飞行员航空知识手册 - 简体中文版

帅哥

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尾翼。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尾翼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.

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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。其它的

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。和其它主要控制面类似，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尾翼上。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

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通过踩踏左踏板，方向舵向左移动。这就改变了垂直尾翼/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尾翼也作为垂直尾翼。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。

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辅助飞行控制

辅助飞行控制系统由可包括襟翼，前缘装置，扰流板和平衡(trim)装置。

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

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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。

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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

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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。

配平调整片

小飞机上最常安装的是一个安装在升降舵后缘的单体配平调整片。大多数配平调整片是通过

一个小的竖直安装的控制轮来手工操控的。然而，一些飞机上也能看到一个配平曲柄。座舱

控制包括一个配平位置指示仪。把配平控制放置在完全机头下俯(nose-down)位置会移动

配平片到它的完全上升位置。随着配平片上升到气流中，水平尾翼面上的气流趋于迫使升降

舵的后缘向下。这就导致飞机的尾部向上移动，进而引起一次机头下俯的俯仰变化。如图

4-16

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如果你设定配平调整片到完全的机头抬起(nose-up)位置，配平片会移动到它的完全下降位

置。这种情况下，流经水平尾翼面下的空气冲击配平片，趋于迫使升降舵后缘升起，降低了

升降舵的迎角。这就导致飞机的尾部下降运动和机头上仰的俯仰变化。

尽管配平片和升降舵的运动方向相反，配平片的控制对于飞行员来说还是自然的。如果你不

得不在操纵杆上施加一个恒定的向后压力，就说明需要一个机头上仰的配平。正常的配平程

序是持续配平，直到飞机平衡且飞机头重状态不明显。正常地飞行员首先要确立需要的功率，

俯仰姿态，和配置，然后配平飞机来减轻那个飞行条件下可能存在的控制压力。在功率，俯

仰姿态或者配置发生变化的任何时候，都必须要重新配平来消除新飞行条件下的控制压力。

平衡调整片

在某些飞机上控制力可能过高，为了降低它们，制造商会使用平衡调整片。它们看起来象配

平调整片，被铰链在和配平调整片大约相同的地方。两者之间的本质区别是平衡调整片和控

制面连杆耦合，因此当主控制面朝任何方向运动，调整片自动的朝相反方向移动。按这种方

式，气流冲击调整片，相对平衡的也有部分气压冲击主控制面，这就使飞行员更容易的移动

和保持控制面的位置。

如果调整片和固定控制面之间的连杆机构是从座舱可调的话，调整片就成为配平片和平衡调

整片的组合了，它可以调节到任何需要的偏转位置。控制面偏转的任何时候，调整片向相反

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方向运动，减轻了飞行员的负担。

反作用伺服调整片

除了降低全动式水平尾翼的灵敏度，反作用伺服调整片也作为减轻控制压力和保持全动式水

平尾翼位于期望位置的配平装置。连杆机构的固定端在调整片反面的触角上，当全动平尾后

缘向上移动时，连杆机构迫使调整片的后缘向上。当全动平尾向下移动时，调整片也朝下运

动。这和升降舵上的配平调整片不同，它朝控制面的相反方向运动。如图4-17

这个调整片的工作方式和平衡调整片相同，除了它不是以相反方向运动外，它和全动平尾的

后缘运动方向是相同的。例如，当全动平尾的后缘向上运动时，连杆机构迫使调整片的后缘

向上。当全动平尾向下运动史，调整片也向下运动。

地面可调调整片

很多小飞机在方向舵上有一个不可动的金属配平调整片。这个调整片在地面时朝一个方向或

另一个方向弯曲，目的是对方向舵施加配平力。正确的位移量是通过试错步骤来确定的。通

常，在正常的巡航飞行期间需要小的调整，知道你对飞机不再左右滑移感到满意位置。如图

4-18

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可调节水平尾翼

宁可不使用升降舵后缘的可动调整片，一些飞机有一个可调节水平尾翼。就这种配置结构，

连杆机构使水平尾翼绕它后面的翼梁转动。这是通过在水平尾翼的前缘安装一个起重螺丝来

实现的。如图4-19

在小型飞机上，起重螺丝是用配平轮或者曲柄线缆控制的，在更大的飞机上，它是马达驱动

的。可调水平尾翼的配平效果和座舱指示和配平调整片的类似。

由于主飞行控制和辅助飞行控制在不同的飞机上有很大变化，你应该熟悉你自己飞机的系统。

较好的信息来源是飞机飞行手册(AFM)和飞行员操作手册(POH)。

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第五章－飞机系统

本章讨论小飞机上见到的主要系统。这些系统包括发动机，螺旋桨，和进气系统，以及点火，

燃油，润滑，制冷，电路，起落架，自动飞行，和环境控制系统。本章的末尾对燃气涡轮发

动机进行了详细的介绍。

动力装置

飞机的发动机和螺旋桨通常称为一个发动装置，它们配合起来产生推力。动力装置推动飞机，

还驱动各种支持飞机运行的系统。

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。

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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

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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，失速和其它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

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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。

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固定节距螺旋桨

这种螺旋桨的节距是制造商设定的，不能被改变。对于这种螺旋桨，只在一定的空速和转速

组合下才能获得最好的效率。

固定节距螺旋桨还有两种类型-爬升螺旋桨和巡航螺旋桨。无论飞机是安装了爬升还是巡航

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螺旋桨，都依赖于它的预期用途：

1：爬升螺旋桨有小的节距，因此阻力更少。阻力较低导致转速更高，和更多的功率能力，

在起飞和爬升时这增加了性能，但是在巡航飞行时降低了性能。

2：巡航螺旋桨有高节距，因此阻力更多。更多阻力导致较低转速，和较低的功率能力，它

降低了起飞和爬升性能，但是增加了巡航飞行效率。

螺旋桨通常安装在轴上，这个轴可能是发动机曲轴的延伸。这种情况下，螺旋桨转速就和曲

轴的转速相同了。某些其它发动机，螺旋桨是安装在和发动机曲轴经齿轮传动的轴上。这时，

曲轴的转速就和螺旋桨的转速不同了。对于固定节距螺旋桨，转速计是发动机功率的指示仪。

如图5-5

转速计的刻度以100 转每分钟为单位，直接指示出发动机和螺旋桨的转速。这个仪表被标

记了色标，绿色弧线表示最大连续运行转速。一些转速计还有额外的记号来表示发动机或者

螺旋桨的限制。所以制造商的建议应该是任何对仪表记号误解的纠正标准。

每分钟的转数是通过油门(throttle)来调节的，它控制流到发动机的油气混合气流。在一个

给定的高度，转速计读数越高，发动机输出功率越大。

当运行高度增加时，发动机可能不会显示出正常的输出功率。例如，2300 转速在5000 英

尺高度时产生的马力比在海平面时2300 转速产生的马力要少。这是因为功率输出和空气密

度有关。空气密度随高度增加而降低。因此，空气密度的降低(较高的密度高度)导致了发动

机输出功率的降低。当高度变化时，必须要改变油门的位置才能维持相同的转速。当高度增

加时，油门必须打开更多，以维持和低高度时相同的转速。

可变节距螺旋桨

尽管一些较旧的可调节距螺旋桨只能在地面调节，而大多数现代可调节距螺旋桨被设计成可

以在飞行中调节螺旋桨的节距。第一代可调节距螺旋桨只提供两个节距设定-低节距设定和

高节距设定。然而，今天，几乎所有可调节距螺旋桨系统可以在一个范围内调节节距。

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恒速螺旋桨是最常见的可调节距螺旋桨类型。恒速螺旋桨的主要优点是它在大的空速和转速

组合范围内把制动马力的大部分转换成推进马力。恒速螺旋桨比其它螺旋桨更有效率是因为

它能够在特定条件下选择最有效率的发动机转速。

装配恒速螺旋桨的飞机有两项控制-油门控制和螺旋桨控制。油门控制功率输出，螺旋桨控

制调节发动机转速，进而调节螺旋桨转速，转速读数在转速计上。

一旦选择了一个特定的转速，一个调节器会自动的调节必要的螺旋桨桨叶角以保持选择的转

速。例如巡航飞行期间设定了需要的转速之后，空速的增加或者螺旋桨载荷的降低将会导致

螺旋桨为维持选择的转速而增加桨叶角。空速降低或者螺旋桨载荷增加会导致螺旋桨桨叶角

降低。

恒速螺旋桨可能的桨叶角范围由螺旋桨的恒速范围和高低节距止位来确定。只要螺旋桨桨叶

角位于恒速范围内，而不超出任何一个节距止位，发动机转速就能维持恒定。然而，一旦螺

旋桨桨叶到达止位，发动机转速将随空速和螺旋桨载荷的变化而适当的增加或者降低。例如，

选择了一个特定的转速，飞机速度降低到足够使螺旋桨桨叶旋转直到到达低节距止位，只要

空速再次降低将会导致发动机转速降低，就像安装了固定节距螺旋桨一样。当恒速螺旋桨的

飞机加速到较快的速度时还会发生相同的情况。随着飞机加速，螺旋桨桨叶角增加以维持选

定的转速直到到达高节距止位。一旦达到止位，桨叶角就不能再增加，发动机转速降低。

在装配恒速螺旋桨的飞机上，功率输出由油门控制，用进气压力表指示。这个仪表测量进气

道歧管中油气混合气的绝对压力，更正确的说法是测量歧管绝对压力(MAP)。在恒定转速和

高度，产生功率的大小直接和流到燃烧室的油气混合流有关。当你增加油门设定时，流到发

动机的油气就越多，因此，歧管绝对压力增加。当发动机不运行时，歧管压力表指示周围空

气压力(例如29.92 英寸汞柱)。当发动机气动后，歧管压力指示将会降低到一个低于周围

空气压力的值。对应的，发动机故障或者功率损失时，歧管压力表会指示在发生故障时的高

度上周围空气压力位置上。如图5-6

歧管压力表(同进气压力表)用色标来指示发动机的运行范围。歧管压力表盘上有一个绿色弧

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线表示正常运行范围，红色径向线表示歧管压力的上限。

对于任何给定的转速，都有一个不能超过的歧管压力。如果对应转速下的歧管压力过大，气

缸内部的压力就会过量，因此就会到气缸施加过大的应力。如果频繁的重复，这个应力将会

使气缸组件变松，最终导致发动机故障。

你可以通过时刻注意转速而避免气缸过应力的状况，特别是增加歧管压力时。遵守特定发动

机的制造商建议的功率设定，这样歧管压力和转速之间就可以维持合适的关系。

当歧管压力和转速都需要改变时，正确的功率调节顺序可以避免发动机的过应力：

1． 当功率设定被降低时，在降低转速前降低歧管压力。如果转速是在歧管压力之前降低，

歧管压力会自动增加，可能超出制造商设计的容限。

2． 当功率设定增加时，顺序则相反-首先增加转速，然后是歧管压力。

3． 为避免损坏辐射式发动机，最大转速和歧管压力的运行时间必须保持最短，必须避免运

行在最大转速和低歧管压力状态。

在正常运行条件下，高性能往复式发动机的最严重磨损，疲劳，和损坏发生在高转速和低歧

管压力状态下。

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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它外部物体进入的空

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

汽化器系统

汽化器系统分为浮动式和压力式。小飞机上通常没有压力式汽化器。压力式汽化器和浮动式

汽化器的基本区别是压力式汽化器通过油泵的压力来输送燃油。

浮动式汽化器系统工作时，外部空气首先经过一个空气过滤器，通常位于引擎罩前部的空气

进气口。过滤过的空气流经汽化器，通过文氏管-它是汽化器中的一个喉管。当空气流经文

氏管时，产生了一个低压区域，它迫使燃油流经位于喉管处的一个主燃油喷射口。燃油然后

流入气流中，在这里燃油和空气混合。如图5-7

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油气混合物又经过进气歧管被吸入燃烧室，在这里它被点燃。浮动式汽化器的名字源于浮力，

它使燃油处于浮子室内。一个指针连到浮子室的开口，并且关闭汽化器浮子室的底部开口。

这依赖于浮子的位置来测量进入汽化器的正确燃油量，它由浮子式的油位来控制。当油位迫

使浮子上升，指针阀门就关闭燃油开口，切断流进汽化器的燃油。当发动机需要额外的燃油

时，指针阀门会再次打开。流进燃烧室的油气混合气流是由节流阀调节的，节流阀是由驾驶

舱的油门控制的。

混合比控制

汽化器通常是在海平面压力下校准的，这时确立了正确的油气混合比，油气混合控制设定在

完全富油(FULL RICH)位置。然而，随着高度增加，进入汽化器的空气密度降低，而燃油

密度保持不变。这导致逐渐增加的富油混合，这会导致发动机运行不稳，功率明显的损失。

这个不稳定一般是由于火花塞上过量的炭积累导致的火花塞积炭引起的。炭积累的发生是因

为过分的富油混合降低了气缸内部的温度，抑制了燃油的完全燃烧。这种情况会发生在高海

拔机场的起飞前试车阶段和高高度时的爬升和巡航飞行阶段。要维持正确的油气混合，你必

须使用油气混合控制贫油混合气。贫油使燃油流下降，它补偿了高高度时的空气密度降低。

从高高度下降期间，相反情况也发生。混合气必须被富油，或者可能太贫油。过分的贫油混

合气会导致爆燃，这会使发动机运行不稳，过热，功率损失。维持适当混合的最好方法是监

视发动机的温度，按需要来富油。燃油喷射式发动机的正确混合控制和更好的燃油经济性可

以通过使用排气温度表获得。由于调节混合气的过程因不同的飞机而不同，参考飞机飞行手

册(AFM)和飞行员操作手册(POH)来确定特定飞机的具体程序是非常重要的。

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汽化器结冰

浮动式汽化器的一个缺点是它的结冰倾向。汽化器结冰是因为燃油蒸发效应和文氏管中气压

的降低引起的，它会导致汽化器中明显的温度下降。如果空气中的水蒸汽液化且汽化器的温

度处于或低于冰点，那么会在汽化器内表面结冰，包括节流阀门。如图5-8

降低的气压和燃油的气化都有助于汽化器内的温度降低。一般地，冰在节流阀门附近和文氏

喉管内形成。这限制了油气混合气流，降低功率。如果形成足够的冰，发动机可能会停止开

动。

汽化器结冰最可能发生在温度低于21 摄氏度(70 华氏度)，相对湿度大于80%时。然而，

由于汽化器内发生的突然冷却，甚至温度高达38 摄氏度(100 华氏度)湿度低到50%时也

可能发生结冰。这个温度降低可能多达60-70 华氏度。所以，外部空气100 华氏度时，70

华氏度的温度降低导致汽化器内的温度达到30 华氏度。如图5-9

飞行员航空知识手册

第115 页

固定节距螺旋桨飞机汽化器结冰的最初表现是发动机转速的下降，接着可能是发动机运行不

稳。对于恒速螺旋桨飞机而言，汽化器结冰通常是由歧管压力的降低而转速不变而表现的。

螺旋桨节距自动地的调节以补偿功率损失。因此，维持了恒定转速。尽管汽化器结冰可以发

生在飞行的任何阶段，下降时使用降低的功率特别危险。在特定条件下，汽化器结冰可能会

在你要增加功率前一直不注意的发生。为对付汽化器结冰的影响，浮动式汽化器的发动机采

用了汽化器加热系统。

帅哥

汽化器加热

汽化器加热是一个防结冰系统，它在空气到达汽化器前预先加热空气。汽化器加热是为了保

持油气混合气温度高于冰点之上，避免发生汽化器结冰。汽化器加热可以融化汽化器中已经

积累形成的不太严重的冰。然而，重点是使用汽化器加热作为一个预防手段。

发动机开动时就应该检查汽化器加热。当使用汽化器加热时，要遵守制造商的建议说明。当

飞行中汽化器易于结冰时，要定期的检查它的表现。如果检查到了，要立即打开燃油汽化器

加热，开关置于ON 的位置，直到你确定全部的冰都被融化。如果出现了冰，而打开加热时

间不足或者部分加热可能会使情况恶化。在汽化器结冰的极端 ，即使是在冰被除掉以后，

也要维持汽化器加热以防冰的进一步形成。如果安装了汽化器温度表，那么它非常利于确定

何时使用汽化器加热。

飞行中无论何时关闭油门，发动机都会快速冷却，燃油气化比发动机热的时候更不完全。而

且，在这种情况下，发动机更容易受到汽化器结冰的影响。因此，如果你怀疑汽化器结冰条

件，预期要进行油门关闭操作，那么在关闭油门之前调节汽化器加热到全开位置，且在油门

关闭运行期间一直保持。热量会有助于燃油气化，有助于避免汽化器结冰的形成。定期缓缓

的打开油门一会儿，以保持发动机温度，否则汽化器加热器可能提供不了足够的除冰热量。

汽化器加热的使用导致发动机功率的降低，有时达到15%，因为加热的空气密度比进入发

飞行员航空知识手册

第116 页

动机的外界空气密度低。这就使混合气富油。当固定节距螺旋桨飞机上出现结冰现象且使用

了汽化器加热时，转速会降低，随着冰的融化转速会逐渐增加。在冰被除掉以后，发动机也

应该更平稳的运行。如果没有出现结冰，转速就会降低，然后保持恒定。当在恒速螺旋桨飞

机上使用汽化器加热且出现结冰时，你会看到歧管压力的降低，接着逐渐增加。如果没有出

现汽化器结冰，歧管压力的逐渐增加将不明显，直到汽化器被关闭。

飞行中飞行员必须要能够识别气化器结冰的形成。另外，也会发生功率，高度和速度的降低。

这些征兆有时候伴随着震颤或者发动机运行不稳。一旦发现功率损失，应该立即采取行动消

除汽化器中已经形成的冰，防止冰的进一步形成。这是通过使用完全汽化器加热来实现的，

它会导致功率的进一步降低，随着融化的冰进入发动机，发动机可能运行不稳。这些现象会

持续30 秒到几分钟，取决于结冰的严重程度。在此期间，飞行员必须抗拒降低汽化器加热

应用的诱惑。汽化器加热必须保持在完全加热位置，直到回到正常功率。

由于使用汽化器往往会发动机的输出功率，也会增加运行温度，当需要满功率的时候(如起

飞期间)或者在发动机正常运行期间不应该使用汽化器加热，除非为了检查汽化器结冰的出

现或者除冰。

汽化器空气温度表

一些飞机装配了汽化器空气温度表，它有助于检测潜在的结冰条件。通常，表盘是用摄氏度

作为刻度单位，黄色弧线表示可能结冰的汽化器空气温度。这个黄色弧线的典型范围是负

15 度到5 度。如果空气的温度和湿度含量不可能引起汽化器结冰，发动机可以运行在指针

处于黄线范围内，而没有负面影响。反之，如果大气条件有利于汽化器结冰，必须通过使用

汽化器加热来使指针位于黄色弧线之外。

某些汽化器空气温度表有一条红色径向线，它表示发动机制造商建议的最大允许的汽化器进

气口温度；还可能包含一个绿色弧线来表示正常运行范围。

外部空气温度表

大多数飞机也会装配以摄氏度和华氏度为单位的外部空气温度表(OAT)。它提供用于计算真

空速的外部或者周围空气温度，也有助于检测潜在的结冰条件。

燃油喷射系统

在燃油喷射系统中，要么直接的喷射燃油到气缸中，或者只喷射到进气阀门前。通常认为燃

油喷射系统比汽化器系统不易受结冰的影响。然而进气口的冲击结冰(impact icing)是可能

的。当冰在飞机的外面形成时发生冲击结冰，阻止了开口如喷射系统的空气进气口。

燃油喷射系统的空气进气口类似于汽化器系统中使用的，有一个备用空气源位于引擎罩内部。

如果外部空气源被阻塞了就使用这个源。备用空气源一般是自动运行的，如果自动功能发生

故障就会使用备用的手动系统。

飞行员航空知识手册

第117 页

燃油喷射系统通常和这些基本组件配合-一个马达驱动的燃油泵，油气控制单元，燃油歧管

(燃油分流器)，排放喷嘴，一个辅助的燃油泵，和燃油压力/流量指示仪。如图5-10

辅助燃油泵为用于发动机启动或紧急情况的油气混合控制单元提供受压的燃油。启动后，马

达驱动的燃油泵从油箱向油气控制单元提供受压的燃油。这个控制单元本质上代替了汽化器，

它基于混合控制设定来计量燃油，然后它以油门控制的速度把燃油发送到燃油歧管阀门。到

达燃油歧管阀门之后，燃油被分流到单独的燃油排放喷嘴。排放喷嘴位于每个气缸的头部，

直接把油气混合气喷射到每一个气缸进气口。

燃油喷射的一些优点有：

􀁺 降低蒸发结冰

􀁺 更好的燃油流量

􀁺 更快的油门响应

􀁺 油气混合的精确控制

􀁺 更好的燃油分配

􀁺 更容易在冷天气下气动

缺点通常包括：

􀁺 难以启动高温引擎

􀁺 热天气时地面运行期间的气阻

􀁺 由于燃油不足引起的重启发动机停止问题

帅哥

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

飞行员航空知识手册

第118 页

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。

增压器

增压器是一个马达驱动的空气泵或者压缩机，它增加歧管压力迫使油气混合气进入气缸。歧

管压力越高，油气混合气密度越高，发动机就能够产生更多的功率。对于正常进气的发动机，

进气压力是不可能高于周围空气压力的。增压器可以提高歧管压力到30 英寸汞柱以上。

增压式进气系统的结构和正常进气系统的结构类似，在燃油计量装置和进气歧管之间多了一

个额外的增压器。增压器是由马达通过一个一倍速，二倍速或者可变速的齿轮系驱动的。另

外，增压器可以有一级或者多级。每一级增加一次压力。因此，增压器根据发生增压的次数

可以分为单级，两级，或者多级。

早期形式的单级单速增压器被称为海平面增压器。装配了这种类型增压器的发动机称为海平

面发动机。就这种类型的增压器，使用了一个单级齿轮驱动叶轮来增压发动机在所有高度产

生的功率。然而，缺点是使用这种增压器，发动机输出功率仍然随高度增加而降低，类似于

发生在正常进气的发动机上。

很多高功率辐射式发动机会使用单级-单速增压器，使用一个朝前的进气口，因此进气系统

可以完全利用冲压空气。进气道空气通过管道到达汽化器，在那里和气流成比例计量燃油。

油气通过管道输送到增压器或者压气机叶轮，它向外加速了油气混合气。一旦被加速，油气

混合气通过一个扩压器，在这里空气速度弥补了压力能量。经压缩后产生的高压油气混合气

被直接送到气缸。

一些二战期间开发的大的辐射式发动机有一个单级双速增加器。对于这种增压器，单个叶轮

可以运行在两个速度上。低叶轮速度称为低压气机设定，而高叶轮速度称为高压气机设定。

在装配双速增压器的发动机上，在驾驶舱中有一个控制杆或者开关驱动一个滑油离合器在两

个速度间切换。

在正常运行下，起飞时增压器被设定在低压气机位置。在此模式，发动机变成地面增压的发

动机，功率输出随着飞机高度增加而降低。然而，一旦飞机到达一个特定高度，功率就会降

低，且增压器控制要切换到高压气机位置。然后油门复位到需要的进气压力。装配这种增压

器的发动机叫高度发动机。如图5-11

飞行员航空知识手册

第119 页

涡轮增压器

往复式发动机增加马力的最有效率方法是使用涡轮增压器。齿轮驱动增压器的一个主要缺点

是它的功率增加使用了很大部分的发动机功率输出。这个问题用涡轮增压器来避免，因为涡

轮增压器的动力来源于发动机的废气。这就是说涡轮增压器从排出的气体重新获得能量。

涡轮增压器的另一个主要优点是可以控制它们在海平面到临界高度内维持发动机的海平面

马力。在临界高度之上，功率输出和正常进气的发动机一样会下降。

涡轮增压器增加了发动机的进气压力，这样发动机可以在海平面或者更高高度上获得更大马

力。涡轮增压器有两个主要的部分组成：一个涡轮机和一个压缩机。压缩机部分有一个高速

旋转的叶轮。当进气经过叶轮的叶片时，叶轮加速了空气，使得大量空气流过压缩机罩。叶

轮的作用进而产生高压高密度的空气，它被输送到发动机。为旋转叶轮，发动机的废气被用

于驱动安装在叶轮驱动轴对端的涡轮。通过把不同质量的废气引流过涡轮，可以产生更多的

能量，导致叶轮输送更多压缩的空气到发动机。废气门用于调节流进涡轮的排气质量。废气

门本质上就是一个安装在排气系统中的蝶形阀门。当它关闭后，发动机的大多数废气被迫流

过涡轮机。打开时，废气绕过涡轮机直接从发动机的排气管排出。如图5-12

飞行员航空知识手册

第120 页

由于废气被压缩时温度升高，涡轮增压器导致进气温度增高。为降低这个温度以及减少爆燃

的风险，很多涡轮增压发动机使用一个中间冷却器。中间冷却器是一个小的热交换器，它在

热的压缩空气进入燃油计量装置前使用外部空气来冷却这些热空气。

系统运行

在大多数现代涡轮增压发动机上，废气门的位置由一个传动装置耦合的压力敏感型控制机构

控制。发动机滑油被导向或者导离这个调节器而移动废弃门位置。在这些系统上，仅仅通过

改变油门控制的位置，调节器就被自动定位而产生需要的歧管绝对压力(MAP)。

其它涡轮增压器系统设计使用一个独立的手动控制来定位废气门。使用手动控制，你必须密

切监视进气压力表以确定何时达到了需要的歧管绝对压力。手动系统通常可以在使用配件市

场涡轮增压系统修改过的飞机长看到。这些系统需要特殊的操作考虑。例如，如果废气门在

从高高度降低后关闭，可能产生超出发动机限制的进气压力。这种状态称为过增压，它可能

导致严重的爆燃，因为下降时空气密度的增加会导致贫油效应。

尽管自动化废气门系统更少可能遇到过增压状态，但仍然会发生。如果你试图应用起飞功率

而发动机滑油温度低于它的正常运行范围，冷的润滑油不能尽快的流出进气门调节器而避免

过增压。为帮助避免过增压，你应该慎重地前推油门杆以防止超出最大进气压力限制。

驾驶涡轮增压器飞机时有几个你需要知道的系统限制。例如，涡轮增压器的涡轮机和叶轮即

使在相当高的温度时也可以运行在80000rpm 以上的转速。为获得高的旋转速度，系统内

的轴承必须持续的供给发动机润滑油，以降低摩擦力和高温。为得到额外的润滑，应用高油

门设定之前，润滑油温度应该在正常运行范围内。另外，关闭发动机之前你应该让涡轮增压

器冷却，涡轮机速度降低。否则，残余在轴承罩中的润滑油会脱碳沸腾，导致轴承和轴上形

成严重的碳沉积。这些沉积快速地降低了涡轮增压器的效率和使用寿命。对于其它限制，请

参考飞机飞行手册和飞行员操作手册。

飞行员航空知识手册

第121 页

高海拔性能

带涡轮增压系统的飞机爬升时，通常关闭废气门而维持最大允许进气压力。在特定的一点，

废气门会完全关闭，随高度进一步增加，进气压力会开始下降。这就使临界高度，它由飞机

或者发动机制造商确定。当评估涡轮增压系统的性能时，在指定的临界高度之前进气压力开

始下降，那么发动机或者涡轮增压器应该交由合格的航空维修技术员检查维修，以确保系统

的正常运行。

帅哥

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

飞行员航空知识手册

第122 页

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：

飞行员航空知识手册

第123 页

􀁺 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

气缸中的其它损坏，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

飞行员航空知识手册

第124 页

油泵

有油泵系统的飞机使用两组油泵。主泵系统是马达驱动的，电驱动的辅助泵用于发动机气动

或者在马达驱动泵失效时。辅助泵也称为增压泵，为燃油系统提供增加的可靠性。电驱动辅

助泵由驾驶舱中的开关控制。

帅哥

起动注油器

重力馈送和油泵系统也可以结合气动注油器。启动注油器用于气动发动机之前从油箱中抽油

飞行员航空知识手册

第125 页

直接气化送入气缸。在冷天气特别有用，那时发动机会很难气动，因为没有足够的热量来气

化汽化器中的燃油。气动注油器在不使用时锁定位置很重要。如果旋钮可以自由活动，飞行

中它会被振动出来，引起过分富油。要避免注油过多，请阅读你的飞机的注油说明。

油箱

油箱通常位于飞机的机翼内，在机翼上面有一个可以加油的加油口。加油口盖子盖住这个开

口。油箱通过通风管和外部相连，以维持油箱内部的气压。它们可以通过加油口盖或者从机

翼表面伸出的管子通风。油箱也包括一个单独的或者是和油箱通风管在一起的溢出排油管。

这让燃油在温度升高时膨胀而不会损坏油箱本身。如果油箱在热天被加满，经常会看到燃油

从溢出排油口流出。

燃油表

油量表指示了每一个油箱中传感单元测量出来的燃油量，以加仑或者磅为单位表示。飞机认

证规则只要求燃油表在读数为空(Empty)时是精确的。任何不是空的读数应该被校验。不

要只依赖油量表的准确性。飞行前检查期间务必要目视检查每一个油箱的油量水平然后跟对

应的油量表读数比较。(译者注：小飞机上通常飞行前检查使用有刻度的杆子在加油口测量

油的深度，对比指示仪来核实油量。)

如果燃油系统中安装了一个油泵，也会安装一个油压表。这个表指示油管中的压力。正常运

行压力可以在飞行员操作手册和飞机飞行手册中找到，或者仪表刻度盘上的色标。

燃油选择器

燃油选择阀门允许从不同的油箱选择燃油。常规类型的选择阀门有四个位置：

LEFT,RIGHT,BOTH 和OFF。选择LEFT 或者RIGHT 位置就只使用左边或者右边油箱的燃

油，选择BOTH 时使用两个油箱的燃油。左右位置的选择可以用于平衡残留在每个油箱中

的油量。如图5-16

飞行员航空知识手册

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燃油标牌将说明油箱使用的任何限制，例如“只能水平飞行”和/或着陆和起飞这“两者”。

无论使用的燃油选择器类型是什么，都应该密切的监视燃油消耗以保证某个油箱的油不能用

光。用干油箱的油不仅导致发动机停止，而且长期的使用一个油箱会导致油箱之间的燃油载

荷失衡。油箱中的油完全用干会让空气进入燃油系统，会导致气阻。当发生这种状态时，就

难以再气动发动机。在燃油喷射型发动机上，燃油可能变得非常热导致燃油在油管中气化，

使得燃油不能到达气缸。

燃油过滤器/沉淀器/排油管

经过燃油选择阀门后，燃油在进入汽化器之前会通过一个过滤器。这个过滤器清除灰尘和系

统中可能有的其它沉积物。由于这些污染物比航空燃油重，它们会迁移到过滤器部件底部的

沉积器中。沉积器被定义为燃油系统或者油箱中的低位置点。燃油系统可能包含沉积器，燃

油过滤器和油箱排油器，其中的一些可能是合为一体的。

每次飞行前燃油过滤器应该放油。应该从过滤器取出燃油样本，并目视检查水和污染物。沉

积器中的水是危险的，因为在冷天水会结冰堵塞油管。在热天，它会流进汽化器，停止发动

机。如果水出现在沉积器中，可能在油箱中有更多的水，要继续把它们排出来，直到没有水

的迹象。任何情况下，在你确定所有水份和污染物已经从发动机燃油系统中清除之前永不要

起飞。

由于燃油系统的变化，你应该十分的熟悉你的飞机使用的系统。请参考飞机飞行手册或者飞

行员操作手册了解详细的操作程序。

燃油等级

航空汽油是由辛烷或者功率值来识别的，它标志抗爆值或者发动机气缸中油气混合的抗爆震

性能。汽油的等级越高，燃油能承受的不产生爆燃压力也就更大。较低等级的燃油用在低压

飞行员航空知识手册

第127 页

发动机上，因为这些燃油可在低温点燃。较高等级的燃油用在较高压力的发动机上，因为它

们必须在较高温度点燃，但是不会过早点燃。如果没有适当等级的燃油可用，那么使用下一

个较高等级的燃油作为替代品。永远不要使用低一级的燃油。这会导致气缸头温度和发动机

润滑油温度超出它们的正常运行范围，这可能导致爆燃。

有几种等级的燃油可用。必须细心确保特定类型的发动机使用了正确的航空燃油等级。正确

的燃油等级在飞机飞行手册或者飞行员操作手册中有说明，在驾驶舱的标牌和加油盖边上也

有。出于铅含量的考虑，汽车用汽油永远也不要用于飞机发动机，除非发动机已经已经按照

FAA 颁发的附加型号合格证(STC)改装过。

现在识别用于往复式发动机的飞机航空汽油的方法是根据辛烷值和功率值，缩写为AVGAS。

这些飞机使用AVGAS80,100 和100LL。尽管AVGAS 100LL 的性能和100 是一样的，

LL 表示它的低铅含量。涡轮发动机飞机的燃油是使用JET A,JET A-1 和JET B 识别的。喷

气机燃油主要是煤油，有与众不同的煤油气味。

因为使用正确的燃油非常重要，增加了染色来帮助识别燃油的类型和等级。如图5-17

除了燃油本身的颜色之外，色标系统还扩展到识别标记和各种机场燃油处理设备。例如，所

有航空汽油用红色背景上白色字母的名字识别。相反，涡轮机燃油用黑色背景上的白色字母

来识别。

飞行员航空知识手册

第128 页

帅哥

燃油污染

由于燃油污染引发的动力失效而引起的事故，大多数归因于:

􀁺 飞行员没有执行充分的飞行前检查

􀁺 使用来自小油箱或者油桶不正确过滤的燃油维护飞机

􀁺 飞机保管时油箱没有完全加满

􀁺 缺乏正确的保养

应该从燃油过滤器快速排放口放出燃油，从每一个油箱沉积器到透明容器，然后检查其中的

污物和水。当燃油过滤器放油时，油箱中的水直到所有的油从连到油箱的管子排出后才能看

到。因此，从燃油过滤器排出足够的油以确保燃油从油箱放出。油量取决于从油箱到放油口

的输油管长度。如果在第一份取样中发现水或者其它污物，要一直排放到没有污物迹象。

燃油过滤器的放油已经没有显示任何水的迹象，水也可能残留在油箱中。残留的水份只能通

过油箱沉积器放油口排泄。

水是主要的燃油污染物。燃油中悬浮的水滴可以通过燃油的云状外形或者有色燃油和水清楚

的分开来识别，这些现象发生在水沉降到油箱底部的时候。作为一个安全措施，每次飞行前

检查都要对燃油沉积器进行放油。

每次飞行后应该加满油箱，或者至少在当天最后飞行完毕加满，以防止油箱中的水汽凝结。

另一个防止水汽凝结的方法是避免从油罐或者油桶加油。从油罐或者油桶加油会导致燃油污

染。

在任何情况下使用漏斗和麋皮从油罐或者油桶加油都是危险的，应该被阻止。在偏远地区或

者在紧急情况下，可能没有足够抗污染的备用加油来源，麋皮或漏斗可能是唯一的过滤燃油

的方法。然而，使用麋皮不一定总是会导致燃油污染。用坏的麋皮不能过滤水份；即使是一

个已经新的干净的湿润麋皮也不能。大多数仿制麋皮不能过滤水份。

加油程序

飞行中空气通过飞机表面摩擦时或者在加油时燃油流经软管和喷管都会产生静电。尼龙，涤

纶或者羊毛服装特别倾向于积累静电和从人到漏斗或者喷管泄放静电。为预防静电点燃燃油

挥发汽的可能性，燃油盖从油箱拿走之前应该有一根接点电线链接到飞机。在开始加油前，

加油嘴应该接地到飞机，在整个加油过程中都要保持接地。当使用加油车时，它应该在加油

嘴接触到飞机前接地。

如果必须从油罐或者油桶加油，正确的屏蔽和接地链接是重要的。油桶应该被放在靠近接地

杆位置，要遵守下列顺序的连接：

1. 油桶连接到地

2. 地连接到飞机

3. 油桶连接到飞机

4. 加油盖拿掉之前喷嘴连接到飞机

飞行员航空知识手册

第129 页

当断开连接时，顺序相反。

燃油通过麋皮的流动增加了静电的积累和打火花的危险。飞机必须正确的接地，喷嘴，麋皮

和漏斗搭接到飞机上。如果使用了一个油罐，它应该连接到接地杆或者漏斗。任何情况下这

个操作中都不能使用塑料漏斗或者类似绝缘容器。

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

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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：

􀁺 发动机活动部件的润滑

􀁺 通过降低摩擦来冷却发动机

􀁺 带走气缸的热量

􀁺 提供气缸壁和活塞之间的密封

􀁺 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

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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

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