内容发布更新时间 : 2025/1/1 2:16:06星期一 下面是文章的全部内容请认真阅读。

的话，载荷因子大约增加1G，就接近这类飞机确立的屈服点。如图3-36

载荷因子和失速速度

任何介于结构限制内的飞机，可能以任何空速失速。当达到足够大的迎角时，流过机翼的平滑气流就会被打破而分散，导致飞行特性的急剧变化，突然失去升力，这就引起了失速。

对这个效应的研究显示飞机的失速速度随载荷因子的2次方根成比例增加。这意味着正常未加速失速速度为50节的飞机可以在载荷因子达到4G时以100节速度失速。如果这个飞机可以承受载荷因子9的话，那么它可以在150节时失速。因此，胜任的飞行员应该知道下列事项：

? 飞机由于增加载荷因子，增加了不注意失速的危险，比如在急转弯或者螺

旋时

? 在超过飞机的设计机动速度以上进行有意失速，会引起巨大的载荷因子 参考图3-36和3-27，在急转弯中飞机只要超过72度倾斜，产生的载荷因子就达到3G，而失速速度明显的增加了。如果正常未加速失速速度是45节的飞机来转弯，空速必须保持不低于75节以防产生失速。一个类似的效应是在快速拉起时遇到，或者在任何产生超过1G载荷因子的机动中。这一直是导致意外的原因，这些意外由飞行学员，意外失控，特别是急转弯或者在接近界面时生硬使用升降舵而引起。

由于载荷因子的平方和失速速度的二倍成正比，你会了解到巨大的载荷通过让相对高速的飞机失速来影响飞机的结构。

一架飞机可以安全失速的最大速度在所有新设计中都已经确定。这个速度称为“设计机动速度Va”，要求在所有最新设计的飞机的飞行员操作手册和FAA批准的飞机飞行手册中都要输入设个值。对于较旧的通用航空飞机，这个速度大约是正常失速速度的1.7倍。因此，一架正常失速速度60节的旧飞机必须从不要在102节以上失速(60节×1.7=102节)。正常失速速度60节的飞机在102节速度失速时将达到载荷因子2.89G(1.7×1.7)。（以上数字只是近似的指导，而不是任何一组问题的确切答案，设计机动速度应该根据制造商提供的具体飞机的操作限制来确定）。

因为控制系统中的杠杆作用随不同飞机而变化，一些类型飞机使用平衡式控制面，而其他的不使用，飞行员施加于控制上的压力不能被认为是不同飞机产生的载荷因子的指数。在大多数情况下，载荷因子可以通过经验丰富的飞行员对座椅压力的感觉来判断。也可以使用一种称为加速度计的仪表来测量，但是由于这种仪表一般不安装在通用航空教练机上，根据身体感觉来判断载荷因子的能力培养是非常重要的。以上概要的原理知识是培养评估载荷因子能力的基础。 对不同倾斜角度的载荷因子和设计机动速度(Va)方面的透彻理解将帮助你避免两种最严重类型的事故：

1. 急转弯导致的失速或者接近地面时过分机动导致的失速 2. 特技飞行时的结构性失效或者失控导致的猛烈机动

载荷因子和飞行机动

所有飞行机动都有临界载荷因子，除了不加速的直线飞行，它的载荷因子总是1G。本部分考虑的特定机动会引起较高的载荷因子。

转弯

载荷因子的增加是所有倾斜转弯的一个特性。如载荷因子章节的急转弯方面所述，特别是图3-36和3-37，载荷因子对飞行性能和机翼结构上的载荷都变得意义重大，特别是倾斜角增加超过45度时。

一般轻型飞机的临界因子的倾斜角为70度到75度，失速速度在倾斜约63度时近似增加一半。

失速

从平直飞行或者未加速的直线爬升中进入的正常失速产生的额外载荷因子将不会超过平直飞行时的1G。然而，当失速发生时，这个载荷因子可能降低到0，此时好像一切都没有重量；飞行员有一种自由的漂浮在空中的感觉。向前推升降舵，负载荷因子，将会导致机翼上向下的力，而飞行员有被从座位拉起来的感觉。 在失速恢复后的拉起过程中，有时会产生明显的载荷因子。在过分俯冲(进而空速很高)和生硬拉平到平飞期间载荷因子可能不注意的进一步增加。一件事通常又导致另一件事，这样载荷因子一直增加。在高速俯冲速度下生硬拉起会给飞机结构施加临界载荷，由于迎角持续增加进而产生再生的或者二次失速。 作为一般法则，通过俯冲从失速改出到巡航或者设计机动速度，只要速度安全的高于失速速度就要逐步拉起，这时引起的载荷因子不会超过2到2.5G。永不应该产生较高的载荷因子，除非拉起已经影响飞机机头接近或者超过竖直姿态，又或者在极低高度以避免俯冲到地面。

旋转

因为稳定的螺旋除了旋转之外，其他因素都和失速没有本质不同，适用于失速改出的载荷因子考虑也适用于这里。由于旋转恢复通常受比普通失速中机头更低的影响，空速会更高，进而载荷因子也就更大。在正确的旋转改出中，载荷因子经常大约是2.5G。

螺旋期间的载荷因子随每个飞机的旋转特性而变化，但是通常稍微高于平飞时的1G。这样的原因有两个:

1. 螺旋的空速非常低，通常比未加速失速速度低2节 2. 飞机处于螺旋时是绕自己的枢轴旋转，而不是转弯

高速失速

普通轻型飞机不能承受和高速失速共有的载荷因子的重复作用。这些机动所需要的载荷因子在机翼和尾部结构上产生应力，而在大多数轻型飞机上没有留有合理的安全余量。

在高于正常失速的一个空速上诱导这个失速的唯一方法可以是过度的拉升降舵控制，这伴随着施加额外的载荷因子。1.7倍失速速度(失速速度为60节的轻型飞机以102节飞行)的空速将产生3G的载荷因子。进一步，在轻型飞机上只允许很有限的差错余量用于特技动作。为证明载荷因子随空速增加多快，同一飞机的112节的高速失速产生的载荷因子达到4G。

急跃升和矮8字

在这些机动如浅俯冲，急俯冲或者拉起中考虑载荷因子，给出定理的说明是困难的。得到的载荷因子和俯冲以及拉起的快慢直接相关。

一般的，机动执行的越好，产生的载荷因子就越不容易达到极值。在急跃升和矮8字这种机动中，拉起会产生大于2G的载荷因子，不会导致高度的极大增加，且对于低功率的飞机可能导致高度的净损失。

有适中的载荷因子，尽最大可能的平滑拉起，那么急跃升可以获得最大的高度增加，对于急跃升和矮8字都能获得较好的总体性能。此外，可以注意到这些机动的推荐进入速度一般的都接近制造商的设计机动速度，因此就可以在不超出载荷极限的情况下最大化载荷因子的利用。

扰动气流

所有认证的飞机都设计成能够承受相当强度的驟风引起的载荷。驟风载荷因子随空速增加而增加，用于设计目的的强度相当于最好级别的飞行速度。在极端的扰动气流中，如在雷暴雨或者锋面条件下，降低到设计机动速度是明智的。如果不进行速度控制，驟风可能产生超出载荷极限的载荷。

现在大多数飞机飞行手册包含了扰流空气穿透信息。现代飞机-(很大的速度和高度运行范围)-的操作员在舒适性和安全性方面都受益于这个增加的特征。关于这一点，最大的“永不超过”标牌俯冲速度仅是根据平稳空气而确定的。永远不要在驟风或者紊流空气中实践超出已知机动速度的高速俯冲或者特技速度。 总之，必须 记住，有意的特技，从俯冲中生硬的拉起，高速失速，和紊流中的高速飞行产生的载荷因子都会给飞机的整个结构施加额外的应力。

作用于飞机结构的应力会对飞机的任何部分施加力。对于那些无知的人有一种倾向，他们认为载荷因子在效果方面只作用于翼梁和支柱。由于过量载荷导致的大多数结构化失效涉及翼肋结构，包括机翼的前缘和后缘以及尾翼部分。编织物蒙皮飞机的关键区域是机翼上表面翼弦的大约三分之一之后。

这种载荷通过长期的积累效应可能会松开或者削弱重大部件，以致于实际的故障会在以后发生，而那时飞机可能正以正常的方式操作。

VG 图

飞机的飞行运行强度用一个图来表示，它的水平刻度是基于载荷因子的。如图3-38.这个图称为VG图，速度-载荷因子关系图。每一个飞机都有它自己的VG图，它在特定重量和高速下有效。

VG图上最首要的曲线就是最大升力曲线。示例的飞机在62mph（英里/小时）的时候可以达到不超过1G载荷因子，这是机翼水平失速速度。由于最大载荷因子随空速的平方成正比，最大的正的升力在92mph的时候达到载荷因子达到2G，112mph的时候达到3G，137mph时达到4.4G，等等。任何在这条曲线以上的载荷因子从空气动力学上是得不到的；也就是这个VG图的飞机不能在最大升力曲线之上飞行，因为会失速。本质上相同情况出现在负升力飞行时，但是有个例外，那就是产生给定的负载荷因子所需要的速度比产生相同的正载荷因子的速度要高。

例如，上图可以看到在62mph的时候产生的载荷因子约1G,而对应于-1G载荷因子，速度大约为80mph。

如果这架飞机飞行的正载荷因子超过正极限载荷因子4.4的话，将可能导致结构化损坏。当飞机在这个区域操作时，将会发生要不得的主结构剩余形变，也会产生高速疲劳损伤。在正常操作中必须避免在超过极限载荷运行。