飞行员航空知识手册 - 简体中文版

帅哥

液压系统

飞机上使用的液压装置有多种应用，取决于飞机的复杂度。例如，液压装置经常用于小飞机

上来操纵轮制动，可伸缩起落架和一些恒速螺旋桨。在大飞机上，液压装置用于飞行控制面，

襟翼，扰流板和其它系统。

基本的液压系统由油箱，泵(手动，电力或者发动机驱动的)，保持液体清洁的过滤器，控制

流动方向的选择阀门，减轻过大压力的泄压阀和一个传动装置组成。

液压流体被油泵输送经系统到达传动机构或者伺服系统。基于系统的需要，伺服系统可以是

单动式或者双动式的。这就意味着流体可以应用到伺服系统的一边或者两边，取决于伺服类

型，因此对单动式伺服系统提供单方向的动力。伺服系统是一个气缸和其中的一个活塞，它

把流体压力转换成功，产生移动飞机系统或者飞行控制所需的动力。选择阀门使得液体流向

可以被控制。类似伸出或者收起起落架的操作时这是必须的，那时流体必须能在两个方向上

工作。泄压阀门为系统在液压过大时提供一个出口。每一个系统结合不同的组成部分来满足

不同飞机的独特需要。

小飞机上最广泛使用的是矿物基液体。这种类型的液压流体，它是类似煤油的石油产品，有

良好的润滑特性，以及抑制发泡的添加剂来阻止腐蚀的形成。它在化学特性上是非常稳定的，

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它的粘性随温度变化很小，且被染色易于识别。由于通常有好几种类型的液压流体可以使用，

请你确定你的飞机使用了制造商指定的液压油类型。请参考飞机飞行手册或者飞行员操作手

册或者维修手册。如图5-25

起落架

起落架构成了飞机在地面上的主要支撑部分。最常见类型的起落架由轮子构成，但是飞机也

可以装配用于水上运行的浮子，或者用于雪上着陆的雪橇。如图5-26

小飞机上的起落架包含3 个轮子：两个主轮，机身的每边有一个，另一个轮子要么位于飞

机前方或者后方。使用后安装轮子的起落架称为传统起落架。传统起落架的飞机通常指尾轮

飞机。当第三个轮子位于机头位置时，它称为前轮，这种设计称为前三点式起落架。可转向

的前轮或者尾轮使得飞机在面上运行的整个过程中可控。

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前三点式起落架飞机

前三点式起落架飞机有三个主要优点：

1） 它在飞机高速着陆时允许更有力的制动而不会导致飞机机头抬升

2） 它在起飞，着陆和滑行中可以为飞行员获得更好的前向视野

3） 地面运行期间，它通过提供更好的方向稳定性易于阻止地面滑移，原因是飞机的重心位

于飞机主轮前方。所以，前方的重心倾向于保持飞机以直线向前移动而不是突然滑出。

前轮要不是可以手动转向的，要么是可以脚舵定向的。可转向的前轮用线缆或者杆子连接到

脚舵，而脚轮转向的前轮则可以自由旋转。在两种情况下，你都使用方向舵踏板操纵飞机。

然而，脚轮式前轮的飞机可能要求你把方向舵踏板的使用和制动器的独立使用结合起来。

后三点式起落架飞机

在后三点式起落架飞机上，两个主轮安装在机身的重心前方，支撑了结构的大部分重量，而

非常靠后的尾轮作为第三个支撑点。这种安装对于大型螺旋桨飞机有足够的地面间隙，更适

合于在没有坚实地面的场地运作。如图5-27

后三点式起落架的主要缺点是它的重心位于主轮之后。这使得在地面时的定向控制更加困难。

如果你允许飞机在地面滑跑时以低于方向舵低于足够控制的速度漂摆，重新将会倾向主轮前

移。这会导致飞机失控旋转。

后三点式起落架飞机的另一个缺点是在尾轮接地或者靠近地面时缺少良好的前方视野。由于

这些相关的危险，后三点式飞机需要特有的训练。

帅哥

固定和可伸缩起落架

起落架也可以分为固定式或可伸缩式。固定式起落架总是伸出机身的，优点是简洁只需要很

少的维护。可伸缩起落架的设计使得飞机更加流线型，巡航飞行时起落架可以收回存储在机

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身结构内部。如图5-28

制动器

飞机制动器位于主轮上，通过手控制或者脚踏控制。脚踏互相独立操作，可以差动制动。地

面运行期间，差动制动可以作为前轮/尾轮转向的补充。

自动驾驶

自动驾驶被设计用于控制飞机和帮助降低飞行员的工作量。自动驾驶的限制取决于系统的复

杂度。自动驾驶的常用功能有高度和航向保持。更先进的系统可能包括垂直速度和/或指示

空速保持模式。大多数自动驾驶系统和导航辅助设备结合使用。

自动驾驶系统由驱动飞行控制的伺服系统组成。这些伺服系统的数量和位置取决于系统复杂

度。例如，单轴向自动驾驶控制飞机绕纵轴运行，伺服系统驱动副翼。三轴向自动驾驶控制

飞机绕纵轴，横轴和垂直轴运动；三个不同的伺服系统驱动副翼，升降舵和方向舵。

自动驾驶系统也结合了一个可以自动或者手动脱离系统的断开安全功能(disconnect

safety)。自动驾驶也可以被手工取代。因为自动驾驶系统在操作方面有很大的不同，请参

考飞机飞行手册或者飞行员操作手册中的自动驾驶操作说明。

密封飞机

当飞机飞行在高空时，它消耗的燃油比相同速度下低空飞行时消耗的少。也就是说，飞机在

高空飞行时更有效。另外，在暴风雨之上相对平稳的气流中飞行可以避开坏天气和紊流。由

于在高空飞行的优势，很多现代通用航空类飞机开始设计成可在这种环境下运行的。飞行员

要过渡到如此复杂的设备，至少熟悉基本的操作原理是非常重要的。

机舱增压系统为乘客提供足够的舒适度和安全实现了几个功能。在飞机的最大设计巡航高度

上它维持机舱高度大约为8000 英尺，避免可能使飞行员和机组人员不舒服或者带来伤害的

机舱压力高度的快速变化。此外，增压系统让机舱内的空气和外部空气进行相当快速的交换。

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这对消除臭味和排出浑浊空气是必要的。如图5-29

飞机机舱的增压是保护乘员免受缺氧影响的公认方法。在增压的机舱内，乘客可以舒适而安

全的经历较长时间的飞行，特别是机舱高度维持在8000 英尺或者以下时，这时可以不需要

氧气设备。这种类型飞机的机组人员必须知道机舱压力意外降低的危险和准备好应对随时发

生的这种紧急情况。

在典型的增压系统中，机舱，飞行舱和行李舱组成一个密封单元，它内部的气压能高于外部

大体压力。在涡轮发动机驱动的飞机上，发动机压缩段的放气用于为机舱加压。旧式涡轮机

驱动的飞机上可能使用增压器来把空气泵送到密封的机舱。活塞驱动的飞机可能使用通过声

速管从每个发动机涡轮增压器提供的空气。空气从机身上称为排气阀的出口放出。排气口通

过调节空气的流出来使得空气持续的流进增压区域。如图5-30

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为理解增压和空气调节系统的运行原理，有必要熟悉一些相关的术语和定义，例如：

􀁺 飞机高度-飞机所飞行的位置距离海平面的高度

􀁺 环境温度-靠近飞机周围区域的温度

􀁺 环境压力-靠近飞机周围区域的压力

􀁺 机舱高度-用于根据海平面等效高度表示的机舱压力

􀁺 压差-作用于机舱壁两侧之间的压力差。在飞机的空气调节系统和增压系统中，机舱压

力和大气压力是不同的。

机舱压力控制系统调节机舱压力，压力解除，真空解除以及选择等压和差压范围内期望机舱

高度的方法。此外，机舱压力的释放是压力控制系统的一个功能。机舱压力调节器，排气阀，

和安全阀用于完成这些功能。

机舱压力调节器控制机舱压力在等压范围内的一个选定值，限定机舱压力在差压范围内的一

个预设的差压值。当飞机到达一个高度，这个高度上机舱内外的压力差等于机身结构设计的

最高差压，飞机高度的进一步增加将导致机舱高度的相应增加。差压控制用于防止超过机身

设计的最大差压。差压由机舱的结构强度和机舱大小对缺口大概面积的关系来确定，例如窗

口面积和门的大小。

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机舱空气压力安全阀是压力释放阀，真空解除阀和倾泄阀的组合。压力释放阀防止机舱压力

超过环境压力上预先确定的差压。真空解除阀防止环境压力超过机舱压力，方法是周围压力

超过机舱压力时允许外部空气进入机舱。驾驶舱控制开关调节倾泄阀。当这个开关在撞凰位

置，一个电磁阀打开，使阀门释放空气到外部大气中。

加压程度和飞机运行高度受限于几个关键的设计要素。主要是机身要设计成能够承受特别大

的机舱差压。

增压控制器使用了几个仪表。机舱差压表指示内部和外部的压力差。应该监视这个仪表以确

保机舱没超出最大允许差压。机舱高度计也用于检查系统的性能。一些情况下，这两个仪表

复合成一个。第三个仪表指示了机舱的爬升或者下降速度。机舱爬升率仪表和机舱高度计如

图5-31

降压被定义为飞机增压系统的失能以维持它的设计压差。这可以由于增压系统故障或者飞机

的结构损坏而引起。生理学上的，降压分成两类：

突发性降压-突发性降压定义为机舱压力的变化比肺能降压的速度快；因此，这可能导致肺

受伤。正常的，不受限制(例如未带面罩)的条件下从肺部呼出空气需要的时间为0.2 秒。大

多数权威把0.5 秒内的任何压降都看成突发性降压，含有潜在危险。

快速降压-快速降压定义为肺部压力的释放可以比机舱压力下降快的压降现象；因此，就没

有肺部受伤的可能性。

突发性降压时，可能有噪音，大约几分之一秒，人会感觉到头昏。机舱空气会充满雾气，灰

尘或者飞沙。发生雾气是因为温度的快速降低和相对湿度的改变。通常的，耳朵会自动恢复

听力。由于空气从肺部排出，个别人可能感觉到口鼻呼吸急促。

降压的主要危险是缺氧。除非及时正确的使用了氧气设备，可能发生段时间的休克或者头晕。

当人受快速降压影响时，人的正常知觉时间会明显的缩短。这是因为身体上压力的快速下降

-肺部氧气被快速呼出。这在效果上部分的降低了血液中的氧气压力，因此飞行员的有效反

映时间比正常时间降低了三分之一到四分之一。出于这个原因，在非常高的高度上应该带上

样子面罩(35000 英尺或者更高)。如果飞机装配了需求供养系统或者压力需求供养系统，

建议机组人员在高高度时氧气调节器选择100%氧气供应。

另一个危险是如果靠近飞机出口(如舱门)有振动或者被吹出飞机的危险。因此，当飞机是增

压飞机时，靠近出口的人坐在座位上的话应该一直带好安全背带或者座椅安全带。

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高海拔降压时的另一个潜在危险是引发航空降压病(gas decompression sickness)的可

能性。你还需要面对暴露在风吹和极低温度下这样的危险。

如果这些问题可以被降到最低，那么从高处快速下降是必须的。所有增压飞机的设备中都有

自动化视听警告系统。

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供氧系统

大多数飞行高度很高的飞机都装配了某种类型的固定式供氧装置。如果飞机没有固定式装置，

那么飞行期间必须有手提式供养装置可用。手提式装置通常由一个容器，调节器，面罩出口

和压力表。飞机的氧气通常存储在1800-2200 磅每平方英寸的高压系统容器中。当氧气筒

周围的温度下降时，气筒内的压力也会下降，因为氧气量不变的话，压力直接随温度变化。

如果补充氧气罐上的指示压力降低，没有氧气耗尽的可疑原因，只是因为存储罐在飞机的未

加热区域被压缩了。高压氧气罐在充气之前要标注上容许的psi 压力容限(例如1800psi)。

气罐只能存储航空氧气，它是100%纯度的氧气。工业氧气不能用于呼吸，可能包含杂质，

医疗氧气包含水蒸汽，当暴露在低温环境时可能在调节器里结冰。为保证安全，应该定期检

查和维护供养系统。

一副供氧系统由面罩和根据机舱高度供应氧气流的调节器组成。可以用于高度达40000 英

尺的核准的调节器，它被设计用于在机舱高度为8000 英尺以下时提供0%气瓶氧气和100%

机舱空气，在大约34000 英尺时比率改变为100%氧气和0%机舱空气。可用于高度达

45000 英尺的核准的调节器被设计用来在低高度时提供40%气瓶氧气和60%机舱空气，

高高度时比率变化到100%。没有氧气时，飞行员应该避免白天飞行在高于10000 英尺，

避免夜晚高于8000 英尺。如图5-32

飞行员应该知道使用氧气时火的危险。通常耐火性差的材料在氧气中容易燃烧。润滑油和者

油脂如果暴露在氧气中可能着火，它们不能用于密封阀门和氧气设备的配件。使用任何类型

的氧气设备期间都禁止吸烟。每次飞行之前，飞行员应该完整的检查和测试供氧设备。检查

应该包括一个完整的飞机氧气设备测试，包括可用量，系统工作状态检查，和确保备用氧气

设备随时可用。检查应该老实完成，应该包括目视检查面罩，滴泪管，裂缝，或者变质；调

节阀门和调节杆的状态和位置；氧气质量；和氧气压力表的位置和运行，流量指示仪和连接。

应该带上氧气面罩测试系统。任何氧气使用后，确认所有部件和阀门都被关闭。

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面罩

随设计细节的变化有多种类型的氧气面罩可以使用。在这个手册中讨论所有类型的面罩是不

切实际的。面罩要和所用的特定的氧气系统兼容这点很重要。机组人员的面罩要适合使用者

的面部确保最小泄露。机组人员的面罩通常还有一个话筒。大多数面罩是口鼻型的，它只盖

住嘴和鼻子。

乘客面罩可能要简单，杯形橡胶造型足够的柔软能够适合个人的脸型。它们可能还有一个简

单的弹性头部拉带或者乘客可以用手抓住保持在脸上。

所有氧气面罩应该保持干净。这降低传染病的危险和延长了面罩的寿命。要清洁面罩，使用

湿度的肥皂水来洗，然后用干净的水冲洗。如果安装了话筒，使用一个干净的抹布擦去肥皂

液，而不是自来水。面罩还应该被消毒。浸湿了硫柳汞(译者注：水杨乙汞,一种杀菌剂)水

溶液的纱布衬垫可以用于彻底清洗面罩。这个溶液应该是每夸脱水包含五分之一茶匙容量的

硫柳汞(译者注：大约相当于0.35 毫升硫柳汞每升水,一茶匙约为大茶匙的1/3，大茶匙约

为5 毫升)。使用干净的布擦干面罩，然后在空气中抽干。

浓度需求供氧系统

浓度需求供氧系统只在用户通过面罩吸气的时候提供氧气。自动混合拨杆允许调节器自动的

混合机舱空气和氧气或者提供100%氧气，取决于飞行高度。需求面罩能够紧密的和脸部

密封，防止外部空气的稀释，可以安全的使用高度为40000 英尺。飞行员如果有胡子或者

胡须的话，应该确保修理后的胡须不会妨碍氧气面罩的密封。在地面上就应该检查面罩在胡

须或胡子上的佩戴是否有适当的密封。

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压力要求供氧系统

压力需求供氧系统类似浓度需求供氧装置，而它的氧气是在机舱高度达到34000 英尺以上

的压力时供应到面罩的。压力需求调节器也产生气密和不透氧的密封，但是它们也为氧气面

罩的脸部提供正压力的氧气使用户的肺受到氧气的压力。这个功能使得压力需求调节器在

40000 英尺以上高度也是安全的。一些系统可能有调节器直接连接到面罩的压力需求面罩，

而不是安装在驾驶舱的仪表面板或者其它区域。安装了面罩的调节器消除了长软管的问题，

因为长软管在100%氧气流进面罩之前必须用空气净化。

连续流供氧系统

连续流供氧系统通常提供给乘客。乘客面罩通常有一个储气囊，它在面罩使用者呼气的时候

从连续流供氧系统收集氧气。收集到储气囊的氧气允许吸气循环时可以有较高的吸气气流速

度，它可以降低空气稀释的程度。当储气囊氧气耗光后，吸气时周围的空气就会混合到供应

的氧气。呼出的空气释放到机舱。如图5-33

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供氧系统的维护

无论何时飞机供氧系统维护时应该能观察到某些预先警告。维护任何飞机的供氧之前，请参

考特定的飞机维护手册以确定需要的装备类型和使用的程序。供氧系统的维护应该只能在飞

机位于修理库之外时完成。维护供氧系统时个人的清洁和良好的整理工作是必不可少的。氧

气在压力下和石油产品互相接触后产生自发的结果。维护人员在开始维护供氧装备前一定要

清洗它们手上的灰尘，润滑油和油脂(包括唇膏和发油)。衣服和工具干净无润滑油和油脂也

是重要的。安装了永久式氧气罐的飞机通常需要两个人完成系统的维护。一个人应该站在维

护设备控制阀位置，另一个应该站在可以观察飞机系统压力表的地方。不建议在飞机加油操

作期间维护供氧系统，也要避免在执行其它可能导致点火源的工作时维护供氧系统。乘客登

机时维护供氧系统也是不建议的。

冰流控制系统

安装在飞机上的冰流控制系统由防冰和除冰装置组成。防冰装置是设计用于阻止冰的形成，

而除冰装置是设计用于除掉已经形成的结冰。冰流控制系统能够保护机翼和尾翼面的前缘，

空速管和静压口的开口，油箱通风管，失速告警装置，挡风板，螺旋桨叶片。某些飞机上可

能也安装了结冰检测灯光，用来检测夜晚飞行时的结构性结冰的强度。因为很多飞机没有认

证结冰条件下的飞行，请参考飞机飞行手册或者飞行员操作手册了解详细情况。

机翼冰流控制

可膨胀的除冰罩由搭接到机翼前缘的橡胶薄板组成。当冰在前缘形成时，一个由发动机驱动

的气动泵使得橡胶罩膨胀。一些涡轮螺旋桨飞机把发动机的排气转向到机翼来使橡胶罩膨胀。

一旦膨胀，冰就会破碎，应该从机翼前缘掉落。除冰罩是从驾驶舱用开关来控制的，可以单

次运行也可以定期的自动运行。按照制造商的建议来使用除冰罩非常重要。如果除冰罩允许

过分频繁的循环工作，冰会在除冰罩的轮廓上形成，致使除冰罩失效。如图5-34

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很多除冰罩系统使用仪表系统真空计和气压计来指示正确的除冰操作。这些仪表有指示除冰

操作限制的范围标记。一些系统也会配备一个信号器灯光来指示正确的除冰操作。

除冰罩的正确维护和保养对这个系统的连续运行很重要。在飞行前应该仔细检查它们。

另一种机翼前缘保护是安装在涡轮发动机飞机上的热防冰系统。这个系统设计用于防止冰的

形成，它是通过把发动机压缩段的热空气导向到翼面前缘来实现的。这个系统在进入结冰状

态前开始运作。热空气加热前缘，足以阻止结冰的形成。

一种可选类型的前缘保护是和热防冰以及除冰罩都不一样，它称为渗漏机翼(weeping

wing)。渗漏翼设计使用了位于机翼前缘的小洞。化学混合物被泵送到前缘，通过小洞渗出

来防止冰的形成和增长。

风挡玻璃除冰控制

有两种主要类型的挡风玻璃防冰系统。第一种系统引导酒精流到挡风玻璃上。如果足够早的

使用它，酒精就会阻止冰在挡风玻璃上的增长。酒精流的速度可以通过驾驶舱中的刻度盘根

据飞机制造商建议的程序来控制。

防冰设备另一个有效的方法是电加热方法。小的金属丝或者其它导电材料嵌入挡风玻璃。加

热器可以通过驾驶舱中的开关打开，那时电流通过屏蔽层的金属丝而提供足够的热量防止挡

风玻璃上结冰的形成。电流会导致罗盘偏差误差；在某些情况下，可达到40 度。受热的挡

风玻璃只能在飞行时使用。地面运行时不要带开它，它会过热导致挡风玻璃的损坏。

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螺旋桨除冰控制

螺旋桨通过使用酒精或者电加热元件来防冰保护。一些螺旋桨配备了指向桨叶根部的排放喷

嘴。酒精从喷嘴放出，离心力使得酒精流向桨叶的前缘。这阻止了在螺旋桨的前缘结冰。螺

旋桨也可以安装螺旋桨除冰罩。螺旋桨除冰罩分为两部分，舱内部分和舱外部分。除冰罩是

开槽的，以助于导流酒精，它们还嵌入了用于加热螺旋桨来传导电流的电线。螺旋桨除冰系

统可以通过监视螺旋桨防冰电流表来监视它的正常运行。在飞行前检查期间，要检查螺旋桨

除冰罩的正常运行。如果一个除冰罩不能加热一个桨叶，会导致不相等的桨叶载荷，进而可

能导致严重的螺旋桨振动。如图5-35

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其它除冰控制系统

空速管和静压口，燃油通风管，失速警告传感器，和其它可供选择的设备可以被电力装置加

热。电加热系统的飞行检查要根据飞机飞行手册或飞行员操作手册来检查。

飞机的防冰和除冰系统的运行应该在遇到结冰条件之前检查到。遇到结构性结冰时要求及时

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的补救措施。防冰和除冰设备不预期在结冰条件下维持长期飞行。

涡轮发动机

涡轮发动机通过增加空气流过发动机的速度来产生推力。它包括进气道，压缩器，燃烧室，

涡轮节，和排气节。如图5-36

涡轮发动机相比往复式发动机有下列优点：振动少，增加飞机性能，可靠性高，和容易操作。

涡轮发动机类型

涡轮发动机是根据它们使用的压缩器类型来分类的。压缩器类型分为三类：离心流式，轴流

式，和离心轴流式。离心流式发动机中进气道空气是通过加速空气以垂直于机器纵轴的方向

排出而得到压缩的。轴流式发动机通过一系列旋转和平行于纵轴移动空气的固定翼形而压缩

空气。离心轴流式设计使用这两类压缩器来获得需要的压缩。

空气经过发动机的路径和如何产生功率确定了发动机的类型。有四种类型的飞机涡轮发动机

-涡轮喷气发动机，涡轮螺旋桨发动机，涡轮风扇发动机和涡轮轴发动机。

涡轮喷气发动机

涡轮喷气发动机包含四节：压缩器，燃烧室，涡轮节，和排气节。压缩器部分空气以高速度

通过进气道到达燃烧室。燃烧室包含燃油入口和用于燃烧的点火器。膨胀的空气驱动涡轮，

涡轮通过轴连接到压缩器，支持发动机的运行。从发动机排出加速的排气提供推力。这是基

本应用了压缩空气，点燃油气混合物，产生动力以自维持发动机运行，和用于推进的排气。

涡轮喷气发动机受限于航程和续航力。它们在低压缩器速度时对油门的反应也慢。

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涡轮螺旋桨发动机

涡轮螺旋桨发动机是一个通过减速齿轮驱动螺旋桨的涡轮发动机。排出气体驱动一个动力涡

轮机，它通过一个轴和减速齿轮组件连接。减速齿轮在涡轮螺旋桨发动机上是必须的，因为

螺旋桨转速比发动机运行转速低得多的时候才能得到最佳螺旋桨性能。涡轮螺旋桨发动机是

涡轮喷气发动机和往复式发动机的一个折衷产物。涡轮螺旋桨发动机最有效率的速度范围是

250mph 到400mph（英里每小时），高度位于18000 英尺到30000 英尺。它们在起飞

和着陆时低空速状态也能很好的运行，燃油效率也好。涡轮螺旋桨发动机的最小单位燃油消

耗通常位于高度范围25000 英尺到对流层顶。

涡轮风扇发动机

涡轮风扇发动机的发展结合了涡轮喷气发动机和涡轮螺旋桨发动机的一些最好特征。涡轮风

扇发动机的设计是通过转移燃烧室周围的次级气流来产生额外的推力。涡轮风扇发动机旁路

空气产生了增强的推力，冷却了发动机，有助于抑制排气噪音。这能够获得涡轮喷气型发动

机的巡航速度和更低的燃油消耗。

通过涡轮风扇发动机的进气道空气通常被分成两个分离的气流。一个气流通过发动机的中心

部分，而另一股气流从发动机中心旁路通过。正是这个旁路的气流才有术语“双路式涡轮喷

气发动机”。涡轮风扇发动机的函道比(bypass ratio)是指通过风扇的气流质量和通过发动

机中心的气流质量之比。

涡轮轴发动机

第四种常规类型的喷气发动机是涡轮轴发动机。它把动力传递到一个不是驱动螺旋桨的轴上。

涡轮喷气发动机和涡轮轴发动机的最大区别是在涡轮轴发动机上，膨胀气体产生的大多数能

量是用于驱动一个涡轮而不是产生推力。很多直升飞机使用一个涡轮轴气体涡轮发动机。另

外，涡轮轴发动机在大飞机上广泛用作辅助动力装置(APU)。

性能对比

对比往复式发动机和不同类型涡轮发动机的性能是可能的。然而，要准确的比较，往复式发

动机必须使用推力马力(即有用马力)而不是制动马力，涡轮发动机必须使用净推力。此外，

飞机设计配置和大小必须基本相同。

BHP-制动马力是实际传递到输出轴的马力。制动马力是实际可用的马力。

净推力-涡轮喷气发动机或者涡轮风扇发动机产生的推力。

THP-推进马力是涡轮喷气发动机或者涡轮风扇发动机产生的推力的等效马力。

ESH-就涡轮螺旋桨发动机来说，-等效轴马力是传递到螺旋桨的轴马力(SHP)和排气产生的

推进马力之和。

图5-37 显示了四种类型发动机的净推力随空速增加的对比情况。这个图只用于说明目的，

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不是特定型号的发动机的。四种类型的发动机是：

往复式发动机

涡轮机，螺旋桨组合(涡轮螺旋桨发动机)

涡轮风扇发动机

涡轮喷气发动机(纯粹的喷气发动机)

这个对比是通过描绘每个发动机的性能曲线，它显示了最大飞机速度随所用发动机类型的不

同如何变化的。因为这个图只是为了对比，净推力，飞机速度和阻力的数值就没有包含。

四种发动机基于净推力的对比使其性能能力很明显。在直线A 左边的速度范围内，往复式

发动机胜过其它三种类型。在直线C 的左侧范围涡轮螺旋桨发动机胜出涡轮风扇发动机。

在直线F 的左侧范围内涡轮风扇发动机胜出涡轮喷气发动机。在直线B 的右侧范围涡轮风

扇发动机胜出往复式发动机，在直线C 的右侧涡轮风扇发动机胜出涡轮螺旋桨发动机。直

线D 的右侧涡轮喷气发动机胜出往复式发动机，直线E 的右侧涡轮喷气发动机胜出涡轮螺

旋桨发动机，在直线F 的右侧它胜出了涡轮风扇发动机。

飞机阻力曲线和净推力曲线的交点是最大飞机速度所在点。从每个点到图的横轴的垂直线说

明涡轮喷气飞机可以达到的最大速度比装配其它类型发动机的飞机更高。装配涡轮风扇发动

机的飞机比装配涡轮螺旋桨或者往复式发动机的飞机将达到更高的最大速度。

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涡轮发动机仪表

指示润滑油压力，润滑油温度，发动机速度，排气温度和燃油流量的发动机仪表对于涡轮发

动机和往复式发动机都是普通的。然而，有一些仪表是涡轮发动机特有的。这些仪表指示发

动机的发动机压力比，涡轮机输送压力，和扭矩。另外，大多数燃气涡轮发动机有多个温度

敏感仪表，称为热电偶，它向飞行员提供涡轮节内部和周围的温度读数。

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发动机压力比

发动机压力比仪表用于指示涡轮喷气或涡轮风扇发动机的输出功率。EPR 是涡轮机排气压

力和压缩段进气压力的比值。压力测量由安装在发动机进气口和排气口的探头记录下来。一

旦收集到数据，就会被送到一个差压变换器，它被指示在驾驶舱的EPR 仪表上。

EPR 系统的设计会自动的补偿空速和高度的影响。然而，环境温度的变化要求对EPR 指示

进行校正来获得准确的发动机功率设定。

排气温度

燃气涡轮发动机中的一个限制因素是涡轮节的温度。涡轮节的温度必须密切监视，以防涡轮

叶片和其它排气节部件的过热。一个监视涡轮节温度的常用方法就是使用排气温度(EGT)

表。EGT 是一个用于监视发动机总体运行状况的发动机运行限制。

EGT 系统的变体根据温度传感器的位置有不同的名字。常规涡轮机温度传感仪表包含涡轮

进口温度(TIT)表，涡轮出口温度(TOT)表，涡轮级间温度(ITT)表，和涡轮燃气温度(TGT)

表。

扭矩计

涡轮螺旋桨/涡轮轴发动机输出功率通过扭矩计测量。扭矩是作用于轴上的扭转力。扭矩计

测量作用于轴上的功率。涡轮螺旋桨和涡轮轴发动机是设计用于产生驱动螺旋桨的扭矩。扭

矩计以百分单位，尺磅，或者磅每平方英寸作为刻度。

N1 指示仪

N1 表示低压压缩机的旋转速度，以设计转速的百分比显示在指示仪上。发动后低压压缩机

的速度有N1 涡轮机叶轮调节。N1 涡轮机叶轮通过同心轴连接到低压压缩机。

N2 指示仪

N2 表示高压压缩机的旋转速度，以设计转速的百分比显示在指示仪上。高压压缩机由N2

涡轮机叶轮调节。N2 涡轮机叶轮通过一个同心轴连接到高压压缩机上。如图5-38

飞行员航空知识手册

第154 页

涡轮发动机操作考虑

因为涡轮发动机非常多样，在本手册中讲解详细的运行过程是不切实际的。然而，有一些适

用于所有涡轮发动机的操作考虑。它们是发动机温度限制，外界物体破坏，热启动，压缩机

失速和熄火。

发动机温度限制

任何涡轮发动机的最高温度都发生在涡轮进气口。涡轮进气温度因此通常是涡轮发动机运行

的限制因素。

推力变化

涡轮发动机推力直接随空气密度变化。当空气密度降低时，推力也降低。当涡轮和往复式发

动机受高的相对湿度有某种影响时，涡轮发动机推力损失可以忽略不计，而往复式发动机的

制动马力会降低很多。

外来物体损伤

由于涡轮发动机进气口的设计和功能，吸入物体碎片的可能性总是存在的。这会导致重大的

损坏，特别是压缩机和涡轮节。当发生这样的事情时，称为外来物体损伤(FOD)。典型的

FOD 是吸入来自停机坪，滑行道或者跑道上的小物体导致的小凹痕和花边。但是，也会发

生飞鸟撞击或者冰吸入导致的FOD 损坏，可能导致发动机整个损毁。

外物损伤的预防是非常重要的。地面运行期间，一些发动机进气口有在地面和进气口之间形

成涡流的趋势。在这些发动机上可能安装了一个涡流消散器。

飞行员航空知识手册

第155 页

也可能使用其它设备，如屏幕和/或偏转器。飞行前检查程序包括一个对任何外物损伤迹象

的目视检查。

涡轮发动机热启动/悬挂启动

热启动是当EGT 超过安全限制时的启动。热启动是由于太多燃油进入燃烧室或者是涡轮机

转速不够引起的。只要发动机热启动时，参考飞机飞行手册，飞行员操作手册或者相关的维

护手册来了解检查要求。

如果点火后发动机不能加速到适合的速度或者没加速到慢车转速，这时就发生了悬挂启动。

悬挂启动也可以称为假启动。悬挂启动可能是由于启动动力源不足或者燃油控制故障而导致。

帅哥

设定高度计

大多数高度计都安装了一个大气压力设定窗(有时指Kollsman 窗，Kollsman 是一家生产

航空电子设备的公司，网址 http://www. Kollsman.com)，它作为调节高度计的手段。

在仪表的底部位置有一个用于这个调节的旋钮。

为大气压力变化而调节高度计，高度计设定窗口中的压力数值是以英寸汞柱或毫巴为单位，

压力数值要调节到匹配给定的高度计设定。高度计设定定义为气象站压力减去海平面压力。

但是，高度计设定只在报告气象站附近才准确。因此，高度计必须随着飞行进程从一个气象

站调节到另一个气象站。

很多飞行员很有自信的希望当前高度计设定能够补偿所有高度上大气压力的无规律变化，但

这不总是正确的。地面站附近的高度计设定广播是修正到平均海平面的气象站压力。它不能

解决高飞行高度时气压的不规则性，特别是非标准温度的影响。然而，如果一个给定区域的

每个飞行员使用相同的高度计设定，那么每个高度计应该受温度和压力变化误差的影响是相

同的，在飞机之间维持预期的垂直间隔成为可能。

飞行员航空知识手册

第161 页

当飞过高的山地地形时，特定的大气状况可能导致高度计指示比实际高度高出1000 英尺的

高度，或者更多。由于这个原因，应该允许有较大的高度余量，不仅是因为可能的高度计误

差，而且也因为和高原风有关的强烈向下气流。

为说明高度计设定系统的使用，假设从德克萨斯州的达拉斯Love Field 机场（机场代码DAL）

经过Mineral Wells 飞行到德克萨斯州的Abilene Municipal 机场(代码ABI)。在从Love

Field 机场起飞前，飞行员从控制塔台或者自动终端信息服务(ATIS)收到当前高度计设定为

29.85，然后在高度计设定窗口中设定这个值。然后高度计指示应该会和已知的机场高度

487 英尺相差不大。因为大多数高度计没有经过很好的校正，所以会有点误差。

当飞经Mineral Wells 时，假设飞行员收到当前高度计设定为29.94，然后在高度计窗口

中设定这个数值。在进入Abilene Municipal 机场的起落航线之前，从Abilene 控制塔台

收到一个新的高度计设定29.69，然后在窗口中设定这个数值。如果飞行员预期飞行的起

落航线大约在地面以上800 英尺高度，且Abilene 的地面海拔是1791 英尺，那么应该维

持飞行在2600 英尺的指示高度上(1791 英尺+800 英尺=2591 英尺，四舍五入为2600

英尺)。

正确设定高度计的重要性也不能被过分的强调。假设飞行员在Abilene 没有调节高度计到

当前设定，而继续使用Mineral Wells 的设定29.94。当以指示高度2600英尺进入Abilene

起落航线时，飞机将在正确的起落航线高度以下大约250 英尺的高度。在着陆时，高度计

会指示比地面海拔高出250 英尺。

高度计设定 29.94

当前高度计设定 29.69

差值 0.25

因为1 英寸压力大约相当于1000 英尺高度变化，0.25*1000 英尺=250 英尺。

当确定是否加上或者减去高度计误差数值时，记住：当实际压力低于高度计中设定的压力时，

飞机的实际高度会低于高度计的指示高度。

高度计的运行

高度计的指针可以通过两种方法来移动。第一种是气压的变化，而另一种是调节大气压力刻

度。当飞机爬升或者下降时，高度计容器中的压力变化使无液气压计膨胀或者收缩。这个运

动经过机械连杆被传递为旋转指针。压力的降低导致高度计指示高度的增加，压力增加导致

高度计指示高度降低。从而，如果飞机从28.75 英寸汞柱的压力高度飞到29.75 英寸汞柱

的压力高度，高度计将会显示高度大约降低了1000 英尺。

移动指针的另一个方法不依赖于空气压力的变化，而是高度计的机械结构。不要被这样一个

事实混淆，即随着大气压力刻度的移动，指示指针以相同方向运动，它和气压改变时指针具

有的反作用相反。为说明这点，假设飞行员着陆在一个海拔1000 英尺的机场，高度计正确

的设定到当前海平面压力30.00 英寸汞柱。当飞机停在停机位(ramp)时，压力降低到

飞行员航空知识手册

第162 页

29.50。高度计”认为”这是在爬升，现在指示在1500 英尺。回到飞机上来，如果高度计窗

口中的设定降低到当前海平面压力29.50，指示高度也会降回到1000 英尺。

知道飞机的高度对飞行员是至关重要的。飞行员必须确保飞机飞行在足够的高度，以避开最

高的地形或者沿预期航线的障碍物。当能见度受限时，拥有准确的高度信息特别重要。为避

开障碍物，飞行员必须随时了解飞机的高度和周围地形的海拔高度。为降低半空碰撞的可能

性，根据空中交通规则来维持高度是必须的。

高度类型

高度是参考点或参考平面之上的垂直距离。根据测量的参考平面的不同有多种类型的高度，

每一种都可以用于特定的目的。和飞行员相关的主要有五种类型的高度：

指示高度：当高度计设定为当前高度计设定时直接从表(未校正的)上读出的高度。

真实高度： 飞机距离海平面的垂直距离，即实际高度。它通常表示为平均海平面之上的英

尺数。机场，地表，和障碍物的高度在航图上是真实高度。

绝对高度：飞机在地表之上的垂直距离，或者距离地面(AGL)的垂直距离。

压力高度：当高度计设定窗口(大气压力数值)调节到29.92 时的指示高度。这是标准数据

平面之上的高度，它是一个气压(被校正到15 摄氏度)等于29.92 英寸汞柱的理论平面。

压力高度用于计算密度高度，真实高度，真实空速和其他性能数据。

密度高度：这个高度是为标准温度的变化而校正的压力高度。当处于标准条件时，压力高度

和密度高度相同。如果温度高于标准条件，密度高度高于压力高度。如果温度低于标准条件，

密度高度低于压力高度。这是一个重要的高度，因为它直接和飞机性能有关。

作为一个例子，考虑一个机场其地面的距离平均海平面高度为5048 英尺，标准温度为5

摄氏度。在这些条件下，压力高度和密度高度相同-5048 英尺。如果温度改变为30 摄氏度，

密度高度就增加到7855 英尺。这就意味着飞机在起飞时将表现的好像场地高度是标准温度

下7855 英尺。相反地，-25 摄氏度的温度将使密度高度变为1232 英尺。飞机在这种条

件下将有好得多的性能。

帅哥

仪表检查

为确定高度计的状况，把大气压力数值设定为本地自动式飞行服务站(AFSS)或任何其他可

信来源传来的高度计设定。高度计指针应该指示机场的测量海拔。如果指示高度和测量海拔

偏差大于75 英尺，这个仪表就应该交付认证的仪表维修站来校正。

垂直速度指示仪

垂直速度指示仪(VSI)有时也称为垂直速率指示仪(VVI)，它显示飞机是否爬升，下降或者

水平飞行。爬升或者下降速率以每分钟英尺为单位显示。如果经过正确的校正，垂直速度指

示仪在水平飞行时将显示读数为0。如图6-4

飞行员航空知识手册

第163 页

工作原理

尽管垂直速度指示仪单独的以静压工作，它是个不一样的压力仪表。它包含一个通过连杆和

齿轮连接到密封盒子里指示仪指针的隔膜。隔膜的内部直接连接到皮托静压系统的静压管。

在仪表盒子里面的隔膜外部区域也连接到静压管，但是是通过一个受限制的孔(校正的漏气

口)。

隔膜和盒子都从静压管以现有大气压力接受空气。当飞机在地面或者水平飞行时，隔膜和仪

表盒子内部的压力仍然相同，指针位于0 位置。当飞机爬升或者下降时，隔膜内部的压力

立即改变，但是由于受限制通道的测量动作，短时间内盒子压力仍然较高或者较低，导致隔

膜收缩或者膨胀。这产生了压力差，表现在仪表指针上就是指示为爬升或者下降。当压力差

稳定在一定速率后，指针指示了高度变化的速度。

垂直速度指示计能够显示两类不同的信息：

􀁺 及时显示飞机爬升或者下降速度增加或者降低的趋势信息。

􀁺 速率信息显示稳定的高度变化速度。

例如，如果维持在稳定的500 英尺每分钟(fpm)爬升，且机头慢慢放低，那么垂直速度指

示仪就会立即测量到这个变化，显示爬升速率的降低。这个最初的表现称为趋势。经过很短

时间后，垂直速度指示仪指针稳定在新的爬升率，在这里例子中，是低于500fpm 的某个

爬升率。从爬升率的最初变化时间知道垂直速度指示仪显示一个准确的新的爬升率，这段时

间称为延迟(或者叫间隔)。不熟练的控制技术和紊流会延长间隔时间，导致无规律的和不稳

定的速率指示。一些飞机装配了一个瞬时垂直速度指示仪(IVSI)，它结合加速计来补偿典

型垂直速度指示仪中的延迟。如图6-5

飞行员航空知识手册

第164 页

仪表检查

为确保正确的运行，起飞前要确认垂直速度指示仪指示在0 位置。起飞后，它应该指示一

个正的爬升率。

空速指示仪

空速指示仪是一个灵敏的差压表，它迅速的测量和显示皮托或冲压和静压之间的差值，这个

静压是水平飞行时未受扰动的大气压力。当飞机停放在地面上静止空气中时这两个压力会相

等。当飞机在空气中移动时，皮托管上的压力变得大于静压管中的压力。这个压力差别被空

速指针表示在仪表盘面上，它以英里每小时(mph)，节(knots，每小时1 海里，大约1.85

公里每小时)或者这两者为刻度单位。如图6-6

飞行员应该理解下列速度：

指示空速(IAS)-从空速指示仪上获得的直接仪表读数，没有根据大气密度变化，安装误差

飞行员航空知识手册

第165 页

或者仪表误差而校正。制造商使用这个空速作为确定飞机性能的基准。在飞机飞行手册或者

飞行员操作手册中列出的起飞，着陆和失速速度都是指示空速，一般不随高度或者温度而变

化。

标定空速(CAS)-校正安装误差和仪表误差之后的指示空速。尽管制造商努力保持空速误差

最小，消除空速运行范围内的所有误差是不可能的。在某一空速和某一襟翼设定下，安装和

仪表误差可能有好几节。这个误差通常在低空速时最大。在巡航和较高空速范围内，指示空

速和标定空速近似相同。请参考空速校正图来纠正可能的空速误差。

真实空速(TAS)-按照高度和非标准温度修正后的标定空速。因为空气密度随高度增加而降

低，飞机在较高的高度上必须飞得更快才能在皮托冲压和静压之间产生相同的压力差。因此，

对于一个给定的标定空速，真实空速随高度增加而增加；或者对于一个给定的真实空速，标

定空速随高度增加而降低。

飞行员可以用两种方法获得真实空速。最准确的方法是使用飞行计算器。对于这个方法，标

定速度是通过使用计算器上的空速修正数值根据温度和压力变化来修正的。也可以使用非常

准确的电子飞行计算器。只需要输入标定空速(CAS)，压力高度，和温度，计算机就会计算

真实空速。

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

定空速即可。

地面速度(GS)-飞机相对于地面的实际速度。它是因为风而调整过的真实空速(译者注：风

修正的真实空速，这个速度考虑地面作为速度参照物)。地面速度随迎风而减小，顺风时增

加。

空速指示仪标记

重量不超过12500 磅【译者注：约5669.90 公斤】，1945 年以后制造，且被FAA 认证的

飞机，要求其空速指示仪按照标准彩色编码标记系统来印标。这个彩色编码标记系统使得飞

行员看一眼就知道对飞机安全飞行很重要的空速限制。例如，如果执行机动期间，可以注意

到空速指针处于黄色弧线内，快速的接近红色线，要立即反应来降低空速。

如图6-7 所示，单发动机小飞机上的空速指示仪包含下列标准彩色编码标记：

飞行员航空知识手册

第166 页

􀁺 白色弧线-这个弧线通常指的是襟翼运行范围，它的下限表示完全襟翼失速速度，上限

表示最大襟翼速度。进近和着陆通常飞行在白色弧线速度范围内。

􀁺 白色弧线的下限(Vs0)-着陆配置中的失速速度或者最小稳定飞行速度。在小飞机上，

这是着陆配置(起落架和襟翼都放下)中最大着陆重量下的停车失速速度。

􀁺 白色弧线的上限(Vfe)-襟翼伸出时的最大速度

􀁺 绿色弧线-这是飞机的正常运行速度范围。大多数飞行处于这个速度范围内。

􀁺 绿色弧线的下限(Vs1)-特定配置下获得的失速速度或者最小稳定飞行速度。对于大多

数飞机，这是最大起飞重量下低阻配置(clean configuration,起落架收起，如果襟翼

可伸缩，襟翼也收起)的停车失速速度。

􀁺 绿色弧线上限(Vno)-最大结构巡航速度(译者注：超过这个速度可能引起飞机部分结构

应力过载)。除非在稳定空气中，不要超过这个速度。

􀁺 黄色弧线-警告范围。在这个速度范围内只能在稳定空气中飞行，只提供告警。

􀁺 红线(Vne)-永不超过的速度。禁止在这个速度以上运行，因为它可能导致损坏或者结

构失效。

帅哥

其他空速限制

一些重要的空速限制没有标记在空速指示仪的表盘上，但是可以在标牌和飞机飞行手册或飞

行员操作手册上找到。这些空速包括：

􀁺 设计机动速度(Va)-这是乱流速度和突然操纵的最大速度。如果在飞行期间，遭遇乱流

或者严重的紊流，要降低空速到机动速度或者以下来最小化飞机结构上的应力。考虑重

量的时候参考这个速度很重要。例如，当飞机有较重的载荷时Va 可能是100 节，但

是载荷轻的时候就只有90 节。

􀁺 起落架操作速度(Vlo)-如果飞机装配了可收放起落架的话，这个速度就是伸出或者收缩

起落架的最大空速。

􀁺 起落架伸出速度(Vle)-飞机在起落架伸出后可安全飞行的最大空速。

􀁺 最好爬升角速度(Vx)-飞机能够在给定的距离内获得最大高度的空速。这个速度在短场

飞行员航空知识手册

第167 页

(short-field)起飞飞越障碍物时使用。

􀁺 最好爬升率速度(Vy)-飞机以这个空速能够在给定时间内获得最大高度。

􀁺 最小控制速度(Vmc)-这是轻型双发飞机在一个发动机突然不起作用的时候可以良好地

控制的空速，而另一个发动机是起飞功率。

􀁺 单发失效时的最好爬升率速度(Vyse)-在轻型双发飞机有一个发动机失效时，在给定时

间内能够获得最大高度的空速。

仪表检查

起飞前，空速指示仪读数应该为0.但是，如果有直接吹向皮托管的风，空速指示仪的读数

可能比0 大。当开始起飞时，确认空速以适当的速度在增加。

皮托-静压系统的堵塞

误差几乎总是表明皮托管，静压口或者两者的堵塞。堵塞可能是由于潮湿(包括冰冻)，灰尘，

或者甚至是昆虫。飞行前，确认皮托管盖子已经拿掉。然后，检查皮托管和静压管的开口。

堵塞的皮托管只影响空速指示仪的精确度。然而，静压系统的堵塞不仅空速指示仪，还会导

致高度计和垂直速度指示仪的错误。

堵塞的皮托系统

如果皮托管的排出孔仍然打开的话，皮托系统可以变得完全堵塞或者只部分堵塞。如果皮托

管变得堵塞，而它的相关排出孔仍然干净，冲压空气就不再能进入皮托管系统了。已经在系

统内的空气会通过排出孔排出，剩余压力会下降到外部空气压力。在这种情况下，空速指示

仪读数降低为零，因为空速指示仪检测不到冲压空气和静压空气之间的压力差别。空速指示

仪的行为就好像飞机稳定的停在停机坪(ramp)上。空速的明显损失通常不是瞬时的。相反，

空速会向零下降。如图6-8

飞行员航空知识手册

第168 页

飞行中，如果皮托管，排出孔和静压系统都被堵塞，由于截留的压力使空速的变化不会被显

示出来。然而，如果静压系统还干净，空速指示仪就像高度计。在皮托管和排出孔都堵塞的

高度之上，随着高度增加，冲压空气压力相对静压力就会发生明显增加。这个压力差导致空

速指示仪显示空速的增加。当飞机降低到低于皮托管堵塞时的高度，就会发生指示空速下降。

如图6-9

飞行员航空知识手册

第169 页

在飞过可见湿气期间，皮托管可能堵塞。一些飞机可能会装配皮托管加热器用于在可见湿气

内的飞行。请参考飞机飞行手册或者飞行员操作手册来了解详细的皮托管加热程序。

堵塞的静压系统

如果静压系统堵塞，但是皮托管仍然干净，空速指示仪会继续运行；然而，它是不准确的。

当飞机运行在静压口堵塞时的高度之上，空速指示比实际速度慢，因为截留的静压比那个高

度的正常压力高。当运行在较低高度时，指示空速比实际速度快，因为系统中截留了相对低

的静压力。

飞行员航空知识手册

第170 页

静压系统的堵塞也会影响高度计和垂直速度指示仪。截留静压里导致高度计固定在堵塞发生

时的高度。对于垂直速度指示仪，堵塞的静压系统产生一个持续的零指示读数。如图6-10

陀螺飞行仪表

有几个飞行仪表利用了陀螺仪的特性来运行。包含陀螺仪的最常见仪表是转弯协调仪，航向

指示仪，和姿态指示仪。为理解这些系统如何运行，需要仪表动力系统，陀螺的原理和每个

仪表的工作原理知识。

陀螺原理

任何旋转的物体都表现出陀螺的特性。利用这个特性设计和安装的轮子或者转子称为陀螺仪。

仪表陀螺的两个重要设计特性是其尺寸上的大重量，或者说密度大，和高速旋转时的低摩擦

力。

有两种通用类型的装配结构；使用哪种类型取决于利用了陀螺仪的哪个特性。自由安装的陀

螺仪能够自由的绕它的重心以任意方向旋转。这样一个轮子被称为有3 个自由度平面。轮

子或者转子在任何一个支架相关的平面内自由旋转，陀螺轮子在静止时也是平衡的，它会保

持在被放置的位置。受限的或者半刚性安装的陀螺仪是那些一个自由面被固定在相关支架上

的结构。

陀螺效应有两个基本的特性：空间内的刚度和进动。

飞行员航空知识手册

第171 页

空间内的刚度

空间内的刚度是指陀螺仪保持在它所旋转平面内的固定位置这个原理。通过把这个轮子或者

陀螺仪安装在一组万象环上，陀螺仪能够在任何方向自由旋转。因此，如果万象环是倾斜的，

螺旋的，或者是移动的，陀螺仪还是会保持在它最初所旋转的平面内。如图6-11

进动

进动是陀螺对偏转力的反应形成的的倾斜或者旋转。对这个力的反作用不是发生在它所施加

的那个点上；而是发生在旋转方向90 度以后的点上。这个原理使陀螺能够通过检测方向变

化产生的压力大小来确定旋转的速度。陀螺进动的速度和旋转速度成反比，和偏转力大小成

正比。

进动在一些仪表上也会产生较小的误差。如图6-12

飞行员航空知识手册

第172 页

动力源

在某些飞机上，所有陀螺仪是真空的，压力的或者是电力运作的；而其他飞机，真空系统和

压力系统为航向指示仪和姿态指示仪提供动力，而电力系统为转弯协调仪提供动力。大多数

飞机至少有两个动力源来确保一个动力源失效时至少有一个倾斜信息源。

真空或者压力系统通过吸入一个高速气流来冲击转子环来高速旋转转子这个方法来旋转陀

螺，很像水车或者涡轮机的运行。仪表运行所需的真空或者压力大小是变化的，但是通常位

于4.5-5.5 英寸汞柱范围内。

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

同，取决于陀螺仪的多少。

典型的真空系统由发动机驱动的真空泵，减压阀，空气过滤器，量表和完成连接必要的管子

组成。量表安装在飞机的仪表面板内，指示系统内压力的大小(真空是用低于周围环境的英

寸汞柱度量的)。

飞行员航空知识手册

第173 页

如图6-13 所示，空气被发动机驱动的真空泵抽进真空系统。首先经过一个过滤器，它能防

止外边的东西进入真空或压力系统。空气然后经过姿态指示仪和航向指示仪，这里它使陀螺

仪旋转。减压阀是防止真空压力或者抽气机超过指定的限制。之后，空气被排出系统或者用

在其他系统内，例如用于使充满空气的防冰罩膨胀。

飞行期间监视真空压力很重要，因为吸气压力低的时候姿态指示仪和航向指示仪可能不能提

供可靠的信息。真空，吸气或量表通常被标记来指示正常范围。一些飞机装配了告警灯，当

真空压力下降到预期水平的时候就发亮。

帅哥

转弯指示仪

飞机使用两种转弯指示仪-转弯侧滑指示仪以及转弯协调仪。因为陀螺仪安装的方式，转弯

侧滑指示仪只以度每秒指示转弯的速度。由于转弯协调仪上的陀螺仪以一个角度安装，或者

说是倾斜的，开始它可以显示侧滚速度。一旦侧滚稳定后，它就指示转弯的速度。两个仪表

都显示转弯方向和质量(转弯协调性)，也可以用作姿态指示仪失效时倾斜信息的备用来源。

协调性是通过使用倾角计获得的，它由充满液体的弯管组成，其中有一个小球。如图6-14

飞行员航空知识手册

第174 页

转弯侧滑指示仪

转弯侧滑指示仪中的陀螺仪在竖直平面内旋转，对应于飞机的纵轴。一个单极万向节限制了

陀螺仪可以在其中倾斜的平面，一个弹簧试图把它恢复到中心。由于进动，水平方向的偏转

力使得陀螺仪从飞行员座位看去是向左或者向右倾斜。转弯侧滑指示仪使用一个指针，称为

转弯指针来指示转弯的方向和速度。

转弯协调仪

转弯协调仪中的万向节是倾斜的；因此，它的陀螺仪可以检测侧滚速度和转弯速度。由于转

弯协调仪在训练飞机上更流行，这里的讨论就集中于这个仪表。当在转弯侧滚或者退出侧滚

时，仪表上的小飞机就会向飞机侧滚方向倾斜。快的侧滚速度导致小飞机比慢侧滚速度倾斜

的更陡。

转弯协调仪通过使小飞机的机翼和转弯指针对齐可以用于确定和维持标准速率转弯

(standard-rate-turn)。转弯协调仪只显示转弯的速度和方向；它不显示倾斜的具体角度。

【标准速率转弯：每秒3 度的转弯。完整的360 度转弯需要2 分钟。确定标准速率转弯所

需近似倾角大小的经验方法是转弯空速除以10，再加上结果的一半。例如120 节空速时，

飞行员航空知识手册

第175 页

标准速率转弯大约需要18 度倾角(120/10=12;12+6=18),200 节时大约需要30 度倾斜

角来做标准速率转弯。】

倾角计

倾角计用于表示飞机的偏航，它是飞机机头的边对边运动。在协调转弯和平直飞行时，重力

使得小球位于弯管的参考线中间。协调转弯飞行是通过保持小球居中而维持的。如果小球没

有居中，它可以用方向舵来居中。为了这样，要在小球偏转的一边施加方向舵压力。使用简

单的规则，“脚踏球上”来记住应该踩哪边的脚舵。【译者注：小球在右边，就踩右边脚舵来

居中，否则踩左侧脚舵。】

如果副翼和方向舵在转弯时是协调的，球就会保持在弯管的中间。如果空气动力不平衡，球

就会离开弯管的中间。如图6-15 所示，内滑(slip)时，对应于这个倾斜角来说转弯速度太

慢，球就会向转弯的内侧移动。外滑时，对应于这个倾斜角来说转弯速度太快，球向转弯的

外侧移动。为纠正这种状态，改进转弯的质量，记住“脚踏球上”。改变倾斜角也可以帮助从

外滑或者内滑中恢复协调飞行。要纠正内滑，可以降低倾斜角或者增加转弯速度。要纠正外

滑，增加倾斜角或者降低转弯速度。

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

飞行员航空知识手册

第176 页

仪表检查

飞行前，检查倾角计充满液体且没有气泡。球应该在它的最低点。当滑行转弯时，转弯协调

仪应该指示正确方向的转弯。

姿态指示仪

姿态指示仪使用它的缩微小飞机和地平线显示飞机的姿态情况。缩微小飞机和地平线的关系

和真实飞机相对实际地平线的关系是一样的。仪表指示出飞机瞬时姿态即使是最微小的变化。

姿态指示仪中的陀螺仪安装在水平平面内，它的运行取决于空间内的刚性。地平线线条表示

真实地平线。这个地平线被固定到陀螺仪，保持在水平平面内，当飞机绕它的横轴或者纵轴

抚养或者倾斜时，它能够指示飞机相对于真实地平线的姿态。如图6-16

提供的一个调节旋钮，可以用它来调节缩微的飞机对应于地平线的上下位置，以配合飞行员

的视线。通常的，缩微的小飞机被调节为平直飞行时机翼交叠在地平线上。

俯仰和倾斜限制依赖于仪表的制造和型号。倾斜平面的限制通常从100 度到110 度，俯仰

限制通常从60 度到70 度。如果任何一个限制被超过了，仪表将会混乱或者溢出，知道重

新稳定才会正确的显示。很多现代姿态指示仪不会混乱。

每个飞行员都应该能够解释图6-17 中所示的倾斜刻度。仪表顶部的大多数倾斜刻度指示仪

和飞机实际倾斜的方向同向运动。某些其他型号移动方向和飞机实际倾斜方向相反运动。如

果指示仪用于确定倾斜方向，那么这会使飞行员混淆。这个刻度应该只能用于控制期望倾斜

的角度。缩微飞机对地平线的关系应该用于倾斜方向的指示。

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

态。

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航向指示仪

航向指示仪或者定向陀螺是一个基本的机械仪表，设计用于使磁罗盘容易使用。磁罗盘中的

误差是很多的，使得直线飞行和精确转弯到特定航向难以完成，特别是在紊流的空气中时。

然而航向指示仪不会受使磁罗盘难以准确指示的力的影响。如图6-18

航向指示仪的运行依据于空间刚性的原理。转子在一个竖直平面内旋转，被固定到一个罗经

刻度盘的回转轴。因为转子保持空间内的刚性，卡上的点在空间内保持相对于垂直平面的相

同位置。当仪表盒子和飞机绕垂直轴旋转时，罗经刻度盘提供清除准确的航向信息。

由于摩擦力产生的进动，航向指示仪会从一个航向缓行或漂移到设定的航向。在其他因素中，

漂移量极大的依赖于仪表的状况。如果齿轮用旧了，有灰尘，没有正确润滑，漂移会过量。

航向指示仪中的另一个误差是由于陀螺仪是空间导向的这个事实导致的，地球在空间上的旋

转是每小时15 度。因此，摩擦力产生的进动要被削弱，航向指示仪每小时的运行可能多达

15 度的误差。

一些航向指示仪从磁性辅助传送器接受磁北极参考，通常不需要调整。没有这样一个自动寻

找北极能力的航向指示仪称为“自由”陀螺，需要定期调整。经常检查指示是非常重要的，大

约每15 分钟一次，必要时需要复位航向指示仪和磁罗盘对齐。当飞机平直恒速飞行时，调

整航向指示仪到磁罗盘航向来避免罗盘误差。

航向指示仪的俯仰和倾斜限制随仪表的具体设计和制造而变化。轻型飞机的某些航向指示仪

的限制大约为55 度俯仰和55 度倾斜。这些姿态限制的任何一个被超出时，会发生仪表混

乱和溢出，不再给出正确指示，知道重新复位。溢出后，它可以用锁钮复位。很多使用的现

代仪表被设计成不会混乱的行为。

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仪表检查

当陀螺旋转起来的时候，确认没有不正常的声音。滑行时，仪表应该指示正确方向的转弯，

进动不应该不正常。在慢车功率时，使用真空系统的陀螺仪表可能不会达到操作速度，进动

可能比飞行时发生的更快。

磁罗盘

由于磁罗盘依据磁力原理工作，飞行员对于磁力至少有个基本的理解是有益的。一个简单的

条状磁体有两个磁力中心，它们称为磁极。磁力线从每一极全向流出，最后弯曲返回到另一

极。这些磁力线穿过的区域称为磁场。处于讨论的目的，磁极命名为“北极”和“南极”。如果

两个磁体放在一起，那么一个磁体的北极就会吸引另一个磁体的南极。有证据表明围绕地球

周围有磁场，磁罗盘的设计应用了这个理论。很像在地球两极地面以下几百英里有一个巨大

的磁体。如图6-19

地球绕这地理南极和北极形成的轴旋转。这些地点也称为真南极和真北极。另一个是磁南极

和磁北极形成的轴。磁力线从每一个磁极的所有方向流出，最终返回到相反的一极。罗盘和

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地球的南北极磁场形成的磁轴对齐。

磁力线的垂直分量在赤道上为0，在磁极位置为100%全部的力。如飞机上的磁罗盘，如

果磁盘指针保持顺着这些磁力线，垂直分量就会导致指针的一端倾斜或者偏转。偏转程度随

着指针越来越靠近磁极而增加。就是这个偏转或者倾斜才导致磁罗盘很大的误差。

磁罗盘结构简单，它经常是飞机上唯一的一个寻找方向的仪表。它包含两个固定于浮子上的

磁铁指针，围绕这个磁性指针安装了个刻度盘。指针是平行的，它的北极端指向相同的方向。

罗盘刻度的字母标出了主要的航向，每30 度间隔用一个数字标出，最后的0 度被忽略。例

如，30 度在刻度盘上表示为3，而300 度表示为30。在这些数字之间，刻度盘按5 度分

度。磁罗盘是所有飞机必需设备。它用户设定回转仪的航向指示仪，纠正进动，航向指示仪

故障时它作为备用设备。如图6-20