的飞机上，变压整流器是把（ ）。 单相交流电变为24伏直流电 三相交流电变为115伏交流电 单相交流电变为36伏直流电 三相交流电变为28伏直流电 D

347 飞机交流电源系统中被控制对象有（ ）等。 GCR、GCB、BTB、EPC GCB、GCU、TRU、BTB GCR、BTB、EPCU、GCU EPCU、GCU、GCR、BTB A

348 EICAS输入信号类型有（ ）等几种。 ARINC429数据、离散和模拟信号 ARINC429数据、超限和警告信号 离散、模拟信号，电压、电流数据 电压、

电流数据，ARINC429数据 A

349 EICAS显示的紧凑格式的形式为（ ）。 上显示器显紧凑全格式，下显示器显紧凑部分格式 只能在上显示器显示紧凑全格式 只能在下显示器显示紧凑部分格式 上、下显示器都有可能显示紧凑全格式或部分格式 D

350 EICAS的显示选择板失效后，（ ）。 上显示器显示紧凑全格式，下显示器显示状态页 上显示器显发动机主要参数；下显示器显示发动机次要参数 相关的取消/再现按钮和维护面板也失效 上显示器显示紧凑部分格式，下显示器显示维护页 B C

351 EICAS的ELEC/HYD维护页可显示（ ）。 自动事件和人工元件记录的数据 实时数据和人工事件记录的数据，发动机次要参数 实时数据和自动、人工事件记录的数据 自动事件和人工事件、发动机次要参数 C

352 EICAS计算机从发动机、飞机个设备系统传感器接收约（ ）个模拟和离散信号。 450 20 1200 7 A

353 EICAS系统的两个显示器的显示亮度可自动调节也可由（ ）控制。 显示选择板上的亮度控制旋钮 维护面板上的亮度控制旋钮 显示器上的亮度控制旋钮 上显示器右侧的亮度控制旋钮 A

354 EICAS显示器用（ ）等颜色显示不同的数据和文字信息。 红、绿、青、兰、白 黄、兰、青、紫、白 红、兰、绿、青、紫 红、黄、白、兰 D

355 EICAS上、下显示器显示信息在一个页面上最多显（ ）条，否则就要编页。 8 20 11 5 C

356 ECAM系统中，连续按压控制面板上的“全部”按钮，则可以（ ）的速度逐个显示新有的系统页面。 2页/1秒 1页/2秒 1页/3秒 1页/1秒 D

357 ECAM的系统状态显示的下半区固定显示温度、时间及重量等参数；上半区可显示（ ）。 15个系统页面、2个状态页面和2个巡航页 11个系统页面、1个状态页面和1个巡航页 5个系统页面、5个状态页面和2个巡航页 50个系统页面、2个状态页面和2个巡航页 B

358 飞机驾驶舱照明设备的亮度（ ）。 大多数不可以进行明暗调节 不可以进行调节 大多数可以进行明暗调节 都比较暗淡 C

359 要使典型飞机的货舱照明灯点亮，其必要条件是（ ）。 货舱门关，灯电门放“接通”位 货舱门开，灯电门放“接通”位 飞机电源接通，货舱门打开 飞机电源接通，灯电门放“接通”位 B

360 应急照明的电源由（ ）提供。 飞机直流电网 飞机交流电网 飞机蓄电池或自备小型电池 自备小型电池和飞机直流电网 C

361 航空电磁铁有以下几种类型：（ ）。 拍合式电磁铁，U型电磁铁，E型电磁铁。 U型电磁铁，拍合式电磁铁，吸入式电磁铁。 吸入式电磁铁，旋转式电磁铁，拍合式电磁铁。 旋转式电磁铁，吸入式电磁铁，闭路电磁铁。 C

362 电接触的接触电阻Rj是由（ ）两部分组成。 触电电阻Rz和收缩电阻Rs 收缩电阻Rs和膜电阻Rm 接点电阻Rg和收缩电阻Rs 接点电阻Rg和膜电阻Rm B

363 为了熄灭在电路断开时产生的火花放电，我们可以在负载上或在触电上并联（ ）。 电阻r或rc串联支路 电感e或电阻r rc串联支路或电容c 电感e或电容c A

364 开关电器在电路断开时，当（ ）时会在触电之间产生火花放电。 加在触电间隙上的电压大于270—330V，断开电流小于燃弧电流 加在触电间隙上的电压大于370—440V，断开电流大于燃弧电流 加在触电间隙上的电压大于24—36V，断开电流大于燃弧电流 加在触电间隙上的电压大于110—220V，断开电流大于燃弧电流 A

365 电磁继电器由（ ）等三个基本部件组成。 电磁铁、导磁体的不动部分以及可动部分、触电系统 电磁铁、返回弹簧、缓冲弹簧 电磁铁、缓冲弹簧、触电系统 电磁铁、返回弹簧、触电系统 D

366 双金属片热敏继电器可用来做（ ）。 加温元件的控制器或做位置传感器 位置传感器或用来感受某一高温信号的感受器 加温元件的控制器或做用来感受湿度 加温元件的控制器或用来感受某一高温信号的感受器 D

367 航空电气系统中所使用的接触器工作中的反力是由（ ）产生的。 反力弹簧和缓冲弹簧 复原弹簧和缓冲弹簧 复原弹簧和反力弹簧 复原弹簧和吸力弹簧 B

368 航空机械自锁式接触器在吸合后被机械锁栓锁定在闭合位置，当（ ）时，解除机械闭锁，再在返回装置的作用下，接触器断开。 热敏双金属片动作 脱扣线圈通电 吸合线圈反向通电 人工搬动到脱开位 B

369 航空磁保持接触器线圈两端并联齐纳二极管是为了（ ）。 减小负载两端的自感电势 增大断开磁势 减小接触器线圈电路开关上的自感电势 减少主接点上的电弧 C

370 航空电路保护电器元件的工作必须十分可靠，即（ ）。 在应该动作的时候，必须能够迅速切实地切断电路，使故障点与电源隔离 在过载情况下，立刻迅速切实地切断电路 不应该动作的时候又要能不受干扰地正常接通电路 在机上应急设备过载时，保证应急设备工作完成后再断开电路 A C

371 在飞机上应用的电路保护电器有（ ）等。 自动保护开关、惯性熔断器、继电器、接触器 继电器、易熔熔断器、自动保护开关 易熔熔断器、难熔熔断器、惯性熔断器、自动保护开关 熔断器、继电器、接触器 C

372 若自动保护开关（跳开关）白色标志圈露出在壳体外面，那就说明该保护开关（ ）。 已自动跳开进行了保护 处于正常闭合状态 人工拉出断开 已被人工推入而断开或因过载而保护断开 A C

373 直流电机的定子部分主要由（ ）等组成。 机壳、电枢绕组、换向极和电刷组件 主磁极、机壳、换向极和电刷组件 机壳、主磁极、换向极和电刷组件 电枢、换向器、主磁极和换向极 C

374 直流电机的转子部件由（ ）等组成。 电枢铁芯、主磁极、换向磁极和转轴 电枢铁芯、电枢绕组、换向器和转轴 电枢绕组、主磁极、换向器和转轴 电枢铁芯、电枢绕组、主磁极和换向器 B

375 功率较大的航空直流发电机采用由软轴和空心轴构成的组合轴，这是为了（ ）。 增大发电机的输出功率 减小转轴的体积和重量 防止飞机发动机的振动和转速变化时出现过大的应力冲击 限制发电机的输出功率 C

376 直流发电机运行中，（ ）等几个物理量的大小决定了发电机的工作特性。 端电压U，负载电流I，磁极对数P，励磁电流If 端电压U，电枢电流Ia，负载电流I，发电机转速n 端电压U，励磁电流If，负载电流I，发电机转速n 输出功率W，负载电流I，励磁电流If，发电机转速n C

377 当直流发电机的转速n保持常数，发电机的负载特性是（ ）。 当负载电流I = 常数时，U = f（I） 当励磁回路的电阻为常数时，U = f（I） 当励磁回路的电阻为常数时，即U = f（If） 当发电机端电压U不变时，I = f ( If ) A

378 当直流发电机的转速n保持常数，发电机的调节特性是（ ）。 当发电机的端电压U = 常数时，If = f ( I ) 当负载电流I = 常数时，即U = f（If） 当励磁电流If = 常数时，U = f（I） 当励磁回路电阻为常数时，U = f（If） A

379 直流电动机的转矩特性是当电源电压U不变，（ ）。 电磁转矩 M 与电动机转速 n 之间的关系，即M = f ( n ) 电磁转矩 M 与电枢电流 Ia 之间的关

系，即M = f ( Ia ) 转速和电磁转矩M之间的关系，即 n = f ( M ) 电枢电流Ia与励磁电流If之间的关系，即Ia = f ( If ) B

380 飞机上，操纵舵面调整片及风门控制等一般使用机械特性比较软，起动转矩大，过载能力最强的（ ）。 并励直流电动机 复励直流电动机 串励直流电动机 他励直流电动机 C

381 按电机在正常使用时持续的工作时间，其工作方式有：（ ）。 长时间工作，短时工作，短时重复工作 定时工作，短时工作，长时工作 定时工作，间歇工作，短时重复工作 定时工作，短时重复工作，延时工作 A

382 （ ）等参数属于恒速恒频三相同步发电机的主要技术指标。 电压允许偏差、电压波形、三相电压的对称性、机械强度 过载能力、短路能力、频率精度 输出功率、电压允许偏差、频率精度、额定温度 额定频率、允许温升、力矩强度、励磁电流 A B

383 飞机上广泛应用的旋转整流器式三级无刷同步发电机由以下几部分组成：（ ） 副励磁机、同步电机、交流励磁机、主发电机 副励磁机、变频器、主发电机 副励磁机、交流励磁机、旋转整流器、主发电机 三相异步电动机、交流励磁机、旋转整流器、主发电机 C

384 任何火警探测系统探测到火警后，（ ）。 驾驶舱相应红色警告灯亮，自动进行灭火 驾驶舱相应黄色警告灯亮，警铃或其他声音警告响，自动灭火 驾驶舱相应红色警告灯亮，警铃或其他声音警告响 驾驶舱相应琥珀色警告灯亮，警铃响 C

385 飞机上任一火警探测系统可以测试检查系统（ ）。 电路连通性以及工作情况，并使警告灯亮，警铃响 电路连通性以及工作情况，测试成功灯亮 工作情况，并使警告灯亮，测试成功灯亮 工作情况，警铃响，系统完好灯亮 A

386 发动机或APU 火警探测系统发出火警信号后，发动机或APU灭火手柄（ ），转动手柄使灭火瓶爆破灭火。 只能自动开锁，再拉出手柄 自动或人工开锁，再拉出手柄 只能人工开锁后，拉出手柄 不需开锁即能拉出手柄 B

387 热电偶式火警探测器的热电偶的（ ）。 热端和冷端都暴露在可能失火处 热端暴露在可能失火处，冷端置于静止空气中 热端暴露在静止空气中，冷端置于可能失火处 热端和冷端都置于在二个绝热装置之间静止空气中 B

388 热电偶式火警探测系统一旦探测到火警时，热电偶产生的电动势使热敏继电器吸通，从而使从动继电器吸合而发出警告，并联于从动继电器线圈两端的电阻器用于（ ）。 防止热敏继电器发生点火花而损坏 加快从动继电器吸合，快速发出信号 延迟从动继电器吸合，以防误动作 使从动继电器吸合有反延时 A

389 双发飞机发动机的灭火瓶上安装有（ ）等部件。 压力电门、释压活门、警告灯、1个电喷释放口 压力表、压力电门、2个电喷释放口和警告灯 压力电门、压力表、释放活门、2个电喷释放口 压力电门、压力表、试验按钮、1个电喷释放口 C

390 水是地面最常用的灭火剂，但在飞机上，它不能用于扑灭（ ）类着火。 A、C、D A、B、D A、B、C B、C、D D

391 当在两极间加上高压，电极温度升高时，击穿电压会因（ ）。 空气密度升高而使击穿电压升高 空气密度减小而使击穿电压下降 空气密度减小而使击穿电压升高 空气密度不变而使击穿电压不变 B

392 飞机上的涡轮喷气发动机（ ）。 只在结冰、大雨、大雪天起飞时为防止发动机熄灭时，点火系统才工作 只有在空中或地面起动发动机时，点火系统工作 点火系统在发动机工作时始终工作 在地面或空中起动，在结冰、大雪、大雨起飞需连续点火时，点火系统才工作 D

393 活塞式发动机需磁电机产生高压点（ ）。 在发动机起动时供电嘴连续点火 同时供发动机各气缸电嘴点火 按照气缸工作次序和规定时间供电嘴点火 按1次/秒的频率供电嘴连续点火 C

394 大型涡轮螺旋浆发动机一般采用分解启动，起动系统可以采用（ ）等方法增速。 切断电枢串联电阻，提高电压，增加励磁 附加电枢串联电阻，提高电压，提前供油、点火 切断电枢串联电阻，提高电压，减少励磁 附加电枢串联电阻，降低电压，减少励磁 C

395 现代喷气客机的加油操纵电源为（ ）。 28伏直流电和三相115伏交流电 115伏单相交流电 28伏直流电和单相115伏交流电 三相115伏交流电 C

396 现代飞机燃油系统的燃油关断活门和交输活门都有兰色指示灯指示活门的位置，当活门在转换工程中，信号灯（ ）。 明亮 不亮 闪亮 暗亮 A

397 现代飞机上若左油箱油量少而右油箱油量多，为了使两油箱均衡应

（ ）。 打开中央油箱油泵，打开交输活门 关闭左控油泵，打开交输活门 关闭右控油泵，打开交输活门 关闭左控油泵，打开中央油箱油泵 B

398 现代飞机燃油关断活门和交输活门（ ）。 相同，它们由直流马达、传动机构及阀门组成 不同，燃油关断活门由直流马达驱动，交输活门由交流马达驱动 相同，但燃油关断活门不能用人工操纵手柄进行人工操纵，而交输活门可以 不同，关断活门由交流马达驱动，交输活门由直流马达驱动 A

399 压差式和同位素结冰信号器在飞机进入结冰区域后，（ ）。 压差式结冰信号器发出常亮而同位素结冰信号器发出闪亮的结冰信号 两种结冰信号器都发出闪亮的结冰信号 两种结冰信号器都发出常亮的结冰信号 同位素结冰信号器发出常亮而压差式结冰信号器发出闪亮信号 B

400 风档玻璃加温元件的结构有（ ）两种形式。 电阻丝式和导电陶瓷式 电阻丝式和导电膜式 导电陶瓷式和导电膜式 导电陶瓷式和镶嵌金属式 B

401 风档玻璃加温系统在地面通电工作或进行系统检查时，（ ）。 不允许进行全功率加温 在温度低于0?C时，才允许进行全功率加油 不能接通玻璃加温电路 可以进行全功率加温 A

402 飞机在大雨中飞行时，可以用风档雨刷和喷射排雨液为风档玻璃排雨，（ ）。 高空飞行时用风档雨刷而低空飞行时用排雨液 低速飞行时用排雨液而高速飞行时用雨刷 低空飞行时用排雨液而高空飞行时用雨刷 低速飞行时两种都

可用而高速飞行时可只用排雨液 D

403 现代飞机安定面配平的电配平马达是一个（ ）。 直流28伏供电的双速直流电动机 单相115伏供电的交流电动机 三相115伏供电的双速交流电动机 单相115伏供电的双速交流电动机 C

404 飞机起落架位置信号的绿灯亮说明（ 切正常 起落架实际位置和起落架手柄位置一致 架放下并锁好 D

）。 起落架系统工作一起落架放下锁好或收上锁好 起落