PPL testy
PPL(A) · EASA
←
Princípy letu
Náhodný test
0
/ 35
Vyhodnotiť
1
2
3
4
5
6
7
8
9
10
11
12
13
14
15
16
17
18
19
20
21
22
23
24
25
26
27
28
29
30
31
32
33
34
35
1.
Pri zväčšení uhla nábehu sa indukovaný odpor
a
zväčší
b
nezmení
c
zmenší
2.
Aerodynamický stred profilu je bod, pre ktorý platí, že
a
pri rôznych uhloch nábehu je výsledný aerodynamický moment k tomuto bodu stály
b
pri rôznych uhloch nábehu je výsledný aerodynamický momentk tomuto bodu nulový
c
pri rôznych uhloch nábehu je výsledný súčiniteľ klopivého momentu stály a je rovný aerodynamickému momentu pri
= 0
3.
Priečnu obratnosť lietadla posudzujeme podľa
a
účinku smerového kormidla
b
účinku výškového kormidla
c
účinku krídielok
4.
Pri obtekaní profilu je rozloženie tlaku nasledujúce
a
a
b
b
c
c
5.
Účinnosť je definovaná ako
a
pomer príkonu k výkonu
b
pomer výkonu k príkonu
c
súčin príkonu a výkonu
6.
Výkon je definovaný
a
výkon P = A / t (W)
b
výkon P = A. t (m
2
. kg. s
-3
)
c
výkon P = A. v (m
3
. kg. s
-3
)
7.
Pri vykonávaní výklzovej zákruty lietadlo vytáča (pozdĺžna os smeruje)
a
von zo zákruty
b
do zákruty
c
nevytáča vôbec
8.
Polomer zákruty je obmedzený týmito faktormi
a
násobkom, c
x max
, maximálnym výkonom motorov
b
násobkom, c
y max
, maximálnym výkonom motorov
c
násobkom, náklonom, odporom lietadla
9.
Geometrickým skrútením krídla rozumieme
a
postupnú zmenu hrúbky profilov od koreňa ku koncu krídla
b
postupnú zmenu uhlu nastavenia profilu od koreňa ku koncu krídla
c
ohnutie konca krídla smerom nahor
10.
Stabilita je schopnosť lietadla, ktorá lietadlo
a
po vychýlení z ustáleného letu vráti do pôvodného stavu so zásahom pilota
b
po vychýlení z ustáleného letu uvedie do druhého ustáleného letu bez zásahu pilota
c
po vychýlení z ustáleného letu uvedie do pôvodného stavu bez zásahu pilota
11.
Dĺžku pristátia ovplyvňujú predovšetkým tieto faktory
a
smer a rýchlosť vetra, tiaž lietadla, dĺžka letiska, teplota a hustota vzduchu
b
smer a sila vetra, tiaž lietadla, teplota a hustota vzduchu, sklon VPD, povrch VPD
c
povrch VPD, smer a sila vetra, teplota, sklon VPD, tiaž lietadla
12.
Rýchlosť zvuku vypočítame (T - teplota v K, t - teplota v
o
C)
a
a = 20, 05.
b
a = 20, 05.
c
a = 18, 30.
13.
Maximálnu rýchlosť stúpania dosiahne lietadlo, keď
a
prebytok výkonov pohonných jednotiek je minimálny
b
prebytok výkonov pohonných jednotiek je maximálny
c
prebytok výkonov je rovný 0
14.
Geometrické skrútenie krídla je dané
a
uhlom medzi smerom nulového vztlaku v strede a na konci krídla
b
uhlom medzi tetivami v strede a na konci krídla
c
uhlom medzi danou rovinou a aerodynamickou osou krídla
15.
Pri kritickom Machovom čísle dochádza
a
na profile k takému urýchleniu prúdu vzduchu, že jeho miestna rýchlosť dosiahne rýchlosť zvuku a vznikne slabá priama rázová vlna
b
ku vzniku rázovej vlny na nábežnej hrane
c
ku vzniku rázovej vlny na nábežnej a odtokovej hrane
16.
Tlakový súčiniteľ vypočítame podľa vzťahu (kde: p - statický tlak v uvažovanom mieste na profile
, q - statický a dynamický tlak nabiehajúceho prúdu)
a
c
p
= (p - p
00
) / q
b
c
p
= (p
00
- p) / q
c
c
p
= q / (p - p
00
)
17.
Súčiniteľ vztlaku c
y
Opt
pre optimálnu rýchlosť je správne naznačený na poláre
a
a
b
b
c
c
18.
Polára profilu je na obrázku
a
a
b
b
c
c
19.
Aerodynamický stred profilu je bod, pre ktorý platí, že
a
pri rôznych uhloch nábehu je výsledný aerodynamický moment k tomuto bodu stály
b
pri rôznych uhloch nábehu je výsledný aerodynamický moment k tomuto bodu nulový
c
pri rôznych uhloch nábehu je výsledný súčiniteľ klopivého momentu stály a je rovný aerodynamickému momentu pri uhle alfa rovná sa 0
20.
Rozloženie vztlaku pre eliptické krídlo je na obrázku
a
a
b
b
c
c
21.
Pri lete nízka nad zemou vzniká tzv. prízemný efekt, ktorý spôsobí, že sa
a
indukovaný odpor lietadla zmenší
b
vztlak lietadla zväčší
c
indukovaný odpor lietadla zväčší
22.
Pre kĺzavý let lietadla, keď predpokladáme ťah T = 0, platia tieto rovnice rovnováhy (
- uhol kĺzania)
a
X = G. sin
Y = m. g. tg
b
X = G. sin
Y = G. cos
c
X = 0 Y = m. g. sin
23.
Praktický dostup lietadla sa určuje ako výška, v ktorej je lietadlo schopné dosiahnuť rýchlosti stúpania Vy max
a
0, 2 ms
-1
b
0, 5 ms
-1
c
0, 7 ms
-1
24.
Pitot-statická trubica je snímač
a
statického a dynamického tlaku
b
dynamického a celkového tlaku
c
statického a celkového tlaku
25.
Odpor celého lietadla sa skladá z odporu
a
tvarového, trecieho, indukovaného, škodlivého
b
tvarového, trecieho, indukovaného, interferenčného
c
profilového (tvarového a trecieho), indukovaného, škodlivého, interferenčného
26.
Ktorá rýchlosť podľa rýchlostnej poláry zodpovedá v
y max
a
maximálnej kĺzavosti
b
optimálnej rýchlosti
c
rýchlosti strmhlavého letu
27.
Za základné rozdelenie letových vlastností považujeme delenie na
a
stabilitu s pevným a voľným riadením
b
stabilitu a riaditeľnosť
c
statickú a dynamickú stabilitu
28.
Rýchlostný profil laminárnej vrstvy je na obrázku
a
a
b
b
c
c
29.
Moment sily je definovaný
a
moment M = F.l (N.m)
b
moment M = m.l (kg.m)
c
moment M = G.l (N.m)
30.
Vplyv zvýšenia hmotnosti lietadla na rýchlostnej poláre je správne naznačený na obrázku
a
a
b
b
c
c
31.
Zvýšená drsnosť povrchu obtekaného telesa vyvoláva posun bodu prechodu laminárnej medznej vrstvy
a
dopredu
b
dozadu
c
nevyvoláva
32.
Pri lete vo väčších výškach je rýchlosť vo výške v porovnaní s rýchlosťou pri zemi
a
menšia
b
rovnaká
c
väčšia
33.
Pre minimálnu rýchlosť v zákrute platí, že je
a
rovnaká ako v horizontálnom priamočiarom lete
b
je väčšia ako v horizontálnom priamočiarom lete
c
je menšia ako v horizontálnom priamočiarom lete
34.
Pri obtekaní krídla dochádza k vzniku vztlaku. Jeho veľkosť vypočítame podľa vzťahu
a
Y =
c
y
.
. v
2
. b
b
Y =
c
y
.
. v
2
. s
c
Y =
. s. v. q. c
y
35.
Polomer zákruty závisí od náklonu
a
priamo úmerne
b
nezávisí
c
nepriamo úmerne
Vyhodnotiť test