1、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(AFM/POH)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
2、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，它就会改变它
3、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
4、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，
5、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
6、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
7、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。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
8、。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。由于密度直接随压力而变化，随温度相反地变化，
9、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 时，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
10、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。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
11、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
12、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
13、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
14、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。平直飞行飞行性能的所有主要方面都和飞机的稳定态
15、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
16、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，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
17、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
18、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 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
19、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关系：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
20、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.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
21、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
22、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
23、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
24、，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
25、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
26、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
27、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
28、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
29、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
30、。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
31、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。【译者注：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
32、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。】地面效应地面效应是由于飞行时飞机的气流模式对翼面的干扰。地面效应可以在翼面之上的一个翼展高度内检测和测量到。然而，地面效应在飞机以低速维持在一个恒定高度或者低高度飞行时极其重要(例如，在接地前的着陆拉平期间，和飞机离地加速到爬升速度的起飞期间)。当机翼收到地面效应的影响时，上洗流和下洗流以及翼尖涡流都会减弱。由于翼尖涡流的减弱，诱导阻力也降
33、低。当机翼位于四分之一翼展高度时，诱导阻力大约降低 25%，当机翼高度等于十分之一翼展时，诱导阻力大约降低 50%。在寄生阻力为主导的高速飞行时，诱导阻力只是总阻力的一小部分。因而，在起飞和降落期间，地面效应的影响是更大的考虑。如图 9-14假设飞机维持恒定迎角和空速下降到地面效应里，将会发生如下影响：由于阻力的降低，将需要更小的机翼迎角来产生相同的升力系数，或者，如果维持恒定的机翼迎角，机翼的升力系数将会增加。作为阻力降低的结果，在低速时需要的推力也会降低。 水平尾翼下洗流的减弱会降低升降舵的有效性。它可能引起机头下沉的趋势，这样就要求方向舵更加的向上来平衡飞机。在大多数情况下，地面效应会导
34、致静压源压力的增加，引起空速和高度的较低指示。在飞机以恒定迎角进入地面效应的拉平期间，飞机将会经历升力系数的增加。因此，会经历到“漂浮”的感觉。由于地面效应中的阻力降低，拉平期间的任何过速都可能导致一个相当长的“漂浮”距离。如果正在执行有功率进近，当飞机下降进入到地面效应时，应该降低功率设定以避免飞过了预期的接地点。起飞期间，飞机离开地面效应会遇到和进入地面效应相反的情况。例如，飞机离开地面效应时会：要求增加迎角，以维持相同的升力系数发生诱导阻力的增加，进而要求推力增加，发生飞机有机头上仰的趋势，这要求升降舵行程降低来配平飞机，因为在水平尾翼的下洗流增强。【译者注:压力差增加，尾翼向下的力增加
35、，进而导致机头有上仰的趋势，但是要控制不能过分上仰。】一般还会遇到静压源压力降低和指示空速增加。由于地面效应中阻力降低，飞机好像能够以低于推荐的空速起飞。然而，当飞机以不足的空速飞出地面效应高度时，最初的爬升性能由于阻力增加而被证明是临界的。在例如高密度高度，高温和最大总重的极端情况下，飞机可能以不足的空速升空，但是却不能飞出地面效应。进而，飞机可能飞越不了障碍物，或者可能又跌落(settle back)到跑道。在边际条件下，飞机以推荐的空速起飞能够提供足够的初始爬升性能，这点很重要。如果跑道足够长，或者没有障碍物存在，地面效应可以通过利用降低的阻力来改进最初的加速而作为它的优点。地面效应对于
36、正常飞行运行在柔软而粗糙的场地起飞和着陆的性能非常重要。从这些表面起飞的程序要转换成地面运行期间机翼上尽可能多的重量，和获得真实飞行速度前借助于地面效应的起飞。那么就必须逐渐的降低迎角，直到在努力爬升离开地面效应前获得正常的空速。反向控制区飞机的空气动力学特性从总体上确定了不同飞行条件下的功率需求，而发动机的实际能力总体上确定了不同飞行条件下的可用功率。当飞机处于稳定的水平飞行时，必定获得了平衡条件。当升力等于重力，动力所设定的推力等于飞机阻力的时候就能获得不加速状态的飞行。以不同的速度飞行在恒定的高度上为获得平衡所需要的功率用功率需求曲线表示。功率需求曲线说明了这样的一个事实，即在接近失速的
37、低速或者最小可控空速时，稳定水平飞行所需要的功率设定是非常高的。正常控制区(region of normal command)的飞行含义是当保持在恒定高度时，空速越高要求的功率设定也就越高，空速越低要求的功率设定也就越低。大多数飞机的飞行(爬升，巡航和机动)是控制在正常控制区。反向控制区(region of reversed command)的飞行含义是较高的空速需要较低的功率设定，而较低的空速需要较高的功率设定来保持恒定的高度。它的意思不是说功率的降低将会导致空速降低。在飞行的低速阶段会遇到反向控制区。低于最大续航时间速度(功率曲线的最低点)的飞行速度随空速降低需要较高的功率设定。由于随着空
38、速降低而要增加需求功率设定和正常控制的飞行相反，位于最小需求功率设定的速度和失速速度(或最小可控速度)之间的飞行速度机制用术语反向控制区表示。在反向控制区，为了保持稳定的飞行，随着空速的降低，必须要同时增加功率设定。图 9-15 中最大可用功率显示为一条曲线。较低的功率设定，例如巡航功率，也会显示出类似的曲线。需求功率曲线的最低点表示在这个速度上最低制动马力可以维持水平飞行。这用术语最好续航时间空速(best endurance airspeed)表示。一架以低空速，高俯仰姿态有功率进近的飞机着陆于短场跑道，这是运行在反向控制区的例子。如果将要发生无法接受的高速下降，飞行员有可能通过增加功率来
39、降低或停止下降。但是如果不使用额外的功率，那么飞机将可能失速或者着陆时不能拉平。在这种情况下只通过降低飞机机头来重新获得飞行速度而不使用功率，那么将会导致快速的下降速度，相应的高度也就不能维持。如果在软场地起飞或者爬升中，例如，飞行员在没有获得正常的爬升俯仰姿态和空速的条件下就视图飞出地面效应，那么飞机可能以危险的低高度不经意的进入了反向控制区。即使是使用了满功率，飞机或许也不能爬升或者甚至不能维持高度。这种情况下飞行员唯一可以依靠的就是为了增加速度而放低飞机的俯仰姿态，这将不可避免的导致高度的损失。当以低飞行速度运行在反向控制区时，飞机驾驶员必须对空速的准确控制予以特别注意。跑道表面和坡度跑
40、道条件影响起飞和着陆性能。典型的，性能图表信息是假设跑道表明是铺设的，水平，光滑且干燥。因为没有两条跑道是一样的，一条跑道的表明不同于另一条，例如跑道的梯度或者斜度。如图 9-16跑道表面随机场不同而差别很大。碰到的跑道表明可能是混凝土的，沥青的，沙砾的，泥土的或者草地的。具体机场的跑道表明在机场/设施手册中说明。任何不坚硬和光滑的跑道表面都会增加起飞时的地面滑跑距离。这是因为轮胎不能在这样的跑道上顺利的滚动。轮胎会陷入松软的，草地的或者泥泞的跑道上。道面上的坑洼不平或者车辙会称为跑道上轮胎运动不畅的原因。诸如泥浆，积雪，或者积水这些障碍都会降低飞机沿跑道的加速性能。尽管多泥的和潮湿地面条件可
41、以降低轮胎和跑道之间的摩擦力，它们也会称为障碍，降低了着陆距离。如图 9-17当面对不同的跑道类型时，制动效果是另一个考虑因素。跑道表面条件影响飞机的制动能力。应用于刹车且轮胎不打滑时的功率大小被称作制动有效性。确保跑道的长度足够起加速，且当得知跑道低于理想跑道表面条件时确保跑道长度足够着陆减速。跑道的倾斜度或坡度是跑道高度随跑道长度的变化量。坡度用百分比表示，例如 3%坡度。这个意思是每 100 英尺跑道，跑道高度变化 3 英尺。一个正的坡度表示跑道高度增加，而负的坡度表示跑道高度的降低。上坡的跑道会阻碍加速，导致起飞时地面滑跑距离较长。然而，着陆在上坡跑道通常会减少着陆滑跑距离。下坡跑道有
42、助于起飞时的加速，导致起飞距离缩短。着陆时则反之，当着陆在下坡跑道时会增加着陆距离。跑道坡度信息包含在机场/设施手册中。如图9-18跑道上的水和动态打滑跑道上的水会降低轮胎和地面之间的摩擦力，也会降低制动效率。当轮胎打滑时，制动能力就完全失去，因为一层水隔开了轮胎和跑道表面。当跑道被冰覆盖时，也会失去制动效率。当跑道是湿的，飞行员会面临动态打滑。动态打滑是一种状态，这时飞机的轮胎在一层水上滚动而不是在跑道面上。因为打滑的轮子没有接触跑道，基本不能实现制动和方向控制。为了帮助使动态打滑降到最低，一些跑道开了凹槽以助于排出积水；但是大多数跑道没有。轮胎压力(译者注：这里是指轮胎对跑道表面的压强，而
43、不是内部的气压。)是动态打滑中的一个因素。根据图 9-19 的简单公式，飞行员可以计算节为单位的最小速度，在这个速度将发生打滑。简单来说，最小打滑速度是通过主轮轮胎压力的平方根乘以 9 得到的，胎压单位是磅每平方英寸。例如，如果主轮轮胎压力是 36 磅每平方英寸，那么飞机将在 54 节(36 的平方根为 6，6 乘以 9 等于 54)速度的时候开始打滑。以高于推荐的接地速度着陆将使得飞机的打滑可能性更大。而且一旦开始打滑，在低于最低的初始打滑速度以下还会打滑。(译者注：通常会发现，最大静摩擦力会大于滑动摩擦力，这也是一旦打滑后，即使速度低于最小初始打滑速度时还能继续打滑的主要原因。)在潮湿的跑
44、道上，方向控制可以通过迎风降落来优化。应该避免生硬的控制。当跑道是潮湿的，着陆前做好制动问题的准备，准备好应付打滑。选择一个最和风向对齐的跑道来降落。此时机械的制动可能是低效的，因此空气动力学制动应该能发挥它的全部优势。(译者注：潮湿的地面不利于使用主轮刹车制动，因为容易打滑，所以要充分利用迎风的阻力来制动。)起飞和着陆性能飞行员导致的飞机事故大多数发生在飞行的起飞和着陆阶段。由于这个事实，飞行员就必须熟悉所有影响飞机起飞和着陆性能的变化因素，在这些飞行阶段必须努力做到准确而专业的操作程序。起飞和着陆性能是加速和减速运动的一种状态。例如，在起飞期间，飞机从零速度起飞加速至起飞速度而升空。在降落
45、期间，飞机以着陆速度接地，减速至零速度。起飞或者着陆性能的重要因素如下列：1. 起飞或着陆速度一般的是失速速度或者最小飞行速度的函数。2. 起飞或着陆滑跑期间的加速或减速的快慢。任何物体的加速和减速直接的和力的不平衡而正比例变化，而随物体的质量反比变化。3. 起飞或这着陆滑跑的距离是加速/减速和速度这两者的函数。起飞性能最小起飞距离是任何飞机运行的主要影响，因为它确定了跑道要求。最小起飞距离是通过以某一最小安全速度起飞来得到的，这个最小安全速度允许失速速度之上的足够富余，提供符合要求的控制和初始爬升率。一般的，升空速度是飞机起飞设定条件下的失速速度或者最小可控速度的某一固定百分比。同样地，升空
46、将发生在某一特定的升力系数和迎角数值。根据飞机的特性，升空速度约是失速速度或者最小可控速度的 1.05 到 1.25 倍。为计算特定升空速度时的最小起飞距离，在起飞滑跑期间作用于飞机的力必须提供最大加速度。作用于飞机的各种力可能受到或者不受到飞行员的控制，特定的飞机可能需要不同的程序来维持起飞加速在最大值。发动机推力是提供加速的主要力量，对于最小起飞距离，输出推力应该是最大值。只要飞机有速度就会产生升力和阻力，升力和阻力的值依赖于迎角和动态压力。除了正确的程序的重要因素之外，还有很多其他变量影响飞机的起飞性能。在起飞滑跑期间改变起飞速度或加速度的任何细节都会影响起飞距离。例如，总重量对起飞距离
47、的影响是重大的，在预测飞机的起飞距离时必须彻底的考虑这个因素。可以认为增加的总重量对起飞性能有三方面的影响：1. 较高的升空速度2. 要加速更大的质量3. 增加的减速力量(阻力和地面摩擦力)如果总重量增加，就需要更大的速度来产生更大的使飞机以起飞升力系数升空的升力。作为总重量变化的影响的例子，起飞重量增加 21%将需要升空速度增加 10%来支持更大的重量。总重量的变化将改变有效加速力，也改变了被加速的总质量。如果飞机有相对较高的推重比，有效加速力的变化就会很小，而且对加速的主要影响是由于质量的变化。起飞距离随总重量的平方而缓慢变化。例如，起飞总重量的 10%增加将导致：需要起飞速度增加 5%加
48、速度至少降低 9%起飞距离至少增加 21%对于高推重比的飞机，起飞距离的增加可能大约为 21%到 22%，但是对于推重比相对较低的飞机，起飞距离的增加将大约为 25%-30%。如此强烈的影响要求预测起飞距离时充分考虑总重量这个因素。风对起飞距离的影响是很大的，在预测起飞距离时也必须充分的考虑。迎风的影响是使飞机能够以较低的地面速度达到升空速度，而顺风的影响是要求飞机获得更大的地面速度才能达到升空速度。为起飞空速 10%的迎风风速会减少起飞距离大约为 19%。然而，起飞空速 10%的顺风风速将会增加起飞距离大约 21%。当迎风速度是起飞速度的 50%时，起飞距离将大约是无风时起飞距离的 25%(
49、降低了 75%)。风对着陆距离的影响和对起飞距离的影响是一样的。图 9-20 用起飞或着陆距离的百分比变化和风速对起飞或着陆速度比率的函数，说明了风的综合影响。【横轴为风速对起飞或着陆速度的比率，纵轴是起飞或着陆距离的百分比变化量】当跑道长度和起飞距离处于临界时，合适的起飞速度的影响是特别重要的。在飞机飞行手册/飞行员操作手册中指定的起飞速度是一般的最小安全速度，飞机可以以这个速度升空。任何以低于推荐速度起飞的努力将意味着飞机可能失速，变得难以控制，或者初始爬升率非常低。在某些情况下，过大的迎角可能使飞机不能飞出地面效应。另一方面，起飞时过大的空速可能提高初始爬升率和飞机的操纵感，但是会引起起飞距离的不必要增加。假设加速度实质上不受影响，那么起飞距离将随着起飞速度的平方变化。因此，空速超出 10%将会增加起飞距离 21%。在大多数临界起飞条件下，起飞距离如此的增加是禁止的，飞行员必须坚持使用推荐的起飞速度。压力高度和环境温度的影响主要的确定了密度高度和它对起飞性能的影响。而温度对发动机性能的某些指标的影响同时被适当修正的话，那么就确定了密度高度对起飞性能的具体影响。密度高度的增加将对起飞性能产生两方面的影响：1. 更大的起飞速度2. 降低推力，而且减少了有效加速力。如果一架给定重量和配置的飞机运行在海平面之上更高的高度，飞机将仍然要求动态压力以起飞升力系数升空。因此，飞
