固定翼飛機結構詳細講解---7
機翼
* 縱檣與翼梁十分相像，二者的區(qū)別在于縱檣的凸緣很弱并且不與機身相連，其長度有時僅為翼展的一部分。縱檣通常布置在機翼的前后緣部分，與上下蒙皮相連，形成封閉盒段，承受扭矩?？亢缶壍目v檣還可以懸掛襟翼和副翼。
* 桁條是用鋁合金擠壓或板材彎制而成，鉚接在蒙皮內(nèi)表面，支持蒙皮以提高其承載能力，并共同將氣動力分布載荷傳給翼肋。
二、橫向骨架 機翼的橫向骨架主要是指翼肋，而翼肋又包括普通翼肋和加強翼肋，橫向是指垂直于翼展的方向，它們的安裝方向一般都垂直于機翼前緣。
* 普通翼肋的作用是將縱向骨架和蒙皮連成一體，把由蒙皮和桁條傳來的空氣動力載荷傳遞給翼梁，并保持翼剖面的形狀。
* 加強翼肋就是承受有集中載荷的翼肋。
隨著現(xiàn)代航空技術的進步，新的飛行動力理論的應用，飛機機身的外形也呈現(xiàn)千姿百態(tài)，變化多端，如隱身戰(zhàn)斗機所使用的機翼和機身融為一體的翼身融合體；除去機身和尾翼的飛翼；除去機翼的升力體機身；以汽車作為機身的汽車飛機等等。
三、蒙皮 蒙皮是包圍在機翼骨架外的維形構件，用粘接劑或鉚釘固定于骨架上，形成機翼的氣動力外形。蒙皮除了形成和維持機翼的氣動外形之外，還能夠承受局部氣動力。早期低速飛機的蒙皮是布質(zhì)的，而如今飛機的蒙皮多是用硬鋁板材制成的金屬蒙皮。
* 按機翼的數(shù)量分類：可分為單翼機、雙翼機、多翼機等；
* 按機翼的平面形狀分類：可分為平直翼、后掠翼、前掠翼、三角翼等等；
* 按機翼的構造形式分類：可分為構架式、梁式、壁板式、整體式等等。
此外，機翼的剖面形狀也是多種多樣，隨著生產(chǎn)技術以及流體力學的發(fā)展，從早期的平直矩形機翼剖面到后來的流線形剖面、菱形剖面，機翼的升力性能越來越好，相反受到的空氣阻力越來越小，也就是說機翼的升力系數(shù)越來越大，相同面積的機翼所產(chǎn)生的升力就越來越大。
盡管機翼的外形五花八門、多種多樣，然而，不論采用什么樣的形狀，設計者都必須使飛機具有良好的氣動外形，并且使結構重量盡可能的輕。所謂良好的氣動外形，是指升力大、阻力小、穩(wěn)定操縱性好。以下是用來衡量機翼氣動外形的主要幾何參數(shù)
翼展：翼展是指機翼左右翼尖之間的長度，一般用l表示。
翼弦：翼弦是指機翼沿機身方向的弦長。除了矩形機翼外，機翼不同地方的翼弦是不一樣的，有翼根弦長b0、翼尖弦長b1。一般常用的弦長參數(shù)為平均幾何弦長bav，其計算方法為：bav＝（b0＋b1）/2。
展弦比：翼展l和平均幾何弦長bav的比值叫做展弦比，用λ表示，其計算公式可表示為：λ＝l/ bav。同時，展弦比也可以表示為翼展的平方于機翼面積的比值。展弦比越大，機翼的升力系數(shù)越大，但阻力也增大，因此，高速飛機一般采用小展弦比的機翼。
后掠角：后掠角是指機翼與機身軸線的垂線之間的夾角。后掠角又包括前緣后掠角（機翼前緣與機身軸線的垂線之間的夾角，一般用χ0表示）、后緣后掠角（機翼后緣與機身軸線的垂線之間的夾角，一般用χ1表示）及1/4弦線后掠角（機翼1 /4弦線與機身軸線的垂線之間的夾角，一般用χ0.25表示）。如果飛機的機翼向前掠，則后掠角就為負值，變成了前掠角。
根梢比：根梢比是翼根弦長b0與翼尖弦長b1的比值，一般用η表示，η＝b0/b1。
相對厚度：相對厚度是機翼翼型的最大厚度與翼弦b的比值。
除此之外，機翼在安裝時還可能帶有上反角或者下反角。
上反角是指機翼基準面和水平面的夾角，當機翼有扭轉(zhuǎn)時，則是指扭轉(zhuǎn)軸和水平面的夾角。當上反角為負時，就變成了下反角(Cathedral angle)。
機身
飛機機身的功用主要是裝載人員、貨物、燃油、武器、各種裝備和其他物資，它還可用于連接機翼、尾翼、起落架和其他有關的構件，并把它們連接成為一個整體。
按照機身的功用，首先在使用方面，應要求它具有盡可能大的空間，使它的單位體積利用率最高，以便能裝載更多的人和物資，同時連接必須安全可靠。應有良好的通風加溫和隔音設備；視界必須廣調(diào)，以利于飛機的起落。
其次在氣動方面，它的迎風面積應減小到最小，表面應光滑，形狀應流線化而沒有突角和縫隙，以便盡可能地減小阻力。
另外，在保證有足夠的強度、剛度和抗疲勞的能力情況下，應使它的重量最輕。對于具有氣密座艙的機身，抗疲勞的能力尤為重要。
飛機機身的型式一般有機身型、船身型和短艙型，機身型是陸上飛機的機體，水上飛機機體一般采用船身型，至于短艙型則是沒有尾翼的機體，它包括雙機身和雙尾撐。
另外，二戰(zhàn)中還有一種偵察/轟炸飛機，介于雙機身和雙尾撐形式之間：一側(cè)機身有座艙，另一側(cè)機身則連接尾翼，這種不對稱布局在飛機上較少見。機身的外形和發(fā)動機的類型、數(shù)目及安裝位置有關。例如活塞發(fā)動機螺旋槳式飛機的機身，就與噴氣式發(fā)動機飛機的機身有所不同。
從機身外形來看，不外乎側(cè)面形狀和剖面形狀兩種。側(cè)面形狀一般為拉長的流線體。現(xiàn)代飛機的側(cè)面形狀受到駕駛艙的很大影響。有的駕駛艙平滑地露于氣流之中，有的則埋藏在機身之內(nèi)，前者多用于中小型飛機，后者多用于大型飛機。
現(xiàn)代超音速戰(zhàn)斗機根據(jù)跨音速飛行的阻力特點，首先采用了跨音速面積律，即安裝機翼部位的機身截面適當縮小，形成蜂腰機身；其次它的機頭往往做得很尖，或者在頭部用空速管作為激波桿，遠遠地伸出在迎面氣流之中。這也有助于削弱激波的強度，減小波阻；第三是隨著速度的不斷增長，飛機機身的“長細比”不斷增大，即用細而長的旋轉(zhuǎn)體作機身?，F(xiàn)代超音速飛機機身的長細比已超過10。所謂長細比即是機身長度與機身剖面的最大直徑的比值，這一比值越大，則機身越細越長。而且隨著速度的提高，飛機機身相對于機翼尺寸也越來越大。
還有些超音速飛機為了減小阻力，盡量將駕駛艙埋藏于機身外形輪廓線之內(nèi)。這樣就使得飛機在著陸時座艙視界大大惡化。為了改善這種情況，就將機頭做成活動的，著陸時可以下垂。例如“協(xié)和”號超音速旅客機機頭就可下垂17.5度。
其機頭可有三種狀態(tài)。超音速飛行時，機頭呈流線形；亞音速飛行時，檔整流罩放下，以擴大駕駛員的視界；進場和著陸時則全部下垂，駕駛員視界就更擴大了。常用的機身剖面形狀有圓、橢圓、方、梯形等，這些形狀適用于不同用途及速度范圍的飛機。例如低速飛機可用方形，而具有氣密座艙的高亞音速大型客機，則多用圓形或橢圓形。噴氣式戰(zhàn)斗機一般采用不規(guī)則的形狀。
隨著現(xiàn)代航空技術的進步，新的飛行動力理論的應用，飛機機身的外形也呈現(xiàn)千姿百態(tài)，變化多端，如隱身戰(zhàn)斗機所使用的機翼和機身融為一體的翼身融合體；除去機身和尾翼的飛翼；除去機翼的升力體機身；以汽車作為機身的汽車飛機等等。
起落架
大家都知到，任何人造的飛行器都有離地升空的過程，而且除了一次性使用的火箭導彈和不需要回收的航天器之外，絕大部分飛行器都有著陸或回收階段。對飛機而言，實現(xiàn)這一起飛著陸功能的裝置主要就是起落架。
起落架就是飛機在地面停放、滑行、起飛著陸滑跑時用于支撐飛機重力，承受相應載荷的裝置。簡單地說，起落架有一點象汽車的車輪，但比汽車的車輪復雜的多，而且強度也大的多，它能夠消耗和吸收飛機在著陸時的撞擊能量。概括起來，起落架的主要作用有以下四個：
* 承受飛機在地面停放、滑行、起飛著陸滑跑時的重力；
* 承受、消耗和吸收飛機在著陸與地面運動時的撞擊和顛簸能量；
* 滑跑與滑行時的制動；
* 滑跑與滑行時操縱飛機。
在過去，由于飛機的飛行速度低，對飛機氣動外形的要求不十分嚴格，因此飛機的起落架都是固定的，這樣對制造來說不需要有很高的技術。當飛機在空中飛行時，起落架仍然暴露在機身之外。隨著飛機飛行速度的不斷提高，飛機很快就跨越了音速的障礙，由于飛行的阻力隨著飛行速度的增加而急劇增加，這時，暴露在外的起落架就嚴重影響了飛機的氣動性能，阻礙了飛行速度的進一步提高。
因此，人們便設計出了可收放的起落架，當飛機在空中飛行時就將起落架收到機翼或機身之內(nèi)，以獲得良好的氣動性能，飛機著陸時再將起落架放下來。
然而，有得必有失，這樣做的不足之處是由于起落架增加了復雜的收放系統(tǒng)，使得飛機的總重增加。但總的說來是得大于失，因此現(xiàn)代飛機不論是軍用飛機還是民用飛機，它們的起落架絕大部分都是可以收放的，只有一小部分超輕型飛機仍然采用固定形式的起落架（如蜜蜂系列超輕型飛機）。
起落架的布置形式是指飛機起落架支柱(支點)的數(shù)目和其相對于飛機重心的布置特點。目前，飛機上通常采用四種起落架形式：
* 后三點式：這種起落架有一個尾支柱和兩個主起落架。并且飛機的重心在主起落架之后。后三點式起落架多用于低速飛機上。
前三點式：這種起落架有一個前支柱和兩個主起落架。并且飛機的重心在主起落架之前。前三點式起落架目前廣泛應用于高速飛機上。
* 自行車式：這種起落架除了在飛機重心前后各有一個主起落架外，還具有翼下支柱，即在飛機的左、右機翼下各有一個輔助輪。
* 多支柱式：這種起落架的布置形式與前三點式起落架類似，飛機的重心在主起落架之前，但其有多個主起落架支柱，一般用于大型飛機上。如美國的波音747旅客機、C-5A(軍用運輸機（起飛質(zhì)量均在350噸以上)以及蘇聯(lián)的伊爾86旅客機(起飛質(zhì)量206噸)。顯然，采用多支柱、多機輪可以減小起落架對跑道的壓力，增加起飛著陸的安全性。
在這四種布置形式中，前三種是最基本的起落架形式，多支柱式可以看作是前三點式的改進形式。目前，在現(xiàn)代飛機中應用最為廣泛的起落架布置形式就是前三點式。
起落架的結構分類
* 構架式起落架
構架式起落架的主要特點是：它通過承力構架將機輪與機翼或機身相連。承力構架中的桿件及減震支柱都是相互鉸接的。它們只承受軸向力(沿各自的軸線方向) 而不承受彎矩。因此，這種結構的起落架構造簡單，質(zhì)量也較小，在過去的輕型低速飛機上用得很廣泛。但由于難以收放，現(xiàn)代高速飛機基本上不采用。
* 支柱式起落架
支柱式起落架的主要特點是：減震器與承力支柱合而為一，機輪直接固定在減震器的活塞桿上。減震支柱上端與機翼的連接形式取決于收放要求。對收放式起落架，撐桿可兼作收放作動筒。扭矩通過扭力臂傳遞，亦可以通過活塞桿與減震支柱的圓筒內(nèi)壁采用花鍵連接來傳遞。這種形式的起落架構造簡單緊湊，易于放收，而且質(zhì)量較小，是現(xiàn)代飛機上廣泛采用的形式之一。
支柱式起落架的缺點是：活塞桿不但承受軸向力，而且承受彎矩，因而容易磨損及出現(xiàn)卡滯現(xiàn)象，使減震器的密封性能變差，不能采用較大的初壓力。
* 搖臂式起落架
搖臂式起落架的主要特點是：機輪通過可轉(zhuǎn)動的搖臂與減震器的活塞桿相連。減震器亦可以兼作承力支柱。這種形式的活塞只承受軸向力，不承受彎矩，因而密封性能好，可增大減震器的初壓力以減小減霞器的尺寸，克服了支柱式的缺點，在現(xiàn)代飛機上得到了廣泛的應用。搖臂式起落架的缺點是構造較復雜，接頭受力較大，因此它在使用過程中的磨損亦較大。
水平尾翼
水平尾翼簡稱平尾，安裝在機身后部，主要用于保持飛機在飛行中的穩(wěn)定性和控制飛機的飛行姿態(tài)。尾翼的內(nèi)部結構與機翼十分相似，通常都是由骨架和蒙皮構成，但它們的表面尺寸一般較小，厚度較薄，在構造形式上有一些特點。一般來說，水平尾翼由固定的水平安定面和可偏轉(zhuǎn)的升降舵組成。
* 水平安定面
安定面的作用是使飛機具有適當?shù)撵o穩(wěn)定性。當飛機在空中作近似勻速直線運動飛行時，常常會受到各種上升氣流或者側(cè)向風的影響，此時飛機的航行姿態(tài)就會發(fā)生改變，飛機會圍繞質(zhì)心左右（偏航）、上下（俯仰）以及滾轉(zhuǎn)。如果飛機是靜不穩(wěn)定的，就無法自動恢復到原來的飛行姿態(tài)，即如果飛機受到風的擾動而抬頭，那么飛機就會持續(xù)抬頭，而且當這股擾動氣流消失以后，飛機就會保持抬頭姿態(tài)，而無法恢復到原來的姿態(tài)。
飛機的水平安定面就能夠使飛機在俯仰方向上（即飛機抬頭或低頭）具有靜穩(wěn)定性。水平安定面是水平尾翼中的固定翼面部分。當飛機水平飛行時，水平安定面不會對飛機產(chǎn)生額外的力矩；而當飛機受到擾動抬頭時，此時作用在水平安定面上的氣動力就會產(chǎn)生一個使飛機低頭的力矩，使飛機恢復到水平飛行姿態(tài)；同樣，如果飛機低頭，則水平安定面產(chǎn)生的力矩就會使飛機抬頭，直至恢復水平飛行為止。
* 升降舵
上面所說的情況是假設飛機作自由運動，而沒有飛行員操縱。當我們需要操縱飛機抬頭或低頭時，水平尾翼中的升降舵就會發(fā)生作用。升降舵是水平尾翼中可操縱的翼面部分，其作用是對飛機進行俯仰操縱。當需要飛機抬頭向上飛行時，駕駛員就會操縱升降舵向上偏轉(zhuǎn)，此時升降舵所受到的氣動力就會產(chǎn)生一個抬頭的力矩，飛機就抬頭
向上了（如上圖所示）。反之，如果駕駛員操縱升降舵向下偏轉(zhuǎn)，飛機就會在氣動力矩的作用下低頭。
隨著飛機的不斷發(fā)展，為了進一步提高飛機的操縱性能，尤其是在超音速飛行時的操縱能力，如今許多超音速飛機（尤其是高性能的戰(zhàn)斗機，如俄羅斯的Su－27、美國的F－15“鷹”戰(zhàn)斗機等）都將水平尾翼設計成可偏轉(zhuǎn)的整體，稱為全動平尾。
全動平尾是將飛機的水平安定面和升降舵合而為一的部件，它通過轉(zhuǎn)軸與機身結合，飛行員可以控制整個平尾偏轉(zhuǎn)，這使得飛機的操縱性能大大提高。根據(jù)轉(zhuǎn)軸的安排形式，全動平尾可分為兩大類：直軸式全動平尾和斜軸式全動平尾。
* 直軸式全動平尾
直軸式全動平尾的轉(zhuǎn)軸與機身軸線相垂直，構造比較簡單，適用于小展弦比的梯形和三角形平尾。其缺點是空氣動力載荷對轉(zhuǎn)軸的扭矩較大。
* 斜軸式全動平尾
斜軸式全動平尾的轉(zhuǎn)軸與機身軸線不垂直，往往帶有一定的后掠角，適用于后掠平尾。斜軸式全動平尾的優(yōu)點是便于將轉(zhuǎn)軸安排在平尾翼型最大厚度線附近，也有利于減小空氣動力載荷對轉(zhuǎn)軸的扭矩。其缺點是：轉(zhuǎn)軸在機身內(nèi)的安排比較復雜，此外，如果要在左右轉(zhuǎn)軸連接處用一個搖臂推動兩邊的平尾同時偏轉(zhuǎn)，則接頭的構造相當復雜。
垂 直 尾 翼
垂直尾翼簡稱垂尾，也叫做立尾，安裝在機身后部，其功能與水平尾翼類似，也是用來保持飛機在飛行中的穩(wěn)定性和控制飛機的飛行姿態(tài)。不同的是垂直尾翼是使飛機在左右（偏航）方向具有一定的靜穩(wěn)定性，并控制飛機在左右（偏航）方向的運動。同水平尾翼一樣，垂直尾翼由固定的垂直安定面和可偏轉(zhuǎn)的方向舵組成。
垂直安定面
飛機的垂直安定面的作用是使飛機在偏航方向上（即飛機左轉(zhuǎn)或右轉(zhuǎn)）具有靜穩(wěn)定性。垂直安定面是垂直尾翼中的固定翼面部分。當飛機沿直線作近似勻速直線運動飛行時，垂直安定面不會對飛機產(chǎn)生額外的力矩，但當飛機受到氣流的擾動，機頭偏向左或右時，此時作用在垂直安定面上的氣動力就會產(chǎn)生一個與偏轉(zhuǎn)方向相反的力矩，使飛機恢復到原來的飛行姿態(tài)。而且一般來說，飛機偏航得越厲害，垂直安定面所產(chǎn)生的恢復力矩就越大。
方向舵
方向舵是垂直尾翼中可操縱的翼面部分，其作用是對飛機進行偏航操縱。上面所說的情況是假設飛機作自由運動，而沒有飛行員操縱。當我們需要控制飛機的航向時，飛行員就可以操縱垂直尾翼中的方向舵達到偏航的目的。>
方向舵是垂直尾翼中可操縱的翼面部分，其作用是對飛機進行偏航操縱。上面所說的情況是假設飛機作自由運動，而沒有飛行員操縱。當我們需要控制飛機的航向時，飛行員就可以操縱垂直尾翼中的方向舵達到偏航的目的。
方向舵的操縱原理與升降舵類似，當飛機需要左轉(zhuǎn)飛行時，駕駛員就會操縱方向舵向左偏轉(zhuǎn)，此時方向舵所受到的氣動力就會產(chǎn)生一個使機頭向左偏轉(zhuǎn)的力矩，飛機的航向也隨之改變。同樣，如果駕駛員操縱方向舵向右偏轉(zhuǎn)，飛機的機頭就會在氣動力矩的作用下向右轉(zhuǎn)。
操 縱 系 統(tǒng)
傳遞操縱指令、驅(qū)動舵面和其他機構以控制飛機飛行姿態(tài)的系統(tǒng)稱為操縱系統(tǒng)。根據(jù)操縱指令的來源，可分為人工操縱系統(tǒng)（由主操縱系統(tǒng)和輔助操縱系統(tǒng)組成）和自動控制系統(tǒng)。應使駕駛員有位移和力的變化感覺，這是它與輔助操縱系統(tǒng)的主要差別。輔助操縱系統(tǒng)包括調(diào)整片、襟翼、減速板、可調(diào)安定面和機翼變后掠角操縱機構等。它們的操縱只是靠選擇相應開關位置，通過電信號接通電動機或液壓作動筒來完成。自動控制系統(tǒng)的操縱指令來自系統(tǒng)的傳感器，能對外界的擾動自動作出反應，以保持規(guī)定的飛行狀態(tài)，改善飛機飛行品質(zhì)。常用的自動控制系統(tǒng)有自動駕駛儀、各種增穩(wěn)系統(tǒng)、自動著陸系統(tǒng)和主動控制系統(tǒng)。自動控制系統(tǒng)經(jīng)歷了由簡單初級到復雜完善的發(fā)展過程。先后出現(xiàn)了機械式操縱、可逆、不可逆助力。
固定翼飛機結構詳細講解---8
飛行控制在高速飛機上，飛行控制分為主要飛行控制(primary flight control)和輔助飛行控制（secondary flight control）。主要飛行控制是控制飛機沿俯仰，側(cè)滾，和偏航3軸的運動。它們包含副翼，升降舵和方向舵。輔助飛行控制包含配平片，前緣襟翼，后緣襟翼，擾流板以及前緣縫翼(slat)。擾流板用在機翼的上表面來擾流或降低升力。對于高速飛機，由于它們明顯的低阻力設計而使用擾流板作為速度制動器(speed brake)來降低速度。飛機接地后擾流板立即伸出來釋放升力，因此飛機的重量就從機翼轉(zhuǎn)移到輪子上，能夠得到更好的制動性能。如圖3-47。
噴氣運輸飛機有小的副翼。副翼的空間是有限的，因為機翼的后緣要盡可能的滿足后緣襟翼的需要。另一個原因是常規(guī)大小的副翼在高速飛行時會導致機翼扭曲變形。由于副翼必定很小，擾流板就配合它來提供額外的側(cè)滾控制。一些噴氣運輸飛機有兩組副翼；一對是外側(cè)的低速副翼，和一對高速的內(nèi)側(cè)副翼。當襟翼在起飛后完全收起時，外側(cè)副翼自動的鎖定在成流線型位置。當用于側(cè)滾控制時，向上伸出副翼一側(cè)的擾流器降低這一側(cè)的升力，導致機翼下降。當擾流板作為速度制動器伸出時，它們?nèi)匀豢梢杂糜趥?cè)滾控制。如果它們是差動型的，將會在一邊進一步伸出而另一邊收進。如果它們是非差動型的，將會在一邊進一步伸出，而另一邊不再收進。當作為速度制動而完全伸出是，非差動型擾流器仍然伸出，不增補副翼。為得到一個氣流不分離的平穩(wěn)失速和較高迎角，飛機機翼前緣應該有一個良好的圓整形差不多是鈍形的，這樣氣流就可以在大迎角時依附前緣。使用這個形狀，氣流分離將會從機翼后緣開始，隨著迎角增加而逐漸的向前移動。尖角的前緣對于高速飛行必定導致突然失速，限制后緣襟翼的使用，因為氣流不能沿機翼前緣的尖銳曲線流動。在中等迎角時，氣流趨于從上表面放松破裂，更合適的說法是突然破裂。為利用后緣襟翼，因此增加最大升力系數(shù)，機翼必須迎角更大而沒有氣流分離。因此，前緣的狹槽，前緣縫翼，和襟翼用于改進起飛，爬升和著陸時的低速特性。盡管這些裝置不像后緣襟翼那樣強大，當時使用完全翼展和高升力后緣襟翼結合使用時它們是有效的。在這些高級的高升力裝置幫助下，氣流分離被延遲，最大升力系數(shù)(Clmax)有相當可觀的增加。實際上，失速速度降低50節(jié)并不是難得的。大型噴氣運輸飛機的運行要求使大幅度的俯仰調(diào)整變化成為不可避免的。這些要求的部分如下：大的重心范圍要求 覆蓋大的速度范圍的要求 處理由于機翼前緣和后緣高升力裝置的大配平變化而不限制升降舵余量的大小的要求 配平阻力降低到最小 通過使用一個可變安裝角的水平穩(wěn)定起來滿足這些要求。固定尾翼飛機的大俯仰平衡變化需要升降舵有大的偏轉(zhuǎn)。在這些大的偏轉(zhuǎn)中，小的升降舵運動保持在相同方向?？勺儼惭b角水平尾翼設計用于獲得俯仰配平變化。水平尾翼比升降舵大，從而就不需要大角度移動。這就讓升降舵通過全范圍的上下運動而流線化飛機尾部。可變安裝角的水平尾翼可以被設定來處理大量的配平控制請求，而升降舵處理其它請求。在裝配了可變安裝角的水平尾翼飛機上，升降舵更小，也比它在固定尾翼飛機上的效用更低。和其它飛行控制相比，可變安裝角水平尾翼的效果是非常強大的。飛行機組人員必須完全理解和掌握它的使用和影響。由于噴氣式運輸飛機的尺寸和高速度，移動控制面所要求的力會超過飛行員的力氣。因此，控制面是由液壓或者電動單元驅(qū)動的。移動駕駛艙內(nèi)的控制裝置就會把需要的控制角信號發(fā)出去，動力單元會決定控制面的實際位置。在動力單元完全失效時，控制面的運動可以通過手工的調(diào)節(jié)控制片而起作用。移動控制片來擾亂(upset)導致控制面運動的氣動平衡。
飛行控制
飛行器飛行控制系統(tǒng)費為主要飛行控制和輔助飛行控制。主要飛行控制系統(tǒng)包含那些飛行中要求的安全控制飛機，這些包含副翼，升降舵或者安定面，以及方向舵。輔助控制系統(tǒng)提升了飛機的性能特性，或者減輕了飛行員的過多控制力。輔助控制系統(tǒng)的例子有機翼襟翼和配平系統(tǒng)。主要飛行控制飛機控制系統(tǒng)被細心的設計為提供自然的感覺，同時，對控制輸入有足夠的響應度。低速時，控制通常感覺是偏軟且反應緩慢的，飛機對施加控制的反應是慢慢的。在高速飛行時，控制感是偏硬的，反應也更快。三個主要飛行控制面中任意一個的運動都會改變機翼上面和周圍的氣流以及壓力分布。這些變化影響機翼和控制面結合而產(chǎn)生的升力和阻力，這樣飛行員才能夠操控飛機沿3個軸向的旋轉(zhuǎn)。設計特征限制了飛行控制面的偏轉(zhuǎn)程度。例如，控制停止機制可能會結合到飛行控制中，或者控制桿的運動和/或方向腳舵可能受限。這些設計限制的目的是防止在正常機動時飛行員無意中的操縱過量或者飛機的過載。良好設計的飛機應該是機動時穩(wěn)定而容易控制的。控制面輸入導致3個軸向旋轉(zhuǎn)的運動。飛機表現(xiàn)出來的穩(wěn)定性類型也和3個軸向的旋轉(zhuǎn)有關。如圖4-1。
（注：飛機控制，運動，旋轉(zhuǎn)軸向，和穩(wěn)定性類型）副翼副翼控制縱軸方向的側(cè)滾。副翼安裝在每一個機翼的后緣外側(cè)，且運動方向彼此相反。副翼通過線纜，雙臂曲柄，滑輪或推挽式管互相鏈接，然后相連到控制輪。向右移動控制輪導致右側(cè)副翼向上偏轉(zhuǎn)，左側(cè)副翼向下偏轉(zhuǎn)。右側(cè)副翼的向上偏轉(zhuǎn)降低了機翼的拱形，使右側(cè)機翼的升力降低。相應的左側(cè)副翼的向下偏轉(zhuǎn)增加了拱形幅度，使左側(cè)機翼的升力增加。因此，左側(cè)機翼的升力增加和右側(cè)機翼的升力降低使飛機向右側(cè)滾。逆偏轉(zhuǎn)由于向下偏轉(zhuǎn)的副翼產(chǎn)生更大的升力，它也會產(chǎn)生更大的阻力。這個增加的阻力試圖使飛機頭朝機翼上升的一側(cè)偏轉(zhuǎn)。這稱為逆偏轉(zhuǎn)。如圖4-2。
方向舵用來克服逆偏轉(zhuǎn)，在低速，大迎角和大的副翼偏轉(zhuǎn)角時所需要的方向舵控制程度最大。然而，在較低速度時，垂直安定面和方向舵組合變得低效，擴大了和逆偏轉(zhuǎn)有關的控制問題。所有轉(zhuǎn)彎都是通過使用副翼，方向舵和升降舵來協(xié)調(diào)的。為使飛機達到所需要的傾斜角度必須要對副翼施加壓力，而同時要施加方向舵壓力來克服產(chǎn)生的逆偏轉(zhuǎn)。轉(zhuǎn)彎期間，必須施加升降舵壓力來增加迎角，因為轉(zhuǎn)彎時所需要的升力比平直飛行時的升力大。轉(zhuǎn)彎越急，升降舵就越需要往后壓（即操縱桿往后拉）。當需要的傾斜角之后穩(wěn)定后，應該釋放副翼和方向舵的壓力。這將停止傾斜度的增加，因為副翼和方向舵控制面將會在它們的位置上呈中性的流線型。升降舵壓力需要保持恒定以維持恒定高度。轉(zhuǎn)彎時的向外側(cè)滑和向內(nèi)側(cè)滑是類似的，除非施加的飛行控制方向相反。副翼和方向舵的控制方向向外側(cè)滑或者高機翼方向。當傾斜角增加時，為維持高度必須要釋放升降舵的壓力。差動副翼對于差動副翼，在控制輪的給定運動下，一只副翼的上升距離比另一只副翼的下降距離大。下降的機翼產(chǎn)生的阻力增加。產(chǎn)生較大阻力的下降機翼側(cè)副翼的上偏轉(zhuǎn)角度比上升機翼側(cè)的副翼向下偏轉(zhuǎn)的角度大。雖然逆偏轉(zhuǎn)被減輕了，但是它不會立即消除。如圖4-3
弗利茲型副翼就弗利茲型副翼而言，當控制輪上施加壓力后，被升起的副翼在一個偏置的鉸鏈上旋轉(zhuǎn)。這就把副翼的前緣突出到氣流中，因此產(chǎn)生了阻力。這有助于使另一側(cè)機翼上放下的副翼產(chǎn)生的阻力得到均衡，從而減輕逆偏轉(zhuǎn)。如圖4-4
弗利茲型副翼也形成一個狹槽，因而氣流平滑的通過放下的副翼，使得在大迎角時更有效。弗利茲型副翼也可能被設計成功能差動的。類似于差動副翼，弗利茲型副翼不能完全消除逆偏轉(zhuǎn)。無論什么情況下使用了副翼都仍然需要協(xié)調(diào)運用方向舵。耦合式副翼和方向舵耦合副翼和方向舵的意思是這些控制被連接在一起。這是通過使用方向舵-副翼互連彈簧來完成的，它通過副翼偏轉(zhuǎn)的同時自動地偏轉(zhuǎn)方向舵來幫助糾正副翼阻力。例如，當移動操縱桿進行左側(cè)滾時，互連的線纜和彈簧向前拉左側(cè)的腳舵正好足夠阻止飛機機頭向右偏轉(zhuǎn)。彈簧施加到方向舵上的力可以盈余，如果必須滑移飛機的話。如圖4-5
升降舵升降舵控制沿橫軸的俯仰運動。類似小飛機上的副翼，升降舵通過一系列機械連桿機構連接到座艙中的控制桿?？刂茥U的向后移動使升降舵面的后緣向上偏轉(zhuǎn)。這一般指上升降舵。如圖4-6
升降舵是改變飛機俯仰姿態(tài)的主要控制手段。上升降舵位置減弱了升降舵的拱形，產(chǎn)生了一個向下的空氣動力，它比平直飛行時的正常尾部向下的力要大?？傮w效果是導致飛機的尾部向下移動，機頭上仰。俯仰運動繞重心發(fā)生。俯仰運動的強度由重心和水平尾翼面的距離和水平尾部翼面上氣動力有效性決定。向前移動控制桿有相反的效果。這種情況下，升降舵的拱形度增加，水平安定面或者安定面上產(chǎn)生的升力更多(尾部向下的力更小)。這就把尾部向上移動，使機頭下俯。此外，俯仰運動還是繞飛機重心發(fā)生的。正如前面穩(wěn)定性討論中提到的，功率，推力線，和尾翼上水平尾翼面的位置都是影響升降舵控制俯仰有效性的因素。例如，水平尾翼面可能安裝在開進垂直安定面的較低位置，在中點，或者在高點的位置，就像T型尾翼的設計。T型尾翼在 T型尾翼結構中，正常飛行條件下，升降舵在螺旋槳帶來的氣流和機身以及以及氣流大部分影響范圍之上。升降舵在這種未受擾動氣流中的操作使得大多數(shù)飛行狀態(tài)下的控制運動是一致的。T型尾翼設計在很多輕型飛機和大飛機上變的流行了，特別是那些機身尾部安裝引擎的飛機，因為T型尾翼結構使得尾部翼面遠離發(fā)動機排出的氣流。水上飛機和水陸兩用飛機經(jīng)常有T型尾翼結構，目的是讓水平尾翼面盡可能遠離水面。另一個額外的好處是降低了振動和飛機內(nèi)部的噪聲。低速飛行時，T型尾翼飛機的升降舵相比常規(guī)尾翼飛機的升降舵必須移動一個較大的角度來抬升機頭到相同的角度。這是因為常規(guī)尾翼的飛機有來自螺旋槳的氣流在尾翼上施加向下的力來輔助抬升機頭。因為飛機的控制是這樣的方式裝備的，增加的控制行程要求控制力增加，抬升T型尾翼飛機的機頭需要的力比抬升常規(guī)尾翼飛機機頭需要的力大的多。兩種類型尾翼的飛機平衡后的縱向穩(wěn)定性是一樣的，但是飛行員必須知道在起飛、著陸或者失速等低速飛行時，需要的控制力比同規(guī)格大小的常規(guī)尾翼飛機需要的力大的多。T型尾翼飛機也需要額外的設計考慮來克服顫動問題。因為水平翼面的重量在垂直尾翼的頂部，產(chǎn)生的力臂在垂直尾翼上有很高載荷，會導致顫動。工程師必須通過增加垂直尾翼的剛度來補償這個載荷，通常相比常規(guī)尾翼設計這帶來了重量代價。當以低速飛行在很高迎角，且重心偏后，T型尾翼飛機會容易發(fā)生深度失速。在深度失速狀態(tài)，水平尾翼上的氣流被來自機翼和機身的擾動氣流覆蓋。這種條件下，升降舵和全動水平尾翼控制會被削弱，使得難以從失速改出。應該注意到偏后的重心是這些意外事件的促進因素，因為重心偏后的常規(guī)尾翼飛機也會發(fā)現(xiàn)類似的改出問題。如圖4-7
。
因為高迎角低速和重心偏后的飛行可能危險，很多飛機有補償這種狀態(tài)的系統(tǒng)。這些系統(tǒng)從控停(control stop)到升降舵下拉彈簧。升降舵下拉彈簧幫助降低機頭來比啊免由于重心偏后引起的失速。失速發(fā)生因為適當平衡的飛機其后緣的升降舵位于向下位置，迫使尾部抬升和機頭下降。在這種不穩(wěn)定狀態(tài)，如果飛機遭遇紊流和速度進一步降低，配平片不能再使升降舵置于機頭下降的位置。升降舵然后呈流線型，飛機機頭開始向上仰。這就使情況惡化，可能導致一次失速。
升降舵下拉彈簧在升降舵上產(chǎn)生一個機械載荷，如果沒有平衡的話會使它朝機頭下降的位置移動。升降舵配平片平衡升降舵下拉彈簧，以設定升降舵位于配平平衡位置。當配平片開始失靈時，下拉彈簧驅(qū)動升降舵到機頭下降位置。飛機機頭降低，速度增加，失速就會避免。如圖4-8。
在著陸拉平期間，升降舵也必須有足夠的力量來保持機頭抬起。既然這樣，靠前的重心就會導致一個問題。在著陸拉平時，功率通常是降低了，這也使尾翼上的氣流減弱。這和降低的著陸速度一起使得升降舵的有效性變差。 根據(jù)這些討論，很明顯飛行員必須理解和遵守適當?shù)难b載程序，特別要注意重心的位置。有關飛機載荷的更多信息以及重量和平衡在第八章討論。 全動式水平尾翼 正如第一章提到的，全動式水平尾翼本質(zhì)上是一片帶有相同類型控制系統(tǒng)的水平安定面。因為全動式水平尾翼繞中心鉸鏈點做回轉(zhuǎn)運動，它們對控制輸入和空氣動力負載相當敏感。反作用伺服調(diào)整片(antiservo tab)安裝在它的后緣以降低靈敏度。另外，在主翼梁的前面還有配有配重裝置。配重可以設計到尾部或安裝到全動式尾翼片的前部。如圖4-9
當控制桿后拉時，它抬升了全動式水平尾翼面的后緣，使飛機旋轉(zhuǎn)機頭抬升。向前推控制桿，使水平尾翼的后緣放低，機頭向下俯。如果沒有抗隨動片的話，飛機會由于飛行員的控制而傾向于舵面偏轉(zhuǎn)過量。 鴨式機翼 術語鴨式機翼是指作為水平安定面的控制面卻位于主機翼的前面。這個術語也被用來形容裝配了鴨式機翼的飛機。從效果上講，它是一種類似于常規(guī)后尾設計水平控制面的翼型。區(qū)別是實際上鴨式機翼產(chǎn)生升力，保持機頭抬升，和后尾設計相反，后尾設計會在尾部施加向下的力來防止機頭向下偏。如圖4-10.
盡管萊特飛機有水平控制面在升力翼前面的鴨式機翼配置，直到最近鴨式配置才開始出現(xiàn)在較新的飛機上。鴨式設計包括兩種類型：一種是水平控制面和正常的后尾設計有大約相同的尺寸，另外一種是差不多相同大小的控制面，但是翼型是被稱為串聯(lián)翼配置(tandem wing configuration)的后安裝式機翼。理論上認為鴨式機翼更有效率，因為利用水平控制面來幫助抬升飛機的重量對于一定大小的升力來說應該導致阻力更少。 鴨式機翼的主要優(yōu)勢是在失速特性方面。適當設計的鴨式機翼或者串聯(lián)翼將會在主機翼將要失速前的一個時刻失去進一步抬升機頭的能力。這就使飛機具備抗失速能力，結果是可以通過增加馬力來阻止飛機的速度。主機翼上的副翼在整個失速改出過程中仍然起作用。其他的鴨式結構也被設計出來，所以鴨翼比主機翼提前失速，能夠自動的降低機頭，改出飛機到一個安全的飛行速度。而且，副翼在失速中保持有效。 鴨式設計有幾個限制。首先，鴨式設計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，來自前面機翼或鴨式機翼的殘余升力明顯的在重心之前，飛機將不可控制的上仰。其次，當前部升力面先失速，或者鴨翼增加迎角的能力受限時，主翼將永遠不能產(chǎn)生最大的升力，會浪費一些性能。第三，對于前部機翼或者鴨翼，主翼上襟翼的使用帶來設計問題。當主翼通過伸出襟翼來增加升力時，鴨翼所需要的升力也增加。前向翼或者鴨翼必須足夠的大才能適應襟翼的應用，但是又不能產(chǎn)生過大而產(chǎn)生比主翼多的升力。 最后，主翼和前部控制面的關系也不同了。當靠近垂直平面的狀態(tài)時，來自前部機翼的下洗流會對主翼的升力有負作用。增加的垂直分量增加了設計效率。當兩個控制面的大小增加到接近相等時，效率也會增加。 方向舵
通過踩踏左踏板，方向舵向左移動。這就改變了垂直安定面/方向舵周圍的氣流，產(chǎn)生一個側(cè)向里，把尾部向右移動，使得飛機頭向左偏航。方向舵有效性隨速度而增加，因此在低速飛行時的大角度偏轉(zhuǎn)和高速飛行時的小角度偏轉(zhuǎn)能夠提供需要的反作用力。對于螺旋槳驅(qū)動的飛機，流過方向舵的任何滑流都會增加它的有效性。 V型尾翼 V型尾翼使用兩個傾斜的尾部翼面來完成和常規(guī)升降舵及方向舵結構控制面相同的功能。固定的翼面既作為水平安定面也作為垂直安定面。如圖4-12
可動的控制面通常稱為“方向升降舵”，它們使用特殊鉸鏈連接，使得控制輪能夠同時移動兩個控制面。另一方面，方向腳踏的移位能夠方向相反的移動控制面，所以就提供了方向控制。 當飛行員移動方向舵和升降舵控制時，一個控制混合機構會移動每個控制面適當?shù)拇笮?。V型尾翼的控制系統(tǒng)比常規(guī)尾翼需要的要復雜的多。另外，V尾設計對荷蘭軌滾趨勢比常規(guī)尾翼更加敏感，唯一最小的是阻力的總減少量。 輔助飛行控制 輔助飛行控制系統(tǒng)由可包括襟翼，前緣裝置，擾流板和配平(trim)裝置。 襟翼 襟翼是幾乎所有飛機都使用的最常見高升力裝置。對任何設定的迎角，這些安裝在機翼后緣的控制面既增加了升力又增加了誘導阻力，襟翼容許在高巡航速度和低著陸速度之間折衷，因為它可以在需要的時候伸出，不需要的時候收起到機翼結構里。有四種常見類型的襟翼，簡單襟翼，分裂襟翼，開縫襟翼和福勒（fowler）襟翼。如圖：
分裂襟翼從機翼的下表面分離出來，它比簡單襟翼產(chǎn)生的升力有稍微的增加。但是，也由于在機翼后產(chǎn)生了紊亂的氣流模式，所以產(chǎn)生的阻力更多。當完全伸出時，簡單襟翼和分裂襟翼都產(chǎn)生高阻力，而升力增加不多。 現(xiàn)今飛機上最流行的襟翼是開縫襟翼。這種設計的變體既用于小型飛機也用于大型飛機。開縫襟翼比簡單襟翼和分裂襟翼明顯的增加升力系數(shù)。對于小型飛機，鉸鏈位于襟翼的下表面下面，當襟翼放下時，它在機翼的襟翼槽和襟翼前緣之間形成一個導氣槽。 當開縫襟翼放下時，來自下表面的高能量空氣被輸送到襟翼的上表面。來自導氣槽的高能量空氣加速了上表面邊界層流，延遲了氣流分離，提供了更高的升力系數(shù)。因此，開縫襟翼產(chǎn)生的最大升力系數(shù)(Clmax)比簡單襟翼和分裂襟翼要增加很多。然而有很多中類型的開縫襟翼，大飛機通常有雙開縫襟翼，甚至是三開縫襟翼。這些襟翼使阻力有最大增加而不會出現(xiàn)襟翼上的氣流分離損害產(chǎn)生的升力。 福勒襟翼是開縫襟翼的一種類型。這個襟翼設計不僅改變了機翼的曲面彎度，它也增加了機翼的面積。福勒襟翼不是在鉸鏈上向下旋轉(zhuǎn)，而是沿導軌向后滑動。在伸長的第一部分中，它增加的阻力非常小，但是由于增加面積和彎度而增加了很多升力。隨著繼續(xù)伸長，襟翼向下偏轉(zhuǎn)，在襟翼行程的最后一部分，它增加了阻力而額外增加的升力很少。 前緣裝置 高升力裝置也可以應用到翼型的前緣。最常規(guī)的類型是固定裂縫 ，可動縫翼，和前緣襟翼。如圖4-14
固定裂縫把氣流引導到機翼的上表面，延遲了大迎角時的氣流分離。裂縫不增加機翼的彎度，但是讓機翼獲得更高的最大升力系數(shù)，因為在機翼到達一個更大的迎角之前失速被延遲了。 可動縫翼由前緣拱形片組成，它在導軌上移動。在小迎角時，每一縫翼都被機翼前緣形成的高壓保持在平齊的靠著機翼前緣。當迎角增加時，高壓區(qū)域沿著機翼下表面向后移動，使得縫翼向前移動。然而，某些縫翼是由飛行員控制的，可以在任何迎角下伸出。打開縫翼會讓機翼下方的空氣流過機翼的上表面，延遲了氣流分離。 前緣襟翼類似后緣襟翼，用來既增加最大升力系數(shù)有增加機翼的曲面彎度。這種類型的前緣裝置經(jīng)常和后緣襟翼結合使用，可以降低由于后者引起的機頭下俯運動(前面說過襟翼的應用會導致升力中心后移，導致機頭下俯)。相比后緣襟翼來說，前緣襟翼的一點增量會讓升力比阻力增加多的多。隨襟翼伸出的面積越大，阻力的增加比升力增加要快的多。 擾流板 在一些飛機上，稱為擾流板的高阻力裝置被安裝在機翼上，以擾亂平滑的氣流，降低升力和增加阻力。一些飛機上擾流板用于側(cè)滾控制，一個好處是消除了逆偏轉(zhuǎn)。例如要右轉(zhuǎn)彎，右側(cè)機翼上的擾流板抬起，損失了一些升力，在右邊產(chǎn)生了更多的阻力。右邊的機翼就下降，飛機就向右傾斜和偏航。兩側(cè)機翼同時使用擾流板使飛機下降而速度不增加。擾流板也用于幫助縮短著陸后的地面滑跑距離。通過損失升力，它們把重量轉(zhuǎn)移到輪子上，改善了減速效力。如圖4-15
配平系統(tǒng) 盡管飛機可以運行在很大范圍的姿態(tài)，空速和功率設定，但是被設計成只在這些變量非常有限的組合內(nèi)才能脫手飛行。因此，配平系統(tǒng)用來接替飛行員對控制面施加恒定壓力的需要。配平系統(tǒng)通常有座艙控制和鏈接到一個或多個主飛行控制面后緣的小鉸鏈裝置組成。通過空氣動力學地幫助飛行控制面運動和定位到它們所安裝的位置，設計的配平系統(tǒng)能夠使飛行員工作量降到最低。普通類型的配平系統(tǒng)包括配平調(diào)整片，平衡片，反作用伺服調(diào)整片，地面可調(diào)節(jié)調(diào)整片，和可調(diào)節(jié)穩(wěn)定器。 配平調(diào)整片 小飛機上最常安裝的是一個安裝在升降舵后緣的單體配平調(diào)整片。大多數(shù)配平調(diào)整片是通過一個小的豎直安裝的控制輪來手工操控的。然而，一些飛機上也能看到一個配平曲柄。座艙控制包括一個配平位置指示器。把配平控制放置在完全機頭下俯(nose-down)位置會移動配平片到它的完全上升位置。隨著配平片上升到氣流中，水平尾翼面上的氣流趨于迫使升降舵的后緣向下。這就導致飛機的尾部向上移動，進而引起一次機頭下俯的俯仰變化。如圖4-16
如果你設定配平調(diào)整片到完全的機頭抬起(nose-up)位置，配平片會移動到它的完全下降位置。這種情況下，流經(jīng)水平尾翼面下的空氣沖擊配平片，趨于迫使升降舵后緣升起，降低了升降舵的迎角。這就導致飛機的尾部下降運動和機頭上仰的俯仰變化。 盡管配平片和升降舵的運動方向相反，配平片的控制對于飛行員來說還是自然的。如果你不得不在操縱桿上施加一個恒定的向后壓力，就說明需要一個機頭上仰的配平。正常的配平程序是持續(xù)配平，直到飛機平衡且飛機頭重狀態(tài)不明顯。正常地飛行員首先要確立需要的功率，俯仰姿態(tài)，和配置，然后配平飛機來減輕那個飛行條件下可能存在的控制壓力。在功率，俯仰姿態(tài)或者配置發(fā)生變化的任何時候，都必須要重新配平來消除新飛行條件下的控制壓力。 平衡調(diào)整片 在某些飛機上控制力可能過高，為了降低它們，制造商會使用平衡調(diào)整片。它們看起來象配平調(diào)整片，被鉸鏈在和配平調(diào)整片大約相同的地方。兩者之間的本質(zhì)區(qū)別是平衡調(diào)整片和控制面連桿耦合，因此當主控制面朝任何方向運動，調(diào)整片自動的朝相反方向移動。按這種方式，氣流沖擊調(diào)整片，相對平衡的也有部分氣壓沖擊主控制面，這就使飛行員更容易的移動和保持控制面的位置。 如果調(diào)整片和固定控制面之間的連桿機構是從座艙可調(diào)的話，調(diào)整片就成為配平片和平衡調(diào)整片的組合了，它可以調(diào)節(jié)到任何需要的偏轉(zhuǎn)位置?？刂泼嫫D(zhuǎn)的任何時候，調(diào)整片向相反方向運動，減輕了飛行員的負擔。 反作用伺服調(diào)整片 除了降低全動式水平尾翼的靈敏度，反作用伺服調(diào)整片也作為減輕控制壓力和保持全動式水平尾翼位于期望位置的配平裝置。連桿機構的固定端在調(diào)整片反面的觸角上，當全動平尾后緣向上移動時，連桿機構迫使調(diào)整片的后緣向上。當全動平尾向下移動時，調(diào)整片也朝下運動。這和升降舵上的配平調(diào)整片不同，它朝控制面的相反方向運動。如圖4-17
這個調(diào)整片的工作方式和平衡調(diào)整片相同，除了它不是以相反方向運動外，它和全動平尾的后緣運動方向是相同的。例如，當全動平尾的后緣向上運動時，連桿機構迫使調(diào)整片的后緣向上。當全動平尾向下運動史，調(diào)整片也向下運動。 地面可調(diào)調(diào)整片 很多小飛機在方向舵上有一個不可動的金屬配平調(diào)整片。這個調(diào)整片在地面時朝一個方向或另一個方向彎曲，目的是對方向舵施加配平力。正確的位移量是通過試錯步驟來確定的。通常，在正常的巡航飛行期間需要小的調(diào)整，知道你對飛機不再左右滑移感到滿意位置。如圖4-18
可調(diào)節(jié)水平尾翼
在小型飛機上，起重螺絲是用配平輪或者曲柄線纜控制的，在更大的飛機上，它是馬達驅(qū)動的?？烧{(diào)水平尾翼的配平效果和座艙指示和配平調(diào)整片的類似。 由于主飛行控制和輔助飛行控制在不同的飛機上有很大變化，你應該熟悉你自己飛機的系統(tǒng)。較好的信息來源是飛機飛行手冊(AFM)和飛行員操作手冊(POH)。
固定翼飛機結構詳細講解---9
飛機系統(tǒng)
本章討論小飛機上見到的主要系統(tǒng)。這些系統(tǒng)包括發(fā)動機，螺旋槳，和進氣系統(tǒng)，以及點火，燃油，潤滑，制冷，電路，起落架，自動飛行，和環(huán)境控制系統(tǒng)。本章的末尾對燃氣渦輪發(fā)動機進行了詳細的介紹。動力裝置往復式發(fā)動機大多數(shù)小飛機設計有往復式發(fā)動機。名字是來源于活塞的前后往復運動。就是這個運動才產(chǎn)生了有效的機械能量。往復式發(fā)動機的兩種常用分類方法是：1. 根據(jù)氣缸排列和曲軸的位置關系-輻射式，直排式，V型，或者對置式2. 根據(jù)制冷方法-液冷或者氣冷輻射式發(fā)動機在二次世界大戰(zhàn)期間被廣泛應用，很多在今天還發(fā)揮作用。對于這些引擎，一排或者多拍氣缸圍繞曲軸布置。輻射式引擎的主要優(yōu)勢是其良好的推重比(power-to-weight)。直排式發(fā)動機有相對較小的最大截面，但是它們的推重比相對較低。另外，氣冷式直排發(fā)動機的最后面的氣缸受到很少的制冷氣流，因此這些發(fā)動機受限于4個或者6個氣缸。V型發(fā)動機比直排式發(fā)動機提供了更多的馬力，仍然保留了小的最大截面。發(fā)動機設計的進一步改進導致開發(fā)出水平對置發(fā)動機。對置式發(fā)動機是用于小型飛機上的最流行的往復式發(fā)動機。這些發(fā)動機總是有偶數(shù)個氣缸，因為曲軸箱一邊的氣缸和另一側(cè)的氣缸對立。這些發(fā)動機大多數(shù)是氣冷式的，當安裝于固定翼飛機時，通常安裝在水平位置。對置式發(fā)動機的推重比高，因為它們有相對小的輕型的曲軸箱。其次，緊湊的氣缸排列降低了發(fā)動機的最大截面，流線型安裝使氣動阻力降到最低。往復式發(fā)動機的主要部分包括氣缸，曲軸箱，和附件殼。進氣/排氣閥，火花塞，和活塞位于氣缸內(nèi)部。曲軸和曲軸連桿位于曲軸箱內(nèi)部。如圖5-1,磁電機通常位于發(fā)動機附件殼內(nèi)部。
往復式發(fā)動機的原理是燃油的化學能轉(zhuǎn)化為機械能。這通過一個稱為四沖程的循環(huán)發(fā)生在氣缸中。這些沖程稱為進氣，壓縮，燃燒，排氣。如圖5-2
1． 進氣沖程從活塞向下行程開始。開始時，進氣閥門打開，燃油空氣混合物被吸入氣缸。2． 壓縮沖程從進氣閥門關閉，活塞往回朝氣缸頂部移動開始。在循環(huán)的這個階段，用于從點燃的油氣混合氣體獲得大得多的動力輸出。3． 燃燒沖程從油氣混合氣體被點燃開始。這導致氣缸壓力極大的增加，迫使活塞離開氣缸頭向下運動，產(chǎn)生了旋轉(zhuǎn)曲軸的動力。4． 排氣沖程是用于清除氣缸中燃燒過的氣體。這個沖程發(fā)生在排氣閥門打開，活塞再次開始朝氣缸頂部移動開始。即使當發(fā)動機運行在相對低的速度時，四沖程循環(huán)也要每分鐘發(fā)生幾百次。在一個四缸發(fā)動機中，每個氣缸運行在不同的沖程。曲軸的連續(xù)旋轉(zhuǎn)是由每個氣缸的燃燒沖程的精確定時來維持的。發(fā)動機的連續(xù)運行依賴于輔助系統(tǒng)的同時作用，包含進氣系統(tǒng)，點火系統(tǒng)，燃油，潤滑，制冷和排氣系統(tǒng)。進氣系統(tǒng)進氣系統(tǒng)把外部空氣和燃油混合，然后把油氣混合物送到發(fā)生燃燒的氣缸。外部空氣從引擎罩前部的進氣口進入進氣系統(tǒng)。這個進氣口通常包含一個阻止灰塵和其他外部物體進入的空氣過濾器。由于過濾器有時候會被阻塞，必須有一個備用的空氣來源。一般的，備用空氣來自引擎罩內(nèi)部，那里繞過阻塞的過濾器。一些備用空氣源自動起作用，另一些則需要手工操作。小飛機的發(fā)動機通常使用了兩種類型的進氣系統(tǒng)：1. 汽化器系統(tǒng)，在燃油和空氣進入進氣歧管之前它把燃油和空氣在汽化器中混合起來2. 燃油噴射系統(tǒng)，燃油和空氣就在進入每個氣缸之前被混合汽化器系統(tǒng)汽化器系統(tǒng)分為浮動式和壓力式。小飛機上通常沒有壓力式汽化器。壓力式汽化器和浮動式汽化器的基本區(qū)別是壓力式汽化器通過油泵的壓力來輸送燃油。浮動式汽化器系統(tǒng)工作時，外部空氣首先經(jīng)過一個空氣過濾器，通常位于引擎罩前部的空氣進氣口。過濾過的空氣流經(jīng)汽化器，通過文氏管-它是汽化器中的一個喉管。當空氣流經(jīng)文氏管時，產(chǎn)生了一個低壓區(qū)域，它迫使燃油流經(jīng)位于喉管處的一個主燃油噴射口。燃油然后流入氣流中，在這里燃油和空氣混合。如圖5-7
油氣混合物又經(jīng)過進氣歧管被吸入燃燒室，在這里它被點燃。浮動式汽化器的名字源于浮力，它使燃油處于浮子室內(nèi)。一個指針連到浮子室的開口，并且關閉汽化器浮子室的底部開口。這依賴于浮子的位置來測量進入汽化器的正確燃油量，它由浮子式的油位來控制。當油位迫使浮子上升，指針閥門就關閉燃油開口，切斷流進汽化器的燃油。當發(fā)動機需要額外的燃油時，指針閥門會再次打開。流進燃燒室的油氣混合氣流是由節(jié)流閥調(diào)節(jié)的，節(jié)流閥是由駕駛艙的油門控制的?；旌媳瓤刂破魍ǔＪ窃诤Ｆ矫鎵毫ο滦实模@時確立了正確的油氣混合比，油氣混合控制設定在完全富油(FULL RICH)位置。然而，隨著高度增加，進入汽化器的空氣密度降低，而燃油密度保持不變。這導致逐漸增加的富油混合，這會導致發(fā)動機運行不穩(wěn)，功率明顯的損失。這個不穩(wěn)定一般是由于火花塞上過量的炭積累導致的火花塞積炭引起的。炭積累的發(fā)生是因為過分的富油混合降低了氣缸內(nèi)部的溫度，抑制了燃油的完全燃燒。這種情況會發(fā)生在高海拔機場的起飛前試車階段和高高度時的爬升和巡航飛行階段。要維持正確的油氣混合，你必須使用油氣混合控制貧油混合氣。貧油使燃油流下降，它補償了高高度時的空氣密度降低。從高高度下降期間，相反情況也發(fā)生?；旌蠚獗仨毐桓挥?，或者可能太貧油。過分的貧油混合氣會導致爆燃，這會使發(fā)動機運行不穩(wěn)，過熱，功率損失。維持適當混合的最好方法是監(jiān)視發(fā)動機的溫度，按需要來富油。燃油噴射式發(fā)動機的正確混合控制和更好的燃油經(jīng)濟性可以通過使用排氣溫度表獲得。由于調(diào)節(jié)混合氣的過程因不同的飛機而不同，參考飛機飛行手冊(AFM)和飛行員操作手冊(POH)來確定特定飛機的具體程序是非常重要的。汽化器結冰浮動式汽化器的一個缺點是它的結冰傾向。汽化器結冰是因為燃油蒸發(fā)效應和文氏管中氣壓的降低引起的，它會導致汽化器中明顯的溫度下降。如果空氣中的水蒸汽液化且汽化器的溫度處于或低于冰點，那么會在汽化器內(nèi)表面結冰，包括節(jié)流閥門。如圖5-8
降低的氣壓和燃油的氣化都有助于汽化器內(nèi)的溫度降低。一般地，冰在節(jié)流閥門附近和文氏喉管內(nèi)形成。這限制了油氣混合氣流，降低功率。如果形成足夠的冰，發(fā)動機可能會停止開動。汽化器結冰最可能發(fā)生在溫度低于21攝氏度(70華氏度)，相對濕度大于80%時。然而，由于汽化器內(nèi)發(fā)生的突然冷卻，甚至溫度高達38攝氏度(100華氏度)濕度低到50%時也可能發(fā)生結冰。這個溫度降低可能多達60-70華氏度。所以，外部空氣100華氏度時，70華氏度的溫度降低導致汽化器內(nèi)的溫度達到30華氏度。如圖5-9
固定節(jié)距螺旋槳飛機汽化器結冰的最初表現(xiàn)是發(fā)動機轉(zhuǎn)速的下降，接著可能是發(fā)動機運行不穩(wěn)。對于恒速螺旋槳飛機而言，汽化器結冰通常是由歧管壓力的降低而轉(zhuǎn)速不變而表現(xiàn)的。螺旋槳節(jié)距自動地的調(diào)節(jié)以補償功率損失。因此，維持了恒定轉(zhuǎn)速。盡管汽化器結冰可以發(fā)生在飛行的任何階段，下降時使用降低的功率特別危險。在特定條件下，汽化器結冰可能會在你要增加功率前一直不注意的發(fā)生。為對付汽化器結冰的影響，浮動式汽化器的發(fā)動機采用了汽化器加熱系統(tǒng)。汽化器加熱汽化器加熱是一個防結冰系統(tǒng)，它在空氣到達汽化器前預先加熱空氣。汽化器加熱是為了保持油氣混合氣溫度高于冰點之上，避免發(fā)生汽化器結冰。汽化器加熱可以融化汽化器中已經(jīng)積累形成的不太嚴重的冰。然而，重點是使用汽化器加熱作為一個預防手段。發(fā)動機開動時就應該檢查汽化器加熱。當使用汽化器加熱時，要遵守制造商的建議說明。當飛行中汽化器易于結冰時，要定期的檢查它的表現(xiàn)。如果檢查到了，要立即打開燃油汽化器加熱，開關置于ON的位置，直到你確定全部的冰都被融化。如果出現(xiàn)了冰，而打開加熱時間不足或者部分加熱可能會使情況惡化。在汽化器結冰的極端 ，即使是在冰被除掉以后，也要維持汽化器加熱以防冰的進一步形成。如果安裝了汽化器溫度表，那么它非常利于確定何時使用汽化器加熱。飛行中無論何時關閉油門，發(fā)動機都會快速冷卻，燃油氣化比發(fā)動機熱的時候更不完全。而且，在這種情況下，發(fā)動機更容易受到汽化器結冰的影響。因此，如果你懷疑汽化器結冰條件，預期要進行油門關閉操作，那么在關閉油門之前調(diào)節(jié)汽化器加熱到全開位置，且在油門關閉運行期間一直保持。熱量會有助于燃油氣化，有助于避免汽化器結冰的形成。定期緩緩的打開油門一會兒，以保持發(fā)動機溫度，否則汽化器加熱器可能提供不了足夠的除冰熱量。汽化器加熱的使用導致發(fā)動機功率的降低，有時達到15%，因為加熱的空氣密度比進入發(fā)動機的外界空氣密度低。這就使混合氣富油。當固定節(jié)距螺旋槳飛機上出現(xiàn)結冰現(xiàn)象且使用了汽化器加熱時，轉(zhuǎn)速會降低，隨著冰的融化轉(zhuǎn)速會逐漸增加。在冰被除掉以后，發(fā)動機也應該更平穩(wěn)的運行。如果沒有出現(xiàn)結冰，轉(zhuǎn)速就會降低，然后保持恒定。當在恒速螺旋槳飛機上使用汽化器加熱且出現(xiàn)結冰時，你會看到歧管壓力的降低，接著逐漸增加。如果沒有出現(xiàn)汽化器結冰，歧管壓力的逐漸增加將不明顯，直到汽化器被關閉。飛行中飛行員必須要能夠識別氣化器結冰的形成。另外，也會發(fā)生功率，高度和速度的降低。這些征兆有時候伴隨著震顫或者發(fā)動機運行不穩(wěn)。一旦發(fā)現(xiàn)功率損失，應該立即采取行動消除汽化器中已經(jīng)形成的冰，防止冰的進一步形成。這是通過使用完全汽化器加熱來實現(xiàn)的，它會導致功率的進一步降低，隨著融化的冰進入發(fā)動機，發(fā)動機可能運行不穩(wěn)。這些現(xiàn)象會持續(xù)30秒到幾分鐘，取決于結冰的嚴重程度。在此期間，飛行員必須抗拒降低汽化器加熱應用的誘惑。汽化器加熱必須保持在完全加熱位置，直到回到正常功率。由于使用汽化器往往會發(fā)動機的輸出功率，也會增加運行溫度，當需要滿功率的時候(如起飛期間)或者在發(fā)動機正常運行期間不應該使用汽化器加熱，除非為了檢查汽化器結冰的出現(xiàn)或者除冰。汽化器空氣溫度表一些飛機裝配了汽化器空氣溫度表，它有助于檢測潛在的結冰條件。通常，表盤是用攝氏度作為刻度單位，黃色弧線表示可能結冰的汽化器空氣溫度。這個黃色弧線的典型范圍是負15度到5度。如果空氣的溫度和濕度含量不可能引起汽化器結冰，發(fā)動機可以運行在指針處于黃線范圍內(nèi)，而沒有負面影響。反之，如果大氣條件有利于汽化器結冰，必須通過使用汽化器加熱來使指針位于黃色弧線之外。某些汽化器空氣溫度表有一條紅色徑向線，它表示發(fā)動機制造商建議的最大允許的汽化器進氣口溫度；還可能包含一個綠色弧線來表示正常運行范圍。外部空氣溫度表大多數(shù)飛機也會裝配以攝氏度和華氏度為單位的外部空氣溫度表(OAT)。它提供用于計算真空速的外部或者周圍空氣溫度，也有助于檢測潛在的結冰條件。外部空氣溫度表外部空氣溫度表是一個簡單有效的裝置，它的傳感元件暴露在外部空氣中。傳感元件包含一個雙金屬溫度計，它由兩種不同的金屬焊接在一起稱為一條，扭成螺旋狀。一端錨進保護管，另一端附于指針，它讀取圓形盤面上的刻度。外部空氣溫度表的刻度可以是攝氏度，華氏度或者這兩者。準確的空氣溫度為飛行員提供隨高度變化的溫度下降率信息。如圖6-24
燃油噴射系統(tǒng) 在燃油噴射系統(tǒng)中，要么直接的噴射燃油到氣缸中，或者只噴射到進氣閥門前。通常認為燃油噴射系統(tǒng)比汽化器系統(tǒng)不易受結冰的影響。然而進氣口的沖擊結冰(impact icing)是可能的。當冰在飛機的外面形成時發(fā)生沖擊結冰，阻止了開口如噴射系統(tǒng)的空氣進氣口。 燃油噴射系統(tǒng)的空氣進氣口類似于汽化器系統(tǒng)中使用的，有一個備用空氣源位于引擎罩內(nèi)部。如果外部空氣源被阻塞了就使用這個源。備用空氣源一般是自動運行的，如果自動功能發(fā)生故障就會使用備用的手動系統(tǒng)。 燃油噴射系統(tǒng)通常和這些基本組件配合-一個馬達驅(qū)動的燃油泵，油氣控制單元，燃油歧管(燃油分流器)，排放噴嘴，一個輔助的燃油泵，和燃油壓力/流量指示器。如圖5-10
輔助燃油泵為用于發(fā)動機啟動或緊急情況的油氣混合控制單元提供受壓的燃油。啟動后，馬達驅(qū)動的燃油泵從油箱向油氣控制單元提供受壓的燃油。這個控制單元本質(zhì)上代替了汽化器，它基于混合控制設定來計量燃油，然后它以油門控制的速度把燃油發(fā)送到燃油歧管閥門。到達燃油歧管閥門之后，燃油被分流到單獨的燃油排放噴嘴。排放噴嘴位于每個氣缸的頭部，直接把油氣混合氣噴射到每一個氣缸進氣口。 燃油噴射的一些優(yōu)點有： 降低蒸發(fā)結冰 更好的燃油流量 更快的油門響應 油氣混合的精確控制 更好的燃油分配 更容易在冷天氣下氣動 缺點通常包括： 難以啟動高溫引擎 熱天氣時地面運行期間的氣阻 由于燃油不足引起的重啟發(fā)動機停止問題 增壓器和渦輪增壓器 為增加發(fā)動機的功率，制造商已經(jīng)開發(fā)了增壓器和渦輪增壓器系統(tǒng)壓縮進氣口空氣以增加它的密度。有這些系統(tǒng)的飛機有一個進氣壓力表，它顯示發(fā)動機進氣歧管內(nèi)的歧管絕對壓力(MAP)。 在海平面標準天氣條件下發(fā)動機關閉時，進氣壓力表指示周圍空氣壓力為29.92英寸汞柱。因為大氣壓力隨高度沒降低1000英尺而降低大約1英寸汞柱，海拔5000英尺高度的機場在標準天氣條件下進氣壓力表將指示24.92英寸汞柱。 隨著正常進氣的飛機爬升，它最終到達歧管絕對壓力不足以正常爬升的高度。這個高度限制是飛機的適用升限，它直接受發(fā)動機產(chǎn)生功率的能力影響。如果進入發(fā)動機的空氣被增壓器或者渦輪增加器增加了壓力，發(fā)動機適用升限可以增加。由于這些系統(tǒng)，你可以飛行在更高的高度，有利于真空速更高，增加繞開不利天氣的能力。 增壓器 增壓器是一個馬達驅(qū)動的空氣泵或者壓縮機，它增加歧管壓力迫使油氣混合氣進入氣缸。歧管壓力越高，油氣混合氣密度越高，發(fā)動機就能夠產(chǎn)生更多的功率。對于正常進氣的發(fā)動機，進氣壓力是不可能高于周圍空氣壓力的。增壓器可以提高歧管壓力到30英寸汞柱以上。 增壓式進氣系統(tǒng)的結構和正常進氣系統(tǒng)的結構類似，在燃油計量裝置和進氣歧管之間多了一個額外的增壓器。增壓器是由馬達通過一個一倍速，二倍速或者可變速的齒輪系驅(qū)動的。另外，增壓器可以有一級或者多級。每一級增加一次壓力。因此，增壓器根據(jù)發(fā)生增壓的次數(shù)可以分為單級，兩級，或者多級。 早期形式的單級單速增壓器被稱為海平面增壓器。裝配了這種類型增壓器的發(fā)動機稱為海平面發(fā)動機。就這種類型的增壓器，使用了一個單級齒輪驅(qū)動葉輪來增壓發(fā)動機在所有高度產(chǎn)生的功率。然而，缺點是使用這種增壓器，發(fā)動機輸出功率仍然隨高度增加而降低，類似于發(fā)生在正常進氣的發(fā)動機上。 很多高功率輻射式發(fā)動機會使用單級-單速增壓器，使用一個朝前的進氣口，因此進氣系統(tǒng)可以完全利用沖壓空氣。進氣道空氣通過管道到達汽化器，在那里和氣流成比例計量燃油。油氣通過管道輸送到增壓器或者壓氣機葉輪，它向外加速了油氣混合氣。一旦被加速，油氣混合氣通過一個擴壓器，在這里空氣速度彌補了壓力能量。經(jīng)壓縮后產(chǎn)生的高壓油氣混合氣被直接送到氣缸。 一些二戰(zhàn)期間開發(fā)的大的輻射式發(fā)動機有一個單級雙速增加器。對于這種增壓器，單個葉輪可以運行在兩個速度上。低葉輪速度稱為低壓氣機設定，而高葉輪速度稱為高壓氣機設定。在裝配雙速增壓器的發(fā)動機上，在駕駛艙中有一個控制桿或者開關驅(qū)動一個滑油離合器在兩個速度間切換。 在正常運行下，起飛時增壓器被設定在低壓氣機位置。在此模式，發(fā)動機變成地面增壓的發(fā)動機，功率輸出隨著飛機高度增加而降低。然而，一旦飛機到達一個特定高度，功率就會降低，且增壓器控制要切換到高壓氣機位置。然后油門復位到需要的進氣壓力。裝配這種增壓器的發(fā)動機叫高度發(fā)動機。如圖5-11
渦輪增壓器 往復式發(fā)動機增加馬力的最有效率方法是使用渦輪增壓器。齒輪驅(qū)動增壓器的一個主要缺點是它的功率增加使用了很大部分的發(fā)動機功率輸出。這個問題用渦輪增壓器來避免，因為渦輪增壓器的動力來源于發(fā)動機的廢氣。這就是說渦輪增壓器從排出的氣體重新獲得能量。 渦輪增壓器的另一個主要優(yōu)點是可以控制它們在海平面到臨界高度內(nèi)維持發(fā)動機的海平面馬力。在臨界高度之上，功率輸出和正常進氣的發(fā)動機一樣會下降。 渦輪增壓器增加了發(fā)動機的進氣壓力，這樣發(fā)動機可以在海平面或者更高高度上獲得更大馬力。渦輪增壓器有兩個主要的部分組成：一個渦輪機和一個壓縮機。壓縮機部分有一個高速旋轉(zhuǎn)的葉輪。當進氣經(jīng)過葉輪的葉片時，葉輪加速了空氣，使得大量空氣流過壓縮機罩。葉輪的作用進而產(chǎn)生高壓高密度的空氣，它被輸送到發(fā)動機。為旋轉(zhuǎn)葉輪，發(fā)動機的廢氣被用于驅(qū)動安裝在葉輪驅(qū)動軸對端的渦輪。通過把不同質(zhì)量的廢氣引流過渦輪，可以產(chǎn)生更多的能量，導致葉輪輸送更多壓縮的空氣到發(fā)動機。廢氣門用于調(diào)節(jié)流進渦輪的排氣質(zhì)量。廢氣門本質(zhì)上就是一個安裝在排氣系統(tǒng)中的蝶形閥門。當它關閉后，發(fā)動機的大多數(shù)廢氣被迫流過渦輪機。打開時，廢氣繞過渦輪機直接從發(fā)動機的排氣管排出。如圖5-12
由于廢氣被壓縮時溫度升高，渦輪增壓器導致進氣溫度增高。為降低這個溫度以及減少爆燃的風險，很多渦輪增壓發(fā)動機使用一個中間冷卻器。中間冷卻器是一個小的熱交換器，它在熱的壓縮空氣進入燃油計量裝置前使用外部空氣來冷卻這些熱空氣。 系統(tǒng)運行 在大多數(shù)現(xiàn)代渦輪增壓發(fā)動機上，廢氣門的位置由一個傳動裝置耦合的壓力敏感型控制機構控制。發(fā)動機滑油被導向或者導離這個調(diào)節(jié)器而移動廢棄門位置。在這些系統(tǒng)上，僅僅通過改變油門控制的位置，調(diào)節(jié)器就被自動定位而產(chǎn)生需要的歧管絕對壓力(MAP)。 其他渦輪增壓器系統(tǒng)設計使用一個獨立的手動控制來定位廢氣門。使用手動控制，你必須密切監(jiān)視進氣壓力表以確定何時達到了需要的歧管絕對壓力。手動系統(tǒng)通常可以在使用配件市場渦輪增壓系統(tǒng)修改過的飛機長看到。這些系統(tǒng)需要特殊的操作考慮。例如，如果廢氣門在從高高度降低后關閉，可能產(chǎn)生超出發(fā)動機限制的進氣壓力。這種狀態(tài)稱為過增壓，它可能導致嚴重的爆燃，因為下降時空氣密度的增加會導致貧油效應。 盡管自動化廢氣門系統(tǒng)更少可能遇到過增壓狀態(tài)，但仍然會發(fā)生。如果你試圖應用起飛功率而發(fā)動機滑油溫度低于它的正常運行范圍，冷的潤滑油不能盡快的流出進氣門調(diào)節(jié)器而避免過增壓。為幫助避免過增壓，你應該慎重地前推油門桿以防止超出最大進氣壓力限制。 駕駛渦輪增壓器飛機時有幾個你需要知道的系統(tǒng)限制。例如，渦輪增壓器的渦輪機和葉輪即使在相當高的溫度時也可以運行在80000rpm以上的轉(zhuǎn)速。為獲得高的旋轉(zhuǎn)速度，系統(tǒng)內(nèi)的軸承必須持續(xù)的供給發(fā)動機潤滑油，以降低摩擦力和高溫。為得到額外的潤滑，應用高油門設定之前，潤滑油溫度應該在正常運行范圍內(nèi)。另外，關閉發(fā)動機之前你應該讓渦輪增壓器冷卻，渦輪機速度降低。否則，殘余在軸承罩中的潤滑油會脫碳沸騰，導致軸承和軸上形成嚴重的碳沉積。這些沉積快速地降低了渦輪增壓器的效率和使用壽命。對于其他限制，請參考飛機飛行手冊和飛行員操作手冊。 高海拔性能 帶渦輪增壓系統(tǒng)的飛機爬升時，通常關閉廢氣門而維持最大允許進氣壓力。在特定的一點，廢氣門會完全關閉，隨高度進一步增加，進氣壓力會開始下降。這就使臨界高度，它由飛機或者發(fā)動機制造商確定。當評估渦輪增壓系統(tǒng)的性能時，在指定的臨界高度之前進氣壓力開始下降，那么發(fā)動機或者渦輪增壓器應該交由合格的航空維修技術員檢查維修，以確保系統(tǒng)的正常運行。 點火系統(tǒng) 點火系統(tǒng)為點燃氣缸中的油氣混合氣提供電火花，它由磁電機，火花塞，高壓引線和點火開關組成。如圖5-13
磁電機使用永久磁鐵來產(chǎn)生完全獨立于飛機電路系統(tǒng)的電流。磁電機產(chǎn)生足夠高的電壓在每個氣缸內(nèi)的火花塞間隙之間觸發(fā)火花。當你接上起動器時系統(tǒng)開始點火，曲軸開始旋轉(zhuǎn)。只要曲軸旋轉(zhuǎn)就會持續(xù)運行。 大多數(shù)標準認證的飛機安裝了一對點火系統(tǒng)，有兩個獨立的磁電機，分開的兩組電纜，以及兩組火花塞，這樣可以增加點火系統(tǒng)的可靠性。每個磁電機獨立運行，點燃氣缸中的另一個火花塞。兩個火花塞的點火改進了油氣混合氣的燃燒，導致功率輸出得到輕微的增加。如果一個磁電機失效，另一個不會因此而失效。發(fā)動機將繼續(xù)正常工作，盡管你會預期發(fā)動機功率輸出有輕微降低。如果氣缸中兩個火花塞中的一個失效，也會發(fā)生類似的狀況。 磁電機的運行是受駕駛艙中點火開關控制的。開關有5檔： 1. OFF(關) 2. R-Right(右) 3. L-Left(左) 4. BOTH(兩者同時) 5. START(啟動) 如果選擇了LEFT(左)或者RIGHT(右)，只有相應的磁電機才會被激活。選擇BOTH的時候，系統(tǒng)的兩個磁電機都運行。 在起飛前檢查期間，你可以通過觀察第一次從BOTH到RIGHT，從BOTH到LEFT轉(zhuǎn)動點火開關時發(fā)動機轉(zhuǎn)速的降低來識別發(fā)生故障的磁電機。在此檢查過程中，發(fā)動機轉(zhuǎn)速的輕微降低是正常的。容許的降低大小列在飛機飛行手冊和飛行員操作手冊上。當你切換到一個磁電機，發(fā)現(xiàn)發(fā)動機停止運行或者如果轉(zhuǎn)速的降低超出了容許的限制，那么就不要飛這架飛機，直到問題被解決。原因可能是火花塞污染了，磁電機和火花塞之間的電纜斷開或者短路，或者是火花塞不能正常的定時點火。應該注意到使用單個磁電機時發(fā)動機轉(zhuǎn)速不降低是不正常的，如果這樣，也不能飛這架飛機。 發(fā)動機關閉之后，把點火開關撥到關閉 (OFF)位置。如果你把點火開關放在打開(ON)位置，即使電池和主開關關閉了，發(fā)動機也會點火和旋轉(zhuǎn)，螺旋槳就被驅(qū)動，因為磁電機不需要外部電源供電。這種情況下潛在的嚴重傷害是很明顯的。(譯者注：磁電機打開也可能導致螺旋槳旋轉(zhuǎn)，打傷不經(jīng)意的人員。) 磁電機系統(tǒng)中松動的或者斷開的電纜也會導致問題。例如，如果磁電機開關位于OFF位置，如果磁電機接地電纜被斷開那么磁電機可能繼續(xù)點火。如果發(fā)生這種情況，停止發(fā)動機的唯一方法是把油氣混合氣控制桿撥到慢車切斷位置，然后讓有資格的航空維修技術人員進行系統(tǒng)檢查。 燃燒 在正常燃燒期間，油氣混合氣的燃燒是完全受控和可預測的。盡管燃燒的過程發(fā)生在很短的時間內(nèi)，在一個溫度點上油氣混合氣被火花塞點燃，直到燒光。這種類型的燃燒使得溫度和壓力能夠穩(wěn)定增加，確保在膨脹氣體在功率沖程內(nèi)合適的時間向活塞傳遞最大的力。如圖5-14
爆燃是油氣混合氣在氣缸燃燒室內(nèi)非受控的爆發(fā)性點火。它產(chǎn)生過高的溫度和壓力，如果不糾正的話，會很快導致活塞，氣缸或者閥門的故障。在不太嚴重的情況下，爆燃導致發(fā)動機過熱，運行不穩(wěn)定，或者功率損失。 爆燃表現(xiàn)為較高的氣缸頭溫度，最可能發(fā)生在大功率運行時。爆燃的一些常規(guī)操作原因包括： 使用低于飛機制造商指定等級的燃油 以極高進氣壓力和低轉(zhuǎn)速運行 以高功率設定和過分貧油混合氣運行 爆燃也可能由于持續(xù)的地面運行或者快速爬升導致，這種情況下氣缸的冷卻減少了 通過遵守以下的這些基本準則可以避免地面和飛行的不同階段發(fā)生的爆燃： 確保使用了適當?shù)燃壍娜加?在地面時，保持整流罩襟翼(如果有的話)處于全開位置，這樣能夠使通過整流罩的氣流最大。 在起飛和爬升的最初階段，使用富油混合控制可以降低爆燃的發(fā)生，同時要保持小的爬升角度來增加氣缸的制冷。 避免持續(xù)的大功率急爬升。
培養(yǎng)一個監(jiān)視發(fā)動機儀表的習慣，以確保符合制造商制定的操作規(guī)程。
當油氣混合氣在發(fā)動機正常點燃時刻之前燃燒就發(fā)生了早燃。過早的燃燒通常是由于燃燒室內(nèi)殘余的熱區(qū)域引起的，通常原因是火花塞上少量的碳沉積或者斷裂的火花塞絕緣體，或者氣缸中的其他損壞，它們產(chǎn)生了部分的熱足以點燃油氣混合氣。早燃導致發(fā)動機損失功率，產(chǎn)生高的運行溫度。和爆燃一起，早燃也會導致發(fā)動機嚴重的損壞，因為膨脹的氣體就在壓縮沖程就對活塞施加過大的力。
爆燃和早燃經(jīng)常同時發(fā)生，其中之一會導致另一個發(fā)生。因為要么是伴隨著發(fā)動機性能降低的工作狀態(tài)導致高的發(fā)動機溫度，通常難以區(qū)分這兩者。使用建議等級的燃油，發(fā)動機運行在適當?shù)臏囟龋瑝毫娃D(zhuǎn)速范圍這樣可以降低爆燃或者早燃的幾率。
燃油系統(tǒng)
燃油系統(tǒng)是設計用來提供持續(xù)的從油箱到發(fā)動機的潔凈燃油流量。燃油在所有發(fā)動機功率，高度，姿態(tài)和所有核準的飛行機動條件下必須能夠供給發(fā)動機。小飛機上使用了兩個常規(guī)類別的燃油系統(tǒng)-重力饋送系統(tǒng)和燃油泵系統(tǒng)。
重力饋送系統(tǒng)使用重力來把燃油從郵箱輸送到發(fā)動機，例如，在上翼飛機上，油箱是安裝在機翼里的。油箱被置于汽化器之上，燃油由于重力經(jīng)過系統(tǒng)送到汽化器。如果飛機的設計不能用重力輸送燃油，就要安裝油泵，例如，在下翼飛機上機翼中的郵箱處于汽化器下方。如圖5-15
油泵
有油泵系統(tǒng)的飛機使用兩組油泵。主泵系統(tǒng)是馬達驅(qū)動的，電驅(qū)動的輔助泵用于發(fā)動機氣動或者在馬達驅(qū)動泵失效時。輔助泵也稱為增壓泵，為燃油系統(tǒng)提供增加的可靠性。電驅(qū)動輔助泵由駕駛艙中的開關控制。
起動注油器
重力饋送和油泵系統(tǒng)也可以結合氣動注油器。啟動注油器用于氣動發(fā)動機之前從油箱中抽油直接氣化送入氣缸。在冷天氣特別有用，那時發(fā)動機會很難氣動，因為沒有足夠的熱量來氣化汽化器中的燃油。氣動注油器在不使用時鎖定位置很重要。如果旋鈕可以自由活動，飛行中它會被振動出來，引起過分富油。要避免注油過多，請閱讀你的飛機的注油說明。
油箱
油箱通常位于飛機的機翼內(nèi)，在機翼上面有一個可以加油的加油口。加油口蓋子蓋住這個開口。油箱通過通風管和外部相連，以維持油箱內(nèi)部的氣壓。它們可以通過加油口蓋或者從機翼表面伸出的管子通風。油箱也包括一個單獨的或者是和油箱通風管在一起的溢出排油管。這讓燃油在溫度升高時膨脹而不會損壞油箱本身。如果油箱在熱天被加滿，經(jīng)常會看到燃油從溢出排油口流出。
燃油表
油量表指示了每一個油箱中傳感單元測量出來的燃油量，以加侖或者磅為單位表示。飛機認證規(guī)則只要求燃油表在讀數(shù)為空(Empty)時是精確的。任何不是空的讀數(shù)應該被校驗。不要只依賴油量表的準確性。飛行前檢查期間務必要目視檢查每一個油箱的油量水平然后跟對應的油量表讀數(shù)比較。(譯者注：小飛機上通常飛行前檢查使用有刻度的桿子在加油口測量油的深度，對比指示器來核實油量。)
如果燃油系統(tǒng)中安裝了一個油泵，也會安裝一個油壓表。這個表指示油管中的壓力。正常運行壓力可以在飛行員操作手冊和飛機飛行手冊中找到，或者儀表刻度盤上的色標。
燃油選擇器
燃油選擇閥門允許從不同的油箱選擇燃油。常規(guī)類型的選擇閥門有四個位置：LEFT,RIGHT,BOTH和OFF。選擇LEFT或者RIGHT位置就只使用左邊或者右邊油箱的燃油，選擇BOTH時使用兩個油箱的燃油。左右位置的選擇可以用于平衡殘留在每個油箱中的油量。如圖5-16
燃油標牌將說明油箱使用的任何限制，例如“只能水平飛行”和/或著陸和起飛這“兩者”。
無論使用的燃油選擇器類型是什么，都應該密切的監(jiān)視燃油消耗以保證某個油箱的油不能用光。用干油箱的油不僅導致發(fā)動機停止，而且長期的使用一個油箱會導致油箱之間的燃油載荷失衡。油箱中的油完全用干會讓空氣進入燃油系統(tǒng)，會導致氣阻。當發(fā)生這種狀態(tài)時，就難以再氣動發(fā)動機。在燃油噴射型發(fā)動機上，燃油可能變得非常熱導致燃油在油管中氣化，使得燃油不能到達氣缸。
燃油過濾器/沉淀器/排油管
經(jīng)過燃油選擇閥門后，燃油在進入汽化器之前會通過一個過濾器。這個過濾器清除灰塵和系統(tǒng)中可能有的其他沉積物。由于這些污染物比航空燃油重，它們會遷移到過濾器部件底部的沉積器中。沉積器被定義為燃油系統(tǒng)或者油箱中的低位置點。燃油系統(tǒng)可能包含沉積器，燃油過濾器和油箱排油器，其中的一些可能是合為一體的。
每次飛行前燃油過濾器應該放油。應該從過濾器取出燃油樣本，并目視檢查水和污染物。沉積器中的水是危險的，因為在冷天水會結冰堵塞油管。在熱天，它會流進汽化器，停止發(fā)動機。如果水出現(xiàn)在沉積器中，可能在油箱中有更多的水，要繼續(xù)把它們排出來，直到?jīng)]有水的跡象。任何情況下，在你確定所有水份和污染物已經(jīng)從發(fā)動機燃油系統(tǒng)中清除之前永不要起飛。
由于燃油系統(tǒng)的變化，你應該十分的熟悉你的飛機使用的系統(tǒng)。請參考飛機飛行手冊或者飛行員操作手冊了解詳細的操作程序。
燃油等級
航空汽油是由辛烷或者功率值來識別的，它標志抗爆值或者發(fā)動機氣缸中油氣混合的抗爆震性能。汽油的等級越高，燃油能承受的不產(chǎn)生爆燃壓力也就更大。較低等級的燃油用在低壓發(fā)動機上，因為這些燃油可在低溫點燃。較高等級的燃油用在較高壓力的發(fā)動機上，因為它們必須在較高溫度點燃，但是不會過早點燃。如果沒有適當?shù)燃壍娜加涂捎?，那么使用下一個較高等級的燃油作為替代品。永遠不要使用低一級的燃油。這會導致氣缸頭溫度和發(fā)動機潤滑油溫度超出它們的正常運行范圍，這可能導致爆燃。
有幾種等級的燃油可用。必須細心確保特定類型的發(fā)動機使用了正確的航空燃油等級。正確的燃油等級在飛機飛行手冊或者飛行員操作手冊中有說明，在駕駛艙的標牌和加油蓋邊上也有。出于鉛含量的考慮，汽車用汽油永遠也不要用于飛機發(fā)動機，除非發(fā)動機已經(jīng)已經(jīng)按照FAA頒發(fā)的附加型號合格證(STC)改裝過。
現(xiàn)在識別用于往復式發(fā)動機的飛機航空汽油的方法是根據(jù)辛烷值和功率值，縮寫為AVGAS。這些飛機使用 AVGAS80,100和100LL。盡管AVGAS 100LL的性能和100是一樣的，LL表示它的低鉛含量。渦輪發(fā)動機飛機的燃油是使用JET A,JET A-1和JET B識別的。噴氣機燃油主要是煤油，有與眾不同的煤油氣味。
因為使用正確的燃油非常重要，增加了染色來幫助識別燃油的類型和等級。如圖5-17
除了燃油本身的顏色之外，色標系統(tǒng)還擴展到識別標記和各種機場燃油處理設備。例如，所有航空汽油用紅色背景上白色字母的名字識別。相反，渦輪機燃油用黑色背景上的白色字母來識別。
燃油污染
由于燃油污染引發(fā)的動力失效而引起的事故，大多數(shù)歸因于:
飛行員沒有執(zhí)行充分的飛行前檢查
使用來自小油箱或者油桶不正確過濾的燃油維護飛機
飛機保管時油箱沒有完全加滿
缺乏正確的保養(yǎng)
應該從燃油過濾器快速排放口放出燃油，從每一個油箱沉積器到透明容器，然后檢查其中的污物和水。當燃油過濾器放油時，油箱中的水直到所有的油從連到油箱的管子排出后才能看到。因此，從燃油過濾器排出足夠的油以確保燃油從油箱放出。油量取決于從油箱到放油口的輸油管長度。如果在第一份取樣中發(fā)現(xiàn)水或者其他污物，要一直排放到?jīng)]有污物跡象。
燃油過濾器的放油已經(jīng)沒有顯示任何水的跡象，水也可能殘留在油箱中。殘留的水份只能通過油箱沉積器放油口排泄。
水是主要的燃油污染物。燃油中懸浮的水滴可以通過燃油的云狀外形或者有色燃油和水清楚的分開來識別，這些現(xiàn)象發(fā)生在水沉降到油箱底部的時候。作為一個安全措施，每次飛行前檢查都要對燃油沉積器進行放油。
每次飛行后應該加滿油箱，或者至少在當天最后飛行完畢加滿，以防止油箱中的水汽凝結。另一個防止水汽凝結的方法是避免從油罐或者油桶加油。從油罐或者油桶加油會導致燃油污染。
在任何情況下使用漏斗和麋皮從油罐或者油桶加油都是危險的，應該被阻止。在偏遠地區(qū)或者在緊急情況下，可能沒有足夠抗污染的備用加油來源，麋皮或漏斗可能是唯一的過濾燃油的方法。然而，使用麋皮不一定總是會導致燃油污染。用壞的麋皮不能過濾水份；即使是一個已經(jīng)新的干凈的濕潤麋皮也不能。大多數(shù)仿制麋皮不能過濾水份。
加油程序
飛行中空氣通過飛機表面摩擦時或者在加油時燃油流經(jīng)軟管和噴管都會產(chǎn)生靜電。尼龍，滌綸或者羊毛服裝特別傾向于積累靜電和從人到漏斗或者噴管泄放靜電。為預防靜電點燃燃油揮發(fā)汽的可能性，燃油蓋從油箱拿走之前應該有一根接點電線鏈接到飛機。在開始加油前，加油嘴應該接地到飛機，在整個加油過程中都要保持接地。當使用加油車時，它應該在加油嘴接觸到飛機前接地。
如果必須從油罐或者油桶加油，正確的屏蔽和接地鏈接是重要的。油桶應該被放在靠近接地桿位置，要遵守下列順序的連接：
1. 油桶連接到地
2. 地連接到飛機
3. 油桶連接到飛機
4. 加油蓋拿掉之前噴嘴連接到飛機
當斷開連接時，順序相反。
燃油通過麋皮的流動增加了靜電的積累和打火花的危險。飛機必須正確的接地，噴嘴，麋皮和漏斗搭接到飛機上。如果使用了一個油罐，它應該連接到接地桿或者漏斗。任何情況下這個操作中都不能使用塑料漏斗或者類似絕緣容器。
