Ответы на тесты (101 вопрос) по темам

1. Основные понятия
2. Уравнения движения, Одномерные течения
3. Плоские потенциальные течения. Течение разрежения
4. Одномерные течения. Сопло Лаваля
5. Скачки уплотнения
6. Пограничный слой. Аэродинамический нагрев
7. Общие вопросы аэродинамики ЛА































1. Основные понятия

1. Число Маха есть отношение
1. местной скорости потока к максимальной скорости
2. местной скорости потока к критической скорости
3. местной скорости потока к местной скорости звука
4. критической скорости к местной скорости потока
5. местной скорости звука к местной скорости потока

2. Коэффициентом скорости называется отношение
1. местной скорости потока к максимальной скорости
2. местной скорости потока к критической скорости
3. местной скорости потока к местной скорости звука
4. критической скорости к местной скорости потока
5. местной скорости звука к местной скорости потока

3. Число Рейнольдса представляет собой отношение сил
1. сил вязкостного трения к силам инерции
2. сил инерции к силам давления
3. сил инерции к силам вязкостного трения
4. сил давления к силам инерции
5. сил давления к силам вязкостного трения

4. Число Маха представляет собой отношение сил
1. вязкостного трения к силам инерции
2. инерции к силам давления
3. инерции к силам вязкостного трения
4. давления к силам инерции
5. давления к силам вязкостного трения

5. Критерием вязкости является число
1. Прандтля
2. Маха
3. Фруда
4. Рейнольдса
5. Кнудсена

6. Критерием сжимаемости является число
1. Прандтля
2. Маха
3. Фруда
4. Рейнольдса
5. Кнудсена

7. Критерием сплошности среды является число
1. Прандтля
2. Маха
3. Фруда
4. Рейнольдса
5. Кнудсена

8. С ростом температуры газа коэффициент динамической вязкости (физическая вязкость)
1. остается неизменным
2. увеличивается, если давление возрастает
3. уменьшается
4. увеличивается
5. увеличивается, если давление понижается

9. С ростом температуры газа коэффициент кинематической вязкости ведет себя следующим образом (найти однозначный ответ)
1. остается неизменным
2. увеличивается, если давление возрастает
3. уменьшается
4. увеличивается
5. увеличивается, если давление понижается

10. С увеличением высоты полета коэффициент кинематической вязкости воздуха
1. остается неизменным
2. изменяется в соответствии с изменением температуры
3. увеличивается
4. уменьшается

11. Изоэнтропическим называется процесс, протекающий
1. без потерь полной энергии
2. без теплообмена с окружающей средой
3. без теплообмена и потерь механической энергии
4. при постоянной температуре
5. без потерь механической энергии

12. Нормальным атмосферным давлением называют давление, равное
1. 1 кг/см**2
2. 100 кПа
3. 1 Бар
4. 760 мм рт.ст.
5. 10 м вод.ст.

13. Манометры, применяемые в промышленности, показывают
1. абсолютное давление
2. избыточное давление
3. полное давление
4. статическое давление
5. разность давлений в двух сечениях

14. При установившемся течении расход жидкости в первом сечении трубки тока, с площадью поперечного сечения 1 см2, равен 1 кг/с. Чему равен расход жидкости во втором сечении трубки тока с площадью 2 см2?
1. 4 кг/с
2. 2 кг/с
3. 1 кг/с
4. 0,5 кг/с
5. 0,25 кг/с

15. При установившемся течении расход жидкости в первом сечении трубки тока, с площадью поперечного сечения 2 см2 равен 1 кг/с. Чему равен расход жидкости во втором сечении трубки тока (Sсеч = 1 см2)?
1. 4 кг/с
2. 2 кг/с
3. 1 кг/с
4. 0,5 кг/с
5. 0,25 кг/с

16. Касательная к каждой точке линии тока совпадает по направлению с вектором скорости в этой точке. Если в какой-то точке пространства пересекаются только две линии тока, то это –
1. источник
2. сток
3. критическая точка
4. точка растекания
5. это невозможно

17. Траектория и линия тока совпадают при
1. неустановившемся движении
2. установившемся движении
3. установившемся движении реального газа
4. установившемся движении идеального газа
5. движении однородной среды



18. Внутри установившегося потока газа выделен некоторый канал. Расход жидкости через любое сечение этого канала постоянен, если
1. площадь сечения канала пропорциональна скорости газа
2. стенками канала являются линии тока
3. канал горизонтален
4. площадь сечения канала обратно пропорциональна скорости газа


2. Уравнения движения, Одномерные течения

19. С ростом скорости движения капельной жидкости уменьшаются следующие параметры:
1. плотность и температура
2. давление и температура
3. давление, плотность и температура
4. давление
5. температура

20. С ростом скорости движения газа уменьшаются следующие параметры
1. плотность и температура
2. давление и температура
3. давление, плотность и температура
4. давление
5. температура

21. Давление в некоторой точке потока газа равно нулю. Скорость потока в этой точке равна
1. скорости невозмущенного потока
2. нулю
3. максимальной скорости
4. критической скорости
5. это невозможно

22. При числе Маха равном бесконечности угол слабых возмущений равен
1. 0 град.
2. 90 град.
3. 45 град.
4. углу клина





23. Нормальная составляющая вектора скорости к линии слабых возмущений равна
1. скорости невозмущенного потока
2. максимальной скорости
3. скорости звука
4. критической скорости
5. нулю

24. С увеличением числа Маха угол слабых возмущений
1. увеличивается
2. уменьшается
3. не изменяется
4. уменьшается, если поток однородный
5. увеличивается, если поток однородный

25. Изменение энергии (кинетическая + внутренняя) частицы вязкого газа за некоторый промежуток времени должно быть равным
1. сумме работ всех внешних сил
2. притоку тепла извне
3. работе сил давления и притоку тепла извне
4. сумме работ всех внешних сил и притоку тепла

26. Для какой жидкости учет массовых сил в уравнениях движения обязателен ?
1. Для вязкой
2. Для несжимаемой
3. Для идеальной
4. Для капельной
5. Для сжимаемой

27. Число Маха набегающего потока равно 2. Угол наклона волны слабых возмущений равен
1. 0 град.
2. 30 град.
3. 45 град.
4. 60 град.
5. 90 град.

28. Угол наклона волны слабых возмущений равен 45 град. Чему равно число Маха набегающего потока (подберите наиболее близкое значение)?
1. 2.0
2. 1.8
3. 1.6
4. 1.4
5. 1.2
29. Если значение приведенного расхода = 0.5, то скорость потока газа в этом сечении
1. дозвуковая
2. равна скорости звука
3. сверхзвуковая
4. равна нулю
5. определенного ответа дать нельзя

30. Из сосуда через малое отверстие вытекает газ. При давлении в сосуде 0,5 МПа и наружном давлении 0,25 Мпа расход газа равен 1 кг/с. Как изменится расход газа, если наружное давление станет равным 0,1 Мпа,
1. не изменится
2. увеличится
3. уменьшится
4. увеличится в 2,5 раза
5. станет равным нулю

31. В неподвижной среде движется источник слабых возмущений со скоростью 200 м/с. На каком расстоянии от источника возмущений будет передний фронт волны слабых возмущений через 5 с. после начала движения (скор.звука 340 м/с) ?
1. 340 м
2. 700 м
3. 1000 м
4. 1700 м
5. 2000 м

32. Скорость звука в газе зависит от следующих параметров (найти полный ответ)
1. Давления
2. Температуры
3. Давления и плотности
4. Давления, плотности и температуры
5. Температуры и физических свойств газа
6. Физических свойств газа

33. В качестве уравнения неразрывности для газов можно использовать условие постоянства объемного расхода, если скорость газа
1. близка к максимальной
2. много меньше скорости звука
3. больше скорости звука
4. близка к скорости звука


34. От каких параметров зависит величина максимальной скорости течения газа (полный ответ)
1. От полного давления
2. От температуры торможения и полного давления
3. От температуры торможения
4. От теплосодержания покоя

35. Критические значения температуры, плотности и давления зависят от
1. физических свойств газа и температуры
2. физических свойств газа и температуры торможения
3. температуры торможения
4. физических свойств газа и соответствующих параметров торможения


3. Плоские потенциальные течения. Течение разрежения

36. Если сверхзвуковой поток газа обтекает выпуклый тупой угол, то
1. скорость, давление и плотность возрастают, а температура газа падает
2. скорость и температура газа уменьшаются
3. скорость и температура газа увеличиваются
4. скорость возрастает, а температура и плотность газа уменьшаются

37. Максимально возможным углом поворота потока называют угол, на который
1. необходимо повернуть звуковой поток для получения заданного числа Маха
2. поворачивает звуковой поток при его истечении в вакуум
3. поворачивает звуковой поток при истечении в атмосферу
4. поворачивает сверхзвуковой поток при его истечении в вакуум

38. Предельным углом поворота потока называют угол, на который
1. необходимо повернуть звуковой поток для получения заданного числа Маха
2. поворачивает звуковой поток при его истечении в вакуум
3. поворачивает звуковой поток при истечении в атмосферу
4. поворачивает сверхзвуковой поток при его истечении в вакуум

39. Фиктивным углом поворота потока называют угол, на который
1. необходимо повернуть звуковой поток для получения заданного числа Маха
2. поворачивает звуковой поток при его истечении в вакуум
3. поворачивает звуковой поток при истечении в атмосферу
4. поворачивает сверхзвуковой поток при его истечении в вакуум

40. Поток газа является потенциальным, если
1. полная удельная энергия при переходе от одной линии тока к другой не изменяется
2. энтропия при переходе от одной линии тока к другой не изменяется
3. полная удельная энергия и энтропия при переходе от одной линии тока к другой не изменяются
4. газ идеальный
5. плотность газа зависит только от давления

41. Через каждую точку плоского сверхзвукового потока газа можно провести
1. две характеристики разных семейств
2. одну характеристику
3. две мнимые характеристики
4. одну действительную и одну мнимую харак-ки

42. Через каждую точку плоского дозвукового потока газа можно провести
1. две характеристики разных семейств
2. одну характеристику
3. две мнимые характеристики
4. одну действительную и одну мнимую харак-ки

43. Через каждую точку плоского звукового потока газа можно провести
1. две характеристики разных семейств
2. одну характеристику
3. две мнимые характеристики
4. одну действительную и одну мнимую харак-ки

44. Если при переходе от одной линии тока к другой полная удельная энергия и энтропия не изменяются, то такой поток является
1. вихревым
2. потенциальным
3. осесимметричным
4. коническим


4. Одномерные течения. Сопло Лаваля

45. Число Маха на срезе сопла Лаваля зависит от
1. температуры торможения и физических свойств газа
2. температуры и давления торможения
3. физических свойств газа и отношения площадей критического сечения и среза сопла
4. температуры торможения и отношения площадей Fкр/Fа
5. давления торможения
46. Скорость газа на срезе сопла Лаваля зависит от
1. температуры торможения и физических свойств газа
2. температуры и давления торможения
3. физических свойств газа и отношения площадей критического сечения и среза сопла (Fкр/Fа)
4. температуры торможения и отношения площадей Fкр/Fа
5. давления торможения
6. температуры торможения, отношения площадей Fкр/Fа и физических свойств газа

47. Если в некотором сечении скорость потока достигла критической скорости, то скорость звука в этом сечении равна
1. максимальной скорости
2. нулю
3. скорости звука заторможенного потока
4. критической скорости

48. Критическая скорость является функцией
1. давления и плотности
2. температуры торможения и физических свойств газа
3. давления, плотности и температуры торможения
4. скорости потока и физических свойств газа
5. температуры торможения

49. В сужающемся канале скорость газа увеличивается, если
1. поток на входе звуковой
2. поток на входе сверхзвуковой
3. скорость потока на входе равна половине скорости звука
4. скорость потока равна максимальной скорости
5. поток на входе дозвуковой

50. В расширяющемся канале скорость газа увеличивается, если
1. поток на входе звуковой
2. поток на входе сверхзвуковой
3. скорость потока на входе равна половине скорости звука
4. скорость потока равна максимальной скорости
5. поток на входе дозвуковой

51. В сужающемся канале скорость газа уменьшается, если
1. поток на входе звуковой
2. поток на входе сверхзвуковой
3. скорость потока на входе равна половине скорости звука
4. скорость потока равна максимальной скорости
5. поток на входе дозвуковой
52. В расширяющемся канале скорость газа уменьшается, если
1. поток на входе звуковой
2. поток на входе сверхзвуковой
3. скорость потока на входе равна половине скорости звука
4. скорость потока равна максимальной скорости
5. поток на входе дозвуковой

53. Режим истечения из сверхзвукового сопла, при котором давление на срезе сопла меньше давления окружающей среды, называется
1. недорасширением
2. расчетным режимом
3. перерасширением
4. перерасширением с отрывом

54. Расчетным называется режим истечения из сверхзвукового сопла, при котором
1. давление окружающей среды больше давления на срезе сопла
2. давление на срезе сопла больше давления окружающей среды
3. давление на срезе сопла равно давлению окружающей среды
4. давление окружающей среды много больше давления на срезе сопла

55. Соплом называется канал,
1. площадь сечения которого в направлении движения газа увеличивается
2. площадь сечения которого в направлении движения газа уменьшается
3. при движении по которому газ ускоряется
4. при движении по которому газ тормозится
5. служащий для повышения давления

56. Режим истечения из сверхзвукового сопла, при котором давление на срезе сопла больше давления окружающей среды, называется
1. недорасширением
2. расчетным режимом
3. перерасширением
4. перерасширением с отрывом

57. При постоянной температуре торможения величина критической скорости
1. постоянна
2. постоянна при условии неизменности физических свойств газа
3. постоянна при изэнтропическом течении
4. постоянна, если газ неподвижен




58. Плотность дозвукового потока, движущегося по расширяющемуся каналу
1. увеличивается
2. не изменяется
3. стремится к критическому значению
4. уменьшается

59. Заданное число Маха на срезе сопла Лаваля обеспечивает
1. определенное отношение площадей среза и критического сечения (Fа/Fкр)
2. полное давление, при котором давление на срезе сопла близко к атмосферному (Pа)
3. определенное отношение Fа/Fкр и полное давление, при котором давление на срезе сопла близко к Pа
4. определенное отношение Fа/Fкр и температура торможения
5. все три перечисленные выше параметры


5. Скачки уплотнения

60. При обтекании сверхзвуковым потоком клина, угол которого больше максимального, скачок уплотнения перед клином –
1. косой присоединенный
2. косой отсоединенный
3. прямой
4. криволинейный присоединенный
5. криволинейный отсоединенный

61. Клин обтекается сверхзвуковым потоком идеального газа. При числе Маха равном бесконечности угол наклона скачка уплотнения равен
1. 0 град.
2. 90 град.
3. углу клина
4. двойному углу клина
5. углу слабых возмущений

62. Скорость газа перед прямым скачком уплотнения равна 400 м/с. Если критическая скорость равна 200 м/с, то скорость газа за скачком равна
1. 50 м/с
2. 100 м/с
3. 150 м/с
4. 200 м/с
5. 300 м/с

63. Если скорость газа за прямым скачком уплотнения равна нулю, то скорость потока перед скачком равна
1. максимальной скорости
2. скорости звука заторможенного потока
3. критической скорости
4. это невозможно

64. Поток газа за скачком уплотнения не изоэнтропический. Это возможно если скачок уплотнения
1. прямой
2. косой
3. криволинейный
4. любой формы
5. это невозможно

65. В сверхзвуковом потоке может возникнуть система скачков уплотнения. Какая из ниже перечисленных систем скачков невозможна ?
1. два косых скачка
2. три косых скачка
3. косой + прямой
4. прямой + косой
5. косой + криволинейный

66. В сверхзвуковом потоке возникла система из двух косых скачков. Значения коэффициентов восстановления давления для них равны 0,8 и 0,9. Потери механической энергии после прохождения потоком этой системы скачков равны
1. 28 %
2. 40 %
3. 45 %
4. 72 %
5. 80 %

67. Коэффициент восстановления полного давления на скачке уплотнения характеризует
1. потери внутренней энергии
2. потери механической энергии
3. тепловые потери
4. потери полной энергии




68. Потери механической энергии в прямом скачке составили 66,67 %. Полное давление до скачка уплотнения превышает полное давление за скачком в
1. 2 раза
2. 3 раза
3. 1,5 раза
4. 4 раза

69. При переходе через косой скачок уплотнения касательная и нормальная составляющие скорости потока изменяются следующим образом:
1. касательная – возрастает, нормальная – уменьшается
2. касательная = const, нормальная – уменьшается
3. касательная = const, нормальная – увеличивается
4. касательная и нормальная – уменьшаются
5. касательная – уменьшается, нормальная = const

70. Скорость потока за прямым скачком уплотнения
1. сверхзвуковая
2. дозвуковая
3. равна скорости звука
4. сверхзвуковая, но меньше чем перед скачком

71. Скорость потока за косым скачком уплотнения
1. сверхзвуковая
2. дозвуковая
3. зависит от угла наклона скачка
4. равна скорости звука

72. Полное давление за скачком уплотнения
1. равно полному давлению перед скачком
2. больше полного давления перед скачком
3. меньше полного давления перед скачком
4. тем ближе к полному давлению перед скачком, чем выше интенсивность последнего

73. Нормальная составляющая вектора скорости за косым скачком уплотнения
1. равна скорости звука за скачком
2. больше скорости звука за скачком
3. меньше скорости звука за скачком
4. больше скорости звука перед скачком
5. равна нулю




74. Процесс перехода через скачок уплотнения
1. адиабатический и изоэнтропический
2. изоэнтропический
3. изотермический
4. адиабатический
5. изобарический
6. изохорический


6. Пограничный слой. Аэродинамический нагрев

75. Если статическое давление на внешней границе пограничного слоя равно Р, то давление на поверхности тела в этом сечении равно
1. давлению в невозмущенном потоке
2. давлению торможения
3. Р
4. скоростному напору невозмущенного потока
5. нулю

76. Приемник статического давления перемещается от внешней границы пограничного слоя к поверхности тела. Показания прибора, регистрирующего давление, при этом
1. остаются неизменными
2. увеличиваются
3. уменьшаются
4. изменяются в соответствии с законом изменения скорости
5. увеличиваются от статического давления в невозмущенном потоке до давления торможения

77. За толщину динамического пограничного слоя в данной точке поверхности принимают расстояние от тела до такой точки, в которой действительная скорость потока
1. равна скорости потенциального потока
2. равна скорости невозмущенного потока
3. отличается от скорости в потенциальном потоке на бесконечно малую величину
4. отличается от скорости в потенциальном потоке на 1 %
5. отличается от скорости невозмущенного потока на 1 %





78. При больших скоростях движения температура газа у стенки для теплоизолированного пограничного слоя
1. равна температуре торможения
2. равна температуре восстановления
3. равна критической температуре
4. равна температуре набегающего потока
5. меньше температуры восстановления
6. больше температуры восстановления

79. При больших скоростях движения реального газа температура газа у охлаждаемой стенки
1. больше температуры восстановления
2. равна температуре торможения
3. равна температуре восстановления
4. меньше температуры восстановления
5. меньше температуры торможения

80. При больших скоростях движения температура газа на нижней границе пограничного слоя у нагреваемой стенки
1. больше температуры восстановления
2. равна температуре торможения
3. равна температуре восстановления
4. меньше температуры восстановления
5. меньше температуры торможения

81. Температура газа на нижней и верхней границах пограничного слоя одинаковы для
1. сверхзвуковой скорости движения
2. малых дозвуковых скоростей движения
3. теплоизолированного пограничного слоя
4. турбулентного пограничного слоя
5. ламинарного пограничного слоя

82. Величина, характеризующая уменьшение секундного расхода газа через сечение пограничного слоя вследствие торможения потока в пограничном слое, называется
1. толщиной пограничного слоя
2. толщиной вытеснения
3. толщиной потери импульса
4. коэффициентом восстановления температуры
5. коэффициентом восстановления полного давления


83. Степень искривления линий тока вследствие торможения потока в пограничном слое можно охарактеризовать
1. толщиной пограничного слоя
2. толщиной вытеснения
3. толщиной потери импульса
4. коэффициентом восстановления температуры
5. коэффициентом восстановления полного давления

84. При одинаковых числах Рейнольдса толщина турбулентного пограничного слоя
1. равна толщине ламинарного пограничного слоя (ЛПС)
2. меньше толщины ЛПС
3. больше толщины ЛПС
4. на плоской пластинке равна толщине ЛПС
5. в сжимаемом газе больше толщины ЛПС


7. Общие вопросы аэродинамики ЛА

85. Коэффициент давления в некоторой точке потока газа . Скорость потока в этой точке равна
1. скорости невозмущенного потока
2. нулю
3. максимальной скорости
4. критической скорости
5. это невозможно

86. Коэффициент давления в некоторой точке потока газа . Скорость потока в этой точке равна
1. скорости невозмущенного потока
2. нулю
3. максимальной скорости
4. критической скорости
5. это невозможно

87. Скоростная система координат отличается от поточной
1. направлением оси ОХ
2. направлением оси ОY
3. местоположением начала координат
4. направлением осей OX и OZ
5. направлением всех осей
6. отличия нет


88. Углом атаки называется угол между
1. вектором скорости и продольной осью ЛА
2. проекцией вектора скорости на плоскость симметрии ЛА и его продольной осью
3. вектором скорости и плоскостью симметрии ЛА
4. вектором скорости и осью OX скоростной системы координат
5. вектором скорости и осью OX связанной системы координат

89. Углом скольжения называется угол между
1. вектором скорости и продольной осью ЛА
2. проекцией вектора скорости на плоскость симметрии ЛА и его продольной осью
3. вектором скорости и плоскостью симметрии ЛА
4. вектором скорости и осью OX скоростной системы координат
5. вектором скорости и осью OX связанной системы координат

90. Система координат, ориентированная следующим образом: ось OX-по вектору скорости ц.т. ЛА, ось OY-вертикально вверх, ось OZ образует правую систему координат – называется
1. поточной
2. связанной
3. скоростной
4. земной

91. Система координат, ориентированная следующим образом: ось OX- по продольной оси к носу ЛА, ось OY направлена в верхнюю часть ЛА и лежит в его плоскости симметрии, ось OZ- вдоль правого крыла – называется:
1. поточной
2. связанной
3. скоростной
4. земной

92. Полярой 1-го рода (профиля, крыла, ЛА) называется зависимость
1. коэффициента подъемной силы от коэффициента силы лобового сопротивления
2. коэффициента нормальной силы от коэффициента продольной силы
3. коэффициента подъемной силы от угла атаки
4. коэффициента нормальной силы от угла атаки
5. коэффициента подъемной силы от коэффициента нормальной силы





93. Полярой 2-го рода (профиля, крыла, ЛА) называется зависимость
1. коэффициента подъемной силы от коэффициента силы лобового сопротивления
2. коэффициента нормальной силы от коэффициента продольной силы
3. коэффициента подъемной силы от угла атаки
4. коэффициента нормальной силы от угла атаки
5. коэффициента подъемной силы от коэффициента нормальной силы

94. Аэродинамическим качеством называется величина, представляющая собой
1. отношение коэффициента лобового сопротивления Сх к коэффициенту подъемной силы Су
2. произведение этих коэффициентов
3. отношение силы лобового сопротивления к подъемной силе
4. отношение Су к Сх

95. Аэродинамическое качество К=Су/Сх крыла
1. равно К профиля
2. больше К профиля
3. меньше К профиля
4. равно К профиля при удлинении крыла большем 10

96. Коэффициент подъемной силы Су крыла конечного размаха при докритических углах атаки
1. больше Су профиля
2. практически равен Су профиля
3. заметно меньше Су профиля
4. тем ближе к Су профиля, чем короче крыло

97. Волновое сопротивление обусловлено
1. потерями потенциальной энергии в скачках уплотнения
2. потерями механической энергии в скачках уплотнения
3. повышением температуры за скачками уплотнения
4. повышением давления за скачками уплотнения

98. С увеличением высоты полета при неизменной скорости сила сопротивления трения (Хтр) и коэффициент сопротивления трения (Схтр) ведут себя следующим образом:
1. Хтр - растет, Схтр - уменьшается
2. Хтр и Схтр - увеличиваются
3. Хтр - уменьшается, Схтр - растет
4. Хтр и Схтр - уменьшаются
5. Хтр и Схтр - не изменяются

99. Если при угле атаки 2 град. момент тангажа равен 600 Н*м, а при угле атаки 5 град. – 150 Н*м, то балансировочный угол равен
1. 0 град.
2. 2 град.
3. 4 град.
4. 5 град.
5. 6 град.

100. При угле атаки 4 град. момент тангажа Mz равен 200 Н*м. Летательный аппарат будет статически устойчив, если при угле атаки равном
1. 2 град. Mz = 100 Н*м
2. 2 град. Mz = 200 Н*м
3. 6 град. Mz = 200 Н*м
4. 6 град. Mz = 100 Н*м
5. 6 град. Mz = 300 Н*м

101. Скоростная и связанная системы координат совпадают при движении ЛА с
1. нулевым углом атаки
2. постоянной скоростью
3. нулевыми углами атаки и скольжения
4. нулевыми углами атаки, крена и скольжения
5. нулевыми углами крена и скольжения