飞行员航空知识手册 - 简体中文版

帅哥

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，它们导致或者产生至

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. 来自发动机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，这就是说内部的发动机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

设计是发动机偏移来抵消扭矩的效应。

说明：大多数美国制造的飞机发动机推动螺旋桨旋转从飞行员座位上看是顺时针的。这里讨

论的就是指这种发动机。

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它速度上进一步调节。

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：

1. 发动机尺寸和马力

2. 螺旋桨尺寸和转速

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3. 飞机大小（长度，高度，宽度）

4. 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。

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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 度未知，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。

帅哥

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

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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

的一个可能比其它的更突出；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，发动机和螺旋桨组合以及其它设计特征。

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。

载荷因子

前面的部分只简要的考虑了一些飞行原理的实际要点。要成为一个飞行员，飞行动力科学方

面的详细技术课程是不必要的。但是，就对乘客的安全负责来说，胜任的飞行员必须有基础

牢固的飞机受力概念，有利的使用这些力，以及特定飞机的操作限制。任何施加在飞机上使

飞机从直线飞行偏斜的力都会在结构上产生一个应力；这个力的大小用术语叫“载荷因子”。

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载荷因子是飞行时的作用于飞机的全部负荷和飞机总重量之比值。例如，载荷因子3 意思

是作用于飞机结构上的全部载荷是飞机总重量的三倍。载荷因子通常表达为术语”G”，也就

是说载荷因子3 可以说成3G，或者载荷因子4 可以说成4G.。

注意到一个有趣的现象是当一个飞机从俯冲拉起且载荷因子为3G 时，飞行员将受到3 倍于

其体重的向下的压力。因此，在任何机动中载荷因子的大小可以通过考虑飞行员座椅受压的

程度来获得。由于现代飞机的操作速度大大的增加了，这个影响已经变得非常明确，是所有

飞机结构设计中的主要考虑之一。

所有飞机的结构设计都预期只能承受一个确定大小的过载，载荷因子知识是所有飞行员必备

的。载荷因子对于飞行员来说重要，是因为两个不同的原因：

1. 由于明显的危险过载，飞行员对飞机结构施加影响是合理的。

2. 因为增加的载荷因子增加了失速速度，使得在看起来安全的飞行速度上有失速的可能。

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

存在多年的其它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：

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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。

帅哥

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

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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。这是突然的，意外的失控导致的事故原因，特别在急转弯时，或者

在接近地面时生硬的使用升降舵。

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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，而其它的

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。

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转弯

载荷因子的增加是所有倾斜转弯的一个特性。如载荷因子章节的急转弯方面所述，特别是图

3-36 和3-37，载荷因子对飞行性能和机翼结构上的载荷都变得意义重大，特别是倾斜角

增加超过45 度时。

一般轻型飞机的临界因子的倾斜角为70 度到75 度，失速速度在倾斜约63 度时近似增加

一半。

失速

从平直飞行或者未加速的直线爬升中进入的正常失速产生的额外载荷因子将不会超过平直

飞行时的1G。然而，当失速发生时，这个载荷因子可能降低到0，此时好像一切都没有重

量；飞行员有一种自由的漂浮在空中的感觉。向前推升降舵，负载荷因子，将会导致机翼上

向下的力，而飞行员有被从座位拉起来的感觉。

在失速恢复后的拉起过程中，有时会产生明显的载荷因子。在过分俯冲(进而空速很高)和生

硬拉平到平飞期间载荷因子可能不注意的进一步增加。一件事通常又导致另一件事，这样载

荷因子一直增加。在高速俯冲速度下生硬拉起会给飞机结构施加临界载荷，由于迎角持续增

加进而产生再生的或者二次失速。

作为一般法则，通过俯冲从失速改出到巡航或者设计机动速度，只要速度安全的高于失速速

度就要逐步拉起，这时引起的载荷因子不会超过2 到2.5G。永不应该产生较高的载荷因子，

除非拉起已经影响飞机机头接近或者超过竖直姿态，又或者在极低高度以避免俯冲到地面。

旋转

因为稳定的螺旋除了旋转之外，其它因素都和失速没有本质不同，适用于失速改出的载荷因

子考虑也适用于这里。由于旋转恢复通常受比普通失速中机头更低的影响，空速会更高，进

而载荷因子也就更大。在正确的旋转改出中，载荷因子经常大约是2.5G。

螺旋期间的载荷因子随每个飞机的旋转特性而变化，但是通常稍微高于平飞时的1G。这样

的原因有两个：

1. 螺旋的空速非常低，通常比未加速失速速度低2 节

2. 飞机处于螺旋时是绕自己的枢轴旋转，而不是转弯

高速失速

普通轻型飞机不能承受和高速失速共有的载荷因子的重复作用。这些机动所需要的载荷因子

在机翼和尾部结构上产生应力，而在大多数轻型飞机上没有留有合理的安全余量。

在高于正常失速的一个空速上诱导这个失速的唯一方法可以是过度的拉升降舵控制，这伴随

着施加额外的载荷因子。1.7 倍失速速度(失速速度为60 节的轻型飞机以102 节飞行)的空

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速将产生3G 的载荷因子。进一步，在轻型飞机上只允许很有限的差错余量用于特技动作。

为证明载荷因子随空速增加多快，同一飞机的112 节的高速失速产生的载荷因子达到4G。

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急跃升和矮8 字

在这些机动如浅俯冲，急俯冲或者拉起中考虑载荷因子，给出定理的说明是困难的。得到的

载荷因子和俯冲以及拉起的快慢直接相关。

一般的，机动执行的越好，产生的载荷因子就越不容易达到极值。在急跃升和矮8 字这种

机动中，拉起会产生大于2G 的载荷因子，不会导致高度的极大增加，且对于低功率的飞机

可能导致高度的净损失。

有适中的载荷因子，尽最大可能的平滑拉起，那么急跃升可以获得最大的高度增加，对于急

跃升和矮8 字都能获得较好的总体性能。此外，可以注意到这些机动的推荐进入速度一般

的都接近制造商的设计机动速度，因此就可以在不超出载荷极限的情况下最大化载荷因子的

利用。

扰动气流

所有认证的飞机都设计成能够承受相当强度的驟风引起的载荷。驟风载荷因子随空速增加而

增加，用于设计目的的强度相当于最好级别的飞行速度。在极端的扰动气流中，如在雷暴雨

或者锋面条件下，降低到设计机动速度是明智的。如果不进行速度控制，驟风可能产生超出

载荷极限的载荷。

现在大多数飞机飞行手册包含了扰流空气穿透信息。现代飞机-(很大的速度和高度运行范

围)-的操作员在舒适性和安全性方面都受益于这个增加的特征。关于这一点，最大的“永不

超过”标牌俯冲速度仅是根据平稳空气而确定的。永远不要在驟风或者紊流空气中实践超出

已知机动速度的高速俯冲或者特技速度。

总之，必须 记住，有意的特技，从俯冲中生硬的拉起，高速失速，和紊流中的高速飞行产

生的载荷因子都会给飞机的整个结构施加额外的应力。

作用于飞机结构的应力会对飞机的任何部分施加力。对于那些无知的人有一种倾向，它们认

为载荷因子在效果方面只作用于翼梁和支柱。由于过量载荷导致的大多数结构化失效涉及翼

肋结构，包括机翼的前缘和后缘以及尾翼部分。编织物蒙皮飞机的关键区域是机翼上表面翼

弦的大约三分之一之后。

这种载荷通过长期的积累效应可能会松开或者削弱重大部件，以致于实际的故障会延后发生，

而当时飞机正以正常的方式被操作。

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VG 图表

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

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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。

帅哥

重量和平衡

飞行员经常把飞机的重量和配平数据看作是只对工程师，调度员，或者定期/非定期航空运

输管理者重要的信息。准着这个思路，可以推理飞机在认证程序中被称重，无论设备的变化

或者维修，这个数据是不确定的。进一步的，这个信息被错误的简化为一个行之有效的程序

或者叫“经验规则”，例如“如果我有三位乘客，我只可以装载100 加仑的燃油，4 位乘客的

话，那么就只能装载70 加仑的燃油。”

不可否认的是，这个经验规则在大多数场合是适当的，但是就如这个标题“重量和平衡”暗示

的，不只要考虑飞机的重量，还要考虑它的重心(CG)的位置。重心的重要性在稳定性，可

控性和性能方面的讨论中应该已经很明显。如果所有飞行员理解和认识到重心对飞机的影响，

那么就可以从记录中去掉一种类型的事故：“事故的主要原因-飞机的重心超出后面的极限位

置和不平衡的载荷分布导致飞机呈不稳定性。飞行员在起飞时失控导致飞机坠毁。”

当深入思考的时候，业经证明的飞机的原因是如此的明显。例如，对飞行员来说如果没有承

载全部定额乘员，那么就可以承载额外的燃油来延长航程。此外，禁止承运行李也是不切实

际的，只有在处于旋转时它的重量才会对飞机飞行特性产生相反的效果。飞机有重量和配平

限制的两个基本原因：

1. 由于重量对飞机的主要结构和它的飞行特性有影响

2. 由于这个重量的位置也对飞行特性有影响，特别是在失速和旋转改出和稳定性中。

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

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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，它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。

飞行员航空知识手册

第79 页

帅哥

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

飞行员航空知识手册

第80 页

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。

飞行员航空知识手册

第81 页

3. 较大的升降舵控制力通常随靠前的重心而出现，因为平衡飞机所需要的升降舵偏转角度

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。

【靠前的重心需要额外的升降舵配平偏转角度，而在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。】

帅哥

高速飞行

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。

飞行员航空知识手册

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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。

飞行员航空知识手册

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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。

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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它控制

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

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􀁺 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。

帅哥

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，

飞行员航空知识手册

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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。

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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。

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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。【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，如果其它条件不变，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。

帅哥

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。

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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

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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。

第四章－飞行控制

飞行器飞行控制系统费为主要飞行控制和辅助飞行控制。主要飞行控制系统包含那些飞行中

要求的安全控制飞机，这些包含副翼，升降舵(或全动式水平尾翼)，以及方向舵。辅助控制

系统提升了飞机的性能特性，或者减轻了飞行员的过多控制力。辅助控制系统的例子有机翼

襟翼和配平系统。

主要飞行控制

飞机控制系统被细心的设计为提供自然的感觉，同时，对控制输入有足够的响应度。低速时，

控制通常感觉是偏软且反应缓慢的，飞机对施加控制的反应是慢慢的。在高速飞行时，控制

感是偏硬的，反应也更快。

三个主要飞行控制面中任意一个的运动都会改变机翼上面和周围的气流以及压力分布。这些

变化影响机翼和控制面结合而产生的升力和阻力，这样飞行员才能够操控飞机沿3 个轴向

的旋转。

设计特征限制了飞行控制面的偏转程度。例如，控制停止机制可能会结合到飞行控制中，或

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者控制杆的运动和/或方向脚舵可能受限。这些设计限制的目的是防止在正常机动时飞行员

无意中的操纵过量或者飞机的过载。

良好设计的飞机应该是机动时稳定而容易控制的。控制面输入导致3 个轴向旋转的运动。

飞机表现出来的稳定性类型也和3 个轴向的旋转有关。如图4-1。

【飞机控制，运动，旋转轴向，和稳定性类型】

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。

帅哥

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。

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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，垂直尾翼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。

转弯时的向外侧滑类似于向内侧滑，除非飞行控制施加在相反的方向。副翼和方向舵的应用

向外侧滑或者高机翼的方向。当倾斜角增加时，为维持高度必须要释放升降舵的压力。

差动副翼

对于差动副翼，在控制轮的给定运动下，一只副翼的上升距离比另一只副翼的下降距离大。

下降的机翼产生的阻力增加。产生较大阻力的下降机翼侧副翼的上偏转角度比上升机翼侧的

副翼向下偏转的角度大。虽然逆偏转被减轻了，但是它不会立即消除。如图4-3

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弗利兹型副翼(阻力副翼)

就弗利兹型副翼而言，当控制轮上施加压力后，被升起的副翼在一个偏置的铰链上旋转。这

就把副翼的前缘突出到气流中，因此产生了阻力。这有助于使另一侧机翼上放下的副翼产生

的阻力得到均衡，从而减轻逆偏转。如图4-4

弗利兹型副翼也形成一个狭槽，因而气流平滑的通过放下的副翼，使得在大迎角时更有效。

弗利兹型副翼也可能被设计成功能差动的。类似于差动副翼，弗利兹型副翼不能完全消除逆

偏转。无论什么情况下使用了副翼都仍然需要协调运用方向舵。

耦合副翼和方向舵

耦合副翼和方向舵的意思是这些控制被连接在一起。这是通过使用方向舵-副翼互连弹簧来

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完成的，它通过副翼偏转的同时自动地偏转方向舵来帮助纠正副翼阻力。例如，当移动操纵

杆进行左侧滚时，互连的线缆和弹簧向前拉左侧的脚舵正好足够阻止飞机机头向右偏转。弹

簧施加到方向舵上的力可以盈余，如果必须滑移飞机的话。如图4-5

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

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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，水平尾翼/升降舵上产

生的升力更多(更小的尾部向下力)。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靠近垂直尾翼的较低位置，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。

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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。

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