一.概述

某些因素會(huì)影響航空器的性能，如：大氣、空氣動(dòng)力和航空器積冰等。飛行員需正確理解這些因素，并以此為基礎(chǔ)，較好地預(yù)測(cè)航空器對(duì)操縱動(dòng)作的反應(yīng)，尤其是在 IFR 進(jìn)近、等待以及在儀表氣象條件（IMC）下減速時(shí)。雖然這些因素對(duì) VFR 的飛行員來說也比較重要，但對(duì)于那些飛 IFR 的飛行員則要求更為嚴(yán)格。原因就是儀表飛行員是完全依賴儀表的顯示來精確控制航空器的。由此可見，如果飛行員要對(duì)航空器的操縱動(dòng)作做出正確地判斷， 那么他必須首先具備扎實(shí)的空氣動(dòng)力學(xué)理論基礎(chǔ)知識(shí)。

機(jī)翼

為了更好地理解空氣動(dòng)力，飛行員需要弄明白一些與翼型相關(guān)的基礎(chǔ)術(shù)語(yǔ)。『圖 2-1』為一典型翼型圖。

翼弦是連接翼型前緣和后緣的一條直線，翼弦的長(zhǎng)度（即從側(cè)面來測(cè)量）稱為弦長(zhǎng)。

中弧線是一條由到上下翼面距離相等的點(diǎn)組成的弧線。從機(jī)翼側(cè)面看，中弧與翼弦在兩端相交。中弧線是很關(guān)鍵的，因?yàn)樗c翼型的空氣動(dòng)力性能好壞直接相關(guān)。而人們一般通過最大弧度（從弦線端點(diǎn)開始移動(dòng)測(cè)量中弧和弦線對(duì)應(yīng)點(diǎn)之間的距離）來有效地評(píng)估翼型的空氣動(dòng)力特性。

二.基礎(chǔ)空氣動(dòng)力學(xué)回顧

儀表飛行員不僅要深刻理解影響飛行中航空器性能的各種因素之間的關(guān)系及其不同點(diǎn)， 還需弄清在外力變化和不同操縱情況下航空器是如何做出反應(yīng)的。為什么呢？因?yàn)橐恍﹥x表飛行環(huán)境中的固有危險(xiǎn)是不會(huì)在目視飛行中出現(xiàn)的，也就是說只有儀表飛行員才會(huì)遇到這些問題。要弄清楚如何解決這些問題，就必須提到作用在飛機(jī)上的四個(gè)力以及牛頓運(yùn)動(dòng)學(xué)第三定律?！簣D 2-2』

相對(duì)氣流：相對(duì)于翼型來說氣流的流動(dòng)方向。

迎角（攻角）：飛行軌跡或相對(duì)氣流和翼弦之間的銳角。

飛行軌跡：航空器正在或?qū)⒁仄滹w行的路線或軌跡。

四個(gè)力

作用在飛行中的航空器上有四個(gè)基本的作用力『圖 2-3』分別是：升力、重力、推力、阻力。

升力

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

重力

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

推力

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

阻力

阻力是一個(gè)純空氣動(dòng)力，與相對(duì)氣流平行，一般由兩部分組成：誘導(dǎo)阻力和廢阻力。

誘導(dǎo)阻力

誘導(dǎo)阻力伴隨升力的產(chǎn)生而產(chǎn)生，隨空速的增加而增加。它是垂直于翼弦的升力在飛機(jī)運(yùn)動(dòng)方向上的分力。因此，如果機(jī)翼不產(chǎn)生升力，那么誘導(dǎo)阻力為零。反之，速度越大，誘導(dǎo)阻力越大。

廢阻力

不是由于產(chǎn)生升力而引起的各類阻力的統(tǒng)稱叫做廢阻力。它是由飛機(jī)的表面對(duì)平滑氣流的擾動(dòng)以及產(chǎn)生的渦流所引起的。這些阻力都不是來自于升力的產(chǎn)生，而是由于物體在大氣中運(yùn)動(dòng)造成的。廢阻力隨著空速增加而增加。它包括：摩擦阻力、干擾阻力和壓差阻力。

摩擦阻力

覆蓋航空器整個(gè)表面的是一層薄薄的空氣，稱為附面層。在該表面上的空氣分子相對(duì)于航空器表面的速度為零，然而處在這個(gè)停滯空氣分子之上的一層，卻由于接近自由流動(dòng)空氣的第三層，被拖拽而向前移動(dòng)。各層的速度隨距航空器表面距離的增加而增加，最后達(dá)到與外部自由流動(dòng)空氣相等的速度。從蒙皮表面到自由空氣速度達(dá)到的層之間的部分就是附面層。在亞音速時(shí)，累積層的厚度大概和撲克牌的厚度差不多。因?yàn)榭諝饩哂姓承裕鲗又g的相對(duì)流動(dòng)會(huì)產(chǎn)生阻力。該力阻礙飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)，被稱為表面摩擦阻力。因?yàn)楸砻婺Σ磷枇εc接觸面的面積相關(guān)，因此它對(duì)小飛機(jī)的影響比較小，而對(duì)大型運(yùn)輸機(jī)影響非常大。

干擾阻力

干擾阻力是由于氣流之間互相沖撞產(chǎn)生渦漩、紊流，制約氣流平穩(wěn)流動(dòng)而產(chǎn)生的。例如， 在繞機(jī)身的氣流和繞機(jī)翼的氣流相遇的那些地方，一般在接近翼根處，這些氣流互相干擾產(chǎn)生的阻力要大于各自產(chǎn)生的阻力。當(dāng)把多個(gè)物體安置在飛機(jī)表面時(shí)，各個(gè)物體獨(dú)立產(chǎn)生的阻力之和會(huì)小于互相干擾后產(chǎn)生的合阻力。

壓差阻力

壓差阻力是由于物體前后的壓力差而產(chǎn)生的阻力，它和航空器及其部件的形狀相關(guān)。如果某人平放一個(gè)圓盤在氣流中，那么作用在上盤面和下盤面的氣壓是相等的。然而，氣流在流經(jīng)盤子的后部時(shí)開始分離。這樣就產(chǎn)生了亂流，于是導(dǎo)致后部的壓力減小。這樣物體的前后就產(chǎn)生了壓力差，于是產(chǎn)生了阻力。正是考慮到這一點(diǎn)，較新的飛機(jī)通常通過沿機(jī)身安裝水滴形的整流罩來減少亂流的產(chǎn)生從而減少壓差阻力。

總推力必須克服總阻力來產(chǎn)生向前的速度，有了速度才能產(chǎn)生升力。而總升力必須克服航空器的總重力，包括實(shí)際重力和尾部向下的力（用于控制航空器俯仰姿態(tài)）。掌握好航空器的這些元素與環(huán)境之間的關(guān)系，為正確判讀航空器儀表提供了理論基礎(chǔ)。

牛頓第一定律，慣性定律

牛頓第一定律，慣性定律：一個(gè)靜止的物體將保持靜止，一個(gè)運(yùn)動(dòng)的物體會(huì)保持運(yùn)動(dòng)的速度和方向，直到有外力作用。物體抵抗變化的力稱為慣性力。有兩個(gè)外力會(huì)一直作用在飛行中的航空器：重力和阻力。飛行員使用俯仰和推力來克服或改變這些力，從而保持預(yù)定的飛行航跡。如果飛行員在直線平飛時(shí)減小動(dòng)力，航空器將會(huì)由于阻力大于推力而減速。然而， 隨著航空器減速，升力也會(huì)減小，這樣會(huì)造成航空器由于重力大于升力而下降?！簣D 2-4』

牛頓第二定律，動(dòng)量定律

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

三.大氣

大氣包裹在地球的外圍。大氣中的干空氣包含 78%的氮?dú)狻?1%的氧氣和大約 1%的其他氣體，如氬氣、二氧化碳、和其他稀有氣體。雖然看上去很輕，但是空氣的確有重量，作用在海平面上 1 平方厘米大氣的重量大概是 1 公斤。由于重力大概有一半的大氣會(huì)聚集在離地 5.5 千米的范圍內(nèi)，剩下的大氣則在超過 1600 千米的垂直范圍中散布。

空氣密度是空氣溫度和壓力共同作用的結(jié)果?？諝饷芏扰c空氣溫度成反比，與空氣壓力成正比。為了在溫度升高時(shí)保持壓力不變，密度必須減小，反之亦然。為了在壓力增大時(shí)保持溫度不變，則密度必須增加，反之亦然。這些關(guān)系為正確理解儀表顯示和航空器性能提供了理論的基礎(chǔ)。

大氣層

大氣分成若干層，首先是對(duì)流層，從地面開始一直延伸到 18 千米左右。隨后是平流層、中間層、電離層、熱層，最后是外逸層。對(duì)流層頂是對(duì)流層和平流層的分界線，其厚度和高度都會(huì)發(fā)生變化，但通常都符合每上升 1000 英尺溫度降低 2°C（溫度在 1°C 以上時(shí)）的標(biāo)準(zhǔn)溫度變化率。

國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣（ISA）

為了提供一個(gè)統(tǒng)一的國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)，便于性能計(jì)算和參考，國(guó)際民航組織（ICAO）設(shè)立了 ICAO標(biāo)準(zhǔn)大氣。這樣，所有的儀表顯示和航空器性能規(guī)范都可以用這個(gè)標(biāo)準(zhǔn)作為參考。由于標(biāo)準(zhǔn)大氣所設(shè)定的一系列條件在現(xiàn)實(shí)當(dāng)中是很少見的，因此飛行員需要清楚非標(biāo)準(zhǔn)大氣是如何影響儀表顯示和航空器性能的。

標(biāo)準(zhǔn)大氣中，海平面氣壓為 29.92'Hg（1013.25 百帕），溫度為 15°C（59°F）。標(biāo)準(zhǔn)氣壓減少率大概為高度每增加 1000 英尺，氣壓降低 1 英寸汞柱（33.86 百帕），直到平流層頂。由于所有航空器都是在標(biāo)準(zhǔn)大氣的環(huán)境下進(jìn)行比較和評(píng)估的，因此所有的航空器所用儀器需要進(jìn)行標(biāo)準(zhǔn)大氣校準(zhǔn)。因?yàn)檎鎸?shí)的運(yùn)行環(huán)境很少能與標(biāo)準(zhǔn)大氣完全吻合，在儀表和航空性能的實(shí)際運(yùn)用中必須進(jìn)行某些修正。例如，在 10000ISA 中大氣壓力應(yīng)該為 19.92'Hg

（29.92'-10'Hg=19.92'），同時(shí)外界溫度應(yīng)為-5°C（15°C-20°C）。如果實(shí)際溫度或氣壓不等于標(biāo)準(zhǔn)大氣的計(jì)算結(jié)果，那么必須要對(duì)性能和各種儀表顯示進(jìn)行修正。

壓力高度（Pressure Altitude）

有兩種方式能夠度量出大氣對(duì)航空器性能和儀表讀數(shù)的影響：壓力高度和密度高度。此處的壓力高度是狹義地指在標(biāo)準(zhǔn)氣壓基準(zhǔn)面（1013.25 百帕，ISA 的海平面）之上的高度，它用于統(tǒng)一飛行高度層（FL）的高度。在涉及航空器性能的計(jì)算中，當(dāng)高度表設(shè)定為 1013.25 百帕?xí)r，高度的指示就是標(biāo)準(zhǔn)氣壓高度。而具體的高度表?yè)苷绦颍?qǐng)參考 CCAR-91 部第 121 條。

密度高度（Density Altitude）

密度高度是針對(duì)非標(biāo)準(zhǔn)氣溫進(jìn)行修正后的壓力高度，用于確定在非標(biāo)準(zhǔn)大氣中的空氣動(dòng)力性能。密度高度隨著空氣密度的減小而升高。由于密度的變化直接與氣壓和溫度相關(guān)，因此在一個(gè)給定的壓力高度條件下，可能存在一個(gè)較大的溫度變化范圍，從而引起密度發(fā)生變化。任何一個(gè)溫度和壓力高度的組合，僅有一個(gè)密度與之對(duì)應(yīng)?？諝獾拿芏葘?duì)航空器以及引擎的性能有著顯著的影響。無論航空器飛行在海平面以上的真實(shí)高度是多少，同樣的密度高度對(duì)應(yīng)的航空器性能是相同的。如果沒有計(jì)算圖表，密度高度可以通過估算得到，即每高于 ISA 環(huán)境 1 攝氏度就增加 120 英尺。例如：在 3000 英尺壓力高度上，ISA 環(huán)境下的溫度應(yīng)為 9°C（15°C-[溫度遞減率 2°C/1000 英尺x3000 英尺=6°C]）。但是，如果實(shí)際溫度為 20°C（比 ISA 環(huán)境下的溫度 9°C 多了 11°C），那么 11°C 的增量乘以 120 英尺等于 1320 英尺。將這個(gè)數(shù)值加到初始的 3000 英尺上，就得出了此時(shí)的密度高度為 4320 英尺（3000 英尺 1320 英尺）。

四.升力

升力的方向總是與相對(duì)氣流和航空器橫軸相垂直。事實(shí)上升力是以機(jī)翼而非地球表面作為參照的。在學(xué)習(xí)飛行操縱時(shí)，很多錯(cuò)誤源于對(duì)此理解不準(zhǔn)確。升力并非總是“向上”的。隨著飛行員操縱航空器進(jìn)行機(jī)動(dòng)飛行時(shí)，它的方向相對(duì)于地球表面是會(huì)不斷變化的。升力的大小與空氣密度、機(jī)翼表面積和空速成正比。它也與機(jī)翼的類型和迎角密切相關(guān)。在迎角增加到臨界迎角（失速迎角）前，升力隨迎角的增大而增大。此后如果迎角繼續(xù)增大將會(huì)造成升力急劇減小。因此，在傳統(tǒng)航空器上飛行員通過改變迎角和速度來控制升力的大小。

俯仰與動(dòng)力的關(guān)系

通過『圖 2-7』我們可以看出，在控制飛行軌跡和空速時(shí)，俯仰姿態(tài)與動(dòng)力之間的關(guān)系。為了保持升力不變，在速度減少的時(shí)候，航空器仰角必須增大。

飛行員通過控制升降舵來改變俯仰姿態(tài)及迎角大小。當(dāng)向后的拉桿力作用到升降舵控制桿上時(shí)，尾部下沉同時(shí)機(jī)頭上揚(yáng)，從而增大了機(jī)翼的迎角和升力。在大多數(shù)情況下，升降舵會(huì)對(duì)尾部產(chǎn)生一個(gè)向下的壓力， 這個(gè)壓力來自于航空器的速度產(chǎn)生的能量。當(dāng)重心靠近航空器后部時(shí)，升降舵向下的力會(huì)減小。這會(huì)導(dǎo)致用于產(chǎn)生向下的力的能量減小，而用于航空器性能的能量增加。

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

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

五.阻力曲線

誘導(dǎo)阻力和廢阻力繪制在同一個(gè)曲線圖中時(shí)，作用在航空器的總阻力以“阻力曲線”的形式出現(xiàn)。『圖 2-8』中的 A 曲線圖顯示了一條基于推力和阻力的曲線，主要適用于噴氣式航空器?！簣D 2-8』的 B 曲線圖則基于功率和阻力，主要適用于螺旋槳驅(qū)動(dòng)的航空器。本章重點(diǎn)關(guān)注螺旋槳驅(qū)動(dòng)的航空器的功率和阻力曲線圖。

理解阻力曲線有助于充分理解各類性能參數(shù)和航空器的各種限制。如果要保持一個(gè)不變的空速，功率必須剛好等于阻力。因此該曲線既可以是阻力曲線，也可以是所需功率的曲線。所需功率曲線表征了為了保持勻速平飛，克服阻力所需功率的大小?；钊桨l(fā)動(dòng)機(jī)螺旋槳的最大效率為80-88%。隨著空速的增加，螺旋槳效率會(huì)逐漸提高，直至達(dá)到最高效率為止。此點(diǎn)之后，空速的繼續(xù)增加將會(huì)導(dǎo)致螺旋槳效率降低。能產(chǎn)生 160 馬力的發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)際上只有 80%的馬力能夠轉(zhuǎn)換為可用馬力，即大約 128 馬力。剩下的能量將會(huì)損失掉。這就是推力和可用功率曲線隨速度變化的規(guī)律。

操縱區(qū)

從阻力曲線也可以看出有兩個(gè)操縱區(qū)：正操縱區(qū)和反操縱區(qū)。術(shù)語(yǔ)“操縱區(qū)”代表了所需功率和速度之間的關(guān)系。“操縱”是指飛行員為了達(dá)到或保持某一期望的速度，以功率或推力的形式對(duì)航空器進(jìn)行的控制。

“正操縱區(qū)”內(nèi)，要加速就必須要增加功率。這個(gè)區(qū)域范圍內(nèi)的速度都比最小阻力點(diǎn)的速度大，該區(qū)域的操縱特性主要受廢阻力的影響。

在“反操縱區(qū)”內(nèi)，增加功率會(huì)造成速度的減小。該區(qū)域位于速度小于最小阻力點(diǎn)（所需推力曲線內(nèi)L/DMAX 對(duì)應(yīng)的速度，『圖 2-8』）的范圍內(nèi)，該區(qū)域的操縱特性主要受誘導(dǎo)阻力的影響?！簣D 2-9』表明了同一個(gè)功率設(shè)定有可能對(duì)應(yīng)兩個(gè)速度：點(diǎn) 1 速度和點(diǎn) 2 速度。這是因?yàn)樵邳c(diǎn) 1 處誘導(dǎo)阻力大而廢阻力??；在點(diǎn) 2 處則是廢阻力大，誘導(dǎo)阻力小。

操縱特性

絕大多數(shù)的飛行都是在正操縱區(qū)內(nèi)進(jìn)行：例如，巡航、爬升和機(jī)動(dòng)飛行。反操縱區(qū)可能會(huì)在航空器速度較低的起飛或著陸階段出現(xiàn)。不過對(duì)于大多數(shù)通用飛機(jī)來說，這個(gè)區(qū)域是非常小的，低于正常進(jìn)近速度。

在正操縱區(qū)內(nèi)飛行的特點(diǎn)是航空器自身有相對(duì)較強(qiáng)的保持配平速度（使用配平完全消除桿力之后的速度）的趨勢(shì)；在反操縱區(qū)內(nèi)飛行的特點(diǎn)則是航空器保持配平速度的趨勢(shì)較弱。事實(shí)上，在反操縱區(qū)域內(nèi)，航空器很可能沒有任何保持配平速度的趨勢(shì)。正因?yàn)槿绱?，在反操縱區(qū)內(nèi)低速階段飛行時(shí)，飛行員必須十分注意對(duì)速度進(jìn)行正確控制。

雖然并不是說在反操縱區(qū)內(nèi)的飛行一定存在非常大的困難和危險(xiǎn)，但在反操縱區(qū)內(nèi)，一些基本飛行技術(shù)錯(cuò)誤確實(shí)會(huì)產(chǎn)生比平時(shí)更嚴(yán)重的后果，因此掌握正確的基礎(chǔ)知識(shí)和準(zhǔn)確的操作技能非常重要。

速度穩(wěn)定性

正常操縱

在正常操縱區(qū)內(nèi)的飛行特性在『圖 2-10』中用曲線上的 A 點(diǎn)來說明。假設(shè)航空器在 A 點(diǎn)處于勻速平飛的平衡狀態(tài)：升力等于重力，可用功率恰好等于所需功率。如果速度增大，而功率設(shè)定沒有改變，就會(huì)出現(xiàn)動(dòng)力不足。這時(shí)航空器會(huì)有減速的趨勢(shì)以恢復(fù)動(dòng)力和阻力的平衡。

如果速度減小，而功率設(shè)定沒有改變，就會(huì)出現(xiàn)動(dòng)力過剩。這時(shí)航空器會(huì)有加速的趨勢(shì)以恢復(fù)動(dòng)力和阻力的平衡。正確地配平航空器會(huì)加強(qiáng)這個(gè)趨勢(shì)。

航空器的這種靜態(tài)縱向穩(wěn)定性會(huì)讓航空器具有恢復(fù)到初始配平狀態(tài)的趨勢(shì)。

假設(shè)航空器在 C 點(diǎn)處于勻速平飛的平衡狀態(tài)。『圖 2-10』如果速度稍微增加或減少，航空器會(huì)趨向于保持改變后的速度。這是因?yàn)榍€在該處相對(duì)平坦，速度的輕微改變并能不能產(chǎn)生動(dòng)力上明顯的過剩或匱乏。此處具備中立穩(wěn)定性，也就是說航空器會(huì)趨向于保持新的速度。

反操縱

在反操縱區(qū)內(nèi)的飛行特性在『圖 2-10』中用曲線上的 B 點(diǎn)來說明。假設(shè)航空器在 B 點(diǎn)處于勻速平飛的平衡狀態(tài)：升力等于重力，可用功率恰好等于所需功率。當(dāng)速度大于 B 點(diǎn)速度的時(shí)候，會(huì)出現(xiàn)功率過剩。這樣會(huì)造成航空器繼續(xù)加速到一個(gè)更大的速度。當(dāng)速度小于 B 點(diǎn)速度的時(shí)候，會(huì)出現(xiàn)功率不足。航空器的趨勢(shì)是繼續(xù)減速到一個(gè)更小的速度。

這種不穩(wěn)定趨勢(shì)的發(fā)生是因?yàn)?B 點(diǎn)兩邊的剩余功率的變化放大了速度的初始改變量。雖然航空器的靜態(tài)縱向穩(wěn)定性會(huì)努力保持初始的配平狀態(tài)，但由于低速飛行的迎角較大，造成誘導(dǎo)阻力的增加，因此不穩(wěn)定性的影響占據(jù)了主導(dǎo)地位。

六.配平

“配平”這個(gè)動(dòng)作是指運(yùn)用航空器上可調(diào)節(jié)的空氣動(dòng)力裝置來調(diào)整力的大小，這樣飛行員就不需要一直用手來保持在控制桿上的操縱力了。配平片就是這樣一種空氣動(dòng)力裝置。配平片是一個(gè)較小的、可調(diào)整的鉸鏈連接平板，位于升降舵、副翼或方向舵的后緣（一些航空器使用可調(diào)整的水平尾翼來代替配平片用于俯仰配平）。配平的過程是通過把配平片偏轉(zhuǎn)到與主控制面需要保持的方向相反的方向來實(shí)現(xiàn)的。氣流撞擊在配平片上的力造成主控制面能被偏轉(zhuǎn)到某一位置，以修正航空器的不平衡狀態(tài)。

因?yàn)榕淦狡抢脷饬鱽砉ぷ鞯模耘淦脚c速度密切相關(guān)。速度上的任何改變都相應(yīng)地需要對(duì)航空器進(jìn)行重新配平。一架航空器在正確進(jìn)行俯仰配平之后會(huì)試圖返回到改變之前的原始速度。因此對(duì)于儀表飛行員來說保持航空器的持續(xù)配平是非常重要的。配平片的使用大大降低了飛行員的工作量，允許他們將一些精力運(yùn)用到其他的工作中而不會(huì)削弱對(duì)航空器的控制。

七.低速飛行

任何時(shí)候航空器在接近失速速度或反操縱區(qū)附近的運(yùn)行，如正常著陸時(shí)的最后進(jìn)近速度、復(fù)飛的初始階段、或低速飛行中的機(jī)動(dòng)，都屬于我們說的低速飛行。

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

延緩附面層分離是另一種增大CL-MAX的方式。一些方法在實(shí)際中被運(yùn)用，如吹除附面層等。但是在通用航空輕型航空器中最常用的設(shè)備是渦流發(fā)生器。沿著機(jī)翼排列的小金屬片（通常在操縱面之前），會(huì)產(chǎn)生亂流。這些亂流會(huì)將附面層外高速流動(dòng)的空氣與附面層內(nèi)靜止的空氣混合起來。這樣的效果與其他的附面層設(shè)備是相似的。

『圖 2-12』在儀表進(jìn)近過程中，大多數(shù)小型飛機(jī)會(huì)保持一個(gè)稍高于 1.3 倍VSO的進(jìn)近速度。例如，某飛機(jī)的失速速度VSO為 50 節(jié)，那么其正常的進(jìn)近速度就會(huì)是 65 節(jié)。不過，這架飛機(jī)可能在儀表進(jìn)近的最后階段保持 90 節(jié)的速度（1.8VSO）。起落架很可能會(huì)在飛機(jī)開始最后進(jìn)近下降時(shí)，或截獲ILS下滑道信號(hào)時(shí)放下。飛行員也可能為此進(jìn)近階段設(shè)定一個(gè)中間襟翼位置。以這樣速度飛行的飛機(jī)具有較好的正向速度穩(wěn)定性，正如『圖 2-10』中A點(diǎn)所代表的。以這樣的形式飛行可以允許飛行員進(jìn)行小幅度地俯仰變化，而無需改變功率設(shè)定。而且如果俯仰恢復(fù)到初始設(shè)定狀態(tài)，速度也會(huì)恢復(fù)到初始值，因此小幅的速度改變也是允許。這樣可以減少飛行員的工作負(fù)荷。

在著陸前的最后進(jìn)近階段，飛機(jī)通常會(huì)減速到正常的接地速度。當(dāng)減速到 65 節(jié)的時(shí)候

（1.3VSO），飛機(jī)的狀態(tài)接近于圖中C點(diǎn)的狀態(tài)。『圖 2-10』在該點(diǎn)，精確地控制俯仰和動(dòng)力、保持正確的速度變得尤為重要。由于此時(shí)速度的穩(wěn)定性相對(duì)中立，即此時(shí)的速度趨向于在一個(gè)新的值上保持，而不會(huì)恢復(fù)到初始狀態(tài)，因此將俯仰控制和動(dòng)力控制相結(jié)合是十分必要的。除了對(duì)飛機(jī)進(jìn)行精確的速度控制之外，飛行員一般還需放出襟翼來改變飛機(jī)的外形。外形的改變意味著飛行員必須時(shí)刻對(duì)在低高度出現(xiàn)的任何不需要的俯仰變化保持警惕。

如果速度再減小幾節(jié)，飛機(jī)就會(huì)進(jìn)入反操縱區(qū)。在該點(diǎn)，飛機(jī)會(huì)產(chǎn)生一種不安全的下沉率，而且會(huì)繼續(xù)減速，除非飛行員采取迅速的修正措施。由于速度的不穩(wěn)定性和與所期望速度相背離的趨勢(shì)，在該區(qū)域內(nèi)正確地進(jìn)行俯仰和動(dòng)力的配合是十分關(guān)鍵的。

大型飛機(jī)

駕駛失速速度較大的大型飛機(jī)的飛行員們可能會(huì)發(fā)現(xiàn)儀表進(jìn)近時(shí)的速度接近 1.3VSO，而且在整個(gè)最后進(jìn)近階段都處在C點(diǎn)『圖 2-10』附近。這樣的話，在整個(gè)進(jìn)近階段都有必要進(jìn)行精確的速度控制。可能我們需要臨時(shí)性地設(shè)定比目標(biāo)推力更大或更小的推力來迅速地修正速度偏差。

例如，某飛行員以 1.3VSO的速度駕駛飛機(jī)進(jìn)行儀表進(jìn)近，此時(shí)速度接近于L/DMAX，同時(shí)飛行員也知道能夠保持此速度的功率設(shè)置。由于設(shè)定的功率稍微偏小，飛機(jī)實(shí)際飛行速度比預(yù)期的速度小了幾節(jié)。飛行員稍微加大功率，這時(shí)飛機(jī)開始加速，但是加速比較慢。因?yàn)榇藭r(shí)飛機(jī)正處于阻力曲線中的“平坦區(qū)”，功率的小幅度改變不會(huì)造成飛機(jī)迅速恢復(fù)到想要的速度值。所以飛行員需要用大于正常需求的功率來加速到這個(gè)新的速度，然后再減小功率到保持該速度所需的正常功率上來。

八.爬升

航空器的爬升能力由保持平衡后的剩余推力或剩余功率的大小來決定。剩余功率是以給定速度保持平飛所需功率之外的那部分功率。盡管有些時(shí)候功率和推力這兩個(gè)詞語(yǔ)使用時(shí)可以互相交換（很容易誤認(rèn)為它們是同一個(gè)概念），但在研究爬升性能時(shí)將他們區(qū)別對(duì)待是很有必要的。功是作用力與移動(dòng)距離的乘積，通常與時(shí)間無關(guān)。功率指做功的快慢，即單位時(shí)間內(nèi)所做的功，是力和速度的函數(shù)。推力也是功的函數(shù)，它是使物體速度發(fā)生變化的力。

起飛過程中即使航空器在失速速度附近，也不會(huì)發(fā)生失速現(xiàn)象。原因是該飛行階段內(nèi)有剩余功率的存在，可用于產(chǎn)生推力。因此，如果起飛過程中單發(fā)失效，必須通過改變俯仰姿態(tài)和空速大小來補(bǔ)償推力的損失，這一點(diǎn)非常重要。

對(duì)一個(gè)給定重量的航空器，爬升角由推力和阻力之差，即剩余推力的大小來決定。當(dāng)剩余推力等于零時(shí)，飛行軌跡的傾斜角為零，航空器處于穩(wěn)定的平飛狀態(tài)。當(dāng)推力大于阻力的時(shí)候， 剩余推力大小決定爬升角的大小。當(dāng)推力小于阻力的時(shí)候，推力的不足則會(huì)產(chǎn)生一個(gè)下降角

巡航飛行中的加速

航空器在平飛時(shí)能夠加速是因?yàn)橛斜３址€(wěn)定平飛之外的剩余功率，這和可用于爬升的剩余功率是一樣的。在達(dá)到預(yù)計(jì)飛行高度之后，航空器通過減小迎角來保持高度，這時(shí)航空器開始在剩余功率的作用下增速，逐漸達(dá)到巡航速度。不過，改平后過早地減小功率會(huì)延長(zhǎng)航空器的加速時(shí)間，應(yīng)在速度快接近目標(biāo)速度時(shí)再設(shè)定巡航功率。

九.轉(zhuǎn)彎

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

轉(zhuǎn)彎率

轉(zhuǎn)彎率，其單位通常是度每秒，它的大小決定于設(shè)定的空速和坡度。只要其中一個(gè)參數(shù)發(fā)生改變，轉(zhuǎn)彎率就會(huì)改變。如果坡度不變航空器增速，轉(zhuǎn)彎率就會(huì)減小，反之轉(zhuǎn)彎率就會(huì)增加。

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

標(biāo)準(zhǔn)轉(zhuǎn)彎率為 3°/秒，它在轉(zhuǎn)彎儀上有明顯的標(biāo)識(shí)，是轉(zhuǎn)彎時(shí)的常用參考。飛行員必須明白在保持轉(zhuǎn)彎率不變的條件下，坡度是如何隨著空速改變的，如在等待或儀表進(jìn)近中的減速對(duì)坡度的影響。『圖 2-14』表明了保持坡度不變或空速不變的情況下，轉(zhuǎn)彎參數(shù)之間的關(guān)系，以及對(duì)轉(zhuǎn)彎率和轉(zhuǎn)彎半徑影響。計(jì)算標(biāo)準(zhǔn)轉(zhuǎn)彎率對(duì)應(yīng)坡度的經(jīng)驗(yàn)公式是將空速除以 10 再加上 7。如，一架航空器空速為 90 節(jié)，用 16°的坡度就可以保持標(biāo)準(zhǔn)的轉(zhuǎn)彎率（90 除以 10 再加上 7 等于 16°）。

轉(zhuǎn)彎半徑

速度或坡度的改變都會(huì)造成轉(zhuǎn)彎半徑的變化。如果保持坡度不變而增加速度，則轉(zhuǎn)彎半徑增大；如果保持速度不變而增加坡度，轉(zhuǎn)彎半徑會(huì)減小，而減小坡度，轉(zhuǎn)彎半徑則會(huì)增大。這意味著如果以一個(gè)較大的速度切入航路會(huì)需要較長(zhǎng)的距離，即在切入轉(zhuǎn)彎之前需要一個(gè)更大的提前量。如果為了進(jìn)入等待或進(jìn)近，速度明顯減小，則轉(zhuǎn)彎的提前量會(huì)比巡航時(shí)的轉(zhuǎn)彎提前量小。

方向舵和副翼的配合

任何情況下使用副翼都會(huì)產(chǎn)生反方向的偏航。滾轉(zhuǎn)操縱（如轉(zhuǎn)彎）時(shí)偏轉(zhuǎn)副翼，結(jié)果就會(huì)產(chǎn)生反向偏航。航空器右轉(zhuǎn)時(shí)，右側(cè)副翼上揚(yáng)，同時(shí)左側(cè)副翼下沉。左邊的升力會(huì)增加而右邊的升力減小，結(jié)果造成航空器向右傾斜。然而，左邊升力的增加會(huì)使左側(cè)的誘導(dǎo)阻力也隨之增加。由于阻力的作用，左側(cè)機(jī)翼會(huì)減速，促使機(jī)頭向轉(zhuǎn)彎的反方向轉(zhuǎn)動(dòng)。儀表飛行時(shí)當(dāng)加入或退出轉(zhuǎn)彎時(shí)，要想精準(zhǔn)地控制航空器，使用方向舵來修正反向偏航是非常必要的。通過轉(zhuǎn)彎側(cè)滑儀中小球的位置，飛行員可以很方便地看出轉(zhuǎn)彎是否協(xié)調(diào)。

『圖 2-15』當(dāng)航空器壓坡度進(jìn)入轉(zhuǎn)彎時(shí)，機(jī)翼上的垂直升力的一部分變成了水平分力，而垂直于地面的升力減小。

因此，如果不增大向后的帶桿力，航空器就不能在轉(zhuǎn)彎過程中保持高度。垂直升力的損失可以通過增加半格俯仰量來補(bǔ)償。此時(shí)配平可以用于消除增加的帶桿力，不過一旦使用了配平，必須注意在轉(zhuǎn)彎完成以后及時(shí)將配平恢復(fù)至轉(zhuǎn)彎前的設(shè)置。

如果航空器的坡度相對(duì)于實(shí)際轉(zhuǎn)彎率來說過大，造成升力的水平分力大于離心力，這樣會(huì)出現(xiàn)內(nèi)側(cè)滑轉(zhuǎn)彎，造成航空器偏向轉(zhuǎn)彎內(nèi)側(cè)；如果轉(zhuǎn)彎率相對(duì)于坡度來說過大，造成升力的水平分力小于離心力，這樣則會(huì)產(chǎn)生外側(cè)滑，即拖動(dòng)航空器向轉(zhuǎn)彎外側(cè)運(yùn)動(dòng)。

側(cè)滑儀中的小球能夠說明轉(zhuǎn)彎協(xié)調(diào)性的好壞。在協(xié)調(diào)飛行時(shí)，小球應(yīng)該始終保持在中間位置。如果小球偏在轉(zhuǎn)彎內(nèi)側(cè)，說明航空器發(fā)生了內(nèi)側(cè)滑。此時(shí)應(yīng)向小球的方向蹬舵以增加轉(zhuǎn)彎率，否則就應(yīng)當(dāng)減少坡度，這樣才能消除側(cè)滑，協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎。如果小球偏在轉(zhuǎn)彎外側(cè)，說明航空器發(fā)生了外側(cè)滑。此時(shí)仍然應(yīng)向小球的方向蹬舵以減小轉(zhuǎn)彎率，否則就應(yīng)當(dāng)增大坡度，以達(dá)到協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎的目的。如果航空器操縱正確，坡度改平時(shí)，小球還應(yīng)該保持在中間位置。在轉(zhuǎn)彎過程中可以使用方向舵和副翼配平。

為了在轉(zhuǎn)彎過程中保持高度，需要增大迎角，這會(huì)使飛機(jī)的誘導(dǎo)阻力增大。如果此時(shí)不相應(yīng)地增大功率，則會(huì)導(dǎo)致速度有所損失。

十.載荷因數(shù)

任何作用在航空器上、使其偏離直線運(yùn)動(dòng)的力都會(huì)對(duì)航空器的結(jié)構(gòu)產(chǎn)生應(yīng)力。這種力的大小用載荷因數(shù)來反映。載荷因數(shù)是作用在飛機(jī)上的空氣動(dòng)力與飛機(jī)重量之比。舉個(gè)例子，載荷因數(shù)為 3 指的是作用在航空器結(jié)構(gòu)上的負(fù)載是其全重的三倍。在設(shè)計(jì)航空器的時(shí)候就需要確定航空器今后在各種環(huán)境下運(yùn)行可能遇到的最大載荷因數(shù)。這個(gè)最大值稱為“極限載荷因數(shù)”。

航空器的用途分類眾多，如運(yùn)輸飛行、通用飛行、特技飛行，其分類的一個(gè)主要依據(jù)就是設(shè)計(jì)的載荷因數(shù)的大小。出于安全考慮，航空器必須設(shè)計(jì)成在最大載荷因數(shù)時(shí)不會(huì)出現(xiàn)任何結(jié)構(gòu)上的損壞。

空氣動(dòng)力也可能造成某些過載，比如轉(zhuǎn)彎。在平穩(wěn)的氣流中水平轉(zhuǎn)彎時(shí)，機(jī)翼不僅支撐著飛機(jī)的重量，同時(shí)還承受著離心力。當(dāng)坡度增加的時(shí)候，升力的水平分力增大，離心力增大， 載荷因數(shù)也隨之增大。如果載荷因數(shù)過大，增大迎角都不能提供足夠的升力來支撐負(fù)載，機(jī)翼就會(huì)失速。由于失速速度的增大與載荷因數(shù)的平方根成正比，因此載荷因數(shù)對(duì)飛行安全也起著至關(guān)重要的作用，飛行員必須清楚在哪些情況下載荷因數(shù)會(huì)明顯增大。低速大坡度飛行、結(jié)構(gòu)性積冰以及亂流區(qū)內(nèi)的垂直陣風(fēng)都有可能造成載荷因數(shù)過大，危及飛行安全。

十一.積冰

航空器積冰是飛行安全最大的危害之一。儀表飛行員必須清楚導(dǎo)致航空器積冰的條件，了解積冰的種類，積冰對(duì)航空器操縱和性能的影響，積冰對(duì)航空器系統(tǒng)的影響，以及航空器防冰除冰設(shè)備的使用和限制。應(yīng)對(duì)積冰的危害要從飛行前計(jì)劃開始做起，預(yù)測(cè)飛行過程中哪些區(qū)域可能發(fā)生積冰，在起飛之前就保證航空器遠(yuǎn)離冰和霜。在飛行過程中要繼續(xù)保持這種嚴(yán)謹(jǐn)?shù)膽B(tài)度，使用好防冰除冰設(shè)備。由于氣象條件的變化，飛行員必須意識(shí)到什么時(shí)候應(yīng)該改變飛行計(jì)劃。

十二.積冰類型

結(jié)構(gòu)性積冰（Structural Icing）

結(jié)構(gòu)性積冰指的是在飛機(jī)表面的積冰。當(dāng)過冷水滴撞擊飛機(jī)的表面和結(jié)構(gòu)時(shí)，立刻凝結(jié)成冰附著在飛機(jī)表面上。那些小而窄的物體是過冷水滴最易積聚、結(jié)冰速度最快的地方。因此， 飛行員可以通過觀察視線內(nèi)的小型突起物來探測(cè)積冰的情況。它們也是航空器上最早出現(xiàn)積冰的部位。航空器的水平安定面是比機(jī)翼更容易積冰的部位，原因就是水平安定面的迎風(fēng)面積更小。

進(jìn)氣系統(tǒng)積冰（Induction Icing）

進(jìn)氣系統(tǒng)內(nèi)的結(jié)冰會(huì)導(dǎo)致可以用于燃燒的空氣量減少。活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)最常見的積冰是汽化器積冰。大多數(shù)飛行員對(duì)此都不陌生，當(dāng)潮濕的空氣通過汽化器管的時(shí)候會(huì)冷卻下來。這樣就使得管壁和閥門片上出現(xiàn)積冰，阻礙了氣流進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)。這種現(xiàn)象常在-7°C 到 21°C 之間出現(xiàn)。要解決這個(gè)問題，可以對(duì)汽化器進(jìn)行加溫，利用從發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)排出的尾氣作為熱源來融化積冰，或防止積冰產(chǎn)生。另外，燃油噴射式發(fā)動(dòng)機(jī)通常不容易積冰，但是如果進(jìn)氣被冰阻礙， 發(fā)動(dòng)機(jī)會(huì)受到影響。生產(chǎn)廠家設(shè)計(jì)了一個(gè)備用氣源，它可以在正常系統(tǒng)失效的時(shí)候使用。

在渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)中，空氣被吸入發(fā)動(dòng)機(jī)，造成進(jìn)氣口處的空氣壓力減小，并且溫度比周圍的溫度要低。在邊緣的積冰條件下，溫度的降低可能足以造成在發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣口處的積冰，擾亂進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)的氣流。如果積冰破碎脫落，被吸入高速運(yùn)轉(zhuǎn)中的發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)，這就成為了另一個(gè)危害， 造成風(fēng)扇葉片損壞，發(fā)動(dòng)機(jī)的壓氣機(jī)失速，或燃燒室熄火。當(dāng)使用防冰系統(tǒng)的時(shí)候，回流的水也可能會(huì)在進(jìn)氣口的沒有防冰設(shè)備的地方再此凝結(jié)，如果積冰過多，會(huì)減少進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)的氣流或扭曲氣流的流動(dòng)方式，造成壓氣機(jī)或風(fēng)扇葉片發(fā)生喘振，有可能損壞發(fā)動(dòng)機(jī)。渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的另一個(gè)問題就是發(fā)動(dòng)機(jī)探頭的積冰，這些探頭用于幫助設(shè)定發(fā)動(dòng)機(jī)的功率級(jí)別（如發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣溫度或發(fā)動(dòng)機(jī)壓縮比探頭），探頭積冰會(huì)導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)儀表判讀困難或總功率損失。

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

明冰（Clear Ice）

過冷的水以較慢的速度凝結(jié)成的光滑透明的冰叫做明冰?！簣D 2-16』它通常是在溫度 0℃到-10℃的過冷雨中或由大水滴組成的云中形成的。與霧凇比較起來，明冰的結(jié)構(gòu)比較緊密、堅(jiān)硬， 有時(shí)更為透明。如果積冰量較大，明冰可能會(huì)形成一些角狀的冰棱『圖 2-17』。接近冰點(diǎn)的的溫度、大量的液態(tài)水、較大的空速以及體積較大的水滴很容易導(dǎo)致明冰的形成。

霧凇（Rime Ice）

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

『圖 2-18』快速的凝結(jié)會(huì)導(dǎo)致冰內(nèi)包含一些空氣泡，造成外表看上去不透明，而且多孔、易碎。對(duì)于較大面積的積冰，霧凇可能沿著機(jī)翼流線型地延展。較低的溫度、少量的液態(tài)水、較小的空速以及體積較小的水滴容易造成霧凇的形成。

毛冰（Mixed Ice）

毛冰是明冰和霧凇在同一表面的混合物。它多形成在溫度-5℃到-15℃的云中，因?yàn)檫@樣的云中往往是大小過冷水滴同時(shí)并存，所以形成的積冰既有大水滴凍結(jié)的特征，又有小水滴凍結(jié)的特征。毛冰不規(guī)則的形狀和粗糙的表面對(duì)空氣動(dòng)力的影響是最大的。

翼型積冰的一般后果

結(jié)構(gòu)性積冰危害最大的方面就是對(duì)空氣動(dòng)力的影響。『圖 2-19』冰改變了機(jī)翼的形狀，減小了最大升力系數(shù)和失速迎角。在迎角非常小的時(shí)候，冰對(duì)升力系數(shù)的影響很小或幾乎沒有。因此在以較小的迎角巡航時(shí)，在機(jī)翼上形成的冰對(duì)升力的影響很小。但是，冰會(huì)大大減小最大升力系數(shù)CL-MAX，失速迎角也很會(huì)顯著減小，因此在增加迎角、減速進(jìn)近時(shí)，飛行員可能會(huì)發(fā)現(xiàn)在機(jī)翼上的那些對(duì)巡航?jīng)]有影響的冰會(huì)在迎角還不算大而速度也不是很小的時(shí)候就造成失速。即使是在機(jī)翼前緣薄薄的一層冰，尤其在比較粗糙時(shí)，會(huì)大大地增大失速速度。對(duì)于面積較大的，尤其是帶冰棱的積冰，可能在小迎角的時(shí)候就會(huì)使升力受到影響。同時(shí)積冰會(huì)影響到翼型的阻力系數(shù)?！簣D 2-19』即使是迎角很小的情況下，積冰造成的阻力也是很明顯的。

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

機(jī)翼上積冰有很多其他的影響還沒有在這些曲線中體現(xiàn)出來。甚至在翼型失速前，翼型表面的壓力也會(huì)發(fā)生改變，從而影響后緣處的操縱面。此外，在起飛、進(jìn)近和著陸過程中，許多飛機(jī)的機(jī)翼都是多部件翼型結(jié)構(gòu)的。積冰會(huì)通過不同的方式影響各個(gè)部件。積冰可能也會(huì)影響各部件上氣流之間的相互作用。

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

結(jié)構(gòu)性積冰的另一個(gè)危害是可能出 現(xiàn)不可控制的滾轉(zhuǎn)現(xiàn)象，即伴隨嚴(yán)重空 中積冰的自動(dòng)滾轉(zhuǎn)現(xiàn)象。駕駛具備積冰 條件下運(yùn)行資格的航空器的飛行員必須 清楚，嚴(yán)重積冰超出了航空器審定的積 冰包線。自動(dòng)滾轉(zhuǎn)可能是由于氣流分離 （空氣動(dòng)力失速）導(dǎo)致的，這會(huì)造成副 翼的自動(dòng)偏轉(zhuǎn)，削弱或喪失滾轉(zhuǎn)的操控 特性『圖 2-20』。這些現(xiàn)象是由于嚴(yán)重 積冰造成，不會(huì)有通常的積冰信號(hào)或空 氣動(dòng)力失速的征兆。由于重心CG在壓力中心CP之前，

大多數(shù)航空器都有機(jī)翼升力造成的低頭力矩。水平安定面的作用就是通過產(chǎn)生向下的力來抵消掉這部分力矩。『圖 2-21』這種構(gòu)型的結(jié)果就是：改出機(jī)翼失速的動(dòng)作，如放下襟翼、增加速度，會(huì)增大水平尾翼的負(fù)迎角。因此水平尾翼積冰時(shí)，部分或全部放下襟翼可能會(huì)造成平尾失速。

『圖 2-22』由于水平安定面通常比機(jī)翼要薄， 因此會(huì)更容易積冰。在多數(shù)航空器上， 飛行員是看不到它的，因此無法得知除冰設(shè)備對(duì)水平安定面的除冰效果。所以，飛行員必須時(shí)刻對(duì)水平安定面的失速保持警惕，特別是在進(jìn)近和著陸過程中。

Piper PA-34-200T （Des Moines,Iowa）

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

對(duì)飛機(jī)殘骸檢查之后發(fā)現(xiàn)在此次事故中，飛機(jī)的前部機(jī)身、發(fā)動(dòng)機(jī)和機(jī)翼受到了嚴(yán)重的破壞。并且在左右水平安定面和垂直安定面前緣附近發(fā)現(xiàn)大概 1.5 厘米厚的霧凇。

造成該事故的原因是飛行員沒有正確使用除冰系統(tǒng)，導(dǎo)致了尾翼的積冰和水平安定面失速。與該次事故相關(guān)的其他因素還有積冰的環(huán)境以及飛行員有意地操縱航空器飛入結(jié)冰區(qū)。

水平安定面失速的征兆

水平安定面積冰有可能引起下列一個(gè)或多個(gè)現(xiàn)象的發(fā)生:

升降舵操控抖動(dòng);

配平之后的姿態(tài)比正常時(shí)小;

其他不正常的俯仰變化。（可能導(dǎo)致飛行員感到飛機(jī)的振動(dòng)）;

升降舵效力減弱或失效;

升降舵受力突然改變（操縱容易造成航空器低頭）;

突然的意料之外的向下低頭。

如果出現(xiàn)以上任何征兆，飛行員應(yīng)該：

立刻把襟翼收回到之前的位置，同時(shí)適當(dāng)施加一些抬頭力;

收回襟翼時(shí)，應(yīng)該適當(dāng)增加空速;

針對(duì)航空器的外形和設(shè)置，使用足夠的功率。（對(duì)于某些航空器設(shè)計(jì)來說，在大空速時(shí)設(shè)定較大的功率可以削弱水平安定面的失速趨勢(shì)。具體參照生產(chǎn)廠家關(guān)于功率設(shè)定的建議）;

如果環(huán)境允許，即使是在陣風(fēng)條件下，也應(yīng)柔和地改變低頭的俯仰姿態(tài);

如果配備了充氣除冰系統(tǒng)，可以多次使用該系統(tǒng)以除去在水平安定面上的積冰。

一旦水平安定面發(fā)生了失速，失速的程度會(huì)隨著速度的增加而加劇，在同一襟翼設(shè)置下， 增加功率也可能會(huì)加劇失速。在任何襟翼設(shè)置下，水平安定面有積冰，如果空速超出飛機(jī)生產(chǎn)廠家的建議值，則可能會(huì)導(dǎo)致水平安定面失速和意料之外的航空器下俯，并且難以改出。在空速小于最大帶襟翼速度（VFE）時(shí)，也有可能發(fā)生水平安定面失速。

螺旋槳積冰

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

積冰對(duì)航空器關(guān)鍵系統(tǒng)的影響

除了結(jié)構(gòu)性積冰和進(jìn)氣口積冰可造成較大的危害之外，飛行員必須關(guān)注那些容易受積冰影響的其它系統(tǒng)。雖然關(guān)鍵系統(tǒng)的積冰不會(huì)像結(jié)構(gòu)性積冰一樣降低航空器性能、像進(jìn)氣口積冰這樣減小功率，但它也會(huì)給儀表飛行員帶來很多嚴(yán)重的問題。這些系統(tǒng)例如飛行儀表、失速告警系統(tǒng)和風(fēng)擋。

飛行儀表

正常運(yùn)行中，空速表、氣壓式高度表、升降速度表這類飛行儀表都需要使用皮托管和靜壓孔采集的壓力數(shù)據(jù)。當(dāng)這些設(shè)備被冰覆蓋時(shí)，相應(yīng)的儀表就會(huì)顯示錯(cuò)誤的信息，這對(duì)于儀表飛行來說十分危險(xiǎn)。這些儀表的原理以及積冰對(duì)它們的影響將在第三章（飛行儀表）中詳細(xì)地介紹。

失速告警系統(tǒng)

失速告警系統(tǒng)給飛行員提供的信息非常關(guān)鍵。這個(gè)系統(tǒng)有多個(gè)種類，既包括復(fù)雜的失速告警傳感器，也包括簡(jiǎn)單的失速告警電門。積冰以不同的方式影響這些系統(tǒng)，造成失速警告失效， 使情況更加危險(xiǎn)。即使航空器失速告警系統(tǒng)在積冰時(shí)仍然保持工作，但它可能完全沒有用處， 因?yàn)榇藭r(shí)機(jī)翼失速的原因不是迎角過大，而是它探測(cè)不到的翼型積冰。

風(fēng)擋

駕駛艙前窗積冰會(huì)嚴(yán)重影響飛行員的視線。允許積冰條件下運(yùn)行的航空器一般都有風(fēng)擋防冰措施，以幫助飛行員在飛行積冰時(shí)看清航空器外面的景象。一種風(fēng)擋電加溫系統(tǒng)能夠提供給飛行員有限的視線范圍。另一種系統(tǒng)通過風(fēng)擋的底部安裝的噴管給風(fēng)擋噴射防冰液來防止積冰的產(chǎn)生。在那些安裝了復(fù)雜的風(fēng)擋以防止鳥擊和過大壓力載荷的高性能航空器上，加熱組件通常是一層導(dǎo)電薄膜或細(xì)導(dǎo)線組，電流通過它們對(duì)風(fēng)擋進(jìn)行加熱，防止冰的形成。

天線積冰

由于天線尺寸細(xì)小、形狀突起，通常沒有內(nèi)部防冰除冰設(shè)備，因此更容易積冰。在積冰環(huán)境下飛行時(shí)，積冰可能會(huì)使天線不斷振動(dòng)，造成無線電信號(hào)受到干擾，甚至損壞天線。折斷的天線，除了造成通信導(dǎo)航系統(tǒng)失效，還可能破壞航空器的其它部位。

十三.小結(jié)

航空器積冰造成了很多飛行事故，起飛過程中的事故多是由于沒有在地面上對(duì)關(guān)鍵區(qū)域采取正確的防冰除冰措施。

如果飛行員不具備積冰條件飛行資格，或航空器沒有裝備相應(yīng)的防冰除冰設(shè)備，則應(yīng)該避開所有的積冰環(huán)境。有資格的飛行員可以在符合航空器審定的積冰環(huán)境中安全地運(yùn)行，但是決不能輕視積冰。即使只是少量積冰，對(duì)飛行中的航空器來說也是非常危險(xiǎn)的。飛行員應(yīng)該十分熟悉航空器飛行手冊(cè)（AFM）或飛行員操作手冊(cè)（POH）中關(guān)于積冰環(huán)境下運(yùn)行的所有內(nèi)容， 而且嚴(yán)格按規(guī)定執(zhí)行。正確地操作防冰除冰系統(tǒng)，以及注意積冰條件下的各種空速限制都是十分重要的。有一些積冰條件是任何航空器都不允許進(jìn)入的，比如說過冷大水滴（SLD）。這些水滴存在于云中或云下，溫度低于冰點(diǎn)，直徑大于 50 微米。持續(xù)在其中飛行是極其危險(xiǎn)的。飛行員應(yīng)該十分熟悉 AFM 或 POH 中涉及積冰條件的相關(guān)內(nèi)容，包括航空器上能夠幫助飛行員在云中發(fā)現(xiàn)危險(xiǎn)的一些特殊線索。

接下來的近期都會(huì)和大家一起來學(xué)習(xí)《儀表飛行手冊(cè)》中的內(nèi)容，這些基礎(chǔ)知識(shí)雖然會(huì)有些枯燥，但是學(xué)習(xí)本身就是一件枯燥但卻有意義的事情，小伙伴們加油！