飞行中空气动力学理论知识讲解

一.概述

某些因素会影响航空器的性能，如：大气、空气动力和航空器积冰等。飞行员需正确理解这些因素，并以此为基础，较好地预测航空器对操纵动作的反应，尤其是在 IFR 进近、等待以及在仪表气象条件（IMC）下减速时。虽然这些因素对 VFR 的飞行员来说也比较重要，但对于那些飞 IFR 的飞行员则要求更为严格。原因就是仪表飞行员是完全依赖仪表的显示来精确控制航空器的。由此可见，如果飞行员要对航空器的操纵动作做出正确地判断， 那么他必须首先具备扎实的空气动力学理论基础知识。

机翼

为了更好地理解空气动力，飞行员需要弄明白一些与翼型相关的基础术语。『图 2-1』为一典型翼型图。

翼弦是连接翼型前缘和后缘的一条直线，翼弦的长度（即从侧面来测量）称为弦长。

中弧线是一条由到上下翼面距离相等的点组成的弧线。从机翼侧面看，中弧与翼弦在两端相交。中弧线是很关键的，因为它与翼型的空气动力性能好坏直接相关。而人们一般通过最大弧度（从弦线端点开始移动测量中弧和弦线对应点之间的距离）来有效地评估翼型的空气动力特性。

二.基础空气动力学回顾

仪表飞行员不仅要深刻理解影响飞行中航空器性能的各种因素之间的关系及其不同点， 还需弄清在外力变化和不同操纵情况下航空器是如何做出反应的。为什么呢？因为一些仪表飞行环境中的固有危险是不会在目视飞行中出现的，也就是说只有仪表飞行员才会遇到这些问题。要弄清楚如何解决这些问题，就必须提到作用在飞机上的四个力以及牛顿运动学第三定律。『图 2-2』

相对气流：相对于翼型来说气流的流动方向。

迎角（攻角）：飞行轨迹或相对气流和翼弦之间的锐角。

飞行轨迹：航空器正在或将要沿其飞行的路线或轨迹。

四个力

作用在飞行中的航空器上有四个基本的作用力『图 2-3』分别是：升力、重力、推力、阻力。

升力

升力是作用在翼型上的空气动力合力的一个分力，它的作用方向垂直于相对气流。相对气流是相对于翼型的气流流动方向。升力的作用点在平均压力中心（CP），常称作升力中心。应该说明一下：该点是在翼弦上的一点，所有的空气动力都会作用在该点上。升力的大小与空速、空气密度、翼型大小和形状以及迎角成比例变化。在直线平飞的时候，升力等于重力。

重力

重力是地心引力表现出来的一个对航空器的拉力。它通过航空器的重心（CG）作用在航空器上，方向垂直向下。应该说明一下：重心不应与升力中心混淆，它们之间有很大的差别。在航空器下降时，重力要大于升力。

推力

推力是一个推动航空器在空气中运动的力，可以用马力来度量。该力平行于推力中心线，克服阻力，提供给航空器向前的速度分量。

阻力

阻力是一个纯空气动力，与相对气流平行，一般由两部分组成：诱导阻力和废阻力。

诱导阻力

诱导阻力伴随升力的产生而产生，随空速的增加而增加。它是垂直于翼弦的升力在飞机运动方向上的分力。因此，如果机翼不产生升力，那么诱导阻力为零。反之，速度越大，诱导阻力越大。

废阻力

不是由于产生升力而引起的各类阻力的统称叫做废阻力。它是由飞机的表面对平滑气流的扰动以及产生的涡流所引起的。这些阻力都不是来自于升力的产生，而是由于物体在大气中运动造成的。废阻力随着空速增加而增加。它包括：摩擦阻力、干扰阻力和压差阻力。

摩擦阻力

覆盖航空器整个表面的是一层薄薄的空气，称为附面层。在该表面上的空气分子相对于航空器表面的速度为零，然而处在这个停滞空气分子之上的一层，却由于接近自由流动空气的第三层，被拖拽而向前移动。各层的速度随距航空器表面距离的增加而增加，最后达到与外部自由流动空气相等的速度。从蒙皮表面到自由空气速度达到的层之间的部分就是附面层。在亚音速时，累积层的厚度大概和扑克牌的厚度差不多。因为空气具有粘性，各层之间的相对流动会产生阻力。该力阻碍飞机的运动，被称为表面摩擦阻力。因为表面摩擦阻力与接触面的面积相关，因此它对小飞机的影响比较小，而对大型运输机影响非常大。

干扰阻力

干扰阻力是由于气流之间互相冲撞产生涡漩、紊流，制约气流平稳流动而产生的。例如， 在绕机身的气流和绕机翼的气流相遇的那些地方，一般在接近翼根处，这些气流互相干扰产生的阻力要大于各自产生的阻力。当把多个物体安置在飞机表面时，各个物体独立产生的阻力之和会小于互相干扰后产生的合阻力。

压差阻力

压差阻力是由于物体前后的压力差而产生的阻力，它和航空器及其部件的形状相关。如果某人平放一个圆盘在气流中，那么作用在上盘面和下盘面的气压是相等的。然而，气流在流经盘子的后部时开始分离。这样就产生了乱流，于是导致后部的压力减小。这样物体的前后就产生了压力差，于是产生了阻力。正是考虑到这一点，较新的飞机通常通过沿机身安装水滴形的整流罩来减少乱流的产生从而减少压差阻力。

总推力必须克服总阻力来产生向前的速度，有了速度才能产生升力。而总升力必须克服航空器的总重力，包括实际重力和尾部向下的力（用于控制航空器俯仰姿态）。掌握好航空器的这些元素与环境之间的关系，为正确判读航空器仪表提供了理论基础。

牛顿第一定律，惯性定律

牛顿第一定律，惯性定律：一个静止的物体将保持静止，一个运动的物体会保持运动的速度和方向，直到有外力作用。物体抵抗变化的力称为惯性力。有两个外力会一直作用在飞行中的航空器：重力和阻力。飞行员使用俯仰和推力来克服或改变这些力，从而保持预定的飞行航迹。如果飞行员在直线平飞时减小动力，航空器将会由于阻力大于推力而减速。然而， 随着航空器减速，升力也会减小，这样会造成航空器由于重力大于升力而下降。『图 2-4』

图 2-4牛顿第一定律：惯性定律.

牛顿第二定律，动量定律

牛顿第二定律，动量定律：在外力的作用下， 物体会沿这外力的方向加速运动，而加速度的大小与作用力大小成正比，但与物体的质量成反比。加速度既可以表示速度的增加也可以表示速度的减小。动量定律说明了航空器改变飞行轨迹和速度的能力，而飞行轨迹和速度可通过俯仰、坡度和推力操纵来控制。加速、减速、爬升、下降以及转弯都是平时飞行中飞行员控制加速度的实例。

图 2-6牛顿第三定律：反作用力定律

三.大气

大气包裹在地球的外围。大气中的干空气包含 78%的氮气、21%的氧气和大约 1%的其他气体，如氩气、二氧化碳、和其他稀有气体。虽然看上去很轻，但是空气的确有重量，作用在海平面上 1 平方厘米大气的重量大概是 1 公斤。由于重力大概有一半的大气会聚集在离地 5.5 千米的范围内，剩下的大气则在超过 1600 千米的垂直范围中散布。

空气密度是空气温度和压力共同作用的结果。空气密度与空气温度成反比，与空气压力成正比。为了在温度升高时保持压力不变，密度必须减小，反之亦然。为了在压力增大时保持温度不变，则密度必须增加，反之亦然。这些关系为正确理解仪表显示和航空器性能提供了理论的基础。

大气层

大气分成若干层，首先是对流层，从地面开始一直延伸到 18 千米左右。随后是平流层、中间层、电离层、热层，最后是外逸层。对流层顶是对流层和平流层的分界线，其厚度和高度都会发生变化，但通常都符合每上升 1000 英尺温度降低 2°C（温度在 1°C 以上时）的标准温度变化率。

国际标准大气（ISA）

为了提供一个统一的国际标准，便于性能计算和参考，国际民航组织（ICAO）设立了 ICAO标准大气。这样，所有的仪表显示和航空器性能规范都可以用这个标准作为参考。由于标准大气所设定的一系列条件在现实当中是很少见的，因此飞行员需要清楚非标准大气是如何影响仪表显示和航空器性能的。

标准大气中，海平面气压为 29.92'Hg（1013.25 百帕），温度为 15°C（59°F）。标准气压减少率大概为高度每增加 1000 英尺，气压降低 1 英寸汞柱（33.86 百帕），直到平流层顶。由于所有航空器都是在标准大气的环境下进行比较和评估的，因此所有的航空器所用仪器需要进行标准大气校准。因为真实的运行环境很少能与标准大气完全吻合，在仪表和航空性能的实际运用中必须进行某些修正。例如，在 10000ISA 中大气压力应该为 19.92'Hg

（29.92'-10'Hg=19.92'），同时外界温度应为-5°C（15°C-20°C）。如果实际温度或气压不等于标准大气的计算结果，那么必须要对性能和各种仪表显示进行修正。

压力高度（Pressure Altitude）

有两种方式能够度量出大气对航空器性能和仪表读数的影响：压力高度和密度高度。此处的压力高度是狭义地指在标准气压基准面（1013.25 百帕，ISA 的海平面）之上的高度，它用于统一飞行高度层（FL）的高度。在涉及航空器性能的计算中，当高度表设定为 1013.25 百帕时，高度的指示就是标准气压高度。而具体的高度表拨正程序，请参考 CCAR-91 部第 121 条。

密度高度（Density Altitude）

密度高度是针对非标准气温进行修正后的压力高度，用于确定在非标准大气中的空气动力性能。密度高度随着空气密度的减小而升高。由于密度的变化直接与气压和温度相关，因此在一个给定的压力高度条件下，可能存在一个较大的温度变化范围，从而引起密度发生变化。任何一个温度和压力高度的组合，仅有一个密度与之对应。空气的密度对航空器以及引擎的性能有着显著的影响。无论航空器飞行在海平面以上的真实高度是多少，同样的密度高度对应的航空器性能是相同的。如果没有计算图表，密度高度可以通过估算得到，即每高于 ISA 环境 1 摄氏度就增加 120 英尺。例如：在 3000 英尺压力高度上，ISA 环境下的温度应为 9°C（15°C-[温度递减率 2°C/1000 英尺x3000 英尺=6°C]）。但是，如果实际温度为 20°C（比 ISA 环境下的温度 9°C 多了 11°C），那么 11°C 的增量乘以 120 英尺等于 1320 英尺。将这个数值加到初始的 3000 英尺上，就得出了此时的密度高度为 4320 英尺（3000 英尺 1320 英尺）。

四.升力

升力的方向总是与相对气流和航空器横轴相垂直。事实上升力是以机翼而非地球表面作为参照的。在学习飞行操纵时，很多错误源于对此理解不准确。升力并非总是“向上”的。随着飞行员操纵航空器进行机动飞行时，它的方向相对于地球表面是会不断变化的。升力的大小与空气密度、机翼表面积和空速成正比。它也与机翼的类型和迎角密切相关。在迎角增加到临界迎角（失速迎角）前，升力随迎角的增大而增大。此后如果迎角继续增大将会造成升力急剧减小。因此，在传统航空器上飞行员通过改变迎角和速度来控制升力的大小。

俯仰与动力的关系

通过『图 2-7』我们可以看出，在控制飞行轨迹和空速时，俯仰姿态与动力之间的关系。为了保持升力不变，在速度减少的时候，航空器仰角必须增大。

图 2-7迎角和升力之间的关系

飞行员通过控制升降舵来改变俯仰姿态及迎角大小。当向后的拉杆力作用到升降舵控制杆上时，尾部下沉同时机头上扬，从而增大了机翼的迎角和升力。在大多数情况下，升降舵会对尾部产生一个向下的压力， 这个压力来自于航空器的速度产生的能量。当重心靠近航空器后部时，升降舵向下的力会减小。这会导致用于产生向下的力的能量减小，而用于航空器性能的能量增加。

推力是通过油门来控制的，其作用是获得或保持所需的空速。控制航空器飞行轨迹的最精确的方式是在控制俯仰的同时使用动力（推力）来控制空速。改变航空器俯仰时，为了保持升力不变，需要同时改变动力。

如果飞行员想让航空器在高度不变的情况下加速，推力必须增加以克服阻力。随着航空器速度的增加，升力也开始增加。为了防止高度增加，俯仰姿态必须要减小，以减小仰角，保持高度。保持高度不变减速时，必须减小推力，使其小于阻力。随着速度的减小，升力随之减小。为了防止掉高度，俯仰姿态必须增大，通过增大迎角来保持高度不变。

五.阻力曲线

诱导阻力和废阻力绘制在同一个曲线图中时，作用在航空器的总阻力以“阻力曲线”的形式出现。『图 2-8』中的 A 曲线图显示了一条基于推力和阻力的曲线，主要适用于喷气式航空器。『图 2-8』的 B 曲线图则基于功率和阻力，主要适用于螺旋桨驱动的航空器。本章重点关注螺旋桨驱动的航空器的功率和阻力曲线图。

理解阻力曲线有助于充分理解各类性能参数和航空器的各种限制。如果要保持一个不变的空速，功率必须刚好等于阻力。因此该曲线既可以是阻力曲线，也可以是所需功率的曲线。所需功率曲线表征了为了保持匀速平飞，克服阻力所需功率的大小。活塞式发动机螺旋桨的最大效率为80-88%。随着空速的增加，螺旋桨效率会逐渐提高，直至达到最高效率为止。此点之后，空速的继续增加将会导致螺旋桨效率降低。能产生 160 马力的发动机实际上只有 80%的马力能够转换为可用马力，即大约 128 马力。剩下的能量将会损失掉。这就是推力和可用功率曲线随速度变化的规律。

图 2-8所需推力和功率曲线

操纵区

从阻力曲线也可以看出有两个操纵区：正操纵区和反操纵区。术语“操纵区”代表了所需功率和速度之间的关系。“操纵”是指飞行员为了达到或保持某一期望的速度，以功率或推力的形式对航空器进行的控制。

“正操纵区”内，要加速就必须要增加功率。这个区域范围内的速度都比最小阻力点的速度大，该区域的操纵特性主要受废阻力的影响。

在“反操纵区”内，增加功率会造成速度的减小。该区域位于速度小于最小阻力点（所需推力曲线内L/DMAX 对应的速度，『图 2-8』）的范围内，该区域的操纵特性主要受诱导阻力的影响。『图 2-9』表明了同一个功率设定有可能对应两个速度：点 1 速度和点 2 速度。这是因为在点 1 处诱导阻力大而废阻力小；在点 2 处则是废阻力大，诱导阻力小。

操纵特性

绝大多数的飞行都是在正操纵区内进行：例如，巡航、爬升和机动飞行。反操纵区可能会在航空器速度较低的起飞或着陆阶段出现。不过对于大多数通用飞机来说，这个区域是非常小的，低于正常进近速度。

在正操纵区内飞行的特点是航空器自身有相对较强的保持配平速度（使用配平完全消除杆力之后的速度）的趋势；在反操纵区内飞行的特点则是航空器保持配平速度的趋势较弱。事实上，在反操纵区域内，航空器很可能没有任何保持配平速度的趋势。正因为如此，在反操纵区内低速阶段飞行时，飞行员必须十分注意对速度进行正确控制。

虽然并不是说在反操纵区内的飞行一定存在非常大的困难和危险，但在反操纵区内，一些基本飞行技术错误确实会产生比平时更严重的后果，因此掌握正确的基础知识和准确的操作技能非常重要。

速度稳定性

正常操纵

在正常操纵区内的飞行特性在『图 2-10』中用曲线上的 A 点来说明。假设航空器在 A 点处于匀速平飞的平衡状态：升力等于重力，可用功率恰好等于所需功率。如果速度增大，而功率设定没有改变，就会出现动力不足。这时航空器会有减速的趋势以恢复动力和阻力的平衡。

如果速度减小，而功率设定没有改变，就会出现动力过剩。这时航空器会有加速的趋势以恢复动力和阻力的平衡。正确地配平航空器会加强这个趋势。

图 2-10速度稳定性区域

航空器的这种静态纵向稳定性会让航空器具有恢复到初始配平状态的趋势。

假设航空器在 C 点处于匀速平飞的平衡状态。『图 2-10』如果速度稍微增加或减少，航空器会趋向于保持改变后的速度。这是因为曲线在该处相对平坦，速度的轻微改变并能不能产生动力上明显的过剩或匮乏。此处具备中立稳定性，也就是说航空器会趋向于保持新的速度。

反操纵

在反操纵区内的飞行特性在『图 2-10』中用曲线上的 B 点来说明。假设航空器在 B 点处于匀速平飞的平衡状态：升力等于重力，可用功率恰好等于所需功率。当速度大于 B 点速度的时候，会出现功率过剩。这样会造成航空器继续加速到一个更大的速度。当速度小于 B 点速度的时候，会出现功率不足。航空器的趋势是继续减速到一个更小的速度。

这种不稳定趋势的发生是因为 B 点两边的剩余功率的变化放大了速度的初始改变量。虽然航空器的静态纵向稳定性会努力保持初始的配平状态，但由于低速飞行的迎角较大，造成诱导阻力的增加，因此不稳定性的影响占据了主导地位。

六.配平

“配平”这个动作是指运用航空器上可调节的空气动力装置来调整力的大小，这样飞行员就不需要一直用手来保持在控制杆上的操纵力了。配平片就是这样一种空气动力装置。配平片是一个较小的、可调整的铰链连接平板，位于升降舵、副翼或方向舵的后缘（一些航空器使用可调整的水平尾翼来代替配平片用于俯仰配平）。配平的过程是通过把配平片偏转到与主控制面需要保持的方向相反的方向来实现的。气流撞击在配平片上的力造成主控制面能被偏转到某一位置，以修正航空器的不平衡状态。

因为配平片是利用气流来工作的，所以配平与速度密切相关。速度上的任何改变都相应地需要对航空器进行重新配平。一架航空器在正确进行俯仰配平之后会试图返回到改变之前的原始速度。因此对于仪表飞行员来说保持航空器的持续配平是非常重要的。配平片的使用大大降低了飞行员的工作量，允许他们将一些精力运用到其他的工作中而不会削弱对航空器的控制。

七.低速飞行

任何时候航空器在接近失速速度或反操纵区附近的运行，如正常着陆时的最后进近速度、复飞的初始阶段、或低速飞行中的机动，都属于我们说的低速飞行。

低速飞行的主要特征是大迎角，需要升力。而获得更大升力需要运用襟翼和一些增升装置来改变翼型的弯度或延缓附面层的分离。简单襟翼和分裂式襟翼『图 2-11』是比较常见的用于改变翼型弯度的襟翼。需要说明的是，当襟翼打开的时候，航空器的失速迎角会减小。无襟翼时的机翼失速迎角为 18°，放襟翼（到最大升力系数CL-MAX位置）后，新的机翼失速迎角为 15°。不过，襟翼放到CL-MAX位置的失速迎角对应的升力比不放襟翼 18°迎角时产生的升力更大。

延缓附面层分离是另一种增大CL-MAX的方式。一些方法在实际中被运用，如吹除附面层等。但是在通用航空轻型航空器中最常用的设备是涡流发生器。沿着机翼排列的小金属片（通常在操纵面之前），会产生乱流。这些乱流会将附面层外高速流动的空气与附面层内静止的空气混合起来。这样的效果与其他的附面层设备是相似的。

『图 2-12』在仪表进近过程中，大多数小型飞机会保持一个稍高于 1.3 倍VSO的进近速度。例如，某飞机的失速速度VSO为 50 节，那么其正常的进近速度就会是 65 节。不过，这架飞机可能在仪表进近的最后阶段保持 90 节的速度（1.8VSO）。起落架很可能会在飞机开始最后进近下降时，或截获ILS下滑道信号时放下。飞行员也可能为此进近阶段设定一个中间襟翼位置。以这样速度飞行的飞机具有较好的正向速度稳定性，正如『图 2-10』中A点所代表的。以这样的形式飞行可以允许飞行员进行小幅度地俯仰变化，而无需改变功率设定。而且如果俯仰恢复到初始设定状态，速度也会恢复到初始值，因此小幅的速度改变也是允许。这样可以减少飞行员的工作负荷。

在着陆前的最后进近阶段，飞机通常会减速到正常的接地速度。当减速到 65 节的时候

（1.3VSO），飞机的状态接近于图中C点的状态。『图 2-10』在该点，精确地控制俯仰和动力、保持正确的速度变得尤为重要。由于此时速度的稳定性相对中立，即此时的速度趋向于在一个新的值上保持，而不会恢复到初始状态，因此将俯仰控制和动力控制相结合是十分必要的。除了对飞机进行精确的速度控制之外，飞行员一般还需放出襟翼来改变飞机的外形。外形的改变意味着飞行员必须时刻对在低高度出现的任何不需要的俯仰变化保持警惕。

如果速度再减小几节，飞机就会进入反操纵区。在该点，飞机会产生一种不安全的下沉率，而且会继续减速，除非飞行员采取迅速的修正措施。由于速度的不稳定性和与所期望速度相背离的趋势，在该区域内正确地进行俯仰和动力的配合是十分关键的。

大型飞机

驾驶失速速度较大的大型飞机的飞行员们可能会发现仪表进近时的速度接近 1.3VSO，而且在整个最后进近阶段都处在C点『图 2-10』附近。这样的话，在整个进近阶段都有必要进行精确的速度控制。可能我们需要临时性地设定比目标推力更大或更小的推力来迅速地修正速度偏差。

例如，某飞行员以 1.3VSO的速度驾驶飞机进行仪表进近，此时速度接近于L/DMAX，同时飞行员也知道能够保持此速度的功率设置。由于设定的功率稍微偏小，飞机实际飞行速度比预期的速度小了几节。飞行员稍微加大功率，这时飞机开始加速，但是加速比较慢。因为此时飞机正处于阻力曲线中的“平坦区”，功率的小幅度改变不会造成飞机迅速恢复到想要的速度值。所以飞行员需要用大于正常需求的功率来加速到这个新的速度，然后再减小功率到保持该速度所需的正常功率上来。

八.爬升

航空器的爬升能力由保持平衡后的剩余推力或剩余功率的大小来决定。剩余功率是以给定速度保持平飞所需功率之外的那部分功率。尽管有些时候功率和推力这两个词语使用时可以互相交换（很容易误认为它们是同一个概念），但在研究爬升性能时将他们区别对待是很有必要的。功是作用力与移动距离的乘积，通常与时间无关。功率指做功的快慢，即单位时间内所做的功，是力和速度的函数。推力也是功的函数，它是使物体速度发生变化的力。

起飞过程中即使航空器在失速速度附近，也不会发生失速现象。原因是该飞行阶段内有剩余功率的存在，可用于产生推力。因此，如果起飞过程中单发失效，必须通过改变俯仰姿态和空速大小来补偿推力的损失，这一点非常重要。

对一个给定重量的航空器，爬升角由推力和阻力之差，即剩余推力的大小来决定。当剩余推力等于零时，飞行轨迹的倾斜角为零，航空器处于稳定的平飞状态。当推力大于阻力的时候， 剩余推力大小决定爬升角的大小。当推力小于阻力的时候，推力的不足则会产生一个下降角

巡航飞行中的加速

航空器在平飞时能够加速是因为有保持稳定平飞之外的剩余功率，这和可用于爬升的剩余功率是一样的。在达到预计飞行高度之后，航空器通过减小迎角来保持高度，这时航空器开始在剩余功率的作用下增速，逐渐达到巡航速度。不过，改平后过早地减小功率会延长航空器的加速时间，应在速度快接近目标速度时再设定巡航功率。

九.转弯

和所有移动的物体一样，航空器需要一个侧向力的作用才能实现转弯。通常的转弯中，航空器通过压坡度将升力向内向上倾斜。这样升力就可以分解为互相垂直的两个分力。『图 2-13』与重力作用方向相反的向上的分量是升力的垂直分力。水平方向的升力分量作为向心力。升力的水平分力正是使航空器转弯的侧向力。与升力水平分力大小相等、方向相反的力是惯性离心力。理解航空器空速、坡度与转弯率、转弯半径之间的关系对于仪表飞行员来说非常重要。飞行员应该能够估算出对应某一转弯率，应该使用的坡度大小，也能够估算出切入航道时所需要的坡度大小。

图 2-13 转弯中的几个力

转弯率

转弯率，其单位通常是度每秒，它的大小决定于设定的空速和坡度。只要其中一个参数发生改变，转弯率就会改变。如果坡度不变航空器增速，转弯率就会减小，反之转弯率就会增加。

改变坡度而速度不变也会引起转弯率的改变。在不改变速度的条件下增加坡度，则转弯率增加。反之转弯率减小。

标准转弯率为 3°/秒，它在转弯仪上有明显的标识，是转弯时的常用参考。飞行员必须明白在保持转弯率不变的条件下，坡度是如何随着空速改变的，如在等待或仪表进近中的减速对坡度的影响。『图 2-14』表明了保持坡度不变或空速不变的情况下，转弯参数之间的关系，以及对转弯率和转弯半径影响。计算标准转弯率对应坡度的经验公式是将空速除以 10 再加上 7。如，一架航空器空速为 90 节，用 16°的坡度就可以保持标准的转弯率（90 除以 10 再加上 7 等于 16°）。

图 2-14 转弯

转弯半径

速度或坡度的改变都会造成转弯半径的变化。如果保持坡度不变而增加速度，则转弯半径增大；如果保持速度不变而增加坡度，转弯半径会减小，而减小坡度，转弯半径则会增大。这意味着如果以一个较大的速度切入航路会需要较长的距离，即在切入转弯之前需要一个更大的提前量。如果为了进入等待或进近，速度明显减小，则转弯的提前量会比巡航时的转弯提前量小。

方向舵和副翼的配合

任何情况下使用副翼都会产生反方向的偏航。滚转操纵（如转弯）时偏转副翼，结果就会产生反向偏航。航空器右转时，右侧副翼上扬，同时左侧副翼下沉。左边的升力会增加而右边的升力减小，结果造成航空器向右倾斜。然而，左边升力的增加会使左侧的诱导阻力也随之增加。由于阻力的作用，左侧机翼会减速，促使机头向转弯的反方向转动。仪表飞行时当加入或退出转弯时，要想精准地控制航空器，使用方向舵来修正反向偏航是非常必要的。通过转弯侧滑仪中小球的位置，飞行员可以很方便地看出转弯是否协调。

『图 2-15』当航空器压坡度进入转弯时，机翼上的垂直升力的一部分变成了水平分力，而垂直于地面的升力减小。

图 2-15反向偏航

因此，如果不增大向后的带杆力，航空器就不能在转弯过程中保持高度。垂直升力的损失可以通过增加半格俯仰量来补偿。此时配平可以用于消除增加的带杆力，不过一旦使用了配平，必须注意在转弯完成以后及时将配平恢复至转弯前的设置。

如果航空器的坡度相对于实际转弯率来说过大，造成升力的水平分力大于离心力，这样会出现内侧滑转弯，造成航空器偏向转弯内侧；如果转弯率相对于坡度来说过大，造成升力的水平分力小于离心力，这样则会产生外侧滑，即拖动航空器向转弯外侧运动。

侧滑仪中的小球能够说明转弯协调性的好坏。在协调飞行时，小球应该始终保持在中间位置。如果小球偏在转弯内侧，说明航空器发生了内侧滑。此时应向小球的方向蹬舵以增加转弯率，否则就应当减少坡度，这样才能消除侧滑，协调转弯。如果小球偏在转弯外侧，说明航空器发生了外侧滑。此时仍然应向小球的方向蹬舵以减小转弯率，否则就应当增大坡度，以达到协调转弯的目的。如果航空器操纵正确，坡度改平时，小球还应该保持在中间位置。在转弯过程中可以使用方向舵和副翼配平。

为了在转弯过程中保持高度，需要增大迎角，这会使飞机的诱导阻力增大。如果此时不相应地增大功率，则会导致速度有所损失。

十.载荷因数

任何作用在航空器上、使其偏离直线运动的力都会对航空器的结构产生应力。这种力的大小用载荷因数来反映。载荷因数是作用在飞机上的空气动力与飞机重量之比。举个例子，载荷因数为 3 指的是作用在航空器结构上的负载是其全重的三倍。在设计航空器的时候就需要确定航空器今后在各种环境下运行可能遇到的最大载荷因数。这个最大值称为“极限载荷因数”。

航空器的用途分类众多，如运输飞行、通用飞行、特技飞行，其分类的一个主要依据就是设计的载荷因数的大小。出于安全考虑，航空器必须设计成在最大载荷因数时不会出现任何结构上的损坏。

空气动力也可能造成某些过载，比如转弯。在平稳的气流中水平转弯时，机翼不仅支撑着飞机的重量，同时还承受着离心力。当坡度增加的时候，升力的水平分力增大，离心力增大， 载荷因数也随之增大。如果载荷因数过大，增大迎角都不能提供足够的升力来支撑负载，机翼就会失速。由于失速速度的增大与载荷因数的平方根成正比，因此载荷因数对飞行安全也起着至关重要的作用，飞行员必须清楚在哪些情况下载荷因数会明显增大。低速大坡度飞行、结构性积冰以及乱流区内的垂直阵风都有可能造成载荷因数过大，危及飞行安全。

十一.积冰

航空器积冰是飞行安全最大的危害之一。仪表飞行员必须清楚导致航空器积冰的条件，了解积冰的种类，积冰对航空器操纵和性能的影响，积冰对航空器系统的影响，以及航空器防冰除冰设备的使用和限制。应对积冰的危害要从飞行前计划开始做起，预测飞行过程中哪些区域可能发生积冰，在起飞之前就保证航空器远离冰和霜。在飞行过程中要继续保持这种严谨的态度，使用好防冰除冰设备。由于气象条件的变化，飞行员必须意识到什么时候应该改变飞行计划。

十二.积冰类型

结构性积冰（Structural Icing）

结构性积冰指的是在飞机表面的积冰。当过冷水滴撞击飞机的表面和结构时，立刻凝结成冰附着在飞机表面上。那些小而窄的物体是过冷水滴最易积聚、结冰速度最快的地方。因此， 飞行员可以通过观察视线内的小型突起物来探测积冰的情况。它们也是航空器上最早出现积冰的部位。航空器的水平安定面是比机翼更容易积冰的部位，原因就是水平安定面的迎风面积更小。

进气系统积冰（Induction Icing）

进气系统内的结冰会导致可以用于燃烧的空气量减少。活塞式发动机进气系统最常见的积冰是汽化器积冰。大多数飞行员对此都不陌生，当潮湿的空气通过汽化器管的时候会冷却下来。这样就使得管壁和阀门片上出现积冰，阻碍了气流进入发动机。这种现象常在-7°C 到 21°C 之间出现。要解决这个问题，可以对汽化器进行加温，利用从发动机内排出的尾气作为热源来融化积冰，或防止积冰产生。另外，燃油喷射式发动机通常不容易积冰，但是如果进气被冰阻碍， 发动机会受到影响。生产厂家设计了一个备用气源，它可以在正常系统失效的时候使用。

在涡喷发动机中，空气被吸入发动机，造成进气口处的空气压力减小，并且温度比周围的温度要低。在边缘的积冰条件下，温度的降低可能足以造成在发动机进气口处的积冰，扰乱进入发动机的气流。如果积冰破碎脱落，被吸入高速运转中的发动机内，这就成为了另一个危害， 造成风扇叶片损坏，发动机的压气机失速，或燃烧室熄火。当使用防冰系统的时候，回流的水也可能会在进气口的没有防冰设备的地方再此凝结，如果积冰过多，会减少进入发动机的气流或扭曲气流的流动方式，造成压气机或风扇叶片发生喘振，有可能损坏发动机。涡轮发动机的另一个问题就是发动机探头的积冰，这些探头用于帮助设定发动机的功率级别（如发动机进气温度或发动机压缩比探头），探头积冰会导致发动机仪表判读困难或总功率损失。

根据冰的结构和外部特征，积冰可分为明冰，雾凇和毛冰。不同的大气和飞行条件会形成不同种类的冰。而航空器表面明显的结构性积冰会引起很多操纵和性能方面的问题。

明冰（Clear Ice）

过冷的水以较慢的速度凝结成的光滑透明的冰叫做明冰。『图 2-16』它通常是在温度 0℃到-10℃的过冷雨中或由大水滴组成的云中形成的。与雾凇比较起来，明冰的结构比较紧密、坚硬， 有时更为透明。如果积冰量较大，明冰可能会形成一些角状的冰棱『图 2-17』。接近冰点的的温度、大量的液态水、较大的空速以及体积较大的水滴很容易导致明冰的形成。

雾凇（Rime Ice）

由过冷水滴撞击到航空器表面后，瞬间或迅速凝结成的粗糙、白色、不透明的冰称为雾凇。这种冰多形成在温度-20℃左右的云中。

『图 2-18』快速的凝结会导致冰内包含一些空气泡，造成外表看上去不透明，而且多孔、易碎。对于较大面积的积冰，雾凇可能沿着机翼流线型地延展。较低的温度、少量的液态水、较小的空速以及体积较小的水滴容易造成雾凇的形成。

毛冰（Mixed Ice）

毛冰是明冰和雾凇在同一表面的混合物。它多形成在温度-5℃到-15℃的云中，因为这样的云中往往是大小过冷水滴同时并存，所以形成的积冰既有大水滴冻结的特征，又有小水滴冻结的特征。毛冰不规则的形状和粗糙的表面对空气动力的影响是最大的。

翼型积冰的一般后果

结构性积冰危害最大的方面就是对空气动力的影响。『图 2-19』冰改变了机翼的形状，减小了最大升力系数和失速迎角。在迎角非常小的时候，冰对升力系数的影响很小或几乎没有。因此在以较小的迎角巡航时，在机翼上形成的冰对升力的影响很小。但是，冰会大大减小最大升力系数CL-MAX，失速迎角也很会显著减小，因此在增加迎角、减速进近时，飞行员可能会发现在机翼上的那些对巡航没有影响的冰会在迎角还不算大而速度也不是很小的时候就造成失速。即使是在机翼前缘薄薄的一层冰，尤其在比较粗糙时，会大大地增大失速速度。对于面积较大的，尤其是带冰棱的积冰，可能在小迎角的时候就会使升力受到影响。同时积冰会影响到翼型的阻力系数。『图 2-19』即使是迎角很小的情况下，积冰造成的阻力也是很明显的。

少量的积冰完全可能导致CL-MAX和失速迎角的显著减小。CL-MAX减小 30%的情况并不少见。大面积带冰棱的积冰会导致CL-MAX减小 40%～50%。积冰时阻力会稳定持续地增加，翼型阻力增加 100%并不罕见，如果大的冰棱形成，阻力能够增加 200%甚至更高。

机翼上积冰有很多其他的影响还没有在这些曲线中体现出来。甚至在翼型失速前，翼型表面的压力也会发生改变，从而影响后缘处的操纵面。此外，在起飞、进近和着陆过程中，许多飞机的机翼都是多部件翼型结构的。积冰会通过不同的方式影响各个部件。积冰可能也会影响各部件上气流之间的相互作用。

积冰可能会阻碍或限制操纵面的使用，影响操纵面的作用效果，甚至使其失效。而且，由于冰自身的重量过大，起飞时飞机可能不能离地，在空中航空器则不能保持高度。因此在飞行前应该除去任何形式的积冰或积霜。

结构性积冰的另一个危害是可能出 现不可控制的滚转现象，即伴随严重空 中积冰的自动滚转现象。驾驶具备积冰 条件下运行资格的航空器的飞行员必须 清楚，严重积冰超出了航空器审定的积 冰包线。自动滚转可能是由于气流分离 （空气动力失速）导致的，这会造成副 翼的自动偏转，削弱或丧失滚转的操控 特性『图 2-20』。这些现象是由于严重 积冰造成，不会有通常的积冰信号或空 气动力失速的征兆。由于重心CG在压力中心CP之前，

图 2-20水平安定面处向下的力

大多数航空器都有机翼升力造成的低头力矩。水平安定面的作用就是通过产生向下的力来抵消掉这部分力矩。『图 2-21』这种构型的结果就是：改出机翼失速的动作，如放下襟翼、增加速度，会增大水平尾翼的负迎角。因此水平尾翼积冰时，部分或全部放下襟翼可能会造成平尾失速。

『图 2-22』由于水平安定面通常比机翼要薄， 因此会更容易积冰。在多数航空器上， 飞行员是看不到它的，因此无法得知除冰设备对水平安定面的除冰效果。所以，飞行员必须时刻对水平安定面的失速保持警惕，特别是在进近和着陆过程中。

Piper PA-34-200T （Des Moines,Iowa）

据1996 年1 月9 日驾驶某航空器的飞行员口述：当其飞越跑道入口时，放襟翼到25°，而飞机突然低头向下。飞行员立刻收起襟翼增加油门，但是此时航空器好像根本无法控制。于是他又减小了油门，收起了襟翼，飞机在不可控的状态下撞击跑道，之后滑行了 1000英尺才停下来。此次事故中飞行员受重伤。

对飞机残骸检查之后发现在此次事故中，飞机的前部机身、发动机和机翼受到了严重的破坏。并且在左右水平安定面和垂直安定面前缘附近发现大概 1.5 厘米厚的雾凇。

造成该事故的原因是飞行员没有正确使用除冰系统，导致了尾翼的积冰和水平安定面失速。与该次事故相关的其他因素还有积冰的环境以及飞行员有意地操纵航空器飞入结冰区。

水平安定面失速的征兆

水平安定面积冰有可能引起下列一个或多个现象的发生:

升降舵操控抖动;

配平之后的姿态比正常时小;

其他不正常的俯仰变化。（可能导致飞行员感到飞机的振动）;

升降舵效力减弱或失效;

升降舵受力突然改变（操纵容易造成航空器低头）;

突然的意料之外的向下低头。

如果出现以上任何征兆，飞行员应该：

立刻把襟翼收回到之前的位置，同时适当施加一些抬头力;

收回襟翼时，应该适当增加空速;

针对航空器的外形和设置，使用足够的功率。（对于某些航空器设计来说，在大空速时设定较大的功率可以削弱水平安定面的失速趋势。具体参照生产厂家关于功率设定的建议）;

如果环境允许，即使是在阵风条件下，也应柔和地改变低头的俯仰姿态;

如果配备了充气除冰系统，可以多次使用该系统以除去在水平安定面上的积冰。

一旦水平安定面发生了失速，失速的程度会随着速度的增加而加剧，在同一襟翼设置下， 增加功率也可能会加剧失速。在任何襟翼设置下，水平安定面有积冰，如果空速超出飞机生产厂家的建议值，则可能会导致水平安定面失速和意料之外的航空器下俯，并且难以改出。在空速小于最大带襟翼速度（VFE）时，也有可能发生水平安定面失速。

螺旋桨积冰

从空气动力学的角度上说，螺旋桨叶积冰后推力减小的原因同机翼积冰升力减小、阻力增大的原因一样。积冰量最大的地方一般是在整流罩和接近桨叶根部处。螺旋桨上容易积冰和吸入发动机的区域一般采用的措施是防冰而不是除冰，以降低冰块被吸入发动机的可能性。

积冰对航空器关键系统的影响

除了结构性积冰和进气口积冰可造成较大的危害之外，飞行员必须关注那些容易受积冰影响的其它系统。虽然关键系统的积冰不会像结构性积冰一样降低航空器性能、像进气口积冰这样减小功率，但它也会给仪表飞行员带来很多严重的问题。这些系统例如飞行仪表、失速告警系统和风挡。

飞行仪表

正常运行中，空速表、气压式高度表、升降速度表这类飞行仪表都需要使用皮托管和静压孔采集的压力数据。当这些设备被冰覆盖时，相应的仪表就会显示错误的信息，这对于仪表飞行来说十分危险。这些仪表的原理以及积冰对它们的影响将在第三章（飞行仪表）中详细地介绍。

失速告警系统

失速告警系统给飞行员提供的信息非常关键。这个系统有多个种类，既包括复杂的失速告警传感器，也包括简单的失速告警电门。积冰以不同的方式影响这些系统，造成失速警告失效， 使情况更加危险。即使航空器失速告警系统在积冰时仍然保持工作，但它可能完全没有用处， 因为此时机翼失速的原因不是迎角过大，而是它探测不到的翼型积冰。

风挡

驾驶舱前窗积冰会严重影响飞行员的视线。允许积冰条件下运行的航空器一般都有风挡防冰措施，以帮助飞行员在飞行积冰时看清航空器外面的景象。一种风挡电加温系统能够提供给飞行员有限的视线范围。另一种系统通过风挡的底部安装的喷管给风挡喷射防冰液来防止积冰的产生。在那些安装了复杂的风挡以防止鸟击和过大压力载荷的高性能航空器上，加热组件通常是一层导电薄膜或细导线组，电流通过它们对风挡进行加热，防止冰的形成。

天线积冰

由于天线尺寸细小、形状突起，通常没有内部防冰除冰设备，因此更容易积冰。在积冰环境下飞行时，积冰可能会使天线不断振动，造成无线电信号受到干扰，甚至损坏天线。折断的天线，除了造成通信导航系统失效，还可能破坏航空器的其它部位。

十三.小结

航空器积冰造成了很多飞行事故，起飞过程中的事故多是由于没有在地面上对关键区域采取正确的防冰除冰措施。

如果飞行员不具备积冰条件飞行资格，或航空器没有装备相应的防冰除冰设备，则应该避开所有的积冰环境。有资格的飞行员可以在符合航空器审定的积冰环境中安全地运行，但是决不能轻视积冰。即使只是少量积冰，对飞行中的航空器来说也是非常危险的。飞行员应该十分熟悉航空器飞行手册（AFM）或飞行员操作手册（POH）中关于积冰环境下运行的所有内容， 而且严格按规定执行。正确地操作防冰除冰系统，以及注意积冰条件下的各种空速限制都是十分重要的。有一些积冰条件是任何航空器都不允许进入的，比如说过冷大水滴（SLD）。这些水滴存在于云中或云下，温度低于冰点，直径大于 50 微米。持续在其中飞行是极其危险的。飞行员应该十分熟悉 AFM 或 POH 中涉及积冰条件的相关内容，包括航空器上能够帮助飞行员在云中发现危险的一些特殊线索。

接下来的近期都会和大家一起来学习《仪表飞行手册》中的内容，这些基础知识虽然会有些枯燥，但是学习本身就是一件枯燥但却有意义的事情，小伙伴们加油！