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咨询波音有关中央燃油泵的问题 FROM: THE BOEING COMPANYTO: Shandong Airlines (SHG)[MESSAGE NUMBER:SHG-SHG-25-0862-03B] Boeing ResponseMESSAGE DATE: 24-Dec-2025 08:40 (GMT-08:00) Pacific Standard Time (America/Los_Angeles) / 24-Dec-2025 16:40 (GMT)================================================================================问题描述：在起飞滑跑过程中，如果中央油箱燃油量低于 453 kg（1000 lb），是否有可能出现相应中央油箱燃油泵低压灯（LOW PRESSURE）亮起，并随后触发主警戒（MASTER CAUTION）信号？此外，当中央油箱燃油量低于该阈值时，飞机的起飞构型逻辑或某个特定的抑制功能，是否会抑制与中央油箱燃油泵低压相关的主警戒/警告提示？回复：是的，如果中央油箱燃油量低于 453 kg，在起飞滑跑过程中，由于油箱内燃油移动，相关中央油箱燃油泵低压灯有可能亮起。然而，主警戒灯（MASTER CAUTION）与燃油系统指示灯的亮起，需要燃油泵持续产生低压，并且 LOW PRESSURE 灯持续稳定亮 10 秒或更长时间。在起飞阶段，这一条件可能发生，也可能不发生。因此，是否触发主警戒信号，取决于当时情况。飞机的起飞构型逻辑中，并不包含在中央油箱燃油量低于该阈值时，抑制与中央油箱燃油泵低压相关主警戒的抑制功能。同时，也没有专门设计用于抑制与中央油箱燃油泵低压相关主警戒的特定抑制功能。中央油箱燃油泵低压引起主警戒的逻辑如下：当两个中央油箱燃油泵电门均在 ON 位，并且两台泵都持续产生低压时，如果两个 LOW PRESSURE 灯持续稳定亮 10 秒或更长时间，则会亮起 MASTER CAUTION 以及 Fuel System Annunciator 指示灯。当一台中央油箱燃油泵选择 OFF，而另一台泵持续产生低压时，如果该泵的 LOW PRESSURE 灯持续稳定亮 10 秒或更长时间，同样会亮起 MASTER CAUTION 和 Fuel System Annunciator 指示灯。设定这一 10 秒延时的目的是，为了防止在最低燃油量条件下，由于加速（如起飞）或减速导致的不必要主警戒显示。在进行再现（RECALL）时，若一侧 LOW PRESSURE 灯稳定亮，则在 RECALL 时 Fuel System Annunciator 指示灯会亮起。中央油箱燃油泵必须存在持续低压（导致 LOW PRESSURE 灯稳定亮），持续 10 秒或更长时间，才会亮起 MASTER CAUTION 和 Fuel System Annunciator 指示灯。如果中央油箱燃油泵仅发生瞬时低压（LOW PRESSURE 灯闪烁、不稳定），则不会触发主警戒系统信号。中央油箱燃油泵低压探测，基于燃油泵入口未被燃油完全覆盖，从而导致泵入口吸入空气（汽蚀），引起中央油箱燃油泵出口压力降低。不存在一个明确的中央油箱燃油量数值可以与汽蚀发生直接对应。泵入口暴露可能由于：— 起飞加速— 持续转弯— 爬升/下降姿态变化— 飞机倾斜— 地面机头下俯姿态在不同燃油量情况下都可能发生（运营中观察到：燃油量低至 0 kg 以及高至 500 kg 时均有发生低压指示的情况）。只要 LOW PRESSURE 灯稳定亮 10 秒或以上，在任何飞行阶段都可能触发 MASTER CAUTION，包括起飞阶段。QRH 中没有更多额外信息，其目的主要是为机组提供处理步骤。以下为 FCOM 燃油系统描述节选：Fuel Pumps每个油箱配有两台交流电驱动燃油泵，燃油在通过泵体时提供冷却与润滑。中央油箱燃油泵输出压力高于主油箱燃油泵，以确保在所有燃油泵工作情况下，优先使用中央油箱燃油。每台泵由独立压力传感器监控。当某个泵的传感器检测到低输出压力后，该中央油箱燃油泵将在一个短暂延时后自动关闭。注：当燃油量较低，且飞机处于爬升、下降或地面机头下俯姿态时，燃油泵 LOW PRESSURE 灯可能闪烁。注：当燃油量较低，中央油箱燃油泵 LOW PRESSURE 灯在巡航中也可能闪烁。由于飞机姿态和泵入口位置存在微小差异，可能一侧比另一侧更早出现低压。当中央油箱燃油量显示为 0 时，仍可能出现低压指示。低压灯闪烁可持续长达 5 分钟，然后 Fuel System Annunciator 指示灯与 MASTER CAUTION 才会亮起。以下为 AFM 摘录：当中央油箱燃油少于 5,000 lb（2,300 kg），且飞机已准备好开始滑行：中央油箱燃油泵必须置于 OFF。当中央油箱燃油量在爬升和巡航阶段接近约 1,000 lb（500 kg）时：两个中央油箱燃油泵开关必须置于 OFF。在下降与着陆阶段，当中央油箱燃油量接近约 3,000 lb（1,400 kg）时：两个中央油箱燃油泵开关必须置于 OFF。在首次出现燃油泵低压指示时：必须将燃油泵立即置于 OFF。如果在巡航阶段中央油箱燃油量大于 1,000 lb（500 kg），可再次将中央油箱燃油泵置于 ON。当中央油箱为空时：两个中央油箱燃油泵必须置于 OFF。设置中央油箱燃油泵为 OFF 的原因，是为了避免因飞机姿态变化而导致燃油泵入口失去燃油覆盖。This message is sent to the following:Shandong Airlines PRIORITY: RoutineACCOUNT: Shandong Airlines (SHG)DUE DATE: No Action RequiredFIELD BASE: BFSTNA-Jinan-ChinaPRODUCT TYPE: Flight OperationsPRODUCT LINE: 737PRODUCT: 16 - Flight Crew Procedures (QRH, FCOM Vol 1, FCTM, ECL)ATA: 0200 Operations - GeneralSERVICE CATEGORY: Operations & Customer Support SUBJECT: fuel pump REFERENCES:/A/ SHG-SHG-25-0862-01C DESCRIPTION:During the takeoff roll, if the center tank fuel quantity is below 453 kg (1000 lbs), is it possible for the respective fuel pump low pressure light to illuminate and subsequently trigger the master caution system signal? Furthermore, does the aircraft's takeoff configuration logic or a specific inhibit function suppress the master caution/warning associated with the center tank pump low pressure when the fuel quantity is below this threshold? RESPONSE:Yes, if the center tank fuel quantity is below 453 kg it is possible that the respective center tank pump low pressure light will illuminate during take-off roll due to fuel movement within the tank. However, illumination of the MASTER CAUTION and Fuel System Annunciator lights requires that the pump is producing continuous low pressure for 10 seconds or more. This requirement may or may not occur during takeoff. Therefore, triggering the MASTER CAUTION signal may or may not occur during takeoff. The aircraft’s takeoff configuration logic does not contain an inhibit function that suppresses the MASTER CAUTION associated with the center tank pump low pressure light when the fuel quantity is below this threshold. Also, there is no specific inhibit function designed to suppress the MASTER CAUTION associated with the center tank pump low pressure light when the fuel quantity is below this threshold. The logic for MASTER CAUTION due to center tank fuel pump low pressure is as follows: With both center tank pump switches ON and both pumps producing continuous low pressure, the steady illumination of both LOW PRESSURE lights for 10 seconds or more will illuminate the MASTER CAUTION and Fuel System Annunciator lights. With one center tank fuel pump switched OFF and the opposite pump producing continuous low pressure, the steady illumination of the opposite center tank fuel pump LOW PRESSURE light for 10 seconds or more will illuminate the MASTER CAUTION and Fuel System Annunciator lights. This 10-second time delay is necessary in order to guard against nuisance display of the MASTER CAUTION indication during operations with acceleration (such as takeoff) or deceleration with minimum fuel in the tank. When doing a recall of existing fault annunciations, the steady illumination of one LOW PRESSURE light will cause the Fuel System Annunciator light to illuminate upon recall.There must be a sustained low pressure condition in a center tank fuel pump (resulting in a steady illumination of a LOW PRESSURE light) for 10 seconds or more for the MASTER CAUTION and Fuel System Annunciator lights to illuminate. A momentary low pressure condition in a center tank pump (resulting in a flickering, unsteady illumination of the LOW PRESSURE light) will not trigger the Master Caution system signal. There is no definitive system logic that will inhibit the center tank low pressure indications during takeoff. The takeoff configuration logic will not inhibit the center tank low pressure indications during takeoff. Center fuel pump low pressure detection is based on the pump inlet not fully covered by fuel, leading to cavitation (air ingestion at the pump inlet), resulting in low center tank fuel pump pressure. There is no definitive fuel quantity in the center fuel tank that is related to when cavitation occurs. Uncovering the pump inlet may happen as a result of acceleration forces (such as during takeoff or during a sustained turn) or changes in airplane attitude (such as changes in pitch during a climb or descent, or airplane bank angle, or a nose-down attitude when on the ground). Uncovering the pump inlet may occur with varying quantities of fuel in the center tank. (Operators have observed fuel quantities as low as 0 kg and as high as 500 kg when the LOW PRESSURE light illuminates). MASTER CAUTION activation occurs when there is steady illumination of a LOW PRESSURE light for 10 seconds or more in any flight phase. This may occur during takeoff. There is no additional information provided by the QRH. Its purpose is to provide the flight crew with steps to correct the situation. The following is from the FCOM Fuel System description: Fuel PumpsEach fuel tank uses two AC powered fuel pumps which are cooled and lubricated by fuel passing through the pump. Center tank pumps produce higher pressure than main tank pumps. This ensures that center tank fuel is used before main tank fuel, even though all fuel pumps are operating. Individual pressure sensors monitor the output pressure of each pump. Each center tank pump will automatically shut off, after a short delay, when that pump’s sensor detects low output pressure. Note: Fuel pump LOW PRESSURE lights may flicker when tank quantity is low and the airplane is in a climb, descent, or on the ground with a nose-down attitude. Note: Center tank fuel pump LOW PRESSURE lights may flicker when tank quantity is low and the airplane is in cruise. One pump may indicate low pressure sooner than the other due to aircraft attitude and/or slight variation between pump inlet position. Low pressure indication may occur after center tank quantity reads zero. Low pressure light flickering can continue for as long as 5 minutes before the Fuel System Annunciator light and the Master Caution lights are illuminated for the associated center tank pump. Below is an extract quoted from the AFM: The center tank fuel pumps must be OFF for takeoff if center tank fuel is less than 5,000 pounds (2,300 kilograms) with the airplane readied for initial taxi. Both center tank fuel pump switches must be selected OFF when center tank fuel quantity reaches approximately 1,000 pounds (500 kilograms) during climb and cruise or 3,000 pounds (1,400 kilograms) during descent and landing. The fuel pumps must be positioned OFF at the first indication of fuel pump low pressure. The center tank pumps may be positioned ON again when established in cruise flight if the center tank contains more than 1,000 pounds (500 kilograms) of fuel. Both center tank pump switches must be positioned OFF if the center tank is empty. The reason for setting the center tank fuel pumps to OFF is to avoid the pump inlets losing fuel coverage due to aircraft movement. If attachments are referred to and are not present, please access them by logging into the Boeing Communication System on MyBoeingFleet or contact your Boeing Field Service Representative. Flight Operations Engineering (FLOE)Customer SupportThe Boeing CompanyBCA Operations Centers 24 Hour Contact Numbers787: +1 (206) 544-7787All Other Models: +1 (206) 544-7500 -
咨询波音有关进近阶段“in trim”的回复 RESPONSE:Boeing has reviewed your query and provides the following responses: Q1. By the FCTM, section “Flare and touchdown”: “ Begin with a stabilized approach on speed , in trim and on glide path.” What is the concept of being “in trim”. Would you please offer more details?问题一：根据《飞行机组训练手册》（FCTM）“拉平与接地”章节的要求：“稳定进近应以目标速度、配平良好且沿下滑道开始。”其中“配平良好”的概念具体指？ A1. An airplane is “in trim” or “trimmed” when it is in a steady state and no pilot force is needed on the flight controls. When properly trimmed in pitch, the airplane airspeed is stable even if the Pilot Flying removes hands from the control yoke. If the PF pulls the control yoke, airspeed decreases. If the PF pushes, airspeed increases. When the PF’s push or pull input is released, the airplane returns to its trimmed pitch attitude and airspeed unless thrust has been changed. If the PF changes thrust but does not push or pull, the airplane will climb or descend to maintain the trimmed airspeed. The “in trim” state is an equilibrium unless it is disturbed by pilot input or thrust change. Proper pitch trim technique is essential for good airspeed control. 回复：当飞机处于稳定状态，飞行操纵不需要飞行员的力量时，飞机就处于“在配平状态”或“配平好状态”。当俯仰配平合适时，即使操纵飞机的飞行员将手从驾驶杆上拿开，飞机的空速也是稳定的。如果PF拉杆，则空速降低。如果PF推杆，则空速增加。当 PF松手不再推杆或拉杆，飞机回到配平的俯仰姿态和空速，除非推力已经改变。如果PF改变推力，但不推杆或拉杆，飞机将爬升或下降，以保持配平空速。“在配平状态”是一种平衡状态，除非受到飞行员输入或推力变化的干扰。适当的俯仰配平技巧对于良好的空速控制至关重要。 Q2. And from an aerodynamic standpoint, why does trimming in the flare increase hazards?问题二：从空气动力学的角度来看，为什么在拉平阶段进行配平会增加风险？A2. Trimming in the flare can change the elevator push-pull forces that the pilot feels while the trim is running. This can cause overcontrol of the elevator, resulting in unintended pitch up or pitch down as the airplane attempts to maintain a new trim speed. Thrust changes can make the situation worse. In all cases, a mis-trim increases the possibility that a balloon, a bounce, an adverse pitch attitude, and a rapid loss of airspeed can occur. A tail strike can result. 回复： 在拉平过程中配平会改变飞行员感受到的升降舵推拉杆力。这可能会导致升降舵控制过度，从而导致飞机在试图保持新的配平速度时出现意想不到的机头向上或向下。推力的变化会使情况变得更糟。在所有情况下，不当的配平都会增加弹跳、 不利的俯仰姿态和空速快速减小的可能性。这些可能导致擦机尾。 The airplane should be properly trimmed during approach. This will set a trim airspeed of VREF+5 (with wind additive if necessary). Proper trimming helps to establish the correct final approach speed and a stable approach. During a normal flare, the PF makes an appropriate and predictable pull input for a safe touchdown attitude. The predictable pull force for flare and touchdown promotes good control of touchdown airspeed and pitch attitude, and helps prevent tail strikes.在进近时应正确配平飞机。这将设置一个配平空速为 VREF+5(必要时加风增量)。正确配平有助于建立正确的五边进近速度和稳定的进近。在正常的拉平期间，PF为安全的接地姿态进行适当和可预测的拉杆。拉平和接地时可预测的拉杆力可以促进对接地空速和俯仰姿态的良好控制，并有助于防止擦机尾。 If in trim during approach but a go-around is needed, the airplane is already trimmed for VERF+5 (plus wind additive). This is a safe airspeed to initiate the go-around maneuver and it helps to prevent excessively high pitch attitude, which can cause a tail strike. It may be helpful to remember that trimming sets the airspeed that the airplane attempts to maintain. Increasing pitch trim during the flare to avoid manual inputs on the flight controls means that the airplane will try to maintain a speed below the approach target speed. This could have unexpected results if thrust is increased for any reason, such as a go-around or a bounce recovery.如果在进近过程中保持配平，但需要复飞，飞机已经为 VERF+5(加风增量)配平。 这是开始复飞机动的安全空速，它有助于防止过高的俯仰姿态，高俯仰姿态有可能导致擦机尾。关键是要记住，配平就是设定飞机想要保持的速度。在拉平期间增加俯仰配平以避免手动进行飞行操纵控制意味着飞机将试图保持低于进近目标速度的速度。如果出于任何原因(如复飞或弹跳改出)增加推力，这可能会产生意想不到的结果。If attachments are referred to and are not present, please access them by logging into the Boeing Communication System on MyBoeingFleet or contact your Boeing Field Service Representative. Sarah Parsley, Flight Operations SupportRyan Vas, ManagerCustomer SupportThe Boeing CompanyBCA Operations Centers 24 Hour Contact Numbers787: +1 (206) 544-7787All Other Models: +1 (206) 544-7500 在现代喷气式运输机的飞行运行中，波音飞行机组训练手册（FCTM）将“In Trim”（配平状态）列为稳定进近的三大基石之一。然而，在实际飞行训练，尤其是针对初级副驾驶（Cadet）的教学中，配平往往被简化为“减轻杆力”的手段，而忽略了其作为“飞行状态核心参照系”的深层气动意义。在飞行员的早期训练中，配平通常被描述为一种“舒适性工具”——用来消除驾驶盘上的持续压力。这种描述虽然直观，但却掩盖了配平在飞行力学中的核心地位。在波音737等由于发动机推力线与阻力线存在耦合的大型飞机上，配平状态直接决定了飞机的动态响应特性。FCTM 明确指出：“Begin with a stabilized approach on speed, in trim and on glide path.” 这句话不仅是操作规范，更是气动铁律。所谓的“In Trim”，并非指飞行员此刻“握紧、抓住了”飞机，而是指飞机在气动上达到了力矩平衡，即便没有飞行员的干预，飞机也会倾向于维持当前的能量状态。对于缺乏经验的副驾驶而言，理解“In Trim”是理解能量管理的第一步。未能建立正确的配平意识，是导致进近不稳定、拉平操作变形以及复飞姿态不可控的根源。飞机在纵向上的平衡取决于重力中心（CG）与气动中心（AC）之间的力矩关系。对于波音737这类传统布局飞机，水平安定面（Stabilizer）的主要作用是产生负升力（Downward Lift），以平衡机翼产生的低头力矩。当飞机处于“In Trim”状态时，满足以下力矩平衡条件：其中，关键变量在于由升降舵（Elevator）和水平安定面共同决定的尾部力矩 M_{tail}。波音737采用了全动水平安定面（Trimmable Horizontal Stabilizer），这意味着配平不仅仅是移动调整片（Tab），而是改变了整个尾翼的安装角。航空界有一句名言：“Trim for Airspeed”（为速度而配平）。这是“In Trim”概念的核心。从气动角度看，每一位置的配平设定，都对应一个特定的平衡迎角。在给定的飞机重量和构型下，根据升力公式：特定的迎角 alpha_{trim} 对应特定的升力系数 C_L，进而直接锁定了一个特定的平衡速度 V_{trim}。因此，“In Trim”的物理定义是：飞机的安定面位置使得当前速度下的气动力矩为零。如果实际速度 V < V_{trim}：由于动压不足，尾翼负升力减小，机头自然下沉，飞机寻求加速以恢复 V_{trim}。如果实际速度 V > V_{trim}：动压增加，尾翼负升力增大，机头自然上扬，飞机寻求减速以恢复 V_{trim}。这种自动回归设定速度的特性，即为速度稳定性（Speed Stability）。如果飞行员处于“缺少配平”状态（例如靠手臂力量拉杆维持 V_{ref}），实际上是强迫飞机飞在一个它气动上不平衡的速度。此时，飞机的自然趋势是低头加速，飞行员是在与飞机的自然稳定性“搏斗”。如果在进近中，飞行员一直维持着 10 磅的拉杆力（欠配平），那么当气流扰动或拉平操作需要额外的 2 磅力时，他很难感知到这微小的变化（2磅淹没在10磅的背景力中）。相反，如果飞机是完全配平的，任何微小的气流变化或姿态改变产生的力反馈都会被敏锐地捕捉到。结论显而易见： 配平越好，飞行员的手感越敏锐。未配平的飞机让飞行员的手臂变得“麻木”，丧失了通过杆力感知能量变化的能力。
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B737轮胎类型分析及机组操纵要点简析 作者：培训部飞行培训中心 曹泽宇近日，B737-800 飞机执行济南-大连航班，起飞后机长反映离地时有异响，疑似轮胎异常，飞机各参数正常。济南机场场务发现跑道上有轮胎碎片，AOC 决策飞机备降青岛，安全着陆，机务检查发现左前轮轮胎脱层。依据《事件样例》六、（二）11“航空器轮胎爆破、脱层或扎破处遗留外来物”条款，构成机械原因不安全事件。飞机轮胎脱层图片经机务检查，该机左前轮胎面分层、脱落，胎面 360°均有脱落，脱落层厚度不一，大部分脱落位置露出白线，部分白线断裂，胎皮制造厂家为固特异，最近一次修理后，装机时长TSR:17FH/CSR:10FC。目前公司选装的轮胎类型分为两类：子午线轮胎（厂家：固特异Goodyear）、斜交线轮胎（厂家：普利司通Bridgestone）。737NG飞机前轮可安装子午线或斜交线轮胎，但不能两种混装，主轮仅可安装斜交线轮胎；737MAX飞机仅安装子午线轮胎。两种轮胎在外观上可通过观察轮胎侧壁生产厂家来进行区分，两者差异主要体现在胎皮内部结构的不同上。子午线轮胎，最外面一层织物称为割伤保护层（割伤保护层只有一层，不属于结构层）。下面的带束层和胎体帘线层都属于结构层。结构层损伤后可能会影响轮胎翻新。子午线轮胎第一层帘线属于割伤保护层，第二层帘线属于带束层内的帘线斜交线轮胎，胎面最外面两层帘线属于加强层（不属于结构层），下面的底胎面和胎体帘线层都属于轮胎的结构层。结构层损伤后可能会影响轮胎翻新。斜交线轮胎第一、二层帘线属于胎面加强层，第三层帘线属于胎体帘线层飞机轮胎在正常磨损情况下，整个胎面的磨损相对比较均匀，中央部位沟槽比肩部的磨耗多，中央部位的帘线层暴露可能比有些沟槽到达底部要早。正常磨损的轮胎若出现平斑磨损（非均匀异常磨损），如飞机防滞系统工作不正常导致的拖胎，此时轮胎可能会出现局部异常磨损，在绕机检查时需额外关注，并及时与机务人员沟通。发生拖胎后的轮胎在操纵前轮转弯时，应参考FCTM手册中相关内容，控制滑行速度，避免过度操纵前轮，导致前轮胎肩部位橡胶擦伤、脱落。这起B737-800前轮脱层事件是一起典型的机械原因不安全事件，事件提醒我们，飞行员在日常操作中应严格遵循FCTM手册规范，避免过度操纵前轮导致胎肩擦伤。同时，绕机检查时需重点关注轮胎磨损状态，特别是胎面均匀性和异常平斑磨损。了解子午线与斜交线轮胎的结构差异也有助于识别潜在风险。安全无小事，每一次的规范操作和细致检查都是飞行安全的重要保障。
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认识飞行错觉 保证飞行安全 作者：飞行部七大队 王大卫自出现载人飞行器开始，人类就开展了对飞行错觉的研究。二次大战结束后，随着飞行器的性能迅速提高，尤其是高空、高速、高机动性能的军用飞机研发并投入使用后，飞行错觉的发生率更是随之增高，导致的飞行事故也不断增多，这引起了各国航空领域管理者和学者的重视，因此对于飞行错觉的研究有了巨大跃变。根据统计，由飞行错觉导致的飞行事故约占飞行事故总数的10％，占恶性事故的10％～26％。飞行空间定向是飞行员飞行的主要任务之一，没有空间定向便不可能顺利、安全地完成飞行任务。飞行空间定向作为定向的一种特殊形式，它要求飞行员在飞行中对自身、飞机以及周围环境要具有良好的认识能力，主要是指飞行员对空间、地点、姿态、时间以及运动的知觉。人类长时间生活在一个一维重力加速度的环境里，参考大地的参照物，人类可以很容易地保持着清醒的定向意识。但是，每当人类进入三维空间后，由于飞行环境和人类自身的局限性，空间定向障碍随之产生，飞行错觉就发生了。第一部分： 飞行错觉的定义在飞行能见度很好的情况下，飞行员主要通过视觉信息确定空间的定向，但是当能见度很差（IMC）的情况下，飞行员则主要通过其他的感觉器官配合机载的各种仪表来对飞行进行空间定向。但是，由于飞行时存在着很多运动刺激超出感觉器官的感知范围或是不足引起感觉器官感知，在联系飞行仪表可能会造成一些信息冲突，在这种情况下，就极其容易产生飞行错觉。飞行错觉（FlightIllusion）是指飞行员在飞行中对飞机所处位置、姿态以及运动状态的不正确的心理表象，是对飞机真实状态的歪曲。我们还可以用失定向（Disorientation）和空间定向障碍（FlightSpatialDisorientation）来描述这一现象。第二部分： 飞行错觉的特点飞行错觉十分复杂而且混乱，概括而言可以有以下几个特点：一、普遍性每一个飞行员都可能会发生飞行错觉，由于发生错觉的时间和地点都会不同，所以即使那些经验丰富的老飞行员也毫不例外。二、高危害性在长期的数据统计中，由于飞行错觉而造成的飞行事故所占比重巨大，由于飞行中飞行员很难察觉到自己发生了飞行错觉，而且进入飞行错觉后难以改出，因此，一旦飞行中出现了错觉，就存在着很高的事故发生率。三、特发性经过长时间的分析统计，可以得知错觉有其发生的特定性。例如：在不同的气象条件下，错觉有着不同的发生率。在复杂的气象条件下，较为容易发生错觉；对于不同的飞行员而言，飞行经验丰富，多发等级的飞行员产生飞行错觉的概率较小；对于同一个飞行员而言，在身体状态不佳，疲劳的情况下，发生飞行错觉的概率较大。四、可预防性根据错觉的特发性，人们在掌握了错觉产生的客观因素和产生机理后，完全可以通过适当的技能训练以及心理训练，来克服飞行错觉或是减小飞行错觉发生的概率。第三部分： 飞行错觉的分类飞行错觉发生的形式各种各样，对其加以分析，我们可以得出其主要的诱发因素，将其分为两类，一是输入我们大脑的信息不正确；二是我们大脑对正确的信息进行了错误的处理。一、不正确的输入信息由于视觉错觉、躯体感受器官错觉等造成的输入信息不正确均可能引起飞行错觉。1.视觉错觉在正常气象条件下，飞行员可以利用视觉对其飞行状态进行很好的定向，但在复杂的气象条件下，例如雾、雪、雨以及黑夜等降低飞行能见度的情况下，飞行员难以凭借着视觉信息进行正确的空间定向。大量的实践证明，在缺乏视觉引导的情况下飞行，经验丰富的飞行员也只能保持着一个平飞状态飞行不超过一分钟，如果是在转弯的飞行状态中，对其姿态正确判断的时间更短。当这种情况发生时，由于视觉感受器提供不了正常的视觉指引，而且缺少仪表信息的辅助，飞行员极其容易产生飞行错觉，造成飞机失去操控。例如：（1）虚假天地线错觉：造成此错觉的主要原因是倾斜云层的存在。飞行员在模糊不清的自然天地线、北极光等相对昏暗的条件下把地面灯光与星星混同，致使飞行员在对飞机与实际天地线进行校准时发生了错觉，将虚假的天地线错认为实际天地线。产生该错觉的飞行员可能会使飞机处于很危险的姿态。（2）设备参照物错觉：飞行员会以飞机内的部分设备作为参照，例如B737飞机的MCP遮光板，作者同多位从右座转升到左座的飞行员进行了交流，其中多人存在参照MCP遮光板来判断飞机是否存在坡度的做法，飞机左右座设计上的不同，极易引起此类飞行错觉。（3）气象条件引起的飞行错觉气象条件的差异，同样会对飞行员造成一些影响，使其产生飞行错觉，常见的气象条件引起的飞行错觉有：在降雨的气象条件下飞行，飞行员会产生一种飞机高度高于其实际高度的飞行错觉；在有霾的气象条件下飞行，飞行员会产生一种飞机距离远于其实际距离的飞行错觉；在有雾的气象条件下飞行，飞行员会产生一种机头上仰的飞行错觉。（4）着陆时产生的飞行错觉在到达目的地时，目的地机场与起飞机场的差异也同样会影响飞行员的正确判断，致使其产生飞行错觉。具体错觉如下：跑道宽度：当跑道较宽时，会给飞行员造成一种飞机高度低于正常下滑道的飞行错觉；跑道坡度：当跑道存在一定的上坡时，会给飞行员造成一种飞机高度高于正常下滑道的飞行错觉；地面障碍：如果缺少地面障碍，或是地面建筑物很少，会给飞行员造成一种高于正常高度的飞行错觉；地面灯光：地面灯光系统同样会对飞行员的飞行产生一定的错觉，若是地面光太强，会给飞行员造成一种飞行高度过低的飞行错觉。2.躯体感受器官错觉引起这类错觉的主要原因是躯体感受器官发出了错误的感受信号，这可以包括由于半规管产生的信号错觉。此类错觉主要有：倾斜错觉、俯仰错觉、反旋转错觉、科里奥利错觉、倒飞错觉、垂直错觉等。由于以上两类输入的错误而引起的飞行错觉占到很大的比重，且给飞行员造成眩晕等其他不良反应。二、不正确的信息加工当正确的信息传输到中枢系统时，由于飞行员自身的一些影响，从而造成了不能对信息进行合理地利用和分析。1.注意力过于集中对于刚开始飞行的飞行员而言，常常会发生注意力过于集中，固着于某一个仪表或是某一判断信息，不能全面兼顾所有仪表做出正常的判断，从而造成飞行错觉。即使是经验丰富的老飞行员在工作负荷较大，疲惫紧张的条件下执行飞行任务也会将注意力过度地集中在一点，从而引起飞行错觉，造成飞行事故。2.期望错误当飞行员在飞行状态与预计飞行状态发生了偏差时，在飞行员心理期望的作用下，往往会使其发生飞行错觉。3.情绪状态引起的定向障碍情绪对飞行员的空间定向起着重要的影响，且这与飞行员的性格也是有着密切的关系，具有乐观、开朗性格的人更加倾向于产生快乐和轻松感，而性格多虑且做事拘谨的人则往往会产生不安和焦虑，这会严重影响飞行自信心，造成飞行错觉。第四部分： 飞行错觉的预防措施在掌握了错觉产生的客观因素和产生机理后，完全可以通过适当的技能训练以及心理训练，来克服飞行错觉或是减少飞行错觉发生的概率。本文针对飞行错觉上述影响因素，提出以下预防措施。一、加强飞行员身体素质训练针对飞行错觉的特点及其发生机理，我们可以按此设置一些空间定向障碍的训练，使用相关的训练设备，例如旋转椅、错觉训练机或者空间失定向虚拟演示器来认识和感受空间失定向错觉，熟知各类错觉的成因并时刻保持警惕。二、提高飞行员仪表飞行能力除非该飞行员可以熟练地使用仪表，否则在恶劣的天气条件下不要继续飞行，比如有薄雾或者黑暗的条件下。如果需要在夜间进行飞行，则需要具备夜航条件下熟练操作飞机的能力。因此，加强对飞行员相关的训练，熟练地掌握参考仪表飞行技能。这样才能在边缘目视气象条件，或者目视天地线以及其他目视参考不可靠的情况下，依然保持好飞机状态。三、做好飞行前的准备工作保证适当的休息、足够的饮食，并且如果在夜间飞行时，要考虑到夜间适应。需要引起飞行员注意的是，疾病、药物、酒精、疲劳、睡眠不足以及轻度缺氧都会使空间失定向更加严重。在飞行前，飞行员应获取并完全理解气象信息，了解各类错觉发生的机理、条件及其情景，从而提高自己的处境意识，提前预防飞行错觉的发生。四、养成良好的任务处理能力人在处理信息方面的能力是有限的。一旦信息量超过飞行员的处理能力，不但不能解决问题，反而会影响其他操作的完成以及其他信息的接收。对此有两种方式解决问题：一种就是将不重要的任务暂时搁置，第二种办法就是执行所有任务，但不能保证每项任务都以最佳的水平来完成。飞行员要对任务进行有效管理并且按重要性安排好执行顺序才能保证安全飞行。例如，一旦出现了某个仪表的灯光故障，就只盯着它看，忽略了其他东西。这种不必要的过度关注只会分散飞行员的注意力，使其反而不能照顾到其他更加重要的任务。通过提前进行计划安排，飞行员可以有效地降低飞行中关键阶段的工作负荷，从而有效降低飞行错觉发生的概率。五、其他预防措施1.当参照外界存在的参照物时，要保证这些参照物的可靠性。一般这些参照物应该是地表面的固定物体；2.避免头部突然转动，尤其在起飞、转弯以及进近着陆过程中；3.了解各类错觉发生的机理、条件及其情景，从而提高自己的处境意识，提前预防飞行错觉的发生；4.在明确自己不能根据自身感觉器官进行空间定向的条件下，要相信仪表，不能根据自己的身体感觉去控制飞机；5.提前意识，当能见度降低，以尽快转入仪表飞行，一旦进入了仪表飞行，应保持仪表飞行；6.尽量避免引起空间定向障碍的飞行动作。第五部分： 结语随着当今科技的日新月异，各种高新技术不断运用到航空飞行当中，因此飞机与环境等外在因素所导致的飞行事故已大大减少，而人为因素却在飞行事故的统计中日显突出。由于人类所存在的生理特点，把人为错误从驾驶舱中完全消除是不可能实现的。因此加强对错误的认识以及相对应预防措施的研究，才是降低因人为因素造成空难事故的主要解决途径。希望通过本文对飞行错觉的各项介绍，以及预防措施的学习，可以帮助大家进一步提升飞行品质，保证飞行安全。
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浅析风切变 作者： 飞行部二大队耿 跃一、背景低空风切变被称为是飞行的“无形杀手” 。有资料表明，自1943年以来，全球范围内与低空风切变相关的飞行事故导致了一千四百多人遇难。1970年至1985年期间，至少发生了30起与低空风切变相关的飞行事故，导致七百多人遇难，其中着陆28起，起飞2起。据国际民航组织（ICAO)统计，大约30%的空难由天气原因引起或者与天气因素有关，其中低空风切变是最危险的因素之一。来自美国国家运输安全委员会（NTSB）的数据表明：自1975年以来，在美国由于天气原因造成的恶性空难事故中，80%是低空风切变造成的二、风切变的介绍1.定义：风切变 ： 风向或风速的快速变化严重风切变：风向或风速的快速变化导致空速的变化大于15海里/小时或垂直速度的变化大于150米（500英尺）/分钟。2、低空风切变形成的原因：低高度的风速风向变化会对飞机起降造成严重的危害，这些变化是由各种气象条件所引起的，如：地形条件，逆温现象，海陆风，锋面系统，强地面风。最严重的风切变往往伴随着雷暴和阵雨产生。1.雷暴2.微下击暴流3.其他情况：地形、锋面、海陆风等三、风切变的危害1、可控飞行撞地(CFIT)风险。机组未严格落实风切变机动改 出程序要求(推力、姿态相关要求)，未使用最大推力或盲目收油 门，使飞机能量不足以改出风切变，不能形成足够的正上升率，极易造成飞机长时间处于风切变、“失速”掉高度、甚至有可控撞地风险。2、“擦尾及冲偏出跑道”风险。机组操纵飞机在大风乱流低高度阶段易进入管道效应，决断意识不强，如果机组注意力分配不当、偏差发现偏晚以及标准喊话不及时，当风切变警告发生时，机组可能会处置动作迟缓，造成飞机二次接地、擦尾以及冲偏出跑道风险。3、“五防”类风险。风切变机动飞行是复杂状态改出、是一种特情处置，如果机组未针对大风乱流天气制定风切变及复飞相关预案， 极易造成飞机突破管制员指令高度、飞错复飞程序或轨迹以及 TCAS 冲突等风险。4、“设备”类使用超限风险。风切变机动飞行处置不当，比如: 未按手册规定按压 TOGA 电门，未保持起始姿态 15°(注:低高度复飞姿态要求除外)，导致飞机在风切变改出及后续复飞过程中，长时间处于姿态及油门不匹配的异常状态中，极易造成空速快速增加超过襟翼使用空速限制。5、“颠簸伤人”风险。机组在完成风切变机动改出动作时，动作粗猛，姿态、油门瞬间输出变化量过大，易造成机体结构过载以及旅 客受伤等不安全事件发生。四、ND上预测风切变显示和符号五、风切变的分类六、雷达探测原理七、探测区高度 2300 英尺以下，在飞机的起飞和着陆过程中，无论雷达打开或关闭，都会启动前视风切变功能。在启动之后，天气扫描区范围将下降到 120 度，以便更快实现天气和风切变信息的更新。在 1200 英尺以下和 5 海里范围内，在驾驶舱内显示报警信息。如果在 MAP 或 TEST 方式雷达接通并且系统探测到风切变事件，则系统显示自动变为 WX+T 方式来显示气象和风切变符号。所选范围不会自动改变。预测风切变抑制条件1、预测风切变报警会被实际的风切变警告(飞机在风切变中)、前视地形报警、或基于无线电高度的警报抑制。2、起飞和着陆过程中，新的预测风切变警戒报警在80海里/小时和400英尺无线电高度之间被抑制，新的警告报警在100海里/小时和50英尺的无线电高度之间被抑制。这些抑制不能消除现有的预测风切变报警。如果警告/警戒事件出现在那些边界前，警告/警戒将会保留在显示上且会出现完整的音响喊话。如图所示：这是一个关于风切变警告警戒的概述图起飞时，从起飞滑跑开始(0海里/小时)直到飞机达到80海里/小时， 警告和警戒都可用。从80海里/小时直到飞机达到100海里/小时，只有警告可用。从400英尺到1200英尺，警告和警戒都可用。从飞机达到100海里/小时直到50英尺期间所有新报警不可用。下降时，在飞机穿 过 1200 英尺到 400 英尺期间，警告和警戒可用，从 400 英尺到 50 英 尺期间只有警告可用。从 50 英尺直到接地(0 英尺)，所有新报警都不可用。EGPWS探测的风切变警告（WINDSHEAR）不受抑制。九、风切变的处置1、避开如确认或怀疑存在风切变，应绕飞、延迟起飞或中止进近。a)当飞行员在气象报文中看到以下信息时，需特别注意: 雷暴、强降水、扬尘、温度露点差较大(差值越大，湿度越低)， 包括其它线索如阵风、温度变暖趋势、积云等。b)地面风切变探测系统c)机载风切变警告系统d)风切变的目视迹象e)飞行员报告飞行员不能过于依赖从驾驶舱目视观察来发现风切变。虽然风切变本身不会被目视观测，但是它形成的效果是可以被观测到的。1）夜晚，闪电也许是唯一的目视线索2）白天，以下线索可以为飞行员提供一定的参考:预防预防措施应充分考虑推力、跑道、襟翼、速度、自动设备的影响，做出合适的选择。在很多情况下，飞行员需要仔细权衡，选择当前最佳预防措施。1）起飞时，避免在阵风期间抬轮。如果VR附近遇到阵风，如空速指示迟钝或空速指示急增，瞬间延迟抬轮。这一稍微延迟抬轮可使飞机有额外的时间在阵风中加速，并且增加的空速能提高机尾离地裕度。不要过早抬轮或使用比正常抬轮率大的速率来试图离地和减小阵风的影响，因为这样会降低机尾离地裕度。按需限制驾驶盘的输入，保持机翼水平。过量使用驾驶盘增加扰流板放出量，导致机尾离地高度减小。所有这些要素提供了最大的能量，使飞机在阵风中增速的同时保持了飞机在离地时的机尾离地高度。在此点飞机处于带有侧滑的杆舵交叉状态。离地后慢慢使驾驶盘和方向舵回中，可使飞机缓慢平稳地从侧滑中改出。2）进近和着陆3、改出4、1）风切变警戒：2）风切变警告注：起飞滑跑过程中遇到风切变:如果在V1前遇到风切变，在V1时执行中断起飞则跑道长度可能不够。速度达到VR时，以正常速率抬轮至15度俯仰姿态。一旦升空，执行风切变脱离机动飞行。如果在接近正常抬轮速度时遇到风切变并且空速突然下降，也许剩余的跑道不足以加速至正常起飞速度。如果没有足够长的跑道让飞机停止，即使空速很低，也要在距离跑道末端至少2,000英尺处正常抬轮。在剩余跑道上需要高于正常姿态离地。确保调定最大推力。（当跑道边灯由白色变为黄色时，代表剩余跑道长度为2000英尺）3）进近中的风切变警戒4）进近中的风切变警告5）不可接受的飞行轨迹偏离不可接受的飞行轨迹偏离是指1000英尺AGL以下，正常稳定的飞行状态发生不可控制的变化，超出下列任一情况：15海里/小时指示空速500英尺/分钟垂直速度5°俯仰姿态偏离下滑道 1 个点在较长一段时间内，油门杆位置不正常。6）风切变脱离机动飞行备注：随着空速的减小，向后的带杆力会增加。在所有情况下，导致间歇抖杆或起始抖振的俯仰姿态是俯仰姿态的上限。可能要求间歇性抖杆飞行，以获得足够的地形间隔。柔和、稳定的操纵可避免俯仰姿态过量或失速。注：如果EEC在正常方式，将推力手柄前推到底可获得最大推力。如果即将触地，将推力手柄前推到底。不要超出俯仰限制指示。如果TO/GA不可用，脱开自动驾驶和自动油门，人工飞行。警告：严重风切变可能超出AFDS的性能。 准备断开自动驾驶和自动油门并人工飞行。（十）风切变的知识点1、风切变中指引的工作原理自动驾驶仪与飞行指引仪，提供可靠的修正动作，来抵消大多数风切变。自动油门系统用对速度的任何增、减提供快速响应的方法，也对风切变改出进行支援。一般飞行员会认为指令的动力等级超出必要值，但实际上是情况所需要的动力。起飞或复飞当用F/D起飞或复飞时，如遭遇风切变，F/D俯仰指令杆将提供指令以保持目标速度，直到垂直速度降至约+600英尺/分钟。此时，F/D俯仰杆指令15度上仰姿态。如垂直速度继续下降，F/D继续指令一个15度的俯仰姿态，直到达到大约的抖杆速度。它随后指令俯仰姿态，这将导致抖杆器间断性的工作。在飞机通过风切变的情况时，F/D程序将被颠倒过来。当爬升率增至高于约+600英尺/分钟，F/D指令俯仰姿态，其结果是加速回到目标速度。当A/P或F/D复飞时，A/P与F/D二者均以类似的方式工作。进近和着陆当做ILS进近时，如遭遇风切变，F/D与A/P均力图保持飞机高度或在截获下滑道后保持下滑道，而不考虑迎角或抖杆器的限制。如果飞行员不采取按压TO/GA电门或断开自动驾驶而进行人工飞行的干涉措施，空速可能会低于抖杆速度并且进入失速。2、风切变机动飞行时，如何判断飞机脱离风切变？PFD上的目视警告显示是否可以作为相应的依据PFD上显示的“WIND SHEAR”目视警告信息，在1500ft AGL下激活显示，语音报警只激活一次，但是目视警告信息会一直持续到飞机脱离该次风切变；该警告信息一旦1500英尺一下被激活，在整个风切变改出机动飞行中都有效，尽管高度已经突破1500ft AGL。该目视警告信息可作为脱离风切变的参考依据之一，但不可以作为唯一依据，建议必须还要根据飞机的实际飞行状态进行综合判断，因为前方的飞行条件未知，飞机有可能会进入另一个风切变。综合波音意见和手册信息，脱离风切变后的操作:风切变警告消失后(包括驾驶舱语音警告和 PFD下方红色WINDSHEAR目视警告)，不可接受的飞行轨迹偏离不再继续，并且速度和上升率开始明显增加，机组确认飞机正在恢复正常飞行时，可认为飞机已脱离风切变：3.进近风切变（防止襟翼超速）4、脱离风切变后的机动飞行动作风切变机动飞行时超出襟翼限制速度是可接受的，脱离风切变以后进行正常的复飞动作程序，经证实，脱离风切变后增速收襟翼时，波音不建议收油门来避免超速的情况，特别是在高度较低时，因为前方气象条件未知，有可能会使飞机进入另一个风切变，只是及时的控制飞机姿态，根据速度收襟翼，根据正上升率收起落架执行正常的复飞程序。5、起飞滑跑时遭遇顺风切变，空速不增加，飞行员延迟抬轮时机，最晚于跑道末端2000ft时抬轮，这样在高原机场大重量高温时，很容易造成轮胎超速，该如何应对？首先是跑道末端2000ft英尺抬轮，对于足够长的跑道，不一定要到跑道末端2000英尺速度就满足了，但是对于超轮速的情况，波音性能代表和飞行员的相关解释是飞机的轮速涉及已经考虑到该问题，飞机的验证限制大约达到当前轮速限制的1.4倍左右，确定可以提供足够的安全裕度，起飞后正常执行程序即可。爆胎的情况，飞行员可以第一时间感觉到，所以当出现爆胎的情况时，建议飞行员根据实际状态选择是否收上起落架。6、非正常机动飞行-风切变 “改平机翼的同时抬机头至起始俯仰姿态15°”，如何理解“起始俯仰姿态15°？是始终保持还是要参考升降速度指示，在低高度和高高度有什么区别？ 检查单机动飞行章节很明确，按检查单执行。15°为起始姿态，不是要求始终保持15°姿态，风切变改出允许间歇性抖杆，不能持续抖杆。在临界的低高度情况下，如果可能以空速换取高度。
