大气压力

尽管有多种压力，这里的讨论主要涉及大气压力。它是天气变化的基本因素之一，帮助提升飞机，也驱动飞机里的某些重要飞行仪表。这些仪表是高度仪，空速指示仪，和爬升率指示仪，和进气压力表。

虽然空气很轻，也受重力吸引的影响。因此，和其他物质一样，由于有重量，就产生了力量。由于它是流体物质，朝各个方向施加的力是相等的，它作用于空气中物体的效果就是压力。在海平面的标准条件下，由于大气重量而施加于人体的平均压力大约14.7lb/in。空气密度对飞机的性能有重大的影响。如果空气密度变低，1)飞机会降低动力，因为引擎吸收更少的空气，2)降低推力，因为螺旋桨在稀薄的空气力更低效，3）降低升力，因为稀薄的空气对机翼施加的力量更小。

压力对密度的影响

由于空气是气体，它可以被压缩或者膨胀。当空气被压缩时，一定的容积可以容纳更多的空气。相反的，当一定容积上空气的压力降低时，空气会膨胀且占据更大的空间。那是因为较低压力下的最初空气体积容纳了更少质量的空气。换句话说，就是空气密度降低了。事实上，密度直接的和压力成比例。如果压力增倍，密度也就增倍，如果压力降低，密度也就相应的降低。这个说法只在恒定温度条件下成立。

温度对密度的影响

增加一种物质的温度的效果就是降低其密度。相反的，降低温度就有增加密度的效果。这样，空气密度就和绝对温度成反比例变化。这个说法只在恒定压力的条件下成立。

在大气中，温度和压力都随高度而下降，对密度的影响是矛盾的。然而，随着高度的增加压力非常快的下降是占主要影响的。因此，可以预期密度是随高度下降的。

湿度对密度的影响

前面段落的叙述都假设空气是完全干燥的。实际上，空气从不是完全干燥的。空气中的少量水蒸气在特定情况下几乎可以忽略，但是在其他条件下湿度可能成为影响飞机性能的重要因素。水蒸气比空气轻，因此，湿空气比干空气要轻。在给定的一组条件下，空气包含最多的水蒸气则其密度就最小。温度越高，空气中能包含的水蒸气就越多。当对比两个独立的空气团时，第一个温暖潮湿（两个因素使空气趋于变轻）的和第二个寒冷干燥(两个因素使得空气变重)的气团，第一个的密度必定比第二个低。压力，温度和湿度对飞机性能有重要的影响，就是因为他们直接影响空气密度。

推力

飞机开始移动前，必须施加推力。飞机持续移动，速度增加，直到推力和阻力相等。为了维持恒定的空速，就像升力和重力必须保持相等以维持稳定的飞行高度一样，推力和阻力必须保持相等。假设在平直飞行中，引擎功率降低，推力就会下降，飞机速度就减慢。只要推力小于阻力，飞机就会一直减速，知道它的空速不足以支持飞行。

同样的，如果引擎的动力增加，推力比阻力大，空速就增加。只要推力一直比阻力大，飞机就一直加速。当阻力等于推力时，飞机飞行在恒定的空速。

平直飞行可以维持的速度可以很慢也可以很快。如果飞机要保持水平飞行，飞行员必须在所有飞行状态协调迎角和推力。概略的，这些飞行状态可以按类分为三组，低速飞行，巡航飞行和高速飞行。

在低空速时，要维持升力和重力的平衡，迎角必须相对较高以增加升力。如图3-3，

如果推力降低空速增加，升力变得小于重力，飞机就会开始下降。要维持水平飞行，飞行员可以增加一定量的迎角，它会再次让升力等于飞机的重力，而飞机会飞的更慢点，如果飞行员适当的协调了推力和迎角也可以保持水平飞行。

低速状态的平直飞行提供了需要关注的和力平衡有关的条件，因为飞机处于高机头的姿态，有一个垂直的推力分量帮助支持飞机。首先，可以预期机翼载荷趋于减少。大多数飞行员知道相比发动机停止时飞机在有动力时速度较低会失速，螺旋桨引起的气流通过机翼时也会恶化这种情况。然而，如果分析仅仅限于通常定义的这四个力，你可以说，平直低速飞行时推力等于阻力，升力等于重力。

在平直飞行中，推力增加时，空速增加，必须要降低迎角。如果协调好了变化，飞机仍然保持平直飞行，但是推力和迎角之间建立了合适的关系后飞行速度会变高。

如果推力增加时迎角没有降低，飞机会爬升。但是降低迎角可以修正升力，保持它等于重力，如果做的恰好，飞机仍然保持平飞。轻微的负迎角甚至可以出现在非常高速度的平直飞行中。那么就很明显，可以以失速迎角和高速时的相对较小负迎角之间的任意迎角进行平飞。

阻力

飞行中的阻力有两个基本类型：寄生阻力和诱导阻力。第一个称为寄生的是因为它永远对飞行的帮助是无用的，第二个是由机翼产生升力的结果所导致的。寄生阻力有两个基本元素：形阻力，来自机身对气流的破坏，另外就是外壳的摩擦阻力。

对于寄生阻力的两个因素，在设计飞机时容易降低形阻力。一般的，一个物体越是流线型的就越容易降低寄生阻力的形阻力。

外壳摩擦力是最难降低的寄生阻力类型。没有完全光滑的表面。甚至是机械加工的表面，通过放大来检测的话，仍然可以看到粗糙的不平坦的外观。这种粗糙的表面会使表面的空气流线型弯曲，对平滑气流产生阻力。通过使用光滑的磨平的表面，和去掉突出的铆钉头，粗糙和其他的不规则物来最小化外壳摩擦力。

设计飞机时必须要增加另一个对寄生阻力的考虑。这个阻力复合了形阻力效应和外壳摩擦，称为所谓的干涉阻力。如果两个物体靠近放置，产生的合成紊乱会比单个测试时大50％到200％。

形阻力，外壳摩擦力和干涉阻力这三个阻力都要被计算以确定一个飞机的寄生阻力。

寄生阻力中一个物体的外形是一个很大的因素。然而，说道寄生阻力时指示空速也是一个同样重要的因素。一个物体的外形阻力保持在一个相对气流固定的位置，大约以速度的平方成正比增加；这样，空速增加为原来的两倍，那么阻力就会变成原来的四倍，空速增加为三倍的话阻力也就增加为九倍。但是，这个关系只在相当的低音速时维持很好。在某些更高速度，外形阻力的增加会随速度而变的突然很快。

第二个基本的阻力类型是诱导阻力。以机械运动方式工作的系统没有一个可以达到100%的效率，这是一个确定的物理事实。这就意味着无论什么特性的系统，总是以系统中消耗某些额外的功来获得需要的功。系统越高效，损失就越小。

在平飞过程中，机翼的空气动力学特性产生要求的升力，但是这只能通过某种代价才能获得。这种代价的名字就叫诱导阻力。诱导阻力是内在的，在机翼产生升力的任何时刻，而事实上，这种阻力是升力的产物中不可分离的。继而，只要有升力就会有这种力。

机翼通过利用三种气流的能量产生升力。无论什么时候机翼产生升力，机翼下表面的压力总是大于机翼上表面的压力。结果，机翼下方的高压区空气有向机翼上方的低压去流动的趋势。在机翼的翼尖附近，这些压力有区域相等的趋势，产生一个从下表面到机翼上表面的向外的侧面气流。这个侧向气流给予翼尖的空气和机翼后面的尾流一个旋转速度。因此，翼尖的气流会变成随着机翼运动的两个涡流轨迹。

从尾部看飞机时，右边翼尖的涡流逆时针旋转，而左边翼尖的涡流顺时针旋转。如图3－4

记住这些涡流的旋转方向，可以看到他们在翼尖之外引入一个向上的气流，在机翼尾缘之后产生一个向下的气流。这个诱导的下洗气流和产生升力所需的下洗气流没有关系。实际上是诱导阻力的来源。涡流和后面的机翼上净气流分量越大越强，诱导阻力效应也就越强。这个机翼顶部的下洗流在翼尖处有相同的使向后的升力矢量弯曲的效果，因此升力和相对气流的蒸饺稍微向后，产生一个后向升力分量。这就是诱导阻力。

要记住为了在机翼上表面产生较大的负压力，机翼可以倾斜获得更大的迎角；如果不对称机翼的迎角为零，也就没有压力差，继而没有下洗分量，因此也就没有诱导阻力。无论如何，只要迎角增加，诱导阻力相应的增加。

换一种说法就是，较低的空速时就要求更大的迎角来产生等于飞机重量的升力，因而诱导阻力也就更大。总诱导阻力和空速的平方成反比变化关系。

从前面的讨论知道寄生阻力随空速的平方增加，诱导阻力随空速的平方反比变化。当空速降低到接近失速速度时，总阻力变的更大，主要由于诱导阻力的快速升高。类似的，当空速达到飞机的终速时，因为寄生阻力的飞速增加使得总阻力再次快速增加。从图3－5可以看到，在某些空速上，总阻力处于最大值。在计算最大续航力和航程时这是非常重要的；阻力最小时，克服阻力所需要的动力也是最小的。

为理解飞行中飞机的升力和阻力的影响，需要结合考虑两者以及升阻比L/D(升力/阻力)。对于稳定的非加速状态的飞机，用不同空速时升力和阻力的数据，可以计算每一具体迎角时的升力系数CL和阻力系数CD。升阻比对迎角的结果图显示升阻比增加到一最大值，在较高的升力系数和迎角阶段开始下降，如图3－6。注意最大升阻比(L/D Max)出现在一个特定的迎角和升力系数处。如果飞机在最大升阻比处稳定飞行，总阻力为最小。任何比最大升阻比(L/D Max)处更大或者更小的迎角，升阻比降低继而在给定飞机升力时总阻力增加。

重心(CG)的位置在每一具体飞机的总体设计阶段确定。设计者要确定压力中心(CP)会移动多大距离。他们然后把重心朝相应的飞行速度下的压力中心前面固定，这是为了提供足够的恢复运动以保持飞行平衡。

一架飞机的配置也对升阻比有很大的影响。高性能滑翔机会有极高的升阻比，超音速飞机在亚音速飞行时好像升阻比低，那可是超音速飞行(高马赫数时高升阻比)需要的飞机配置导致这样的情况。

重力

重力是趋向把所有物体朝地球中心拽的拉力。重心可以看成是飞机的所有重量都集中于所在的一点。如果飞机的重心恰好得到支持，飞机就会平衡在任何姿态。也会注意到重心占飞机的主导重要性，因为它的位置对稳定性有极大的影响。重心的位置通过每个飞机的总体设计来确定。设计者要确定压力中心(CP)会移动多大距离。他们然后把重心朝相应的飞行速度下的压力中心前面固定，这是为了提供足够的恢复运动以保持飞行平衡。

重力和升力有明确的关系，推力对应于拉力。这个关系简单，但是对于理解飞行动力学很重要。升力是作用于机翼上的向上的力，和相对风方向垂直。需要的升力是用来克服飞机的重力(由作用于飞机物质的地球引力导致)。这个重力通过飞机的重心向下作用。在稳定的平飞中，此时升力大小等于重力，飞机处于平衡状态，高度不增加也减少。如果升力变得小于重力，飞机将会降低高度。当升力大于重力时，飞机飞行高度增加。

升力

飞行员可以控制升力。随时控制轮子向前或者向后一点，迎角就会改变。当迎角增加时，升力增加(假设其他因素不变)。当飞机到达最大迎角时，升力开始快速变小。这就是失速迎角，或者叫紊流点。

在继续深入讨论升力和如何控制它之前，必须先说一下速度。机翼的外形不会有效，除非它持续不断的冲击新的空气。飞机若要保持飞行，它必须持续移动。升力和飞机速度成相应的比例。例如，如果迎角和其他因素不变的话，以200节速度飞行的飞机所得的升力是它在100节速度飞行时升力的四倍。

实际上，如果迎角增加，飞机就不能保持继续保持同一迎角而高度不变的平飞；升力会增加，结果升力增加使飞机爬升。因此，为了维持升力和重力的平衡，和为了保持飞机平直的平衡飞行状态，只要速度增加，升力必须减小。这通常是通过减小迎角来实现的，如降低机头。相反的，当飞机速度减慢时，降低的速度要求增加迎角来维持足够的升力以保持飞行。当然，如果要避免失速的话，迎角可以增加的范围是有限制的。

所以，如果所有其他因素不变的话，可以得出一个结论，对于每一个迎角，有一个要求的对应指示空速来维持稳定的高度－非加速飞行。记住，这只适用于维持水平飞行。由于机翼在一个相同的迎角上总会失速，如果增加重量，升力必须也要增加，如果迎角保持恒定且恰好在临界迎角，这样做的唯一方法是增加速度。

升力和阻力也随空气密度直接变化。好几个因素会影响密度，如压力，温度和湿度。记住，在18000英尺高度，空气密度是海平面上密度的一半。因此，为了在较高的高度维持升力，对于任何迎角都必须以更高的真实空速来飞行。

此外，暖空气密度比冷空气密度低，潮湿空气密度小于干燥空气的密度。这样，在热的潮湿天气，对于任何给定迎角都必须以比干冷天气下更大的真实空速飞行。

如果密度因素降低，总升力必须等于总重量才能维持飞行，它遵循其他因素之一必须增加。通常那些增加的因素是空速或者迎角，因为这些因素可以由飞行员直接控制。

也要指出，升力随机翼的面积直接变化，机翼的平面图没有改变。如果机翼有相同的比例和机翼剖面，迎角相同时，200平方英尺平面面积的机翼升力是100平方英尺面积机翼的两倍。

如你所见，从飞行员角度的两个主要因素是升力和速度，因为这两个因素的控制是最容易的和准确的。当然，飞行员可以通过调整来控制密度，如果机翼恰好有可以扩大机翼面积的襟翼，那么也可以控制机翼面积。但是，对大多数情况，飞行员控制升力和速度来操纵飞机。例如，在平直飞行状态，以恒定高度巡航时，调整升力以匹配飞机速度或者巡航速度来保持高度，而当升力等于重力时就可以维持平衡状态。在着陆进近中，当飞行员希望以实用的慢速着陆时，增加升力到接近最大以维持升力等于飞机的重量是有必要的。

稳定性的基本概念

飞机飞行的航迹和高度仅受飞机的空气动力学特性，推进系统和它的结构强度限制。这些限制表明了飞机的最大性能和机动性。如果飞机要提供最大效用，在这些限制的全部范围内必须是安全可控的，且不超出飞行员的强度和要求额外的飞行能力。如果飞机沿任意航迹笔直稳定的飞行，那么作用于飞机的力必定是静态平衡的。任何物体的平衡受到破坏后的反应和稳定性有关。有两种稳定性：静态的和动态的。先讨论静态的平衡，这里的讨论将用到下面的定义：

1) 平衡－所有作用于飞机的相反的力都是平衡的。(飞机处于稳定的不加速的飞行状态)

2) 静态稳定性－当平衡被破坏后飞机显示出的最初趋势。

3) 正静态稳定性－飞机平衡被破坏后返回到原来平衡状态的最初趋势。图3－10

4) 负静态稳定性－飞机平衡被破坏后持续偏离原来平衡状态的最初趋势。

5) 中性静态稳定性－飞机平衡被破坏后维持在一个新条件的最初趋势。

静态稳定性

飞行中飞机的稳定性比解释的要稍微复杂的多，因为飞机可以自由的向各个方向运动，且俯仰和侧滚以及方向都必须是可控的。设计飞机时，工程师必须在稳定性，机动性和可控性之间折中；因为飞机的三个轴向自由度使得问题变的更加复杂了。太高的稳定性对机动性有害，类似的，不足的稳定性对可控性也有害。在飞机设计中，这两者(稳定性和机动性)之间的折中是个关键。

动态稳定性

静态稳定性定义为飞机在平衡条件被破坏后显示出来的初始趋势。有时候，初始趋势和总体趋势不同或者相反，因此必须区别这两者。动态稳定性是飞机的平衡被打破后显示出来的总体趋势。图3－11的曲线显示了受控的功能随时间的变化。可以看出时间单位非常重要。如果一个周期或者一个起伏的时间单位超过10秒，这叫长周期振动(起伏运动)，且容易被控制。在纵向长周期振动中，当空速增加或者降低时，迎角保持不变。对于某一角度，期望振动会收敛，但是不是必须的。起伏运动只能在静态稳定的飞机上测定，这对飞机的配平质量有很大的影响。如果一个周期或者一个起伏的时间单位小于一秒或者两秒，这称为短周期振动，如果不是不可能的话，飞行员通常是非常难以控制的。这是飞行员很容易增强它的一种振动类型。

中性或者发散的短期振动是危险的，如果振动不是快速阻尼的话，一般会导致结构化失效。短期振动影响飞机和控制面是类似的，它们表现为飞机的纵向摆动，或表现为控制面的振动或颤动。基本上，短期振动出现在迎角变化而空速不变时。控制面的短期振动一般是飞机的高频振动以至于飞机都没时间反应。逻辑上，联邦管制法规要求短期振动必须是大阻尼的(也就是短期振动立即消失)。飞机的适航性认证时的飞行测试就是为这个情况而执行的，方法是通过降低极大临界速度(也就是Vne, 不过速)时配平，侧滚或俯仰控制中的振动。测试中，飞行员拉下控制轮或下踏方向舵踏板压低，然后观察结果。

纵向稳定性(俯仰)

设计飞机时，为开发三个轴向期望的稳定性角度作了大量的努力。但是横轴的纵向稳定性被认为是最受不同飞行条件下特定变量的影响。纵向稳定性是使飞机绕横轴维持稳定的品质。它影响飞机的俯仰运动，即飞机头向上或向下的运动。纵向不稳定的飞机有一个逐渐爬升或者俯冲到非常极端状态的趋势，甚至是失速。因此，纵向不稳定的飞机变的难以飞行，有时还危险。

飞机的静态纵向稳定性或者不稳定性依赖于下面三个因素：

• 机翼对重心的位置
• 水平尾翼控制面对重心的位置
• 尾部控制面面积和大小

分析稳定性时，应该记得一个物体如果可以自由旋转的话，它总会绕它的重心旋转。

为获得静态纵向稳定性，机翼和尾部力矩的关系必须是这样的，如果力矩最初是平衡的，然后突然机头上翘，机翼力矩和尾部力矩将会改变以至于他们的力的总和将提供一个不平衡的但是恢复力矩，接着机头被再次向下拉。类似的，如果机头向下，结果力矩的改变使得机头向后。

升力中心，有时也叫压力中心，在大多数飞对称机翼中有一个趋势，即随着迎角的改变而改变它的前后位置。迎角增加时压力中心趋于向前移动，迎角减小时压力中心趋于向后移动。这就意味着机翼的迎角增加时，压力(升力)中心向前移动，趋于把机翼的前缘抬升的多一些。这个趋势给机翼带来了固有的不稳定特性。

图3－12所示的飞机处于平直飞行状态。线段CG-CL-T表示从重心CG到水平升降舵T点的飞机纵轴。CL点表示升力中心。

大多数飞机设计成机翼的升力中心CL在飞机的重心CG后面。这使得飞机出现“头重”现象，也要求水平升降舵有向下的力来维持飞机的平衡，以避免机头持续的向下俯。对“头重”的补偿是通过设置升降舵处于轻微的负迎角来实现的。这样就产生了保持尾部向下的力，来平衡很重的机头。就象线段CG-CL-T是水平的，CL点有向上的作用力，另外两个向下的力互相平衡，一个是作用在CG点的很大的力，另外一个是作用于T点大的小得多的力。应用简单的物理学原理就可以看到，如果CL点用铁条悬挂，而很大的重量挂在CG点，那么就会在T点产生维持水平平衡的向下作用力。

尽管平飞时水平升降舵可能是水平的，还是有来自机翼的向下气流。这个气流冲击升降舵的上表面产生向下的压力，在某一速度就足以保持飞机水平平衡。飞机飞的越快，向下的气流就越强，产生的作用于升降舵(T尾除外)的力也就越大，图3－13。

在固定位置的水平升降舵飞机中，飞机制造商设置一个升降舵迎角，以设计巡航速度和功率设置飞行时能够提供最好稳定性。图3－14

如果飞机速度降低，机翼上气流的速度也会降低。机翼上气流速度降低的结果是下洗流也降低，导致升降舵上向下的作用力变小。接着，“头重”特性加重，使得机头更加的向下俯。这样飞机就处于低头姿态，减少机翼迎角和阻力可以让空速增加，当飞机继续处于低头姿态时，它的速度增加，升降舵上向下的力再次增加。进而，尾部再次被向下压，机头抬升进入爬升姿态。

当爬升继续时，空速又降低，导致尾部的向下力又降低，直到机头更低。但是，因为飞机是动态稳定的，这回机头的降低就不会向前面降低的那么厉害。这次飞机将获得足够的速度，更加逐渐的冲到另一个爬升状态，但是爬升不会象前一次那么陡峭。

经过几次减小的起伏后，起伏中机头时而抬升时而降低，飞机最终会在一个速度上平稳下来，这个速度会让尾部向下的力恰好平衡机头向下俯冲的趋势。当获得这样的条件后，飞机会再次平衡的飞行，只要高度和空速不变就会持续稳定的飞行。

当关闭节流阀时会注意到一个类似的效果。机翼的下洗流降低，图3－12中T点作用力不足以保持升降舵向下。这就好像T点的作用力让机头的重力下拉机头一样。当然这是想要的特性，因为飞机固有地试图再次获得空速和再次建立适当的平衡。

动力或者推力也有不稳定效果，增加的动力会趋于使机头抬升。飞机设计者可以通过建立一个“高推力线”来抵消这个效果，高推力线中推力从重心上方通过。图3－15和图3－16。这种情况下，当动力或者推力增加时，就会产生一个抵抗尾部向下载荷的力矩。另一方面，一个恰好的“低推力线”会趋于增加水平尾部控制面的抬升机头效果。

那么就可以得出结论，随着重心向升力中心的前面移动，尾部向下的空气动力，结果是飞机总是试图恢复到安全飞机姿态。

纵向稳定性的简单演示如下：把飞机配平到不用控制的平飞状态。然后快速的控制飞机头轻微的向下压。如果在短暂的时间内，机头抬升到原来的位置然后停止，飞机就是静态稳定的。一般的，机头会通过原来的位置，连续的慢速俯仰起伏随之而来。如果起伏逐渐停止，即飞机有正的稳定性；如果继续不稳定，那么飞机就有中性稳定性；如果起伏增加，那么飞机是不稳定的。

横向稳定性(侧滚)

沿机头到尾部的纵轴的稳定性称为飞机的横向稳定性。当一边的机翼比另一边的机翼低时，这可以帮助稳定侧面倾斜或者侧滚效果。有四个主要的因素使飞机保持横向稳定：上反角，倾覆效应，后掠角和重力分布。

引起横向稳定性的最通常步骤是构造机翼有1－3度的上反角。换句话说，飞机每一边的机翼和机身形成一个窄的V字型，或者叫上反角。它是通过位于平行于横轴的直线之上的机翼形成的角度来度量。

当然，侧滚稳定性的基础是机翼产生力的横向平衡。升力的任何不平衡都导致飞机纵轴侧滚的趋势。也就是说，上反角引起升力的平衡，这些升力由飞机纵轴两边的机翼产生。

如果短暂的阵风使飞机的一个机翼上升，另外一个机翼较低，飞机就会倾斜。当飞机不是转弯的倾斜时，它会侧滑或者超机翼较低的侧面下滑。图3－17

因为机翼有上反角，空气冲击较低一侧的机翼的迎角比较高一侧的机翼大得多。这样，较低一侧的机翼的升力就增加，高一侧的机翼升力就降低，飞机趋于恢复到最初的横向平衡状态(机翼水平)－即两个机翼的迎角和升力又一次相等。

上反角的效果是产生一个侧滚力矩，在发生侧滑时这个力矩趋于使飞机恢复到横向平衡飞行条件。恢复力会把较低一侧的机翼向上移动很多，导致另一侧的机翼向下。如果这样的话，这个过程会重复下去，每一次横向摆动幅度降低，直到最终达到了机翼水平飞行的平衡。

相反地，过大的上反角对横向机动特性是不利的。飞机会横向非常稳定，以至于它会阻抗任何有意识的侧滚运动。出于这个原因，要求快速侧滚或者倾斜特性的飞机通常其上反角比那些较少机动性设计的飞机上反角小。

由于后掠角影响的本性，它对上反角效果的影响是重要的。在侧滑时，风中的机翼后掠角实际减小，而外侧的机翼后掠角实际增大。掠翼只对垂直于机翼前缘的风分量敏感。从而，如果机翼工作在正升力系数，风中的机翼升力增加，风外的机翼升力降低。如此，后掠翼会促进正上反角效果，而前掠翼会促进负上反角效果。

飞行中，机身的侧面区域和垂直尾翼对气流的反作用非常类似于船的龙骨。它对飞机的纵轴施加一个稳定的横向影响。

建造如此横向稳定的飞机，以至于龙骨区域的绝大部分在重心的后面上方。图3－18

这样，当飞机朝一边侧滑时，飞机的重量和反抗龙骨区域上部的气流压力(都作用于重心)的合力趋于使飞机侧滚回到机翼水平的飞行状态中。

垂直稳定性(偏航)

飞机的垂直轴(侧向力矩)稳定性称为偏航或者方向稳定性。偏航或者方向稳定性在飞机设计中是更加容易实现的稳定性。垂直尾翼的面积和重心之后的侧面起主要的作用，它使得飞机就向熟悉的风向标或者箭一样使机头指向相对风方向。

在考查风向标时，可以看到如果支点的前后迎风的面积大小是相同的，那么结果是前后的力平衡，指向运动很小或者基本没有。所以，就必须让支点后面的面积比前面的面积大得多。在飞机中也类似，设计者必须确保正的方向稳定性，方法是适重心之后的侧面积比重心之前的侧面积大得多。如图3－19

为了在机身之外提供更多得正稳定性，增加了一个垂直尾翼。垂直尾翼得作用类似于箭上维持直飞的羽毛。和风向标和箭一样，垂直尾翼的位置越靠后，面积越大，飞机的方向稳定性就越强。

如果飞机以直线飞行，一个侧向阵风就会让飞机绕垂直轴发生轻微的转动(假定是右侧)，那么运动会被垂直尾翼阻止并停止，因为当飞机往右旋转时，空气会以一个角度冲击垂直尾翼的左侧。在垂直尾翼的左侧就产生一个压力，它阻止飞机向右转动，使偏航慢慢的降低下来。在这样做时，飞机向相对风方向旋转 有点象风向标。飞机航迹方向的最初变化通常在飞机机头朝向的变化之后。因此，当飞机向右稍微偏航后，有一个短暂的时间，这段时间内飞机继续沿原来的航迹方向移动，但是它的纵轴稍微指向右侧。

然后飞机有短暂的侧滑，在这个时刻(因为假设尽管偏航运动停止，垂直尾翼左侧的额外压力仍然存在)飞机必定有朝左侧回转的趋势。即，垂直尾翼导致了一个短暂的恢复趋势。

这个恢复趋势反展的相对较慢，当飞机停止侧滑时它也停止。在停止后，飞机就在稍微不同于原来方向的新方向上飞行。也就是说，它不会自己协调返回到原来的航向；飞行员必须重新确立最初的航向。

方向稳定性的一个小的改进可以通过后掠角实现。机翼设计中使用后略角主要是为了延迟高速飞行中压缩性的开始。在较轻和慢速的飞机上，后掠角对压力中心和重心建立正确的关系有帮助。压力中心在中心之后这样制造的飞机具备纵向稳定性。

由于结果的原因，飞机设计者有时候不能把机翼安装在恰好需要的位置。如果他们必须把机翼安装的太向前，且和机身成恰当的角度，那么压力中心就不会足够靠后，达不到要求的纵向稳定度。但是，通过增加机翼后掠角，设计者可以向后移动压力中心。后掠角的大小和机翼的位置使压力中心置于正确的位置。

机翼对静态方向稳定性的贡献通常很小。掠翼提供的稳定性作用依赖于后掠角的大小，但是这个贡献和其他部分相比就相对较小了。

自由向摆动(荷兰轨辊)

荷兰轨辊是耦合的侧向/方向摆动，它通常是动态稳定的，由于摆动的特性，在飞机中这是要不得的。摆动模式的阻尼可能很弱或者很强，这依赖于具体飞机的特性。

不幸的是所有空气都不是平稳的。并发的上升气流和下降气流产生颠簸和下降，以及飞机前后和两边的阵风。

飞机对平衡的破坏的反应是复合的侧滚/偏航摆动，其中侧滚运动发生在偏航运动之前。偏航运动不是很严重，但是侧滚运动要显而易见得多。当飞机响应上反角效应而侧滚回到水平飞行时，它会侧滚得太远而朝另一个方向侧滑。这样，由于强烈的上反角效应飞机每次侧滑过头。当上反角效应比静态方向稳定性大时，荷兰轨辊运动是弱阻尼的，也是要不得的。当静态方向稳定性比上反角效应强时，荷兰轨辊运动具有强阻尼，也不是要不得的了。但是这些特性趋于螺旋不稳定性。

那么选择只能是两个不利中的次要因素－荷兰轨辊运动是要不得的，而如果发散率低的话螺旋不稳定性是可以容忍的。所以更重要的操控品质是高静态方向稳定性和最小化必要的上反角的结果，大多数飞机显示出轻微的螺旋倾向。这个倾向向飞行员显示了一个事实：飞机不能无限期的以无手操控方式飞行。

除高速掠翼设计之外，大多数现代飞机， 这些自由向摆动通常在很少的几个周期后自动消失，除非空气持续的是阵风或者湍流。具有持续荷兰轨辊倾向的飞机通常配备了陀螺稳定的偏航阻尼器。退一步说，荷兰轨辊倾向的飞机很让人不安。所以，制造商试图在过大和过小方向稳定性之间寻找折中。对于飞机制造商来说，他们更愿意有螺旋不稳定性也不想要荷兰轨辊倾向，大多数飞机设计有这样的特性。

螺旋不稳定性

当飞机的静态方向稳定性和维持横向平衡的上反角效应相比很强时，就会出现螺旋不稳定性。当飞机的横向平衡被阵风打破后，就会产生侧滑，强烈的方向稳定性趋于使机头偏向合成的相对风方向，而相对弱的上反角在横向平衡的恢复中滞后。由于这个偏航，转弯运动外测的机翼比内侧的机翼速度要快，因此它的升力变的更大。这产生一个过分倾斜的倾向，如果飞行员不纠正的话，会导致倾斜角变的越来越陡峭。同时，使飞机偏航到相对风方向强烈方向稳定性实际上迫使机头向更低的姿态倾斜。然后向下的螺旋慢慢开始，如果飞行员不纠正，会逐渐增强为更陡峭的螺旋俯冲。通常，螺旋运动的发散率是慢慢增加的，飞行员可以毫不费力的控制这个趋势。

所有的飞机在某种程度上都受到这个特性的影响，尽管所有其他普通参数可能是固有稳定的。这个倾向通过一个事实告诉飞行员：飞机不能无限期以无手操控飞行。

为消除或者至少纠正这个不稳定性，在控制设备(机翼校平器)的开发上付出了大量的研究和努力。螺旋条件的前期阶段要求飞行员非常仔细的应用恢复控制，或者可能引起结构上的过量载荷。发生在通用航空飞机飞行中的结构化失效，这种条件下的不适当恢复可能是更多不幸的根本原因，而不是其他任何单一因素。原因是螺旋条件下的空速快速的增大，降低这个速度的后升降舵力和拉高机头的力的应用使转弯加紧，载荷因子持续增加。不受控螺旋的拖延结果总是一样的；要么飞行的结构化失效，或者坠落到地面，要不就是两者。根据记录最通常的原因是：飞行员失去视野参考，不能参考仪表来控制飞机，或者是同时发生这两者。

转弯受力

如果从后面看一个平直飞行的飞机，如图3－20，而且如果作用于飞机的力可以看见的话，两个力(升力和重力)是显然的，如果飞机处于倾斜状态，可以明显的看到升力不再正好和重力方向相反，升力作用在倾斜的方向上。实际情况是，当飞机倾斜时，升力作用方向是朝转弯的中心且向上的，这是在考虑飞机转弯时要记住的一个基本事实。

一个物体如果静止或者沿直线匀速运动会一直保持静止或匀速直线运动，直到某个其他的力作用于这个物体。飞机和任何其他运动物体类似，需要有一个侧向力使它转弯。在一个正常的转弯中，这个是通过飞机的倾斜得到的，这时升力是向上和向内作用的。转弯时候的升力被分解为两个分力，这两个分力成合适的角度。竖直作用的分力和重力成对，称为垂直升力分量，另一个是水平的指向转弯的中心，称为水平升力分量，或者叫向心力。这个水平方向的力把飞机从直线航迹拉动到转弯航迹上。离心力和飞机转弯时的向心力方向相反，大小相等。这就解释了为什么在正常转弯时使飞机转弯的力不是方向舵施加的。

飞机的驾驶不像小船或者汽车；为了转弯，它必须倾斜。如果飞机不倾斜，那么就没有让它偏离原来直线航向的力。反过来说，当飞机倾斜时，它就会转弯，让它不滑到转弯的一侧。良好的方向控制是基于一个事实，只要飞机倾斜它就会转弯。

这个事实一定要牢记在心，特别是保持飞机处于平直飞行时。单就飞机的倾斜使得它转弯来说，飞机的总升力没有得到增加。然而就像指出的，倾斜时的升力分为两个分量：一个垂直的和另一个水平的。这一分解降低了抵消重力的力，进而飞机的高度就会下降，需要增加额外的力来抵消重力。这是通过增加迎角来实现的，直到升力的竖直分量再一次等于重量。由于竖直分力随倾斜角度的增加而降低，那么就需要相应的增加迎角来产生足够的升力以平衡飞机的重力。当进行恒定高度转弯时，一定要记住升力的竖直分量必须要等于飞机的重量才能维持飞机的高度。

对于给定的空速，飞机转弯的快慢依赖于升力水平分量的大小。你会发现，升力的水平分量和倾斜角成正比。逻辑上也遵守倾斜角增加时升力的水平分量也增加，也就加快了转弯速度。因此，对于任何给定空速，转弯速度可以通过调整倾斜角来控制。

在水平转弯中，为提供足够的升力竖直分量来维持高度，迎角需要有一定的增加。由于机翼阻力直接和迎角成正比，当升力增加时诱导阻力降低。这就导致空速的降低和倾斜角成比例，小倾斜角的结果是空速的少量降低，大倾斜角时空速会降低很多。在水平转弯中，必须要增加额外的推力来防止空速降低；需要的额外推力大小和倾斜角成比例。

为补偿额外的升力，如果要维持恒定高度，结果是如果转弯时空速增加，迎角必须降低，或者倾斜角降低。如果倾斜角保持恒定，而迎角降低，转弯速度将会降低。所以，当空速增加时为了保持恒速转弯，迎角必须保持恒定且倾斜角增加。

必须记住空速增加导致转弯半径增加，离心力直接和转弯半径成正比。在一次正确执行的转弯中，升力的水平分力必须恰好等于向心力且方向相反。所以，当恒定角速度水平转弯时空速增加，转弯半径也要增加。转弯半径的增加导致离心力的增加，这也必须通过增加升力的水平分力来平衡，它只能通过增加倾斜角来增加。

内侧滑转弯时，飞机转弯的快慢和所倾斜的角度不对应，然后飞机会偏航到转弯航迹的内侧。飞机以一定的角速度转弯而倾斜过多时，水平升力分量大于离心力。升力的水平分量和离心力的平衡要么通过降低倾斜度，降低角速度或者二者的结合才能建立。

外侧滑转弯是由于离心力比升力的水平分量还大，把飞机向转弯的外侧拉。这个倾斜角度时的转弯太快了。外测滑转弯的纠正引起角速度的降低，倾斜角增加，或者二者的结合。

为维持一个给定的角速度，倾斜角必须随空速变化。在高速飞机上这变得特别重要。例如，在400mph时，飞机必须倾斜大约44度来完成一个标准的转弯角速度(3度每秒)。在这个倾斜度上，只要大约79%的飞机升力构成升力的竖直分量；结果是高度的损失，直到迎角增加到足够补偿升力的损失。

爬升受力

对于所有实际效果，处于稳定的正常爬升状态的机翼升力是和相同空速时平直飞行的升力一样的。尽管确立爬升时的飞行航迹变化了，对应于倾斜航迹的机翼迎角回复到了实际的相同值，如升力时一样。然而，有一个最初的短暂的变化，如图3－22

从平直飞行到爬升的转换期间，升力的变化发生在后升降舵压力应用的一开始。飞机头的抬升增加了迎角，短暂的增加了升力。此时的升力大于重力，启动飞机的爬升。当飞行航迹建立在向上爬升后，迎角和升力再次恢复到水平飞行时的值左右。

如果爬升时功率设置不改变，一般的空速会降低，因为维持平飞时的空速需要的推力不足以维持相同的空速来爬升。当航迹向上倾斜时，飞机重量的一个分量作用于相同的方向，和飞机总阻力平行，因此也增加了诱导阻力。所以，总阻力大于推力，空速下降。一般空速下降的结果是对应于阻力的降低，直到总阻力(包含相同方向的重力分量)等于推力。如图3－23。由于动力，空速的变化一般依不同的飞机大小，重量和总阻力以及其他因素而变化。

通常的，当空速稳定后推力和阻力，升力和重力再次平衡，但是比相同功率设置下的平飞状态的空速值要低。由于在爬升中飞机的重力不仅向下作用，还随阻力向后作用，这就需要额外的功率以保持和平飞时相同的空速。功率大小依赖于爬升角度。如果爬升的航迹很陡峭，那么可用功率将不足，空速较低。你会看到备用功率的大小确定了飞机的爬升性能。

下降受力

如同爬升一样，飞机从平直飞行进入下降状态，作用于飞机的力必定变化。这里的讨论假定下降时的功率和平直飞行时的功率一样。

当前向压力施加于升降舵控制上开始下降，或飞机头向下倾斜时，迎角降低，结果是机翼升力降低。总升力和迎角的降低是短暂的，发生在航迹变成向下时。航迹向下的变化时由于迎角降低时升力暂时的小于飞机的重量。升力和重力的这个不平衡导致飞机沿平直航迹之后开始下降。当航迹时处于稳定下降时，机翼的迎角再次获得原来的大小，升力和重力会再次平衡。从下降开始到稳定状态，空速通常增加。这是因为重力的一个分量现在沿航迹向前作用，类似于爬升中的向后作用。总体效果相当于动力增加，然后导致空速比平飞时增加。

为使下降时的空速和平飞时相同，很显然，功率必须降低。重力的分量沿航迹向前作用将随迎角的下降率增加而增加，相反的，迎角的下降率降低时重力的向前分量增加也就变慢。因此，为保持空速和巡航时一样，下降时要求降低的功率大小通过下降坡度来确定。

扭矩和P因子

对于飞行员来说，“扭矩”(飞机的向左旋转趋势)是由四个因素构成的，他们导致或者产生至少围绕飞机三个轴向之一的扭曲或者旋转运动。这四个因素是:

1. 来自引擎或者螺旋桨的扭矩反作用
2. 螺旋桨气流的螺旋运动效应
3. 螺旋桨的回转作用(陀螺效应)
4. 螺旋桨的非对称负载(P因子)

扭矩反作用力

扭矩反作用力涉及到牛顿第三物理定律-对于任何作用力，有一个方向相反但是大小相同的反作用力。应用到飞机上，这就是说内部的引擎部件或者螺旋桨朝一个方向旋转，那么另一个方向相反的大小相等的力试图把飞机朝相反方向旋转。如图3-30

当飞机在空中飞行时，这个力绕飞机纵轴作用，有让飞机旋转的趋势。为了补偿这个力，一些旧的飞机用一种不好的方式在被强制下降的机翼一侧产生更多的升力。更加现代的飞机的设计是引擎偏移来抵消扭矩的效应。

一般的，补偿因子是永久设定好的，在巡航速度上补偿这个力，因为大多数飞机的工作升力就是在这个速度上。但是，副翼配平片可以在其他速度上进一步调节。

起飞旋转期间飞机的轮子在地面上，扭矩反作用力引起一个额外的绕飞机垂直轴的旋转运动。当飞机的左侧因为扭矩反作用力作用而被强制向下时，左侧的主起落架承受更多的重量。这导致左侧论坛的地面摩擦力或者阻力比右侧更多，这样进一步导致了左转弯运动。这个运动的强度依赖于很多变量。一部分变量是：

• 引擎尺寸和马力
• 螺旋桨尺寸和转速
• 飞机大小（长度，高度，宽度）
• 地面条件

这个起飞阶段的偏航运动是通过飞行员正确的使用方向舵或者方向舵配平而纠正的。

螺旋状气流效应

飞机螺旋桨的高速旋转使螺旋桨引起的气流做螺旋状旋转。在螺旋桨高速转动和低速前进时(如起飞和近进)，这个螺旋型旋转的气流非常强劲，在飞机的垂直尾翼面上施加一个强的侧面力。如图3-31

当这个螺旋状气流冲击垂直翼面的左侧时，它导致飞机绕垂直轴的左转弯运动。螺旋气流越强，这个力就越明显。然而，随前进速度的增加，这个螺旋气流变长，效应也变弱。

螺旋桨引起的螺旋状气流也会导致绕纵轴的滚转运动。

注意到这个由于螺旋气流引起的滚转运动是向右的，而扭矩反作用力引起的旋转是向左的，效果上说是互相抵消的。但是这些力变化非常大，它是由飞行员随时使用飞行控制来适当的纠正的。这些力必须是抵消的，不管哪一个力是否显著。

陀螺效应

在理解螺旋桨的陀螺效应之前，理解基本的陀螺运动原理是必要的。

陀螺仪的所有实际应用都基于陀螺效应的两个基本属性：在空间和进动上的刚度。这里要讨论的就是进动。

进动是一个自旋转子受到作用于轮缘的扰动力的合成作用，或者扰动。从图3-32可以看到，当作用一个力之后，合成力在旋转方向前面90度位置生效。

飞机旋转的螺旋桨是一个很好的陀螺装置，这样它也有类似属性。任何时刻施加一个扰动螺旋桨旋转面的力，合成力位于旋转方向的前面90度位置，方向和施加的力是一样的，将导致一个俯仰运动或者偏航运动，或者两种运动的合成，具体依赖于力的作用点。

扭矩效应的这个因素总是和后三点式飞机有关系，也更明显，在尾轮抬起后的飞机起飞摇摆过程中最常发生。如图3-33。

俯仰角的变化和在螺旋桨飞机的旋转顶部施加一个力有相同的效应。合成力在垂直轴的90度位置发生作用，导致飞机向左的偏航运动。这个运动的程度取决于很多变量，其中之一是尾轮抬升后的急转。然而，当一个力作用到转动的螺旋桨的边缘的任何一点，进动或者陀螺效应总会发生；合成力将仍然是在旋转方向上偏离作用点90度的位置。根据力的作用位置，会导致飞机左偏航或者右偏航，上仰或者俯冲，或者是俯仰和偏航的结合。

陀螺效应的结果可以这样说，任何绕垂直轴的偏航导致俯仰运动，任何绕横轴的俯仰导致偏航运动。

为纠正陀螺效应的影响，飞行员有必要适当的使用升降舵和方向舵来防止不必要的俯仰和偏航运动。

不对称载荷(P因子)

当飞机以大迎角飞行时，向下运动的桨叶受力比向上运动的桨叶大；这样推力中心就移动到了螺旋桨旋转面的右侧-导致绕垂直轴的向左偏航运动。那个解释是正确的，然而，要证明这种现象，必定产生每一个桨叶上的有效风向量问题，在考虑飞机迎角和每个桨叶的迎角双重因素时显得更为棘手。

这个不对称载荷是由合成速度引起的，合成速度是螺旋桨叶在它的旋转面内的速度和空气水平的通过螺旋桨旋转面的通过速度合成得来的。飞机以正的迎角飞行时，从后面看右侧或者下降运动的桨叶通过区域的合成速度比左侧向上运动的桨叶合成速度大。由于螺旋桨叶是一种翼面，增加的速度意味着升力增加。因此，向下运动的桨叶有更多的“升力”(相当于机翼的升力，这里对于螺旋桨就是螺旋桨产生的推力)趋向于把飞机头向左拉。

简而言之，当飞机以大迎角飞行时，向下运动的桨叶有更大的合成速度；因此比向上运动的桨叶产生了更多的推力。如图3-34.如果螺旋桨轴是垂直于地面安装的话（就像直升机）这会更容易看到。

如果根本就没有空气运动，除由螺旋桨本身产生的风之外，每个桨叶的相同部分应该由相同的速度。但是，当空气水平地通过这个垂直安装的螺旋桨时，朝气流前进的桨叶会比背离气流运动的桨叶有更大的空速(桨叶相对空气的速度)。这样，朝向水平气流旋转的桨叶将产生更多升力，或者推力，把推力中心朝那些桨叶方向移动。设想旋转垂直安装轴的螺旋桨来使降低相对气流的角度（就像在飞机上）。这个不平衡的推力然后成比例的变小，直到达到零，这时螺旋桨轴恰好相对移动的空气是水平的。

扭矩效应四因素中的每一个数值都随飞行状态变化而变化。在飞行的一个阶段，这些因素中的一个可能比其他的更突出；反之，在另一阶段可能另外的因素更为主要，这些值之间的关系会随不同飞机而变化，依赖于机身，引擎和螺旋桨组合以及其他设计特征。

为在所有飞行条件下保持飞机的正确控制，飞行员必须应用必要的飞行控制来补偿这些变化的值。

飞机设计中的载荷因子

要回答一个飞机需要多结识这样的问题，答案很大程度上受飞机的受限用途确定的。这是一个困难的问题，因为最大可能的载荷在有效的设计中可以非常高。任何飞行员都可以来一次真实的硬着陆，或者从俯冲中来一次非常陡的拉起，这会产生不正常的载荷。然而，制造的飞机要能快速的起飞，缓慢的着陆，还能携带相当的货物，那么如此极端的不正常载荷必须被适当的削除。

飞机设计中的载荷因子问题就归纳为确定不同运行条件下正常操作所能期望的最大载荷因子。这些载荷因子称为“极限载荷因子”。由于安全原因，要求飞机设计成承受这些载荷的时候不会有任何结构损坏。尽管联邦管制条例要求飞机结构能够支持1到1.5倍极限载荷因子而不会失效，但是还是接受了这样的情况：飞机的部分可能在这些极限负载下弯曲或者扭曲，可能发生某些结构损坏。

1.5这个值称为“安全因子”，是为高于正常和合理操作条件下的载荷提供一定程度的余量。但是，这个预留强度不是飞行员可以蓄意滥用的；而是为了遇到以外情况时的保护。

上述考虑适用于所有负荷状态，无论是由于阵风，机动或者着落。驟风载荷因子要求和那些存在多年的其他要求实际上一样生效。成千上万的运行小时已经证明它们足够安全。由于飞行员对驟风载荷因子的控制很小（除遇到颠簸气流而降低飞机速度外），驟风载荷要求对大多数通用航空型飞机实际上是相同的，而不管它们的操作用途。一般的，驟风载荷因子控制严格的用于非特技飞行的飞机设计。

还有完全不同情况存在于有机动载荷因子的飞机设计中。有必要单独讨论这个问题，分为

1）根据分类系统而设计的飞机(如普通的，通用的，特技的)，

2）旧时设计的飞机，它们在建造时没有运行分类。

根据分类系统设计的飞机很容易从驾驶舱的标牌识别出来，标牌说明了飞机认证为哪种运行分类。最大安全载荷因子(极限载荷因子)对不同分类的飞机指定为如下：

分类 极限载荷

普通 3.8-1.52

通用(轻微特技，包括旋转) 4.4-1.76

特技 6.0-3.0

普通的意思是不超过4000磅的飞机，极限载荷因子降低了。上述给出的极限载荷还要加上50%的安全因子。

飞行机动越激烈，载荷因子就会增加。为飞机获得最大的通用性而提供了分类系统(Category system)。如果只打算进行正常操作，那么需要的载荷因子会更小，如果飞机用于训练或者特技机动，那么飞机就要承受较高的机动载荷。

那些没有分类标牌的飞机是在较早以前的工程要求条件下制造的，没有对飞行员指定特别的操作限制。对于这种类型的飞机(重量达到4000磅),要求的强度可以和今天的通用类飞机必将，允许进行相同类型的操作。对于超过4000磅的这类飞机，载荷因子随重量降低，所以这些飞机应该可以和根据飞行系统设计的普通类飞机比较，对飞机的操作也要和普通类适应。

急转弯时的载荷因子

在任何飞机的高度恒定协调转弯中，载荷因子是两个力的合成：离心力和重力。如图3-35.对于任何给定的倾斜角，转弯速度(这里是指转弯角速度)随空速变化；空速越高，那么转弯率也就越低。这个由于额外的离心力的补偿让载荷因子保持不变。

图3-36揭示了一个重要的转弯事实，载荷因子在倾斜角达到45度或者50度之后开始急速增加。对于任何飞机在60度倾斜角时载荷因子为2G。在80度倾斜角时载荷因子是5.76G。如果要维持高度，机翼必须产生等于这些载荷因子的力。

应该注意到接近90度倾斜角时载荷因子的增加是多么的快，它几乎达到了无穷大。90度的倾斜且恒定高度的转弯从理论上说是不可能的。确实，飞机可以倾斜90度，但是不是处于协调转弯中；可以保持90度侧滑转弯的飞机能够侧身竖直飞行。载荷因子会超过6G极限值，这是一个特技飞机的极限载荷因子。

对于一个协调的恒定高度转弯，一般通用航空飞机的近似最大倾斜角为60度。这个倾斜角和它的有效必要功率设置达到了这类飞机的极限。再增加10度倾斜的话，载荷因子大约增加1G，就接近这类飞机确立的屈服点。如图3-36

载荷因子和失速速度

任何介于结构限制内的飞机，可能以任何空速失速。当达到足够大的迎角时，流过机翼的平滑气流就会被打破而分散，导致飞行特性的急剧变化，突然失去升力，这就引起了失速。

对这个效应的研究显示飞机的失速速度随载荷因子的2次方根成比例增加。这意味着正常未加速失速速度为50节的飞机可以在载荷因子达到4G时以100节速度失速。如果这个飞机可以承受载荷因子9的话，那么它可以在150节时失速。因此，胜任的飞行员应该知道下列事项：

• 飞机由于增加载荷因子，增加了不注意失速的危险，比如在急转弯或者螺旋时
• 在超过飞机的设计机动速度以上进行有意失速，会引起巨大的载荷因子

参考图3-36和3-27，在急转弯中飞机只要超过72度倾斜，产生的载荷因子就达到3G，而失速速度明显的增加了。如果正常未加速失速速度是45节的飞机来转弯，空速必须保持不低于75节以防产生失速。一个类似的效应是在快速拉起时遇到，或者在任何产生超过1G载荷因子的机动中。这一直是导致意外的原因，这些意外由飞行学员，意外失控，特别是急转弯或者在接近界面时生硬使用升降舵而引起。

由于载荷因子的平方和失速速度的二倍成正比，你会了解到巨大的载荷通过让相对高速的飞机失速来影响飞机的结构。

一架飞机可以安全失速的最大速度在所有新设计中都已经确定。这个速度称为“设计机动速度Va”，要求在所有最新设计的飞机的飞行员操作手册和FAA批准的飞机飞行手册中都要输入设个值。对于较旧的通用航空飞机，这个速度大约是正常失速速度的1.7倍。因此，一架正常失速速度60节的旧飞机必须从不要在102节以上失速(60节×1.7=102节)。正常失速速度60节的飞机在102节速度失速时将达到载荷因子2.89G(1.7×1.7)。（以上数字只是近似的指导，而不是任何一组问题的确切答案，设计机动速度应该根据制造商提供的具体飞机的操作限制来确定）。

因为控制系统中的杠杆作用随不同飞机而变化，一些类型飞机使用平衡式控制面，而其他的不使用，飞行员施加于控制上的压力不能被认为是不同飞机产生的载荷因子的指数。在大多数情况下，载荷因子可以通过经验丰富的飞行员对座椅压力的感觉来判断。也可以使用一种称为加速度计的仪表来测量，但是由于这种仪表一般不安装在通用航空教练机上，根据身体感觉来判断载荷因子的能力培养是非常重要的。以上概要的原理知识是培养评估载荷因子能力的基础。

对不同倾斜角度的载荷因子和设计机动速度(Va)方面的透彻理解将帮助你避免两种最严重类型的事故：

1. 急转弯导致的失速或者接近地面时过分机动导致的失速
2. 特技飞行时的结构性失效或者失控导致的猛烈机动

载荷因子和飞行机动

所有飞行机动都有临界载荷因子，除了不加速的直线飞行，它的载荷因子总是1G。本部分考虑的特定机动会引起较高的载荷因子。

VG 图

飞机的飞行运行强度用一个图来表示，它的水平刻度是基于载荷因子的。如图3-38.这个图称为VG图，速度-载荷因子关系图。每一个飞机都有它自己的VG图，它在特定重量和高速下有效。

VG图上最首要的曲线就是最大升力曲线。示例的飞机在62mph（英里/小时）的时候可以达到不超过1G载荷因子，这是机翼水平失速速度。由于最大载荷因子随空速的平方成正比，最大的正的升力在92mph的时候达到载荷因子达到2G，112mph的时候达到3G，137mph时达到4.4G，等等。任何在这条曲线以上的载荷因子从空气动力学上是得不到的；也就是这个VG图的飞机不能在最大升力曲线之上飞行，因为会失速。本质上相同情况出现在负升力飞行时，但是有个例外，那就是产生给定的负载荷因子所需要的速度比产生相同的正载荷因子的速度要高。

例如，上图可以看到在62mph的时候产生的载荷因子约1G,而对应于-1G载荷因子，速度大约为80mph。

如果这架飞机飞行的正载荷因子超过正极限载荷因子4.4的话，将可能导致结构化损坏。当飞机在这个区域操作时，将会发生要不得的主结构剩余形变，也会产生高速疲劳损伤。在正常操作中必须避免在超过极限载荷运行。

在VG图上还有重要的另外两点。第一，是正极限载荷因子和最大正升力线的交点。这点是空气动力学地达到极限载荷因子的最低空速。任何超过此点的空速将会产生能够损坏飞机的足够强的升力；任何低于此点的空速产生的正升力都不足以导致飞机的过载损坏。这个速度的一般术语叫“机动速度”，原因是亚音速空气动力学的考虑能够预知这种条件下的最小可用转弯半径。机动速度是个有用的参考点，因为飞机低于这个速度飞行时不会产生破坏性的正的飞行载荷。在机动速度以下，机动和驟风的任何结合都不会产生机翼过载的破坏。

下一个是负极限载荷因子和最大负升力线的交点。任何大于这点的空速，将会产生足以损坏飞机的负升力；任何低于此点的空速产生的负升力都不足以导致飞机的过载损坏。

极限空速(红线速度)是飞机的设计参考点，这张图的飞机受限于225mph。如果飞机要超过这个极限速度，很多现象会导致结构化损坏和结构化故障。

因此，飞机在飞行时是受限于一套速度和不超过极限速度的载荷因子组合，也不能超过极限载荷因子，也不能超出最大升力性能。飞机必须在这个包络线内运行，这样才能够避免结构化损坏，以确保飞机达到预期的使用期限。飞行员必须把VG图看作是安全运行条件下的空速和载荷因子的允许组合。任何处于结构包络线之外的机动或者驟风将会导致飞机的结构损坏，它将有效的缩短飞机的使用期限。

重量对飞行性能的影响

一架飞机的起飞/爬升和着陆性能是根据它的最大允许起飞和着陆重量来确定的。较重的总重量会导致较长的起飞滑跑和较慢的爬升，着地速度越快，着陆滑行就越长。即使很小的过载也会使得飞机不能越过障碍物，而这个障碍物在良好的条件下起飞时根本不用认真的考虑。

过载对性能的有害影响不限于起飞和着陆时的直接危险。过载对所有爬升和巡航性能都有相反的影响，它将导致爬升时的过热，发动机部件的附加磨损，燃油消耗的增加，巡航速度变慢，还缩短了最大航程。

现代飞机制造商为制造的每一架飞机提供重量和平衡数据。通常这个信息可以在FAA批准的飞机飞行手册或者飞行员操作手册(AFM/POH)中找到。随着这些年飞机设计和制造技术的进步，已经开发出为确定重量和配平数据的“易读图表”。这些飞机增加的性能和负荷能力要求严格的遵守制造商制定的操作限制。对建议的任何偏差都会导致结构损坏或者甚至是飞机结构的完全失效。即使一架飞机的载荷处于最大重量限制之内，重量的分布也必须使重心处于限制范围以内。前面对航空动力学和载荷因子的简单学习说明了这个预防措施的原因。后面的讨论重量和配平条件重要性的几个原因提供一些背景信息，这些条件对飞机的安全飞行很重要。

飞行员经常完全不知道所飞飞机的重量和配平限制，也不知道这些限制的原因。在一些飞机里，不可能坐满所有座位，或者行李箱不是满的，油箱也不是满的，而且也仍然处于有效的重量和平衡限制内。作为一个例子，在一些流行的四座飞机上，当四个座位坐满还带一些行李的时候，油箱可能不会加满。在一架双座飞机上，如果要打算练习旋转的话，就不允许在座位后面的行李箱装行李。

重量对飞机结构的影响

额外重量对飞机机翼机构的影响是不容易明显看出来的。适航要求规定认证的普通类飞机结构必须足够结识能够承受3.8G的载荷因子，以承受机动和驟风导致的动态载荷。意思就是飞机的主结构能够承受3.8倍有效总重量而不会发生结构损坏。如果这被认为是载荷因子的表现的话，100磅过载会引起潜在的结构过载量为380磅。在通用类和特技类飞机上相同的考虑更加明显，他们分别要求载荷因子最大为4.4和6.0。

过载导致的结构损坏会引人注目和非常悲惨，但是一般更多的是过载逐渐的影响结构组件，这种形式的影响是难以检测的，而且维修费用昂贵。习惯性过载的最严重后果之一就是过载的影响是积累的，在以后的完全正常操作中可能导致结构损坏。由于过载而作用于结构部件上的应力确信会加速金属疲劳破损的发生。

飞行机动和阵风影响的载荷因子将会加重飞机总重增加的后果。一架能够承受大约3G载荷因子的飞机结构，如在从急俯冲改出时，必须要准备为每增加100磅重量承受额外的300磅重量。在特定的飞机上这就是由额外不必要的16加仑燃油引起的。FAA认证的民用飞机被结构化的分析过，在最大总重的条件下测试过飞行，在标注的速度内飞行过。以超过这个重量的总重飞行也是完全可能的，而且一般性能效率也是很好的。虽然如此，这个事实不应该误导飞行员，因为飞行员可能没有认识到这样的载荷不是为这样的飞机设计的，也不知道飞机的全部或部分结构上产生的载荷大小。

不管飞机是承载乘客还是货物，必须考虑结构。座位，行李舱，以及客舱地板是为特定载荷或者载荷集中设计的。例如，一架轻型飞机行李舱可能由于支撑结构的极限强度而标称载货量为20磅，即使飞机不会过载或者在那个位置有更多重量也不会使得重心越限。

重量对飞机稳定性和可控性的影响

过载对飞机的稳定性影响也没有被广泛的认识到。一架飞机载荷正常时，可以观察到它相当稳定和可控，而当过载时会发现有相当不同的飞行特性。尽管重量的分布对稳定性有直接的影响，无论重心的位置在哪里，都可以预料到飞机总重的增加可能会对稳定性有不利的影响。

如果总重过重，那么很多认证过的飞机的稳定性完全不能令然满意。

载荷分布的影响

重心的位置对作用于飞机机翼载荷的影响还没有被普遍的认识到，尽管它对爬升和巡航性能非常重要。和一些飞行员的信念相反的是，靠前位置载荷的飞机会较重，从而比重心靠后的同一飞机飞的较慢。

图3-39说明了这个原因。对于靠前的载荷，大多数飞机就需要机头上仰配平以维持水平巡航飞行。机头上仰配平导致就需要在机身后面的尾部翼面上产生更大的向下的负载，这增加到机翼载荷上，如果维持高度的话要求机翼产生的总升力也增加。这样就需要机翼有更大的迎角，进而导致阻力增大，接着失速速度变大。

对应于靠后的负载和机头下沉配平，尾部翼面要承受的向下载荷要少，这样就减轻了机翼上的大部分载荷，以及维持高度所要求的总升力。需要的机翼迎角也相应减小，因此阻力也减小，能够得到更快的巡航速度。理论上来说，巡航飞行中尾部翼面承受适中的载荷能够获得最有效率的总体性能和最快的巡航速度，但是也会导致不稳定性。因此，现代飞机出于稳定性和可控性需要设计成在尾部有向下的负载。

记住，由于来自机翼和机身的下洗流施加于尾部翼面的力的原因，配平片位置为零不一定和“适中配平”相同。

飞机的可用载荷分布效果对飞行特性有重要的影响，即使载荷在重心极限位置和最大允许总重范围以内。在这些影响中，重要的是对可控性，稳定性和施加于机翼的实际载荷的变化。

一般的，当重心进一步靠后，特别是在慢速飞行时，飞机的可控性变差。一架飞机的重心向后移动1-2英寸时，相对于正常螺旋改出尝试，从延长的螺旋中干净利索的改出可能完全失败。

确立一个靠后的重心极限对飞机设计者来说是公共惯例，即在最大值的1英寸范围内能够允许从一圈螺旋中正常改出。当认证一架公用类飞机以允许有意的螺旋时，靠后的重心极限通常确定在普通类飞机允许的极限位置之前几英寸的点上。

另一个影响可控性的因素在当前的大飞机设计中正在变得更加重要，即重设备和货物位置的长力臂效应。同一架飞机可以通过集中燃油、乘客和货物靠近设计重心而装载成最大总重位于重心极限位置以内；或者把燃油分散到机翼的两侧，货物分散到机舱的前后。

对于相同的总重和重心，载荷分散时，在紊流中飞行机动或者维持水平飞行将需要更大的控制力。这是真实的，因为大量的燃油和重物所处的位置有长力臂，必须通过控制面的反作用力来克服。当控制条件处于边际时，一架油箱完全在机翼或者翼尖油箱的飞机在侧滚时趋向于反应迟缓，货物装载在过分靠前或者靠后都会对升降舵控制响应变慢。

一架飞机靠后的重心极限很大程度上是出于稳定性考虑而确定的。最初一种类型认证的适航要求指定特定速度下飞行的飞机在确定的几次上下摆动内要能够阻尼机头的垂直偏移。一架飞机的载荷太靠后可能达不到这样的要求。相反地，当机头突然拉起时，可能会发生交替的爬升和俯冲，且随每次上下摆动变的越来越陡峭。这种不稳定性不仅让乘客感到不舒服，甚至在特定条件下也可能让飞机难以操控。

任何飞机的失速改出都随重心靠后而变的更加困难。这对于螺旋改出特别重要，在任何飞机的靠后负载上有一点，这一点可以发生水平螺旋。水平螺旋即离心力作用于正好靠后的重心，这个离心力会把飞机尾部从螺旋轴拉出，使得飞机机头朝下进而改出螺旋成为可能。

一架飞机的载荷装载在后面的重心极限允许位置上时，它的转弯和失速机动的操作以及着陆特性和装载在靠前位置有很大的差别。

前面的重心极限要通过很多考虑来确定。作为一个安全度量，要求配平装置不管是配平片还是可调尾翼能够保持飞机在发动机停车的条件下正常的滑翔。为确保紧急情况时的最小着陆速度，一架常规飞机必须能够完全失速停车着陆。后三点式飞机的载荷使得机头过重而难于滑行，特别是有大风的时候。通过使用刹车，很容易是机头过高，在没有跳动的时候会非常难于着陆，因为在着陆缓慢下降和拉平的时候很容易俯冲。

地面上的操纵困难可能出现在前轮型飞机上，特别是在着陆侧滑和起飞时。

1. 重心位置影响升力和机翼迎角，作用于尾部的力的大小和方向，以及尾翼（为稳定提供适当的平衡力）偏差度。后者是非常重要的，因为它关系到升降舵的控制力。
2. 重心位置靠前时，飞机将会在较高速度上失速。这是因为增加的机翼载荷在较高速度时达到失速迎角。
3. 较大的升降舵控制力通常随靠前重心而出现，因为平衡飞机所需要的升降舵偏差度增加了。
4. 重心位置靠后的飞机可以更快的巡航，因为阻力降低了。阻力降低是因为迎角更小，克支持飞机和克服机头向下的配平趋势所需要的升降舵偏差度也更少。
5. 随重心位置后移也使得飞机的稳定性变差。这是因为随着重心位置后移，导致迎角增加。因此机翼对飞机稳定性的影响降低了，而尾部影响仍然稳定。当机翼和尾部在这点达到平衡时，就出现了中性稳定性。重心位置任何进一步后移会导致飞机进入不稳定状态。
6. 靠前的重心位置增加了升降舵的反压力要求。在机头向下的情况下升降舵可能不再能够继续增加配平了。为能够在失速速度以上的范围内控制飞机，需要有足够的升降舵控制。

注：靠前的重心需要额外的升降舵配平偏差，而当如下降等机头向下的姿态中，在机头抬升的拉平动作时，可能偏差度已经被用完了，使得飞机失去俯仰控制。所以这段话是强调要保证升降舵控制的余量，飞机重心位置不能太靠前。

超音速流和亚音速流

在亚音速空气动力学里，升力理论是基于一个物体上产生的力以及包围这个物体的气流。大约在260节速度以下，空气可以被认为是不可压缩的，在一个固定的高度上，即使空气的压力有所变化，但是可以认为它的密度基本恒定。在这个假设条件下，空气就像水一样被分类为一种流体。亚音速空气动力学理论也假设空气的粘度(粘度是流体的一种属性，即流体的一部分阻止另一部分流动的特性)是忽略不计的，把空气看成一种理想的流体。并遵从理想流体空气动力学原理，如连续性，贝努利原理和循环。

实际上，空气是可以压缩的，也有粘度。而在低速的时候这些属性是可以忽略的，特别是压缩特性随着速度的增加而变的重要。当速度接近声速的时候压缩性变得最重要（相对于较低的粘度而言）。在这个速度范围，可压缩性导致飞机周围的空气密度发生变化。

飞行时，机翼通过加速上表面的气流速度来产生升力。这个加速的气流可以而且也能够声速，甚至飞机本身可能处于亚音速飞行。在某些极端的迎角时，对于某些飞机，机翼上表面的气流速度可能是飞机速度的两倍。因此飞机上同时存在超音速和亚音速的气流是完全可能的。当飞机某些位置(如机翼的最大拱形区域)的气流速度达到声速的时候，进一步的加速将导致空气压缩影响的产生，例如形成冲击波(shock wave)，阻力增加，飞机振动，稳定性以及控制困难。亚音速流理论在这个点之上的所有速度是完全无效的。如图3-40。

速度范围

声音速度随温度而变化。在标准的15摄氏度温度条件下，海平面的声速是661节。在4万英尺，那里的温度是-55摄氏度，声速降低到574节。在高速或者高高度飞行时，速度的度量是用“马赫数”这个术语来表示的。马赫数是飞机的真空速和相同大气条件下声音速度的比值。如果飞机以声速飞行，那么它的马赫数为1.0。飞机速度制定义如下：

• 亚音速(subsonic)：0.75马赫以下
• 跨音速(transonic)：0.75到1.20马赫
• 超音速(supersonic)：1.20到5.00马赫
• 高超音速(hypersonic)：5.00马赫以上

而跨声速和超音速范围通常出现在军用飞机上，民用喷气飞机通常的运行在巡航速度范围0.78到0.9马赫之间。飞机机翼的任何部分的气流速度第一次达到(但是不超过)1.0马赫称为飞机的临界马赫数(Mach Crit)。因此，临界马赫数是亚音速飞行和跨音速飞行的边界，也是跨音速飞行中遇到的所有压缩影响的重要参考点。冲击波，振动和气流分离发生在临界马赫数以上。典型的喷气式飞机巡航于或靠近它的临界马赫数时达到最高效率。超出临界马赫数5%-10%的速度时压缩性影响开始发生。阻力开始快速增加。随阻力的增加同时飞机发生振颤，平衡和稳定性发生变化，控制面的有效性也降低。这叫阻力发散点，是选择高速巡航操作的典型速度。在超出高速巡航的某个点是涡轮动力飞机的最大运行极限速度：Vmo/Mmo。如图3-41。

Vmo是以节为单位的最大运行速度，这个速度限制空气压力对结构的反作用力，预防飞机颤动。Mmo是以马赫数表示的最大运行速度。飞机不应该超出这个速度飞行。这样做会遇到压缩性的完全影响的风险，包含可能失控。

马赫数和空速

特定飞机的速度如临界马赫数或者最大运行马赫数发生在一个给定的马赫数。而真空速(TAS)随外部空气温度的变化而变化。因此，对应于特定马赫数的真空速可能有相当的变化(多达75-100节)。当一架飞机以恒定马赫数巡航进入一个空气温度较高的区域，真空速和需要的燃油都增加，航程会降低。相反的，当进入较冷温度的区域，真空速和需要的燃油降低，航程增加。

一架运行在高海拔高度的飞机，任何给定马赫数时的指示空速(AIS)随某高度层之上的高度增加而降低。相反情况发生在下降时。通常的，爬升和降落在低高度时是用指示空速来完成的，而在较高高度时是用马赫数完成的。

和运行在低高度时不同，喷气飞机的失速指示空速随高度的增加而明显增加。这是因为一个事实，即真空速随高度而增加。在高的真空速时，空气压缩导致机翼上和皮托管系统中的气流畸变。同时，以最大运行马赫数表示的指示空速随高度而降低。最终，飞机将达到一个高度，在那里真空速和最大运行马赫数之间只有很小差别或者相等。

边界层

空气有粘度，在翼面流动时会遇到阻力。气流的粘度特性会降低翼面上局部的速度，也是蒙皮摩擦阻力的原因。当空气通过机翼表面时，最接近翼面的空气粒子趋于静止。后一层粒子速度减低，但是没有停止。在距离翼面很小但是可以度量的范围内，空气粒子以自由流动速度运动。翼面的气流层由于空气的粘性而速度降低或者停止，这个气流层称为边界层。一架飞机上典型的边界层厚度范围从靠近机翼前缘的几分之英寸小到大飞机末尾的12英寸，如波音747。

有两种不同类型的边界层流：层流和紊流。层流边界层是非常平滑的气流，而紊流边界层包含漩涡和逆流。层流产生的表面摩擦阻力比紊流少，但是稳定性低。翼面上的边界层流开始是平滑的层流。当气流从前缘继续向后，层流边界层的厚度增加。从前缘向后的一段距离开始，平滑的层流开始分散过度成为紊流。从阻力的观点看，让层流到紊流的过渡区尽量朝机翼后面靠是明智的，或者让机翼的很大部分面积处于边界层的层流部分范围内。然而，能量低的层流比紊流更会突然分散。

另一个和粘性气流有关的现象是分离。分离发生在当气流突然从机翼离开时。自然的过程是从层流边界层到紊流边界层，然后再变为气流分离。气流分离产生很大阻力，极大的破坏升力。边界层分离点随着机翼迎角的增加而沿机翼向前移动。如图3-42

涡流发生器用于延迟或者避免在跨音速飞行时遇到的冲击波诱导边界层分离。涡流发生器是小的低反弦角比机翼，相对于气流的迎角为12度到15度。它们通常在副翼或者其他控制面之前距机翼几英寸距离。涡流发生器产生涡流，它把边界层流和靠近翼面之上的高能量气流混合。这就产生较高的表面速度，同时增加了边界层流的能量。因此，要导致气流分离就需要更强烈的冲击波。

冲击波

当飞机飞行在亚音速速度时，飞机前面的空气通过声速传播的压力变化而知道后面有飞机要来。因为这个预告，在飞机到达前空气开始朝两边移动，这样让飞机很容易的通过。当飞机速度达到声速时，飞机前面的空气就不能预告飞机的到来了，因为飞机总是以相同的速度跟随自己的压力波。更合适的说法是，在飞机前面的空气粒子的挤压导致飞机前面气流速度的急剧下降，相应的增加了空气压力和密度。

当飞机速度增加超过声音速度是，受压缩的空气的压力和密度继续增加，飞机前面受压缩的区域持续的扩大范围。在气流中的某一点，空气粒子完全不受扰动，不能提前预知飞机的接近，在紧接着的瞬间，相同的空气粒子被迫承受温度，压力，密度和速度突然剧烈的变化。未受扰动的空气和受压缩的空气区域之间的边界称为冲击或者压缩波。

无论何时方向不变的超音速流降低到亚音速流都会形成相同类型的波，例如当气流在机翼的拱形部分加速到声速，然后在通过最大拱形区域后降低到亚音速。将会在超音速和亚音速范围的边界形成冲击波。

无论何时，形成和气流垂直的冲击波称为正常冲击波，紧随冲击波之后的气流是亚音速的。通过正常冲击波的超音速气流将发生这些变化：

• 气流减速到亚音速
• 紧随冲击波之后的气流方向不变
• 波之后气流的静压和密度大大增加
• 气流的能量(用总压表示，等于动压加静压)大大降低

冲击波结构导致阻力增加。冲击波的主要影响之一就是紧随波之后形成厚的高压力区域。高压区域的不稳定性，和气流通过冲击波时它的速度能量部分的转换成为热量，这是阻力增加的部分因素，但是气流分离引起的阻力要大的多。如果冲击波很强烈边界层可能没有足够的动能来阻止气流分离。在跨音速区域由于冲击波结构和气流分离导致的阻力称为波阻力。当速度超过临界马赫数大约10%的时候，波阻力急剧增加。这样就需要增加相当大的推力以增加飞行速度来跨越这个点进入超音速区域，这个区域依赖于翼形和迎角，边界层可能再次附着在机翼上。

正常冲击波首先在机翼的上表面形成。然而，随着马赫数的进一步增加，上表面的超音速区域会扩大，在下表面形成另外一个超音速流区域和一个正常冲击波。当飞行速度接近声速时，超音速流的区域继续扩大，冲击波向后移动靠近机翼后缘。如图3-43。

伴随阻力增加出现的是抖振(称为马赫抖振)，配平和稳定性，以及控制力有效性的降低。气流分离导致下洗流的损失和机翼上压力中心的位置变化，进而使升力损失。气流分离在机翼后面产生的湍流尾流使得飞机尾部控制面振动。水平尾翼提供的机头上仰和下俯配平控制和机翼后面的下洗流有关。这样，减弱的下洗流降低了水平尾翼的配平控制有效性。机翼压力中心的运动影响机翼的配平力矩。如果压力中心向后移动，就会产生称为马赫俯冲(Mach tuck)或者突然下俯(tuck under)运动,如果中心向前移动，就会产生机头上仰运动。这是很多涡轮机动力飞机发展T形尾翼结构的主要原因，它把水平尾翼面安装的尽可能远离机翼产生的湍流。

后掠角

跨音速飞行的大多数困难都和冲击波诱导的气流分离有关。任何延迟或者减轻冲击波引起的气流分离的方法都会改进气动性能。一个方法是机翼的后掠角。后掠角理论基于一个认识，即影响压力分布和冲击波形成的只有垂直于机翼前缘的气流分量。如图3-44。

在直线机翼的飞机上，气流呈90度角冲击机翼的前缘，它的全部冲击产生压力和升力。同样的气流冲击后掠角形机翼时的角度小于90度。后掠翼上的气流会让机翼”认为”自己飞行的比真实速度慢，因此冲击波的形成就被延迟了。机翼后掠角的优势包含增加了临界马赫数，力发散马赫数，阻力最高点的马赫数。换句话说，后掠角推迟了压缩性影响的发生。

导致阻力系数急剧变化的马赫数称为力发散马赫数，对于大多数机翼而言，通常超过临界马赫数的5%到10%。在这个速度，冲击波结构引起的气流分离引发阻力，升力或者配平力矩系数的重大变化。除了延迟压缩影响的发生外，后掠角海降低了阻力，升力或者力矩系数变化幅度。也就是说，后掠角的应用会”软化”力发散。

后掠翼的一个缺点是它们趋于在翼尖失速而不是在机翼根部失速。如图3-45。这是因为边界层趋于沿翼展方向朝翼尖流动，然后在靠近前缘处分离。因为后掠翼的翼尖处于机翼的后面部分(位于升力中心之后)，翼尖失速会导致升力中心在机翼上向前移动，迫使机头进一步抬升。当机翼后掠和锥形结合时，翼尖失速的趋势最大。

失速状态可能由于T形尾翼配置而变的更加严重，T形尾翼在尾部翼面发生振动的时候提供的失速前告警很少或者没有。如图3-46。

T形尾翼处于机翼伴流之上，即使机翼开始失速时，也仍然有效，会让飞行员无意识的驱动机翼以大得多的迎角进入更严重的失速。如果水平尾翼控制面沉没在机翼伴流中，升降舵将完全失去效能，将不可能通过降低配平姿态而改出失速。在失速前和即刻失速后状态，后掠翼飞机的升力/阻力性质会导致飞行航迹愈加下降且飞行姿态不变，迎角进一步增加。这种情况下，没有可靠的迎角信息，逐渐加速的俯冲配平姿态不能保证失速改出已经有效，这时的升降舵向上运动只能让飞机失速。

在极端抬头姿态失速时的机头恶意上仰使失速改出困难而激烈是T型尾翼飞机的一个特性。操纵杆推进器禁止这种类型的失速。大约在失速速度的一节之上，预先编程的操纵杆力自动地向前移动操纵杆，阻止失速的发展。也可能会有一个重力加速度限制器配合这个系统来阻止操纵杆推进器引起的机头下俯产生的飞机负载过量。(注：操纵杆推进器是帮助克服失速的，所以要设定向前推操纵杆以降低机头，但是又可能使得机头降低过量引起载荷因子增加，所以加速度限制器又是阻止机头过分降低而引起飞机过载。) 另外，当空速超出失速速度5%-7%时操纵杆振动器会提供失速告警。

马赫振动边界层

到目前为止，只讲解了过大速度引起的马赫振动。必须记住，马赫振动是机翼上气流速度的一个函数，而不一定是飞机的速度。任何时候不管机翼上过大的升力是由过快的空速还是由接近最大运行速度时的过高迎角引起的，都会发生高速振动。但是，也有些时候在低得多的速度时发生振动，称为“低速马赫振动”。

能导致低速马赫振动的最可能情况是 飞机由于它的重量和高度迫使其处于大迎角飞行而速度太低时。这个非常高的迎角将会把机翼上表面的气流速度增加到同一点，这一点和高速振动中的冲击波和振动效应是一样的。在无论是低速还是高速边界层，机翼的迎角对于引发马赫振动有最大的影响。在增加迎角的条件下，机翼上的气流速度和马赫振动的变化如下：

• 高高度 –飞机飞的越高，空气越稀薄，就需要越大的迎角来产生维持水平飞行的升力
• 大的重量-飞机越重，机翼就需要更大的升力，如果其他条件不变，那么就需要更大的迎角。
• G载荷-飞机G载荷的增加和重量的增加有相同的效果。无论G力的增加是因为转弯，猛烈的控制或者湍流，增加机翼迎角的效果是相同的。

飞行控制

在高速飞机上，飞行控制分为主要飞行控制(primary flight control)和辅助飞行控制（secondary flight control）。主要飞行控制是控制飞机沿俯仰，侧滚，和偏航3轴的运动。它们包含副翼，升降舵和方向舵。辅助飞行控制包含配平片，前缘襟翼，后缘襟翼，扰流板以及前缘缝翼(slat)。

扰流板用在机翼的上表面来扰流或降低升力。对于高速飞机，由于它们明显的低阻力设计而使用扰流板作为速度制动器(speed brake)来降低速度。飞机接地后扰流板立即伸出来释放升力，因此飞机的重量就从机翼转移到轮子上，能够得到更好的制动性能。如图3-47。

喷气运输飞机有小的副翼。副翼的空间是有限的，因为机翼的后缘要尽可能的满足后缘襟翼的需要。另一个原因是常规大小的副翼在高速飞行时会导致机翼扭曲变形。由于副翼必定很小，扰流板就配合它来提供额外的侧滚控制。

一些喷气运输飞机有两组副翼；一对是外侧的低速副翼，和一对高速的内侧副翼。当襟翼在起飞后完全收起时，外侧副翼自动的锁定在成流线型位置。

当用于侧滚控制时，向上伸出副翼一侧的扰流器降低这一侧的升力，导致机翼下降。当扰流板作为速度制动器伸出时，它们仍然可以用于侧滚控制。如果它们是差动型的，将会在一边进一步伸出而另一边收进。如果它们是非差动型的，将会在一边进一步伸出，而另一边不再收进。当作为速度制动而完全伸出是，非差动型扰流器仍然伸出，不增补副翼。

为得到一个气流不分离的平稳失速和较高迎角，飞机机翼前缘应该有一个良好的圆整形差不多是钝形的，这样气流就可以在大迎角时依附前缘。使用这个形状，气流分离将会从机翼后缘开始，随着迎角增加而逐渐的向前移动。

尖角的前缘对于高速飞行必定导致突然失速，限制后缘襟翼的使用，因为气流不能沿机翼前缘的尖锐曲线流动。在中等迎角时，气流趋于从上表面放松破裂，更合适的说法是突然破裂。为利用后缘襟翼，因此增加最大升力系数，机翼必须迎角更大而没有气流分离。因此，前缘的狭槽，前缘缝翼，和襟翼用于改进起飞，爬升和着陆时的低速特性。尽管这些装置不像后缘襟翼那样强大，当时使用完全翼展和高升力后缘襟翼结合使用时它们是有效的。在这些高级的高升力装置帮助下，气流分离被延迟，最大升力系数(Clmax)有相当可观的增加。实际上，失速速度降低50节并不是难得的。

大型喷气运输飞机的运行要求使大幅度的俯仰调整变化成为不可避免的。这些要求的部分如下：

• 大的重心范围要求
• 覆盖大的速度范围的要求
• 处理由于机翼前缘和后缘高升力装置的大配平变化而不限制升降舵余量的大小的要求
• 配平阻力降低到最小

通过使用一个可变安装角的水平稳定起来满足这些要求。固定尾翼飞机的大俯仰平衡变化需要升降舵有大的偏转。在这些大的偏转中，小的升降舵运动保持在相同方向。可变安装角水平尾翼设计用于获得俯仰配平变化。水平尾翼比升降舵大，从而就不需要大角度移动。这就让升降舵通过全范围的上下运动而流线化飞机尾部。可变安装角的水平尾翼可以被设定来处理大量的配平控制请求，而升降舵处理其它请求。在装配了可变安装角的水平尾翼飞机上，升降舵更小，也比它在固定尾翼飞机上的效用更低。和其它飞行控制相比，可变安装角水平尾翼的效果是非常强大的。飞行机组人员必须完全理解和掌握它的使用和影响。

由于喷气式运输飞机的尺寸和高速度，移动控制面所要求的力会超过飞行员的力气。因此，控制面是由液压或者电动单元驱动的。移动驾驶舱内的控制装置就会把需要的控制角信号发出去，动力单元会决定控制面的实际位置。在动力单元完全失效时，控制面的运动可以通过手工的调节控制片而起作用。移动控制片来扰乱(upset)导致控制面运动的气动平衡。

副翼

副翼控制纵轴方向的侧滚。副翼安装在每一个机翼的后缘外侧，且运动方向彼此相反。副翼通过线缆，双臂曲柄，滑轮或推挽式管互相链接，然后相连到控制轮。

向右移动控制轮导致右侧副翼向上偏转，左侧副翼向下偏转。右侧副翼的向上偏转降低了机翼的拱形，使右侧机翼的升力降低。相应的左侧副翼的向下偏转增加了拱形幅度，使左侧机翼的升力增加。因此，左侧机翼的升力增加和右侧机翼的升力降低使飞机向右侧滚。

逆偏转

由于向下偏转的副翼产生更大的升力，它也会产生更大的阻力。这个增加的阻力试图使飞机头朝机翼上升的一侧偏转。这称为逆偏转。如图4-2。

方向舵用来克服逆偏转，在低速，大迎角和大的副翼偏转角时所需要的方向舵控制程度最大。然而，在较低速度时，垂直安定面和方向舵组合变得低效，扩大了和逆偏转有关的控制问题。

所有转弯都是通过使用副翼，方向舵和升降舵来协调的。为使飞机达到所需要的倾斜角度必须要对副翼施加压力，而同时要施加方向舵压力来克服产生的逆偏转。转弯期间，必须施加升降舵压力来增加迎角，因为转弯时所需要的升力比平直飞行时的升力大。转弯越急，升降舵就越需要往后压（即操纵杆往后拉）。

当需要的倾斜角之后稳定后，应该释放副翼和方向舵的压力。这将停止倾斜度的增加，因为副翼和方向舵控制面将会在它们的位置上呈中性的流线型。升降舵压力需要保持恒定以维持恒定高度。

转弯时的向外侧滑和向内侧滑是类似的，除非施加的飞行控制方向相反。副翼和方向舵的控制方向向外侧滑或者高机翼方向。当倾斜角增加时，为维持高度必须要释放升降舵的压力。

升降舵

升降舵控制沿横轴的俯仰运动。类似小飞机上的副翼，升降舵通过一系列机械连杆机构连接到座舱中的控制杆。控制杆的向后移动使升降舵面的后缘向上偏转。这一般指上升降舵。如图4-6

升降舵是改变飞机俯仰姿态的主要控制手段。

上升降舵位置减弱了升降舵的拱形，产生了一个向下的空气动力，它比平直飞行时的正常尾部向下的力要大。总体效果是导致飞机的尾部向下移动，机头上仰。俯仰运动绕重心发生。俯仰运动的强度由重心和水平尾翼面的距离和水平尾部翼面上气动力有效性决定。

向前移动控制杆有相反的效果。这种情况下，升降舵的拱形度增加，水平安定面或者安定面上产生的升力更多(尾部向下的力更小)。这就把尾部向上移动，使机头下俯。此外，俯仰运动还是绕飞机重心发生的。

正如前面稳定性讨论中提到的，功率，推力线，和尾翼上水平尾翼面的位置都是影响升降舵控制俯仰有效性的因素。例如，水平尾翼面可能安装在开进垂直安定面的较低位置，在中点，或者在高点的位置，就像T型尾翼的设计。

T型尾翼

在T型尾翼结构中，正常飞行条件下，升降舵在螺旋桨带来的气流和机身以及以及气流大部分影响范围之上。升降舵在这种未受扰动气流中的操作使得大多数飞行状态下的控制运动是一致的。T型尾翼设计在很多轻型飞机和大飞机上变的流行了，特别是那些机身尾部安装引擎的飞机，因为T型尾翼结构使得尾部翼面远离发动机排出的气流。水上飞机和水陆两用飞机经常有T型尾翼结构，目的是让水平尾翼面尽可能远离水面。另一个额外的好处是降低了振动和飞机内部的噪声。

低速飞行时，T型尾翼飞机的升降舵相比常规尾翼飞机的升降舵必须移动一个较大的角度来抬升机头到相同的角度。这是因为常规尾翼的飞机有来自螺旋桨的气流在尾翼上施加向下的力来辅助抬升机头。因为飞机的控制是这样的方式装备的，增加的控制行程要求控制力增加，抬升T型尾翼飞机的机头需要的力比抬升常规尾翼飞机机头需要的力大的多。两种类型尾翼的飞机平衡后的纵向稳定性是一样的，但是飞行员必须知道在起飞、着陆或者失速等低速飞行时，需要的控制力比同规格大小的常规尾翼飞机需要的力大的多。

T型尾翼飞机也需要额外的设计考虑来克服颤动问题。因为水平翼面的重量在垂直尾翼的顶部，产生的力臂在垂直尾翼上有很高载荷，会导致颤动。工程师必须通过增加垂直尾翼的刚度来补偿这个载荷，通常相比常规尾翼设计这带来了重量代价。

当以低速飞行在很高迎角，且重心偏后，T型尾翼飞机会容易发生深度失速。在深度失速状态，水平尾翼上的气流被来自机翼和机身的扰动气流覆盖。这种条件下，升降舵和全动水平尾翼控制会被削弱，使得难以从失速改出。应该注意到偏后的重心是这些意外事件的促进因素，因为重心偏后的常规尾翼飞机也会发现类似的改出问题。如图4-7。

因为高迎角低速和重心偏后的飞行可能危险，很多飞机有补偿这种状态的系统。这些系统从控停(control stop)到升降舵下拉弹簧。升降舵下拉弹簧帮助降低机头来比啊免由于重心偏后引起的失速。失速发生因为适当平衡的飞机其后缘的升降舵位于向下位置，迫使尾部抬升和机头下降。在这种不稳定状态，如果飞机遭遇紊流和速度进一步降低，配平片不能再使升降舵置于机头下降的位置。升降舵然后呈流线型，飞机机头开始向上仰。这就使情况恶化，可能导致一次失速。

升降舵下拉弹簧在升降舵上产生一个机械载荷，如果没有平衡的话会使它朝机头下降的位置移动。升降舵配平片平衡升降舵下拉弹簧，以设定升降舵位于配平平衡位置。当配平片开始失灵时，下拉弹簧驱动升降舵到机头下降位置。飞机机头降低，速度增加，失速就会避免。如图4-8。

在着陆拉平期间，升降舵也必须有足够的力量来保持机头抬起。既然这样，靠前的重心就会导致一个问题。在着陆拉平时，功率通常是降低了，这也使尾翼上的气流减弱。这和降低的着陆速度一起使得升降舵的有效性变差。

根据这些讨论，很明显飞行员必须理解和遵守适当的装载程序，特别要注意重心的位置。有关飞机载荷的更多信息以及重量和平衡在第八章讨论。

全动式水平尾翼

正如第一章提到的，全动式水平尾翼本质上是一片带有相同类型控制系统的水平安定面。因为全动式水平尾翼绕中心铰链点做回转运动，它们对控制输入和空气动力负载相当敏感。反作用伺服调整片(antiservo tab)安装在它的后缘以降低灵敏度。另外，在主翼梁的前面还有配有配重装置。配重可以设计到尾部或安装到全动式尾翼片的前部。如图4-9

当控制杆后拉时，它抬升了全动式水平尾翼面的后缘，使飞机旋转机头抬升。向前推控制杆，使水平尾翼的后缘放低，机头向下俯。如果没有抗随动片的话，飞机会由于飞行员的控制而倾向于舵面偏转过量。

鸭式机翼

术语鸭式机翼是指作为水平安定面的控制面却位于主机翼的前面。这个术语也被用来形容装配了鸭式机翼的飞机。从效果上讲，它是一种类似于常规后尾设计水平控制面的翼型。区别是实际上鸭式机翼产生升力，保持机头抬升，和后尾设计相反，后尾设计会在尾部施加向下的力来防止机头向下偏。如图4-10.

尽管莱特飞机有水平控制面在升力翼前面的鸭式机翼配置，直到最近鸭式配置才开始出现在较新的飞机上。鸭式设计包括两种类型：一种是水平控制面和正常的后尾设计有大约相同的尺寸，另外一种是差不多相同大小的控制面，但是翼型是被称为串联翼配置(tandem wing configuration)的后安装式机翼。理论上认为鸭式机翼更有效率，因为利用水平控制面来帮助抬升飞机的重量对于一定大小的升力来说应该导致阻力更少。

鸭式机翼的主要优势是在失速特性方面。适当设计的鸭式机翼或者串联翼将会在主机翼将要失速前的一个时刻失去进一步抬升机头的能力。这就使飞机具备抗失速能力，结果是可以通过增加马力来阻止飞机的速度。主机翼上的副翼在整个失速改出过程中仍然起作用。其他的鸭式结构也被设计出来，所以鸭翼比主机翼提前失速，能够自动的降低机头，改出飞机到一个安全的飞行速度。而且，副翼在失速中保持有效。

鸭式设计有几个限制。首先，鸭式设计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，来自前面机翼或鸭式机翼的残余升力明显的在重心之前，飞机将不可控制的上仰。其次，当前部升力面先失速，或者鸭翼增加迎角的能力受限时，主翼将永远不能产生最大的升力，会浪费一些性能。第三，对于前部机翼或者鸭翼，主翼上襟翼的使用带来设计问题。当主翼通过伸出襟翼来增加升力时，鸭翼所需要的升力也增加。前向翼或者鸭翼必须足够的大才能适应襟翼的应用，但是又不能产生过大而产生比主翼多的升力。

最后，主翼和前部控制面的关系也不同了。当靠近垂直平面的状态时，来自前部机翼的下洗流会对主翼的升力有负作用。增加的垂直分量增加了设计效率。当两个控制面的大小增加到接近相等时，效率也会增加。

方向舵

方向舵控制飞机沿垂直轴的运动。这个运动称为偏航。和其他主要控制面类似，方向舵也是一个铰链到固定面的可运动面，在这里它是铰链到垂直安定面上。左右方向舵踏板的运动控制方向舵。当方向舵偏转到气流中时，会在相反的方向上施加水平方向的力。如图4-11

通过踩踏左踏板，方向舵向左移动。这就改变了垂直安定面/方向舵周围的气流，产生一个侧向里，把尾部向右移动，使得飞机头向左偏航。方向舵有效性随速度而增加，因此在低速飞行时的大角度偏转和高速飞行时的小角度偏转能够提供需要的反作用力。对于螺旋桨驱动的飞机，流过方向舵的任何滑流都会增加它的有效性。

V型尾翼

V型尾翼使用两个倾斜的尾部翼面来完成和常规升降舵及方向舵结构控制面相同的功能。固定的翼面既作为水平安定面也作为垂直安定面。如图4-12

可动的控制面通常称为“方向升降舵”，它们使用特殊铰链连接，使得控制轮能够同时移动两个控制面。另一方面，方向脚踏的移位能够方向相反的移动控制面，所以就提供了方向控制。

当飞行员移动方向舵和升降舵控制时，一个控制混合机构会移动每个控制面适当的大小。V型尾翼的控制系统比常规尾翼需要的要复杂的多。另外，V尾设计对荷兰轨滚趋势比常规尾翼更加敏感，唯一最小的是阻力的总减少量。

襟翼

襟翼是几乎所有飞机都使用的最常见高升力装置。对任何设定的迎角，这些安装在机翼后缘的控制面既增加了升力又增加了诱导阻力。襟翼容许在高巡航速度和低着陆速度之间折衷，因为它可以在需要的时候伸出，不需要的时候收起到机翼结构里。有四种常见类型的襟翼：简单襟翼，分裂襟翼，开缝襟翼和福勒(Fowler)襟翼。如图4-13

简单襟翼是四种类型中最简单的。它增加翼面弯度，导致一定迎角时的升力系数明显增加。同时它也大大的增加了阻力，而且把机翼压力中心向后移动，导致机头下俯运动。

分裂襟翼从机翼的下表面分离出来，它比简单襟翼产生的升力有稍微的增加。但是，也由于在机翼后产生了紊乱的气流模式，所以产生的阻力更多。当完全伸出时，简单襟翼和分裂襟翼都产生高阻力，而升力增加不多。

现今飞机上最流行的襟翼是开缝襟翼。这种设计的变体既用于小型飞机也用于大型飞机。开缝襟翼比简单襟翼和分裂襟翼明显的增加升力系数。对于小型飞机，铰链位于襟翼的下表面下面，当襟翼放下时，它在机翼的襟翼槽和襟翼前缘之间形成一个导气槽。

当开缝襟翼放下时，来自下表面的高能量空气被输送到襟翼的上表面。来自导气槽的高能量空气加速了上表面边界层流，延迟了气流分离，提供了更高的升力系数。因此，开缝襟翼产生的最大升力系数(Clmax)比简单襟翼和分裂襟翼要增加很多。然而有很多中类型的开缝襟翼，大飞机通常有双开缝襟翼，甚至是三开缝襟翼。这些襟翼使阻力有最大增加而不会出现襟翼上的气流分离损害产生的升力。

福勒襟翼是开缝襟翼的一种类型。这个襟翼设计不仅改变了机翼的曲面弯度，它也增加了机翼的面积。福勒襟翼不是在铰链上向下旋转，而是沿导轨向后滑动。在伸长的第一部分中，它增加的阻力非常小，但是由于增加面积和弯度而增加了很多升力。随着继续伸长，襟翼向下偏转，在襟翼行程的最后一部分，它增加了阻力而额外增加的升力很少。

前缘装置

高升力装置也可以应用到翼型的前缘。最常规的类型是固定裂缝 ，可动缝翼，和前缘襟翼。如图4-14

固定裂缝把气流引导到机翼的上表面，延迟了大迎角时的气流分离。裂缝不增加机翼的弯度，但是让机翼获得更高的最大升力系数，因为在机翼到达一个更大的迎角之前失速被延迟了。

可动缝翼由前缘拱形片组成，它在导轨上移动。在小迎角时，每一缝翼都被机翼前缘形成的高压保持在平齐的靠着机翼前缘。当迎角增加时，高压区域沿着机翼下表面向后移动，使得缝翼向前移动。然而，某些缝翼是由飞行员控制的，可以在任何迎角下伸出。打开缝翼会让机翼下方的空气流过机翼的上表面，延迟了气流分离。

前缘襟翼类似后缘襟翼，用来既增加最大升力系数有增加机翼的曲面弯度。这种类型的前缘装置经常和后缘襟翼结合使用，可以降低由于后者引起的机头下俯运动(前面说过襟翼的应用会导致升力中心后移，导致机头下俯)。相比后缘襟翼来说，前缘襟翼的一点增量会让升力比阻力增加多的多。随襟翼伸出的面积越大，阻力的增加比升力增加要快的多。

扰流板

在一些飞机上，称为扰流板的高阻力装置被安装在机翼上，以扰乱平滑的气流，降低升力和增加阻力。一些飞机上扰流板用于侧滚控制，一个好处是消除了逆偏转。例如要右转弯，右侧机翼上的扰流板抬起，损失了一些升力，在右边产生了更多的阻力。右边的机翼就下降，飞机就向右倾斜和偏航。两侧机翼同时使用扰流板使飞机下降而速度不增加。扰流板也用于帮助缩短着陆后的地面滑跑距离。通过损失升力，它们把重量转移到轮子上，改善了减速效力。如图4-15

配平系统

尽管飞机可以运行在很大范围的姿态，空速和功率设定，但是被设计成只在这些变量非常有限的组合内才能脱手飞行。因此，配平系统用来接替飞行员对控制面施加恒定压力的需要。配平系统通常有座舱控制和链接到一个或多个主飞行控制面后缘的小铰链装置组成。通过空气动力学地帮助飞行控制面运动和定位到它们所安装的位置，设计的配平系统能够使飞行员工作量降到最低。普通类型的配平系统包括配平调整片，平衡片，反作用伺服调整片，地面可调节调整片，和可调节稳定器。

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. 根据制冷方法-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。这些发动机总是有偶数个气缸，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5-1,磁电机通常位于发动机附件壳内部。

往复式发动机的原理是燃油的化学能转化为机械能。这通过一个称为四冲程的循环发生在气缸中。这些冲程称为进气，压缩，燃烧，排气。如图5-2

1． 进气冲程从活塞向下行程开始。开始时，进气阀门打开，燃油空气混合物被吸入气缸。
2． 压缩冲程从进气阀门关闭，活塞往回朝气缸顶部移动开始。在循环的这个阶段，用于从点燃的油气混合气体获得大得多的动力输出。
3． 燃烧冲程从油气混合气体被点燃开始。这导致气缸压力极大的增加，迫使活塞离开气缸头向下运动，产生了旋转曲轴的动力。
4． 排气冲程是用于清除气缸中燃烧过的气体。这个冲程发生在排气阀门打开，活塞再次开始朝气缸顶部移动开始。

即使当发动机运行在相对低的速度时，四冲程循环也要每分钟发生几百次。在一个四缸发动机中，每个气缸运行在不同的冲程。曲轴的连续旋转是由每个气缸的燃烧冲程的精确定时来维持的。发动机的连续运行依赖于辅助系统的同时作用，包含进气系统，点火系统，燃油，润滑，制冷和排气系统。

螺旋桨

螺旋桨是一个旋转的翼面，适用于任何机翼的诱导阻力，失速和其他空气动力学原理也都对螺旋桨适用。它提供必要的推力有时也是拉力使飞机在空气中移动。发动机的动力是用于旋转螺旋桨的，它进而产生的推力非常类似于机翼产生升力的方式。产生的升力大小依赖于桨叶的形态，螺旋桨页迎角和发动机的转速。螺旋桨叶本身是扭转的，因此桨叶角从毂轴到叶尖是变化的。最大安装角或者最大节距在毂轴处，而最小节距在叶尖。如图5-3

扭转的原因是为了从毂轴到叶尖产生一致的升力。当桨叶旋转时，桨叶的不同部分有不同的实际速度。桨叶尖部旋转的比靠近毂轴部位的要快，因为相同时间内叶尖要旋转的距离比毂轴附近要长。从毂轴到叶尖安装角的变化和相应变化就能够在桨叶长度上产生一致的升力。如果螺旋桨叶设计成在整个长度上它的安装角相同，那么会低效，因为随着空速的增加，靠近毂轴附近的部分将会有负迎角，而叶尖会失速。如图5-4

小飞机会装配两种螺旋桨中的一种。一种是固定节距的，另一种是可调节距的。

进气系统

进气系统把外部空气和燃油混合，然后把油气混合物送到发生燃烧的气缸。外部空气从引擎罩前部的进气口进入进气系统。这个进气口通常包含一个阻止灰尘和其他外部物体进入的空气过滤器。由于过滤器有时候会被阻塞，必须有一个备用的空气来源。一般的，备用空气来自引擎罩内部，那里绕过阻塞的过滤器。一些备用空气源自动起作用，另一些则需要手工操作。

小飞机的发动机通常使用了两种类型的进气系统：
1. 汽化器系统，在燃油和空气进入进气歧管之前它把燃油和空气在汽化器中混合起来
2. 燃油喷射系统，燃油和空气就在进入每个气缸之前被混合

增压器和涡轮增压器

为增加发动机的功率，制造商已经开发了增压器和涡轮增压器系统压缩进气口空气以增加它的密度。有这些系统的飞机有一个进气压力表，它显示发动机进气歧管内的歧管绝对压力(MAP)。

在海平面标准天气条件下发动机关闭时，进气压力表指示周围空气压力为29.92英寸汞柱。因为大气压力随高度没降低1000英尺而降低大约1英寸汞柱，海拔5000英尺高度的机场在标准天气条件下进气压力表将指示24.92英寸汞柱。

随着正常进气的飞机爬升，它最终到达歧管绝对压力不足以正常爬升的高度。这个高度限制是飞机的适用升限，它直接受发动机产生功率的能力影响。如果进入发动机的空气被增压器或者涡轮增加器增加了压力，发动机适用升限可以增加。由于这些系统，你可以飞行在更高的高度，有利于真空速更高，增加绕开不利天气的能力。

点火系统

点火系统为点燃气缸中的油气混合气提供电火花，它由磁电机，火花塞，高压引线和点火开关组成。如图5-13

磁电机使用永久磁铁来产生完全独立于飞机电路系统的电流。磁电机产生足够高的电压在每个气缸内的火花塞间隙之间触发火花。当你接上起动器时系统开始点火，曲轴开始旋转。只要曲轴旋转就会持续运行。

大多数标准认证的飞机安装了一对点火系统，有两个独立的磁电机，分开的两组电缆，以及两组火花塞，这样可以增加点火系统的可靠性。每个磁电机独立运行，点燃气缸中的另一个火花塞。两个火花塞的点火改进了油气混合气的燃烧，导致功率输出得到轻微的增加。如果一个磁电机失效，另一个不会因此而失效。发动机将继续正常工作，尽管你会预期发动机功率输出有轻微降低。如果气缸中两个火花塞中的一个失效，也会发生类似的状况。

磁电机的运行是受驾驶舱中点火开关控制的。开关有5档：
1. OFF(关)
2. R-Right(右)
3. L-Left(左)
4. BOTH(两者同时)
5. START(启动)
如果选择了LEFT(左)或者RIGHT(右)，只有相应的磁电机才会被激活。选择BOTH的时候，系统的两个磁电机都运行。

在起飞前检查期间，你可以通过观察第一次从BOTH到RIGHT，从BOTH到LEFT转动点火开关时发动机转速的降低来识别发生故障的磁电机。在此检查过程中，发动机转速的轻微降低是正常的。容许的降低大小列在飞机飞行手册和飞行员操作手册上。当你切换到一个磁电机，发现发动机停止运行或者如果转速的降低超出了容许的限制，那么就不要飞这架飞机，直到问题被解决。原因可能是火花塞污染了，磁电机和火花塞之间的电缆断开或者短路，或者是火花塞不能正常的定时点火。应该注意到使用单个磁电机时发动机转速不降低是不正常的，如果这样，也不能飞这架飞机。

发动机关闭之后，把点火开关拨到关闭(OFF)位置。如果你把点火开关放在打开(ON)位置，即使电池和主开关关闭了，发动机也会点火和旋转，螺旋桨就被驱动，因为磁电机不需要外部电源供电。这种情况下潜在的严重伤害是很明显的。(译者注：磁电机打开也可能导致螺旋桨旋转，打伤不经意的人员。)

磁电机系统中松动的或者断开的电缆也会导致问题。例如，如果磁电机开关位于OFF位置，如果磁电机接地电缆被断开那么磁电机可能继续点火。如果发生这种情况，停止发动机的唯一方法是把油气混合气控制杆拨到慢车切断位置，然后让有资格的航空维修技术人员进行系统检查。

燃烧

在正常燃烧期间，油气混合气的燃烧是完全受控和可预测的。尽管燃烧的过程发生在很短的时间内，在一个温度点上油气混合气被火花塞点燃，直到烧光。这种类型的燃烧使得温度和压力能够稳定增加，确保在膨胀气体在功率冲程内合适的时间向活塞传递最大的力。如图5-14

爆燃是油气混合气在气缸燃烧室内非受控的爆发性点火。它产生过高的温度和压力，如果不纠正的话，会很快导致活塞，气缸或者阀门的故障。在不太严重的情况下，爆燃导致发动机过热，运行不稳定，或者功率损失。

爆燃表现为较高的气缸头温度，最可能发生在大功率运行时。爆燃的一些常规操作原因包括：

使用低于飞机制造商指定等级的燃油

以极高进气压力和低转速运行

以高功率设定和过分贫油混合气运行

爆燃也可能由于持续的地面运行或者快速爬升导致，这种情况下气缸的冷却减少了

通过遵守以下的这些基本准则可以避免地面和飞行的不同阶段发生的爆燃：

确保使用了适当等级的燃油

在地面时，保持整流罩襟翼(如果有的话)处于全开位置，这样能够使通过整流罩的气流最大。

在起飞和爬升的最初阶段，使用富油混合控制可以降低爆燃的发生，同时要保持小的爬升角度来增加气缸的制冷。

避免持续的大功率急爬升。

培养一个监视发动机仪表的习惯，以确保符合制造商制定的操作规程。

当油气混合气在发动机正常点燃时刻之前燃烧就发生了早燃。过早的燃烧通常是由于燃烧室内残余的热区域引起的，通常原因是火花塞上少量的碳沉积或者断裂的火花塞绝缘体，或者气缸中的其他损坏，它们产生了部分的热足以点燃油气混合气。早燃导致发动机损失功率，产生高的运行温度。和爆燃一起，早燃也会导致发动机严重的损坏，因为膨胀的气体就在压缩冲程就对活塞施加过大的力。

爆燃和早燃经常同时发生，其中之一会导致另一个发生。因为要么是伴随着发动机性能降低的工作状态导致高的发动机温度，通常难以区分这两者。使用建议等级的燃油，发动机运行在适当的温度，压力和转速范围这样可以降低爆燃或者早燃的几率。

燃油系统

燃油系统是设计用来提供持续的从油箱到发动机的洁净燃油流量。燃油在所有发动机功率，高度，姿态和所有核准的飞行机动条件下必须能够供给发动机。小飞机上使用了两个常规类别的燃油系统-重力馈送系统和燃油泵系统。

重力馈送系统使用重力来把燃油从邮箱输送到发动机，例如，在上翼飞机上，油箱是安装在机翼里的。油箱被置于汽化器之上，燃油由于重力经过系统送到汽化器。如果飞机的设计不能用重力输送燃油，就要安装油泵，例如，在下翼飞机上机翼中的邮箱处于汽化器下方。如图5-15

起动系统

大多数小飞机使用一个直接启动的电启动器系统。这个系统包括一个电源，导线，开关，和一个操作起动器的圆筒形线圈和一个启动器马达。大多数飞机的起动器工作时可以自动接通和脱离，但是一些旧飞机的起动器是通过一个飞行员开动的杆子而机械式接通的。起动器接通飞机的飞轮，使发动机以可以启动和维持运行的速度转动。

启动所需的电力通常由机载电池提供，但是也可以由外部电容器提供。当电池开关打开时，电力通过电池螺线圈供应到主电力汇流条。起动器和起动器开关都从汇流条获得电流，但是在起动器开关打开到启动(Start)位置启动线圈被激励之前起动器不会运行。当起动器开关从启动位置解除后，起动器马达的螺旋管失去功率。起动器马达被保护以防被发动机通过起动器传动的离合器驱动，离合器能让发动机转的比气动马达更快。如图5-18

启动发动机时，必须严格遵守安全和礼貌规则。其中一个最重要的是确定没有人靠近螺旋桨。另外，轮子应该使用制动垫块和手闸，以避免意外运动导致的危险。为避免螺旋桨和财产的损坏，飞机应该停在那种螺旋桨不能扬起沙粒和尘土的区域。

润滑系统

发动机润滑系统完成几个重要的功能，包括：
1 发动机活动部件的润滑
2 通过降低摩擦来冷却发动机
3 带走气缸的热量
4 提供气缸壁和活塞之间的密封
5 带走污染物

往复式发动机使用湿沉积或者干沉积润滑系统。在干沉积系统中，润滑油存储在一个独立的油箱里，使用油泵通过发动机循环。在湿沉积系统中，润滑油位于沉积器中，它是发动机整体的一部分。如图5-19

湿沉积系统的主要部件是油泵，它从沉积器抽油并导流到发动机。润滑油流过发动机之后，返回到沉积器。在一些发动机内，旋转的曲轴还提供了额外的润滑油，它把润滑油飞溅到发动机的各部分。

干沉积系统也有油泵提供油压，但是润滑油来源于位于发动机外部独立的润滑油箱。润滑油流过发动机之后，它被回油泵从发动机的不同部分抽回到润滑油箱。干沉积系统能够为发动机提供更大量的润滑油，使得它更适合用于非常大的往复式发动机。

润滑油压力表直接表示了润滑系统的工作情况。它以磅/平方英寸为单位测量供应到发动机的润滑油压力。绿色表示正常工作范围，而红色表示最小和最大压力。发动机启动时润滑油压力表上应该有油压指示。请参考飞机飞行手册或者飞行员操作手册来了解制造商给出的限制。

润滑油温度表测量润滑油的温度。绿色区域表示正常工作范围，红色线表示最大允许温度。和润滑油压力不一样，润滑油温度的变化更为缓慢。在起动一台冷的发动机时特别明显，可能需要几分钟时间或者更长才能看到温度表显示温度增加。

飞行时定期的检查润滑油温度，特别是周围的空气温度低或者高时。高的温度读数可能表示堵塞的油管，润滑油量变低，阻塞的润滑油制冷器或者温度表故障。低温读数可能表示在冷天气运行时润滑油的粘度不合适。

润滑油加油盖和量油计(测量润滑油的油量)通常位于飞机引擎罩内的操纵板上。如果润滑油量没达到制造商建议的运行油量要求，那么需要增加润滑油。飞机飞行手册和飞行员操作手册或者靠近操纵板边上的标牌会提供正确的润滑油类型和重量信息，以及最少和最大油量。如图5-20

制冷系统

气缸内燃烧的燃油产生大量的热量，大多数通过排气系统排放出去。然而大量剩余的热量必须要散去，以防发动机过热。否则，过高的发动机温度会引起功率损失，过量的润滑油消耗，爆燃和严重的发动机损坏。

虽然润滑油系统对于发动机的内部制冷很重要，但是还需要对发动机外表面的制冷方法。尽管一些小飞机是液冷的，但是大多数是气冷的。

气冷是通过空气从飞机引擎罩前方的开口流进发动机隔舱而实现的。导流片引导空气从发动机气缸外的散热片和其他部件上流过，这时空气吸收了发动机的热量。热空气通过引擎罩的下方后方部分的一个或多个开口排出去。如图5-21

外部空气通过螺旋桨轮毂后面的进口进入发动机的隔舱。导流片把它们导流到发动机最热的部分，主要是气缸，它有增加暴露在气流中的面积的散热片。

气冷系统在地面运行，起飞，复飞以及其他高功率低空速运行阶段时效率不高。相反的，高速下降产生了过多的空气会使发动机快速冷却，受突然的温度波动影响。

发动机运行在高于其设计温度的条件下会导致功率损失，过多的润滑油消耗以及爆燃。也会导致严重的部件损坏，例如擦伤气缸壁，损坏活塞和活塞环，烧毁或扭曲阀门。监视驾驶舱中发动机温度仪表能够帮助避免高的运行温度。

未装配通风片的飞机在正常运行条件下，发动机温度可以通过改变空速或者发动机输出功率来控制。发动机高温可以通过增加空速和/或减小功率来降低。

润滑油温度表是对上升的发动机温度的一个间接的延迟的指示，但是如果只有这个方法的话也可以用于确定发动机温度。

很多飞机装配了气缸头温度表。这个仪表指示了直接而及时的气缸温度变化。这个仪表的刻度以摄氏度或者华氏度为单位，通常是有色标的，绿色弧线表示正常运行范围。仪表上的红线表示最大允许气缸头温度。

为避免过高的气缸头温度，可以增加空速，富油控制和/或降低功率。这些程序的任意一个都可以帮助降低发动机温度。在装配了通风片的飞机上，使用通风片来控制温度。通风片是铰链在开口上的盖子，通过它热空气得意排出。如果发动机温度低，通风片可以关闭，所以就限制了排出的热气流使得发动机温度升高。如果发动机温度高，通风片打开以匀速更强的气流通过系统，可以降低发动机温度。

排气系统

发动机排气系统把燃烧完的气体排出机外，为客舱提供热量和为风挡玻璃除霜。排气系统有链接在气缸上的排气导管和消声器和消声器外壳。废气通过排气阀门排出气缸，然后经过排气管路系统排放到大气中。

为了给驾驶舱供热，外部空气被抽进空气进气口，通过管道输送到消声器的外壳。消声器用废气加热，进而加热了消声器周围的空气。热空气然后被管道输送到驾驶舱用于供热和除霜。供热和除霜由驾驶舱控制，可以调节到需要的程度。

废气中含有大量的一氧化碳，它是无嗅无色的。一氧化碳是致命的，实际上不可能检测到它的存在。排气系统必须运行良好，没有裂缝。

一些排气系统有一个废气温度探头。这个探头把排气温度(EGT)传送到驾驶舱中的仪表上。EGT仪表测量排气管中的废气温度。这个温度随进入气缸的油气混合比而变化，可以用于调节游戏混合气的一个基准。EGT表能够非常准确的指示正确的油气混合设定。当使用EGT来辅助贫油是，可以减低燃油消耗。对于特别的程序，请参考制造商的贫油建议。

电力系统

飞机配备的是14伏特或者28伏特的直流电路系统。一个基本的飞机电力系统包含下列组成部分：

• 交流发电机
• 电池
• 主/电池开关
• 交流发电机开关
• 汇流条，熔断器和断路器
• 调压器
• 电流表/载荷表
• 有关的电线

发动机驱动的交流发电机或者发电机为电力系统提供电流，它们也为电池维持足够电荷。存储在电池中的电能为启动发动机提供电源，在交流发电机失效的时候作为一个受限的电源使用。

大多数直流发电机在低转速时不能产生足够大小的电流来运行整个电力系统。因此，发动机低转速运行期间，电力需求必须以电池来满足，电池会被很快耗尽。

交流发电机比发电机有几个优势。交流发电机通过交流电流能够产生足够的电流来运作整个电力系统，甚至在较低的发动机转速时，产生的交流电流可以转换成直流。交流发电机的电力输出在发动机转速的很大范围内更加恒定。

一些飞机有地面电源设备(GPU)可以链接的插座，可为启动时提供电能。这些是非常有用的，特别是在冷天气启动时。请根据制造商建议使用地面电源设备(GPU)进行发动机启动。

电力系统是使用主开关(Master switch)打开或关闭的。当主开关旋到打开(ON)位置时，除点火系统外，所有电子设备的电路都会获得电能。通常使用电力系统作为能量来源的设备包括：

• 航行灯
• 防撞灯
• 着陆灯
• 滑行灯
• 驾驶舱内部灯光
• 仪表灯
• 无线电设备
• 转弯指示器
• 燃油表
• 电力燃油泵
• 失速警告系统
• 空速管加热
• 启动马达

很多飞机配备了电池开关，它控制飞机电源的方式和主开关类似。另外，安装了交流发电机开关，这个开关可以让飞行员在交流发电机故障时把它从电力系统独立出去。如图5-22

当开关的交流这一半位于关闭(OFF)位置时，全部的电力负荷是在电池上。因此，所有不必要的电子设备应该关闭以保存电池动力。

汇流条作为飞机电力系统的接线端子，用于链接主电力系统和使用电力作为动力源的设备。这简化了布线系统和提供分布于系统的常用电压接入点。如图5-23

电力系统中使用的熔断器或者断路器用于保护电路和设备以防电力过载。飞机上应该保存有适当安培极限的备用保险丝来替换失效或者损坏的保险丝。断路器有和保险丝相同的功能，如果电力系统发生过载情况，断路器可以手动复位，而不是替换。保险丝或者断路器面板上的标牌用名字标识电路，也显示电流极限值。

电流表用于监视飞机电力系统的性能。如果交流发电机/发电机正产生足够的电力供应，那么电流表会有所显示。它也会指示电池是否正在充电。

电流表的设计是表盘中央是零点，左右为正负指示。如图5-24

当左侧电流表(上图左侧的仪表)指针在正的一边(指针右偏)时，它表示充电的速度。负的读数意味着电池在放电而不是要替换它。全程负偏转表示交流发电机有故障。全程正偏转表示调压器有故障。无论哪种情况下，请参考飞机飞行手册或者飞行员操作手册采取正确的措施。

不是所有的飞机装配了电流表。一些飞机有一个警告灯，当亮时，它表示发电机故障时的系统放电。请参考飞机飞行手册或者飞行员操作手册采取正确的措施。

另一个电力监视指示器是载荷表。这种仪表在5-24的插图中有解释，它有一个从0开始的量程，显示了交流发电机上的载荷。载荷表通过电子配件和电池来反映电路系统的发电功率上载荷总百分比。当所有电力组件关闭时，它只反映电池需要的充电电流的大小。

电压调节器通过使发电机或者交流发电机的电力输出稳定来控制电池的充电速度。发电机/交流发电机的输出电压应该比电池电压高。例如，12v的电池应该用大约14v的发电机系统充电。电压差使得电池充电。

液压系统

飞机上使用的液压装置有多种应用，取决于飞机的复杂度。例如，液压装置经常用于小飞机上来操纵轮制动，可伸缩起落架和一些恒速螺旋桨。在大飞机上，液压装置用于飞行控制面，襟翼，扰流板和其他系统。

基本的液压系统由油箱，泵(手动，电力或者发动机驱动的)，保持液体清洁的过滤器，控制流动方向的选择阀门，减轻过大压力的泄压阀和一个传动装置组成。

液压流体被油泵输送经系统到达传动机构或者伺服系统。基于系统的需要，伺服系统可以是单动式或者双动式的。这就意味着流体可以应用到伺服系统的一边或者两边，取决于伺服类型，因此对单动式伺服系统提供单方向的动力。伺服系统是一个气缸和其中的一个活塞，它把流体压力转换成功，产生移动飞机系统或者飞行控制所需的动力。选择阀门使得液体流向可以被控制。类似伸出或者收起起落架的操作时这是必须的，那时流体必须能在两个方向上工作。泄压阀门为系统在液压过大时提供一个出口。每一个系统结合不同的组成部分来满足不同飞机的独特需要。

小飞机上最广泛使用的是矿物基液体。这种类型的液压流体，它是类似煤油的石油产品，有良好的润滑特性，以及抑制发泡的添加剂来阻止腐蚀的形成。它在化学特性上是非常稳定的，它的粘性随温度变化很小，且被染色易于识别。由于通常有好几种类型的液压流体可以使用，请你确定你的飞机使用了制造商指定的液压油类型。请参考飞机飞行手册或者飞行员操作手册或者维修手册。如图5-25

起落架

起落架构成了飞机在地面上的主要支撑部分。最常见类型的起落架由轮子构成，但是飞机也可以装配用于水上运行的浮子，或者用于雪上着陆的雪橇。如图5-26

小飞机上的起落架包含3个轮子：两个主轮，机身的每边有一个，另一个轮子要么位于飞机前方或者后方。使用后安装轮子的起落架称为传统起落架。传统起落架的飞机通常指尾轮飞机。当第三个轮子位于机头位置时，它称为前轮，这种设计称为三轮车式起落架(注：有的译为前三点式起落架)。可转向的前轮或者尾轮使得飞机在面上运行的整个过程中可控。

自动驾驶

自动驾驶被设计用于控制飞机和帮助降低飞行员的工作量。自动驾驶的限制取决于系统的复杂度。自动驾驶的常用功能有高度和航向保持。更先进的系统可能包括垂直速度和/或指示空速保持模式。大多数自动驾驶系统和导航辅助设备结合使用。

自动驾驶系统由驱动飞行控制的伺服系统组成。这些伺服系统的数量和位置取决于系统复杂度。例如，单轴向自动驾驶控制飞机绕纵轴运行，伺服系统驱动副翼。三轴向自动驾驶控制飞机绕纵轴，横轴和垂直轴运动；三个不同的伺服系统驱动副翼，升降舵和方向舵。

自动驾驶系统也结合了一个可以自动或者手动脱离系统的安全断开功能(disconnect safety)。自动驾驶也可以被手工取代。因为自动驾驶系统在操作方面有很大的不同，请参考飞机飞行手册或者飞行员操作手册中的自动驾驶操作说明。

供氧系统

大多数飞行高度很高的飞机都装配了某种类型的固定式供氧装置。如果飞机没有固定式装置，那么飞行期间必须有手提式供养装置可用。手提式装置通常由一个容器，调节器，面罩出口和压力表。飞机的氧气通常存储在1800-2200磅每平方英寸的高压系统容器中。当氧气筒周围的温度下降时，气筒内的压力也会下降，因为氧气量不变的话，压力直接随温度变化。如果补充氧气罐上的指示压力降低，没有氧气耗尽的可疑原因，只是因为存储罐在飞机的未加热区域被压缩了。高压氧气罐在充气之前要标注上容许的psi压力容限(例如1800psi)。气罐只能存储航空氧气，它是100%纯度的氧气。工业氧气不能用于呼吸，可能包含杂质，医疗氧气包含水蒸汽，当暴露在低温环境时可能在调节器里结冰。为保证安全，应该定期检查和维护供养系统。

一副供氧系统由面罩和根据机舱高度供应氧气流的调节器组成。可以用于高度达40000英尺的核准的调节器，它被设计用于在机舱高度为8000英尺以下时提供0%气瓶氧气和100%机舱空气，在大约34000英尺时比率改变为100%氧气和0%机舱空气。可用于高度达45000英尺的核准的调节器被设计用来在低高度时提供40%气瓶氧气和60%机舱空气，高高度时比率变化到100%。没有氧气时，飞行员应该避免白天飞行在高于10000英尺，避免夜晚高于8000英尺。如图5-32

飞行员应该知道使用氧气时火的危险。通常耐火性差的材料在氧气中容易燃烧。润滑油和者油脂如果暴露在氧气中可能着火，它们不能用于密封阀门和氧气设备的配件。使用任何类型的氧气设备期间都禁止吸烟。每次飞行之前，飞行员应该完整的检查和测试供氧设备。检查应该包括一个完整的飞机氧气设备测试，包括可用量，系统工作状态检查，和确保备用氧气设备随时可用。检查应该老实完成，应该包括目视检查面罩，滴泪管，裂缝，或者变质；调节阀门和调节杆的状态和位置；氧气质量；和氧气压力表的位置和运行，流量指示器和连接。应该带上氧气面罩测试系统。任何氧气使用后，确认所有部件和阀门都被关闭。

冰流控制系统

安装在飞机上的冰流控制系统由防冰和除冰装置组成。防冰装置是设计用于阻止冰的形成，而除冰装置是设计用于除掉已经形成的结冰。冰流控制系统能够保护机翼和尾翼面的前缘，空速管和静压口的开口，油箱通风管，失速告警装置，挡风板，螺旋桨叶片。某些飞机上可能也安装了结冰检测灯光，用来检测夜晚飞行时的结构性结冰的强度。因为很多飞机没有认证结冰条件下的飞行，请参考飞机飞行手册或者飞行员操作手册了解详细情况。

涡轮发动机类型

涡轮发动机是根据它们使用的压缩器类型来分类的。压缩器类型分为三类：离心流式，轴流式，和离心轴流式。离心流式发动机中进气道空气是通过加速空气以垂直于机器纵轴的方向排出而得到压缩的。轴流式发动机通过一系列旋转和平行于纵轴移动空气的固定翼形而压缩空气。离心轴流式设计使用这两类压缩器来获得需要的压缩。

空气经过发动机的路径和如何产生功率确定了发动机的类型。有四种类型的飞机涡轮发动机-涡轮喷气发动机，涡轮螺旋桨发动机，涡轮风扇发动机和涡轮轴发动机。

涡轮发动机仪表

指示润滑油压力，润滑油温度，发动机速度，排气温度和燃油流量的发动机仪表对于涡轮发动机和往复式发动机都是普通的。然而，有一些仪表是涡轮发动机特有的。这些仪表指示发动机的发动机压力比，涡轮机输送压力，和扭矩。另外，大多数燃气涡轮发动机有多个温度敏感仪表，称为热电偶，它向飞行员提供涡轮节内部和周围的温度读数。

涡轮发动机操作考虑

因为涡轮发动机非常多样，在本手册中讲解详细的运行过程是不切实际的。然而，有一些适用于所有涡轮发动机的操作考虑。它们是发动机温度限制，外界物体破坏，热启动，压缩机失速和熄火。

冲压腔和管子

在这里系统里，冲压(因为飞机向前运动所以空气冲击飞机)是从一个皮托管获取的，它被安装在一个最少干扰和紊流(由于飞机在空气中运动会产生紊流)的位置。静压通常从连接到通风口的管子或者从安装在和机身水平一侧的通风管获取。这补偿了由于飞机高度不规律变化导致的任何静压的可能变化。

在飞行前检查期间必须检查皮托管和静压通风口确保它们没有被任何物体堵塞。堵塞的或者部分堵塞的开口应该用认证的机械工具清除掉。吹进这些开口是不建议的，因为这些堵塞物可能损坏仪表。

当飞机在空气中移动时，皮托管开口的冲压影响皮托腔的压力。皮托腔压力的任何变化都会通过一个连接的管子传递到空速指示器，它利用冲压运行。

静压腔和管子

静压腔通过小的孔洞连通到未受扰动的空气，当大气压力增加或者降低时，静压腔中的压力也随之变化。而且，这个压力变化通过管子传递到利用静压工作的仪表上。

一些飞机在静压开口被堵塞时还提供备用静压源。这个源通常连通驾驶舱的压力。由于驾驶舱上空气流动的文氏管效应，这个备用静压源通常比正常静压空气源的压力低。当使用备用静压源时，仪表指示上通常会发生下列区别:高度计会指示高于实际高度，空速会指示大于实际空速，垂直速度计会指示爬升而实际是平直飞行的。请参考飞机飞行手册或者飞行员操作手册来确定误差的程度。

如果飞机没有装配一个备用静压源，打碎垂直速度指示器玻璃密封让周围空气可以进入静压系统。这会使垂直速度指示计不能用。

高度计

高度计测量飞机高于一个给定压力平面上的高度。因为它是唯一显示高度信息的仪表，所以高度计是飞机上最重要的仪表之一。为有效的使用高度计，必须透彻的理解它的运作以及大气压力和温度是如何影响它的。一个堆叠式密封无液气压计圆盘组成了高度计的主要部分。这些圆盘随着静压源中的大气压力变化而伸长或者收缩。机械连杆把这些变化转变为指示计上的指针运动。如图6-2

垂直速度指示器

垂直速度指示器(VSI)有时也称为垂直速率指示器(VVI)，它显示飞机是否爬升，下降或者水平飞行。爬升或者下降速率以每分钟英尺为单位显示。如果经过正确的校正，垂直速度指示器在水平飞行时将显示读数为0。如图6-4

空速指示器

空速指示器是一个灵敏的差压表，它迅速的测量和显示皮托或冲压和静压之间的差值，这个静压是水平飞行时未受扰动的大气压力。当飞机停放在地面上静止空气中时这两个压力会相等。当飞机在空气中移动时，皮托管上的压力变得大于静压管中的压力。这个压力差别被空速指针表示在仪表盘面上，它以英里每小时(mph)，节(knots，每小时1海里，大约1.85公里每小时)或者这两者为刻度单位。如图6-6

飞行员应该理解下列速度：

指示空速(IAS)-从空速指示器上获得的直接仪表读数，没有根据大气密度变化，安装误差或者仪表误差而校正。制造商使用这个空速作为确定飞机性能的基准。在飞机飞行手册或者飞行员操作手册中列出的起飞，着陆和失速速度都是指示空速，一般不随高度或者温度而变化。

标定空速(CAS)-校正安装误差和仪表误差之后的指示空速。尽管制造商努力保持空速误差最小，消除空速运行范围内的所有误差是不可能的。在某一空速和某一襟翼设定下，安装和仪表误差可能有好几节。这个误差通常在低空速时最大。在巡航和较高空速范围内，指示空速和标定空速近似相同。请参考空速校正图来纠正可能的空速误差。

真实空速(TAS)-按照高度和非标准温度修正后的标定空速。因为空气密度随高度增加而降低，飞机在较高的高度上必须飞得更快才能在皮托冲压和静压之间产生相同的压力差。因此，对于一个给定的标定空速，真实空速随高度增加而增加；或者对于一个给定的真实空速，标定空速随高度增加而降低。

飞行员可以用两种方法获得真实空速。最准确的方法是使用飞行计算器。对于这个方法，标定速度是通过使用计算器上的空速修正数值根据温度和压力变化来修正的。也可以使用非常准确的电子飞行计算器。只需要输入标定空速(CAS)，压力高度，和温度，计算机就会计算真实空速。

第二个方法是“拇指规则”，可以提供近似的真实空速。每1000英尺高度只要增加2%到标定空速即可。

地面速度(GS)-飞机相对于地面的实际速度。它是因为风而调整过的真实空速(译者注：风修正的真实空速，这个速度考虑地面作为速度参照物)。地面速度随迎风而减小，顺风时增加。

皮托-静压系统的堵塞

误差几乎总是表明皮托管，静压口或者两者的堵塞。堵塞可能是由于潮湿(包括冰冻)，灰尘，或者甚至是昆虫。飞行前，确认皮托管盖子已经拿掉。然后，检查皮托管和静压管的开口。堵塞的皮托管只影响空速指示仪的精确度。然而，静压系统的堵塞不仅空速指示仪，还会导致高度计和垂直速度指示仪的错误。

陀螺原理

任何旋转的物体都表现出陀螺的特性。利用这个特性设计和安装的轮子或者转子称为陀螺仪。仪表陀螺的两个重要设计特性是其尺寸上的大重量，或者说密度大，和高速旋转时的低摩擦力。

有两种通用类型的装配结构；使用哪种类型取决于利用了陀螺仪的哪个特性。自由安装的陀螺仪能够自由的绕它的重心以任意方向旋转。这样一个轮子被称为有3个自由度平面。轮子或者转子在任何一个支架相关的平面内自由旋转，陀螺轮子在静止时也是平衡的，它会保持在被放置的位置。受限的或者半刚性安装的陀螺仪是那些一个自由面被固定在相关支架上的结构。

陀螺效应有两个基本的特性：空间内的刚度和进动。

动力源

在某些飞机上，所有陀螺仪是真空的，压力的或者是电力运作的；而其他飞机，真空系统和压力系统为航向指示仪和姿态指示仪提供动力，而电力系统为转弯协调仪提供动力。大多数飞机至少有两个动力源来确保一个动力源失效时至少有一个倾斜信息源。

真空或者压力系统通过吸入一个高速气流来冲击转子环来高速旋转转子这个方法来旋转陀螺，很像水车或者涡轮机的运行。仪表运行所需的真空或者压力大小是变化的，但是通常位于4.5-5.5英寸汞柱范围内。

陀螺仪的真空源之一就是安装在发动机附件箱上的环形发动机驱动泵。不同飞机的泵容量不同，取决于陀螺仪的多少。

典型的真空系统由发动机驱动的真空泵，减压阀，空气过滤器，量表和完成连接必要的管子组成。量表安装在飞机的仪表面板内，指示系统内压力的大小(真空是用低于周围环境的英寸汞柱度量的)。

如图6-13所示，空气被发动机驱动的真空泵抽进真空系统。首先经过一个过滤器，它能防止外边的东西进入真空或压力系统。空气然后经过姿态指示仪和航向指示仪，这里它使陀螺仪旋转。减压阀是防止真空压力或者抽气机超过指定的限制。之后，空气被排出系统或者用在其他系统内，例如用于使充满空气的防冰罩膨胀。

飞行期间监视真空压力很重要，因为吸气压力低的时候姿态指示仪和航向指示仪可能不能提供可靠的信息。真空，吸气或量表通常被标记来指示正常范围。一些飞机装配了告警灯，当真空压力下降到预期水平的时候就发亮。

转弯指示仪

飞机使用两种转弯指示仪-转弯侧滑指示仪以及转弯协调仪。因为陀螺仪安装的方式，转弯侧滑指示仪只以度每秒指示转弯的速度。由于转弯协调仪上的陀螺仪以一个角度安装，或者说是倾斜的，开始它可以显示侧滚速度。一旦侧滚稳定后，它就指示转弯的速度。两个仪表都显示转弯方向和质量(转弯协调性)，也可以用作姿态指示仪失效时倾斜信息的备用来源。
协调性是通过使用倾角计获得的，它由充满液体的弯管组成，其中有一个小球。如图6-14

倾角计

倾角计用于表示飞机的偏航，它是飞机机头的边对边运动。在协调转弯和平直飞行时，重力使得小球位于弯管的参考线中间。协调转弯飞行是通过保持小球居中而维持的。如果小球没有居中，它可以用方向舵来居中。为了这样，要在小球偏转的一边施加方向舵压力。使用简单的规则，“脚踏球上”来记住应该踩哪边的脚舵。【译者注：小球在右边，就踩右边脚舵来居中，否则踩左侧脚舵。】

如果副翼和方向舵在转弯时是协调的，球就会保持在弯管的中间。如果空气动力不平衡，球就会离开弯管的中间。如图6-15所示，内滑(slip)时，对应于这个倾斜角来说转弯速度太慢，球就会向转弯的内侧移动。外滑时，对应于这个倾斜角来说转弯速度太快，球向转弯的外侧移动。为纠正这种状态，改进转弯的质量，记住“脚踏球上”。改变倾斜角也可以帮助从外滑或者内滑中恢复协调飞行。要纠正内滑，可以降低倾斜角或者增加转弯速度。要纠正外滑，增加倾斜角或者降低转弯速度。

【倾角计：这个仪表的组成是弯曲玻璃管，内有玻璃球，球受类似煤油流体的阻尼。】

姿态指示仪

姿态指示仪使用它的缩微小飞机和地平线显示飞机的姿态情况。缩微小飞机和地平线的关系和真实飞机相对实际地平线的关系是一样的。仪表指示出飞机瞬时姿态即使是最微小的变化。

姿态指示仪中的陀螺仪安装在水平平面内，它的运行取决于空间内的刚性。地平线线条表示真实地平线。这个地平线被固定到陀螺仪，保持在水平平面内，当飞机绕它的横轴或者纵轴抚养或者倾斜时，它能够指示飞机相对于真实地平线的姿态。如图6-16

提供的一个调节旋钮，可以用它来调节缩微的飞机对应于地平线的上下位置，以配合飞行员的视线。通常的，缩微的小飞机被调节为平直飞行时机翼交叠在地平线上。

俯仰和倾斜限制依赖于仪表的制造和型号。倾斜平面的限制通常从100度到110度，俯仰限制通常从60度到70度。如果任何一个限制被超过了，仪表将会混乱或者溢出，知道重新稳定才会正确的显示。很多现代姿态指示仪不会混乱。

每个飞行员都应该能够解释图6-17中所示的倾斜刻度。仪表顶部的大多数倾斜刻度指示仪和飞机实际倾斜的方向同向运动。某些其他型号移动方向和飞机实际倾斜方向相反运动。如果指示仪用于确定倾斜方向，那么这会使飞行员混淆。这个刻度应该只能用于控制期望倾斜的角度。缩微飞机对地平线的关系应该用于倾斜方向的指示。

姿态指示仪是可靠的，也是仪表面板上最逼真的飞行仪表。它的指示非常接近飞机的实际姿态。

航向指示仪

航向指示仪或者定向陀螺是一个基本的机械仪表，设计用于使磁罗盘容易使用。磁罗盘中的误差是很多的，使得直线飞行和精确转弯到特定航向难以完成，特别是在紊流的空气中时。然而航向指示仪不会受使磁罗盘难以准确指示的力的影响。如图6-18

航向指示仪的运行依据于空间刚性的原理。转子在一个竖直平面内旋转，被固定到一个罗经刻度盘的回转轴。因为转子保持空间内的刚性，卡上的点在空间内保持相对于垂直平面的相同位置。当仪表盒子和飞机绕垂直轴旋转时，罗经刻度盘提供清除准确的航向信息。

由于摩擦力产生的进动，航向指示仪会从一个航向缓行或漂移到设定的航向。在其他因素中，漂移量极大的依赖于仪表的状况。如果齿轮用旧了，有灰尘，没有正确润滑，漂移会过量。航向指示仪中的另一个误差是由于陀螺仪是空间导向的这个事实导致的，地球在空间上的旋转是每小时15度。因此，摩擦力产生的进动要被削弱，航向指示仪每小时的运行可能多达15度的误差。

一些航向指示仪从磁性辅助传送器接受磁北极参考，通常不需要调整。没有这样一个自动寻找北极能力的航向指示仪称为“自由”陀螺，需要定期调整。经常检查指示是非常重要的，大约每15分钟一次，必要时需要复位航向指示仪和磁罗盘对齐。当飞机平直恒速飞行时，调整航向指示仪到磁罗盘航向来避免罗盘误差。

航向指示仪的俯仰和倾斜限制随仪表的具体设计和制造而变化。轻型飞机的某些航向指示仪的限制大约为55度俯仰和55度倾斜。这些姿态限制的任何一个被超出时，会发生仪表混乱和溢出，不再给出正确指示，直到重新复位。溢出后，它可以用锁钮复位。很多使用的现代仪表被设计成不会混乱的行为。

罗盘误差

罗盘误差主要介绍了罗盘偏差的变化，罗盘偏差的计算原则和磁倾角，以及在使用磁罗盘的时候遇到的加速/减速误差和转向误差。

还介绍了新式设计的竖直刻度盘罗盘。

垂直刻度盘型罗盘

较新设计的罗盘是垂直刻度盘型罗盘，极大的降低了旧式罗盘设计的固有误差。它包含一个可旋转刻度盘上的方位角，和类似航向指示仪的固定式缩微小飞机来准确的表示飞机的航向。这种表示很容易读，飞行员可以看到和航向有关的360度刻度盘。这种设计使用涡电流阻尼【通过磁场相互作用的降幅式振荡器】来使得转弯时的领先或者延迟最小。如图6-23

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列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列号，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。

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程序。

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，着陆性能的数据。图7-6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/装备列表(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程序。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7-7

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
俄克拉荷马市，俄克拉荷马州，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帐单的附加信息，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7-8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个数字或者数字和字母。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列号，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。

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列表放在他们的飞机，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
俄克拉荷马市，俄克拉荷马州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
• 永久邮寄地址的任何变更，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)。

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。

不利平衡的影响

不利的平衡状态对飞机飞行特性的影响非常类似于过重状态下提到的方式。此外，有两个主要的飞机特性可能被不当平衡严重的影响；这些是稳定性和控制。头重状态下的载荷会导致控制和抬升机头时的问题，特别在起飞和着陆时。尾重状态下的载荷对纵向稳定性有最严重的影响，会降低飞机从失速和螺旋中恢复的能力。从尾重载荷产生的另一个不期望的特性是它导致非常轻的控制力。这会使飞行员很容易的无意间使飞机承受过大应力。

飞机重心位置的限制是由制造商确立的。这些是重心不能超出的前后位置，否则就不能飞行。这些限制公布在每架飞机的类型证书数据表，或者飞机规格和飞机飞行手册，或者飞行员操作手册。如果装载后，重心没有位于允许限制内，在要起飞前重新布置飞机内某些物件的位置是必要的。

重心的前面限制通常确定在一个位置，这个位置是根据飞机的着陆特性得到的。着陆期间，这是飞行的最关键阶段之一，超出前面的重心限制可能导致前轮的过载；在后三点式起落架飞机上发生机头越过；性能降低；较高的失速速度；以及增加控制力。在极端情况下，重心位于前向限制的前面会导致机头沉重到在着陆时非常困难或者不可能拉平的这种程度。制造商故意的把前向重心限制尽可能的朝后放，以帮助飞行员避免着陆时损坏飞机。除了静态和动态纵向稳定性降低，重心位于允许限制范围之后可能导致的其他不期望影响包括控制极其困难，激烈的失速特性，非常轻的操纵杆力，这会使飞行员很容易无意间对飞机施加过大应力控制。

也指定了一个受限制的前向重心极限以确保在最低空速时升降舵有足够的偏转量。当结构性限制或者大的操纵杆力不能限制前向重心位置时，这时就要求完全升起升降舵来获得一个着陆需要的大迎角。

后面的重心限制是一个最靠后的位置，在这个位置是最严重的机动或者操作可以执行的极限。随着重心向后移动，就会发生稳定性降低，它降低了飞机在机动或者紊流之后自我纠正的能力。【译者注:因为飞机的稳定性是被设计成收敛的，通常在机动动作之后，飞机的故有稳定性会使得不稳定状态逐渐消除。请参考稳定性一节。】

一些飞机的重心限制，不管是前面限制还是后面限制，可能会随着飞机总重的不同而变化。它们也可能由于特定的操作而变化，例如特技飞行，起落架收起，或者改变飞行特性的特殊装载和设备的安装。

重心的实际位置会因为很多变化因素而改变，通常是由飞行员来控制的。行李和货物的放置会决定重心位置。乘客的座位分配也可以作为一个获得良好平衡的方法。如果飞机是尾部偏重的，唯一合理的就是把体重大的乘客向前面的座位调。而且，燃油燃烧也会影响基于油箱位置的重心。

重量管理和平衡控制

重量和平衡控制应该是所有飞行员都要考虑的事情。飞行员要对特定飞机的载重和燃油(这两个变化因素都会改变总重和重心位置)管理有所掌控。

飞机所有者或者运营者应该确保飞行员可以获得需要使用的飞机内的最新信息，也应该保证在完成维修或者替换之后在飞机记录中有争取的记录。重量变化必须被记录，在重量和平衡记录中要有正确的符号。如果适合的话，装备列表必须及时更新。如果没有这些信息，飞行员就没有必要的计算和决定所以来的基础。

在任何飞行之前，飞行员应该确定飞机的重量和平衡状态。飞机制造商已经设计出基于声音原理的简单而有序的程序，用于判断载荷状态。飞行员必须使用这些程序和练习良好的判断。在很多现代飞机上，基本不可能装满行李舱，座位和燃油箱，仍然位于核准的重量和平衡限制范围内。如果承载了最大乘客载荷，通常飞行必须降低燃油载荷或者降低行李的重量。

术语和定义

飞行员应该熟悉解决重量和平衡的问题时用到的术语。下列术语的列表和它们的定义是良好的标准化了，这些术语的知识将会帮助飞行员更好的理解任何飞机的重量和平衡计算。作为产业标准的通用航空制造商协会(General Aviation Manufacturers Association)定义的术语在名称后以GAMA标记。

• 臂(运动臂) – 是以英寸为单位的从基准参考线到一个物体重心的距离。如果在参考线之后测量，那么代数符号为正(+)，如果在参考线之前测量，那么代数符号为负(-)。
• 基本空重(GAMA) – 包括标准空重加上已经安装的可选和特殊装备。
• 重心 – 是这样一个点，如果飞机可能挂在这个点上，那么飞机会获得平衡。它是飞机的质量中心，或者是假设飞机的所有质量都集中的一个理论上的点。可以用距离基准参考线距离来表示，或者平均空气动力弦(MAC)的百分比表示。
• 重心限制 – 指定的前后两点，在飞行时飞机的重心必须位于这个范围内。这些限制在飞机的有关规格文件中指出。
• 重心范围 – 重心前后限制点之间的距离，在飞机的相关规格文件中指出。
• 基准线(参考线) – 是一个假象的竖直平面或者直线，所有力臂的测量都是从这里开始。基准线是由制造商确立的。一旦选定了基准线，所有力臂和重心位置的范围都从这点开始测量。
• Delta – 是一个用Δ表示的希腊字母，用来表示一个数值的变化。例如，ΔCG表示CG的一个变化(或运动)。
• 地板载重限制 – 由制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。
• 燃油载荷 – 是飞机载荷的可消耗部分。它只包含可用的燃油，不包含那些用于填充管子或者残余在油箱排油器中的燃油。
• 许可的空重 – 由机身，发动机，不可用燃油，和不可排放的润滑油加上装备列表中指定的可选和标准装备组成的空重。一些制造商使用这个术语优先于GAMA标准化。
• 最大着陆重量 – 正常的飞机允许降落时的最大重量。
• 最大停机坪重量(maximum ramp weight) – 满载荷飞机的总重量，包括所有燃油。它比起飞重量大，因为在飞机滑行和滑跑时要燃烧燃油。最大停机坪重量也可以指最大滑行重量。【飞机停放在停机坪的时候允许的最大重量，在滑行到起飞之间，会燃烧部分燃油，知道低于最大起飞重量，所以最大停机坪重量大于最大起飞重量，由于滑行中使用的燃油一般不多，所以也会用最大滑行重量来称呼，即地面机动时允许的最大重量。】
• 最大起飞重量 – 起飞时允许的最大重量
• 最大重量 – 飞机和它的所有装备的最大审定重量，这些装备在这架飞机的类型认证数据表(Type Certificate Data Sheets - TCDS)中指定。
• 最大零燃油重量(GAMA)– 不包括可用燃油时的最大重量。
• 平均空气动力弦(MAC) – 从机翼前缘到后缘的平均距离。
• 力矩 – 一个物体重量和它的力臂之乘积。力矩用磅-英寸表示。总力矩是飞机重量乘以从基准线到重心之间的距离。
• 力矩指数(或指数) – 力矩除以一个常量后的值，例如除以100，1000，10000。使用力矩指数的目的是为了简化飞机的重量和平衡计算，因为重的物体和长力臂的结果是很大的难以管理的数字。【除以指数之后可以使数字变小，但是计算还是等效的】
• 有效载荷(GAMA) – 乘客，货物和行李的重量。
• 标准空重(GAMA) – 包含机身，发动机，和所有固定位置的运行装备且永远安装在飞机上的物件；包括固定的压舱物，液压流体，不可用燃油，和全部的发动机润滑油。
• 标准重量 – 为很多涉及重量和平衡计算的物件而确定。如果真实重量可用的话，就不应该使用这些重量。一些标准重量有：

  汽油........................6 磅/美制加仑
  Jet A,Jet A-1...............6.8磅/美制加仑
  Jet B.......................6.5磅/美制加仑
  润滑油......................7.5磅/美制加仑
  水..........................8.35磅/美制加仑

• 测站 – 是飞机上的一个位置，以英寸为单位用一个数字指定它到基准线的距离。因此，基准线被指定为测站0。位于测站+50的一个物体 将有50英寸的力臂。
• 有用载荷 – 飞行员，副驾驶，乘客，行李，可用燃油，可排泄润滑油的重量。它是基本空重减去最大允许总重。这个术语只适用于通用航空飞机。

重量和平衡计算的基本原理

现在回顾和讨论重量和平衡如何计算的一些基本原理会有所帮助。下列的计算方法可以适用于任何重量和平衡信息起关键作用的物体和车辆；但是对于本手册的目的，这些原理直接而主要的面向飞机。

通过计算飞机空重和增加每一个装载在飞机上的重量，就可以计算总重量。这是很简单的，但是为以这样一种方式来分布这些重量，即装载的飞机的总体质量在重心处平衡，它必须位于指定的限制范围内，特别是在没有理解重量和平衡的基本原理时，就会发生很严重的问题。

飞机获得平衡的那个点可以通过定位重心来计算，正如术语的定义中规定的一样，重心是一个假象所有的重量都集中在一起的点。为在纵向稳定性和升降舵控制之间提供必要的平衡，重心通常稍微位于升力中心的前面。这种载荷状态导致飞行时机头有向下的趋势，这正是在以大迎角和低速飞行时所期望的。

平衡点(重心)必定下降的安全区域称为重心范围。范围的端点称为前向重心限制和后向重心限制。这些限制通常以英寸为单位指定，沿飞机纵轴从基准线开始测量。基准线是飞机设计者确立的任意一点，不同的飞机它的位置会变化。如图8-2

从基准线到飞机的任何组成部件或者装载在飞机上的任何物体的距离称为力臂。当物体或者部件位于基准线之后时，力臂为正，单位为英寸；如果位于基准线前面，则为负值，单位为英寸。物体或部件的位置通常被称为测站(station)。如果任何物体或者部件的重量乘以到基准线的距离，那么乘积就是力矩。力矩是对导致重量绕一个点或者轴旋转的重力力量的一种度量，以磅-英寸表示。

为解释目的，假设50磅的重量位于板上距离基准线100英寸的点或者测站上。重量的向下力量可以用50磅乘以100英寸来计算，其乘积为一个5000磅英寸的力矩。如图8-3

为了建立一个平衡，必须在板的另一端施加总共为5000磅英寸的力矩。重量和距离的任何组合其乘积为5000磅英寸的力矩就可以平衡这个板。例如，如图8-4所示，如果一个100磅的重量放置于距离基准线25英寸的一点(测站)，另一个50磅的重量放置于距离基准线50英寸的一点(测站)，两个重量和它们距离乘积的总和即总力矩为5000磅英寸，它将可以平衡这个模板。

重量和平衡约束

应该严格的遵守飞机的重量和平衡约束。特定飞机的载荷状态和空重可能和飞机飞行手册/飞行员操作手册中的不同，因为可能已经发生过设备修理或者替换。飞机飞行手册中的示例载荷问题只用于指南目的；因此，每一架飞机需要具体对待。尽管一架飞机认证了具体的最大总起飞重量，但是以这样的载荷起飞不是在所有情况下都是安全的。影响起飞和爬升性能的条件诸如高海拔高度，高的气温，以及高的湿度(高密度高度)会要求在飞行前降低重量。起飞前需要考虑的其他因素是跑道长度，跑道表面，跑道坡度，地面风向，以及障碍物的存在。这些因素可能需要在飞行前降低重量。

一些飞机的设计使得难以把它装载成重心超出范围限制。这些通常是小飞机，它们的坐位，燃油，行李区域位于靠近重心限制的地方。但是，这些飞机可能被装载的超重。

其他飞机甚至可以被装载成重心超出限制，甚至在还没有超出有效载荷的条件下。

由于失衡和超重状态的影响，飞行员应该总是能够确保一架飞机被正确的装载了。

计算法

计算法要涉及到使用基本的数学函数。下面就是一个计算法的例子。

假设：

最大总重 3400磅
重心范围 78-86英寸
前座乘客 340磅
后座乘客 350磅
燃油 75加仑
行李区1 80磅

为计算装载重量和重心，要按照以下步骤。

第一步 列出飞机，乘客，燃油和行李的重量。记住，燃油重量是6磅每加仑。
第二步 输入列出的每一物体的力矩。记住，重量乘以力臂之乘积为力矩。
第三步 合计重量和力矩
第四步 为计算重心，用总力矩除以总重量。

备注：一架特定飞机的重量和平衡记录会提供空重和力矩，和力臂距离信息。

总装载重量为3320磅，没有超出3400磅的最大总重。重心为84.8，位于78-86英寸的范围内；所以，这架飞机的装载没有超限。

图表法

计算装载重量和重心的另一个方法是使用制造商提供的图表。为简化计算，有时力矩会除以100，1000或者10000。下面是一个图表法的例子。如图8-5和8-6
假设：

前座乘客 340磅
后座乘客 300磅
燃油 40加仑
行李区1 20磅

除了提供的图表可以计算力矩，让飞行员计算飞机的装载是否越限外，应该遵守和计算法一样的步骤。为使用载荷图（loading graph）来计算力矩，找到计算的重量，画一条水平直线和需要计算力矩的项目的线相交，然后从交点向下画线来计算力矩。(示例装载图中的红线表示飞行员和前面乘客的力矩，所有其他力矩的计算方法是相同的)一旦每一个项目都已完成，就可以总计重量和力矩，就可以在重心-力矩包迹图上画相应的直线。如果直线交点位于包迹内，那么飞机的装载处于限制之内。在这个示例装载问题中，这架飞机处于装载限制范围内。

先计算每一项的数值，再对照载荷图和包迹图查表。下面的图包含了载荷图和包迹图

查表法

查表法使用和计算法以及图表法相同的原理，信息和限制包含在制造商提供的表格里。图8-7是一个表格的例子，重量和平衡计算就根据这个表格。在这个例子中，总重量为2799磅，力矩为2278/100，位于表格的限制之内。

负力臂时的计算

图8-8是负力臂飞机的重量和平衡计算示例。记住，重要的是正值乘以负值结果还是负值，负值将会从总力矩中减去。

零燃油重量时的计算

图8-9是使用一架零燃油重量的飞机进行重量和平衡计算的示例。在这个例子中，减去燃油的飞机总重量4240磅，它小于零燃油重量4400磅。如果没有燃油时的飞机总重量超过4400磅，那么乘客或者货物必须被卸除以保持重量不超过最大零燃油重量。

移动，增加和卸除重量

飞行员必须能够准确而快速的解决和重量移动，增加和卸除有关的任何问题。例如，飞行员可能是飞机装载处于允许的起飞重量限制范围内，然后却发现重心已经超出限制。这个问题的最满意解决办法就是移动乘客，行李或者这两者。飞行员应该能够确定使飞机安全飞行的最小载荷偏移量。飞行员应该能够确定移动一个部分载荷到新的位置是否能够纠正超限状态。有一些标准化的计算可以帮助进行这些计算。

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9-1

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9-2

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数据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时，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数据或者用计算机得出密度高度，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9-3和9-4的表格和图表来计算。

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9-5

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正比例。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平飞行速度。如图9-6

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关系：

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9-8.

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9-9

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9-10

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：

或者

或者

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9-11

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。

或者

或者

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数据。

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9-12

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9-13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。

【译者注：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。【译者注: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。

反向控制区

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9-15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9-16

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/设施手册中说明。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9-17

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/设施手册中。如图9-18

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9-19的简单公式，飞行员可以计算节为单位的最小速度，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%来支持更大的重量。

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9-20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，空速超出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数据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数据计算起飞距离时，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(在反推力的情况就应该是最大可能的负值)。

除了正确的程序这个重要因素之外，很多其他变数也影响着陆性能。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%来支持更大重量。

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

1. 着陆速度增加5%
2. 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。【译者注：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准。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数据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 – 它确定了着陆的校定空速(CAS)。
• 风 – 由于风或者沿跑道的风分量而成为一个大的影响。
• 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。

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字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字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9-22

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9-23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，沿图标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

起飞图标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9-24。这个图标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参考线的直线。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参考线。再次，顺着斜线的方向直到到达6节迎风的标记处。沿直线到达第三个参考线，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，划一条斜线到图标的远边。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，要参考图标顶部的表格。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9-25。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，时间和距离的数字和另一个相减(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9-27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字。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，飞行员会从另一组数据减去这两组数字，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9-29。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9-30，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10

跑道…………………………………17
风………………………………… 140度25节

参考图9-32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11

压力高度……………………………………….1250英尺
温度…………………………………………….标准温度(15摄氏度)

参考图9-33。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12

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9-34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参考线。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参考线。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参考线。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13

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

运输类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。

• 性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。

• V_S - 失速速度，或者飞机可控条件下的最小稳定飞行速度。
• V_MCG - 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)
• V_MCA - 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。
• V_R - 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V_MC。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。
• V_LO - 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。
• V_FS - 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,V_R,V₂和V_FS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9-36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。表示常规起飞数据的一个有效方法表示在图9-37的表格图里。

图9-37中的图表显示了正常条件下要求的跑道距离，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V_BE)。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斜率爬升。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9-38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。

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9-39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：

水平条件下

• V_SO - 着陆设定下的失速速度或者最小稳定飞行速度。
• V_REF - 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。
• 进近爬升速度 - 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%。

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%是支持生命的，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10-3

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。

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10-10

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10-11

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10-12

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10-13

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10-14

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10-15

和地面建筑物有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10-16

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10-17。

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。

风状况用链接在气象站位置圆圈的箭头表示。如图10-18，

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。风速用位于风向线上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10-19.

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。

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10-20

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数据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=云底高度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10-21。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10-22

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，且降低了温度。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10-23

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平距离。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。

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。

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。

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10-28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。

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信息。

高空观测

高空天气的观测被证明是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数据。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，压力和风数据。除此之外，飞行员提供了高空天气观测至关重要的数据。飞行员只保留关于紊流，结冰，云高度有关的实时信息来源，这些数据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)，他们再把数据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流量【即空中交通量】。

FAA飞行服务站

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/设施指南(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(TIBS)

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/设施指南(A/FD)。

直接用户接入终端服务(DUATS)

直接用户接入终端服务，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 或者通过数据转录公司访问 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用户的计算机链接到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。

航路飞行咨询服务(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咨询服务，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咨询。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。

飞行中危险天气咨询(HIWAS)

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这些咨询。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扇区航图上，在识别框里的右上角用字母H表示。如图11-1.

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。在一张扇区航图上，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数据组成，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。

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，但是这份咨询忠告应该认真对待。
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，来联系航路飞行咨询服务(EFAS)。任何请求的额外信息也会在这个时候提供。

简化的简报

简化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，应该要求简化的简报。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. 站台识别码 – 每一个站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。例如德克萨斯州朗维尤的Gregg Country 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。站台代码表可以在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位数字表示。6位数字的前两位数字表示日期。后4位数字是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”表示自动化站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位数字报告，超过99节时，以6位数字报告。前3位数字表示风吹的方向，如果风向是变化的，则以VRB报告。后两位数字表示风速的节数，如果风速超过99节，则以3位数字表示。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(无限定符)，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11-2.

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位数字表示。自动化展台不探测和报告12000英尺以上的云。云的类型，特别是高耸的积云或者积雨云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11-3

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，在数字之前会加上字母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数据，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。自动化站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(PIREPs)

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，提供飞行中的咨询。

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11-4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解码，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11-5

这些报告也可能包括降雨区域的方向和速度，以及百英尺为单位(MSL)的降雨区高度和底部。RAREPs对于飞行前计划是特别有价值的，可以帮助避免严重的天气区域。然而，雷达只观测大气中大到足够被认为是降雨的目标。雷达不观测云底，云顶，云幕，以及能见度。

一份典型的RAREP会包含:

• 位置标志符和雷达观测时间
• 回波模式
1. 线(LN) – 线状降雨回波至少30英里长，至少是它的宽度的4倍，在线状区域内至少25%的覆盖度。
2. 区域(AREA) – 一组类似类型的回波，但是不是线状的。
3. 单元型(CELL) – 一个单独的对流性回波，例如阵雨。
• 以十分之几确定的区域覆盖
• 天气的类型和强度
• 很多点的真北向方位角和距雷达站的距离海里数定义了回波模式。对于线和区域模式，将有两个定义模式的方位角和距离组合。对于单元，只有一组方位角和距离。
• 回波模式的尺寸- 当方位角和距离只定义了模式的中心线时就会给出回波模式的尺寸。
• 单元运动 – 只有单元才会对运动编码，不会对线和区域的运动编码。
• 降雨的最大顶部和位置 。最大顶部可能用符号MT或者MTS编码。如果是用MTS编码的，它的含义是卫星数据和雷达信息被用于测量降雨的顶部。
• 如果在报告中出现AUTO，它的含义是报告自动的来自于WSR-88D天气雷达数据。
• 最后一部分主要是用于准备雷达天气摘要图，但是可以在飞行前使用，来计算一个特定格状方框内的最大降雨强度。数字越高，强度越大。出现在方格框基准后面的两个或多个数字，例如PM34表示连续方格框内的降雨。

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=

解释：

雷达天气报告给出了下列信息：这份报告是自动的来自于奥克拉河马市，生成时间是19:35UTC。这份雷达报告的回波模式表明一条回波线覆盖了十分之八的区域。也标明了有雷暴和非常强的阵雨。下一组数字表示定义回波的方位角(86度方向40海里，199度距离115海里)。下一个是给出的回波尺寸是20海里宽(方位角和距离定义的线的每一边距离都是10海里)。线中的单元以25节速度从240度移动。根据卫星和雷达确定的降雨的最大顶部是57000英尺，位于159度方位，65海里远。最后一行表示降雨的强度，例如在方格中QM其强度是3或者大雨。(1表示轻，6表示最强)

终端机场预报(TAF)

终端机场预报是为一个机场周围5法定英里半径确立的报告。TAF报告通常是较大的机场才有。每一份TAF报告有效期只有24小时，每天更新4次，时间分别为00:00Z，06:00Z,12:00Z,18:00Z。TAF报告使用和METAR报告中相同的描述符号和缩写。

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站台代码 – 站台代码和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位数字代码给出，前两个是日期，后四位数字是时间。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位数字给出。前两个数字表示日期，随后的两位数字表示有效期的开始时间，最后的两位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位数字表示。前三位表示相对于真北方向的风方向。后两位数字表示以节(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
BECMG 0810 32007KT=

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，覆盖区域为俄克拉荷马，德克萨斯，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用户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，有一个低压经过俄克拉荷马和德克萨斯的狭长地区，预计它将向东移动，04:00UTC之前进入俄克拉荷马中西南地区。10:00UTC时，一个暖锋位于俄克拉荷马中部地区，阿肯色南部和密西西比州北部，预计向西北地区升高而进入俄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:

在德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。

在俄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11-6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。

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。当一个给定高度在站台海拔高度的1500英尺之内时，不会对风进行预报。【因为不属于高空数据，高度太低】类似的，任何在站台海拔高度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。要解码这组数据，就要使用反向推演。例如，数据如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，风的这组数据会编码成99节。例如，当数据为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，数据组会编码为9900，它的意思是微弱的变化的风。如图11-7

对图11-7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个数字一组的数据表示以真北向为基准的风向，以及以节为单位的风速。在德克萨斯的阿玛里诺(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个数字一组的数据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。

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11-9.

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位数字表示。对于1000毫巴或者更大，在3位数字前加10。对于1000毫巴以下，在3位数字之前加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，在绘图数据时有效。它是通过给出美国的天气全景来用于飞机计划制定的。如图11-10

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11-11.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11-12.

【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字，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。在这些地区的数字表示了紊流的高度，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11-13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11-14。

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12-1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。

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12-2是一个目录的引用。要获得A/FDs中提供的完整信息列表以及信息如何解码的，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，和设施的电话号码等信息。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，和飞行数据中心(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。飞行数据中心NOTAM由全国飞行数据中心发布，包含规章信息，例如临时飞行限制或对一个仪表进近程序的修正。NOTAM-D和飞行数据中心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。

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12-3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12-4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。
• 剩余的跑道长度信号 – 黑色背景的白色数字。白色的数字表示剩余跑道的距离，单位是1000英尺。

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12-5

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，呈现给飞行员的就像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。

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。

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，灯光可能依赖于定时器，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12-10

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。

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12-13

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12-14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。

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12-15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12-16

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12-17

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翼升力的副产品，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12-18

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。

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日志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英尺的周围地区，机场有一个运行的控制塔台。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。

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，雷达或者地面瞭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。

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。在扇区航图上，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(飞行数据中心航行通告)。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：

1)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
2)为救灾飞机提供一个安全的运行环境
3)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
4)在夏威夷州因人道主义原因保护公告的国家灾难
5)保护总统，副总统或者其他公众人物
6)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扇区航图上。

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

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扇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。

扇区航图

扇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，包括机场数据，导航设施，空域，和地形。图14-1是扇区航图图例的引用。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)。这些航图和扇区航图类似，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。

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14-3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点表示成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14-4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14-5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。】

真艏向(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，数字表示的真艏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，艏向和航迹方向将一致。因此，对于一个065度的真航线方向，其真艏向为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14-6所示。如果地球是均匀磁化的，罗盘指针将指向磁北极，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，指针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，它链接了很多等磁偏角的点。(链接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线上的微小弯曲和拐弯是由那些地区影响磁力的不寻常地址条件引起的。

在美国的西海岸，罗盘指针指向真北向的东边；在东海岸，罗盘指针指向真北向的西边。零磁偏角存在于零磁偏线上，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14-7和14-8)

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。这个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14-9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。

飞机被放在磁罗经台上，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14-10，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14-11。

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=GS X T

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，巡航飞行时的速度基本是恒速的。】

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，速度和燃油消耗等数据。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和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14-16

【飞行计算器不同于一般计算器的地方可能有增加了飞行中常用的换算公式。】

绘图仪

飞行计划时另一个有用的辅助工具是绘图仪，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。大多数绘图仪有一个直尺，它可以测量海里和法定英里，一面还有一个用于扇区航图的比例尺，另一面是世界航图比例尺。如图14-16。

风三角形或向量分析

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向量分析，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14-17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14-17示例的三角形是不画的；相反，而是绘一个如图14-18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；用量角器或者绘图仪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14-19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“TC 090”。

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)就是真航迹方向线上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14-20

  

• 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14-21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。

收集必要的材料

在飞行前，飞行员应该收集好必要的材料。一张适当的当前扇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，绘图仪，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14-22

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。

应该检查扇区航图公告部分自每个扇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。【参考美国扇区航图格式，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14-24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，在控制塔台运行时间内，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。【从这个例子的扇区航图可以看出磁航线方向明显是位于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14-24的飞行记录上。

计算完距离之后，应该测量真航迹方向(true course)。如果使用绘图仪，就沿着绘图仪上的方向。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14-24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。

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14-26

VOR和VORTAC是按照其运行的用途来分类的。有三类：

1. T(终端的)
2. L(低空的)
3. H(高空的)

不同分类的正常使用范围如下表所示：

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其摩尔斯(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。

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完全透明的。在一个短暂的停顿后，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线上的位置。【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 区域导航(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14-30。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服务范围内的某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字。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极其重要的，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：

分类	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，指针偏差，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针组成。

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14-31。

图14-32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 – 指针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针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，指针就会向右移动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针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。为了保持指针位于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14-33

在背台跟踪时，风修正和向台跟踪时类似，但是ADF指针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指针位于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，应该朝指针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可以成为导航的有力帮助。

罗兰-C(LORAN-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，扇区航图和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地址获得：

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链。

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)的摘要获得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。民用的接口和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. 用户部分由所有和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。

为解析它自己的位置，GPS接收机要利用至少4个良好定位的卫星的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数据代理机构完成。

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，还有大量的机场数据，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。