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BRS紧急飞机备援系统（Emergency Ballistic Recovery Systems）

1978年美国一位拥有42年飞行经验的律师法莱瑟，在空中驾驶小型飞机，遭遇到了发动机失效，随后飞机操作失控并进入螺旋往地面坠落，在距地面400呎(120公尺)时，他启动了一项”装备”，挽救了宝贵的生命。     美国佛罗里达州迈阿密的BRS公司是这项”装备”的制造商，创办人鲍里斯-波夫，在经历一次滑翔机失控坠落湖中的事故后，研发这个提高航空安全的技术装备；所以法莱瑟律师之所以能够死里逃生，要感谢飞机上安装了BRS系统，启动了能够承受整架飞机重量的降落伞﹐减缓飞机坠落的速度，让他安全的回到了地面。

    一旦BRS系统降落伞打开﹐坠落速度将减至约1700呎/分（518公尺/分），撞击地面产生的力量相当于由4米的高度跳下，此时飞机机体结构、起落架或座椅等，也能再提供一定程度的缓冲作用，保护人员的生命安全。 天有不测风云，人有旦夕祸福，BRS系统是飞行安全最后一道防线，不能省也省不得。

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[飞行手册]-导航

本章介绍目视飞行规则(VFR)下的越野飞行。它包含新飞行员计划和执行越野飞行的实践信息。

空中导航是驾驶一架飞机从一个地理位置到另一个地理位置的过程，在这个过程中随着飞 行的前进还要监视自己的位置。它就提出了计划的要求，这包括在航图上测绘航线，选择检查点，测量距离，获得有关的天气信息，以及计算飞行时间，航向和燃油 要求。本章使用的方法包括地标领航- 通过参考目视地标来导航，航位推测法(dead reckoning) – 从一个已知位置对方位和距离的计算，以及无线电导航 – 借助使用无线电设施导航。【航位推测法最初源自航海，现在是通指推测飞机或船的位置方法，不借助天文观察仪器，而通过从航行的方向和距离的精确位置来推 算】

  航图

航图【本章主要讨论的是VFR 航图】是VFR 规则下飞行员的使用的路线图。航图提供了跟踪他们位置的信息，还提供了能够提高安全性的信息。VFR 飞行员使用的三种航图有： 

磁区航图(sectional chart)

VFR 终端区域图 

世界航图(World Aeronautical Charts)

在美国全国航图办公室网站(http://www.naco.faa.gov )上有一个免费的目录，��列出了航图和相关出版物，还包含了价格和购买说明。

磁区航图

磁区航图是现在的飞行员最常使用的航图。航图的比例尺为1:500000(1英寸=6.86海里，或者约等于8 法定英里)，能够在航图上包含更详细的信息。

航 图提供了大量的信息，包括机场资料，导航设施，空域，和地形。图15-1 是磁区航图图例的引用。通过对照图例，飞行员能够解释航图上的大部分信息。飞行员也应该检查航图上其他图例信息，包括空中交通管制频率和空域信息。这些航 图半年修订一次，而美国本土之外的一些地区的航图是一年修订一次。

目视飞行规则终端区域图

在B 类空域内或者附近飞行时，目视飞行规则(VFR)终端区域图是很有用的。它们的比例尺是1:250000(1 英寸=3.43 海里或者4 法定英里)。这些航图提供了更为详细的地形信息，且半年修订一次，有几个阿拉斯加和加勒比航图除外。

世界航图

世界航图是为了提供标准系列的航图，覆盖了世界上的陆地区域，其大小和比例尺便于中等速度的飞行器导航。它们的比例尺为1:1000000(1 英寸=13.7 海里，大约16 法定英里)。

这些航图和磁区航图类似，符号也是一样的，但是由于比例尺变小所以细节上就差一些。这些航图一年修订一次，而几个阿拉斯加和墨西哥/加勒比航图是两年修订一次。

  纬度和经度

赤道是一个到地球两极距离相等的假象的圆。平行于赤道的圆(东西方向延伸的线)就是 纬度平行圈。它们是用于度量距离赤道的南纬或北纬读数。【所以纬度的测量基准线就是赤道线，那里的纬度为从0 度开始】从赤道到极地的角度距离为四分之一个圆，即90 度。美国48个本土州位于北纬25 度到49 度范围。图15-4 中用Latitude 标记的箭头指向纬度线。

经度子午线是从北极划到南极，且和赤道成垂直角度。“本初子午线”穿过英国的格林威 治(Greenwich),它作为0 度线，从它开始分别向东和向西度量180 度。美国48 个本土州位于西经67 度到125 度之间。图14-2 中Longiude 标记的箭头就是指向经度线。【我国位于东半球，即从格林威治本初子午线向东方测量。】

因此任何一个具体的地理地点都可以根据它的经度和纬度来定位。例如，华盛顿特区大约为北纬39 度，西经77 度。芝加哥大约为北纬42 度，西经88 度。【北京为东经116 度，北纬39.5 度，上海为东经121 度，北纬31 度。】

时区

子午线也用于指明时区。一天被定义成地球完成一个完整的360 度旋转所需要的时间。由于一天被分成24 小时，即地球每小时旋转15 度。正午就是太阳正照子午线的时候；对于子午线的西边来说就是早晨，而对东方则是下午。

标 准的惯例是为每15 经度建立一个时区。这就使得每个时区之间恰好相差1 小时。在美国有四个时区。时区分别是东部(75 度)时区，中央(90 度)时区，山区(105 度)时区，太平洋(120 度)时区。有时候分界线是不规则的，这是因为靠近边界的居民经常发现使用邻近居民区或者贸易中心指定的时区更加方便。

图15-5 显示了美国的时区。当太阳位于90 度子午线的正上方时，这时中央标准时就是正午。同时，东部标准时就是下午1 点，山区标准时就是上午11 点，而太平洋标准时为上午10 点。当“日光节约”时【即夏令时】生效时，一般在4 月的最后一个星期日到10 月的最后一个星期日之间，正午时太阳位于75 度子午线正上方，中央夏令时。

在 向东长途飞行时必须要考虑这些时区差别，特别是飞行必须在天黑前结束时。记住，当 从一个时区向东飞入另一个时区时就会失去一小时，或者甚至可能是从一个时区内的西边飞到东边。通过咨询飞行服务站(FSS)或者全国气象服务(NWS)来 确定目的地的日落时间,当计划向东飞行时要考虑这个因素。

在大多数航空运行中，时间用24 小时时钟表示。空中交通管制指令，天气报告和广播，以及到达目的地的估计时间都是基于这个系统的。例如，上午9 点���示成0900，下午1 点表示成1300，下午10 点即2200。

因 为在一次飞行中，飞行员可能飞越几个时区，所以采用一个标准时间系统。它称为世界 协调时间(UTC)，经常引用为祖鲁时间(Zulu Time)。UTC 时间是穿过英国格林威治的0 度经度线所在地的时间。全世界的所有时区都是基于这个基准。要转换这个时间，飞行员应按如下方法：

东部标准时间……………………增加5 小时

中央标准时间……………………增加6 小时

山区标准时间……………………增加7 小时

太平洋标准时间…………………增加8 小时。

对于夏令时，应该在计算出来的时间减去1 小时。【由于北半球夏天的白昼时间长，为了要按照实际的阳光情况迟点天黑，所以才要减去1 小时。】

方向的测量

通过使用子午线，从一点到另一点的方向可以用度从真北按顺时针方向来测量。为了表示飞行中沿着的航线方向，在航图上从出发地到目的地画一条直线，测量这条直线和子午线形成的角度即可。方向的单位为度，如图15-6 的罗盘罗经卡所示。

因为子午线向两极汇聚，航向的度量应该是在航线的中点，而不是在出发点。在航图上度量的航向称为真航线方向。这是一个根据子午线或者真北向为基准测量的方向。它是一个用度测量的从真北向顺时针的预期飞行方向。

如图15-7 所示，从A 到B 的方向就是65 度的真航向，但是其回程(互补的角)将是真航线方向245 度。【这里的航向是飞机的真实飞行轨迹的方向，有风时，飞机头的指向会不同于航迹方向。】

真航向(true heading)是飞行中飞机头所指向的方向，它从真北向顺时针用度数度量。通常，飞机头的指向在有风的时候要稍微偏离真航线方向以补偿风的影响。进而， 数字表示的真航向可能不对应于真航线方向。这将在本章的后面段落更加完整的讨论。就这里讨论的目的，在假设无风的条件下，航向和航迹方向将一致。因此，对 于一个065 度的真航线方向，其真航向为065 度。然而，为了精确的使用罗盘，由于磁偏角和罗盘偏差必须进行修正。

磁偏角

磁偏角是真北向和磁北向之间的夹角。它表示为东磁偏角或西磁偏角，这取决于磁北向(MN)相对真北向(TN)是偏东还是偏西。

磁北极位于北纬71 度，西经96 度附近，距离地理的真北极约1300 英里，如图15-8 所示。如果地球是均匀磁化的，罗盘指标将指向磁北极，在这种情况下，真北向【用地理子午线表示】和磁北向【用磁力子午线表示】之间的磁偏角可以在任何子午线交点测量。

实际上，地球不是均匀磁化的。在美国，指标通常指向总体上的磁极方向，但是可能在特 定的地理位置上变化很多度数。从而，美国的成千上万个被选定的位置其准确的磁偏角大小已经被仔细的确定出来。磁偏角的大小和方向会随着时间缓慢的变化，在 大多数航图上用不连续的品红色线条表示，称为等磁偏线，它连结了很多等磁偏角的点。(连结无磁偏角的点形成的线称为零磁偏线)图14-6 显示的是一幅等磁偏线图表。在等磁偏线和零磁偏在线的微小弯曲和拐弯是由那些地区影响磁力的不寻常位址条件引起的。

在美国的西海岸，罗盘指标指向真北向的东边；在东海岸，罗盘指标指向真北向的西边。 零磁偏角存在于零磁偏在线，在那里磁北向和真北向一致。这条线概略的穿过大湖的西部，向南穿过威斯康星，伊利诺斯，西田纳西，然后沿着密西西比和阿拉巴马 的边界。(对比图15-9和15-10)

由于航迹是以指向真北向的地理子午线为参考来测量的，而这些航迹是以罗盘为参考来维 持的，它是顺磁子午线指向磁北极的。因此为了飞行，真方向必须转换为磁方向。这���转换是通过加减磁偏角来实现的，磁偏角由航图上最靠近的一条等磁偏线标 明。真方向经磁偏角修正后即称为磁方向。【航迹的方向用地理子午线为基准，而加上或减去当地的磁偏角之后即称为飞机的磁航向。】

如果磁偏角显示为东9 度，这意思是磁北向偏离真北向以东9 度。如果飞行的真航向(heading)为360 度的话，必须从360 度减去9 度，结果磁航向为351。如果向东飞的话，磁航向就是81 度。向南飞，则磁航向为171 度。向西飞，磁航向就是261 度。如所飞真航向为60 度，所飞的磁航向就是51 度。【按照这个假定，也就是说磁航向351 度才和真航向360 线方向平行。简而言之，磁北极和地理北极是两套坐标系统。】

记住，真航迹或航向转换为磁航迹或航向时，要注意最近的等磁偏线的磁偏角。如果磁偏 角是向西的，就用加法；如果是向东的，就用减法。一个记住是加还是减磁偏角的方法是一句口诀：向东变差，向西最好。【“east is least(subtract) and west is best (add).”按照字面意思就是取词的后部分相同，但是含义上又能衔接的上。Least是最小的，最少的，用减法才会变小啊，而向西用best一词衔接， 用加法才会增多，这不是好事吗。出于自私的考虑，谁不喜欢获得呢，所以减法变差，而加法是最好的。】

偏差

为了得到正确的飞行罗盘航向，计算磁航向是一个必要的中间步骤。为了计算罗盘航向， 还要对偏差进行修正。由于飞机内部诸如电流，无线电，灯光，工具，发动机，和磁化的金属部件的磁力影响，罗盘指针通常相对于其正常读数有所偏离。这个偏离 就形成了偏差。【在测量上称为外部干扰引起的仪表误差，这种误差是可以改进的。】每一架飞机的偏差是不同的，在同一架飞机内也可能因航向不同而偏差值也不 同。【这和仪表的非线性误差有关，就类似于一杆秤测量1 克质量的误差和测量1000 千克时的误差是不同的。】例如，如果发动机里的磁力吸引罗盘的北极，当飞机在磁北向航向飞行时就不会有什么影响。然而，在向西或者向东航向时，罗盘读数就 会有误差，如图15-11 所示。磁吸引力可以来自于飞机的很多其他部分；假设吸引力来自发动机只是为了说明问题的目的。

可以对罗盘进行部分调整，这称为补偿，可以减少这个误差，但是剩余的修正就必须由飞行员来完成。

对罗盘进行的适当补偿最好由胜任的机械工程师完成。因为飞机内部的磁力变化，由于着陆冲击，摆动，机械运作，或设备的更换，有时候飞行员也应该检查罗盘的误差。检查偏差所用的程序(称为“回转罗盘”)被简要概述。

飞机被���在磁罗经台上，发动机启动，打开正常使用的电力设备(例如无线电)。后三点 式飞机应该被顶起，呈飞行姿态。飞机和罗经台上的磁北向对齐，罗盘上显示的读数记录在一个偏差卡上。飞机然后按找30 度间隔顺序对齐，每次读数都被记录。如果飞机要在夜晚飞行，要打开灯光，读数的任何 明显变化都会被注意到。如果这样的话，要制定额外的用于夜晚的项目。

罗盘的精度也可以通过对比罗盘读数和一条已知方向的跑道来检查。

偏差卡，类似于图15-12，放在罗盘的附近，显示了修正不同航行的偏差所要求的加减度数，通常以30 度为间隔。对于中间读数，飞行员应该能够用插值法心算得到足够的精度。

例如，如果飞行员需要195 度方向的修正值，已知180 度的修正为0 度，而210 度的修正为2 度，可以假设195 的修正为1 度。磁航向经偏差修正后即称为罗盘航行(compass heading)。

下面的这个方法被很多飞行员用来计算罗盘航向：在测得真航迹方向(TC)之后，经风修正之后得到的结果是真航向(TH)，TH±磁偏角(V)=MH±偏差(D)=罗盘航向(CH)这个顺序就使用来得到罗盘航向的。如图15-16。

风的影响

前 面的讨论解释了如何在航图上测量真航迹方向，以及如何对磁偏角和偏差进行修正，但 是一个重要因素还没有考虑- 风。正如在对大气的研究中讨论的，风是空气团在地球表面一定方向上的运动。当风从北方以25 节速度吹来时，简单说就是空气正以每小时25 海里的速度在地球表面上向南移动。

在这些条件下， 任何不和地球接触的中性物体将被风向南以25 海里每小时的速度携带。当观察云，尘埃，和玩具气球被风顺着吹的时候，这种影响就变得更明显。明显地，在移动的空气团中飞行的飞机会受到类似的影响。即使 飞机不会随风自由漂浮，它在空气中移动，而同时空气在地面上运动，因此受到了风的影响。从而，在1 小时飞行的结束，飞机将会在由这个运动的合成导致结果的位置：

空气团相对于地面的运动 

飞机在空气团中的前进运动

实 际上这两个运动是独立的。只要考虑飞机在空气中的飞行，飞机在其中飞行的空气团是 运动还是静止就没什么差别。飞行员在70 节大风中飞行可能完全不知道有任何风(除了可能的湍流)，除非观测了地面。然而，以地面为参考，飞机在顺风时看起来飞的更快，逆风时飞的更慢，在侧风时会 左右漂移。

如图15-13 所示，以120 节空速在静止空气中向东飞行的飞机，其地面速度恰好等同于120 节。如果空气团是以20 节速度向东运动，飞机的空速将不会受影响，但是飞机相对于地面的前进速度就是120 加上20，或地面速度为140 节。��一方面，如果空气团以20节速度向西运动，飞机的空速仍然保持不变，但是地面速度就会变为120 减去20，即100节。

假设没有对风的影响进行修正，如果飞机以120 节速度向东飞行，空气团向南以20 节速度运动，那么在1 小时后飞机将会由于它在空气中的运动差不多位于它的出发点以东120英里。由于空气的运动，它也会位于向南20 英里位置。在这些情况下，空速仍然是120节，但是地面速度是通过飞机的运动和空气的运动结合起来计算的。地面速度可以测量为飞机从出发点到1 小时后飞机位置的距离。地面速度可以通过已知距离的两点间飞行需要的时间来计算。也可以在飞行前，通过作一个风三角形来计算，这会在本章的后面解释。图 15-14

飞机在飞行时所指向的方向为航向(heading)。它相对地面的实际路径是飞机运 动和空气运动的合成，称为航迹。【飞机相对于空气的运动和空气相对地面的运动，合成得出飞机相对于地面的运动。】航向和航迹之间的夹角称为偏航角。如果飞 机的航向和真航向(true course)一致且风是从左边吹来的，那么航迹就不会和真航线一致。风会使飞机向右漂移(drift)，因此飞机的航迹将 会偏移到预期航线或真航线的右边。如图15-15

通过计算漂移量，飞行员可以抵消风的影响，使得飞机的航迹和预期航线一致。如果空气 团是从航线左侧运动过来，飞机将会向右漂移，必须把航向向左足够的偏转来修正航向，以抵消这个漂移。换句话说，如果风是从左边来的，必须把飞机头向做偏一 定的度数来修正，因而修正风的漂移。这就是风修正角，它用真航向左右的度数来表示。如图15-17

小结：

航线( COURSE) - 是飞机相对于地面的预期路径；或者是航图上一条表示飞机预期路径的直线的方向，表示为从一特定的基准辅助线顺时针从0 到360 度到那条线的测量角度。

航向( HEADI NG) - 这是飞行中飞机头所指的方向。

航迹( TRACK) – 是飞行中飞机相对于地面的实际路径。(如果对风进行了正确的修正，那么航线和航迹将会一致。)

偏航角( DRI FT ANGLE) – 航向和航迹之间的夹角。

风修正角(WIND CORRECTION ANGLE) –为得到一个航向而对航线进行的修正，以至于能使航线和航迹一致。

空速(AIRSPEED) – 飞机在空气中前进的速度。【主要是指飞机相对于空气的速度，空速还有多个类型，请参考性能一章】

地面速度(GROUNDSPEED) – 飞机在飞行中相对于地面的前进速度。

基本计算

开始越野飞行之前，飞行员应该按常规计算时间，速度，和距离，以及需要的燃油量。

分钟换算为等效的小时

解决速度，时间，和距离问题的时候，经常要把分钟换算成等效的小时。为把分钟换为小时，要把分钟除以60(60 分钟等于1 小时)。因此，30 分钟即30/60=0.5 小时。要把小时换算成分钟，就要乘以60。因此，0.75 小时等于0.75X60=45 分钟。

时间T= D/ GS

要得到飞行时间T，用距离D 除以地面速度GS。以140 节地面速度飞行210 海里的时间就是210/140=1.5 小时。(0.5 小时乘以60 分钟即等于30 分钟。)答案是1 小时30 分钟。

距离D= GSXT

为计算给定时间内的飞行距离，那么要用地面速度乘以时间。1 小时45 分钟内以120 节地面速度飞行的距离就是120X1.75=210 海里。

地面速度GS= D/ T

为了计算地面速度，要用距离除以要求的时间。如果一架飞机在3 小时内飞行了270 海里，地面速度就是270/3=90 海里每小时。【这个速度是飞机的平均速度，巡航飞行时的速��基本是恒速的。】

节换算为英里每小时

另 一个换算是把节换算成英里每小时。航空业更为频繁地使用节而不是英里每小时，【节 的单位源于航海，早期的飞机速度表单位元也有不少是英里每小时，现代设计的飞机基本都是节为单位。】但是遇到和速度有关的问题确实使用英里每小时的时候， 讨论一下这个换算也是有用的。全国天气服务(NWS)报告地面风和高空风的单位都是节。但是，一些飞机上的空速指示仪是按照英里每小时来校准的(尽管现在 很多飞机是按照英里每小时和节这两个来校准的)。因此，飞行员应该学习把风速的节换算为英里每小时。

1 节是1 海里每小时。因为1 海里有6076.1 英尺，而1 法定英里有5280 英尺，换算因子就是1.15。【即1 海里距离是英里的1.15 倍。】节换算为英里每小时的时候就要乘以1.15。例如，20 节的风速等效于23 英里每小时。

大多数飞行计算机或者电子计算器提供了这个换算方法。另一个快速的换算方法是使用航图底部海里和法定英里的比例尺。

【由于我国使用公制作为常用单位，所以米和千米在距离计算的时候是最常用单位。1 节约等于1.85 公里每小时，即节换算为公里每小时的时候换算因子为1.85。】

燃油消耗

飞 机的燃油消耗用加仑【加仑是英美国家常用的英制液体容积单位，英国1 加仑等于4.546升，美国1 加仑等于3.785 升。1 升等于1000 毫升。】每小时计算。因而，要计算一次特定飞行需要的燃油，必须知道飞行所需的时间。飞行时间乘以燃油消耗速度就得到了需要的燃油量。例如，以地面速度 100 节的400 海里飞行需要4 小时。如果飞机每小时消耗5加仑，那么总消耗量就是4X5 即20 加仑。

燃 油消耗的速度取决于很多因素：发动机状况，螺旋桨节距，螺旋桨转速，油气混合汽的 富油程度，特别是巡航速度飞行时使用的马力百分比。飞行员应该从巡航性能图或者根据经验了解大概的消耗速度。除了飞行所需要的燃油量外，还要有足够的储备 油量。【单发螺旋桨飞机一般至少要有30 分钟的储备油量，以备绕飞或者降落至备降机场，以及等待航线等意外之需，而波音747-400 客机可能在到达目的地降落后还有大约10 吨可用燃油。】

飞行计算器

到 这里为止，只使用了数学公式来计算诸如时间，距离，速度和燃油消耗等资料。实际 上，大多数飞行员会使用一个机械的或者电子的飞行计算器。这些设备可以计算很多��飞行计划以及导航有关的问题。机械式或电子式计算器会有一本说明书和很多 合适的示例问题，因此飞行员容易熟悉它的功能和操作。如图15-18

绘图器

飞行计划时另一个有用的辅助工具是绘图器，它有量角器和直尺组成。在确定真航迹方向和测量距离的时候，飞行员可以使用这个工具。大多数绘图器有一个直尺，它可以测量海里和法定英里，一面还有一个用于磁区航图的比例尺，另一面是世界航图比例尺。如图15-18。

地标领航

地标领航(pilotage)是以地标(landmark)或者检查点为参照的导航方法。它是一个可用于任何有足够检查点的航线的导航方法，但它更为普遍地是和航位推测法和VFR 无线电导航结合使用。

选 择的检查点相对于飞行的区域应该有显著的特征。选择根据其他特征可以容易地识别的 检查点，例如公路，江河，铁路轨道，湖泊，以及输电线。【一般是高压输电线】如果可能的话，选择航线每边的那些能形成有用边界或范围的特征，例如高速公 路，江河，铁路，以及山脉。飞行员可以通过参照而不飞越这些选定的范围来避免偏离航线太远。永远不要完全信任任何单一的检查点。要选择足够多的检查点。如 果错过了一个，保持航向的同时寻找下一个。当根据检查点确定位置时，要记住磁区航图的比例尺是1 英寸等于8 法定英里或6.86海里。例如，如果一个选择的检查点在航图上距离航线半英寸，那么在地面上它距离航线是4 法定英里或者3.43 海里。在更为拥挤的地区，一些更小的特征就不会包含在航图上。如果你暂时无法识别，就要保持航向。如果从当前的航向做了转弯，就很容易迷航。

航图上显示的道路主要是经仔细游历(well-travelled)的或者是那些从天空看最明显的道路。新的道路和建筑物不断地被建造出来，在下一期航图出版前它们可能没有显示在航图上。

一 些建筑物，例如天线可能很难看到。有时电视台的天线可能成组的聚在一个靠近城区的 地方。它们可能是由几乎看不见的钢缆线支撑的。永不要接近天线区域中距最高的一个500英尺以下范围。【保持距最高的天线顶部500 英尺以上】大多数更高的建筑物用闪光灯做标志，以使它们更容易被飞行员看见。然而，一些天气条件或者背景灯光可能使它们难以被看到。航图显示了印刷出版时 可以得到的最佳信息，但是飞行员应该小心新的建筑物或者航图印刷出版后所发生的变化。【每种航图都有有效期，永远不要使用过期的航图，美国本土48个州的 磁区航图半年修订一次，其他地区1 年修订一次。间隔时间还是比较长的。】

航位推测法

航 位元推测法是只通过根据时间，速度，距离和方向的计算手段的导航。得自这些变量的 结果在经过风速和速度调整后就是航向和地面速度。预测的航向将会引导飞机沿预期的路线飞行，地面速度将确定到达每个检查点和目的地的时间。除了在水域上空 飞行之外，航位推测法通常和地表领航一起用于越野飞行。【即在水上飞行时一般不使用航位推测法。】计算出来的航向和地面速度不断地的根据地表领航观测的检 查点来监控和修正。

风三角形或矢量分析

如果没有风，那么飞机的地面轨迹将会和航向一样，地面速度将和真空速一样。这种条件是很少出现的。风三角形即飞行员版本的矢量分析，它是航位推测法的基础。

风 三角形是风对飞行影响的图形化解释。任何飞行的地面速度，航向，和时间都可以使用 风三角形来计算。它可以被用于最简单类型的越野飞行和最复杂的仪表飞行。有经验的飞行员对基本原理已经熟悉到他的估算值足够目视飞行，而用不着真的去画 图。然而，初学飞行的学员需要培养绘制这些图的技能，以此帮助完全理解风的影响。不管是有意识的还是无意识的，每个好的飞行员都会按照风三角形来思考飞 行。

如果飞行是沿航线向东的，且风是从东北方向吹 来的，飞机头必须朝东向北偏一点以抵消 漂移。这可以用如图15-19 总的简图表示。每一条线都表示方向和速度。长的虚线表示飞机头的指向，其长度表示1 小时的空速大小。右边的短虚线表示风向，其长度表示1 小时的风速。实线表示轨迹的方向，或在地面上测量的飞机路线，其长度表示1 小时内前进的距离，或者地面速度。

在实际的实践中，图15-19 示例的三角形是不画的；相反，而是绘一个如图15-20 中的黑线所示的类似三角形，它在下面的例子中解释。

假设要进行一次从E 点到P 点的飞行。在航图上画一条连接这两点的直线；用量角器或者绘图器测量它相对于子午线的方向。【即相对真北向。】这是真航迹方向，在这个例子中被假定为90 度(向东)。从全国天气服务(NWS)得知在预期飞行的高度上风速为40 节，风向为东北45 度。由于全国天气服务用节来报告风速，如果飞机的真空速为120 节，就不必把速度节换算为英里每小时了，反之亦然。

现在在一张空白的纸上画一条表示南和北的垂直线。(其他步骤如图15-21 所示。)

把量角器的基线静放在垂直线上，而弯曲的一边向东。在基线的中点，标一个点为“E”(出发地)，在弯曲的仪表90 度位置(表示真航迹方向)和45 度位置(表示风向)各标一个点。

用直尺，从E 点向90 度标志的点画真航迹方向线，稍微画出头一点，把这条线表示为“TC090”。

下 一步，把直尺和E 点及45 度位置的点对齐，从E 点画风向箭头，不是向45 度方向，而是顺着风吹的方向，让它的长度为40 单位，以和40 节的风速对应。在表示风向的箭头末尾加上字母“W”表示这条线是风向线。最后，在直尺上测量出120 单位来表示空速，在直尺上这点标记一个点。使用的单位可以是任何方便的比例尺或者数值(例如0.25 英寸等于10 节)，但是一旦选定，每个相关的线性运动必须使用相同的比例尺。然后放置直尺，端点在箭头位置(W)，120 节的点和真航迹方向线相交。画一条线，标记为“AS120”。交点位置的P 点表示1 小时候飞机的位置。绘图这样就完成了。

1小时内飞行的距离(地面速度)就是真航迹方向在线测量出来的单位数量(88海里每小时或88 节)。

用于抵消漂移的真航向用空速线的方向表示，它可以用下列两个方法的其中之一来计算：

把量角器的直边沿南北线放置，其中心点位于空速线和南北线的交点，就可以直接读出真航向的度数(076 度)。如图15-22

把量角器的直边沿真航迹方向线放置，其中心点放在P 点处，可以读出真航迹方向线和空速线的夹角。这是必须应用于真航迹方向以获得真航向的风修正角(WCA)。如果风从真航迹的右侧吹来，就要加上这个修正 角；如果是从左边吹来的，就要减去风修正角。在这个例子中，风修正角是14 度，风是从左边吹来的；因此，从真航迹方向90度减去14 度等于真航向76 度。如图15-23 所示。

得到真航向之后，对磁偏角进行修正后得到磁航向，修正罗盘偏差后得到罗盘航向。根据航位元推测法，罗盘航向就可以用于飞向目的地。

要计算飞行需要的时间和燃油，首先要通过测量画在航图上的航迹线长度(要使用航图底 部的适当的比例尺)得到到目的地的距离。如果测量的距离为220 海里，除以88 节的地面速度，得到2.5 小时即2 小时30 分钟，这就是需要的时间。如果燃油消耗速度是8 加仑每小时，8 乘以2.5 或大约使用20 加仑燃油。简单小结一下，获得飞行信息的步骤如下：

· 真航迹方向(TRUE COURSE) – 连接亮点的直线方向，它画在航图上，在中间子午线上顺时针方向测得的真北向度数。 

· 风 修正角(WIND CORRECTION ANGLE)- 从风三角形中计算得到。如果风是从真航迹右边吹来的，则风修正角增加到真航迹方向；从左边吹来时，则减去风修正角。 真航向(TRUE HEADING) – 从真北向顺时针测量的度数，飞机头应该指向这个方向，以获得良好的预期航迹。 

· 磁偏角(VARIATION) – 从图上的等磁偏线获得。如果磁偏角相对真北向偏西，则磁偏角增加到真航向；如果偏东，则减去。 

· 磁航向(MAGNETIC HEADING)- 换算的一个中间步骤。磁偏角应用到真航向就可以得到磁航向。 

· 偏差(DEVIATION) – 从飞机上的偏差卡得到。按卡上指明的数值，加到磁航向或者从磁航向减去。 

· 罗盘航向(COMPASS HEADING) – 罗盘上的读数(偏差应用到磁航向上即可得到罗盘航向)，按照罗盘指示来保持预期的航向。 

· 总距离(TOTAL DISTANCE) – 通过测量航图上的真航迹线长度而得到(使用航图底部的比例尺)。 

· 地面速度(GROUNDSPEED) – 通过测量风三角形上的真航迹方向线长度而得到(使用绘图使选定的比例尺)。 

· 估计飞行时间(ESTIMATED TIME EN ROUTE,ETE) – 总距离除以地面速度。 

· 燃油消耗速度(FUEL RATE)- 预先计算的巡航速度下耗油速度(加仑每小时)。

说明：作为安全手段，足够储备量的额外燃油也应该加上去。

飞行计划

联 邦法规全书14 篇第91 部部分表述说，在开始一次飞行之前，飞机的驾驶员(pilot in command)应该熟悉所有和那次飞行有关的可用信息。对于不在机场附近的飞行，这必须包括当前天气���告和预报，燃油要求，如果计划的飞行不能完 成时可用的备降机场，以及ATC 告知驾驶员的任何已知交通延误等这些可用信息。

收集必要的材料

在飞行前，飞行员应该收集好必要的材料。一张适当的当前磁区航图和航路附近区域的航图(如果飞行航路靠近航图边界)应该包含在这些材料中。

额外的装备应该包括一个飞行计算器或者电子计算机，绘图器，以及其他任何适用于特定飞行的东西-例如，如果要进行一次夜间飞行，要带一个手电筒；如果飞行要越过沙漠地区，要带水的补给和其他必要物品。

天气检查

继续飞行计划的其他方面之前检查一下天气将是明智的，首先，如果飞行是切实可行的，检查航路是否是最好的。第11 章对天气的讨论中提到了获得天气简报。

机场/ 设施目录的使用

研究预计要降落的每一个机场的可用信息。这应该包括对航行通告(NOTAM)和机场/设施目录(A/FD)的研究。如图15-24

这包括地理位置，海拔高度，跑道和灯光设施，可用的服务，航空咨询台频率可用性 (UNICOM)，可用燃油的类型(用于决定加油站),位于机场的AFSS/FSS，控制塔台和地面控制频率，交通信息，备注以及其他相关信息。对于每 28天发布一次的航行通告(NOTAM)，应该检查有关危险状况的额外信息或从机场/设施目录(A/FD)发行以来已经发生的变化。

应该检查磁区航图公��部分自每个磁区航图上次发行日期以来已经发生的主要变化。记住，航图可能已经有6 个月之久了。航图的生效日期位于航图前面的上部。【参考美国磁区航图格式，在航图左边的图例下方有生效日期。】

机场设施目录一般会有这些事件的最新消息，在和航图背面的信息有差异时，应该优先使用这些最新消息。

飞机飞行手册或飞行员操作手册

应该检查飞机飞行手册或者飞行员操作手册中来确定飞机的正确载荷(重量和平衡)。必 须知道飞机上的可用燃油和可排泄润滑油重量。同样，检查乘客重量，所有要运载的行李重量，和飞机的空重以确保总重不超过允许的最大总重。必须知道载荷的分 布以断定其重心是否位于限制范围内。务必使用FAA 核准的飞机飞行手册中最新的重量和平衡信息或其他不变的飞机记录，按照正确的方法得到空重和空重的重心信息。

选用正确的航图，根据计算的载荷，机场的海拔高度，和温度来计算起飞和着陆距离；然后把这些距离和可用的跑道长度对比。记住，飞机载荷越重，机场的海拔，温度和湿度越高，那么起飞滑跑和着陆滑跑就会越长，爬升速度也就越低。

检查燃油消耗图来计算在估计的飞行高度和功率设定下的燃油消耗速度。计算燃油消耗速度，然后和估计的飞行时间对比，这样航路中的加油点就可以包括在飞机计划中了。

航线制图

一旦检查完了天气和完成一些初���的飞行计划，就到航线制图的时候了，计算完成飞行所需要的资料。下面部分将提供一个航线制图中应该遵守的逻辑顺序，填写一份飞行记录，和备案一个飞行计划。在下面的例子中，计划的一次短途飞行基于下列资料和图15-25 引用的磁区航图。

飞行航路：奇克谢【Chickasha, 美国奥克拉荷马州中部城市，位于奥克拉荷马城西南。是贸易及加工业中心。】机场直接飞到格斯理(Guthrie)机场。

真空速(TAS)：115 节

高空风：风向360 度，风速10 节

可用燃油：38 加仑

燃油消耗速度：8 加仑每小时

偏差：2 度

航线制图的步骤

下面是获得本次旅行有关信息的建议顺序。当信息确定后，会被注释在图15-26 所示的飞行记录示例中。需要计算时，飞行员可以使用数学公式或手册或电气飞行计算机。如果没有足够熟悉如何使用手册或电子计算器，现在阅读一下操作手册和解决几个实际的问题会很有帮助。

首先，画一条从奇克谢机场(A 点)到格里斯机场(F 点)的直线。航迹线应该冲出发地机场的中央开始到目的地机场的中央结束。如果航路是径直的，那么航迹线应该由一条直线组成。

如果航路不是径直的，那么航迹线将由两个或多个直线段组成- 例如，一个VOR 台不在航路上，但是它能让导航更容易，可能选择了它(无线电导航在本章的后面讨论)。

应 该选好沿航路的适当检查点并以某种方式注明。这些应该是容易定位的点，比如大的城 镇，大的湖泊和河流，或者是可识别点的组合，例如有飞机场的城镇，有高速公路网的城镇，以及铁路的进入和离开。通常地，只选择航图上用黄色弹着点 (splashe)表示的城镇。不要选择用一个小圆圈表示的城镇- 这些可能被发现是只有几十间房子的小镇。(然而，在一些偏远的地区，用小圆圈表示的城镇可以是很好的检查点。)对于这次旅行，选择了四个检查点。

检 查点1 包括航线东边的一座塔，可以根据高速公路和铁路线来进一步识别，它们在这点基本上和航线平行。检查点2 是就在航线西边的障碍物，可以根据Will Rogers 机场来进一步识别，这个机场就在正东方向。检查点3 是Wiley Post 机场，飞机将会直接飞过这个机场。检查点4 是航线西边的一个私人的未刨平的机场【一般是指草地机场，跑道面未经铺设】，可以根据航线东边的铁路线和高速公路进一步识别。

应 该检查航线和计划航路每边的区域，来确定是否有飞行员应该关心的任何类型空域或者 其有特殊运行要求。对于这次旅行，应该注意到航线将会穿过Will Rogers 机场周围C 类空域的一段，在那里空域的下限(floor)高度是2500 英尺平均海平面高度，上限(ceiling)是5300 英尺平均海平面高度(B 点)。同样，在控制塔台执行时间内，Wiley Post 机场(C 点)周围的D 类空域从地面到3800 英尺海平面高度。

研 究沿航路的地形和障碍物。确定最高和最低海拔高度以及会遇到的最高障碍物是必须 的，这样就可以选择遵守第91 篇法规【指14 CFR 91 部】的一个合适高度。如果要飞在地形之上超过3000 英尺的高度，要求和适合于飞行方向的巡航高度一致。【不同的飞行方向要求的巡航高度层要求不同，要按方向报纸这个高度。】检查航路上特别崎岖的地形，这样 就可以避开它。应该仔细检查进行起飞和着陆地区的高的障碍物。电视发射塔可能高出周围的地形高达1500 英尺。飞行员要知道它们的存在和位置，这点是必须的。对于本次旅行，可以注意到最高的障碍物是部分高达2749 英尺平均海平面高度的一组天线(D 点)。最高的海拔高度应该位于东北方向【quadrant，意为四分之一圆，象限，这里意译为方向。】，高度为2900 英尺平均海平面高度(E 点)。

由 于风不再是一个因素，在C 类和D 类空域之上飞行是预期的，而且飞机的能力能够实现，就选择了5500 英尺平均海平面高度。这个高度也给出了所有障碍物的足够净空，而且符合第91 部的要求：即当磁航线方向为0 度到179 度之间时，要飞行在奇数千英尺加500 英尺的高度上。【从这个例子的磁区航图可以看出磁航线方向明显是从西南方向的奇克谢到东北方向的格里斯，明显位于0 度到179 度之间。】

下一步，飞行员应该测量航线的总距离和检查点之间的距离。总距离为53 海里，检查点之间的距离注释在图15-26 的飞行记录上。

计算完距离之后，应该测量真航迹方向(true course)。如果使用绘图器，就沿着绘图器上的方向。真航迹方向为31 度。一旦确定了真航向，飞行员就可以计算罗盘航向。这是按照本章前面的讨论给出的公式来完成的。公式是：

TC ± WCA = TH ± VAR = MH ± DEV = CH

风修正角可以根据手册或电子飞行计算器来计算。使用360 度10 节的风，计算得出风修正角为3 度偏左。从真航迹方向TC 减去得到真航向TH 为28 度。下一步，飞行员应该找出离飞行航路最近的等磁偏线来计算偏差。图14-23 中的G 点显示偏差为向东6 度30 分(四舍五入为向东7 度)，这就意味着要从真航向减去偏差，得到磁航向为21 度。下一步，进行偏差修正增加2 度到磁航向MH。这样飞行员就得到罗盘航向为23 度。

再下一步，应该就可以计算地面速度。这可以通过使用手册或者电子计算器完成。经计算地面速度为106 节。根据这个信息，总飞行时间和检查点之间的时间以及燃烧的燃油就可以计算出来。这些计算可以通过算术计算或者使用手册或电子计算器。

对于本次旅行，地面速度为106 节，总飞行时间为35 分钟(30 分钟加5 分钟爬升)，燃油燃烧为4.7 加仑。检查点之间的时间请参考图15-26 中的飞行记录。

随着旅途的前进，飞行员可以注意航向和时间，并对航向，地面速度和时间做出调整。

备案VFR 飞行计划

备案飞行几乎并不是法规要求的；但是，这是一个很好的工作实践，因为包含在飞行计划中的信息可以用于突发情况时的搜索和营救。

飞行几乎可以在空中通过无线电备案，但是备案一个飞行计划的最好方法是通过飞行服务站的人或者就在出发前通过电话备案。起飞后，用无线电联联系飞行服务站把起飞时间告诉他们，这样飞行计划就被启动了。

当VFR 飞行计划备案后，在申��的出发时间之前1 小时一直被飞行服务站的人员监控，然后被取消，除非：收到了实际的出发时间；或者收到了修改的申请出发时间；或者在备案时，飞行服务站被告知将按申请出发 时间出发，但是由于缺乏通信而导致实际出发时间不能告知飞行服务站。但是，接受这个飞行计划的飞行服务站专职人员不会通知走这个程序的飞行员。

图14-25 显示了飞行员备案给飞行服务站的飞行计划表格。当使用电话或者无线电备案一个飞行计划时，要按照空格中的编号顺序来给出信息。这能够让飞行服务站的专职人 员更有效的接收信息。大多数空格要么是自解释(self-explanatory)的要么就是不适用于VFR 飞行计划的(例如第13 项)。但是，其中一些空格项可能需要解释。

第三项要求填写飞机类型和特殊装备。一个例子如C-150/X，其含义是飞机没有应答机。

特殊装备的代码清单列在航空信息手册(AIM)中。

第六项要求填写申请的出发时间UTC，用Z 表示。

第七项要求填写巡航高度。一般地，可以在这里填上“VFR”，因为飞行员将会选择一个符合FAA 法规的巡航高度。

第八项要求填写飞行航路。如果飞行是径直的，则输入词“direct”【表示径直航路】；如果不是的，就输入所沿着的实际航路，例如途径特定的城镇或者导航设施。

第十项要求填写估计的飞行时间。在样例飞行计划中，在总飞行时间上增加了用于爬升的5分钟时间。

第 十二项要求填写飞机上的燃油可燃烧几小时多少分钟。这是用飞机上的总燃油加仑数量 除以估计的燃油消耗速度加仑数计算的。记住，备案一个飞行计划有很多好处；但是，到达目的地之后不要忘记关闭飞行计划。如果可能的话，打电话告诉最近的飞 行服务站来完成这个事情，可以避免无线电通信拥挤。

无线电导航

安 装在飞机里的导航无线电接收机的进步，显示了地面发射台准确位置和它们频率的航图 的发展，连同驾驶舱中精确的仪表使飞行员能够精确导航到几乎任何想去的地方成为可能。尽管导航的精确度是通过正确的使用这些设备而得到的，初级的飞行员应 该使用这些设备作为目视参考地面导航(即地标领航)的补充。这个方法为飞行员提供了一个有效的防止在无线电故障时迷失方向的措施。

有四个无线电导航系统可以用于VFR 导航。它们是： 

· 甚高频全向信标(VOR) 

· 无方向无线电信标(NDB) 

· 长程导航(LORAN-C) 

· 全球定位系统(GPS)

甚高频( VHF) 全向信标 ( VOR)

VOR 系统表现为三种稍微不同的导航设施(NAVAIDs)：VOR，VOR/DME，和VORTAC。

根 据其本身它称为VOR，它提供向台或者背台的磁方位信息。当VOR 也安装了DME 时，导航设施上就称为VOR/DME。当VOR 安装了军用战术空中导航(TACAN)装备时，导航设施就称为VORTAC。DME 总是VORTAC 组成结构中的一部分。无论使用的是哪种类型的导航设施(VOR，VOR/DME，或VORTAC)，VOR 指示器的运行都是一样的。除非有其他说明，在本节，后面的VOR，VOR/DME，和VORTAC 导航设施都称为VOR。

单词“omni”意思是全部的，而一个全向范围是可以从地面台向所有方向发射直线(放射式直线)的甚高频(VHF)无线电发射地面台。从上面观察，可以形象化的类似于轮毂周围的轮辐。

VOR 射线的投射距离取决于发射机的输出功率。

从地面台发射的射线是以磁北向为参考的。因此，射线就定义为从VOR 台向外延伸的磁方位线。射线是用从001 开始的数字识别的，它表示磁北向偏东1 度，沿圆周按顺序增加所有度数直到360 度。为了帮助定向，以磁北向为基准的方位圈被叠加在航图上地面台的位置。

VOR 地面台是在VHF 频段 108.0-117.95MHz 内发射的。因为设备是VHF 的，所以传输的信号受视距(line-of-sight)传输限制的约束。从而，它的射程【即接收距离】直接随接收设备的高度而相应变化。一般地，在地面 之上(AGL)1000 英尺高度信号的接收范围大约为40-45 英里。这个距离随着高度而增加。如图15-28

VOR 和VORTAC 是按照其运行的用途来分类的。有三类：

· T(终端的)

· L(低空的)

· H(高空的)

不同分类的正常使用范围如下表所示：

VOR/ VORTAC 导航设施

正常适用高度和射线距离

分类 高度 距离( 英里)

T 12000 英尺及以下 25

L 18000 英尺以下 40

H 14500 英尺以下 40

H 仅在本土48 州内，14500英尺-17999 英尺之间 100

H 18000 英尺-FL450 130

H FL450-60000 英尺 100

特定设施的可用范围可能小于50 英里。有关这些限制的更深入信息可以参考机场/设施目录(A/FD)中的通信/导航设施(Comm/NAVAID)注释部分。

VOR 射线的航线对齐精确度被认为是优秀的。一般在加减1 度以内。但是，VOR 接收机设备的特定部分恶化时，这就影响它的精度。【电子设备运行有老化等，会影响精度】在距离VOR 台距离很远时这就特别明显。维护一个精确的VOR 接收机的最保险方法就是定期检查和校准。VOR 精度检查不是VFR 飞行的一个规章要求。但是，为了确保设备的精度，要相当频繁的完成这些检查，同时还要每年进行一次全面的校准。飞行员可以使用下面提供的方法来检查VOR 的精度： 

· FAA 的VOR 测试工具(VOT) 

· 被认证的空中检查点 

· 被认证的机场场面的地面检查点

如果在飞机上安装了一对VOR 设备，且被调谐到同一VOR 地面设施，那么两个指示方位角之间的最大允许偏差为4 度。

这些检查点的清单出版在机场/设施目录中。

基本上，这些检查包括验证飞机上设备接收的VOR 射线和VOR 台发射的射线是对齐的。

对于VFR 飞行，VOR 检查中没有具体的容许偏差(tolerance)要求。但是作为确保可接受的精度的指导，可以使用要求的IFR 容许偏差，其在地面检查为加减4 度，空中检查为加减6 度。这些检查可由飞行员完成。

VOR 发射台可以果断地根据���摩尔斯(Morse)代码符号来识别，或者根据单词VOR 之后的一个声明台名字的录音来鉴别。很多飞行服务站在VOR 工作的相同频率上发送声音信息。

不 应该依赖发送的声音来识别VOR 台，因为很多飞行服务站发送的很遥远，越过了好几个全向无线电信标，它们有不同于正在发送的飞行服务站的名字。如果VOR 由于维修而暂停使用，那么编码的符号将会被取消且不发送。这就向飞行员提醒这个台不应用于导航。VOR接收机被设计成在信号强度不足以对导航设备起作用时 就会指示一个警告标记。这会发生在飞机离VOR 台太远或者飞机太低时，因而飞机就处于传送信号的视距之外了。

使用VOR

回 顾一下，VOR 无线电导航需要有两个组成部分：地面发射台和飞机上的接收装置。地面发射台位于地面上一个特定的位置，它在指定的频率上发射无线电波。机载装置包括一个带 调谐设备的接收机和一个VOR 或者全向导航仪(omninavigation instrument)。这个导航仪包括(1)一个全向方位选择器(OBS，OmniBearing Selector)，有时称为航向选择器(course selector)，以及(2)一个航向偏差指示器指标(left-right needle)和(3)向背(TO-FROM)指示器。

航向选择器是一个可以旋转的方位角刻度盘，用来选择想得到的射线(radial)或用于确定飞机所飞越的射线。另外，可以确定磁航向“向”或“背”台。

当 旋转航向选择器时，它会移动航向偏差指示器(CDI)或者指标来指示相对于飞机的 射线位置。如果航向选择器旋转到偏差指标居中，射线(磁航向“背”台)或其反向的射线(磁航向“向”台)就被确定了。如果飞机飞离或者飘离航向选择器设定 的射线时，航向偏差指标也会向左或向右移动。

通过使指针居中，航向选择器将会指示“背”台航向或者“向”台航向。如果标记显示为“TO”，显示在航向选择器上的航向肯定是飞向台的。如图15-29。如果显示的是“FROM”且沿显示的航向飞行，飞机必定是飞离VOR 台的。

跟踪VOR

下面描述了 “向”和“背”跟踪一个VOR 台时按部就班的步骤。图15-32 图示了这个讨论：

首 先，把VOR 接收机调谐到选定的VOR 台的频率。例如：用115.0 来接收Bravo VOR台。接着，检查标识符来验证接收到了想要的VOR。一旦VOR 台被正确的调谐到，航向偏差指标就会向左或向右偏；然后把方位刻度盘旋转到航向选择器直到航向偏差指标居中，且“TO-FROM”显示为“TO”。如果指 标居中时显示“FROM”，那么方位角应该旋转180 度，因为，这时是想“向”台飞行。现在，飞机转弯到VOR 方位刻度盘或航线选择器上指示的航向。在例子中是350 度。

如图，如果风从右边吹来且保持航向350，飞机将会漂移到预期飞行轨迹的左边。在飞机飘离航向时，VOR 航向偏差指标就会逐渐地移动到中央的右边，或者指示预期方向或轨迹的方向。

为 了返回到预期的方向上，飞机的航向必须向右改变。当飞机返回到预期的轨迹上时，偏 差指标会慢慢回到中央。居中后，飞机就在预期的方向上了，且必须进行左转弯，而不是原来的航向350，因为必须进行风漂移修正。修正的度数取决于风的强 度。如果风速是未知的，可以用一个实验的或者试错的方法来发现正确的航向。对于这个例子，假设保持10 度修正或航向360。

在保持航向360 时，假设航线偏差开始向左移动。这就意味着10 度风修正太大了，飞机飞到了航向的右边。应该让飞机稍微向左转弯让飞机回到预期的方向上。

当偏差指针居中时，小的风漂移5 度修正或以修正航向355 度飞行。如果这个修正足够了，那么飞机将会保持在方向上。如果不是的话，那么航向应该有小的变化以保持指标居中，进而就保持飞机在方向上了。

在飞过VOR 台后，航向偏差指针会波动，然后稳定下来，“TO”(向)台指示会变为“FROM”(背)台指示。如果飞机飞越到台的另一边，在指示变为“FROM”的时候指标将会朝台的方向偏转。

通常地，当背台跟踪时也是使用和向台跟踪相同的方法。如果目的是飞过台且背台跟踪在向台的反向上，那么就不应该改变航向选择器了。用相同的方法进行修正以保持指标居中。唯一的不同是向背台指示将显示“FROM”(背台)。

如果背台跟踪的方向是不同于向台跟踪的反方向，这个新的航向或者方向必须被设定在航向选择器上，要进行转弯来截获这个航向。达到这个航向后，跟踪步骤和前面讨论的相同。

使用VOR 的提示

· 根据其代码或者声音标志来肯定地识别VOR 台 

· 紧记VOR 信号是“视距”传送的。如果飞机飞得太低或者离台太远，那么会收到弱的信号或者根本收不到信号。 

· 当航向一个VOR 台时，计算向台方向，且使用这个方向。如果飞机漂移，不要重置航向选择器，而是要修正漂移，飞行在一个可以补偿风漂移的航向(heading)上。

· 如果出现了微小的指针波动，避免立即改变航向。等一会看看是否指标会回到中心位置；如果没有，那就纠正它。 

· 在 飞“向”(TO)一个VOR 台时，总是飞在选择的航向上，且显示为“TO”。当背台飞行时，总是飞在选择的航向上，且显示为“FROM”。如果不是这样做的，航向偏差指针的动作就被 反转了。为了更进一步解释这个反转动作，如果飞机飞向一个VOR 台且指示为“FROM”或者飞离一个VOR 台且指示为“TO”，航向偏差指标将会指示在它应该的方向的反方向上。例如，如果飞机向所飞行方向的右侧漂移，指标将会向移动到右侧或指离(point away)那个方向线。如果飞机向所飞行方向的左侧漂移，指标将会向左移动或在方向线的反方向。

距离测量装置( DME)

距 离测量装置(DME)是一个和VOR/DME 及VORTAC 一起的超高频(UHF)导航设施。它以海里为单位测量飞机距离VOR/DME或VORTAC(在后面这两个都称为VORTAC)的倾斜距离。尽管DME 设备很流行，但是不是所有的飞机都配备了DME 设备。

要 使用DME，飞行员应该如前面描述的那样选择，调谐和确定一个VORTAC。 DME 接收机使用一个称为“配对频率”的概念自动地选择和调谐与飞行员选择的VHF VORTAC频率相关联的UHF DME 频率。这个过程对飞行员而言是��全透明的。在一个短暂的��顿后，DME显示屏将显示到或距VORTAC 的倾斜距离。倾斜距离是飞机和VORTAC 之间的直线距离，所以也受飞机的高度影响。(从6076 英尺地面高度在一个VORTAC 上直接过台，那么DME显示屏将显示约1 海里。)DME 是对VOR 导航的非常有用的辅助。单独的VOR 方向只给出了方向线的位置信息。有了DME，飞行员就可以精确的定位飞机在那条在线的位置。【有了测距仪之后，就可以知道飞机距离VOR 台的准确距离。】

大多数DME 接收机也提供地面速度和到台时间的运行模式。地面速度显示为节(海里每小时)。到台时间模式显示了根据当前地面速度预测的通过VORTAC 的剩余时间。地面速度和到台时间信息只在径直的向背VORTAC 台跟踪时才是准确的。在DME 接收机显示准确的地面速度和到台时间信息之前，一般需要一两分钟径直的向背VORTAC 台稳定飞行的时间。

一些DME 装置有一个保持功能，它允许在航向指示器显示来自一个ILS 或者另一个VORTAC 的航向偏差信息时保持一个VORTAC 的信号。

VOR/ DME RNAV

区 域导航(RNAV)允许在飞行员确立的点之间的任何直接航路上进行电子的航向引 导。尽管RNAV 是一个适用于很多导航设施的一般术语，如LORAN-C，GPS 或其他的，本节将涉及基于VOR/DME 的RNAV。VOR/DME RNAV 不是一套单独的地基(gournd-based)导航设施，而是一个使用VOR/DME 和VORTAC 信号的导航方法，这些信号经过了飞机的RNAV 计算机特别处理。

按其最简单的形式，VOR/DME RNAV 允许飞行员电子地VORTAC 到更为方便的位置上。

一 旦电子地重新布置后，它们就被称为航路点(waypoint)。这些航路点被描述 为所用的VORTAC 服务范围内选定的方向和距离的组合。【以VOR 为中心，用距离和方位就可以确定其服务范围内的任意一个唯一的点的位置，这个点就可以定义为航路点。】这些航路点允许几乎任何出发点和目的地之间以径直航 线飞行，而不用考虑VORTAC 的方位或航路的存在。

尽管VOR/DME RNAV单元的实际能力和运行方法不同，但是基本的运行原理都是一样的。

强烈建议飞行员在使用VORDME RNAV 或任何不熟悉的导航系统之前研究制造商的操作指南和接收指令。也应该从标牌或者飞机飞行手册/飞行员操作手册(AFM/POH)的附录部分查找运行信息和限制。

基于VOR/DME 的RNAV 单元至少以三种模式运行：VOR，航路(En Route)，和进近。

也可能在某些型号上发现第四种模式：VOR 平行(parallel)。区域导航单元需要VOR 和DME 信号才能运行在任一RNAV 模式。如果选择的导航设施是一个没有DME 的VOR，那么RNAV 模式是不起作用的。

在VOR (或非RNAV) 模式中，RNAV 单元的功能只是一个有DME 能力的VOR 接收机。如图15-35。VOR 指示器上单元的显示在各方面都是按惯例的。对于在确立的航路或任何其他常规VOR 导航上的运行，就使用了VOR 模式。

要使用单元的RNAV 功能，飞行员要选择一个航路点或者一系列航路点以确定一条航线。

要 运行在任一RNAV 模式，这个单元需要方向和距离信号；因而，需要选择一个VORTAC作为导航设施。为确立一个航路点，位于一个VORTAC 服务范围内的��个点根据方向和距离而被定义。一旦航路点被输入到单元，就选择了RNAV 的航路(En Route)模式，航向偏差指示器就会显示到航路点的航向指引，而不是原有的VORTAC。【在航路模式中，航向偏差指示器指示到航路的方向指示，不是航 路所属的范围的VORTAC。】DME 也会显示到航路点的距离。很多单元都有存储几个航路点的能力，允许在飞行前对它们进行计划，如果想要的话，就可以在飞行中调出。

RNAV 航路点以精确到十分之一的磁方位度数(例如275.5 度)和距离海里数(例如25.2 海里)输入到单元中。在航图上绘制RNAV 航路点的时候，飞行员会发现测量到那种水平的精确度是很困难的，而在实践应用中，大多数时候是不不要的。很多飞行规划出版物以这样的精度发布机场坐标和航 路点，RNAV 单元可以接受这些数位。在CDI 运行和在RNAV 模式中的显示有一个难于理解的但是很重要的差别。

在RNAV 模式中，航向偏差是根据直线的偏差来显示的。在RNAV 航路模式中，CDI 的最大偏转典型地表示选择的航线每边5 海里，不考虑距离航路点的距离。在RNAV 进近模式中，CDI 的最大偏转典型的表示选择的航线每边1.25 海里。在飞机以RNAV 模式接近一个航路点时，CDI 的灵敏度并没有增加。

RNAV 进近模式用于仪表进近。它的精密的刻度宽度(四分之一航路模式)可以非常精确的向背跟踪一个选择的航路点。在目视飞行规则越野导航中，以进近模式跟踪一个航向是不值得的，因为它需要很多注意力，很快就变得让人厌烦。

第 四种在一些单元上很少使用的模式是VOR 平行模式。在飞机向背VORTAC 时，这允许CDI 显示直线(不是角度的)偏差。它是由于飞行员在所选的一个固定距离处(如果想要的话)偏移一个选择的航向或航线而得名的。VOR 平行模式和直接把一个航路点放在VORTAC 上有相同的效果。一些飞行员为了附近的VORTAC 之后的航线更加平滑，在利用他们的自动驾驶导航跟踪功能时选择VOR 平行模式。

在 使用基于VOR/DME 的RNAV 导航一架飞机时，混淆是可能的，飞行员熟悉安装的装置是必须的。已经知道有的飞行员由于漏看开关位置或信号器而导致非预期的操作，从而没注意以一种 RNAV 模式运行。相反的也反生过，由于飞行员漏看开关位置或信号器而疏忽把单元设定在一种运行模式。自始至终，谨慎的飞行员不仅熟悉所用的设备，而且在可以使用 其他方法交叉检查时不能就完全相信一种导航方法。

自动定向仪( ADF)

很 多通用航空类飞机装配了自动定向仪(ADF)无线电接收装置。为使用ADF导航， 飞行员要把接收装置调谐到称为无方向无线电信标(NDB，NONDIRECTIONAL RADIOBEACON)的一个地面台。NDB 台通常运行在200 到415KHz 这个低中频段。这个频率容易从航图上得到或这在机场/设施目录上。

除了罗盘定位器(compass locator)外，所有无线电导航台在非话音传输期间都以编码方式发送一个连续的三字母代码。罗盘定位器发送一个两字母代码，它和仪表着陆系统(ILS)有关。

标准的广播电台也可以和ADF 联合使用。所有无线电台的明确的代码是���其重要的，在标准的广播电台用于导航时这就尤其正确。

无方向无线电导航台相比VOR 有一个优点。这个优点是低中频不受视距传输影响。信号沿着地球的弯曲传播；因此，如果飞机位于导航台的服务范围内，无论高度是多少都可以收到信号。

下表给出了NDB 台的分类，它们的功率，以及可用距离：

无方向无线电导航台( NDB)

(所有高度的可用半径距离)

类别 功率( 瓦特) 距离( 英里)

罗盘定位器 小于25 15

MH 小于50 25

H 50-1999 *50

HH 2000 或以上 75

*个别设施的服务范围可能小于50 英里。

当使用低频导航时，应该考虑到一个缺点，即低频信号非常容易受到电干扰的影响，例如闪电。这些干扰引起过多的静电，指标偏差，和信号衰弱。还可能有来自远台的干涉。飞行员应该知道这些干扰可以发生的条件，这样他们在使用ADF 时就可以更加留心可能的干涉。

基本上，机载ADF 装置由一个调谐器和导航指示组成，调谐器是用于需要的台的频率。

导航指示由一个印刷了方位角的刻度盘和一个绕刻度盘旋转且指向接收机所调谐台的指标组成。

一些ADF 的刻度盘可以旋转，这样就可以把方位角和飞机的航向对齐；其他的是固定的，以0 度表示机头，180 度表示机尾。本手册只讨论固定式方位角刻度盘。如图15-36。

图15-37 图解了ADF 用到的且飞行员需要理解的下列术语：

相对方位角 – 指标在刻度盘上指向的角度值。当使用固定式刻度盘时，这个数字是相对于飞机头的，它是从飞机头开始顺时针测量到从飞机到台所画直线的角度。

磁方位角 – “向”台磁方位角是由从飞机到台所画直线和从飞机到磁北向所画直线的顺时针夹角。向台磁方位角可以通过把相对方位角和飞机的磁航向相加而计算得到。例如， 如果相对方位角是60 度，磁航向为130 度，向台磁方位角即为60 度加130 度等于190 度。这就是说在静止空气中，大约190 度磁航向就是向台飞行。如果总和大于360 度，从总和减去360 度以得到向台磁方位角。例如，如果相对方位角为270 度，磁航向为300 度，那么从总和减去360 度得到570-360=210 度，这就是向台磁方位角。

要计算“背”台磁方位角，那么就从向台磁方位角加上或者减去180 度。这是相反的方位角且用在绘制位置固定时。

紧记固定式方位角指标指向相对于飞机头的导航台。如果指针向左偏转30 度或者相对方位角为330 度，这意思是台位于左边30 度。如果飞机左转弯30 度，指标就会向右移动30度，指示相对方位角0 度，或飞机指向导航台。如果飞行员继续保持指标0 度向台飞行，这个步骤称为向台归航。如果有侧风，ADF 指针将会继续偏离0 度。为了保持指标位于0度，飞机必须转弯，导致曲线的向台飞行路径。向台归航是一个普通的程序，但是当顺风漂移时，这就会延长了向台的距离。

向台跟踪要求对风漂移进行修正，结果要保持沿直线轨迹或方位向台飞行。当完成风漂移 修正后，ADF 指针将会指示向左或向右的修正量。例如，向台磁方位角为340 度，一个左侧风修正会导致磁航向330 度，即ADF 指针将指示向右10 度或相对磁航向10 度。如图15-38

在背台跟踪时，风修正和向台跟踪时类似，但是ADF 指标指向飞机的尾部或方位刻度盘上180 度的位置。有风时努力保持ADF 指标位于180 度位置会导致飞机曲线飞行，逐渐的飞离预期的轨迹。要在背台跟踪时进行风修正，应该朝指标指向的反向进行修正。

尽管ADF 不象VOR 那样普遍的用于无线电导航，在适当的小心和灵活的运用下，ADF 可以称为导航的有力帮助。

罗兰-C 导航

长 程导航版本C(LORAN-C)是另一种RNAV 形式，但它是运行在广播低频(LF)谱信号的发射机链上的。世界航图，磁区航图和VFR 终端区域图不会显示LORAN-C 的发射机。发射机链的选择要么是由单元【即机载导航接收机单元】自动完成的，要么是飞行员使用制造商提供的指导信息手工完成的。LORAN-C 是一种高精确度的导航补充形式，通常安装作为VOR 和ADF 装置的附加物。机场、导航设施、和ATC 设施数据库是LORAN-C 接收机的常见功能。

LORAN-C 是从原来二战期间为导航开发的LORAN-A 派生而来的。LORAN-C 系统广泛地使用在海事应用上。随着小的、面板安装的LORAN-C 接收机的出现，它们可以用相对低成本获得，它在飞行员间的流行经历了显著的增长。这些单元通常是非常精确而功能强大的，有很多丰富的导航功能。

由 于LORAN-C 的高度复杂和性能，就必不可少的产生了一定的操作复杂性。建议飞行员在使用LORAN-C 导航之前阅读操作手册，参考AFM/POH 的附录部分。很多单元提供了非常丰富的功能以至于制造商经常出版两套不通的说明书：(1)简要操作指南和(2)详细的操作手册。

虽然不是全球覆盖的，LORAN-C 的信号还是适用于所有美国本土范围以及加拿大和阿拉斯加部分地区。有几个其他国家也运行他们自己的LORAN-C 系统。在美国，由美国海岸警卫队运行LORAN-C 系统。LORAN-C 系统的状态可以从下列位址获得：

美国海岸警卫队(USCG) 导航中心

亚历山大，弗吉尼亚州 (703)313-5900

【亚历山大是美国弗吉尼亚州北部的独立市，隔波托马克河与华盛顿特区相望。基本上是首都的一个郊外居住区，市内有许多具有历史意义的建筑，包括建于1752 年的加兹比旅馆。1749 年乔治·华盛顿曾帮助设计该市的街道布局。】

LORAN-C 的绝对精度是非常优秀的-定位误差通常小于0.25 海里。可重复的精度或者回到先前到达过的航路点的能力甚至更好。虽然LORAN-C 是RNAV 的一种形式，但是它明显不同于基于VOR/DME 的RNAV。它运行在90-110KHz 频率范围，它是基于对射频(RF)能量脉冲的到达时间差的测量，这些脉冲是由相隔几百英里的发射机链发出的。

在 任一给定的发射机链中，从三到五个副台有一个主台。LORAN-C 单元必须能够接收至少一个主台和两个副台才能提供导航信息。不像基于VOR/DME 的RNAV，飞行员必须选择正确的VOR/DME 或VORTAC 频率，在LORAN-C 中不用选择频率。最先进的单元会自动地选择最合适的链用于导航。而别的单元要依赖于飞行员手工登录选择适当的���。

LORAN-C 接收机打开后，在可以用于导航之前必须被初始化。虽然这可以在飞行中完成，但是在地面上完成这个任务更为可取，它可能需要几分钟时间。初始化的方法就跟接收机不同型号的数量一样多。一些型号在初始化过程中要求飞行员输入，例如对显示的信息进行验证或确认。

大 多数单元包含导航信息的数据库。通常，这样的数据库不仅包含机场和导航设施位置， 还包括大量的机场、空域和ATC 信息。尽管数据库过期后单元也可以运行，但是在使用前应该保持信息是最新的或被确认是正确的。飞行员可以更新一些数据库，而其他的则要求从飞机删除且需要 航空电子技术员的服务。

用LORAN-C 进行VFR 导航就像告诉导航单元飞行员想去哪里那么简单。提供的航向引导将是到目的地的一个大的圆形航路(最短距离)。比较旧的单元可能需要一个根据经纬度输入的一 个目的地，但是最新的设计只需要机场或者导航设施的标识符。单元也允许数据库存储和恢复飞行员定义的航路点。LORAN-C 信号沿着地球的弯曲表面传播，通常可用距离为距离它们的发射机几百英里。

LORAN-C 信号受很多大气干扰的劣化影响。它也容易受到聚集在机身上的静电和电子化“噪音”机身设备的干涉。在降水甚至尘云中飞行会导致对LORAN-C 信号导航指引的临时干扰。为使这个影响最小，应该安装静电放电绳和焊接的母线，并正确维护。

LORAN-C 导航信息以多种方式呈现给飞行员。所有单元其自己包含一个显示屏，而一些精致的单元实现了内置的移动地图显示。一些装置也可以驱动一个外部移动地图显示， 一个常规VOR 指示器，或一个水平位置指示器(HSI)。航向偏差信息表现为航线的直线偏差- 在飞机接近航路点或者目的地时跟踪灵敏度并没有增加。飞行员在使用LORAN-C 的时候必须仔细观察标牌，选择器开关位置，和信号器指示，因为飞机的装置可能变化很大。飞行员根据AFM/POH 附录和操作指南对单元运行的熟悉不能被过分强调。

在依靠LORAN-C 导航之前，应该检查LORAN-C 的航行通告(NOTAM)。LORAN-C 的航行通告会发出通知特定的链或发射机的暂停运行。只有在飞行员请求时才可以从飞行服务站(FSS)简报员获得LORAN-C 航行通告。

谨 慎的飞行员在可以使用其他方法作为备用和交叉检查时，永远不会只依靠一种导航方 法。飞行员永远不应该变得如此过分的依赖LORAN-C 的大量的功能而以至于忽略了其他的导航方法。【经常强调飞行员在飞行中不能在心理对一种被认为是很好的导航方法产生依赖，应该灵活运用多种导航方法互相应 证，以防迷航。】

全球定位系统( GPS)

全 球定位系统是基于卫星的无线电导航系统。它的RNAV 指引是全球范围的。在航图上没有GPS 的符号，因为它是全球覆盖的空基系统。这个系统的发展还在进行中，以至于GPS能够提供电子导航的主要手段。在飞机上永久安装的单元之外，轻便的和操纵杆 安装的单元是非常流行的。大量的导航数据库是飞机中的GPS 接收机的共同特征。

GPS 是一个由美国国防部(DOD)发展和运行的卫星无线电导航和时间传播系统。��用的界面和GPS 系统状态可以从美国海岸警卫队获得。

在VFR/IFR 导航中使用GPS 不必要理解GPS 运行的技术方面。它确实明显不同于常规的地基电子导航，知道这些差别是很重要的。对设备的批准和限制的知晓对飞行的安全很关键。

GPS 系统由三个主要的组成部分组成：

1. 太空部分 - 由一群26 个绕距离地球大约为10900 海里的轨道运行的卫星组成。运行的卫星经常称为GPS 星群。卫星是不同步的，相反是绕地球轨道大约12 小时的周期运行。每一个卫星装配了高稳定度的原子钟，且发送一个唯一的代码和导航信息。以超高频(UHF)传播就意味着其信号尽管它们受视距限制的影响， 但是实质上不受天气影响。卫星必须位于水平面之上(被接收机天线“看”到)才可以用于导航。

2. 控制部分 - 由一个在科罗拉多州Springs 的Falcon 空军基地主控站，五个监控站，和三个地面天线组成。监控站和地面天线分布在地面上，允许连续的监控和与卫星的通信。每个卫星的导航信息广播的更新和修正在它们通过地面天线时上行传送到卫星上。

3. 使用者部分 - 由所有和GPS 接收机有关的部件组成，范围从轻便的手持接收机到永久安装在飞机上的接收机。接收机通过在一个匹配过程中移位它自己的同一代码来匹配卫星的编码信号，精确 的测量到达的时间。知道了信号传播的速度和准确的传播时间，信号传播的距离可以从它的到达时间来推断。

GPS 接收机为解析它自己的位置，要利用至少4 个良好定位的卫星信号来得出一个三维方位(纬度，经度和高度)。二维方位(只有纬度和经度)只要三个卫星就可以确定。GPS 接收机有大量的数据库。数据库最初是由接收机制造商提供的，而更新由制造商或者指定的资料代理机构完成。

有很多种导航功能丰富的GPS 接收机可以选用。永久安装在飞机中的面板式安装单元可以用于VFR 飞行，也会有某些IFR 核定。便携的手持式和操纵杆上安装的GPS 接收机也是流行的，尽管这些受限于VFR 用途。并不是市场上的所有GPS 接收机都适合于航空导航。

例如，航海，娱乐和勘测用的GPS 单元是不适合于飞机使用的。对于有LORAN-C 的接收机，GPS 单元的功能和操作程序的差别就更大了。飞行员必须制造商的操作手册。应该仔细观察标牌，开关位置和信号器。

GPS 单元的初始化会需要几分钟时间，且应该在飞行前完成。如果单元还没有运行几个月时间或者它在关机状态被转移到一个明显不同的地点(几百英里)，初始化可能 需要额外的几分钟时间。在初始化期间，单元会进行内部的完整性检查，探测卫星信号，显示数据库修订日期。在单元运行使用的数据库要过期时，在依靠它导航之 前，数据库应该是现在的或者验证它是正确的。

使 用GPS 的VFR 导航就像选择一个目的地(一个机场，VOR，NDB，交点，或者飞行员定义的航路点)然后设定单元为导航模式这样简单。提供的航向引导就是一个直接到目的 地 大圆航路(最短距离)。很多GPS 单元提供了和专用空域及最低安全高度有关的参考信息，还有大量的机场资料，和ATC 服务及频率。有预先的LORAN-C 接收机经验的用户会注意到大量可用导航信息的类似性，尽管运行的技术原理是相当不同的。

所有GPS 接收机有完整的 (构造在单元中) 导航显示，一些还有整体移动地图功能。一些面板式安装的单元会驱动一个VOR 指示器，HIS 或者甚至是一个外部的移动地图显示器。

GPS 航向偏差是直线的，在飞机接近航路点时跟踪灵敏度没有增加。飞行员在使用GPS 时必须仔细观察标牌，选择器开关位置，以及信号器指示，因为装置和核定会有很大的不同。

完整的GPS 导航显示(象大多数LORAN-C 单元)使用一些额外的不同于在VOR 和NDB 导航中用到的导航术语。这些术语的某些其缩写在不同的制造商中是不同的，它们如下所示。

飞行员应该参考制造商的操作指南来了解详细的定义。

在依靠GPS 导航之前应该检查有关的航行通告(NOTAM)。为了利用伪随机噪音码(PRN)和卫星飞行器号码(SVN)宣告特定GPS 卫星的暂停服务，将会发布一份GPS 航行通告。

飞行员只有在请求时才可以从FSS 简报员得到GPS 航行通告。

在使用任一成熟的高性能导航系统时，例如LORAN-C 或GPS，对人有一个强烈的诱惑几乎排外的完全依赖于那个单元，以至于对使用其他保持方位的技巧产生了不利影响。谨慎的飞行员在可以使用其他方法作为交叉检查和备用时，永远不要只依靠一种导航方法。

迷航程序

在 飞机上迷航的时候���一个潜在的危险状况，特别是在低油量的时候。如果飞行员迷航 了，要遵守一些很好的常规判断程序(sense procedure)。如果不能看到一个城镇或城市，第一件要做的事情就是爬升，要留心空中的交通量和天气状况。高度的增加会增加无线电和导航的接收范 围，也会增加雷达覆盖范围。如果在城镇或城市附近飞行，有可能在水塔上读到城市的名字。

如果飞机有一个导航的无线电装置，如一个VOR 或ADF 接收机，从两个或多个导航设施测绘方位角来确定位置也是可能的。如果安装了GPS，或者在飞机上飞行员有便携式航空GPS，可以用它来确定最近的机场方位和地点。

使 用航图上显示的频率和任何可用的设施进行通讯。如果和管制员联系上了，可能提供了 雷达方向。其他设施也可能提供识别方向(DF)的帮助。要使用这个程序，管制员会要求飞行员按下发送键并保持几秒钟，然后再释放。管制员可能要求飞行员改 变几次方向然后重复发送步骤。这为管制员提供了足够的信息来测定飞机的位置然后给出一个合适的着陆点的方向。

如果情况变的危险，就在紧急频率121.5MHz 上发送情况，设定应答机号码为7700。大多数设施甚至客机都会监控紧急频率。

飞行改向

飞行员可能有时不能到达计划的目的地。这可能是意外的天气状况，一次系统故障或者不充分的飞行前计划引起的。任何情况下，飞行员需要能够安全有效地转向到一个备降目的地。

任何越野飞行之前，都要检查航图上飞行航路沿线或附近的机场或适合的着陆区域。同样，要检查改向期间可以使用的导航设施。

飞行中对航向，时间，速度和距离信息的计算要求和在飞行前计划用到的计算相同。然而，由于有限的驾驶��空间，和由于必须在驾驶飞机，进行计算，和扫视其他飞机之间分配注意力，所以要利用所有可能的捷径和经验计算。

在飞行中，在磁区航图上实际绘制航线标记检查点和距离是几乎不切实际的。此外，由于备降机场通常不会离你的原来航线太远，实际的绘图基本都不必要。

到 备降目的地的航线可以用量角器和绘图器精确的测量，但是也可以用经度合理的直尺和 绕VOR 台的罗经卡来测量。这个近似值可以根据附近的一个VOR 的一个方向线和几乎平行于到你的备降目的地航向的空中航线来确定。但是，记住和VOR 方向线关联的磁航向或印刷的空中航线是背台的。为找到“向”台的航向，可能必须要计算航向的反向。导航到一个在

领域中有VOR 或NDB 设施的备降机场通常是更加容易的。

在 选择了最合适的备降目的地之后，使用罗经卡或者磁区航图上的航线来接近飞向备降目 的地的磁航向。如果时间允许，尽力在显著的地面特征上开始改向。然而，在紧急情况下，马上改向到你的备降机场。在改向到备降目的地之前，为了完成所有涉及 的测绘，测量和计算，这可能只会恶化实际的紧急情况。

一 旦确立了航线方向，注意时间，然后使用你的改向地点最近的高空风来计算航向和地面 速度。计算得到了地面速度之后，要确定一个新的到达时间和燃油消耗量。在为导航和计划分配注意力的时候，要优先注意驾驶飞机。在为改向确定所使用的高度 时，要考虑云的高度，风，地形，和无线电接收。

资料来源:民航局 - FAA 飛行員航空知識手冊(2003 中譯本)

FAA Pilot's Handbook of Aeronautical Knowledge 2008

[aerojones-knowledge]

[飞行手册]-空域

本章介绍空域的不同分类，提供了关于这些空域中运行要求方面的信息。更为深入的信息，请参考航空信息手册(AIM)和14 CFR 71，73，和91 部。

空域的两个大类是：管制类和非管制类。在这两个分类中有4 种类型的空域：受控空域和非受控空域，专用空域和其他空域。

图14-1 表示了不同种类空域大小的概貌。图14-9 给出了在不同类型空域下运行的基本最低天气条件。图14-10 列出了运行的和装备的要求。参考这些图表对研究本章会很有帮助。

还有引用了”第14 章-导航”中的磁区航图，它显示了空域是如何在图上表示的。

受控空域

受控空域是一个通用术语，包含空域的不同分类，以及根据空域分类在其中提供ATC 服务的定义空间大小。受控空域包括：

· A 类空域 

· B 类空域 

· C 类空域 

· D 类空域 

· E 类空域

A 类空域

A 类空域一般是从18000 英尺平均海平面高度到包括6 万英尺高度层在内的高度范围，包括48 个本土州和阿拉斯加的海岸线12 海里内水面上的空域。除非另有授权，A 类空域内的一切运行都按照IFR 规则实施。

B 类空域

B 类空域通常是全国最繁忙的机场周围从地面到10000 英尺平均海平面高度的空域。B 类空域的结构根据特定地区的需要而被单独定制，由地面区域和两层或多层组成。B 类空域象一个上下颠倒的婚宴蛋糕。在B 类空域运行要求至少是私人飞行员证书；然而，这个要求也有一个例外。准备考取私人飞行员执照的飞行学员或者休闲类飞行员可以在这个空域中运行，如果他们接 受了培训且飞行记录由认证的飞行教官根据14 CFR 第61 部背签的话，就可以降落在空域内除指定的主要机场之外的机场。

C 类空域

C 类空域一般是从地面延伸到那些机场周围之上4000 英尺高度，这些机场有运行的控制塔台，它由一个雷达进近控制提供服务，有一定数量的IFR 运行和乘客量。这个空域在制图上以平均海平面之 英尺为单位，一般是从地面到延伸到机场高度之上4000 英尺的5 海里半径地面区域，从机场高度之上1200 英尺到4000 英尺为10 海里半径区域。还有一个20 海里半径的外部区域，它从地面延伸到主要机场高度之上的4000 英尺，这个区域可能包含一个或多个卫星机场。【大机场周围可能有一个或多个小机场】

D 类空域

D 类空域一般是从地面延伸到机场高度之上的2500 英尺的周围��区，机场有一个运��的控制塔台。D 类空域的结构将被定制以满足地区的运行需要。

E 类空域

E 类空域一般是未指定为A，B，C，D 类空域的受控空域。除了18000 英尺平均海平面以外，E 类空域没有确定的垂直限制，但是它反而会从从地表或者一个指定的高度向上延伸到上面的或者邻近的受控空域。

非管制空域

G 类空域

受控空域或者G 类空域是那些未指定为A，B，C，D，E 类空域的空域部分。因此它被指定为未受控空域。G 类空域从地面延伸到上面的E 类空域底部。尽管ATC 没有权力和责任来管理空中交通，但是飞行员应该记住有适用于G 类空域的VFR 最低条件。

专用空域

专用空域存在于那些由于专用空域的特性而活动必须被限制的地区。在专用空域内，可能对那些不属于活动的一部分的飞机进行限制。专用空域一般有下列组成： 

· 禁止区域

· 限制区域

· 警告区域

· 军事活动区域

· 警戒区域

· 受控的开火区域

禁止区域

禁止区域是因为安全或其他和国家安全有关的原因而建设的。禁止区域出版在联邦公报(Federal Register)且在航图上标出。

限制区域

限制区域表示有不平常的东西存在，对飞机通常是不可见的危险，例如炮火，高射炮或者制导导弹。飞机不可以进入限制区域，除非已经从管制机构得到了许可。限制区域在航图上标识且在联邦公报中出版。

警告区域

警告区域由可能对国际空域中未飞入的飞机有危险的空域组成。其活动很像限制区域中的那些。警告区的划设会超出3 英里限制。警告区在航图上表示出来。

军事活动区域

军事活动区域(MOA)有确定的垂直和水平限制，它是为了把特定的军事训练活动和IFR 交通量分开而建立的。没有阻止飞行员以VFR 方式在此区域运行的限制；但是，飞行员应该保持警惕，因为训练活动可能有特技和突然机动。军事活动区也在航图表示出来。

警戒区域

警戒区域在航图上表示，提醒飞行员有大量的飞行训练或者发生非常规航空活动。

受控的开火区域

受控的开火区域包含的活动如果不在管制环境下管理的话，可能会对未飞入其中的飞机产生危险。受控的开火区域和其他专用空域的区别是当侦察机，雷达或者地面了望站表示一架飞机可能要接近区域时，空域中的活动必须暂停。

其它空域区域

其他空域区域是对其他大多数剩余空域的一般术语。它们包括： 

· 机场咨询区

· 军事训练路线(MTR)

· 临时飞行限制

· 跳伞区

· 出版的VFR 路线

· 终端雷达服务区

· 国家安全区

机场咨询区

机场咨询区是位于机场10 法定英里内的一个区域，那里控制塔台是不工作的，但是那里有一个飞行服务站(FSS)。在这些地方，FSS 向到达和离开的飞机提供咨询服务。

军事训练航线

军事训练航线(MTR)是为了军队进行低空或高空训练用的。距离地面1500 英尺以上高度的航线主要用于IFR 飞行，1500 英尺及以下为VFR 飞行。在磁区航图上，这种航线用“IR”或“VR”来识别。

临时飞行限制区域

为 了分配临时限制区，将会发布一份FDC NOTAM(飞行资料中心航行通告)。航行通告会以短语“FLIGHT RESTRICTIONS”开头，接着是临时限制区的地点，有效时间周期，法定英里定义的面积，以及影响的高度。NOTAM 还会包含FAA 协调机构和电话号码，限制的原因，以及任何其他被认为适用的信息。飞行员应该把NOTAM 作为飞行计划的一部分来检查。

建立临时限制区的一些目的如下：

· 保护空中或者地面的人员和财产安全，免受已有的和即将发生的危险之侵害 

· 为救灾飞机提供一个安全的运行环境 

· 阻止意外事件上空观光飞机的不安全拥塞，这会引起公众的高度注意 

· 在夏威夷州因人道主义原因保护公告的国家灾难 

· 保护总统，副总统或者其他公众人物 

· 为太空机构的运行提供安全的环境

跳伞区域

跳伞区域出版在机场设施目录中。那些经常使用的地点被标注在磁区航图上。

出版的VFR 航线

出 版的VFR航线是为了一些复杂空域的附近，下方以及内部的转换。诸如VFR航路 (flyway)，VFR 走廊，B 类空域，VFR 过渡航线，以及终端区域VFR 航线这些术语已经被应用到这些航路中【即出版的VFR 航线】。这些航路一般可以在VFR 终端区域规划图上看到。

终端雷达服务区域

终端雷达服务区(TRSA)是加入的飞行员可以获得额外的雷达服务的区域。服务的目的是要为所有IFR 运行和加入其中的VFR 飞机之间提供间隔。

TRSA 内的主要机场变成D 类空域。叠加在其他管制空域之上的TRSA 的剩余部分，其通常是从700 英尺或1200 英尺开始的E 类空域，是为向/从航路终端环境过渡而建立的。

TRSA 在VFR 磁区航图和终端区域图上用实心黑线和每一部分的高度表示出来。D 类空域部分是用蓝色虚线(segmented line)绘制的。

加入TRSA 服务是志愿的；但是，鼓励在VFR 规则下运行的飞行员联系雷达进近控制，利用TRSA 服务。

国家安全区域

国家安全区域是那些定义了垂直和水平尺寸的空域，在那些地点地面设施的安全和保安有增加要求。要求飞行员主动避免飞经描述的这些地区。必要时，飞行可能被临时禁止。

资料来源:民航局 - FAA 飛行員航空知識手冊(2003 中譯本)

FAA Pilot's Handbook of Aeronautical Knowledge 2008

[aerojones-knowledge]

[飞行手册]-天气报告，预报和图表

在航空业，天气服务是全国天气服务(National Weather Service,NWS)，联邦航空管理局(FAA)，国防部(Department of Defense,DOD)和其他航空团体以及众多个人的综合努力成果。由于全球天气服务需求的增加，国外天气组织也提供了重要的信息。

尽 管天气预报不是100%准确的，��象学者通过仔细的科学研究和计算建模，有能力不 断准确的预报天气模式，趋势和特性。通过一个复杂的天气服务系统，政府代理人，和独立的天气观测者，飞行员和其他航空专业人士都能从这个巨大的以持续更新 的天气报告和预报形式出现的知识库受益。

观测资料

从地面和较高高度观测所收集的资料形成了所有天气预报，咨询和简报的基础。有三种类型的天气观测资料:地面的，高空的，以及雷达。

地面航空天气观测

地面航空天气观测资料是全美国的地面站当前天气的天气要素之汇编。这个网络是由政府运行的设施和秘密契定的设施组成的，它们提供及时更新的天气信息。自动化的天气来源如自动天气观测系统和自动地面观测系统，以及其他自动化设施，在收集地面观测资料时也担当重要的任务。

地面观测资料提供了当地天气状况以及其他相关信息。这些信息包括报告的类型，气象站 ID，日期和时间，修改者(如有要求时)，风，能见度，跑道可视范围，天气现象，天空条件，温度/露点，高度计读数，以及适用的备注。地面观测资料收集的 信息可能来自于一个个人，一个自动化气象站，或者一个被天气观测器更新或增强的自动化观测站。不管任何形式，地面观测资料提供了全美关于机场的有价值资 讯。

高空天气的观测被证明比地面观测更具挑战性。只有两种可以观测高空天气现象的方法： 无线电探空仪观测和飞行员天气报告(PIREPs)。无线电探空仪使用无线电遥测技术，它是由探空气球做成的，每天从它那里接受两次天气资料。这些高空观 测资料提供了高度达到或超过100000 英尺范围内的温度，湿度，压力和风资料。除此之外，飞行员提供了高空天气观测至关重要的资料。飞行员只保留关于紊流，结冰，云高度有关的实时信息来源，这 些资料是从飞行员飞行中收集的，从头至尾地归档飞行员天气报告或PIREPs。综合起来，飞行员报告和无线电探空仪观测提供了对飞行计划重要的高空条件的 信息。很多美国的和国际航空公司已经在它们的飞机上装备了探测器，它们可以通过数据链接(DataLink)系统自动的把飞行中天气观测资料传输到航空公 司的派签处(dispatcher,调度处)，他们再把资料传播到天气预报权威机构。

雷达观测

天气观测器使用三种雷达来提供降水量，风和天气系统的信息。WSR-88D NEXRAD 雷达，常称为多普勒(Doppler)雷达，它能提供全面的观测资料，向附近的社区通知来临的天气。

FAA 终端多普勒天气雷达(TDWR)安装在全国的一些主要机场，也帮助向机场交通管制员提供严重天气警告和预告。终端雷达能够保证飞行员知道风切变，阵风带， 和强降雨，所有这些对进场和离场的飞机都非常危险。通常用在降雨量探测中的第三种雷达是FAA 机场监控雷达。这个雷达主要用于侦察飞机；然而，它也侦察降雨的位置和强度，它用来疏导(route)严重天气附近的飞机交通量。

服务设施

服务设施(outlet)是提供航空天气服务的政府或者私人设施。有几个不同的政府机构，包括联邦航空管理局(FAA)，国家海洋和大气管理局(NOAA)，以及国家气象服务(NWS)一起联合私人的航空企业来提供获取天气信息的不同途径。

FAA 飞行服务站( FSS)

FAA 飞行服务站(FSS)是起飞前天气信息的主要来源。几乎在美国的任何地方拨打1-800-WXBRIEF，可以全天24 小时获得来自一个自动化飞行服务站的飞行前天气简报。

在 不是自动化飞行服务站服务的地区，全国天气服务设施可能为飞行员提供天气简报。 NWS设施的电话号码和FSS/AFSS 的额外电话号码可以在机场/设施目录(Airport/Facility Directory,A/FD)中找到，或者在电话号码簿的美国政府部分找到。

飞行服务站也提供飞行中天气简报服务，以及预定和非预定的天气广播。飞行服务站也可能在它的授权区域内为飞行提供天气咨询。

转录信息简报服务( TI BS)

转录信息简报服务(TIBS)是由选择的自动式飞行服务站处理和发布的服务。它提供持续的气象和航空信息的电话记录。特别的，TIBS 提供区域和航线简报，空域程序，和特别通告。

设计它是为了作为一个初步的简报工具，不是为了代替来自FSS 专家的标准简报。

TIBS 服务全天24 小时可用，情况变化时会更新，但是它只能用TOUCH-PHONE 电话访问。TIBS 服务的电话号码列在机场/设施目录(A/FD)。

直接使用者接入终端服务( DUATS)

直接使用者接入终端服务，是由FAA 投资的，允许任何当前持有体检证书的飞行员访问天气信息和通过计算机备案一个飞行计划。有两种方法可以接入DUATS。第一个是在互联网上通过 DynCorp 访问网址http://www.duats.com 或者通过资料转录公司访问http://www.duat.com 。第二个方法是需要一个由DUATS 供应商提供的调制解调器和通信程序。要用这个方法访问天气信息和备案一个飞行计划，飞行员使用一个来电免费电话号码直接把使用者的计算机连结到DUATS 计算机。当前DUATS 服务和相关电话号码的当前销售商列出在航空信息手册(AIM)的第七章。

航路飞行报告服务( EFAS)

专门用于飞行员请求时提供及时的航路天气信息服务是航路飞行报告服务，或者飞行观察(Fly Watch)。EFAS 为飞行员提供适应于飞行，航路和巡航高度类型的天气报告。EFAS是沿飞行航线的当前天气信息的最好来源之一。

通常飞行员可以在美国本土和波多黎各的任何地方于上午6 点到晚上10 点之间联系一位EFAS 专家。常规EFAS 频率122.0MHz 是为飞行在地面之上5000 英尺和平均海平面17500 英尺之间飞机的飞行员建立的。

飞行中危险天气报告( HI WAS)

HIWAS 是为了在选择的导航设施上持续的广播危险天气信息的全国计划。广播包含了诸如AIRMETS，SIGMETS，传送性的SIGMETS 和紧急PIREPs 这些报告。这些广播进近是信息的摘要，飞行员应该联系FSS 或者EFAS 来获取详细信息。有HIWAS 功能的导航设施被标记在磁区航图上，在识别框里的右上角用字母H 表示。如图12-6.

转录天气广播( TWEB)

转录天气广播是在选择的导航设施上连续转录的天气报告。在一张磁区航图上，导航设施 方框内右上角的字母T 表示TWEB 服务可以使用。TWEB 天气通常由针对航路的资料组成，包括航线预报，预报展望，高空风，以及FSS 50 海里范围内一个区域或沿特定航线的50英里宽走廊里的其他所选天气报告。TWEB 预报有效时间为12 小时，每天更新4 次。

天气简报

在每次飞行前，飞行员应该收集对飞行至关重要的所有信息。这包括从FSS，AFSS 或者NWS 专家获得的合适的天气简报。

为了让天气专家提供一份合适的天气简报，他们需要知道三种简报中的哪一种是所需要 的，有标准简报，缩写的简报或者展望简报。其他有用的信息是飞行是目视飞行规则(VFR)还是仪表飞行规则(IFR)，飞机的身份号码(ID)和类型，出 发地点，估计出发时间(ETD)，飞行高度，飞行路线，目的地，以及估计的航路时间(ETE)。

这个信息记录在飞行计划系统中，针对提供的天气简报类型还提供了一份注释。如果有必要的话，可以参考它在稍后备案或者修订一个飞行计划。在飞机迟到或者通报失踪的时候也会用到它。

标准简报

标准简报是最全面的报告，提供了详细的天气描述。这种类型的简报应该在每次飞行出发前获得，应该在制定飞行计划时使用它。一份标准天气简报如适用于飞行路线的话，则按顺序提供了下列信息。

1． 不利条件  –  这包括那些可能影响取消或者更改飞行路线决定的不利条件的信息。不利 条件包括重要天气，例如雷暴或者飞机结冰，或者诸如机场关闭的其他重要事项。 2． 不推荐目视飞行(VFR) –  如果飞行航线的天气低于 VFR 最低要求，或者根据预报的天 气执行 VFR 飞行很不确定，那么简报将会声明 VFR 是不推荐的。由飞行员来决定是否 继续进行 VFR 飞行，但是这份报告的忠告应该认真对待。 3． 大纲  –  大纲是对更大的天气图像的概述。大纲提供了影响总体区域的锋面和主要天气 系统。 4． 当前条件  –  简报的这部分包含当前云幕高度，能见度，风和温度。如果出发时间在大 于 2 小时后，当前条件就不会包含在简报中。 5． 航路预报  –  航路预报是对被提交飞行路线的天气预报的摘要。 6． 目的地预报  –  目的地预报是估计到达时间时目的地机场预期天气的摘要。 7． 高空风和温度  –  高空风和温度温度是飞行航线的特定高度上  风的报告。 8． 航行通告  (Notice to Airmen)-  这部分提供了和飞行航线有关的航行通告信息，它没 有在航行通告出版物中发布。出版的航行通告信息只在请求时提供在简报中。 9． ATC 延误  –  这是任何可能影响飞行的 ATC 延误的简讯。    10．  其他信息  –  在标准简报的结尾，FSS 专家将提供打开一个飞行计划所需的无线电 频率，来联系航路飞行报告服务(EFAS)。任何请求的额外信息也会在这个时候提供。

缩写得简报

缩写的简报是标准简报的简化版本。当出发被延误，或者需要特定的天气信息来更新以前的简报时，应该要求缩写的简报。当出现这种情况时，天气专家需要知道以前简报的时间和来源，这样必要的天气信息才不会被无意的忽略掉。

展望简报

当计划在6 小时或者更长时间之后出发时，应该要求展望简报。它提供计划飞行时间期限内范围受限的初步预报信息。这种简报是飞行计划信息的很好来源，它可以影响有关飞 行航线和高度的决定，以及最终走还是不走的决定。出发前的发布的后续展望简报也是很有用的，因为展望简报总体上只包含基于天气趋势的信息，和出发机场附近 地理区域的当前天气信息。

航空天气报告

航空天气报告是为了对当前天气状况给出准确的描述而设计的。每一个报告提供以不同分期更新的当前信息。一些典型的报告是航空例行天气报告(METAR)，飞行员天气报告(PIREPs)，以及雷达天气报告(SDs)。

航空例行天气报告( METAR)

航空例行天气报告或者METAR 是以标准的国际格式报告的当前地表天气观测资料。虽然METAR 代码被全球广泛采纳，但是也允许每个国家对代码做出修改。通常地，这些差别是很小的，但是必须适应本地的规程或特殊度量单位。这里对METAR 的讨论将包含美国使用的原理。

例子:

METAR KGGG 161753Z AUTO 14021G26 3/4SM

+TSRA BR BKN008 OVC012CB 18/17 A2970 RMK

PRESFR

一份典型的METAR 报告按顺序包含了下列信息：

1. 报告类型 – 有两种METAR 报告类型。第一种是例行METAR 报告，每小时传送一次。

第二种是航空选择的特殊天气报告(SPECI)。它是一份特殊报告，由于快速变化的天气状况，飞机灾难，或者其他关键信息而随时用它来更新METAR。

2. 月台代码 – 每一个月台使用四字母代码来识别的，代码由国际民航组织(ICAO)确定。

在本土的48 个州中，唯一的三字母代码之前有字母K。例如得克萨斯州朗维尔的GreggCountry 机场代码是KGGG。K 是目的地所属国家标志，GGG 是机场代码。在世界其他地区，包括阿拉斯加和夏威夷，ICAO 四字母代码的前两位元表示地区，国家或者州。阿拉斯加的代码总以字母”PA”开头，夏威夷的代码总以字母”PH”开头。月台代码表可以在FSS 或者NWS 办公室找到。

3. 报告日期和时间 – 日期和时间(161753Z)以一组6 位元数字表示。6 位元数位的前两位元数位表示日期。

后4位元数字是METAR 的时间，它总是以世界协调时(UTC)给出。附加在时间末尾的字母”Z”表示时间是以”祖鲁”时间(UTC)给出的，而不是本地时间。【祖鲁是航空英文Z 的读音(Zulu)，在航空和军事上Z 时区和民用的UTC 对应。】

4. 修改者 – 修改者表示METAR 来自一个自动化的来源或者报告被改正了。

如果在报告中列出了”AUTO”符号，报告就来自于一个自动化的来源。它也会在备注部分列出“AO1”或者“AO2”表示自动化月台使用的降水量传感器类型。当使用了修改者“COR”时，它表示发送出去的纠正的报告代替先前包含一处错误的报告。

例子:

METAR KGGG 161753Z COR

5. 风 – 在风速不超过99 节时，风用5 位元数字报告，超过99 节时，以6 位元数字报告。

前 3 位元数字表示风吹的方向，如果风向是变化的，则以VRB 报告。后两位元数字表示风速的节数，如果风速超过99 节，则以3 位元数字表示。如果是阵风，那么在风速之后跟字母G。在字母G 之后提供了记录的最大阵风速度。如果风向变化超过60度，且风速大于6 节，那么用V 隔开的单独一组数字将表示风向的极值。

6. 能见度 – 主要能见度以法定英里【statute mile，法定英里等于5280 英尺，约1.6公里】报告，以字母SM 表示。它用英里数和英里的分数表示。

有时，RVR 或者跑道视程(visual range)也在主要能见之后给出。RVR 是飞行员在运动的飞机里顺跑道看的能见距离。当报告RVR 的时候，用R 标记，接着是跑道号码，后面跟着斜线，最后是英尺为单位的视程。例如，RVR 报告为R17L/1400FT，翻译为跑道17L 的视程为1400 英尺。

7. 天气 – 天气可以细分为两个不同的范畴：限定词和天气现象(+TSRA BR)。

首先，会给出天气的强度，接近和描述符的限定词。强度可能是轻(-)，中(无限定 词)，重(+)。接近只表示天气现象在机场附近。符号“VC”表示特定的天气现象在机场的5 到10 英里附近。描述符用于描述某些类型的降雨和昏暗。天气现象可能报告为降水，昏暗和其他如猛烈的暴风雪和漏斗云。天气现象开始和结束的描述以及冰雹大小也在 报告的注释部分列出。如图12-8.

8. 天空状况 – 天气状况总是按照数量，高度，和类型或者不确定的云幕高度(垂直能见度)的顺序来报告。云底高度以地面之上百英尺高度为单位用3 位元数位表示。

自动化展台不探测和报告12000 英尺以上的云。云的类型，特别是高耸的积云(TCU)或者积雨云(CB)在报告时会给出它们的高度。缩写式用于描述云层覆盖和朦胧现象的程度。天空覆盖的程度用从等高线到等高线的8 的分数表示。如图12-9

9. 温度和露点 – 空气温度和露点总是以摄氏度(18/17)报告。温度低于0 度时，在数位元之前会加上字母M 来表示负数。

10. 高度计设定 – 高度计设定以一组4 位数来表示水银柱英寸数(A2970)。它总是以字母A 开始。升高或下降的压力可能也会在备注部分分别以PRESRR 或者PRESFR 表示。

11. 备注 – 在METAR 的这部分可以出现也可以不出现注释文字。

这部分的信息可能包括风的资料，变化的能见度，特殊天气现象的开始和结束，压力信息，和认为必要的很多其他信息。不适用其他任何分类的天气现象的相关注释的一个例子是：OCNL LTGICCG。

这翻译为云中和从云到地面之间偶尔有闪电。自动化月台也使用备注部分来表示设备需要维护。备注部分总是以字母RMK 开头。

例子:

METAR BTR 161753Z 14021G26 3/4SM -RA BR

BKN008 OVC012 18/17 A2970 RMK PRESFR

解释：

报告类型………………………….例行METAR

地点……………………………….路易斯安那州 Baton Rouge

日期……………………………….当月的16 日

时间……………………………….17 点53 分(UTC)时间

修改者…………………………….未报告

风信息…………………………….风向140 度，21 节，阵风可达26 节

能见度…………………………….3/4 法定英里

天气……………………………….小雨和薄雾

天空状况……………���………….800 英尺云量为BKN，1200 英尺云量为OVC。

温度……………………………….温度18 摄氏度，露点17 摄氏度

高度计…………………………….29.70 英寸水银柱

备注……………………………….大气压力在下降

飞行员天气报告( PI REPs)

飞行员天气报告提供了飞行时有关状况的重要信息，这些信息无法从其他来源收集到。飞 行员可以确认云底和云顶高度，风切变和乱流的地点，以及飞行中结冰的地点。如果云幕高度低于5000 英尺，或者能见度不大于5 英里，那么就会要求ATC 设施向所在区域的飞行员索要飞行员天气报告。当遇到意外的天气状况时，建议飞行员向FSS 或者ATC 发送一个报告。当飞行员天气报告被备案后，ATC 设施或者FSS 将会把它增加到发布系统，给其他飞行员发布简讯，提供飞行中的报告。

飞行员天气报告易于备案，有一个标准报告格式描述了它们被备案的方式。图12-10 显示了飞行员天气报告表格的要素。从第一项到第五项是制作报告时要求的信息，以及遇到的至少一个天气现象。飞行员天气报告通常以单份报告传送，但是也可能 附加在一份地面天气报告之后。飞行员天气报告易于译码，报告中使用的大所属缩写是自解释的。

例子:

UA/OV GGG 090025/ M 1450/ FL 060/ TP C182/ SK

080 OVC/ WX FV 04R/ TA 05/ WV 270030/ TB LGT/

RM HVY RAIN

解释:

类型 …………………………..例行飞行员天气报告

地点……………………………Gregg County VOR 的90 度方向25 海里处

时间……………………………1450 祖鲁时间

高度或者飞行高度…………….6000 英尺

飞机类型……………………….Cessna 182

天空云量……………………….8000 英尺高度，乌云覆盖

能见度/天气……………………雨中4 英里

温度…………………………….5 摄氏度

风……………………………….270 度30 节

乱流强度……………………….轻

结冰情况……………………….未报告

备注…………………………….雨很大

雷达天气报告( SD)

降雨和雷暴区域是由雷达例行观测的。雷达天气报告由雷达站在每小时过35 分钟后发布，有必要话会发布特殊报告。

雷达天气报告提供降雨量回波顶的类型，强度和位置信息。如图12-11

這些報告也可能包括降雨區域的方向和速度，以及百英尺為單位(MSL)的降雨區高度和底部。

  RAREPs 對於飛行前計畫是特別有價值的，可以説明避免嚴重的天氣區域。然而，雷達只觀測大氣中大到足夠被認為是降雨的目標。雷達不觀測雲底，雲頂，雲幕，以及能見度。一份典型的RAREP 會包含:

  位置標誌符和雷達觀測時間 

回波模式

1. 線(LN) – 線狀降雨回波至少30 英里長，至少是它的寬度的4 倍，線上狀區域內至少25%的覆蓋度。

2. 區域(AREA) – 一組類似類型的回波，但是不是線狀的。

3. 單元型(CELL) – 一個單獨的對流性回波，例如���雨。 

  以十分之幾確定的區域覆蓋 

天氣的類型和強度 

很多點的真北向方位角和距雷達站的距離海裡數定義了回波模式。對於線和區域模式，將有兩個定義模式的方位角和距離組合。對於單元，只有一組方位角和距離。 

回波模式的尺寸- 當方位角和距離只定義了模式的中心線時就會給出回波模式的尺寸。 

單元運動 – 只有單元才會對運動編碼，不會對線和區域的運動編碼。 

降雨的最大頂部和位置 。最大頂部可能用符號MT 或者MTS 編碼。如果是用MTS 編碼的，它的含義是衛星資料和雷達資訊被用於測量降雨的頂部。 

如果在報告中出現AUTO，它的含義是報告自動的來自於WSR-88D 天氣雷達資料。 

最後一部分主要是用於準備雷達天氣摘要圖，但是可以在飛行前使用，來計算一個特定

  格狀方框內的最大降雨強度。數字越高，強度越大。出現在方格框基準後面的兩個或多個數字，例如PM34 表示連續方格框內的降雨。

例子：

TLX 1935 LN 8 TRW++ 86/40 199/115

20W C2425 MTS 570 AT 159/65 AUTO

^MO1 NO2 ON3 PM34 QM3 RL2=

解釋：

  雷達天氣報告給出了下列資訊：這份報告是自動的來自於奧克拉河馬市，生成時間是 19:35UTC。這份雷達報告的回波模式表明一條回波線覆蓋了十分之八的區域。也標明瞭有雷暴和非常強的陣雨。下一組數字表示定義回波的方位角(86 度方向40 海裡，199 度距離115 海裡)。下一個是給出的回波尺寸是20 海裡寬(方位角和距離定義的線的每一邊距離都是10 海裡)。線中的單元以25 節速度從240 度移動。根據衛星和雷達確定的降雨的最大頂部是57000 英尺，位於159 度方位，65 海裡遠。最後一行表示降雨的強度，例如在方格中QM 其強度是3 或者大雨。(1 表示輕，6 表示最強)

  航空預報

觀測的天氣狀況報告經常用在同一區域的預報製作中。在飛行前計畫階段使用了很多種不同的預報產品。飛行員需要熟悉的印刷的預報是終端機場預報(TAF)，航空區域預報(FA)，飛行中天氣報告(SIGMET,AIRMET)，以及風和溫度高空預報(FD)。

終端機場預報( TAF)

終端機場預報是為一個機場周圍5 法定英里半徑確立的報告。TAF 報告通常是較大的機場才有。每一份TAF 報告有效期只有24 小時，每天更新4 次，時間分別為00:00Z，

06:00Z,12:00Z,18:00Z。TAF 報告使用和METAR 報告中相同的描述符號和縮寫。

  终端预报顺序的包含了下列信息:  

1． 报告类型  – TAF 可以是例行预报(TAF)或者是修正的预报(TAF AMD)。 

2． IACO 月台代码  –  月台代码和 METAR 中使用的代码一样。 

3． 最初发出日期和时间  –  TAF 发出的日期和时间用 6 位元数位代码给出，前两个是

日期，后四位元数位是时间。时间总是以 UTC 方式提供，在时间后加 Z 表示。 

4． 有效期日期和时间  –  有效的预报时间周期用一组 6 位元数位给出。前两个数字表

示日期，随后的两位元数字表示有效期的开始时间，最后的两位元数字表示有效期

的结束时间。 

5． 预报的风  –  风向和速度预报以一组 5 位元数字表示。前三位表示相对于真北方向

的风方向。后两位元数位表示以节(用字母 KT 表示)为单位的风速。和 METAR 报

告一样，大于 99 节的风速用三位元数字表示。 

6． 预报的能见度  –  预报的能见度用法定英里给出，可能是整数或者分数。如果预报

值大于 6 英里，将编码为 P6SM。 

7． 预报的重要天气  –  在 TAF 报告中编码的天气现象和 METAR 中的格式一样。如果

在预报时间周期内预期没有重要天气，符号 NSW 将会包含在“生成的”或“短暂的”

天气组。 

8． 预报的天气状况  –  预报的天气状况以和 METAR 相同的方式给出。只有积雨云在

TAF 报告的这部分预报，而不是 METAR 报告中预报积雨云和高耸的积云。 

9． 预报的变化组  –  对于 TAF 时间周期内的任何重要天气变化，预期的状况和时间周

期会包含在这组内。这个信息可能显示为来源(FM),生成的(BECMG),和短暂的

(TEMPO)。通常，当预期在一个小时内有快速和重要变化时使用 From。当预期在

不超过两个小时内的时间周期天气逐渐变化，就使用 Becoming。Temporary 用

于天气的短暂波动，预期持续不超过一小时。 

10．  预报的可能性  –  可能性预报是给出一个百分比，它说明将来的几小时内发生

雷暴和降雨的可能性。这个预报不用于 24 小时预报的前 6 小时。 

例子: 

TAF 

KPIR 111130Z 111212 15012KT P6SM BKN090 

TEMPO 1214 5SM BR 

FM1500 16015G25KT P6SM SCT040 BKN250 

FM0000 14012KT P6SM BKN080 OVC150 PROB40 

0004 3SM TSRA BKN030CB 

FM0400 1408KT P6SM SCT040 OVC080 TEMPO 

0408 3SM TSRA OVC030CB

解释:

这是南达科塔州，皮埃尔的例行TAF 报告，于本月11 日，UTC 时间11 点30 分，有效期为24 小时，从11 日的12:00UTC 到12 日的12:00UTC。风向150 度，风速12 节，能见度大于6 法定英里，9000 英尺高度有短暂的碎云，在12 点至14 点之间，薄雾中能见度为5 法定英里，从15:00UTC,风向160 度，风速15 节，阵风达25 节，能见度大于6 法定英里，云在4000 英尺高度散开，25000 英尺有碎云。从00:00UTC 开始，风向140 度，风速12 节，能见度大于6 法定英里，在8000 英尺形成碎云，云在15000 英尺覆盖，在00:00UTC 到04:00UTC，能见度3 法定英里有40%的可能性，有中度下雨的雷暴，积雨云在3000 英尺破碎，从04:00UTC，风向140 度，风速8 节，能见度大于6英里，云在4000 英尺处分散，在8000 英尺覆盖，在04:00 到08:00 之间短暂的，能见度3 英里，中度下雨的雷暴，积雨云覆盖在3000 英尺，在08:00 到10:00 之间生成，风向320 度，风速7 节。=为报告结束。

区域预报

航空区域预报给出了一个包含几个州的较大区域预期的云量，总体天气状况和目视天气条 件(VMC)的概貌。在本土的48 个州有6 个区域发布区域预报。区域预报每天发布3 次，有效时长18 小时。这种预报为航线运行提供了至关重要的信息，也为那些没有终端预报的较小的机场提供预报信息。

区域预报通常以4 部分传播，包含下列信息：

1. 报头 – 这部分给出了区域预报来源的地点代码，发布的日期和时间，有效的预报时间，和覆盖的区域。

例子:

DFWC FA 120945

SYNOPSIS AND VFR CLDS/WX

SYNOPSIS VALID UNTIL 130400

CLDS/WX VALID UNTIL 122200…OTLK VALID

122200-130400

OK TX AR LA MS AL AND CSTL WTRS

解释：

航 空预报给出了由达拉斯 佛特 沃思 提供的信息，覆盖区域为奥克拉荷马，得克萨斯，阿肯色，路易斯安那，密西西比，和阿拉巴马，以及一部分海湾沿海水域。发布时间是本月12 日的9:45。这份摘要有效期为从发布之时开始到13 日的04:00。这份区域预报上的VFR云量和天气信息在12 日22:00 之前有效，展望部分有效期为13 日临晨04:00 之前。

2．预防信息综述 – IFR 状况，山区的昏暗天气，以及雷暴危险在这部分描述。综述中和高度有关的用MSL 表示，如果是别的，将会用AGL 或者CRG(ceiling)注明。

例子：

SEE AIRMET SIERRA FOR IFR CONDS AND

MTN OBSCN.

TS IMPLY SEV OR GTR TURB SEV ICE LLWS

AND IFR CONDS.

NON MSL HGTS DENOTED BYAGL OR CIG.

解释：

区域预报包括VFR 云量和天气，因此预防信息综述发出警告IFR 状况和山区的朦胧天气以飞行员天气信息(AIRMET)的S 作为参考。代码TS 表示雷暴的可能性，意味着可能出现严重的或者更强的紊流，严重的结冰，低空风切变，以及IFR 状况。预防综述信息的最后一行提醒使用者大部分高度是平均海平面高度(MSL)。不是平均海平面高度的那些数字将是离地高度(AGL)或者云幕高度 (CIG)。

3.纲要 – 纲要部分给出了一个用于识别压力系统，锋面和循环模式位置和运动的简略概要。

例子：

SYNOPSIS…LOW PRES TROF 10Z OK/TX PNHDL

AREA FCST MOV EWD INTO CNTRL-SWRN OK

BY 04Z. WRMFNT 10Z CNTRL OK-SRN AR-NRN

MS FCST LIFT NWD INTO NERN OK-NRN AR

EXTRM NRN MS BY 04Z.

解释：

从10:00UTC 时间开始，有一个低压经过奥克拉荷马和得克萨斯的狭长地区，预计它将向东移动，04:00UTC 之前进入奥克拉荷马中西南地区。10:00UTC 时，一个暖锋位于奥克拉荷马中部地区，阿肯色南部和密西西比州北部，预计向西北地方升高而进入奥克拉荷马西北和阿肯色北部，最后04:00UTC 之前到密西西比州北部。

4.VFR 云量和天气 – 这部分列出了在随后12 小时预期的天空条件，能见度和天气，以及后续6 小时的天气展望。

例子:

S CNTRL AND SERN TX

AGL SCT-BKN010. TOPS 030. VIS 3-5SM BR.

14-16Z BECMG AGL SCT030. 19Z AGL SCT050.

OTLK…VFR

OK

PNDLAND NW…AGL SCT030 SCT-BKN100.

TOPS FL200.

15Z AGL SCT040 SCT100. AFT 20Z SCT TSRA

DVLPG..FEW POSS SEV. CB TOPS FL450.

OTLK…VFR

解释:

在得克萨斯中南和东南部，有散云到碎云层，从离地高度1000 英尺到云顶3000 英尺，雾中的能见度为3 到5 法定英里。在14:00UTC 到16:00UTC 之间，云底高度预计会增加到3000 英尺离地高度(AGL)。19:00UTC 之后，云底预计继续增加到5000 英尺离地高度，预计符合VFR 条件。

在奥克拉荷 马西北和狭长地带，3000 英尺云量稀疏，在10000 英尺离地高度有稀疏到破碎的云层，其云顶在20000 英尺。在15:00UTC，最低云底高度预计增加到4000 英尺离地高度，且在10000 英尺有稀疏云层。20:00UTC 之后，预报认为(call for)随着雨量增加会有分散的雷暴，少量会变得严重；积雨云顶将高达飞行高度层450 或者45000 英尺平均海平面高度。

应该说明的是，在区域预报中提供信息时，地点可能是用州，地区，或者特定的如山区这样的地理特征来给出的。如图12-12 给出了一张有6 个预报区的区域预报图，有州，地区性区域和共同的地理特征。

【区域预报分区把美国本土的48 个州分成6 个不同的地区， 分别为SFO,DFW,SLC,MIA,BOS,以及CHI，即旧金山，达拉斯 福特 沃思，盐湖城，迈阿密，波斯顿，芝加哥】

飞行中天气报告

飞行中天气报告是提供给在飞行途中的飞机的预报，详细的说明了潜在的危险天气。飞行员在出发前为了制定飞行计划也可以获得这些报告。飞行中天气报告是以AIRMET，SIGMET或者对流性SIGMET 的形式发布的。

飞行员气象信息( AI RMET)

AIRMETs(WAs)是飞行中天气报告的实例，它每6 小时发布一次，如有必要，会为特定的区域预报区发布中间的更新。AIRMET 中包含的信息是关系所有飞机的运行利害的，但是天气部分涉及到被认为对轻型飞机和那些运行能力有限的飞机有潜在危险的天气现象。

AIRMET 包含下列预报：中度结冰，中度紊流，30 节或者更大的持续地面风，云幕高度小于1000 英尺和/或能见度小于3 英里的广袤地区，以及大范围的山区朦胧天气。

每一个AIRMET 报告都有一个固定的数位元字母标志符，以第一次发行日开头，顺序编号易于查找。 SIERRA 是用来表示仪表飞行规则和山区朦胧的AIRMET 代码；TANGO 用于表示紊流，强地面风，以及低空风切变；ZULU 用于表示结冰和冰点高度。

【SIERRA,TANGO,ZULU 分别表示通信中的英文字母S,T,Z】

例子：

DFWTWA 241650

AIRMET TANGO UPDT 3 FOR TURBC… STG

SFC WINDS AND LLWS VALID UNTIL 242000

AIRMET TURBC… OK TX…UPDT

FROM OKC TO DFW TO SAT TO MAF TO CDS

TO OKC OCNL MDT TURBC BLO 60 DUE TO

STG AND GUSTY LOW LVL WINDS. CONDS

CONTG BYD 2000Z

解释：

这份AIRMET 由达拉斯福特沃思于本月24 日16:50UTC 发布的。在这第三次的更新时，由于紊流，强地面风，和低空风切变而发布了AIRMET Tango，截至时间为同一天的20:00UTC。AIRMET 的紊流部分是为奥克拉荷马和得克萨斯更新的。它定义了一个区域，范围是从奥克拉荷马市到得克萨斯的达拉斯，到圣安东尼，到得克萨斯的米德兰德，到得克萨斯 的乔德瑞斯，到奥克拉荷马市，这一范围由于强烈的低空阵风将遇到6000 英尺以下的偶然性中度紊流。也要注意这些条件按遇到会持续到20:00UTC 之后。

重要气象信息( SI GMET)

SIGMETs(WSs)是和非对流性天气有关的飞行中天气报告，这种天气对所有飞机都有潜在危险。它们报告的天气预报包含和雷暴无关的严重结冰，和雷暴无关的严重或极强紊流或晴空乱流(CAT)，较低地面的尘暴和沙暴，或者飞行中能见度低于3 英里，以及火山灰。

SIGMET 是不定期预报，有效时间为4 小时，但是如果SIGMET 和飓风【一种猛烈的热带风暴，形成于大西洋或加勒比海赤道地区，从形成地向北、西北或东北移动，通常携有大量雨水，风速高达120 公里/小时以上】有关，那么有效时间为6 小时。

SIGMET 是按照从N 到Y 的字母代码顺序发布的，不包括S 和T。SIGMET 的第一次发布被指定为一个UWS，或紧急天气的SIGMET(Urgent Weather SIGMET)。相同天气现象再一次发布SIGMET 就按顺序编号，直到天气现象结束。

例子：

SFOR WS 100130

SIGMET ROME02 VALID UNTIL 100530

OR WA

FROM SEA TO PDT TO EUG TO SEA

OCNL MOGR CAT BTN 280 AND 350 EXPCD

DUE TO JTSTR.

CONDS BGNG AFT 0200Z CONTG BYD 0530Z .

解释：

这是SIGMET R 第二次，即这一天气现象的第二次发布。有效截止时间为本月10 日的05:30UTC。这个SIGMET 是为俄勒冈和华盛顿地区的，一个定义去区域从从西雅图到波特兰，到尤金到西雅图。它认为由于急流【一种高速的、弯曲的风流，通常以超过每小时400 公里(250 英里）的速度从西刮来，高度达15 至25 公里(10 至15 英里）】的地点而在28000 英尺到35000 英尺偶尔出现中度或较强晴空乱流。这些状况将从02:00UTC 之后开始，在这个SIGMET 的预报范围05:30UTC 之后会继续。

重要的对流性气象信息(WST)

对流性SIGMET(WST)是针对影响每次飞行安全的危险对流性天气而发布的飞行 中天气报告。对流性SIGMET 是为地面风超过50 节的严重雷暴，在地面直径大于或者等于3/4 英寸的冰雹，或者龙卷风而发布的。【美国是一个龙卷风盛行的国家。】发布它们也可以是为了向飞行员提醒内涵式雷暴，雷暴带，或者强降雨雷暴，这种雷暴影响 3000 平方英尺或更大范围的40%以上。

对流性SIGMET针对本土48个州的每个地区都发布， 但是不包括阿拉斯加和夏威 夷。对流性SIGMET的发布有美国东部(E)，西部(W)和中部(C)。每一个报告在每小时的55分钟发布，但是特殊报告可能因任何原因而临时发布。每 一份预报的有效时间为2小时。它们每天按1-99顺序编号，从00:00UTC开始。如果没有危险天气，对流性SIGMET也会被发布；但是，它会声明” 对流性SIGMET …….无”(“CONVECTIVE SIGMET…. NONE.”)

例子：

MKCC WST 221855

CONVECTIVE SIGMET 21C

VALID UNTIL 2055

KS OK TX

VCNTY GLD-CDS LINE

NO SGFNT TSTMS RPRTD

LINE TSTMS DVLPG BY 1955Z WILL MOV EWD

30-35 KT THRU 2055Z

HAIL TO 2 IN PSBL

解释：

这份对流性SIGMET 预报提供了下列信息:WST 表示这是一份对流性的SIGMET 报告。当前日期是本月的22 日，发布时间为18:55UTC。它的编号是21C，表示是顺序报告中的第21 个，C 表示为美国中部地区发布的。这份报告的有效时间为20:55UTC 时间之前的两个小时。这个对流性SIGMET 的预报区域是从堪萨斯，奥克拉荷马到得克萨斯，在从堪萨斯的古德兰德到得克萨斯的乔德瑞斯一线附近。报告中无重要的雷暴气象，但是一个雷暴带将在 19:55UTC 之前产生到20:55UC，以30-35 节速度向东移动。随着生成的雷暴，冰雹大小可能达2 英寸。

风和温度高空预报( FD)

风和温度高空预报提供了美国本土特定地点的风和温度高空预报，包括阿拉斯加和夏威夷的联网地点。这个预报根据无线电探空仪在00:00UTC 到12:00UTC 之间的高空观测，每天生成2 份报告。

从12000 英尺开始使用真实高度，18000 英尺以上使用压力高度。风向总是真北向为基准方向，风速的单位为节。温度用摄氏度表示。当一个给定高度在月台海拔高度的1500英尺之内时，不会对风进行 预报。【因为不属于高空资料，高度太低】类似的，任何在月台海拔高度2500 英尺之内的测量站，都会不对温度进行预报。

如果预报风速会大于100 节而小于199 节，计算机会为风向增加50 而风速减100。要译码这组资料，就要使用反向推演。例如，资料如731960，那么73 减去50，19 加上100，那么风将是230 度方向，119 节速度，温度为零下60 度。如果预报风速为200 节或者更大，风的这组资料会编码成99 节。例如，当资料为7799 时，77 减去50，99 加上100，那么风就是270 度方向，风速为199 节或者更大。当预报风速为平静的或风速低于5 节时，资料组会编码为9900，它的意思是微弱的变化的风。如图12-13

图12 - 13 的解释

报头表示这份风和温度高空预报(FD)是根据12:00UTC 无线电探空仪于本月15 日16:40UTC 时传送的。生效效时间为当日的18:00UTC，应该用于时间段17:00UTC 到21:00UTC。报头也表明平均海平面24000 英尺之上的温度为零下。由于24000 英尺之上的温度为零下，就省略了负号。

4 个数位一组的资料表示以真北向为基准的风向，以及以节为单位的风速。在得克萨斯的阿玛里诺(AMA)高度为3605 英尺，因此预报风的最低可报告高度为6000 英尺。对这种情况，2714 的意思是预报风向为270 度，风速为14 节。

6 个数位一组的资料包含了预报的高空温度。丹佛(DEN)的海拔高度为5431 英尺，因此对于风和温度预告的最低可报告高度为9000 英尺。这时，2321-04 表示预报风向为230 度，风速21 节，温度零下4 度。

天气图

天气图是一种描述当前的或预报的天气的图形化图表。它们提供了美国的总体气象图形， 应该在飞行计划的开始阶段使用它们。通常的，天气图显示了主要天气系统和锋面的运动。地面分析图，天气描述图，和雷达概要图是当前天气信息的来源。重要的 天气预兆图为天气前景提供了总体预报。

地面分析图

地面分析图描述了对当前地表天气的分析。如图11-8.这个图是计算机处理过的报告，每3小时传送一次，覆盖范围是本土48 个州和邻近地区。地面分析图显示了高低压区域，锋面，温度，露点，风向和风速，局部天气，以及可见的障碍物。

美国境内报告点的地面天气观测也在这张图上标注。每一个报告点都用填图格式表示。如图12-14.

一份填图格式包含：

1． 观测类型    -  圆形表示是一个正式的天气观测器生成的观测。而方形表示观测是来自自

动化观测站。观测站可以是远离海岸的船只，水中的浮标，或者远离海岸的平台。 

2． 天空覆盖(sky cover) –  填图格式表示出总体的天空覆盖，分别表示为晴空的(clear),

稀疏的(scattered)，碎云的(broken),多云的(overcast),昏暗的(obscured)或部分昏

暗的。 

3． 云  –  云的类型是用特定的符号表示的。低云符号位于填图格式的下方，而中高云符号

位于填图格式的直上方。通常，填图格式只用一种云类型表示。 

4． 海平面压力  –  海平面压力用最近的 10 份毫巴的 3 位元数字表示。对于 1000 毫巴或

者更大，在 3 位元数字前加 10。对于 1000 毫巴以下，在 3 位元数字之前加 9。 

5． 压力变化/趋势  –  压力变化用过去 3 小时内十分之一毫巴值表示。符号位于海平面压

力的正下方。【气压变化量精确到 0.1 毫巴】 

6． 降水量  –  过去 6 小时已经降落的降水记录到最近的百分之一英寸。【即精确到 0.01 英

寸】 

7． 露点  –  露点用华氏度表示。

8． 当前天气  –  有超过 100 个天气符号来描述当前的天气。 

9． 温度  –  温度用华氏度表示。 

10．风  –  风的真实方向用风指向线表示，表示风来自于这个方向。短线等于5 节风速，

长线等于 10 节风速，细长三角旗等于 50 节风速。

天气描述图

天气描述图详细的描述了来自 METAR 和其他地面观测资料的地面条件。 

天气描述图是每 3 小时由计算机处理和传送一次，开始时间为 01:00UTC，在绘图资料时有

效。它是通过给出美国的天气全景来用于飞机计划制定的。

这种类型的图表通常显示了主要的锋面和高低压区域。天气描述图也提供 IFR，VFR 和

MVFR(边际 VFR)天气的图形化显示。IFR 条件(云幕高度小于 1000 英尺，能见度小于 3

英里)的地区用实线轮廓的阴影区域表示。MVFR(云幕高度 1000 英尺到 3000 英尺，能见

度 3 英里到 5 英里)地区用实线轮廓的非阴影区域表示。VFR(无云幕或者云幕高度大于

3000 英尺，能见度大于 5 英里)区域是没有轮廓的。 

天气描述图显示了一个修改的填图格式，它用总体天空覆盖，云高度和云幕高度，天气和能

见度障碍的格式来提供天空条件，但是不包括如地面分析图上的风和压力读数。填图格式右

侧的右方括号(])表示观测是由自动化观测站完成的。填图格式的详细解释在前面的地面分

析图中已经讨论过。

雷达摘要图

雷达摘要图是图形化表示的雷达天气报告(SDs)汇编。如图 12-17.这个图在每小时的 35

分钟发布一次。它显示了降水区域以及和降水特性有关的信息。如图 12-18。

【上图中美国本土的右下角有重要天气警戒，用粗的虚线框表示。】

一份雷达摘要图包括：

1. 无信息 – 如果没报告信息，图表会标注“NA”。如果没有检测到回波，那么会用“NE”表示。

2. 降水强度等值线 – 降水强度可以用6 个级别中的一级表示，在图表上用3 个等值间隔线表示。

3. 回波顶高度 – 回波顶的高度用平均海平面的百英尺表示。

4. 单元的运动 – 独立单元的运动用指向运动方向的箭头表示。运动的速度是箭头顶部的数位，单位是节。LM 表示很小的运动。

5. 降水类型 – 降水类型在图上用特殊符号标注。这些符号和在METAR 图中的符号不一样。

6. 回波外形 – 回波显示成区域，单元和线形。

7. 天气警戒 - 龙卷风或严重雷暴的严重天气警戒区用粗虚线框标注。

雷达摘要图是飞行前计划的非常有用的工具。然而，它确实有几个使用方面的限制。这个图只描述了降雨的地区。它不会显示那些没有可测量的降水量或云底云顶高度的云雾地区。雷达摘要图是对当前降水情况的描述，应该和当前的METAR 及天气预报结合使用。

  重要天气预测图

重要天气预测图是针对从地面到到FL240(24000 英尺)的低空重要天气，也指400 毫巴高度，和从FL250 到FL600(25000-60000 英尺)的高空重要天气。这里的讨论主要涉及低空重要天气预测图。

低 空图有两种形式：12-和24-小时预报图，和36-、48-小时地面预报图。第 一种图是4版合一图，包含重要天气和地面天气的12-、24-小时预报。图表每天发布4 次，时间分别是00:00UTC,06:00UTC,12:00UTC,18:00UTC。图的有效时间印在每版的左下角。

上 面的两幅图显示了预报的重要天气，它可能包含非对流性紊流，冰点高度，和IFR 或MVFR天气。中等后者更强的紊流区域用虚线框包围起来。在这些地区的数位表示了紊流的高度，单位是平均海平面以上百英尺。横线下的数字表示紊流区的底 部高度，而上面的数字表示紊流区的顶部高度。这幅图上还显示的有IFR，VFR，MVFR 等区域。IFR 区域用实线包围，MVFR 区域用圆齿线包围，剩余的未包围区域就是指定的VFR 区域。锯齿线和字母”SFC”表示那个区域的冰点高度是在地表。最高冰点高度层的冰点高度的等高线用虚线画出，间隔为4000 英尺。

下面的两幅图显示了预报的地面天气，描述了预报地点，和压力系统，锋面及降水的特性。

锋面和压力中心是用标准符号表示的。压力中心的运动方向用箭头表示。速度单位元是节，显示在箭头的后面。另外，预报有降水和雷暴的区域也用轮廓线包围起来。阴影的降水区表示这个区域至少一半受降水的影响。有独特的符号来表示降水的类型和它出现的方式。

图12-19 显示了一个典型的重要天气预测图和用来描述降水的典型符号。预测图是用于飞行计划的一个很好的信息来源；然而，这个图应该根据当前条件和具体的当地区域预报来理解。

36-、48-小时重要天气预测图是对12-、24-小时预报的延伸。它提供了只和地面天气预报有关的信息，还包含对预报的讨论。这种图每天只发布两次。它通常包括预报位置，和压力系统，锋面及降水的特性。36-、48-小时地面预测图的例子请参考图12-20。

資料來源: 民航局 - FAA 飛行員航空知識手冊(2003 中譯本)

FAA Pilot's Handbook of Aeronautical Knowledge 2008

[aerojones-knowledge]

[飞行手册]-机场的运行

飞行员每次驾驶飞机的时候，飞行通常是在机场开始，也是在机场结束的。机场可能是一个小的草地机场，也可能是航空公司使用的大的复杂机场。本章讨论机场的运行和识别复杂机场的一切特征，还提供在机场和附近地区活动时的信息。

机场类型

有两种类型的机场： 

受管制机场 

非管制机场

受管制机场

受管制机场有一个工作的控制塔。空中交通管制(ATC)负责为机场提供安全，有序，快捷的空中交通服务，在这样的机场其运行类型和交通量就需要这样的服务。从受管制机场运行的话，要求飞行员和空中交通管制员保持双向无线电通信，确认和遵守他们的指令。

如果飞行员不能遵守ATC 发出的指令而请求修改的指令时，他们必须告知ATC。飞行员在发生紧急情况时可能违背一个空中交通指令，但是必须把你的违背情况尽快地告知ATC。

非管制机场

非管制机场没有工作的控制塔。飞行员把他们的意图在特定的频率上传送出去，有利于区域内的其他空中交通，虽然这是一个良好的运行实践，但是也不需要双向无线电通信。图13-1 列出了推荐的通信程序。有关无线电通信的更多信息将在本章的后面部分讨论。

机场资料的来源

当飞行员飞入一个不同的机场，检查这个机场的当前资料是非常重要的。这些资料为飞行员提供了信息，例如通信频率，可用的服务，关闭的跑道，或机场建筑物。三个常见的信息来源是： 

航空图表 

机场/设施目录(A/FD) 

航行通告(NOTAMs)

航图

航图提供了机场的详细信息。第14 章有一个航图和航图图例的引用，它为解释航图上的信息提供指导。

机场设施目录

机场/设施目录提供了最全面的机场信息。它包含那些对公众开放的机场,直升机场，水上飞机基地的信息。A/FDs 有7 本书，它们是按照区域来整编的。这些A/FDs 每8 周修订一次。

图13-2 是一个目录的引用。要获得A/FDs 中提供的完整信息清单以及信息如何译码的，请参考每个A/FD 前面的“目录图例示例”。

在每个A/FD 的后面，有诸如特殊通告，跳伞区域，和设施电话号码等信息。查阅一下A/FD 熟悉它所包含的信息将很有帮助。

航行通告

航 行通告(NOTAM,Notices to Airmen)当前的最新信息。它提供了机场的时间紧急信息，影响国家空域系统(national airspace system)的变化，以及关系到仪表飞行规则(IFR)运行的事项。【NOTAM 类似于紧急通知，通告了最新的变化信息，而且非常重要。】NOTAM信息分成三类。它们是NOTAM-D 或遥远的，NOTAM-L 或本地的，和飞行资料中心(FDC)NOTAM。NOTAM-D 附加在每小时的天气报告上，可以在飞行服务站(AFSS/FSS)得到。NOTAM-L 包含本地性质的事项，例如跑道关闭或者跑道附近的建筑物。这些NOTAM保存在影响机场最近的飞行服务站。NOTAM-L 必须是从飞行服务站(FSS)请求，而不是NOTAM 为之发布的最近的当地机场。飞行资料中心NOTAM 由全国飞行资料中心发布，包含规章信息，例如临时飞行限制或对一个仪表进近程式的修正。NOTAM-D 和飞行资料中心NOTAM 包含在航行通告出版物中，它们每28 天发行一次。在任何飞行之前，飞行员都应该检查所有影响他们计划飞行的航行通告。

机场标志和符号

机场使用的有标志和符号，它们提供导向功能，帮助飞行员在机场的运行。这里将会讨论一些最常见的标志和符号。额外的信息可以在航空信息手册(AIM)中找到。

跑道标志

跑道标志根据所在机场实施的运行类型而变化。图13-3 显示了一个被核准为精密仪表进近的跑道，也显示了一些其他常见的跑道标志。基本的VFR 跑道可能只有中心线标志和跑道编号。

由于飞机在起飞和着陆期间受风的影响，跑道是根据当地的盛行风来设计的。跑道编号以磁北向为基准。某些机场有两条甚至三条同向设计的跑道。这些被称为平行跑道，通过在跑道编号后加上字母来区别。例子有跑道36L(左边)，36C(中间)，和36R(右边)。

一些跑道的另一个特征是移位元的跑道尽头(displaced threshold)。跑道尽头可能由于靠近跑道尽头的障碍物而移位。尽管这部分跑道不用于着陆，但是它可以用于滑行，起飞，或着陆滑跑。

一 些机场可能有一个喷气防护区或停止道(blast pad/stopway)区域。喷气防护区是螺旋桨或者喷气机的喷射气流可以消散而不会产生危险的区域。铺设停止道是在发生中断起飞(aborted takeoff)时为飞机减速或者停止提供一个空间。这些区域不能用于起飞和着陆。

滑行道标志

飞 机利用滑行道从停机区域转移到跑道上。连续的黄色中心线来识别滑行道。滑行道可能 有用于确定滑行道边界的边界标记。这通常在滑行道边界和铺面边界不一致时才这样做。如果边界标记是连续线，那么飞机不能使用铺设的跑道路肩。如果边界是虚 线标记，那么飞机就可以使用那部分铺设的路肩。在滑行道接近跑道的地方，可能有一个等待位置(holding position)标记。它由四条黄色线组 成，两条实线，两条虚线。实线就是飞机等待的位置。在一些受管制机场，等待位置标记可能出现在跑道上。它们是由于跑道相交时使用的，空中交通管制会发出例 如“允许着陆- 30 跑道短暂等待”(cleared to land – hold short of runway 30)。

其他标志

机场还有一些其他标记， 包括行车道标记，VOR 接收机检查点标记， 及非运动(non-movement)区边界标记。

当必须为穿越飞机可以活动的区域的车辆确定一条通道时，会使用车辆行车道标记。这些标记通常使用实心的白线来表示行车道的每个边界，而虚线用来分隔行车道边界内的通道。

VOR 接收机检查点标记由一个画出的圆圈组成，在中间有一个箭头。箭头对准了检查点方位角的方向。这可以让飞行员用导航设施(navigational aid )信号来检查飞机的仪表。

非运动区边界标记画出了一个ATC 管制的运动区。这些标记是黄色的，位于运动区和非运动区的边界。它们通常由两个黄色线组成。(一条实线，一条虚线。)【实线表示非运动区，

虚线表示运动区，在非运动区内运行的飞机或车辆不必联系ATC。非运动区一般也是停机区。】

机场符号

可能在机场发现有6 种类型的符号。机场结构越复杂，这些符号对飞行员就越重要。图13-5显示了这些符号的例子，它们的含义，以及对应的飞行员动作。这六种符号分别是：

强制性指令符号 – 有红色背景的白色题字。这些符号表示要进入一个跑道，临界区域(critical area)，或者是禁止的区域。 

位置符号 – 黑色背景，黄色题字，有黄色边框，但是没有箭头。它们用于识别滑行道或者跑道的位置，用来识别跑道的边界，或者识别仪表着陆系统的临界区域。 

方向符号 – 黄色背景的黑色题字。题字用于识别直通交叉点的交叉滑行道名字。 

目的地符号 – 黄色背景的黑色题字，也包括箭头。这些符号提供了定位一些东西的信息，例如跑道，终端，装卸货物区域，以及民航区域。 

信息符号 – 黄色背景的黑色题字。这些符号用于为飞行员提供诸如控制塔台不可见区域，适用的无线电频率，以及噪音控制程序等的信息。机场的运营人确定这些符号的需要，大小和位置。 

剩余的跑道长度符号 – 黑色背景的白色数字。白色的数位表示剩余跑道的距离，单位是1000 英尺。

机场灯光

大多数机场都有用于机场夜晚运行的某种灯光类型。灯光系统的类型和多样性取决于所在机场的容量和运行的复杂度。机场灯光是标准化的，因此机场为跑道和滑行道使用了相同的灯光颜色。

机场灯塔

机场灯塔帮助飞行员在夜晚识别机场。灯塔从黄昏一直运行到黎明，如果云幕高度小于1000 英尺和/或地面能见度小于3 法定英里(目视飞行规则最低条件)，有时它们也会被打开。然而，对此并没有要求，因此飞行员要负责确定天气是否满足VFR 条件。

灯塔的光纤分布是垂直的，使得它在水平面之上0-10 度范围内最有效，尽管也可以在这个角度之上或之下很好的看到。灯塔可能是一个全向的电容放电设备，或者它可能以恒速旋转，这样就能产生恒定间隔时间的闪烁视觉效果。机场灯塔的灯光颜色组合表明了机场类型。如图13-6

其中一些最常见的灯塔如: 

闪烁的白色和绿色灯光表示陆地民用机场 

闪烁的白色和黄色灯光表示水上机场 

闪烁的白色，黄色和绿色灯光表示直升飞机场 

两个快速的白色闪烁，接着一个绿色闪烁说明这是一个军用机场

进近灯光系统

进近灯光系统主要是为从仪表飞行到着陆的目视飞行过渡提供一个手段。系统的结构取决于跑道是精密仪表跑道还是非精密仪表跑道。一些系统包含顺序的闪烁灯光，呈现给飞行员的就象是一个灯光球沿着跑道高速移动。进近灯光也可以协助飞行员在夜晚时的VFR 飞行。

目视下滑道指示灯

目视下滑道指示灯为飞行员提供了下滑道的信息，它用于白天或者夜晚的进近。通过保持系统提供的恰当下滑通道，飞行员应该有足够的障碍物间隔，还应该在跑道的指定部分着地。

目视进近坡度指示灯

目视进近坡度指示灯(VASI)装置是最常用的目视下滑道指示灯系统。VASI 提供的障碍间隔为延伸的跑道中心线10 度以内，从跑道尽头到4 海里距离。

VASI 有按排布置的灯光单元组成。它们是两排和三排VASI。两排VASI 有近、远灯排，而三排VASI 有近、中、远灯排。两排VASI 装置提供的目视下滑道斜度通常设定为3 度。

三排系统提供了两个下滑通道，下面的下滑通道通常设定为3 度，上面的下滑通道较下面的下滑道高1/4 度。

VASI 的基本原理就是红，白之间的颜色差别。每一个灯光单元发射一束光纤，其中光束的上部分为白色光束，光束的下部分为红色光束。灯光经过设定，飞行员将会看到如图13-7显示的灯光组合，分别表示低于，位于，高于下滑通道。

其他下滑道系统

紧密进近下滑道指示灯(PAPI)使用类似于VASI 的灯光，但是它们以单排安装，通常在跑道的左侧。图13-8

三色系统由一个单独的反射三色目视进近通道的灯光单元组成。下滑道下方的指示是红色的，下滑道上的颜色是绿色，下滑道上方是琥珀色。当在下滑道下方下降时，可以看到一小束琥珀色区域。飞行员不应该把这个区域误认为是下滑道上方的琥珀色。图13-9

还有脉冲系统，它由一个单独的发射两色目视进近下滑道的灯光单元组成。下方的下滑道指示是稳定的红色光，稍微下方的是脉冲红光，在下滑道上是稳定的白光，下滑道上方是脉冲白光。如图13-10

跑道灯光

有多种灯光用来识别跑道结构的不同部分。这些灯光能够帮助飞行员在夜晚飞行完整安全的起飞和降落。

跑道端点识别灯光

很多机场都安装了跑道端点识别灯光(REIL)，为特定跑道的进近端点提供快速而明确的识别。这个系统有一对同步闪烁的灯光组成，它们和跑道成横向，位于跑道尽头的每端。REIL可以是全向的或者单向地面向进近区。

跑道边界灯光

跑道边界灯光用于在夜晚或者低能见度条件下标志出跑道的边界。这些灯光按照它们所能产生的光线强度分类。它们被分类为高强度跑道灯(HIRL)，中强度跑道灯(MIRL)，或者低强

度跑道灯(LIRL)。高强度跑道灯和中强度跑道灯有不同的强度设定。这些灯光都是白色的，除了在仪表跑道上，那里琥珀色灯光用在跑道的最后2000 英尺或跑道的一半长度上，而不管哪一个是小的。标记跑道端点的灯光是红色的。

跑道内灯光

触 地区灯光(TDZL)，跑道中心线灯光(RCLS),和跑道岔道 (turnoff)灯光安装在一些精密跑道上，使得在不利能见度条件下易于着陆。触地区灯光是在跑道触地区内以跑道中心线对称布置的两行横向灯排。跑道中 心线灯光由大量的(flush)中心线灯光组成，它们从距离着陆起点(landing treshold)的75 英尺开始，以50 英尺间隔分开。跑道岔道灯光是很多发射稳定绿光的灯组成的。

机场灯光的控制

在受管制机场，机场灯光是由空中交通管制员控制的。在非管制机场，灯光可能依赖于计 时器，或者在机场有一个飞行服务站(FSS)，飞行服务站的人员可以控制机场的灯光。如果允许的话，飞行员可以向ATC 或者飞行服务站人员请求不同的灯光打开或者关闭，也可以请求指定的强度。在特定的非管制机场，飞行员可能通过使用无线电来控制灯光。方法是选择一个指定的 频率，让无线电麦克风发出滴答声。不同的机场有关飞行员控制灯光的信息，请参考机场/设施目录,如图13-11

滑行道灯光

全向的滑行道灯光标记出了跑道的边界，颜色是蓝色的。在很多机场，这些边界灯光会有不同的强度设定，当认为有必要或者飞行员请求时，空中交通管制员就会调整它们。一些机场也有滑行道中心线灯光，颜色是绿色的。

障碍物灯光

障碍物被标记或者用灯光向飞行员提醒在白天或者夜晚条件下它们的存在。可以在机场或者远离机场发现障碍物照明灯光，它们用来识别障碍物。它们可能在下列任何条件下被标记或

者发光： 

红色障碍物灯光 – 晚上运行时闪烁发光或者发出稳定的红光，白天运行时障碍物被涂成橙色和白色。 

高强度白色障碍物灯光 – 在白天闪烁发射高强度白光，夜晚时强度降低。 

双重发光 – 夜晚运行时它是闪烁的红色信号灯和稳定的红色(信号灯)组合，而白天运行时为高强度白光。

风向指示器

飞行员了解风的方向是非常重要的。在有工作的控制塔的设施上，这个信息是由ATC 提供的。这个信息也可能是由特定机场的FSS 人员提供的，或者通过在有能力接收和在通用交通咨询频率(CTAF)上广播这个信息的频率上请求信息。

当这些服务中一个都不可用时，通过可见的风向指示器来确定风向和使用的跑道是可能的。

即使在所在机场的CTAF 频率上提供了风向信息，飞行员也应该检查这些风向指示器，因为没有什么东西能保证提供的信息就是准确的。【主要是因为地面风是变化无常的，受复杂因素的影响，所以飞行员在降落或者起飞时还要尽量多看风向指示器，以获得最新的地面风向情况。】

风向指示器包括一个风向袋，丁字风向标，或者一个四面体。这些通常位于跑道的中央位置，可能被放置在一个分段的圆圈(segmented circle)的中间，如果不是标准的左手起落航线的话，它可以识别起落航线的方向。如图13-12 和13-13

风向袋是一个很好的信息来源，因为它不仅指明了风向，还可以让飞行员估计风速，和阵 风或强度(factor)。风向袋在强风中会被拉直，而在阵风中时会趋于来回运动。丁字风向标和四面体可以自由旋转，它们本身会和风向对齐。丁字风向标和 四面体也可以被手工地设定成和使用的跑道对齐；因此，如果有风向袋的话，飞行员也应该看一下风向袋。

无线电通信

在受管制机场内或之外运行，以及在空域系统的一个良好部分运行时，要求飞机有双向无线电通信能力。因为这个原因，飞行员应该熟悉无线电台许可证要求以及无线电通信设备和程序。

无线电许可证

对 于美国境内工作的飞行员无许可证要求；然而，要求国际间工作的飞行员持有一张联邦 通信委员会(FCC)颁发的受限的无线通话许可证。对美国境内运行的大多数通用航空飞机也未作无线电台许可证要求。如果一架飞机是跨国运行的，那么就要求 有无限电台许可证，它使用的并不是甚高频(VHF，Very High Frequency)无线电波，还要满足其他标准。

无线电设备

在 通用航空上，最常见的无线电类型是VHF。VHF 无线电设备工作在118.000MHz 到136.975MHz 的频率范围，根据可容纳的通道数量被分类为720 或760。720 和760 使用0.025MHz 为频率间隔(如118.025，118.050)，720 的频率范围可达135.975MHz，而760 的可达136.975MHz。VHF 无线电受限于视线传输(line of sight transmission)【接收和发送放的天线，互相之间都可以看到的传输方式】;因此在更高高度的飞机能够接收和传输的距离更远。

正确地使用无线电用语和程序能够帮助飞行员提高在空域系统内安全而高效运行的能力。在航空信息手册(AIM)中的飞行员/ 管制员术语表的评论文章将有助于飞行员对标准术语的使用和理解。AIM 还包含了很多无线电通信的实例，也是很有帮助的。

国际民用航空组织(ICAO)已经采用了一个用在无线电通信中的音标字母表。在和ATC 通信时，飞行员应该使用这个子目标来确认他们的飞机。如图13-15

失去通信时的程序

飞 行员遇到无线电故障是很可能的。这可能导致发送机，接收机或者两者都不起作用。如 果是接收机无效且飞行员要在受管制机场着陆，明智的选择是保持在D类空域之外或者之上，直到空中交通方向和流量得到确定。然后飞行员应该告知塔台飞机类 型，位置，高度以及着陆计划。进而，飞行员应该进入降落航线，随时报告位置，观察塔台的灯光信号。灯光信号颜色和它们的含义在图13-17 中。

如果是发送机无效，飞行员应该遵守前面说明的程序，也要监听合适的ATC 频率。在白天时间，ATC 传输可以通过摇摆机翼来确认，在夜晚使用着陆灯闪光来确认。

当接收机和发送机都无效时，飞行员应该保持在D 类空域之外，知道确定了交通流量，然后在进入降落航线，注意灯光信号。

如果在出发前发生无线电故障，如果可能的话，修好它才是明智的。如果不行的话，应该呼叫ATC，飞行员应该请求授权可以在不具备双向无线电通信的条件下出发。如果授权可以出发，飞行员将被告知留意适当的频率和/或留意适当的灯光信号。

空中交通管制服务

在除了11 章讨论的飞行服务站提供的服务之外，还有很多其他由ATC 提供的服务。在很多情况下，要求飞行员和ATC 之间保持联络，但是即使在不要求时，飞行员也会发现请求它们提供的服务会很有帮助。

一次雷达

雷达是一种测量方法，无线电波被发射到空气中，当 被传播路线上物体反射后就能够被接收到。距离是通过测量无线电波传到物体然后返回到接收天线所花的时间来计算的。被检测物体相对雷达站的方位是通过接收到反射无线电波时旋转天线的位置来计算的。

现代雷达非常可靠，很少会停止运行。这要归于可靠的维护和改进的设备。然而，也有一些会影响空中交通管制服务的限制，妨碍管制员发布有关那些不在他们管制下的或者雷达不可见的飞机的通告。

无线电波的特性导致它们以连续的直线传播，除非被大气现象折弯，被例如温度反转，象浓云和降水的稠密物体反射或衰耗，或者被高地形地貌所遮挡。

空中交通管制雷达信标系统( ATCRBS)

空 中交通管制雷达信标系统(ATCRBS)通常是指二次监视雷达 (Secondary surveillance radar)。这个系统由三部分组成，帮助降低和一次雷达有关的一些限制。三个组成部分是：询问器，应答器，和雷达示波器。空 管雷达信标系统的优点是雷达目标的增强，快速的目标识别，以及选定代码有一个单独显示。

无线电应答器

应答器是二次雷达系统的空中部分，飞行员应该对它很熟悉。ATCRBS 不能显示二次信息，除非飞机配备了应答器。应答器也按要求在特定的管制空域运行。空域在第十三章讨论。

应答器代码由从0 到7 的四个数字组成(有4096 个可能的代码)。有一些标准的代码，或者ATC 可能向飞机发送一个4 字代码。当管制员在应答器上请求一个代码或者功能时，可能会使用单词“squawk”。图13-18 列出了一些标准的应答器用语。

雷达交通信息服务

装备了雷达的空中交通管制设施向VFR 飞机提供雷达帮助，让飞机可以和ATC 设施通信，且位于雷达的覆盖范围。这个基本服务包含安全提醒，交通通告，请求的受限定航向(limited 

vectoring)， 这个程序建立地点的排序(sequencing)功能。基本 雷达服务之外，在某些终端区域已经实现了终端雷达服务区(TRSA)。这个服务的目的是为终端雷达服务区内的运行的所有VFR 飞机和所有IFR 飞机提供间隔服务。C 类服务为IFR 和VFR 飞机之间提供安全的间隔，以及对去主要机场【(primary airport)FAA 的一个定义，每年乘客超过1 万人次的商用机场。】的VFR 飞机进行排序。B 类服务对基于IFR，VFR 和/或重量的飞机提供安全的间隔，以及对到达主要机场的VFR 飞机进行排序。

ATC 根据观测的雷达目标发布交通量信息。交通量用来自飞机的12 小时时钟方位角为参考。

如 果知道的话，以海里为单位的目标距离，目标运动方向，飞机的类型和高度都会提供。 举个例子：“交通量在10 点钟方向，距离5 海里，向东飞行，Cessna 152,高度3000 英尺。”飞行员应该注意到交通量的位置是基于飞机的航迹的，风修正会影响飞行员定位交通量的时钟方位。【ATC 通告的交通量方向以飞机的航迹为基准，而驾驶员看到的交通量方位是和机身的中心向方位有关，机身的中心线和航迹夹角大小受风的影响。所以飞行员眼睛看到的 方位和ATC 通告的交通量方位在有风修正时是不一致的。】如图13-19

伴流

所有飞机在飞行时都会生成伴流。这种扰动是由一对来自翼尖拖尾的反向旋转涡流导致的。

来自更大飞机的涡流会给相遇的飞机造成问题。这些飞机的伴流能影响侧滚运动超出相遇的飞机的侧滚控制能力。同样，如果相遇在很近的距离时，旋涡中生成的湍流会损坏飞机元件和设备。因为这个原因，飞行员必须在脑海中对涡流位置有个想象，相应地调整航迹。

在地面运行和起飞期间，喷气式发动机喷射的一股气流能引起近距离内的破坏和翻滚。因此，小飞机的飞行员应该考虑喷气发动机喷射气流的影响，保持足够的间隔。同样，较大飞机的飞行员应该考虑他们飞机的喷气式发动机喷射气流对其他飞机和地面设备的影响。

涡流生成

升 力是由机翼表面形成的压力差生成的。压力最低点位于机翼上表面，压力最高处位于机 翼下表面。这个压力差引起机翼后面的气流向上卷起，导致尾随翼尖蔓延的旋涡空气团。在完成向上卷起之后，伴流就由两个反向旋转的圆筒形涡流所组成。大多数 能量位于距离涡旋中心几英尺内，但是飞行员应该避免进入距离斡旋中心大约100 英尺的区域。如图13-20

涡流强度

涡流的强度取决于生成涡流的飞机的重量，速度和机翼的外形。任何给定飞机的涡流特性同样可以通过伸出襟翼或者其他机翼构造装置而改变，也可以是通过改变速度来改变涡流特性。

最大的涡流强度出现在生成的飞机是重的，流线型的，慢速的。

涡流行为

拖尾的涡流有特定的行为特性，它可以帮助飞行员想象伴流位置，采取规避防范措施。

由 于拖尾的涡流是机��升力的副产品，所以涡流从飞机离开地面的运动才开始生成。从飞 机前面或者后面看的话，涡流的环流是向外向上的绕翼尖旋转。测试表明涡流间隔稍微小于一个翼展的间距，会随风漂移，距地面大于一个翼展的高度上。测试还表 明涡流在飞机后面以每分钟几百英尺的速度下沉，随着时间推移下沉速度也放慢，且强度逐渐减弱。如图13-21

当较大飞机的涡流下沉接近地面时(在100 到200 英尺内)，它们趋向于以2-3 节的速度在地面上横向运动。侧风将会降低向上涡流的横向运动，增加向下运动的涡流。顺风条件下会把前进的飞机的涡流向前推进到着陆区。

涡流规避程序

在同一跑道上较大飞机之后着陆时 - 保持在更大飞机的进近通道之内或者之上，降落在它的着陆点之前。 

在并排跑道接近2500 英尺内的较大飞机之后着落时 – 要考虑涡流漂移的可能性，保持在较大飞机的最后进近通道之内或者之上，还要注意它的着陆区。 

在交叉跑道上的较大飞机之后着陆时- 要从较大飞机的飞行通道之上飞越。 

在同一跑道上出发的飞机后着陆时- 降落在出发飞机的离地点之前 

在交叉跑道上的较大飞机之后着陆时 – 注意飞机的离地位置，如果经过了交叉点，继续着陆在交叉点之前。如果较大的飞机在交叉点之前离地，避免在它的航迹下方飞行。除非在到达交叉点之前能够确保很好的着陆，否则要放弃进近。 

在较大的飞机之后离场时，要在较大飞机的离地点之前离地，在它的爬升通道上方爬升，除非伴流消除了。 

对于同一跑道上的交汇起飞，要警惕附近的较大飞机的运行，特别要注意所用跑道的逆风情况。如果收到交叉起飞的许可，避免在较大飞机的航迹下方发生交叉。 

如果是在大飞机进行了低空进近，复飞(missed approach)，或者触地复飞(touch and go landing)之后出发或者着陆，那么明智的是在出发和着陆前等2 分钟。 

在航路中的时候，要避免在航路在大飞机的下面和后面，如果观察到有大飞机在相同航迹的上方，改变飞机的横向位置，宁可逆风。

避免空中相撞

14CFR 第91 部已经确立了通行权(right-of-way)规则，最小安全高度，以及VFR 巡航高度来提高飞行安全。飞行员可以通过被其他飞机提醒和扫描其他飞机来帮助避免相撞。这在机场附近特别重要。

有 效的扫描是通过一系列短暂而间隔规则的视线移动完成的，它能够让天空的足够区域进 入中央视场。每次移动不要超过10 度，而确保发现，每次观察至少1 秒。尽管似乎大多数飞行员倾向于视线来回移动，每个飞行员应该养成自己的最适合的扫描模式，然后坚持它来确保最有效的扫描。

即使名字叫通行权，如果觉得另外一架飞机太近，飞行员应该让路。

避让程序

下列程序和考虑应该能够帮助飞行员在不同条件下避免相撞。 

起飞前 – 在准备起飞阶段，滑行道跑道或着陆区之前，飞行员应该扫描进近区是否有可能的着陆交通量，执行相应的机动，为进近区提供清晰的视野。 

爬升和下降 – 在爬升或下降阶段允许目视检查其他交通量的飞行状态下，飞行员应该以一定的频率进行轻微的左右倾斜来对空域进行连续的目视扫描。

平直飞行 – 在平直飞行的稳定阶段，飞行员应该以定期执行避让程序。

起落航线 – 进入起落航线的时候避免下降。

VOR 位置的交通量 – 由于交通量的汇聚，在VOR 和交叉点附近要保持持续的警惕。

训练运行 – 在实践一个机动之前，应该保持警惕，还要进行避让转弯(clearing turn)。在授课期间，应该提问飞行员描述避让程序(大声说出 避让左边，右边，上面，下面)

上翼和下翼飞机有它们各自的盲区。上翼飞机应该很快的升高它们想要转弯的方向的机翼，在开始转弯前注意交通量。下翼飞机应该很快的降低的它们的机翼。

跑道入侵的避免

对 地面操作给于和飞行其他阶段同样的注意力是很重要的。恰当的计划可以预防跑道入侵 和地面碰撞的可能性。飞行员应该随时知道飞机在地面上的位置，也要了解机场运行的其他飞机和车辆。有时，管制机场可能非常繁忙，滑行指令复杂。在这种情况 下，写下滑行指令可能是明智的。下面是一些帮助避免跑道入侵的实践：

重复所有跑道交叉口和/或等待指令。 

作为飞前计划的一部分，和下降要着陆前，以及需要滑行时，请检查一下机场布局图。

知道机场标志。 

检查航行通告(NOTAM)中跑道/滑行道关闭以及建筑物区域的信息。 

当不确定滑行路线时，要从ATC 请求前进的滑行指令。 

横穿任何跑道等待线和进入任何滑行道之前，要检查交通量。 

在滑行时打开飞机灯光，旋转信标，或者闪光灯。 

着陆时，要尽快的让出使用的跑道，然后在进一步移动之前等待滑行指令。 

为了理解和回应地面管制指令，要学习和使用正确的用语。 

在不熟悉的机场要写下复杂的滑行指令。

要得到更为详细的信息，请参考咨询通告(AC)91-73,第91 部滑行运行期间飞行员和机组

程序，以及135 部的单独飞行员运行。

資料來源: 民航局 - FAA 飛行員航空知識手冊(2003 中譯本)

FAA Pilot's Handbook of Aeronautical Knowledge 2008

[aerojones-knowledge]

[飞行手册]-天气理论

不管是准备本地飞行还是长途越野飞行，基于天气的飞行计划决定会明显的影响飞行安全。

对天气理论扎实的理解为理解从飞行服务站气象专家和其他航空气象服务机构获得的报告和预报提供了必要的工具。

本章的目的是帮助飞行员学习天气理论背景知识，它是培养和天气有关的有效决断技能必须的。然而，需要着重说明的是经验是不可替代的。

大气特性

大气是包围地球的一层气体混合物。这层大气的覆盖为我们提供免受紫外线的保护，还用于维持这个星球上人类，动物和植物的生命。氮气占大气组成的78%，而氧气则占据了21%，氩气和二氧化碳，和微量的其他气体组成了余下的1%。如图11-1.

在这些大气的包围中，有几个可以识别的大气层，不仅是因为高度而定义的，也是由于各层的具体特性。如图11-2

第一层称为对流层【根据纬度不同从地表延伸到20000 英尺至60000 英尺的大气层】，在北极和南极地区从海平面延伸到20000 英尺(8 公里)，在赤道附近地区延伸到48000 英尺(14.5 公里)。绝大多数的天气，云，暴风雨，和温度变化都发生在大气的这第一层。在对流层内，温度以高度每升高1000 英尺2 摄氏度的比率下降，而压力以每升高1000 英尺1 英寸的比率下降。在对流层的顶部是被称为对流层顶的边界，它阻止了对流层中的湿气和相关的天气。对流层顶的海拔高度随着纬度和一年中的季节而变化；因此它 是呈椭圆形的，而不是圆形的。对流层顶的位置是重要的，因为它通常和射流(jetstream)以及可能的晴空乱流(clear air turbulence)的位置有关。

对流层顶之上 的大气层是同温层【或叫平流层】，它从对流层顶延伸到大约160000 英尺(50公里)的高度。在这一层很少有天气现象，而且空气保持稳定。在平流层的顶部是另一个称为平流层顶的边界，它处于大约160000 英尺的高度。就在这之上是中间层，它延伸到中间层顶边界大约280000 英尺(85 公里)的高度。中间层的温度随着高度的增加而快速降低，可能冷到零下90 摄氏度。大气的最后一层叫热层。它从中间层之上开始向外太空逐渐变得稀薄。

氧气和人体

如 前面讨论过的，氮气和其他少量气体占大气的78%，而剩余的21%是支援生命的， 即大气的氧气。在海平面高度，大气压力大的足够支持正常的生长，行动和生活。然而，在18000 英尺，氧气的分压严重的降低到了对正常活动和人体功能不利影响的地步。事实上，在10000 英尺以上一般人的反应开始变差，而对一些人则是低到5000 英尺。对缺氧的生理反应是危险的，且以不用的方式影响人们。这些现象从轻度的定位障碍到完全不能定位，这依赖于身体的忍受能力和所在的高度。

通过使用辅助的氧气和机舱增压系统，飞行员可以飞行在更高的高度，克服缺氧的不利影响。

大气压力的重要性

在海平面，大气对地球施加的压力为每平方英寸14.7 磅的力。这意思是从地球表面延伸到外部极限高度的一平方英寸空气柱，其重量大约为14.7 磅。如图11-4

一个站在海平面上的人也会受到大气的压力；然而，这个压力不是一个向下的力，而是作用于整个皮肤表面的压力。

在一个给定地点和时间的实际压力会随着高度，温度，和空气密度而变化。这些条件也影响飞机的性能，特别和起飞，爬升率以及着陆有关。

大气压力的度量

大气的压力通常以水银气压计的英寸汞柱(in.Hg)来度量。如图11-6。

气压计测量一个玻璃管内水银柱的高度。一部分水银暴露在大气的压力之下，大气对水银施加一个力。压力增加迫使管子里的水银上升；而压力下降时，水银从管子里流出来，水银柱的高度降低。这种类型的气压计通常在实验室或者天气观测站使用，它不易运输，也有点难以读数。

一种无液气压计是水银气压计的替代品；它易于读数也方便运输。如图11-7.

无液气压计有一个密封的容器，它称为真空膜盒，它随着气压变化而缩短或者伸长。真空 膜盒用机械式铰链连接到压力指示器来提供压力读数。一架飞机其高度计的压力传感部分本质上就是一个无液气压计。需要注意的重点是由于无液气压计使用了机械 式铰链，所以它不像水银气压计那么准确。

为了提 供一个公共的温度和压力参考而确立了国际标准大气(ISA)。这些标准的条件 是某些飞行仪表和大多数飞机的性能资料的基础。标准海平面压力定义为29.92 英寸汞柱，温度为59 华氏度(15 摄氏度)。大气压力也会以毫巴报告，即1 英寸水银柱高度近似等于34毫巴，标准海平面等于1013.2 毫巴。典型的毫巴压力读数范围从950-1040 毫巴。恒定压力图表和飓风压力报告是使用毫巴来表示的。

由于气象站分布于全球，为了提供一个记录和报告的标准，所有当地的大气压力读数都被 转换成一个海平面压力。为了达到这个目的，每一个气象站按照海拔高度每增加1000 英尺就近似增加1 英寸水银柱的规则来转换他们的大气压力。例如，一个位于海拔5000 英尺的气象站，其水银柱读数为24.92 英寸，那么报告的海平面压力读数就是29.92 英寸。如图11-8

使用公共的海平面压力读数帮助确保基于当前压力读数的飞机高度计的设定是正确。

通过跟踪一个很大区域的大气压力的趋势，天气预报员可以更准确的预测压力系统和相关天气的的运动。例如，在一个气象站跟踪一个上升压力的模式，通常意味着晴朗天气的到来。

相反地，下降的或者快速降低的压力通常意味着坏天气正在来临，或者可能是严重的暴风雨。

海拔高度对大气压力的影响

当高度增加，压力减小，原因是空气柱的重量降低了。平均来说，高度每增加1000 英尺，大气压力就会降低1 英寸水银柱高度。这个压力的降低(密度高度的增加)对飞机性能有显著的影响。

高度对飞行的影响

高度影响飞行的每一个方面，从飞机性能到人的表现。在较高的高度，伴随着降低的大气压力，起飞和着陆距离增加了，爬升率也增加。

当一架飞机起飞时，升力必须通过机翼周围的空气流动才能产生。如果空气稀薄，就需要更大的速度来获得足够的起飞升力；因此，地面滑跑距离就会更长。一架飞机在海平面需要1000英尺的滑跑距离，在海平面5000英尺以上高度的机场将需要差不多两倍的滑跑距离。

如图11-9.而且同时，在更高的海拔高度时，由于空气密度的降低，飞机发动机和螺旋桨的效率也会更低。这就导致爬升率的降低，需要更大的地面滑跑来应付障碍物的间隙。

空气密度差异的影响

温度变化引起的空气密度差异导致压力的变化。这就进而使大气产生以气流和风的形式进行的垂直和水平运动。大气中的运动结合湿度就产生了云和降水，否则就称为天气。

风

压力和温度变化在大气中产生了两种运动-上升或下降气流的垂直运动，以及风形式的水平运动。大气中这两种类型的运动都重要，因为它们影响起飞，着陆和巡航飞行操作。然而，更为重要的是大气中的这些运动，否则称为大气循环，导致了天气的变化。

大气循环的原因

大气循环是空气围绕地球表明的运动。它是由于地球表面的不均匀受热，扰乱了大气的平衡，导致了空气运动和大气压力的改变而引起的。由于地球有弯曲的表面，它绕倾斜的轴旋转，同时也绕太阳进行轨道运动，地球的靠近赤道区域比极地区域从太阳接收到更大量的热量。

太阳向地球传热的总量依赖于一天的时刻，一年的季节和特定地区所在的纬度。所有这些因素都会影响太阳照射地球某一地面的时间长度和角度。

在一般的循环理论中，低压区域存在于近赤道地区，高压区域存在于近极地地区，原因是温度的差异。阳光的加热导致空气的密度降低，从而在近赤道地区上升。作为结果的低压使得

极地的高压空气沿地球表面向赤道区域流动。当温暖的空气流向极地时，它会变冷，变得更加稠密，进而下沉回到地面。如图10-8

这个空气循环模式在理论上是正确的；然而，空气循环被几个力改变了，最为重要的是地球的自转。

地球自转产生的力称为寇里奥利力(Coriolis Force)【简称为地球自转偏向力】。这个力在我们走动时是无法感觉得到的，因为相对于地球自转的尺度和速度我们行进的速度很慢，行进的距离也相当的 短。然而，它会明显的影响移动很大距离的物体，例如一个气团或者水体。

地球自转偏向力在北半球使得空气向右偏转，导致它沿着弯曲的路线前进而不是直线。偏 转的程度根据纬度的不同而变化。在极地是最大的，而在赤道降低为零。地球自转偏向力的大小也随运动物体的速度而不同，速度越快，偏转的越大。在北半球，地 球的自转使运动的空气向右偏转，而且改变了空气的总体循环模式。

地球的自转速度导致每个半球上整体的气流分开成三个明显的气流单元。如图10-9

在北半球，赤道地区的暖空气从地表向上升起，向北流动，同时因地球的自转而向东转向。

当它前进到从赤道到北极距离的三分之一时，它不再向北流动，而是向东流动。这时空气 会在大约北纬30 度的带状区域变冷下降，导致它向地表下降的区域成为一个高压区域。然后它沿着地表向南回流向赤道。地球自转偏向力使得气流向右偏转，因此在北纬30 度到赤道之间产生了东北方向的信风。类似的力产生了30 度到60 度范围内以及60 度到极地地区的围绕地球的循环单元。这个循环模式导致了在美国本土边界内的西风盛行。【美国本土和墨西哥以及加拿大的边界都是东西方向的，所在纬度区域流 行西风。】

循环模式由于季节变化，大陆和海洋的表面差异以及其他因素而变得更加复杂。

地球表面的地形产生的摩擦力改变了大气中空气的运动。从距离地表的2000 英尺内，地表和大气之间的摩擦力使流动的空气变慢。因为摩擦力减小了地球自转偏向力使得风从它的路径转向。这就是为什么在地表的风向稍微不同于地表之上几千英尺高度的风向的原因。

风的模式

因为空气总是寻找低压区域，所以气流会从高压区域向低压的区域流动。在北半球，从高压向低压区域流动的空气向右偏转；产生一个绕高压区域的顺时针循环。这也称为反气旋循环。低压区域反之也对；向低压区域流动的空气被偏转而产生一个逆时针或气旋循环。如图11-10

高压系统一般是干燥稳定的下降空气的区域。由于这个原因，好天气通常和高压系统有关。

相反地，空气流进低压区域会取代上升的空气。这时空气会趋于不稳定，通常会带来云量和降水量的增加。因此，坏天气通常和低压区域有关。

对高低压风模式的良好理解在制定飞行计划时有很大的帮助，因为飞行员可以利用有利的顺风。如图11-11

当计划一次从西向东的飞行时，沿高压系统的北边和低压系统的南边将会遇到有利的风向。

在返程飞行中，最有利的风向将是同一高压系统的南边或者低压系统的北边。一个额外的好处是能够更好的把握在一个给定区域沿着基于高低压占主导的飞行路线上可以预期什么样的天气。

循环理论和风模式对于大范围大气循环是正确的；然而，它没有考虑到循环在局部范围内的变化。局部环境，地质特征和其他异常可以改变接近地表的风向和速度。

对流型气流

不同的地表辐射热量的程度是不同的。耕地，岩石，沙地，荒地会发出大量的热量；水体，树木和其他植被区域趋于吸收和保留热量。结果是空气的不均匀受热产生称为对流气流的小范围内局部循环。

对 流气流导致颠簸，在温暖的天气飞行在较低高度有时会遇上湍流空气。低高度飞越不同 的地表时，上升气流很可能发生在路面和荒地上空，下降气流经常发生在水体或者类似成片树林的广阔植被区域之上。一般的，这些湍流环境可以通过飞在更高的高 度来避免，甚至是飞在积云层之上。如图11-12

对流气流在大路直接和一大片水体相邻的区域特别明显，例如海洋，大的湖泊，或者其他 相当的水区。在白天，陆地比水受热更快，所以陆地之上的空气变得更热，密度更低。它上升且被更冷的来自水面上的稠密空气取代。这导致了一种朝向海岸的风， 称为海风(sea breeze)。相反地，在夜晚陆地比水冷的更快，相应的空气也是这样。这时，水面上温暖的空气上升被更冷的来自陆地的空气取代，产生 一种称为陆风(land breeze)的离岸风。这就颠倒了局部反而风循环模式。对流气流可以发生在地表不均匀受热的任何地区。如图11-13

接近地面的对流气流会影响飞行员控制飞机的能力。例如，在最后进近时，来自全无植被 的地形的上升气流有时会产生漂浮效应，导致飞行员飞过预期的着陆点。另一方面，在一大片水体或者稠密植被的区域之上进近会趋于产生一个下沉效应，导致不警 惕的飞行员着陆在不到预期的着陆点。如图11-14

障碍物对风的影响

有另一个会给飞行员带来麻烦的大气的危险。地面上障碍物影响风的流向，可能是一个看不见的危险。地面的地形和大的建筑物会分散风的流向，产生会快速改变方向和速度的阵风。

这些障碍物包括从人造建筑物如飞机棚到大的自然障碍物如山脉，峭壁或者峡谷。当飞进或者飞离有大型建筑物或者自然障碍物靠近跑道的飞机场时，保持警惕特别的重要。如图11-15

和地面建筑物���关的湍流强度依赖于障碍物的大小和风的基本速度。这会影响任何飞机的起飞和着陆性能，也会引发非常严重的危险。在飞行的着陆阶段，飞机可能由于湍流空气而下降(drop in)，因此飞的太低而不能飞越进近时的障碍物。

当飞行在山地区域是这种相同的情况甚至更加明显。如图11-16

当风沿着迎风侧平稳的向上流动，上升的气流会帮助飞机飞越山脉的顶峰，而背风侧的效果则不一样。当空气流在山的背风侧向下时，空气顺着地形的轮廓流动，湍流逐渐增加。这就

趋向于把飞机推向山的一侧。风越强烈，向下的压力和湍流就变得越强烈。

由于在山谷或者峡谷中地形对风的影响，强烈的向下气流可能相当严重。因此，郑重的建议谨慎的驾驶员寻找一位合格的山地飞行指导员，准备在多山的地形或者靠近多山地区飞行前要获得山地的调查。

低空风切变

风 切变是指在一个非常小的区域内风速和/或方向的突然的，激烈的变化。风切变会使飞 机受突然的上升气流和下降气流影响，以及飞机水平运动的突然改变。虽然风切变可以发生在任何高度，由于飞机接近地面，低空的风切变是特别的危险。风的方向 180 度变化和速度的50节变化或者更多都和低空风切变有关。低空风切变通常会伴随偶然的锋面系统，雷暴，强烈的高空风(大于25 节)温度翻转而 出现。

风切变对飞机的危险有多个原因。风向和速度 的快速变化改变了飞机的相对风，破坏了飞 机的正常飞行高度和性能。在风切变状态下，影响可能很小，也可能很明显，这都看风速和风向的变化。例如，顺风很快的变为逆风将很快的导致空速和性能的增 加。相反地，当迎风变为顺风时，空速会快速降低，性能也会相应的降低。任一情况下，飞行员必须准备好对维持飞机控制的变化做出立即反应。

一 般而言，最严重类型的低空风切变和对流性降水或来自雷暴的降雨有关。和对流性降水 有关的一种严重的风切变叫微爆(microburst)。典型的微爆发生在小于水平1 英里和垂直1000 英尺空间内。微爆的维持时间大约15 分钟，在这期间它会产生速度高达6000 英尺每分钟的向下气流。它也会在几秒钟内产生严重45 节风向变化或者更多。当接近地面时，这些过快的气流和风向的快速变化会产生飞机难以控制的条件。如图11-17。

在不经意起飞进入一个微爆时，飞机首先遇增加性能的迎风，接着是降低性能的顺风。当风快速的切变到顺风时，会导致地形的影响或者危险的近地飞行。

微爆通常是难于检测的，因为它们发生在相对狭窄的范围内。在警告飞行员注意低空风切 变的努力中，在全国的几个机场已经安装了警报系统。一组风速计被放在机场周围，组成了一个检测风向变化的网络。当风速变化超过15 节时，就会向飞行员报告一个风切变警告。这个系统名叫低空风切变警报系统，简称LLWAS。

重要的是要记住风切变可以影响任何飞行，以及任何高度的飞行员。虽然可能报告了风切变，它通常仍然是没检测到的，对飞行来说是无声的危险。永远要警惕风切变的可能性，特别是在雷暴和锋面系统内或附近飞行时。

地面天气图上的风和压力表示

地面天气图提供了锋面，高低压区域，和每一地面气象站的风和压力的相关信息。这种天气图能让飞行员看到锋面和压力系统的位置，但是更重要的是，它描述了在每个地点的地面风和压力。地面分析和天气表示图的更多信息请参考第十一章。

风状况用连结在气象站位置圆圈的箭头表示。如图11-18，

气象站圆圈表示箭的头部，而箭头指向风刮的方向。风用吹来的方向描述，因此西北风的意思就是风是从西北方向吹向东南方向的。风速用位于风向在线的垂直短线或三角形表示。每一个短线表示风速为10 节，而短线的一半表示5 节风速，三角形表示风速为50 节。

每一个气象站的压力都记录在天气图上，以毫巴为单位。等压线是画在图上用于表示相同压力区域的线条。这些线条产生一个模式，这个模式显示了压力梯度或者压力随距离的变化情

况。如图11-19.

等压线类似于地形图上表示地形海拔高度和坡度陡峭程度的等高线。例如，间隔很近的等 压线表示急剧升降的风梯度和强风的盛行。另一方面，梯度缓和的等压线表示成间隔较远，意味着微风。等压线有助于识别低压和高压系统，以及高压脊，低压槽和 气压谷的位置。高压系统是低压包围的高压区域；低压是高压包围的低压区域。高压脊是拉长的高压区域，低压槽是拉长的低压区域。气压谷是高压脊和低压槽的交 汇点，或者是两高或两低之间的中性区域。

等压线 提供了地面之上几千英尺内风的有用信息。接近地面时，风向被地表改变，风速由 于和地面间的摩擦力而降低。然而，在地面之上2000 到3000 英尺高度内，风速较大，风向开始变得更加和等压线平行。因此，地面风表示在天气图上，稍微高一点高度上的风也表示在天气图上。

一般地，地面2000 英尺以上的风相对地面风为20-40 度偏右，风速也会更大。在崎岖不平的地形上风向的变化是最大的，而在平坦地表上是最小的，例如开阔的水域。在缺少高空风信息的条件下，这个建议规则用于粗略的估计地表几千英尺之上风的状况。

大气稳定性

大气的稳定性依赖于它抵抗垂直运动的能力。稳定的大气使垂直运动困难，轻微的垂直运动受到抑制后消失。在不稳定的大气中，轻微的垂直空气运动趋向于变的更强，这样就导致了紊乱的气流和对流活动。不稳定性会导致严重的紊流，广阔的垂直云量，以及剧烈的天气。

上升的气流膨胀且变冷，是由于高度增加时气压的降低。下沉气流则反之；随着大气压力的增加，下沉空气的温度随着它被压缩而增加。绝热加热和绝热冷却就是用来描述这种变化的术语。【绝热的意思在这里是指大气温度变化是在没有热量传导的过程中因压力的变化而产生的温度变化。】

绝热过程发生在所有的向上或向下运动的空气中。当空气上升到一个低压区域时，它会膨 胀到一个更大的体积。当空气分子膨胀时【即空气分子的平均间隔增大，而不是分子本身变大】，空气的温度会更低。结果是，当气块【一定体积的空气】上升时， 压力降低，体积增加，温度降低。当空气下沉时，则反之也对。温度随着高度增加而下降的速度称为温度垂直梯度(lapse rate)。当空气在大气中上升时，平均温度变化速率是2 摄氏度(3.5 华氏度)每1000英尺。

由于水蒸气比空气还轻，潮湿降低了空气的密度，导致它上升。相反地，当湿度降低时，空气变得更加密集而趋于下沉。由于潮湿的空气变冷的速度更慢【潮湿空气的热容量更大】，一般它比干空气更加不稳定，原因是潮湿的空气在冷却到周围的空气温度前必须上升的更高。

干空气绝热温度梯度(不饱和空气)是3 摄氏度每1000 英尺。湿空气绝热温度梯度范围从1.1 摄氏度到2.8 摄氏度(2 华氏度到5 华氏度)每1000 英尺。

湿度和温度的结合确定了空气的稳定性和作为结果的天气。冷的干空气非常稳定，能够抵抗垂直运动，它会导致好的通常是晴朗的天气。最大的不稳定发生在空气是潮湿而温暖的时候，就像热带区域的夏天一样。典型的，雷暴基本上天天出现在这些区域，就是因为周围空气的不稳定性。

逆增

随着空气在大气中上升膨胀，温度会降低。然而也会发生一种大气异常情况，改变了这个典型的大气行为模式。当上升空气的温度随高度增加而增加时，就发生了温度逆增。逆增层通常是接近地面的很薄的一层平稳空气。空气的温度随高度增加到某一点，即逆增层的顶部。

逆增层顶部的空气担当盖子的作用，保持天气和污染物截留在下面。如果空气的相对湿度高，它会促进云，雾，薄雾，烟的形成，导致逆增层内的能见度降低。

基于地表的温度逆增发生在晴朗凉爽的夜晚，这时接近地面的空气被地表的降温而冷却。地表几百英尺内的空气变得比它上面的空气更冷。当暖空气在一层较冷的空气上扩展开来或者当冷空气被迫位于一层暖空气的下方时，就会发生锋面逆增。

湿气和温度

大气天然的就含有水蒸气形式的水分。大气中水分的多少依赖于空气温度。温度每增加20华氏度，空气中能容纳的水分就增加为1 倍。相反的，温度降低20 华氏度，水分容量会变为原来的一半。

大气中的水有三种状态：液态，固态和气态的。所有这三种形式都可以容易的变化为另一种，都出现在大气的温度变化范围内。当水从一种状态变为另一种状态时，就发生一次热交换。

这些变化是通过蒸发，升华，冷凝，沉积，熔解或者凝固过程实现的。然而，水蒸气仅仅是通过蒸发和升华过程进入大气的。

蒸发是液态水变为水蒸气的变化。当水蒸气形成时，它从最近的可用热源吸收热量。这个 热交换就是蒸发的隐形加热。这种现象的一个很好的例子是身体的排汗蒸发。主要的印象是热量从身体带走后的变冷感觉。类似地，升华是冰直接变为水蒸气的变 化，完全跳过了液态状态。虽然干冰不是水而是二氧化碳制成的，它能说明固态直接变为气态的升华原理。

相对湿度

湿度是指在一个给定的时刻大气中所含水蒸气的多少。相对湿度是空气中的实际水分量相 对于那个温度时空气可以容纳的总水分量。例如，如果当前相对湿度为65%，即空气在这个温度和压力时含有能够容纳的总水分量的65%。虽然美国西部的大部 分地区很少看到高湿度的天气，但是在美国南方温暖的月份，相对湿度从75%到90%并不罕见。如图11-20

温度/ 露点关系

露点和温度之间的关系定义了相对湿度的概念。以度表示的露点是空气不能再容纳更多水分时的温度。当空气温度降低到露点时，空气就完全饱和，水汽开始在空气中凝结，以雾，露水，霜，云，雨，冰雹或者雪的形式出现。

当 潮湿的不稳定空气上升时，云经常在温度和露点一致的高度形成。当升高时，不饱和空 气冷却速度为5.4 华氏度每1000 英尺，而露点温度降低速度为1 华氏度每1000 英尺。这就导致了温度的收敛，即露点变化速度为4.4 华氏度每1000 英尺。在报告的温度和露点资料上应用收敛速度来确定云底的高度。

假设：

温度(T)= 85 华氏度

露点(DP)=71 华氏度

收敛速度(CR)=4.4 度

T-DP=温度露点差(TDS)

TDS/CR=X

Xx1000=离地高度AGL

示例

85-71=14

14/4.4=3.18

3.18x1000=3180 英尺

云底高度为地面之上3180 英尺。

解释

地面环境温度为85 华氏度，而地表露点温度为71 华氏度，差值为14 度。温度露点差除以收敛速度4.4 度，然后再乘以1000 得出近似的云底高度。

确定空气到达饱和点的方法

如 果空气到达饱和点而温度和露点非常接近，雾，低云或降雨就很可能形成。空气可以有 四种方式到达完全的饱和点。第一，当暖空气在寒冷地面上移动时，空气的温度会下降而达到饱和点。其二，当冷空气和暖空气交汇时可能到达饱和点。第三，当空 气在夜晚通过和较冷的地面接触而冷却时，空气会达到它的饱和点。第四个方法是空气升高或者被迫在大气中上升时到达饱和点。

当空气上升时，它使用热能来膨胀。结果是，上升的空气快速的失去热量。不饱和空气散热的速度是高度每增加1000 英尺下降3 摄氏度。不管是什么原因导致空气到达它的饱和点，饱和空气都会带来云，雨，和其他危险的天气状况。

露和霜

在 凉爽平静的夜晚，地面温度和地表上的物体会导致周围空气的温度降低到露点以下。当 发生这种情况时，空气中的水分会凝结且凝聚在地面，建筑物和其他物体如汽车和飞机上。这个水分就是众所周知的露水，有时可以在早晨的草上看到。如果温度低 于冰点，水分将会以霜的形式沉积下来。而露水对飞机没有危险，霜对飞行安全有确定无疑的危险。霜会破坏机翼上的气流，能够彻底的减少升力的产生。它也会增 加阻力，当同时产生的升力降低时，就会破坏起飞能力。开始飞行前，飞机必须彻底清除霜冻免受其影响。

雾

根据定义，雾是从地表开始50 英尺内的云。它通常发生在接近地面的空气温度冷却到空气的露点时。

这是，空气中的水蒸气凝结，变成雾这种可见的形式。雾是按照它形成的方式来分类的，且依赖于当前温度和空气中水蒸气的多少。

在 晴朗的夜晚，风相当小或者无风时，可能产生辐射雾。如图11-21。通常的，它形 成在低洼的地区如山谷。这种类型的雾发生在地面由于陆地的辐射而快速冷却的时候，而且周围空气温度到达它的露点。随着太阳升起温度上升，辐射雾升高，最终 消散。风的任何增强都会加快辐射雾的消散。如果辐射雾小于20 英尺厚，它就称为地面雾。

当一层温暖潮湿的空气在寒冷地面上移动时，很可能产生平流雾。不像辐射雾，形成平流雾需要有风。15 节以下的风速让雾形成和加强；超过15 节风速时，雾通常会升高，形成低层云。平流雾在沿海地区很常见，在那里海风会把空气吹向较寒冷的大陆。

在这些同样的沿海地区，也可能发生滑升雾。当潮湿稳定的空气被迫沿倾斜的陆地特征如山区上升时，就会发生滑升雾。这种类型的雾也需要风才能产生和持续存在。滑升雾和平流雾不象辐射雾，可能不会随着早晨的太阳而消散，相反可能持续多天。他们也可能延伸到比辐射雾更高的高度。

蒸汽雾或者海雾形成在干冷空气沿温暖的水面移动时。随着水的蒸发，它上升且类似烟雾。

这种类型的雾于一年中最冷的时间在水体上很常见。低空紊流和结冰通常和蒸汽雾有关系。

冰雾发生在寒冷的天气，那时温度比冰点低的多，水蒸气直接变成了冰晶。有利于它的形成条件类似于辐射雾，除了寒冷的温度，通常是零下25 华氏度或者更冷。它主要发生在北极地区，但是不知道在中纬度地区寒冷季节是否会发生。

云

云是可见的指示物，而且通常也是将来天气的预示。对于云的形成，必须有足够的水蒸气 和凝结核，以及空气可以冷却的一个方法。当空气冷却，到达它的饱和点，不可见的水蒸气变为可见的状态。经过沉积(也可以指升华)和凝结过程，水蒸气凝结或 升华成类似尘埃，盐晶或者烟的称为凝结核的微粒物。凝结核是非常重要的，因为它为水汽提供了一个从一种状态变为另一种状态的方法。

云的类型是根据它的高度，形状，和行为来确定的。它们根据其云底高度分类为低云，中云，高云，和垂直扩展的云。如图11-22

低云是那些在靠近地球表面形成，且延伸到6500 地面高度的云。它们主要是有小水滴组成的，但是也可以包含会引发危险的飞机结冰的过度冷却水滴。典型的低云是层云，层积云和乱层云。雾也被分类为一种类型 的低云形式。这一组云产生的最高限度低，妨碍能见度，而且会快速的变化。因为这个原因，它们影响飞行计划，会导致不能进行VFR 飞行。

中云形成在大约距离地面高度6500 英尺延伸到距离地面20000 英尺高度。它们是由水，冰晶和过度冷却的水滴组成。典型的中高度云包括高层云和高积云。在较高海拔高度越野飞行的时候可能会遇到这些类型的云。高层云会产 生紊流，可能发生中度结冰情况。高积云通常形成在高层云散开时，也可能发生轻度紊流和结冰情况。

高云形成在距地面20000 英尺以上高度，通常只在稳定空气中形成。它们由冰晶组成，产生没有实质危险的紊流或者结冰情况。典型的高空云是卷云，卷层云，和卷积云。

大 范围垂直扩展的云是积云，它们垂直的形成了高耸的积云或者积雨云。这些云的底部形 成在低高度到中高度云底区域，但是可以扩展到高高度云层。高耸的积云表示大气中不稳定的区域，它们周围和内部的空气是紊乱的。这些类型的云经常发展成积雨 云或者雷暴。积雨云包含大量水汽和不稳定空气，经常会产生危险的天气现象如闪电，冰雹，龙卷风，强阵风，和风切变。这些大范围的垂直云可能由于其他云的形 成而变的模糊，不总是可以在地面上或者飞行中看到。发生这种情况时，这些云按照术语被称为内涵式雷暴。

云的分类可以根据外观和云的组成进一步细分为特定的云类型。知道这些术语可以帮助你认识看到的云。

下面是一个云分类的列表：

· 积云 – 堆积的起绒状的云 

· 层云 – 以层的形式形成 

· 卷云 – 卷曲的纤维状云，也是20000 英尺以上的高云 

· 堡状云 – 常规云底单独垂直发展，很像城堡 

· 镜云 – 镜片形状，强风时在山上形成 

· 雨云 – 雨量丰富的云 􀁺 碎积云 – 粗糙或破碎的云 

· 高云(alto)- 即高空云，也包含存在于5000-20000 英尺的中高度云

对于飞行员来说，积雨云可能是最危险的云类型。它单独或者成片出现，其名字要么是一个气团或者地形雷暴。靠近地表的空气变热产生一个气团雷暴；在山脉地区的空气上坡运动导致地形雷暴。以连续线形式形成的积雨云是雷暴或者飑线的非锋面带。

由于上升的空气流导致了积雨云，它们的气流是非常紊乱的，对飞行安全是一个重要的危险。

例如，如果一架飞机进入雷暴，飞机将会遇到每分钟超过3000 英尺的上升或者下降气流。

另外，雷暴还会产生大冰雹，破坏性闪电，龙卷风和大量的水，所有这些对飞机都是潜在的危险。

在 消散前，一个雷暴的发展会经历三个明显的阶段。它从积云状态开始，其中空气开始产 生升力作用。如果有了足够的水汽和不稳定性，云量会继续在垂直高度上增加。持续的上升气流阻止了水汽的降落。上升气流区域变得比推送雷暴的单独的上升热气 流还要大。在大约15 分钟内，雷暴达到了它的成熟阶段，这是雷暴生命周期中最猛烈的阶段。这时，水分的下降，不管是水还是冰对于云层来说都太重而不能支撑，开始以雨或者冰雹的 形式下落。这产生了空气的向下运动。温暖的上升空气；冰冷的含有降雨的下降空气；以及猛烈的紊乱气流都存在于云内或附近。在云的下方，向下急流的空气增加 了地面风，且��低了温度。一旦接近云顶部的垂直运动慢下来，云的顶部就会散开来呈现砧骨的形状。这时，暴风雨进入了消散阶段。这时下降的气流分散开来取代 了维持暴风雨所需的上升气流。如图11-23

轻型飞机是不可能飞越雷暴的。严重的雷暴可能冲到对流层顶，根据纬度不同可能达到令 人惊异的50000 到60000 英尺高度。在雷暴雨下飞行使飞机受到雨，冰雹，破坏性闪电和猛烈的紊乱气流的影响。一个好的经验规则是以至少5 海里绕飞雷暴，因为冰雹可能落在云层外已英里内。如果不能选择绕飞雷暴的话，那么就留在地上等待雷暴过去。

云幕高度

在航空的用途上，云幕高度是被通报为多云的或者阴天的，或者垂直能见度开始昏暗而类 似雾或者阴霾的云的最低高度。当八分之五至八分之七的天空被云覆盖时，则报告为云是破碎的。阴天的含义是整个天空被云覆盖了。当前云幕高度信息是由航空日 常天气报告(METAR)或者各种自动天气站通报的。

能见度

和云量以及通报的云幕高度密切相关的是能见度信息。能见度是指裸眼能够看到明显物体的最大水准距离。当前能见度也在METAR 和其他航空天气报告中通报，还有自动天气站。由气象专家预测的能见度信息在飞行前天气简报中也可以获得。

降水

降水是指在大气中形成且降落到地面的任何形式的水的微粒物。它对飞行安全有深刻的影响。

根据降水的不同形式，它会降低能见度，产生结冰条件，以及影响飞机的着陆和起飞性能。

降水发生是因为云中的水或者冰粒逐渐增大，直到大气不能再支持它们。它落向地面时会以好几种形式出现，包含细雨，下雨，冰粒，冰雹，和冰冻。

细雨被分类为非常小的小水滴，直径小于0.02 英寸。细雨通常伴随着雾或者低层云出现。

较大的小水滴就是指雨。在大气中降落但是在滴到地面之前蒸发掉的雨称作雨幡。当地面温度低于冰点时，就会发生结冰雨或者冰毛毛雨；雨在接触到更冷的地面时结冰。

如果雨降落通过温度逆增层，它可能会在经过下面的冷空气时结冰，且以小冰粒的形式降 落到地面。冰粒是温度逆增的迹象，结冰的雨存在于更高的高度上。在冰雹的情况下，结冰的小水滴被云里的气流携带的忽上忽下，它们和更多的水分接触后逐渐变大。一旦上升的气流不能维持结冰的水滴，它就会以冰雹的形式降落到地面。冰雹可能是豌豆大小的，也可能逐渐变到直径5 英寸大，比一个垒球还大。

雪是一种冰晶形式的降水，它以稳定的速度降落，或者已开始下鹅毛大雪，强度逐渐变化，最后很快结束。降落的雪花的大小也会变化，呈非常小的雪粒【米雪】或者大雪花形式。米雪在大小上和毛毛雨相当。

任何形式的降雨对飞行安全都是一个威胁。通常，降雨伴随着低云幕高度和降低的能见度。

有冰，雪或者霜在其表面的飞机在开始一次飞行前必须被仔细的清除，因为气流可能被破坏而失去升力。雨也会促使油箱进水。降雨还会使跑道表面产生危险，由于雪，冰，积水和打滑的表面使得起飞和降落困难。

气团

气团是呈现出环绕区域或者气源地特性的很大体积的空气。通常的源地是一个空气在其中保持相对停滞几天或者更长时间的区域。在这个停滞时间内，气团获得了源地的温度和湿度特性。可以发现停滞区域在极地地区，热带海洋，以及干燥的沙漠。气团按照它们的发源地区分类：

· 极地的或者热带的 

· 海洋的或者大陆的

大陆型极地气团在极地区域的上空形成，它携带有寒冷干燥的空气。海洋型热带气团在温 暖的海洋水面上形成，如加勒比海，它携带有温暖潮湿的空气。当气团从它的发源地区移动经过陆地或者水体时，气团会受到不同的陆地或者水体条件的影响，这些 条件会改变气团的特性。如图11-24

空气团经过温暖的地表时，它的下方会变暖，形成对流性气流，导致空气上升。这就产生 了一个不稳定的空气团，有良好的地面能见度。潮湿，不稳定空气导致积云，阵雨，和紊流的形成。相反地，气团经过更冷的地表就不会形成对流性气流，而是产生 了一个稳定的空气团，其地面能见度很差。很差的地面能见度是因为这样一个事实，烟雾，灰尘和其他微粒不能上升到空气团内，反而被截留在接近地表。稳定空气 团会产生低层云和雾。

锋面

当空气团沿水体或大陆运动时，它们最终会和另一个不同特性的空气团相遇。两种类型空气团之间的边界层称为锋面。靠近中的任何类型锋面总是意味着天气即将变化。

有四种类型的锋面，它们是根据前进的空气温度相对于被取代的空气温度来命名的。如图11-25

· 暖锋 

· 冷锋 

· 静止锋 

· 锢囚锋

任何对锋面系统的讨论必须承认没有两个锋面是相同的。然而，普遍的天气条件都和帮助识别锋面的具体锋面类型有关。

暖锋

当一个暖气团前进要取代一个较冷的气团时会出现暖锋。暖锋移动缓慢，通常是每小时10到25 英里。前进锋面的斜坡略过较冷空气的顶部，逐渐的把它推出区域。暖锋包含了通常有很大湿度的暖空气。随着暖空气升高，温度就会降低，发生凝结。

一 般地，暖锋通过之前，沿着锋面边界预期会形成卷状云或层状云，还伴随着雾。在夏季 的月份，可能会发生积雨云或者雷暴。轻度至中等降水是可能的，通常以雨，雨夹雪，雪或者毛毛雨的形式形成，重点是能见度变差。风从南方或者东南吹来，周围 温度变的寒冷，且露点增加。最终，随着暖锋的接近，大气压力持续下降直到暖锋完全通过。

在暖锋通过期间，可以看见层状云，可能还会下细雨。能见度通常是很差的，但是会随风的变化而改善。随着相对温暖的空气持续流入，温度会稳定上升。大部分地区的露点保持稳定而压力降低。

暖锋过后，层积云变成主导地位，可能发生阵雨。能见度最终会变好，但是烟雾朦胧的状况可能会在通过后维持一段较短的时间。风会从南方或者西南吹来。随着变暖的温度，露点上升，压力下降。在大气压力降低之后通常会有轻微的升高。

飞向逼近的暖锋

通过研究一个典型的暖锋，可以学到很多和通用模式以及大气状况有关的方面，这些会在飞行中遇到暖锋时出现。如图10-26 图示了一个从密苏里州的圣路易向东朝宾夕法尼亚州匹兹堡前进的暖锋。

在从匹兹堡离开时，天气对目视飞行规则(VFR)很有利，在15000 英尺有一层分散的卷云。

当 飞行向西前进到哥伦布【俄亥俄州首府】接近来临的暖锋时，云层变厚，层状云的外观 逐渐增加到云幕高度6000 英尺。薄雾中的能见度降低到6 英里，且大气压力持续降低。接近印弟安纳波里斯【印第安纳州首府】的时候，天气恶化到在2000 英尺有散开的云层，天空下雨，能见度为3 英里。随着温度和露点变的一致，很可能产生雾。在圣路易士，天空被低云覆盖，下着细雨，能见度降低到1 英里。超过印弟安纳波里斯之后，云幕高度和能见度太低而不能继续进行VFR 飞行。因此，停留在印弟安纳波里斯等待暖锋已经通过是民智的选择，时间可能需要一到两天。

冷锋

当 寒冷稠密的稳定空气团前进取代较温暖的空气团时产生冷锋。冷锋比暖锋移动的更快， 以25 到30 英里每小时的速度前进。然而，极端的冷锋有记录的移动速度达到60 英里每小时。典型的冷锋以和暖锋相反的方式移动；因为它非常稠密，它接近地面，就好像扫雪机，在较暖的空气下方滑动，迫使不稠密的空气上升。快速上升的空 气致使温度突然降低，迫使云的产生。产生的云类型依赖于较暖气团的稳定性。北半球的冷锋通常是东北到西南的方向，可以绵延几百英里长，包含一大片陆地区 域。

典型冷锋通过之前，会出现卷云或高耸的积云，也可能出现积雨云。由于云的快速发展，阵雨和阴霾也是可能的。来自南方或者西南方向的风促进了相对较冷的空气取代了温暖的空气。

高露点和大气压力的降低表明了冷锋即将要通过这里。

随 着冷锋经过，高耸的积云或积雨云依然占据天空的主导地位。根据冷锋的强度，形成大 阵雨可能还伴随闪电，雷鸣，和/或冰雹。更严重的冷锋也会产生龙卷风。在冷锋通过时，能见度将很差，风向多变且多阵风，同时温度和露点快速下降。冷锋通过 时快速下降的大气压力会降至最低点，然后开始逐渐增加。

冷锋过后，高耸的积云和积雨云开始消散成积云，相应的降水量也降低。最终能见度变的很好，西风或西北风盛行。温度仍然更冷，但是大气压力持续升高。

快速移动的冷锋

快 速移动的冷锋受实际锋面后远处的强烈压力系统推动。地面和冷锋之间的摩擦力阻碍冷 锋的运动，因此产生了一个陡峭的锋面。这结果就产生了一个非常狭窄的天气带，集中在锋面的前沿。如果被冷锋压倒的暖空气是相对稳定的，那么在锋面前方的一 段距离内可能出现乌云密布的天空和下雨。如果暖空气不稳定，可能形成分散的雷暴和阵雨。沿锋面或锋面之前可能形成连续的雷暴雨带或者一条飑线。由于狂暴的 雷暴是强烈且快速移动的，飑线对飞行员来说是严重的危险。在快速移动的冷锋之后，天空通常很快放晴，冷锋留下了狂暴的阵风和更冷的温度。

飞向逼近的冷锋

和暖锋一样，不是所有的冷锋都相同。检查一次向逼近的冷锋的飞行，飞行员可以对飞行中会遇到的不同状况类型有更好的理解。图11-26 显示了一次从宾夕法尼亚州，匹兹堡向密苏里州圣路易士的飞行。

在飞离匹兹堡的时候，VFR 天气是能见度为烟雾中3 英里，在3500 英尺高度是分散的云层。当飞行向西前进到哥伦布接近毕竟的冷锋时，云层就显示出以2500 英尺断层垂直发展的迹象。阴霾中的能见度为6 英里，且大气压力不断下降。不断接近印弟安纳波里斯的时候，天气恶化到1000 英尺高度被云层覆盖，能见度为3 英里，有雷暴和大阵雨。在圣路易士，天气变好，1000 英尺高度上云层散开，能见度为10 英里。

飞行员使用基于锋面状况知识的合理判断，他很可能要停留在印弟安纳波里斯，直到锋面通过。试图在雷暴带或者飑线下飞行是危险而愚蠢的，也不要想飞越它的顶部或者绕飞暴风雨。

雷暴可能向上延伸到彻底超过小飞机的能力范围，还会以带状绵延300 至500 英里。

冷锋和暖锋对比

暖 锋和冷锋在特性上是非常不同的，相同的是每一锋面都有危险。他们在速度，结构，天 气现象和预报方面都是变化多端的。冷锋，它以20 至35 英里每小时速度移动，相对暖锋移动的很快，暖锋只以10-25 英里每小时移动。冷锋也促使形成陡峭的锋面坡度。激烈的天气活动和冷锋有关，天气通常沿锋面边界出现，而不是在前方。然而，飑线可以在夏季月份形成，在严 重冷锋的前面远到200 英里。反之，暖锋产生低云幕高度，差的能见度和下雨，冷锋产生突发的暴风雨，阵风，紊流，有时还有冰雹或者龙卷风。

冷锋是快速来临而很少或甚至没有警告的，它们可以就在几个小时内引起天气完全变化。在通过后，天气很快放晴，无限能见度的干燥空气取代了原先的暖空气。另一方面，暖锋对它们的来临提供了提前的警告，可能要好几天才能经过一个地区。

风的转向

高压系统周围的风绕顺时针方向旋转，而低压系统的风逆时针方式旋转。当两个高压系统相邻时，在邻接点的风向是几乎直接相反的。锋面就是两个压力区域之间的边界，因此，会持续的在一个锋面内发生风偏转。偏转风的方向非常明显的和冷锋结合。

静止锋

当两个气团的力量相对均等时，分开它们的边界或者锋面保持静止，影响几天内的局部天气。

这个锋面就称为静止锋。和静止锋有关的天气通常是混合的，在冷锋和暖锋时都可以发现。

锢囚锋

当 快速移动的冷锋追上一个慢速移动的暖锋时会出现锢囚锋。当锢囚锋接近时，暖锋天气 占主导，但是很快接着就是冷锋天气。可以出现两种类型的锢囚锋，互相碰撞的锋面系统的温度很大程度上定义了锋面的类型和因而发生的天气。当快速移动的冷锋 比慢速移动的暖锋之前的空气更冷时，就会出现冷锋锢囚现象。当发生这个现象时，寒冷的空气取代了凉的空气，迫使暖锋上升到大气中。典型的，冷锋锢囚产生了 可以在暖锋和冷锋都可以看到的混合天气，使得空气保持相对稳定。当暖锋前的空气比冷锋的空气还冷就会出现暖锋锢囚。发生这种情况时，冷锋向上升到暖锋之 上。如果被暖锋迫使上升的空气不稳定，天气将会比冷锋锢囚中看到的更加严重。很可能出现内涵式雷暴，雨，雾。

图11-28 描绘了一个典型冷锋锢囚的截面图。暖锋在占主导地位的较冷空气上形成斜坡，产生暖锋类型的天气。典型锢囚锋通过之前，卷云和层云盛行，降水量从小到大，能 见度差，露点稳定，大气压力持续下降。在锋面通过期间，乱层云和积雨云占主导，也可能是高耸的积云。降水量从小到大，能见度差，风是多变的，大气压力下 降。锋面通过之后，可以看见乱层云和高层云，降雨量持续降低，逐渐放晴，能见度持续变好。

  资料来源: 民航局 - FAA 飛行員航空知識手冊(2003 中譯本)

FAA Pilot's Handbook of Aeronautical Knowledge 2008

第一层称为对流层【根据纬度不同从地表延伸到20000 英尺至60000 英尺的大气层】，在北极和南极地区从海平面延伸到20000 英尺(8 公里)，在赤道附近地区延伸到48000 英尺(14.5 公里)。绝大多数的天气，云，暴风雨，和温度变化都发生在大气的这第一层。在对流层内，温度以高度每升高1000 英尺2 摄氏度的比率下降，而压力以每升高1000 英尺1 英寸的比率下降。在对流层的顶部是被称为对流层顶的边界，它阻止了对流层中的湿气和相关的天气。对流层顶的海拔高度随着纬度和一年中的季节而变化；因此它 是呈椭圆形的，而不是圆形的。对流层顶的位置是重要的，因为它通常和射流(jetstream)以及可能的晴空乱流(clear air turbulence)的位置有关。

对流层顶之上 的大气层是同温层【或叫平流层】，它从对流层顶延伸到大约160000 英尺(50公里)的高度。在这一层很少有天气现象，而且空气保持稳定。在平流层的顶部是另一个称为平流层顶的边界，它处于大约160000 英尺的高度。就在这之上是中间层，它延伸到中间层顶边界大约280000 英尺(85 公里)的高度。中间层的温度随着高度的增加而快速降低，可能冷到零下90 摄氏度。大气的最后一层叫热层。它从中间层之上开始向外太空逐渐变得稀薄。

氧气和人体

如 前面讨论过的，氮气和其他少量气体占大气的78%，而剩余的21%是支援生命的， 即大气的氧气。在海平面高度，大气压力大的足够支持正常的生长，行动和生活。然而，在18000 英尺，氧气的分压严重的降低到了对正常活动和人体功能不利影响的地步。事实上，在10000 英尺以上一般人的反应开始变差，而对一些人则是低到5000 英尺。对缺氧的生理反应是危险的，且以不用的方式影响人们。这些现象从轻度的定位障碍到完全不能定位，这依赖于身体的忍受能力和所在的高度。

通过使用辅助的氧气和机舱增压系统，飞行员可以飞行在更高的高度，克服缺氧的不利影响。

大气压力的重要性

在海平面，大气对地球施加的压力为每平方英寸14.7 磅的力。这意思是从地球表面延伸到外部极限高度的一平方英寸空气柱，其重量大约为14.7 磅。如图11-4

[aerojones-knowledge]

[飞行手册]-飞行手册和其他文件

飞机飞行手册

飞 机飞行手册是飞机制造商开发而由FAA 批准的文档。它特定于飞机的型号和注册序号，包含操作程序和限制。联邦法规全书(CFR)的14 号法律91 部要求飞行源遵守在批准的飞机飞行手册，标记，和标牌中指定的操作限制。最初，飞行手册是按照制造商感觉合适的格式和内容来撰写的。这种情况随着通用航空 制造商协会(GAMA)的飞行员操作手册规范得到公认而改变，它为所有通用航空飞机和旋翼飞机手册确立了标准格式。飞行员操作手册(POH)由飞机制造商 开发，包含FAA 批准的飞机飞行手册(AFM)信息。但是，如果飞行员操作手册作为主要的参考手册而不是飞机飞行手册，必须在扉页包含一个声明表示文档的段落由FAA 批准为飞机飞行手册。如图7-1

【上面的这段话简要说明了飞机飞行手册和飞行员操作手册都是要官方批准的，而且格式是有标准规范的。如果使用飞行员操作手册作为主要参考，那么相关段落要声明由FAA 批准可用作飞机飞行手册。我国的民航飞机手册批准方面的规范请参考民航总局标准司相关规范。】

飞机所有者/信息手册是飞机制造商开发的文档，包含关于飞机制造和型号方面的一般信息。

飞机所有者手册不是FAA 批准的，也不特定于具体注册号的飞机。这个手册提供飞机运行有关的一般信息，不保持最新，所以不能代替飞机飞行手册或者飞行员操作手册。

处了序言的几页之外，飞行员操作手册还包含多达10 个部分。具体为：概述；限制；紧急程序；正常程序；性能；重量和平衡/装备表；系统描述；使用，保养和维护；和附录；制造商可选包含第十部分安全提示和手册结尾的字母顺序索引表。

序言

虽 然相同制造和型号飞机的AFM/POH 看起来相似，但是每个手册都是特定的，因为手册包含具体飞机的详细信息，例如安装的装置和重量/平衡信息。因此要求制造商把序号和注册信息包含在手册扉页 以识别手册所属的飞机。如果一本手册没有具体飞机的注册和序号，那么这个手册就被限制只能用于一般的学习用途。

大 多数制造商会给手册包含一个目录，它按整个手册的章节号和标题顺序排列。通常每一 章节也包含自己的目录。页码反应章节和它所在的页。如果手册以活页形式出版，通常用包含章节号或者标题或者同时包含章节和标题的分隔标签来标记。紧急程序 部分可能使用红色标签，以便快速辨认和参考。

概述( 第一部分)

概述部分提供基本的飞机和动力装置描述信息。一些手册包含提供飞机不同部分尺寸的三视图。包含的信息如翼展，最大高度，总长度，轴距长度(前后车轮轮轴距离)，主起落架轨迹宽度，最大螺旋桨直径，螺旋桨地面间距，最小转弯半径，和机翼面积。本章用于熟悉飞机的快速参考。

概述一章的最后段落包含定义，缩写，符号的解释，和手册中用到的一些术语。制造商也可以包含一些公制和其他换算表格。

限制( 第二部分)

限制部分只包含那些规章要求的和飞机，动力装置，系统和设备安全运行所必需的限制。它包括操作限制，仪表标记，色标，和基本的张贴牌。一些限制范围包括：空速，发动机，重量和载荷分布，以及飞行。

空速

空速限制通过色标显示在空速指示器上，或者显示在飞机标牌和图表上。如图8-1

空速指示器上的红线表示超出这个空速限制会发生结构性损坏。这个速度称为永不超过速 度(Vne)。黄色弧线表示最大结构性巡航速度(Vno)和永不超过速度(Vne)之间的范围。在黄色弧线范围的速度运行的飞机只能在平稳空气中飞行，且 有警告。绿色弧线表示正常速度范围，上限是最大结构巡航速度，下限是起落架和襟翼都收起(Vsi)的最大重量失速速度。襟翼操作范围用白色弧线表示，它的 上限为最大襟翼伸出速度(Vfe)，下限为起落架和襟翼都处于着陆设定时的失速速度(Vso)。

除上述列出的标记外，小型多发飞机会有一个红色径向线来表示单发动机最小可控速度(Vmc)。蓝色径向线用于表示单发动机在最大重量海平面条件下的最大爬升率速度(Vyse)。

动力装置

动力装置限制方面描述了飞机的往复式或者涡轮发动机的运行限制。这些限制包括起飞功 率，最大连续功率，和最大正常运行功率，它是发动机没有任何限制时可以产生的最大功率，用绿色弧线表示。可以包含在这个方面的项目还有最小和最大润滑油和 燃油压力，润滑油和燃油等级以及螺旋桨运行限制。如图8-3

所有往复式发动机推动的飞机上每个发动机必须有一个转速指示器。装配恒速螺旋桨的飞机使用进气压力表来监视输出功率，转速表监视螺旋桨速度。这两个仪表都用红色径向线表示最大运行极限，绿色弧线表示正常运行范围。一些仪表还会有一个黄色弧线来表示告警范围。如图8-4

重量和载荷分布

重量和载荷分布方面包括最大认证重量和重心(CG)范围。平衡计算中用到的参考资料来源也包含在这部分。重量和平衡计算不包括在这部分，而是在飞机飞行手册或者飞行员操作手册的重量和配平部分。

飞行限制

这部分列出了适当的入口速度，飞行载荷因子限制，和多种操作限制条件下的审定的机动。

它还会说明下列机动是禁止的，如螺旋，特技飞行和飞行到确知的结冰条件区域的操作限制。

标牌

大多数飞机显示一个或多个包含直接关系到飞机安全运行信息的标牌。这些标牌位于飞机内的显著位置，它们复制了手册的限制部分或者根据适航指示指导。如图8-5

紧急程序( 第三部分)

检查表描述了建议的程序和空速以应付紧急程序部分中的不同类型紧急和危急情况。适用的一些紧急情况包括：发动机故障，起火和系统故障。也可能会包括飞行中发动机重新启动和水上迫降的程序。

制造商可能首先按照反应动作的顺序以缩写形式来给出紧急检查单。详细的说明检查单提供了关于缩写检查单之后的程序的额外信息。为紧急情况有所准备，要记住立即的动作项目，完成后要参考对应的检查单。

制造商可能会包括一个可选方面称为“不正常程序”。这部分描述本质上不被看作是紧急情况的故障的建议处理常式。

正常程序( 第四部分)

这部分以正常运行的空速列表开始。后续部分可能包含几个检查单，它们可能包括起飞前 检查，起飞前，启动发动机，滑行之前，滑行，起飞前，起飞，爬升，巡航，下降，着陆前，复飞(中断着陆，balked landing)，着陆后，和飞行后程序。详细程序部分根据检查单提供不同程序的更多详细信息。

为避免遗漏重要步骤，永远使用正确的检查单，只要它们可以使用。一贯坚持使用批准的检查单是有纪律的胜任的飞行员的标志。

性能( 第五部分)

性能部分包含飞机认证规章要求的所有信息，以及制造商认为可以增强飞行员安全地操作 飞机能力的任何额外性能信息。性能图表，表格和曲线图的格式是不同的，但是都包含相同的基本信息。在大多数飞行手册中可以发现的一些性能信息例子包括：用 于换算标定速度为真实空速的曲线图或表格，不同配置条件下的失速速度表格，以及用于确定起飞和爬升性能，巡航性能，着陆性能的资料。图8-6 是一个典型的性能图表样例。关于如何使用图表，曲线图和表格，请参考第九章-飞机性能。

重量和平衡/ 装备清单( 第六部分)

重量和平衡/装备表部分包含FAA 要求的用于计算飞机的重量和平衡的所有信息。

制造商还会在这部分包含一些示例性的重量和配平问题。重量和平衡在第八章-重量和平衡中讨论的更加详细。

系统描述( 第七部分)

系统描述部分是制造商为了飞行员理解系统如何运行而详细的描述系统的部分。飞机系统方面的更多信息，请参考第五章-飞机系统。

运行，保养，和维护( 第八部分)

运行，保养和维护部分描述由制造商和规章建议的维护和检查。适用于飞机，发动机，螺旋桨和部件的适航指示(AD)的发布可能要求额外的维护和检查。

这部分也描述可以由认证的飞行员完成的预防性维护，以及制造商建议的地面处理常式。这也包括飞机在飞机棚，束缚和一般储藏程序的考虑事项。

附录( 第九部分)

附录部分描述当装配了不在标准飞机上配备的多种可选系统和装备时安全高效地操作飞机 所必须的相关信息。这些信息中的某些可能由制造商提供，或者可选装备制造商提供。当安装了装备时，适当的信息就要插入到飞行手册中。自动飞行，导航系统， 和空气调节系统是这部分描述的设备例子。

安全提示( 第十部分)

安全提示部分是一个可选部分，包含增强飞机安全运行的评论信息。可能包含的一些信息例如：生理因素，一般天气信息，燃油节约程序，高海拔运行，和冷天气运行。

飞机档案

飞机注册证书

一架飞机在可以合法的飞行之前，必需经过FAA 民用航空注册处注册。飞机的注册证书颁发给飞机所有者以作为注册证明，必须随时随机携带。如图8-8

飞机的注册证书在下列情况下不能用于运行： 

飞机是按照国外法律注册的 

飞机的注册按照证书持有人的书面请求被取消 

飞机完全损毁或者废弃 

飞机的所有权已经转移 

证书持有人失去美国国籍

对于附加情况，参考联邦法律全书14 部(14 CFR)47.41 节。

当联邦法律全书14 部47.14 节所列情况之一发生时，先前的所有者必须填好飞机注册证书的背面邮寄至下列地址告知FAA：

联邦航空管理局

民用航空注册处 ，AFS-750

邮政信箱 25504

奥克拉荷马市，奥克拉荷马州，73125

经销商飞机注册证书是注册证书的另一种形式，但是仅对制造商要求的飞行测试或者经销商/制造商销售飞机所必须的飞行才有效。当飞机售出后经销商必需撤下证书。

遵守联邦法律全书14 部47.31 节之后，飞机注册证书申请书的粉红色副本是一种授权，可以运行一架未注册飞机时长不超过90 天。由于飞机没有注册，它不能在美国之外运行，直到收到永久的飞机注册证书放在飞机上。

FAA 不颁发任何所有权证书或者签署任何和飞机注册证书有关的信息。

注意：涉及飞机注册申请或者飞机销售账单的附加信息，请联系最近的FAA 飞行标准地区办公室(FSDO)。

适航证书

在飞机被检查后，认为满足14 CFR21 部的要求，且处于安全运行状态，FAA 的代表就可以颁发一份适航证书。适航证书必须显示在飞机里，运行的任何时候对乘客和机组都清晰易懂。适航证书要随飞机一起转让，除非飞机是卖给国外购买人的。

标准适航证书颁发给按照普通(normal) ， 公用(utility) ， 特技(acrobatic) ， 通勤(commuter)和运输(transport)类分类认证的飞机，或者颁发给有人驾驶的自由气球。图8-9 举例了一个标准适航证书，在证书下面有每一个项目的解释。

  第一项 国籍  –“N”  表示飞机是在美国注册的。注册标记包含一组 5 个数位元或者数位元和

字母。在这个例子中，指定给飞机的注册号是 N2631A。 

第二项 表示制造商，飞机的制造和型号 

第三项 表示指定给飞机的制造商序号，和飞机铭牌上注明的一样。 

第四项 表示飞机必须运行的所属分类。在这个例子里，飞机必须按照 NORMAL 类飞机的

特定限制来运行。 

第五项 表示飞机符合它的类型认证，在检查时和证书颁发时被认为处于安全运行状态。任

何适用的适航标准的免除要在此简要说明，给出免除号。如果没有免除项，那么输

入“NONE”。 

第六项 表示适航证书处于不确定的结果，如果飞机是按照 14CFR 第 21，43，和 91 部来维修的话，且飞机在美国注册。

还包括证书颁发的日期和FAA 代表的签字以及官员身份。

标准适航证书一直到飞机受到必要的维护之前都有效，且完全在美国注册。飞行安全部分的依赖于飞机的状态，它由机械师，认证的维修站或者满足14CFR 第43 部特定要求的制造商执行的检查来确定。

特殊适航证书颁发给所有在标准分类之外认证的飞机，例如实验性，受限制的，有限的，临时的，和体育飞行员。当购买一架非标准分类的飞机时，建议联系当地飞行标准地区办公室获得这样一个证书的有关适航要求和相关限制的解释。

飞机维护

维护被定义为飞机的保管，检查，大修，和维修，包括部件的替换。一架正确维护的飞机是一架安全的飞机。另外，正规的和正确的维护确保飞机在它的运行寿命期满足可接受的适航标准。

虽然不同类型的飞机维护要求不同，经验表明飞机每飞行25 小时或者更少就需要某种类型的预防性维护，至少每100 小时进行较小的维护。这也受运行类型，气候条件，保管设施，机龄，和飞机的结构影响。制造商提供维护飞机时应该使用的维护手册，部件目录，和其他服务信息。

飞机检查

14CFR 第91 部把处于适航条件的飞机的维护的主要责任寄予所有者和运营者。必须对飞机执行可靠的检查，所有者在任何故障校正需要的检查期间必须维持飞机的适航性。

14CFR 第91 部的E 子部要求所有民用飞机按照特定时间间隔来确定总体运行状态。间隔时间依赖于飞机所属的运行类型。一些飞机每12 个月需要至少一次检查，而其他飞机要求的检查间隔是每运行100 小时。在某些情况下，可能按照一个检查制度来检查飞机，这个检查制度是为了对飞机进行完全的检查而建立的，可以基于日历时间，服务时间，系统运行次数或者 这些条件的组合。

所有检查应该遵守制造商的最新维护手册，包括考虑检查间隔，部件替换和适用于飞机的寿命有限条款这些连续适航性的说明。

年度检查

任何往复式发动机驱动的或者单引擎涡轮喷气/涡轮螺旋桨驱动的小飞机(不超过 12500磅)，在商业飞行或者休闲飞行，且不为补偿或出租的情况下，要求至少一年检查一次。检查应该由认证的持有检查授权的机身和发动机机械师来执行， 或者由制造商检查，或者由认证和正确评估的维修站执行。除非年度检查已经在之前的12 个月完成，否则飞机将不能运行。12 个日历月的期限为从一个月的任何一天到下一年相同月份的最后一天。一架年检过期的飞机可以在FAA 颁发的特殊飞行许可下运行，目的是飞机飞到年度检查可以执行的地点。然而，所有适用 的适航指示必须遵守。

1 0 0 小时检查

所有12500 磅(除了涡轮喷气/涡轮螺旋桨驱动的多发动机飞机和涡轮机驱动的旋翼飞机)以下的飞机，受雇承载乘客，在之前的100 小时执行时间内必须已经收到一个100 小时检查，且被批准返回服役。另外的，用于租用飞行训练的飞机，当由执行飞行教练的人提供时，也必须有一个收到的100小时检查。这个检查必须由FAA认 证的机身和发动机机械师执行，或者由正确评定的FAA 认证的维修站或者由飞机制造商执行。一次年检或者一次为适航证书颁发的检查可以被一次要求的100 小时检查代替。如果沿途不超过10 小时而能到达一个可以执行检查的地方，100 小时限制可以是被超过的。用于到达一个可以执行检查地点的超额时间必须包含在计算下一个100 小时服役时间里。

其他检查程序

年度和100 小时检查要求不适用于大飞机(12500 磅以上)，涡轮喷气或者涡轮螺旋桨驱动的多发飞机，也不适用于所有者遵守先进的检查程序的飞机。这些要求的详细信息可以参考14CFR43 部43.11 节和第91 部，子部E 来确定，或查询当地飞行标准地区办公室确定。

高度计系统检查

14 CFR第91部，91.411节要求运行在受管制空域内仪表飞行规则(IFR)下飞机的高度计，编码式高度计和相关系统在过去的24 小时内被测试和检查过。

收发机检查

14CFR 第91 部，91.413 节要求收发机在按照14CFR 第91 部，91.215(a)节运行前，在过去的24 月内应该被测试和检查过。

飞行前检查

飞行前检查是一个彻底的和系统的方法，通过它飞行员可以确定飞机是否适航和处于安全运行状态。在飞行员操作手册和所有者/信息手册中包含以部分专门介绍执行一次飞行前检查的系统的方法。

最少装备表和有无效设备时的运行

联邦法规全书要求所有飞机仪表和安装的设备在每次起飞前都是有效运行的。当FAA 为14CFR 第91 部的执行采用了最少装备表(MEL)概念，这首次允许有飞机有不能工作的设备时也可以运行，这些设备被认定为对飞行安全不重要才可以。同时，它允许没有最 低装备表的91 部运营者可以按照91 部的指导方针来延迟维修不重要的设备。

按照91 部运行的小的旋翼飞机，非涡轮驱动的飞机，滑翔机或者比空气轻的飞行器，有两种延期维修的主要方法。它们是14CFR 第91 部91.213(d)的延期条款和FAA 批准的最少装备表(MEL)。

91.213(d)节的延期条款被大多数飞行员/运营者广泛的使用。它的流行是因为简单和文书工作最少。当飞行前或者离场前发现不工作设备时，决定应该是取消飞行，在飞行前获得维修，或者延期相应装备或设备。

维修延期不用于飞行中的偏差。制造商的飞机飞行手册/飞行员操作手册程序是用于这些情况的。这里的讨论根据一个假设：飞行员希望延期飞行前正常要求的维护。

飞行员使用91.213(d)节的延期条款确定不工作设备知否是类型设计，CFR 或者适航指示必需的。如果不工作设备不是必需的，飞机可以在没有它的条件下安全运行，那么���可以延期。不工作的设备应该被解除运行状态，或者拆卸，且要在 适当的开关，控制或者指示器边上贴上”不工作”(INOPERATIVE)的指示牌。如果解除或拆卸和维护(总要求拆卸)有关，必须由认证的维修人员来完 成。

例如，如果航行灯(安装的设备)在白天飞行前被发现不工作了，飞行员要遵守91.213(d)节的要求。

解除可能是象飞行员把断路器设到OFF 位置一样简单的过程，或者象使仪表和设备完全不工作一样的复杂。复杂的维修任务需要一个认证的和正确定级的维修人来执行解除。在所有情况下，物件或者装备必需被贴上“不工作的”指示牌。

所有按照91 部运行的小的旋翼飞机，非涡轮驱动的飞机，滑翔机或者比空气轻的飞行器符合使用91.213(d)节的维修延期条款。然而，一旦运营者请求一个最少装备 表，且FAA 颁发了授权书，那么最少装备表的使用就变成这架飞机强制性的了。所有维修延期必须按照最少装备表的期限和条件以及运营者产生的程序文档来完成，按照91 部运行的飞机的最少装备表的使用也允许不工作物件或设备的延期。基本指导档变成FAA 批准的颁发给特定运营者和注册编号飞机的最少装备表。

FAA 已经为当前使用的飞机开发了主要的最少装备表(MMELs)。一旦运营者提出书面申请，当地的飞行标准地区办公室(FSDO)会颁发适当的制造和型号的 MMEL 档，随附一份授权书以及一份导言。运营者然后从MMEL 来开发运行和维护程序。这个MMEL 协同运行和维护程序现在变成了运营者的最少装备表。最少装备表，授权书，导言和运营者开发的程序文档在飞机运行时必须放在飞机上。

FAA 认为最少装备表可以成为一份根据序号和注册号颁发给飞机的附属型证书(STC)。它因此变成这架飞机在非最初认证类型条件下的运行授权书。

有了批准的最少装备表之后，如果航行灯在白天的飞行前被发现不能工作，飞行员会为此 目的而记录一个维护记录条目或者不符记录。这个物件就会按照最少装备表维修或者延期。一旦确定航行灯不工作时的白天飞行根据最少装备表的条款被接受，飞行 员将把航行灯开关置于OFF 位置，打开断路器(或者任何程序文档中所说的动作)，在航行灯开关位置贴上“不工作”标牌。

为延期而使用最少装备表也有例外。例如，一个未列在最少装备表中的部件故障应该被看作是可延期的(例如转速计，襟翼，或者失速警告设备)，但是要求在离场前进行维修。如果在现场维修和备件没有准备好，那么可以从最近的飞行标准地区办公室获得一份特殊飞行许可。

这个许可允许飞机为了维修而飞到另外一个地方。这允许现在可能不满足适航要求但是能够安全飞行的飞机，可以根据特殊飞行许可附带的受限特殊条款来运行。

维 修的延期不能轻易执行，应该正确的考虑不工作部件可能对飞机的运行带来的影响，特 别是当其他部件也不工作时。有关最少装备表和不工作装备时运行的深入信息可以在咨询通告(Advisory Circular)AC 91-67中找到，即根据联邦航空法规( FAR) 第9 1 部运行的通用航空最少设备要求。

预防性维护

预防性维护是简单的或者次要的维护操作和小的标准零件的替换，不涉及复杂的装配操作。

除飞行学员，体育飞行员，和娱乐飞行员之外的认证飞行员，可以对他们拥有的或者运作 的任何飞机执行预防性维护，且飞机不是用于航空运输服务。（操作轻型体育飞机的体育飞行员请参考14CFR 第65 部了解维护资格）。14CFR 第43 部，附录A 包括一个可以看作是预防性维护的操作列表。

修理和更换

修理和更换被分为重要的和次要的。14CFR 第43 部，附录A 描述了被认为是重要的修理和更换。主要修理和更换应该根据FAA 表格337(主要修理和主要更换)由适当评级的认证修理站，持有检查授权的FAA 认证的机身和发动机机械师，或者管理局的代表批准后投入服役。

特殊飞行许可

特殊飞行许可是一个特殊适航证书，颁发以授权当前不满足适用的适航要求但可以安全进 行特定飞行的飞机的运行。在许可颁发前，FAA 检察官可能亲自检查飞机，或者要求由FAA认证的机身和发动机机械师检查，或者适当认证的修理站来检查，以确定位于预期的飞行是安全的。检查应该记录在飞 机的记录上。

颁发特殊飞行许可是为了让飞机可以飞到基地，那里可以执行修理，更换或者维护；或者为交付和出口飞机；或者为了从迫近危险的地区疏散一架飞机。

颁发特殊飞行许可也可能是为了允许一架超重的飞机飞行在超出了它的正常航程的水上或陆地地区，在那些地区不具备足够的着陆设施或燃油。

如果需要特殊飞行许可，可以从当地的飞行标准地区办公室(FSDO)或者指定的适航代表处(DAR)获得帮助和必要的表格。如图7-9

适航指令

FAA 的一个主要安全职责是对飞机，飞机发动机，螺旋桨或者装置上发现的不安全状况存在且在相同设计的其他产品上好像存在和发展时要求纠正。由于设计缺陷，维护 或者其他原因可能存在不安全状况。14CFR 第39 部的适航指令(ADs)定义了管理局要求必要的纠正动作而享有 的权力和职责。 适航指令是用于通知飞机所有者和不安全条件的其他干系人的方法，以及指定产品可以继续运作的条件。

适航指令可以分为两类：

1. 那些要求在继续飞行前立即遵从的紧急特性

2. 在一指定时期内要求遵从的较不紧急特性

适航指令是规章性质的，应该遵照执行，除非授予了具体的豁免条件。确保遵守所有相关 的适航指令是飞机所有者和运营者的责任。这包括那些要求循环和连续执行的适航指令。例如，一条适航指令可能要求每运行50 小时就重复检查，意思是每50 小时服役时间就应该进行详细的检查并记录。提醒所有者和运营人没有超越一条适航指令的最大小时要求的条款，除非它被明确的写入适航指令。为帮助确定一条适 航指令是否适用于成熟建造的飞机，请联系当地的飞行标准地区办公室(FSDO)。

14CFR 第91 部，91.417 节 要求维护一个记录以显示适用的适航指令的当前状态，包括遵从的方法；适航指令编号和修订日期，如果是重复性的；当再次期满时的日期和时间；签字；认证种 类；和维修站或执行工作的机械师的证书编号。为了随时参考，很多飞机所有者有一个按照年代顺序排列的相关适航指令清单放在他们的飞机，发动机，和螺旋桨维 护记录的后面。

所有适航指令和半月的适航指令都可以在互联网http://www.airweb.faa.gov/rgl 上免费获得。

适航指令小结和半月适航指令的纸质拷贝可以从文档的主管部门购买。小结分两卷包含了所有以前发布的有效适航指令。小飞机和旋翼飞机卷包含所有适用于小飞机(低于12500 磅或者低于最大认证起飞重量)和所有直升飞机的适航指令。大飞机卷包含所有适用于大飞机的适航指令。

如何定购适航指令和最新价格的更多信息，请联系：

美国运输部

联邦航空管理局

授权和适航计划部

AIR-140

邮政信箱 26460

奥克拉荷马市，奥克拉荷马州73125

电话号码(405)954-4103

传真(405)954-4104

飞机所有者/ 运营者职责

一架飞机的注册的所有者或者运营人对诸如下列事项负责： 

保持飞机有最新的适航证书和飞机注册证书 

维持飞机处于适航状态，包括遵守所有适用的适航指令 

确保维修被正确的记录 

与最新的涉及飞机运行维护的规章保持同步 

永久邮寄位址的任何变更，或飞机的销售和出口，注册飞机的资格的丢失，以上事项都要立即通知FAA 民用航空注册处(参考14CFR 第47 部，47.41 节) 

如果装备了无线电台的话，需要持有最新的联邦通信委员会(FCC)无线电台许可证，如果美国之外运作的话，也包括应急定位器发射机(ELT)。

资料来源: 民航局 - FAA 飛行員航空知識手冊(2003 中譯本)

FAA Pilot's Handbook of Aeronautical Knowledge 2008

[aerojones-knowledge]

[飞行手册]-飞机性能

本章讨论那些影响飞机性能的因素，它包括飞机重量，大气状况，跑道环境，以及支配作用于飞机上力的基本物理定律。

性能资料的重要性

飞机飞行手册/飞行员操作手册的性能和运行信息一章包含了飞机的运行资料；即那些和起飞，爬升，航程，续航时间，下降和着陆有关的资料。为安全而有效的运行，在飞行运行中对这些资料的使用是必需的。通过学习这些材料可以获得飞机的深入了解和把握。

必 须要强调的是在飞机飞行手册和飞行员操作手册中制造商提供的信息和资料是未标准化 的。一些资料以表格形式提供，而另一些以图表的形式提供。另外，性能资料可以基于标准大气条件，压力高度或者密度高度来表示。如果用户不能理解在飞机飞行 手册/飞行员操作手册中的性能信息并且做出必要的调整，那么这些资料就没多大价值或者就无用。

为了能够实际的使用飞机的性能和限制，理解运行资料的重要性是一个基础。飞行员必须能够对性能资料，以及在表示性能和限制时使用的很多术语的含义有基本的认知。

由于大气特性对性能有突出的影响，所以有必要回顾其中的一些主要因素-压力和温度。

大气组成

大气是包围着地球的空气层，并且依附在地球的表面。它和海洋或者陆地同样是地球的一个重大组成部分。然而，大气不同于陆地和水，因为它是气体的混合物。它有质量，重量和不确定的形状。

空气和其他任何流体一样，它可以流动，当受到瞬间的压力而由于缺少强的分子凝聚力，它会改变它的形状。例如，气体可以完全充满它所处的任何容器，膨胀或者收缩来改变它的形状为容器的界限。

大气由78%的氮气，21%的氧气和1%的其他气体���氩气或者氦气组成。大部分氧气包含在35000 英尺高度以下。

大气压力

尽管有很多种压力，但是飞行员主要考虑大气压力。它是天气变化的基本因素之一，它帮助抬升飞机，还驱动飞机上一些重要的飞行仪表。这些仪表是高度计，空速指示器，爬升率指示器和进气压力表(或歧管压力表)。

虽 然空气很轻，但是它有质量而且受重力吸引的影响。因此，和其他任何物质一样，它有 重量，而且由于它的重量，它就有了力。因为它是流体物质，这个力在所有方向上是相等的，它对空气中物体的作用称为压力。【这个不是定义，不够严格，这里讨 论的压力主要是重量引起的。】在海平面标准条件下，大气重量所施加的平均压力大约为14.7 磅/英寸。空气密度对飞机的性能有重要的影响。当空气密度变小，它降低了： 

功率，因为发动机吸入的空气变少 

推力，因为螺旋桨在稀薄空气中效率更小 

升力，因为稀薄空气对机翼施加的力更少

大气压力随时间和地点而变化。由于大气压力总是变化的，就发展了一个标准的参考压力。

在海平面的标准大气被定义为表面温度为59 华氏度或者15 摄氏度，且表面压力为29.92英寸汞柱或者1013.2 毫巴。如图10-1

标准温度下降率是温度大约以每1000 英尺3.5 华氏度或者2 摄氏度的速率下降，上限高度达到36000 英尺。在这点之上，温度被认为是恒定的，直到80000 英尺。标准压力下降率是压力大约每1000 英尺高度下降1 英寸汞柱的速率，直到10000 英尺高度。如图10-2

国际民用航空组织(ICAO)已经把这个确立为世界标准，通常称为国际标准大气(ISA)或者ICAO 标准大气。任何不同于标准下降率的温度或者压力被认为是非标准温度或非标准压力。

非标准温度和压力的调整在制造商的性能图表上提供。

因为所有飞机性能是相对于标准大气来比较和计算的，所以所有飞机仪表都校准为标准大气条件的。因此，如果实际运行条件不符合标准大气，必须对仪表的使用和飞机的性能做出某种修正。为了正确的说明标准大气，就必须定义一些相关的术语。

【国际标准大气(ISA)也称为标准白天。是不同高度上大气空气压力，温度和密度的代表性参考模型。在海平面，国际标准大气的温度为59 华氏度或15 摄氏度，压力为29.92 英寸汞柱或者1013.2 毫巴。】

压力高度

压力高度是位于标准参考平面之上的高度。飞机高度计是一个主要的灵敏的气压计，被校准以指示标准大气条件下的高度。如果高度计被设定为29.92 英寸汞柱的标准参考平面(SDP)，高度计指示的即是压力高度-对应于所检测压力在标准大气条件下的高度。

标 准参考平面(SDP)是一个理论的水平面，在这个平面上大气的重量为气压计所测得 的29.92 英寸汞柱。当大气压力改变时，标准参考平面会变化，可能低于、等于或者高于海平面。作为计算飞机性能的一个基准和用于指定18000 英尺高度以上飞机运行的高度层，压力高度很重要。

压力高度可以用下列两个方法的任意一个来计算：

1. 通过设定高度计的气压计读数到29.92，然后读出指示高度

2. 对应于报告的”高度设定”，对指示高度应用修正因子。

密度高度

和非标准大气条件下的空气动力学性能有关的更合适的术语是密度高度- 对应于特定空气密度时的标准大气条件下的高度。

密 度高度是经非标准温度修正后的压力高度。当空气的密度增加(较低的密度高度)时， 飞机性能增加，相反地，随着空气密度降低(较高的密度高度)时，空气性能降低。空气密度的下降意味着高密度高度；空气密度增加意味着较低的密度高度。密度 高度用于计算性能。在标准大气条件下，大气中每个高度上的空气都有特定的密度，且在标准条件下，压力高度和密度高度表示的高度相同。因而，密度高度是标准 大气条件下给定密度位置在海平面上的垂直距离。

密度高度的计算必须要考虑压力(压力高度)和温度。因为任何高度上飞机性能是基于标准白天条件下的空气密度，应用到空气密度高度的这个性能资料可能和高度计指示不一致。在高于或者低于标准的条件下，这些高度不能直接从高度计来计算。

密度高度先通过首次测得的压力高度来计算，然后为非标准温度的变化而修正这个高度。由于密度直接随压力而变化，随温度相反地变化，允许密度变化的时候一个给定的压力高度可能存在于很大范围的温度 内。然而，一个已知的密度会在任何一个温度和压力高度下发生。

当然，空气的密度对飞机和发动机性能有明显的影响。不管飞机运行的实际高度是多少，它会表现出好像它运行在一个等于当前密度高度的高度上。

例如，当设定为29.92 是，高度计可能指示压力高度为5000 英尺。根据飞机飞行手册/飞行员操作手册，在标准温度条件下 起飞时的地面滑跑可能要求距离为790 英尺。然而，如果温度是标准之上的20 摄氏度，空气的膨胀提高了密度高度。使用表格或者图表中的温度修正资料或者用电脑得出密度高度，可能发现密度高度是7000 英尺，需要的地面滑跑距离可能会接近1000 英尺。

空气密度受高度，温度和湿度变化的影响。高密度高度指的是稀薄空气而低密度高度指的是稠密的空气。导致高密度高度的条件是高海拔高度，低大气压力，高温，高湿度或者这些因素的某些组合。低海拔高度，高大气压力，低温和低湿度是低密度高度的更明显预兆。

使用飞行计算器，密度高度可以通过输入压力高度和飞行高度上的外部空气温度来计算。密度高度也可以通过参考如图10-3 和10-4 的表格和图表来计算。

压力对密度的影响

因为空气是气体，它可以被压缩或膨胀。当空气被压缩时，一定的体积就可以包含更多质量的空气。相反地，当作用于一定体积的空气的压力降低时，空气就会膨胀，占据更大的空间。

即，原来的空气柱在低压力时包含的空气质量更少。换句话说，密度降低了。实际上，密度直接和压力成比例。如果压力加倍，密度也加倍，且如果压力下降了，密度也就降低。这个

结论只在恒温时才成立。

温度对密度的影响

物质的温度增加会降低它的密度。相反地，降低温度会增加密度。因此，空气密度和温度相反变化。这个结论只在恒温时成立。

在大气中，温度和压力都随高度而降低，对密度有相反的影响。然而，高度增加时压力的明显快速下降通常是主要的影响。因此，飞行员可以预期密度随高度而降低。

湿度( 潮湿) 对密度的影响

前面的几段文字假设空气是完全干燥的。实际上，它从来不是完全干燥的。在大气中悬浮 的少量水蒸气在某些情况下几乎可以忽略不计，但是在其他情况下，湿度可能变成飞机性能中的一个重要因素。水蒸气比空气轻；进而，潮湿的空气比干燥的空气 轻。因此，空气中的水份增加时，空气密度会降低，密度高度增加，降低了性能。当在一组设定条件下，空气可以变得最轻，它含有最多的水蒸气。

湿度，也称为“相对湿度”，是指大气中的水蒸汽含量，用空气可以包含的最多水蒸气的百分比来表示。这个含量随着温度而变化，暖空气可以含有更多的水蒸气，而冷空气包含的更少。

完全干燥的空气不包含水蒸气，其相对湿度为0%，而饱和的空气则不能再吸收更多的水蒸汽，其相对湿度为100%。在计算密度高度和飞机性能时，单独的湿度不被看作一个重要因素；然而，它确实有影响。

温 度越高，空气就可以含有更多的水蒸气。当比较两个独立的空气团时，第一个是温暖且 潮湿的(这两个属性都使空气趋向变轻)，第二个气团冷且干燥(两个属性让它变的更重)，第一个气团必定没有第二个稠密。压力，温度和湿度对飞机性能有很大 的影响，因为它们对密度有影响。没有简单规则或者图表来计算湿度对密度高度的影响，因此可以这样考虑，在高湿度条件下总体性能会预期下降。

性能

“性能”是一个用于描述飞机完成对特定目的有用的某些事情的能力。例如，飞机在很短距离内着陆或者起飞的能力对于在短且没有坚实表面的飞机场活动的飞行员是一个重要的因素。

承载重载荷，快速的在高海拔高度飞行或者长途飞行的能力，对定期航线和行政类飞机的运营人来说是关键的性能。

性能的主要要素是起飞和着陆距离，爬升率，升限，载荷，航程，速度，机动能力，稳定 性和燃油经济性。这些因素中的某些经常是直接相对的：例如，高速和着陆距离的不足；长航程对大的载荷；以及高爬升率对燃油经济性。这些因素的一个或者多个 在飞机之间的不同表现很明显，它也说明了现代飞机的高度专门化。

飞机性能的很多方面是飞机和动力装置特性组合的结果。飞机的空气动力学特性总体上定 义了各种飞行条件下的功率和推力要求，而动力装置总体上定义了各种飞行条件下可用的功率和推力。空气动力学配置和动力装置的匹配是由制造商完成的，这样可 以在特定设计条件下提供最大性能，例如航程，续航能力和爬升。

平直飞行

飞行性能的所有主要方面都和飞机的稳定态飞行条件及平衡有关。飞机为了保持稳定，水平飞行，就必须通过升力等于飞机重力和发动机推力等于飞机阻力而获得平衡。因此，飞机的阻力确定了维持稳定的水平飞行需要的推力。

暴露于空气中的飞机的所有部分都会引起阻力，尽管只有机翼才提供重要作用的升力。由于这个原因和某些其他相关原因，总阻力可以分为两部分：机翼阻力(诱导的)和除机翼之外的各部分的阻力(寄生阻力)。

飞行需要的总功率就可以认为是克服诱导阻力和寄生阻力的总和；即飞机的总阻力。寄生阻力是压力和摩擦阻力的总和，它是源于飞机的基本设定，根据定义它独立于升力。诱导阻力是不合需要的，但又是获得升力不可避免的结果。

然而，寄生阻力在高速飞行时占主导地位，诱导阻力在低速飞行时为主导。如图10-5

例如，如果一架稳定状态飞行的飞机从100 节加速到200 节，寄生阻力增大到四倍，但是要求克服阻力的功率要求是原来的八倍。相反地，当飞机以两倍大的速度稳定水平飞行时，

诱导阻力就变成原来的四分之一，克服这个阻力所需要的功率就是原来的一半。

由 于迎角的变化，机翼或者诱导阻力随速度变化的方式是非常不同的。在靠近失速速度 时，机翼以几乎失速角度向相对风倾斜，且它的阻力非常大。但是在巡航飞行速度时，迎角接近为零��诱导阻力最小。达到巡航速度之后，速度的任何进一步增加的 同时迎角变化很小，机翼的阻力增加直接和速度的增加成���比例。这里没有考虑速度超过260 节时有关的压缩阻力因素。

总结一下这些变化，当速度从失速速度增加到永不超过速度(VNE)时，诱导阻力降低，寄生阻力增加。

当飞机稳定而水平的飞行时，必须建立平衡条件。通过配平飞机升力等于重量，发动机设定的推力等于飞机阻力而获得不加速状态的飞行。

当需要的功率或者推力等于发动机的最大可用功率或者推力时，就可以获得飞机的最大水准飞行速度。如图10-6

最小水平飞行速度通常不是由推力或者功率要求定义的，因为失速条件或稳定性和控制问题一般占主导地位。

爬升性能

爬升依赖于储备功率或者推力。储备功率是在超过一定速度下维持水平飞行所需要的功率后的可用功率。因此，如果一架飞机装配的发动机能够产生200 总可用马力，在某一水平飞行速度上只要130 马力，那么爬升可用的功率就是70(200-130=70)马力。

尽管术语“功率”和“推力”有时可以互换使用，错误的暗含了它们是同义语，在讨论爬 升性能的时候区别这两个非常重要。功(Work)是力和移动通过的一段距离之乘积，通常独立于时间。功可以用几个标准来度量：最常用的单位称为“英尺磅” 【国际标准单位是焦耳】。如果1 磅质量升高1 英尺，那么就完成了1 英尺磅单位的功。机械功率的常用单位是马力；1马力是等效于在1 分钟内把33000 磅质量抬升1 英尺的功率。术语“功率”暗含着产生功的速度或者每单位元时间内的功单位，如此就是力的速度函数。“推力”也是功的一个函数，意思是促使一个物体速度的变 化。这个力用磅来度量，没有时间和效率的因素。那么就可以这样说，在稳定爬升期间，爬升率是额外推力的函数。

当飞机处于稳定而水平的飞行或者以小爬升角飞行时，升力的垂直分量非常近似等于实际 的总升力。升力非常接近等于重力的时候才能出现这样的爬升飞行。发动机的净推力可能向飞行航迹倾斜，但是为简明起见这里忽略这个影响。虽然飞机的重力是垂 直的，重量的一个分量还是会沿航迹向后作用。如图9-7

如果假设飞机以小角度倾斜于航迹，处于稳定爬升，航迹方向上力的总和满足下列方程：

前向力= 后向力

这个基本关系忽略了一些对于很高爬升性能的飞机重要的因素。（例如，更详细的考虑要计算推力相对于航迹的偏离，升力将不等于重量，进而诱导阻力发生变化）但是，这个基本关系将确定影响爬升性能的主要因素。

对于给定重量的飞机，这个关系意味着爬升角取决于推力和阻力之间的差异，或者额外推力。

如图10-7.

当然，额外推力为零时，航迹的倾斜度也是零，飞机将处于稳定而水平的飞行。当推力大于阻力时，额外的推力将使得飞机爬升，爬升角取决于额外推力的大小。也就是说，当推力小于阻力时，推力的不足将得到下降角。

爬升角性能的最直接影响是障碍物间隙。它的最明显目的是可以用于从短的或者受限机场爬升越过障碍物。

当可用推力和要求推力之间存在最大差值的时候就会出现最大爬升角；例如，对于螺旋桨 驱动的飞机，最大额外推力和爬升角将会发生在某一正好超过失速的速度上。因此，如果必须在起飞后越过一个障碍物，那么螺旋桨驱动的飞机在空速接近于(如果 不是等于的话)起飞速度时将获得一个最大爬升角。

爬升性能中更为重要的是那些影响爬升率的因素。一架飞机的垂直速度取决于飞行速度和以及航迹的倾斜角。事实上，爬升率是航迹速度的垂直分量。

对于爬升率而言，当可用功率和要求功率之间有最大差值的时候就会出现最大爬升率。如图10-8

上述关系意味着，对于一个给定重量的飞机，爬升率取决于可用功率和要求功率的差值，或额外功率。当然，当额外功率为零时，爬升率也是零，飞机处于稳定而水平的飞行中。当可用功率大于要求功率时，额外功率将会让飞机爬升，爬升率的大小取决于额外功率的大小。

在稳定爬升期间，爬升率将取决于额外功率，而爬升角是额外推力的函数。

一 架飞机的爬升性能受某些变量的影响。飞机的最大爬升角或最大爬升率条件出现在具体 的速度上，且不同的速度会产生不同的爬升性能。大多数飞机都有足够的范围，和最优速度的少量偏差不会导致爬升性能产生很大的变化，而且某些运行考虑可能要 求速度稍微不同于最优值。当然，爬升性能在下列情况下成为最关键因素，如大的总重量，在高海拔机场，在有障碍物的起飞区域，或者在发动机发生故障时。那 么，最优爬升速度就是必须的。

重量对飞机的性能 有非常显著的影响。如果向飞机增加重量，就必须以更大的迎角飞行来 维持一个给定的高度和速度。这增加了机翼的诱导阻力和飞机的寄生阻力。增加的阻力意味着需要额外推力来克服它，进而就意味着爬升可用的保留功率就更少。因 为重量对性能相关的因素有如此重大的影响，飞机的设计者尽极大的努力使重量最小。

飞机的重量变化对爬升性能有双重的影响。首先，重量的变化将会改变阻力和要求的功率。

这就改变了可用的保留功率，进而影响了爬升率和爬升角。其次，重量的增加会降低最大爬升率，但是飞机必须以一个较大的爬升速度以获得较小的峰值爬升爬升速度。

海 拔高度的增加也会增加要求功率和降低可用功率。因此，一架飞机的爬升性能随着海拔 的增加而降低。在最大爬升率，最大爬升角，最大和最小水平飞行时的空速随高度而变化。当高度增加时，这些不同的速度最终汇聚到飞机的绝对升限。在绝对升限 高度，没有额外功率，且只有一个维持稳定水平飞行的速度。从而，飞机的绝对升限导致零爬升率。适用升限是飞机不能再以大于100 英尺每分钟的速度爬升的高度。通常，飞机在一个特定的设计配置条件下提供了这些具体的性能参考点。如图10-9

在讨论性能时，经常方便的使用术语“功率载荷”和“机翼载荷”。功率载荷用磅每马力 表示，通过用飞机的总重量除以发动机的额定马力得到。它是飞机的起飞和爬升能力的一个重要因素。机翼载荷用磅每平方英尺表示，通过飞机总重量的磅数除以机 翼面积的平方英尺(包括副翼)而得到。是飞机的机翼载荷确定了着陆速度。这些因素在本章的后续部分进行讨论。

航程性能

一架飞机把燃油能量转换成飞行距离的能力是飞机性能的最重要方面之一。在飞行运行中，一架飞机的有效航程运行问题以两种通常的形式出现：

1 从一个给定的燃油载荷计算最大飞行距离，或者

2 以最少的燃油消耗来飞行一个指定的距离。

这些运行问题的每一个的公分母是“具体航程”，即每磅燃油的具体飞行海里数。 为获得最大航程的巡航飞行操作应该被管理，这样飞机在整个飞行中可以获得最大的具体航程。

具体航程可以用下列关系来定义：

具体航程=海里数/燃油的磅数

或者

具体航程=(海里每小时)/(磅每小时)

或者

具体航程= 节/燃油流量

如果想得到最大具体航程，飞行条件必须提供一个每燃油流量的最大速度。航程必须和续航时间清晰的区分开来。如图10-10

航程的含义涉及对飞行距离的考虑，而续航时间涉及对飞行时间的考虑。因此，定义一个独立的术语“具体续航时间”是合适的。

具体续航时间=飞行小时/燃油磅数

或者

具体续航时间=每小时飞行时间/每小时燃油磅数

或者

具体续航时间=1/燃油流量

如果要计算最大续航时间，飞行条件必须提供一个最小燃油流量。虽然具体航程的峰值将 提供最大航程运行，长途巡航运行通常建议以稍微高的速度飞行。大多数长途巡航运行被控制在能够提供99%的绝对最大具体航程。这样运行的优点是1%的航程 是以高出3-5%的巡航速度为代价的。【建议是稍高的速度巡航将会降低最大航程，但是到达目的地的时间会有所提前，即巡航速度高出3-5%，毕竟对于长途 飞行，谁都想争分夺秒尽量快点到达目的地。】

由于较高的巡航速度有很多优点，在航程的少量损失还是划算的。具体航程的数值对速度受三个主要的变量影响：

1. 飞机总重量

2. 海拔高度

3. 飞机的外部空气动力配置。这些是航程的来源和包含在AFM/POH 的性能部分续航运行资料。

一架飞机的“巡航控制”意指在整个飞行中飞机运行在维持推荐的长途巡航条件。由于在巡航时燃油被消耗，飞机的总重将会变化，最优的空速，高度和功率设定也会变化。“巡航控制”意味着对最优空速，高度和功率设定的控制，目的是为了维持99%的最大具体航程条件。

在巡航飞行的开始阶段，相对较高的飞机初始重量将需要空速，高度和功率设定的具体数 值来产生推荐的巡航条件。随着燃油被消耗，飞机总重量下降，最优的空速和功率设定也会下降，或者最优的高度可能增加。另外，最优的具体航程将增加。因此， 飞行员必须提供正确的巡航控制程序来确保维持在最优条件。

总航程取决于可用燃油和具体航程。当航程和运行的经济性是主要目标时，飞行员必须确保飞机将运行在推荐的长途巡航条件。根据这个程序，飞机将能够达到它的最大设计运作半径，或者可以获得小于最大的飞行距离，到达目的地时还有最大的燃油储备。

螺旋桨驱动的飞机把螺旋桨和发动机结合起来提供推进功率。在往复式发动机的情况下，燃油流量主要是根据进入螺旋桨的轴功率而不是推力来计算的。因此，燃油流量可以直接的和维持飞机稳定水平飞行需要的功率发生关系。这个事实允许通过分析要求功率对于速度的关系来计算航程。

最大续航时间条件将在最小要求功率点获得，因为这需要最低的燃油流量而保持飞机稳定水平飞行。最大航程条件将出现在速度和要求功率比值最大时。如图9-11

最大航程条件在最大升阻比处获得，要重点说明的是对于一个给定的飞机配置，最大升阻比发生在特定的迎角和升力系数条件下，且通常不受重量和高度的影响。重量的变化将改变空速的数值和获得最大升阻比需要的功率。如图10-11

作为巡航控制程序的一部分，飞行员必须监控速度和要求功率的变化，来维持最大升阻比。

当飞机的燃油重量是总重的一小部分且飞机的航程也小，巡航控制程序可以简化为本质上在巡航飞行时间内维持恒定的速度和功率设定。长航程的飞机燃油重量是总重的相当一部分，巡航控制程序必须使用预定的空速和功率变化来维持最优的航程条件。

在螺旋桨驱动的飞机上，高度对航程的影响可以通过检查图10-12 来理解。在高海拔高度操控的飞行将有较大的真空速，所需要的功率也相应的比在海平面时大。飞机的阻力在高海拔高度和在海平面时的阻力一样，但是较高的真空 速导致相应的要求功率也更大。请注意直线既和海平面功率曲线相切，也和海拔高度功率曲线相切。

高度对具体航程的影响也可以从前面的关系中认识到。如果高度的一个变化导致速度和要 求功率的同样变化，速度���要求功率的比例就不会改变。这个事实意味着螺旋桨驱动的飞机的具体航程不会受高度影响。实际上，这对于程度来说是对的，具体燃油 消耗和螺旋桨效率是能够导致具体航程随高度变化的主要因素。如果可压缩性影响可以忽略，具体航程随高度的任何变化是发动机/螺旋桨性能的一个严格的函数。

装配了往复式发动机的飞机的具体航程向上到它的绝对高度会经历非常小的变化。对于制动马力低于发动机的最大巡航功率额定(发动机运行的贫油范围)，制动具体燃油消耗可以忽略。

因此，只当增加的功率要求超出发动机的最大巡航功率额定时，高度的增加会引起具体航 程的降低。增压的一个优点是在高海拔高度可以维持巡航功率，伴随着真空速的相应增加，飞机可以在高海拔高度达到航程。【增压的发动机燃烧效率通常更高，也 就能够在高海拔维持较好的输出功率，而同时真空速随着高度增加而增加了，所以航程方面有优势。】高海拔高度巡航和低海拔高度巡航的主要差别是真空速和爬升 燃油要求。

【制动具体燃油消耗-往复式发动机输出1 马力的功率，每小时燃烧的燃油磅数。制动马力- 飞机发动机在螺旋桨轴(主输出或者主驱动)上输送的功率。】

地面效应

地面效应是由于飞行时飞机的气流模式对翼面的干扰。地面效应可以在翼面之上的一个翼展高度内检测和测量到。然而，地面效应在飞机以低速维持在一个恒定高度或者低高度飞行时极其重要(例如，在接地前的着陆拉平期间，和飞机离地加速到爬升速度的起飞期间)。

当 机翼收到地面效应的影响时，上洗流和下洗流以及翼尖涡流都会减弱。由于翼尖涡流的 减弱，诱导阻力也降低。当机翼位于四分之一翼展高度时，诱导阻力大约降低25%，当机翼高度等于十分之一翼展时，诱导阻力大约降低50%。在寄生阻力为主 导的高速飞行时，诱导阻力只是总阻力的一小部分。因而，在起飞和降落期间，地面效应的影响是更大的考虑。

如图9-14

假设飞机维持恒定迎角和空速下降到地面效应里，将会发生如下影响：

由于阻力的降低，将需要更小的机翼迎角来产生相同的升力系数，或者，如果维持恒定的机翼迎角，机翼的升力系数将会增加。

作为阻力降低的结果，在低速时需要的推力也会降低。

水平尾翼下洗流的减弱会降低升降舵的有效性。它可能引起机头下沉的趋势，这样就要求方向舵更加的向上来平衡飞机。

在大多数情况下，地面效应会导致静压源压力的增加，引起空速和高度的较低指示。

在 飞机以恒定迎角进入地面效应的拉平期间，飞机将会经历升力系数的增加。因此，会经 历到“漂浮”的感觉。由于地面效应中的阻力降低，拉平期间的任何过速都可能导致一个相当长的“漂浮”距离。如果正在执行有功率进近，当飞机下降进入到地面 效应时，应该降低功率设定以避免飞过了预期的接地点。

起飞期间，飞机离开地面效应会遇到和进入地面效应相反的情况。例如，飞机离开地面效应时会：

要求增加迎角，以维持相同的升力系数

发生诱导阻力的增加，进而要求推力增加，

发生飞机有机头上仰的趋势，这要求升降舵行程降低来配平飞机，因为在水平尾翼的下洗流增强【压力差增加，尾翼向下的力增加，进而导致机头有上仰的趋势，但是要控制不能过分上仰。】

一般还会遇到静压源压力降低和指示空速增加。

由于地面效应中阻力降低，飞机好像能够以低于推荐的空速起飞。然而，当飞机以不足的空速飞出地面效应高度时，最初的爬升性能由于阻力增加而被证明是临界的。在例如高密度高度，高温和最大总重的极端情况下，飞机可能以不足的空速升空，但是却不能飞出地面效应。

进 而，飞机可能飞越不了障碍物，或者可能又跌落(settle back)到跑道。在边际条件下，飞机以推荐的空速起飞能够提供足够的初始爬升性能，这点很重要。如果跑道足够长，或者没有障碍物存在，地面效应可以通过 利用降低的阻力来改进最初的加速而作为它的优点。地面效应对于正常飞行运行在柔软而粗糙的场地起飞和着陆的性能非常重要。从这些表面起飞的程序要转换成地 面运行期间机翼上尽可能多的重量，和获得真实飞行速度前借助于地面效应的起飞。那么就必须逐渐的降低迎角，直到在努力爬升离开地面效应前获得正常的空速。

反向命令区域

飞机的空气动力学特性从总体上确定了不同飞行条件下的功率需求，而发动机的实际能力总体上确定了不同飞行条件下的可用功率。当飞机处于稳定的水平飞行时，必定获得了平衡条件。当升力等于重力，动力所设定的推力等于飞机阻力的时候就能获得不加速状态的飞行。

以不同的速度飞行在恒定的高度上为获得平衡所需要的功率用功率需求曲线表示。功率需求曲线说明了这样的一个事实，即在接近失速的低速或者最小可控空速时，稳定水平飞行所需要的功率设定是非常高的。

正常控制区(region of normal command)的飞行含义是当保持在恒定高度时，空速越高要求的功率设定也就越高，空速越低要求的功率设定也就越低。大多数飞机的飞行(爬升，巡航和机动)是控制在正常控制区。

反 向控制区(region of reversed command)的飞行含义是较高的空速需要较低的功率设定，而较低的空速需要较高的功率设定来保持恒定的高度。它的意思不是说功率的降低将会导致空速降 低。在飞行的低速阶段会遇到反向控制区。低于最大续航时间速度(功率曲线的最低点)的飞行速度随空速降低需要较高的功率设定。由于随着空速降低而要增加需 求功率设定和正常控制的飞行相反，位于最小需求功率设定的速度和失速速度(或最小可控速度)之间的飞行速度机制用术语反向控制区表示。在反向控制区，为了 保持稳定的飞行，随着空速的降低，必须要同时增加功率设定。

图10-13 中最大可用功率显示为一条曲线。较低的功率设定，例如巡航功率，也会显示出类似的曲线。需求功率曲线的最低点表示在这个速度上最低制动马力可以维持水平飞行。这用术语最好续航时间空速(best endurance airspeed)表示。

一架以低空速，高俯仰姿态有功率进近的飞机着陆于短场跑道，这是运行在反向控制区的 例子。如果将要发生无法接受的高速下降，飞行员有可能通过增加功率来降低或停止下降。但是如果不使用额外的功率，那么飞机将可能失速或者着陆时不能拉平。 在这种情况下只通过降低飞机机头来重新获得飞行速度而不使用功率，那么将会导致快速的下降速度，相应的高度也就不能维持。

如 果在软场地起飞或者爬升中，例如，飞行员在没有获得正常的爬升俯仰姿态和空速的条 件下就视图飞出地面效应，那么飞机可能以危险的低高度不经意的进入了反向控制区。即使是使用了满功率，飞机或许也不能爬升或者甚至不能维持高度。这种情况 下飞行员唯一可以依靠的就是为了增加速度而放低飞机的俯仰姿态，这将不可避免的导致高度的损失。

当以低飞行速度运行在反向控制区时，飞机驾驶员必须对空速的准确控制予以特别注意。

跑道表面和坡度

跑道条件影响起飞和着陆性能。典型的，性能图表信息是假设跑道表明是铺设的，水平，光滑且干燥。因为没有两条跑道是一样的，一条跑道的表明不同于另一条，例如跑道的梯度或者斜度。如图10-14

跑道表面随机场不同而差别很大。碰到的跑道表明可能是混凝土的，沥青的，沙砾的，泥 土的或者草地的。具体机场的跑道表明在机场/设施目录中说明。任何不坚硬和光滑的跑道表面都会增加起飞时的地面滑跑距离。这是因为轮胎不能在这样的跑道上 顺利的滚动。轮胎会陷入松软的，草地的或者泥泞的跑道上。道面上的坑洼不平或者车辙会称为跑道上轮胎运动不畅的原因。

诸如泥浆，积雪，或者积水这些障碍都会降低飞机沿跑道的加速性能。尽管多泥的和潮湿地面条件可以降低轮胎和跑道之间的摩擦力，它们也会称为障碍，降低了着陆距离。如图10-15

当面对不同的跑道类型时，制动效果是另一个考虑因素。跑道表面条件影响飞机的制动能力。

应用于刹车且轮胎不打滑时的功率大小被称作制动有效性。确保跑道的长度足够起加速，且当得知跑道低于理想跑道表面条件时确保跑道长度足够着陆减速。

跑道的倾斜度或坡度是跑道高度随跑道长度的变化量。坡度用百分比表示，例如3%坡度。

这个意思是每100 英尺跑道，跑道高度变化3 英尺。一个正的坡度表示跑道高度增加，而负的坡度表示跑道高度的降低。上坡的跑道会阻碍加速，导致起飞时地面滑跑距离较长。然而，着陆在上坡跑道通常会减 少着陆滑跑距离。下坡跑道有助于起飞时的加速，导致起飞距离缩短。着陆时则反之，当着陆在下坡跑道时会增加着陆距离。跑道坡度信息包含在机场/设施目录 中。如图10-16

跑道上的水和动态打滑

跑道上的水会降低轮胎和地面之间的摩擦力，也会降低制动效率。当轮胎打滑时，制动能力就完全失去，因为一层水隔开了轮胎和跑道表面。当跑道被冰覆盖时，也会失去制动效率。

当跑道是湿的，飞行员会面临动态打滑。动态打滑是一种状态，这时飞机的轮胎在一层水上滚动而不是在跑道面上。因为打滑的轮子没有接触跑道，基本不能实现制动和方向控制。

为了帮助使动态打滑降到最低，一些跑道开了凹槽以助于排出积水；但是大多数跑道没有。

轮胎压力(译者注：这里是指轮胎对跑道表面的压强，而不是内部的气压。)是动态打滑中的一个因素。

根据图10-17的简单公式，飞行员可以计算节为单位元的最小速度，在这个速度将发生打滑。

简单来说，最小打滑速度是通过主轮轮胎压力的平方根乘以9 得到的，胎压单位是磅每平方英寸。例如，如果主轮轮胎压力是36 磅每平方英寸，那么飞机将在54 节(36 的平方根为6，6 乘以9 等于54)速度的时候开始打滑。

以高于推荐的接地速度着陆将使得飞机的打滑可能性更大。而且一旦开始打滑，在低于最低的初始打滑速度以下还会打滑。(译者注：通常会发现，最大静摩擦力会大于滑动摩擦力，这也是一旦打滑后，即使速度低于最小初始打滑速度时还能继续打滑的主要原因。)

在潮湿的跑道上，方向控制可以通过迎风降落来优化。应该避免生硬的控制。当跑道是潮湿的，着陆前做好制动问题的准备，准备好应付打滑。选择一个最和风向对齐的跑道来降落。

此时机械的制动可能是低效的，因此空气动力学制动应该能发挥它的全部优势。(译者注：潮湿的地面不利于使用主轮刹车制动，因为容易打滑，所以要充分利用迎风的阻力来制动。)

起飞和着陆性能

飞行员导致的飞机事故大多数发生在飞行的起飞和着陆阶段。由于这个事实，飞行员就必须熟悉所有影响飞机起飞和着陆性能的变化因素，在这些飞行阶段必须努力做到准确而专业的操作程序。

起飞和着陆性能是加速和减速运动的一种状态。例如，在起飞期间，飞机从零速度起飞加速至起飞速度而升空。在降落期间，飞机以着陆速度接地，减速至零速度。

起飞或者着陆性能的重要因素如下列： 

· 起飞或着陆速度一般的是失速速度或者最小飞行速度的函数。 

· 起飞或着陆滑跑期间的加速或减速的快慢。任何物体的加速和减速直接的和力的不平衡而正比例变化，而随物体的质量反比变化。 

· 起飞或这着陆滑跑的距离是加速/减速和速度这两者的函数。

起飞性能

最小起飞距离是任何飞机运行的主要影响，因为它确定了跑道要求。最小起飞距离是通过 以某一最小安全速度起飞来得到的，这个最小安全速度允许失速速度之上的足够富余，提供符合要求的控制和初始爬升率。一般的，升空速度是飞机起飞设定条件下 的失速速度或者最小可控速度的某一固定百分比。同样地，升空将发生在某一特定的升力系数和迎角数值。根据飞机的特性，升空速度约是失速速度或者最小可控速 度的1.05 到1.25 倍。

为计算特定升空速度时的最小起飞距离，在起飞滑跑期间作用于飞机的力必须提供最大加速度。作用于飞机的各种力可能受到或者不受到飞行员的控制，特定的飞机可能需要不同的程序来维持起飞加速在最大值。

发动机推力是提供加速的主要力量，对于最小起飞距离，输出推力应该是最大值。只要飞机有速度就会产生升力和阻力，升力和阻力的值依赖于迎角和动态压力。

除了正确的程序的重要因素之外，还有很多其他变量影响飞机的起飞性能。在起飞滑跑期间改变起飞速度或加速度的任何细节都会影响起飞距离。

例如，总重量对起飞距离的影响是重大的，在预测飞机的起飞距离时必须彻底的考虑这个因素。可以认为增加的总重量对起飞性能有三方面的影响：

1. 较高的升空速度

2. 要加速更大的质量

3. 增加的减速力量(阻力和地面摩擦力)如果总重量增加，就需要更大的速度来产生更大的使飞机以起飞升力系数升空的升力。作为总重量变化的影响的例子，起飞重量增加21%将需要升空速度增加10%来支援更大的重量。

总重量的变化将改变有效加速力，也改变了被加速的总质量。如果飞机有相对较高的推重比，有效加速力的变化就会很小，而且对加速的主要影响是由于质量的变化。

起飞距离随总重量的平方而缓慢变化。例如，起飞总重量的10%增加将导致：

· 需要起飞速度增加5% 

· 加速度至少降低9% 

· 起飞距离至少增加21%

对于高推重比的飞机，起飞距离的增加可能大约为21%到22%，但是对于推重比相对较低的飞机，起飞距离的增加将大约为25%-30%。如此强烈的影响要求预测起飞距离时充分考虑总重量这个因素。

风对起飞距离的影响是很大的，在预测起飞距离时也必须充分的考虑。迎风的影响是使飞机能够以较低的地面速度达到升空速度，而顺风的影响是要求飞机获得更大的地面速度才能达到升空速度。

为起飞空速10%的迎风风速会减少起飞距离大约为19%。然而，起飞空速10%的顺风风速将会增加起飞距离大约21%。当迎风速度是起飞速度的50%时，起飞距离将大约是无风时起飞距离的25%(降低了75%)。

风对着陆距离的影响和对起飞距离的影响是一样的。图10-18 用起飞或着陆距离的百分比变化和风速对起飞或着陆速度比率的函数，说明了风的综合影响。

【横轴为风速对起飞或着陆速度的比率，纵轴是起飞或着陆距离的百分比变化量】

  当跑道长度和起飞距离处于临界时，合适的起飞速度的影响是特别重要的。在飞机飞行手 册/飞行员操作手册中指定的起飞速度是一般的最小安全速度，飞机可以以这个速度升空。任何以低于推荐速度起飞的努力将意味着飞机可能失速，变得难以控制， 或者初始爬升率非常低。在某些情况下，过大的迎角可能使飞机不能飞出地面效应。另一方面，起飞时过大的空速可能提高初始爬升率和飞机的操纵感，但是会引起 起飞距离的不必要增加。假设加速度实质上不受影响，那么起飞距离将随着起飞速度的平方变化。

因此，���速超出10%将会增加起飞距离21%。在大多数临界起飞条件下，起飞距离如此的增加是禁止的，飞行员必须坚持使用推荐的起飞速度。

压力高度和环境温度的影响主要的确定了密度高度和它对起飞性能的影响。而温度对发动机性能的某些指标的影响同时被适当修正的话，那么就确定了密度高度对起飞性能的具体影响。

密度高度的增加将对起飞性能产生两方面的影响：

1. 更大的起飞速度

2. 降低推力，而且减少了有效加速力。

如 果一架给定重量和配置的飞机运行在海平面之上更高的高度，飞机将仍然要求动态压力 以起飞升力系数升空。因此，飞机在这个高度上将以和在海平面高度上相同的指示空速起飞，但是由于空气密度降低了，真实空速将会更大。【空气密度降低之后， 只有运动的更快才能产生更大的冲压力，指示空速读数才会更大。】

密度高度对发动机推力的影响很大程度上依赖于发动机类型。标准海平面之上的高度增加 将使非增压的往复式发动机的功率输出立即降低。但是，标准海平面之上的高度增加将不会使增压的往复式发动机输出功率降低，直到高度超过了临界运行高度。对 于这些随高度增加而推力降低的发动机，有效加速力和加速度的影响可以近似的假设直接随空气密度变化。实际上，这个假定的变化也接近近似对高推重比飞机的影 响。

为了准确的计算起飞滑跑距离，必需正确的计算压力高度(外业高程[field elevation]是一个不合格的代替数值)和温度。

大多数起飞性能的临界条件是高总重量，高海拔高度，高温度，和不利风向这些因素的某种组合的结果。在所有情况下，飞行员必须利用飞机飞行手册/飞行员操作手册中的性能资料准确的计算起飞距离，不管可用的跑道是什么情况，都要努力做到完美而专业的起飞程序。

在使用飞机飞行手册/飞行员操作手册中的资料计算起飞距离时，必须给出下列主要的考虑因素： 

· 压力高度和温度 – 为了计算密度高度对起飞距离的影响 

· 总重量 – 对起飞距离有很大的影响 

· 风 – 由于风或沿跑道的风分量，有很大的影响 

· 跑道坡度和状况 – 斜坡的影响以及诸如冰或雪之类的减速效果的因素。

着陆性能

在很多数情况下，一架飞机的着陆距离将确定飞行运行的跑道要求。最小着陆距离是通过 以某一最小安全速度着陆而得到的，这个速度在失速之上留有足够的余度，能够提供满意的控制和复飞能力。总的来说，着陆速度是飞机以着陆设定条件下的失速速 度或者最小可控速度的某一固定百分比。如此，着陆是在某一特定的升力系数值和迎角时实现的。具体的数值将依赖于飞机的特性，但是，一旦确定之后，数值就独 立于重量，高度和风。

为得到特定着陆速度下的最小着陆距离，作用于飞机的力在着陆滑跑期间必须提供最大减速能力。着陆滑跑时作用于飞机的力可能需要不同的程序来维持着陆减速在最大值。

必须区分最小着陆距离的程序和在相当长的跑道上常规着陆的差别。最小着陆距离是通过 飞机产生持续的峰值着陆减速而得到的；即，广泛使用刹车来获得最大减速性能。另一方面，在相当长的跑道上进行常规着陆的滑跑允许广泛的使用气动阻力来使得 轮胎和制动器的磨损降到最低。如果气动阻力足够让飞机减速，那么它可以用于着陆的早期阶段而不同于使用刹车；例如，持续的猛烈使用刹车和轮胎会导致受损， 但是气动阻力却是免费的，使用的时候也不会有磨损。气动阻力只可以应用于减速到接地速度的60%到70%。当速度小于接地速度的60%到70%时，气动阻 力就非常的小，基本没什么用，就必须使用刹车来让飞机产生持续的减速。因为在着陆滑跑期间的目标是减速，那么发动机推力就应该是最小可能的正值(在反推力 的情况就该是最大可能的负值)。

除了正确的程序这个重要因素之外，很多其他变量也影响着陆性能。在着陆滑跑期间任何改变着陆速度或者减速率的因素都会影响着陆距离。总重量对着陆距离的影响是确定着陆距离的主要因素之一。变重的总重量的一个影响是需要更大的速度来维持飞机处于着陆迎角和升力系数。

作为总重量变化的影响的一个例子，着陆重量增加21%就需要着陆速度增加10%来支援更大重量。

当考虑最小着陆距离时，制动器摩擦力在着陆滑跑时占主导地位，对于大多数飞机的设定，制动器的摩擦力是减速的主要来源。

最小着陆距离将随总重量直接正比变化。例如，着陆总重量增加10%将会导致 

· 着陆速度增加5% 

· 着陆距离增加10%

与此相关的意外情况是重量和制动器摩擦力之间的关系。

风对着陆距离的影响很大，在预测着陆距离时要充分考虑。由于飞机将以独立于风的特定空速着陆，风对着陆距离的主要影响就归于飞机接地时的地速变化。风对着陆时减速的影响和对起飞时加速的影响是一样的。

为着陆速度10%的迎风将会降低着陆距离大约19%，但是着陆速度10%的顺风将会增加着陆距离大约21%。图9-20 说明了这个大体的影响。

压力高度和周围温度的影响是计算密度高度和他们对着陆性能的影响。密度高度的增加将 会增加着陆速度但是不会改变净阻力。因此，这个高度的飞机将以和在海平面相同的指示空速着陆，但是由于密度高度降低，真空速将会更大。由于飞机在这个高度 以相同的重量和气动压力着陆，着陆滑跑的整个过程中阻力和制动器摩擦力和在海平面时有相同的值。只要条件处于制动器的能力之内，净阻力就是不改变的，减速 就和在海平面着陆时相同。既然高度的增加不会改变减速，密度高度对着陆距离的影响实际上归于更大的真空速(TAS)。

在5000 英尺海拔高度时的最小着陆距离将会比在海平面时的最小着陆距离大16%。着陆距离随高度每增加1000 英尺大约增加3.5%。为准确的计算着陆距离就必须正确的计算密度高度。

当跑道长度和着陆距离处于临界时，合适的着陆速度的影响是重大的。飞机飞行手册/飞 行员操作手册中指定的着陆速度一般是飞机可以着陆的最小安全速度。任何低于指定速度的着陆尝试可能意味着飞机将会失速，难以控制，或者导致较高的下降率。 另一方面，以过大的速度着陆可能稍微增加了可控性(特别是在侧风时)，但是会导致不期望的着陆距离增加。

着陆速度超出10%将会导致着陆距离至少增加21%。过大的速度也让制动器承受过大 的工作负载，因为必须消耗额外的动能。而且，额外的速度导致正常的地面姿态下的阻力和升力增加，增加的升力将会降低制动器表面的正常力。【升力增加，导致 制动器和跑道之间的压力减小，导致摩擦力降低，进而制动效果降低。】这个速度范围内接地后的立即减速会收到损失，很可能轮胎在这点制动时发生爆裂。

着 陆性能的大多数临界条件是一些因素组合的结果，如高的总重量，高密度高度，和不顺 利的风。这些条件导致了最大的着陆距离，为制动所需要的能量消耗提供了临界水平。在所有情况下，准确的预测最小着陆距离来和可用的跑道长度比较是非常必要 的。一个完美而职业化的着陆程序是必须的，因为飞行的着陆阶段飞行员导致的飞行事故比飞行的其他任何单一阶段都要多。

根据飞机飞行手册/飞行员操作手册中的资料计算最小着陆距离时，必须给出下列的考虑事项：

· 压力高度和温度 – 为了计算密度高度的影响

· 总重量 – 它确定了着陆的标定空速(CAS)

· 风 – 由于风或者沿跑道的风分量而成为一个大的���响

· 跑道坡度和状况 – 为跑道坡度的常规值而做的小的修正，但是雪，冰和柔软地面有重要影响。

性能速度

真空速(TAS) – 飞机相对于它所在的空气团的飞行速度。

指示空速(IAS) – 空速指示器上观察到的飞机速度。这是一个指示器误差，安装误差和压缩性误差未经修正的空速。

标定空速(CAS) – 安装误差和仪表误差经过修正后的空速指示器读数。在海平面标准大气条件下标定空速等于真空速。空速指示器上不同设计的速度标记可能是IAS 或者CAS。

等效空速(EAS) – 安装误差和仪表误差以及特定高度上绝热的可压缩流修正后的空速指示器读数。在海平面标准大气条件下EAS 等于CAS。

Vs0 – 经校定的停车失速速度或者飞机在着陆设定时维持可控性的最小稳定飞行速度。

Vs1 – 经校定的停车失速速度或者飞机在指定的设定时维持可控性的最小稳定飞行速度。

Vy – 在这个标定空速飞机在每单位时间内可以获得最大的高度增加。这个最佳爬升率速度通常地会随着高度的增加而缓慢降低。

Vx – 在这个标定空速飞机在一个给定的水平距离内可以获得最高的高度。这个最佳爬升角速度通常地会随着高度的增加而缓慢增加。

Vle – 起落架放下时飞机可以安全飞行的最大标定空速。这是一个涉及到稳定性和可控性的问题。

Vlo – 起落架可以安全的放下和收起的最大标定空速。这是一个涉及到在放下和收起起落架时作用于工作机械结构上的气动载荷的问题。

Vfe – 机翼襟翼位于一个规定的伸出位置时允许的最高标定空速。这是因为要考虑作用于襟翼结构上的气动载荷。

Va – 标定的设计机动速度。这是作用限定的载荷(阵风或者是控制面的完全偏转)而不会导致结构损坏的最大速度。

Vno – 正常运行或者最大结构巡航速度时的最大标定空速。以这个速度飞行时，超出限制的载荷因子可能导致飞机结构的永久变形。

Vne – 永远也不应该超过的标定空速。如果试图以超过这个速度的空速飞行，可能导致结构性损坏或者结构性故障。

性能图表

性能图表给飞行员计算飞机的起飞，爬升，巡航，和着陆性能。制造商提供的这些图表包 含在飞机飞行手册或者飞行员操作手册中。制造商在这些图表上提供的信息从一架飞机的测试飞行中收集的，测试飞行是在常规飞行条件下且驾驶技能为平均水平， 飞机和发动机处于良好工作状态。工程师记录下飞行资料，然后根据飞机在测试飞行中的表现制作性能图表。通过使用这些性能图表，飞行员可以计算起飞和着陆需 要的跑道长度，飞行中将要使用的总燃油量，以及到达目的地需要的时长。记住这点很重要，如果飞机不具备良好工作状态或者运行在不利条件下，图表上的资料将 是不准确的。因此，如果飞机未处于良好运行状态或者驾驶技能低于平均水平，那么必须要考虑补偿性能资料。每一架飞机的行为都是不同的，因此有不同的性能资 料。在每次飞行前要计算飞机的性能，这是因为每次的飞行也是不同的。

每一个图表都是基于某种条件的，且包含如何把这些信息应用于飞行条件的说明。阅读每一种图表并且理解如何用它这个技能是很重要的。还要阅读制造商提供的随附指南。要获得如何使用这些图表的解释，请参考制造商为特定图表提供的例子。如图10-19

制造商提供的信息是非标准化的。信息可能包含在表格格式中，而其他信息可能包含在曲线图中。有时候，组合的曲线图把两个或者多个曲线图组合到一张曲线图里来校正飞行的多种条件。复合的曲线图让飞行员用一张图就可以计算密度高度，重量和风变化时的飞机性能。

由于可以从这种图表中分析出大量的信息，非常准确的阅读这种图表就很重要。一开始的一个小误差会导致最后的一个大差错。

本章的后续部分包含总体上的飞机性能信息，还要讨论图表包含了什么信息，以及用直接阅读和插值法如何分析图表中的信息。每一个图表都包含了制定飞行计划时应该使用的非常有价值的信息。用于飞行所有方面的表格，曲线图和复合曲线图格式的例子也会被讨论。

插值法

并非图表上的所有信息都是容易分析的。一些图表要求用插值法来发现特定飞行条件下的信息。插值法信息意思是通过使用已知的信息，飞行员可以计算中间信息。然而，飞行员有时把从图表得到的数位四舍五入成一个更加保守侧数字。

使用稍微更加不利的条件的数位能够提供性能信息的合理估计，还提供了少许安全余量。下面的说明是一个从起飞距离图获得插值法信息的例子。如图10-20

密度高度图

使用密度高度图计算起飞机场的密度高度。使用图10-21 来计算基于给定信息的密度高度。

示例问题1

机场海拔高度……………………………………….5883 英尺

外部大气温度(OAT)………………………………..70 华氏度

高度计读数………………………………….30.10 英寸汞柱

首先，计算压力高度转换。在高度计标题下查找30.10。查看对应的第二列的读数。 其值为“-165” 。因此， 必须从机场海拔高度减去165 英尺， 则压力高度为5718(5883-165=5718)英尺。下一步，沿图示的底线刻度查找外部空气温度。从70 华氏度位置划一条直到5718 英尺压力高度线，其位置大约是5000 英尺到6000 英尺这两根线之间上部的三分之二位置。再从这个点向图表的左侧划一条线，就可以读出近似的密度高度。近似的密度高度为7700 英尺。

起飞图表

起飞图示典型的有好几种格式。飞行员通过使用它们来计算飞机在不使用襟翼或者特定襟 翼设定下的起飞距离。飞行员也可以计算无襟翼起飞飞越50 英尺高障碍物地点的距离，以及有襟翼时飞越50 英尺障碍物的距离。起飞距离图表的信息是按照不同的飞机重量，海拔高度，温度，风，以及障碍物高度而提供的。

示例问题2

压力高度……………………………………………..2000 英尺

外部大气温度(OAT)…………………………………22 摄氏度

起飞重量………………………………………………..2600 磅

迎风速度………………………………………………..6 节

障碍物高度……………………………………..50 英尺障碍物

参考图10-22。这个图示是一个复合的起飞距离图表。它在一张图中考虑了压力高 度，温度，重量，风和障碍物。首先，沿着22 摄氏度向上的直线直到和2000 英尺高度线相交。从这个交点，划一条直跨到第一条黑色辅助线的直线。继续从参考点以斜线方向顺着周围的线条划，一直到和对应的重量线相交。从2600 磅的交点，划一条直线直到它到达第二条辅助线。

再次，顺着斜线的方向直到到达6 节迎风的标记处。沿直线到达第三个辅助线，从这个位置向两个方向划一条线。第一，划一条直线来计算地面滑跑距离。下一步，再次沿着斜线直到它到达对应的障 碍物高度。在这个例子中，它是50 英尺障碍物。因此，划一条斜线到图示的远边。其结果是600 英尺滑跑距离和飞越50 英尺障碍物的总距离为1200 英尺。要查找升空和飞越50 英尺障碍物对应的起飞速度，要参考图示顶部的表格。在这个例子中，2600 磅时的升空速度将是63 节，飞过50 英尺障碍物的速度将是68 节。

示例问题3

压力高度………………………………………….3000 英尺

外部大气温度……………………………………..30 摄氏度

起飞重量…………………………………………..2400 磅

迎风………………………………………………..18 节

参考图10-23。这是一个用于短场地起飞的起飞距离图例子。对于这个图，首先查找 起飞重量。找到2400 磅后，从图表的左侧开始读到右侧。起飞速度在第二列，在第三列的压力高度下，查找3000 英尺的压力高度。仔细的顺着这行向右侧找，直到找到温度一栏下的30摄氏度。地面滑跑总距离读数为1325 英尺，飞过50 英尺障碍物要求的总距离是2480 英尺。在这一点，有18 节迎风风速。阅读说明部分的第二点，它说对每9 节迎风要降低距离10%。对于18 节的迎风，必须降低距离20%。1325 英尺乘以20%等于265 英尺，然后从总距离中减去，得到1060 英尺。重复这个步骤来计算飞越50 英尺障碍物需要的总距离。地面滑跑距离是1060 英尺，飞越50 英尺障碍物所需要的总距离是1984 英尺。

爬升和巡航图表

爬升和巡航图信息是基于同样类型的一架飞机进行的实际飞行测试。当计划一次越野飞行而计算性能和飞机的燃油消耗时，这个信息是相当有用的。制造商为爬升和巡航性能制作了几个不同的图表。这些图表会包含从燃油，时间和距离到爬升，巡航时的最好功率设定到巡航航程性能的一切。

检查爬升性能的第一个图表就是一张燃油，时间，和距离-爬升图。这个图会给出爬升期间使用的燃油量，完成爬升所需要的时间，爬升过程 所要经过的地面距离。要使用这个图表，获得出发机场和巡航高度的信息。使用图9-26，基于它来计算燃油，时间和爬升的距离。

示例问题4

出发机场压力高度………………………………..6000 英尺

出发机场外部大气温度(OAT)……………………..25 摄氏度

巡航压力高度……………………………………10000 英尺

巡航外部大气温度(OAT)…………………………..10 摄氏度

首先，查找出发机场的信息。沿图表的底部左手边查找出发机场的OAT。顺着25 摄氏度的线一直向上，直到和对应的压力高度6000 英尺线相交。继续这条线向右侧和全部的三条燃油，时间，距离线相交。从高度和燃油，高度和时间线的交点划一条向下的直线，第三条线在高度和距离的交点。读 数应该是3.5 加仑坛友，6.5 分钟的时间和9 海里距离。下一步，重复这个步骤来查找巡航高度信息。读数应该是6.5 加仑燃油，11.5 分钟时间和15 海里距离。使用每组燃油，时间和距离的数位和另一个相减(6.5-3.5=3 加仑燃油)。即要消耗3 加仑燃油，5 分钟时间来爬升到10000 英尺。在这个爬升中，前进的距离是6 海里。记住，根据图表顶部的说明，这些数字没有考虑风的影响，而且假设使用最大的持续功率。

下一个例子是燃油，时间和距离-爬升表。对于这个表格，使用和前一个图表一样的基本标准。然而，必须用不同的方式来查找信息。参考图10-25 来解决下面的示例问题。

示例问题5

出发机场压力高度……………………………………….海平面

出发机场OAT…………………………………………22 摄氏度

巡航压力高度…………………………………………8000 英尺

起飞重量…………………………………………………3400 磅

首先，查找图表第一栏中给定的重量3400。移到压力高度栏来查找海平面高度数位。 在海平面，其数字为0。下一步，看一下和巡航高度8000 英尺对应的行。通常的，飞行员会从另一组资料减去这两组数字，但是假设的事实海平面读数为0，可以知道从海平面爬升到8000 英尺需要的时间为10 分钟。也可以知道会使用21 磅燃油且爬升期间前进20 海里。

然而，温度是22 摄氏度，它比标准温度15 度高出7 摄氏度。这个图表的说明部分提示我们的结果必须对标准温度之上每7 度增加10%。结果乘以10%(10X10%=1)等于1。

1+10=11。 在考虑额外的10%之后，结果应该是11 分钟，23.1 磅燃油，距离为22 海里。请注意报告的燃油是以磅为单位的，而不是加仑。航空燃油为每加仑6 磅，因此23.1磅的燃油等于3.85 加仑的燃油。(23.1/6=3.85)下一个例子是巡航和航程性能图表。这种图表是设计用于计算特定巡航设定下的真空速，燃油消耗，续航小时数，和航程 英里数。使用图9-28 来计算给定条件下的巡航和航程性能。

示例问题6

压力高度………………………………………….5000 英尺

RPM……………………………………………….2400rpm

燃油装载量…………………………..38 加仑，没有储备燃油

查找图表左边第一栏的压力高度5000 英尺。接着在第二栏找转速2400 的设定。顺着这行可以读出真空速TAS 为116mph，燃油消耗量是6.9 加仑每小时。按照这个例子，飞机装载了38 加仑的燃油，在这栏下可以看到续航小时为5.5 小时，航程英里数为635 英里。

计划越野飞行时巡航功率设定表是很有用的。这个表格会给出正确的巡航功率设定和燃油流量以及在那个高度和空速下的空速性能数值。

示例问题7

巡航时的压力高度……………………………………………6000 英尺

OAT………………………………………………………36 华氏度

这个问题要参考图10-27。首先，在表格的左侧找出压力高度6000 英尺。顺着这行到表格的右侧的20 摄氏度(或36 华氏度)栏。在6000 英尺，转速设定为2450 将维持65%的连续功率，进气压力比读数为21.0 英寸汞柱，燃油流量为11.5 加仑每小时，空速为161节。

另一种巡航图是最佳功率混合航程图。这个图表基于功率设定和高度给出最佳航程。使用图10-28，根据提供的条件查找65%功率且没有储备燃油时的航程。

示例问题8

OAT………………………………………………….标准温度

压力高度…………………………………………….5000 英尺

首先，到图表的左侧5000 英尺和标准温度线位置。顺着这个位置划线到右侧和有储备及无储备条件下的65%功率设定线相交。从两个交点划垂直线到图表的底部。在有储备燃油是的65%功率的航程大约是522 英里。无储备燃油是65%功率的航程应该是581 英里。

侧风和迎风分量图

每一架飞机在认证前都是根据FAA 法规测试过的。飞机是由一般驾驶技能的飞行员在90度侧风风速达到0.2Vso 或者停车，襟翼和起落架都放下时的十分之二飞机失速速度条件下测试的。这就意味着如果飞机的失速速度是45 节，那么它必须能够在9 节90 度侧风速时着陆。最大的示范的侧风分量出版在飞机飞行手册/飞行员操作手册中。侧风和迎风分量图用来计算任何给定风向和风速时的迎风和侧风分量。

示例问题1 0

跑道…………………………………17

风………………………………… 140 度25 节

参考图10-30 来解决这个问题。首先，确定跑道和风向之间有多少角度偏差。已知跑道17是表示170 度方向，减去风向140 度，结果是30 度偏差。这就是风的角度。下一步，找到30 度标记从那里划一条线直到和正确的风速25 节相交。从交点划一条垂直线和横线。

迎风分量是22 节，侧风分量为13 节。这个信息在起飞和着陆是非常有用，首要的是，如果特定的机场有多个跑道可以选择的话，要选择合适的跑道而不至于使飞机超出它的测试限制。

着陆图表

着陆性能受到和影响起飞性能类似的变量影响。补偿密度高度，飞机重量和迎风是有必要的。

就像起飞性能图，着陆距离信息包含正常着陆信息和飞越50英尺障碍物的着陆距离。照例，阅读相关的条件和说明来确定图表信息的基础。记住，当计算着陆距离时着陆重量会不同于起飞重量。重量必须重新计算来补偿飞行期间使用的燃油量。

示例问题1 1

压力高度……………………………………….1250 英尺

温度…………………………………………….标准温度(15 摄氏度)

参考图10-31。这个例子使用了着陆距离表格。注意到1250 英尺的高度不在这个表格上。

因此必须使用插值法来找到正确的着陆距离。压力高度1250 英尺是海平面和2500 英尺高度之间的一半。首先，找到海平面列和2500 英尺列。把海平面的总距离1075 英尺和2500 英尺时的总距离1135 英尺相加。结果除以2 得到1250 英尺时的距离。飞越50 英尺障碍物的总距离是1105((1135+1075)/2=1105)英尺。重复这个步骤来得到压力高度下的地面滑跑距离。地面滑跑距离应该是 457.5 英尺。

示例问题1 2

OAT…………………………………………………57 华氏度

压力高度……………………………………………4000 英尺

着陆重量……………………………………………2400 磅

迎风…………………………………………………6 节

障碍物高度…………………………………………50 英尺

使用给定的条件和图10-32 来计算飞机的着陆距离。这个图表是一个复合着陆距离图的例子，允许补偿温度，重量和迎风，顺风以及变化的障碍物高度。从查找图表左侧的华氏度刻度上正确的 OAT 开始。直线向上到4000 英尺压力高度线。从这个交点横向移动到第一个黑色辅助线。顺着线条的相同斜向知道正确的着陆重量。在2400 磅，继续横向直线到第二个黑色辅助线。再次的，以斜向划一条线到正确的风分量，然后划横线到第三根黑色辅助线。从这点，向两个方向划直线：一根横向确定地 面滑跑距离，另一根斜线到正确的障碍物高度。

这应该是900 英尺总滑跑距离，飞越50 英尺障碍物的总距离是1300 英尺。

失速速度性能图表

失速性能图是设计用于把握飞机在给定配置下要发生失速的速度。这种图表典型的会考虑倾斜角，起落架和襟翼的位置，和油门位置。使用图9-35 和随附的条件来查找飞机将要失速的速度。

示例问题1 3

功率………………………………….停车

襟翼…………………………………放下

起落架………………………………放下

倾斜角………………………………45 度

首先找出正确的襟翼和起落架设定。由于起落架和襟翼是放下的，所以要使用图表的下半部分。下一步，选择对应于停车状态的行。现在可以发现正确的倾斜角栏，即45 度倾斜角。失速速度是78 英里每小时，或者68 节。

性能图为飞行员提供了有价值的信息。要好好利用这些图表。飞行员可以计算飞机在大多数飞行条件下的性能，这使得可以更好的计划每次的飞行。联邦法规全书(CFR)要求飞行员在任何飞行前要熟悉所有可用的信息。飞行员应该使用对飞行安全有帮助的信息。

运输类飞机性能

运输类飞机根据联邦法规全书14 章(14 CFR)的第25 部得到认证。第25 部的适航证书标准要求这些飞机有已被证实的性能水平和担保的安全余量，而不管它们所遵守的特定运行规章。

运输类对非运输类性能要求的主要差别

· 完全的温度可说明性

运输类飞机的所有性能图表要求起飞和爬升性能在考虑的全部温度影响下计算的。 

· 爬升性能以爬升的百分比斜率表示

运输���飞机的爬升性能表示为爬升的百分比斜率而不是以英尺每分钟爬升的数字计算。这个爬升的百分比斜率是性能的更加实用的表达方式，因为飞机的爬升角在障碍物间隔条件下是关键的。 

· 升空技术的改变

运输类飞机的升空技术允许在飞机升空后到达V2（起飞安全速度）。这之所以可能是因为这些飞机上的发动机有优良的加速能力和可靠性特性，也因为有更大的剩余功率。 

· 能要求适用于所有飞行阶段

FAA 认证的所有运输类飞机，不管其他大小，必须按照一致的性能标准运行。这适用于商业运行和非商业运行。

性能要求

运输类飞机必须满足的性能要求如下：

起飞

· 起飞速度 

· 要求的起飞跑道 

· 要求的起飞爬升 

· 障碍物间隔要求

着陆

· 着陆速度 

· 要求的着陆跑道 

· 要求的着陆爬升

起飞计划

下面是影响运输类飞机起飞性能的速度。飞行机组人员必须彻底的熟悉这些速度的每一个，以及它们在起飞计划中是如何使用的。

速度定义

VS 失速速度，或者飞机可控条件下的最小稳定飞行速度。

VMCG 地面上的最小控制速度，一个发动机不工作，(双方飞机上的关键发动机)，起飞功率在另一个发动机上，只使用空气动力学控制来作为方向控制。(必须小于V1)

VMCA 在空中的最小可控速度，一台发动机不工作，工作的发动机处于起飞功率，向好引擎最大倾斜5 度

V1 临界发动机故障速度或者决断速度。小于这个速度时引擎故障应该导致中断起飞；超过这个速度应该继续起飞滑跑。

VR 这是飞机的抬前轮速度，开始进入起飞姿态。这个速度不能小于V1 或者小于1.05 倍VMC。当一个引擎故障时，它也必须让飞机在跑道尽头35 英尺高度上加速到V2。

VLO 升空速度。在这个速度时飞机开始升空。

V2 起飞安全速度，在要求的跑道距离尽头35 英尺高度必须达到这个速度。这本质上是飞机的最佳单发动机不工作时爬升角速度，应该保持到起飞后飞越障碍物，或者保持到至少离地400 英尺高度。

VFS 结束段的爬升速度，它是给予单发动机不工作的爬升，没有设定(含义是起落架和襟翼都没有放下)，和最佳连续功率设定。

每次起飞时都应该考虑到上面的所有V 速度。V1,VR,V2 和VFS 速度应该贴在驾驶舱可以看到，以便起飞时参考。

起飞速度随飞机重量变化。起飞前的速度可以计算，飞行员必须首先确定最大允许起飞重量。

可以限制起飞重量的三个因素是跑道要求，起飞爬升要求和障碍物间隔要求。

跑道要求

起飞的跑道要求会受下列因素影响： 

· 压力高度 

· 温度 

· 迎风分量 

· 跑道倾斜度或斜坡 

· 飞机重量

起飞要求的跑道必须基于在大多数临界点一台发动机失效的可能，即在V1(决断速度)。按照规章，飞机的起飞重量必须适应三个距离中最长的一个：

1. 加速跑(Accelerate-Go)距离

所有发动机设定在起飞功率时加速到V1 需要的距离，但是在V1 时遇到一台发动机故障且继续用剩余的发动机起飞。要求的跑道包括爬升到35 英尺高度要求的距离，在到达35 英尺时刻必须达到V2 速度。

2. 加速停距离

所有发动机设定在起飞功率时加速到V1 需要的距离，在V1 是遇到一台发动机故障，且中断起飞，且只用刹车动作来停下飞机(不考虑使用反推力)。

3. 起飞距离

所有发动机工作时完成起飞到35 英尺高度要求的距离。必须比一台发动机不工作时起飞要求的距离至少少15%。这个距离通常不是一个限制因素，因为它通常少于单个发动机不工作时的起飞距离。

这三个要求的起飞跑道考虑在图10-34 中表示。

平衡场地长度

大多数情况下，飞行员将使用要求的起飞跑道的性能图，它会给出“平衡场地长度”信息。这个意思是图上显示的起飞距离包含加速跑和加速停距离。表示常规起飞资料的一个有效方法表示在图9-37 的表格图里。

图10-35 中的图表显示了正常条件下要求的药品距离，且作为标准起飞的快速参考也很有用。

不同重量和条件下的V 速度也显示了。

对于非常规起飞条件，例如发动机防冰，刹车防滑不工作了，或者极端温度或者跑道有斜坡，飞行员应该参考飞机飞行手册中性能部分合适的起飞性能图。

有其他的时候如非常高的重量和温度，那里的跑道要求可能由影响飞机停止能力的最大刹 车动能限制而规定。在这些条件下，加速停止距离可能大于加速跑距离。使性能恢复到平衡场地起飞条件的程序是限制V1 速度使它不超过最大刹车动能速度(有时称为VBE)。这个程序也会导致允许起飞重量的降低。

爬升要求

在一个发动机不工作的条件下飞机到达35 英尺高度后，有一个要求即飞机能够以指定的爬升���率爬升。这称为起飞航迹要求。必须基于一个发动机不工作爬升到离地1500 英尺高度来考虑飞机的性能。

以要求的爬升斜率起飞的航迹侧面图的不同阶段和设定在图10-36 中图示。

说明：爬升斜率最好表示为给定水平距离的垂直高度增加量。例如，2.4%的斜率意思是地面水平距离每前进1000 英尺则高度增加24 英尺。

下面的对单发动机不工作时的爬升侧面图的简要解释对于理解图9-38 的图表会有所帮助。

第一节

这一阶段包含在要求的起飞跑道图中，从飞机升空点测量到跑道端点35英尺高度时的距离。

最初的速度是VLO，在35 英尺高度的时候必须达到V2。

第二节

这是侧面图中最关键的一段。第二段是从35 英尺高度爬升到离地400 英尺高度。工作的发动机以全部起飞功率爬升，爬升速度为V2，且襟翼设定在起飞设定位置。这段要求的爬升斜率对双发飞机是2.4%，三发飞机是2.7%，四发飞机是3.0%。

第三或者加速节

在这一段，飞机要维持离地400 英尺以上，在继续爬升概貌之前从V2 加速到VFS 速度。襟翼在加速节的开始收起，功率尽可能长的维持在起飞设定(最大5 分钟)。

第四或者最后节

这阶段从400 英尺到地面以上1500 英尺高度，功率设定在最大连续功率。这阶段要求的爬升对双发飞机是1.2%的爬升斜率，对三发飞机是1.55%，对四发飞机是1.7%。

第二节爬升限制

从35 英尺到400 英尺的第二节爬升要求是爬升阶段中最严格的(或者最难以满足的)。飞行员必须确保每次起飞都能满足第二节爬升。为了在较高的密度高度条件下获得这个性能，可能必须限制飞机的起飞重量。

必须要理解的是，无论起飞跑道的实际可用长度是多少，必须调整起飞重量得以满足第二节爬升要求。一个发动机不工作时飞机可能能够升空，但是它还必须能够爬升和飞越障碍物。

尽管在较低的海拔高度时第二节爬升可能不会表现出很大的问题，在更高海拔的机场和较高的温度时，计算要求的起飞跑道距离之前，应该参考第二节爬升图来计算对最大起飞重量的影响。

航空运输障碍物间隔要求

法规要求1958 年9 月30 日以后认证的大型运输类涡轮机动力类飞机以一个重量起飞，能够使净起飞航迹(一个发动机不工作)飞越垂直高度至少35 英尺的障碍物，或者机场边界内至少200 英尺水平距离，通过边界后至少300 英尺水平距离。起飞航迹被认为是从起飞距离端点的起飞地面之上35 英尺处开始，延伸到起飞中飞机距离起飞地面1500 英尺高的一点，或者在从起飞想航路配置的过渡已经完成的那一点。净起飞航迹是实际起飞航迹的每一点高度减去一定百分比，对于双发飞机为0.8%，三发飞机 为0.9%，四发飞机为1.0%。

因此航空运输飞行员不仅要负责确保跑道足够在一个发动机不工作起飞(平衡场地长度)使用，以及满足要求的爬升斜率的能力；他们还必须也确保飞机能够安全的飞越任何可能在起飞航迹上的障碍物。

净起飞航迹和要求的障碍物间隔如图10-37 所示。

计算净起飞航迹性能的常规方法是合计每一个爬升阶段要求的总地面距离 和/或使用飞机飞行手册中的障碍物间隔性能图。尽管在正常使用的机场障碍物间隔要求很少是一个限制，但在临界条件时也经常是一个相当重要的考虑，例如较高 的起飞重量和/或高密度高度。考虑以2.4%的爬升斜率，增加1500 英尺高度那么水平距离要前进10.4 海里。

起飞要求小结

为了确定一架运输类飞机的允许起飞重量，在任何飞机场，必须考虑下列因素： 

· 机场压力高度 

· 温度 

· 迎风分量 

· 跑道长度 

· 跑道坡度和倾斜度 

· 航迹的障碍物

一旦知道上述的详细信息且应用于适当的性能图表，就有可能计算出最大允许起飞重量。这个重量就是下列条件允许的最大重量中的较低的一个：

· 要求的平衡场地长度 

· 发动机不工作爬升能力(受限制的第二节) 

· 障碍物间隔要求

在实践中，在低海拔机场起飞重量的限制通常是归于跑道长度限制；发动机不工作爬升限 制高海拔机场的最常见限制。必须观察所有对重量的限制。由于飞机的燃油和载荷复合重量可能接近最大起飞重量的一半，降低燃油重量来满足起飞限制通常是可能 的。然而，完成了这步，必须重新计算燃油和航程减少后的飞行计划。

着陆性能

和在起飞计划中一样，必须考虑着陆时的特定速度。这些速度如下所示：

水平状态

速度 定义

VSO 着陆设定下的失速速度或者最小稳定飞行速度。

VREF 着陆设定时失速速度的1.3 倍。在跑道尽头50 英尺高度要求这个速度。

进近爬升 进近爬升速度是在进近设定下能够得到最好爬升性能的速度，条件是一个发动机不工作，而运行的发动机设定在最大起飞功率。这个配置下要求的爬升斜率是对于双发飞机为2.1%，三发飞机为2.4%，四发飞机为2.7%。

着陆爬升 这个速度在完全着陆设定下将得到最好的性能，且所有发动机设定为最大起飞功率。在这个配置要求的爬升斜率为3.2%。

计划着陆

正如起飞一样，上面列出的起飞速度在着陆前应该先计算好，且两个飞行员都可以看到。

VREF 速度或者门限速度是用作整个起落航线的参考速度或者在下面例子中的仪表进近：

VREF 加30 节…………………………………………三边或者程序转弯

VREF 加20 节…………………………………………一边或者最终归航

VREF 加10 节…………………………………………五边或者从最终定向归航(ILS 五边)

VREF……………………………………………………跑道尽头50 英尺高度的速度

着陆要求

飞机的最大着陆重量会被进近爬升要求或者可用的着陆跑道限制。

进近爬升要求

进近爬升通常比着陆爬升更是限制的(或者说更难以满足)，主要因为它基于一个发动机不工作时的执行复飞(missed approach)的能力。要求的爬升斜率会受到压力高度和温度的影响，以及正如起飞的第二节爬升中，飞机重量必须按需要进行限制以符合这个爬升要求。

要求的着陆跑道

着陆需要的跑道距离会受到下列因素的影响： 

· 压力高度 

· 温度 

· 迎风分量 

· 跑道斜率或坡度 

· 飞机重量

在计算要求的着陆距离时，一些制造商没有把上面的所有资料包含在他们的图表中，因为规章声明说只有压力高度，风和飞机重量必须考虑。图表按照防滑和不防滑条件提供，但是计算要求的着陆距离时不使用反推力。

规章要求的着陆距离是从跑道尽头50 英尺高度着陆和完全停止所需要的距离。它包括从50英尺高度到接地点(可以假设跑道距离1000英尺)的空中行进距离，加上停下来的距离，且没有剩余的预 留距离。这是14CFR 第91 部运营者(非航空运输公司)要求的全部，且全部显示在某个要求的着陆距离图上。

对于航空运输和其他商业运营者，他们受限于14CFR 第121 部，适用的一组不同的规则说明：从50 英尺高度要求的着陆距离不能超过实际跑道可用长度的60%。在所有情况下，50 英尺高度允许的最小空速必须不小于飞机在着陆设定下的失速速度的1.3 倍。这个速度通常称为飞机的VREF 速度，它随着陆重量而变化。图10-38 是这些着陆跑道要求的图示。

着陆要求小结

为了确定一架运输类飞机的允许着陆重量，必须考虑下列详细资料： 

· 机场压力高度 

· 温度 

· 迎风分量 

· 跑道长度 

· 跑道斜率或者坡度 

· 跑道表明状况

有了这些详细资料，就可能确定最大允许着陆重量，它即下列限制的重量中较轻的一个: 

· 着陆跑道要求 

· 进近爬升要求

在实践中，进近爬升限制(进近设定时且一台发动机不工作的爬升能力)是很少遇到的， 因为到达目的地机场时的着陆重量通常是变轻了。然而，正如起飞的第二阶段爬升的要求，这个进近爬升斜率必须满足，如果有必要的话必须限制着陆重量。最可能 使进近爬升处于临界的条件是以大的重量和高压力高度和温度时的着陆，如果刚起飞不久就要求着陆那么会遇到这样的条件。

着陆场地要求比进近爬升限制更加频繁的限制一架飞机的允许着陆重量。然而除非跑道特别的短，这基本不成问题，因为在目的地的平均着陆重量由于燃油的消耗而很少达到最大设计

着陆重量。

性能图表样本

图9-41 到图9-62 是运输类飞机使用的性能图表。

资料来源:民航局 - FAA 飛行員航空知識手冊(2003 中譯本)

FAA Pilot's Handbook of Aeronautical Knowledge 2008

高度对具体航程的影响也可以从前面的关系中认识到。如果高度的一个变化导致速度和要 求功率的同样变化，速度对要求功率的比例就不会改变。这个事实意味着螺旋桨驱动的飞机的具体航程不会受高度影响。实际上，这对于程度来说是对的，具体燃油 消耗和螺旋桨效率是能够导致具体航程随高度变化的主要因素。如果可压缩性影响可以忽略，具体航程随高度的任何变化是发动机/螺旋桨性能的一个严格的函数。

装配了往复式发动机的飞机的具体航程向上到它的绝对高度会经历非常小的变化。对于制动马力低于发动机的最大巡航功率额定(发动机运行的贫油范围)，制动具体燃油消耗可以忽略。

因此，只当增加的功率要求超出发动机的最大巡航功率额定时，高度的增加会引起具体航 程的降低。增压的一个优点是在高海拔高度可以维持巡航功率，伴随着真空速的相应增加，飞机可以在高海拔高度达到航程。【增压的发动机燃烧效率通常更高，也 就能够在高海拔维持较好的输出功率，而同时真空速随着高度增加而增加了，所以航程方面有优势。】高海拔高度巡航和低海拔高度巡航的主要差别是真空速和爬升 燃油要求。

【制动具体燃油消耗-往复式发动机输出1 马力的功率，每小时燃烧的燃油磅数。制动马力- 飞机发动机在螺旋桨轴(主输出或者主驱动)上输送的功率。】

地面效应

地面效应是由于飞行时飞机的气流模式对翼面的干扰。地面效应可以在翼面之上的一个翼展高度内检测和测量到。然而，地面效应在飞机以低速维持在一个恒定高度或者低高度飞行时极其重要(例如，在接地前的着陆拉平期间，和飞机离地加速到爬升速度的起飞期间)。

当 机翼收到地面效应的影响时，上洗流和下洗流以及翼尖涡流都会减弱。由于翼尖涡流的 减弱，诱导阻力也降低。当机翼位于四分之一翼展高度时，诱导阻力大约降低25%，当机翼高度等于十分之一翼展时，诱导阻力大约降低50%。在寄生阻力为主 导的高速飞行时，诱导阻力只是总阻力的一小部分。因而，在起飞和降落期间，地面效应的影响是更大的考虑。

如图9-14

[aerojones-knowledge]

[飞行手册]-重量和平衡

任何飞机遵守重量和平衡限制都对飞行安全至关重要。一架超出它的最大重量限制的运行会危及飞机结构整体的安全，对飞机的性能产生有害的影响。重心在允许的限制范围之外时运行的飞机会引起控制困难。

重量控制

重量是一种力，重力就是通过利用它把一个问题向地球的中心吸引。它是物体的质量和作用在物体上的加速作用共同的结果。重量是飞机建造和运行中的一个主要因素，也和所有飞行员的需要有关。

重力一直有把飞机向地球拉的倾向。升力是唯一的抵消重力和维持飞机飞行的力。然而，机翼产生的升力大小是受机翼设计，迎角，空速和空气密度限制的。因此，为确保产生的升力足以抵消重力，必须避免飞机的载荷超出制造商的建议重量。如果重量比产生的升力大，飞机可能不能飞行。

重量的影响

只要考虑性能，在飞机上增加飞机总重的任何东西都是不希望的。制造商努力的做到让飞机尽可能的轻而不牺牲强度和安全性能。

一架飞机的飞行员应该永远知道超载的严重性。一架超载的飞机可能不能离开地面，或者如果它确实升空了，它可能表现出意料不到和不寻常的拙劣飞行特性。如果一架飞机没有被正确的配载，拙劣性能的最初表现通常发生在起飞阶段。

过大的重量几乎在每个方面都降低了飞机的飞行性能。超载飞机的最重要性能缺陷是： 

较高的起飞速度

更长的起飞滑跑 

减小了爬升率和爬升角 

降低了最大飞行高度 

航程缩短 

减小了巡航速度 

降低了机动性能 

较高的失速速度 

较高的进近和着陆速度 

较长的着陆滑跑 

前轮或者尾轮过重

飞 行员必须深入理解重量对自己所飞的特定飞机的性能的影响。飞行前规划应该包含性能 表的检查，以确定飞机的重量是否会促成危险的飞行运行。过大的重量本身就降低了飞行员可用的安全余度，当其它降低性能的因素和超载结合时甚至变的更加危 险。飞行员也必须考虑发生紧急情况时飞机超载的严重性。如果起飞时一个发动机失效，或者在低高度的时候机身结冰，通常这时降低飞机重量来保持飞机在空中就 迟了。

重量的变化

飞 机的重量可以通过变更燃油装载量来改变。汽油有相当的重量，每加仑6 磅重量，30 加仑可能比一位乘客还重。但是必须记住如果重量是通过减少燃油来降低的，那么飞机的航程也被减少了。飞行期间，通常燃油燃烧是飞机重量变化的唯一原因。随 着燃油被消耗，飞机变得越来越轻，性能也得到改善。

固定装置的变化对飞机的重量有重要的影响。一架飞机可能由于安装额外的无线电和仪表而超载。修理和修正也可能影响飞机的重量。

平衡，稳定性和重心

平衡是指飞机的重心(CG)位置，对飞行中的飞机稳定性和安全非常重要。重心是一个点，如果飞机被挂在这个点上，那么飞机会在这点获得平衡。

飞 机配平的主要考虑是重心沿纵轴的前后位置。重心不一定是一个固定点；它的位置取决 于重量在飞机上的分布。随着很多装载物件被移动或者被消耗，重心的位置就有一个合成的偏移。飞行员应该认识到如果飞机的重心沿纵轴太靠前，就会产生头重现 象；相反的，如果重心沿纵轴太靠后，就会产生后重现象。不适当的重心位置可能导致一种飞行员不能控制飞机的不稳定状态。如图9-1

重心相對橫軸的參考位置也很重要。對存在於機身中心線左側的每一物件的重量，有相等 的重量存在於右側的對應位置。然而，這可能由於橫向的不平衡載荷而弄翻。重心的橫向位置是不計算的，但是飛行員必須知道橫向不平衡條件肯定會導致不利影響 的發生。如果從飛機一側的油箱不均衡的向發動機供應燃油，由此燃油載荷管理不善，就會發生橫向不平衡。飛行員可以通過調整副翼配平片或者在副翼上保持持續 的控制壓力來抵消發生的機翼變重狀態。然而，這把飛機控制置於非流線型的狀態，增加了阻力，進而降低了運行效率。由於橫向平衡相對容易控制，而縱向平衡更 為關鍵，平衡在本手冊的後續內容主要指重心的縱向位置。

  在任何時候，駕駛一架不平衡狀態的飛機會導致飛行員疲勞增加，明顯的影響飛行安全和效率。飛行員對縱向不平衡的正常糾正就是改變配平來消除過大的控制壓力。然而，過量的配平從效果上不僅降低了氣動效率，還減少了配平所在方向上的基本控制的行程距離。

  不利平衡的影響

不利的平衡狀態對飛機飛行特性的影響非常類似於過重狀態下提到的方式。此外，有兩個 主要的飛機特性可能被不當平衡嚴重的影響；這些是穩定性和控制。頭重狀態下的載荷會導致控制和抬升機頭時的問題，特別在起飛和著陸時。尾重狀態下的載荷對 縱向穩定性有最嚴重的影響，會降低飛機從失速和螺旋中恢復的能力。從尾重載荷產生的另一個不期望的特性是它導致非常輕的控制力。這會使飛行員很容易的無意 間使飛機承受過大應力。

  飛機重心位置的限制是由製造商確立的。這些是重心不能超出的前後位置，否則就不能飛行。

  這些限制公佈在每架飛機的類型證書資料表，或者飛機規格和飛機飛行手冊，或者飛行員操作手冊。如果裝載後，重心沒有位於允許限制內，在要起飛前重新佈置飛機內某些物件的位置是必要的。

  重心的前面限制通常確定在一個位置，這個位置是根據飛機的著陸特性得到的。著陸期 間，這是飛行的最關鍵階段之一，超出前面的重心限制可能導致前輪的超載；在後三點式起落架飛機上發生機頭越過；性能降低；較高的失速速度；以及增加控制 力。在極端情況下，重心位於前向限制的前面會導致機頭沉重到在著陸時非常困難或者不可能拉平的這種程度。製造商故意的把前向重心限制盡可能的朝後放，以幫 助飛行員避免著陸時損壞飛機。除了靜態和動態縱向穩定性降低，重心位於允許限制範圍之後可能導致的其他不期望影響包括控制極其困難，激烈的失速特性，非常 輕的操縱杆力，這會使飛行員很容易無意間對飛機施加過大應力控制。

  也指定了一個受限制的前向重心極限以確保在最低空速時升降舵有足夠的偏轉量。當結構性限制或者大的操縱杆力不能限制前向重心位置時，這時就要求完全升起升降舵來獲得一個著陸需要的大迎角。

  後面的重心限制是一個最靠後的位置，在這個位置是最嚴重的機動或者操作可以執行的極限。

  隨著重心向後移動，就會發生穩定性降低，它降低了飛機在機動或者紊流之後自我糾正的能力。【因為飛機的穩定性是被設計成收斂的，通常在機動動作之後，飛機的故有穩定性會使得不穩定狀態逐漸消除。請參考穩定性一節。】

  一些飛機的重心限制，不管是前面限制還是後面限制，可能會隨著飛機總重的不同而變化。

  它們也可能由於特定的操作而變化，例如特技飛行，起落架收起，或者改變飛行特性的特殊裝載和設備的安裝。

  重心的實際位置會因為很多變化因素而改變，通常是由飛行員來控制的。行李和貨物的放置會決定重心位置。乘客的座位分配也可以作為一個獲得良好平衡的方法。如果飛機是尾部偏重的，唯一合理的就是把體重大的乘客向前面的座位調。而且，燃油燃燒也會影響基於油箱位置的重心。

  重量管理和平衡控制

重量和平衡控制應該是所有飛行員都要考慮的事情。飛行員要對特定飛機的載重和燃油(這兩個變化因素都會改變總重和重心位置)管理有所掌控。

  飛機所有者或者運營者應該確保飛行員可以獲得需要使用的飛機內的最新資訊，也應該保 證在完成維修或者替換之後在飛機記錄中有爭取的記錄。重量變化必須被記錄，在重量和平衡記錄中要有正確的符號。如果適合的話，裝備列表必須及時更新。如果 沒有這些資訊，飛行員就沒有必要的計算和決定所以來的基礎。

  在任何飛行之前，飛行員應該確定飛機的重量和平衡狀態。飛機製造商已經設計出基於聲音原理的簡單而有序的程式，用於判斷載荷狀態。飛行員必須使用這些程式和練習良好的判斷。

  在很多現代飛機上，基本不可能裝滿行李艙，座位和燃油箱，仍然位於核准的重量和平衡限制範圍內。如果承載了最大乘客載荷，通常飛行必須降低燃油載荷或者降低行李的重量。

  術語和定義

飛行員應該熟悉解決重量和平衡的問題時用到的術語。下列術語的列表和它們的定義是良 好的標準化了，這些術語的知識將會幫助飛行員更好的理解任何飛機的重量和平衡計算。作為產業標準的通用航空製造商協會(General Aviat ion Manufacturers Associat ion)定義的術語在名稱後以GAMA 標記。 

臂( 運動臂) – 是以英寸為單位的從基準輔助線到一個物體重心的距離。如果在輔助線之後測量，那麼代數符號為正(+)，如果在輔助線之前測量，那麼代數符號為負(-)。 

基本空重(GAMA) – 包括標準空重加上已經安裝的可選和特殊裝備。 

重心 – 是這樣一個點，如果飛機可能掛在這個點上，那麼飛機會獲得平衡。它是飛機的品質中心，或者是假設飛機的所有品質都集中的一個理論上的點。可以用距離基準輔助線距離來表示，或者平均空氣動力弦(MAC)的百分比表示。 

重心限制 – 指定的前後兩點，在飛行時飛機的重心必須位於這個範圍內。這些限制在飛機的有關規格檔中指出。 

重心範圍 – 重心前後限制點之間的距離，在飛機的相關規格檔中指出。 

基準線(輔助線) – 是一個假像的豎直平面或者直線，所有力臂的測量都是從這裡開始。基準線是由製造商確立的。一旦選定了基準線，所有力臂和重心位置的範圍都從這點開始測量。 

Delta – 是一個用Δ 表示的希臘字母，用來表示一個數值的變化。例如，ΔCG 表示CG 的一個變化(或運動)。 

地板載重限制 – 由製造商提供的地板每平方英寸或者英尺可以承受的最大重量。 

燃油載荷 – 是飛機載荷的可消耗部分。它只包含可用的燃油，不包含那些用於填充管子或者殘餘在油箱排油器中的燃油。 

許可的空重 – 由機身，發動機，不可用燃油，和不可排放的潤滑油加上裝備列表中指定的可選和標準裝備組成的空重。一些製造商使用這個術語優先於GAMA 標準化。 最大著陸重量 – 正常的飛機允許降落時的最大重量。 

最大停機坪重量(maximum ramp weight) – 滿載荷飛機的總重量，包括所有燃油。它比起飛重量大，因為在飛機滑行和滑跑時要燃燒燃油。停機坪重量也可以指滑行重量。【飛機停放在停機坪的時候允許的最 大重量，在滑行到起飛之間，會燃燒部分燃油，知道低於最大起飛重量，所以最大停機坪重量大於最大起飛重量，由於滑行中使用的燃油一般不多，所以也會用最大 滑行重量來稱呼，即地面機動時允許的最大重量。】 

最大起飛重量 – 起飛時允許的最大重量 􀁺 最大重量 – 飛機和它的所有裝備的最大審定重量，這些裝備在這架飛機的類型認證資料表(Type Certificate Data Sheets - TCDS)中指定。 

最大零燃油重量(GAMA) – 不包括可用燃油時的最大重量。

平均空氣動力弦(MAC) – 從機翼前緣到後緣的平均距離。 

力矩 – 一個物體重量和它的力臂之乘積。力矩用磅-英寸表示。總力矩是飛機重量乘以從基準線到重心之間的距離。 

力矩指數( 或指數) – 力矩除以一個常量後的值，例如除以100，1000，10000。使用力矩指數的目的是為了簡化飛機的重量和平衡計算，因為重的物體和長力臂的結果是很大的難以管理的數字。【除以指數之後可以使數字變小，但是計算還是等效的】 

有效載荷( GAMA) – 乘客，貨物和行李的重量。 

標準空重( GAMA) – 包含機身，發動機，和所有固定位置的運行裝備且永遠安裝在飛機上的物件；包括固定的壓艙物，液壓流體，不可用燃油，和全部的發動機潤滑油。 

標準重量 – 為很多涉及重量和平衡計算的物件而確定。如果真實重量可用的話，就不應該使用這些重量。一些標準重量有：

汽油………………………………6 磅/美制加侖

Jet A,Jet A-1………………………6.8 磅/美制加侖

Jet B……………………………….6.5 磅/美制加侖

潤滑油…………………………….7.5 磅/美制加侖

水………………………………….8.35 磅/美制加侖

測站 – 是飛機上的一個位置，以英寸為單位用一個數位指定它到基準線的距離。因此，基準線被指定為測站0。位於測站+50 的一個物體 將有50 英寸的力臂。 

有用載荷 – 飛行員，副駕駛，乘客，行李，可用燃油，可排泄潤滑油的重量。它是基本空重減去最大允許總重。這個術語只適用於通用航空飛機。

  重量和平衡計算的基本原理

現在回顧和討論重量和平衡如何計算的一些基本原理會有所幫助。下列的計算方法可以適用於任何重量和平衡資訊起關鍵作用的物體和車輛；但是對於本手冊的目的，這些原理直接而主要的面向飛機。

  通過計算飛機空重和增加每一個裝載在飛機上的重量，就可以計算總重量。這是很簡單的，但是為以這樣一種方式來分佈這些重量，即裝載的飛機的總體品質在重心處平衡，它必須位於指定的限制範圍內，特別是在沒有理解重量和平衡的基本原理時，就會發生很嚴重的問題。

  飛機獲得平衡的那個點可以通過定位重心來計算，正如術語的定義中規定的一樣，重心是 一個假像所有的重量都集中在一起的點。為在縱向穩定性和升降舵控制之間提供必要的平衡，重心通常稍微位於升力中心的前面。這種載荷狀態導致飛行時機頭有向 下的趨勢，這正是在以大迎角和低速飛行時所期望的。

  平衡點(重心)必定下降的安全區域稱為重心範圍。範圍的端點稱為前向重心限制和後向重心限制。這些限制通常以英寸為單位指定，沿飛機縱軸從基準線開始測量。基準線是飛機設計者確立的任意一點，不同的飛機它的位置會變化。如圖9-2

從基準線到飛機的任何組成部件或者裝載在飛機上的任何物體的距離稱為力臂。當物體或 者部件位於基準線之後時，力臂為正，單位為英寸；如果位於基準線前面，則為負值，單位為英寸。物體或部件的位置通常被稱為測站(station)。如果任 何物體或者部件的重量乘以到基準線的距離，那麼乘積就是力矩。力矩是對導致重量繞一個點或者軸旋轉的重力力量的一種度量，以磅-英寸表示。

  為解釋目的，假設50 磅的重量位於板上距離基準線100 英寸的點或者測站上。重量的向下力量可以用50 磅乘以100 英寸來計算，其乘積為一個5000 磅英寸的力矩。如圖9-3

為了建立一個平衡，必須在板的另一端施加總共為5000 磅英寸的力矩。重量和距離的任何組合其乘積為5000 磅英寸的力矩就可以平衡這個板。例如，如圖9-4 所示，如果一個100磅的重量放置於距離基準線25 英寸的一點(測站)，另一個50 磅的重量放置於距離基準線50 英寸的一點(測站)，兩個重量和它們距離乘積的總和即總力矩為5000 磅英寸，它將可以平衡這個範本。

重量和平衡約束

應該嚴格的遵守飛機的重量和平衡約束。特定飛機的載荷狀態和空重可能和飛機飛行手冊 /飛行員操作手冊中的不同，因為可能已經發生過設備修理或者替換。飛機飛行手冊中的示例載荷問題只用於指南目的；因此，每一架飛機需要具體對待。儘管一架 飛機認證了具體的最大總起飛重量，但是以這樣的載荷起飛不是在所有情況下都是安全的。影響起飛和爬升性能的條件諸如高海拔高度，高的氣溫，以及高的濕度 (高密度高度)會要求在飛行前降低重量。

  起飛前需要考慮的其他因素是跑道長度，跑道表面，跑道坡度，地面風向，以及障礙物的存在。這些因素可能需要在飛行前降低重量。

  一些飛機的設計使得難以把它裝載成重心超出範圍限制。這些通常是小飛機，它們的坐位，燃油，行李區域位於靠近重心限制的地方。但是，這些飛機可能被裝載的超重。

  其他飛機甚至可以被裝載成重心超出限制，甚至在還沒有超出有效載荷的條件下。

  由於失衡和超重狀態的影響，飛行員應該總是能夠確保一架飛機被正確的裝載了。

計算裝載重量和重心

有很多的方法來計算一架飛機的裝載重量和重心。主要有計演算法，和利用飛機製造商提供的圖表和表格方法。

  計演算法

計演算法要涉及到使用基本的數學函數。下面就是一個計演算法的例子。

假設：

  最大總重 3400 磅

重心範圍 78-86 英寸

前座乘客 340 磅

後座乘客 350 磅

燃油 75加侖

行李區1 80 磅

  為計算裝載重量和重心，要按照以下步驟。

  第一步 列出飛機，乘客，燃油和行李的重量。記住，燃油重量是6 磅每加侖。

第二步 輸入列出的每一物體的力矩。記住，重量乘以力臂之乘積為力矩。

第三步 合計重量和力矩

第四步 為計算重心，用總力矩除以總重量。

備註：一架特定飛機的重量和平衡記錄會提供空重和力矩，和力臂距離資訊。

總裝載重量為3320 磅，沒有超出3400 磅的最大總重。重心為84.8，位於78-86 英寸

的範圍內；所以，這架飛機的裝載沒有超限。

圖表法

計算裝載重量和重心的另一個方法是使用製造商提供的圖表。為簡化計算，有時力矩會除以100，1000 或者10000。下面是一個圖表法的例子。如圖8-5 和8-6

假設：

  前座乘客 340 磅

後座乘客 300 磅

燃油 40加侖

行李區1 20 磅

  除了提供的圖表可以計算力矩，讓飛行員計算飛機的裝載是否越限外，應該遵守和計演算 法一樣的步驟。為使用載荷圖（loading graph）來計算力矩，找到計算的重量，畫一條水準直線和需要計算力矩的專案的線相交，然後從交點向下畫線來計算力矩。(示例裝載圖中的紅線表示飛行員 和前面乘客的力矩，所有其他力矩的計算方法是相同的)一旦每一個項目都已完成，就可以總計重量和力矩，就可以在重心-力矩包跡圖上畫相應的直線。如果直線 交點位於包跡內，那麼飛機的裝載處於限制之內。在這個示例裝載問題中，這架飛機處於裝載限制範圍內。

【計算每個項目的重量，查載荷圖得出力矩，然後合計重量和力矩】

【對照每項的重量在載荷圖上找出力矩，總計之後得出重量和力矩，最後在重心-力矩包跡圖上看是否超出範圍。】

  查表法

查表法使用和計演算法以及圖表法相同的原理，資訊和限制包含在製造商提供的表格裡。圖9-9 是一個表格的例子，重量和平衡計算就根據這個表格。在這個例子中，總重量為2799磅，力矩為2278/100，位元於表格的限制之內。

負力臂時的計算

圖9-10 是負力臂飛機的重量和平衡計算示例。記住，重要的是正值乘以負值結果還是負值，負值將會從總力矩中減去。

零燃油重量時的計算

圖9-11 是使用一架零燃油重量的飛機進行重量和平衡計算的示例。在這個例子中，減去燃油的飛機總重量4240 磅，它小於零燃油重量4400 磅。如果沒有燃油時的飛機總重量超過4400 磅，那麼乘客或者貨物必須被卸載以保持重量不超過最大零燃油重量。

移動，增加和卸載重量

飛行員必須能夠準確而快速的解決和重量移動，增加和卸載有關的任何問題。例如，飛行 員可能是飛機裝載處於允許的起飛重量限制範圍內，然後卻發現重心已經超出限制。這個問題的最滿意解決辦法就是移動乘客，行李或者這兩者。飛行員應該能夠確 定使飛機安全飛行的最小載荷偏移量。飛行員應該能夠確定移動一個部分載荷到新的位置是否能夠糾正超限狀態。

  有一些標準化的計算可以幫助進行這些計算。

重量偏移

當重量從一個位置移動到另一個位置，飛機的總重沒有改變。然而，相對於重量移動的距 離和方向來說整體力矩的關係和比例確實改變了。當重量向前移動時，總力矩降低；當重量向��移動時，總力矩增加。力矩的改變和所移動的重量大小成比例。因為 很多飛機有前面的和後面的行李艙，重量就可以從一個移動到另一個來改變重心。如果以飛機重量，重心，總力矩都已知來開始，用新的總力矩除以總飛機重量來計 算新的重心(重量移動後)。

  為計算新的總力矩，要找出在重量移動時多少力矩增加和減少。假設有100 磅的重量中測站30 移動到測站150。這個移動給飛機的總力矩增加了12000 磅英寸。

  在測站150 時的力矩為：

100 磅X 150 英寸=15000 磅英寸

在測站30 時的力矩為：

100 磅X30 英寸=3000 磅英寸

力矩變化量= 12000 磅英寸

  在原來力矩上增加力矩變化量就可以獲得新的總力矩。然後通過新的總力矩除以總重量來計算新的重心：

總力矩= 616000+12000=628000

重心為 62800/8000(總重量)=78.5 英寸

重量的偏移使重心移動到測站78.5

  通過使用電腦或者計算器和一個比例公式可以獲得一個更加簡單的方法。可以這樣做的原因是因為重心的偏移距離和重量的移動距離成比例。

  例子

  偏移的重量/總重量=ΔCG/重量偏移的距離

  100/8000=ΔCG/120

ΔCG=1.5 英寸

重心的變化增加到原來的重心就可以計算到新的重心：77+1.5=78.5 英寸，在基準線之後。

  偏移重量的比例公式也可以用於計算必須移動多少重量來獲得特定的重心偏移量。下面說明瞭這種問題的解決方法。

  例子

  假設：

飛機總重………………….7800 磅

重心……………………….測站81.5

後向重心極限…………….80.5

  要計算必須從測站150 的後面貨物艙移動多少貨物到測站30 的前面貨物艙才能使用重心正好移動到後向重心極限位置。

  方法：

  要移動的重量/總重量=ΔCG/重量移動的距離

  要移動的重量/7800=1.0/120

要移動的重量=65 磅

重量增加和卸載

在很多情況下，飛機的重量和平衡會由於重量的增加和卸載而改變。當發生這樣的情況 時，必須計算和檢查新的重心相對限制其新的位置是否可以接受。這種重量和平衡問題通常在飛行中飛機消耗燃油時遇到，因此，飛機油箱位置的重量就會降低。大 多數小飛機設計成油箱的位置靠近重心；因此燃油的消耗不會對重心有任何嚴重程度的影響。

  在飛行前，必須計算貨物的增加或者卸載引起的重心改變。問題總可以通過計算相關的總力矩來解決。一個典型的問題可能涉及到計算一架飛機的新的重心位置，在裝載且準備飛行，就在離開前又收到一些額外的貨物或者乘客。

  例子

假設：

  飛機總重量………………………6860 磅

CG 位置………………………….80.0

  如果有140 磅行李增加到測站150 位置，計算重心方法如下：

增加的重量/新的總重量=ΔCG/重量和舊的重心之間距離

  140/(6860+140)=ΔCG/(150-80)

140/7000 = ΔCG/70

ΔCG=1.4 英寸向後

增加ΔCG 到原來的重心

新的重心位置80 英寸+1.4 英寸=81.4 英寸

  例子

假設：

飛機總重………………………………6100 磅

CG 測站……………………………….80.0

如果從測站150 卸載100 磅重量，請計算重心的位置。

  方法：

卸載的重量/新的總重量 = ΔCG/重量和原來重心之間的距離

100/(6100-100)=ΔCG/(150-80)

  100/6000=ΔCG/70 ΔCG=1.2 英寸向前

從原來的重心位置減去重心的變化量

  新的重心位置80-1.2=78.8 英寸

  在以前的例子中，ΔCG 不是從原來的重心增加的就是減去的。決定哪一個的最好方法是計

算具體重量變化時重心將要移動的方向。如果重心向後移動，ΔCG 就增加到原來的重心；

如果重心向後移動，就從原來的重心減去ΔCG。

    資料來源: 民航局 - FAA 飛行員航空知識手冊(2003 中譯本)

FAA Pilot's Handbook of Aeronautical Knowledge 2008

[aerojones-knowledge]

[飞行手册]-飞行仪表

飞行仪表使得飞机能够发挥最大性能和增强安全性，特别是长距离飞行时。制造商提供了必要飞行仪表，但是要有效的使用它们，飞行员需要理解它们是如何工作的。本章涵盖皮托静压系统和相关仪表、真空系统和相关仪表、和磁罗盘的运作方面。

皮托－静压飞行仪表

皮托静压系统有两个主要的部分：冲压腔和管子、以及静压腔和管子。它们为高度表、垂直速度表和空速表提供运行所需的环境空气压力源。如图7-1

在這裡系統裡，衝壓(因為飛機向前運動所以空氣衝擊飛機)是從一個皮託管獲取的，它 被安裝在一個最少干擾和紊流(由於飛機在空氣中運動會產生紊流)的位置。靜壓通常從連接到通風口的管子或者從安裝在和機身水平一側的通風管獲取。這補償了 由於飛機高度不規律變化導致的任何靜壓的可能變化。

  在飛行前檢查期間必須檢查皮託管和靜壓通風口確保它們沒有被任何物體堵塞。堵塞的或者部分堵塞的開口應該用認證的機械工具清除掉。吹進這些開口是不建議的，因為這些堵塞物可能損壞儀錶。

  當飛機在空氣中移動時，皮託管開口的衝壓影響皮托腔的壓力。皮托腔壓力的任何變化都會通過一個連接的管子傳遞到空速指示儀，它利用衝壓運行。

    靜壓腔和管子

靜壓腔通過小的孔洞連通到未受擾動的空氣，當大氣壓力增加或者降低時，靜壓腔中的壓力也隨之變化。而且，這個壓力變化通過管子傳遞到利用靜壓工作的儀錶上。

  一些飛機在靜壓開口被堵塞時還提供備用靜壓源。這個源通常連通駕駛艙的壓力。由於駕 駛艙上空氣流動的文氏管效應，這個備用靜壓源通常比正常靜壓空氣源的壓力低。當使用備用靜壓源時，儀錶指示上通常會發生下列區別:高度計會指示高於實際高 度，空速會指示大於實際空速，垂直速度計會指示爬升而實際是平直飛行的。請參考飛機飛行手冊或者飛行員操作手冊來確定誤差的程度。

  如果飛機沒有裝配一個備用靜壓源，打碎垂直速度指示儀玻璃密封讓周圍空氣可以進入靜壓系統。這會使垂直速度指示計不能用。

  高度計

高度計測量飛機高於一個給定壓力平面上的高度。因為它是唯一顯示高度資訊的儀錶，所以高度計是飛機上最重要的儀錶之一。為有效的使用高度計，必須透徹的理解它的運作以及大氣壓力和溫度是如何影響它的。一個堆疊式密封無液氣壓計圓盤組成了高度計的主要部分。

  這些圓盤隨著靜壓源中的大氣壓力變化而伸長或者收縮。機械連杆把這些變化轉變為指示計上的指標運動。如圖7-2

工作原理

壓力高度計是一個無液氣壓錶，它測量高度計所處高度的大氣壓力，以英尺為單位顯示高度指示。高度計使用靜壓作為它的工作源。空氣在海平面比在高處密度大，因此隨著高度增加，大氣壓力降低。不同高度的這個壓力差異使高度計指示出高度的變化。

  不同類型的高度計上高度的表現方式有相當的不同。一些高度計有一個指標，而其他的有 兩個或者更多。本手冊只討論一種多指針型高度計。典型高度計的錶盤按照順時針方向被刻上從0 到9 的數字。無液氣壓計元件的運動通過齒輪被傳遞到指示高度的三個指針。最短的指針指示幾萬英尺高度；中等長度的指針指示幾千英尺高度；而最長的指針指示幾百 英尺高度。

  然而，只有在這些情況下指示的高度才是正確的：當海平面大氣壓力為標準的 (29.92 英寸汞柱)，海平面靜止空氣溫度是標準的（15 攝氏度或者59 華氏度），而且壓力和溫度以標準速率隨高度的升高而降低。非標準條件下的調節是通過設定糾正壓力位於高度計盤面上大氣壓力刻度範圍內來完成的。只有在高度 計設定後，它才會指示正確的高度。

  非標準壓力和溫度的影響

如果不提供調節高度計到非標準壓力的方法，那麼飛行就會危險。例如，如果從高壓區域 飛到低壓區域而不調節高度計，飛機的實際高度將會低於指示高度。有句很久的俗話：從高處飛到低處的時候，要向外看看下面；正是記住這種狀況是危險的。當從 低壓區域飛到高壓區域而不調節高度計時，飛機的實際高度會高於指示高度。

圖7-3 也顯示了溫度的變化如何影響高度計的。在暖天，一定品質的空氣膨脹到比冷天更大的體積，增加了空氣壓力。例如，高度計指示5000 英尺的壓力高度在暖天比標準條件下的高度高。在冷天則相反，指示5000 英尺壓力高度的位置比標準條件下低。

  為補償非標準壓力的調節不會補償非標準溫度。

  如果地形或障礙物間隙是選擇巡航高度的一個因素，特別在較高高度時，記住可以預料比標準溫度更冷會讓飛機飛在低於高度計指示的高度。因此，必須使用一個較高的指示高度來提供足夠的離地高度。修改剛才的速記規則為“從高到低或者從熱到冷，向外朝下看。

  設定高度計

大多數高度計都安裝了一個大氣壓力設定窗(有時指Kollsman 窗，Kollsman 是一家生產航空電子設備的公司，網址 ht tp: / /www. Kollsman.com)，它作為調節高度計的手段。

  在儀錶的底部位置有一個用於這個調節的旋鈕。

  為大氣壓力變化而調節高度計，高度計設定視窗中的壓力數值是以英寸汞柱或毫巴為單位，壓力數值要調節到匹配給定的高度計設定。高度計設定定義為氣��站壓力減去海平面壓力。

  但是，高度計設定只在報告氣象站附近才準確。因此，高度計必須隨著飛行進程從一個氣象站調節到另一個氣象站。

  很多飛行員很有自信的希望當前高度計設定能夠補償所有高度上大氣壓力的無規律變化， 但這不總是正確的。地面站附近的高度計設定廣播是修正到平均海平面的氣象站壓力。它不能解決高飛行高度時氣壓的不規則性，特別是非標準溫度的影響。然而， 如果一個給定區域的每個飛行員使用相同的高度計設定，那麼每個高度計應該受溫度和壓力變化誤差的影響是相同的，在飛機之間維持預期的垂直間隔成為可能。

  當飛過高的山地地形時，特定的大氣狀況可能導致高度計指示比實際高度高出1000 英尺的高度，或者更多。由於這個原因，應該允許有較大的高度餘量，不僅是因為可能的高度計誤差，而且也因為和高原風有關的強烈向下氣流。

  為說明高度計設定系統的使用，假設從德克薩斯州的達拉斯Love Field 機場（機場代碼DAL）經過Mineral Wells 飛行到德克薩斯州的Abilene Municipal 機場(代碼ABI)。在從Love Field 機場起飛前，飛行員從控制塔臺或者自動終端資訊服務(ATIS)收到當前高度計設定為29.85，然後在高度計設定視窗中設定這個值。然後高度計指示應該 會和已知的機場高度487 英尺相差不大。因為大多數高度計沒有經過很好的校正，所以會有點誤差。

  當飛經Mineral Wells 時，假設飛行員收到當前高度計設定為29.94，然後在高度計視窗中設定這個數值。在進入Abilene Municipal 機場的起落航線之前，從Abilene 控制塔臺收到一個新的高度計設定29.69，然後在視窗中設定這個數值。如果飛行員預期飛行的起落航線大約在地面以上800 英尺高度，且Abilene 的地面海拔是1791 英尺，那麼應該維持飛行在2600 英尺的指示高度上(1791 英尺+800 英尺=2591 英尺，四捨五入為2600英尺)。

  正確設定高度計的重要性也不能被過分的強調。假設飛行員在Abilene 沒有調節高度計到當前設定，而繼續使用Mineral Wells 的設定29.94。當以指示高度2600英尺進入Abilene起落航線時，飛機將在正確的起落航線高度以下大約250 英尺的高度。在著陸時，高度計會指示比地面海拔高出250 英尺。

  高度計設定 29.94

當前高度計設定 29.69

差值 0.25

  因為1 英寸壓力大約相當於1000 英尺高度變化，0.25*1000 英尺=250 英尺。

  當確定是否加上或者減去高度計誤差數值時，記住：當實際壓力低於高度計中設定的壓力時，飛機的實際高度會低於高度計的指示高度。

  高度計的運行

高度計的指標可以通過兩種方法來移動。第一種是氣壓的變化，而另一種是調節大氣壓力 刻度。當飛機爬升或者下降時，高度計容器中的壓力變化使無液氣壓計膨脹或者收縮。這個運動經過機械連杆被傳遞為旋轉指標。壓力的降低導致高度計指示高度的 增加，壓力增加導致高度計指示高度降低。從而，如果飛機從28.75 英寸汞柱的壓力高度飛到29.75 英寸汞柱的壓力高度，高度計將會顯示高度大約降低了1000 英尺。

  移動指標的另一個方法不依賴於空氣壓力的變化，而是高度計的機械結構。不要被這樣一 個事實混淆，即隨著大氣壓力刻度的移動，指示指標以相同方向運動，它和氣壓改變時指標具有的反作用相反。為說明這點，假設飛行員著陸在一個海拔1000 英尺的機場，高度計正確的設定到當前海平面壓力30.00 英寸汞柱。當飛機停在停機位(ramp)時，壓力降低到29.50。高度計”認為”這是在爬升，現在指示在1500 英尺。回到飛機上來，如果高度計視窗中的設定降低到當前海平面壓力29.50，指示高度也會降回到1000 英尺。

  知道飛機的高度對飛行員是至關重要的。飛行員必須確保飛機飛行在足夠的高度，以避開 最高的地形或者沿預期航線的障礙物。當能見度受限時，擁有準確的高度資訊特別重要。為避開障礙物，飛行員必須隨時瞭解飛機的高度和周圍地形的海拔高度。為 降低半空碰撞的可能性，根據空中交通規則來維持高度是必須的。

  高度類型

高度是參考點或參考平面之上的垂直距離。根據測量的參考平面的不同有多種類型的高度，每一種都可以用於特定的目的。和飛行員相關的主要有五種類型的高度：

指示高度：當高度計設定為當前高度計設定時直接從表(未校正的)上讀出的高度。

真實高度： 飛機距離海平面的垂直距離，即實際高度。它通常表示為平均海平面之上的英尺數。機場，地表，和障礙物的高度在航圖上是真實高度。

絕對高度：飛機在地表之上的垂直距離，或者距離地面(AGL)的垂直距離。

壓力高度：當高度計設定視窗(大氣壓力數值)調節到29.92 時的指示高度。這是標準資料平面之上的高度，它是一個氣壓(被校正到15 攝氏度)等於29.92 英寸汞柱的理論平面。

壓力高度用於計算密度高度，真實高度，真實空速和其他性能資料。

密度高度：這個高度是為標準溫度的變化而校正的壓力高度。當處於標準條件時，壓力高度和密度高度相同。如果溫度高於標準條件，密度高度高於壓力高度。如果溫度低於標準條件，

密度高度低於壓力高度。這是一個重要的高度，因為它直接和飛機性能有關。

  作為一個例子，考慮一個機場其地面的距離平均海平面高度為5048 英尺，標準溫度為5攝氏度。在這些條件下，壓力高度和密度高度相同-5048 英尺。如果溫度改變為30 攝氏度，密度高度就增加到7855 英尺。這就意味著飛機在起飛時將表現的好像場地高度是標準溫度下7855 英尺。相反地，-25 攝氏度的溫度將使密度高度變為1232 英尺。飛機在這種條件下將有好得多的性能。

  儀錶檢查

為確定高度計的狀況，把大氣壓力數值設定為本地自動式飛行服務站(AFSS)或任何其他可信來源傳來的高度計設定。高度計指標應該指示機場的測量海拔。如果指示高度和測量海拔偏差大於75 英尺，這個儀錶就應該交付認證的儀錶維修站來校正。

  垂直速度指示儀

垂直速度指示儀(VSI)有時也稱為垂直速率指示儀(VVI)，它顯示飛機是否爬升，下降或者水準飛行。爬升或者下降速率以每分鐘英尺為單位顯示。如果經過正確的校正，垂直速度指示儀在水準飛行時將顯示讀數為0。如圖7-5

工作原理

儘管垂直速度指示儀單獨的以靜壓工作，它是個不一樣的壓力儀錶。它包含一個通過連杆和齒輪連接到密封盒子裡指示儀指針的隔膜。隔膜的內部直接連接到皮托靜壓系統的靜壓管。

  在儀錶盒子裡面的隔膜外部區域也連接到靜壓管，但是是通過一個受限制的孔(校正的漏氣口)。

  隔膜和盒子都從靜壓管以現有大氣壓力接受空氣。當飛機在地面或者水準飛行時，隔膜和 儀錶盒子內部的壓力仍然相同，指標位於0 位置。當飛機爬升或者下降時，隔膜內部的壓力立即改變，但是由於受限制通道的測量動作，短時間內盒子壓力仍然較高或者較低，導致隔膜收縮或者膨脹。這產生 了壓力差，表現在儀錶指標上就是指示為爬升或者下降。當壓力差穩定在一定速率後，指標指示了高度變化的速度。

  垂直速度指示計能夠顯示兩類不同的資訊： 

及時顯示飛機爬升或者下降速度增加或者降低的趨勢資訊。 

速率資訊顯示穩定的高度變化速度。

  例如，如果維持在穩定的500 英尺每分鐘(fpm)爬升，且機頭慢慢放低，那麼垂直速度指示儀就會立即測量到這個變化，顯示爬升速率的降低。這個最初的表現稱為趨勢。經過很短時間後， 垂直速度指示儀指標穩定在新的爬升率，在這裡例子中，是低於500fpm 的某個爬升率。從爬升率的最初變化時間知道垂直速度指示儀顯示一個準確的新的爬升率，這段時間稱為延遲(或者叫間隔)。不熟練的控制技術和紊流會延長間隔 時間，導致無規律的和不穩定的速率指示。一些飛機裝配了一個暫態垂直速度指示儀(IVSI)，它結合加速計來補償典型垂直速度指示儀中的延遲。如圖7-6

儀錶檢查

為確保正確的運行，起飛前要確認垂直速度指示儀指示在0 位置。起飛後，它應該指示一個正的爬升率。

  空速指示儀

空速指示儀是一個靈敏的差壓表，它迅速的測量和顯示皮托或衝壓和靜壓之間的差值，這 個靜壓是水準飛行時未受擾動的大氣壓力。當飛機停放在地面上靜止空氣中時這兩個壓力會相等。當飛機在空氣中移動時，皮託管上的壓力變得大於靜壓管中的壓 力。這個壓力差別被空速指標表示在儀錶盤面上，它以英里每小時(mph)，節(knots，每小時1 海裡，大約1.85公里每小時)或者這兩者為刻度單位。如圖7-7

飛行員應該理解下列速度：

指示空速( I AS) -從空速指示儀上獲得的直接儀錶讀數，沒有根據大氣密度變化，安裝誤差或者儀錶誤差而校正。製造商使用這個空速作為確定飛機性能的基準。在飛機飛行手冊或者飛行員操作手冊中列出的起飛，著陸和失速速度都是指示空速，一般不隨高度或者溫度而變化。

標定空速( CAS) -校正安裝誤差和儀錶誤差之後的指示空速。儘 管製造商努力保持空速誤差最小，消除空速運行範圍內的所有誤差是不可能的。在某一空速和某一襟翼設定下，安裝和儀錶誤差可能有好幾節。這個誤差通常在低空 速時最大。在巡航和較高空速範圍內，指示空速和標定空速近似相同。請參考空速校正圖來糾正可能的空速誤差。

真實空速( TAS) -按照高度和非標準溫度修正後的標定空速。因為空氣密度隨高度增加而降低，飛機在較高的高度上必須飛得更快才能在皮托衝壓和靜壓之間產生相同的壓力差。因此，對於一個給定的標定空速，真實空速隨高度增加而增加；或者對於一個給定的真實空速，標定空速隨高度增加而降低。

  飛行員可以用兩種方法獲得真實空速。最準確的方法是使用飛行計算器。對於這個方法，標定速度是通過使用計算器上的空速修正數值根據溫度和壓力變化來修正的。也可以使用非常準確的電子飛行計算器。只需要輸入標定空速(CAS)，壓力高度，和溫度，電腦就會計算真實空速。

  第二個方法是“經驗規則”，可以提供近似的真實空速。每1000 英尺高度只要增加2%到標定空速即可。

  地面速度( GS) -飛機相對於地面的實際速度。它是因為風而調整過的真實空速(譯者注：風修正的真實空速，這個速度考慮地面作為速度參照物)。地面速度隨迎風而減小，順風時增加。

  空速指示儀標記

重量不超過12500 磅【譯者注：約5669.90 公斤】，1945 年以後製造，且被FAA 認證的飛機，要求其空速指示儀按照標準彩色編碼標記系統來印標。這個彩色編碼標記系統使得飛行員看一眼就知道對飛機安全飛行很重要的空速限制。例如，如果 執行機動期間，可以注意到空速指標處於黃色弧線內，快速的接近紅色線，要立即反應來降低空速。

  如圖7-8 所示，單發動機小飛機上的空速指示儀包含下列標準彩色編碼標記：

白色弧線-這個弧線通常指的是襟翼運行範圍，它的下限表示完全襟翼失速速度，上限表示最大襟翼速度。進近和著陸通常飛行在白色弧線速度範圍內。 

白色弧線的下限(Vs0)-著陸配置中的失速速度或者最小穩定飛行速度。在小飛機上，這是著陸配置(起落架和襟翼都放下)中最大著陸重量下的停車失速速度。 

白色弧線的上限(Vfe)-襟翼伸出時的最大速度 

綠色弧線-這是飛機的正常運行速度範圍。大多數飛行處於這個速度範圍內。 

綠色弧線的下限(Vs1)-特定配置下獲得的失速速度或者最小穩定飛行速度。對於大多數飛機，這是最大起飛重量下低阻配置(clean configuration,起落架收起，如果襟翼可伸縮，襟翼也收起)的停車失速速度。 

綠色弧線上限(Vno)-最大結構巡航速度(譯者注：超過這個速度可能引起飛機部分結構應力超載)。除非在穩定空氣中，不要超過這個速度。 

黃色弧線-警告範圍。在這個速度範圍內只能在穩定空氣中飛行，只提供告警。 

紅線(Vne)-永不超過的速度。禁止在這個速度以上運行，因為它可能導致損壞或者結構失效。

  其他空速限制

一些重要的空速限制沒有標記在空速指示儀的錶盤上，但是可以在標牌和飛機飛行手冊或飛行員操作手冊上找到。這些空速包括： 

設計機動速度(Va)-這是亂流速度和突然操縱的最大速度。如果在飛行期 間，遭遇亂流或者嚴重的紊流，要降低空速到機動速度或者以下來最小化飛機結構上的應力。考慮重量的時候參考這個速度很重要。例如，當飛機有較重的載荷時 Va 可能是100 節，但是載荷輕的時候就只有90 節。 

起落架操作速度(Vlo)-如果飛機裝配了可收放起落架的話，這個速度就是伸出或者收縮起落架的最大空速。 

起落架伸出速度(Vle)-飛機在起落架伸出後可安全飛行的最大空速。 

最好爬升角速度(Vx)-飛機能夠在給定的距離內獲得最大高度的空速。這個速度在短場(short-field)起飛飛越障礙物時使用。 

最好爬升率速度(Vy)-飛機以這個空速能夠在給定時間內獲得最大高度。 

最小控制速度(Vmc)-這是輕型雙發飛機在一個發動機突然不起作用的時候可以良好地控制的空速，而另一個發動機是起飛功率。 

單發失效時的最好爬升率速度(Vyse)-在輕型雙發飛機有一個發動機失效時，在給定時間內能夠獲得最大高度的空速。

  儀錶檢查

起飛前，空速指示儀讀數應該為0.但是，如果有直接吹向皮託管的風，空速指示儀的讀數可能比0 大。當開始起飛時，確認空速以適當的速度在增加。

  皮托- 靜壓系統的堵塞

誤差幾乎總是表明皮託管，靜壓口或者兩者的堵塞。堵塞可能是由於潮濕(包括冰凍)，灰塵，或者甚至是昆蟲。飛行前，確認皮託管蓋子已經拿掉。然後，檢查皮託管和靜壓管的開口。

  堵塞的皮託管只影響空速指示儀的精確度。然而，靜壓系統的堵塞不僅空速指示儀，還會導致高度��和垂直速度指示儀的錯誤。

  堵塞的皮托系統

如果皮託管的排出孔仍然打開的話，皮托系統可以變得完全堵塞或者只部分堵塞。如果皮 託管變得堵塞，而它的相關排出孔仍然乾淨，衝壓空氣就不再能進入皮託管系統了。已經在系統內的空氣會通過排出孔排出，剩餘壓力會下降到外部空氣壓力。在這 種情況下，空速指示儀讀數降低為零，因為空速指示儀檢測不到衝壓空氣和靜壓空氣之間的壓力差別。空速指示儀的行為就好像飛機穩定的停在停機坪(ramp) 上。空速的明顯損失通常不是暫態的。相反，空速會向零下降。如圖7-9

飛行中，如果皮託管，排出孔和靜壓系統都被堵塞，由於截留的壓力使空速的變化不會被 顯示出來。然而，如果靜壓系統還乾淨，空速指示儀就像高度計。在皮託管和排出孔都堵塞的高度之上，隨著高度增加，衝壓空氣壓力相對靜壓力就會發生明顯增 加。這個壓力差導致空速指示儀顯示空速的增加。當飛機降低到低於皮託管堵塞時的高度，就會發生指示空速下降。

如圖7-10

在飛過可見濕氣期間，皮託管可能堵塞。一些飛機可能會裝配皮託管加熱器用於在可見濕氣內的飛行。請參考飛機飛行手冊或者飛行員操作手冊來瞭解詳細的皮託管加熱程式。

  堵塞的靜壓系統

如果靜壓系統堵塞，但是皮託管仍然乾淨，空速指示儀會繼續運行；然而，它是不準確的。

當飛機運行在靜壓口堵塞時的高度之上，空速指示比實際速度慢，因為截留的靜壓比那個高度的正常壓力高。當運行在較低高度時，指示空速比實際速度快，因為系統中截留了相對低的靜壓力。

  靜壓系統的堵塞也會影響高度計和垂直速度指示儀。截留靜壓裡導致高度計固定在堵塞發生時的高度。對於垂直速度指示儀，堵塞的靜壓系統產生一個持續的零指示讀數。如圖7-11

陀螺飛行儀錶

有幾個飛行儀錶利用了陀螺儀的特性來運行。包含陀螺儀的最常見儀錶是轉彎協調儀，航向指示儀，和姿態指示儀。為理解這些系統如何運行，需要儀錶動力系統，陀螺的原理和每個儀錶的工作原理知識。

  陀螺原理

任何旋轉的物體都表現出陀螺的特性。利用這個特性設計和安裝的輪子或者轉子稱為陀螺儀。

儀錶陀螺的兩個重要設計特性是其尺寸上的大重量，或者說密度大，和高速旋轉時的低摩擦力。

  有兩種通用類型的裝配結構；使用哪種類型取決於利用了陀螺儀的哪個特性。自由安裝的 陀螺儀能夠自由的繞它的重心以任意方向旋轉。這樣一個輪子被稱為有3 個自由度平面。輪子或者轉子在任何一個支架相關的平面內自由旋轉，陀螺輪子在靜止時也是平衡的，它會保持在被放置的位置。受限的或者半剛性安裝的陀螺儀是 那些一個自由面被固定在相關支架上的結構。

  陀螺效應有兩個基本的特性：空間內的剛度和進動。

空間內的剛度

空間內的剛度是指陀螺儀保持在它所旋轉平面內的固定位置這個原理。通過把這個輪子或者陀螺儀安裝在一組萬象環上，陀螺儀能夠在任何方向自由旋轉。因此，如果萬象環是傾斜的，螺旋的，或者是移動的，陀螺儀還是會保持在它最初所旋轉的平面內。如圖7-18

進動

進動是陀螺對偏轉力的反應形成的的傾斜或者旋轉。對這個力的反作用不是發生在它所施加的那個點上；而是發生在旋轉方向90 度以後的點上。這個原理使陀螺能夠通過檢測方向變化產生的壓力大小來確定旋轉的速度。陀螺進動的速度和旋轉速度成反比，和偏轉力大小成正比。

  進動在一些儀錶上也會產生較小的誤差。如圖7-19

動力源

在某些飛機上，所有陀螺儀是真空的，壓力的或者是電力運作的；而其他飛機，真空系統和壓力系統為航向指示儀和姿態指示儀提供動力，而電力系統為轉彎協調儀提供動力。大多數飛機至少有兩個動力源來確保一個動力源失效時至少有一個傾斜資訊源。

  真空或者壓力系統通過吸入一個高速氣流來衝擊轉子環來高速旋轉轉子這個方法來旋轉陀螺，很像水車或者渦輪機的運行。儀錶運行所需的真空或者壓力大小是變化的，但是通常位於4.5-5.5 英寸汞柱範圍內。

  陀螺儀的真空源之一就是安裝在發動機附件箱上的環形發動機驅動泵。不同飛機的泵容量不同，取決於陀螺儀的多少。

  典型的真空系統由發動機驅動的真空泵，減壓閥，空氣篩檢程式，量表和完成連接必要的管子組成。量表安裝在飛機的儀錶面板內，指示系統內壓力的大小(真空是用低於周圍環境的英寸汞柱度量的)。

如圖7-20 所示，空氣被發動機驅動的真空泵抽進真空系統。首先經過一個篩檢程式，它能防止外邊的東西進入真空或壓力系統。空氣然後經過姿態指示儀和航向指示儀，這裡 它使陀螺儀旋轉。減壓閥是防止真空壓力或者抽氣機超過指定的限制。之後，空氣被排出系統或者用在其他系統內，例如用於使充滿空氣的防冰罩膨脹。

  飛行期間監視真空壓力很重要，因為吸氣壓力低的時候姿態指示儀和航向指示儀可能不能提供可靠的資訊。真空，吸氣或量表通常被標記來指示正常範圍。一些飛機裝配了告警燈，當真空壓力下降到預期水準的時候就發亮。

  轉彎指示儀

飛機使用兩種轉彎指示儀-轉彎側滑指示儀以及轉彎協調儀。因為陀螺儀安裝的方式，轉 彎側滑指示儀只以度每秒指示轉彎的速度。由於轉彎協調儀上的陀螺儀以一個角度安裝，或者說是傾斜的，開始它可以顯示側滾速度。一旦側滾穩定後，它就指示轉 彎的速度。兩個儀錶都顯示轉彎方向和品質(轉彎協調性)，也可以用作姿態指示儀失效時傾斜資訊的備用來源。

  協調性是通過使用傾角計獲得的，它由充滿液體的彎管組成，其中有一個小球。如圖7-21

轉彎側滑指示儀

轉彎側滑指示儀中的陀螺儀在豎直平面內旋轉，對應於飛機的縱軸。一個單極萬向節限制 了陀螺儀可以在其中傾斜的平面，一個彈簧試圖把它恢復到中心。由於進動，水準方向的偏轉力使得陀螺儀從飛行員座位看去是向左或者向右傾斜。轉彎側滑指示儀 使用一個指標，稱為轉彎指標來指示轉彎的方向和速度。

  轉彎協調儀

轉彎協調儀中的萬向節是傾斜的；因此，它的陀螺儀可以檢測側滾速度和轉彎速度。由於轉彎協調儀在訓練飛機上更流行，這裡的討論就集中於這個儀錶。當在轉彎側滾或者退出側滾時，儀錶上的小飛機就會向飛機側滾方向傾斜。快的側滾速度導致小飛機比慢側滾速度傾斜的更陡。

  轉彎協調儀通過使小飛機的機翼和轉彎指標對齊可以用於確定和維持標準速率轉彎(standard-rate-turn)。轉彎協調儀只顯示轉彎的速度和方向；它不顯示傾斜的具體角度。

  【標準速率轉彎：每秒3 度的轉彎。完整的360 度轉彎需要2 分鐘。確定標準速率轉彎所需近似傾角大小的經驗方法是轉彎空速除以10，再加上結果的一半。例如120 節空速時，標準速率轉彎大約需要18 度傾角(120/10=12;12+6=18),200節時大約需要30 度傾斜角來做標準速率轉彎。】

  傾角計

傾角計用於表示飛機的偏航，它是飛機機頭的邊對邊運動。在協調轉彎和平直飛行時，重 力使得小球位於彎管的輔助線中間。協調轉彎飛行是通過保持小球居中而維持的。如果小球沒有居中，它可以用方向舵來居中。為了這樣，要在小球偏轉的一邊施加 方向舵壓力。使用簡單的規則，“腳踏球上”來記住應該踩哪邊的腳舵。【譯者注：小球在右邊，就踩右邊腳舵來居中，否則踩左側腳舵。】

  如果副翼和方向舵在轉彎時是協調的，球就會保持在彎管的中間。如果空氣動力不平衡， 球就會離開彎管的中間。如圖7-22 所示，內滑(slip)時，對應於這個傾斜角來說轉彎速度太慢，球就會向轉彎的內側移動。外滑時，對應於這個傾斜角來說轉彎速度太快，球向轉彎的外側移 動。為糾正這種狀態，改進轉彎的品質，記住“腳踏球上”。改變傾斜角也可以幫助從外滑或者內滑中恢復協調飛行。要糾正內滑，可以降低傾斜角或者增加轉彎速 度。要糾正外滑，增加傾斜角或者降低轉彎速度。

【傾角計：這個儀錶的組成是彎曲玻璃管，內有玻璃球，球受類似煤油流體的阻尼。】

儀錶檢查

飛行前，檢查傾角計充滿液體且沒有氣泡。球應該在它的最低點。當滑行轉彎時，轉彎協調儀應該指示正確方向的轉彎。

  姿態指示儀

姿態指示儀使用它的縮微小飛機和地平線顯示飛機的姿態情況。縮微小飛機和地平線的關係和真實飛機相對實際地平線的關係是一樣的。儀錶指示出飛機暫態姿態即使是最微小的變化。

  姿態指示儀中的陀螺儀安裝在水準平面內，它的運行取決於空間內的剛性。地平線線條表示真實地平線。這個地平線被固定到陀螺儀，保持在水準平面內，當飛機繞它的橫軸或者縱軸撫養或者傾斜時，它能夠指示飛機相對於真實地平線的姿態。如圖7-23

提供的一個調節旋鈕，可以用它來調節縮微的飛機對應於地平線的上下位置，以配合飛行員的視線。通常的，縮微的小飛機被調節為平直飛行時機翼交疊在地平線上。

  俯仰和傾斜限制依賴於儀錶的製造和型號。傾斜平面的限制通常從100 度到110 度，俯仰限制通常從60 度到70 度。如果任何一個限制被超過了，儀錶將會混亂或者溢出，知道重新穩定才會正確的顯示。很多現代姿態指示儀不會混亂。

  每個飛行員都應該能夠解釋圖7-24 中所示的傾斜刻度。儀錶頂部的大多數傾斜刻度指示儀和飛機實際傾斜的方向同向運動。某些其他型號移動方向和飛機實際傾斜方向相反運動。如果指示儀用於確定 傾斜方向，那麼這會使飛行員混淆。這個刻度應該只能用於控制期望傾斜的角度。縮微飛機對地平線的關係應該用於傾斜方向的指示。

  姿態指示儀是可靠的，也是儀錶面板上最逼真的飛行儀錶。它的指示非常接近飛機的實際姿態。

航向指示儀

航向指示儀或者定向陀螺是一個基本的機械儀錶，設計用於使磁羅盤容易使用。磁羅盤中的誤差是很多的，使得直線飛行和精確轉彎到特定航向難以完成，特別是在紊流的空氣中時。

  然而航向指示儀不會受使磁羅盤難以準確指示的力的影響。如圖7-25

航向指示儀的運行依據於空間剛性的原理。轉子在一個豎直平面內旋轉，被固定到一個羅經刻度盤的回轉軸。因為轉子保持空間內的剛性，卡上的點在空間內保持相對於垂直平面的相同位置。當儀錶盒子和飛機繞垂直軸旋轉時，羅經刻度盤提供清除準確的航向資訊。

  由於摩擦力產生的進動，航向指示儀會從一個航向緩行或漂移到設定的航向。在其他因素中，漂移量極大的依賴於儀錶的狀況。如果齒輪用舊了，有灰塵，沒有正確潤滑，漂移會過量。

  航向指示儀中的另一個誤差是由於陀螺儀是空間導向的這個事實導致的，地球在空間上的旋轉是每小時15 度。因此，摩擦力產生的進動要被削弱，航向指示儀每小時的運行可能多達15 度的誤差。

  一些航向指示儀從磁性輔助傳送器接受磁北極參考，通常不需要調整。沒有這樣一個自動 尋找北極能力的航向指示儀稱為“自由”陀螺，需要定期調整。經常檢查指示是非常重要的，大約每15 分鐘一次，必要時需要重定航向指示儀和磁羅盤對齊。當飛機平直恒速飛行時，調整航向指示儀到磁羅盤航向來避免羅盤誤差。

  航向指示儀的俯仰和傾斜限制隨儀錶的具體設計和製造而變化。輕型飛機的某些航向指示 儀的限制大約為55 度俯仰和55 度傾斜。這些姿態限制的任何一個被超出時，會發生儀錶混亂和溢出，不再給出正確指示，知道重新復位。溢出後，它可以用鎖鈕復位。很多使用的現代儀錶被設計 成不會混亂的行為。

儀錶檢查

當陀螺旋轉起來的時候，確認沒有不正常的聲音。滑行時，儀錶應該指示正確方向的轉彎，進動不應該不正常。在慢車功率時，使用真空系統的陀螺儀表可能不會達到操作速度，進動可能比飛行時發生的更快。

  磁羅盤

由於磁羅盤依據磁力原理工作，飛行員對於磁力至少有個基本的理解是有益的。一個簡單 的條狀磁體有兩個磁力中心，它們稱為磁極。磁力線從每一極全向流出，最後彎曲返回到另一極。這些磁力線穿過的區域稱為磁場。處於討論的目的，磁極命名為 “北極”和“南極”。如果兩個磁體放在一起，那麼一個磁體的北極就會吸引另一個磁體的南極。有證據表明圍繞地球周圍有磁場，磁羅盤的設計應用了這個理論。 很像在地球兩極地面以下幾百英里有一個巨大的磁體。如圖6-19

地球繞這地理南極和北極形成的軸旋轉。這些地點也稱為真南���和真北極。另一個是磁南極和磁北極形成的軸。磁力線從每一個磁極的所有方向流出，最終返回到相反的一極。羅盤和地球的南北極磁場形成的磁軸對齊。

  磁力線的垂直分量在赤道上為0，在磁極位置為100%全部的力。如飛機上的磁羅盤，如果磁片指標保持順著這些磁力線，垂直分量就會導致指標的一端傾斜或者偏轉。偏轉程度隨著指標越來越靠近磁極而增加。就是這個偏轉或者傾斜才導致磁羅盤很大的誤差。

  磁羅盤結構簡單，它經常是飛機上唯一的一個尋找方向的儀錶。它包含兩個固定於浮子上的磁鐵指標，圍繞這個磁性指標安裝了個刻度盤。指標是平行的，它的北極端指向相同的方向。

  羅盤刻度的字母標出了主要的航向，每30 度間隔用一個數字標出，最後的0 度被忽略。例如，30 度在刻度盤上表示為3，而300 度表示為30。在這些數字之間，刻度盤按5 度分度。磁羅盤是所有飛機必需設備。它用戶設定回轉儀的航向指示儀，糾正進動，航向指示儀故障時它作為備用設備。如圖6-20

羅盤誤差

  磁偏角

儘管說地球磁場有南極和北極，但是地球的磁場極和它的地理極是不一致的，在航圖製作 中使用地理極。進而，在地球表面的大多數地方，搜尋地球磁場的方向敏感的鋼指標就不會指向真北極，而是指向磁北極。而且，礦藏或者其他情況導致的局部磁場 會扭曲地球的磁場，給以磁北極為參照的磁化指針在尋找磁北極方向時帶來額外的誤差。

  磁羅盤參照的磁北極和真北極之間的角誤差是變化的。連接相同偏差值的點的線稱為等偏角線。要把真航線或者航向轉換為磁航向，向東減去偏差，向西增加偏差。從磁航向轉換到真實航向時步驟相反。如圖7-32

【美國西部的A 點偏差為17 度，因為相對這點而言磁北極在真實北極的東邊，所以在羅盤指示的方向是向東偏差了17 度。當磁北極在真實北極西邊時，那麼我們稱偏差是向西的。製作航圖時使用的地理南極和北極。】

  羅盤偏差

除了地球產生的磁場之外，飛機內的金屬或電子附件也會產生其他磁場。這些磁場會扭曲 地球的磁場力，導致磁羅盤指標擺動離開正確的航向。這個誤差稱為羅盤偏差。製造商在羅盤盒子內安裝了補償磁體來降低偏差的影響。當發動機運行和所有電子設 備工作時，磁體通常是被調整過的。但是，完全消除偏差誤差是不可能的；因此在路盤邊上安裝了羅盤糾正卡。

  這個卡用於糾正從一個航向向另一個航向磁力線在不同角度時發生的相互影響。如圖7-34

磁傾角

磁傾角是地球磁場的垂直分量的結果。實質上這個傾角在磁赤道上是不存在的，因為磁力線平行於地球表面，垂直分量是最小的。當磁羅盤向兩極移動時，垂直分量增加，在高緯度地區磁傾角變的很明顯。磁傾角是加速，減速和轉向是羅盤誤差的原因。

  使用磁羅盤

  加速/ 減速誤差

速度變化時羅盤中的加速/減速誤差是波動的。在北半球，加速時指標向北擺，減速時向 南擺。當速度穩定後，指標返回到準確的指示。當向西或者向東飛行這個誤差最明顯，當向南極或者北極飛近時，這個誤差逐漸降低。當直南或者直北飛行時，不發 生這個誤差。為了幫助記憶：“加速向北，減速向南”這個口訣應該能説明你���得這個規則。在南半球，這個誤差發生的情況正好相反。

  轉向誤差

轉向或者轉離南北極航向時轉向誤差最明顯。這個誤差隨著接近磁極而增加，而且磁傾角明顯增加。當接近磁赤道區飛行時沒有轉向誤差。

  在北半球，當從向北航向轉彎時，羅盤最初會向相反方向指示。它然後開始指示正確方向上的轉彎，但是比實際航向有遲滯。隨著繼續轉彎，遲滯的程度降低，當飛機達到向東或者向西航向時遲滯消失。當從向東或者向西的航向朝北轉彎時，隨轉彎開始並沒有發生轉向誤差。

  然而，當航向接近向北時，在飛機實際航向之後的羅盤遲滯增加。當從向南的航向轉彎 時，羅盤能夠給出正確方向的轉彎指示，但是領先於實際航向。當飛機接近東西航向時這個誤差消失。從向東或者向西航向朝南轉彎使羅盤在轉彎的開始能夠正確運 動，當飛機接近向南的航向時羅盤的指針更加領先於實際航向。

  領先或者遲滯的大小近似等於飛機所在的緯度。例如，飛行在北緯40 度時從向南航向朝西轉彎，羅盤快速的轉向到220 度航向(180 度+40 度=220 度)。在轉彎的中點，領先會降低到大約一半，到達向西航向時，領先量為0。

  磁羅盤是飛機上唯一的指向儀錶，應該只在飛機恒速平直飛行時讀羅盤。這有助於把誤差降低到最小。

  如果飛行員透徹地理解了誤差和羅盤的特性，這個儀錶可以成為確定航向的最可靠方法。

儀錶檢查

在飛行前，羅盤充滿液體。然後在轉彎時，羅盤應該自由擺動，能夠指示確知的航向。

垂直刻度盤型羅盤

較新設計的羅盤是垂直刻度盤型羅盤，極大的降低了舊式羅盤設計的固有誤差。它包含一個可旋轉刻度盤上的方位角，和類似航向指示儀的固定式縮微小飛機來準確的表示飛機的航向。

  這種表示很容易讀，飛行員可以看到和航向有關的360 度刻度盤。這種設計使用渦電流阻尼【通過磁場相互作用的降幅式振盪器】來使得轉彎時的領先或者延遲最小。如圖7-37

外部空氣溫度錶

外部空氣溫度錶是一個簡單有效的裝置，它的傳感元件暴露在外部空氣中。傳感元件包含 一個雙金屬溫度計，它由兩種不同的金屬焊接在一起稱為一條，扭成螺旋狀。一端錨進保護管，另一端附於指標，它讀取圓形盤面上的刻度。外部空氣溫度錶的刻度 可以是攝氏度，華氏度或者這兩者。準確的空氣溫度為飛行員提供隨高度變化的溫度下降率資訊。如圖7-38

資料來源: 民航局 - FAA 飛行員航空知識手冊(2003 中譯本)

FAA Pilot's Handbook of Aeronautical Knowledge 2008

[aerojones-knowledge]

[飞行手册]-飞机系统

本章讨论小飞机上见到的主要系统。这些系统包括发动机、螺旋桨、和进气系统，以及点火、燃油、润滑、冷却、电路、起落架、自动飞行、和环境控制系统。本章的末尾对燃气涡轮发动机进行了详细的介绍。

动力装置

飞机的发动机和螺旋桨通常称为一个发动装置，它们配合起来产生推力。动力装置推动飞机，还驱动各种支援飞机运行的系统。

往复式发动机

大多数小飞机设计有往复式发动机。名字是来源于活塞的前后往复运动。就是这个运动才产生了有效的机械能量。往复式发动机的两种常用分类方法是：

1. 根据气缸排列和曲轴的位置关系-辐射式、直排式、V 型、或者对置式

2. 根据冷却 方法-液冷或者气冷

辐射式发动机在二次世界大战期间被广泛应用，很多在今天还发挥作用。对于这些引擎，一排或者多拍气缸围绕曲轴布置。辐射式引擎的主要优势是其良好的推重比(power-to-weight)。

直排式发动机有相对较小的最大截面，但是它们的推重比相对较低。另外，气冷式直排发动机的最后面的气缸受到很少的制冷气流，因此这些发动机受限于4 个或者6 个气缸。

V 型发动机比直排式发动机提供了更多的马力，仍然保留了小的最大截面。发动机设计的进一步改进导致开发出水平对置发动机。

对 置式发动机是用于小型飞机上的最流行的往复式发动机。这些发动���总是有偶数个气 缸，因为曲轴箱一边的气缸和另一侧的气缸对立。这些发动机大多数是气冷式的，当安装于固定翼飞机时，通常安装在水平位置。对置式发动机的推重比高，因为它 们有相对小的轻型的曲轴箱。其次，紧凑的气缸排列降低了发动机的最大截面，流线型安装使气动阻力降到最低。

往复式发动机的主要部分包括气缸、曲轴箱、和附件壳。进气/排气阀、火花塞、和活塞位于气缸内部。曲轴和曲轴连杆位于曲轴箱内部。如图6-4 磁电机通常位元于发动机附件壳内部。

往復式發動機的原理是燃油的化學能轉化為機械能。這通過一個稱為四衝程的迴圈發生在氣缸中。這些衝程稱為進氣、壓縮、燃燒、排氣。如圖6-5

1. 進氣衝程從活塞向下行程開始，開始時，進氣閥門打開，燃油空氣混合物被吸入汽缸。

2. 壓縮衝程從進氣閥門關閉，活塞往回朝向汽缸頂部移動開始，在迴圈的這個階段，用於從點燃的燃油空氣混合氣體獲得大的動力輸出。

3. 燃燒衝程從燃油空氣混合氣體被點燃開始，這導致汽缸壓力增加，迫使活塞離開汽缸頭向下運動，產生旋轉曲軸的動力。

4. 排氣衝程是用於清除汽缸中燃燒過的氣體，這個衝程發生在排氣閥門打開，活塞再次朝向汽缸頂部移動開始。

  即使當發動機運行在相對低轉速時，四衝程迴圈也要每分鐘發生幾百次，在一個四缸發動機中，每個汽缸運行在不同衝程，曲軸的連續旋轉是由每個汽缸的燃燒衝程的精確定時來維持的，發動機的連續運行依賴輔助系統的同時作用，包含：進氣系統、點火系統、燃油、潤滑、冷卻和排氣系統。

螺旋槳

螺旋槳是一個旋轉的翼面，適用於任何機翼的誘導阻力，失速及其他空氣動力學理論也都對螺旋槳適用，它提供必要的推力有時也是拉力使飛機在空氣中移動，發動機的動力是用於旋轉螺旋槳的，它進而產生的推力非常類似於機翼產生升力的方式。產生的升力大小依賴於槳葉的形態、螺旋槳頁迎角和發動機的轉速。螺旋槳葉本身是扭轉的，因此槳葉角從槳軸到葉尖是變化的。最大安裝角或者最大節距在轂軸處，而最小節距在葉尖。如圖6-6

扭轉的原因是為了從槳軸到葉尖產生一致的升力。當槳葉旋轉時，槳葉的不同部分有不同的實際速度。槳葉尖部旋轉的比靠近槳軸部位的要快，因為相同時間內葉尖要旋轉的距離比槳軸附近要長。從槳軸到葉尖安裝角的變化和相應變化就能夠在槳葉長度上產生一致的升力。

  如果螺旋槳葉設計成在整個長度上它的安裝角相同，那麼會低效，因為隨著空速的增加，靠近轂軸附近的部分將會有負迎角，而葉尖會失速。如圖6-7

小飛機會裝配兩種螺旋槳中的一種。一種是固定節距的，另一種是可調節距的。

固定節距螺旋槳

這種螺旋槳的節距是製造商設定的，不能被改變。對於這種螺旋槳，只在一定的空速和轉速組合下才能獲得最好的效率。

  固定節距螺旋槳還有兩種類型-爬升螺旋槳和巡航螺旋槳。無論飛機是安裝了爬升還是巡航螺旋槳，都依賴於它的預期用途：

1.爬升螺旋槳有小的節距，因此阻力更少。阻力較低導致轉速更高，和更多的功率能力，在起飛和爬升時這增加了性能，但是在巡航飛行時降低了性能。

2.巡航螺旋槳有高節距，因此阻力更多。更多阻力導致較低轉速，和較低的功率能力，它降低了起飛和爬升性能，但是增加了巡航飛行效率。

  螺旋槳通常安裝在軸上，這個軸可能是發動機曲軸的延伸。這種情況下，螺旋槳轉速就和曲軸的轉速相同了。某些其它發動機，螺旋槳是安裝在和發動機曲軸經齒輪傳動的軸上。這時，曲軸的轉速就和螺旋槳的轉速不同了。對於固定節距螺旋槳，轉速計是發動機功率的指示儀。如圖6-8

轉速計的刻度以100 轉每分鐘為單位，直接指示出發動機和螺旋槳的轉速。這個儀錶被標記了色標，綠色弧線表示最大連續運行轉速。一些轉速計還有額外的記號來表示發動機或者螺旋槳的限制。所以製造商的建議應該是任何對儀錶記號誤解的糾正標準。

  每分鐘的轉數是通過油門(Throttle)來調節的，它控制流到發動機的油氣混合氣流。在一個給定的高度，轉速計讀數越高，發動機輸出功率越大。

  當運行高度增加時，發動機可能不會顯示出正常的輸出功率。例如，2300 轉速在5000 英尺高度時產生的馬力比在海平面時2300 轉速產生的馬力要少。這是因為功率輸出和空氣密度有關。

  空氣密度隨高度增加而降低。因此，空氣密度的降低(較高的密度高度)導致了發動機輸出功率的降低。當高度變化時，必須要改變油門的位置才能維持相同的轉速。當高度增加時，油門必須打開更多，以維持和低高度時相同的轉速。

    可變節距螺旋槳

儘管一些較舊的可調節距螺旋槳只能在地面調節，而大多數現代可調節距螺旋槳被設計成可以在飛行中調節螺旋槳的節距。第一代可調節距螺旋槳只提供兩個節距設定-低節距設定和高節距設定。然而，今天，幾乎所有可調節距螺旋槳系統可以在一個範圍內調節節距。

  恒速螺旋槳是最常見的可調節距螺旋槳類型。恒速螺旋槳的主要優點是它在大的空速和轉速組合範圍內把制動馬力的大部分轉換成推進馬力。恒速螺旋槳比其它螺旋槳更有效率是因為它能夠在特定條件下選擇最有效率的發動機轉速。

  裝配恒速螺旋槳的飛機有兩項控制-油門控制和螺旋槳控制。油門控制功率輸出，螺旋槳控制調節發動機轉速，進而調節螺旋槳轉速，轉速讀數在轉速計上。

  一旦選擇了一個特定的轉速，一個調節器會自動的調節必要的螺旋槳槳葉角以保持選擇的轉速。例如巡航飛行期間設定了需要的轉速之後，空速的增加或者螺旋槳載荷的降低將會導致螺旋槳為維持選擇的轉速而增加槳葉角。空速降低或者螺旋槳載荷增加會導致螺旋槳槳葉角降低。

  恒速螺旋槳可能的槳葉角範圍由螺旋槳的恒速範圍和高低節距止位來確定。只要螺旋槳槳 葉角位於恒速範圍內，而不超出任何一個節距止位，發動機轉速就能維持恒定。然而，一旦螺旋槳槳葉到達止位，發動機轉速將隨空速和螺旋槳載荷的變化而適當的 增加或者降低。例如，選擇了一個特定的轉速，飛機速度降低到足夠使螺旋槳槳葉旋轉直到到達低節距止位，只要空速再次降低將會導致發動機轉速降低，就像安裝 了固定節距螺旋槳一樣。當恒速螺旋槳的飛機加速到較快的速度時還會發生相同的情況。隨著飛機加速，螺旋槳槳葉角增加以維持選定的轉速直到到達高節距止位。 一旦達到止位，槳葉角就不能再增加，發動機轉速降低。

  在裝配恒速螺旋槳的飛機上，功率輸出由油門控制，用進氣壓力錶指示。這個儀錶測量進 氣道歧管中油氣混合氣的絕對壓力，更正確的說法是測量歧管絕對壓力(MAP)。在恒定轉速和高度，產生功率的大小直接和流到燃燒室的油氣混合流有關。當你 增加油門設定時，流到發動機的油氣就越多，因此，歧管絕對壓力增加。當發動機不運行時，歧管壓力錶指示周圍空氣壓力(例如29.92 英寸汞柱)。當發動機氣動後，歧管壓力指示將會降低到一個低於周圍空氣壓力的值。對應的，發動機故障或者功率損失時，歧管壓力錶會指示在發生故障時的高度 上周圍空氣壓力位置上。如圖6-9

歧管壓力錶(同進氣壓力錶)用色標來指示發動機的運行範圍。歧管壓力錶盤上有一個綠色弧線表示正常運行範圍，紅色徑向線表示歧管壓力的上限。

  對於任何給定的轉速，都有一個不能超過的歧管壓力。如果對應轉速下的歧管壓力過大，氣缸內部的壓力就會過量，因此就會到氣缸施加過大的應力。如果頻繁的重複，這個應力將會使氣缸元件變松，最終導致發動機故障。

  你可以通過時刻注意轉速而避免氣缸過應力的狀況，特別是增加歧管壓力時。遵守特定發動機的製造商建議的功率設定，這樣歧管壓力和轉速之間就可以維持合適的關係。

  當歧管壓力和轉速都需要改變時，正確的功率調節順序可以避免發動機的過應力：

1. 當功率設定被降低時，在降低轉速前降低岐管壓力，如果轉速是在岐管壓力之前降低，歧管壓力會自動增加，可能會超出製造商設計的容許限制。

2. 當功率設定增加時，順序則相反，首先增加轉速，然後是岐管壓力。

3. 為避免損壞輻射式發動機，最大轉速和岐管壓力的執行時間必須保持最短，必須避免運行在最大轉速和低岐管壓力狀態。

  在正常運行條件下，高性能往復式發動機的最嚴重磨損、疲勞、和損壞發生在高轉速和低岐管壓力狀態。

  進氣系統

進氣系統把外部空氣和燃油混合，然後把油氣混合物送到發生燃燒的汽缸，外部空氣從引擎罩前面的進氣口進入進氣系統，這個進氣口通常包含一個阻止灰塵和其他外部物體進入的空氣過濾器，由於空氣過濾器有時候會阻塞，必須有一個備用空氣來源，一般，備用空氣來源來自引擎內部，那裡繞過阻塞的空氣過濾器，有些備用空氣來源是自動起作用，有些則是手動操作。

  小飛機的發動機通常使用了兩種類型的進氣系統：

1. 汽化器系統，在燃油和空氣進入進氣岐管之前把燃油和空氣在汽化器中混合起來

2. 燃油噴射系統，燃油和空氣就在進入汽缸之前被混合

  汽化器系統

汽化器系統分為浮動式和壓力式，小飛機上通常沒有壓力式汽化器，壓力式汽化器和浮動式汽化器的基本區別是壓力式汽化器通過油泵的壓力來輸送燃油。

  浮動式汽化器系統工作時，外部空氣首先經過一個空氣過濾器，通常位於引擎罩的空氣進氣口，過濾過的空氣流經汽化器，通過文式管(它是汽化器中的一個喉管)，當空氣流經文式管時，產生一個低壓區域，它迫使燃油流經位於喉管處的一個主燃油噴射口，燃油然後流入氣流中，在這裡燃油和空氣混合。油氣混合物又經過進氣歧管被吸入燃燒室，在這裡它被點燃。如圖 6-10

    浮動式汽化器的名字源於浮力，它使燃油處於浮子室內。一個指標連到浮子室的開口，並且關閉汽化器浮子室的底部開口。

  這依賴於浮子的位置來測量進入汽化器的正確燃油量，它由浮子式的油位來控制。當油位迫使浮子上升，指針閥門就關閉燃油開口，切斷流進汽化器的燃油。當發動機需要額外的燃油時，指針閥門會再次打開。流進燃燒室的油氣混合氣流是由節流閥調節的，節流閥是由駕駛艙的油門控制的。

混合比控制

汽化器通常是在海平面壓力下校準的，這時確立了正確的油氣混合比，油氣混合控制設定在完全富油(FULL RICH)位置。然而，隨著高度增加，進入汽化器的空氣密度降低，而燃油密度保持不變。這導致逐漸增加的富油混合，這會導致發動機運行不穩，功率明顯的損失。

  這個不穩定一般是由於火星塞上過量的炭積累導致的火星塞 積炭引起的。炭積累的發生是因為過分的富油混合降低了氣缸內部的溫度，抑制了燃油的完全燃燒。這種情況會發生在高海拔機場的起飛前試車階段和高高度時的爬 升和巡航飛行階段。要維持正確的油氣混合，你必須使用油氣混合控制貧油混合氣。貧油使燃油流下降，它補償了高高度時的空氣密度降低。

  從高高度下降期間，相反情況也發生。混合氣必須被富油，或者可能太貧油。過分的貧油 混合氣會導致爆燃，這會使發動機運行不穩，過熱，功率損失。維持適當混合的最好方法是監視發動機的溫度，按需要來富油。燃油噴射式發動機的正確混合控制和 更好的燃油經濟性可以通過使用排氣溫度錶獲得。由於調節混合氣的過程因不同的飛機而不同，參考飛機飛行手冊(AFM)和飛行員操作手冊(POH)來確定特 定飛機的具體程式是非常重要的。

汽化器結冰

浮動式汽化器的一個缺點是它的結冰傾向。汽化器結冰是因為燃油蒸發效應和文氏管中氣壓的降低引起的，它會導致汽化器中明顯的溫度下降。如果空氣中的水蒸汽液化且汽化器的溫度處於或低於冰點，那麼會在汽化器內表面結冰，包括節流閥門。如圖6-11

降低的氣壓和燃油的氣化都有助於汽化器內的溫度降低。一般地，冰在節流閥門附近和文氏喉管內形成。這限制了油氣混合氣流，降低功率。如果形成足夠的冰，發動機可能會停止開動。

  汽化器結冰最可能發生在溫度低於21 攝氏度(70 華氏度)，相對濕度大於80%時。然而，由於汽化器內發生的突然冷卻，甚至溫度高達38 攝氏度(100 華氏度)濕度低到50%時也可能發生結冰。這個溫度降低可能多達60-70 華氏度。所以，外部空氣100 華氏度時，70華氏度的溫度降低導致汽化器內的溫度達到30 華氏度。如圖6-12

固定節距螺旋槳飛機汽化器結冰的最初表現是發動機轉速的下降，接著可能是發動機運行不穩。對於恒速螺旋槳飛機而言，汽化器結冰通常是由歧管壓力的降低而轉速不變而表現的。

  螺旋槳節距自動地的調節以補償功率損失。因此，維持了恒定轉速。儘管汽化器結冰可以 發生在飛行的任何階段，下降時使用降低的功率特別危險。在特定條件下，汽化器結冰可能會在你要增加功率前一直不注意的發生。為對付汽化器結冰的影響，浮動 式汽化器的發動機採用了汽化器加熱系統。

    汽化器加熱

汽化器加熱是一個防結冰系統，它在空氣到達汽化器前預先加熱空氣。汽化器加熱是為了保持油氣混合氣溫度高於冰點之上，避免發生汽化器結冰。汽化器加熱可以融化汽化器中已經積累形成的不太嚴重的冰。然而，重點是使用汽化器加熱作為一個預防手段。

  發動機開動時就應該檢查汽化器加熱。當使用汽化器加熱時，要遵守製造商的建議說明。 當飛行中汽化器易於結冰時，要定期的檢查它的表現。如果檢查到了，要立即打開燃油汽化器加熱，開關置於ON 的位置，直到你確定全部的冰都被融化。如果出現了冰，而打開加熱時間不足或者部分加熱可能會使情況惡化。在汽化器結冰的極端 ，即使是在冰被除掉以後，也要維持汽化器加熱以防冰的進一步形成。如果安裝了汽化器溫度錶，那麼它非常利於確定何時使用汽化器加熱。

  飛行中無論何時關閉油門，發動機都會快速冷卻，燃油氣化比發動機熱的時候更不完全。 而且，在這種情況下，發動機更容易受到汽化器結冰的影響。因此，如果你懷疑汽化器結冰條件，預期要進行油門關閉操作，那麼在關閉油門之前調節汽化器加熱到 全開位置，且在油門關閉運行期間一直保持。熱量會有助於燃油氣化，有助於避免汽化器結冰的形成。定期緩緩的打開油門一會兒，以保持發動機溫度，否則汽化器 加熱器可能提供不了足夠的除冰熱量。

  汽化器加熱的使用導致發動機功率的降低，有時達到15%，因為加熱的空氣密度比進入 發動機的外界空氣密度低。這就使混合氣富油。當固定節距螺旋槳飛機上出現結冰現象且使用了汽化器加熱時，轉速會降低，隨著冰的融化轉速會逐漸增加。在冰被 除掉以後，發動機也應該更平穩的運行。如果沒有出現結冰，轉速就會降低，然後保持恒定。當在恒速螺旋槳飛機上使用汽化器加熱且出現結冰時，你會看到歧管壓 力的降低，接著逐漸增加。如果沒有出現汽化器結冰，歧管壓力的逐漸增加將不明顯，直到汽化器被關閉。

  飛行中飛行員必須要能夠識別氣化器結冰的形成。另外，也會發生功率、高度和速度的降低。

  這些徵兆有時候伴隨著震顫或者發動機運行不穩。一旦發現功率損失，應該立即採取行動 消除汽化器中已經形成的冰，防止冰的進一步形成。這是通過使用完全汽化器加熱來實現的，它會導致功率的進一步降低，隨著融化的冰進入發動機，發動機可能運 行不穩。這些現象會持續30 秒到幾分鐘，取決於結冰的嚴重程度。在此期間，飛行員必須抗拒降低汽化器加熱應用的誘惑。汽化器加熱必須保持在完全加熱位置，直到回到正常功率。

  由於使用汽化器往往會影響發動機的輸出功率，也會增加運行溫度，當需要滿功率的時候(如起飛期間)或者在發動機正常運行期間不應該使用汽化器加熱���除非為了檢查汽化器結冰的出現或者除冰。

    汽化器空氣溫度錶

一些飛機裝配了汽化器空氣溫度錶，它有助於檢測潛在的結冰條件。通常，錶盤是用攝氏 度作為刻度單位，黃色弧線表示可能結冰的汽化器空氣溫度。這個黃色弧線的典型範圍是負15 度到5 度。如果空氣的溫度和濕度含量不可能引起汽化器結冰，發動機可以運行在指標處於黃線範圍內，而沒有負面影響。反之，如果大氣條件有利於汽化器結冰，必須通 過使用汽化器加熱來使指標位於黃色弧線之外。

  某些汽化器空氣溫度錶有一條紅色徑向線，它表示發動機製造商建議的最大允許的汽化器進氣口溫度；還可能包含一個綠色弧線來表示正常運行範圍。

    外部空氣溫度錶

大多數飛機也會裝配以攝氏度和華氏度為單位的外部空氣溫度錶(OAT)。它提供用於計算真空速的外部或者周圍空氣溫度，也有助於檢測潛在的結冰條件。

    燃油噴射系統

在燃油噴射系統中，要麼直接的噴射燃油到氣缸中，或者只噴射到進氣閥門前。通常認為燃油噴射系統比汽化器系統不易受結冰的影響。然而進氣口的衝擊結冰(impact icing)是可能的。當冰在飛機的外面形成時發生衝擊結冰，阻止了開口如噴射系統的空氣進氣口。

  燃油噴射系統的空氣進氣口類似於汽化器系統中使用的，有一個備用空氣源位元於引擎罩內部。如果外部空氣源被阻塞了就使用這個源。備用空氣源一般是自動運行的，如果自動功能發生故障就會使用備用的手動系統。

  燃油噴射系統通常和這些基本元件配合-一個馬達驅動的燃油泵、油氣控制單元、燃油歧管(燃油分流器)、排放噴嘴、一個輔助的燃油泵、和燃油壓力/流量指示儀。如圖6-13

輔助燃油泵為用於發動機啟動或緊急情況的油氣混合控制單元提供受壓的燃油。啟動後， 馬達驅動的燃油泵從油箱向油氣控制單元提供受壓的燃油。這個控制單元本質上代替了汽化器，它基於混合控制設定來計量燃油，然後它以油門控制的速度把燃油發 送到燃油歧管閥門。到達燃油歧管閥門之後，燃油被分流到單獨的燃油排放噴嘴。排放噴嘴位於每個氣缸的頭部，直接把油氣混合氣噴射到每一個氣缸進氣口。

  燃油噴射的一些優點有： 

降低蒸發結冰 

更好的燃油流量 

更快的油門回應 

油氣混合的精確控制 

更好的燃油分配 

更容易在冷天氣下氣動

  缺點通常包括： 

難以啟動高溫引擎 

熱天氣時地面運行期間的氣阻 

由於燃油不足引起的重啟發動機停止問題

  增壓器和渦輪增壓器

為增加發動機的功率，製造商已經開發了增壓器和渦輪增壓器系統壓縮進氣口空氣以增加它的密度。有這些系統的飛機有一個進氣壓力錶，它顯示發動機進氣歧管內的歧管絕對壓力(MAP)。

  在海平面標準天氣條件下發動機關閉時，進氣壓力錶指示周圍空氣壓力為29.92英寸汞柱。

  因為大氣壓力隨高度沒降低1000 英尺而降低大約1 英寸汞柱，海拔5000 英尺高度的機場在標準天氣條件下進氣壓力錶將指示24.92 英寸汞柱。

  隨著正常進氣的飛機爬升，它最終到達歧管絕對壓力不足以正常爬升的高度。這個高度限 制是飛機的適用升限，它直接受發動機產生功率的能力影響。如果進入發動機的空氣被增壓器或者渦輪增加器增加了壓力，發動機適用升限可以增加。由於這些系 統，你可以飛行在更高的高度，有利於真空速更高，增加繞開不利天氣的能力。

    增壓器

增壓器是一個馬達驅動的空氣泵或者壓縮機，它增加歧管壓力迫使油氣混合氣進入氣缸。歧管壓力越高，油氣混合氣密度越高，發動機就能夠產生更多的功率。對於正常進氣的發動機，進氣壓力是不可能高於周圍空氣壓力的。增壓器可以提高歧管壓力到30 英寸汞柱以上。

  增壓式進氣系統的結構和正常進氣系統的結構類似，在燃油計量裝置和進氣歧管之間多了 一個額外的增壓器。增壓器是由馬達通過一個一倍速，二倍速或者可變速的齒輪系驅動的。另外，增壓器可以有一級或者多級。每一級增加一次壓力。因此，增壓器 根據發生增壓的次數可以分為單級，兩級，或者多級。

  早期形式的單級單速增壓器被稱為海平面增壓器。裝配了這種類型增壓器的發動機稱為海 平面發動機。就這種類型的增壓器，使用了一個單級齒輪驅動葉輪來增壓發動機在所有高度產生的功率。然而，缺點是使用這種增壓器，發動機輸出功率仍然隨高度 增加而降低，類似於發生在正常進氣的發動機上。

  很多高功率輻射式發動機會使用單級-單速增壓器，使用一個朝前的進氣口，因此進氣系統可以完全利用衝壓空氣。進氣道空氣通過管道到達汽化器，在那裡和氣流成比例計量燃油。

  油氣通過管道輸送到增壓器或者壓氣機葉輪，它向外加速了油氣混合氣。一旦被加速，油氣混合氣通過一個擴壓器，在這裡空氣速度彌補了壓力能量。經壓縮後產生的高壓油氣混合氣被直接送到氣缸。

  一些二戰期間開發的大的輻射式發動機有一個單級雙速增加器。對於這種增壓器，單個葉輪可以運行在兩個速度上。低葉輪速度稱為低壓氣機設定，而高葉輪速度稱為高壓氣機設定。

  在裝配雙速增壓器的發動機上，在駕駛艙中有一個控制杆或者開關驅動一個滑油離合器在兩個速度間切換。

  在正常運行下，起飛時增壓器被設定在低壓氣機位置。在此模式，發動機變成地面增壓的 發動機，功率輸出隨著飛機高度增加而降低。然而，一旦飛機到達一個特定高度，功率就會降低，且增壓器控制要切換到高壓氣機位置。然後油門重定到需要的進氣 壓力。裝配這種增壓器的發動機叫高度發動機。如圖6-14

渦輪增壓器

往復式發動機增加馬力的最有效率方法是使用渦輪增壓器。齒輪驅動增壓器的一個主要缺點是它的功率增加使用了很大部分的發動機功率輸出。這個問題用渦輪增壓器來避免，因為渦輪增壓器的動力來源於發動機的廢氣。這就是說渦輪增壓器從排出的氣體重新獲得能量。

  渦輪增壓器的另一個主要優點是可以控制它們在海平面到臨界高度內維持發動機的海平面馬力。在臨界高度之上，功率輸出和正常進氣的發動機一樣會下降。

  渦輪增壓器增加了發動機的進氣壓力，這樣發動機可以在海平面或者更高高度上獲得更大 馬力。渦輪增壓器有兩個主要的部分組成：一個渦輪機和一個壓縮機。壓縮機部分有一個高速旋轉的葉輪。當進氣經過葉輪的葉片時，葉輪加速了空氣，使得大量空 氣流過壓縮機罩。葉輪的作用進而產生高壓高密度的空氣，它被輸送到發動機。為旋轉葉輪，發動機的廢氣被用於驅動安裝在葉輪驅動軸對端的渦輪。通過把不同品 質的廢氣引流過渦輪，可以產生更多的能量，導致葉輪輸送更多壓縮的空氣到發動機。廢氣門用於調節流進渦輪的排氣品質。廢氣門本質上就是一個安裝在排氣系統 中的蝶形閥門。當它關閉後，發動機的大多數廢氣被迫流過渦輪機。打開時，廢氣繞過渦輪機直接從發動機的排氣管排出。如圖6-15

  由於廢氣被壓縮時溫度升高，渦輪增壓器導致進氣溫度增高。為降低這個溫度以及減少爆燃的風險，很多渦輪增壓發動機使用一個中間冷卻器。中間冷卻器是一個小的熱交換器，它在熱的壓縮空氣進入燃油計量裝置前使用外部空氣來冷卻這些熱空氣。

    系統運行

在大多數現代渦輪增壓發動機上，廢氣門的位置由一個傳動裝置耦合的壓力敏感型控制機構控制。發動機滑油被導向或者導離這個調節器而移動廢棄門位置。在這些系統上，僅僅通過改變油門控制的位置，調節器就被自動定位而產生需要的歧管絕對壓力(MAP)。

  其它渦輪增壓器系統設計使用一個獨立的手動控制來定位廢氣門。使用手動控制，你必須 密切監視進氣壓力錶以確定何時達到了需要的歧管絕對壓力。手動系統通常可以在使用配件市場渦輪增壓系統修改過的飛機看到。這些系統需要特殊的操作考慮。例 如，如果廢氣門在從高高度降低後關閉，可能產生超出發動機限制的進氣壓力。這種狀態稱為過增壓，它可能導致嚴重的爆燃，因為下降時空氣密度的增加會導致貧 油效應。

  儘管自動化廢氣門系統更少可能遇到過增壓狀態，但仍然會發生。如果你試圖應用起飛功率而發動機滑油溫度低於它的正常運行範圍，冷的潤滑油不能儘快的流出進氣門調節器而避免過增壓。為幫助避免過增壓，你應該慎重地前推油門杆以防止超出最大進氣壓力限制。

  駕駛渦輪增壓器飛機時有幾個你需要知道的系統限制。例如，渦輪增壓器的渦輪機和葉輪 即使在相當高的溫度時也可以運行在80000rpm 以上的轉速。為獲得高的旋轉速度，系統內的軸承必須持續的供給發動機潤滑油，以降低摩擦力和高溫。為得到額外的潤滑，應用高油門設定之前，潤滑油溫度應該 在正常運行範圍內。另外，關閉發動機之前你應該讓渦輪增壓器冷卻，渦輪機速度降低。否則，殘餘在軸承罩中的潤滑油會脫碳沸騰，導致軸承和軸上形成嚴重的碳 沉積。這些沉積快速地降低了渦輪增壓器的效率和使用壽命。對於其它限制，請參考飛機飛行手冊和飛行員操作手冊。

高海拔性能

帶渦輪增壓系統的飛機爬升時，通常關閉廢氣門而維持最大允許進氣壓力。在特定的一 點，廢氣門會完全關閉，隨高度進一步增加，進氣壓力會開始下降。這就使臨界高度，它由飛機或者發動機製造商確定。當評估渦輪增壓系統的性能時，在指定的臨 界高度之前進氣壓力開始下降，那麼發動機或者渦輪增壓器應該交由合格的航空維修技術員檢查維修，以確保系統的正常運行。

    點火系統

點火系統為點燃氣缸中的油氣混合���提供電火花，它由磁電機、火星塞、高壓引線和點火開關組成。如圖6-16

  磁電機使用永久磁鐵來產生完全獨立於飛機電路系統的電流。磁電機產生足夠高的電壓在每個氣缸內的火星塞間隙之間觸發火花。當你接上起動器時系統開始點火，曲軸開始旋轉。只要曲軸旋轉就會持續運行。

  大多數標準認證的飛機安裝了一對點火系統，有兩個獨立的磁電機，分開的兩組電纜，以及兩組火星塞，這樣可以增加點火系統的可靠性。每個磁電機獨立運行，點燃氣缸中的另一個火星塞。兩個火星塞的點火改進了油氣混合氣的燃燒，導致功率輸出得到輕微的增加。如果一個磁電機失效，另一個不會因此而失效。發動機將繼續正常工作，儘管你會預期發動機功率輸出有輕微降低。如果氣缸中兩個火星塞中的一個失效，也會發生類似的狀況。

  磁電機的運行是受駕駛艙中點火開關控制的。開關有5 檔：

1. OFF(關)

2. R-Right(右)

3. L-Left(左)

4. BOTH(兩者同時)

5. START(啟動)

  如果選擇了LEFT(左)或者RIGHT(右)，只有相應的磁電機才會被啟動。選擇BOTH 的時候，系統的兩個磁電機都運行。

  在起飛前檢查期間，你可以通過觀察第一次從BOTH 到RIGHT，從BOTH 到LEFT 轉動點火開關時發動機轉速的降低來識別發生故障的磁電機。在此檢查過程中，發動機轉速的輕微降低是正常的。容許的降低大小列在飛機飛行手冊和飛行員操作手 冊上。當你切換到一個磁電機，發現發動機停止運行或者如果轉速的降低超出了容許的限制，那麼就不要飛這架飛機，直到問題被解決。原因可能是火星塞污染了，磁電機和火星塞之間的電纜斷開或者短路，或者是火星塞不能正常的定時點火。應該注意到使用單個磁電機時發動機轉速不降低是不正常的，如果這樣，也不能飛這架飛機。

  發動機關閉之後，把點火開關撥到關閉(OFF)位置。如果你把點火開關放在打開 (ON)位置，即使電池和主開關關閉了，發動機也會點火和旋轉，螺旋槳就被驅動，因為磁電機不需要外部電源供電。這種情況下潛在的嚴重傷害是很明顯的。 (譯者注：磁電機打開也可能導致螺旋槳旋轉，打傷不經意的人員。)

  磁電機系統中鬆動的或者斷開的電纜也會導致問題。例如，如果磁電機開關位於OFF 位置，如果磁電機接地電纜被斷開那麼磁電機可能繼續點火。如果發生這種情況，停止發動機的唯一方法是把油氣混合氣控制杆撥到慢車切斷位置，然後讓有資格的航空維修技術人員進行系統檢查。

    燃燒

在正常燃燒期間，油氣混合氣的燃燒是完全受控和可預測的。儘管燃燒的過程發生在很短的時間內，在一個溫度點上油氣混合氣被火星塞點燃，直到燒光。這種類型的燃燒使得溫度和壓力能夠穩定增加，確保在膨脹氣體在功率衝程內合適的時間向活塞傳遞最大的力。如圖6-21

爆燃是油氣混合氣在氣缸燃燒室內非受控的爆發性點火。它產生過高的溫度和壓力，如果不糾正的話，會很快導致活塞、氣缸或者閥門的故障。在不太嚴重的情況下，爆燃導致發動機過熱，運行不穩定，或者功率損失。

  爆燃表現為較高的氣缸頭溫度，最可能發生在大功率運行時。爆燃的一些常規操作原因包括： 

使用低於飛機製造商指定等級的燃油 

以極高進氣壓力和低轉速運行 

以高功率設定和過分貧油混合氣運行 

爆燃也可能由於持續的地面運行或者快速爬升導致，這種情況下氣缸的冷卻減少了

  通過遵守以下的這些基本準則可以避免地面和飛行的不同階段發生的爆燃： 

確保使用了適當等級的燃油 

在地面時，保持整流罩襟翼(如果有的話)處於全開位置，這樣能夠使通過整流罩的氣流最大。 

在起飛和爬升的最初階段，使用富油混合控制可以降低爆燃的發生，同時要保持小的爬升角度來增加氣缸的製冷。 

避免持續的大功率急爬升。 

培養一個監視發動機儀錶的習慣，以確保符合製造商制定的操作規程。

  當油氣混合氣在發動機正常點燃時刻之前燃燒就發生了早燃。過早的燃燒通常是由於燃燒室內殘餘的熱區域引起的，通常原因是火星塞上少量的碳沉積或者斷裂的火星塞絕緣體，或者氣缸中的其它損壞，它們產生了部分的熱足以點燃油氣混合氣。早燃導致發動機損失功率，產生高的運行溫度。和爆燃一起，早燃也會導致發動機嚴重的損壞，因為膨脹的氣體就在壓縮衝程就對活塞施加過大的力。

  爆燃和早燃經常同時發生，其中之一會導致另一個發生。因為要麼是伴隨著發動機性能降低的工作狀態導致高的發動機溫度，通常難以區分這兩者。使用建議等級的燃油，發動機運行在適當的溫度，壓力和轉速範圍這樣可以降低爆燃或者早燃的幾率。

    燃油系統

燃油系統是設計用來提供持續的從油箱到發動機的潔淨燃油流量。燃油在所有發動機功率、高度、姿態和所有核准的飛行機動條件下必須能夠供給發動機。小飛機上使用了兩個常規類別的燃油系統-重力饋送系統和燃油泵系統。

  重力饋送系統使用重力來把燃油從郵箱輸送到發動機，例如，在上翼飛機上，油箱是安裝在機翼裡的。油箱被置於汽化器之上，燃油由於重力經過系統送到汽化器。如果飛機的設計不能用重力輸送燃油，就要安裝油泵，例如，在下翼飛機上機翼中的郵箱處於汽化器下方。如圖6-30

油泵

有油泵系統的飛機使用兩組油泵。主泵系統是馬達驅動的，電驅動的輔助泵用於發動機氣動或者在馬達驅動泵失效時。輔助泵也稱為增壓泵，為燃油系統提供增加的可靠性。電驅動輔助泵由駕駛艙中的開關控制。

    起動注油器

重力饋送和油泵系統也可以結合氣動注油器。啟動注油器用於氣動發動機之前從油箱中抽 油直接氣化送入氣缸。在冷天氣特別有用，那時發動機會很難氣動，因為沒有足夠的熱量來氣化汽化器中的燃油。氣動注油器在不使用時鎖定位置很重要。如果旋鈕 可以自由活動，飛行中它會被振動出來，引起過分富油。要避免注油過多，請閱讀你的飛機的注油說明。

    油箱

油箱通常位於飛機的機翼內，在機翼上面有一個可以加油的加油口。加油口蓋子蓋住這個開口。油箱通過通風管和外部相連，以維持油箱內部的氣壓。它們可以通過加油口蓋或者從機翼表面伸出的管子通風。油箱也包括一個單獨的或者是和油箱通風管在一起的溢出排油管。

  這讓燃油在溫度升高時膨脹而不會損壞油箱本身。如果油箱在熱天被加滿，經常會看到燃油從溢出排油口流出。

    燃油表

油量表指示了每一個油箱中傳感單元測量出來的燃油量，以加侖或者磅為單位表示。飛機 認證規則只要求燃油表在讀數為空(Empty)時是精確的。任何不是空的讀數應該被校驗。不要只依賴油量表的準確性。飛行前檢查期間務必要目視檢查每一個 油箱的油量水準然後跟對應的油量表讀數比較。(譯者注：小飛機上通常飛行前檢查使用有刻度的杆子在加油口測量油的深度，對比指示儀來核實油量。)

  如果燃油系統中安裝了一個油泵，也會安裝一個油壓表。這個表指示油管中的壓力。正常運行壓力可以在飛行員操作手冊和飛機飛行手冊中找到，或者儀錶刻度盤上的色標。

    燃油選擇器

燃油選擇閥門允許從不同的油箱選擇燃油。常規類型的選擇閥門有四個位置：

LEFT、RIGHT、BOTH 和OFF。選擇LEFT 或者RIGHT 位置就只使用左邊或者右邊油箱的燃油，選擇BOTH 時使用兩個油箱的燃油。左右位置的選擇可以用於平衡殘留在每個油箱中的油量。如圖6-31

  燃油標牌將說明油箱使用的任何限制，例如“只能水平飛行”和/或著陸和起飛這“兩者”。

  無論使用的燃油選擇器類型是什麼，都應該密切的監視燃油消耗以保證某個油箱的油不能用光。用乾油箱的油不僅導致發動機停止，而且長期的使用一個油箱會導致油箱之間的燃油載荷失衡。油箱中的油完全用乾會讓空氣進入燃油系統，會導致氣阻。當發生這種狀態時，就難以再氣動發動機。在燃油噴射型發動機上，燃油可能變得非常熱導致燃油在油管中氣化，使得燃油不能到達氣缸。

    燃油過戶器/ 沉澱器/ 排油管

經過燃油選擇閥門後，燃油在進入汽化器之前會通過一個過濾器。這個過濾器清除灰塵和系統中可能有的其它沉積物。由於這些污染物比航空燃油重，它們會遷移到過濾器部件底部的沉積器中。沉積器被定義為燃油系統或者油箱中的低位置點。燃油系統可能包含沉積器，燃油過濾器和油箱排油器，其中的一些可能是合為一體的。

  每次飛行前燃油過濾器應該放油。應該從篩檢程式取出燃油樣本，並目視檢查水和污染物。

  沉積器中的水是危險的，因為在冷天水會結冰堵塞油管。在熱天，它會流進汽化器，停止發動機。如果水出現在沉積器中，可能在油箱中有更多的水，要繼續把它們排出來，直到沒有水的跡象。任何情況下，在你確定所有水份和污染物已經從發動機燃油系統中清除之前永不要起飛。

  由於燃油系統的變化，你應該十分的熟悉你的飛機使用的系統。請參考飛機飛行手冊或者飛行員操作手冊瞭解詳細的操作程式。

    燃油等級

航空汽油是由辛烷或者功率值來識別的，它標誌抗爆值或者發動機氣缸中油氣混合的抗爆震性能。汽油的等級越高，燃油能承受的不產生爆燃壓力也就更大。較低等級的燃油用在低壓

發動機上，因為這些燃油可在低溫點燃。較高等級的燃油用在較高壓力的發動機上，因為 它們必須在較高溫度點燃，但是不會過早點燃。如果沒有適當等級的燃油可用，那麼使用下一個較高等級的燃油作為替代品。永遠不要使用低一級的燃油。這會導致 氣缸頭溫度和發動機潤滑油溫度超出它們的正常運行範圍，這可能導致爆燃。

  有幾種等級的燃油可用。必須細心確保特定類型的發動機使用了正確的航空燃油等級。正 確的燃油等級在飛機飛行手冊或者飛行員操作手冊中有說明，在駕駛艙的標牌和加油蓋邊上也有。出於鉛含量的考慮，汽車用汽油永遠也不要用於飛機發動機，除非 發動機已經已經按照FAA 頒發的附加型號合格證(STC)改裝過。

  現在識別用於往復式發動機的飛機航空汽油的方法是根據辛烷值和功率值，縮寫為AVGAS。

  這些飛機使用AVGAS80,100 和100LL。儘管AVGAS 100LL 的性能和100 是一樣的，LL 表示它的低鉛含量。渦輪發動機飛機的燃油是使用JET A,JET A-1 和JET B 識別的。噴氣機燃油主要是煤油，有與眾不同的煤油氣味。

  因為使用正確的燃油非常重要，增加了染色來幫助識別燃油的類型和等級。如圖6-32

  除了燃油本身的顏色之外，色標系統還擴展到識別標記和各種機場燃油處理設備。例如，所有航空汽油用紅色背景上白色字母的名字識別。相反，渦輪機燃油用黑色背景上的白色字母來識別。

燃油污染

由於燃油污染引發的動力失效而引起的事故，大多數歸因於: 

飛行員沒有執行充分的飛行前檢查 

使用來自小油箱或者油桶不正確過濾的燃油維護飛機 

飛機保管時油箱沒有完全加滿 

缺乏正確的保養

  應該從燃油過濾器快速排放口放出燃油，從每一個油箱沉積器到透明容器，然後檢查其中的汙物和水。當燃油過濾器放油時，油箱中的水直到所有的油從連到油箱的管子排出後才能看到。因此，從燃油過濾器排出足夠的油以確保燃油從油箱放出。油量取決於從油箱到放油口的輸油管長度。如果在第一份取樣中發現水或者其它汙物，要一直排放到沒有汙物跡象。

  燃油過濾器的放油已經沒有顯示任何水的跡象，水也可能殘留在油箱中。殘留的水份只能通過油箱沉積器放油口排泄。

  水是主要的燃油污染物。燃油中懸浮的水滴可以通過燃油的雲狀外形或者有色燃油和水清楚的分開來識別，這些現象發生在水沉降到油箱底部的時候。作為一個安全措施，每次飛行前檢查都要對燃油沉積器進行放油。

  每次飛行後應該加滿油箱，或者至少在當天最後飛行完畢加滿，以防止油箱中的水汽凝結。

  另一個防止水汽凝結的方法是避免從油罐或者油桶加油。從油罐或者油桶加油會導致燃油污染。

  在任何情況下使用漏斗和麋皮從油罐或者油桶加油都是危險的，應該被阻止。在偏遠地區 或者在緊急情況下，可���沒有足夠抗污染的備用加油來源，麋皮或漏斗可能是唯一的過濾燃油的方法。然而，使用麋皮不一定總是會導致燃油污染。用壞的麋皮不能 過濾水份；即使是一個已經新的乾淨的濕潤麋皮也不能。大多數仿製麋皮不能過濾水份。

    加油程序

飛行中空氣通過飛機表面摩擦時或者在加油時燃油流經軟管和噴管都會產生靜電。尼龍， 滌綸或者羊毛服裝特別傾向於積累靜電和從人到漏斗或者噴管泄放靜電。為預防靜電點燃燃油揮發汽的可能性，燃油蓋從油箱拿走之前應該有一根接點電線連結到飛 機。在開始加油前，加油嘴應該接地到飛機，在整個加油過程中都要保持接地。當使用加油車時，它應該在加油嘴接觸到飛機前接地。

  如果必須從油罐或者油桶加油，正確的遮罩和接地連結是重要的。油桶應該被放在靠近接地杆位置，要遵守下列順序的連接：

1. 油桶連接到地

2. 地連接到飛機

3. 油桶連接到飛機

4. 加油蓋拿掉之前噴嘴連接到飛機

  當斷開連接時，順序相反。

  燃油通過麋皮的流動增加了靜電的積累和打火花的危險。飛機必須正確的接地，噴嘴，麋皮和漏斗搭接到飛機上。如果使用了一個油罐，它應該連接到接地杆或者漏斗。任何情況下這個操作中都不能使用塑膠漏斗或者類似絕緣容器。

    起動系統

大多數小飛機使用一個直接啟動的電啟動器系統。這個系統包括一個電源、導線、開關、和一個操作起動器的圓筒形線圈和一個啟動器馬達。大多數飛機的起動器工作時可以自動接通和脫離，但是一些舊飛機的起動器是通過一個飛行員開動的杆子而機械式接通的。起動器接通飛機的飛輪，使發動機以可以啟動和維持運行的速度轉動。

  啟動所需的電力通常由機載電池提供，但是也可以由外部電容器提供。當電池開關打開 時，電力通過電池螺線圈供應到主電力匯流條。起動器和起動器開關都從匯流條獲得電流，但是在起動器開關打開到啟動(Start)位置啟動線圈被激發之前起 動器不會運行。當起動器開關從啟動位置解除後，起動器馬達的螺旋管失去功率。起動器馬達被保護以防被發動機通過起動器傳動的離合器驅動，離合器能讓發動機 轉的比氣動馬達更快。如圖6-20

啟動發動機時，必須嚴格遵守安全和禮貌規則。其中一個最重要的是確定沒有人靠近螺旋槳。

  另外，輪子應該使用制動墊塊和手閘，以避免意外運動導致的危險。為避免螺旋槳和財產的損壞，飛機應該停在那種螺旋槳不能揚起沙粒和塵土的區域。

    潤滑系統

發動機潤滑系統完成幾個重要的功能，包括： 

發動機活動部件的潤滑 

通過降低摩擦來冷卻發動機 

帶走氣缸的熱量 

提供氣缸壁和活塞之間的密封 

帶走污染物

  往復式發動機使用濕沉積或者乾沉積潤滑系統。在乾沉積系統中，潤滑油存儲在一個獨立的油箱裡，使用油泵通過發動機迴圈。在濕沉積系統中，潤滑油位於沉積器中，它是發動機整體的一部分。如圖6-17

濕沉積系統的主要部件是油泵，它從沉積器抽油並導流到發動機。潤滑油流過發動機之後，返回到沉積器。在一些發動機內，旋轉的曲軸還提供了額外的潤滑油，它把潤滑油飛濺到發動機的各部分。

  乾沉積系統也有油泵提供油壓，但是潤滑油來源於位於發動機外部獨立的潤滑油箱。潤滑油流過發動機之後，它被回油泵從發動機的不同部分抽回到潤滑油箱。乾沉積系統能夠為發動機提供更大量的潤滑油，使得它更適合用於非常大的往復式發動機。

  潤滑油壓力錶直接表示了潤滑系統的工作情況。它以磅/平方英寸為單位測量供應到發動機的潤滑油壓力。綠色表示正常工作範圍，而紅色表示最小和最大壓力。發動機啟動時潤滑油壓力錶上應該有油壓指示。請參考飛機飛行手冊或者飛行員操作手冊來瞭解製造商給出的限制。

  潤滑油溫度錶測量潤滑油的溫度。綠色區域表示正常工作範圍，紅色線表示最大允許溫度。

  和潤滑油壓力不一樣，潤滑油溫度的變化更為緩慢。在起動一台冷的發動機時特別明顯，可能需要幾分鐘時間或者更長才能看到溫度錶顯示溫度增加。

  飛行時定期的檢查潤滑油溫度，特別是周圍的空氣溫度低或者高時。高的溫度讀數可能表示堵塞的油管，潤滑油量變低，阻塞的潤滑油製冷器或者溫度錶故障。低溫讀數可能表示在冷天氣運行時潤滑油的粘度不合適。

  潤滑油加油蓋和量油計(測量潤滑油的油量)通常位元於飛機引擎罩內的操縱板上。如果潤滑油量沒達到製造商建議的運行油量要求，那麼需要增加潤滑油。飛機飛行手冊和飛行員操作手冊或者操縱板邊上的標牌會提供正確的潤滑油類型和重量資訊，以及最少和最大油量。如圖 6-18

發動機製冷系統

氣缸內燃燒的燃油產生大量的熱量，大多數通過排氣系統排放出去。然而大量剩餘的熱量必須要散去，以防發動機過熱。否則，過高的發動機溫度會引起功率損失，過量的潤滑油消耗，爆燃和嚴重的發動機損壞。

  雖然潤滑油系統對於發動機的內部製冷很重要，但是還需要對發動機外表面的製冷方法。儘管一些小飛機是液冷的，但是大多數是氣冷的。

  氣冷是通過空氣從飛機引擎罩前方的開口流進發動機隔艙而實現的。導流片引導空氣從發動機氣缸外的散熱片和其它部件上流過，這時空氣吸收了發動機的熱量。熱空氣通過引擎罩的下方後方部分的一個或多個開口排出去。如圖6-19

  外部空氣通過螺旋槳輪轂後面的進口進入發動機的隔艙。導流片把它們導流到發動機最熱的部分，主要是氣缸，它有增加暴露在氣流中的面積的散熱片。

  氣冷系統在地面運行，起飛，複飛以及其它高功率低空速運行階段時效率不高。相反的，高速下降產生了過多的空氣會使發動機快速冷卻，受突然的溫度波動影響。

  發動機運行在高於其設計溫度的條件下會導致功率損失，過多的潤滑油消耗以及爆燃。也會導致嚴重的部件損壞，例如擦傷氣缸壁，損壞活塞和活塞環，燒毀或扭曲閥門。監視駕駛艙中發動機溫度儀錶能夠説明避免高的運行溫度。

  未裝配通風片的飛機在正常運行條件下，發動機溫度可以通過改變空速或者發動機輸出功率來控制。發動機高溫可以通過增加空速和/或減小功率來降低。

  潤滑油溫度錶是對上升的發動機溫度的一個間接的延遲的指示，但是如果只有這個方法的話也可以用於確定發動機溫度。

  很多飛機裝配了氣缸頭溫度錶。這個儀錶指示了直接而及時的氣缸溫度變化。這個儀錶的刻度以攝氏度或者華氏度為單位，通常是有色標的，綠色弧線表示正常運行範圍。儀錶上的紅線表示最大允許氣缸頭溫度。

  為避免過高的氣缸頭溫度，可以增加空速，富油控制和/或降低功率。這些程式的任意一 個都可以説明降低發動機溫度。在裝配了通風片的飛機上，使用通風片來控制溫度。通風片是鉸鏈在開口上的蓋子，通過它熱空氣得意排出。如果發動機溫度低，通 風片可以關閉，所以就限制了排出的熱氣流使得發動機溫度升高。如果發動機溫度高，通風片打開以勻速更強的氣流通過系統，可以降低發動機溫度。

    排氣系統

發動機排氣系統把燃燒完的氣體排出機外，為客艙提供熱量和為風擋玻璃除霜。排氣系統有連結在氣缸上的排氣導管和消聲器和消聲器外殼。廢氣通過排氣閥門排出氣缸，然後經過排氣管路系統排放到大氣中。

  為了給駕駛艙供熱，外部空氣被抽進空氣進氣口，通過管道輸送到消聲器的外殼。消聲器用廢氣加熱，進而加熱了消聲器周圍的空氣。熱空氣然後被管道輸送到駕駛艙用於供熱和除霜。

  供熱和除霜由駕駛艙控制，可以調節到需要的程度。

  廢氣中含有大量的一氧化碳，它是無嗅無色的。一氧化碳是致命的，實際上不可能檢測到它的存在。排氣系統必須運行良好，沒有裂縫。

  一些排氣系統有一個廢氣溫度探頭。這個探頭把排氣溫度(EGT)傳送到駕駛艙中的儀錶上。

  EGT 儀錶測量排氣管中的廢氣溫度。這個溫度隨進入氣缸的油氣混合比而變化，可以用於調節遊戲混合氣的一個基準。EGT 表能夠非常準確的指示正確的油氣混合設定。當使用EGT來輔助貧油是，可以減低燃油消耗。對於特別的程序，請參考製造商的貧油建議。

    電力系統

飛機配備的是14 伏特或者28 伏特的直流電路系統。一個基本的飛機電力系統包含下列組成部分： 

交流發電機  

電池

主/電池開關

交流發電機開關

匯流條，熔斷器和斷路器

調壓器

電流錶/載荷表

有關的電線

  發動機驅動的交流發電機或者發電機為電力系統提供電流，它們也為電池維持足夠電荷。存儲在電池中的電能為啟動發動機提供電源，在交流發電機失效的時候作為一個受限的電源使用。

  大多數直流發電機在低轉速時不能產生足夠大小的電流來運行整個電力系統。因此，發動機低轉速運行期間，電力需求必須以電池來滿足，電池會被很快耗盡。

  交流發電機比發電機有幾個優勢。交流發電機通過交流電流能夠產生足夠的電流來運作整個電力系統，甚至在較低的發動機轉速時，產生的交流電流可以轉換成直流。交流發電機的電力輸出在發動機轉速的很大範圍內更加恒定。

  一些飛機有地面電源設備(GPU)可以連結的插座，可為啟動時提供電能。這些是非常有用的，特別是在冷天氣啟動時。請根據製造商建議使用地面電源設備(GPU)進行發動機啟動。

  電力系統是使用主開關(Master switch)打開或關閉的。當主開關旋到打開(ON)位置時，除點火系統外，所有電子設備的電路都會獲得電能。通常使用電力系統作為能量來源的設備包括：

航行燈

防撞燈

著陸燈

滑行燈

駕駛艙內部燈光

儀錶燈

無線電設備

轉彎指示儀

燃油表

電力燃油泵

失速警告系統

空速管加熱

啟動馬達

  很多飛機配備了電池開關，它控制飛機電源的方式和主開關類似。另外，安裝了交流發電機開關，這個開關可以讓飛行員在交流發電機故障時把它從電力系統獨立出去。如圖6-33

當開關的交流這一半位於關閉(OFF)位置時，全部的電力負荷是在電池上。因此，所有不必要的電子設備應該關閉以保存電池動力。

  匯流排作為飛機電力系統的接線端子，用於連結主電力系統和使用電力作為動力源的設備。

  這簡化了佈線系統和提供分佈於系統的常用電壓接入點。如圖6-34

  電力系統中使用的熔斷器或者斷路器用於保護電路和設備以防電力超載。飛機上應該保存 有適當安培極限的備用保險絲來替換失效或者損壞的保險絲。斷路器有和保險絲相同的功能，如果電力系統發生超載情況，斷路器可以手動復位，而不是替換。保險 絲或者斷路器面板上的標牌用名字標識電路，也顯示電流極限值。

  電流錶用於監視飛機電力系統的性能。如果交流發電機/發電機正產生足夠的電力供應，那麼電流錶會有所顯示。它也會指示電池是否正在充電。

  電流錶的設計是錶盤中央是零點，左右為正負指示。如圖6-35

當左側電流錶(上圖左側的儀錶)指針在正的一邊(指針右偏)時，它表示充電的速度。負的讀數意味著電池在放電而不是要替換它。全程負偏轉表示交流發電機有故障。全程正偏轉表示調壓器有故障。無論哪種情況下，請參考飛機飛行手冊或者飛行員操作手冊採取正確的措施。

  不是所有的飛機裝配了電流錶。一些飛機有一個警告燈，當亮時，它表示發電機故障時的系統放電。請參考飛機飛行手冊或者飛行員操作手冊採取正確的措施。

  另一個電力監視指示儀是載荷表。這種儀錶在5-24 的插圖中有解釋，它有一個從0 開始的量程，顯示了交流發電機上的載荷。載荷表通過電子配件和電池來反映電路系統的發電功率���載荷總百分比。當所有電力元件關閉時，它只反映電池需要的充電電流的大小。

  電壓調節器通過使發電機或者交流發電機的電力輸出穩定來控制電池的充電速度。發電機/交流發電機的輸出電壓應該比電池電壓高。例如，12v 的電池應該用大約14v 的發電機系統充電。電壓差使得電池充電。

    液壓系統

飛機上使用的液壓裝置有多種應用，取決於飛機的複雜度。例如，液壓裝置經常用於小飛機上來操縱輪制動，可伸縮起落架和一些恒速螺旋槳。在大飛機上，液壓裝置用於飛行控制面、襟翼、擾流板和其它系統。

  基本的液壓系統由油箱、泵(手動、電力或者發動機驅動的)、保持液體清潔的過濾器、控制流動方向的選擇閥門、減輕過大壓力的泄壓閥和一個傳動裝置組成。

  液壓流體被油泵輸送經系統到達傳動機構或者伺服系統。基於系統的需要，伺服系統可以 是單動式或者雙動式的。這就意味著流體可以應用到伺服系統的一邊或者兩邊，取決於伺服類型，因此對單動式伺服系統提供單方向的動力。伺服系統是一個氣缸和 其中的一個活塞，它把流體壓力轉換成功，產生移動飛機系統或者飛行控制所需的動力。選擇閥門使得液體流向可以被控制。類似伸出或者收起起落架的操作時這是 必須的，那時流體必須能在兩個方向上工作。泄壓閥門為系統在液壓過大時提供一個出口。每一個系統結合不同的組成部分來滿足不同飛機的獨特需要。

  小飛機上最廣泛使用的是礦物基液體。這種類型的液壓流體，它是類似煤油的石油產品， 有良好的潤滑特性，以及抑制發泡的添加劑來阻止腐蝕的形成。它在化學特性上是非常穩定的，它的粘性隨溫度變化很小，且被染色易於識別。由於通常有好幾種類 型的液壓流體可以使用，請你確定你的飛機使用了製造商指定的液壓油類型。請參考飛機飛行手冊或者飛行員操作手冊或者維修手冊。如圖6-36

  起落架

起落架構成了飛機在地面上的主要支撐部分。最常見類型的起落架由輪子構成，但是飛機也可以裝配用於水上運行的浮筒，或者用於雪上著陸的雪橇。如圖6-37

小飛機上的起落架包含3 個輪子：兩個主輪，機身的每邊有一個，另一個輪子要麼位於飛機前方或者後方。使用後安裝輪子的起落架稱為傳統起落架。傳統起落架的飛機通常指尾輪飛機。當 第三個輪子位於機頭位置時，它稱為前輪，這種設計稱為前三點式起落架。可轉向的前輪或者尾輪使得飛機在地面上可控制整個過程中的運行。

  前三點式起落架飛機

前三點式起落架飛機有三個主要優點：

1. 它在飛機高速著陸時允許更有力的制動而不會導致飛機機頭抬升

2. 它在起飛、著陸和滑行中可以為飛行員獲得更好的前向視野

3. 地面運行期間，它通過提供更好的方向穩定性易於阻止地面滑移，原因是飛機的重心位於飛機主輪前方，所以，前方的重心傾向於保持飛機以直線向前移動而不是突然滑出

  前輪要不是可以手動轉向的，要麼是可以腳舵定向的，可以轉向的前輪用纜線或者連桿連到腳舵，而腳輪轉向的前輪則可以自由旋轉，在兩種情況下，你都可以使用方向舵踏板操控飛機，然而，腳輪式前輪的飛機可能要求你把方向舵踏板的使用和制動器(或稱煞車)的獨立使用結合起來。

後三點式起落架飛機

在後三點式起落架飛機上，兩個主輪安裝在機身的重心前方，支撐了結構的大部份重量，而非常靠後的尾輪作為第三個支撐點，這種安裝對於大型螺旋槳飛機有足夠的地面間隙，更適合於在沒有堅實地面的場地運作。如圖 6-38

  後三點式起落架的主要缺點是它的重心位於主輪後方，這使得在地面時的方向控制更加困難，如果你讓飛機在地面滑跑時以低於方向舵足夠控制的速度漂擺，重心將會向主輪前移，這會導致飛機失控旋轉。

  後三點式起落架飛機的另一缺點是在尾輪接地或者靠近地面時缺少良好的前方視野，由於這些相關的危險，後三點式起落架飛機需要特有的訓練。

固定和可伸縮起落架

起落架也可以分為固定式或可伸縮式，固定式起落架總是伸出機身的，優點是簡潔只需要很少的維護，可伸縮式起落架的設計使得飛機更加流線型，巡航飛行時起落架可以收回在機身結構內部。如圖6-39

  制動器(或可稱煞車)

飛機制動器位於主輪上，通過手控制或者腳踏控制。腳踏互相獨立操作，可以差動制動。地面運行期間，差動制動可以作為前輪/尾輪轉向的補充。

    自動駕駛

自動駕駛被設計用於控制飛機和幫助降低飛行員的工作量。自動駕駛的限制取決於系統的複雜度。自動駕駛的常用功能有高度和航向保持。更先進的系統可能包括垂直速度和/或指示空速保持模式。大多數自動駕駛系統和導航輔助設備結合使用。

  自動駕駛系統由驅動飛行控制的伺服系統組成。這些伺服系統的數量和位置取決於系統複雜度。例如，單軸向自動駕駛控制飛機繞縱軸運行，伺服系統驅動副翼。三軸向自動駕駛控制飛機繞縱軸、橫軸和垂直軸運動；三個不同的伺服系統驅動副翼、升降舵和方向舵。

  自動駕駛系統也結合了一個可以自動或者手動脫離系統的斷開安全功能(disconnect safety)。自動駕駛也可以被手工取代。因為自動駕駛系統在操作方面有很大的不同，請參考飛機飛行手冊或者飛行員操作手冊中的自動駕駛操作說明。

    密封飛機

當飛機飛行在高空時，它消耗的燃油比相同速度下低空飛行時消耗的少。也就是說，飛機 在高空飛行時更有效。另外，在暴風雨之上相對平穩的氣流中飛行可以避開壞天氣和紊流。由於在高空飛行的優勢，很多現代通用航空類飛機開始設計成可在這種環 境下運行的。飛行員要過渡到如此複雜的設備，至少熟悉基本的操作原理是非常重要的。

  機艙增壓系統為乘客提供足夠的舒適度和安全實現了幾個功能。在飛機的最大設計巡航高度上它維持機艙高度大約為8000 英尺，避免可能使飛行員和機組人員不舒服或者帶來傷害的機艙壓力高度的快速變化。此外，增壓系統讓機艙內的空氣和外部空氣進行相當快速的交換。

  這對消除臭味和排出渾濁空氣是必要的。如圖6-41

飛機機艙的增壓是保護乘員免受缺氧影響的公認方法。在增壓的機艙內，乘客可以舒適而 安全的經歷較長時間的飛行，特別是機艙高度維持在8000 英尺或者以下時，這時可以不需要氧氣設備。這種類型飛機的機組人員必須知道機艙壓力意外降低的危險和準備好應對隨時發生的這種緊急情況。

  在典型的增壓系統中，機艙、飛 行艙和行李艙組成一個密封單元，它內部的氣壓能高於外部大體壓力。在渦輪發動機驅動的飛機上，發動機壓縮段的放氣用於為機艙加壓。舊式渦輪機驅動的飛機上 可能使用增壓器來把空氣泵送到密封的機艙。活塞驅動的飛機可能使用通過聲速管從每個發動機渦輪增壓器提供的空氣。空氣從機身上稱為排氣閥的出口放出。排氣 口通過調節空氣的流出來使得空氣持續的流進增壓區域。如圖6-40

為理解增壓和空氣調節系統的運行原理，有必要熟悉一些相關的術語和定義，例如： 

飛機高度-飛機所飛行的位置距離海平面的高度 

環境溫度-靠近飛機周圍區域的溫度 

環境壓力-靠近飛機周圍區域的壓力 

機艙高度-用於根據海平面等效高度表示的機艙壓力 

壓差-作用於機艙壁兩側之間的壓力差。在飛機的空氣調節系統和增壓系統中，機艙壓力和大氣壓力是不同的。

  機艙壓力控制系統調節機艙壓力、壓力解除、真空解除以及選擇等壓和差壓範圍內期望機艙高度的方法。此外，機艙壓力的釋放是壓力控制系統的一個功能。機艙壓力調節器、排氣閥、和安全閥用於完成這些功能。

  機艙壓力調節器控制機艙壓力在等壓範圍內的一個選定值，限定機艙壓力在差壓範圍內的 一個預設的差壓值。當飛機到達一個高度，這個高度上機艙內外的壓力差等於機身結構設計的最高差壓，飛機高度的進一步增加將導致機艙高度的相應增加。差壓控 制用於防止超過機身設計的最大差壓。差壓由機艙的結構強度和機艙大小對缺口大概面積的關係來確定，例如視窗面積和門的大小。

  機艙空氣壓力安全閥是壓力釋放閥，真空解除閥和傾泄閥的組合。壓力釋放閥防止機艙壓 力超過環境壓力上預先確定的差壓。真空解除閥防止環境壓力超過機艙壓力，方法是周圍壓力超過機艙壓力時允許外部空氣進入機艙。駕駛艙控制開關調節傾泄閥。 當這個開關在撞凰位置，一個電磁閥打開，使閥門釋放空氣到外部大氣中。

  加壓程度和飛機運行高度受限於幾個關鍵的設計要素。主要是機身要設計成能夠承受特別大的機艙差壓。

  增壓控制器使用了幾個儀錶。機艙差壓表指示內部和外部的壓力差。應該監視這個儀錶以確保機艙沒超出最大允許差壓。機艙高度計也用於檢查系統的性能。一些情況下，這兩個儀錶複合成一個。第三個儀錶指示了機艙的爬升或者下降速度。機艙爬升率儀錶和機艙高度計如圖6-42

降壓被定義為飛機增壓系統的失能以維持它的設計壓差。這可以由於增壓系統故障或者飛機的結構損壞而引起。生理學上的，降壓分成兩類：

  突發性降壓-突發性降壓定義為機艙壓力的變化比肺能降壓的速度快；因此，這可能導致肺受傷。正常的，不受限制(例如未帶面罩)的條件下從肺部呼出空氣需要的時間為0.2 秒。大多數權威把0.5 秒內的任何壓降都看成突發性降壓，含有潛在危險。

  快速降壓-快速降壓定義為肺部壓力的釋放可以比機艙壓力下降快的壓降現象；因此，就沒有肺部受傷的可能性。

  突發性降壓時，可能有噪音，大約幾分之一秒，人會感覺到頭昏。機艙空氣會充滿霧氣，灰塵或者飛沙。發生霧氣是因為溫度的快速降低和相對濕度的改變。通常的，耳朵會自動恢復聽力。由於空氣從肺部排出，個別人可能感覺到口鼻呼吸急促。

  降壓的主要危險是缺氧。除非及時正確的使用了氧氣設備，可能發生段時間的休克或者頭暈。

  當人受快速降壓影響時，人的正常知覺時間會明顯的縮短。這是因為身體上壓力的快速下 降-肺部氧氣被快速呼出。這在效果上部分的降低了血液中的氧氣壓力，因此飛行員的有效反映時間比正常時間降低了三分之一到四分之一。出於這個原因，在非常 高的高度上應該帶上樣子面罩(35000 英尺或者更高)。如果飛機裝配了需求供養系統或者壓力需求供養系統，建議機組人員在高高度時氧氣調節器選擇100%氧氣供應。

  另一個危險是如果靠近飛機出口(如艙門)有振動或者被吹出飛機的危險。因此，當飛機是增壓飛機時，靠近出口的人坐在座位上的話應該一直帶好安全背帶或者座椅安全帶。

  高海拔降壓時的另一個潛在危險是引發航空降壓病(gas decompression sickness)的可能性。你還需要面對暴露在風吹和極低溫度下這樣的危險。

  如果這些問題可以被降到最低，那麼從高處快速下降是必須的。所有增壓飛機的設備中都有自動化視聽警告系統。

    供氧系統

大多數飛行高度很高的飛機都裝配了某種類型的固定式供氧裝置。如果飛機沒有固定式裝 置，那麼飛行期間必須有手提式供養裝置可用。手提式裝置通常由一個容器，調節器，面罩出口和壓力錶。飛機的氧氣通常存儲在1800-2200 磅每平方英寸的高壓系統容器中。當氧氣筒周圍的溫度下降時，氣筒內的壓力也會下降，因為氧氣量不變的話，壓力直接隨溫度變化。

  如果補充氧氣罐上的指示壓力降低，沒有氧氣耗盡的可疑原因，只是因為存儲罐在飛機的未加熱區域被壓縮了。高壓氧氣罐在充氣之前要標注上容許的psi 壓力容限(例如1800psi)。

  氣罐只能存儲航空氧氣，它是100%純度的氧氣。工業氧氣不能用於呼吸，可能包含雜質，醫療氧氣包含水蒸汽，當暴露在低溫環境時可能在調節器裡結冰。為保證安全，應該定期檢查和維護供養系統。

  一副供氧系統由面罩和根據機艙高度供應氧氣流的調節器組成。可以用於高度達 40000 英尺的核准的調節器，它被設計用於在機艙高度為8000 英尺以下時提供0%氣瓶氧氣和100%機艙空氣，在大約34000 英尺時比率改變為100%氧氣和0%機艙空氣。可用於高度達45000 英尺的核准的調節器被設計用來在低高度時提供40%氣瓶氧氣和60%機艙空氣，高高度時比率變化到100%。沒有氧氣時，飛行員應該避免白天飛行在高於 10000 英尺，避免夜晚高於8000 英尺。如圖6-43

飛行員應該知道使用氧氣時火的危險。通常耐火性差的材料在氧氣中容易燃燒。潤滑油和 者油脂如果暴露在氧氣中可能著火，它們不能用於密封閥門和氧氣設備的配件。使用任何類型的氧氣設備期間都禁止吸煙。每次飛行之前，飛行員應該完整的檢查和 測試供氧設備。���查應該包括一個完整的飛機氧氣設備測試，包括可用量、系統工作狀態檢查、和確保備用氧氣設備隨時可用。檢查應該老實完成，應該包括目視檢查面罩，滴淚管，裂縫，或者變質；調節閥門和調節杆的狀態和位置；氧氣品質；和氧氣壓力錶的位置和運行，流量指示儀和連接。

  應該帶上氧氣面罩測試系統。任何氧氣使用後，確認所有部件和閥門都被關閉。

面罩

隨設計細節的變化有多種類型的氧氣面罩可以使用。在這個手冊中討論所有類型的面罩是不切實際的。面罩要和所用的特定的氧氣系統相容這點很重要。機組人員的面罩要適合使用者的面部確保最小洩露。機組人員的面罩通常還有一個話筒。大多數面罩是口鼻型的，它只蓋住嘴和鼻子。

  乘客面罩可能要簡單，杯形橡膠造型足夠的柔軟能夠適合個人的臉型。它們可能還有一個簡單的彈性頭部拉帶或者乘客可以用手抓住保持在臉上。

  所有氧氣面罩應該保持乾淨。這降低傳染病的危險和延長了面罩的壽命。要清潔面罩，使 用濕度的肥皂水來洗，然後用乾淨的水沖洗。如果安裝了話筒，使用一個乾淨的抹布擦去肥皂液，而不是自來水。面罩還應該被消毒。浸濕了硫柳汞(譯者注：水楊 乙汞,一種殺菌劑)水溶液的紗布襯墊可以用於徹底清洗面罩。這個溶液應該是每誇脫水包含五分之一茶匙容量的硫柳汞(譯者注：大約相當於0.35 毫升硫柳汞每升水,一茶匙約為大茶匙的1/3，大茶匙約為5 毫升)。使用乾淨的布擦乾面罩，然後在空氣中抽幹。

    濃度需求供氧系統

濃度需求供氧系統只在使用者通過面罩吸氣的時候提供氧氣。自動混合撥杆允許調節器自 動的混合機艙空氣和氧氣或者提供100%氧氣，取決於飛行高度。需求面罩能夠緊密的和臉部密封，防止外部空氣的稀釋，可以安全的使用高度為40000 英尺。飛行員如果有鬍子或者鬍鬚的話，應該確保修理後的鬍鬚不會妨礙氧氣面罩的密封。在地面上就應該檢查面罩在鬍鬚或鬍子上的佩戴是否有適當的密封。

    壓力要求供氧系統

壓力需求供氧系統類似濃度需求供氧裝置，而它的氧氣是在機艙高度達到34000 英尺以上的壓力時供應到面罩的。壓力需求調節器也產生氣密和不透氧的密封，但是它們也為氧氣面罩的臉部提供正壓力的氧氣使用戶的肺受到氧氣的壓力。這個功 能使得壓力需求調節器在40000 英尺以上高度也是安全的。一些系統可能有調節器直接連接到面罩的壓力需求面罩，而不是安裝在駕駛艙的儀錶面板或者其它區域。安裝了面罩的調節器消除了長軟 管的問題，因為長軟管在100%氧氣流進面罩之前必須用空氣淨化。

    連續流供氧系統

連續流供氧系統通常提供給乘客。乘客面罩通常有一個儲氣囊，它在面罩使用者呼氣的時 候從連續流供氧系統收集氧氣。收集到儲氣囊的氧氣允許吸氣迴圈時可以有較高的吸氣氣流速度，它可以降低空氣稀釋的程度。當儲氣囊氧氣耗光後，吸氣時周圍的 空氣就會混合到供應的氧氣。呼出的空氣釋放到機艙。如圖6-45

供氧系統的維護

無論何時飛機供氧系統維護時應該能觀察到某些預先警告。維護任何飛機的供氧之前，請 參考特定的飛機維護手冊以確定需要的裝備類型和使用的程式。供氧系統的維護應該只能在飛機位於修理庫之外時完成。維護供氧系統時個人的清潔和良好的整理工 作是必不可少的。氧氣在壓力下和石油產品互相接觸後產生自發的結果。維護人員在開始維護供氧裝備前一定要清洗它們手上的灰塵，潤滑油和油脂(包括唇膏和髮 油)。衣服和工具乾淨無潤滑油和油脂也是重要的。安裝了永久式氧氣罐的飛機通常需要兩個人完成系統的維護。一個人應該站在維護設備控制閥位置，另一個應該 站在可以觀察飛機系統壓力錶的地方。不建議在飛機加油操作期間維護供氧系統，也要避免在執行其它可能導致點火源的工作時維護供氧系統。乘客登機時維護供氧 系統也是不建議的。

    冰流控制系統

安裝在飛機上的冰流控制系統由防冰和除冰裝置組成。防冰裝置是設計用於阻止冰的形成，而除冰裝置是設計用於除掉已經形成的結冰。冰流控制系統能夠保護機翼和尾翼面的前緣、空速管和靜壓口的開口、油箱通風管、失速告警裝置、擋風板、螺旋槳葉片。某些飛機上可能也安裝了結冰檢測燈光，用來檢測夜晚飛行時的結構性結冰的強度。因為很多飛機沒有認證結冰條件下的飛行，請參考飛機飛行手冊或者飛行員操作手冊瞭解詳細情況。

    機翼冰流控制

可膨脹的除冰罩由搭接到機翼前緣的橡膠薄板組成。當冰在前緣形成時，一個由發動機驅 動的氣動泵使得橡膠罩膨脹。一些渦輪螺旋槳飛機把發動機的排氣轉向到機翼來使橡膠罩膨脹。一旦膨脹，冰就會破碎，應該從機翼前緣掉落。除冰罩是從駕駛艙用 開關來控制的，可以單次運行也可以定期的自動運行。按照製造商的建議來使用除冰罩非常重要。如果除冰罩允許過分頻繁的迴圈工作，冰會在除冰罩的輪廓上形 成，致使除冰罩失效。如圖6-48

很多除冰罩系統使用儀錶系統真空計和氣壓計來指示正確的除冰操作。這些儀錶有指示除冰操作限制的範圍標記。一些系統也會配備一個信號器燈光來指示正確的除冰操作。

  除冰罩的正確維護和保養對這個系統的連續運行很重要。在飛行前應該仔細檢查它們。

  另一種機翼前緣保護是安裝在渦輪發動機飛機上的熱防冰系統。這個系統設計用於防止冰的形成，它是通過把發動機壓縮段的熱空氣導向到翼面前緣來實現的。這個系統在進入結冰狀態前開始運作。熱空氣加熱前緣，足以阻止結冰的形成。

  一種可選類型的前緣保護是和熱防冰以及除冰罩都不一樣，它稱為滲漏機翼(weeping wing)。滲漏翼設計使用了位於機翼前緣的小洞。化學混合物被泵送到前緣，通過小洞滲出來防止冰的形成和增長。

    風擋玻璃除冰控制

有兩種主要類型的擋風玻璃防冰系統。第一種系統引導酒精流到擋風玻璃上。如果足夠早的使用它，酒精就會阻止冰在擋風玻璃上的增長。酒精流的速度可以通過駕駛艙中的刻度盤根據飛機製造商建議的程式來控制。

  防冰設備另一個有效的方法是電加熱方法。小的金屬絲或者其它導電材料嵌入擋風玻璃。 加熱器可以通過駕駛艙中的開關打開，那時電流通過遮罩層的金屬絲而提供足夠的熱量防止擋風玻璃上結冰的形成。電流會導致羅盤偏差誤差；在某些情況下，可達 到40 度。受熱的擋風玻璃只能在飛行時使用。地面運行時不要帶開它，它會過熱導致擋風玻璃的損壞。

螺旋槳除冰控制

螺旋槳通過使用酒精或者電加熱元件來防冰保護。一些螺旋槳配備了指向槳葉根部的排放 噴嘴。酒精從噴嘴放出，離心力使得酒精流向槳葉的前緣。這阻止了在螺旋槳的前緣結冰。螺旋槳也可以安裝螺旋槳除冰罩。螺旋槳除冰罩分為兩部分，艙內部分和 艙外部分。除冰罩是開槽的，以助於導流酒精，它們還嵌入了用於加熱螺旋槳來傳導電流的電線。螺旋槳除冰系統可以通過監視螺旋槳防冰電流錶來監視它的正常運 行。在飛行前檢查期間，要檢查螺旋槳除冰罩的正常運行。如果一個除冰罩不能加熱一個槳葉，會導致不相等的槳葉載荷，進而可能導致嚴重的螺旋槳振動。如圖 6-49

其它除冰控制系統

空速管和靜壓口、燃油通風管、失速警告感測器、和其它可供選擇的設備可以被電力裝置加熱。電加熱系統的飛行檢查要根據飛機飛行手冊或飛行員操作手冊來檢查。

  飛機的防冰和除冰系統的運行應該在遇到結冰條件之前檢查到。遇到結構性結冰時要求及時的補救措施。防冰和除冰設備不預期在結冰條件下維持長期飛行。

    渦輪發動機

渦輪發動機通過增加空氣流過發動機的速度來產生推力。它包括進氣道、壓縮器、燃燒室、渦輪節、和排氣節。如圖6-23

渦輪發動機相比往復式發動機有下列優點：振動少、增加飛機性能、可靠性高、和容易操作。

渦輪發動機類型

渦輪發動機是根據它們使用的壓縮器類型來分類的。壓縮器類型分為三類：離心流式、軸流式、和離心軸流式。離心流式發動機中進氣道空氣是通過加速空氣以垂直於機器縱軸的方向排出而得到壓縮的。軸流式發動機通過一系列旋轉和平行於縱軸移動空氣的固定翼形而壓縮空氣。離心軸流式設計使用這兩類壓縮器來獲得需要的壓縮。

  空氣經過發動機的路徑和如何產生功率確定了發動機的類型。有四種類型的飛機渦輪發動機-渦輪噴氣發動機，渦輪螺旋槳發動機，渦輪風扇發動機和渦輪軸發動機。

    渦輪噴氣發動機

渦輪噴氣發動機包含四節：壓縮器、燃燒室、渦輪節、和 排氣節。壓縮器部分空氣以高速度通過進氣道到達燃燒室。燃燒室包含燃油入口和用於燃燒的點火器。膨脹的空氣驅動渦輪，渦輪通過軸連接到壓縮器，支持發動機 的運行。從發動機排出加速的排氣提供推力。這是基本應用了壓縮空氣，點燃油氣混合物，產生動力以自維持發動機運行，和用於推進的排氣。

  渦輪噴氣發動機受限於航程和續航力。它們在低壓縮器速度時對油門的反應也慢。

渦輪螺旋槳發動機

渦輪螺旋槳發動機是一個通過減速齒輪驅動螺旋槳的渦輪發動機。排出氣體驅動一個動力 渦輪機，它通過一個軸和減速齒輪元件連接。減速齒輪在渦輪螺旋槳發動機上是必須的，因為螺旋槳轉速比發動機運行轉速低得多的時候才能得到最佳螺旋槳性能。 渦輪螺旋槳發動機是渦輪噴氣發動機和往復式發動機的一個折衷產物。渦輪螺旋槳發動機最有效率的速度範圍是250mph 到400mph（英里每小時），高度位於18000 英尺到30000 英尺。它們在起飛和著陸時低空速狀態也能很好的運行，燃油效率也好。渦輪螺旋槳發動機的最小單位燃油消耗通常位於高度範圍25000 英尺到對流層頂。

    渦輪風扇發動機

渦輪風扇發動機的發展結合了渦輪噴氣發動機和渦輪螺旋槳發動機的一些最好特徵。渦輪 風扇發動機的設計是通過轉移燃燒室周圍的次級氣流來產生額外的推力。渦輪風扇發動機旁路空氣產生了增強的推力，冷卻了發動機，有助於抑制排氣噪音。這能夠 獲得渦輪噴氣型發動機的巡航速度和更低的燃油消耗。

  通過渦輪風扇發動機的進氣道空氣通常被分成兩個分離的氣流。一個氣流通過發動機的中 心部分，而另一股氣流從發動機中心旁路通過。正是這個旁路的氣流才有術語“雙路式渦輪噴氣發動機”。渦輪風扇發動機的函道比(bypass ratio)是指通過風扇的氣流品質和通過發動機中心的氣流品質之比。

    渦輪軸發動機

第四種常規類型的噴氣發動機是渦輪軸發動機。它把動力傳遞到一個不是驅動螺旋槳的軸上。

  渦輪噴氣發動機和渦輪軸發動機的最大區別是在渦輪軸發動機上，膨脹氣體產生的大多數能量是用於驅動一個渦輪而不是產生推力。很多直升飛機使用一個渦輪軸氣體渦輪發動機。另外，渦輪軸發動機在大飛機上廣泛用作輔助動力裝置(APU)。

    性能對比

對比往復式發動機和不同類型渦輪發動機的性能是可能的。然而，要準確的比較，往復式發動機必須使用推力馬力(即有用馬力)而不是制動馬力，渦輪發動機必須使用淨推力。此外，飛機設計配置和大小必須基本相同。

  BHP-制動馬力是實際傳遞到輸出軸的馬力。制動馬力是實際可用的馬力。

淨推力-渦輪噴氣發動機或者渦輪風扇發動機產生的推力。

THP-推進馬力是渦輪噴氣發動機或者渦輪風扇發動機產生的推力的等效馬力。

ESH-就渦輪螺旋槳發動機來說，-等效軸馬力是傳遞到螺旋槳的軸馬力(SHP)和排氣產生的推進馬力之和。

  圖6-29 顯示了四種類型發動機的淨推力隨空速增加的對比情況。這個圖只用於說明目的，

  不是特定型號的發動機的。四種類型的發動機是：

往復式發動機

渦輪機，螺旋槳組合(渦輪螺旋槳發動機)

渦輪風扇發動機

渦輪噴氣發動機(純粹的噴氣發動機)

  這個對比是通過描繪每個發動機的性能曲線，它顯示了最大飛機速度隨所用發動機類型的不同如何變化的。因為這個圖只是為了對比，淨推力，飛機速度和阻力的數值就沒有包含。

四種發動機基於淨推力的對比使其性能能力很明顯。在直線A 左邊的速度範圍內，往復式發動機勝過其它三種類型。在直線C 的左側範圍渦輪螺旋槳發動機勝出渦輪風扇發動機。

  在直線F 的左側範圍內渦輪風扇發動機勝出渦輪噴氣發動機。在直線B 的右側範圍渦輪風扇發動機勝出往復式發動機���在直線C 的右側渦輪風扇發動機勝出渦輪螺旋槳發動機。直線D 的右側渦輪噴氣發動機勝出往復式發動機，直線E 的右側渦輪噴氣發動機勝出渦輪螺旋槳發動機，在直線F 的右側它勝出了渦輪風扇發動機。

  飛機阻力曲線和淨推力曲線的交點是最大飛機速度所在點。從每個點到圖的橫軸的垂直線說明渦輪噴氣飛機可以達到的最大速度比裝配其它類型發動機的飛機更高。裝配渦輪風扇發動機的飛機比裝配渦輪螺旋槳或者往復式發動機的飛機將達到更高的最大速度。

    渦輪發動機儀錶

指示潤滑油壓力、潤滑油溫度、發動機速度、排氣溫度和燃油流量的發動機儀錶對於渦輪發動機和往復式發動機都是普通的。然而，有一些儀錶是渦輪發動機特有的。這些儀錶指示發動機的發動機壓力比、渦輪機輸送壓力、和扭矩。另外，大多數燃氣渦輪發動機有多個溫度敏感儀錶，稱為熱電偶，它向飛行員提供渦輪節內部和周圍的溫度讀數。

發動機壓力比

發動機壓力比儀錶用於指示渦輪噴氣或渦輪風扇發動機的輸出功率。EPR 是渦輪機排氣壓力和壓縮段進氣壓力的比值。壓力測量由安裝在發動機進氣口和排氣口的探頭記錄下來。一旦收集到資料，就會被送到一個差壓變換器，它被指示在駕駛艙的EPR 儀錶上。

  EPR 系統的設計會自動的補償空速和高度的影響。然而，環境溫度的變化要求對EPR 指示進行校正來獲得準確的發動機功率設定。

    排氣溫度

燃氣渦輪發動機中的一個限制因素是渦輪節的溫度。渦輪節的溫度必須密切監視，以防渦輪葉片和其它排氣節部件的過熱。一個監視渦輪節溫度的常用方法就是使用排氣溫度(EGT)表。EGT 是一個用於監視發動機總體運行狀況的發動機運行限制。

  EGT 系統的變體根據溫度感測器的位置有不同的名字。常規渦輪機溫度傳感儀錶包含渦輪進口溫度(TIT)表，渦輪出口溫度(TOT)表，渦輪級間溫度(ITT)表，和渦輪燃氣溫度(TGT)表。

    扭矩計

渦輪螺旋槳/渦輪軸發動機輸出功率通過扭矩計測量。扭矩是作用於軸上的扭轉力。扭矩計測量作用於軸上的功率。渦輪螺旋槳和渦輪軸發動機是設計用於產生驅動螺旋槳的扭矩。扭矩計以百分單位，尺磅，或者磅每平方英寸作為刻度。

    N1 指示儀

N1 表示低壓壓縮機的旋轉速度，以設計轉速的百分比顯示在指示儀上。發動後低壓壓縮機的速度有N1 渦輪機葉輪調節。N1 渦輪機葉輪通過同心軸連接到低壓壓縮機。

N2 指示儀

N2 表示高壓壓縮機的旋轉速度，以設計轉速的百分比顯示在指示儀上。高壓壓縮機由N2渦輪機葉輪調節。N2 渦輪機葉輪通過一個同心軸連接到高壓壓縮機上。如圖6-27

渦輪發動機操作考慮

因為渦輪發動機非常多樣，在本手冊中講解詳細的運行過程是不切實際的。然而，有一些適用於所有渦輪發動機的操作考慮。它們是發動機溫度限制，外界物體破壞、暖開機、壓縮機失速和熄火。

    發動機溫度限制

任何渦輪發動機的最高溫度都發生在渦輪進氣口。渦輪進氣溫度因此通常是渦輪發動機運行的限制因素。

    推力變化

渦輪發動機推力直接隨空氣密度變化。當空氣密度降低時，推力也降低。當渦輪和往復式發動機受高的相對濕度有某種影響時，渦輪發動機推力損失可以忽略不計，而往復式發動機的制動馬力會降低很多。

    外來物體損傷

由於渦輪發動機進氣口的設計和功能，吸入物體碎片的可能性總是存在的。這會導致重大 的損壞，特別是壓縮機和渦輪節。當發生這樣的事情時，稱為外來物體損傷(FOD)。典型的FOD 是吸入來自停機坪，滑行道或者跑道上的小物體導致的小凹痕和花邊。但是，也會發生飛鳥撞擊或者冰吸入導致的FOD 損壞，可能導致發動機整個損毀。

  外物損傷的預防是非常重要的。地面運行期間，一些發動機進氣口有在地面和進氣口之間形成渦流的趨勢。在這些發動機上可能安裝了一個渦流消散器。

  也可能使用其它設備，如螢幕和/或偏轉器。飛行前檢查程式包括一個對任何外物損傷跡象的目視檢查。

    渦輪發動機暖開機/ 懸掛啟動

暖開機是當EGT 超過安全限制時的啟動。暖開機是由於太多燃油進入燃燒室或者是渦輪機轉速不夠引起的。只要發動機暖開機時，參考飛機飛行手冊，飛行員操作手冊或者相關的維護手冊來瞭解檢查要求。

  如果點火後發動機不能加速到適合的速度或者沒加速到慢車轉速，這時就發生了懸掛啟動。

  懸掛啟動也可以稱為假啟動。懸掛啟動可能是由於啟動動力源不足或者燃油控制故障而導致。

    壓縮機失速

壓縮機葉片是小的翼型，遵守適用於任何翼型的相同空氣動力學原理。壓縮機葉片有一個迎角。迎角是進氣口空氣速度和壓縮機旋轉速度的計算結果。這兩個力合成構成一個向量，它確定了翼型衝擊進氣口空氣的實際迎角。

  壓縮機失速可以描述為進氣口速度和壓縮機旋轉速度這兩個向量數值的失衡。當壓縮機葉片迎角超過臨界迎角時發生壓縮機失速。在這個點上，平穩氣流受到幹擾，隨著壓力波動產生了紊流。壓縮機失速導致空氣流進壓縮機時速度降低和停滯，有時還反向流動。如圖6-28

壓縮機失速可以是暫態現象和間歇性現象或者是持續的狀態，甚至更嚴重。暫態/間歇性 失速的表現通常是在回火和反向氣流發生時間歇的爆炸聲。如果失速發展成為穩定狀態，可能從持續的反向氣流產生強烈的振動和高聲的嘯叫。駕駛艙儀錶基本上通 常不會顯示輕度的或者暫態失速，但是會顯示形成的失速。典型的儀錶表現包括轉速的波動和排氣溫度的增加。

  大多數暫態失速不會對發動機有害，經常在一兩個週期後自己糾正過來。穩定狀態的失速導致發動機損壞的可能性很大。必須快速的通過降低功率，減小飛機迎角和增加空速來完成改出失速。

  儘管所有的燃氣渦輪發動機會受壓縮機失速影響，大多數型號都有抑制這些失速的系統。 有一個這樣的系統使用可變式進氣口導葉(VIGV)和可變式定子葉片，它可以把進來的空氣以適當的迎角導向到轉子槳葉。防止空氣壓縮失速的主要方法是使飛 機在製造商確立的參數範圍內運行。如果壓縮機失速確實形成了，請按照飛機飛行手冊或者飛行員操作手冊中的建議程式來做。

    熄火

熄火是燃氣渦輪發動機的一種運行狀態，此時發動機的火無意的熄滅。如果燃燒室中油氣混合比超過富油限制，火焰將會被吹熄。這個狀態經常稱為富油熄火。它通常發生於非常快速的發動機加速，過度富油的混合氣使燃油溫度降低到燃燒溫度以下。也可能由於氣流不足而不能維持燃燒。

  另一方面，更多常規的熄火事件是由於燃油壓力低和發動機速度低，這些典型的和高高度飛行有關。這種情況也會在下降期間發動機油門收回時，這會產生貧油條件熄火。貧油混合器很容易導致火焰熄滅，甚至是正常的氣流通過發動機時也會發生。

  燃油供應的任何幹擾也會導致熄火。這原因可能是長時間的非常規姿態，發生故障的燃油控制系統，紊流，結冰或者燃油耗盡。

  熄火的徵兆通常和發動機失效後一樣。如果熄火是因為暫態條件，例如燃油流量和發動機 速度之間的失衡，一旦狀態被糾正就可以嘗試空中啟動發動機。無論如何，飛行員必須遵守飛機飛行手冊或者飛行員操作手冊中適用的緊急程式。一般的，這些套裝 程式含了關於高度和空速的建議，在這些條件下空中開車很可能成功。

    資料來源: 民航局 - FAA 飛行員航空知識手冊(2003 中譯本)

FAA Pilot's Handbook of Aeronautical Knowledge 2008

[aerojones-knowledge]

[飞行手册]-飞行控制

飞行器飞行控制系统分为主要飞行控制和辅助飞行控制。主要飞行控制系统包含那些飞行 中要求的安全控制飞机，这些包含副翼，升降舵(或全动式水平尾翼)，以及方向舵。辅助控制系统提升了飞机的性能特性，或者减轻了飞行员的过多控制力。辅助 控制系统的例子有机翼襟翼和配平系统。

主要飞行控制

飞机控制系统被细心的设计为提供自然的感觉，同时，对控制输入有足够的回应度。低速时，控制通常感觉是偏软且反应缓慢的，飞机对施加控制的反应是慢慢的。在高速飞行时，控制感是偏硬的，反应也更快。

三个主要飞行控制面中任意一个的运动都会改变机翼上面和周围的气流以及压力分布。这些变化影响机翼和控制面结合而产生的升力和阻力，这样飞行员才能够操控飞机沿3 个轴向的旋转。

设计特征限制了飞行控制面的偏转程度。例如，控制停止机制可能会结合到飞行控制中，或者控制杆的运动和/或方向脚舵可能受限。这些设计限制的目的是防止在正常机动时飞行员无意中的操纵过量或者飞机的超载。

良好设计的飞机应该是机动时稳定而容易控制的。控制面输入导致3 个轴向旋转的运动。

飞机表现出来的稳定性类型也和3 个轴向的旋转有关。如图5-4。

【飛機控制，運動，旋轉軸向，和穩定性類型】

副翼

副翼控制縱軸方向的側滾。副翼安裝在每一個機翼的後緣外側，且運動方向彼此相反。副翼通過線纜，雙臂曲柄，滑輪或推挽式管互相連結，然後相連到控制輪。

  向右移動控制桿導致右側副翼向上偏轉，左側副翼向下偏轉。右側副翼的向上偏轉降低了機翼的拱形，使右側機翼的升力降低。相應的左側副翼的向下偏轉增加了拱形幅度，使左側機翼的升力增加。因此，左側機翼的升力增加和右側機翼的升力降低使飛機向右側滾。

    逆偏轉

由於向下偏轉的副翼產生更大的升力，它也會產生更大的阻力。這個增加的阻力試圖使飛機頭朝機翼上升的一側偏轉。這稱為逆偏轉。如圖5-5。

方向舵用來克服逆偏轉，在低速，大迎角和大的副翼偏轉角時所需要的方向舵控制程度最大。

  然而，在較低速度時，垂直尾翼和方向舵組合變得低效，擴大了和逆偏轉有關的控制問題。

  所有轉彎都是通過使用副翼，方向舵和升降舵來協調的。為使飛機達到所需要的傾斜角度 必須要對副翼施加壓力，而同時要施加方向舵壓力來克服產生的逆偏轉。轉彎期間，必須施加升降舵壓力來增加迎角，因為轉彎時所需要的升力比平直飛行時的升力 大。轉彎越急，升降舵就越需要往後壓（即操縱杆往後拉）。

  當需要的傾斜角之後穩定後，應該釋放副翼和方向舵的壓力。這將停止傾斜度的增加，因為副翼和方向舵控制面將會在它們的位置上呈中性的流線型。升降舵壓力需要保持恒定以維持恒定高度。

  轉彎時的向外側滑類似于向內側滑，除非飛行控制施加在相反的方向。副翼和方向舵的應用向外側滑或者高機翼的方向。當傾斜角增加時，為維持高度必須要釋放升降舵的壓力。

    差動副翼

對於差動副翼，在控制輪的給定運動下，一隻副翼的上升距離比另一隻副翼的下降距離大。

  下降的機翼產生的阻力增加。產生較大阻力的下降機翼側副翼的上偏轉角度比上升機翼側的副翼向下偏轉的角度大。雖然逆偏轉被減輕了，但是它不會立即消除。如圖5-6

弗裡茲型副翼( 阻力副翼)

就弗裡茲型副翼而言，當控制輪上施加壓力後，被升起的副翼在一個偏置的鉸鏈上旋轉。這就把副翼的前緣突出到氣流中，因此產生了阻力。這有助於使另一側機翼上放下的副翼產生的阻力得到均衡，從而減輕逆偏轉。如圖5-7

弗裡茲型副翼也形成一個狹槽，因而氣流平滑的通過放下的副翼，使得在大迎角時更有效。

  弗裡茲型副翼也可能被設計成功能差動的。類似於差動副翼，弗裡茲型副翼不能完全消除逆偏轉。無論什麼情況下使用了副翼都仍然需要協調運用方向舵。

    耦合副翼和方向舵

耦合副翼和方向舵的意思是這些控制被連接在一起。這是通過使用方向舵-副翼互連彈簧 來完成的，它通過副翼偏轉的同時自動地偏轉方向舵來幫助糾正副翼阻力。例如，當移動操縱杆進行左側滾時，互連的線纜和彈簧向前拉左側的腳舵正好足夠阻止飛 機機頭向右偏轉。彈簧施加到方向舵上的力可以盈餘，如果必須滑移飛機的話。如圖5-8

升降舵

升降舵控制沿橫軸的俯仰運動。類似小飛機上的副翼，升降舵通過一系列機械連杆機構連接到座艙中的控制杆。控制杆的向後移動使升降舵面的後緣向上偏轉。這一般指上升降舵。如圖5-10

升降舵是改變飛機俯仰姿態的主要控制手段。

  上升降舵位置減弱了升降舵的拱形，產生了一個向下的空氣動力，它比平直飛行時的正常尾部向下的力要大。總體效果是導致飛機的尾部向下移動，機頭上仰。俯仰運動繞重心發生。

  俯仰運動的強度由重心和水準尾翼面的距離和水準尾部翼面上氣動力有效性決定。

  向前移動控制杆有相反的效果。這種情況下，升降舵的拱形度增加，水準尾翼/升降舵上產生的升力更多(更小的尾部向下力)。這就把尾部向上移動，使機頭下俯。此外，俯仰運動還是繞飛機重心發生的。

  正如前面穩定性討論中提到的，功率、推力線、和尾翼上水平尾翼面的位置都是影響升降舵控制俯仰有效性的因素。例如，水平尾翼面可能安裝在靠近垂直尾翼的較低位置，在中點，或者在高點的位置，就像T 型尾翼的設計。

    T 型尾翼

在T 型尾翼結構中，正常飛行條件下，升降舵在螺旋槳帶來的氣流和機身以及以及氣流大部分影響範圍之上。升降舵在這種未受擾動氣流中的操作使得大多數飛行狀態下 的控制運動是一致的。T 型尾翼設計在很多輕型飛機和大飛機上變的流行了，特別是那些機身尾部安裝引擎的飛機，因為T 型尾翼結構使得尾部翼面遠離發動機排出的氣流。水上飛機和水陸兩用飛機經常有T 型尾翼結構，目的是讓水平尾翼面盡可能遠離水面。另一個額外的好處是降低了振動和飛機內部的雜訊。

  低速飛行時，T 型尾翼飛機的升降舵相比常規尾翼飛機的升降舵必須移動一個較大的角度來抬升機頭到相同的角度。這是因為常規尾翼的飛機有來自螺旋槳的氣流在尾翼上施加向下 的力來輔助抬升機頭。因為飛機的控制是這樣的方式裝備的，增加的控制行程要求控制力增加，抬升T 型尾翼飛機的機頭需要的力比抬升常規尾翼飛機機頭需要的力大的多。兩種類型尾翼的飛機平衡後的縱向穩定性是一樣的，但是飛行員必須知道在起飛、著陸或者失 速等低速飛行時，需要的控制力比同規格大小的常規尾翼飛機需要的力大的多。

  T 型尾翼飛機也需要額外的設計考慮來克服顫動問題。因為水平翼面的重量在垂直尾翼的頂部，產生的力臂在垂直尾翼上有很高載荷，會導致顫動。工程師必須通過增加垂直尾翼的剛度來補償這個載荷，通常相比常規尾翼設計這帶來了重量代價。

  當以低速飛行在很高迎角，且重心偏後，T 型尾翼飛機會容易發生深度失速。在深度失速狀態，水平尾翼上的氣流被來自機翼和機身的擾動氣流覆蓋。這種條件下，升降舵和全動水平尾翼控制會被削弱，使得難以從失速改出。應該注意到偏後的重心是這些意外事件的促進因素，因為重心偏後的常規尾翼飛機也會發現類似的改出問題。如圖5-11。

因為高迎角低速和重心偏後的飛行可能危險，很多飛機有補償這種狀態的系統。這些系統 從控停(control stop)到升降舵下拉彈簧。升降舵下拉彈簧幫助降低機頭來比啊免由於重心偏後引起的失速。失速發生因為適當平衡的飛機其後緣的升降舵位於向下位置，迫使 尾部抬升和機頭下降。在這種不穩定狀態，如果飛機遭遇紊流和速度進一步降低，配平片不能再使升降舵置於機頭下降的位置。升降舵然後呈流線型，飛機機頭開始 向上仰。這就使情況惡化，可能導致一次失速。

  升降舵下拉彈簧在升降舵上產生一個機械載荷，如果沒有平衡的話會使它朝機頭下降的位置移動。升降舵配平片平衡升降舵下拉彈簧，以設定升降舵位於配平平衡位置。當配平片開始失靈時，下拉彈簧驅動升降舵到機頭下降位置。飛機機頭降低，速度增加，失速就會避免。如圖5-12。

在著陸拉平期間，升降舵也必須有足夠的力量來保持機頭抬起。既然這樣，靠前的重心就會導致一個問題。在著陸拉平時，功率通常是降低了，這也使尾翼上的氣流減弱。這和降低的著陸速度一起使得升降舵的有效性變差。

  根據這些討論，很明顯飛行員必須理解和遵守適當的裝載程式，特別要注意重心的位置。有關飛機載荷的更多資訊以及重量和平衡在第八章討論。

全動式水準尾翼

正如第一章提到的，全動式水平尾翼本質上是一片帶有相同類型控制系統的水平尾翼。因為全動式水準尾翼繞中心鉸鏈點做回轉運動，它們對控制輸入和空氣動力負載相當敏感。反作用伺服調整片(antiservo tab)安裝在它的後緣以降低靈敏度。另外，在主翼梁的前面還有配有配重裝置。配���可以設計到尾部或安裝到全動式尾翼片的前部。如圖5-13

當控制杆後拉時，它抬升了全動式水平尾翼面的後緣，使飛機旋轉機頭抬升。向前推控制杆，使水準尾翼的後緣放低，機頭向下俯。如果沒有抗隨動片的話，飛機會由於飛行員的控制而傾向於舵面偏轉過量。

    鴨式機翼

術語鴨式機翼是指作為水平尾翼的控制面卻位於主機翼的前面。這個術語也被用來形容裝配了鴨式機翼的飛機。從效果上講，它是一種類似於常規後尾設計水平控制面的翼型。區別是實際上鴨式機翼產生升力，保持機頭抬升，和後尾設計相反，後尾設計會在尾部施加向下的力來防止機頭向下偏。如圖5-14.

儘管萊特飛機有水平控制面在升力翼前面的鴨式機翼配置，直到最近鴨式配置才開始出現在較新的飛機上。鴨式設計包括兩種類型：一種是水平控制面和正常的後尾設計有大約相同的尺寸，另外一種是差不多相同大小的控制面，但是翼型是被稱為串聯翼配置(tandem wingconfiguration)的後安裝式機翼。理論上認為鴨式機翼更有效率，因為利用水平控制面來幫助抬升飛機的重量對於一定大小的升力來說應該導致阻力更少。

  鴨式機翼的主要優勢是在失速特性方面。適當設計的鴨式機翼或者串聯翼將會在主機翼將 要失速前的一個時刻失去進一步抬升機頭的能力。這就使飛機具備抗失速能力，結果是可以通過增加馬力來阻止飛機的速度。主機翼上的副翼在整個失速改出過程中 仍然起作用。其它的鴨式結構也被設計出來，所以鴨翼比主機翼提前失速，能夠自動的降低機頭，改出飛機到一個安全的飛行速度。而且，副翼在失速中保持有效。

  鴨式設計有幾個限制。首先，鴨式設計的前部升力面比主翼提前失速是很重要的。如果主翼先失速，來自前面機翼或鴨式機翼的殘餘升力明顯的在重心之前，飛機將不可控制的上仰。

  其次，當前部升力面先失速，或者鴨翼增加迎角的能力受限時，主翼將永遠不能產生最大的升力，會浪費一些性能。第三，對於前部機翼或者鴨翼，主翼上襟翼的使用帶來設計問題。

  當主翼通過伸出襟翼來增加升力時，鴨翼所需要的升力也增加。前向翼或者鴨翼必須足夠的大才能適應襟翼的應用，但是又不能產生過大而產生比主翼多的升力。

  最後，主翼和前部控制面的關係也不同了。當靠近垂直平面的狀態時，來自前部機翼的下洗流會對主翼的升力有負作用。增加的垂直分量增加了設計效率。當兩個控制面的大小增加到接近相等時，效率也會增加。

    方向舵

方向舵控制飛機沿垂直軸的運動。這個運動稱為偏航。和其它主要控制面類似，方向舵也是一個鉸鏈到固定面的可運動面，在這裡它是鉸鏈到垂直尾翼上。左右方向舵踏板的運動控制方向舵。當方向舵偏轉到氣流中時，會在相反的方向上施加水準方向的力。如圖5-15

通過踩踏左踏板，方向舵向左移動。這就改變了垂直尾翼/方向舵周圍的氣流，產生一個 側向裡，把尾部向右移動，使得飛機頭向左偏航。方向舵有效性隨速度而增加，因此在低速飛行時的大角度偏轉和高速飛行時的小角度偏轉能夠提供需要的反作用 力。對於螺旋槳驅動的飛機，流過方向舵的任何滑流都會增加它的有效性。

V 型尾翼

V 型尾翼使用兩個傾斜的尾部翼面來完成和常規升降舵及方向舵結構控制面相同的功能。固定的翼面既作為水準尾翼也作為垂直尾翼。如圖5-16

可動的控制面通常稱為“方向升降舵”，它們使用特殊鉸鏈連接，使得控制輪能夠同時移動兩個控制面。另一方面，方向腳踏的移位能夠方向相反的移動控制面，所以就提供了方向控制。

  當飛行員移動方向舵和升降舵控制時，一個控制混合機構會移動每個控制面適當的大小。V型尾翼的控制系統比常規尾翼需要的要複雜的多。另外，V 尾設計對Dutch Roll趨勢比常規尾翼更加敏感，唯一最小的是阻力的總減少量。

輔助飛行控制

輔助飛行控制系統由可包括襟翼、前緣裝置、擾流板和平衡(trim)裝置。

襟翼

襟翼是幾乎所有飛機都使用的最常見高升力裝置。對任何設定的迎角，這些安裝在機翼後緣的控制面既增加了升力又增加了誘導阻力。襟翼容許在高巡航速度和低著陸速度之間折衷，因為它可以在需要的時候伸出，不需要的時候收起到機翼結構裡。有四種常見類型的襟翼：簡單襟翼、分裂襟翼、開縫襟翼和福勒(Fowler)襟翼。如圖5-17

簡單襟翼是四種類型中最簡單的。它增加翼面彎度，導致一定迎角時的升力係數明顯增加。

  同時它也大大的增加了阻力，而且把機翼壓力中心向後移動，導致機頭下俯運動。

  分裂襟翼從機翼的下表面分離出來，它比簡單襟翼產生的升力有稍微的增加。但是，也由於在機翼後產生了紊亂的氣流模式，所以產生的阻力更多。當完全伸出時，簡單襟翼和分裂襟翼都產生高阻力，而升力增加不多。

  現今飛機上最流行的襟翼是開縫襟翼。這種設計的變體既用於小型飛機也用於大型飛機。開縫襟翼比簡單襟翼和分裂襟翼明顯的增加升力係數。對於小型飛機，鉸鏈位於襟翼的下表面下面，當襟翼放下時，它在機翼的襟翼槽和襟翼前緣之間形成一個導氣槽。

  當開縫襟翼放下時，來自下表面的高能量空氣被輸送到襟翼的上表面。來自導氣槽的高能 量空氣加速了上表面邊界層流，延遲了氣流分離，提供了更高的升力係數。因此，開縫襟翼產生的最大升力係數(Clmax)比簡單襟翼和分裂襟翼要增加很多。 然而有很多中類型的開縫襟翼，大飛機通常有雙開縫襟翼，甚至是三開縫襟翼。這些襟翼使阻力有最大增加而不會出現襟翼上的氣流分離損害產生的升力。

  福勒襟翼是開縫襟翼的一種類型。這個襟翼設計不僅改變了機翼的曲面彎度，它也增加了 機翼的面積。福勒襟翼不是在鉸鏈上向下旋轉，而是沿導軌向後滑動。在伸長的第一部分中，它增加的阻力非常小，但是由於增加面積和彎度而增加了很多升力。隨 著繼續伸長，襟翼向下偏轉，在襟翼行程的最後一部分，它增加了阻力而額外增加的升力很少。

    前緣裝置

高升力裝置也可以應用到翼型的前緣。最常規的類型是固定裂縫 、可動縫翼、和前緣襟翼。

如圖5-18

固定裂縫把氣流引導到機翼的上表面，延遲了大迎角時的氣流分離。裂縫不增加機翼的彎度，但是讓機翼獲得更高的最大升力係數，因為在機翼到達一個更大的迎角之前失速被延遲了。

  可動縫翼由前緣拱形片組成，它在導軌上移動。在小迎角時，每一縫翼都被機翼前緣形成 的高壓保持在平齊的靠著機翼前緣。當迎角增加時，高壓區域沿著機翼下表面向後移動，使得縫翼向前移動。然而，某些縫翼是由飛行員控制的，可以在任何迎角下 伸出。打開縫翼會讓機翼下方的空氣流過機翼的上表面，延遲了氣流分離。

  前緣襟翼類似後緣襟翼，用來既增加最大升力係數有增加機翼的曲面彎度。這種類型的前 緣裝置經常和後緣襟翼結合使用，可以降低由於後者引起的機頭下俯運動(前面說過襟翼的應用會導致升力中心後移，導致機頭下俯)。相比後緣襟翼來說，前緣襟 翼的一點增量會讓升力比阻力增加多的多。隨襟翼伸出的面積越大，阻力的增加比升力增加要快的多。

    擾流板

在一些飛機上，稱為擾流板的高阻力裝置被安裝在機翼上，以擾亂平滑的氣流，降低升力 和增加阻力。一些飛機上擾流板用於側滾控制，一個好處是消除了逆偏轉。例如要右轉彎，右側機翼上的擾流板抬起，損失了一些升力，在右邊產生了更多的阻力。 右邊的機翼就下降，飛機就向右傾斜和偏航。兩側機翼同時使用擾流板使飛機下降而速度不增加。擾流板也用於幫助縮短著陸後的地面滑跑距離。通過損失升力，它 們把重量轉移到輪子上，改善了減速效力。如圖5-19

配平系統

儘管飛機可以運行在很大範圍的姿態、空速和功率設定，但是被設計成在這些變數非常有限的組合內才能放手飛行。因此，配平系統用來接替飛行員對控制面施加恒定壓力的需要。

  配平系統通常有座艙控制和連結到一個或多個主飛行控制面後緣的小鉸鏈裝置組成。通過空氣動力學地幫助飛行控制面運動和定位到它們所安裝的位置，設計的配平系統能夠使飛行員工作量降到最低。普通類型的配平系統包括配平調整片、平衡片、反作用伺服調整片、地面可調節調整片、和可調節穩定器。

配平調整片

小飛機上最常安裝的是一個安裝在升降舵後緣的單體配平調整片。大多數配平調整片是通 過一個小的豎直安裝的控制輪來手工操控的。然而，一些飛機上也能看到一個配平曲柄。座艙控制包括一個配平位置指示儀。把配平控制放置在完全機頭下俯 (nose-down)位置會移動配平片到它的完全上升位置。隨著配平片上升到氣流中，水準尾翼面上的氣流趨於迫使升降舵的後緣向下。這就導致飛機的尾部 向上移動，進而引起一次機頭下俯的俯仰變化。如圖5-20

如果你設定配平調整片到完全的機頭抬起(nose-up)位置，配平片會移動到它的完全下降位置。這種情況下，流經水平尾翼面下的空氣衝擊配平片，趨於迫使升降舵後緣升起，降低了升降舵的迎角。這就導致飛機的尾部下降運動和機頭上仰的俯仰變化。

  儘管配平片和升降舵的運動方向相反，配平片的控制對於飛行員來說還是自然的。如果你不得不在操縱杆上施加一個恒定的向後壓力，就說明需要一個機頭上仰的配平。正常的配平程式是持續配平，直到飛機平衡且飛機頭重狀態不明顯。正常地飛行員首先要確立需要的功率、俯仰姿態、和配置，然後配平飛機來減輕那個飛行條件下可能存在的控制壓力。在功率、俯仰姿態或者配置發生變化的任何時候，都必須要重新配平來消除新飛行條件下的控制壓力。

    平衡調整片

在某些飛機上控制力可能過高，為了降低它們，製造商會使用平衡調整片。它們看起來象 配平調整片，被鉸鏈在和配平調整片大約相同的地方。兩者之間的本質區別是平衡調整片和控制面連杆耦合，因此當主控制面朝任何方向運動，調整片自動的朝相反 方向移動。按這種方式，氣流衝擊調整片，相對平衡的也有部分氣壓衝擊主控制面，這就使飛行員更容易的移動和保持控制面的位置。

  如果調整片和固定控制面之間的連杆機構是從座艙可調的話，調整片就成為配平片和平衡調整片的組合了，它可以調節到任何需要的偏轉位置。控制面偏轉的任何時候，調整片向相反方向運動，減輕了飛行員的負擔。

反作用伺服調整片

除了降低全動式水平尾翼的靈敏度，反作用伺服調整片也作為減輕控制壓力和保持全動式水平尾翼位於期望位置的配平裝置。連杆機構的固定端在調整片反面的觸角上，當全動平尾後緣向上移動時，連杆機構迫使調整片的後緣向上。當全動平尾向下移動時，調整片也朝下運動。這和升降舵上的配平調整片不同，它朝控制面的相反方向運動。如圖5-21

這個調整片的工作方式和平衡調整片相同，除了它不是以相反方向運動外，它和全動水平尾的後緣運動方向是相同的。例如，當全動水平尾的後緣向上運動時，連杆機構迫使調整片的後緣向上。當全動水平尾向下運動，調整片也向下運動。

    地面可調調整片

很多小飛機在方向舵上有一個不可動的金屬配平調整片。這個調整片在地面時朝一個方向或另一個方向彎曲，目的是對方向舵施加配平力。正確的位移量是通過試錯步驟來確定的。通常，在正常的巡航飛行期間需要小的調整，知道你對飛機不再左右滑移感到滿意位置。如圖5-22

可調節水平尾翼

寧可不使用升降舵後緣的可動調整片，一些飛機有一個可調節水平尾翼。就這種配置結構，連杆機構使水平尾翼繞它後面的翼梁轉動。這是通過在水平尾翼的前緣安裝一個起重螺絲來實現的。如圖5-23

在小型飛機上，起重螺絲是用配平輪或者曲柄線纜控制的，在更大的飛機上，它是馬達驅動的。可調水平尾翼的配平效果和座艙指示和配平調整片的類似。

  由於主飛行控制和輔助飛行控制在不同的飛機上有很大變化，你應該熟悉你自己飛機的系統。

  較好的資訊來源是飛機飛行手冊(AFM)和飛行員操作手冊(POH)。

資料來源: 民航局 - FAA 飛行員航空知識手冊(2003 中譯本)

FAA Pilot's Handbook of Aeronautical Knowledge 2008

[aerojones-knowledge]

[飞行手册]-飞行空气动力学

作用于飞机的力

至少在某些方面，飞行中飞行员做的多好取决于计划和对动力使用的协调以及为改变推力(Thrust)、阻力(Drag)、升力(Lift)和重力(Weight)的飞行控制能力。飞行员必须控制的是这些力之间的平衡。对这些力和控制它们的方法的理解越好，飞行员执行时的技能就更好。

下面定义和平直飞行(未加速的飞行)相关的力。

推力是由发动机或者螺旋桨产生的向前力量。它和阻力相反。作为一个通用规则，纵轴上的力是成对作用的。然而在后面的解释中也不总是这样的情况。

阻力是向后的阻力，由机翼和机身以及其它突出的部分对气流的破坏而产生。阻力和推力相反，和气流相对机身的方向并行。

重力由机身自己的负荷、乘客、燃油，以及货物或者行礼组成。由于地球引力导致重量向下压飞机。和升力相反，它垂直向下地作用于飞机的重心位置。

升力和向下的重力相反，它由作用于机翼的气流动力学效果产生。它垂直向上的作用于机翼的升力中心。

在 稳定的飞行中，这些相反作用的力的总和等于零。在稳定直飞中没有不平衡的力(牛顿 第三定律)。无论水平飞行还是爬升或者下降这都是对的。也不等于说四个力总是相等的。这仅仅是说成对的反作用力大小相等，因此各自抵消对方的效果。这点经 常被忽视，而导致四个力之间的关系经常被错误的解释或阐明。例如，考虑下一页的图4－1。在上一幅图中的推力、阻力、升力和重力四个力矢量大小相等。���下一幅图显示的通常解释说明(不保证推力和阻力就不等于重力和升力)推力等于阻力，升力等于重力。必须理解这个基本正确的表述，否则可能误解。一定要明白在直线的、水平的、非加速飞行状态中，相反作用的升力和重力是相等的，但是它们也大于相反作用的推力和阻力。简而言之，非加速的飞行状态下是推力和阻力大小 相等，而不是说推力和阻力的大小和升力重力相等，基本上重力比推力更大。必须强调的是，这是在稳定飞行中的力平衡关系。总结如下： 

向上力的总和等于向下力的总和

向前力的总和等于向后力的总和

對舊的“推力等於阻力，升力等於重力”公式的提煉考慮了這樣的事實，在爬升中，推力 的一部分方向向上，表現為升力，重力的一部分方向向後，表現為阻力。在滑翔中，重力向量的一部分方向向前，因此表現為推力。換句話說，在飛機航跡不水平的 任何時刻，升力，重力，推力和阻力每一個都會分解為兩個分力。如圖4－2

  對前面概念的討論在航空學課本或者手冊中經常被忽略。原因不是因為它們不重要，而是 因為由於忽略這個討論，談到作用於飛行中飛機的航空動力學作用力的主要思想就可以用最基本的要素來表達，而不用考慮航空動力學者的專業性。就事實而言，僅 僅考慮水平飛行和穩定狀態中的正常爬升和下降，機翼升力確實是重要的向上的力而重力是重要的向下的力的表述仍然是正確的。

  經常的，在解釋作用於飛機的力時遇到的大量困難在很大程度上是語言和其含義的問題。 例如，飛行員長期認為在飛機爬上是因為升力大於重力。如果它僅僅根據機翼升力考慮的話這是不對的。然而，如果考慮所有向上力的合力導致升力大於重力，那麼 這就是對的。但是當提到“升力推力和重力阻力”時，為這些力確立的前面的定義就不再有效，使問題變的複雜。語言表述的如此不嚴密為大量的爭論提供了藉口， 這些爭論集中於基本原理的精練。

  儘管已經定義了作用於飛機上的力，飛行員如何使用它們來進行受控的飛行就需要對它們進行深入詳細的討論。

推力

飛機開始移動前，必須施加推力。飛機持續移動，速度增加，直到推力和阻力相等。為了 維持恒定的空速，就像升力和重力必須保持相等以維持穩定的飛行高度一樣，推力和阻力必須保持相等。假設在平直飛行中，發動機功率降低，推力就會下降，飛機 速度就減慢。只要推力小於阻力，飛機就會一直減速，知道它的空速不足以支持飛行。

  同樣的，如果發動機的動力增加，推力比阻力大，空速就增加。只要推力一直比阻力大，飛機就一直加速。當阻力等於推力時，飛機飛行在恒定的空速。

  平直飛行可以維持的速度可以很慢也可以很快。如果飛機要保持水平飛行，飛行員必須在所有飛行狀態協調迎角和推力。概略的，這些飛行狀態可以按類分為三組，低速飛行，巡航飛行和高速飛行。

  在低空速時，要維持升力和重力的平衡，迎角必須相對較高以增加升力。如圖4－3，

  如果推力降低空速增加，升力變得小於重力，飛機就會開始下降。要維持水平飛行，飛行員可以增加一定量的迎角，它會再次讓升力等於飛機的重力，而飛機會飛的更慢點，如果飛行員適當的協調了推力和迎角也可以保持水平飛行。

  低速狀態的平直飛行提供了需要關注的和力平衡有關的條件，因為飛機處於高機頭的姿 態，有一個垂直的推力分量幫助支援飛機。首先，可以預期機翼載荷趨於減少。大多數飛行員知道相比發動機停止時飛機在有動力時速度較低會失速，螺旋槳引起的 氣流通過機翼時也會惡化這種情況。然而，如果分析僅僅限於通常定義的這四個力，你可以說，平直低速飛行時推力等於阻力，升力等於重力。

  在平直飛行中，推力增加時，空速增加，必須要降低迎角。如果協調好了變化，飛機仍然保持平直飛行，但是推力和迎角之間建立了合適的關係後飛行速度會變高。

  如果推力增加時迎角沒有降低，飛機會爬升。但是降低迎角可以修正升力，保持它等於重力，如果做的恰好，飛機仍然保持平飛。輕微的負迎角甚至可以出現在非常高速度的平直飛行中。

那麼就很明顯，可以以失速迎角和高速時的相對較小負迎角之間的任意迎角進行平飛。

阻力

飛行中的阻力有兩個基本類型：寄生阻力(parasite drag)和誘導阻力(induced drag)。第一個稱為寄生的是因為它永遠對飛行的幫助是無用的，第二個是由機翼產生升力的結果所導致的。寄生阻力有兩個基本元素：形阻力(Form drag)，來自機身對氣流的破壞，另外就是外殼的摩擦阻力。

  對於寄生阻力的兩個因素，在設計飛機時容易降低形阻力。一般，一個物體越是流線型的就越容易降低寄生阻力的形阻力。

外殼摩擦力是最難降低的寄生阻力類型。沒有完全光滑的表面。甚至是機械加工的表面， 通過放大來檢測的話，仍然可以看到粗糙的不平坦的外觀。這種粗糙的表面會使表面的空氣流線型彎曲，對平滑氣流產生阻力。通過使用光滑的磨平的表面，和去掉 突出的鉚釘頭，粗糙和其它的不規則物來最小化外殼摩擦力。

  設計飛機時必須要增加另一個對寄生阻力的考慮。這個阻力複合了形阻力效應和外殼摩擦，稱為所謂的干涉阻力。如果兩個物體靠近放置，產生的合成紊亂會比單個測試時大50％到200％。

形阻力，外殼摩擦力和干涉阻力這三個阻力都要被計算以確定一個飛機的寄生阻力。

  寄生阻力中一個物體的外形是一個很大的因素。然而，說道寄生阻力時指示空速也是一個 同樣重要的因素。一個物體的外形阻力保持在一個相對氣流固定的位置，大約以速度的平方成正比增加；這樣，空速增加為原來的兩倍，那麼阻力就會變成原來的四 倍，空速增加為三倍的話阻力也就增加為九倍。但是，這個關係只在相當的低音速時維持很好。在某些更高速度，外形阻力的增加會隨速度而變的突然很快。

  第二個基本的阻力類型是誘導阻力。以機械運動方式工作的系統沒有一個可以達到100%的效率，這是一個確定的物理事實。這就意味著無論什麼特性的系統，總是以系統中消耗某些額外的功來獲得需要的功。系統越高效，損失就越小。

  在平飛過程中，機翼的空氣動力學特性產生要求的升力，但是這只能通過某種代價才能獲得。

  這種代價的名字就叫誘導阻力。誘導阻力是內在的，在機翼產生升力的任何時刻，而事實上，這種阻力是升力的產物中不可分離的。繼而，只要有升力就會有這種力。

  機翼通過利用三種氣流的能量產生升力。無論什麼時候機翼產生升力，機翼下表面的壓力總是大於機翼上表面的壓力。結果，機翼下方的高壓區空氣有向機翼上方的低壓去流動的趨勢。

  在機翼的翼尖附近，這些壓力有區域相等的趨勢，產生一個從下表面到機翼上表面的向外的側面氣流。這個側向氣流給予翼尖的空氣和機翼後面的尾流一個旋轉速度。因此，翼尖的氣流會變成隨著機翼運動的兩個渦流軌跡。

  從尾部看飛機時，右邊翼尖的渦流逆時針旋轉，而左邊翼尖的渦流順時針旋轉。如圖4－7

記住這些渦流的旋轉方向，可以看到它們在翼尖之外引入一個向上的氣流，在機翼尾緣之 後產生一個向下的氣流。這個誘導的下洗氣流和產生升力所需的下洗氣流沒有關係。實際上是誘導阻力的來源。渦流和後面的機翼上淨氣流分量越大越強，誘導阻力 效應也就越強。這個機翼頂部的下洗流在翼尖處有相同的使向後的升力向量彎曲的效果，因此升力和相對氣流的掙攪稍微向後，產生一個後向升力分量。這就是誘導 阻力。

  要記住為了在機翼上表面產生較大的負壓力，機翼可以傾斜獲得更大的迎角；如果不對稱機翼的迎角為零，也就沒有壓力差，繼而沒有下洗分量，因此也就沒有誘導阻力。無論如何，只要迎角增加，誘導阻力相應的增加。

  換一種說法就是，較低的空速時就要求更大的迎角來產生等於飛機重量的升力，���而誘導阻力也就更大。總誘導阻力和空速的平方成反比變化關係。

  從前面的討論知道寄生阻力隨空速的平方增加，誘導阻力隨空速的平方反比變化。當空速 降低到接近失速速度時，總阻力變的更大，主要由於誘導阻力的快速升高。類似的，當空速達到飛機的終速時，因為寄生阻力的飛速增加使得總阻力再次快速增加。 從圖4－8可以看到，在某些空速上，總阻力處於最大值。在計算最大續航力和航程時這是非常重要的；阻力最小時，克服阻力所需要的動力也是最小的。

為理解飛行中飛機的升力和阻力的影響，需要結合考慮兩者以及升阻比L/D(升力/阻力)。

  對於穩定的非加速狀態的飛機，用不同空速時升力和阻力的資料，可以計算每一具體迎角 時的升力係數CL 和阻力係數CD。升阻比對迎角的結果圖顯示升阻比增加到一最大值，在較高的升力係數和迎角階段開始下降，如圖4－9。注意最大升阻比(L/D Max)出現在一個特定的迎角和升力係數處。如果飛機在最大升阻比處穩定飛行，總阻力為最小。任何比最大升阻比(L/D Max)處更大或者更小的迎角，升阻比降低繼而在給定飛機升力時總阻力增加。

重心(CG)的位置在每一具體飛機的總體設計階段確定。設計者要確定壓力中心(CP)會移動多大距離。它們然後把重心朝相應的飛行速度下的壓力中心前面固定，這是為了提供足夠的恢復運動以保持飛行平衡。

  一架飛機的配置也對升阻比有很大的影響。高性能滑翔機會有極高的升阻比，超音速飛機在亞音速飛行時好像升阻比低，那可是超音速飛行(高馬赫數時高升阻比)需要的飛機配置導致這樣的情況。

重力

重力是趨向把所有物體朝地球中心拽的拉力。重心可以看成是飛機的所有重量都集中於所 在的一點。如果飛機的重心恰好得到支持，飛機就會平衡在任何姿態。也會注意到重心占飛機的主導重要性，因為它的位置對穩定性有極大的影響。重心的位置通過 每個飛機的總體設計來確定。設計者要確定壓力中心(CP)會移動多大距離。它們然後把重心朝相應的飛行速度下的壓力中心前面固定，這是為了提供足夠的恢復 運動以保持飛行平衡。

  重力和升力有明確的關係，推力對應於拉力。這個關係簡單，但是對於理解飛行動力學很 重要。升力是作用於機翼上的向上的力，和相對風方向垂直。需要的升力是用來克服飛機的重力(由作用於飛機物質的地球引力導致)。這個重力通過飛機的重心向 下作用。在穩定的平飛中，此時升力大小等於重力，飛機處於平衡狀態，高度不增加也不減少。如果升力變得小於重力，飛機將會降低高度。當升力大於重力時，飛 機飛行高度增加。

升力

飛行員可以控制升力。隨時控制操縱桿向前或者向後一點，迎角就會改變。當迎角增加時，升力增加(假設其它因素不變)。當飛機到達最大迎角時，升力開始快速變小。這就是失速迎角，或者叫紊流點。

  在繼續深入討論升力和如何控制它之前，必須先說一下速度。機翼的外形不會有效，除非 它持續不斷的衝擊新的空氣。飛機若要保持飛行，它必須持續移動。升力和飛機速度成相應的比例。例如，如果迎角和其它因素不變的話，以200 節速度飛行的飛機所得的升力是它在100 節速度飛行時升力的四倍。

  實際上，如果迎角增加，飛機就不能保持繼續保持同一迎角而高度不變的平飛；升力會增加，結果升力增加使飛機爬升。因此，為了維持升力和重力的平衡，和為了保持飛機平直的平衡飛行狀態，只要速度增加，升力必須減小。這通常是通過減小迎角來實現的，如降低機頭。

  相反的，當飛機速度減慢時，降低的速度要求增加迎角來維持足夠的升力以保持飛行。當然，如果要避免失速的話，迎角可以增加的範圍是有限制的。

  所以，如果所有其它因素不變的話，可以得出一個結論，對於每一個迎角，有一個要求的 對應指示空速來維持穩定的高度－非加速飛行。記住，這只適用於維持水平飛行。由於機翼在一個相同的迎角上總會失速，如果增加重量，升力必須也要增加，如果 迎角保持恒定且恰好在臨界迎角，這樣做的唯一方法是增加速度。

  升力和阻力也隨空氣密度直接變化。好幾個因素會影響密度，如壓力、溫度和濕度。記住，在18000 英尺高度，空氣密度是海平面上密度的一半。因此，為了在較高的高度維持升力，對於任何迎角都必須以更高的真實空速來飛行。

  此外，暖空氣密度比冷空氣密度低，潮濕空氣密度小於乾燥空氣的密度。這樣，在熱的潮濕天氣，對於任何給定迎角都必須以比乾冷天氣下更大的真實空速飛行。

  如果密度因素降低，總升力必須等於總重量才能維持飛行，它遵循其它因素之一必須增加。通常那些增加的因素是空速或者迎角，因為這些因素可以由飛行員直接控制。

  也要指出，升力隨機翼的面積直接變化，機翼的平面圖沒有改變。如果機翼有相同的比例和機翼剖面，迎角相同時，200 平方英尺平面面積的機翼升力是100 平方英尺面積機翼的兩倍。

  如你所見，從飛行員角度的兩個主要因素是升力和速度，因為這兩個因素的控制是最容易的和準確的。當然，飛行員可以通過調整來控制密度，如果機翼恰好有可以擴大機翼面積的襟翼，那麼也可以控制機翼面積。但是，對大多數情況，飛行員控制升力和速度來操縱飛機。

  例如，在平直飛行狀態，以恒定高度巡航時，調整升力以匹配飛機速度或者巡航速度來保持高度，而當升力等於重力時就可以維持平衡狀態。在著陸進近中，當飛行員希望以實用的慢速著陸時，增加升力到接近最大以維持升力等於飛機的重量是有必要的。

翼尖渦流

對機翼的作用力提供升力的同時也產生了誘導阻力。當機翼以正迎角飛行時，機翼的上下 表面有壓力差是確定的，上表面的壓力比大氣壓力低，下表面壓力等於或者大於大氣壓力。由於空氣總是從高壓區域向低壓區域流動，阻力最小的路徑是朝飛機的翼 尖，從機翼下方來的空氣順機身翼展方向向外繞翼尖運動。這個氣流導致在翼尖溢出，所以產生了稱為渦流的漩渦。同時，機翼上表面的空氣趨於流向機身和機翼的 尾緣。這個氣流在機翼尾緣的內側形成一個類似的渦流，但是由於機身阻止了向內的流動，這個渦流不是很重要。從而，翼尖的氣流方向偏差是最大的，在未受限制 的側面氣流是最強的。氣流在翼尖處向上彎曲，它和機翼的下洗氣流結合形成了更快的旋轉的尾部渦流。這些漩渦增加了阻力，因為能量消耗在產生紊流上。接著可 以看到無論何時機翼產生升力，誘導阻力就會產生，翼尖渦流隨之出現。

就像升力隨迎角增加而增加，誘導也隨之增加。這是因為迎角增加後，機翼上下表面的壓力差更大，空氣的側向流動也就更強；進而，這導致了更強烈的渦流的形成，結果紊流更多，誘導阻力也更多。

  翼尖渦流的強度或者力度直接的和飛機的重量成正比，和翼展及飛機速度成反比。較重和慢速的飛機，迎角越大，翼尖渦流越強。因此，飛機在飛行的起飛爬升和著陸階段會產生最大強度的翼尖渦流。

地面效應

飛機在暢通的地面以稍微低於高空平飛要求的空速來飛行是可能的。這樣的結果源於一種現象，甚至對一些有經驗的飛行員來說，知道這個比理解它更重要。

  當飛行的飛機離地面幾英尺時，飛機周圍的三個方向的氣流模式開始發生改變，因為機翼 周圍氣流的垂直分量受地面限制。這就改變了機翼的升流和翼尖渦流，如圖4－13。這些由於地面而導致的基本影響稱為“地面效應”。地面效應時由於飛機飛行 時氣流模式受地面(或者水面)的干擾導致的。

當尾部表面和機身的空氣動力學特性因地面效應改變時，由於接近地面受到的主要影響是機翼的空氣動力學特性的變化。當機翼遇到地面效應且維持在恒定的升力係數時，那麼上升流和下洗流和翼尖渦流隨之減少。

  誘導阻力是支持飛機的機翼導致的，機翼通過加速空氣向後來獲得飛機的升力。機翼上表面壓力的降低是升力的主要基礎，這樣說是對的，但是這只是推動空氣向後的總效果的其中之一。

  下洗流越多，機翼推動空氣向下的難度就越大。大迎角時，總的誘導阻力就大，在實際的飛行中就相應於較低的空速，以可以這麼說，低速飛行時誘導阻力是主導地位。

  然而，由於地面效應導致的翼尖渦流減少改變了翼展方向的升力分佈，降低了誘導迎角和誘導阻力。所以，在地面效應中機翼只要較小的迎角就能產生相同的升力係數，或者如果維持迎角不變，將導致升力係數的增加。如圖4－14

地面效應也會改變所需推力和速度的關係。由於誘導阻力在低速時占主導，因地面效應使誘導阻力降低，這樣就導致了最重要的低速時所需推力的降低。

  地面效應導致的誘導流降低使得誘導阻力有重大的減少，但是對寄生阻力無直接影響。誘導阻力減少的結果就是使得在低速飛行時所需要的推力也減少了。

  由於升流，下洗流和翼尖渦流的改變，可能空速系統有定位(設備)誤差，這和地面效應有關。

  大多數情況下，地面效應會導致靜態源的局部壓力增加，出現對空速和高度的偏低指示。因此，會要求飛機空降的指示空速低於正常要求的值。

  為了使地面效應有較大的程度，機翼必須相當的接近地面。地面效應的直接結果之一就是 誘導阻力在恒定升力係數處隨機翼距地面的高度變化。當機翼的高度等於翼展時，誘導阻力只降低1.4%。然而，當機翼高度為四分之一翼展時 ，誘導阻力降低23.5%，機翼高度等於翼展十分之一時，誘導阻力降低47.6％。所以，只有機翼非常靠近地面時，誘導阻力才有很大的降低。因為這種變 化，地面效應在起飛離地和著陸觸地的一瞬間是最明顯的。

  在飛行的起飛階段，地面效應引起一些重要的關係。飛機起飛後離開地面效應會遇到和著陸時進入地面效應相反的情況，例如飛機離開地面效應將會： 

要求增加迎角來維持相同的升力係數

誘導阻力增加，所需要的推力也要增加

穩定性降低，機頭在瞬間會向上翹

產生靜態源壓力的減少，指示空速增加

  應當指出在獲得建議著陸速度之前這些總效果可能會對著陸嘗試危險。由於地面效應中阻 力降低，飛機好像能在低於建議速度下正常起飛。但是，當飛機以不足的速度飛出地面效應時，更大的誘導阻力可能會導致恰好臨界的初始爬升性能。在，如大的總 重量，高密度高度，高溫的極端條件下，起飛時空速的不足可以使飛機飛起來，但是可能不足以飛出地面效應。這時，飛機可能在最初以不足的速度飛行，然後又下 降回跑道。不要試圖強制飛機以不足的速度飛起來是非常重要的；為提供充足的初始爬升性能建議起飛速度是非常必要的。因為這個原因，在收回起落架或者襟翼之 前必須進入確定爬升狀態。

  在飛行的著陸階段，也必須要理解和認識近地效應。如果飛機以恒定迎角被帶進到地面效 應，飛機升力係數會增加，所需要的推力會減少。因此，會出現“漂浮”效應。由於地面效應中阻力的降低和停車減速，拉平點的任何多餘速度都會導致相當長的 “漂浮”距離。當飛機接近觸地點時，低於翼展高度時的地面效應是最容易發生的。在飛機接近地面的最後進近階段，有必要降低動力配置或者降低所需的推力，這 樣可以讓飛機在預期滑行軌跡上滑行。

    飛機的軸向

飛行中無論什麼時候飛機改變它的飛行姿態和位置，它都繞三個軸向的一個或者多個旋轉，這些軸向是通過飛機重心的想像出來的線。飛機的軸向可以看成飛機可以繞這它轉動的假想軸，非常象車輪旋轉的那個軸。在三個軸的相交點，每一個軸都和其它兩個軸成90 度角。

  從飛機頭部到尾部沿機身長度方向擴展的軸稱為縱軸。從機翼到機翼的延伸軸稱為橫軸。垂直通過重心的軸叫垂直軸。圖4－15

飛機關於其縱軸的運動類似於船從一邊到一邊的搖擺。事實上，描述飛機三個軸向運動的名字最初是航海術語。這三個術語被採納到空氣動力學術語就是因為飛機和航船之間運動的類似性。

  根據對航海術語的採用，飛機縱軸固定後的運動稱為“側滾”，橫軸固定時的運動叫“俯仰”；最後，飛機垂直軸固定後的運動叫“偏航”，就是飛機頭水平的左右運動。

  飛機的三個運動由三個控制面控制。側滾由副翼控制，俯仰由升降舵控制，偏航由方向舵控制。對這些控制的使用在第四章解釋－飛行控制。

    運動和力臂

物理學研究表明如果一個物體可以自由旋轉的話，將總是繞它的重心旋轉。在空氣動力學 術語中，對飛機的趨向繞它的重心旋轉的精確測量叫力矩。力矩是所施加的力和作用點距離的乘積。力臂是從參考點到作用力的距離。為計算飛機的重量和平衡，力 矩用力臂距離乘以飛機的重量來表示，簡單說是英寸磅(距離乘以重量，公制單位是牛頓米)。

  飛機設計者把飛機的重心位置或前或後的定位在盡可能靠近平均動力弦的20%位置。如 果推力線設計成水平的通過重心���這樣當動力改變時也不會導致飛機俯仰，因此飛行中不管是有動力還是停機狀態力臂都不會有差別。儘管設計者對阻力的位置可以 有些控制，它們也不總是能夠讓合成阻力通過飛機的重心。不過，它們最能夠控制的其中之一就是尾部的大小和位置。目標是讓力矩(由於阻力，推力和升力產生) 盡可能小；用適當的尾部位置作為任何飛行條件下的飛機提供縱向平衡的手段。

  飛行時，除了通過改變迎角來控制升力中心外，飛行員沒有對作用於飛機的力的位置作直 接控制。然而，迎角的這個改變會立即的影響到其它力的改變。所以，飛行員不可能單獨改變一個力的位置而不改變其它效果。例如，空速的改變伴隨升力的改變， 以及阻力的改變，還有尾部向上和向下的力也會改變。當像紊流和陣風這樣的力作用於飛機時讓飛機移動，飛行員通過提供反向的控制力來對抗這樣的力。

  某些飛機在載荷變化時引起重心位置的變化。配平設備用來抵消由燃油消耗，載荷或者乘客或貨物的非載荷因素導致的力。升降舵配平片和可調節水準尾翼組成了為飛行員提供載荷配平的最常用設備。

  在大飛機的大範圍飛行平衡中，如果不提供配平的手段，那麼飛行員必須施加的用於控制的力將會是過多的且使人容易疲勞。

    設計特性

  每一個飛過很多類型飛機的飛行員已經注意到操作是有些區別的，那就是對控制壓力的抵 抗和相應都有它們自己的方式。訓練型飛機對控制有快速的相應，而運輸型的飛機通常感覺控制繁重而且對控制壓力的回應也更慢。通過考慮特定的穩定性和機動要 求，這些特徵可以設計到飛機中使特定用途的飛機容易實現。在接下來的討論中，要總結一下更為重要的飛機穩定性方面；討論穩定性是如何分析的；以及不同飛行 條件下它們的關係。簡而言之，穩定性、機動性和可控性的主要區別如下：

穩定性－這是飛機糾正那些可能改變它的平衡條件的內在品質，以及返回或繼續在原始航跡上飛行的能力。這是一個飛機的主要設計特性。

機動性－這是飛機容易機動且承受機動引發的壓力的能力。它受飛機的重量、慣量、大小、飛行控制的位置、結構強度、以及發動機等因素決定。這也是一個飛機的主要設計特性。 

可控性－這是飛機對飛行員控制的回應能力，特別考慮的是航跡和姿態。它是飛機對飛行員操作飛機時施加控制的回應特性，和穩定性特性無關。

  穩定性的基本概念

飛機飛行的航跡和高度僅受飛機的空氣動力學特性、推 進系統和它的結構強度限制。這些限制表明了飛機的最大性能和機動性。如果飛機要提供最大效用，在這些限制的全部範圍內必須是安全可控的，且不超出飛行員的 強度和要求額外的飛行能力。如果飛機沿任意航跡筆直穩定的飛行，那麼作用於飛機的力必定是靜態平衡的。任何物體的平衡受到破壞後的反應和穩定性有關。有兩 種穩定性：靜態的和動態的。先討論靜態的平衡，這裡的討論將用到下面的定義：

平衡－所有作用於飛機的相反的力都是平衡的。(飛機處於穩定的不加速的飛行狀態) 

靜態穩定性－當平衡被破壞後飛機顯示出的最初趨勢。

正靜態穩定性－飛機平衡被破壞後返回到原來平衡狀態的最初趨勢。圖4－18

負靜態穩定性－飛機平衡被破壞後持續偏離原來平衡狀態的最初趨勢。

中性靜態穩定性－飛機平衡被破壞後維持在一個新條件的最初趨勢。

靜態穩定性

飛行中飛機的穩定性比解釋的要稍微複雜的多，因為飛機可以自由的向各個方向運動，且俯仰和側滾以及方向都必須是可控的。設計飛機時，工程師必須在穩定性、機動性和可控性之間折中；因為飛機的三個軸向自由度使得問題變的更加複雜了。太高的穩定性對機動性有害，類似的，不足的穩定性對可控性也有害。在飛機設計中，這兩者(穩定性和機動性)之間的折中是個關鍵。

動態穩定性

靜態穩定性定義為飛機在平衡條件被破壞後顯示出來的初始趨勢。有時候，初始趨勢和總體趨勢不同或者相反，因此必須區別這兩者。動態穩定性是飛機的平衡被打破後顯示出來的總體趨勢。圖4－19 的曲線顯示了受控的功能隨時間的變化。可以看出時間單位非常重要。

如果一個週期或者一個起伏的時間單位超過10 秒，這叫長週期振動(起伏運動)，且容易被控制。在縱向長週期振動中，當空速增加或者降低時，迎角保持不變。對於某一角度，期望振動會收斂，但是不是必須 的。起伏運動只能在靜態穩定的飛機上測定，這對飛機的配平品質有很大的影響。如果一個週期或者一個起伏的時間單位小於一秒或者兩秒，這稱為短週期振動，如 果不是不可能的話，飛行員通常是非常難以控制的。這是飛行員很容易增強它的一種振動類型。

  中性或者發散的短期振動是危險的，如果振動不是快速阻止的話，一般會導致結構化失效。

  短期振動影響飛機和控制面是類似的，它們表現為飛機的縱向擺動，或表現為控制面的振 動或顫動。基本上，短期振動出現在迎角變化而空速不變時。控制面的短期振動一般是飛機的高頻振動以至於飛機都沒時間反應。邏輯上，聯邦管制法規要求短期振 動必須是大阻尼的(也就是短期振動立即消失)。飛機的適航性認證時的飛行測試就是為這個情況而執行的，方法是通過降低極大臨界速度(也就是Vne, 不過速)時配平、側滾或俯仰控制中的振動。測試中，飛行員拉下控制桿或下踏方向舵踏板壓低，然後觀察結果。

縱向穩定性( 俯仰)

設計飛機時，為開發三個軸向期望的穩定性角度作了大量的努力。但是橫軸的縱向穩定性被認為是最受不同飛行條件下特定變數的影響。縱向穩定性是使飛機繞橫軸維持穩定的品質。

  它影響飛機的俯仰運動，即飛機頭向上或向下的運動。縱向不穩定的飛機有一個逐漸爬升或者俯衝到非常極端狀態的趨勢，甚至是失速。因此，縱向不穩定的飛機變的難以飛行，有時還危險。

  飛機的靜態縱向穩定性或者不穩定性依賴於下面三個因素：

機翼對重心的位置

水準尾翼控制面對重心的位置

尾部控制面面積和大小。

分析穩定性時，應該記得一個物體如果可以自由旋轉的話，它總會繞它的重心旋轉。

  為獲得靜態縱向穩定性，機翼和尾部力矩的關係必須是這樣的，如果力矩最初是平衡的，然後突然機頭上翹，機翼力矩和尾部力矩將會改變以至於它們的力的總和將提供一個不平衡的但是恢復力矩，接著機頭被再次向下拉。類似的，如果機頭向下，結果力矩的改變使得機頭向後。

  升力中心，有時也叫壓力中心，在大多數飛對稱機翼中有一個趨勢，即隨著迎角的改變而改變它的前後位置。迎角增加時壓力中心趨於向前移動，迎角減小時壓力中心趨於向後移動。

  這就意味著機翼的迎角增加時，壓力(升力)中心向前移動，趨於把機翼的前緣抬升的多一些。

  這個趨勢給機翼帶來了固有的不穩定特性。

圖4－20 所示的飛機處於平直飛行狀態。線段CG-CL-T 表示從重心CG 到水準升降舵T點的飛機縱軸。CL 點表示升力中心。

  大多數飛機設計成機翼的升力中心CL在飛機的重心CG後面。這使得飛機出現“頭重” 現象，也要求水準升降舵有向下的力來維持飛機的平衡，以避免機頭持續的向下俯。對“頭重”的補償是通過設置升降舵處於輕微的負迎角來實現的。這樣就產生了 保持尾部向下的力，來平衡很重的機頭。就像線段CG-CL-T 是水平的，CL 點有向上的作用力，另外兩個向下的力互相平衡，一個是作用在CG 點的很大的力，另外一個是作用於T 點大的小得多的力。應用簡單的物理學原理就可以看到，如果CL 點用鐵條懸掛，而很大的重量掛在CG 點，那麼就會在T 點產生維持水準平衡的向下作用力。

  儘管平飛時水平升降舵可能是水平的，還是有來自機翼的向下氣流。這個氣流衝擊升降舵的上表面產生向下的壓力，在某一速度就足以保持飛機水平平衡。飛機飛的越快，向下的氣流就越強，產生的作用於升降舵(T 尾除外)的力也就越大。圖4－21。

在固定位置的水平升降舵飛機中，飛機製造商設置一個升降舵迎角，以設計巡航速度和功率設置飛行時能夠提供最好穩定性。圖4－22

如果飛機速度降低，機翼上氣流的速度也會降低。機翼上氣流速度降低的結果是下洗流也 降低，導致升降舵上向下的作用力變小。接著，“頭重”特性加重，使得機頭更加的向下俯。這樣飛機就處於低頭姿態，減少機翼迎角和阻力可以讓空速增加，當飛 機繼續處於低頭姿態時，它的速度增加，升降舵上向下的力再次增加。進而，尾部再次被向下壓，機頭抬升進入爬升姿態。

  當爬升繼續時，空速又降低，導致尾部的向下力又降低，直到機頭更低。但是，因為飛機是動態穩定的，這回機頭的降低就不會向前面降低的那麼厲害。這次飛機將獲得足夠的速度，更加逐漸的沖到另一個爬升狀態，但是爬升不會象前一次那麼陡峭。

  經過幾次減小的起伏後，起伏中機頭時而抬升時而降低，飛機最終會在一個速度上平穩下來，這個速度會讓尾部向下的力恰好平衡機頭向下俯衝的趨勢。當獲得這樣的條件後，飛機會再次平衡的飛行，只要高度和空速不變就會持續穩定的飛行。

  當關閉節流閥時會注意到一個類似的效果。機翼的下洗流降低，圖4－20 中T 點作用力不足以保持升降舵向下。這就好像T 點的作用力讓機頭的重力下拉機頭一樣。當然這是想要的特性，因為飛機固有地試圖再次獲得空速和再次建立適當的平衡。

  動力或者推力也有不穩定效果，增加的動力會趨於使機頭抬升。飛機設計者可以通過建立一個“高推力線”來抵消這個效果，高推力線中推力從重心上方通過。圖4－23 和圖4－24。

這種情況下，當動力或者推力增加時，就會產生一個抵抗尾部向下載荷的力矩。另一方面，一個恰好的“低推力線”會趨於增加水準尾部控制面的抬升機頭效果。

  那麼就可以得出結論，隨著重心向升力中心的前面移動，尾部向下的空氣動力，結果是飛機總是試圖恢復到安全飛機姿態。

  縱向穩定性的簡單演示如下：把飛機配平到不用控制的平飛狀態。然後快速的控制飛機頭輕微的向下壓。如果在短暫的時間內，機頭抬升到原來的位置然後停止，飛機就是靜態穩定的。

一般的，機頭會通過原來的位置，連續的慢速俯仰起伏隨之而來。如果起伏逐漸停止，即飛機有正的穩定性；如果繼續不穩定，那麼飛機就有中性穩定性；如果起伏增加，那麼飛機是不穩定的。

    橫向穩定性( 側滾)

沿機頭到尾部的縱軸的穩定性稱為飛機的橫向穩定性。當一邊的機翼比另一邊的機翼低時，這可以幫助穩定側面傾斜或者側滾效果。有四個主要的因素使飛機保持橫向穩定：上反角、傾覆效應、後掠角和重力分佈。

  引起橫向穩定性的最通常步驟是構造機翼有1－3 度的上反角。換句話說，飛機每一邊的機翼和機身形成一個窄的V 字型，或者叫上反角。它是通過位於平行於橫軸的直線之上的機翼形成的角度來度量。

  當然，側滾穩定性的基礎是機翼產生力的橫向平衡。升力的任何不平衡都導致飛機縱軸側滾的趨勢。也就是說，上反角引起升力的平衡，這些升力由飛機縱軸兩邊的機翼產生。

  如果短暫的陣風使飛機的一個機翼上升，另外一個機翼較低，飛機就會傾斜。當飛機不是轉彎的傾斜時，它會側滑或者超機翼較低的側面下滑。圖4－25

因為機翼有上反角，空氣衝擊較低一側的機翼的迎角比較高一側的機翼大得多。這樣，較低一側的機翼的升力就增加，高一側的機翼升力就降低，飛機趨於恢復到最初的橫向平衡狀態(機翼水準)－即兩個機翼的迎角和升力又一次相等。

  上反角的效果是產生一個側滾力矩，在發生側滑時這個力矩趨於使飛機恢復到橫向平衡飛行條件。恢復力會把較低一側的機翼向上移動很多，導致另一側的機翼向下。如果這樣的話，這個過程會重複下去，每一次橫向擺動幅度降低，直到最終達到了機翼水準飛行的平衡。

  相反地，過大的上反角對橫向機動特性是不利的。飛機會橫向非常穩定，以至於它會阻抗任何有意識的側滾運動。出於這個原因，要求快速側滾或者傾斜特性的飛機通常其上反角比那些較少機動性設計的飛機上反角小。

  由於後掠角影響的本性，它對上反角效果的影響是重要的。在側滑時，風中的機翼後掠角 實際減小，而外側的機翼後掠角實際增大。掠翼只對垂直於機翼前緣的風分量敏感。從而，如果機翼工作在正升力係數，風中的機翼升力增加，風外的機翼升力降 低。如此，後掠翼會促進正上反角效果，而前掠翼會促進負上反角效果。

  飛行中，機身的側面區域和垂直尾翼對氣流的反作���非常類似於船的龍骨。它對飛機的縱軸施加一個穩定的橫向影響。

  建造如此橫向穩定的飛機，以至於龍骨區域的絕大部分在重心的後面上方。圖4－26

這樣，當飛機朝一邊側滑時，飛機的重量和反抗龍骨區域上部的氣流壓力(都作用於重心)的合力趨於使飛機側滾回到機翼水準的飛行狀態中。

    垂直穩定性( 偏航)

飛機的垂直軸(側向力矩)穩定性稱為偏航或者方向穩定性。偏航或者方向穩定性在飛機設計中是更加容易實現的穩定性。垂直尾翼的面積和重心之後的側面起主要的作用，它使得飛機就向熟悉的風向標或者箭一樣使機頭指向相對風方向。

  在考查風向標時，可以看到如果支點的前後迎風的面積大小是相同的，那麼結果是前後的力平衡，指向運動很小或者基本沒有。所以，就必須讓支點後面的面積比前面的面積大得多。

  在飛機中也類似，設計者必須確保正的方向穩定性，方法是適重心之後的側面積比重心之前的側面積大得多。如圖4－27

為了在機身之外提供更多得正穩定性，增加了一個垂直尾翼。垂直尾翼得作用類似於箭上維持直飛的羽毛。和風向標和箭一樣，垂直尾翼的位置越靠後，面積越大，飛機的方向穩定性就越強。

  如果飛機以直線飛行，一個側向陣風就會讓飛機繞垂直軸發生輕微的轉動(假定是右側)，那麼運動會被垂直尾翼阻止並停止，因為當飛機往右旋轉時，空氣會以一個角度衝擊垂直尾翼的左側。在垂直尾翼的左側就產生一個壓力，它阻止飛機向右轉動，使偏航慢慢的降低下來。

  在這樣做時，飛機向相對風方向旋轉 有點象風向標。飛機航跡方向的最初變化通常在飛機機頭朝向的變化之後。因此，當飛機向右稍微偏航後，有一個短暫的時間，這段時間內飛機繼續沿原來的航跡方向移動，但是它的縱軸稍微指向右側。

  然後飛機有短暫的側滑，在這個時刻(因為假設儘管偏航運動停止，垂直尾翼左側的額外壓力仍然存在)飛機必定有朝左側回轉的趨勢。即，垂直尾翼導致了一個短暫的恢復趨勢。

  這個恢復趨勢反展的相對較慢，當飛機停止側滑時它也停止。在停止後，飛機就在稍微不同于原來方向的新方向上飛行。也就是說，它不會自己協調返回到原來的航向；飛行員必須重新確立最初的航向。

  方向穩定性的一個小的改進可以通過後掠角實現。機翼設計中使用後掠角主要是為了延遲高速飛行中壓縮性的開始。在較輕和慢速的飛機上，後掠角對壓力中心和重心建立正確的關係有幫助。壓力中心在中心之後這樣製造的飛機具備縱向穩定性。

  由於結果的原因，飛機設計者有時候不能把機翼安裝在恰好需要的位置。如果它們必須把 機翼安裝的太向前，且和機身成恰當的角度，那麼壓力中心就不會足夠靠後，達不到要求的縱向穩定度。但是，通過增加機翼後掠角，設計者可以向後移動壓力中 心。後掠角的大小和機翼的位置使壓力中心置於正確的位置。

  機翼對靜態方向穩定性的貢獻通常很小。後掠翼提供的穩定性作用依賴於後掠角的大小，但是這個貢獻和其它部分相比就相對較小了。

    自由向擺動(Dutch Roll)

Dutch Roll 是耦合的側向/方向擺動，它通常是動態穩定的，由於擺動的特性，在飛機中這是要不得的。擺動模式的阻尼可能很弱或者很強，這依賴於具體飛機的特性。

  不幸的是所有空氣都不是平穩的。併發的上升氣流和下降氣流產生顛簸和下降，以及飛機前後和兩邊的陣風。

  飛機對平衡的破壞的反應是複合的側滾/偏航擺動，其中側滾運動發生在偏航運動之前。 偏航運動不是很嚴重，但是側滾運動要顯而易見得多。當飛機響應上反角效應而側滾回到水準飛行時，它會側滾得太遠而朝另一個方向側滑。這樣，由於強烈的上反 角效應飛機每次側滑過頭。當上反角效應比靜態方向穩定性大時，Dutch Roll 運動是弱阻尼的，也是要不得的。當靜態方向穩定性比上反角效應強時，Dutch Roll 運動具有強阻尼，也不是要不得的了。但是這些特性趨於螺旋不穩定性。

  那麼選擇只能是兩個不利中的次要因素－Dutch Roll 運動是要不得的，而如果發散率低的話螺旋不穩定性是可以容忍的。所以更重要的操控品質是高靜態方向穩定性和最小化必要的上反角的結果，大多數飛機顯示出輕 微的螺旋傾向。這個傾向向飛行員顯示了一個事實：飛機不能無限期的以無手操控方式飛行。

  除高速掠翼設計之外，大多數現代飛機， 這些自由向擺動通常在很少的幾個週期後自動消失，除非空氣持續的是陣風或者湍流。具有持續 Dutch Roll 傾向的飛機通常配備了陀螺穩定的偏航阻尼器。退一步說，Dutch Roll 傾向的飛機很讓人不安。所以，製造商試圖在過大和過小方向穩定性之間尋找折中。對於飛機製造商來說，它們更願意有螺旋不穩定性也不想要Dutch Roll傾向，大多數飛機設計有這樣的特性。

    螺旋不穩定性

當飛機的靜態方向穩定性和維持橫向平衡的上反角效應相比很強時，就會出現螺旋不穩定性。

  當飛機的橫向平衡被陣風打破後，就會產生側滑，強烈的方向穩定性趨於使機頭偏向合成 的相對風方向，而相對弱的上反角在橫向平衡的恢復中滯後。由於這個偏航，轉彎運動外測的機翼比內側的機翼速度要快，因此它的升力變的更大。這產生一個過分 傾斜的傾向，如果飛行員不糾正的話，會導致傾斜角變的越來越陡峭。同時，使飛機偏航到相對風方向強烈方向穩定性實際上迫使機頭向更低的姿態傾斜。然後向下 的螺旋慢慢開始，如果飛行員不糾正，會逐漸增強為更陡峭的螺旋俯衝。通常，螺旋運動的發散率是慢慢增加的，飛行員可以毫不費力的控制這個趨勢。

  所有的飛機在某種程度上都受到這個特性的影響，儘管所有其它普通參數可能是固有穩定的。

  這個傾向通過一個事實告訴飛行員：飛機不能無限期以無手操控飛行。

  為消除或者至少糾正這個不穩定性，在控制設備(機翼校平器)的開發上付出了大量的研 究和努力。螺旋條件的前期階段要求飛行員非常仔細的應用恢復控制，或者可能引起結構上的過量載荷。發生在通用航空飛機飛行中的結構化失效，這種條件下的不 適當恢復可能是更多不幸的根本原因，而不是其它任何單一因素。原因是螺旋條件下的空速快速的增大，降低這個速度的向後升降舵力和拉高機頭的力的應用使轉彎 變緊，載荷因數持續增加。【螺旋的時候飛行員可能下意識的向後拉操縱杆，想拉起機頭，實際上這會導致更難以改出螺旋】拖延的非受控螺旋的結果總是一樣的； 要麼飛行中結構化失效，墜落到地面，或者就是這兩者。根據記錄最通常的原因是：飛行員失去視野參考，不能參考儀錶來控制飛機，或者是同時發生這兩者。

    飛行機動中的空氣動力學受力

  轉彎受力

如果從後面看一個平直飛行的飛機，如圖4－28，而且如果作用於飛機的力可以看見的 話，兩個力(升力和重力)是顯然的，如果飛機處於傾斜狀態，可以明顯的看到升力不再正好和重力方向相反，升力作用在傾斜的方向上。實際情況是，當飛機傾斜 時，升力作用方向是朝轉彎的中心且向上的，這是在考慮飛機轉彎時要記住的一個基本事實。

一個物體如果靜止或者沿直線勻速運動會一直保持靜止或勻速直線運動，直到某個其它的 力作用於這個物體。飛機和任何其它運動物體類似，需要有一個側向力使它轉彎。在一個正常的轉彎中，這個是通過飛機的傾斜得到的，這時升力是向上和向內作用 的。轉彎時候的升力被分解為兩個分力，這兩個分力成合適的角度。豎直作用的分力和重力成對，稱為垂直升力分量，另一個是水準的指向轉彎的中心，稱為水準升 力分量，或者叫向心力。這個水準方向的力把飛機從直線航跡拉動到轉彎航跡上。離心力和飛機轉彎時的向心力方向相反，大小相等。這就解釋了為什麼在正常轉彎 時使飛機轉彎的力不是方向舵施加的。

  飛機的駕駛不像小船或者汽車；為了轉彎，它必須傾斜。如果飛機不傾斜，那麼就沒有讓它偏離原來直線航向的力。反過來說，當飛機傾斜時，它就會轉彎，讓它不滑到轉彎的一側。

  良好的方向控制是基於一個事實，只要飛機傾斜它就會轉彎。

  這個事實一定要牢記在心，特別是保持飛機處於平直飛行時。單就飛機的傾斜使得它轉彎 來說，飛機的總升力沒有得到增加。然而就像指出的，傾斜時的升力分為兩個分量：一個垂直的和另一個水準的。這一分解降低了抵消重力的力，進而飛機的高度就 會下降，需要增加額外的力來抵消重力。這是通過增加迎角來實現的，直到升力的豎直分量再一次等於重量。由於豎直分力隨傾斜角度的增加而降低，那麼就需要相 應的增加迎角來產生足夠的升力以平衡飛機的重力。當進行恒定高度轉彎時，一定要記住升力的豎直分量必須要等於飛機的重量才能維持飛機的高度。

  對於給定的空速，飛機轉彎的快慢依賴于升力水準分量的大小。你會發現，升力的水平分量和傾斜角成正比。邏輯上也遵守傾斜角增加時升力的水平分量也增加，也就加快了轉彎速度。

  因此，對於任何給定空速，轉彎速度可以通過調整傾斜角來控制。

  在水平轉彎中，為提供足夠的升力豎直分量來維持高度，迎角需要有一定的增加。由於機 翼阻力直接和迎角成正比，當升力增加時誘導阻力降低。這就導致空速的降低和傾斜角成比例，小傾斜角的結果是空速的少量降低，大傾斜角時空速會降低很多。在 水平轉彎中，必須要增加額外的推力來防止空速降低；需要的額外推力大小和傾斜角成比例。

  為補償額外的升力，如果要維持恒定高度，結果是如果轉彎時空速增加，迎角必須降低，或者傾斜角降低。如果傾斜角保持恒定，而迎角降低，轉彎速度將會降低。所以，當空速增加時為了保持恒速轉彎，迎角必須保持恒定且傾斜角增加。

  必須記住空速增加導致轉彎半徑增加，離心力直接和轉彎半徑成正比。在一次正確執行的 轉彎中，升力的水平分力必須恰好等於向心力且方向相反。所以，當恒定角速度水平轉彎時空速增加，轉彎半徑也要增加。轉彎半徑的增加導致離心力的增加，這也 必須通過增加升力的水平分力來平衡，它只能通過增加傾斜角來增加。

  內側滑轉彎時，飛機轉彎的快慢和所傾斜的角度不對應，然後飛機會偏航到轉彎航跡的內側。

  飛機以一定的角速度轉彎而傾斜過多時，水平升力分量大於離心力。升力的水平分量和離心力的平衡要麼通過降低傾斜度，降低角速度或者二者的結合才能建立。

外側滑轉彎是由於離心力比升力的水平分量還大，把飛機向轉彎的外側拉。這個傾斜角度時的轉彎太快了。外測滑轉彎的糾正引起角速度的降低，傾斜角增加，或者二者的結合。

  為維持一個給定的角速度，傾斜角必須隨空速變化。在高速飛機上這變得特別重要。例 如，在400mph 時，飛機必須傾斜大約44 度來完成一個標準的轉彎角速度(3 度每秒)。在這個傾斜度上，只要大約79%的飛機升力構成升力的豎直分量；結果是高度的損失，直到迎角增加到足夠補償升力的損失。

    爬升受力

對於所有實際效果，處於穩定的正常爬升狀態的機翼升力是和相同空速時平直飛行的升力一樣的。儘管確立爬升時的飛行航跡變化了，對應於傾斜航跡的機翼迎角回復到了實際的相同值，如升力時一樣。然而，有一個最初的短暫的變化，如圖4－30

從平直飛行到爬升的過渡期間，升力的變化發生在第一次對升降舵施加向後的壓力時。飛機頭的抬升增加了迎角，短暫的增加了升力。此時的升力大於重力，啟動飛機的爬升。當飛行航跡建立在向上爬升後，迎角和升力再次恢復到水平飛行時的值左右。

  如果爬升時功率設置不改變，一般的空速會降低，因為維持平飛時的空速需要的推力不足 以維持相同的空速來爬升。當航跡向上傾斜時，飛機重量的一個分量作用於相同的方向，和飛機總阻力平行，因此也增加了誘導阻力。所以，總阻力大於推力，空速 下降。一般空速下降的結果是對應於阻力的降低，直到總阻力(包含相同方向的重力分量)等於推力。如圖4－31。

由於動力，空速的變化一般依不同的飛機大小，重量和總阻力以及其它因素而變化。

通常的，當空速穩定後推力和阻力，升力和重力再次平衡，但是比相同功率設置下的平飛 狀態的空速值要低。由於在爬升中飛機的重力不僅向下作用，還隨阻力向後作用，這就需要額外的功率以保持和平飛時相同的空速。功率大小依賴於爬升角度。如果 爬升的航跡很陡峭，那麼可用功率將不足，空速較低。你會看到備用功率的大小確定了飛機的爬升性能。

    下降受力

如同爬升一樣，飛機從平直飛行進入下降狀態，作用於飛機的力必定變化。這裡的討論假定下降時的功率和平直飛行時的功率一樣。

  當向前壓力施加於升降舵控制上來開始下降時，或飛機頭向下傾斜時，迎角降低，結果是 機翼升力降低。總升力和迎角的降低是短暫的，發生在航跡變成向下時。航跡向下的變化時由於迎角降低時升力暫時的小於飛���的重量。升力和重力的這個不平衡導 致飛機沿平直航跡之後開始下降。當航跡時處於穩定下降時，機翼的迎角再次獲得原來的大小，升力和重力會再次平衡。

  從下降開始到穩定狀態，空速通常增加。這是因為重力的一個分量現在沿航跡向前作用，類似於爬升中的向後作用。總體效果相當於動力增加，然後導致空速比平飛時增加。

  為使下降時的空速和平飛時相同，很顯然，功率必須降低。重力的分量沿航跡向前作用將隨迎角的下降率增加而增加，相反的，迎角的下降率降低時重力的向前分量增加也就變慢。因此，為保持空速和巡航時一樣，下降時要求降低的功率大小通過下降坡度來確定。

    失速

只要機翼產生的升力足夠抵消飛機的總載荷，飛機就會一直飛行。當升力完全失去時，飛機就失速。

  記住，每次失速的直接原因時迎角過大。有很多飛行機動會增加飛機的迎角，但是直到迎角過大之前飛機不會失速。

  必須要強調的是，每個飛機的失速速度在所有飛行條件下都不是固定的值。然而，一個特定的飛機總會在同一個迎角時失速，而不管空速、重量、載荷因素或密度高度。每一個飛機都有一個特殊的迎角，那時，氣流從飛機的上表面分離，發生失速。根據飛機設計，臨界迎角可以從16 度到20 度變化。但是每個飛機只有一個特定的發生失速的迎角。

  在三種情況下會超過臨界迎角：低速飛行、高速飛行、和轉彎飛行。

  飛機在平直飛行時如果飛的太慢也會失速。空速降低時，必須增加迎角來獲得維持高速所 需要的升力。空速越低，必須增加更大的迎角。最終，達到一個迎角，它會導致機翼不能產生足夠的升力維持飛機，飛機開始下降。如果空速進一步降低，飛機就會 失速，由於迎角已經超出臨界迎角，機翼上的氣流被打亂了(變成了紊流)。

  這裡還要再次強調的是，低速不是發生失速所必要的。機翼可以在任何速度下處於過大迎角。

  例如，假設一個飛機以200 節空速俯衝，這是飛行員突然向後猛拉升降舵控制。由於重力和離心力，飛機不能立即的改變它的航跡，但是只能突然的改變它的迎角從很低到很高。由於飛機航跡 和迎面而來空氣的關係確定了相對風的方向，迎角突然增加，飛機機會和快的達到失速迎角，而這是它的空速是比一般失速的空速大得多。

類似的，水平轉 彎時的飛機失速速度高於平直飛行時的失速速度。這是因為離心力增加到飛機的重力上，機翼必須產生足夠的額外升力來抗衡離心力和重力的合力載荷。轉彎時，必 要的額外升力通過向後壓升降舵控制來獲得。這增加了機翼的迎角，結果增加了升力。傾斜增加時迎角必須增加以平衡離心力導致的載荷增加。如果在轉彎的任何時 候迎角過大，飛機就會失速。

在這裡，應該檢查失速時飛機的動作。為氣動的平衡飛機，升力中心通常位於重心之後。儘管這讓飛機固有的產生“頭重”，水平尾 翼上的下洗流抵消了這個作用。可以看到，失速時機翼升力的向上力和尾部向下的力降低，不平衡條件就出現了。這允許飛機突然向下配平，繞它的重心轉動。在機 頭下傾的姿態中，迎角降低，空速再次增加；因此，機翼上的氣流再次變的平滑，升力恢復，飛機可以繼續飛行。但是，在這個週期完成之前會損失相當大的高速 【低空失速極度容易釀成災難事故】。

    螺旋槳基本原理

飛機螺旋槳由兩個或者多個槳葉以及一個中軸組成，槳葉安裝在中軸上。飛機螺旋槳的每一個槳葉基本上是一個旋轉翼。由於它們的結構，螺旋槳葉類似機翼產生拉動或者推動飛機的力。

  旋轉螺旋槳葉的動力來自發動機。發動機使得螺旋槳葉在空氣中高速轉動，螺旋槳把發動機的旋轉動力轉換成前向推力。

  空氣中飛機的移動產生和它的運動方向相反的阻力。所以，飛機要飛行的話，就必須由力作用於飛機且等於阻力，而方向向前。這個力稱為���力。

  典型螺旋槳葉的橫截面如圖4－35。槳葉的橫介面可以和機翼的橫截面對比。一種槳葉的表面是拱形的或者彎曲的，類似於飛機機翼的上表面，而其它表面類似機翼的下表面是平的。

  弦線是一條劃過前緣到後緣的假想線。類似機翼，前緣是槳葉的厚的一側，當螺旋槳旋轉時前緣面對氣流。

槳葉角一般用度來度量單位，是槳葉弦線和旋轉平面的夾角，在沿槳葉特定長度的的特定 點測量。因為大多數螺旋槳有一個平的槳葉面，弦線通常從螺旋槳槳葉面開始劃。螺旋角和槳葉角不同，但是螺旋角很大程度上由槳葉角確定，這兩個術語長交替使 用。一個角的變大或者減小也讓另一個隨之增加或者減小。

螺旋槳的螺旋可以用英寸指定。指定為74－48 的螺旋槳是長度74 英寸，有效螺旋距48英寸。英寸單位表示的螺旋距是如果沒有滑動的話，螺旋槳在空氣中旋轉一周螺旋槳推進的距離。

  當為新飛機選定固定節距螺旋槳時，製造商通常會選擇一個螺旋距使得能夠有效的工作在預期的巡航速度。然而，不幸運的是，每一個固定距螺旋槳必須妥協，因為它只能在給定的空速和轉速組合才高效。飛行時，飛行員是沒這個能力去改變這個組合的。

  當飛機在地面靜止而發動機工作時，或者在起飛的開始階段緩慢的移動時，螺旋槳效率是很低的，因為螺旋槳受阻止不能全速前進以達到它的最大效率。這時，每一個螺旋槳葉以一定的迎角在空氣中旋轉，相對於旋轉它所需要的功率大小來說產生的推力較少。

  為理解螺旋槳的行為，首先考慮它的運動，它是既旋轉又向前的。因此，如圖4－36 中顯示的螺旋槳力向量，螺旋槳葉的每一部分都向下和向前運動。空氣衝擊螺旋槳葉的角度就是迎角。這個角度引起的空氣偏向導致了在螺旋槳發動機側的氣動壓力比大氣壓力大，所以產生了推力。

  槳葉的形狀葉產生推力，因為它的彎曲就像機翼的外形。所以，空氣流過螺旋槳時，一側 的壓力就小於另一側。如機翼中的情形一樣，這產生一個向較低壓力方向的反作用力。對於機翼，它的上面氣壓低，升力是向上的。對於螺旋槳，它是垂直安裝的， 而不是水準的飛機上，壓力降低的區域是螺旋槳的前面，這樣推力就是朝前的。按照空氣動力學的說法，推力是螺旋槳外形和槳葉迎角的結果。

  考慮推力的另外一個方法是螺旋槳應對的空氣品質方面。這方面，推力等於它的空氣品 質，螺旋槳引起的滑流速度越大，飛機速度就越小。產生推力所消耗的功率取決於空氣團的運動速度。一般來說，推力大約是扭距的80％，其它20％消耗在摩擦 阻力和滑移上。對於任何旋轉速度，螺旋槳吸收的馬力平衡力發動機輸出的馬力。對螺旋槳的任意一周，螺旋槳處理的空氣總量依賴於槳葉角，它確定了螺旋槳推動 了多少的空氣。所以，槳葉角是一個很好的調整螺旋槳負荷的方法來控制發動機轉速。

  槳葉角也是一個很好的調整螺旋槳迎角的方法。在橫速螺旋槳上，對所有發動機和飛機速度，槳葉角必須可調以提供最大效率迎角。螺旋槳和機翼的升力－阻力曲線，表明最大效率迎角是一個小的值，從2 到4 度變化的正值。實際槳葉角必須維持這個隨飛機前進速度而變化的小迎角。

  為一周旋轉和前進速度的效率最好而設計了固定節距和地面可調節(ground- adjustable)螺旋槳。這些螺旋槳設計用於特定的飛機和發動機配合。螺旋槳可以在起飛，爬升和巡航或高速巡航時提供最大螺旋槳效率。這些條件的任 何改變將會導致螺旋槳和發動機效率的降低。

  由於任何機械的效率是有用的輸出功率和實際輸出功率的比值，那麼螺旋槳效率就是推力功率和制動功率的比值。螺旋槳的效率範圍一般是50%到87%，和螺旋槳的滑距(Slip)有關。

  螺旋槳滑距是螺旋槳的幾何節距和有效節距之間的差值。如圖4-37，幾何節距是螺旋槳旋轉一周應該前進的理論距離；有效節距是螺旋槳旋轉一周的實際前進距離。因此，幾何的或者理論的節距是基於沒有滑動的，但是實際的或者有效的節距包含了螺旋槳在空氣中的滑動。

螺旋槳扭曲的原因是螺旋槳葉的外面部分切向速度比中心部分快。如圖4-38，如果槳 葉在全部長度上的幾何節距相同，在巡航速度上靠近螺旋槳中心的部分會有負迎角而螺旋槳尖部將會失速。在槳葉幾何節距範圍內的扭曲或者變形讓巡航飛行時螺旋 槳葉在它的長度上保持相對恒定的迎角工作。換句話說，就是螺旋槳葉的扭曲對應於螺旋槳葉長度上不同速度的部分有合適的迎角，這樣就能夠讓推力在螺旋槳葉長 度上的分佈相對均衡。

通常1 度到4 度能夠提供最有效的升力/阻力比，但是固定節距螺旋槳的飛行時迎角可變範圍可以從0 度到15 度。這個變化是由於相對氣流的變化進而導致飛機速度的變化。簡而言之，螺旋槳迎角是兩個運動的結果：螺旋槳沿其軸的轉動和它的前進運動。

  然而恒速螺旋槳會在飛行中遇到的大多數情況下自動調節它的槳葉角保持在最大效率。在 起飛時，此時要求最大功率和推力，恒速螺旋槳處於低螺旋槳葉角或節距。低槳葉角時迎角小，能夠保持和相對風的效率。同時，它使得螺旋槳旋轉一周推動的空氣 品質更小。這樣的輕載荷讓發動機旋轉高轉速，能夠在一定時間內把最大量的燃油轉換成熱能。高轉速也產生了最大的推力；因為，儘管每旋轉一周推動的空氣品質 變小了，但是每分鐘的旋轉次數大大增加了，推動的氣流運動速度變高了，在飛機低速時，推力是最大的。

  升空後，隨著飛機速度的增加，恒速螺旋槳自動改變到更高的迎角（或節距）。較高的槳葉角再次保持小迎角且對相對風保持較好的效率。較高的槳葉角增加了每週旋轉推動的空氣品質。這降低了發動機的轉速，減少了燃油消耗和發動機磨損，且保持推力在最大。

  在起飛後，可控螺旋槳節距的飛機建立了穩定爬升，飛行員把發動機的輸出功率降低到爬升功率，方法是首先降低進氣壓力然後降低槳葉角來降低轉速。

  在巡航高度，當飛機處於水平飛行時，需要的功率比起飛和爬升時更低，飛行員再次通過 降低進氣壓力的方法降低發動機功率和增加槳葉角來降低轉速。再次的，這提供了扭矩要求以匹配降低的發動機功率；因為，儘管螺旋槳每轉處理的空氣品質更大 了，更多的是通過降低氣流速度和增加空速來彌補的。迎角仍然小，因為槳葉角已經隨空速的增加而增加。

    扭矩和P 因數

對於飛行員來說，“扭矩”(飛機的向左旋轉趨勢)是由四個因素構成的，它們導致或者產生至少圍繞飛機三個軸向之一的扭曲或者旋轉運動。這四個因素是:

1. 來自發動機或者螺旋槳的扭矩反作用

2. 螺旋槳氣流的螺旋運動效應

3. 螺旋槳的回轉作用(陀螺效應)

4. 螺旋槳的非對稱負載(P 因數)

扭矩反作用力

扭矩反作用力涉及到牛頓第三物理定律-對於任何作用力，有一個方向相反但是大小相同的反作用力。應用到飛機上，這就是說內部的發動機部件或者螺旋槳朝一個方向旋轉，那麼另一個方向相反的大小相等的力試圖把飛機朝相反方向旋轉。如圖4-39

當飛機在空中飛行時，這個力繞飛機縱軸作用，有讓飛機旋轉的趨勢。為了補償這個力，一些舊的飛機用一種不好的方式在被強制下降的機翼一側產生更多的升力。更加現代的飛機的設計是發動機偏移來抵消扭矩的效應。

  說明：大多數美國製造的飛機發動機推動螺旋槳旋轉從飛行員座位上看是順時針的。這裡討論的就是指這種發動機。

  一般的，補償因數是永久設定好的，在巡航速度上補償這個力，因為大多數飛機的工作升力就是在這個速度上。但是，副翼配平片可以在其它速度上進一步調節。

  起飛旋轉期間飛機的輪子在地面上，扭矩反作用力引起一個額外的繞飛機垂直軸的旋轉運動。

  當飛機的左側因為扭矩反作用力作用而被強制向下時，左側的主起落架承受更多的重量。這導致左側輪的地面摩擦力或者阻力比右側更多，這樣進一步導致了左轉彎運動。這個運動的強度依賴於很多變數。一部分變數是：

  1. 發動機尺寸和馬力

2. 螺旋槳尺寸和轉速

3. 飛機大小（長度，高度，寬度）

4. 地面條件

  這個起飛階段的偏航運動是通過飛行員正確的使用方向舵或者方向舵配平而糾正的。

螺旋狀氣流效應

飛機螺旋槳的高速旋轉使螺旋槳引起的氣流做螺旋狀旋轉。在螺旋槳高速轉動和低速前進時(如起飛和近進)，這個螺旋型旋轉的氣流非常強勁，在飛機的垂直尾翼面上施加一個強的側面力。如圖4-40

當這個螺旋狀氣流衝擊垂直翼面的左側時，它導致飛機繞垂直軸的左轉彎運動。螺旋氣流越強，這個力就越明顯。然而，隨前進速度的增加，這個螺旋氣流變長，效應也變弱。

  螺旋槳引起的螺旋狀氣流也會導致繞縱軸的滾轉運動。

  注意到這個由於螺旋氣流引起的滾轉運動是向右的，而扭矩反作用力引起的旋轉是向左的，效果上說是互相抵消的。但是這些力變化非常大，它是由飛行員隨時使用飛行控制來適當的糾正的。這些力必須是抵消的，不管哪一個力是否顯著。

    陀螺效應

在理解螺旋槳的陀螺效應之前，理解基本的陀螺運動原理是必要的。

  陀螺儀的所有實際應用都基於陀螺效應的兩個基本屬性：在空間和進動上的剛度。這裡要討論的就是進動。

  進動是一個自旋轉子受到作用於輪緣的擾動力的合成作用，或者擾動。從圖4-41可以看到，當作用一個力之後，合成力在旋轉方向前面90 度位置生效。

飛機旋轉的螺旋槳是一個很好的陀螺裝置，這樣它也有類似屬性。任何時刻施加一個擾動螺旋槳旋轉面的力，合成力位於旋轉方向的前面90 度未知，方向和施加的力是一樣的，將導致一個俯仰運動或者偏航運動，或者兩種運動的合成，具體依賴於力的作用點。

  扭矩效應的這個因素總是和後三點式飛機有關係，也更明顯，在尾輪抬起後的飛機起飛搖擺過程中最常發生。如圖4-42。

俯仰角的變化和在螺旋槳飛機的旋轉頂部施加一個力有相同的效應。合成力在垂直軸的 90度位置發生作用，導致飛機向左的偏航運動。這個運動的程度取決於很多變數，其中之一是尾輪抬升後的急轉。然而，當一個力作用到轉動的螺旋槳的邊緣的任 何一點，進動或者陀螺效應總會發生；合成力將仍然是在旋轉方向上偏離作用點90度的位置。根據力的作用位置，會導致飛機左偏航或者右偏航，上仰或者俯衝， 或者是俯仰和偏航的結合。

  陀螺效應的結果可以這樣說，任何繞垂直軸的偏航導致俯仰運動，任何繞橫軸的俯仰導致偏航運動。

  為糾正陀螺效應的影響，飛行員有必要適當的使用升降舵和方向舵來防止不必要的俯仰和偏航運動。

    不對稱載荷( P 因數)

當飛機以大迎角飛行時，向下運動的槳葉受力比向上運動的槳葉大；這樣推力中心就移動到了螺旋槳旋轉面的右側-導致繞垂直軸的向左偏航運動。那個解釋是正確的，然而，要證明這種現象，必定產生每一個槳葉上的有效風向量問題，在考慮飛機迎角和每個槳葉的迎角雙重因素時顯得更為棘手。

  這個不對稱載荷是由合成速度引起的，合成速度是螺旋槳葉在它的旋轉面內的速度和空氣 水準的通過螺旋槳旋轉面的通過速度合成得來的。飛機以正的迎角飛行時，從後面看右側或者下降運動的槳葉通過區域的合成速度比左側向上運動的槳葉合成速度 大。由於螺旋槳葉是一種翼面，增加的速度意味著升力增加。因此，向下運動的槳葉有更多的“升力”(相當於機翼的升力，這裡對於螺旋槳就是螺旋槳產生的推 力)趨向於把飛機頭向左拉。

  簡而言之，當飛機以大迎角飛行時，向下運動的槳葉有更大的合成速度；因此比向上運動的槳葉產生了更多的推力。如圖4-43.如果螺旋槳軸是垂直於地面安裝的話（就像直升機）這會更容易看到。

如果根本就沒有空氣運動，除由螺旋槳本身產生的風之外，每個槳葉的相同部分應該由相同的速度。但是，當空氣水平地通過這個垂直安裝的螺旋槳時，朝氣流前進的槳葉會比背離氣流運動的槳葉有更大的空速(槳葉相對空氣的速度)。這樣，朝向水平氣流旋轉的槳葉將產生更多升力，或者推力，把推力中心朝那些槳葉方向移動。設想旋轉垂直安裝軸的螺旋槳來使降低相對氣流的角度（就像在飛機上）。這個不平衡的推力然後成比例的變小，直到達到零，這時螺旋槳軸恰好相對移動的空氣是水平的。

  扭矩效應四因素中的每一個數值都隨飛行狀態變化而變化。在飛行的一個階段，這些因素中的一個可能比其它的更突出；反之，在另一階段可能另外的因素更為主要，這些值之間的關係會隨不同飛機而變化，依賴於機身，發動機和螺旋槳組合以及其它設計特徵。

  為在所有飛行條件下保持飛機的正確控制，飛行員必須應用必要的飛行控制來補償這些變化的值。

    載荷因數

前面的部分只簡要的考慮了一些飛行原理的實際要點。要成為一個飛行員，飛行動力科學 方面的詳細技術課程是不必要的。但是，就對乘客的安全負責來說，勝任的飛行員必須有基礎牢固的飛機受力概念，有利的使用這些力，以及特定飛機的操作限制。 任何施加在飛機上使飛機從直線飛行偏斜的力都會在結構上產生一個應力；這個力的大小用術語叫“載荷因數”。

  載荷因數是飛行時的作用於飛機的全部負荷和飛機總重量之比值。例如，載荷因數3 意思是作用於飛機結構上的全部載荷是飛機總重量的三倍。載荷因數通常表達為術語”G”，也就是說載荷因數3 可以說成3G，或者載荷因數4 可以說成4G.。

  注意到一個有趣的現像是當一個飛機從俯衝拉起且載荷因數為3G 時，飛行員將受到3 倍於其體重的向下的壓力。因此，在任何機動中載荷因數的大小可以通過考慮飛行員座椅受壓的程度來獲得。由於現代飛機的操作速度大大的增加了，這個影響已經 變得非常明確，是所有飛機結構設計中的主要考慮之一。

  所有飛機的結構設計都預期只能承受一個確定大小的超載，載荷因數知識是所有飛行員必備的。載荷因數對於飛行員來說重要，是因為兩個不同的原因：

1. 由於明顯的危險超載，飛行員對飛機結構施加影響是合理的。

2. 因為增加的載荷因數增加了失速速度，使得在看起來安全的飛行速度上有失速的可能。

飛機設計中的載荷因數

要回答一個飛機需要多少 G 這樣的問題，答案很大程度上受飛機的受限用途確定的。這是一個困難的問題，因為最大可能的載荷在有效的設計中可以非常高。任何飛行員都可以來一次真實的硬 著陸，或者從俯衝中來一次非常陡的拉起，這會產生不正常的載荷。然而，製造的飛機要能快速的起飛，緩慢的著陸，還能攜帶相當的貨物，那麼如此極端的不正常 載荷必須被適當的削除。

  飛機設計中的載荷因數問題就歸納為確定不同運行條件下正常操作所能期望的最大載荷因 數。這些載荷因數稱為“極限載荷因數”。由於安全原因，要求飛機設計成承受這些載荷的時候不會有任何結構損壞。儘管聯邦管制條例要求飛機結構能夠支援1 到1.5 倍極限載荷因數而不會失效，但是還是接受了這樣的情況：飛機的部分可能在這些極限負載下彎曲或者扭曲，可能發生某些結構損壞。

  1.5 這個值稱為“安全因數”，是為高於正常和合理操作條件下的載荷提供一定程度的餘量。

  但是，這個預留強度不是飛行員可以蓄意濫用的；而是為了遇到以外情況時的保護。

  上述考慮適用於所有負荷狀態，無論是由於陣風，機動或者著落。驟風載荷因數要求和那 些存在多年的其它要求實際上一樣生效。成千上萬的運行小時已經證明它們足夠安全。由於飛行員對驟風載荷因數的控制很小（除遇到顛簸氣流而降低飛機速度 外），驟風載荷要求對大多數通用航空型飛機實際上是相同的，而不管它們的操作用途。一般的，驟風載荷因數控制嚴格的用於非特技飛行的飛機設計。

  還有完全不同情況存在於有機動載荷因數的飛機設計中。有必要單獨討論這個問題，分為1）根據分類系統而設計的飛機(如普通的，通用的，特技的)，2）舊時設計的飛機，它們在建造時沒有運行分類。

  根據分類系統設計的飛機很容易從駕駛艙的標牌識別出來，標牌說明瞭飛機認證為哪種運行分類。最大安全載荷因數(極限載荷因數)對不同分類的飛機指定為如下：

   分類  載荷極限  普通 3.8 G 到 -1.52 G  通用(輕微特技，包括旋轉) 4.4 G 到 -1.76 G  特技 6.0 G 到 -3.0 G

普通的意思是不超過4000 磅的飛機，極限載荷因數降低了。上述給出的極限載荷還要加上50%的安全因數。

  飛行機動越激烈，載荷因數就會增加。為飛機獲得最大的通用性而提供了分類系統(Category system)。如果只打算進行正常操作，那麼需要的載荷因數會更小，如果飛機用於訓練或者特技機動，那麼飛機就要承受較高的機動載荷。

  那些沒有分類標牌的飛機是在較早以前的工程要求條件下製造的，沒有對飛行員指定特別 的操作限制。對於這種類型的飛機(重量達到4000 磅),要求的強度可以和今天的通用類飛機必將，允許進行相同類型的操作。對於超過4000 磅的這類飛機，載荷因數隨重量降低，所以這些飛機應該可以和根據飛行系統設計的普通類飛機比較，對飛機的操作也要和普通類適應。

    急轉彎時的載荷因數

在任何飛機的高度恒定協調轉彎中，載荷因數是兩個力的合成：離心力和重力。如圖4-44.對於任何給定的傾斜角，轉彎速度(這裡是指轉彎角速度)隨空速變化；空速越高，那麼轉彎率也就越低。這個由於額外的離心力的補償讓載荷因數保持不變。

圖4-45 揭示了一個重要的轉彎事實，載荷因數在傾斜角達到45 度或者50 度之後開始急速增加。對於任何飛機在60 度傾斜角時載荷因數為2G。在80 度傾斜角時載荷因數是5.76G。如果要維持高度，機翼必須產生等於這些載荷因數的力。

應該注意到接近90 度傾斜角時載荷因數的增加是多麼的快，它幾乎達到了無窮大。90 度的傾斜且恒定高度的轉彎從理論上說是不可能的。確實，飛機可以傾斜90 度，但是不是處於協調轉彎中；可以保持90 度側滑轉彎的飛機能夠側身豎直飛行。載荷因數會超過6G 極限值，這是一個特技飛機的極限載荷因數。

  對於一個協調的恒定高度轉彎，一般通用航空飛機的近似最大傾斜角為60 度。這個傾斜角和它的有效必要功率設置達到了這類飛機的極限。再增加10 度傾斜的話，載荷因數大約增加1G，就接近這類飛機確立的屈服點。如圖4-45

    載荷因數和失速速度

任何介於結構限制內的飛機，可能以任何空速失速。當達到足夠大的迎角時，流過機翼的平滑氣流就會被打破而分散，導致飛行特性的急劇變化，突然失去升力，這就引起了失速。

  對這個效應的研究顯示飛機的失速速度隨載荷因數的2 次方根成比例增加。這意味著正常未加速失速速度為50 節的飛機可以在載荷因數達到4G 時以100 節速度失速。如果這個飛機可以承受載荷因數9 的話，那麼它可以在150 節時失速。因此，勝任的飛行員應該知道下列事項：

飛機由於增加載荷因數，增加了不注意失速的危險，比如在急轉彎或者螺旋時 

在超過飛機的設計機動速度以上進行有意失速，會引起巨大的載荷因數

  參考圖4-46 和4-45，在急轉彎中飛機只要超過72 度傾斜，產生的載荷因數就達到3G，而失速速度明顯的增加了。如果正常未加速失速速度是45 節的飛機來轉彎，空速必須保持不低於75 節以防產生失速。一個類似的效應是在快速拉起時遇到，或者在任何產生超過1G 載荷因數的機動中。這是突然的，意外的失控導致的事故原因，特別在急轉彎時，或者在接近地面時生硬的使用升降舵。

  由於載荷因數的平方和失速速度的二倍成正比，你會瞭解到巨大的載荷通過讓相對高速的飛機失速來影響飛機的結構。

一架飛機可以安全失速的最大速度在所有新設計中都已經確定。這個速度稱為“設計機動 速度Va”，要求在所有最新設計的飛機的飛行員操作手冊和FAA 批准的飛機飛行手冊中都要輸入設個值。對於較舊的通用航空飛機，這個速度大約是正常失速速度的1.7 倍。因此，一架正常失速速度60 節的舊飛機必須從不要在102 節以上失速(60 節×1.7=102 節)。正常失速速度60 節的飛機在102 節速度失速時將達到載荷因數2.89G(1.7×1.7)。（以上數字只是近似的指導，而不是任何一組問題的確切答案，設計機動速度應該根據製造商提供的 具體飛機的操作限制來確定）。

  因為控制系統中的槓杆作用隨不同飛機而變化，一些類型飛機使用平衡式控制面，而其它 的不使用，飛行員施加於控制上的壓力不能被認為是不同飛機產生的載荷因數的指數。在大多數情況下，載荷因數可以通過經驗豐富的飛行員對座椅壓力的感覺來判 斷。也可以使用一種稱為加速度計的儀錶來測量，但是由於這種儀錶一般不安裝在通用航空教練機上，根據身體感覺來判斷載荷因數的能力培養是非常重要的。以上 概要的原理知識是培養評估載荷因數能力的基礎。

  對不同傾斜角度的載荷因數和設計機動速度(Va)方面的透徹理解將幫助你避免兩種最嚴重類型的事故：

1. 急轉彎導致的失速或者接近地面時過分機動導致的失速

2. 特技飛行時的結構性失效或者失控導致的猛烈機動

載荷因數和飛行機動

所有飛行機動都有臨界載荷因數，除了不加速的直線飛行，它的載荷因數總是1G。本部分考慮的特定機動會引起較高的載荷因數。

轉彎

載荷因數的增加是所有傾斜轉彎的一個特性。如載荷因數章節的急轉彎方面所述，特別是圖4-45 和4-46，載荷因數對飛行性能和機翼結構上的載荷都變得意義重大，特別是傾斜角增加超過45 度時。

  一般輕型飛機的臨界因數的傾斜角為70 度到75 度，失速速度在傾斜約63 度時近似增加一半。

  失速

從平���飛行或者未加速的直線爬升中進入的正常失速產生的額外載荷因數將不會超過平直 飛行時的1G。然而，當失速發生時，這個載荷因數可能降低到0，此時好像一切都沒有重量；飛行員有一種自由的漂浮在空中的感覺。向前推升降舵，負載荷因 數，將會導致機翼上向下的力，而飛行員有被從座位拉起來的感覺。

  在失速恢復後的拉起過程中，有時會產生明顯的載荷因數。在過分俯衝(進而空速很高) 和生硬拉平到平飛期間載荷因數可能不注意的進一步增加。一件事通常又導致另一件事，這樣載荷因數一直增加。在高速俯衝速度下生硬拉起會給飛機結構施加臨界 載荷，由於迎角持續增加進而產生再生的或者二次失速。

  作為一般法則，通過俯衝從失速改出到巡航或者設計機動速度，只要速度安全的高於失速速度就要逐步拉起，這時引起的載荷因數不會超過2 到2.5G。永不應該產生較高的載荷因數，除非拉起已經影響飛機機頭接近或者超過豎直姿態，又或者在極低高度以避免俯衝到地面。

  旋轉

因為穩定的螺旋除了旋轉之外，其它因素都和失速沒有本質不同，適用於失速改出的載荷因數考慮也適用於這裡。由於旋轉恢復通常受比普通失速中機頭更低的影響，空速會更高，進而載荷因數也就更大。在正確的旋轉改出中，載荷因數經常大約是2.5G。

  螺旋期間的載荷因數隨每個飛機的旋轉特性而變化，但是通常稍微高於平飛時的1G。這樣的原因有兩個：

1. 螺旋的空速非常低，通常比未加速失速速度低2 節

2. 飛機處於螺旋時是繞自己的樞軸旋轉，而不是轉彎

高速失速

普通輕型飛機不能承受和高速失速共有的載荷因數的重複作用。這些機動所需要的載荷因數在機翼和尾部結構上產生應力，而在大多數輕型飛機上沒有留有合理的安全餘量。

  在高於正常失速的一個空速上誘導這個失速的唯一方法可以是過度的拉升降舵控制，這伴隨著施加額外的載荷因數。1.7 倍失速速度(失速速度為60 節的輕型飛機以102 節飛行)的空速將產生3G 的載荷因數。進一步，在輕型飛機上只允許很有限的差錯餘量用於特技動作。

  為證明載荷因數隨空速增加多快，同一飛機的112 節的高速失速產生的載荷因數達到4G。

急躍升和矮 8 字

在這些機動如淺俯衝，急俯衝或者拉起中考慮載荷因數，給出定理的說明是困難的。得到的載荷因數和俯衝以及拉起的快慢直接相關。

  一般的，機動執行的越好，產生的載荷因數就越不容易達到極值。在急躍升和矮8 字這種機動中，拉起會產生大於2G 的載荷因數，不會導致高度的極大增加，且對於低功率的飛機可能導致高度的淨損失。

  有適中的載荷因數，盡最大可能的平滑拉起，那麼急躍升可以獲得最大的高度增加，對於急躍升和矮8 字都能獲得較好的總體性能。此外，可以注意到這些機動的推薦進入速度一般的都接近製造商的設計機動速度，因此就可以在不超出載荷極限的情況下最大化載荷因數的利用。

  擾動氣流

所有認證的飛機都設計成能夠承受相當強度的驟風引起的載荷。驟風載荷因數隨空速增加 而增加，用於設計目的的強度相當於最好級別的飛行速度。在極端的擾動氣流中，如在雷暴雨或者鋒風面條件下，降低到設計機動速度是明智的。如果不進行速度控 制，驟風可能產生超出載荷極限的載荷。

  現在大多數飛機飛行手冊包含了擾流空氣穿透資訊。現代飛機-(很大的速度和高度運行 範圍)-的操作員在舒適性和安全性方面都受益于這個增加的特徵。關於這一點，最大的“永不超過”標牌俯衝速度僅是根據平穩空氣而確定的。永遠不要在驟風或 者紊流空氣中實踐超出已知機動速度的高速俯衝或者特技速度。

  總之，必須記住，有意的特技，從俯衝中生硬的拉起，高速失速，和紊流中的高速飛行產生的載荷因數都會給飛機的整個結構施加額外的應力。

  作用於飛機結構的應力會對飛機的任何部分施加力。對於那些無知的人有一種傾向，它們 認為載荷因數在效果方面只作用于翼梁和支柱。由於過量載荷導致的大多數結構化失效涉及翼肋結構，包括機翼的前緣和後緣以及尾翼部分。編織物蒙皮飛機的關鍵 區域是機翼上表面翼弦的大約三分之一之後。

  這種載荷通過長期的積累效應可能會鬆開或者削弱重大部件，以致於實際的故障會延後發生，而當時飛機正以正常的方式被操作。

VG 圖表

飛機的飛行運行強度用一個圖來表示，它的水準刻度是基於載荷因數的。如圖4-47.這個圖稱為VG 圖，速度-載荷因數關係圖。每一個飛機都有它自己的VG 圖，它在特定重量和高速下有效。

VG 圖上最首要的曲線就是最大升力曲線。示例的飛機在62mph（英里/小時）的時候可以達到不超過1G載荷因數，這是機翼水準失速速度。由於最大載荷因數隨 空速的平方成正比，最大的正的升力在92mph 的時候達到載荷因數達到2G，112mph 的時候達到3G，137mph時達到4.4G，等等。任何在這條曲線以上的載荷因數從空氣動力學上是得不到的；也就是這個VG 圖的飛機不能在最大升力曲線之上飛行，因為會失速。本質上相同情況出現在負升力飛行時，但是有個例外，那就是產生給定的負載荷因數所需要的速度比產生相同 的正載荷因數的速度要高。

  例如，上圖可以看到在62mph 的時候產生的載荷因數約1G,而對應於-1G 載荷因數，速度大約為80mph。

  如果這架飛機飛行的正載荷因數超過正極限載荷因數4.4 的話，將可能導致結構化損壞。

  當飛機在這個區域操作時，將會發生要不得的主結構剩餘形變，也會產生高速疲勞損傷。在正常操作中必須避免在超過極限載荷運行。

  在VG 圖上還有重要的另外兩點。第一，是正極限載荷因數和最大正升力線的交點。這點是空氣動力學地達到極限載荷因數的最低空速。任何超過此點的空速將會產生能夠 損壞飛機的足夠強的升力；任何低於此點的空速產生的正升力都不足以導致飛機的超載損壞。這個速度的一般術語叫“機動速度”，原因是亞音速空氣動力學的考慮 能夠預知這種條件下的最小可用轉彎半徑。機動速度是個有用的參考點，因為飛機低於這個速度飛行時不會產生破壞性的正的飛行載荷。在機動速度以下，機動和驟 風的任何結合都不會產生機翼超載的破壞。

  下一個是負極限載荷因數和最大負升力線的交點。任何大於這點的空速，將會產生足以損壞飛機的負升力；任何低於此點的空速產生的負升力都不足以導致飛機的超載損壞。

  極限空速(紅線速度)是飛機的設計參考點，這張圖的飛機受限於225mph。如果飛機要超過這個極限速度，很多現象會導致結構化損壞和結構化故障。

  因此，飛機在飛行時是受限於一套速度和不超過極限速度的載荷因數組合，也不能超過極 限載荷因數，也不能超出最大升力性能。飛機必須在這個包絡線內運行，這樣才能夠避免結構化損壞，以確保飛機達到預期的使用期限。飛行員必須把VG 圖看作是安全運行條件下的空速和載荷因數的允許組合。任何處於結構包絡線之外的機動或者驟風將會導致飛機的結構損壞，它將有效的縮短飛機的使用期限。

    重量和平衡

飛行員經常把飛機的重量和配平資料看作是只對工程師、調度員、或 者定期/非定期航空運輸管理者重要的資訊。懷著這個思路，可以推理飛機在認證程式中被稱重，無論設備的變化或者維修，這個資料是不確定的。進一步的，這個 資訊被錯誤的簡化為一個行之有效的程式或者叫“經驗規則”，例如“如果我有三位乘客，我只可以裝載100 加侖的燃油，4 位乘客的話，那麼就只能裝載70 加侖的燃油。

  不可否認的是，這個經驗規則在大多數場合是適當的，但是就如這個標題“重量和平衡” 暗示的，不只要考慮飛機的重量，還要考慮它的重心(CG)的位置。重心的重要性在穩定性，可控性和性能方面的討論中應該已經很明顯。如果所有飛行員理解和 認識到重心對飛機的影響，那麼就可以從記錄中去掉一種類型的事故：“事故的主要原因-飛機的重心超出後面的極限位置和不平衡的載荷分佈導致飛機呈不穩定 性。飛行員在起飛時失控導致飛機墜毀。

  當深入思考的時候，業經證明的飛機的原因是如此的明顯。例如，對飛行員來說如果沒有 承載全部定額乘員，那麼就可以承載額外的燃油來延長航程。此外，禁止承運行李也是不切實際的，只有在處於旋轉時它的重量才會對飛機飛行特性產生相反的效 果。飛機有重量和配平限制的兩個基本原因：

1. 由於重量對飛機的主要結構和它的飛行特性有影響

2. 由於這個重量的位置也對飛行特性有影響，特別是在失速和旋轉改出和穩定性中。

重量對飛行性能的影響

一架飛機的起飛/爬升和著陸性能是根據它的最大允許起飛和著陸重量來確定的。較重的總重量會導致較長的起飛滑跑和較慢的爬升，著地速度越快，著陸滑行就越長。即使很小的超載也會使得飛機不能越過障礙物，而這個障礙物在良好的條件下起飛時根本不用認真的考慮。

  超載對性能的有害影響不限於起飛和著陸時的直接危險。超載對所有爬升和巡航性能都有相反的影響，它將導致爬升時的過熱，發動機部件的附加磨損，燃油消耗的增加，巡航速度變慢，還縮短了最大航程。

  現代飛機製造商為製造的每一架飛機提供重量和平衡資料。通常這個資訊可以在FAA 批准的飛機飛行手冊或者飛行員操作手冊(AFM/POH) 中找到。隨著這些年飛機設計和製造技術的進步，已經開發出為確定重量和配平資料的“易讀圖表”。這些飛機增加的性能和負荷能力要求嚴格的遵守製造商制定的 操作限制。對建議的任何偏差都會導致結構損壞或者甚至是飛機結構的完全失效。即使一架飛機的載荷處於最大重量限制之內，重量的分佈也必須使重心處於限制範 圍以內。前面對航空動力學和載荷因數的簡單學習說明瞭這個預防措施的原因。

  後面的討論重量和配平條件重要性的幾個原因提供一些背景資訊，這些條件對飛機的安全飛行很重要。

  飛行員經常完全不知道所飛飛機的重量和配平限制，也不知道這些限制的原因。在一些飛 機裡，不可能坐滿所有座位，或者行李箱不是滿的，油箱也不是滿的，而且也仍然處於有效的重量和平衡限制內。作為一個例子，在一些流行的四座飛機上，當四個 座位坐滿還帶一些行李的時候，油箱可能不會加滿。在一架雙座飛機上，如果要打算練習旋轉的話，就不允許在座位後面的行李箱裝行李。

    重量對飛機結構的影響

額外重量對飛機機翼機構的影響是不容易明顯看出來的。適航要求規定認證的普通類飛機 結構必須足夠結識能夠承受3.8G 的載荷因數，以承受機動和驟風導致的動態載荷。意思就是飛機的主結構能夠承受3.8 倍有效總重量而不會發生結構損壞。如果這被認為是載荷因數的表現的話，100 磅超載會引起潛在的結構超載量為380 磅。在通用類和特技類飛機上相同的考慮更加明顯，它們分別要求載荷因數最大為4.4 和6.0。

  超載導致的結構損壞會引人注目和非常悲慘，但是一般更多的是超載逐漸的影響結構元 件，這種形式的影響是難以檢測的，而且維修費用昂貴。習慣性超載的最嚴重後果之一就是超載的影響是積累的，在以後的完全正常操作中可能導致結構損壞。由於 超載而作用於結構部件上的應力確信會加速金屬疲勞破損的發生。

  飛行機動和陣風影響的載荷因數將會加重飛機總重增加的後果。一架能夠承受大約3G 載荷因數的飛機結構，如在從急俯衝改出時，必須要準備為每增加100 磅重量承受額外的300磅重量。在特定的飛機上這就是由額外不必要的16 加侖燃油引起的。FAA 認證的民用飛機被結構化的分析過，在最大總重的條件下測試過飛行，在標注的速度內飛行過。以超過這個重量的總重飛行也是完全可能的，而且一般性能效率也是 很好的。雖然如此，這個事實不應該誤導飛行員，因為飛行員可能沒有認識到這樣的載荷不是為這樣的飛機設計的，也不知道飛機的全部或部分結構上產生的載荷大 小。

  不管飛機是承載乘客還是貨物，必須考慮結構、座位、行李艙、以及客艙地板是為特定載荷或者載荷集中設計的。例如，一架輕型飛機行李艙可能由於支撐結構的極限強度而標稱載貨量為20 磅，即使飛機不會超載或者在那個位置有更多重量也不會使得重心越限。

重量對飛機穩定性和可控性的影響

超載對飛機的穩定性影響也沒有被廣泛的認識到。一架飛機載荷正常時，可以觀察到它相當穩定和可控，而當超載時會發現有相當不同的飛行特性。儘管重量的分佈對穩定性有直接的影響，無論重心的位置在哪裡，都可以預料到飛機總重的增加可能會對穩定性有不利的影響。

  如果總重過重，那麼很多認證過的飛機的穩定性完全不能令然滿意。

載荷分佈的影響

重心的位置對作用於飛機機翼載荷的影響還沒有被普遍的認識到，儘管它對爬升和巡航性能非常��要。和一些飛行員的信念相反的是，靠前位置載荷的飛機會較重，從而比重心靠後的同一飛機飛的較慢。

  圖4-55 說明瞭這個原因。對於靠前的載荷，大多數飛機就需要機頭上仰配平以維持水準巡航飛行。機頭上仰配平導致就需要在機身後面的尾部翼面上產生更大的向下的負 載，這增加到機翼載荷上，如果維持高度的話要求機翼產生的總升力也增加。這樣就需要機翼有更大的迎角，進而導致阻力增大，接著失速速度變大。

對應於靠後的負載和機頭下沉配平，尾部翼面要承受的向下載荷要少，這樣就減輕了機翼 上的大部分載荷，以及維持高度所要求的總升力。需要的機翼迎角也相應減小，因此阻力也減小，能夠得到更快的巡航速度。理論上來說，巡航飛行中尾部翼面承受 適中的載荷能夠獲得最有效率的總體性能和最快的巡航速度，但是也會導致不穩定性。因此，現代飛機出於穩定性和可控性需要設計成在尾部有向下的負載。

  記住，由於來自機翼和機身的下洗流施加於尾部翼面的力的原因，配平片位置為零不一定和“適中配平”相同。

  飛機的可用載荷分佈效果對飛行特性有重要的影響，即使載荷在重心極限位置和最大允許總重範圍以內。在這些影響中，重要的是對可控性，穩定性和施加於機翼的實際載荷的變化。

  一般的，當重心進一步靠後，特別是在慢速飛行時，飛機的可控性變差。一架飛機的重心向後移動1-2 英寸時，相對于正常螺旋改出嘗試，從延長的螺旋中乾淨利索的改出可能完全失敗。

  確立一個靠後的重心極限對飛機設計者來說是公共慣例，即在最大值的1 英寸範圍內能夠允許從一圈螺旋中正常改出。當認證一架公用類飛機以允許有意的螺旋時，靠後的重心極限通常確定在普通類飛機允許的極限位置之前幾英寸的點上。

  另一個影響可控性的因素在當前的大飛機設計中正在變得更加重要，即重設備和貨物位置的長力臂效應。同一架飛機可以通過集中燃油、乘客和貨物靠近設計重心而裝載成最大總重位於重心極限位置以內；或者把燃油分散到機翼的兩側，貨物分散到機艙的前後。

  對於相同的總重和重心，載荷分散時，在紊流中飛行機動或者維持水準飛行將需要更大的 控制力。這是真實的，因為大量的燃油和重物所處的位置有長力臂，必須通過控制面的反作用力來克服。當控制條件處於邊際時，一架油箱完全在機翼或者翼尖油箱 的飛機在側滾時趨向於反應遲緩，貨物裝載在過分靠前或者靠後都會對升降舵控制回應變慢。

  一架飛機靠後的重心極限很大程度上是出於穩定性考慮而確定的。最初一種類型認證的適 航要求指定特定速度下飛行的飛機在確定的幾次上下擺動內要能夠阻尼機頭的垂直偏移。一架飛機的載荷太靠後可能達不到這樣的要求。相反地，當機頭突然拉起 時，可能會發生交替的爬升和俯衝，且隨每次上下擺動變的越來越陡峭。這種不穩定性不僅讓乘客感到不舒服，甚至在特定條件下也可能讓飛機難以操控。

  任何飛機的失速改出都隨重心靠後而變的更加困難。這對於螺旋改出特別重要，在任何飛機的靠後負載上有一點，這一點可以發生水平螺旋。水平螺旋即離心力作用于正好靠後的重心，這個離心力會把飛機尾部從螺旋軸拉出，使得飛機機頭朝下進而改出螺旋成為可能。

  一架飛機的載荷裝載在後面的重心極限允許位置上時，它的轉彎和失速機動的操作以及著陸特性和裝載在靠前位置有很大的差別。

  前面的重心極限要通過很多考慮來確定。作為一個安全度量，要求配平裝置不管是配平片 還是可調尾翼能夠保持飛機在發動機停車的條件下正常的滑翔。為確保緊急情況時的最小著陸速度，一架常規飛機必須能夠完全失速停車著陸。後三點式飛機的載荷 使得機頭過重而難於滑行，特別是有大風的時候。通過使用刹車，很容易是機頭過高，在沒有跳動的時候會非常難於著陸，因為在著陸緩慢下降和拉平的時候很容易 俯衝。

  地面上的操縱困難可能出現在前輪型飛機上，特別是在著陸側滑和起飛時。

1. 重心位置影響升力和機翼迎角，作用於尾部的力的大小和方向，以及尾翼（為穩定提供適當的平衡力）偏差度。後者是非常重要的，因為它關係到升降舵的控制力。

2. 重心位置靠前時，飛機將會在較高速度上失速。這是因為增加的機翼載荷在較高速度時達到失速迎角。

3. 較大的升降舵控制力通常隨靠前的重心而出現，因為平衡飛機所需要的升降舵偏轉角度增加了。

4. 重心位置靠後的飛機可以更快的巡航，因為阻力降低了。阻力降低是因為迎角更小，克服支持飛機和克服機頭向下的配平趨勢所需要的升降舵偏差度也更少。

5. 隨重心位置後移也使得飛機的穩定性變差。這是因為隨著重心位置後移，導致迎角增加。因此機翼對飛機穩定性的影響降低了，而尾部影響仍然穩定。當機翼和尾部在這點達到平衡時，就出現了中性穩定性。重心位置任何進一步後移會導致飛機進入不穩定狀態。

6. 靠前的重心位置增加了升降舵的反壓力要求。在機頭向下的情況下升降舵可能不再能夠繼續增加配平了。為能夠在失速速度以上的範圍內控制飛機，需要有足夠的升 降舵控制。【靠前的重心需要額外的升降舵配平偏轉角度，而在如下降等機頭向下的姿態中，在機頭抬升的拉平動作時，可能偏差度已經被用完了，使得飛機失去俯 仰控制。所以這段話是強調要保證升降舵控制的餘量，飛機重心位置不能太靠前。】

    高速飛行

  超音速流和亞音速流

在亞音速空氣動力學裡，升力理論是基於一個物體上產生的力以及包圍這個物體的氣流。 大約在260 節速度以下，空氣可以被認為是不可壓縮的，在一個固定的高度上，即使空氣的壓力有所變化，但是可以認為它的密度基本恒定。在這個假設條件下，空氣就像水一 樣被分類為一種流體。亞音速空氣動力學理論也假設空氣的粘度【粘度是流體的一種屬性，即流體的一部分阻止另一部分流動的特性】是忽略不計的，把空氣看成一 種理想的流體。並遵從理想流體空氣動力學原理，如連續性，貝努利原理和迴圈。

  實際上，空氣是可以壓縮的，也有粘度。而在低速的時候這些屬性是可以忽略的，特別是壓縮特性隨著速度的增加而變的重要。當速度接近音速的時候壓縮性變得最重要（相對於較低的粘度而言）。在這個速度範圍，可壓縮性導致飛機周圍的空氣密度發生變化。

  飛行時，機翼通過加速上表面的氣流速度來產生升力。這個加速的氣流可以而且也能夠聲速，甚至飛機本身可能處於亞音速飛行。在某些極端的迎角時，對於某些飛機，機翼上表面的氣流速度可能是飛機速度的兩倍。因此飛機上同時存在超音速和亞音速的氣流是完全可能的。

  當飛機某些位置(如機翼的最大拱形區域)的氣流速度達到聲速的時候，進一步的加速將導致空氣壓縮影響的產生，例如形成衝擊波(shock wave)，阻力增加，飛機振動，穩定性以及控制困難。亞音速流理論在這個點之上的所有速度是完全無效的。如圖4-56。

速度範圍

聲音速度隨溫度而變化。在標準的15 攝氏度溫度條件下，海平面的音速是661 節。在4萬英尺，那裡的溫度是-55 攝氏度，音速降低到574 節。在高速或者高高度飛行時，速度的度量是用“馬赫數”這個術語來表示的。馬赫數是飛機的真空速和相同大氣條件下聲音速度的比值。如果飛機以音速飛行，那麼它的馬赫數為1.0。飛機速度制定義如下：

亞音速(subsonic)：0.75 馬赫以下

跨音速(transonic)：0.75 到1.20 馬赫

超音速(supersonic)：1.20 到5.00 馬赫

高超音速(hypersonic)：5.00 馬赫以上

  而跨音速 和超音速範圍通常出現在軍用飛機上，民用噴氣飛機通常的運行在巡航速度範圍0.78 到0.9 馬赫之間。飛機機翼的任何部分的氣流速度第一次達到(但是不超過)1.0 馬赫稱為飛機的臨界馬赫數(Mach Crit)。因此，臨界馬赫數是亞音速飛行和跨音速飛行的邊界，也是跨音速飛行中遇到的所有壓縮影響的重要參考點。衝擊波、振動和氣流分離發生在臨界馬赫 數以上。典型的噴氣式飛機巡航於或靠近它的臨界馬赫數時達到最高效率。超出臨界馬赫數5%-10%的速度時壓縮性影響開始發生。阻力開始快速增加。隨阻力 的增加同時飛機發生振顫，平衡和穩定性發生變化，控制面的有效性也降低。這叫阻力發散點，是選擇高速巡航操作的典型速度。在超出高速巡航的某個點是渦輪動 力飛機的最大運行極限速度：

Vmo/Mmo。如圖4-57。

Vmo 是以節為單位元的最大運行速度，這個速度限制空氣壓力對結構的反作用力，預防飛機顫動。Mmo 是以馬赫數表示的最大運行速度。飛機不應該超出這個速度飛行。這樣做會遇到壓縮性的完全影響的風險，包含可能失控。

    馬赫數和空速

特定飛機的速度如臨界馬赫數或者最大運行馬赫數發生在一個給定的馬赫數。而真空速 (TAS)隨外部空氣溫度的變化而變化。因此，對應於特定馬赫數的真空速可能有相當的變化(多達75-100 節)。當一架飛機以恒定馬赫數巡航進入一個空氣溫度較高的區域，真空速和需要的燃油都增加，航程會降低。相反的，當進入較冷溫度的區域，真空速和需要的燃 油降低，航程增加。

  一架運行在高海拔高度的飛機，任何給定馬赫數時的指示空速(AIS)隨某高度層之上的高度增加而降低。相反情況發生在下降時。通常的，爬升和降落在低高度時是用指示空速來完成的，而在較高高度時是用馬赫數完成的。

  和運行在低高度時不同，噴氣飛機的失速指示空速隨高度的增加而明顯增加。這是因為一 個事實，即真空速隨高度而增加。在高的真空速時，空氣壓縮導致機翼上和皮託管系統中的氣流畸變。同時，以最大運行馬赫數表示的指示空速隨高度而降低。最 終，飛機將達到一個高度，在那裡真空速和最大運行馬赫數之間只有很小差別或者相等。

    邊界層

空氣有粘度，在翼面流動時會遇到阻力。氣流的粘度特性會降低翼面上局部的速度，也是 蒙皮摩擦阻力的原因。當空氣通過機翼表面時，最接近翼面的空氣粒子趨於靜止。後一層粒子速度減低，但是沒有停止。在距離翼面很小但是可以度量的範圍內，空 氣粒子以自由流動速度運動。翼面的氣流層由於空氣的粘性而速度降低或者停止，這個氣流層稱為邊界層。一架飛機上典型的邊界層厚度範圍從靠近機翼前緣的幾分 之英寸小到大飛機末尾的12 英寸，如波音747。

  有兩種不同類型的邊界層流：層流和紊流。層流邊界層是非常平滑的氣流，而紊流邊界層 包含漩渦和逆流。層流產生的表面摩擦阻力比紊流少，但是穩定性低。翼面上的邊界層流開始是平滑的層流。當氣流從前緣繼續向後，層流邊界層的厚度增加。從前 緣向後的一段距離開始，平滑的層流開始分散過度成為紊流。從阻力的觀點看，讓層流到紊流的過渡區儘量朝機翼後面靠是明智的，或者讓機翼的很大部分面積處於 邊界層的層流部分範圍內。然而，能量低的層流比紊流更會突然分散。

  另一個和粘性氣流有關的現像是分離。分離發生在當氣流突然從機翼離開時。自然的過程是從層流邊界層到紊流邊界層，然後再變為氣流分離。氣流分離產生很大阻力，極大的破壞升力。邊界層分離點隨著機翼迎角的增加而沿機翼向前移動。如圖4-58

渦流發生器用於延遲或者避免在跨音速飛行時遇到的衝擊波誘導邊界層分離。渦流發生器 是小的低反弦角比機翼，相對於氣流的迎角為12 度到15 度。它們通常在副翼或者其它控制面之前距機翼幾英寸距離。渦流發生器產生渦流，它把邊界層流和靠近翼面之上的高能量氣流混合。這就產生較高的表面速度，同 時增加了邊界層流的能量。因此，要導致氣流分離就需要更強烈的衝擊波。

    衝擊波

當飛機飛行在亞音速速度時，飛機前面的空氣通過音速傳播的壓力變化而知道後面有飛機要來。因為這個預告，在飛機到達前空氣開始朝兩邊移動，這樣讓飛機很容易的通過。當飛機速度達到音速時，飛機前面的空氣就不能預告飛機的到來了，因為飛機總是以相同的速度跟隨自己的壓力波。更合適的說法是，在飛機前面的空氣粒子的擠壓導致飛機前面氣流速度的急劇下降，相應的增加了空氣壓力和密度。

  當飛機速度增加超過聲音速度是，受壓縮的空氣的壓力和密度繼續增加，飛機前面受壓縮的區域持續的擴大範圍。在氣流中的某一點，空氣粒子完全不受擾動，不能提前預知飛機的接近，在緊接著的瞬間，相同的空氣粒子被迫承受溫度、壓力、密度和速度突然劇烈的變化。

  未受擾動的空氣和受壓縮的空氣區域之間的邊界稱為衝擊或者壓縮波。

  無論何時方向不變的超音速流降低到亞音速流都會形成相同類型的波，例如當氣流在機翼的拱形部分加速到音速，然後在通過最大拱形區域後降低到亞音速。將會在超音速和亞音速範圍的邊界形成衝擊波。

  無論何時，形成和氣流垂直的衝擊波稱為正常衝擊波，緊隨衝擊波之後的氣流是亞音速的。

  通過正常衝擊波的超音速氣流將發生這些變化：

氣流減速到亞音速 

緊隨衝擊波之後的氣流方向不變

波之後氣流的靜壓和密度大大增加

氣流的能量(用總壓表示，等於動壓加靜壓)大大降低

  衝擊波結構導致阻力增加。衝擊波的主要影響之一就是緊隨波之後形成厚的高壓力區域。 高壓區域的不穩定性，和氣流通過衝擊波時它的速度能量部分的轉換成為熱量，這是阻力增加的部分因素，但是氣流分離引起的阻力要大的多。如果衝擊波很強烈邊 界層可能沒有足夠的動能來阻止氣流分離。在跨音速區域由於衝擊波結構和氣流分離導致的阻力稱為波阻力。當速度超過臨界馬赫數大約10%的時候，波阻力急劇 增加。這樣就需要增加相當大的推力以增加飛行速度來跨越這個點進入超音速區域，這個區域依賴於翼形和迎角，邊界層可能再次附著在機翼上。

  正常衝擊波首先在機翼的上表面形成。然而，隨著馬赫數的進一步增加，上表面的超音速區域會擴大，在下表面形成另外一個超音速流區域和一個正常衝擊波。當飛行速度接近聲速時，超音速流的區域繼續擴大，衝擊波向後移動靠近機翼後緣。如圖4-59。

伴隨阻力增加出現的是抖振(稱為馬赫抖振)，配平和穩定性，以及控制力有效性的降 低。氣流分離導致下洗流的損失和機翼上壓力中心的位置變化，進而使升力損失。氣流分離在機翼後面產生的湍流尾流使得飛機尾部控制面振動。水準尾翼提供的機 頭上仰和下俯配平控制和機翼後面的下洗流有關。這樣，減弱的下洗流降低了水準尾翼的配平控制有效性。機翼壓力中心的運動影響機翼的配平力矩。如果壓力中心 向後移動，就會產生稱為馬赫俯衝(Machtuck)或者突然下俯(tuck under)運動，如果中心向前移動，就會產生機頭上仰運動。這是很多渦輪機動力飛機發展T 形尾翼結構的主要原因，它把水準尾翼面安裝的盡可能遠離機翼產生的湍流。

    後掠角

跨音速飛行的大多數困難都和衝擊波誘導的氣流分離有關。任何延遲或者減輕衝擊波引起的氣流分離的方法都會改進氣動性能。一個方法是機翼的後掠角。後掠角理論基於一個認識，即影響壓力分佈和衝擊波形成的只有垂直於機翼前緣的氣流分量。如圖4-60。

在直線機翼的飛機上，氣流呈90 度角衝擊機翼的前緣，它的全部衝擊產生壓力和升力。同樣的氣流衝擊後掠角形機翼時的角度小於90 度。後掠翼上的氣流會讓機翼”認為”自己飛行的比真實速度慢，因此衝擊波的形成就被延遲了。機翼後掠角的優勢包含增加了臨界馬赫數，力發散馬赫數，阻力最 高點的馬赫數。換句話說，後掠角推遲了壓縮性影響的發生。

  導致阻力係數急劇變化的馬赫數稱為力發散馬赫數，對於大多數機翼而言，通常超過臨界 馬赫數的5%到10%。在這個速度，衝擊波結構引起的氣流分離引發阻力，升力或者配平力矩係數的重大變化。除了延遲壓縮影響的發生外，後掠角海降低了阻 力，升力或者力矩係數變化幅度。也就是說，後掠角的應用會”軟化”力發散。

  後掠翼的一個缺點是它們趨於在翼尖失速而不是在機翼根部失速。如圖4-61。這是因 為邊界層趨於沿翼展方向朝翼尖流動，然後在靠近前緣處分離。因為後掠翼的翼尖處於機翼的後面部分(位於升力中心之後)，翼尖失速會導致升力中心在機翼上向 前移動，迫使機頭進一步抬升。當機翼後掠和錐形結合時，翼尖失速的趨勢最大。

失速狀態可能由於T 形尾翼配置而變的更加嚴重，T 形尾翼在尾部翼面發生振動的時候提供的失速前告警很少或者沒有。如圖4-62。

T 形尾翼處於機翼伴流之上，即使機翼開始失速時，也仍然有效，會讓飛行員無意識的驅動機翼以大得多的迎角進入更嚴重的失速。如果水平尾翼控制面沉沒在機翼伴 流中，升降舵將完全失去效能，將不可能通過降低配平姿態而改出失速。在失速前和即刻失速後狀態，後掠翼飛機的升力/阻力性質會導致飛行航跡愈加下降且飛行 姿態不變，迎角進一步增加。這種情況下，沒有可靠的迎角資訊，逐漸加速的俯衝配平姿態不能保證失速改出已經有效，這時的升降舵向上運動只能讓飛機失速。

  在極端抬頭姿態失速時的機頭惡意上仰使失速改出困難而激烈是T 型尾翼飛機的一個特性。

  操縱杆推進器禁止這種類型的失速。大約在失速速度的一節之上，預先程式設計的操縱杆 力自動地向前移動操縱杆，阻止失速的發展。也可能會有一個重力加速度限制器配合這個系統來阻止操縱杆推進器引起的機頭下俯產生的飛機負載過量。【操縱杆推 進器是幫助克服失速的，所以要設定向前推操縱杆以降低機頭，但是又可能使得機頭降低過量引起載荷因數增加，所以加速度限制器又是阻止機頭過分降低而引起飛 機超載。】 另外，當空速超出失速速度5%-7%時操縱杆振動器會提供失速告警。

    馬赫振動邊界層

到目前為止，只講解了過大速度引起的馬赫振動。必須記住，馬赫振動是機翼上氣流速度 的一個函數，而不一定是飛機的速度。任何時候不管機翼上過大的升力是由過快的空速還是由接近最大運行速度時的過高迎角引起的，都會發生高速振動。但是，也 有些時候在低得多的速度時發生振動，稱為“低速馬赫振動”。

  能導致低速馬赫振動的最可能情況是 飛機由於它的重量和高度迫使其處於大迎角飛行而速度太低時。這個非常高的迎角將會把機翼上表面的氣流速度增加到同一點，這一點和高速振動中的衝擊波和振動 效應是一樣的。在無論是低速還是高速邊界層，機翼的迎角對於引發馬赫振動有最大的影響。在增加迎角的條件下，機翼上的氣流速度和馬赫振動的變化如下： 

高高度 –飛機飛的越高，空氣越稀薄，就需要越大的迎角來產生維持水準飛行的升力 

大的重量-飛機越重，機翼就需要更大的升力，如果其它條件不變，那麼就需要更大的迎角。

G 載荷-飛機G 載荷的增加和重量的增加有相同的效果。無論G 力的增加是因為轉彎，猛烈的控制或者湍流，增加機翼迎角的效果是相同的。

  飛行控制

在高速飛機上，飛行控制分為主要飛行控制(primary flight control)和輔助飛行控制（secondary flight control）。主要飛行控制是控制飛機沿俯仰，側滾，和偏航3 軸的運動。它們包含副翼，升降舵和方向舵。輔助飛行控制包含配平片，前緣襟翼，後緣襟翼，擾流板以及前緣縫翼(slat)。

  擾流板用在機翼的上表面來擾流或降低升力。對於高速飛機，由於它們明顯的低阻力設計而使用擾流板作為速度制動器(speed brake)來降低速度。飛機接地後擾流板立即伸出來釋放升力，因此飛機的重量就從機翼轉移到輪子上，能夠得到更好的制動性能。如圖4-63。

噴氣運輸飛機有小的副翼。副翼的空間是有限的，因為機翼的後緣要盡可能的滿足後緣襟翼的需要。另一個原因是常規大小的副翼在高速飛行時會導致機翼扭曲變形。由於副翼必定很小，擾流板就配合它來提供額外的側滾控制。

  一些噴氣運輸飛機有兩組副翼；一對是外側的低速副翼，和一對高速的內側副翼。當襟翼在起飛後完全收起時，外側副翼自動的鎖定在成流線型位置。

  當用於側滾控制時，向上伸出副翼一側的擾流器降低這一側的升力，導致機翼下降。當擾 流板作為速度制動器伸出時，它們仍然可以用於側滾控制。如果它們是差動型的，將會在一邊進一步伸出而另一邊收進。如果它們是非差動型的，將會在一邊進一步 伸出，而另一邊不再收進。當作為速度制動而完全伸出是，非差動型擾流器仍然伸出，不增補副翼。

  為得到一個氣流不分離的平穩失速和較高迎角，飛機機翼前緣應該有一個良好的圓整形差不多是鈍形的，這樣氣流就可以在大迎角時依附前緣。使用這個形狀，氣流分離將會從機翼後緣開始，隨著迎角增加而逐漸的向前移動。

  尖角的前緣對於高速飛行必定導致突然失速，限制後緣襟翼的使用，因為氣流不能沿機翼前緣的尖銳曲線流動。在中等迎角時，氣流趨於從上表面放鬆破裂，更合適的說法是突然破裂。

  為利用後緣襟翼，因此增加最大升力係數，機翼必須迎角更大而沒有氣流分離。因此，前 緣的狹槽，前緣縫翼，和襟翼用於改進起飛，爬升和著陸時的低速特性。儘管這些裝置不像後緣襟那樣強大，當時使用完全翼展和高升力後緣襟翼結合使用時它們是 有效的。在這些高級的高升力裝置説明下，氣流分離被延遲，最大升力係數(Clmax)有相當可觀的增加。實際上，失速速度降低50 節並不是難得的。

  大型噴氣運輸飛機的運行要求使大幅度的俯仰調整變化成為不可避免的。這些要求的部分如下： 

大的重心範圍要求 

覆蓋大的速度範圍的要求 

處理由於機翼前緣和後緣高升力裝置的大配平變化而不限制升降舵餘量大小的要求 

配平阻力降低到最小

  通過使用一個可變安裝角的水平穩定起來滿足這些要求。固定尾翼飛機的大俯仰平衡變化需要升降舵有大的偏轉。在這些大的偏轉中，小的升降舵運動保持在相同方向。可變安裝角水平尾翼設計用於獲得俯仰配平變化。水平尾翼比升降舵大，從而就不需要大角度移動。這就讓升降舵通過全範圍的上下運動而流線化飛機尾部。可變安裝角的水平尾翼可以被設定來處理大量的配平控制請求，而升降舵處理其它請求。在裝配了可變安裝角的水平尾翼飛機上，升降舵更小，也比它在固定尾翼飛機上的效用更低。和其它飛行控制相比，可變安裝角水平尾翼的效果是非常強大的。飛行機組人員必須完全理解和掌握它的使用和影響。

  由於噴氣式運輸飛機的尺寸和高速度，移動控制面所要求的力會超過飛行員的力氣。因 此，控制面是由液壓或者電動單元驅動的。移動駕駛艙內的控制裝置就會把需要的控制角信號發出去，動力單元會決定控制面的實際位置。在動力單元完全失效時， 控制面的運動可以通過手工的調節控制片而起作用。移動控制片來擾亂(upset)導致控制面運動的氣動平衡。

資料來源: 民航局 - FAA 飛行員航空知識手冊(2003 中譯本)

FAA Pilot's Handbook of Aeronautical Knowledge 2008

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[飞行手册]-飞行原理

本章讨论飞行中支配作用于飞机上力的基本物理定律，以及这些自然定律和力对飞机性能特性的影响。为了胜任的控制飞机，飞行员必须理解涉及的原理，学会利用和抵制这些自然力。

现代通用航空飞机可能有相当高的性能特性。因此，飞行员充分领会和理解飞行技术所依赖的原理是越来越必要的。

大气结构

飞行所处的大气是环绕地球并贴近其表面的一层空气包层。它是地球的相当重要的一个组成部分，就像海洋或者陆地一样。然而，空气不同于陆地和水是因为它是多种气体的混合物。它具有质量，也有重量，和不确定的形状。

空气象其它任何流体一样，由于分子内聚力的缺乏，当受到非常微小的压力时就会流动和改变它的形状。例如，气体会充满任何装它的容器，膨胀和传播直到其外形达到容器的限制。

大气的组成是由78％的氮气，21％的氧气以及1％的其它气体，如氩气和氦气。由于部分元素比其它的重，较重的气体如氧气有个天然的趋势，会占据地球的表面。而较轻的气体会升到较高的区域。这就解释了为什么大多数氧气包含在35000 英尺高度以下。

因 为空气有质量也有重量，它是一个物体，作为一个物体，科学定律会向其它物体一样对 气体起作用。气体驻留于地球表面之上，它有重量，在海平面上产生的平均压力为每平方英寸14.7 磅，或者29.92 英寸水银柱高度。由于其浓度是有限的，在更高的高度上，那里的空气就更加稀薄。由于这个原因，18000 英尺高度的大气重量仅仅是海平面时的一半。如图 3－1

大氣壓力

儘管有多種壓力，這裡的討論主要涉及大氣壓力。它是天氣變化的基本因素之一，幫助提升飛機，也驅動飛機裡的某些重要飛行儀錶。這些儀錶是高度儀、空速指示儀、和爬升率指示儀、和進氣壓力錶。

  雖然空氣很輕，也受重力吸引的影響。因此，和其它物質一樣，由於有重量，就產生了力量。

  由於它是流體物質，朝各個方向施加的力是相等的，它作用於空氣中物體的效果就是壓力。

  在海平面的標準條件下，由於大氣重量而施加於人體的平均壓力大約 14.7lb/in。空氣密度對飛機的性能有重大的影響。如果空氣密度變低，1)飛機會降低動力，因為發動機吸收更少的空氣，2)降低推力，因為螺旋槳在 稀薄的空氣力更低效，3）降低升力，因為稀薄的空氣對機翼施加的力量更小。

  壓力對密度的影響

由於空氣是氣體，它可以被壓縮或者膨脹。當空氣被壓縮時，一定的容積可以容納更多的 空氣。相反的，當一定容積上空氣的壓力降低時，空氣會膨脹且佔據更大的空間。那是因為較低壓力下的最初空氣體積容納了更少質量的空氣。換句話說，就是空氣 密度降低了。事實上，密度直接的和壓力成比例。如果壓力增倍，密度也就增倍，如果壓力降低，密度也就相應的降低。這個說法只在恒定溫度條件下成立。

  溫度對密度的影響

增加一種物質的溫度的效果就是降低其密度。相反的，降低溫度就有增加密度的效果。這樣，空氣密度就和絕對溫度成反比例變化。這個說法只在恒定壓力的條件下成立。

  在大氣中，溫度和壓力都隨高度而下降，對密度的影響是相反的。然而，隨著高度的增加壓力非常快的下降是占主要影響的。因此，可以預期密度是隨高度下降的。

  濕度對密度的影響

前面段落的敘述都假設空氣是完全乾燥的。實際上，空氣從不是完全乾燥的。空氣中的少 量水蒸氣在特定情況下幾乎可以忽略，但是在其它條件下濕度可能成為影響飛機性能的重要因素。水蒸氣比空氣輕，因此，濕空氣比干空氣要輕。在給定的一組條件 下，空氣包含最多的水蒸氣則其密度就最小。溫度越高，空氣中能包含的水蒸氣就越多。當對比兩個獨立的空氣團時，第一個溫暖潮濕（兩個因素使空氣趨於變輕） 的和第二個寒冷乾燥(兩個因素使得空氣變重)的氣團，第一個的密度必定比第二個低。壓力、溫度和濕度對飛機性能有重要的影響，就是因為它們直接影響空氣密 度。

  運動和力的牛頓定律

在17 世紀，哲學家和數學家 牛頓提出了三個基本的運動定律。他在這樣做的時候腦子裡確定無疑的沒有飛機這個概念，但是幾乎所有已知的運動都可以回到這三個定律。這些定律以牛頓的名字命名如下：

  牛頓第一定律(慣性定律)：一個靜止的物體有維持其靜止狀態的特性，運動中的物體有維持其原有速度和方向的特性。

  簡而言之，本質上，一個物體一直保持其運動狀態直到有外界力量改變它。停機坪上的靜 止飛機會一直保持靜止除非施加一個足夠強的克服其慣性的力。然而，一旦其開始運動，它的慣性會讓它保持運動，克服施加於飛機上的各種其它力量。這些力量或 推動其運動，或減慢其速度，或改變它的方向。

  牛頓第二定律(運動定律)：當一個物體收到一個恒定力的作用時，其加速度和物體的品質成反比，和物體的所施加的力成正比。

  這裡所涉及的就是克服牛頓第一定律的慣性的因素。其包含方向和速度的改變，有兩層含義：從靜止到運動（正加速度）和從運動到停止（負加速度或者減速）。

  牛頓第三定律(作用與反作用定律)：無論何時一個物體對另一個物體施加力量，那麼另一個物體也對這個物體施加力量，這個力的大小是相等的，而方向是相反的。

  開火時槍的反作用力是牛頓第三定律的形象化例子。游泳冠軍在折回時對游泳池壁施加反 作用力，但是現象都表現了這個定律。飛機上，螺旋槳轉動向後推動空氣，所以，空氣向相反的方向推螺旋槳－飛機前進。在噴氣式飛機上，發動機向後推動熱空氣 氣流，作用於發動機的反向等大小的作用力推動發動機，使得飛機前進。所有交通工具的運動都形象的演示了牛頓第三運動定律。

    馬格努斯效應(Magnus Effect)

通過觀察氣流中旋轉的圓柱可以很好的解釋升力的原因。靠近圓柱的局部速率由氣流速度和圓柱的旋轉速率共同決定，距離圓柱越遠其速率越低。對於圓柱，頂部表面的旋轉方向和氣流方向一致，頂部的局部速率高，底部的速率低。

  如圖3－3 所示，在A 點，氣流線在分支點分開，這裡有個停滯點；一些空氣向上，一些空氣向下。另一個停滯點在B 點，兩個氣流匯合，局部速度相同。現在圓柱面前部有了升流，後面有降流。

表面局部速度的差別說明壓力的不同，頂部壓力比底部低。低壓區產生向上的力稱為“馬格努斯效應”。這種機械降低的迴圈演示了旋轉和升力之間的關係。

  正迎角的機翼產生的氣流使得機翼尾部的停滯點稱���尾部邊緣的尾巴，而前面的停滯點前到機翼邊緣的下方。

  壓力的伯努利原理

牛頓發表其定律的半個世紀之後，一個瑞士數學家伯努利先生解釋了運動流體(液體或者氣體)的壓力是如何隨其運動速度而變化的。特別的，它說道運動或者流動的速度增加會導致流體壓力的降低。這就是空氣通過飛機機翼上曲面所發生的。

  可以使用普通管子裡的水流來作個模擬。在恒定直徑的管子中流動的水對管壁施加一致的 壓力；但是如果管子的一段直徑增加或者降低，在那點水的壓力是肯定要變化的。假設管子收縮，那麼就會壓縮這個區域裡的水流。假設在一樣的時間流過收縮部分 管子的水量和管子收縮前是一樣的，那麼這個點的水流速度必定增加。

  因此，如果管子的一部分收縮，它不僅增加流速，還降低了所在點的壓力。流線型的固體(機翼)在管子中同一點也會得到類似的結果。這個一樣的原理是空速測試和機翼產生升力能力分析的基礎。

  伯努利定理的實踐應用是文氏管。文氏管的入口比喉部直徑大，出口部分的直徑也和入口一樣大。在喉部，氣流速度增加，壓力降低；在出口處氣流速度降低，壓力增加。如圖3－5

機翼設計

在討論牛頓和伯努利的發現的章節裡，我們已經一般性的討論了飛機比空氣重而機翼為什麼能夠維持飛行的問題。或許這個解釋能夠最好的簡化為一個最基本的概念，升力就是機翼上空氣流動的結果，或者用日常語言來說，就是因為機翼在空氣中的運動。

  由於機翼利用其在空氣中的運動產生力量，下面會討論和解釋機翼結構以及前面討論的牛頓和伯努利定律的材料。

  機翼是一種利用其表面上運動的空氣來獲得反作用力的結構。當空氣收到不同的壓力和速 度時，其運動方式多種多樣。但是這裡討論的是限於飛行中飛行員最關心的那些部分，也就是說機翼是用來產生升力的。看一下典型的機翼剖面圖，如機翼的橫截 面，就可以看到幾個明顯的設計特徵。如圖3－6

請注意機翼的上表面和下表面的彎曲(這個彎曲稱為拱形)是不同的。上表面的彎曲比下 面的彎曲更加明顯，下表面在大多數具體機翼上是有點平的。在圖3－6 中，注意機翼剖面的兩個極端位置的外觀也不一樣，飛行中朝前的一端叫 前緣(Leading edge)，是圓形的，而另一端叫尾緣(Trailing edge)，相當的尖，呈錐形。

  在討論機翼的時候經常使用一條稱為翼弦線(Chord line)的輔助線，一條劃過剖面圖中兩個端點前緣和後緣的直線。翼弦線到機翼上下表面的距離表示上下表面任意點的拱形程度。另一條輔助線是從前緣劃到後緣的，叫“平均彎度線(Mean camber line)”。意思是這條線到上下表面輪廓是等距離的。

  機翼的構造通過成形來利用空氣的對應於特定物理定律的作用使得提供大於它的重量的作用力。它從空氣獲得兩種作用力：一種是從機翼下方空氣產生的正壓升力，另外就是從機翼上方產生的反向壓力。

  當機翼和其運動方向成一個小角度傾斜是，氣流衝擊相對較平的機翼下表面，空氣被迫向下推動，所以導致了一個向上作用的升力，而同時衝擊機翼前緣上曲面部分的氣流斜向上運動。

  也就是說，機翼導致作用於空氣的力，迫使空氣向下，同時也就提供了來自空氣的相等的反作用力，迫使機翼向上。如果構造機翼的形狀能夠導致升力大於飛機的重量，飛機就可以飛起來。

  然而，如果所有需要的力僅僅來自於機翼下表面導致的空氣偏流，那麼飛機就只需要一個 類似風箏的平的機翼。當然，情況根本不是這樣；在特定條件下被擾亂的機翼尾部氣流會足夠導致飛機失去速度和升力。支撐飛機所需力的平衡來自機翼上方的氣 流。這裡它是飛行的關鍵。大部分升力來自機翼上部氣流的下洗流( 因機翼所產生的下降氣流) 的結果，這個事實必須透徹的理解才能繼續深入的研究飛行。然而，給機翼上表面產生的力和下表面產生的力指定一個具體的百分比是既不正確也達不到實際目的。 這些(來自上下表面的力以及它們的比例)都不是恒定值，它們的變化不僅取決於飛行條件還和不同的機翼設計有關。

  應該明白不同的機翼有不同的飛行特性。在風洞和實際飛行中測試了成千上萬種機翼，但是沒有發現一種機翼能夠滿足每一項飛行要求。重量、速 度和每種飛機的用途決定了機翼的外形。很多年前人們就認識到產生最大升力的最有效率的機翼是一種有凹陷的下表面的勺狀機翼。後來還認識到作為一種固定的設 計，這種類型的機翼在產生升力的時候犧牲了太多的速度，因此不適合於高速飛行。然而，有一個需要說明的有趣事情，通過工程上巨大的進步，今天的高速噴氣機 又開始利用勺狀機翼的高升力特性這個優勢。前緣襟翼(Leading edge flap)和後緣襟翼(Flap)從基本機翼結構向外延伸時，直接的把機翼的外形變化為經典的勺狀形態，這樣就能夠在慢速飛行條件下產生大的多的升力。

  另一方面，特別流線型的機翼有時候風阻力很小，沒有足夠的升力讓飛機離地。這樣，現代飛機機翼在設計上採取極端之間的中庸，外形根據飛機的設計需要而變化。圖3－7 顯示了部分更加普遍的機翼剖面。

低壓在上

在一個風洞或者飛行中，機翼僅僅是插入到空氣流中的流線型物體。如果機翼剖面是淚珠 型外形，流過機翼上下表面兩邊的空氣速度和壓力的變化是一樣的。但是如果淚珠狀機翼沿縱向切去一半，就可以產生構成基本機翼剖面的外形。如果機翼有傾角， 氣流就以一個角度(迎角，也叫迎角)衝擊它，由於上表面的彎曲引起運動距離的增加，導致機翼上表面移動的空氣分子就被迫比沿下表面移動的分子更快。速度的 增加降低了機翼上部的壓力。

  伯努利壓力原理本身沒有解釋機翼上表面的壓力分佈情況。後面將介紹流經靠近機翼曲面的不同路徑上空氣衝力的影響。圖2－7

衝力是一種使物體運動方向或大小改變的阻力。當一個物體受力在環形路徑上運動時，它 產生一個背向曲線路徑中心的阻力。這是“離心力”。當空氣粒子在曲線路徑AB 上運動時，離心力趨向于把粒子向AB 之間箭頭的方向上拋，這樣就導致空氣在對機翼前緣施加正常壓力之外還有別的力。但是當空氣粒子通過B 點(路徑彎曲的反轉點)之後，離心力趨向於把它們往BC 之間的箭頭方向上拋(導致機翼上壓力降低)。這個效應一直維持到空氣粒子到達C點，C 點是第二個氣流彎曲反轉點。離心力再一次反轉，空氣粒子會趨向於給機翼尾部邊緣在正常壓力之外稍微多加一點力，如圖中CD 之間短箭頭所示。

所以，機翼上表面的空氣壓力是分散式的，前緣所受的壓力比周圍的大氣壓力大的多，導致了前進運動的強大阻力；但是在上表面的很大一部分(B 點到C 點)空氣壓力小於周圍的大氣壓力。

就像應用伯努利原理的文氏管中所看到的，機翼上表面空氣的加速引起壓力的下降。這個較低的壓力是總升力的一部分。然而，機翼上下表面壓力差是總升力的唯一來源的設想是錯誤的。

  還必須記住和較低壓力有關的是下洗力－機翼頂部表面向下向後的氣流。就像在前面對空氣動態作用相關的討論中看到的那樣，氣流衝擊機翼的下表面，向下向後的氣流的反作用力是向前向上的。機翼上表面和下表面適用一樣的反作用力，牛頓第三定律再次得到體現。

  高壓在下

在討論和升力相關的牛頓定律章節裡，已經討論了機翼下方的壓力條件特定大小的壓力是 如何生成的。機翼下方的正壓力在迎角較大時也相應增加。但是氣流的另一方面也必須考慮。在靠近前緣的點，實際上氣流是停滯的(停滯點)，然後逐漸的增加速 度。在靠近尾緣的某些點，速度又變到和機翼上表面的速度相同。遵循伯努利原理，機翼下方的氣流速度較慢，產生了一個支撐機翼的正壓力，當流體速度下降時， 壓力必定增加。基本上，由於機翼上下表面的壓力差的增加，因此機翼上增加的總升力會導致下表面壓力沒有增加。無論何時機翼產生的升力中伯努利原理和牛頓定 律都生效。

  液體流動或者氣體流動是飛機飛行的基礎，也是飛機速度的產物。由於飛機的速度影響飛機的升力和阻力，所以對飛行員非常重要。飛行員在最小滑翔角，最大續航力和很多其它飛行機動中使用空速飛行。空速是飛機相對於所飛過的空氣的速度。

壓力分佈

從風洞模型和實際大小的飛機上所作的試驗上，已經確知在不同迎角的機翼表面氣流中， 表面的不同區域壓力有負的（比空氣壓力小）也有正的(比空氣壓力大)。上表面的負壓產生的力比下表面空氣衝擊機翼產生的正壓得到的力更大。圖3－8 顯示了三個不同迎角時沿機翼的壓力分佈。通常，較大迎角時壓力中心前移，小迎角時壓力中心後移。在機翼結構的設計中，壓力中心的移動是非常重要的，是因為 其影響大迎角和小迎角時作用於機翼結構上的空氣動力負荷的位置。飛機的航空動力學平衡和可控制性是由壓力中心的改變來控制的。

  壓力中心是通過計算和機翼迎角在正常的極值範圍內變化的風洞測試得到的。當迎角變化時，壓力分佈特性也就不同。

  圖3－8 所示，在每個迎角時正負壓力加總得到合力。總合力用圖2－9 中的合力向量來表示。

這個力向量應用的點在術語上稱為 “壓力中心CP”。對於任意給定的迎角，壓力中心在合力向量和絃線的焦點位置。這個點用機翼弦的百分比來表示。對於一個60 英寸弦的30％位置的壓力中心點即機翼後緣的18 英寸位置。設計者這樣設計機翼的時候，壓力中心就在飛機的重心，飛機總會平衡。然而，壓力中心的位置隨機翼迎角的變化而改變，這樣困難就出現了。如圖 3－8

在飛機的正常飛行姿態範圍內，如果迎角增加，壓力中心就向前移動；反之則後移。因為 重心固定在一點，很明顯，迎角增加時，升力中心朝重心的前面移動，產生一個抬升機頭的力，或者增加多一點迎角。另一方面，如果迎角減小，升力中心後移，趨 向於迎角減小很多。這樣就可以看到，正常的機翼是內在不穩定的，這樣就必須增加一個額外的輔助設備如水準尾翼來維持飛機縱向平衡。

  所以飛行中的飛機平衡取決於重心和機翼壓力中心的相對位置。經驗已經表明重心在機翼弦線的20％附近的飛機可以獲得平衡和滿意的飛行。

  錐形的機翼表明了翼展範圍內翼弦的多樣性。指定某弦線其平衡點可以被表示開始變得有必要。這個弦即知名的平均空氣動力弦(MAC),通常定義為假設的非錐形機翼的弦，它和被討論的機翼有相同的壓力中心特性。

  飛機的載荷和重量分佈也影響重心的位置而產生額外的力，進而影響飛機的平衡。

資料來源: 民航局 - FAA 飛行員航空知識手冊(2003 中譯本)

FAA Pilot's Handbook of Aeronautical Knowledge 2008

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[飞行手册]-飞机结构

根据美国联邦法规全书14 款第一部分的定义和缩写，飞行器( Aircraft ) 是一种用于或者可用于飞行的设备。根据飞行员认证的飞行器分类有飞机(Airplane)，直升机、气球类、动力升力类，以及滑翔机。还定义了飞机( Airplane) 是由发动机驱动的，比空气重的固定翼飞行器，在飞行中由作用于机翼上的动态空气反作用力支援。本章简单介绍飞机和它的主要组成部分。

主要组成部分

尽管飞机可以设计用于很多不同的目的，大多数还是有相同的主要结构。它的总体特性大部分由最初的设计目标确定。大部分飞机结构包含机身(Fuselage)、机翼(Wing)、尾翼(Empennage)、起落架(Landing Gear)和发动机(Powerplant)。如图 2－4

机 身包含驾驶舱和/或客舱，其中有供乘客使用的坐位和飞机的控制装置。另外，机身可 能也提供货舱和其它主要飞机部件的挂载点。一些飞行器使用开放的桁架结构。桁架型机身用钢或者铝质管子构造。通过把这些管子焊接成一系列三角形来获得强度 和刚性，成为桁架结构。图2-5 就是华伦桁架。

  华伦桁架结构中有纵梁(Stringers)、斜管子(Structs)和竖直的管子(Longeron)单元。为降低重量，小飞机一般使用铝合金管子，可能是用螺钉或者铆钉通过连接件铆成一个整体。

随着技术进步，飞行器设计人员开始把桁架单元弄成流线型的飞机以改进性能。在最初使用布料织物来实现的，最终让位于轻金属比如铝。在某些���况下，外壳可以支援所有或者一主要部分的飞行载荷。大多数现代飞机使用称为单体构造或者半单体构造的加强型外壳结构。

单 体构造设计使用加强的外壳来支援几乎全部的载荷。这种结构非常结实，但是表面不能 有凹痕或者变形。这种特性可以很容易的通过一个铝的饮料罐来演示。你可以对饮料罐的两头施加相当的力量管子不受什么损坏。然而，如果罐壁上只有一点凹痕， 那么这个罐子就很容易的被扭曲变形。实际的单体造型结构主要由外壳(Skin)、隔框(Former)、隔壁(Bulkhead)组成。隔框和隔壁形成机身的外形。如图2－14

由于没有支柱，外壳必须足够的坚固以保持机身的刚性。这样，单体造型结构有一个重要的问题，在保持重量在允许的范围内同时要维持足够的力量。由于单体设计的限制，今天的大多数飞机使用半单体造型结构。

半单体造型结构使用飞机外壳可以贴上去的亚结构，亚结构由隔框和不同尺寸的隔壁以及桁条组成，通过来自机身的弯曲应力来加固加强的外壳。机身的主要部分也包括机翼挂载点和防火隔板。如图2－14

  在单发动机飞机上，发动机一般附加在机身的前端。在发动机后面和驾驶舱或客舱之间有防火部分以保护飞行员或乘客受到发动机火焰的伤害。这部分称为防火隔壁，一般由阻热材料如不锈钢制成。

机翼

  机翼是连接到机身两边的翅膀，也是支持飞机飞行的主要升力表面。很多飞机制造商设计了多种不同的机翼样式，尺寸和外形。每一种都是为了满足特定的需要，这些需要由具体飞机的目标性能决定。下面的章节将解释机翼是如何获得升力的。

  机翼可以安装在机身的上、中、或较低部分，分别称为高翼、中翼、低翼设计。机翼的数量也可以不同。有一组机翼的飞机称为单翼机(Monoplane)，有两组机翼的飞机称为双翼飞机(Biplane)或者复翼飞机。

如图2－6

许多高翼飞机有外部支柱，或者机翼支杆，它可以通过支杆把飞行和着陆负荷传递到主机 身结构。由于支杆一般安装在机翼突出机身的一半位置上，所以这种类型的机翼结构也叫半悬臂机翼。少数高翼飞机和多数低翼飞机用全悬臂机翼不用外部支杆来承 载负荷。机翼的主要结构部件有翼梁(Spar)、翼肋(Ribs)、桁条(Stringer)。如图2－7

这些都通过支杆、工字型梁、管子、或其它设备包括外壳而加固。翼肋决定了机翼的外形和厚度。在大多数现代飞机上，油箱也是机翼的一个组成部件。或者由灵活的安装在机翼里的容器组成。

  安装在机翼后面的或者尾部和边缘的是两种类型的控制面，称为副翼(Aileron) 和襟翼(Flap)(如图2－8)。副翼大约从机翼的一半处向外伸出，以利于创造使得飞机侧滚的反方向移动和倾斜的空气动力。襟翼从靠近机身中点处向外伸 出。襟翼在巡航飞行时通常是和机翼表面齐平的。当向外伸出时，襟翼同时向下延伸以在起飞或者着陆时增加机翼的升力。

  尾翼

飞机尾巴部分的正确名字叫尾翼(Empennage)。尾翼包括整个的尾巴部分，由固定翼面如垂直尾翼(Vertical stabilizer)和水平尾翼(Horizontal stabilizer)组成。可活动的表面包括方向舵(Rudder)、升降舵(Elevator)，一个或者多个配平片(Trim tabs)。如图2－10

第二种尾翼的设计不需要升降舵。相反，在中央的铰链点安装一片水平尾翼，铰链轴是水 平的。这种类型的设计叫全动式水平尾翼，使用控制轮移动，就像使用升降舵一样。例如，当你向后拉控制杆时，水平尾翼转动，拖尾边缘向上运动。水平尾翼还有 一个沿尾部边缘的防沉降片(Antiservo tab)。如图2－11

防沉降片的运动方向和水平尾翼尾部边缘的运动方向一样。防沉降片也作为减轻控制压力的配平片，帮助维持水平尾翼在需要的位置。

垂直方向舵安装在垂直尾翼的后部。飞行时，它用于使得飞机头部向左或者向右运动。在飞行转弯时，垂直方向舵需要和副翼配合使用。升降舵安装在水平尾翼的后面，用于控制在飞行中飞机的头部向上或者向下运动。

配平片是位于控制面的尾部边缘可活动的一小部分。这些可活动的配平片，从驾驶舱控制，降低控制压力。配平片也可以安装在副翼，方向舵和/或升降舵。

  起落架

起落架是飞机停放，滑行，起飞或者着陆时的主要支撑部分。大多数普通类型的起落架由轮子组成，但是飞机也可以装备浮筒以便在水上运作，或者用于雪上着陆的雪橇。如图2－12

起落架由三个轮子组成，两个主轮子，以及一个可以在飞机后面或者前面的第三个轮子。 使用后面安装第三个轮子的起落架称为传统起落架。传统起落架的飞机有时候是指后三点式飞机。当第三个轮子位于飞机头部位置时称为前三点式飞机，相应的这种 设计叫前三点式起落架。可操控的前轮或者尾轮允许在地面上对飞机的全部控制。

    发动机

发动机一般包括引擎(Engine)和螺旋推进器(Propeller)。发动机的 主要作用是为螺旋推进器提供转动的动力。它也产生电力，为一些仪表提供真空源，在大多数单发动机飞机上，发动机为飞行员和乘客提供热量的来源。发动机飞机 发动机罩盖住，或者在某些飞机上，它被飞机发动机机舱包围。

发动机罩(Cowling)或者发动机机舱的作用是使得发动机周围的空气流动变得流线型，用管子引导气缸的空气来帮助冷却发动机。

安装在发动机前面的推进器把发动机的转动力量转化为称为反冲力的前向作用力，帮助飞机在空气中移动。如图2－13

资料来源: 民航局 - FAA 飛行員航空知識手冊(2003 中譯本)

FAA Pilot's Handbook of Aeronautical Knowledge 2008