《航空概論》試題庫(kù)含空氣動(dòng)力學(xué)

1、<<航空概論 >>1、氣體的物理參數(shù)壓力（P）、密度（ ）、溫度（ T）三者之間的變化關(guān)系可以用氣體狀態(tài)方程式（D）來(lái)表示；A 、 =PRTB、T=PRC、P=R/ TD、 P=RT2、國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣規(guī)定，海平面上的大氣壓力為（B）牛 /平方厘米，大氣溫度為（），大氣密度為（）千克 / 立方米；A、1012 / 17 /1.225B、10.12 / 15 / 1.225C、10.12 / 15 / 122.5D、10.12 / 0 / 1.2253、飛機(jī)水平尾翼的最主要作用是（B）；A 、產(chǎn)生升力B、俯仰穩(wěn)定性C、橫向穩(wěn)定性D、方向穩(wěn)定性4、下列（A）的敘述不屬于平流層的

2、特點(diǎn)；A 、含有大量的水蒸氣及其他微粒B、溫度大體不變，平均在-56.5C、沒(méi)有上下對(duì)流，只有水平方向的風(fēng)D、空氣質(zhì)量不多，約占大氣層總質(zhì)量的1/45、空氣的物理性質(zhì)主要包括（C）；A 、空氣的粘性B、空氣的壓縮性C、空氣的粘性和壓縮性D、空氣的可朔性6、下列（B）的敘述屬于對(duì)流層的特點(diǎn)；A 、空氣中幾乎沒(méi)有水蒸氣B、空氣上下對(duì)流激烈C、高度升高氣溫迅速上升D、空氣中的風(fēng)向風(fēng)速不變7、流體的連續(xù)性定理是（A 、能量守衡定律C、質(zhì)量守衡定律C ）在空氣流動(dòng)過(guò)程中的應(yīng)用；B、牛頓第一定律D、牛頓第二定律8、下列（D）的敘述是錯(cuò)誤的；A 、伯努利定理的物理實(shí)質(zhì)是能量守衡定律在空氣流動(dòng)過(guò)程中的應(yīng)用B、

3、物體表面一層氣流流速?gòu)牧阍黾拥接鏆饬髁魉俚牧鲃?dòng)空氣層叫做附面層C、空氣粘性的物理實(shí)質(zhì)是空氣分子作無(wú)規(guī)則運(yùn)動(dòng)的結(jié)果D、氣流低速流動(dòng)時(shí)，在同一流管的任一切面上，流速和流管的橫切面積始終成正比9、機(jī)翼翼弦線與飛機(jī)機(jī)體縱軸線之間的夾角是（D）；A 、機(jī)翼的后掠角B、機(jī)翼的上反角C、機(jī)翼的迎角D、機(jī)翼的安裝角10、下列（D）的敘述與伯努利定理無(wú)關(guān)；A 、氣流流速大的地方壓力小，氣流流速小的地方壓力大B、氣流穩(wěn)定流過(guò)一條粗細(xì)不等的流管時(shí)，氣流的總能量是不變的C、氣流沿流管穩(wěn)定流動(dòng)過(guò)程中，氣流的動(dòng)壓和靜壓之和等于常數(shù)D、氣流流過(guò)流管時(shí)，流管粗的地方流速小，流管細(xì)的地方流速大11、根據(jù)連續(xù)性定理和伯努利定理

4、可知，穩(wěn)定氣流的特性為（A）：A 、流管橫截面積小的地方，流速就大，壓力就小B、流管橫截面積小的地方，流速就小，壓力就高C、流管橫截面積大的地方，流速就小，壓力就小D、流管橫截面積大的地方，流速就大，壓力就高12、機(jī)翼升力的產(chǎn)生主要靠（C）的作用；A 、機(jī)翼上表面壓力B、機(jī)翼下表面壓力C、機(jī)翼上表面吸力D、機(jī)翼下表面吸力13、測(cè)量機(jī)翼的翼弦長(zhǎng)度是從（A 、翼尖到翼尖C、機(jī)翼前緣到后緣C）；B、機(jī)翼的連接點(diǎn)到翼尖D、最大上弧線到基準(zhǔn)線14、翼型中弧線的最高點(diǎn)距翼弦的距離與弦長(zhǎng)的比值的百分?jǐn)?shù)，叫做翼型的（B ）；A 、相對(duì)厚度B、相對(duì)彎度C、相對(duì)最大厚度位置D、翼型弦長(zhǎng)15、在飛機(jī)機(jī)翼的展弦比里，

5、包括（B）物理因素；A 、機(jī)翼的厚度和翼弦B、機(jī)翼的翼展和翼弦C、機(jī)翼的上反角和迎角D、機(jī)翼的后掠角和迎角16、機(jī)翼翼弦線與相對(duì)氣流之間的夾角是（C）；A 、機(jī)翼的后掠角B、機(jī)翼的上反角C、機(jī)翼的迎角D、機(jī)翼的安裝角17、機(jī)翼空氣動(dòng)力的方向（A）；A 、與相對(duì)氣流流速垂直B、與相對(duì)氣流流速平行C、與翼弦線垂直D、垂直向上18、“臨界迎角”指的是（C）；A 、飛機(jī)飛行中最大的迎角B、飛機(jī)飛行速度最快時(shí)的迎角C、飛機(jī)升力系數(shù)最大時(shí)的迎角D、飛機(jī)阻力系數(shù)最大時(shí)的迎角19、當(dāng)飛機(jī)機(jī)翼升力增大時(shí)，阻力將（B ）；A 、減小B、增大C、先增大后降到原始值上D、不變20、如果沒(méi)有保護(hù)好飛機(jī)表面的光潔度，將增

6、加飛機(jī)的（A）；A 、摩擦阻力B、壓差阻力C、誘導(dǎo)阻力D、干擾阻力21、“失速”指的是（ C）；A 、飛機(jī)失去速度B、飛機(jī)速度太快C、飛機(jī)以臨界迎角飛行D、飛機(jī)以最小速度飛行22、將飛機(jī)的外型設(shè)計(jì)為流線型外型，目的是為了減小飛機(jī)的（B）；A 、摩擦阻力B、壓差阻力C、誘導(dǎo)阻力D、干擾阻力23、有的飛機(jī)在機(jī)翼的翼尖部裝有翼梢小翼，目的是減小飛機(jī)的（C）；A 、摩擦阻力B、壓差阻力C、誘導(dǎo)阻力D、干擾阻力24、下列（B）對(duì)飛機(jī)的誘導(dǎo)阻力影響不大；A 、機(jī)翼的平面形狀B、機(jī)翼的翼剖面形狀C、機(jī)翼的根尖比D、機(jī)翼的展弦比25、下列（D）對(duì)飛機(jī)阻力大小影響不大；A 、飛行速度、空氣密度、機(jī)翼面積B、飛機(jī)

7、的翼型和平面形狀C、飛機(jī)的外形、表面光潔度和密封性D、飛機(jī)的安裝角和上反角26、飛機(jī)的增升裝置包括（B）：A 、前緣縫翼、后緣襟翼、擾流板B、前緣縫翼、前緣襟翼、后緣襟翼C、前緣縫翼、后緣襟翼、副翼D、前緣縫翼、前緣襟翼、副翼27、下列（A）的敘述是正確的；A 、飛機(jī)的失速迎角就是飛機(jī)的臨界迎角B、飛機(jī)在空中飛行迎角始終是不變的C、飛機(jī)升力系數(shù)的大小不隨飛機(jī)迎角的變化而變化D、飛機(jī)的迎角只有正迎角而沒(méi)有負(fù)迎角28、打開(kāi)襟翼既能增大機(jī)翼切面的彎曲度，又能增加機(jī)翼的面積，繼而提高飛機(jī)的升力系數(shù)，這種襟翼叫做（D）；A 、分裂式襟翼B、簡(jiǎn)單式襟翼C、后退開(kāi)縫式襟翼D、后退式襟翼29、飛機(jī)升阻比值的大

8、小主要隨（A 、飛行速度C、飛行高度B）變化；B、迎角D、機(jī)翼面積30、氣流通過(guò)正激波后，壓力、密度和溫度都突然升高，且流速（CA 、不會(huì)降為亞音速B、可能為亞音速可能為超音速C、由超音速降為亞音速D、有所降低但仍為超音速31、后緣襟翼增大翼型的有效升力，主要是因?yàn)椋ˋ）；A 、增大了翼型的相對(duì)彎度B、增大了翼型的迎角C、在壓力中心的后部產(chǎn)生阻力D、減小了翼型的阻力32、下列（D）不是高速飛機(jī)機(jī)翼的翼型特點(diǎn)；）；A 、機(jī)翼相對(duì)厚度較小B、最大厚度位置靠近翼弦中部C、機(jī)翼前緣曲率半徑較小D、薄對(duì)稱翼型的垂直尾翼33、超音速氣流的加速性指的是（B）；A 、流速要加快，流管必須變細(xì)B、流速要加快，流

9、管必須變粗C、流速要加快，流管可以不變D、流速與流管的橫切面積無(wú)關(guān)34飛機(jī)平衡指（C）；A、合力為零B、合力矩為零C、合力和合力矩均為零D、以上均不完整35、頭部鈍的物體，由于對(duì)氣流的阻滯作用較強(qiáng)，超音速飛行時(shí)，在其前緣通常產(chǎn)生（A）；A 、脫體激波CB、附體激波D36、下列（B）不是高速飛機(jī)的空氣動(dòng)力外形特點(diǎn)；A 、對(duì)稱或接近對(duì)稱翼型的機(jī)翼37、下列（A）的敘述是錯(cuò)誤的；A 、飛機(jī)以亞音速飛行時(shí)，在飛機(jī)上肯定會(huì)產(chǎn)生激波B、飛行 M 數(shù)小于臨界 M 數(shù)，飛機(jī)上不會(huì)出現(xiàn)任何激波C、臨界 M 數(shù)只能小于 1，不能等于或大于 1D、飛機(jī)以亞音速飛行時(shí)，在飛機(jī)上可能會(huì)產(chǎn)生局部激波38、某飛機(jī)在 500

10、0 米高度上飛行，該高度的音速為 1155 公里 /小時(shí)，當(dāng)飛行速度增大到 1040 公里 /小時(shí)，機(jī)翼表面最低壓力點(diǎn)處的局部氣流速度為 1100 公里/小時(shí)，而該點(diǎn)的局部音速也降為 1100 公里 /小時(shí)，這時(shí)飛機(jī)的臨界飛行 M 數(shù)為（D）；A 、1040/1100B、1100/1100C、1100/1155D、1040/115539飛行員向左壓駕駛桿時(shí)，（B）。A 、左機(jī)翼副翼下偏、右機(jī)翼副翼上偏40、下列（D）不屬于后掠機(jī)翼的氣動(dòng)特性；A 、臨界 M 數(shù)比平直機(jī)翼高B、阻力系數(shù)小C、升力系數(shù)和阻力系數(shù)隨M 數(shù)變化緩和D、升力系數(shù)大41、壓力中心指（升力作用點(diǎn)）A、重力合力作用點(diǎn)B、空氣動(dòng)

11、力合力作用點(diǎn)C、附加升力合力作用點(diǎn)D、阻力合力作用點(diǎn)42按照左手法則，飛機(jī)的三個(gè)轉(zhuǎn)動(dòng)軸為（ C ）；A、縱軸（ OY ）、立軸（ OX ）、橫軸（ OZ）B、縱軸（ OX ）、立軸（ OZ）、橫軸（ OY ）C、縱軸（ OX ）、立軸（ OY ）、橫軸（ OZ）D、縱軸（ OY ）、立軸（ OZ）、橫軸（ OX ）43對(duì)于正常布局的飛機(jī)，下列（B）的敘述是正確的；A、飛機(jī)全機(jī)的焦點(diǎn)在機(jī)翼焦點(diǎn)的前面B、飛機(jī)全機(jī)的焦點(diǎn)在機(jī)翼焦點(diǎn)的后面C、飛機(jī)全機(jī)的焦點(diǎn)和機(jī)翼焦點(diǎn)始終重合D、飛機(jī)全機(jī)的焦點(diǎn)和機(jī)翼焦點(diǎn)沒(méi)有關(guān)系44、以下（C）均為飛機(jī)輔助操縱面：A、前緣縫翼、前緣襟翼、后緣襟翼、升降舵B、前緣縫翼、后緣

12、襟翼、升降舵、擾流板C、前緣縫翼、前緣襟翼、后緣襟翼、擾流板D、前緣縫翼、后緣襟翼、升降舵、副翼45、飛機(jī)機(jī)翼的焦點(diǎn)（氣動(dòng)力中心）指的是（B）；A、升力的著力點(diǎn)B、附加升力的著力點(diǎn)C、重力的著力點(diǎn)D、阻力的著力點(diǎn)46影響飛機(jī)俯仰平衡的力矩主要是（D）；A機(jī)身力矩和機(jī)翼力矩B、機(jī)翼力矩和垂尾力矩C機(jī)身力矩和水平尾翼力矩D、機(jī)翼力矩和水平尾翼力矩47對(duì)稱翼型機(jī)翼的焦點(diǎn)位置與壓力中心位置是重合的，非對(duì)稱翼型機(jī)翼的焦點(diǎn)位置（ B ）；A、位于壓力中心后面C、與壓力中心重合B、位于壓力中心前面D、與壓力中心位置無(wú)法比較48、下列（B）的敘述是錯(cuò)誤的；A、飛機(jī)焦點(diǎn)位于飛機(jī)重心之后有利于飛機(jī)的縱向安定性B、

13、飛機(jī)焦點(diǎn)位于飛機(jī)重心之前有利于飛機(jī)的縱向安定性C、飛機(jī)的重心位置與飛機(jī)的裝載情況有關(guān)，與飛機(jī)的飛行狀態(tài)無(wú)關(guān)D、飛機(jī)重力著力點(diǎn)的位置叫做飛機(jī)的重心位置49、飛機(jī)的重心位置對(duì)飛機(jī)的（A）產(chǎn)生影響；A、縱向穩(wěn)定性(俯仰穩(wěn)定性 )B、方向穩(wěn)定性C、橫向穩(wěn)定性D、不影響穩(wěn)定性50下列敘述（A）是錯(cuò)誤的；A、飛機(jī)平衡破壞后，機(jī)頭向右偏轉(zhuǎn)，我們稱飛機(jī)右側(cè)滑B、飛機(jī)取得俯仰平衡后，迎角保持不變C、飛機(jī)的橫向平衡是指作用于飛機(jī)的各滾轉(zhuǎn)力矩之和為零D、機(jī)翼變形和襟翼安裝不對(duì)稱破壞的是飛機(jī)的橫側(cè)平衡51飛機(jī)方向平衡中的偏轉(zhuǎn)力矩主要指（A）；A、機(jī)翼阻力力矩、垂直尾翼力矩、發(fā)動(dòng)機(jī)推力力矩、機(jī)身力矩B、機(jī)翼升力力矩、水

14、平尾翼力矩、發(fā)動(dòng)機(jī)推力力矩、機(jī)身力矩C、機(jī)翼阻力力矩、水平尾翼力矩、機(jī)翼升力力矩、機(jī)身力矩D、機(jī)翼阻力力矩、水平尾翼力矩、垂直尾翼力矩、發(fā)動(dòng)機(jī)推力力矩52影響飛機(jī)方向穩(wěn)定力矩的因素主要是（C ）；A、飛機(jī)重心位置和飛行 M 數(shù)B、飛機(jī)焦點(diǎn)位置和飛行高度C、飛機(jī)迎角和飛行速度D、飛機(jī)迎角、機(jī)身和垂尾面積53飛機(jī)橫向平衡中的滾轉(zhuǎn)力矩主要包括（A ）；A機(jī)翼阻力力矩B、機(jī)翼升力力矩C水平尾翼力矩D、發(fā)動(dòng)機(jī)推力力矩54下列（A）的敘述是錯(cuò)誤的；A、飛機(jī)在大迎角下飛行時(shí)，易產(chǎn)生側(cè)向飄擺不穩(wěn)定性B、飛機(jī)的方向穩(wěn)定力矩和橫向穩(wěn)定力矩不匹配，出現(xiàn)橫側(cè)飄擺現(xiàn)象C、飛機(jī)出現(xiàn)橫側(cè)飄擺現(xiàn)象是由于縱向穩(wěn)定力矩和橫向穩(wěn)定

15、力矩不匹配D、防止飛機(jī)產(chǎn)生側(cè)向飄擺，可在飛機(jī)上安裝偏航阻尼器和橫滾阻尼器55飛機(jī)縱向阻尼力矩的產(chǎn)生主要由（D）產(chǎn)生的；A、后掠機(jī)翼B、垂直尾翼C、機(jī)身D、水平尾翼56要使飛機(jī)在飛行過(guò)程中減小迎角，駕駛員必須（A）；A、向前推駕駛桿B、向后拉駕駛桿C、向左壓駕駛桿D、向右壓駕駛桿57飛機(jī)的方向阻尼力矩主要由（B）產(chǎn)生的；A、水平尾翼B、垂直尾翼C、機(jī)身D、后掠機(jī)翼58飛機(jī)的橫向阻尼力矩主要由（C）產(chǎn)生的；A、水平尾翼B、垂直尾翼C、機(jī)翼D、機(jī)身59下列（C）的敘述是正確的；A、飛機(jī)繞縱軸作俯仰運(yùn)動(dòng)C、飛機(jī)繞橫軸作俯仰運(yùn)動(dòng)B、飛機(jī)繞立軸作俯仰運(yùn)動(dòng)D、飛機(jī)繞橫軸作滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)60、駕駛員向右壓駕駛桿，則

16、（C）；A 、飛機(jī)向左傾斜并向左偏轉(zhuǎn)B、飛機(jī)向左傾斜并向右偏轉(zhuǎn)C、飛機(jī)向右傾斜并向右偏轉(zhuǎn)D、飛機(jī)向右傾斜并向左偏轉(zhuǎn)61飛機(jī)的舵面（主操縱面）指的是（C）；A、升降舵、方向舵、襟翼B、方向舵、襟翼、縫翼C、升降舵、方向舵、副翼D、升降舵、方向舵、縫翼62、駕駛員向后拉駕駛桿，飛機(jī)的（A）；A、升降舵下偏B、升降舵上偏C、升降舵不動(dòng)D、升降舵先上偏、后下偏63、飛機(jī)機(jī)翼的受力構(gòu)件主要包括（A 我猜的）；A 、機(jī)翼內(nèi)部的骨架、外部的蒙皮和與機(jī)身連接的接頭B、機(jī)翼的翼梁、桁條和蒙皮C、機(jī)翼的縱向骨架和橫向骨架D、機(jī)翼的普通翼肋、加強(qiáng)翼肋和張線64如果駕駛員在空中蹬左腳蹬，則（A）；A 、方向舵向左偏，

17、飛機(jī)右側(cè)滑B、方向舵向左偏，飛機(jī)左側(cè)滑C、方向舵向右偏，飛機(jī)右側(cè)滑D、方向舵向右偏，飛機(jī)左側(cè)滑65、飛機(jī)飛行中，駕駛員只蹬舵不壓桿，飛機(jī)（A）；A 、向蹬舵方向偏轉(zhuǎn)，并向蹬舵方向傾斜B、向蹬舵方向偏轉(zhuǎn)，并向蹬舵相反方向傾斜C、向蹬舵相反方向偏轉(zhuǎn)，并向蹬舵方向傾斜D、向蹬舵相反方向偏轉(zhuǎn)，并向蹬舵相反方向傾斜66、下列（D）的敘述是錯(cuò)誤的；A 、飛機(jī)的尾翼包括平尾和垂尾B、尾翼的構(gòu)造和機(jī)翼的構(gòu)造不相似C、副翼是飛機(jī)橫向操縱的翼面D、副翼的構(gòu)造和機(jī)翼構(gòu)造大同小異67、飛機(jī)機(jī)身的構(gòu)造形式主要包括（）； DA 、構(gòu)架式機(jī)身B、薄壁式機(jī)身C、復(fù)合式機(jī)身D、A+B+C68、飛機(jī)操縱系統(tǒng)的軟式傳動(dòng)機(jī)構(gòu)的主要元

18、件有（）； CABC、鋼索和滑輪D、搖臂和滑輪69、飛機(jī)操縱系統(tǒng)的硬式傳動(dòng)機(jī)構(gòu)的主要元件有（）；A 、傳動(dòng)桿和搖臂B、傳動(dòng)桿和滑輪C、鋼索和滑輪D、搖臂和滑輪70、下列（）的敘述是正確的；A 、桁條式機(jī)身有很強(qiáng)的桁梁B、機(jī)身的隔框都是加強(qiáng)隔框C、機(jī)身的主要受力構(gòu)件是隔框、桁條、桁梁和蒙皮D、機(jī)身的截面積都是圓形的71、飛機(jī)的主操縱系統(tǒng)是用來(lái)操縱飛機(jī)的（A 、調(diào)整片或補(bǔ)償片C、減速板和卸升板）； DB、增升裝置D、升降舵、方向舵和副翼72、一般在下列（）中裝有載荷感覺(jué)器；A 、軟式傳動(dòng)系統(tǒng)B、硬式傳動(dòng)系統(tǒng)C、有回力的助力操縱系統(tǒng)D、無(wú)回力的助力操縱系統(tǒng)73、起落架收放目前應(yīng)用最廣的形式是（）；

19、CA 、電動(dòng)收放式B、壓縮空氣收放式C、液壓收放式D、其他方式74、飛機(jī)的燃油系統(tǒng)主要包括（）； DA 、燃油箱和壓力加油系統(tǒng)B、通氣增壓系統(tǒng)和應(yīng)急放油系統(tǒng)C、油量指示設(shè)備和控制設(shè)備D、上述 A、B、C 都對(duì)75、飛機(jī)起落架的構(gòu)造形式主要有（）；A 、前三點(diǎn)式、后三點(diǎn)式和自行車(chē)式76、下列（）不屬于航空發(fā)動(dòng)機(jī)的基本要求；CA 、活塞發(fā)動(dòng)機(jī)的重量馬力比越小越好B、盡可能小的外輪廓尺寸C、燃油的消耗率越大越好D、渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的推重比越大越好77、下列（）的敘述是錯(cuò)誤的；A 、前起落架的擺震由糾偏機(jī)構(gòu)來(lái)防止B，飛機(jī)的起落架必須裝有減震支柱C、機(jī)輪剎車(chē)裝置的功用主要是為了縮短著陸滑跑距離D、起落架的

20、收放型式一般有沿翼展方向和沿翼弦方向收放兩種型式78、噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)所產(chǎn)生的推力P，符合（）；A 、發(fā)動(dòng)機(jī)每秒噴出的燃?xì)饬縂 越大，噴速 W 越大，所產(chǎn)生的P 越大B、發(fā)動(dòng)機(jī)每秒噴出的燃?xì)饬縂 越大，噴速 W 越大，所產(chǎn)生的P 越小C、發(fā)動(dòng)機(jī)每秒噴出的燃?xì)饬縂 越小，噴速 W 越大，所產(chǎn)生的P 越大D、發(fā)動(dòng)機(jī)每秒噴出的燃?xì)饬縂 越大，噴速 W 越小，所產(chǎn)生的P 越大79、下列（）不屬于飛機(jī)構(gòu)造的基本要求；BA 、具有良好的空氣動(dòng)力外形B、采用重量輕強(qiáng)度較小的材料C、飛機(jī)各構(gòu)件易拆卸和安裝D、飛機(jī)具有可靠的安全性80、活塞發(fā)動(dòng)機(jī)的工作行程指的是（）； CA 、進(jìn)氣行程B、壓縮行程C、膨脹行程D、排氣

21、行程81、下列（）的敘述是正確的； CA 、渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒室位于壓氣機(jī)和渦輪之后B、渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒室位于壓氣機(jī)和渦輪之前C、渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒室位于壓氣機(jī)和渦輪之間D、渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒室位置與壓氣機(jī)和渦輪無(wú)關(guān)82、活塞發(fā)動(dòng)機(jī)在壓縮行程時(shí)，下列（）是正確的；A 、進(jìn)氣活門(mén)打開(kāi)，出氣活門(mén)關(guān)閉83、下列（）的敘述是錯(cuò)誤的；A 、渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)由進(jìn)氣道、壓氣機(jī)、燃燒室、渦輪和尾噴管組成B 、渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)根據(jù)壓氣機(jī)的型式分為軸流式和離心式C 、渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)不同分為單轉(zhuǎn)子式和雙轉(zhuǎn)子式D 、渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)的主要作用是降低進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)氣流的壓力84、下列（）的敘述是錯(cuò)誤的；A 、進(jìn)

22、氣道的主要作用是整理進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)的空氣流，消除紊亂的渦流B、進(jìn)氣道可以使進(jìn)入壓氣機(jī)的氣流速度升高，壓力降低C、進(jìn)氣道可以使進(jìn)入壓氣機(jī)的氣流速度降低，壓力升高D、進(jìn)氣道中裝有防冰裝置，以免在支柱或整流罩上結(jié)冰85、下列（A）的敘述是錯(cuò)誤的；A 、雙旋翼直升機(jī)必須有尾漿B、雙旋翼直升機(jī)可以無(wú)尾漿C、單旋翼直升機(jī)可以有尾漿D、雙旋翼共軸式直升機(jī)無(wú)尾漿86、渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)在（A 、進(jìn)氣道C、渦輪）部分裝有“反推”裝置；B、燃燒室D、尾噴管87、當(dāng)直升機(jī)旋翼轉(zhuǎn)動(dòng)后，迫使空氣（A 、向兩邊加速流動(dòng)C、向下加速流動(dòng)88、渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的主要作用為（A、將燃燒器氣體能量轉(zhuǎn)化為機(jī)械能C、降低燃燒室氣體溫度DC）；B、向兩邊減速流動(dòng)D、向下加減速流動(dòng)）：B、加快氣流速度、帶動(dòng)壓氣機(jī)89、要使旋翼順時(shí)針旋轉(zhuǎn)直升機(jī)向右轉(zhuǎn)彎，按下列（D）的操縱進(jìn)行；A 、蹬左腳蹬，尾槳安裝角減小B、蹬右腳蹬，尾槳