當飛機在地面時, 要操作飛機的轉向, 有兩三種方式 : 一是透過方向舵踏板, 二是透過 Tiller (轉輪), 三是透過單邊煞車或兩邊引擎不同推力.
操作方向舵踏板時, 除了方向舵外會轉動外, 也會牽動鼻輪轉向 (只有在鼻輪放下時才有作用). 鼻輪在機頭抬起離地時就沒有作用, 而方向舵在低速時也沒有作用 (需要空氣動力作用於舵面), 因此兩者剛好是相輔相成.
但透過方向舵踏板能控制的鼻輪轉向, 有很大的限制 (一般大約只有 7度左右), 飛機在高速時, 過大的轉向也是很危險. 當想要大角度轉彎時, 就需要另外的 Tiller 來操作. Tiller 也是透過操控鼻輪來轉向, 但因為 Tiller 的轉動角度很大, 不建議在飛機高速時使用.
除了以上兩者外, 飛行員也可以透過左右兩側不同力道的煞車, 不對稱的推力來輔助轉彎. 如下圖, 加大右邊推力及踩左邊煞車, 也可讓飛機左轉.
飛機自跑道起飛離地後, 到爬升至離地面約 1500呎的這段過程, 由於距地面較近，牽涉到障礙物的隔離, 在法規上有比較嚴格的規定, 因此特別把這階段與一般爬升過程區隔開來, 稱為 “起飛爬升 (Takeoff Climb)” 階段.
起飛爬升過程會再細分為四階段 :
第一階段: 從收起落架開始, 到起落架完全收回.
第二階段: 從起落架完全收回, 到離地400呎 (或以上, 由航空公司決定)
第三階段: 從離地400呎 (或以上), 開始收回襟翼, 到襟翼完全收回.
第四階段: 由襟翼完全收回, 到離地1500呎.
此四階段於法規中各有不同的爬升率要求. 其中又以第二階段的要求最為嚴格, 有時甚至會需要飛機減重, 才能符合此要求.
其中值得一提的是第三階段. 在此階段中, 飛機並不急於爬升, 而是盡量加速, 讓襟翼逐段收回, 一直到完全收起. 這是因為襟翼伸出時阻力變大, 影響爬升效率同時也增加燃油消耗.
飛機於跑道起飛時, 會使用引擎的最大推力(馬力). 這時推力稱為 “起飛推力”. 但此時對引擎的磨耗及壽命有很大的傷害, 也容易超溫, 因此操作手冊會限制起飛推力的使用時間 (一般是5分鐘). 在起飛爬升過程中, 在襟翼完全收回後, 就會降低引擎推力 (“爬升推力”), 用此推力設定讓飛機爬升到巡航高度.
1995年3月31日, 羅馬尼亞航空 (TAROM) 371 (Airbus A310) 班機由 Otopeni 機場起飛爬升後不久，即墜毀於機場附近, 機上機組員及乘客共60人全數罹難. 事故原因為爬升過程中自動油門故障，左引擎油門被拉回至慢車位置. 而當時負責油門操作之正駕駛疑似失能, 副駕駛在喚醒正駕駛過程中, 未注意推力不對稱導致飛機嚴重左傾，未能在墜毀前改正.
劇情摘要:
1995年3月31日，羅馬尼亞航空 (TAROM) 371 班機 (機型Airbus A310)，由羅馬尼亞首都布加勒斯特 Otopeni 機場飛往比利時布魯塞爾. 飛機起飛後依離場程序左轉爬升, 但在爬升過程中, 飛機突然偏離航道並急速下墜, 最後墜毀於機場兩浬外空地。機上兩名飛行員, 9名空服員及49名乘客共60人全數罹難.
飛機墜毀時是以近乎80度角俯衝, 在高速墜毀的情況下, 飛機大部分殘骸幾乎埋在土中，不像一般失事現場散佈得很廣. 從土裡挖出的引擎殘骸, 初步判定引擎在失事前仍正常運作.
由於該班機兩星期前才遭炸彈恐嚇，同時部分目擊者也指稱飛機墜地前曾冒出火光, 因此一度傳言飛機遭炸彈攻擊。調查單位找來美國 FBI 協助, 在觀察失事現場殘骸分布狀況及採樣分析後, 確認此次事件非炸彈攻擊。至於目擊者所看見的火光, 可能只是零件脫落的錯覺.
從維修紀錄中, 調查人員發現自動油門多次有不正常的動作, 左油門會在爬升過程中, 退回到慢車位置. 但由於維修人員無法在地面上重現故障情況, 因此一直無法找出故障原因, 連原廠 Airbus 也束手無策. 公司只能發布公告, 要求飛行員在爬升過程中要抵定住油門，防止油門收回.
從飛航紀錄器資料中, 可以看出飛機當時正在左轉爬升, 當高度到達2000呎時, 左引擎油門突然不正常退到慢車位置, 飛機也因因推力不均開始左傾, 但令人奇怪的是飛行員竟然都沒有改正的動作. 飛機左傾情況越來越嚴重, 高度也一直降低, 最後以近乎垂直俯衝的姿態, 高速衝撞地面.
飛行員為何沒有任何改正的動作? 最後在座艙通話紀錄中獲得解答. 本次飛行由副駕駛擔任飛航駕駛員 (PF)，正駕駛擔任監控駕駛員 (PM). 且一開始機長即提到, 他會在副駕駛操作飛機時, 幫忙注意油門位置 (可見機長知道自動油門有問題). 但在副駕駛要求收襟翼時, 機長卻沒反應, 只聽到他說覺得身體不舒服, 之後就再也沒有出聲. 調查人員推斷, 此時機長可能因心肌梗塞或其他原因猝死, 而自動油門也正好在此時故障. 但副駕駛因為忙著喚醒機長, 沒有注意到左油門已退到慢車, 飛機也開始左傾. 尤其當時天氣狀況不佳, 外面能見度幾乎為零, 副駕駛光以儀表難以意識到飛機姿態的改變, 當回過神時, 飛機已接近地面無法改正導至墜毀.
本次事件的主因還是由於自動油門系統的故障. 事故後空中巴士已發出技術通報 (SB, Service Bulletin), 改正此問題.
完整的官方調查報告在此
飛機貨艙依據貨物(包含行李, 以下亦同)裝載方式, 可分為散艙與盤櫃艙.
散艙顧名思義, 貨物是一件一件裝入貨艙裡. 但數量多時, 機邊作業將非常耗時. 為節省時間, 貨物會事先裝好在貨盤上或是貨櫃裡, 機邊作業時就可直接把貨盤/貨櫃裝載或卸下飛機, 可以節省大量時間. 但貨盤/貨櫃本身就有重量, 且在狹窄或機身截面積有變化的地方就難以應用, 因此在較小的飛機, 或是大飛機的尾部(機身漸縮的地方), 還是會有散艙的配置.
散貨通常會用滾帶車 (Belt Loader) 來協助裝卸, 盤櫃就會用 Cargo Loader 來裝卸貨物.
這類的貨盤或貨櫃, 統一稱為 ULD (Unit Load Device). 為了充分利用機身的容積, 貨櫃形狀會配合機身弧度, 因此也有五花八門的型號.
若是散貨要裝在貨盤上, 就必須用蓋網或綁帶固定.
飛機的重心位置, 攸關飛機在俯仰方向上的穩定性. 重心太過後面, 飛機將失去穩定性. 重心也不可太前面, 否則將超過升降舵或水平尾翼的配平能力. 總之重心須保持在一定的範圍內.
但飛機上並沒有量測重量/重心的設備. 重量及重心的位置, 純粹是由計算所得 (利用單純的力量/力矩關係). 要計算重心的位置, 要取得以下資料:
1. 飛機空重及重心 : 每隔一段時間, 飛機就必須秤重, 以取得沒有裝酬載時的重量及重心位置. 測量前必須將油料及裝載全部清空, 在不受風力干擾 (通常是在棚廠內)情況下, 在地上預先依各輪胎位置擺上磅秤, 再將飛機拖上磅秤, 紀錄每個輪胎承受的重量, 以取得飛機空重及空重時的重心位置.
2. 各油箱燃油重量: 飛機的燃油系統可以算出各油箱的燃油重量. 另外油箱的形狀固定, 因此多少油量時, 燃油重心該位於何處也是固定的.
3. 乘客+手提行李 : 乘客與手提行李的重量是用平均值估算. 男人/女人/小孩各有不同, 甚至各航空公司用的估算值也不盡相同. 至於重心位置則是以座位來計算.
4. 托運行李/貨物 : 所有行李及貨物都要秤重. 另外行李通常會裝於行李櫃中, 貨物會事先打包固定於貨盤上或裝於貨櫃內, 這些容器的重量也都要計算在內. 最後每個行李櫃/貨盤會有裝載位置, 用來計算重心.
有了以上資料, 就可以計算整架飛機的重量及重心位置. 另外還要考慮飛行過程中油量減少後的重心變化以及乘客在客艙內走動造成的誤差. 整個飛行過程中的飛機重心, 都要保持在規定的範圍內.
大多數民航機的 (除了螺旋槳飛機及波音 787), 都以高壓空氣來啟動引擎。而高壓空氣的來源, 正常情況下由飛機上APU提供，若 APU 故障, 則由地面的氣源車支援。
當由氣源車啟動時, 通常只啟動一顆引擎, 以提供機上的電源與氣源。後推前氣源車就必須撤離，等飛機後推至滑行道後，再啟動其他引擎。
正常情況下, 飛機左系統 (倒不一定真的在飛機左邊), 包括電力, 液壓等等，都由左邊引擎來驅動，右系統則由右邊引擎提供。但在APU 故障或無法供氣的情況下, 就必須由運轉中的引擎，提供氣源去啟動其他引擎。這種由一邊引擎供應另一邊系統的情況，通稱為 Cross feed)。
但引擎慢車的情況下，所提供的氣源壓力不足以啟動另一邊引擎，必須加大推力才能夠提供足夠壓力，這時就必須考量引擎尾流對周圍環境的危害。雖然一般情況下, 飛機後推到滑行道上，後方一般都沒有尾流的顧忌，但某些航廈或停機坪設計，後推後的引擎尾流，有可能會影響建築或裝備，因此會要求得到機場當局的許可, 才能進行交叉開車的動作.
至於文章開頭提到的例外 (螺旋槳飛機 及波音787), 則是因為其引擎啟動是靠電動馬達, 而非高壓空氣.
這問題的答案只有一個 : 沿用了以往航海界的老習慣.
其他你看到的答案, 例如讓機長看得比較清楚, 方便貨物由右側上下作業 .... 等等, 都是倒果為因的說法. 由於約定成俗的由左側上下乘客, 所以機場的空橋也都設計為配合左側上下乘客, 而飛機也為了避免左側空橋影響地面作業, 才會把下貨艙門設計在右側.
事實上, 如果是上艙也是貨艙的全貨機, 上艙的貨艙門也就會開在左側 (因為下貨艙都開在右側了), 而貨機大多不用空橋(或離空橋有段距離, 如 747-400 combi 客貨機), 所以也並不影響. 對於只使用橋車或登機梯的貨機來說, 靠左邊或靠右邊都沒有差別 (以往也有為了避風, 把登機梯靠在飛機右側的例子).
一般人對駕駛飛機的分工，會認為是以正駕駛為主，副駕駛為輔的方式進行。
事實上Captain/FO、正駕駛/副駕駛，只是階級的區分。在操作飛機的分工上, 是以 PF(Pilot Flying) / PM(Pilot Monitoring) 來區分。PF 負責“飛”飛機, 而 PM 則負責監控相關飛行數據及與航管的通話，至於由正駕駛還是副駕駛來擔任 PF/PM，則是由 PIC (Pilot in Command) 在起飛前指派。
PIC 才是一般所稱的機長, “由航空器所有人或使用人指派負責指揮並負航空器作業及安全責任之駕駛員” (以上是民航法上的定義)。一般正、副駕駛的搭配，當然正駕駛就是機長，若兩位都是正駕駛，則通常由公司指派其中一位為機長。
在某些特殊、嚴苛的飛行情況下 (如能見度不佳、側風過大、有特殊操作程序的機場等等 )，航空公司會指定 PF必須由正駕駛擔任，以降低風險。另外就算是已分派副機長擔任 PF，機長在其判斷下，也有權利隨時接手“飛”飛機的工作。
飛機被閃電擊中, 雖然不常發生, 但實有所聞. 在網路上也常有些流傳, 讓人看了驚心動魄的影片.
到底飛機被雷擊中, 裡面的乘客會不會被電到 ? 會不會對飛機造成損傷 ?
其實在十九世紀, 科學家法拉第 (Faraday ) 即提出了解答. 他發現在帶電導體上的電荷僅依附於導體表面, 且這些表面上的電荷對於導體內部沒有任何影響. 因為此時導體表面的電荷彼此受到對方的靜電力作用而重新分佈至一穩定狀態, 使得每個電荷對內部造成的靜電力互相抵銷, 這個效應稱為遮蔽效應. 利用這個效應做出的 "法拉第籠".
目前民航機多以金屬材質打造, 因此就像一個大型 "法拉第籠", 在裡面的乘客及裝備, 基本上都不會受到雷擊的影響. (註:雖然現代飛機使用了很多不導電的複合材料, 但都會以外貼金屬薄膜或中間夾帶一層導電金屬網的方式, 讓電流可以順利通過, 在導電上跟一般金屬材質無異).
不過在閃電打中 (或離開) 機體的地方, 還是會在機體表面造成輕微的損傷. 基本上這樣的損傷並不會影響飛機的飛行. 網路上有相關的照片可供參考.
http://www.b737.org.uk/lightning.htm
另外在飛機的機翼或尾翼後端, 會看到如下圖, 俗稱放電條的東西. 這並不是設計用來讓閃電釋放的裝置, 正確的名稱是 "靜電釋放條" (Static Discharger). 其用途是用來釋放飛行中因與空氣摩擦, 在機體上造成的靜電, 避免對無線電通信造成干擾.
當提到飛機速度時, 常出現一堆令人眼花撩亂的縮寫 : TAS, IAS, CAS (不是優良冷凍肉品喔). 這篇試著從空速的量測方法開始, 來說明各種速度的意義及應用.
空速的量測, 是將白努利定律: 
運用在動靜壓的量測上:
指示空速 (Indicated Airspeed, IAS).
不過由於空氣密度不易量測, 所以在應用上, 會將空氣密度當成定值 (標準大氣的密度) 來做計算, 如此一來就可以經過簡單的換算求出空速 V. 用這個方式取的的空速, 就叫做 "指示空速" (Indicated Airspeed, IAS).
[註:以上公式適用於不可壓縮流 (250kt 以下), 當飛行速度超過 250 kt 後, 空氣的可壓縮性漸漸顯現, 白努利公式會變得比較複雜, 但量測的原理還是相同.]
由於當時的空氣密度與標準大氣不同, IAS 並不是真正當時的空速, 但因為直接引用動靜壓差, 反而如實反映了作用於飛機上的空氣動力特性, 因此凡有關飛行性能的速度, 都以 IAS 為準, 也是一般在儀表板上看到的數據.
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"校正空速" (Calibrated Airspeed, CAS)
這類量測裝置安裝在飛機上, 多少會受到安裝位置的影響而產生誤差. 舊式的機械型式空速計, 對這類誤差的修正比較難去設計. 但現代的電子設備很容易修正這類誤差, 所以近代民航機都會把這種 "裝設位置誤差" 做修正, 而 IAS 經過這樣的修正後, 稱為 "校正空速" (Calibrated Airspeed, CAS). 在現代民航機儀表上看到的速度, 基本上是 CAS.
Marker Beacon 是在飛機進場降落的航線上, 在地面上設置一些電台, 這些電台會向上發射一集中波束, 當飛機飛越這些電台上空, 機上系統接收到這些電波時, 駕駛艙內就會以燈號及聲音的方式, 提醒飛行員注意, 幫助飛行員掌握飛機與機場間的距離.
Maker beacon 的工作頻率固定為 75 MHz, 但隨著電台的不同, 內含的音頻訊號也不相同. 底下就是這五種 Maker beacon 地面台的分類 :
一般機場會視其需要 (經費多寡 ?), 裝設 1 - 4 個電台 (第 5 種為航路上使用), 或甚至都不裝.
慣性導航系統, 是利用高速旋轉的陀螺 (因其具有很大的慣性, 不會輕易隨著飛機的運動而變動), 作為空間中一個不動的參考點, 進而計算出飛機現在的位置. 不過目前多以雷射陀螺儀取代傳統陀螺儀.
飛機在三度空間中運動, 共有六個自由度 (三個直線, 三個旋轉). 直線上運動可由 IRS上的直線加速度計量得, 經過積分, 就可得到速度, 在經一次積分, 就能得到位置的資料了. 至於旋轉軸上的運動, 則是利用雷射陀螺儀量得. 雷射陀螺儀所量得的是角速度資料, 經積分可得旋轉角度, 而經微分可得角加速度資料.
慣性導航一直是航空界非常重要的導航方法, 在過去這樣的系統被稱做 "慣性導航系統" (Inertial Navigation System, INS), 因為它的確負起引導飛機航向目標的重責大任, 不管是駕駛艙內的顯示, 或是下給自動駕駛的指令, 都是由 INS 所提供.
但慣性系統最大的一個缺點, 就是它的誤差會隨著飛行時間而累積, 即使是像 747-400 上的新系統, 飛行十幾個鐘頭後, 誤差也可能達到 20-30浬. 這樣的誤差是無法接受的, 所以過去的 INS , 會利用導航電台定位方法, 去修正位置的誤差.
新一代的飛機上, 將導航的任務交給了飛行電腦 FMC, 由 FMC 縱整 IRS, GPS, 及導航台定位的資料, 提供駕駛艙的顯示, 及下命令給 Autopilot 來操縱飛機飛往目的地. 慣性系統就此退居幕後, 其所提供的資料僅供 FMC使用, 因此改稱為 "慣性參考系統".
不過可別因此貶低了 IRS 在 747-400 上的地位, 因為除了提供位置的資料外, 飛機的姿態, 機頭指向 (Heading), 航向 (Track), 對地速度等等重要的飛行參數, 也都是靠 IRS 來提供. 還有一點非常重要, IRS 是唯一不必使用外界資訊的導航方法. 利用電台或衛星導航, 還有可能碰到這些系統停工, 甚至太陽黑子活動的影響, 只有 IRS 可以在這種情況下, 不間斷的提供導航資料.
IRS 在使用前有一個非常重要的動作, 稱為 Align. 在 Align 的過程中, 飛機必需靜止於地面上, 輸入飛機所在位置的經緯度, 讓 IRS作一個類似歸零的動作, 之後 IRS 才能正常運作, Align 過程所需的時間, 依所在的緯度而不同, 緯度越高, 所需時間越久, 以台灣的位置來說, 一般要 6,7 分鐘.
在 Align 過程中, IRS 會量出地球的自轉方向, 及地心引力的方向, 如此才能定出座標軸的方向. 此外 Heading 及所在緯度也可一併量出. 此時配合所輸入的經緯度座標及從大氣電腦所得的高度, 就可定出原點, IRS 就可以開始工作了. (IRS 所自行量出的緯度資料, 可用來驗證輸入的位置資料是否正確) .
測距儀顧名思義, 是一套測量距離的儀器. 不過它可不是用來量測任意物體的距離, 而是必須配合地面電台 (DME 電台)的使用, 用來量測飛機與該電台間的距離, 屬於一種協助飛機導航的裝備.
為什麼說協助呢 ? 因為 DME 電台一般並不單獨存在, 而是與 VOR 或 ILS 電台在一起, 搭配使用. 飛行員只要做好 VOR 或 ILS 的設定工作, 若該電台有搭配 DME, 則飛機與該電台的距離, 就會顯示出來. 換句話說, DME 電台的頻率, 與 VOR/ILS 頻率是有配對的關係, VOR/ILS 頻率是多少, 就決定該 DME 的頻率是多少, 這時機上系統會自動把 DME 調到該工作頻率上, 讓 DME 運作.
不過要注意的是, DME 所量測出來的距離, 是飛機與電台間三度空間的距離, 而不是投影在地面上的二度空間距離.
飛機上的 DME 系統會以所設定的工作頻率, 發射出 "詢問" 電波, 而地面 DME 電台接受到此電波後, 就會發射一個 "回覆" 電波. 機上系統只要一比較兩個電波的時間差, 就可以算出飛機與電台間的距離了.
機上 DME 的發射頻率範圍從 1025 MHz - 1150 MHz, 接收的頻率範圍從 962 MHz - 1215 MHz, 共 252 個頻道可用, 其中 200 個給 VOR/ILS 使用, 52 個給 TACAN 使用.
所謂 ILS 是利用電波在空中建立一條航道 (三度空間中的一條直線), 在降落時, 只要飛機沿著這條航道飛, 就可以到達跑道頭完成落地. 由於電波可以穿過雲雨煙霧, 因此可以幫助飛行員在惡劣天氣狀況下降落飛機,
實際上 ILS 可分成兩套系統 : Localizer (簡稱 LOC) 負責飛機橫向方面的導引, 讓飛機可以對準跑道. 而 Glide Slope (簡稱 G/S) 則負責飛機垂直方向的導引, 讓飛機沿著一定的下滑角度, 在跑道頭著陸.
不過 ILS 的地面裝備所費不貲, 因此通常只裝在常用的跑道方向. 當機場宣佈改變跑道方向, 飛機必須從另一端降落時, 就無法使用到 ILS 的完整功能了. 因為原本 G/S 在跑道頭所設定的著陸點, 現在變成在跑道尾了, 因此無法提供 G/S 的功能. 而 LOC 只是負責讓飛機對準跑道中心線, 因此只要將電波向後發射, 還是可以提供 LOC 的功能, 但是此時訊號作了 180 度的轉變, 原本偏左的訊號, 變成了偏右的訊號. 在這種情況下, 飛行員必須將 ILS 設定為 Back Course (背向降落)模式, LOC 部份才能正常運作.
ILS 其實可以分成 LOC 與 G/S 兩部份來說明 :
民航機在飛行過程中, 只有在準備降落時才會往地面接近, 其它任何時候都不應該靠近地面才對. 因此在民航機上多裝有這套 GPWS, 在飛機有往地面接近的不正常狀況時, 就會發出警告, 提醒駕駛員注意.
像前幾年, 國軍發生 E-2T 預警機未放起落架, 以機腹著陸的事件. 若機上的 GPWS (不曉得 E-2T 上有沒有裝 GPWS ?)功能正常, 在著陸之前, 飛行員就應該會收到 GPWS 的警告才對, 這也是 GPWS 的功能之一.
GPWS 越發展, 功能也越多. 目前 747-400 上用的 GPWS 除了基本的地面接近警告功能外, 還有風切 (Windshear) 的警告功能, 降落時偏離滑降角 (Glide slope) 的警告功能等.
目前中華民國民航局規定, 所有民航機都必需裝有 GPWS.
GPWS 的核心是一台名為 GPWC (Ground Proximity Warning Computer) 的電腦, 此電腦會收集機上相關的資訊 (例如飛機高度, 雷達高度, 空速, 對地速度, 起落架位置等等), 判斷飛機是否有不正常接近地面的情況. 若有, 就會對飛行員發出警告.
警告的等級分成兩種, 一為 Warning, 另一為 Alert. 其中 Warning 是比較嚴重的情況.
1. GPWS 會針對下列七種狀況發出警告 :飛機進離地不高 (RA < 2450 呎), 而且下降速度太快 ( > 5000 呎/每秒).
剛開始時是 Alert 等級, 發出的警告語音是 "SINK RATE". 若下降速度不減, 接著就會進入 Warning 等級, PFD 上顯示 "PULL UP", 警告語音是 "WHOOP WHOOP PULL UP".
2. 飛機在正常飛行或準備降落過程中, 地形急劇升高.
剛開始時是 Alert 等級, 發出的警告語音是 "TERRAIN TERRAIN". 若飛機沒有爬升, 接著就會進入 Warning 等級, PFD 上顯示 "PULL UP", 警告語音是 "WHOOP WHOOP PULL UP".
VOR 是目前航空界最常用的導航方式. 不但精確度比 ADF 高, 而且飛行員可以事先選定路徑 (Course), VOR 的顯示儀表不但顯示該路徑, 也同時顯示飛機的飛行誤差, 對飛行員修正飛行路徑很有幫助. 事實上基乎所有的儀器飛行航路, 都是由 VOR 導航台直接或間接定義出來的.
在軍事用途上, 軍機也有類似的導航裝備, 稱為 TACAN (TACtical Air Navigation, 戰術空中導航). TACAN 還有 DME 的測距功能, 可以說 TACAN = VOR + DME, 不過其使用的頻率屬於 UHF 範圍, 民航機無法使用. VOR 電台有時會與 TACAN 地面台設在一起, 稱為 VORTAC.
VOR 的工作頻率在 108 MHz - 117.95 MHz 之間. (這個頻率也包含 ILS 系統中 Localizer 的工作頻率)
每個 VOR 電台會發射兩種電波, 請參考下圖 :
其中紅色為一向四面八方發射的無方向性電波, 稱為 Reference signal, 在此同時, 藍色的指向性電波由正北方開始, 往東, 南, 西的順序順時針方向掃描. 兩電波的週期同為 1/30 秒.
因此只要計算出接收到兩個電波的時間差, 就可以知道飛機在電台的什麼方位上了. (註 : 以上之說明純為方便解釋 VOR 之原理, 與真正 VOR 運作方式稍有出入)
VOR 另一個重要功能就是飛行員可以事先設定路徑 (Course), 用 "路徑" 這個名詞可能容易引起誤解, 實際上應該是一個角度. 例如設定 Course 為 135, 則表示飛機的飛行路徑要在該導航台 135 度 (東南方)的方向上. 若飛機不在這條路徑上, 則機上的 VOR 顯示儀表就會把誤差的角度顯示出來.
例如下圖中, 飛機若飛在路徑的左邊, 儀表上的粉紅色棒棒, 會出現在飛機的右邊. 飛行員一看, 就可以直覺的知道自己飛偏了.
近年來 GPS 被大量應用在生活中, 從汽車導航到戶外運動, 都可見到 GPS 的蹤影. 雖然目前在航空界, 還未把 GPS 當作標準配備, 不過隨著 GPS 越來越普及, 精度越來越高, 未來 GPS 在航空界的應用, 會越來越深入.
美國為了發展這一套衛星定位系統, 在地球上空發射了 24 顆衛星 ( 其中有三顆是備用的 ). 這 24 顆衛星, 在離地約 20000 公里的軌道上, 每 12 小時繞行地球一周.
這些衛星會同步發射定位用的電波, 而使用者接收電波後, 可以依據時間差, 算出接收器與該衛星間的距離, 加上接收器本身存有這些衛星的運行資料 (什麼時候, 衛星會到什麼位置).
基本上三度空間裡, 三顆衛星就足以定出接收者的位置了. 但是因為接收器與衛星間的時鐘並不同步, 因此實際上需要四顆衛星的資料, 才能正常運作.
這套衛星系統其實有兩個發射頻率 : 1227.6 MHz , 僅限美國軍方使用. 1575.42 MHz, 則開放作為商業用途.
大氣壓力具有隨著地表高度遞減的特性, 因此很早就被用來當作量測飛行高度的工具. 雖然後來發展出利用雷達迴波原理的雷達高度計 (Radar Altimeter, RA), 而且精確度也比較高, 但因為僅能用在距離地面 2500 英呎範圍內, 只用在落地階段的高度指示. 目前飛機上使用的高度計, 還是以氣壓式為準, 所也有時也被稱為 "氣壓高度".
不過大氣瞬息萬變, 颱風來時, 氣壓可能低到 900多毫巴, 而冬天冷高壓來時, 可能高到 1030 毫巴, 兩者量到的高度值可能差到 1000 英呎以上. 所以氣壓高度計在使用前, 都必須進行 "歸零" 的動作, 就是把當時的海平面氣壓值輸入, 作為 0 高度時的基準氣壓. 而這個 "當時的海平面氣壓值" 就稱為 QNH, 中文稱為 "高度表撥定值".
飛行員在起飛前, 或是飛行中進入一個新的航管區域, 都必須從航管人員 (或是收聽電台 - Automatic Terminal Information Service, ATIS) 來取得當地的 QNH, 並調整飛機上的高度計, 才能在飛行中讀取正確的飛行高度.
不過如果飛行員每飛到一地, 都要如此調整高度計, 也太麻煩了. 所以當飛行超過某一高度後, 已經沒有地面障礙物的危險時, 就統一規定都撥到 1013 毫巴 (標準大氣的海平面氣壓值, 稱為 QNE). 雖然這時高度計顯示的可能不是正確的飛行高度, 但因為已經遠離地面, 沒有撞山的危險, 而且同一區域內的所有飛機都 "錯" 得一樣. 飛機也不會因為高度的誤差而撞在一起.
使用這種方式可以大幅減輕飛行員及航管員的工作負擔. 但從使用 QNH 轉換到使用 QNE 時, 中間必須有個緩衝空間, 才能避開因 "使用 QNE 所產生的高度誤差", 所帶來的碰撞危險. 這個緩衝空間稱為 Transition Layer.
同時為了更明顯的區別兩者在使用上的差別, 稱呼上也完全不同. 在 Transition Layer 之下, 仍稱為 Altitude (高度), 單位使用英呎, 而在 Transition Layer 之上, 則稱為 Flight Level (飛航空層), 同時單位為 100 英呎. 例如:
機場跑道長度看似無窮無盡, 但對飛機來說, 跑道長度似乎永遠都嫌不夠. 尤其對飛長程的大型飛機而言, 常有因跑道長度不足, 而必須限制載客或載貨的例子.
在計算飛機起飛所需跑道長度時, 除了考慮飛機自加速至起飛離開地面的情況外, 還必須考量在加速途中, 萬一發生嚴重故障必須立刻煞停的狀況. 而所有故障中, 發動機失效應該是影響層面最廣的一種狀況. 不但飛機加速性能變差, 還會因為推力不平衡而增加操作上的困難. 因此在考量起飛所需跑道長度的時候, 單發動機失效就成了最重要的考量因素.
依照發動機失效的時機, 可以先以兩種極端的情況來說明. 第一種情況是發生在飛機剛開始加速時期, 這時飛機最好立刻煞車停下來, 若執意以剩下的發動機繼續起飛, 則會因為飛機加速性能不足, 而使所需的跑道長度大增, 如圖一.
第二種極端的情況, 則是飛機已經加速到接近可以離開地面的速度, 此時若執意煞停, 則需要很長的跑道長度來煞停. 但若繼續用剩下的發動機起飛, 則反而起飛所需的距離較短, 如圖二.
因此我們可以想見, 介於這兩種極端情況中間, 存在某個速度. 在這速度之下, 不管是繼續起飛還是立刻煞停, 兩者所需的跑道距離都相等, 如圖三.
這個距離稱為"Balanced Field Length (平衡跑道長度)", 也是飛機在目前重量下, 起飛所需的最短跑道長度. 而這個速度就稱為 V1. 因為要使用這麼短的跑道, 飛行員必須嚴格遵守底下規則:
空中浩劫系列 (4)