帅哥
发表于 2009-1-16 14:15:50
罗盘误差磁偏角尽管说地球磁场有南极和北极，但是地球的磁场极和它的地理极是不一致的，在航图制作中使用地理极。进而，在地球表面的大多数地方，搜寻地球磁场的方向敏感的钢指针就不会指向真北极，而是指向磁北极。而且，矿藏或者其他情况导致的局部磁场会扭曲地球的磁场，给以磁北极为参照的磁化指针在寻找磁北极方向时带来额外的误差。磁罗盘参照的磁北极和真北极之间的角误差是变化的。连接相同偏差值的点的线称为等偏角线。要把真航线或者航向转换为磁航向，向东减去偏差，向西增加偏差。从磁航向转换到真实航向时步骤相反。如图6-21飞行员航空知识手册第181 页【美国西部的A 点偏差为17 度，因为相对这点而言磁北极在真实北极的东边，所以在罗盘指示的方向是向东偏差了17 度。当磁北极在真实北极西边时，那么我们称偏差是向西的。制作航图时使用的地理南极和北极。】罗盘偏差除了地球产生的磁场之外，飞机内的金属或电子附件也会产生其他磁场。这些磁场会扭曲地球的磁场力，导致磁罗盘指针摆动离开正确的航向。这个误差称为罗盘偏差。制造商在罗盘盒子内安装了补偿磁体来降低偏差的影响。当发动机运行和所有电子设备工作时，磁体通常是被调整过的。但是，完全消除偏差误差是不可能的；因此在路盘边上安装了罗盘纠正卡。这个卡用于纠正从一个航向向另一个航向磁力线在不同角度时发生的相互影响。如图6-22磁倾角磁倾角是地球磁场的垂直分量的结果。实质上这个倾角在磁赤道上是不存在的，因为磁力线飞行员航空知识手册第182 页平行于地球表面，垂直分量是最小的。当磁罗盘向两极移动时，垂直分量增加，在高纬度地区磁倾角变的很明显。磁倾角是加速，减速和转向是罗盘误差的原因。使用磁罗盘加速/减速误差速度变化时罗盘中的加速/减速误差是波动的。在北半球，加速时指针向北摆，减速时向南摆。当速度稳定后，指针返回到准确的指示。当向西或者向东飞行这个误差最明显，当向南极或者北极飞近时，这个误差逐渐降低。当直南或者直北飞行时，不发生这个误差。为了帮助记忆：“加速向北，减速向南”这个口诀应该能帮助你记得这个规则。在南半球，这个误差发生的情况正好相反。转向误差转向或者转离南北极航向时转向误差最明显。这个误差随着接近磁极而增加，而且磁倾角明显增加。当接近磁赤道区飞行时没有转向误差。在北半球，当从向北航向转弯时，罗盘最初会向相反方向指示。它然后开始指示正确方向上的转弯，但是比实际航向有迟滞。随着继续转弯，迟滞的程度降低，当飞机达到向东或者向西航向时迟滞消失。当从向东或者向西的航向朝北转弯时，随转弯开始并没有发生转向误差。然而，当航向接近向北时，在飞机实际航向之后的罗盘迟滞增加。当从向南的航向转弯时，罗盘能够给出正确方向的转弯指示，但是领先于实际航向。当飞机接近东西航向时这个误差消失。从向东或者向西航向朝南转弯使罗盘在转弯的开始能够正确运动，当飞机接近向南的航向时罗盘的指针更加领先于实际航向。领先或者迟滞的大小近似等于飞机所在的纬度。例如，飞行在北纬40 度时从向南航向朝西转弯，罗盘快速的转向到220 度航向(180 度+40 度=220 度)。在转弯的中点，领先会降低到大约一半，到达向西航向时，领先量为0。磁罗盘是飞机上唯一的指向仪表，应该只在飞机恒速平直飞行时读罗盘。这有助于把误差降低到最小。如果飞行员透彻地理解了误差和罗盘的特性，这个仪表可以成为确定航向的最可靠方法。仪表检查在飞行前，罗盘充满液体。然后在转弯时，罗盘应该自由摆动，能够指示确知的航向。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飞行员航空知识手册第183 页外部空气温度表外部空气温度表是一个简单有效的装置，它的传感元件暴露在外部空气中。传感元件包含一个双金属温度计，它由两种不同的金属焊接在一起称为一条，扭成螺旋状。一端锚进保护管，另一端附于指针，它读取圆形盘面上的刻度。外部空气温度表的刻度可以是摄氏度，华氏度或者这两者。准确的空气温度为飞行员提供随高度变化的温度下降率信息。如图6-24飞行员航空知识手册第184 页第七章－飞行手册和其它文档飞机飞行手册飞机飞行手册是飞机制造商开发而由FAA 批准的文档。它特定于飞机的型号和注册序号，包含操作程序和限制。联邦法规全书(CFR)的14 号法律91 部要求飞行源遵守在批准的飞机飞行手册，标记，和标牌中指定的操作限制。最初，飞行手册是按照制造商感觉合适的格式和内容来撰写的。这种情况随着通用航空制造商协会(GAMA)的飞行员操作手册规范得到公认而改变，它为所有通用航空飞机和旋翼飞机手册确立了标准格式。飞行员操作手册(POH)由飞机制造商开发，包含FAA 批准的飞机飞行手册(AFM)信息。但是，如果飞行员操作手册作为主要的参考手册而不是飞机飞行手册，必须在扉页包含一个声明表示文档的段落由FAA 批准为飞机飞行手册。如图7-1飞行员航空知识手册第185 页【上面的这段话简要说明了飞机飞行手册和飞行员操作手册都是要官方批准的，而且格式是有标准规范的。如果使用飞行员操作手册作为主要参考，那么相关段落要声明由FAA 批准可用作飞机飞行手册。我国的民航飞机手册批准方面的规范请参考民航总局标准司相关规范。】飞机所有者/信息手册是飞机制造商开发的文档，包含关于飞机制造和型号方面的一般信息。飞机所有者手册不是FAA 批准的，也不特定于具体注册号的飞机。这个手册提供飞机运行有关的一般信息，不保持最新，所以不能代替飞机飞行手册或者飞行员操作手册。处了序言的几页之外，飞行员操作手册还包含多达10 个部分。具体为：概述；限制；紧急程序；正常程序；性能；重量和平衡/装备表；系统描述；使用，保养和维护；和附录；制造商可选包含第十部分安全提示和手册结尾的字母顺序索引表。序言虽然相同制造和型号飞机的AFM/POH 看起来相似，但是每个手册都是特定的，因为手册包含具体飞机的详细信息，例如安装的装置和重量/平衡信息。因此要求制造商把序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飞行员航空知识手册第186 页图。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。
帅哥
发表于 2009-1-16 14:16:05
限制(第二部分)限制部分只包含那些规章要求的和飞机，动力装置，系统和设备安全运行所必需的限制。它包括操作限制，仪表标记，色标，和基本的张贴牌。一些限制范围包括：空速，发动机，重量和载荷分布，以及飞行。空速空速限制通过色标显示在空速指示器上，或者显示在飞机标牌和图表上。如图7-2空速指示器上的红线表示超出这个空速限制会发生结构性损坏。这个速度称为永不超过速度(Vne)。黄色弧线表示最大结构性巡航速度(Vno)和永不超过速度(Vne)之间的范围。在黄色弧线范围的速度运行的飞机只能在平稳空气中飞行，且有警告。绿色弧线表示正常速度范围，上限是最大结构巡航速度，下限是起落架和襟翼都收起(Vsi)的最大重量失速速度。襟翼操作范围用白色弧线表示，它的上限为最大襟翼伸出速度(Vfe)，下限为起落架和襟翼都处于着陆设定时的失速速度(Vso)。除上述列出的标记外，小型多发飞机会有一个红色径向线来表示单发动机最小可控速度(Vmc)。蓝色径向线用于表示单发动机在最大重量海平面条件下的最大爬升率速度(Vyse)。动力装置动力装置限制方面描述了飞机的往复式或者涡轮发动机的运行限制。这些限制包括起飞功率，最大连续功率，和最大正常运行功率，它是发动机没有任何限制时可以产生的最大功率，用飞行员航空知识手册第187 页绿色弧线表示。可以包含在这个方面的项目还有最小和最大润滑油和燃油压力，润滑油和燃油等级以及螺旋桨运行限制。如图7-3所有往复式发动机推动的飞机上每个发动机必须有一个转速指示器。装配恒速螺旋桨的飞机使用进气压力表来监视输出功率，转速表监视螺旋桨速度。这两个仪表都用红色径向线表示最大运行极限，绿色弧线表示正常运行范围。一些仪表还会有一个黄色弧线来表示告警范围。如图7-4重量和载荷分布重量和载荷分布方面包括最大认证重量和重心(CG)范围。平衡计算中用到的参考数据来源也包含在这部分。重量和平衡计算不包括在这部分，而是在飞机飞行手册或者飞行员操作手册的重量和配平部分。飞行限制这部分列出了适当的入口速度，飞行载荷因子限制，和多种操作限制条件下的审定的机动。它还会说明下列机动是禁止的，如螺旋，特技飞行和飞行到确知的结冰条件区域的操作限制。飞行员航空知识手册第188 页标牌大多数飞机显示一个或多个包含直接关系到飞机安全运行信息的标牌。这些标牌位于飞机内的显著位置，它们复制了手册的限制部分或者根据适航指示指导。如图7-5紧急程序(第三部分)检查表描述了建议的程序和空速以应付紧急程序部分中的不同类型紧急和危急情况。适用的一些紧急情况包括：发动机故障，起火和系统故障。也可能会包括飞行中发动机重新启动和水上迫降的程序。制造商可能首先按照反应动作的顺序以缩写形式来给出紧急检查单。详细的说明检查单提供了关于缩写检查单之后的程序的额外信息。为紧急情况有所准备，要记住立即的动作项目，完成后要参考对应的检查单。制造商可能会包括一个可选方面称为“不正常程序”。这部分描述本质上不被看作是紧急情况的故障的建议处理程序。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飞行员航空知识手册第189 页查，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。飞行员航空知识手册第190 页系统描述(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。
帅哥
发表于 2009-1-16 14:16:21
飞机档案飞机注册证书一架飞机在可以合法的飞行之前，必需经过FAA 民用航空注册处注册。飞机的注册证书颁发给飞机所有者以作为注册证明，必须随时随机携带。如图7-7飞行员航空知识手册第191 页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，飞行员航空知识手册第192 页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 部来飞行员航空知识手册第193 页维修的话，且飞机在美国注册。还包括证书颁发的日期和FAA 代表的签字以及官员身份。标准适航证书一直到飞机受到必要的维护之前都有效，且完全在美国注册。飞行安全部分的依赖于飞机的状态，它由机械师，认证的维修站或者满足14CFR 第43 部特定要求的制造商执行的检查来确定。特殊适航证书颁发给所有在标准分类之外认证的飞机，例如实验性，受限制的，有限的，临时的，和体育飞行员。当购买一架非标准分类的飞机时，建议联系当地飞行标准地区办公室获得这样一个证书的有关适航要求和相关限制的解释。飞机维护维护被定义为飞机的保管，检查，大修，和维修，包括部件的替换。一架正确维护的飞机是一架安全的飞机。另外，正规的和正确的维护确保飞机在它的运行寿命期满足可接受的适航标准。虽然不同类型的飞机维护要求不同，经验表明飞机每飞行25 小时或者更少就需要某种类型的预防性维护，至少每100 小时进行较小的维护。这也受运行类型，气候条件，保管设施，机龄，和飞机的结构影响。制造商提供维护飞机时应该使用的维护手册，部件目录，和其他服务信息。飞机检查14CFR 第91 部把处于适航条件的飞机的维护的主要责任寄予所有者和运营者。必须对飞机执行可靠的检查，所有者在任何故障校正需要的检查期间必须维持飞机的适航性。14CFR 第91 部的E 子部要求所有民用飞机按照特定时间间隔来确定总体运行状态。间隔时间依赖于飞机所属的运行类型。一些飞机每12 个月需要至少一次检查，而其他飞机要求的检查间隔是每运行100 小时。在某些情况下，可能按照一个检查制度来检查飞机，这个检查制度是为了对飞机进行完全的检查而建立的，可以基于日历时间，服务时间，系统运行次数或者这些条件的组合。所有检查应该遵守制造商的最新维护手册，包括考虑检查间隔，部件替换和适用于飞机的寿命有限条款这些连续适航性的说明。年度检查任何往复式发动机驱动的或者单引擎涡轮喷气/涡轮螺旋桨驱动的小飞机(不超过12500磅)，在商业飞行或者休闲飞行，且不为补偿或出租的情况下，要求至少一年检查一次。检查应该由认证的持有检查授权的机身和发动机机械师来执行，或者由制造商检查，或者由认证和正确评估的维修站执行。除非年度检查已经在之前的12 个月完成，否则飞机将不能运行。12 个日历月的期限为从一个月的任何一天到下一年相同月份的最后一天。一架年检过飞行员航空知识手册第194 页期的飞机可以在FAA 颁发的特殊飞行许可下运行，目的是飞机飞到年度检查可以执行的地点。然而，所有适用 的适航指示必须遵守。100 小时检查所有12500 磅(除了涡轮喷气/涡轮螺旋桨驱动的多发动机飞机和涡轮机驱动的旋翼飞机)以下的飞机，受雇承载乘客，在之前的100 小时运行时间内必须已经收到一个100 小时检查，且被批准返回服役。另外的，用于租用飞行训练的飞机，当由执行飞行教练的人提供时，也必须有一个收到的100 小时检查。这个检查必须由FAA 认证的机身和发动机机械师执行，或者由正确评定的FAA 认证的维修站或者由飞机制造商执行。一次年检或者一次为适航证书颁发的检查可以被一次要求的100 小时检查代替。如果沿途不超过10 小时而能到达一个可以执行检查的地方，100 小时限制可以是被超过的。用于到达一个可以执行检查地点的超额时间必须包含在计算下一个100 小时服役时间里。其他检查程序年度和100 小时检查要求不适用于大飞机(12500 磅以上)，涡轮喷气或者涡轮螺旋桨驱动的多发飞机，也不适用于所有者遵守先进的检查程序的飞机。这些要求的详细信息可以参考14CFR43 部43.11 节和第91 部，子部E 来确定，或查询当地飞行标准地区办公室确定。高度计系统检查14 CFR 第91部，91.411节要求运行在受管制空域内仪表飞行规则(IFR)下飞机的高度计，编码式高度计和相关系统在过去的24 小时内被测试和检查过。收发机检查14CFR 第91 部，91.413 节要求收发机在按照14CFR 第91 部，91.215(a)节运行前，在过去的24 月内应该被测试和检查过。飞行前检查飞行前检查是一个彻底的和系统的方法，通过它飞行员可以确定飞机是否适航和处于安全运行状态。在飞行员操作手册和所有者/信息手册中包含以部分专门介绍执行一次飞行前检查的系统的方法。最少装备表和有无效设备时的运行联邦法规全书要求所有飞机仪表和安装的设备在每次起飞前都是有效运行的。当FAA 为飞行员航空知识手册第195 页14CFR 第91 部的执行采用了最少装备表(MEL)概念，这首次允许有飞机有不能工作的设备时也可以运行，这些设备被认定为对飞行安全不重要才可以。同时，它允许没有最低装备表的91 部运营者可以按照91 部的指导方针来延迟维修不重要的设备。按照91 部运行的小的旋翼飞机，非涡轮驱动的飞机，滑翔机或者比空气轻的飞行器，有两种延期维修的主要方法。它们是14CFR 第91 部91.213(d)的延期条款和FAA 批准的最少装备表(MEL)。91.213(d)节的延期条款被大多数飞行员/运营者广泛的使用。它的流行是因为简单和文书工作最少。当飞行前或者离场前发现不工作设备时，决定应该是取消飞行，在飞行前获得维修，或者延期相应装备或设备。维修延期不用于飞行中的偏差。制造商的飞机飞行手册/飞行员操作手册程序是用于这些情况的。这里的讨论根据一个假设：飞行员希望延期飞行前正常要求的维护。飞行员使用91.213(d)节的延期条款确定不工作设备知否是类型设计，CFR 或者适航指示必需的。如果不工作设备不是必需的，飞机可以在没有它的条件下安全运行，那么就可以延期。不工作的设备应该被解除运行状态，或者拆卸，且要在适当的开关，控制或者指示器边上贴上”不工作”(INOPERATIVE)的指示牌。如果解除或拆卸和维护(总要求拆卸)有关，必须由认证的维修人员来完成。例如，如果航行灯(安装的设备)在白天飞行前被发现不工作了，飞行员要遵守91.213(d)节的要求。解除可能是象飞行员把断路器设到OFF 位置一样简单的过程，或者象使仪表和设备完全不工作一样的复杂。复杂的维修任务需要一个认证的和正确定级的维修人来执行解除。在所有情况下，物件或者装备必需被贴上“不工作的”指示牌。所有按照91 部运行的小的旋翼飞机，非涡轮驱动的飞机，滑翔机或者比空气轻的飞行器符合使用91.213(d)节的维修延期条款。然而，一旦运营者请求一个最少装备表，且FAA 颁发了授权书，那么最少装备表的使用就变成这架飞机强制性的了。所有维修延期必须按照最少装备表的期限和条件以及运营者产生的程序文档来完成，按照91 部运行的飞机的最少装备表的使用也允许不工作物件或设备的延期。基本指导文件变成FAA 批准的颁发给特定运营者和注册编号飞机的最少装备表。FAA 已经为当前使用的飞机开发了主要的最少装备表(MMELs)。一旦运营者提出书面申请，当地的飞行标准地区办公室(FSDO)会颁发适当的制造和型号的MMEL 文件，随附一份授权书以及一份导言。运营者然后从MMEL 来开发运行和维护程序。这个MMEL 协同运行和维护程序现在变成了运营者的最少装备表。最少装备表，授权书，导言和运营者开发的程序文档在飞机运行时必须放在飞机上。FAA 认为最少装备表可以成为一份根据序号和注册号颁发给飞机的附属型证书(STC)。它因此变成这架飞机在非最初认证类型条件下的运行授权书。飞行员航空知识手册第196 页有了批准的最少装备表之后，如果航行灯在白天的飞行前被发现不能工作，飞行员会为此目的而记录一个维护记录条目或者不符记录。这个物件就会按照最少装备表维修或者延期。一旦确定航行灯不工作时的白天飞行根据最少装备表的条款被接受，飞行员将把航行灯开关置于OFF 位置，打开断路器(或者任何程序文档中所说的动作)，在航行灯开关位置贴上“不工作”标牌。为延期而使用最少装备表也有例外。例如，一个未列在最少装备表中的部件故障应该被看作是可延期的(例如转速计，襟翼，或者失速警告设备)，但是要求在离场前进行维修。如果在现场维修和备件没有准备好，那么可以从最近的飞行标准地区办公室获得一份特殊飞行许可。这个许可允许飞机为了维修而飞到另外一个地方。这允许现在可能不满足适航要求但是能够安全飞行的飞机，可以根据特殊飞行许可附带的受限特殊条款来运行。维修的延期不能轻易执行，应该正确的考虑不工作部件可能对飞机的运行带来的影响，特别是当其他部件也不工作时。有关最少装备表和不工作装备时运行的深入信息可以在咨询通告(Advisory Circular)AC 91-67中找到，即根据联邦航空法规(FAR)第91部运行的通用航空最少设备要求。预防性维护预防性维护是简单的或者次要的维护操作和小的标准零件的替换，不涉及复杂的装配操作。除飞行学员，体育飞行员，和娱乐飞行员之外的认证飞行员，可以对他们拥有的或者运作的任何飞机执行预防性维护，且飞机不是用于航空运输服务。（操作轻型体育飞机的体育飞行员请参考14CFR 第65 部了解维护资格）。14CFR 第43 部，附录A 包括一个可以看作是预防性维护的操作列表。修理和更换修理和更换被分为重要的和次要的。14CFR 第43 部，附录A 描述了被认为是重要的修理和更换。主要修理和更换应该根据FAA 表格337(主要修理和主要更换)由适当评级的认证修理站，持有检查授权的FAA 认证的机身和发动机机械师，或者管理局的代表批准后投入服役。
帅哥
发表于 2009-1-16 14:16:31
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。飞行员航空知识手册第197 页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)。飞行员航空知识手册第198 页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)。飞行员航空知识手册第199 页第八章－重量和平衡任何飞机遵守重量和平衡限制都对飞行安全至关重要。一架超出它的最大重量限制的运行会危及飞机结构整体的安全，对飞机的性能产生有害的影响。重心在允许的限制范围之外时运行的飞机会引起控制困难。重量控制重量是一种力，重力就是通过利用它把一个问题向地球的中心吸引。它是物体的质量和作用在物体上的加速作用共同的结果。重量是飞机建造和运行中的一个主要因素，也和所有飞行员的需要有关。重力一直有把飞机向地球拉的倾向。升力是唯一的抵消重力和维持飞机飞行的力。然而，机翼产生的升力大小是受机翼设计，迎角，空速和空气密度限制的。因此，为确保产生的升力足以抵消重力，必须避免飞机的载荷超出制造商的建议重量。如果重量比产生的升力大，飞机可能不能飞行。
帅哥
发表于 2009-1-16 14:16:44
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：􀁺 较高的起飞速度飞行员航空知识手册第200 页􀁺 更长的起飞滑跑􀁺 减小了爬升率和爬升角􀁺 降低了最大飞行高度􀁺 航程缩短􀁺 减小了巡航速度􀁺 降低了机动性能􀁺 较高的失速速度􀁺 较高的进近和着陆速度􀁺 较长的着陆滑跑􀁺 前轮或者尾轮过重飞行员必须深入理解重量对自己所飞的特定飞机的性能的影响。飞行前规划应该包含性能表的检查，以确定飞机的重量是否会促成危险的飞行运行。过大的重量本身就降低了飞行员可用的安全余度，当其它降低性能的因素和超载结合时甚至变的更加危险。飞行员也必须考虑发生紧急情况时飞机超载的严重性。如果起飞时一个发动机失效，或者在低高度的时候机身结冰，通常这时降低飞机重量来保持飞机在空中就迟了。重量的变化飞机的重量可以通过变更燃油装载量来改变。汽油有相当的重量，每加仑6 磅重量，30 加仑可能比一位乘客还重。但是必须记住如果重量是通过减少燃油来降低的，那么飞机的航程也被减少了。飞行期间，通常燃油燃烧是飞机重量变化的唯一原因。随着燃油被消耗，飞机变得越来越轻，性能也得到改善。固定装置的变化对飞机的重量有重要的影响。一架飞机可能由于安装额外的无线电和仪表而超载。修理和修正也可能影响飞机的重量。平衡，稳定性和重心平衡是指飞机的重心(CG)位置，对飞行中的飞机稳定性和安全非常重要。重心是一个点，如果飞机被挂在这个点上，那么飞机会在这点获得平衡。飞机配平的主要考虑是重心沿纵轴的前后位置。重心不一定是一个固定点；它的位置取决于重量在飞机上的分布。随着很多装载物件被移动或者被消耗，重心的位置就有一个合成的偏移。飞行员应该认识到如果飞机的重心沿纵轴太靠前，就会产生头重现象；相反的，如果重心沿纵轴太靠后，就会产生后重现象。不适当的重心位置可能导致一种飞行员不能控制飞机的不稳定状态。如图8-1飞行员航空知识手册第201 页重心相对横轴的参考位置也很重要。对存在于机身中心线左侧的每一物件的重量，有相等的重量存在于右侧的对应位置。然而，这可能由于横向的不平衡载荷而弄翻。重心的横向位置是不计算的，但是飞行员必须知道横向不平衡条件肯定会导致不利影响的发生。如果从飞机一侧的油箱不均衡的向发动机供应燃油，由此燃油载荷管理不善，就会发生横向不平衡。飞行员可以通过调整副翼配平片或者在副翼上保持持续的控制压力来抵消发生的机翼变重状态。然而，这把飞机控制置于非流线型的状态，增加了阻力，进而降低了运行效率。由于横向平衡相对容易控制，而纵向平衡更为关键，平衡在本手册的后续内容主要指重心的纵向位置。在任何时候，驾驶一架不平衡状态的飞机会导致飞行员疲劳增加，明显的影响飞行安全和效率。飞行员对纵向不平衡的正常纠正就是改变配平来消除过大的控制压力。然而，过量的配平从效果上不仅降低了气动效率，还减少了配平所在方向上的基本控制的行程距离。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，重心飞行员航空知识手册第202 页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。【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。
帅哥
发表于 2009-1-16 14:16:59
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。作为飞行员航空知识手册第203 页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。停机坪重量也可以指滑行重量。【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/美制加仑飞行员航空知识手册第204 页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，单位为飞行员航空知识手册第205 页英寸。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。飞行员航空知识手册第206 页
帅哥
发表于 2009-1-16 14:17:14
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。计算装载重量和重心有很多的方法来计算一架飞机的装载重量和重心。主要有计算法，和利用飞机制造商提供的图表和表格方法。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。飞行员航空知识手册第207 页总装载重量为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。飞行员航空知识手册第208 页【计算每个项目的重量，查载荷图得出力矩，然后合计重量和力矩】飞行员航空知识手册第209 页【对照每项的重量在载荷图上找出力矩，总计之后得出重量和力矩，最后在重心-力矩包迹图上看是否超出范围。】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。飞行员航空知识手册第210 页负力臂时的计算图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。飞行员航空知识手册第211 页移动，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。重量偏移当重量从一个位置移动到另一个位置，飞机的总重没有改变。然而，相对于重量移动的距离和方向来说整体力矩的关系和比例确实改变了。当重量向前移动时，总力矩降低；当重量向后移动时，总力矩增加。力矩的改变和所移动的重量大小成比例。因为很多飞机有前面的和后面的行李舱，重量就可以从一个移动到另一个来改变重心。如果以飞机重量，重心，总力矩都已知来开始，用新的总力矩除以总飞机重量来计算新的重心(重量移动后)。为计算新的总力矩，要找出在重量移动时多少力矩增加和减少。假设有100 磅的重量中测站30 移动到测站150。这个移动给飞机的总力矩增加了12000 磅英寸。飞行员航空知识手册第212 页在测站150 时的力矩为：100 磅X 150 英寸=15000 磅英寸在测站30 时的力矩为：100 磅X30 英寸=3000 磅英寸力矩变化量= 12000 磅英寸在原来力矩上增加力矩变化量就可以获得新的总力矩。然后通过新的总力矩除以总重量来计算新的重心：总力矩= 616000+12000=628000重心为 62800/8000(总重量)=78.5 英寸重量的偏移使重心移动到测站78.5通过使用计算机或者计算器和一个比例公式可以获得一个更加简单的方法。可以这样做的原因是因为重心的偏移距离和重量的移动距离成比例。例子偏移的重量/总重量=ΔCG/重量偏移的距离100/8000=ΔCG/120ΔCG=1.5 英寸重心的变化增加到原来的重心就可以计算到新的重心：77+1.5=78.5 英寸，在基准线之后。偏移重量的比例公式也可以用于计算必须移动多少重量来获得特定的重心偏移量。下面说明了这种问题的解决方法。例子假设：飞机总重………………….7800 磅重心……………………….测站81.5后向重心极限…………….80.5要计算必须从测站150 的后面货物舱移动多少货物到测站30 的前面货物舱才能使用重心正好移动到后向重心极限位置。方法：要移动的重量/总重量=ΔCG/重量移动的距离飞行员航空知识手册第213 页要移动的重量/7800=1.0/120要移动的重量=65 磅
帅哥
发表于 2009-1-16 14:17:28
重量增加和卸除在很多情况下，飞机的重量和平衡会由于重量的增加和卸除而改变。当发生这样的情况时，必须计算和检查新的重心相对限制其新的位置是否可以接受。这种重量和平衡问题通常在飞行中飞机消耗燃油时遇到，因此，飞机油箱位置的重量就会降低。大多数小飞机设计成油箱的位置靠近重心；因此燃油的消耗不会对重心有任何严重程度的影响。在飞行前，必须计算货物的增加或者卸除引起的重心改变。问题总可以通过计算相关的总力矩来解决。一个典型的问题可能涉及到计算一架飞机的新的重心位置，在装载且准备飞行，就在离开前又收到一些额外的货物或者乘客。例子假设：飞机总重量………………………6860 磅CG 位置………………………….80.0如果有140 磅行李增加到测站150 位置，计算重心方法如下：增加的重量/新的总重量=ΔCG/重量和旧的重心之间距离140/(6860+140)=ΔCG/(150-80)140/7000 = ΔCG/70ΔCG=1.4 英寸向后增加ΔCG 到原来的重心新的重心位置80 英寸+1.4 英寸=81.4 英寸例子假设：飞机总重………………………………6100 磅CG 测站……………………………….80.0如果从测站150 卸除100 磅重量，请计算重心的位置。方法：卸除的重量/新的总重量 = ΔCG/重量和原来重心之间的距离100/(6100-100)=ΔCG/(150-80)飞行员航空知识手册第214 页100/6000=ΔCG/70ΔCG=1.2 英寸向前从原来的重心位置减去重心的变化量新的重心位置80-1.2=78.8 英寸在以前的例子中，ΔCG 不是从原来的重心增加的就是减去的。决定哪一个的最好方法是计算具体重量变化时重心将要移动的方向。如果重心向后移动，ΔCG 就增加到原来的重心；如果重心向后移动，就从原来的重心减去ΔCG。第九章－飞机性能本章讨论那些影响飞机性能的因素，它包括飞机重量，大气状况，跑道环境，以及支配作用于飞机上力的基本物理定律。性能数据的重要性飞机飞行手册/飞行员操作手册的性能和运行信息一章包含了飞机的运行数据；即那些和起飞，爬升，航程，续航时间，下降和着陆有关的数据。为安全而有效的运行，在飞行运行中对这些数据的使用是必需的。通过学习这些材料可以获得飞机的深入了解和把握。必须要强调的是在飞机飞行手册和飞行员操作手册中制造商提供的信息和数据是未标准化的。一些数据以表格形式提供，而另一些以图表的形式提供。另外，性能数据可以基于标准大气条件，压力高度或者密度高度来表示。如果用户不能理解在飞机飞行手册/飞行员操作手册中的性能信息并且做出必要的调整，那么这些数据就没多大价值或者就无用。为了能够实际的使用飞机的性能和限制，理解运行数据的重要性是一个基础。飞行员必须能飞行员航空知识手册第215 页够对性能数据，以及在表示性能和限制时使用的很多术语的含义有基本的认知。由于大气特性对性能有突出的影响，所以有必要回顾其中的一些主要因素-压力和温度。大气组成大气是包围着地球的空气层，并且依附在地球的表面。它和海洋或者陆地同样是地球的一个重大组成部分。然而，大气不同于陆地和水，因为它是气体的混合物。它有质量，重量和不确定的形状。空气和其他任何流体一样，它可以流动，当受到瞬间的压力而由于缺少强的分子凝聚力，它会改变它的形状。例如，气体可以完全充满它所处的任何容器，膨胀或者收缩来改变它的形状为容器的界限。大气由78%的氮气，21%的氧气和1%的其他气体如氩气或者氦气组成。大部分氧气包含在35000 英尺高度以下。大气压力尽管有很多种压力，但是飞行员主要考虑大气压力。它是天气变化的基本因素之一，它帮助抬升飞机，还驱动飞机上一些重要的飞行仪表。这些仪表是高度计，空速指示器，爬升率指示器和进气压力表(或歧管压力表)。虽然空气很轻，但是它有质量而且受重力吸引的影响。因此，和其他任何物质一样，它有重量，而且由于它的重量，它就有了力。因为它是流体物质，这个力在所有方向上是相等的，它对空气中物体的作用称为压力。【这个不是定义，不够严格，这里讨论的压力主要是重量引起的。】在海平面标准条件下，大气重量所施加的平均压力大约为14.7 磅/英寸。空气密度对飞机的性能有重要的影响。当空气密度变小，它降低了：􀁺 功率，因为发动机吸入的空气变少􀁺 推力，因为螺旋桨在稀薄空气中效率更小􀁺 升力，因为稀薄空气对机翼施加的力更少大气压力随时间和地点而变化。由于大气压力总是变化的，就发展了一个标准的参考压力。在海平面的标准大气被定义为表面温度为59 华氏度或者15 摄氏度，且表面压力为29.92英寸汞柱或者1013.2 毫巴。如图9-1飞行员航空知识手册第216 页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飞行员航空知识手册第217 页国际民用航空组织(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。
帅哥
发表于 2009-1-16 14:17:40
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。由飞行员航空知识手册第218 页于密度直接随压力而变化，随温度相反地变化，允许密度变化的时候一个给定的压力高度可能存在于很大范围的温度 内。然而，一个已知的密度会在任何一个温度和压力高度下发生。当然，空气的密度对飞机和发动机性能有明显的影响。不管飞机运行的实际高度是多少，它会表现出好像它运行在一个等于当前密度高度的高度上。例如，当设定为29.92 是，高度计可能指示压力高度为5000 英尺。根据飞机飞行手册/飞行员操作手册，在标准温度条件下 起飞时的地面滑跑可能要求距离为790 英尺。然而，如果温度是标准之上的20 摄氏度，空气的膨胀提高了密度高度。使用表格或者图表中的温度修正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。飞行员航空知识手册第219 页飞行员航空知识手册第220 页压力对密度的影响因为空气是气体，它可以被压缩或膨胀。当空气被压缩时，一定的体积就可以包含更多质量的空气。相反地，当作用于一定体积的空气的压力降低时，空气就会膨胀，占据更大的空间。即，原来的空气柱在低压力时包含的空气质量更少。换句话说，密度降低了。实际上，密度飞行员航空知识手册第221 页直接和压力成比例。如果压力加倍，密度也加倍，且如果压力下降了，密度也就降低。这个结论只在恒温时才成立。温度对密度的影响物质的温度增加会降低它的密度。相反地，降低温度会增加密度。因此，空气密度和温度相反变化。这个结论只在恒温时成立。在大气中，温度和压力都随高度而降低，对密度有相反的影响。然而，高度增加时压力的明显快速下降通常是主要的影响。因此，飞行员可以预期密度随高度而降低。湿度(潮湿)对密度的影响前面的几段文字假设空气是完全干燥的。实际上，它从来不是完全干燥的。在大气中悬浮的少量水蒸气在某些情况下几乎可以忽略不计，但是在其他情况下，湿度可能变成飞机性能中的一个重要因素。水蒸气比空气轻；进而，潮湿的空气比干燥的空气轻。因此，空气中的水份增加时，空气密度会降低，密度高度增加，降低了性能。当在一组设定条件下，空气可以变得最轻，它含有最多的水蒸气。湿度，也称为“相对湿度”，是指大气中的水蒸汽含量，用空气可以包含的最多水蒸气的百分比来表示。这个含量随着温度而变化，暖空气可以含有更多的水蒸气，而冷空气包含的更少。完全干燥的空气不包含水蒸气，其相对湿度为0%，而饱和的空气则不能再吸收更多的水蒸汽，其相对湿度为100%。在计算密度高度和飞机性能时，单独的湿度不被看作一个重要因素；然而，它确实有影响。温度越高，空气就可以含有更多的水蒸气。当比较两个独立的空气团时，第一个是温暖且潮湿的(这两个属性都使空气趋向变轻)，第二个气团冷且干燥(两个属性让它变的更重)，第一个气团必定没有第二个稠密。压力，温度和湿度对飞机性能有很大的影响，因为它们对密度有影响。没有简单规则或者图表来计算湿度对密度高度的影响，因此可以这样考虑，在高湿度条件下总体性能会预期下降。性能“性能”是一个用于描述飞机完成对特定目的有用的某些事情的能力。例如，飞机在很短距离内着陆或者起飞的能力对于在短且没有坚实表面的飞机场活动的飞行员是一个重要的因素。承载重载荷，快速的在高海拔高度飞行或者长途飞行的能力，对定期航线和行政类飞机的运营人来说是关键的性能。性能的主要要素是起飞和着陆距离，爬升率，升限，载荷，航程，速度，机动能力，稳定性和燃油经济性。这些因素中的某些经常是直接相对的：例如，高速和着陆距离的不足；长航程对大的载荷；以及高爬升率对燃油经济性。这些因素的一个或者多个在飞机之间的不同表现很明显，它也说明了现代飞机的高度专门化。飞行员航空知识手册第222 页飞机性能的很多方面是飞机和动力装置特性组合的结果。飞机的空气动力学特性总体上定义了各种飞行条件下的功率和推力要求，而动力装置总体上定义了各种飞行条件下可用的功率和推力。空气动力学配置和动力装置的匹配是由制造商完成的，这样可以在特定设计条件下提供最大性能，例如航程，续航能力和爬升。
帅哥
发表于 2009-1-16 14:17:58
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，飞行员航空知识手册第223 页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飞行员航空知识手册第224 页马力是等效于在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方程：前向力=后向力这个基本关系忽略了一些对于很高爬升性能的飞机重要的因素。（例如，更详细的考虑要计算推力相对于航迹的偏离，升力将不等于重量，进而诱导阻力发生变化）但是，这个基本关系将确定影响爬升性能的主要因素。对于给定重量的飞机，这个关系意味着爬升角取决于推力和阻力之间的差异，或者额外推力。如图9-8.飞行员航空知识手册第225 页当然，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飞行员航空知识手册第226 页上述关系意味着，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飞行员航空知识手册第227 页在讨论性能时，经常方便的使用术语“功率载荷”和“机翼载荷”。功率载荷用磅每马力表示，通过用飞机的总重量除以发动机的额定马力得到。它是飞机的起飞和爬升能力的一个重要因素。机翼载荷用磅每平方英尺表示，通过飞机总重量的磅数除以机翼面积的平方英尺(包括副翼)而得到。是飞机的机翼载荷确定了着陆速度。这些因素在本章的后续部分进行讨论。航程性能一架飞机把燃油能量转换成飞行距离的能力是飞机性能的最重要方面之一。在飞行运行中，一架飞机的有效航程运行问题以两种通常的形式出现：1 从一个给定的燃油载荷计算最大飞行距离，或者2 以最少的燃油消耗来飞行一个指定的距离。这些运行问题的每一个的公分母是“具体航程”，即每磅燃油的具体飞行海里数。 为获得最大航程的巡航飞行操作应该被管理，这样飞机在整个飞行中可以获得最大的具体航程。具体航程可以用下列关系来定义：具体航程=海里数/燃油的磅数或者具体航程=(海里每小时)/(磅每小时)或者飞行员航空知识手册第228 页具体航程= 节/燃油流量如果想得到最大具体航程，飞行条件必须提供一个每燃油流量的最大速度。航程必须和续航时间清晰的区分开来。如图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。具体续航时间=飞行小时/燃油磅数或者具体续航时间=每小时飞行时间/每小时燃油磅数或者具体续航时间=1/燃油流量如果要计算最大续航时间，飞行条件必须提供一个最小燃油流量。虽然具体航程的峰值将提供最大航程运行，长途巡航运行通常建议以稍微高的速度飞行。大多数长途巡航运行被控制在能够提供99%的绝对最大具体航程。这样运行的优点是1%的航程是以高出3-5%的巡航速度为代价的。【建议是稍高的速度巡航将会降低最大航程，但是到达目的地的时间会有所提前，即巡航速度高出3-5%，毕竟对于长途飞行，谁都想争分夺秒尽量快点到达目的地。】由于较高的巡航速度有很多优点，在航程的少量损失还是划算的。具体航程的数值对速度受三个主要的变量影响：1. 飞机总重量2. 海拔高度飞行员航空知识手册第229 页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飞行员航空知识手册第230 页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，具体航程随高度的飞行员航空知识手册第231 页任何变化是发动机/螺旋桨性能的一个严格的函数。装配了往复式发动机的飞机的具体航程向上到它的绝对高度会经历非常小的变化。对于制动马力低于发动机的最大巡航功率额定(发动机运行的贫油范围)，制动具体燃油消耗可以忽略。因此，只当增加的功率要求超出发动机的最大巡航功率额定时，高度的增加会引起具体航程的降低。增压的一个优点是在高海拔高度可以维持巡航功率，伴随着真空速的相应增加，飞机可以在高海拔高度达到航程。【增压的发动机燃烧效率通常更高，也就能够在高海拔维持较好的输出功率，而同时真空速随着高度增加而增加了，所以航程方面有优势。】高海拔高度巡航和低海拔高度巡航的主要差别是真空速和爬升燃油要求。【制动具体燃油消耗-往复式发动机输出1 马力的功率，每小时燃烧的燃油磅数。制动马力- 飞机发动机在螺旋桨轴(主输出或者主驱动)上输送的功率。】
