一.概述

某些因素會影響航空器的性能，如：大氣、空氣動力和航空器積冰等。飛行員需正确理解這些因素，并以此為基礎，較好地預測航空器對操縱動作的反應，尤其是在 IFR 進近、等待以及在儀表氣象條件（IMC）下減速時。雖然這些因素對 VFR 的飛行員來說也比較重要，但對于那些飛 IFR 的飛行員則要求更為嚴格。原因就是儀表飛行員是完全依賴儀表的顯示來精确控制航空器的。由此可見，如果飛行員要對航空器的操縱動作做出正确地判斷， 那麼他必須首先具備紮實的空氣動力學理論基礎知識。

機翼

為了更好地理解空氣動力，飛行員需要弄明白一些與翼型相關的基礎術語。『圖 2-1』為一典型翼型圖。

翼弦是連接翼型前緣和後緣的一條直線，翼弦的長度（即從側面來測量）稱為弦長。

中弧線是一條由到上下翼面距離相等的點組成的弧線。從機翼側面看，中弧與翼弦在兩端相交。中弧線是很關鍵的，因為它與翼型的空氣動力性能好壞直接相關。而人們一般通過最大弧度（從弦線端點開始移動測量中弧和弦線對應點之間的距離）來有效地評估翼型的空氣動力特性。

二.基礎空氣動力學回顧

儀表飛行員不僅要深刻理解影響飛行中航空器性能的各種因素之間的關系及其不同點， 還需弄清在外力變化和不同操縱情況下航空器是如何做出反應的。為什麼呢？因為一些儀表飛行環境中的固有危險是不會在目視飛行中出現的，也就是說隻有儀表飛行員才會遇到這些問題。要弄清楚如何解決這些問題，就必須提到作用在飛機上的四個力以及牛頓運動學第三定律。『圖 2-2』

相對氣流：相對于翼型來說氣流的流動方向。

迎角（攻角）：飛行軌迹或相對氣流和翼弦之間的銳角。

飛行軌迹：航空器正在或将要沿其飛行的路線或軌迹。

四個力

作用在飛行中的航空器上有四個基本的作用力『圖 2-3』分别是：升力、重力、推力、阻力。

升力

升力是作用在翼型上的空氣動力合力的一個分力，它的作用方向垂直于相對氣流。相對氣流是相對于翼型的氣流流動方向。升力的作用點在平均壓力中心（CP），常稱作升力中心。應該說明一下：該點是在翼弦上的一點，所有的空氣動力都會作用在該點上。升力的大小與空速、空氣密度、翼型大小和形狀以及迎角成比例變化。在直線平飛的時候，升力等于重力。

重力

重力是地心引力表現出來的一個對航空器的拉力。它通過航空器的重心（CG）作用在航空器上，方向垂直向下。應該說明一下：重心不應與升力中心混淆，它們之間有很大的差别。在航空器下降時，重力要大于升力。

推力

推力是一個推動航空器在空氣中運動的力，可以用馬力來度量。該力平行于推力中心線，克服阻力，提供給航空器向前的速度分量。

阻力

阻力是一個純空氣動力，與相對氣流平行，一般由兩部分組成：誘導阻力和廢阻力。

誘導阻力

誘導阻力伴随升力的産生而産生，随空速的增加而增加。它是垂直于翼弦的升力在飛機運動方向上的分力。因此，如果機翼不産生升力，那麼誘導阻力為零。反之，速度越大，誘導阻力越大。

廢阻力

不是由于産生升力而引起的各類阻力的統稱叫做廢阻力。它是由飛機的表面對平滑氣流的擾動以及産生的渦流所引起的。這些阻力都不是來自于升力的産生，而是由于物體在大氣中運動造成的。廢阻力随着空速增加而增加。它包括：摩擦阻力、幹擾阻力和壓差阻力。

摩擦阻力

覆蓋航空器整個表面的是一層薄薄的空氣，稱為附面層。在該表面上的空氣分子相對于航空器表面的速度為零，然而處在這個停滞空氣分子之上的一層，卻由于接近自由流動空氣的第三層，被拖拽而向前移動。各層的速度随距航空器表面距離的增加而增加，最後達到與外部自由流動空氣相等的速度。從蒙皮表面到自由空氣速度達到的層之間的部分就是附面層。在亞音速時，累積層的厚度大概和撲克牌的厚度差不多。因為空氣具有粘性，各層之間的相對流動會産生阻力。該力阻礙飛機的運動，被稱為表面摩擦阻力。因為表面摩擦阻力與接觸面的面積相關，因此它對小飛機的影響比較小，而對大型運輸機影響非常大。

幹擾阻力

幹擾阻力是由于氣流之間互相沖撞産生渦漩、紊流，制約氣流平穩流動而産生的。例如， 在繞機身的氣流和繞機翼的氣流相遇的那些地方，一般在接近翼根處，這些氣流互相幹擾産生的阻力要大于各自産生的阻力。當把多個物體安置在飛機表面時，各個物體獨立産生的阻力之和會小于互相幹擾後産生的合阻力。

壓差阻力

壓差阻力是由于物體前後的壓力差而産生的阻力，它和航空器及其部件的形狀相關。如果某人平放一個圓盤在氣流中，那麼作用在上盤面和下盤面的氣壓是相等的。然而，氣流在流經盤子的後部時開始分離。這樣就産生了亂流，于是導緻後部的壓力減小。這樣物體的前後就産生了壓力差，于是産生了阻力。正是考慮到這一點，較新的飛機通常通過沿機身安裝水滴形的整流罩來減少亂流的産生從而減少壓差阻力。

總推力必須克服總阻力來産生向前的速度，有了速度才能産生升力。而總升力必須克服航空器的總重力，包括實際重力和尾部向下的力（用于控制航空器俯仰姿态）。掌握好航空器的這些元素與環境之間的關系，為正确判讀航空器儀表提供了理論基礎。

牛頓第一定律，慣性定律

牛頓第一定律，慣性定律：一個靜止的物體将保持靜止，一個運動的物體會保持運動的速度和方向，直到有外力作用。物體抵抗變化的力稱為慣性力。有兩個外力會一直作用在飛行中的航空器：重力和阻力。飛行員使用俯仰和推力來克服或改變這些力，從而保持預定的飛行航迹。如果飛行員在直線平飛時減小動力，航空器将會由于阻力大于推力而減速。然而， 随着航空器減速，升力也會減小，這樣會造成航空器由于重力大于升力而下降。『圖 2-4』

圖 2-4牛頓第一定律：慣性定律.

牛頓第二定律，動量定律

牛頓第二定律，動量定律：在外力的作用下， 物體會沿這外力的方向加速運動，而加速度的大小與作用力大小成正比，但與物體的質量成反比。加速度既可以表示速度的增加也可以表示速度的減小。動量定律說明了航空器改變飛行軌迹和速度的能力，而飛行軌迹和速度可通過俯仰、坡度和推力操縱來控制。加速、減速、爬升、下降以及轉彎都是平時飛行中飛行員控制加速度的實例。

圖 2-6牛頓第三定律：反作用力定律

三.大氣

大氣包裹在地球的外圍。大氣中的幹空氣包含 78%的氮氣、21%的氧氣和大約 1%的其他氣體，如氩氣、二氧化碳、和其他稀有氣體。雖然看上去很輕，但是空氣的确有重量，作用在海平面上 1 平方厘米大氣的重量大概是 1 公斤。由于重力大概有一半的大氣會聚集在離地 5.5 千米的範圍内，剩下的大氣則在超過 1600 千米的垂直範圍中散布。

空氣密度是空氣溫度和壓力共同作用的結果。空氣密度與空氣溫度成反比，與空氣壓力成正比。為了在溫度升高時保持壓力不變，密度必須減小，反之亦然。為了在壓力增大時保持溫度不變，則密度必須增加，反之亦然。這些關系為正确理解儀表顯示和航空器性能提供了理論的基礎。

大氣層

大氣分成若幹層，首先是對流層，從地面開始一直延伸到 18 千米左右。随後是平流層、中間層、電離層、熱層，最後是外逸層。對流層頂是對流層和平流層的分界線，其厚度和高度都會發生變化，但通常都符合每上升 1000 英尺溫度降低 2°C（溫度在 1°C 以上時）的标準溫度變化率。

國際标準大氣（ISA）

為了提供一個統一的國際标準，便于性能計算和參考，國際民航組織（ICAO）設立了 ICAO标準大氣。這樣，所有的儀表顯示和航空器性能規範都可以用這個标準作為參考。由于标準大氣所設定的一系列條件在現實當中是很少見的，因此飛行員需要清楚非标準大氣是如何影響儀表顯示和航空器性能的。

标準大氣中，海平面氣壓為 29.92"Hg（1013.25 百帕），溫度為 15°C（59°F）。标準氣壓減少率大概為高度每增加 1000 英尺，氣壓降低 1 英寸汞柱（33.86 百帕），直到平流層頂。由于所有航空器都是在标準大氣的環境下進行比較和評估的，因此所有的航空器所用儀器需要進行标準大氣校準。因為真實的運行環境很少能與标準大氣完全吻合，在儀表和航空性能的實際運用中必須進行某些修正。例如，在 10000ISA 中大氣壓力應該為 19.92"Hg

（29.92"-10"Hg=19.92"），同時外界溫度應為-5°C（15°C-20°C）。如果實際溫度或氣壓不等于标準大氣的計算結果，那麼必須要對性能和各種儀表顯示進行修正。

壓力高度（Pressure Altitude）

有兩種方式能夠度量出大氣對航空器性能和儀表讀數的影響：壓力高度和密度高度。此處的壓力高度是狹義地指在标準氣壓基準面（1013.25 百帕，ISA 的海平面）之上的高度，它用于統一飛行高度層（FL）的高度。在涉及航空器性能的計算中，當高度表設定為 1013.25 百帕時，高度的指示就是标準氣壓高度。而具體的高度表撥正程序，請參考 CCAR-91 部第 121 條。

密度高度（Density Altitude）

密度高度是針對非标準氣溫進行修正後的壓力高度，用于确定在非标準大氣中的空氣動力性能。密度高度随着空氣密度的減小而升高。由于密度的變化直接與氣壓和溫度相關，因此在一個給定的壓力高度條件下，可能存在一個較大的溫度變化範圍，從而引起密度發生變化。任何一個溫度和壓力高度的組合，僅有一個密度與之對應。空氣的密度對航空器以及引擎的性能有着顯著的影響。無論航空器飛行在海平面以上的真實高度是多少，同樣的密度高度對應的航空器性能是相同的。如果沒有計算圖表，密度高度可以通過估算得到，即每高于 ISA 環境 1 攝氏度就增加 120 英尺。例如：在 3000 英尺壓力高度上，ISA 環境下的溫度應為 9°C（15°C-[溫度遞減率 2°C/1000 英尺x3000 英尺=6°C]）。但是，如果實際溫度為 20°C（比 ISA 環境下的溫度 9°C 多了 11°C），那麼 11°C 的增量乘以 120 英尺等于 1320 英尺。将這個數值加到初始的 3000 英尺上，就得出了此時的密度高度為 4320 英尺（3000 英尺 1320 英尺）。

四.升力

升力的方向總是與相對氣流和航空器橫軸相垂直。事實上升力是以機翼而非地球表面作為參照的。在學習飛行操縱時，很多錯誤源于對此理解不準确。升力并非總是“向上”的。随着飛行員操縱航空器進行機動飛行時，它的方向相對于地球表面是會不斷變化的。升力的大小與空氣密度、機翼表面積和空速成正比。它也與機翼的類型和迎角密切相關。在迎角增加到臨界迎角（失速迎角）前，升力随迎角的增大而增大。此後如果迎角繼續增大将會造成升力急劇減小。因此，在傳統航空器上飛行員通過改變迎角和速度來控制升力的大小。

俯仰與動力的關系

通過『圖 2-7』我們可以看出，在控制飛行軌迹和空速時，俯仰姿态與動力之間的關系。為了保持升力不變，在速度減少的時候，航空器仰角必須增大。

圖 2-7迎角和升力之間的關系

飛行員通過控制升降舵來改變俯仰姿态及迎角大小。當向後的拉杆力作用到升降舵控制杆上時，尾部下沉同時機頭上揚，從而增大了機翼的迎角和升力。在大多數情況下，升降舵會對尾部産生一個向下的壓力， 這個壓力來自于航空器的速度産生的能量。當重心靠近航空器後部時，升降舵向下的力會減小。這會導緻用于産生向下的力的能量減小，而用于航空器性能的能量增加。

推力是通過油門來控制的，其作用是獲得或保持所需的空速。控制航空器飛行軌迹的最精确的方式是在控制俯仰的同時使用動力（推力）來控制空速。改變航空器俯仰時，為了保持升力不變，需要同時改變動力。

如果飛行員想讓航空器在高度不變的情況下加速，推力必須增加以克服阻力。随着航空器速度的增加，升力也開始增加。為了防止高度增加，俯仰姿态必須要減小，以減小仰角，保持高度。保持高度不變減速時，必須減小推力，使其小于阻力。随着速度的減小，升力随之減小。為了防止掉高度，俯仰姿态必須增大，通過增大迎角來保持高度不變。

五.阻力曲線

誘導阻力和廢阻力繪制在同一個曲線圖中時，作用在航空器的總阻力以“阻力曲線”的形式出現。『圖 2-8』中的 A 曲線圖顯示了一條基于推力和阻力的曲線，主要适用于噴氣式航空器。『圖 2-8』的 B 曲線圖則基于功率和阻力，主要适用于螺旋槳驅動的航空器。本章重點關注螺旋槳驅動的航空器的功率和阻力曲線圖。

理解阻力曲線有助于充分理解各類性能參數和航空器的各種限制。如果要保持一個不變的空速，功率必須剛好等于阻力。因此該曲線既可以是阻力曲線，也可以是所需功率的曲線。所需功率曲線表征了為了保持勻速平飛，克服阻力所需功率的大小。活塞式發動機螺旋槳的最大效率為80-88%。随着空速的增加，螺旋槳效率會逐漸提高，直至達到最高效率為止。此點之後，空速的繼續增加将會導緻螺旋槳效率降低。能産生 160 馬力的發動機實際上隻有 80%的馬力能夠轉換為可用馬力，即大約 128 馬力。剩下的能量将會損失掉。這就是推力和可用功率曲線随速度變化的規律。

圖 2-8所需推力和功率曲線

操縱區

從阻力曲線也可以看出有兩個操縱區：正操縱區和反操縱區。術語“操縱區”代表了所需功率和速度之間的關系。“操縱”是指飛行員為了達到或保持某一期望的速度，以功率或推力的形式對航空器進行的控制。

“正操縱區”内，要加速就必須要增加功率。這個區域範圍内的速度都比最小阻力點的速度大，該區域的操縱特性主要受廢阻力的影響。

在“反操縱區”内，增加功率會造成速度的減小。該區域位于速度小于最小阻力點（所需推力曲線内L/DMAX 對應的速度，『圖 2-8』）的範圍内，該區域的操縱特性主要受誘導阻力的影響。『圖 2-9』表明了同一個功率設定有可能對應兩個速度：點 1 速度和點 2 速度。這是因為在點 1 處誘導阻力大而廢阻力小；在點 2 處則是廢阻力大，誘導阻力小。

操縱特性

絕大多數的飛行都是在正操縱區内進行：例如，巡航、爬升和機動飛行。反操縱區可能會在航空器速度較低的起飛或着陸階段出現。不過對于大多數通用飛機來說，這個區域是非常小的，低于正常進近速度。

在正操縱區内飛行的特點是航空器自身有相對較強的保持配平速度（使用配平完全消除杆力之後的速度）的趨勢；在反操縱區内飛行的特點則是航空器保持配平速度的趨勢較弱。事實上，在反操縱區域内，航空器很可能沒有任何保持配平速度的趨勢。正因為如此，在反操縱區内低速階段飛行時，飛行員必須十分注意對速度進行正确控制。

雖然并不是說在反操縱區内的飛行一定存在非常大的困難和危險，但在反操縱區内，一些基本飛行技術錯誤确實會産生比平時更嚴重的後果，因此掌握正确的基礎知識和準确的操作技能非常重要。

速度穩定性

正常操縱

在正常操縱區内的飛行特性在『圖 2-10』中用曲線上的 A 點來說明。假設航空器在 A 點處于勻速平飛的平衡狀态：升力等于重力，可用功率恰好等于所需功率。如果速度增大，而功率設定沒有改變，就會出現動力不足。這時航空器會有減速的趨勢以恢複動力和阻力的平衡。

如果速度減小，而功率設定沒有改變，就會出現動力過剩。這時航空器會有加速的趨勢以恢複動力和阻力的平衡。正确地配平航空器會加強這個趨勢。

圖 2-10速度穩定性區域

航空器的這種靜态縱向穩定性會讓航空器具有恢複到初始配平狀态的趨勢。

假設航空器在 C 點處于勻速平飛的平衡狀态。『圖 2-10』如果速度稍微增加或減少，航空器會趨向于保持改變後的速度。這是因為曲線在該處相對平坦，速度的輕微改變并能不能産生動力上明顯的過剩或匮乏。此處具備中立穩定性，也就是說航空器會趨向于保持新的速度。

反操縱

在反操縱區内的飛行特性在『圖 2-10』中用曲線上的 B 點來說明。假設航空器在 B 點處于勻速平飛的平衡狀态：升力等于重力，可用功率恰好等于所需功率。當速度大于 B 點速度的時候，會出現功率過剩。這樣會造成航空器繼續加速到一個更大的速度。當速度小于 B 點速度的時候，會出現功率不足。航空器的趨勢是繼續減速到一個更小的速度。

這種不穩定趨勢的發生是因為 B 點兩邊的剩餘功率的變化放大了速度的初始改變量。雖然航空器的靜态縱向穩定性會努力保持初始的配平狀态，但由于低速飛行的迎角較大，造成誘導阻力的增加，因此不穩定性的影響占據了主導地位。

六.配平

“配平”這個動作是指運用航空器上可調節的空氣動力裝置來調整力的大小，這樣飛行員就不需要一直用手來保持在控制杆上的操縱力了。配平片就是這樣一種空氣動力裝置。配平片是一個較小的、可調整的鉸鍊連接平闆，位于升降舵、副翼或方向舵的後緣（一些航空器使用可調整的水平尾翼來代替配平片用于俯仰配平）。配平的過程是通過把配平片偏轉到與主控制面需要保持的方向相反的方向來實現的。氣流撞擊在配平片上的力造成主控制面能被偏轉到某一位置，以修正航空器的不平衡狀态。

因為配平片是利用氣流來工作的，所以配平與速度密切相關。速度上的任何改變都相應地需要對航空器進行重新配平。一架航空器在正确進行俯仰配平之後會試圖返回到改變之前的原始速度。因此對于儀表飛行員來說保持航空器的持續配平是非常重要的。配平片的使用大大降低了飛行員的工作量，允許他們将一些精力運用到其他的工作中而不會削弱對航空器的控制。

七.低速飛行

任何時候航空器在接近失速速度或反操縱區附近的運行，如正常着陸時的最後進近速度、複飛的初始階段、或低速飛行中的機動，都屬于我們說的低速飛行。

低速飛行的主要特征是大迎角，需要升力。而獲得更大升力需要運用襟翼和一些增升裝置來改變翼型的彎度或延緩附面層的分離。簡單襟翼和分裂式襟翼『圖 2-11』是比較常見的用于改變翼型彎度的襟翼。需要說明的是，當襟翼打開的時候，航空器的失速迎角會減小。無襟翼時的機翼失速迎角為 18°，放襟翼（到最大升力系數CL-MAX位置）後，新的機翼失速迎角為 15°。不過，襟翼放到CL-MAX位置的失速迎角對應的升力比不放襟翼 18°迎角時産生的升力更大。

延緩附面層分離是另一種增大CL-MAX的方式。一些方法在實際中被運用，如吹除附面層等。但是在通用航空輕型航空器中最常用的設備是渦流發生器。沿着機翼排列的小金屬片（通常在操縱面之前），會産生亂流。這些亂流會将附面層外高速流動的空氣與附面層内靜止的空氣混合起來。這樣的效果與其他的附面層設備是相似的。

『圖 2-12』在儀表進近過程中，大多數小型飛機會保持一個稍高于 1.3 倍VSO的進近速度。例如，某飛機的失速速度VSO為 50 節，那麼其正常的進近速度就會是 65 節。不過，這架飛機可能在儀表進近的最後階段保持 90 節的速度（1.8VSO）。起落架很可能會在飛機開始最後進近下降時，或截獲ILS下滑道信号時放下。飛行員也可能為此進近階段設定一個中間襟翼位置。以這樣速度飛行的飛機具有較好的正向速度穩定性，正如『圖 2-10』中A點所代表的。以這樣的形式飛行可以允許飛行員進行小幅度地俯仰變化，而無需改變功率設定。而且如果俯仰恢複到初始設定狀态，速度也會恢複到初始值，因此小幅的速度改變也是允許。這樣可以減少飛行員的工作負荷。

在着陸前的最後進近階段，飛機通常會減速到正常的接地速度。當減速到 65 節的時候

（1.3VSO），飛機的狀态接近于圖中C點的狀态。『圖 2-10』在該點，精确地控制俯仰和動力、保持正确的速度變得尤為重要。由于此時速度的穩定性相對中立，即此時的速度趨向于在一個新的值上保持，而不會恢複到初始狀态，因此将俯仰控制和動力控制相結合是十分必要的。除了對飛機進行精确的速度控制之外，飛行員一般還需放出襟翼來改變飛機的外形。外形的改變意味着飛行員必須時刻對在低高度出現的任何不需要的俯仰變化保持警惕。

如果速度再減小幾節，飛機就會進入反操縱區。在該點，飛機會産生一種不安全的下沉率，而且會繼續減速，除非飛行員采取迅速的修正措施。由于速度的不穩定性和與所期望速度相背離的趨勢，在該區域内正确地進行俯仰和動力的配合是十分關鍵的。

大型飛機

駕駛失速速度較大的大型飛機的飛行員們可能會發現儀表進近時的速度接近 1.3VSO，而且在整個最後進近階段都處在C點『圖 2-10』附近。這樣的話，在整個進近階段都有必要進行精确的速度控制。可能我們需要臨時性地設定比目标推力更大或更小的推力來迅速地修正速度偏差。

例如，某飛行員以 1.3VSO的速度駕駛飛機進行儀表進近，此時速度接近于L/DMAX，同時飛行員也知道能夠保持此速度的功率設置。由于設定的功率稍微偏小，飛機實際飛行速度比預期的速度小了幾節。飛行員稍微加大功率，這時飛機開始加速，但是加速比較慢。因為此時飛機正處于阻力曲線中的“平坦區”，功率的小幅度改變不會造成飛機迅速恢複到想要的速度值。所以飛行員需要用大于正常需求的功率來加速到這個新的速度，然後再減小功率到保持該速度所需的正常功率上來。

八.爬升

航空器的爬升能力由保持平衡後的剩餘推力或剩餘功率的大小來決定。剩餘功率是以給定速度保持平飛所需功率之外的那部分功率。盡管有些時候功率和推力這兩個詞語使用時可以互相交換（很容易誤認為它們是同一個概念），但在研究爬升性能時将他們區别對待是很有必要的。功是作用力與移動距離的乘積，通常與時間無關。功率指做功的快慢，即單位時間内所做的功，是力和速度的函數。推力也是功的函數，它是使物體速度發生變化的力。

起飛過程中即使航空器在失速速度附近，也不會發生失速現象。原因是該飛行階段内有剩餘功率的存在，可用于産生推力。因此，如果起飛過程中單發失效，必須通過改變俯仰姿态和空速大小來補償推力的損失，這一點非常重要。

對一個給定重量的航空器，爬升角由推力和阻力之差，即剩餘推力的大小來決定。當剩餘推力等于零時，飛行軌迹的傾斜角為零，航空器處于穩定的平飛狀态。當推力大于阻力的時候， 剩餘推力大小決定爬升角的大小。當推力小于阻力的時候，推力的不足則會産生一個下降角

巡航飛行中的加速

航空器在平飛時能夠加速是因為有保持穩定平飛之外的剩餘功率，這和可用于爬升的剩餘功率是一樣的。在達到預計飛行高度之後，航空器通過減小迎角來保持高度，這時航空器開始在剩餘功率的作用下增速，逐漸達到巡航速度。不過，改平後過早地減小功率會延長航空器的加速時間，應在速度快接近目标速度時再設定巡航功率。

九.轉彎

和所有移動的物體一樣，航空器需要一個側向力的作用才能實現轉彎。通常的轉彎中，航空器通過壓坡度将升力向内向上傾斜。這樣升力就可以分解為互相垂直的兩個分力。『圖 2-13』與重力作用方向相反的向上的分量是升力的垂直分力。水平方向的升力分量作為向心力。升力的水平分力正是使航空器轉彎的側向力。與升力水平分力大小相等、方向相反的力是慣性離心力。理解航空器空速、坡度與轉彎率、轉彎半徑之間的關系對于儀表飛行員來說非常重要。飛行員應該能夠估算出對應某一轉彎率，應該使用的坡度大小，也能夠估算出切入航道時所需要的坡度大小。

圖 2-13 轉彎中的幾個力

轉彎率

轉彎率，其單位通常是度每秒，它的大小決定于設定的空速和坡度。隻要其中一個參數發生改變，轉彎率就會改變。如果坡度不變航空器增速，轉彎率就會減小，反之轉彎率就會增加。

改變坡度而速度不變也會引起轉彎率的改變。在不改變速度的條件下增加坡度，則轉彎率增加。反之轉彎率減小。

标準轉彎率為 3°/秒，它在轉彎儀上有明顯的标識，是轉彎時的常用參考。飛行員必須明白在保持轉彎率不變的條件下，坡度是如何随着空速改變的，如在等待或儀表進近中的減速對坡度的影響。『圖 2-14』表明了保持坡度不變或空速不變的情況下，轉彎參數之間的關系，以及對轉彎率和轉彎半徑影響。計算标準轉彎率對應坡度的經驗公式是将空速除以 10 再加上 7。如，一架航空器空速為 90 節，用 16°的坡度就可以保持标準的轉彎率（90 除以 10 再加上 7 等于 16°）。

圖 2-14 轉彎

轉彎半徑

速度或坡度的改變都會造成轉彎半徑的變化。如果保持坡度不變而增加速度，則轉彎半徑增大；如果保持速度不變而增加坡度，轉彎半徑會減小，而減小坡度，轉彎半徑則會增大。這意味着如果以一個較大的速度切入航路會需要較長的距離，即在切入轉彎之前需要一個更大的提前量。如果為了進入等待或進近，速度明顯減小，則轉彎的提前量會比巡航時的轉彎提前量小。

方向舵和副翼的配合

任何情況下使用副翼都會産生反方向的偏航。滾轉操縱（如轉彎）時偏轉副翼，結果就會産生反向偏航。航空器右轉時，右側副翼上揚，同時左側副翼下沉。左邊的升力會增加而右邊的升力減小，結果造成航空器向右傾斜。然而，左邊升力的增加會使左側的誘導阻力也随之增加。由于阻力的作用，左側機翼會減速，促使機頭向轉彎的反方向轉動。儀表飛行時當加入或退出轉彎時，要想精準地控制航空器，使用方向舵來修正反向偏航是非常必要的。通過轉彎側滑儀中小球的位置，飛行員可以很方便地看出轉彎是否協調。

『圖 2-15』當航空器壓坡度進入轉彎時，機翼上的垂直升力的一部分變成了水平分力，而垂直于地面的升力減小。

圖 2-15反向偏航

因此，如果不增大向後的帶杆力，航空器就不能在轉彎過程中保持高度。垂直升力的損失可以通過增加半格俯仰量來補償。此時配平可以用于消除增加的帶杆力，不過一旦使用了配平，必須注意在轉彎完成以後及時将配平恢複至轉彎前的設置。

如果航空器的坡度相對于實際轉彎率來說過大，造成升力的水平分力大于離心力，這樣會出現内側滑轉彎，造成航空器偏向轉彎内側；如果轉彎率相對于坡度來說過大，造成升力的水平分力小于離心力，這樣則會産生外側滑，即拖動航空器向轉彎外側運動。

側滑儀中的小球能夠說明轉彎協調性的好壞。在協調飛行時，小球應該始終保持在中間位置。如果小球偏在轉彎内側，說明航空器發生了内側滑。此時應向小球的方向蹬舵以增加轉彎率，否則就應當減少坡度，這樣才能消除側滑，協調轉彎。如果小球偏在轉彎外側，說明航空器發生了外側滑。此時仍然應向小球的方向蹬舵以減小轉彎率，否則就應當增大坡度，以達到協調轉彎的目的。如果航空器操縱正确，坡度改平時，小球還應該保持在中間位置。在轉彎過程中可以使用方向舵和副翼配平。

為了在轉彎過程中保持高度，需要增大迎角，這會使飛機的誘導阻力增大。如果此時不相應地增大功率，則會導緻速度有所損失。

十.載荷因數

任何作用在航空器上、使其偏離直線運動的力都會對航空器的結構産生應力。這種力的大小用載荷因數來反映。載荷因數是作用在飛機上的空氣動力與飛機重量之比。舉個例子，載荷因數為 3 指的是作用在航空器結構上的負載是其全重的三倍。在設計航空器的時候就需要确定航空器今後在各種環境下運行可能遇到的最大載荷因數。這個最大值稱為“極限載荷因數”。

航空器的用途分類衆多，如運輸飛行、通用飛行、特技飛行，其分類的一個主要依據就是設計的載荷因數的大小。出于安全考慮，航空器必須設計成在最大載荷因數時不會出現任何結構上的損壞。

空氣動力也可能造成某些過載，比如轉彎。在平穩的氣流中水平轉彎時，機翼不僅支撐着飛機的重量，同時還承受着離心力。當坡度增加的時候，升力的水平分力增大，離心力增大， 載荷因數也随之增大。如果載荷因數過大，增大迎角都不能提供足夠的升力來支撐負載，機翼就會失速。由于失速速度的增大與載荷因數的平方根成正比，因此載荷因數對飛行安全也起着至關重要的作用，飛行員必須清楚在哪些情況下載荷因數會明顯增大。低速大坡度飛行、結構性積冰以及亂流區内的垂直陣風都有可能造成載荷因數過大，危及飛行安全。

十一.積冰

航空器積冰是飛行安全最大的危害之一。儀表飛行員必須清楚導緻航空器積冰的條件，了解積冰的種類，積冰對航空器操縱和性能的影響，積冰對航空器系統的影響，以及航空器防冰除冰設備的使用和限制。應對積冰的危害要從飛行前計劃開始做起，預測飛行過程中哪些區域可能發生積冰，在起飛之前就保證航空器遠離冰和霜。在飛行過程中要繼續保持這種嚴謹的态度，使用好防冰除冰設備。由于氣象條件的變化，飛行員必須意識到什麼時候應該改變飛行計劃。

十二.積冰類型

結構性積冰（Structural Icing）

結構性積冰指的是在飛機表面的積冰。當過冷水滴撞擊飛機的表面和結構時，立刻凝結成冰附着在飛機表面上。那些小而窄的物體是過冷水滴最易積聚、結冰速度最快的地方。因此， 飛行員可以通過觀察視線内的小型突起物來探測積冰的情況。它們也是航空器上最早出現積冰的部位。航空器的水平安定面是比機翼更容易積冰的部位，原因就是水平安定面的迎風面積更小。

進氣系統積冰（Induction Icing）

進氣系統内的結冰會導緻可以用于燃燒的空氣量減少。活塞式發動機進氣系統最常見的積冰是汽化器積冰。大多數飛行員對此都不陌生，當潮濕的空氣通過汽化器管的時候會冷卻下來。這樣就使得管壁和閥門片上出現積冰，阻礙了氣流進入發動機。這種現象常在-7°C 到 21°C 之間出現。要解決這個問題，可以對汽化器進行加溫，利用從發動機内排出的尾氣作為熱源來融化積冰，或防止積冰産生。另外，燃油噴射式發動機通常不容易積冰，但是如果進氣被冰阻礙， 發動機會受到影響。生産廠家設計了一個備用氣源，它可以在正常系統失效的時候使用。

在渦噴發動機中，空氣被吸入發動機，造成進氣口處的空氣壓力減小，并且溫度比周圍的溫度要低。在邊緣的積冰條件下，溫度的降低可能足以造成在發動機進氣口處的積冰，擾亂進入發動機的氣流。如果積冰破碎脫落，被吸入高速運轉中的發動機内，這就成為了另一個危害， 造成風扇葉片損壞，發動機的壓氣機失速，或燃燒室熄火。當使用防冰系統的時候，回流的水也可能會在進氣口的沒有防冰設備的地方再此凝結，如果積冰過多，會減少進入發動機的氣流或扭曲氣流的流動方式，造成壓氣機或風扇葉片發生喘振，有可能損壞發動機。渦輪發動機的另一個問題就是發動機探頭的積冰，這些探頭用于幫助設定發動機的功率級别（如發動機進氣溫度或發動機壓縮比探頭），探頭積冰會導緻發動機儀表判讀困難或總功率損失。

根據冰的結構和外部特征，積冰可分為明冰，霧凇和毛冰。不同的大氣和飛行條件會形成不同種類的冰。而航空器表面明顯的結構性積冰會引起很多操縱和性能方面的問題。

明冰（Clear Ice）

過冷的水以較慢的速度凝結成的光滑透明的冰叫做明冰。『圖 2-16』它通常是在溫度 0℃到-10℃的過冷雨中或由大水滴組成的雲中形成的。與霧凇比較起來，明冰的結構比較緊密、堅硬， 有時更為透明。如果積冰量較大，明冰可能會形成一些角狀的冰棱『圖 2-17』。接近冰點的的溫度、大量的液态水、較大的空速以及體積較大的水滴很容易導緻明冰的形成。

霧凇（Rime Ice）

由過冷水滴撞擊到航空器表面後，瞬間或迅速凝結成的粗糙、白色、不透明的冰稱為霧凇。這種冰多形成在溫度-20℃左右的雲中。

『圖 2-18』快速的凝結會導緻冰内包含一些空氣泡，造成外表看上去不透明，而且多孔、易碎。對于較大面積的積冰，霧凇可能沿着機翼流線型地延展。較低的溫度、少量的液态水、較小的空速以及體積較小的水滴容易造成霧凇的形成。

毛冰（Mixed Ice）

毛冰是明冰和霧凇在同一表面的混合物。它多形成在溫度-5℃到-15℃的雲中，因為這樣的雲中往往是大小過冷水滴同時并存，所以形成的積冰既有大水滴凍結的特征，又有小水滴凍結的特征。毛冰不規則的形狀和粗糙的表面對空氣動力的影響是最大的。

翼型積冰的一般後果

結構性積冰危害最大的方面就是對空氣動力的影響。『圖 2-19』冰改變了機翼的形狀，減小了最大升力系數和失速迎角。在迎角非常小的時候，冰對升力系數的影響很小或幾乎沒有。因此在以較小的迎角巡航時，在機翼上形成的冰對升力的影響很小。但是，冰會大大減小最大升力系數CL-MAX，失速迎角也很會顯著減小，因此在增加迎角、減速進近時，飛行員可能會發現在機翼上的那些對巡航沒有影響的冰會在迎角還不算大而速度也不是很小的時候就造成失速。即使是在機翼前緣薄薄的一層冰，尤其在比較粗糙時，會大大地增大失速速度。對于面積較大的，尤其是帶冰棱的積冰，可能在小迎角的時候就會使升力受到影響。同時積冰會影響到翼型的阻力系數。『圖 2-19』即使是迎角很小的情況下，積冰造成的阻力也是很明顯的。

少量的積冰完全可能導緻CL-MAX和失速迎角的顯著減小。CL-MAX減小 30%的情況并不少見。大面積帶冰棱的積冰會導緻CL-MAX減小 40%～50%。積冰時阻力會穩定持續地增加，翼型阻力增加 100%并不罕見，如果大的冰棱形成，阻力能夠增加 200%甚至更高。

機翼上積冰有很多其他的影響還沒有在這些曲線中體現出來。甚至在翼型失速前，翼型表面的壓力也會發生改變，從而影響後緣處的操縱面。此外，在起飛、進近和着陸過程中，許多飛機的機翼都是多部件翼型結構的。積冰會通過不同的方式影響各個部件。積冰可能也會影響各部件上氣流之間的相互作用。

積冰可能會阻礙或限制操縱面的使用，影響操縱面的作用效果，甚至使其失效。而且，由于冰自身的重量過大，起飛時飛機可能不能離地，在空中航空器則不能保持高度。因此在飛行前應該除去任何形式的積冰或積霜。

結構性積冰的另一個危害是可能出 現不可控制的滾轉現象，即伴随嚴重空 中積冰的自動滾轉現象。駕駛具備積冰 條件下運行資格的航空器的飛行員必須 清楚，嚴重積冰超出了航空器審定的積 冰包線。自動滾轉可能是由于氣流分離 （空氣動力失速）導緻的，這會造成副 翼的自動偏轉，削弱或喪失滾轉的操控 特性『圖 2-20』。這些現象是由于嚴重 積冰造成，不會有通常的積冰信号或空 氣動力失速的征兆。由于重心CG在壓力中心CP之前，

圖 2-20水平安定面處向下的力

大多數航空器都有機翼升力造成的低頭力矩。水平安定面的作用就是通過産生向下的力來抵消掉這部分力矩。『圖 2-21』這種構型的結果就是：改出機翼失速的動作，如放下襟翼、增加速度，會增大水平尾翼的負迎角。因此水平尾翼積冰時，部分或全部放下襟翼可能會造成平尾失速。

『圖 2-22』由于水平安定面通常比機翼要薄， 因此會更容易積冰。在多數航空器上， 飛行員是看不到它的，因此無法得知除冰設備對水平安定面的除冰效果。所以，飛行員必須時刻對水平安定面的失速保持警惕，特别是在進近和着陸過程中。

Piper PA-34-200T （Des Moines,Iowa）

據1996 年1 月9 日駕駛某航空器的飛行員口述：當其飛越跑道入口時，放襟翼到25°，而飛機突然低頭向下。飛行員立刻收起襟翼增加油門，但是此時航空器好像根本無法控制。于是他又減小了油門，收起了襟翼，飛機在不可控的狀态下撞擊跑道，之後滑行了 1000英尺才停下來。此次事故中飛行員受重傷。

對飛機殘骸檢查之後發現在此次事故中，飛機的前部機身、發動機和機翼受到了嚴重的破壞。并且在左右水平安定面和垂直安定面前緣附近發現大概 1.5 厘米厚的霧凇。

造成該事故的原因是飛行員沒有正确使用除冰系統，導緻了尾翼的積冰和水平安定面失速。與該次事故相關的其他因素還有積冰的環境以及飛行員有意地操縱航空器飛入結冰區。

水平安定面失速的征兆

水平安定面積冰有可能引起下列一個或多個現象的發生:

升降舵操控抖動;

配平之後的姿态比正常時小;

其他不正常的俯仰變化。（可能導緻飛行員感到飛機的振動）;

升降舵效力減弱或失效;

升降舵受力突然改變（操縱容易造成航空器低頭）;

突然的意料之外的向下低頭。

如果出現以上任何征兆，飛行員應該：

立刻把襟翼收回到之前的位置，同時适當施加一些擡頭力;

收回襟翼時，應該适當增加空速;

針對航空器的外形和設置，使用足夠的功率。（對于某些航空器設計來說，在大空速時設定較大的功率可以削弱水平安定面的失速趨勢。具體參照生産廠家關于功率設定的建議）;

如果環境允許，即使是在陣風條件下，也應柔和地改變低頭的俯仰姿态;

如果配備了充氣除冰系統，可以多次使用該系統以除去在水平安定面上的積冰。

一旦水平安定面發生了失速，失速的程度會随着速度的增加而加劇，在同一襟翼設置下， 增加功率也可能會加劇失速。在任何襟翼設置下，水平安定面有積冰，如果空速超出飛機生産廠家的建議值，則可能會導緻水平安定面失速和意料之外的航空器下俯，并且難以改出。在空速小于最大帶襟翼速度（VFE）時，也有可能發生水平安定面失速。

螺旋槳積冰

從空氣動力學的角度上說，螺旋槳葉積冰後推力減小的原因同機翼積冰升力減小、阻力增大的原因一樣。積冰量最大的地方一般是在整流罩和接近槳葉根部處。螺旋槳上容易積冰和吸入發動機的區域一般采用的措施是防冰而不是除冰，以降低冰塊被吸入發動機的可能性。

積冰對航空器關鍵系統的影響

除了結構性積冰和進氣口積冰可造成較大的危害之外，飛行員必須關注那些容易受積冰影響的其它系統。雖然關鍵系統的積冰不會像結構性積冰一樣降低航空器性能、像進氣口積冰這樣減小功率，但它也會給儀表飛行員帶來很多嚴重的問題。這些系統例如飛行儀表、失速告警系統和風擋。

飛行儀表

正常運行中，空速表、氣壓式高度表、升降速度表這類飛行儀表都需要使用皮托管和靜壓孔采集的壓力數據。當這些設備被冰覆蓋時，相應的儀表就會顯示錯誤的信息，這對于儀表飛行來說十分危險。這些儀表的原理以及積冰對它們的影響将在第三章（飛行儀表）中詳細地介紹。

失速告警系統

失速告警系統給飛行員提供的信息非常關鍵。這個系統有多個種類，既包括複雜的失速告警傳感器，也包括簡單的失速告警電門。積冰以不同的方式影響這些系統，造成失速警告失效， 使情況更加危險。即使航空器失速告警系統在積冰時仍然保持工作，但它可能完全沒有用處， 因為此時機翼失速的原因不是迎角過大，而是它探測不到的翼型積冰。

風擋

駕駛艙前窗積冰會嚴重影響飛行員的視線。允許積冰條件下運行的航空器一般都有風擋防冰措施，以幫助飛行員在飛行積冰時看清航空器外面的景象。一種風擋電加溫系統能夠提供給飛行員有限的視線範圍。另一種系統通過風擋的底部安裝的噴管給風擋噴射防冰液來防止積冰的産生。在那些安裝了複雜的風擋以防止鳥擊和過大壓力載荷的高性能航空器上，加熱組件通常是一層導電薄膜或細導線組，電流通過它們對風擋進行加熱，防止冰的形成。

天線積冰

由于天線尺寸細小、形狀突起，通常沒有内部防冰除冰設備，因此更容易積冰。在積冰環境下飛行時，積冰可能會使天線不斷振動，造成無線電信号受到幹擾，甚至損壞天線。折斷的天線，除了造成通信導航系統失效，還可能破壞航空器的其它部位。

十三.小結

航空器積冰造成了很多飛行事故，起飛過程中的事故多是由于沒有在地面上對關鍵區域采取正确的防冰除冰措施。

如果飛行員不具備積冰條件飛行資格，或航空器沒有裝備相應的防冰除冰設備，則應該避開所有的積冰環境。有資格的飛行員可以在符合航空器審定的積冰環境中安全地運行，但是決不能輕視積冰。即使隻是少量積冰，對飛行中的航空器來說也是非常危險的。飛行員應該十分熟悉航空器飛行手冊（AFM）或飛行員操作手冊（POH）中關于積冰環境下運行的所有内容， 而且嚴格按規定執行。正确地操作防冰除冰系統，以及注意積冰條件下的各種空速限制都是十分重要的。有一些積冰條件是任何航空器都不允許進入的，比如說過冷大水滴（SLD）。這些水滴存在于雲中或雲下，溫度低于冰點，直徑大于 50 微米。持續在其中飛行是極其危險的。飛行員應該十分熟悉 AFM 或 POH 中涉及積冰條件的相關内容，包括航空器上能夠幫助飛行員在雲中發現危險的一些特殊線索。

接下來的近期都會和大家一起來學習《儀表飛行手冊》中的内容，這些基礎知識雖然會有些枯燥，但是學習本身就是一件枯燥但卻有意義的事情，小夥伴們加油！

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