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油流量主要是根據(jù)進(jìn)入螺旋槳的軸功率而不是推力來計算的。因此，燃油流量可以直接的和
維持飛機(jī)穩(wěn)定水平飛行需要的功率發(fā)生關(guān)系。這個事實允許通過分析要求功率對于速度的關(guān)
系來計算航程。
最大續(xù)航時間條件將在最小要求功率點獲得，因為這需要最低的燃油流量而保持飛機(jī)穩(wěn)定水
平飛行。最大航程條件將出現(xiàn)在速度和要求功率比值最大時。如圖9-11
最大航程條件在最大升阻比處獲得，要重點說明的是對于一個給定的飛機(jī)配置，最大升阻比
發(fā)生在特定的迎角和升力系數(shù)條件下，且通常不受重量和高度的影響。重量的變化將改變空
速的數(shù)值和獲得最大升阻比需要的功率。如圖9-12
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作為巡航控制程序的一部分，飛行員必須監(jiān)控速度和要求功率的變化，來維持最大升阻比。
當(dāng)飛機(jī)的燃油重量是總重的一小部分且飛機(jī)的航程也小，巡航控制程序可以簡化為本質(zhì)上在
巡航飛行時間內(nèi)維持恒定的速度和功率設(shè)定。長航程的飛機(jī)燃油重量是總重的相當(dāng)一部分，
巡航控制程序必須使用預(yù)定的空速和功率變化來維持最優(yōu)的航程條件。
在螺旋槳驅(qū)動的飛機(jī)上，高度對航程的影響可以通過檢查圖9-13 來理解。在高海拔高度操
控的飛行將有較大的真空速，所需要的功率也相應(yīng)的比在海平面時大。飛機(jī)的阻力在高海拔
高度和在海平面時的阻力一樣，但是較高的真空速導(dǎo)致相應(yīng)的要求功率也更大。請注意直線
既和海平面功率曲線相切，也和海拔高度功率曲線相切。
高度對具體航程的影響也可以從前面的關(guān)系中認(rèn)識到。如果高度的一個變化導(dǎo)致速度和要求
功率的同樣變化，速度對要求功率的比例就不會改變。這個事實意味著螺旋槳驅(qū)動的飛機(jī)的
具體航程不會受高度影響。實際上，這對于程度來說是對的，具體燃油消耗和螺旋槳效率是
能夠?qū)е戮唧w航程隨高度變化的主要因素。如果可壓縮性影響可以忽略，具體航程隨高度的
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任何變化是發(fā)動機(jī)/螺旋槳性能的一個嚴(yán)格的函數(shù)。
裝配了往復(fù)式發(fā)動機(jī)的飛機(jī)的具體航程向上到它的絕對高度會經(jīng)歷非常小的變化。對于制動
馬力低于發(fā)動機(jī)的最大巡航功率額定(發(fā)動機(jī)運(yùn)行的貧油范圍)，制動具體燃油消耗可以忽略。
因此，只當(dāng)增加的功率要求超出發(fā)動機(jī)的最大巡航功率額定時，高度的增加會引起具體航程
的降低。增壓的一個優(yōu)點是在高海拔高度可以維持巡航功率，伴隨著真空速的相應(yīng)增加，飛
機(jī)可以在高海拔高度達(dá)到航程。【增壓的發(fā)動機(jī)燃燒效率通常更高，也就能夠在高海拔維持
較好的輸出功率，而同時真空速隨著高度增加而增加了，所以航程方面有優(yōu)勢。】高海拔高
度巡航和低海拔高度巡航的主要差別是真空速和爬升燃油要求。
【制動具體燃油消耗-往復(fù)式發(fā)動機(jī)輸出1 馬力的功率，每小時燃燒的燃油磅數(shù)。
制動馬力- 飛機(jī)發(fā)動機(jī)在螺旋槳軸(主輸出或者主驅(qū)動)上輸送的功率。】
地面效應(yīng)
地面效應(yīng)是由于飛行時飛機(jī)的氣流模式對翼面的干擾。地面效應(yīng)可以在翼面之上的一個翼展
高度內(nèi)檢測和測量到。然而，地面效應(yīng)在飛機(jī)以低速維持在一個恒定高度或者低高度飛行時
極其重要(例如，在接地前的著陸拉平期間，和飛機(jī)離地加速到爬升速度的起飛期間)。
當(dāng)機(jī)翼收到地面效應(yīng)的影響時，上洗流和下洗流以及翼尖渦流都會減弱。由于翼尖渦流的減
弱，誘導(dǎo)阻力也降低。當(dāng)機(jī)翼位于四分之一翼展高度時，誘導(dǎo)阻力大約降低25%，當(dāng)機(jī)翼
高度等于十分之一翼展時，誘導(dǎo)阻力大約降低50%。在寄生阻力為主導(dǎo)的高速飛行時，誘
導(dǎo)阻力只是總阻力的一小部分。因而，在起飛和降落期間，地面效應(yīng)的影響是更大的考慮。
如圖9-14
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假設(shè)飛機(jī)維持恒定迎角和空速下降到地面效應(yīng)里，將會發(fā)生如下影響：
由于阻力的降低，將需要更小的機(jī)翼迎角來產(chǎn)生相同的升力系數(shù)，或者，如果維持恒定的機(jī)
翼迎角，機(jī)翼的升力系數(shù)將會增加。
作為阻力降低的結(jié)果，在低速時需要的推力也會降低。
水平尾翼下洗流的減弱會降低升降舵的有效性。它可能引起機(jī)頭下沉的趨勢，這樣就要求方
向舵更加的向上來平衡飛機(jī)。
在大多數(shù)情況下，地面效應(yīng)會導(dǎo)致靜壓源壓力的增加，引起空速和高度的較低指示。
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在飛機(jī)以恒定迎角進(jìn)入地面效應(yīng)的拉平期間，飛機(jī)將會經(jīng)歷升力系數(shù)的增加。因此，會經(jīng)歷
到“漂浮”的感覺。由于地面效應(yīng)中的阻力降低，拉平期間的任何過速都可能導(dǎo)致一個相當(dāng)長
的“漂浮”距離。如果正在執(zhí)行有功率進(jìn)近，當(dāng)飛機(jī)下降進(jìn)入到地面效應(yīng)時，應(yīng)該降低功率設(shè)
定以避免飛過了預(yù)期的接地點。
起飛期間，飛機(jī)離開地面效應(yīng)會遇到和進(jìn)入地面效應(yīng)相反的情況。例如，飛機(jī)離開地面效應(yīng)
時會：
要求增加迎角，以維持相同的升力系數(shù)
發(fā)生誘導(dǎo)阻力的增加，進(jìn)而要求推力增加，
發(fā)生飛機(jī)有機(jī)頭上仰的趨勢，這要求升降舵行程降低來配平飛機(jī)，因為在水平尾翼的下洗流
增強(qiáng)【壓力差增加，尾翼向下的力增加，進(jìn)而導(dǎo)致機(jī)頭有上仰的趨勢，但是要控制不能過分
上仰。】
一般還會遇到靜壓源壓力降低和指示空速增加。
由于地面效應(yīng)中阻力降低，飛機(jī)好像能夠以低于推薦的空速起飛。然而，當(dāng)飛機(jī)以不足的空
速飛出地面效應(yīng)高度時，最初的爬升性能由于阻力增加而被證明是臨界的。在例如高密度高
度，高溫和最大總重的極端情況下，飛機(jī)可能以不足的空速升空，但是卻不能飛出地面效應(yīng)。
進(jìn)而，飛機(jī)可能飛越不了障礙物，或者可能又跌落(settle back)到跑道。在邊際條件下，
飛機(jī)以推薦的空速起飛能夠提供足夠的初始爬升性能，這點很重要。如果跑道足夠長，或者
沒有障礙物存在，地面效應(yīng)可以通過利用降低的阻力來改進(jìn)最初的加速而作為它的優(yōu)點。地
面效應(yīng)對于正常飛行運(yùn)行在柔軟而粗糙的場地起飛和著陸的性能非常重要。從這些表面起飛
的程序要轉(zhuǎn)換成地面運(yùn)行期間機(jī)翼上盡可能多的重量，和獲得真實飛行速度前借助于地面效
應(yīng)的起飛。那么就必須逐漸的降低迎角，直到在努力爬升離開地面效應(yīng)前獲得正常的空速。
　
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