Dec 19, 2014
【影片】历史的一刻，威翔航空自制CTLS安装发动机试车成功！
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威翔航空自制CTLS安装发动机试车成功！
发动机安装与推力角度测试
气缸压力平衡试验
历史的一刻，威翔航空自制CTLS安装发动机试车成功！
为首架自制CTLS的首飞目标又迈进了一大步,工作人员辛苦了^.^
AeroJones Aviation 威翔航空 将参与 2014/11/11~11/16 : 第十届中国国际航空航天博览会，欢迎莅临参观指导
AeroJones Aviation 威翔航空 将参与 2014/11/11~11/16 : 第十届中国国际航空航天博览会，欢迎莅临参观指导.
The aeroplane has unveiled for us true face of the earth-CTLS
The planes
"The airplane is not an end : it's a tool." (St. Exupéry)
We have chosen the CTLS from Flight Design for our flight, what a nice tool !
The CTLS is a very light aircraft built, in different variants, at more than 1’300 exemplars since 1997, by German company Flight Design. It is entirely made from composite materials, equipped with a Rotax 100 horsepower engine and a ballistic parachute recovery system. The CTSW, its predecessor, has obtained Swiss Ecolight certification in December 2006.
Specifications of the CTLS :
Wingspan Length Empty weight Maximum weight Fuel capacity Consumption Maximum speed Cruising speed 8.6 m 6.6 m 342 kg 600 kg 130 l 18 ltr/h 301 km/h 210 km/h
For our journey, it will be equipped with additional fuel tanks, supplemental equipment for navigation and communication as well as survival equipment needed for the areas overflown.
HB-WYA baptised : "Céline"
You are the one that keeps my feet on the ground when my head is too often in the air. Céline, my aeroplane has your name because I would like you to share this great adventure with me and discover our beautiful planet from above. On earth I am, in the air I live. Your Dady.
HB-WYB baptised : "Dreamcatcher"
A Dreamcatcher is a handmade object based on a willow hoop, on which is woven a loose net decorated with feathers and beads. In the American Indian culture, the Dreamcatcher is believed to protect his owner from bad dreams. Good dreams pass through the center hole to the sleeping person while bad dreams are trapped in the net, where they perish in the light of dawn.
[飞行手册]-空域
本章介绍空域的不同分类，提供了关于这些空域中运行要求方面的信息。更为深入的信息，请参考航空信息手册(AIM)和14 CFR 71，73，和91 部。
空域的两个大类是：管制类和非管制类。在这两个分类中有4 种类型的空域：受控空域和非受控空域，专用空域和其他空域。
图14-1 表示了不同种类空域大小的概貌。图14-9 给出了在不同类型空域下运行的基本最低天气条件。图14-10 列出了运行的和装备的要求。参考这些图表对研究本章会很有帮助。
还有引用了”第14 章-导航”中的磁区航图，它显示了空域是如何在图上表示的。
受控空域
受控空域是一个通用术语，包含空域的不同分类，以及根据空域分类在其中提供ATC 服务的定义空间大小。受控空域包括：
· A 类空域
· B 类空域
· C 类空域
· D 类空域
· E 类空域
A 类空域
A 类空域一般是从18000 英尺平均海平面高度到包括6 万英尺高度层在内的高度范围，包括48 个本土州和阿拉斯加的海岸线12 海里内水面上的空域。除非另有授权，A 类空域内的一切运行都按照IFR 规则实施。
B 类空域
B 类空域通常是全国最繁忙的机场周围从地面到10000 英尺平均海平面高度的空域。B 类空域的结构根据特定地区的需要而被单独定制，由地面区域和两层或多层组成。B 类空域象一个上下颠倒的婚宴蛋糕。在B 类空域运行要求至少是私人飞行员证书；然而，这个要求也有一个例外。准备考取私人飞行员执照的飞行学员或者休闲类飞行员可以在这个空域中运行，如果他们接 受了培训且飞行记录由认证的飞行教官根据14 CFR 第61 部背签的话，就可以降落在空域内除指定的主要机场之外的机场。
C 类空域
C 类空域一般是从地面延伸到那些机场周围之上4000 英尺高度，这些机场有运行的控制塔台，它由一个雷达进近控制提供服务，有一定数量的IFR 运行和乘客量。这个空域在制图上以平均海平面之 英尺为单位，一般是从地面到延伸到机场高度之上4000 英尺的5 海里半径地面区域，从机场高度之上1200 英尺到4000 英尺为10 海里半径区域。还有一个20 海里半径的外部区域，它从地面延伸到主要机场高度之上的4000 英尺，这个区域可能包含一个或多个卫星机场。【大机场周围可能有一个或多个小机场】
D 类空域
D 类空域一般是从地面延伸到机场高度之上的2500 英尺的周围地区，机场有一个运行的控制塔台。D 类空域的结构将被定制以满足地区的运行需要。
E 类空域
E 类空域一般是未指定为A，B，C，D 类空域的受控空域。除了18000 英尺平均海平面以外，E 类空域没有确定的垂直限制，但是它反而会从从地表或者一个指定的高度向上延伸到上面的或者邻近的受控空域。
非管制空域
G 类空域
受控空域或者G 类空域是那些未指定为A，B，C，D，E 类空域的空域部分。因此它被指定为未受控空域。G 类空域从地面延伸到上面的E 类空域底部。尽管ATC 没有权力和责任来管理空中交通，但是飞行员应该记住有适用于G 类空域的VFR 最低条件。
专用空域
专用空域存在于那些由于专用空域的特性而活动必须被限制的地区。在专用空域内，可能对那些不属于活动的一部分的飞机进行限制。专用空域一般有下列组成：
· 禁止区域
· 限制区域
· 警告区域
· 军事活动区域
· 警戒区域
· 受控的开火区域
禁止区域
禁止区域是因为安全或其他和国家安全有关的原因而建设的。禁止区域出版在联邦公报(Federal Register)且在航图上标出。
限制区域
限制区域表示有不平常的东西存在，对飞机通常是不可见的危险，例如炮火，高射炮或者制导导弹。飞机不可以进入限制区域，除非已经从管制机构得到了许可。限制区域在航图上标识且在联邦公报中出版。
警告区域
警告区域由可能对国际空域中未飞入的飞机有危险的空域组成。其活动很像限制区域中的那些。警告区的划设会超出3 英里限制。警告区在航图上表示出来。
军事活动区域
军事活动区域(MOA)有确定的垂直和水平限制，它是为了把特定的军事训练活动和IFR 交通量分开而建立的。没有阻止飞行员以VFR 方式在此区域运行的限制；但是，飞行员应该保持警惕，因为训练活动可能有特技和突然机动。军事活动区也在航图表示出来。
警戒区域
警戒区域在航图上表示，提醒飞行员有大量的飞行训练或者发生非常规航空活动。
受控的开火区域
受控的开火区域包含的活动如果不在管制环境下管理的话，可能会对未飞入其中的飞机产生危险。受控的开火区域和其他专用空域的区别是当侦察机，雷达或者地面了望站表示一架飞机可能要接近区域时，空域中的活动必须暂停。
其它空域区域
其他空域区域是对其他大多数剩余空域的一般术语。它们包括：
· 机场咨询区
· 军事训练路线(MTR)
· 临时飞行限制
· 跳伞区
· 出版的VFR 路线
· 终端雷达服务区
· 国家安全区
机场咨询区
机场咨询区是位于机场10 法定英里内的一个区域，那里控制塔台是不工作的，但是那里有一个飞行服务站(FSS)。在这些地方，FSS 向到达和离开的飞机提供咨询服务。
军事训练航线
军事训练航线(MTR)是为了军队进行低空或高空训练用的。距离地面1500 英尺以上高度的航线主要用于IFR 飞行，1500 英尺及以下为VFR 飞行。在磁区航图上，这种航线用“IR”或“VR”来识别。
临时飞行限制区域
为 了分配临时限制区，将会发布一份FDC NOTAM(飞行资料中心航行通告)。航行通告会以短语“FLIGHT RESTRICTIONS”开头，接着是临时限制区的地点，有效时间周期，法定英里定义的面积，以及影响的高度。NOTAM 还会包含FAA 协调机构和电话号码，限制的原因，以及任何其他被认为适用的信息。飞行员应该把NOTAM 作为飞行计划的一部分来检查。
建立临时限制区的一些目的如下：
· 保护空中或者地面的人员和财产安全，免受已有的和即将发生的危险之侵害
· 为救灾飞机提供一个安全的运行环境
· 阻止意外事件上空观光飞机的不安全拥塞，这会引起公众的高度注意
· 在夏威夷州因人道主义原因保护公告的国家灾难
· 保护总统，副总统或者其他公众人物
· 为太空机构的运行提供安全的环境
跳伞区域
跳伞区域出版在机场设施目录中。那些经常使用的地点被标注在磁区航图上。
出版的VFR 航线
出 版的VFR航线是为了一些复杂空域的附近，下方以及内部的转换。诸如VFR航路 (flyway)，VFR 走廊，B 类空域，VFR 过渡航线，以及终端区域VFR 航线这些术语已经被应用到这些航路中【即出版的VFR 航线】。这些航路一般可以在VFR 终端区域规划图上看到。
终端雷达服务区域
终端雷达服务区(TRSA)是加入的飞行员可以获得额外的雷达服务的区域。服务的目的是要为所有IFR 运行和加入其中的VFR 飞机之间提供间隔。
TRSA 内的主要机场变成D 类空域。叠加在其他管制空域之上的TRSA 的剩余部分，其通常是从700 英尺或1200 英尺开始的E 类空域，是为向/从航路终端环境过渡而建立的。
TRSA 在VFR 磁区航图和终端区域图上用实心黑线和每一部分的高度表示出来。D 类空域部分是用蓝色虚线(segmented line)绘制的。
加入TRSA 服务是志愿的；但是，鼓励在VFR 规则下运行的飞行员联系雷达进近控制，利用TRSA 服务。
国家安全区域
国家安全区域是那些定义了垂直和水平尺寸的空域，在那些地点地面设施的安全和保安有增加要求。要求飞行员主动避免飞经描述的这些地区。必要时，飞行可能被临时禁止。
资料来源:民航局 - FAA 飛行員航空知識手冊(2003 中譯本)
FAA Pilot's Handbook of Aeronautical Knowledge 2008
[飞行手册]-机场的运行
飞行员每次驾驶飞机的时候，飞行通常是在机场开始，也是在机场结束的。机场可能是一个小的草地机场，也可能是航空公司使用的大的复杂机场。本章讨论机场的运行和识别复杂机场的一切特征，还提供在机场和附近地区活动时的信息。
机场类型
有两种类型的机场：
受管制机场
非管制机场
受管制机场
受管制机场有一个工作的控制塔。空中交通管制(ATC)负责为机场提供安全，有序，快捷的空中交通服务，在这样的机场其运行类型和交通量就需要这样的服务。从受管制机场运行的话，要求飞行员和空中交通管制员保持双向无线电通信，确认和遵守他们的指令。
如果飞行员不能遵守ATC 发出的指令而请求修改的指令时，他们必须告知ATC。飞行员在发生紧急情况时可能违背一个空中交通指令，但是必须把你的违背情况尽快地告知ATC。
非管制机场
非管制机场没有工作的控制塔。飞行员把他们的意图在特定的频率上传送出去，有利于区域内的其他空中交通，虽然这是一个良好的运行实践，但是也不需要双向无线电通信。图13-1 列出了推荐的通信程序。有关无线电通信的更多信息将在本章的后面部分讨论。
机场资料的来源
当飞行员飞入一个不同的机场，检查这个机场的当前资料是非常重要的。这些资料为飞行员提供了信息，例如通信频率，可用的服务，关闭的跑道，或机场建筑物。三个常见的信息来源是：
航空图表
机场/设施目录(A/FD)
航行通告(NOTAMs)
航图
航图提供了机场的详细信息。第14 章有一个航图和航图图例的引用，它为解释航图上的信息提供指导。
机场设施目录
机场/设施目录提供了最全面的机场信息。它包含那些对公众开放的机场,直升机场，水上飞机基地的信息。A/FDs 有7 本书，它们是按照区域来整编的。这些A/FDs 每8 周修订一次。
图13-2 是一个目录的引用。要获得A/FDs 中提供的完整信息清单以及信息如何译码的，请参考每个A/FD 前面的“目录图例示例”。
在每个A/FD 的后面，有诸如特殊通告，跳伞区域，和设施电话号码等信息。查阅一下A/FD 熟悉它所包含的信息将很有帮助。
航行通告
航 行通告(NOTAM,Notices to Airmen)当前的最新信息。它提供了机场的时间紧急信息，影响国家空域系统(national airspace system)的变化，以及关系到仪表飞行规则(IFR)运行的事项。【NOTAM 类似于紧急通知，通告了最新的变化信息，而且非常重要。】NOTAM信息分成三类。它们是NOTAM-D 或遥远的，NOTAM-L 或本地的，和飞行资料中心(FDC)NOTAM。NOTAM-D 附加在每小时的天气报告上，可以在飞行服务站(AFSS/FSS)得到。NOTAM-L 包含本地性质的事项，例如跑道关闭或者跑道附近的建筑物。这些NOTAM保存在影响机场最近的飞行服务站。NOTAM-L 必须是从飞行服务站(FSS)请求，而不是NOTAM 为之发布的最近的当地机场。飞行资料中心NOTAM 由全国飞行资料中心发布，包含规章信息，例如临时飞行限制或对一个仪表进近程式的修正。NOTAM-D 和飞行资料中心NOTAM 包含在航行通告出版物中，它们每28 天发行一次。在任何飞行之前，飞行员都应该检查所有影响他们计划飞行的航行通告。
机场标志和符号
机场使用的有标志和符号，它们提供导向功能，帮助飞行员在机场的运行。这里将会讨论一些最常见的标志和符号。额外的信息可以在航空信息手册(AIM)中找到。
跑道标志
跑道标志根据所在机场实施的运行类型而变化。图13-3 显示了一个被核准为精密仪表进近的跑道，也显示了一些其他常见的跑道标志。基本的VFR 跑道可能只有中心线标志和跑道编号。
由于飞机在起飞和着陆期间受风的影响，跑道是根据当地的盛行风来设计的。跑道编号以磁北向为基准。某些机场有两条甚至三条同向设计的跑道。这些被称为平行跑道，通过在跑道编号后加上字母来区别。例子有跑道36L(左边)，36C(中间)，和36R(右边)。
一些跑道的另一个特征是移位元的跑道尽头(displaced threshold)。跑道尽头可能由于靠近跑道尽头的障碍物而移位。尽管这部分跑道不用于着陆，但是它可以用于滑行，起飞，或着陆滑跑。
一 些机场可能有一个喷气防护区或停止道(blast pad/stopway)区域。喷气防护区是螺旋桨或者喷气机的喷射气流可以消散而不会产生危险的区域。铺设停止道是在发生中断起飞(aborted takeoff)时为飞机减速或者停止提供一个空间。这些区域不能用于起飞和着陆。
滑行道标志
飞 机利用滑行道从停机区域转移到跑道上。连续的黄色中心线来识别滑行道。滑行道可能 有用于确定滑行道边界的边界标记。这通常在滑行道边界和铺面边界不一致时才这样做。如果边界标记是连续线，那么飞机不能使用铺设的跑道路肩。如果边界是虚 线标记，那么飞机就可以使用那部分铺设的路肩。在滑行道接近跑道的地方，可能有一个等待位置(holding position)标记。它由四条黄色线组 成，两条实线，两条虚线。实线就是飞机等待的位置。在一些受管制机场，等待位置标记可能出现在跑道上。它们是由于跑道相交时使用的，空中交通管制会发出例 如“允许着陆- 30 跑道短暂等待”(cleared to land – hold short of runway 30)。
其他标志
机场还有一些其他标记， 包括行车道标记，VOR 接收机检查点标记， 及非运动(non-movement)区边界标记。
当必须为穿越飞机可以活动的区域的车辆确定一条通道时，会使用车辆行车道标记。这些标记通常使用实心的白线来表示行车道的每个边界，而虚线用来分隔行车道边界内的通道。
VOR 接收机检查点标记由一个画出的圆圈组成，在中间有一个箭头。箭头对准了检查点方位角的方向。这可以让飞行员用导航设施(navigational aid )信号来检查飞机的仪表。
非运动区边界标记画出了一个ATC 管制的运动区。这些标记是黄色的，位于运动区和非运动区的边界。它们通常由两个黄色线组成。(一条实线，一条虚线。)【实线表示非运动区，
虚线表示运动区，在非运动区内运行的飞机或车辆不必联系ATC。非运动区一般也是停机区。】
机场符号
可能在机场发现有6 种类型的符号。机场结构越复杂，这些符号对飞行员就越重要。图13-5显示了这些符号的例子，它们的含义，以及对应的飞行员动作。这六种符号分别是：
强制性指令符号 – 有红色背景的白色题字。这些符号表示要进入一个跑道，临界区域(critical area)，或者是禁止的区域。
位置符号 – 黑色背景，黄色题字，有黄色边框，但是没有箭头。它们用于识别滑行道或者跑道的位置，用来识别跑道的边界，或者识别仪表着陆系统的临界区域。
方向符号 – 黄色背景的黑色题字。题字用于识别直通交叉点的交叉滑行道名字。
目的地符号 – 黄色背景的黑色题字，也包括箭头。这些符号提供了定位一些东西的信息，例如跑道，终端，装卸货物区域，以及民航区域。
信息符号 – 黄色背景的黑色题字。这些符号用于为飞行员提供诸如控制塔台不可见区域，适用的无线电频率，以及噪音控制程序等的信息。机场的运营人确定这些符号的需要，大小和位置。
剩余的跑道长度符号 – 黑色背景的白色数字。白色的数位表示剩余跑道的距离，单位是1000 英尺。
机场灯光
大多数机场都有用于机场夜晚运行的某种灯光类型。灯光系统的类型和多样性取决于所在机场的容量和运行的复杂度。机场灯光是标准化的，因此机场为跑道和滑行道使用了相同的灯光颜色。
机场灯塔
机场灯塔帮助飞行员在夜晚识别机场。灯塔从黄昏一直运行到黎明，如果云幕高度小于1000 英尺和/或地面能见度小于3 法定英里(目视飞行规则最低条件)，有时它们也会被打开。然而，对此并没有要求，因此飞行员要负责确定天气是否满足VFR 条件。
灯塔的光纤分布是垂直的，使得它在水平面之上0-10 度范围内最有效，尽管也可以在这个角度之上或之下很好的看到。灯塔可能是一个全向的电容放电设备，或者它可能以恒速旋转，这样就能产生恒定间隔时间的闪烁视觉效果。机场灯塔的灯光颜色组合表明了机场类型。如图13-6
其中一些最常见的灯塔如:
闪烁的白色和绿色灯光表示陆地民用机场
闪烁的白色和黄色灯光表示水上机场
闪烁的白色，黄色和绿色灯光表示直升飞机场
两个快速的白色闪烁，接着一个绿色闪烁说明这是一个军用机场
进近灯光系统
进近灯光系统主要是为从仪表飞行到着陆的目视飞行过渡提供一个手段。系统的结构取决于跑道是精密仪表跑道还是非精密仪表跑道。一些系统包含顺序的闪烁灯光，呈现给飞行员的就象是一个灯光球沿着跑道高速移动。进近灯光也可以协助飞行员在夜晚时的VFR 飞行。
目视下滑道指示灯
目视下滑道指示灯为飞行员提供了下滑道的信息，它用于白天或者夜晚的进近。通过保持系统提供的恰当下滑通道，飞行员应该有足够的障碍物间隔，还应该在跑道的指定部分着地。
目视进近坡度指示灯
目视进近坡度指示灯(VASI)装置是最常用的目视下滑道指示灯系统。VASI 提供的障碍间隔为延伸的跑道中心线10 度以内，从跑道尽头到4 海里距离。
VASI 有按排布置的灯光单元组成。它们是两排和三排VASI。两排VASI 有近、远灯排，而三排VASI 有近、中、远灯排。两排VASI 装置提供的目视下滑道斜度通常设定为3 度。
三排系统提供了两个下滑通道，下面的下滑通道通常设定为3 度，上面的下滑通道较下面的下滑道高1/4 度。
VASI 的基本原理就是红，白之间的颜色差别。每一个灯光单元发射一束光纤，其中光束的上部分为白色光束，光束的下部分为红色光束。灯光经过设定，飞行员将会看到如图13-7显示的灯光组合，分别表示低于，位于，高于下滑通道。
其他下滑道系统
紧密进近下滑道指示灯(PAPI)使用类似于VASI 的灯光，但是它们以单排安装，通常在跑道的左侧。图13-8
三色系统由一个单独的反射三色目视进近通道的灯光单元组成。下滑道下方的指示是红色的，下滑道上的颜色是绿色，下滑道上方是琥珀色。当在下滑道下方下降时，可以看到一小束琥珀色区域。飞行员不应该把这个区域误认为是下滑道上方的琥珀色。图13-9
还有脉冲系统，它由一个单独的发射两色目视进近下滑道的灯光单元组成。下方的下滑道指示是稳定的红色光，稍微下方的是脉冲红光，在下滑道上是稳定的白光，下滑道上方是脉冲白光。如图13-10
跑道灯光
有多种灯光用来识别跑道结构的不同部分。这些灯光能够帮助飞行员在夜晚飞行完整安全的起飞和降落。
跑道端点识别灯光
很多机场都安装了跑道端点识别灯光(REIL)，为特定跑道的进近端点提供快速而明确的识别。这个系统有一对同步闪烁的灯光组成，它们和跑道成横向，位于跑道尽头的每端。REIL可以是全向的或者单向地面向进近区。
跑道边界灯光
跑道边界灯光用于在夜晚或者低能见度条件下标志出跑道的边界。这些灯光按照它们所能产生的光线强度分类。它们被分类为高强度跑道灯(HIRL)，中强度跑道灯(MIRL)，或者低强
度跑道灯(LIRL)。高强度跑道灯和中强度跑道灯有不同的强度设定。这些灯光都是白色的，除了在仪表跑道上，那里琥珀色灯光用在跑道的最后2000 英尺或跑道的一半长度上，而不管哪一个是小的。标记跑道端点的灯光是红色的。
跑道内灯光
触 地区灯光(TDZL)，跑道中心线灯光(RCLS),和跑道岔道 (turnoff)灯光安装在一些精密跑道上，使得在不利能见度条件下易于着陆。触地区灯光是在跑道触地区内以跑道中心线对称布置的两行横向灯排。跑道中 心线灯光由大量的(flush)中心线灯光组成，它们从距离着陆起点(landing treshold)的75 英尺开始，以50 英尺间隔分开。跑道岔道灯光是很多发射稳定绿光的灯组成的。
机场灯光的控制
在受管制机场，机场灯光是由空中交通管制员控制的。在非管制机场，灯光可能依赖于计 时器，或者在机场有一个飞行服务站(FSS)，飞行服务站的人员可以控制机场的灯光。如果允许的话，飞行员可以向ATC 或者飞行服务站人员请求不同的灯光打开或者关闭，也可以请求指定的强度。在特定的非管制机场，飞行员可能通过使用无线电来控制灯光。方法是选择一个指定的 频率，让无线电麦克风发出滴答声。不同的机场有关飞行员控制灯光的信息，请参考机场/设施目录,如图13-11
滑行道灯光
全向的滑行道灯光标记出了跑道的边界，颜色是蓝色的。在很多机场，这些边界灯光会有不同的强度设定，当认为有必要或者飞行员请求时，空中交通管制员就会调整它们。一些机场也有滑行道中心线灯光，颜色是绿色的。
障碍物灯光
障碍物被标记或者用灯光向飞行员提醒在白天或者夜晚条件下它们的存在。可以在机场或者远离机场发现障碍物照明灯光，它们用来识别障碍物。它们可能在下列任何条件下被标记或
者发光：
红色障碍物灯光 – 晚上运行时闪烁发光或者发出稳定的红光，白天运行时障碍物被涂成橙色和白色。
高强度白色障碍物灯光 – 在白天闪烁发射高强度白光，夜晚时强度降低。
双重发光 – 夜晚运行时它是闪烁的红色信号灯和稳定的红色(信号灯)组合，而白天运行时为高强度白光。
风向指示器
飞行员了解风的方向是非常重要的。在有工作的控制塔的设施上，这个信息是由ATC 提供的。这个信息也可能是由特定机场的FSS 人员提供的，或者通过在有能力接收和在通用交通咨询频率(CTAF)上广播这个信息的频率上请求信息。
当这些服务中一个都不可用时，通过可见的风向指示器来确定风向和使用的跑道是可能的。
即使在所在机场的CTAF 频率上提供了风向信息，飞行员也应该检查这些风向指示器，因为没有什么东西能保证提供的信息就是准确的。【主要是因为地面风是变化无常的，受复杂因素的影响，所以飞行员在降落或者起飞时还要尽量多看风向指示器，以获得最新的地面风向情况。】
风向指示器包括一个风向袋，丁字风向标，或者一个四面体。这些通常位于跑道的中央位置，可能被放置在一个分段的圆圈(segmented circle)的中间，如果不是标准的左手起落航线的话，它可以识别起落航线的方向。如图13-12 和13-13
风向袋是一个很好的信息来源，因为它不仅指明了风向，还可以让飞行员估计风速，和阵 风或强度(factor)。风向袋在强风中会被拉直，而在阵风中时会趋于来回运动。丁字风向标和四面体可以自由旋转，它们本身会和风向对齐。丁字风向标和 四面体也可以被手工地设定成和使用的跑道对齐；因此，如果有风向袋的话，飞行员也应该看一下风向袋。
无线电通信
在受管制机场内或之外运行，以及在空域系统的一个良好部分运行时，要求飞机有双向无线电通信能力。因为这个原因，飞行员应该熟悉无线电台许可证要求以及无线电通信设备和程序。
无线电许可证
对 于美国境内工作的飞行员无许可证要求；然而，要求国际间工作的飞行员持有一张联邦 通信委员会(FCC)颁发的受限的无线通话许可证。对美国境内运行的大多数通用航空飞机也未作无线电台许可证要求。如果一架飞机是跨国运行的，那么就要求 有无限电台许可证，它使用的并不是甚高频(VHF，Very High Frequency)无线电波，还要满足其他标准。
无线电设备
在 通用航空上，最常见的无线电类型是VHF。VHF 无线电设备工作在118.000MHz 到136.975MHz 的频率范围，根据可容纳的通道数量被分类为720 或760。720 和760 使用0.025MHz 为频率间隔(如118.025，118.050)，720 的频率范围可达135.975MHz，而760 的可达136.975MHz。VHF 无线电受限于视线传输(line of sight transmission)【接收和发送放的天线，互相之间都可以看到的传输方式】;因此在更高高度的飞机能够接收和传输的距离更远。
正确地使用无线电用语和程序能够帮助飞行员提高在空域系统内安全而高效运行的能力。在航空信息手册(AIM)中的飞行员/ 管制员术语表的评论文章将有助于飞行员对标准术语的使用和理解。AIM 还包含了很多无线电通信的实例，也是很有帮助的。
国际民用航空组织(ICAO)已经采用了一个用在无线电通信中的音标字母表。在和ATC 通信时，飞行员应该使用这个子目标来确认他们的飞机。如图13-15
失去通信时的程序
飞 行员遇到无线电故障是很可能的。这可能导致发送机，接收机或者两者都不起作用。如 果是接收机无效且飞行员要在受管制机场着陆，明智的选择是保持在D类空域之外或者之上，直到空中交通方向和流量得到确定。然后飞行员应该告知塔台飞机类 型，位置，高度以及着陆计划。进而，飞行员应该进入降落航线，随时报告位置，观察塔台的灯光信号。灯光信号颜色和它们的含义在图13-17 中。
如果是发送机无效，飞行员应该遵守前面说明的程序，也要监听合适的ATC 频率。在白天时间，ATC 传输可以通过摇摆机翼来确认，在夜晚使用着陆灯闪光来确认。
当接收机和发送机都无效时，飞行员应该保持在D 类空域之外，知道确定了交通流量，然后在进入降落航线，注意灯光信号。
如果在出发前发生无线电故障，如果可能的话，修好它才是明智的。如果不行的话，应该呼叫ATC，飞行员应该请求授权可以在不具备双向无线电通信的条件下出发。如果授权可以出发，飞行员将被告知留意适当的频率和/或留意适当的灯光信号。
空中交通管制服务
在除了11 章讨论的飞行服务站提供的服务之外，还有很多其他由ATC 提供的服务。在很多情况下，要求飞行员和ATC 之间保持联络，但是即使在不要求时，飞行员也会发现请求它们提供的服务会很有帮助。
一次雷达
雷达是一种测量方法，无线电波被发射到空气中，当 被传播路线上物体反射后就能够被接收到。距离是通过测量无线电波传到物体然后返回到接收天线所花的时间来计算的。被检测物体相对雷达站的方位是通过接收到反射无线电波时旋转天线的位置来计算的。
现代雷达非常可靠，很少会停止运行。这要归于可靠的维护和改进的设备。然而，也有一些会影响空中交通管制服务的限制，妨碍管制员发布有关那些不在他们管制下的或者雷达不可见的飞机的通告。
无线电波的特性导致它们以连续的直线传播，除非被大气现象折弯，被例如温度反转，象浓云和降水的稠密物体反射或衰耗，或者被高地形地貌所遮挡。
空中交通管制雷达信标系统( ATCRBS)
空 中交通管制雷达信标系统(ATCRBS)通常是指二次监视雷达 (Secondary surveillance radar)。这个系统由三部分组成，帮助降低和一次雷达有关的一些限制。三个组成部分是：询问器，应答器，和雷达示波器。空 管雷达信标系统的优点是雷达目标的增强，快速的目标识别，以及选定代码有一个单独显示。
无线电应答器
应答器是二次雷达系统的空中部分，飞行员应该对它很熟悉。ATCRBS 不能显示二次信息，除非飞机配备了应答器。应答器也按要求在特定的管制空域运行。空域在第十三章讨论。
应答器代码由从0 到7 的四个数字组成(有4096 个可能的代码)。有一些标准的代码，或者ATC 可能向飞机发送一个4 字代码。当管制员在应答器上请求一个代码或者功能时，可能会使用单词“squawk”。图13-18 列出了一些标准的应答器用语。
雷达交通信息服务
装备了雷达的空中交通管制设施向VFR 飞机提供雷达帮助，让飞机可以和ATC 设施通信，且位于雷达的覆盖范围。这个基本服务包含安全提醒，交通通告，请求的受限定航向(limited
vectoring)， 这个程序建立地点的排序(sequencing)功能。基本 雷达服务之外，在某些终端区域已经实现了终端雷达服务区(TRSA)。这个服务的目的是为终端雷达服务区内的运行的所有VFR 飞机和所有IFR 飞机提供间隔服务。C 类服务为IFR 和VFR 飞机之间提供安全的间隔，以及对去主要机场【(primary airport)FAA 的一个定义，每年乘客超过1 万人次的商用机场。】的VFR 飞机进行排序。B 类服务对基于IFR，VFR 和/或重量的飞机提供安全的间隔，以及对到达主要机场的VFR 飞机进行排序。
ATC 根据观测的雷达目标发布交通量信息。交通量用来自飞机的12 小时时钟方位角为参考。
如 果知道的话，以海里为单位的目标距离，目标运动方向，飞机的类型和高度都会提供。 举个例子：“交通量在10 点钟方向，距离5 海里，向东飞行，Cessna 152,高度3000 英尺。”飞行员应该注意到交通量的位置是基于飞机的航迹的，风修正会影响飞行员定位交通量的时钟方位。【ATC 通告的交通量方向以飞机的航迹为基准，而驾驶员看到的交通量方位是和机身的中心向方位有关，机身的中心线和航迹夹角大小受风的影响。所以飞行员眼睛看到的 方位和ATC 通告的交通量方位在有风修正时是不一致的。】如图13-19
伴流
所有飞机在飞行时都会生成伴流。这种扰动是由一对来自翼尖拖尾的反向旋转涡流导致的。
来自更大飞机的涡流会给相遇的飞机造成问题。这些飞机的伴流能影响侧滚运动超出相遇的飞机的侧滚控制能力。同样，如果相遇在很近的距离时，旋涡中生成的湍流会损坏飞机元件和设备。因为这个原因，飞行员必须在脑海中对涡流位置有个想象，相应地调整航迹。
在地面运行和起飞期间，喷气式发动机喷射的一股气流能引起近距离内的破坏和翻滚。因此，小飞机的飞行员应该考虑喷气发动机喷射气流的影响，保持足够的间隔。同样，较大飞机的飞行员应该考虑他们飞机的喷气式发动机喷射气流对其他飞机和地面设备的影响。
涡流生成
升 力是由机翼表面形成的压力差生成的。压力最低点位于机翼上表面，压力最高处位于机 翼下表面。这个压力差引起机翼后面的气流向上卷起，导致尾随翼尖蔓延的旋涡空气团。在完成向上卷起之后，伴流就由两个反向旋转的圆筒形涡流所组成。大多数 能量位于距离涡旋中心几英尺内，但是飞行员应该避免进入距离斡旋中心大约100 英尺的区域。如图13-20
涡流强度
涡流的强度取决于生成涡流的飞机的重量，速度和机翼的外形。任何给定飞机的涡流特性同样可以通过伸出襟翼或者其他机翼构造装置而改变，也可以是通过改变速度来改变涡流特性。
最大的涡流强度出现在生成的飞机是重的，流线型的，慢速的。
涡流行为
拖尾的涡流有特定的行为特性，它可以帮助飞行员想象伴流位置，采取规避防范措施。
由 于拖尾的涡流是机翼升力的副产品，所以涡流从飞机离开地面的运动才开始生成。从飞 机前面或者后面看的话，涡流的环流是向外向上的绕翼尖旋转。测试表明涡流间隔稍微小于一个翼展的间距，会随风漂移，距地面大于一个翼展的高度上。测试还表 明涡流在飞机后面以每分钟几百英尺的速度下沉，随着时间推移下沉速度也放慢，且强度逐渐减弱。如图13-21
当较大飞机的涡流下沉接近地面时(在100 到200 英尺内)，它们趋向于以2-3 节的速度在地面上横向运动。侧风将会降低向上涡流的横向运动，增加向下运动的涡流。顺风条件下会把前进的飞机的涡流向前推进到着陆区。
涡流规避程序
在同一跑道上较大飞机之后着陆时 - 保持在更大飞机的进近通道之内或者之上，降落在它的着陆点之前。
在并排跑道接近2500 英尺内的较大飞机之后着落时 – 要考虑涡流漂移的可能性，保持在较大飞机的最后进近通道之内或者之上，还要注意它的着陆区。
在交叉跑道上的较大飞机之后着陆时- 要从较大飞机的飞行通道之上飞越。
在同一跑道上出发的飞机后着陆时- 降落在出发飞机的离地点之前
在交叉跑道上的较大飞机之后着陆时 – 注意飞机的离地位置，如果经过了交叉点，继续着陆在交叉点之前。如果较大的飞机在交叉点之前离地，避免在它的航迹下方飞行。除非在到达交叉点之前能够确保很好的着陆，否则要放弃进近。
在较大的飞机之后离场时，要在较大飞机的离地点之前离地，在它的爬升通道上方爬升，除非伴流消除了。
对于同一跑道上的交汇起飞，要警惕附近的较大飞机的运行，特别要注意所用跑道的逆风情况。如果收到交叉起飞的许可，避免在较大飞机的航迹下方发生交叉。
如果是在大飞机进行了低空进近，复飞(missed approach)，或者触地复飞(touch and go landing)之后出发或者着陆，那么明智的是在出发和着陆前等2 分钟。
在航路中的时候，要避免在航路在大飞机的下面和后面，如果观察到有大飞机在相同航迹的上方，改变飞机的横向位置，宁可逆风。
避免空中相撞
14CFR 第91 部已经确立了通行权(right-of-way)规则，最小安全高度，以及VFR 巡航高度来提高飞行安全。飞行员可以通过被其他飞机提醒和扫描其他飞机来帮助避免相撞。这在机场附近特别重要。
有 效的扫描是通过一系列短暂而间隔规则的视线移动完成的，它能够让天空的足够区域进 入中央视场。每次移动不要超过10 度，而确保发现，每次观察至少1 秒。尽管似乎大多数飞行员倾向于视线来回移动，每个飞行员应该养成自己的最适合的扫描模式，然后坚持它来确保最有效的扫描。
即使名字叫通行权，如果觉得另外一架飞机太近，飞行员应该让路。
避让程序
下列程序和考虑应该能够帮助飞行员在不同条件下避免相撞。
起飞前 – 在准备起飞阶段，滑行道跑道或着陆区之前，飞行员应该扫描进近区是否有可能的着陆交通量，执行相应的机动，为进近区提供清晰的视野。
爬升和下降 – 在爬升或下降阶段允许目视检查其他交通量的飞行状态下，飞行员应该以一定的频率进行轻微的左右倾斜来对空域进行连续的目视扫描。
平直飞行 – 在平直飞行的稳定阶段，飞行员应该以定期执行避让程序。
起落航线 – 进入起落航线的时候避免下降。
VOR 位置的交通量 – 由于交通量的汇聚，在VOR 和交叉点附近要保持持续的警惕。
训练运行 – 在实践一个机动之前，应该保持警惕，还要进行避让转弯(clearing turn)。在授课期间，应该提问飞行员描述避让程序(大声说出 避让左边，右边，上面，下面)
上翼和下翼飞机有它们各自的盲区。上翼飞机应该很快的升高它们想要转弯的方向的机翼，在开始转弯前注意交通量。下翼飞机应该很快的降低的它们的机翼。
跑道入侵的避免
对 地面操作给于和飞行其他阶段同样的注意力是很重要的。恰当的计划可以预防跑道入侵 和地面碰撞的可能性。飞行员应该随时知道飞机在地面上的位置，也要了解机场运行的其他飞机和车辆。有时，管制机场可能非常繁忙，滑行指令复杂。在这种情况 下，写下滑行指令可能是明智的。下面是一些帮助避免跑道入侵的实践：
重复所有跑道交叉口和/或等待指令。
作为飞前计划的一部分，和下降要着陆前，以及需要滑行时，请检查一下机场布局图。
知道机场标志。
检查航行通告(NOTAM)中跑道/滑行道关闭以及建筑物区域的信息。
当不确定滑行路线时，要从ATC 请求前进的滑行指令。
横穿任何跑道等待线和进入任何滑行道之前，要检查交通量。
在滑行时打开飞机灯光，旋转信标，或者闪光灯。
着陆时，要尽快的让出使用的跑道，然后在进一步移动之前等待滑行指令。
为了理解和回应地面管制指令，要学习和使用正确的用语。
在不熟悉的机场要写下复杂的滑行指令。
要得到更为详细的信息，请参考咨询通告(AC)91-73,第91 部滑行运行期间飞行员和机组
程序，以及135 部的单独飞行员运行。
資料來源: 民航局 - FAA 飛行員航空知識手冊(2003 中譯本)
FAA Pilot's Handbook of Aeronautical Knowledge 2008
[飞行手册]-飞行手册和其他文件
飞机飞行手册
飞 机飞行手册是飞机制造商开发而由FAA 批准的文档。它特定于飞机的型号和注册序号，包含操作程序和限制。联邦法规全书(CFR)的14 号法律91 部要求飞行源遵守在批准的飞机飞行手册，标记，和标牌中指定的操作限制。最初，飞行手册是按照制造商感觉合适的格式和内容来撰写的。这种情况随着通用航空 制造商协会(GAMA)的飞行员操作手册规范得到公认而改变，它为所有通用航空飞机和旋翼飞机手册确立了标准格式。飞行员操作手册(POH)由飞机制造商 开发，包含FAA 批准的飞机飞行手册(AFM)信息。但是，如果飞行员操作手册作为主要的参考手册而不是飞机飞行手册，必须在扉页包含一个声明表示文档的段落由FAA 批准为飞机飞行手册。如图7-1
【上面的这段话简要说明了飞机飞行手册和飞行员操作手册都是要官方批准的，而且格式是有标准规范的。如果使用飞行员操作手册作为主要参考，那么相关段落要声明由FAA 批准可用作飞机飞行手册。我国的民航飞机手册批准方面的规范请参考民航总局标准司相关规范。】
飞机所有者/信息手册是飞机制造商开发的文档，包含关于飞机制造和型号方面的一般信息。
飞机所有者手册不是FAA 批准的，也不特定于具体注册号的飞机。这个手册提供飞机运行有关的一般信息，不保持最新，所以不能代替飞机飞行手册或者飞行员操作手册。
处了序言的几页之外，飞行员操作手册还包含多达10 个部分。具体为：概述；限制；紧急程序；正常程序；性能；重量和平衡/装备表；系统描述；使用，保养和维护；和附录；制造商可选包含第十部分安全提示和手册结尾的字母顺序索引表。
序言
虽 然相同制造和型号飞机的AFM/POH 看起来相似，但是每个手册都是特定的，因为手册包含具体飞机的详细信息，例如安装的装置和重量/平衡信息。因此要求制造商把序号和注册信息包含在手册扉页 以识别手册所属的飞机。如果一本手册没有具体飞机的注册和序号，那么这个手册就被限制只能用于一般的学习用途。
大 多数制造商会给手册包含一个目录，它按整个手册的章节号和标题顺序排列。通常每一 章节也包含自己的目录。页码反应章节和它所在的页。如果手册以活页形式出版，通常用包含章节号或者标题或者同时包含章节和标题的分隔标签来标记。紧急程序 部分可能使用红色标签，以便快速辨认和参考。
概述( 第一部分)
概述部分提供基本的飞机和动力装置描述信息。一些手册包含提供飞机不同部分尺寸的三视图。包含的信息如翼展，最大高度，总长度，轴距长度(前后车轮轮轴距离)，主起落架轨迹宽度，最大螺旋桨直径，螺旋桨地面间距，最小转弯半径，和机翼面积。本章用于熟悉飞机的快速参考。
概述一章的最后段落包含定义，缩写，符号的解释，和手册中用到的一些术语。制造商也可以包含一些公制和其他换算表格。
限制( 第二部分)
限制部分只包含那些规章要求的和飞机，动力装置，系统和设备安全运行所必需的限制。它包括操作限制，仪表标记，色标，和基本的张贴牌。一些限制范围包括：空速，发动机，重量和载荷分布，以及飞行。
空速
空速限制通过色标显示在空速指示器上，或者显示在飞机标牌和图表上。如图8-1
空速指示器上的红线表示超出这个空速限制会发生结构性损坏。这个速度称为永不超过速 度(Vne)。黄色弧线表示最大结构性巡航速度(Vno)和永不超过速度(Vne)之间的范围。在黄色弧线范围的速度运行的飞机只能在平稳空气中飞行，且 有警告。绿色弧线表示正常速度范围，上限是最大结构巡航速度，下限是起落架和襟翼都收起(Vsi)的最大重量失速速度。襟翼操作范围用白色弧线表示，它的 上限为最大襟翼伸出速度(Vfe)，下限为起落架和襟翼都处于着陆设定时的失速速度(Vso)。
除上述列出的标记外，小型多发飞机会有一个红色径向线来表示单发动机最小可控速度(Vmc)。蓝色径向线用于表示单发动机在最大重量海平面条件下的最大爬升率速度(Vyse)。
动力装置
动力装置限制方面描述了飞机的往复式或者涡轮发动机的运行限制。这些限制包括起飞功 率，最大连续功率，和最大正常运行功率，它是发动机没有任何限制时可以产生的最大功率，用绿色弧线表示。可以包含在这个方面的项目还有最小和最大润滑油和 燃油压力，润滑油和燃油等级以及螺旋桨运行限制。如图8-3
所有往复式发动机推动的飞机上每个发动机必须有一个转速指示器。装配恒速螺旋桨的飞机使用进气压力表来监视输出功率，转速表监视螺旋桨速度。这两个仪表都用红色径向线表示最大运行极限，绿色弧线表示正常运行范围。一些仪表还会有一个黄色弧线来表示告警范围。如图8-4
重量和载荷分布
重量和载荷分布方面包括最大认证重量和重心(CG)范围。平衡计算中用到的参考资料来源也包含在这部分。重量和平衡计算不包括在这部分，而是在飞机飞行手册或者飞行员操作手册的重量和配平部分。
飞行限制
这部分列出了适当的入口速度，飞行载荷因子限制，和多种操作限制条件下的审定的机动。
它还会说明下列机动是禁止的，如螺旋，特技飞行和飞行到确知的结冰条件区域的操作限制。
标牌
大多数飞机显示一个或多个包含直接关系到飞机安全运行信息的标牌。这些标牌位于飞机内的显著位置，它们复制了手册的限制部分或者根据适航指示指导。如图8-5
紧急程序( 第三部分)
检查表描述了建议的程序和空速以应付紧急程序部分中的不同类型紧急和危急情况。适用的一些紧急情况包括：发动机故障，起火和系统故障。也可能会包括飞行中发动机重新启动和水上迫降的程序。
制造商可能首先按照反应动作的顺序以缩写形式来给出紧急检查单。详细的说明检查单提供了关于缩写检查单之后的程序的额外信息。为紧急情况有所准备，要记住立即的动作项目，完成后要参考对应的检查单。
制造商可能会包括一个可选方面称为“不正常程序”。这部分描述本质上不被看作是紧急情况的故障的建议处理常式。
正常程序( 第四部分)
这部分以正常运行的空速列表开始。后续部分可能包含几个检查单，它们可能包括起飞前 检查，起飞前，启动发动机，滑行之前，滑行，起飞前，起飞，爬升，巡航，下降，着陆前，复飞(中断着陆，balked landing)，着陆后，和飞行后程序。详细程序部分根据检查单提供不同程序的更多详细信息。
为避免遗漏重要步骤，永远使用正确的检查单，只要它们可以使用。一贯坚持使用批准的检查单是有纪律的胜任的飞行员的标志。
性能( 第五部分)
性能部分包含飞机认证规章要求的所有信息，以及制造商认为可以增强飞行员安全地操作 飞机能力的任何额外性能信息。性能图表，表格和曲线图的格式是不同的，但是都包含相同的基本信息。在大多数飞行手册中可以发现的一些性能信息例子包括：用 于换算标定速度为真实空速的曲线图或表格，不同配置条件下的失速速度表格，以及用于确定起飞和爬升性能，巡航性能，着陆性能的资料。图8-6 是一个典型的性能图表样例。关于如何使用图表，曲线图和表格，请参考第九章-飞机性能。
重量和平衡/ 装备清单( 第六部分)
重量和平衡/装备表部分包含FAA 要求的用于计算飞机的重量和平衡的所有信息。
制造商还会在这部分包含一些示例性的重量和配平问题。重量和平衡在第八章-重量和平衡中讨论的更加详细。
系统描述( 第七部分)
系统描述部分是制造商为了飞行员理解系统如何运行而详细的描述系统的部分。飞机系统方面的更多信息，请参考第五章-飞机系统。
运行，保养，和维护( 第八部分)
运行，保养和维护部分描述由制造商和规章建议的维护和检查。适用于飞机，发动机，螺旋桨和部件的适航指示(AD)的发布可能要求额外的维护和检查。
这部分也描述可以由认证的飞行员完成的预防性维护，以及制造商建议的地面处理常式。这也包括飞机在飞机棚，束缚和一般储藏程序的考虑事项。
附录( 第九部分)
附录部分描述当装配了不在标准飞机上配备的多种可选系统和装备时安全高效地操作飞机 所必须的相关信息。这些信息中的某些可能由制造商提供，或者可选装备制造商提供。当安装了装备时，适当的信息就要插入到飞行手册中。自动飞行，导航系统， 和空气调节系统是这部分描述的设备例子。
安全提示( 第十部分)
安全提示部分是一个可选部分，包含增强飞机安全运行的评论信息。可能包含的一些信息例如：生理因素，一般天气信息，燃油节约程序，高海拔运行，和冷天气运行。
飞机档案
飞机注册证书
一架飞机在可以合法的飞行之前，必需经过FAA 民用航空注册处注册。飞机的注册证书颁发给飞机所有者以作为注册证明，必须随时随机携带。如图8-8
飞机的注册证书在下列情况下不能用于运行：
飞机是按照国外法律注册的
飞机的注册按照证书持有人的书面请求被取消
飞机完全损毁或者废弃
飞机的所有权已经转移
证书持有人失去美国国籍
对于附加情况，参考联邦法律全书14 部(14 CFR)47.41 节。
当联邦法律全书14 部47.14 节所列情况之一发生时，先前的所有者必须填好飞机注册证书的背面邮寄至下列地址告知FAA：
联邦航空管理局
民用航空注册处 ，AFS-750
邮政信箱 25504
奥克拉荷马市，奥克拉荷马州，73125
经销商飞机注册证书是注册证书的另一种形式，但是仅对制造商要求的飞行测试或者经销商/制造商销售飞机所必须的飞行才有效。当飞机售出后经销商必需撤下证书。
遵守联邦法律全书14 部47.31 节之后，飞机注册证书申请书的粉红色副本是一种授权，可以运行一架未注册飞机时长不超过90 天。由于飞机没有注册，它不能在美国之外运行，直到收到永久的飞机注册证书放在飞机上。
FAA 不颁发任何所有权证书或者签署任何和飞机注册证书有关的信息。
注意：涉及飞机注册申请或者飞机销售账单的附加信息，请联系最近的FAA 飞行标准地区办公室(FSDO)。
适航证书
在飞机被检查后，认为满足14 CFR21 部的要求，且处于安全运行状态，FAA 的代表就可以颁发一份适航证书。适航证书必须显示在飞机里，运行的任何时候对乘客和机组都清晰易懂。适航证书要随飞机一起转让，除非飞机是卖给国外购买人的。
标准适航证书颁发给按照普通(normal) ， 公用(utility) ， 特技(acrobatic) ， 通勤(commuter)和运输(transport)类分类认证的飞机，或者颁发给有人驾驶的自由气球。图8-9 举例了一个标准适航证书，在证书下面有每一个项目的解释。
第一项 国籍 –“N” 表示飞机是在美国注册的。注册标记包含一组 5 个数位元或者数位元和
字母。在这个例子中，指定给飞机的注册号是 N2631A。
第二项 表示制造商，飞机的制造和型号
第三项 表示指定给飞机的制造商序号，和飞机铭牌上注明的一样。
第四项 表示飞机必须运行的所属分类。在这个例子里，飞机必须按照 NORMAL 类飞机的
特定限制来运行。
第五项 表示飞机符合它的类型认证，在检查时和证书颁发时被认为处于安全运行状态。任
何适用的适航标准的免除要在此简要说明，给出免除号。如果没有免除项，那么输
入“NONE”。
第六项 表示适航证书处于不确定的结果，如果飞机是按照 14CFR 第 21，43，和 91 部来维修的话，且飞机在美国注册。
还包括证书颁发的日期和FAA 代表的签字以及官员身份。
标准适航证书一直到飞机受到必要的维护之前都有效，且完全在美国注册。飞行安全部分的依赖于飞机的状态，它由机械师，认证的维修站或者满足14CFR 第43 部特定要求的制造商执行的检查来确定。
特殊适航证书颁发给所有在标准分类之外认证的飞机，例如实验性，受限制的，有限的，临时的，和体育飞行员。当购买一架非标准分类的飞机时，建议联系当地飞行标准地区办公室获得这样一个证书的有关适航要求和相关限制的解释。
飞机维护
维护被定义为飞机的保管，检查，大修，和维修，包括部件的替换。一架正确维护的飞机是一架安全的飞机。另外，正规的和正确的维护确保飞机在它的运行寿命期满足可接受的适航标准。
虽然不同类型的飞机维护要求不同，经验表明飞机每飞行25 小时或者更少就需要某种类型的预防性维护，至少每100 小时进行较小的维护。这也受运行类型，气候条件，保管设施，机龄，和飞机的结构影响。制造商提供维护飞机时应该使用的维护手册，部件目录，和其他服务信息。
飞机检查
14CFR 第91 部把处于适航条件的飞机的维护的主要责任寄予所有者和运营者。必须对飞机执行可靠的检查，所有者在任何故障校正需要的检查期间必须维持飞机的适航性。
14CFR 第91 部的E 子部要求所有民用飞机按照特定时间间隔来确定总体运行状态。间隔时间依赖于飞机所属的运行类型。一些飞机每12 个月需要至少一次检查，而其他飞机要求的检查间隔是每运行100 小时。在某些情况下，可能按照一个检查制度来检查飞机，这个检查制度是为了对飞机进行完全的检查而建立的，可以基于日历时间，服务时间，系统运行次数或者 这些条件的组合。
所有检查应该遵守制造商的最新维护手册，包括考虑检查间隔，部件替换和适用于飞机的寿命有限条款这些连续适航性的说明。
年度检查
任何往复式发动机驱动的或者单引擎涡轮喷气/涡轮螺旋桨驱动的小飞机(不超过 12500磅)，在商业飞行或者休闲飞行，且不为补偿或出租的情况下，要求至少一年检查一次。检查应该由认证的持有检查授权的机身和发动机机械师来执行， 或者由制造商检查，或者由认证和正确评估的维修站执行。除非年度检查已经在之前的12 个月完成，否则飞机将不能运行。12 个日历月的期限为从一个月的任何一天到下一年相同月份的最后一天。一架年检过期的飞机可以在FAA 颁发的特殊飞行许可下运行，目的是飞机飞到年度检查可以执行的地点。然而，所有适用 的适航指示必须遵守。
1 0 0 小时检查
所有12500 磅(除了涡轮喷气/涡轮螺旋桨驱动的多发动机飞机和涡轮机驱动的旋翼飞机)以下的飞机，受雇承载乘客，在之前的100 小时执行时间内必须已经收到一个100 小时检查，且被批准返回服役。另外的，用于租用飞行训练的飞机，当由执行飞行教练的人提供时，也必须有一个收到的100小时检查。这个检查必须由FAA认 证的机身和发动机机械师执行，或者由正确评定的FAA 认证的维修站或者由飞机制造商执行。一次年检或者一次为适航证书颁发的检查可以被一次要求的100 小时检查代替。如果沿途不超过10 小时而能到达一个可以执行检查的地方，100 小时限制可以是被超过的。用于到达一个可以执行检查地点的超额时间必须包含在计算下一个100 小时服役时间里。
其他检查程序
年度和100 小时检查要求不适用于大飞机(12500 磅以上)，涡轮喷气或者涡轮螺旋桨驱动的多发飞机，也不适用于所有者遵守先进的检查程序的飞机。这些要求的详细信息可以参考14CFR43 部43.11 节和第91 部，子部E 来确定，或查询当地飞行标准地区办公室确定。
高度计系统检查
14 CFR第91部，91.411节要求运行在受管制空域内仪表飞行规则(IFR)下飞机的高度计，编码式高度计和相关系统在过去的24 小时内被测试和检查过。
收发机检查
14CFR 第91 部，91.413 节要求收发机在按照14CFR 第91 部，91.215(a)节运行前，在过去的24 月内应该被测试和检查过。
飞行前检查
飞行前检查是一个彻底的和系统的方法，通过它飞行员可以确定飞机是否适航和处于安全运行状态。在飞行员操作手册和所有者/信息手册中包含以部分专门介绍执行一次飞行前检查的系统的方法。
最少装备表和有无效设备时的运行
联邦法规全书要求所有飞机仪表和安装的设备在每次起飞前都是有效运行的。当FAA 为14CFR 第91 部的执行采用了最少装备表(MEL)概念，这首次允许有飞机有不能工作的设备时也可以运行，这些设备被认定为对飞行安全不重要才可以。同时，它允许没有最 低装备表的91 部运营者可以按照91 部的指导方针来延迟维修不重要的设备。
按照91 部运行的小的旋翼飞机，非涡轮驱动的飞机，滑翔机或者比空气轻的飞行器，有两种延期维修的主要方法。它们是14CFR 第91 部91.213(d)的延期条款和FAA 批准的最少装备表(MEL)。
91.213(d)节的延期条款被大多数飞行员/运营者广泛的使用。它的流行是因为简单和文书工作最少。当飞行前或者离场前发现不工作设备时，决定应该是取消飞行，在飞行前获得维修，或者延期相应装备或设备。
维修延期不用于飞行中的偏差。制造商的飞机飞行手册/飞行员操作手册程序是用于这些情况的。这里的讨论根据一个假设：飞行员希望延期飞行前正常要求的维护。
飞行员使用91.213(d)节的延期条款确定不工作设备知否是类型设计，CFR 或者适航指示必需的。如果不工作设备不是必需的，飞机可以在没有它的条件下安全运行，那么就可以延期。不工作的设备应该被解除运行状态，或者拆卸，且要在 适当的开关，控制或者指示器边上贴上”不工作”(INOPERATIVE)的指示牌。如果解除或拆卸和维护(总要求拆卸)有关，必须由认证的维修人员来完 成。
例如，如果航行灯(安装的设备)在白天飞行前被发现不工作了，飞行员要遵守91.213(d)节的要求。
解除可能是象飞行员把断路器设到OFF 位置一样简单的过程，或者象使仪表和设备完全不工作一样的复杂。复杂的维修任务需要一个认证的和正确定级的维修人来执行解除。在所有情况下，物件或者装备必需被贴上“不工作的”指示牌。
所有按照91 部运行的小的旋翼飞机，非涡轮驱动的飞机，滑翔机或者比空气轻的飞行器符合使用91.213(d)节的维修延期条款。然而，一旦运营者请求一个最少装备 表，且FAA 颁发了授权书，那么最少装备表的使用就变成这架飞机强制性的了。所有维修延期必须按照最少装备表的期限和条件以及运营者产生的程序文档来完成，按照91 部运行的飞机的最少装备表的使用也允许不工作物件或设备的延期。基本指导档变成FAA 批准的颁发给特定运营者和注册编号飞机的最少装备表。
FAA 已经为当前使用的飞机开发了主要的最少装备表(MMELs)。一旦运营者提出书面申请，当地的飞行标准地区办公室(FSDO)会颁发适当的制造和型号的 MMEL 档，随附一份授权书以及一份导言。运营者然后从MMEL 来开发运行和维护程序。这个MMEL 协同运行和维护程序现在变成了运营者的最少装备表。最少装备表，授权书，导言和运营者开发的程序文档在飞机运行时必须放在飞机上。
FAA 认为最少装备表可以成为一份根据序号和注册号颁发给飞机的附属型证书(STC)。它因此变成这架飞机在非最初认证类型条件下的运行授权书。
有了批准的最少装备表之后，如果航行灯在白天的飞行前被发现不能工作，飞行员会为此 目的而记录一个维护记录条目或者不符记录。这个物件就会按照最少装备表维修或者延期。一旦确定航行灯不工作时的白天飞行根据最少装备表的条款被接受，飞行 员将把航行灯开关置于OFF 位置，打开断路器(或者任何程序文档中所说的动作)，在航行灯开关位置贴上“不工作”标牌。
为延期而使用最少装备表也有例外。例如，一个未列在最少装备表中的部件故障应该被看作是可延期的(例如转速计，襟翼，或者失速警告设备)，但是要求在离场前进行维修。如果在现场维修和备件没有准备好，那么可以从最近的飞行标准地区办公室获得一份特殊飞行许可。
这个许可允许飞机为了维修而飞到另外一个地方。这允许现在可能不满足适航要求但是能够安全飞行的飞机，可以根据特殊飞行许可附带的受限特殊条款来运行。
维 修的延期不能轻易执行，应该正确的考虑不工作部件可能对飞机的运行带来的影响，特 别是当其他部件也不工作时。有关最少装备表和不工作装备时运行的深入信息可以在咨询通告(Advisory Circular)AC 91-67中找到，即根据联邦航空法规( FAR) 第9 1 部运行的通用航空最少设备要求。
预防性维护
预防性维护是简单的或者次要的维护操作和小的标准零件的替换，不涉及复杂的装配操作。
除飞行学员，体育飞行员，和娱乐飞行员之外的认证飞行员，可以对他们拥有的或者运作 的任何飞机执行预防性维护，且飞机不是用于航空运输服务。（操作轻型体育飞机的体育飞行员请参考14CFR 第65 部了解维护资格）。14CFR 第43 部，附录A 包括一个可以看作是预防性维护的操作列表。
修理和更换
修理和更换被分为重要的和次要的。14CFR 第43 部，附录A 描述了被认为是重要的修理和更换。主要修理和更换应该根据FAA 表格337(主要修理和主要更换)由适当评级的认证修理站，持有检查授权的FAA 认证的机身和发动机机械师，或者管理局的代表批准后投入服役。
特殊飞行许可
特殊飞行许可是一个特殊适航证书，颁发以授权当前不满足适用的适航要求但可以安全进 行特定飞行的飞机的运行。在许可颁发前，FAA 检察官可能亲自检查飞机，或者要求由FAA认证的机身和发动机机械师检查，或者适当认证的修理站来检查，以确定位于预期的飞行是安全的。检查应该记录在飞 机的记录上。
颁发特殊飞行许可是为了让飞机可以飞到基地，那里可以执行修理，更换或者维护；或者为交付和出口飞机；或者为了从迫近危险的地区疏散一架飞机。
颁发特殊飞行许可也可能是为了允许一架超重的飞机飞行在超出了它的正常航程的水上或陆地地区，在那些地区不具备足够的着陆设施或燃油。
如果需要特殊飞行许可，可以从当地的飞行标准地区办公室(FSDO)或者指定的适航代表处(DAR)获得帮助和必要的表格。如图7-9
适航指令
FAA 的一个主要安全职责是对飞机，飞机发动机，螺旋桨或者装置上发现的不安全状况存在且在相同设计的其他产品上好像存在和发展时要求纠正。由于设计缺陷，维护 或者其他原因可能存在不安全状况。14CFR 第39 部的适航指令(ADs)定义了管理局要求必要的纠正动作而享有 的权力和职责。 适航指令是用于通知飞机所有者和不安全条件的其他干系人的方法，以及指定产品可以继续运作的条件。
适航指令可以分为两类：
1. 那些要求在继续飞行前立即遵从的紧急特性
2. 在一指定时期内要求遵从的较不紧急特性
适航指令是规章性质的，应该遵照执行，除非授予了具体的豁免条件。确保遵守所有相关 的适航指令是飞机所有者和运营者的责任。这包括那些要求循环和连续执行的适航指令。例如，一条适航指令可能要求每运行50 小时就重复检查，意思是每50 小时服役时间就应该进行详细的检查并记录。提醒所有者和运营人没有超越一条适航指令的最大小时要求的条款，除非它被明确的写入适航指令。为帮助确定一条适 航指令是否适用于成熟建造的飞机，请联系当地的飞行标准地区办公室(FSDO)。
14CFR 第91 部，91.417 节 要求维护一个记录以显示适用的适航指令的当前状态，包括遵从的方法；适航指令编号和修订日期，如果是重复性的；当再次期满时的日期和时间；签字；认证种 类；和维修站或执行工作的机械师的证书编号。为了随时参考，很多飞机所有者有一个按照年代顺序排列的相关适航指令清单放在他们的飞机，发动机，和螺旋桨维 护记录的后面。
所有适航指令和半月的适航指令都可以在互联网http://www.airweb.faa.gov/rgl 上免费获得。
适航指令小结和半月适航指令的纸质拷贝可以从文档的主管部门购买。小结分两卷包含了所有以前发布的有效适航指令。小飞机和旋翼飞机卷包含所有适用于小飞机(低于12500 磅或者低于最大认证起飞重量)和所有直升飞机的适航指令。大飞机卷包含所有适用于大飞机的适航指令。
如何定购适航指令和最新价格的更多信息，请联系：
美国运输部
联邦航空管理局
授权和适航计划部
AIR-140
邮政信箱 26460
奥克拉荷马市，奥克拉荷马州73125
电话号码(405)954-4103
传真(405)954-4104
飞机所有者/ 运营者职责
一架飞机的注册的所有者或者运营人对诸如下列事项负责：
保持飞机有最新的适航证书和飞机注册证书
维持飞机处于适航状态，包括遵守所有适用的适航指令
确保维修被正确的记录
与最新的涉及飞机运行维护的规章保持同步
永久邮寄位址的任何变更，或飞机的销售和出口，注册飞机的资格的丢失，以上事项都要立即通知FAA 民用航空注册处(参考14CFR 第47 部，47.41 节)
如果装备了无线电台的话，需要持有最新的联邦通信委员会(FCC)无线电台许可证，如果美国之外运作的话，也包括应急定位器发射机(ELT)。
资料来源: 民航局 - FAA 飛行員航空知識手冊(2003 中譯本)
FAA Pilot's Handbook of Aeronautical Knowledge 2008
[飞行手册]-飞机系统
本章讨论小飞机上见到的主要系统。这些系统包括发动机、螺旋桨、和进气系统，以及点火、燃油、润滑、冷却、电路、起落架、自动飞行、和环境控制系统。本章的末尾对燃气涡轮发动机进行了详细的介绍。
动力装置
飞机的发动机和螺旋桨通常称为一个发动装置，它们配合起来产生推力。动力装置推动飞机，还驱动各种支援飞机运行的系统。
往复式发动机
大多数小飞机设计有往复式发动机。名字是来源于活塞的前后往复运动。就是这个运动才产生了有效的机械能量。往复式发动机的两种常用分类方法是：
1. 根据气缸排列和曲轴的位置关系-辐射式、直排式、V 型、或者对置式
2. 根据冷却 方法-液冷或者气冷
辐射式发动机在二次世界大战期间被广泛应用，很多在今天还发挥作用。对于这些引擎，一排或者多拍气缸围绕曲轴布置。辐射式引擎的主要优势是其良好的推重比(power-to-weight)。
直排式发动机有相对较小的最大截面，但是它们的推重比相对较低。另外，气冷式直排发动机的最后面的气缸受到很少的制冷气流，因此这些发动机受限于4 个或者6 个气缸。
V 型发动机比直排式发动机提供了更多的马力，仍然保留了小的最大截面。发动机设计的进一步改进导致开发出水平对置发动机。
对 置式发动机是用于小型飞机上的最流行的往复式发动机。这些发动机总是有偶数个气 缸，因为曲轴箱一边的气缸和另一侧的气缸对立。这些发动机大多数是气冷式的，当安装于固定翼飞机时，通常安装在水平位置。对置式发动机的推重比高，因为它 们有相对小的轻型的曲轴箱。其次，紧凑的气缸排列降低了发动机的最大截面，流线型安装使气动阻力降到最低。
往复式发动机的主要部分包括气缸、曲轴箱、和附件壳。进气/排气阀、火花塞、和活塞位于气缸内部。曲轴和曲轴连杆位于曲轴箱内部。如图6-4 磁电机通常位元于发动机附件壳内部。
往復式發動機的原理是燃油的化學能轉化為機械能。這通過一個稱為四衝程的迴圈發生在氣缸中。這些衝程稱為進氣、壓縮、燃燒、排氣。如圖6-5
1. 進氣衝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汽缸。
2. 壓縮衝程從進氣閥門關閉，活塞往回朝向汽缸頂部移動開始，在迴圈的這個階段，用於從點燃的燃油空氣混合氣體獲得大的動力輸出。
3. 燃燒衝程從燃油空氣混合氣體被點燃開始，這導致汽缸壓力增加，迫使活塞離開汽缸頭向下運動，產生旋轉曲軸的動力。
4. 排氣衝程是用於清除汽缸中燃燒過的氣體，這個衝程發生在排氣閥門打開，活塞再次朝向汽缸頂部移動開始。
即使當發動機運行在相對低轉速時，四衝程迴圈也要每分鐘發生幾百次，在一個四缸發動機中，每個汽缸運行在不同衝程，曲軸的連續旋轉是由每個汽缸的燃燒衝程的精確定時來維持的，發動機的連續運行依賴輔助系統的同時作用，包含：進氣系統、點火系統、燃油、潤滑、冷卻和排氣系統。
螺旋槳
螺旋槳是一個旋轉的翼面，適用於任何機翼的誘導阻力，失速及其他空氣動力學理論也都對螺旋槳適用，它提供必要的推力有時也是拉力使飛機在空氣中移動，發動機的動力是用於旋轉螺旋槳的，它進而產生的推力非常類似於機翼產生升力的方式。產生的升力大小依賴於槳葉的形態、螺旋槳頁迎角和發動機的轉速。螺旋槳葉本身是扭轉的，因此槳葉角從槳軸到葉尖是變化的。最大安裝角或者最大節距在轂軸處，而最小節距在葉尖。如圖6-6
扭轉的原因是為了從槳軸到葉尖產生一致的升力。當槳葉旋轉時，槳葉的不同部分有不同的實際速度。槳葉尖部旋轉的比靠近槳軸部位的要快，因為相同時間內葉尖要旋轉的距離比槳軸附近要長。從槳軸到葉尖安裝角的變化和相應變化就能夠在槳葉長度上產生一致的升力。
如果螺旋槳葉設計成在整個長度上它的安裝角相同，那麼會低效，因為隨著空速的增加，靠近轂軸附近的部分將會有負迎角，而葉尖會失速。如圖6-7
小飛機會裝配兩種螺旋槳中的一種。一種是固定節距的，另一種是可調節距的。
固定節距螺旋槳
這種螺旋槳的節距是製造商設定的，不能被改變。對於這種螺旋槳，只在一定的空速和轉速組合下才能獲得最好的效率。
固定節距螺旋槳還有兩種類型-爬升螺旋槳和巡航螺旋槳。無論飛機是安裝了爬升還是巡航螺旋槳，都依賴於它的預期用途：
1.爬升螺旋槳有小的節距，因此阻力更少。阻力較低導致轉速更高，和更多的功率能力，在起飛和爬升時這增加了性能，但是在巡航飛行時降低了性能。
2.巡航螺旋槳有高節距，因此阻力更多。更多阻力導致較低轉速，和較低的功率能力，它降低了起飛和爬升性能，但是增加了巡航飛行效率。
螺旋槳通常安裝在軸上，這個軸可能是發動機曲軸的延伸。這種情況下，螺旋槳轉速就和曲軸的轉速相同了。某些其它發動機，螺旋槳是安裝在和發動機曲軸經齒輪傳動的軸上。這時，曲軸的轉速就和螺旋槳的轉速不同了。對於固定節距螺旋槳，轉速計是發動機功率的指示儀。如圖6-8
轉速計的刻度以100 轉每分鐘為單位，直接指示出發動機和螺旋槳的轉速。這個儀錶被標記了色標，綠色弧線表示最大連續運行轉速。一些轉速計還有額外的記號來表示發動機或者螺旋槳的限制。所以製造商的建議應該是任何對儀錶記號誤解的糾正標準。
每分鐘的轉數是通過油門(Throttle)來調節的，它控制流到發動機的油氣混合氣流。在一個給定的高度，轉速計讀數越高，發動機輸出功率越大。
當運行高度增加時，發動機可能不會顯示出正常的輸出功率。例如，2300 轉速在5000 英尺高度時產生的馬力比在海平面時2300 轉速產生的馬力要少。這是因為功率輸出和空氣密度有關。
空氣密度隨高度增加而降低。因此，空氣密度的降低(較高的密度高度)導致了發動機輸出功率的降低。當高度變化時，必須要改變油門的位置才能維持相同的轉速。當高度增加時，油門必須打開更多，以維持和低高度時相同的轉速。
可變節距螺旋槳
儘管一些較舊的可調節距螺旋槳只能在地面調節，而大多數現代可調節距螺旋槳被設計成可以在飛行中調節螺旋槳的節距。第一代可調節距螺旋槳只提供兩個節距設定-低節距設定和高節距設定。然而，今天，幾乎所有可調節距螺旋槳系統可以在一個範圍內調節節距。
恒速螺旋槳是最常見的可調節距螺旋槳類型。恒速螺旋槳的主要優點是它在大的空速和轉速組合範圍內把制動馬力的大部分轉換成推進馬力。恒速螺旋槳比其它螺旋槳更有效率是因為它能夠在特定條件下選擇最有效率的發動機轉速。
裝配恒速螺旋槳的飛機有兩項控制-油門控制和螺旋槳控制。油門控制功率輸出，螺旋槳控制調節發動機轉速，進而調節螺旋槳轉速，轉速讀數在轉速計上。
一旦選擇了一個特定的轉速，一個調節器會自動的調節必要的螺旋槳槳葉角以保持選擇的轉速。例如巡航飛行期間設定了需要的轉速之後，空速的增加或者螺旋槳載荷的降低將會導致螺旋槳為維持選擇的轉速而增加槳葉角。空速降低或者螺旋槳載荷增加會導致螺旋槳槳葉角降低。
恒速螺旋槳可能的槳葉角範圍由螺旋槳的恒速範圍和高低節距止位來確定。只要螺旋槳槳 葉角位於恒速範圍內，而不超出任何一個節距止位，發動機轉速就能維持恒定。然而，一旦螺旋槳槳葉到達止位，發動機轉速將隨空速和螺旋槳載荷的變化而適當的 增加或者降低。例如，選擇了一個特定的轉速，飛機速度降低到足夠使螺旋槳槳葉旋轉直到到達低節距止位，只要空速再次降低將會導致發動機轉速降低，就像安裝 了固定節距螺旋槳一樣。當恒速螺旋槳的飛機加速到較快的速度時還會發生相同的情況。隨著飛機加速，螺旋槳槳葉角增加以維持選定的轉速直到到達高節距止位。 一旦達到止位，槳葉角就不能再增加，發動機轉速降低。
在裝配恒速螺旋槳的飛機上，功率輸出由油門控制，用進氣壓力錶指示。這個儀錶測量進 氣道歧管中油氣混合氣的絕對壓力，更正確的說法是測量歧管絕對壓力(MAP)。在恒定轉速和高度，產生功率的大小直接和流到燃燒室的油氣混合流有關。當你 增加油門設定時，流到發動機的油氣就越多，因此，歧管絕對壓力增加。當發動機不運行時，歧管壓力錶指示周圍空氣壓力(例如29.92 英寸汞柱)。當發動機氣動後，歧管壓力指示將會降低到一個低於周圍空氣壓力的值。對應的，發動機故障或者功率損失時，歧管壓力錶會指示在發生故障時的高度 上周圍空氣壓力位置上。如圖6-9
歧管壓力錶(同進氣壓力錶)用色標來指示發動機的運行範圍。歧管壓力錶盤上有一個綠色弧線表示正常運行範圍，紅色徑向線表示歧管壓力的上限。
對於任何給定的轉速，都有一個不能超過的歧管壓力。如果對應轉速下的歧管壓力過大，氣缸內部的壓力就會過量，因此就會到氣缸施加過大的應力。如果頻繁的重複，這個應力將會使氣缸元件變松，最終導致發動機故障。
你可以通過時刻注意轉速而避免氣缸過應力的狀況，特別是增加歧管壓力時。遵守特定發動機的製造商建議的功率設定，這樣歧管壓力和轉速之間就可以維持合適的關係。
當歧管壓力和轉速都需要改變時，正確的功率調節順序可以避免發動機的過應力：
1. 當功率設定被降低時，在降低轉速前降低岐管壓力，如果轉速是在岐管壓力之前降低，歧管壓力會自動增加，可能會超出製造商設計的容許限制。
2. 當功率設定增加時，順序則相反，首先增加轉速，然後是岐管壓力。
3. 為避免損壞輻射式發動機，最大轉速和岐管壓力的執行時間必須保持最短，必須避免運行在最大轉速和低岐管壓力狀態。
在正常運行條件下，高性能往復式發動機的最嚴重磨損、疲勞、和損壞發生在高轉速和低岐管壓力狀態。
進氣系統
進氣系統把外部空氣和燃油混合，然後把油氣混合物送到發生燃燒的汽缸，外部空氣從引擎罩前面的進氣口進入進氣系統，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，由於空氣過濾器有時候會阻塞，必須有一個備用空氣來源，一般，備用空氣來源來自引擎內部，那裡繞過阻塞的空氣過濾器，有些備用空氣來源是自動起作用，有些則是手動操作。
小飛機的發動機通常使用了兩種類型的進氣系統：
1. 汽化器系統，在燃油和空氣進入進氣岐管之前把燃油和空氣在汽化器中混合起來
2. 燃油噴射系統，燃油和空氣就在進入汽缸之前被混合
汽化器系統
汽化器系統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。
浮動式汽化器系統工作時，外部空氣首先經過一個空氣過濾器，通常位於引擎罩的空氣進氣口，過濾過的空氣流經汽化器，通過文式管(它是汽化器中的一個喉管)，當空氣流經文式管時，產生一個低壓區域，它迫使燃油流經位於喉管處的一個主燃油噴射口，燃油然後流入氣流中，在這裡燃油和空氣混合。油氣混合物又經過進氣歧管被吸入燃燒室，在這裡它被點燃。如圖 6-10
浮動式汽化器的名字源於浮力，它使燃油處於浮子室內。一個指標連到浮子室的開口，並且關閉汽化器浮子室的底部開口。
這依賴於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流閥調節的，節流閥是由駕駛艙的油門控制的。
混合比控制
汽化器通常是在海平面壓力下校準的，這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，這會導致發動機運行不穩，功率明顯的損失。
這個不穩定一般是由於火星塞上過量的炭積累導致的火星塞 積炭引起的。炭積累的發生是因為過分的富油混合降低了氣缸內部的溫度，抑制了燃油的完全燃燒。這種情況會發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，相反情況也發生。混合氣必須被富油，或者可能太貧油。過分的貧油 混合氣會導致爆燃，這會使發動機運行不穩，過熱，功率損失。維持適當混合的最好方法是監視發動機的溫度，按需要來富油。燃油噴射式發動機的正確混合控制和 更好的燃油經濟性可以通過使用排氣溫度錶獲得。由於調節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 定飛機的具體程式是非常重要的。
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於或低於冰點，那麼會在汽化器內表面結冰，包括節流閥門。如圖6-11
降低的氣壓和燃油的氣化都有助於汽化器內的溫度降低。一般地，冰在節流閥門附近和文氏喉管內形成。這限制了油氣混合氣流，降低功率。如果形成足夠的冰，發動機可能會停止開動。
汽化器結冰最可能發生在溫度低於21 攝氏度(70 華氏度)，相對濕度大於80%時。然而，由於汽化器內發生的突然冷卻，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的溫度達到30 華氏度。如圖6-12
固定節距螺旋槳飛機汽化器結冰的最初表現是發動機轉速的下降，接著可能是發動機運行不穩。對於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速不變而表現的。
螺旋槳節距自動地的調節以補償功率損失。因此，維持了恒定轉速。儘管汽化器結冰可以 發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生。為對付汽化器結冰的影響，浮動 式汽化器的發動機採用了汽化器加熱系統。
汽化器加熱
汽化器加熱是一個防結冰系統，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於冰點之上，避免發生汽化器結冰。汽化器加熱可以融化汽化器中已經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，要遵守製造商的建議說明。 當飛行中汽化器易於結冰時，要定期的檢查它的表現。如果檢查到了，要立即打開燃油汽化器加熱，開關置於ON 的位置，直到你確定全部的冰都被融化。如果出現了冰，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後，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錶，那麼它非常利於確定何時使用汽化器加熱。
飛行中無論何時關閉油門，發動機都會快速冷卻，燃油氣化比發動機熱的時候更不完全。 而且，在這種情況下，發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，那麼在關閉油門之前調節汽化器加熱到 全開位置，且在油門關閉運行期間一直保持。熱量會有助於燃油氣化，有助於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 發動機的外界空氣密度低。這就使混合氣富油。當固定節距螺旋槳飛機上出現結冰現象且使用了汽化器加熱時，轉速會降低，隨著冰的融化轉速會逐漸增加。在冰被 除掉以後，發動機也應該更平穩的運行。如果沒有出現結冰，轉速就會降低，然後保持恒定。當在恒速螺旋槳飛機上使用汽化器加熱且出現結冰時，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，也會發生功率、高度和速度的降低。
這些徵兆有時候伴隨著震顫或者發動機運行不穩。一旦發現功率損失，應該立即採取行動 消除汽化器中已經形成的冰，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的，它會導致功率的進一步降低，隨著融化的冰進入發動機，發動機可能運 行不穩。這些現象會持續30 秒到幾分鐘，取決於結冰的嚴重程度。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。
由於使用汽化器往往會影響發動機的輸出功率，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或者除冰。
汽化器空氣溫度錶
一些飛機裝配了汽化器空氣溫度錶，它有助於檢測潛在的結冰條件。通常，錶盤是用攝氏 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範圍是負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，發動機可以運行在指標處於黃線範圍內，而沒有負面影響。反之，如果大氣條件有利於汽化器結冰，必須通 過使用汽化器加熱來使指標位於黃色弧線之外。
某些汽化器空氣溫度錶有一條紅色徑向線，它表示發動機製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範圍。
外部空氣溫度錶
大多數飛機也會裝配以攝氏度和華氏度為單位的外部空氣溫度錶(OAT)。它提供用於計算真空速的外部或者周圍空氣溫度，也有助於檢測潛在的結冰條件。
燃油噴射系統
在燃油噴射系統中，要麼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比汽化器系統不易受結冰的影響。然而進氣口的衝擊結冰(impact icing)是可能的。當冰在飛機的外面形成時發生衝擊結冰，阻止了開口如噴射系統的空氣進氣口。
燃油噴射系統的空氣進氣口類似於汽化器系統中使用的，有一個備用空氣源位元於引擎罩內部。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，如果自動功能發生故障就會使用備用的手動系統。
燃油噴射系統通常和這些基本元件配合-一個馬達驅動的燃油泵、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/流量指示儀。如圖6-13
輔助燃油泵為用於發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。啟動後， 馬達驅動的燃油泵從油箱向油氣控制單元提供受壓的燃油。這個控制單元本質上代替了汽化器，它基於混合控制設定來計量燃油，然後它以油門控制的速度把燃油發 送到燃油歧管閥門。到達燃油歧管閥門之後，燃油被分流到單獨的燃油排放噴嘴。排放噴嘴位於每個氣缸的頭部，直接把油氣混合氣噴射到每一個氣缸進氣口。
燃油噴射的一些優點有：
降低蒸發結冰
更好的燃油流量
更快的油門回應
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
由於燃油不足引起的重啟發動機停止問題
增壓器和渦輪增壓器
為增加發動機的功率，製造商已經開發了增壓器和渦輪增壓器系統壓縮進氣口空氣以增加它的密度。有這些系統的飛機有一個進氣壓力錶，它顯示發動機進氣歧管內的歧管絕對壓力(MAP)。
在海平面標準天氣條件下發動機關閉時，進氣壓力錶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錶將指示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，它直接受發動機產生功率的能力影響。如果進入發動機的空氣被增壓器或者渦輪增加器增加了壓力，發動機適用升限可以增加。由於這些系 統，你可以飛行在更高的高度，有利於真空速更高，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，發動機就能夠產生更多的功率。對於正常進氣的發動機，進氣壓力是不可能高於周圍空氣壓力的。增壓器可以提高歧管壓力到30 英寸汞柱以上。
增壓式進氣系統的結構和正常進氣系統的結構類似，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 根據發生增壓的次數可以分為單級，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動機稱為海 平面發動機。就這種類型的增壓器，使用了一個單級齒輪驅動葉輪來增壓發動機在所有高度產生的功率。然而，缺點是使用這種增壓器，發動機輸出功率仍然隨高度 增加而降低，類似於發生在正常進氣的發動機上。
很多高功率輻射式發動機會使用單級-單速增壓器，使用一個朝前的進氣口，因此進氣系統可以完全利用衝壓空氣。進氣道空氣通過管道到達汽化器，在那裡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，在這裡空氣速度彌補了壓力能量。經壓縮後產生的高壓油氣混合氣被直接送到氣缸。
一些二戰期間開發的大的輻射式發動機有一個單級雙速增加器。對於這種增壓器，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動機上，在駕駛艙中有一個控制杆或者開關驅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，發動機變成地面增壓的 發動機，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。然後油門重定到需要的進氣 壓力。裝配這種增壓器的發動機叫高度發動機。如圖6-14
渦輪增壓器
往復式發動機增加馬力的最有效率方法是使用渦輪增壓器。齒輪驅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於發動機的廢氣。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點是可以控制它們在海平面到臨界高度內維持發動機的海平面馬力。在臨界高度之上，功率輸出和正常進氣的發動機一樣會下降。
渦輪增壓器增加了發動機的進氣壓力，這樣發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的葉輪。當進氣經過葉輪的葉片時，葉輪加速了空氣，使得大量空 氣流過壓縮機罩。葉輪的作用進而產生高壓高密度的空氣，它被輸送到發動機。為旋轉葉輪，發動機的廢氣被用於驅動安裝在葉輪驅動軸對端的渦輪。通過把不同品 質的廢氣引流過渦輪，可以產生更多的能量，導致葉輪輸送更多壓縮的空氣到發動機。廢氣門用於調節流進渦輪的排氣品質。廢氣門本質上就是一個安裝在排氣系統 中的蝶形閥門。當它關閉後，發動機的大多數廢氣被迫流過渦輪機。打開時，廢氣繞過渦輪機直接從發動機的排氣管排出。如圖6-15
由於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。
系統運行
在大多數現代渦輪增壓發動機上，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。發動機滑油被導向或者導離這個調節器而移動廢棄門位置。在這些系統上，僅僅通過改變油門控制的位置，調節器就被自動定位而產生需要的歧管絕對壓力(MAP)。
其它渦輪增壓器系統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 密切監視進氣壓力錶以確定何時達到了需要的歧管絕對壓力。手動系統通常可以在使用配件市場渦輪增壓系統修改過的飛機看到。這些系統需要特殊的操作考慮。例 如，如果廢氣門在從高高度降低後關閉，可能產生超出發動機限制的進氣壓力。這種狀態稱為過增壓，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。
儘管自動化廢氣門系統更少可能遇到過增壓狀態，但仍然會發生。如果你試圖應用起飛功率而發動機滑油溫度低於它的正常運行範圍，冷的潤滑油不能儘快的流出進氣門調節器而避免過增壓。為幫助避免過增壓，你應該慎重地前推油門杆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 以上的轉速。為獲得高的旋轉速度，系統內的軸承必須持續的供給發動機潤滑油，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 在正常運行範圍內。另外，關閉發動機之前你應該讓渦輪增壓器冷卻，渦輪機速度降低。否則，殘餘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。對於其它限制，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，它由飛機或者發動機製造商確定。當評估渦輪增壓系統的性能時，在指定的臨 界高度之前進氣壓力開始下降，那麼發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，以確保系統的正常運行。
點火系統
點火系統為點燃氣缸中的油氣混合氣提供電火花，它由磁電機、火星塞、高壓引線和點火開關組成。如圖6-16
磁電機使用永久磁鐵來產生完全獨立於飛機電路系統的電流。磁電機產生足夠高的電壓在每個氣缸內的火星塞間隙之間觸發火花。當你接上起動器時系統開始點火，曲軸開始旋轉。只要曲軸旋轉就會持續運行。
大多數標準認證的飛機安裝了一對點火系統，有兩個獨立的磁電機，分開的兩組電纜，以及兩組火星塞，這樣可以增加點火系統的可靠性。每個磁電機獨立運行，點燃氣缸中的另一個火星塞。兩個火星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。發動機將繼續正常工作，儘管你會預期發動機功率輸出有輕微降低。如果氣缸中兩個火星塞中的一個失效，也會發生類似的狀況。
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啟動。選擇BOTH 的時候，系統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 轉動點火開關時發動機轉速的降低來識別發生故障的磁電機。在此檢查過程中，發動機轉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，發現發動機停止運行或者如果轉速的降低超出了容許的限制，那麼就不要飛這架飛機，直到問題被解決。原因可能是火星塞污染了，磁電機和火星塞之間的電纜斷開或者短路，或者是火星塞不能正常的定時點火。應該注意到使用單個磁電機時發動機轉速不降低是不正常的，如果這樣，也不能飛這架飛機。
發動機關閉之後，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，發動機也會點火和旋轉，螺旋槳就被驅動，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，打傷不經意的人員。)
磁電機系統中鬆動的或者斷開的電纜也會導致問題。例如，如果磁電機開關位於OFF 位置，如果磁電機接地電纜被斷開那麼磁電機可能繼續點火。如果發生這種情況，停止發動機的唯一方法是把油氣混合氣控制杆撥到慢車切斷位置，然後讓有資格的航空維修技術人員進行系統檢查。
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。儘管燃燒的過程發生在很短的時間內，在一個溫度點上油氣混合氣被火星塞點燃，直到燒光。這種類型的燃燒使得溫度和壓力能夠穩定增加，確保在膨脹氣體在功率衝程內合適的時間向活塞傳遞最大的力。如圖6-21
爆燃是油氣混合氣在氣缸燃燒室內非受控的爆發性點火。它產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，爆燃導致發動機過熱，運行不穩定，或者功率損失。
爆燃表現為較高的氣缸頭溫度，最可能發生在大功率運行時。爆燃的一些常規操作原因包括：
使用低於飛機製造商指定等級的燃油
以極高進氣壓力和低轉速運行
以高功率設定和過分貧油混合氣運行
爆燃也可能由於持續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生的爆燃：
確保使用了適當等級的燃油
在地面時，保持整流罩襟翼(如果有的話)處於全開位置，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生，同時要保持小的爬升角度來增加氣缸的製冷。
避免持續的大功率急爬升。
培養一個監視發動機儀錶的習慣，以確保符合製造商制定的操作規程。
當油氣混合氣在發動機正常點燃時刻之前燃燒就發生了早燃。過早的燃燒通常是由於燃燒室內殘餘的熱區域引起的，通常原因是火星塞上少量的碳沉積或者斷裂的火星塞絕緣體，或者氣缸中的其它損壞，它們產生了部分的熱足以點燃油氣混合氣。早燃導致發動機損失功率，產生高的運行溫度。和爆燃一起，早燃也會導致發動機嚴重的損壞，因為膨脹的氣體就在壓縮衝程就對活塞施加過大的力。
爆燃和早燃經常同時發生，其中之一會導致另一個發生。因為要麼是伴隨著發動機性能降低的工作狀態導致高的發動機溫度，通常難以區分這兩者。使用建議等級的燃油，發動機運行在適當的溫度，壓力和轉速範圍這樣可以降低爆燃或者早燃的幾率。
燃油系統
燃油系統是設計用來提供持續的從油箱到發動機的潔淨燃油流量。燃油在所有發動機功率、高度、姿態和所有核准的飛行機動條件下必須能夠供給發動機。小飛機上使用了兩個常規類別的燃油系統-重力饋送系統和燃油泵系統。
重力饋送系統使用重力來把燃油從郵箱輸送到發動機，例如，在上翼飛機上，油箱是安裝在機翼裡的。油箱被置於汽化器之上，燃油由於重力經過系統送到汽化器。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於汽化器下方。如圖6-30
油泵
有油泵系統的飛機使用兩組油泵。主泵系統是馬達驅動的，電驅動的輔助泵用於發動機氣動或者在馬達驅動泵失效時。輔助泵也稱為增壓泵，為燃油系統提供增加的可靠性。電驅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也可以結合氣動注油器。啟動注油器用於氣動發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
油箱通常位於飛機的機翼內，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 認證規則只要求燃油表在讀數為空(Empty)時是精確的。任何不是空的讀數應該被校驗。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 油箱的油量水準然後跟對應的油量表讀數比較。(譯者注：小飛機上通常飛行前檢查使用有刻度的杆子在加油口測量油的深度，對比指示儀來核實油量。)
如果燃油系統中安裝了一個油泵，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，或者儀錶刻度盤上的色標。
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於平衡殘留在每個油箱中的油量。如圖6-31
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麼，都應該密切的監視燃油消耗以保證某個油箱的油不能用光。用乾油箱的油不僅導致發動機停止，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。油箱中的油完全用乾會讓空氣進入燃油系統，會導致氣阻。當發生這種狀態時，就難以再氣動發動機。在燃油噴射型發動機上，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。
燃油過戶器/ 沉澱器/ 排油管
經過燃油選擇閥門後，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中可能有的其它沉積物。由於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或者油箱中的低位置點。燃油系統可能包含沉積器，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。應該從篩檢程式取出燃油樣本，並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，停止發動機。如果水出現在沉積器中，可能在油箱中有更多的水，要繼續把它們排出來，直到沒有水的跡象。任何情況下，在你確定所有水份和污染物已經從發動機燃油系統中清除之前永不要起飛。
由於燃油系統的變化，你應該十分的熟悉你的飛機使用的系統。請參考飛機飛行手冊或者飛行員操作手冊瞭解詳細的操作程式。
燃油等級
航空汽油是由辛烷或者功率值來識別的，它標誌抗爆值或者發動機氣缸中油氣混合的抗爆震性能。汽油的等級越高，燃油能承受的不產生爆燃壓力也就更大。較低等級的燃油用在低壓
發動機上，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。如果沒有適當等級的燃油可用，那麼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 氣缸頭溫度和發動機潤滑油溫度超出它們的正常運行範圍，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。出於鉛含量的考慮，汽車用汽油永遠也不要用於飛機發動機，除非 發動機已經已經按照FAA 頒發的附加型號合格證(STC)改裝過。
現在識別用於往復式發動機的飛機航空汽油的方法是根據辛烷值和功率值，縮寫為AVGAS。
這些飛機使用AVGAS80,100 和100LL。儘管AVGAS 100LL 的性能和100 是一樣的，LL 表示它的低鉛含量。渦輪發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6-32
除了燃油本身的顏色之外，色標系統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
由於燃油污染引發的動力失效而引起的事故，大多數歸因於:
飛行員沒有執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
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，然後檢查其中的汙物和水。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後才能看到。因此，從燃油過濾器排出足夠的油以確保燃油從油箱放出。油量取決於從油箱到放油口的輸油管長度。如果在第一份取樣中發現水或者其它汙物，要一直排放到沒有汙物跡象。
燃油過濾器的放油已經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雲狀外形或者有色燃油和水清楚的分開來識別，這些現象發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。
每次飛行後應該加滿油箱，或者至少在當天最後飛行完畢加滿，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 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；即使是一個已經新的乾淨的濕潤麋皮也不能。大多數仿製麋皮不能過濾水份。
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軟管和噴管都會產生靜電。尼龍， 滌綸或者羊毛服裝特別傾向於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汽的可能性，燃油蓋從油箱拿走之前應該有一根接點電線連結到飛 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，正確的遮罩和接地連結是重要的。油桶應該被放在靠近接地杆位置，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，它應該連接到接地杆或者漏斗。任何情況下這個操作中都不能使用塑膠漏斗或者類似絕緣容器。
起動系統
大多數小飛機使用一個直接啟動的電啟動器系統。這個系統包括一個電源、導線、開關、和一個操作起動器的圓筒形線圈和一個啟動器馬達。大多數飛機的起動器工作時可以自動接通和脫離，但是一些舊飛機的起動器是通過一個飛行員開動的杆子而機械式接通的。起動器接通飛機的飛輪，使發動機以可以啟動和維持運行的速度轉動。
啟動所需的電力通常由機載電池提供，但是也可以由外部電容器提供。當電池開關打開 時，電力通過電池螺線圈供應到主電力匯流條。起動器和起動器開關都從匯流條獲得電流，但是在起動器開關打開到啟動(Start)位置啟動線圈被激發之前起 動器不會運行。當起動器開關從啟動位置解除後，起動器馬達的螺旋管失去功率。起動器馬達被保護以防被發動機通過起動器傳動的離合器驅動，離合器能讓發動機 轉的比氣動馬達更快。如圖6-20
啟動發動機時，必須嚴格遵守安全和禮貌規則。其中一個最重要的是確定沒有人靠近螺旋槳。
另外，輪子應該使用制動墊塊和手閘，以避免意外運動導致的危險。為避免螺旋槳和財產的損壞，飛機應該停在那種螺旋槳不能揚起沙粒和塵土的區域。
潤滑系統
發動機潤滑系統完成幾個重要的功能，包括：
發動機活動部件的潤滑
通過降低摩擦來冷卻發動機
帶走氣缸的熱量
提供氣缸壁和活塞之間的密封
帶走污染物
往復式發動機使用濕沉積或者乾沉積潤滑系統。在乾沉積系統中，潤滑油存儲在一個獨立的油箱裡，使用油泵通過發動機迴圈。在濕沉積系統中，潤滑油位於沉積器中，它是發動機整體的一部分。如圖6-17
濕沉積系統的主要部件是油泵，它從沉積器抽油並導流到發動機。潤滑油流過發動機之後，返回到沉積器。在一些發動機內，旋轉的曲軸還提供了額外的潤滑油，它把潤滑油飛濺到發動機的各部分。
乾沉積系統也有油泵提供油壓，但是潤滑油來源於位於發動機外部獨立的潤滑油箱。潤滑油流過發動機之後，它被回油泵從發動機的不同部分抽回到潤滑油箱。乾沉積系統能夠為發動機提供更大量的潤滑油，使得它更適合用於非常大的往復式發動機。
潤滑油壓力錶直接表示了潤滑系統的工作情況。它以磅/平方英寸為單位測量供應到發動機的潤滑油壓力。綠色表示正常工作範圍，而紅色表示最小和最大壓力。發動機啟動時潤滑油壓力錶上應該有油壓指示。請參考飛機飛行手冊或者飛行員操作手冊來瞭解製造商給出的限制。
潤滑油溫度錶測量潤滑油的溫度。綠色區域表示正常工作範圍，紅色線表示最大允許溫度。
和潤滑油壓力不一樣，潤滑油溫度的變化更為緩慢。在起動一台冷的發動機時特別明顯，可能需要幾分鐘時間或者更長才能看到溫度錶顯示溫度增加。
飛行時定期的檢查潤滑油溫度，特別是周圍的空氣溫度低或者高時。高的溫度讀數可能表示堵塞的油管，潤滑油量變低，阻塞的潤滑油製冷器或者溫度錶故障。低溫讀數可能表示在冷天氣運行時潤滑油的粘度不合適。
潤滑油加油蓋和量油計(測量潤滑油的油量)通常位元於飛機引擎罩內的操縱板上。如果潤滑油量沒達到製造商建議的運行油量要求，那麼需要增加潤滑油。飛機飛行手冊和飛行員操作手冊或者操縱板邊上的標牌會提供正確的潤滑油類型和重量資訊，以及最少和最大油量。如圖 6-18
發動機製冷系統
氣缸內燃燒的燃油產生大量的熱量，大多數通過排氣系統排放出去。然而大量剩餘的熱量必須要散去，以防發動機過熱。否則，過高的發動機溫度會引起功率損失，過量的潤滑油消耗，爆燃和嚴重的發動機損壞。
雖然潤滑油系統對於發動機的內部製冷很重要，但是還需要對發動機外表面的製冷方法。儘管一些小飛機是液冷的，但是大多數是氣冷的。
氣冷是通過空氣從飛機引擎罩前方的開口流進發動機隔艙而實現的。導流片引導空氣從發動機氣缸外的散熱片和其它部件上流過，這時空氣吸收了發動機的熱量。熱空氣通過引擎罩的下方後方部分的一個或多個開口排出去。如圖6-19
外部空氣通過螺旋槳輪轂後面的進口進入發動機的隔艙。導流片把它們導流到發動機最熱的部分，主要是氣缸，它有增加暴露在氣流中的面積的散熱片。
氣冷系統在地面運行，起飛，複飛以及其它高功率低空速運行階段時效率不高。相反的，高速下降產生了過多的空氣會使發動機快速冷卻，受突然的溫度波動影響。
發動機運行在高於其設計溫度的條件下會導致功率損失，過多的潤滑油消耗以及爆燃。也會導致嚴重的部件損壞，例如擦傷氣缸壁，損壞活塞和活塞環，燒毀或扭曲閥門。監視駕駛艙中發動機溫度儀錶能夠説明避免高的運行溫度。
未裝配通風片的飛機在正常運行條件下，發動機溫度可以通過改變空速或者發動機輸出功率來控制。發動機高溫可以通過增加空速和/或減小功率來降低。
潤滑油溫度錶是對上升的發動機溫度的一個間接的延遲的指示，但是如果只有這個方法的話也可以用於確定發動機溫度。
很多飛機裝配了氣缸頭溫度錶。這個儀錶指示了直接而及時的氣缸溫度變化。這個儀錶的刻度以攝氏度或者華氏度為單位，通常是有色標的，綠色弧線表示正常運行範圍。儀錶上的紅線表示最大允許氣缸頭溫度。
為避免過高的氣缸頭溫度，可以增加空速，富油控制和/或降低功率。這些程式的任意一 個都可以説明降低發動機溫度。在裝配了通風片的飛機上，使用通風片來控制溫度。通風片是鉸鏈在開口上的蓋子，通過它熱空氣得意排出。如果發動機溫度低，通 風片可以關閉，所以就限制了排出的熱氣流使得發動機溫度升高。如果發動機溫度高，通風片打開以勻速更強的氣流通過系統，可以降低發動機溫度。
排氣系統
發動機排氣系統把燃燒完的氣體排出機外，為客艙提供熱量和為風擋玻璃除霜。排氣系統有連結在氣缸上的排氣導管和消聲器和消聲器外殼。廢氣通過排氣閥門排出氣缸，然後經過排氣管路系統排放到大氣中。
為了給駕駛艙供熱，外部空氣被抽進空氣進氣口，通過管道輸送到消聲器的外殼。消聲器用廢氣加熱，進而加熱了消聲器周圍的空氣。熱空氣然後被管道輸送到駕駛艙用於供熱和除霜。
供熱和除霜由駕駛艙控制，可以調節到需要的程度。
廢氣中含有大量的一氧化碳，它是無嗅無色的。一氧化碳是致命的，實際上不可能檢測到它的存在。排氣系統必須運行良好，沒有裂縫。
一些排氣系統有一個廢氣溫度探頭。這個探頭把排氣溫度(EGT)傳送到駕駛艙中的儀錶上。
EGT 儀錶測量排氣管中的廢氣溫度。這個溫度隨進入氣缸的油氣混合比而變化，可以用於調節遊戲混合氣的一個基準。EGT 表能夠非常準確的指示正確的油氣混合設定。當使用EGT來輔助貧油是，可以減低燃油消耗。對於特別的程序，請參考製造商的貧油建議。
電力系統
飛機配備的是14 伏特或者28 伏特的直流電路系統。一個基本的飛機電力系統包含下列組成部分：
交流發電機
電池
主/電池開關
交流發電機開關
匯流條，熔斷器和斷路器
調壓器
電流錶/載荷表
有關的電線
發動機驅動的交流發電機或者發電機為電力系統提供電流，它們也為電池維持足夠電荷。存儲在電池中的電能為啟動發動機提供電源，在交流發電機失效的時候作為一個受限的電源使用。
大多數直流發電機在低轉速時不能產生足夠大小的電流來運行整個電力系統。因此，發動機低轉速運行期間，電力需求必須以電池來滿足，電池會被很快耗盡。
交流發電機比發電機有幾個優勢。交流發電機通過交流電流能夠產生足夠的電流來運作整個電力系統，甚至在較低的發動機轉速時，產生的交流電流可以轉換成直流。交流發電機的電力輸出在發動機轉速的很大範圍內更加恒定。
一些飛機有地面電源設備(GPU)可以連結的插座，可為啟動時提供電能。這些是非常有用的，特別是在冷天氣啟動時。請根據製造商建議使用地面電源設備(GPU)進行發動機啟動。
電力系統是使用主開關(Master switch)打開或關閉的。當主開關旋到打開(ON)位置時，除點火系統外，所有電子設備的電路都會獲得電能。通常使用電力系統作為能量來源的設備包括：
航行燈
防撞燈
著陸燈
滑行燈
駕駛艙內部燈光
儀錶燈
無線電設備
轉彎指示儀
燃油表
電力燃油泵
失速警告系統
空速管加熱
啟動馬達
很多飛機配備了電池開關，它控制飛機電源的方式和主開關類似。另外，安裝了交流發電機開關，這個開關可以讓飛行員在交流發電機故障時把它從電力系統獨立出去。如圖6-33
當開關的交流這一半位於關閉(OFF)位置時，全部的電力負荷是在電池上。因此，所有不必要的電子設備應該關閉以保存電池動力。
匯流排作為飛機電力系統的接線端子，用於連結主電力系統和使用電力作為動力源的設備。
這簡化了佈線系統和提供分佈於系統的常用電壓接入點。如圖6-34
電力系統中使用的熔斷器或者斷路器用於保護電路和設備以防電力超載。飛機上應該保存 有適當安培極限的備用保險絲來替換失效或者損壞的保險絲。斷路器有和保險絲相同的功能，如果電力系統發生超載情況，斷路器可以手動復位，而不是替換。保險 絲或者斷路器面板上的標牌用名字標識電路，也顯示電流極限值。
電流錶用於監視飛機電力系統的性能。如果交流發電機/發電機正產生足夠的電力供應，那麼電流錶會有所顯示。它也會指示電池是否正在充電。
電流錶的設計是錶盤中央是零點，左右為正負指示。如圖6-35
當左側電流錶(上圖左側的儀錶)指針在正的一邊(指針右偏)時，它表示充電的速度。負的讀數意味著電池在放電而不是要替換它。全程負偏轉表示交流發電機有故障。全程正偏轉表示調壓器有故障。無論哪種情況下，請參考飛機飛行手冊或者飛行員操作手冊採取正確的措施。
不是所有的飛機裝配了電流錶。一些飛機有一個警告燈，當亮時，它表示發電機故障時的系統放電。請參考飛機飛行手冊或者飛行員操作手冊採取正確的措施。
另一個電力監視指示儀是載荷表。這種儀錶在5-24 的插圖中有解釋，它有一個從0 開始的量程，顯示了交流發電機上的載荷。載荷表通過電子配件和電池來反映電路系統的發電功率上載荷總百分比。當所有電力元件關閉時，它只反映電池需要的充電電流的大小。
電壓調節器通過使發電機或者交流發電機的電力輸出穩定來控制電池的充電速度。發電機/交流發電機的輸出電壓應該比電池電壓高。例如，12v 的電池應該用大約14v 的發電機系統充電。電壓差使得電池充電。
液壓系統
飛機上使用的液壓裝置有多種應用，取決於飛機的複雜度。例如，液壓裝置經常用於小飛機上來操縱輪制動，可伸縮起落架和一些恒速螺旋槳。在大飛機上，液壓裝置用於飛行控制面、襟翼、擾流板和其它系統。
基本的液壓系統由油箱、泵(手動、電力或者發動機驅動的)、保持液體清潔的過濾器、控制流動方向的選擇閥門、減輕過大壓力的泄壓閥和一個傳動裝置組成。
液壓流體被油泵輸送經系統到達傳動機構或者伺服系統。基於系統的需要，伺服系統可以 是單動式或者雙動式的。這就意味著流體可以應用到伺服系統的一邊或者兩邊，取決於伺服類型，因此對單動式伺服系統提供單方向的動力。伺服系統是一個氣缸和 其中的一個活塞，它把流體壓力轉換成功，產生移動飛機系統或者飛行控制所需的動力。選擇閥門使得液體流向可以被控制。類似伸出或者收起起落架的操作時這是 必須的，那時流體必須能在兩個方向上工作。泄壓閥門為系統在液壓過大時提供一個出口。每一個系統結合不同的組成部分來滿足不同飛機的獨特需要。
小飛機上最廣泛使用的是礦物基液體。這種類型的液壓流體，它是類似煤油的石油產品， 有良好的潤滑特性，以及抑制發泡的添加劑來阻止腐蝕的形成。它在化學特性上是非常穩定的，它的粘性隨溫度變化很小，且被染色易於識別。由於通常有好幾種類 型的液壓流體可以使用，請你確定你的飛機使用了製造商指定的液壓油類型。請參考飛機飛行手冊或者飛行員操作手冊或者維修手冊。如圖6-36
起落架
起落架構成了飛機在地面上的主要支撐部分。最常見類型的起落架由輪子構成，但是飛機也可以裝配用於水上運行的浮筒，或者用於雪上著陸的雪橇。如圖6-37
小飛機上的起落架包含3 個輪子：兩個主輪，機身的每邊有一個，另一個輪子要麼位於飛機前方或者後方。使用後安裝輪子的起落架稱為傳統起落架。傳統起落架的飛機通常指尾輪飛機。當 第三個輪子位於機頭位置時，它稱為前輪，這種設計稱為前三點式起落架。可轉向的前輪或者尾輪使得飛機在地面上可控制整個過程中的運行。
前三點式起落架飛機
前三點式起落架飛機有三個主要優點：
1. 它在飛機高速著陸時允許更有力的制動而不會導致飛機機頭抬升
2. 它在起飛、著陸和滑行中可以為飛行員獲得更好的前向視野
3. 地面運行期間，它通過提供更好的方向穩定性易於阻止地面滑移，原因是飛機的重心位於飛機主輪前方，所以，前方的重心傾向於保持飛機以直線向前移動而不是突然滑出
前輪要不是可以手動轉向的，要麼是可以腳舵定向的，可以轉向的前輪用纜線或者連桿連到腳舵，而腳輪轉向的前輪則可以自由旋轉，在兩種情況下，你都可以使用方向舵踏板操控飛機，然而，腳輪式前輪的飛機可能要求你把方向舵踏板的使用和制動器(或稱煞車)的獨立使用結合起來。
後三點式起落架飛機
在後三點式起落架飛機上，兩個主輪安裝在機身的重心前方，支撐了結構的大部份重量，而非常靠後的尾輪作為第三個支撐點，這種安裝對於大型螺旋槳飛機有足夠的地面間隙，更適合於在沒有堅實地面的場地運作。如圖 6-38
後三點式起落架的主要缺點是它的重心位於主輪後方，這使得在地面時的方向控制更加困難，如果你讓飛機在地面滑跑時以低於方向舵足夠控制的速度漂擺，重心將會向主輪前移，這會導致飛機失控旋轉。
後三點式起落架飛機的另一缺點是在尾輪接地或者靠近地面時缺少良好的前方視野，由於這些相關的危險，後三點式起落架飛機需要特有的訓練。
固定和可伸縮起落架
起落架也可以分為固定式或可伸縮式，固定式起落架總是伸出機身的，優點是簡潔只需要很少的維護，可伸縮式起落架的設計使得飛機更加流線型，巡航飛行時起落架可以收回在機身結構內部。如圖6-39
制動器(或可稱煞車)
飛機制動器位於主輪上，通過手控制或者腳踏控制。腳踏互相獨立操作，可以差動制動。地面運行期間，差動制動可以作為前輪/尾輪轉向的補充。
自動駕駛
自動駕駛被設計用於控制飛機和幫助降低飛行員的工作量。自動駕駛的限制取決於系統的複雜度。自動駕駛的常用功能有高度和航向保持。更先進的系統可能包括垂直速度和/或指示空速保持模式。大多數自動駕駛系統和導航輔助設備結合使用。
自動駕駛系統由驅動飛行控制的伺服系統組成。這些伺服系統的數量和位置取決於系統複雜度。例如，單軸向自動駕駛控制飛機繞縱軸運行，伺服系統驅動副翼。三軸向自動駕駛控制飛機繞縱軸、橫軸和垂直軸運動；三個不同的伺服系統驅動副翼、升降舵和方向舵。
自動駕駛系統也結合了一個可以自動或者手動脫離系統的斷開安全功能(disconnect safety)。自動駕駛也可以被手工取代。因為自動駕駛系統在操作方面有很大的不同，請參考飛機飛行手冊或者飛行員操作手冊中的自動駕駛操作說明。
密封飛機
當飛機飛行在高空時，它消耗的燃油比相同速度下低空飛行時消耗的少。也就是說，飛機 在高空飛行時更有效。另外，在暴風雨之上相對平穩的氣流中飛行可以避開壞天氣和紊流。由於在高空飛行的優勢，很多現代通用航空類飛機開始設計成可在這種環 境下運行的。飛行員要過渡到如此複雜的設備，至少熟悉基本的操作原理是非常重要的。
機艙增壓系統為乘客提供足夠的舒適度和安全實現了幾個功能。在飛機的最大設計巡航高度上它維持機艙高度大約為8000 英尺，避免可能使飛行員和機組人員不舒服或者帶來傷害的機艙壓力高度的快速變化。此外，增壓系統讓機艙內的空氣和外部空氣進行相當快速的交換。
這對消除臭味和排出渾濁空氣是必要的。如圖6-41
飛機機艙的增壓是保護乘員免受缺氧影響的公認方法。在增壓的機艙內，乘客可以舒適而 安全的經歷較長時間的飛行，特別是機艙高度維持在8000 英尺或者以下時，這時可以不需要氧氣設備。這種類型飛機的機組人員必須知道機艙壓力意外降低的危險和準備好應對隨時發生的這種緊急情況。
在典型的增壓系統中，機艙、飛 行艙和行李艙組成一個密封單元，它內部的氣壓能高於外部大體壓力。在渦輪發動機驅動的飛機上，發動機壓縮段的放氣用於為機艙加壓。舊式渦輪機驅動的飛機上 可能使用增壓器來把空氣泵送到密封的機艙。活塞驅動的飛機可能使用通過聲速管從每個發動機渦輪增壓器提供的空氣。空氣從機身上稱為排氣閥的出口放出。排氣 口通過調節空氣的流出來使得空氣持續的流進增壓區域。如圖6-40
為理解增壓和空氣調節系統的運行原理，有必要熟悉一些相關的術語和定義，例如：
飛機高度-飛機所飛行的位置距離海平面的高度
環境溫度-靠近飛機周圍區域的溫度
環境壓力-靠近飛機周圍區域的壓力
機艙高度-用於根據海平面等效高度表示的機艙壓力
壓差-作用於機艙壁兩側之間的壓力差。在飛機的空氣調節系統和增壓系統中，機艙壓力和大氣壓力是不同的。
機艙壓力控制系統調節機艙壓力、壓力解除、真空解除以及選擇等壓和差壓範圍內期望機艙高度的方法。此外，機艙壓力的釋放是壓力控制系統的一個功能。機艙壓力調節器、排氣閥、和安全閥用於完成這些功能。
機艙壓力調節器控制機艙壓力在等壓範圍內的一個選定值，限定機艙壓力在差壓範圍內的 一個預設的差壓值。當飛機到達一個高度，這個高度上機艙內外的壓力差等於機身結構設計的最高差壓，飛機高度的進一步增加將導致機艙高度的相應增加。差壓控 制用於防止超過機身設計的最大差壓。差壓由機艙的結構強度和機艙大小對缺口大概面積的關係來確定，例如視窗面積和門的大小。
機艙空氣壓力安全閥是壓力釋放閥，真空解除閥和傾泄閥的組合。壓力釋放閥防止機艙壓 力超過環境壓力上預先確定的差壓。真空解除閥防止環境壓力超過機艙壓力，方法是周圍壓力超過機艙壓力時允許外部空氣進入機艙。駕駛艙控制開關調節傾泄閥。 當這個開關在撞凰位置，一個電磁閥打開，使閥門釋放空氣到外部大氣中。
加壓程度和飛機運行高度受限於幾個關鍵的設計要素。主要是機身要設計成能夠承受特別大的機艙差壓。
增壓控制器使用了幾個儀錶。機艙差壓表指示內部和外部的壓力差。應該監視這個儀錶以確保機艙沒超出最大允許差壓。機艙高度計也用於檢查系統的性能。一些情況下，這兩個儀錶複合成一個。第三個儀錶指示了機艙的爬升或者下降速度。機艙爬升率儀錶和機艙高度計如圖6-42
降壓被定義為飛機增壓系統的失能以維持它的設計壓差。這可以由於增壓系統故障或者飛機的結構損壞而引起。生理學上的，降壓分成兩類：
突發性降壓-突發性降壓定義為機艙壓力的變化比肺能降壓的速度快；因此，這可能導致肺受傷。正常的，不受限制(例如未帶面罩)的條件下從肺部呼出空氣需要的時間為0.2 秒。大多數權威把0.5 秒內的任何壓降都看成突發性降壓，含有潛在危險。
快速降壓-快速降壓定義為肺部壓力的釋放可以比機艙壓力下降快的壓降現象；因此，就沒有肺部受傷的可能性。
突發性降壓時，可能有噪音，大約幾分之一秒，人會感覺到頭昏。機艙空氣會充滿霧氣，灰塵或者飛沙。發生霧氣是因為溫度的快速降低和相對濕度的改變。通常的，耳朵會自動恢復聽力。由於空氣從肺部排出，個別人可能感覺到口鼻呼吸急促。
降壓的主要危險是缺氧。除非及時正確的使用了氧氣設備，可能發生段時間的休克或者頭暈。
當人受快速降壓影響時，人的正常知覺時間會明顯的縮短。這是因為身體上壓力的快速下 降-肺部氧氣被快速呼出。這在效果上部分的降低了血液中的氧氣壓力，因此飛行員的有效反映時間比正常時間降低了三分之一到四分之一。出於這個原因，在非常 高的高度上應該帶上樣子面罩(35000 英尺或者更高)。如果飛機裝配了需求供養系統或者壓力需求供養系統，建議機組人員在高高度時氧氣調節器選擇100%氧氣供應。
另一個危險是如果靠近飛機出口(如艙門)有振動或者被吹出飛機的危險。因此，當飛機是增壓飛機時，靠近出口的人坐在座位上的話應該一直帶好安全背帶或者座椅安全帶。
高海拔降壓時的另一個潛在危險是引發航空降壓病(gas decompression sickness)的可能性。你還需要面對暴露在風吹和極低溫度下這樣的危險。
如果這些問題可以被降到最低，那麼從高處快速下降是必須的。所有增壓飛機的設備中都有自動化視聽警告系統。
供氧系統
大多數飛行高度很高的飛機都裝配了某種類型的固定式供氧裝置。如果飛機沒有固定式裝 置，那麼飛行期間必須有手提式供養裝置可用。手提式裝置通常由一個容器，調節器，面罩出口和壓力錶。飛機的氧氣通常存儲在1800-2200 磅每平方英寸的高壓系統容器中。當氧氣筒周圍的溫度下降時，氣筒內的壓力也會下降，因為氧氣量不變的話，壓力直接隨溫度變化。
如果補充氧氣罐上的指示壓力降低，沒有氧氣耗盡的可疑原因，只是因為存儲罐在飛機的未加熱區域被壓縮了。高壓氧氣罐在充氣之前要標注上容許的psi 壓力容限(例如1800psi)。
氣罐只能存儲航空氧氣，它是100%純度的氧氣。工業氧氣不能用於呼吸，可能包含雜質，醫療氧氣包含水蒸汽，當暴露在低溫環境時可能在調節器裡結冰。為保證安全，應該定期檢查和維護供養系統。
一副供氧系統由面罩和根據機艙高度供應氧氣流的調節器組成。可以用於高度達 40000 英尺的核准的調節器，它被設計用於在機艙高度為8000 英尺以下時提供0%氣瓶氧氣和100%機艙空氣，在大約34000 英尺時比率改變為100%氧氣和0%機艙空氣。可用於高度達45000 英尺的核准的調節器被設計用來在低高度時提供40%氣瓶氧氣和60%機艙空氣，高高度時比率變化到100%。沒有氧氣時，飛行員應該避免白天飛行在高於 10000 英尺，避免夜晚高於8000 英尺。如圖6-43
飛行員應該知道使用氧氣時火的危險。通常耐火性差的材料在氧氣中容易燃燒。潤滑油和 者油脂如果暴露在氧氣中可能著火，它們不能用於密封閥門和氧氣設備的配件。使用任何類型的氧氣設備期間都禁止吸煙。每次飛行之前，飛行員應該完整的檢查和 測試供氧設備。檢查應該包括一個完整的飛機氧氣設備測試，包括可用量、系統工作狀態檢查、和確保備用氧氣設備隨時可用。檢查應該老實完成，應該包括目視檢查面罩，滴淚管，裂縫，或者變質；調節閥門和調節杆的狀態和位置；氧氣品質；和氧氣壓力錶的位置和運行，流量指示儀和連接。
應該帶上氧氣面罩測試系統。任何氧氣使用後，確認所有部件和閥門都被關閉。
面罩
隨設計細節的變化有多種類型的氧氣面罩可以使用。在這個手冊中討論所有類型的面罩是不切實際的。面罩要和所用的特定的氧氣系統相容這點很重要。機組人員的面罩要適合使用者的面部確保最小洩露。機組人員的面罩通常還有一個話筒。大多數面罩是口鼻型的，它只蓋住嘴和鼻子。
乘客面罩可能要簡單，杯形橡膠造型足夠的柔軟能夠適合個人的臉型。它們可能還有一個簡單的彈性頭部拉帶或者乘客可以用手抓住保持在臉上。
所有氧氣面罩應該保持乾淨。這降低傳染病的危險和延長了面罩的壽命。要清潔面罩，使 用濕度的肥皂水來洗，然後用乾淨的水沖洗。如果安裝了話筒，使用一個乾淨的抹布擦去肥皂液，而不是自來水。面罩還應該被消毒。浸濕了硫柳汞(譯者注：水楊 乙汞,一種殺菌劑)水溶液的紗布襯墊可以用於徹底清洗面罩。這個溶液應該是每誇脫水包含五分之一茶匙容量的硫柳汞(譯者注：大約相當於0.35 毫升硫柳汞每升水,一茶匙約為大茶匙的1/3，大茶匙約為5 毫升)。使用乾淨的布擦乾面罩，然後在空氣中抽幹。
濃度需求供氧系統
濃度需求供氧系統只在使用者通過面罩吸氣的時候提供氧氣。自動混合撥杆允許調節器自 動的混合機艙空氣和氧氣或者提供100%氧氣，取決於飛行高度。需求面罩能夠緊密的和臉部密封，防止外部空氣的稀釋，可以安全的使用高度為40000 英尺。飛行員如果有鬍子或者鬍鬚的話，應該確保修理後的鬍鬚不會妨礙氧氣面罩的密封。在地面上就應該檢查面罩在鬍鬚或鬍子上的佩戴是否有適當的密封。
壓力要求供氧系統
壓力需求供氧系統類似濃度需求供氧裝置，而它的氧氣是在機艙高度達到34000 英尺以上的壓力時供應到面罩的。壓力需求調節器也產生氣密和不透氧的密封，但是它們也為氧氣面罩的臉部提供正壓力的氧氣使用戶的肺受到氧氣的壓力。這個功 能使得壓力需求調節器在40000 英尺以上高度也是安全的。一些系統可能有調節器直接連接到面罩的壓力需求面罩，而不是安裝在駕駛艙的儀錶面板或者其它區域。安裝了面罩的調節器消除了長軟 管的問題，因為長軟管在100%氧氣流進面罩之前必須用空氣淨化。
連續流供氧系統
連續流供氧系統通常提供給乘客。乘客面罩通常有一個儲氣囊，它在面罩使用者呼氣的時 候從連續流供氧系統收集氧氣。收集到儲氣囊的氧氣允許吸氣迴圈時可以有較高的吸氣氣流速度，它可以降低空氣稀釋的程度。當儲氣囊氧氣耗光後，吸氣時周圍的 空氣就會混合到供應的氧氣。呼出的空氣釋放到機艙。如圖6-45
供氧系統的維護
無論何時飛機供氧系統維護時應該能觀察到某些預先警告。維護任何飛機的供氧之前，請 參考特定的飛機維護手冊以確定需要的裝備類型和使用的程式。供氧系統的維護應該只能在飛機位於修理庫之外時完成。維護供氧系統時個人的清潔和良好的整理工 作是必不可少的。氧氣在壓力下和石油產品互相接觸後產生自發的結果。維護人員在開始維護供氧裝備前一定要清洗它們手上的灰塵，潤滑油和油脂(包括唇膏和髮 油)。衣服和工具乾淨無潤滑油和油脂也是重要的。安裝了永久式氧氣罐的飛機通常需要兩個人完成系統的維護。一個人應該站在維護設備控制閥位置，另一個應該 站在可以觀察飛機系統壓力錶的地方。不建議在飛機加油操作期間維護供氧系統，也要避免在執行其它可能導致點火源的工作時維護供氧系統。乘客登機時維護供氧 系統也是不建議的。
冰流控制系統
安裝在飛機上的冰流控制系統由防冰和除冰裝置組成。防冰裝置是設計用於阻止冰的形成，而除冰裝置是設計用於除掉已經形成的結冰。冰流控制系統能夠保護機翼和尾翼面的前緣、空速管和靜壓口的開口、油箱通風管、失速告警裝置、擋風板、螺旋槳葉片。某些飛機上可能也安裝了結冰檢測燈光，用來檢測夜晚飛行時的結構性結冰的強度。因為很多飛機沒有認證結冰條件下的飛行，請參考飛機飛行手冊或者飛行員操作手冊瞭解詳細情況。
機翼冰流控制
可膨脹的除冰罩由搭接到機翼前緣的橡膠薄板組成。當冰在前緣形成時，一個由發動機驅 動的氣動泵使得橡膠罩膨脹。一些渦輪螺旋槳飛機把發動機的排氣轉向到機翼來使橡膠罩膨脹。一旦膨脹，冰就會破碎，應該從機翼前緣掉落。除冰罩是從駕駛艙用 開關來控制的，可以單次運行也可以定期的自動運行。按照製造商的建議來使用除冰罩非常重要。如果除冰罩允許過分頻繁的迴圈工作，冰會在除冰罩的輪廓上形 成，致使除冰罩失效。如圖6-48
很多除冰罩系統使用儀錶系統真空計和氣壓計來指示正確的除冰操作。這些儀錶有指示除冰操作限制的範圍標記。一些系統也會配備一個信號器燈光來指示正確的除冰操作。
除冰罩的正確維護和保養對這個系統的連續運行很重要。在飛行前應該仔細檢查它們。
另一種機翼前緣保護是安裝在渦輪發動機飛機上的熱防冰系統。這個系統設計用於防止冰的形成，它是通過把發動機壓縮段的熱空氣導向到翼面前緣來實現的。這個系統在進入結冰狀態前開始運作。熱空氣加熱前緣，足以阻止結冰的形成。
一種可選類型的前緣保護是和熱防冰以及除冰罩都不一樣，它稱為滲漏機翼(weeping wing)。滲漏翼設計使用了位於機翼前緣的小洞。化學混合物被泵送到前緣，通過小洞滲出來防止冰的形成和增長。
風擋玻璃除冰控制
有兩種主要類型的擋風玻璃防冰系統。第一種系統引導酒精流到擋風玻璃上。如果足夠早的使用它，酒精就會阻止冰在擋風玻璃上的增長。酒精流的速度可以通過駕駛艙中的刻度盤根據飛機製造商建議的程式來控制。
防冰設備另一個有效的方法是電加熱方法。小的金屬絲或者其它導電材料嵌入擋風玻璃。 加熱器可以通過駕駛艙中的開關打開，那時電流通過遮罩層的金屬絲而提供足夠的熱量防止擋風玻璃上結冰的形成。電流會導致羅盤偏差誤差；在某些情況下，可達 到40 度。受熱的擋風玻璃只能在飛行時使用。地面運行時不要帶開它，它會過熱導致擋風玻璃的損壞。
螺旋槳除冰控制
螺旋槳通過使用酒精或者電加熱元件來防冰保護。一些螺旋槳配備了指向槳葉根部的排放 噴嘴。酒精從噴嘴放出，離心力使得酒精流向槳葉的前緣。這阻止了在螺旋槳的前緣結冰。螺旋槳也可以安裝螺旋槳除冰罩。螺旋槳除冰罩分為兩部分，艙內部分和 艙外部分。除冰罩是開槽的，以助於導流酒精，它們還嵌入了用於加熱螺旋槳來傳導電流的電線。螺旋槳除冰系統可以通過監視螺旋槳防冰電流錶來監視它的正常運 行。在飛行前檢查期間，要檢查螺旋槳除冰罩的正常運行。如果一個除冰罩不能加熱一個槳葉，會導致不相等的槳葉載荷，進而可能導致嚴重的螺旋槳振動。如圖 6-49
其它除冰控制系統
空速管和靜壓口、燃油通風管、失速警告感測器、和其它可供選擇的設備可以被電力裝置加熱。電加熱系統的飛行檢查要根據飛機飛行手冊或飛行員操作手冊來檢查。
飛機的防冰和除冰系統的運行應該在遇到結冰條件之前檢查到。遇到結構性結冰時要求及時的補救措施。防冰和除冰設備不預期在結冰條件下維持長期飛行。
渦輪發動機
渦輪發動機通過增加空氣流過發動機的速度來產生推力。它包括進氣道、壓縮器、燃燒室、渦輪節、和排氣節。如圖6-23
渦輪發動機相比往復式發動機有下列優點：振動少、增加飛機性能、可靠性高、和容易操作。
渦輪發動機類型
渦輪發動機是根據它們使用的壓縮器類型來分類的。壓縮器類型分為三類：離心流式、軸流式、和離心軸流式。離心流式發動機中進氣道空氣是通過加速空氣以垂直於機器縱軸的方向排出而得到壓縮的。軸流式發動機通過一系列旋轉和平行於縱軸移動空氣的固定翼形而壓縮空氣。離心軸流式設計使用這兩類壓縮器來獲得需要的壓縮。
空氣經過發動機的路徑和如何產生功率確定了發動機的類型。有四種類型的飛機渦輪發動機-渦輪噴氣發動機，渦輪螺旋槳發動機，渦輪風扇發動機和渦輪軸發動機。
渦輪噴氣發動機
渦輪噴氣發動機包含四節：壓縮器、燃燒室、渦輪節、和 排氣節。壓縮器部分空氣以高速度通過進氣道到達燃燒室。燃燒室包含燃油入口和用於燃燒的點火器。膨脹的空氣驅動渦輪，渦輪通過軸連接到壓縮器，支持發動機 的運行。從發動機排出加速的排氣提供推力。這是基本應用了壓縮空氣，點燃油氣混合物，產生動力以自維持發動機運行，和用於推進的排氣。
渦輪噴氣發動機受限於航程和續航力。它們在低壓縮器速度時對油門的反應也慢。
渦輪螺旋槳發動機
渦輪螺旋槳發動機是一個通過減速齒輪驅動螺旋槳的渦輪發動機。排出氣體驅動一個動力 渦輪機，它通過一個軸和減速齒輪元件連接。減速齒輪在渦輪螺旋槳發動機上是必須的，因為螺旋槳轉速比發動機運行轉速低得多的時候才能得到最佳螺旋槳性能。 渦輪螺旋槳發動機是渦輪噴氣發動機和往復式發動機的一個折衷產物。渦輪螺旋槳發動機最有效率的速度範圍是250mph 到400mph（英里每小時），高度位於18000 英尺到30000 英尺。它們在起飛和著陸時低空速狀態也能很好的運行，燃油效率也好。渦輪螺旋槳發動機的最小單位燃油消耗通常位於高度範圍25000 英尺到對流層頂。
渦輪風扇發動機
渦輪風扇發動機的發展結合了渦輪噴氣發動機和渦輪螺旋槳發動機的一些最好特徵。渦輪 風扇發動機的設計是通過轉移燃燒室周圍的次級氣流來產生額外的推力。渦輪風扇發動機旁路空氣產生了增強的推力，冷卻了發動機，有助於抑制排氣噪音。這能夠 獲得渦輪噴氣型發動機的巡航速度和更低的燃油消耗。
通過渦輪風扇發動機的進氣道空氣通常被分成兩個分離的氣流。一個氣流通過發動機的中 心部分，而另一股氣流從發動機中心旁路通過。正是這個旁路的氣流才有術語“雙路式渦輪噴氣發動機”。渦輪風扇發動機的函道比(bypass ratio)是指通過風扇的氣流品質和通過發動機中心的氣流品質之比。
渦輪軸發動機
第四種常規類型的噴氣發動機是渦輪軸發動機。它把動力傳遞到一個不是驅動螺旋槳的軸上。
渦輪噴氣發動機和渦輪軸發動機的最大區別是在渦輪軸發動機上，膨脹氣體產生的大多數能量是用於驅動一個渦輪而不是產生推力。很多直升飛機使用一個渦輪軸氣體渦輪發動機。另外，渦輪軸發動機在大飛機上廣泛用作輔助動力裝置(APU)。
性能對比
對比往復式發動機和不同類型渦輪發動機的性能是可能的。然而，要準確的比較，往復式發動機必須使用推力馬力(即有用馬力)而不是制動馬力，渦輪發動機必須使用淨推力。此外，飛機設計配置和大小必須基本相同。
BHP-制動馬力是實際傳遞到輸出軸的馬力。制動馬力是實際可用的馬力。
淨推力-渦輪噴氣發動機或者渦輪風扇發動機產生的推力。
THP-推進馬力是渦輪噴氣發動機或者渦輪風扇發動機產生的推力的等效馬力。
ESH-就渦輪螺旋槳發動機來說，-等效軸馬力是傳遞到螺旋槳的軸馬力(SHP)和排氣產生的推進馬力之和。
圖6-29 顯示了四種類型發動機的淨推力隨空速增加的對比情況。這個圖只用於說明目的，
不是特定型號的發動機的。四種類型的發動機是：
往復式發動機
渦輪機，螺旋槳組合(渦輪螺旋槳發動機)
渦輪風扇發動機
渦輪噴氣發動機(純粹的噴氣發動機)
這個對比是通過描繪每個發動機的性能曲線，它顯示了最大飛機速度隨所用發動機類型的不同如何變化的。因為這個圖只是為了對比，淨推力，飛機速度和阻力的數值就沒有包含。
四種發動機基於淨推力的對比使其性能能力很明顯。在直線A 左邊的速度範圍內，往復式發動機勝過其它三種類型。在直線C 的左側範圍渦輪螺旋槳發動機勝出渦輪風扇發動機。
在直線F 的左側範圍內渦輪風扇發動機勝出渦輪噴氣發動機。在直線B 的右側範圍渦輪風扇發動機勝出往復式發動機，在直線C 的右側渦輪風扇發動機勝出渦輪螺旋槳發動機。直線D 的右側渦輪噴氣發動機勝出往復式發動機，直線E 的右側渦輪噴氣發動機勝出渦輪螺旋槳發動機，在直線F 的右側它勝出了渦輪風扇發動機。
飛機阻力曲線和淨推力曲線的交點是最大飛機速度所在點。從每個點到圖的橫軸的垂直線說明渦輪噴氣飛機可以達到的最大速度比裝配其它類型發動機的飛機更高。裝配渦輪風扇發動機的飛機比裝配渦輪螺旋槳或者往復式發動機的飛機將達到更高的最大速度。
渦輪發動機儀錶
指示潤滑油壓力、潤滑油溫度、發動機速度、排氣溫度和燃油流量的發動機儀錶對於渦輪發動機和往復式發動機都是普通的。然而，有一些儀錶是渦輪發動機特有的。這些儀錶指示發動機的發動機壓力比、渦輪機輸送壓力、和扭矩。另外，大多數燃氣渦輪發動機有多個溫度敏感儀錶，稱為熱電偶，它向飛行員提供渦輪節內部和周圍的溫度讀數。
發動機壓力比
發動機壓力比儀錶用於指示渦輪噴氣或渦輪風扇發動機的輸出功率。EPR 是渦輪機排氣壓力和壓縮段進氣壓力的比值。壓力測量由安裝在發動機進氣口和排氣口的探頭記錄下來。一旦收集到資料，就會被送到一個差壓變換器，它被指示在駕駛艙的EPR 儀錶上。
EPR 系統的設計會自動的補償空速和高度的影響。然而，環境溫度的變化要求對EPR 指示進行校正來獲得準確的發動機功率設定。
排氣溫度
燃氣渦輪發動機中的一個限制因素是渦輪節的溫度。渦輪節的溫度必須密切監視，以防渦輪葉片和其它排氣節部件的過熱。一個監視渦輪節溫度的常用方法就是使用排氣溫度(EGT)表。EGT 是一個用於監視發動機總體運行狀況的發動機運行限制。
EGT 系統的變體根據溫度感測器的位置有不同的名字。常規渦輪機溫度傳感儀錶包含渦輪進口溫度(TIT)表，渦輪出口溫度(TOT)表，渦輪級間溫度(ITT)表，和渦輪燃氣溫度(TGT)表。
扭矩計
渦輪螺旋槳/渦輪軸發動機輸出功率通過扭矩計測量。扭矩是作用於軸上的扭轉力。扭矩計測量作用於軸上的功率。渦輪螺旋槳和渦輪軸發動機是設計用於產生驅動螺旋槳的扭矩。扭矩計以百分單位，尺磅，或者磅每平方英寸作為刻度。
N1 指示儀
N1 表示低壓壓縮機的旋轉速度，以設計轉速的百分比顯示在指示儀上。發動後低壓壓縮機的速度有N1 渦輪機葉輪調節。N1 渦輪機葉輪通過同心軸連接到低壓壓縮機。
N2 指示儀
N2 表示高壓壓縮機的旋轉速度，以設計轉速的百分比顯示在指示儀上。高壓壓縮機由N2渦輪機葉輪調節。N2 渦輪機葉輪通過一個同心軸連接到高壓壓縮機上。如圖6-27
渦輪發動機操作考慮
因為渦輪發動機非常多樣，在本手冊中講解詳細的運行過程是不切實際的。然而，有一些適用於所有渦輪發動機的操作考慮。它們是發動機溫度限制，外界物體破壞、暖開機、壓縮機失速和熄火。
發動機溫度限制
任何渦輪發動機的最高溫度都發生在渦輪進氣口。渦輪進氣溫度因此通常是渦輪發動機運行的限制因素。
推力變化
渦輪發動機推力直接隨空氣密度變化。當空氣密度降低時，推力也降低。當渦輪和往復式發動機受高的相對濕度有某種影響時，渦輪發動機推力損失可以忽略不計，而往復式發動機的制動馬力會降低很多。
外來物體損傷
由於渦輪發動機進氣口的設計和功能，吸入物體碎片的可能性總是存在的。這會導致重大 的損壞，特別是壓縮機和渦輪節。當發生這樣的事情時，稱為外來物體損傷(FOD)。典型的FOD 是吸入來自停機坪，滑行道或者跑道上的小物體導致的小凹痕和花邊。但是，也會發生飛鳥撞擊或者冰吸入導致的FOD 損壞，可能導致發動機整個損毀。
外物損傷的預防是非常重要的。地面運行期間，一些發動機進氣口有在地面和進氣口之間形成渦流的趨勢。在這些發動機上可能安裝了一個渦流消散器。
也可能使用其它設備，如螢幕和/或偏轉器。飛行前檢查程式包括一個對任何外物損傷跡象的目視檢查。
渦輪發動機暖開機/ 懸掛啟動
暖開機是當EGT 超過安全限制時的啟動。暖開機是由於太多燃油進入燃燒室或者是渦輪機轉速不夠引起的。只要發動機暖開機時，參考飛機飛行手冊，飛行員操作手冊或者相關的維護手冊來瞭解檢查要求。
如果點火後發動機不能加速到適合的速度或者沒加速到慢車轉速，這時就發生了懸掛啟動。
懸掛啟動也可以稱為假啟動。懸掛啟動可能是由於啟動動力源不足或者燃油控制故障而導致。
壓縮機失速
壓縮機葉片是小的翼型，遵守適用於任何翼型的相同空氣動力學原理。壓縮機葉片有一個迎角。迎角是進氣口空氣速度和壓縮機旋轉速度的計算結果。這兩個力合成構成一個向量，它確定了翼型衝擊進氣口空氣的實際迎角。
壓縮機失速可以描述為進氣口速度和壓縮機旋轉速度這兩個向量數值的失衡。當壓縮機葉片迎角超過臨界迎角時發生壓縮機失速。在這個點上，平穩氣流受到幹擾，隨著壓力波動產生了紊流。壓縮機失速導致空氣流進壓縮機時速度降低和停滯，有時還反向流動。如圖6-28
壓縮機失速可以是暫態現象和間歇性現象或者是持續的狀態，甚至更嚴重。暫態/間歇性 失速的表現通常是在回火和反向氣流發生時間歇的爆炸聲。如果失速發展成為穩定狀態，可能從持續的反向氣流產生強烈的振動和高聲的嘯叫。駕駛艙儀錶基本上通 常不會顯示輕度的或者暫態失速，但是會顯示形成的失速。典型的儀錶表現包括轉速的波動和排氣溫度的增加。
大多數暫態失速不會對發動機有害，經常在一兩個週期後自己糾正過來。穩定狀態的失速導致發動機損壞的可能性很大。必須快速的通過降低功率，減小飛機迎角和增加空速來完成改出失速。
儘管所有的燃氣渦輪發動機會受壓縮機失速影響，大多數型號都有抑制這些失速的系統。 有一個這樣的系統使用可變式進氣口導葉(VIGV)和可變式定子葉片，它可以把進來的空氣以適當的迎角導向到轉子槳葉。防止空氣壓縮失速的主要方法是使飛 機在製造商確立的參數範圍內運行。如果壓縮機失速確實形成了，請按照飛機飛行手冊或者飛行員操作手冊中的建議程式來做。
熄火
熄火是燃氣渦輪發動機的一種運行狀態，此時發動機的火無意的熄滅。如果燃燒室中油氣混合比超過富油限制，火焰將會被吹熄。這個狀態經常稱為富油熄火。它通常發生於非常快速的發動機加速，過度富油的混合氣使燃油溫度降低到燃燒溫度以下。也可能由於氣流不足而不能維持燃燒。
另一方面，更多常規的熄火事件是由於燃油壓力低和發動機速度低，這些典型的和高高度飛行有關。這種情況也會在下降期間發動機油門收回時，這會產生貧油條件熄火。貧油混合器很容易導致火焰熄滅，甚至是正常的氣流通過發動機時也會發生。
燃油供應的任何幹擾也會導致熄火。這原因可能是長時間的非常規姿態，發生故障的燃油控制系統，紊流，結冰或者燃油耗盡。
熄火的徵兆通常和發動機失效後一樣。如果熄火是因為暫態條件，例如燃油流量和發動機 速度之間的失衡，一旦狀態被糾正就可以嘗試空中啟動發動機。無論如何，飛行員必須遵守飛機飛行手冊或者飛行員操作手冊中適用的緊急程式。一般的，這些套裝 程式含了關於高度和空速的建議，在這些條件下空中開車很可能成功。
資料來源: 民航局 - FAA 飛行員航空知識手冊(2003 中譯本)
FAA Pilot's Handbook of Aeronautical Knowledge 2008