在空气动力学中，载荷系数是飞机所能承受的最大载荷与飞机总重量的比率。 载荷系数以 GS（重力加速度）为单位测量，这是一个等于重力作用在静止物体上的力的单位，它表示物体在加速时所受的力。 任何施加在飞机上的直线飞行的力都会对其结构产生应力，而该力的数量是载荷系数。 虽然空气动力学课程不是获得飞行员执照的先决条件，但称职的飞行员应该对作用于飞机的力量、这些部队的有利用途以及飞行器的操作限制有着深刻的了解。

例如，载荷系数为 3 表示飞机结构上的总载荷是其总重量的三倍。 由于载荷系数以 GS 表示，因此载荷系数为 3 表示为 3 GS，或负载系数为 4 表示 4 GS。

如果一架飞机从潜水中拉起，使飞行员承受 3 GS，他或她将以等于他或她重量的三倍的力被压入座位。 由于现代飞机的运行速度明显高于旧飞机，因此增加了负载系数的大小，这种影响已成为所有飞机结构设计的主要考虑因素。

由于飞机的结构设计计划仅承受一定量的过载，因此对所有飞行员来说，了解载荷系数已成为必不可少的知识。 负荷系数很重要有两个原因：飞行员可能会对飞机结构施加危险的超载。 增加的负载系数增加了失速速度，并使在看似安全的飞行速度下失速成为可能。

4.9.1 飞机设计中的负荷系数 #

回答“飞机应该有多强？”这个问题的答案。 很大程度上取决于飞机所受的用途。 这是一个困难的问题，因为最大可能的负载太高而无法用于高效设计。 确实，任何飞行员都可以进行非常硬的着陆或潜水的极其尖锐的上拉，这将导致异常负载。 但是，如果飞机起飞快，降落缓慢并携带有价值的有效载荷，则必须消除这种极端异常的负载。

飞机设计中的载荷系数问题成为如何确定在各种操作情况下正常运行中可以预期的最高载荷系数。 这些负载因子称为“限制负载因子”。 出于安全原因，飞机的设计要求能够承受这些载荷系数而不会造成任何结构性损坏。 尽管《联邦法规》（CFR）要求飞机结构能够承受这些极限载荷的一倍半，而不会发生故障，但人们认为飞机的某些部分可能会在这些载荷下弯曲或扭曲，并且可能会发生一些结构性损坏。

这个 1.5 负载限制因子称为“安全系数”，在某种程度上提供了高于正常和合理运行预期的负载的负载。 这种力量储备不是飞行员应该故意滥用的东西。 相反，它在遇到意外情况时是为了保护。

上述考虑适用于所有装载条件，无论是由于阵风、机动还是着陆。 现在有效的阵风负荷系数要求与多年来存在的大致相同。 数十万小时的工作时间证明它们足以安全。 由于飞行员对阵风负荷系数的控制很少（除了在遇到粗糙空气时降低飞机的速度外），因此大多数通用航空型飞机的阵风负荷要求基本相同，无论其运行用途如何。 通常，阵风负荷系数控制着用于严格非杂技使用的飞机设计。

机动载荷系数的飞机设计存在完全不同的情况。 有必要分别讨论以下方面的问题： (1) 根据类别系统设计的飞机（即正常、效用、杂技）； (2) 根据不适用于运营类别的要求建造的旧设计。

在类别系统下设计的飞机很容易由飞行甲板中的标语牌识别，其中说明了飞机获得认证的操作类别（或多种类别）。 不同类别中针对飞机指定的最大安全载荷系数（限制载荷系数）为： 类别限制 负载系数 正常 3.8 至 –1.52，效用（轻度杂技，包括旋转） 4.4 至 –1.76，杂技 6.0 至 –3.00。 对于总重量超过 4,000 磅的飞机，极限负载系数降低。 在上面给出的极限载荷中，添加了 50% 的安全系数。

随着机动的严重程度的增加，载荷系数呈上升趋势。 类别系统为飞机提供了最大的实用性。 如果仅打算正常运行，则所需的载荷系数（以及因此飞机的重量）小于飞机在训练或杂技机动中使用时，因为它们会导致更高的机动载荷。

没有类别标语牌的飞机是根据早期的工程要求建造的设计，其中没有明确对飞行员施加任何操作限制。 对于这种类型的飞机（重量高达约 4,000 磅），所需的强度与当今的实用型飞机相当，并且允许相同类型的操作。 对于超过 4,000 磅的这种飞机，载荷系数随重量而减少。 这些飞机应被视为与类别系统下设计的普通类别的飞机相媲美，并应相应地运行。

4.9.2 陡峭转弯的负荷系数 #

在任何飞机的恒定高度、协调转弯中，载荷系数是两种力的结果：离心力和重力。 [图 4-44] 对于任何给定的堤岸角度，腐烂随空速变化——速度越高，腐烂就越慢。 这补偿了增加的离心力，使载荷系数保持不变。

图 4-45 揭示了转弯的一个重要事实——在堤岸达到 45° 或 50° 后，负载系数以惊人的速度增加。 60° 组中的任何飞机的载荷系数为 2 gs。 80° 堤岸的载荷系数为 5.76 gs。 如果要保持高度，机翼必须产生等于这些载荷系数的升力。

应该注意的是，表示负载系数的线在接近 90° 堤线时上升的速度有多快，因为它从未完全到达，因为 90° 倾斜的恒定高度转弯在数学上是不可能的。 一架飞机可以倾斜到 90°，但不能在协调的转弯处。 可以在 90° 倾斜的滑动转弯中保持的飞机能够进行直刀刃飞行。 在略高于 80° 时，载荷系数超过 6 GS 的极限，即杂技飞机的极限载荷系数。

对于协调的恒定高度转弯，一般通用航空飞机的近似最大值为 60°。 这家银行及其由此产生的必要功率设置达到了这种类型的飞机的极限。 额外的 10° 组将负载系数增加约 1 g，使其接近为这些飞机建立的屈服点。 [图 4-46]

4.9.3 负载系数和失速速度 #

在其结构范围内的任何飞机都可以在任何空速下停转。 当施加足够高的 AOA 时，在机翼上的平滑空气流动会分解和分离，从而导致飞行特性的突然变化和升力的突然损失，从而导致失速。

对这种效应的研究表明，飞机的失速速度与载荷因子的平方根成比例增加。 这意味着通过感应4 Gs的负载系数，可以将正常无加速失速速度为50节的飞机停转在100节。 如果这架飞机有可能承受 9 的载荷系数，它可能会以 150 节的速度停滞。 飞行员应注意：

• 通过增加负载系数，如陡峭的转弯或螺旋，无意中使飞机失速的危险；
• 当故意使飞机停滞在其设计机动速度之上时，会施加巨大的负载系数。

图 4-45 和 4-46 显示，在陡峭转弯时，大于 72° 的飞机产生载荷系数，载荷系数为 3，失速速度显着增加。 如果在正常无加速失速速度为 45 节的飞机上进行此转弯，则必须保持大于 75 节的速度以防止失速。 在快速上拉或任何产生超过 1 G 的负载系数的机动上也有类似的效果。这种突然的、意外的失控，特别是在靠近地面的陡峭转弯或突然应用后部电梯控制时，已经导致了许多事故。

由于负载系数随着失速速度加倍而平方，因此通过使飞机在相对较高的空速下停转可能会给结构施加巨大的载荷。

现在确定所有新设计的飞机可以安全停滞的最大速度。 该速度称为“设计机动速度”（VA），必须输入所有最近设计的飞机的 FAA 批准的飞机飞行手册/飞行员操作手册 (AFM/POH)。 对于较老的通用航空飞机，这个速度大约是正常失速速度的 1.7 倍。 因此，一架通常在 60 节处停转的旧飞机绝不能停在 102 节以上（60 节 x 1.7 = 102 节）。 正常失速速度为 60 节的飞机在 102 节处停转，承载系数等于速度增加的平方，即 2.89 gs (1.7 x 1.7 = 2.89 gs)。 （以上图为指向性的近似值，并非任何问题的确切答案。设计机动速度应根据制造商提供的特定飞机的运行限制来确定。）

由于控制系统中的杠杆因不同的飞机而异（有些类型采用“平衡”控制面，而另一些则不适用），因此不能接受飞行员对控制装置施加的压力作为不同飞机产生的载荷系数的指标。 在大多数情况下，有经验的飞行员可以根据座椅压力的感觉来判断负载系数。 负载系数也可以通过称为“加速度计”的仪器测量，但这种仪器在通用航空训练飞机中并不常见。 从其对身体的影响的感觉来判断负荷因素的能力的发展是很重要的。 了解这些原理对于发展估计负载因子的能力至关重要。

全面了解由不同程度的堤岸和 VA 引起的载荷因子有助于防止两种最严重的事故类型：陡峭的转弯或地面附近的过度机动； 失去控制导致的杂技或其他暴力动作期间的结构性故障。

4.9.4 载荷系数和飞行动作 #

关键载荷系数适用于所有飞行机动，除了始终存在 1 g 的载荷系数的未加速直线飞行。 已知本节中考虑的某些操作涉及相对较高的负载系数。

4.9.5 转 #

增加的负载系数是所有倾斜转弯的特征。 正如在陡峭转弯的载荷系数部分中指出的那样，随着堤岸增加到大约 45° 以上，负载因子对飞行性能和机翼结构上的载荷都变得重要。

平均光平面的屈服系数在大约 70° 到 75° 的堤岸处达到，在大约 70° 的堤岸处将失速速度提高了大约二分之一。

4.9.6 摊位 #

从直线和水平飞行中进入的正常失速或未加速的直线爬升不会产生超出 1 g 直级飞行的额外负载系数。 然而，随着失速发生，这个载荷因子可能会减少到零，这个系数似乎没有任何重量。 飞行员体验到“在太空中自由漂浮”的感觉。 如果通过向前折断电梯控制来实现恢复，则可能会产生负负载因子（或那些对机翼施加下载并使飞行员从座位上抬起的那些）。

在失速恢复后的上拉过程中，有时会引起重要的负载因子。 在过度潜水（以及因此高空速）和突然拉起以平飞时，这些可能会在意外增加。 一种通常导致另一种，从而增加了负载系数。 在高潜水速度下的突然拉起可能会对飞机结构施加关键载荷，并可能通过将 AOA 增加到停滞的 AOA 来产生循环或次级失速。

概括地说，从仅通过潜水到巡航或设计机动空速的失速的恢复，一旦空速安全超过失速，就可以逐渐拉起，负载系数不超过 2 或 2.5 gs。 除非飞机的机头接近或超过垂直姿态，或在极低的高度以避免潜入地面，否则永远不需要更高的负载系数。

4.9.7 旋转 #

稳定的自旋与旋转以外的任何元素的失速没有区别，并且相同的载荷系数考虑适用于适用于失速恢复的自旋恢复。 由于旋转恢复通常在机头远低于失速回收时的情况下进行，因此预期更高的空速和更高的负载系数。 正常旋转恢复中的负载系数通常为 2.5 gs。

旋转过程中的负载系数随每架飞机的旋转特性而变化，但通常发现略高于 1 g 水平飞行。 这有两个原因：旋转中的空速非常低，通常在未加速失速速度的 2 节内。 飞机在旋转时转动，而不是转动。

4.9.8 高速档位 #

平均光平面无法承受高速失速常见的负载因子的重复应用。 这些机动所需的载荷系数会对机翼和尾部结构产生应力，这不会在大多数轻型飞机中留下合理的安全边际。

可以在高于正常失速的空速下引起这种失速的唯一方法涉及施加附加负载因子，这可以通过对电梯控制的严重拉动来实现。 速度为 1.7 倍（在轻型飞机中约 102 节，失速速度为 60 节）产生 3 gs 的负载系数。 轻型飞机的杂技只能允许一个非常窄的误差范围。 为了说明负载系数随空速增加的速度有多快，同一架飞机上 112 节的高速失速将产生 4 gs 的载荷系数。

4.9.9 Chandelles 和 Lazy 八 #

Chandelle 是从近似直线和水平飞行开始的最大性能攀登转弯，在完成 180° 的精确转弯时结束，在最小可控空速下，机翼水平，机头高姿态。 在这种飞行机动中，飞机处于陡峭的攀爬转弯处，几乎停滞以在改变方向的同时获得高度。 一个懒惰的八号的名字来源于飞机的延伸纵向轴线以一个位于其侧面的图形“8”的形式的飞行模式的方式。 很难对这些操作中的载荷因素做出明确的陈述，因为两者都涉及顺畅、浅潜和引体向上。 产生的负荷系数直接取决于潜水的速度和这些动作中引体向上的突然性。

通常，执行的操作越好，引起的负载因子就越极端。 Chandelle 或 Lazy 8 的上拉产生大于 2 Gs 的负载系数不会导致海拔升高，而在低功率飞机中，它可能会导致高度的净损失。

最平稳的上拉可能，具有中等载荷系数，在 Chandelle 中提供最大的海拔增益，并在 Chandelles 和 Lazy 8 中带来更好的整体性能。 这些操作的推荐进入速度通常接近制造商的设计机动速度，允许最大限度地开发负载因子而不超过负载限制。

4.9.10 粗糙的空气 #

所有标准认证的飞机都设计用于承受相当强度的阵风施加的负载。 阵风负荷系数随着空速的增加而增加，用于设计目的的强度通常对应于最高水平的飞行速度。 在极其恶劣的空气中，如在雷暴或正面条件下，明智的做法是将速度降低到设计机动速度。 无论保持的速度如何，可能会有阵风产生超过负载限制的负载。

每架特定的飞机都设计有特定的 G 载荷，可以施加在飞机上而不会造成结构损坏。 飞机设计中有两种类型的载荷系数：极限载荷和极限载荷。 极限载荷是施加到飞机的力，导致飞机结构的弯曲不返回原始形状。 极限载荷是应用于飞机的载荷系数，超出极限载荷，此时飞机材料经历结构失效（断裂）。 低于极限负载的载荷系数可以在不影响飞机结构完整性的情况下持续。

速度达到但不超过机动速度允许飞机在超出飞机极限负载的负载系数增加之前停滞。

大多数 AFM/PoH 现在都包含湍流空气穿透信息，这有助于当今的飞行员安全驾驶具有广泛速度和高度的飞机。 对于飞行员来说，重要的是要记住，最大的“永不超出”标语牌潜水速度仅用于平稳空气。 绝对不要在粗糙或湍流的空气中练习高速潜水或涉及超过已知机动速度的速度的杂技。

4.9.11 VG 图 #

飞机的飞行运行强度显示在垂直尺度基于载荷系数的图表上。 [图 4-47] 该图称为 VG 图——速度与 G 负载或负载因子的关系。 每架飞机都有自己的 VG 图，在一定的重量和高度上有效。

最大提升能力线（曲线）是 VG 图中最重要的项目。 图 4-47 中的飞机能够以 62 英里/小时的速度产生不超过 +1 G 的飞机，即飞机的机翼水平失速速度。 由于最大载荷系数随空速的平方而变化，因此这架飞机的最大正升力能力为 92 英里/小时的 2 克、112 英里/小时的 3 克、137 英里/小时的 4.4 克等。 在这条线上方的任何载荷系数都无法在空气动力学上提供（即，飞机无法在最大升力能力线上飞行，因为它会失速）。 除了产生给定负载荷系数所需的速度高于产生相同正负荷因子的速度外，负升力飞行也存在相同的情况。

如果飞机的正负荷系数大于 4.4 的正极限载荷系数，则可能发生结构损坏。 当飞机在该区域运行时，可能会发生主要结构的令人反感的永久性变形，并产生高的疲劳损伤率。 在正常运行中必须避免超过极限负载系数的操作。

VG 图还有另外两个重要点。 一点是正极限载荷系数和最大正提升能力线的交点。 此时的空速是可以在空气动力学上形成极限载荷的最小空速。 任何大于此的空速都提供了足以损坏飞机的正提升能力； 相反，任何低于此值的空速都不能提供足以引起过多飞行负荷损坏的正向提升能力。 这个速度的常用术语是“机动速度”，因为考虑亚音速

空气动力学将预测在这种情况下发生的最小可用转弯半径或机动性。 机动速度是一个有价值的参考点，因为运行在该点以下的飞机不会产生破坏性的正飞行负荷。 当飞机低于机动速度时，机动和阵风的任何组合都不会因过度空载而造成损坏。

VG 图中的另一个重要点是负极限载荷系数和最大负升力能力线的交集。 任何大于此的空速都提供了足以损坏飞机的负升力能力； 低于此值的任何空速都不能提供足以损坏飞机过多飞行负荷的负升力能力。

极限空速（或红线速度）是飞机的设计参考点——这架飞机的时速限制为 225 英里/小时。 如果尝试超出极限空速，结构损坏或结构失效可能由各种现象引起。

飞行中的飞机被限制在不超过极限（或红线）速度、不超过极限负载系数且不能超过最大升力能力的空速和 GS 状态下。 飞机必须在这个“信封”内运行，以防止结构损坏并确保获得飞机的预期服务提升。 飞行员必须将 VG 图理解为描述了空速和负载系数的允许组合以进行安全操作。 任何在结构外壳外的机动、阵风或阵风加上操作都可能导致结构损坏并有效地缩短飞机的使用寿命。

4.9.12 转弯率 #

转弯率（RoT）是飞机航向变化的度数（以每秒度表示）。 可以通过取 1,091 的常数，将其乘以任何坡度角的正切值，并将该乘积除以给定的空速以结（如图 4-48）所示来确定。 如果空速增加且期望的腐烂是恒定的，则必须增加堤岸的角度，否则腐烂会减小。 同样，如果空速保持不变，则如果增大了岸角度，飞机的腐烂就会增加。 图 4-48 到 4-50 中的公式描绘了影响腐烂的坡度角和空速之间的关系。

注意：本节讨论的所有空速都是真实的空速 (TAS)。

空速显着影响飞机的腐烂。 如果空速增加，则使用以较低速度使用的同等角度的堤岸，腐烂会减少。 因此，如果增加了如图 4-49 所示的空速，可以推断出必须增加岸的角度以实现图 4-50 中的相同腐烂。

这在可行的方面意味着什么？ 如果给定的空速和坡度角产生特定的腐烂，可以得出额外的结论。 知道 ROT 是给定的每秒变化度数，可以通过简单的划分来确定行进 360°（圆）所需的秒数。 例如，如果以 30° 坡角以 120 节的速度移动，则腐烂为每秒 5.25°，需要 68.6 秒（360° 除以 5.25 = 68.6 秒）才能形成一个完整的圆圈。 同样，如果以 240 节的速度飞行并使用 30° 的堤岸角度，则腐烂仅为每秒 2.63°，完成 360° 圆需要大约 137 秒。 从公式来看，空速的任何增加都与飞机行进电弧所需的时间成正比。

那么为什么这很重要，理解呢？ 一旦了解了腐烂，飞行员就可以确定进行该特定转弯所需的距离，该转弯以转弯半径进行说明。

4.9.13 转弯半径 #

转弯半径直接与腐烂有关，前面解释的是岸角和空速的函数。 若坡角保持恒定且空速增大，则转弯半径发生变化（增大）。 较高的空速导致飞机由于速度较大而经过更长的电弧。 以 120 节的速度行驶的飞机能够以比以 240 节的速度飞行的飞机更窄的半径转动 360° 的圆。 为了补偿空速的增加，需要增加坡度角度。

可以使用简单的公式计算转弯半径 (R)。 转弯半径等于速度平方 (V²) 除以坡度角正切的 11.26 倍。 R = V² /（11.26 x 坡度角正切）。

使用图 4-48 到 4-50 中提供的示例，可以计算两种速度中的每一个的转弯半径。 请注意，如果速度加倍，半径为平方。 [图 4-51 和 4-52]

确定转弯半径的另一种方法是使用英尺/秒 (fps)、π (3.1415) 和腐烂的速度。 使用右上列第 4-34 页的示例，确定一架腐烂为每秒 5.25 度的飞机需要 68.6 秒才能完成一个完整的圆圈。 将飞机的速度（以节为单位）乘以 1.69 的常数可以转换为 FPS。 因此，以 120 节 (TAS) 飞行的飞机以 202.8 fps 的速度飞行。 知道以 fps (202.8) 为单位的速度乘以飞机完成一个圆所需的时间（68.6 秒）可以确定圆的大小； 202.8 次 68.6 等于 13,912 英尺。 除以 π 的直径为 4,428 英尺，当除以 2 时等于 2,214 英尺的半径 [图 4-53]，该英尺内的脚在通过使用图 4-51 中的公式确定的范围内。

在图 4-54 中，飞行员进入峡谷并决定旋转 180° 退出。 飞行员轮流使用 30° 坡度角。