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飞机的重着陆与硬着陆：
哈酷所说的重着陆，我们也叫硬着陆HARD LANDING 指着陆过载超出一定限制值得着陆，不同的飞机不一样，通常民航飞机一般在2G左右。这个确实不大，但民航飞机嘛，承受过载能力有限，有时甚至机组自己没有感觉（当然也有瞒报的可能），需要事后通过数据监控发现。
一般所说的重着陆，又叫超重着陆Overweight Landing指飞机着陆重量超出最大着陆重量的着陆。
超重着陆没有重着陆/硬着陆常见，当然重着陆/硬着陆也不多，大部分情况下机组没那么野蛮。。。
当发现出现HARD LANDING /Overweight Landing后，需要根据手册对飞机进行检察，大部分是目视检查，根据检查结果确定进一步措施，通常都没什么问题。
自动驾驶和自动油门相关：
好文章，但是那个节流阀看的太别扭了，这个应该是油门的意思。
刚才找搞空客的工程师看了眼空客的手册，发现空客比较喜欢用Thrust而不是Throttle，比方说自动油门波音是Autothrottle，空客是Autothrust。
看了看现在空客的手册，在无线电高度100英尺以下不能在复飞模式下解除自动驾驶，在其他情况下可以通过操作FCU上的解除电门或是将油门杆收回到慢车IDLE或拉反推的方式解除自动驾驶。看来空客跟波音还是不一样啊。。。
嗯，其实那个时候自动化的技术和概念还不完善，感觉空客这个纯粹就是个卖点而已，拿来跟波音竞争听起来比较炫而已。
另外我觉得空客那个时候可能也没那么前卫，真的搞个自动驾驶优先，只是在飞行员解除自动驾驶的操作上没有波音那么方便。空客想多了而已，我估计它是觉得复飞开始阶段高度太低，怕飞行员人工操纵出问题，所以一定要爬升到一定高度后才能解除自动驾驶。当然我没学过空客机型，这个只是看了空客的手册后瞎猜的，姑妄听之吧。
无线电高度：
就是显示在无线电高度表上的高度，这个高度是通过无线电高度表自己的天线向下发射无线电波接收回波后计算出来的，也就是飞机的实际距地高度。
我国民航的安全性：
这个我正好有数据，不过得回家找找才能给大家分享。
另外，正式的计算方式不是这样计的。首先要看是何种形式的运营人以及飞机所取得型号合格证的级别。持25部合格证的飞机和持23部合格证的飞机肯定不能一起计算。通常国际上民航飞机的事故率是以121部运营人的事故为准，因为只有121部运营人才可以运营商用运输航线，121部运营的肯定是25部以上的飞机。23部及以下的飞机算通用航空，不属商用运输范畴，另外公务机根据运营人和公务机所有人的异同按91部或135部运营，按91部运营跟通用航空区别不大，按135部运营接近121部，但在计算事故的时候算不算商用运输我不太清楚，毕竟这在国内也是刚出现。
民航飞机的事故率标准是次/百万飞行小时，目前ICAO对于事故率的要求是<1次/百万飞行小时，基本上采用适航管理并使用按照适航要求设计制造的飞机的国家和营运人都可以达到这个标准，那怕非洲的黑蜀黍们也可以做到。这也是民航飞机在设计时的最基本的安全指标。
所谓事故在民航法规里是有明确定义的，究竟什么样的情况算事故，包括人员伤亡、财产损失等是有明确标准的，基本上摔飞机、出现人员死亡等都算事故。在事故以下是事故征候，包括飞机出现重大故障但未造成重大损伤的，以及严重违规但未造成重大损失的等等，此外还有差错、人为因素等都有明确的标准。
所以，国航40年无事故其实最主要的原因还是前几十年飞得少，我估计解放后前30年民航总飞行小时数都不一定有现在一个月飞得多，如果按照事故率计算新世纪以前的确我们的安全纪录也一般，当然这里面还有我们当时大量使用的苏制飞机并不是按照适航标准设计制造的原因。
2000年以后，我们的安全纪录就不可同日而语了，甚至创造了个世界纪录，就像holycow兄所说，杨元元局长功不可没。
就先说到这，数据稍后提供。
好了，接上回讲，民航局曾经对自解放初到2010年以前中国民航的安全记录做过统计，90年代以前的没对外说过，不过那时的飞行小时数少，样本小，没啥实际意义。90年代是个分水岭，这段时期整个民航业的规模迅速发展，而对于适航管理和适航要求这些新东西我们也是刚刚接触，适航安全意识和管理体系在民航推广的也不快。再加上那个时候我们还有相当数量的苏制飞机，这些飞机并不是按照适航要求设计制造的，维护和运行体系也是自成一套。所以整个90年代我们的安全记录的确一般，甚至可以用惨淡来形容。90年代我们的事故率是4.4次/ 百万飞行小时，不仅比我上面提到的ICAO要求的<1次/百万飞行小时相去甚远，而且同时期的非洲地区民航事故率是1.7次/百万飞行小时，JAA是0.5次/百万飞行小时，FAA是0.3次/百万飞行小时。这里面当然有客观因素的问题，比如我们的机队规模发展太快，人员、管理跟不上；还有一定数量的苏制飞机在运营等等，但另一方面，适航管理体系推进缓慢，大家还没有摆脱以前的模式和意识也是一个问题。
有鉴于90年代惨淡的安全形势和本世纪初连续摔得那几架飞机，从杨元元时代开始，民航的适航管里体系建设开始加快，同时大家也意识到对于如此规模的民航运输业必须使用科学的方法运行。另一方面，这个时候苏制飞机开始全面退出市场，我们运营的飞机已经全部都是按照适航要求设计制造的了。所以从2004年开始我们的安全记录从表面上看几乎是骤然有了一个飞跃，从2004年的1121空难之后，到2010年6月29日伊春空难前，我们创造了一个连续安全飞行2200多万飞行小时的世界纪录，从2010年至今我们又已经安全飞行了快600万飞行小时了。总体来说，尽管新世纪以来我们的机队规模仍然发展迅速，在册的运输类飞机从2002年的663架飞机发展到1818架（截止到2012.04），但最近十年我们的安全记录甚至低于0.1次/百万飞行小时，同期FAA的安全水平是0.2次/百万飞行小时，EASA是0.3次/百万飞行小时，非洲地区是1次/百万飞行小时。
不过CAAC的公开说法仍然是我们的安全水平低于美国，跟欧洲差不多，这个倒不是谦虚，因为在安全管理体系建设上，美国仍然是全世界最先进的国家，基本上都是美国人搞个东西出来，大家跟着他学，美国航空立国，他的领先是全方面的。另外我们的机队规模和飞行小时数仍然不多（2200万飞行小时不是一个太大的样本数量），虽然现在我们有将近2000架运输类飞机的规模，但仍只是美国的将近1/5，而且我们的通用航空规模有限，这个是基础，截止到2012年4月，我们的通用航空器数量大约1255架，虽然这几年发展迅速，但仍只有运输类飞机的2/3左右，所以我们的民航业是倒金字塔形式，而美国的通用航空规模达到22万多架，这才是美国航空第一大国的根本。不过我们也不必妄自菲薄，这些年我们在学习的过程中也是有成果的，至少目前我们的135部和53、55部（航油航化）还是世界领先的，美国人也在向我们学
提到通用航空，因为通用航空大部分是私人航空器和小型航空器，所以对它的安全管理没有商用运输飞机那样严格，事故率也要高很多，以美国为例，美国通用航空安全水平大约是11.3次/百万飞行小时，远高于运输类，这还是通用航空搞得最好的国家。所以美国人现在也想把适航那套东西搞到通用航空领域去，不过通用航空的事故大部分主要由航空器所有人自己承担，不牵扯公共安全，所以事故率高一些大家也能承受。
有关我上面讲到的航空事故的分级，有兴趣可以参见中国民航行业规范MH/T1011，维修事故参见MH/T3011，因为内容很多，就不在这里细说了。
最后再说一下民用航空器的区分，根据取得的型号合格证的不同，运输类航空器取得是25部合格证，通用航空的飞机取的是23部及以下的合格证，直升机取的是27（通用）和29（运输）部合格证。每一部都对所属航空器有详细的适航要求，要取得该部合格证，必须由局方审查证实符合这些要求。有意思的是除了25部，其它各部适航规章都对所属航空器有个明确的定义，比如载客数量、起飞重量、发动机数量等等，只有25部没有。我觉得这是因为25部的适航性要求非常庞杂细致，而且在不断变化，不好下一个简单的定义，反正你能满足所有适航要求就行。这里甚至对发动机数量都没有做规定，这似乎是为单发飞机进入运输市场开了个后门，但这个后门至少目前是堵死的，因为在适航规章的运营规范里明确规定121部运营人只能运营双发以上的飞机。。。所以单发飞机即便取得25部合格证也进不了民用运输市场。
我是上个世纪的最后几年进入民航维修行业的，这十几年来我自己亲身感受到了我们的安全管理水平的不断进步和大家安全意识的提高，现在适航安全的意识可以说是进入到每个相关从业人员的心里了。当然这个进步的过程和方式也确实不是那么理想和符合预期，但我们也确实是在不断进步。从另一方面说，我们安全水平的提高是一个不断积累的过程，这里不仅有最近十年的贡献，也是此前几十年发展的结果，这不是说从04年突然一下就变出来的，不能因为最后一个烧饼吃饱了，就说前面几个烧饼都白吃了。
气象雷达：
象你碰到的这种其实跟文中提到的现象相比是非常轻微的，飞机的过载可能也就1G左右。象这种程度的气流变化的确很难探测到。其实这种不会超过飞机许用过载的气流变化在高高度出现问题不大，比较怕的是在起飞降落时出现，飞行员来不及采取措施。所以客机的气象雷达除非人为拔跳开关关闭，否则通常只要油门杆前推就会打开，以探测未预知的风切变，但确实小的气流变化很难及时探测到，所以飞机在空中产生颠簸是难免的。
机轮和轮胎：
这个事故让我想起了现在飞机的几处特点，不知是不是跟这个事故有联系。
1。现在飞机用的轮胎都有易融塞，在轮胎压力或温度过高额情况下会融化给轮胎放气，所以现在民航飞机刹爆胎的不多见，都是易融塞融了，轮胎压力释放，除非像协和那样直接被异物划开。
2.737NG飞机的主轮舱后面有一个小的液压堵头，这个东西连在起落架收上液压管路上。目的是如果在起飞时轮胎发生爆胎，旋转的轮胎碎片会首先打断这个堵头，起落架收上液压管路就会释压，这样起落架就不会收上，而是受重力作用放下来，以避免轮胎碎片进一步损坏轮舱中的设备和管路。其它飞机也有类似的设计。
3。对于大多数民航飞机来说，驾驶舱胎压和温度指示属于选装，并不在适航限制项目范围之内，也许是上述的设计足以保证安全了吧。因为这种指示引起的虚假警告很多，而大多数危险情况其实驾驶舱有指示，飞行员也来不及做反应。
液压系统：
所有民航飞机在液压系统上肯定都是余度设计的，宽体机特别是飞ETOPS的，按照适航要求要有三套独立系统。但无论几套系统，现在民航飞机的液压系统部件包括液压油箱基本都集中在主轮舱里，当然主轮舱很大，局部破坏不会波及所有部件，但这种轮舱起火就没办法了。所以现在的飞机都有轮舱火警系统和灭火设备，不知是不是与这次事故有关。
另外，液压管路里一般有液压保险，当流量过大时可以关闭液压管路，所以只要不是从油箱附近漏油，基本不会造成液压油大量损失和液压压力下降，只会导致部分液压系统功能失效，当然60年代的飞机有没有这个东西我不知道。当然，液压油损失导致压力下降是一个积累的过程，从这次事故看，一开始的液压渗漏可能没有引起驾驶舱明显的异常指示，等到驾驶舱有异常指示的时候，液压系统已经基本上被烧毁了。
有关轮胎爆胎后如何着陆的问题嘛，我不是飞行员，不知道如何处理。。。好像飞行的那些手册里也没提过这么极限的情况。。。不过爆胎的轮子收进轮舱很危险，参见神牛的上一篇，如果飞行员发现有爆胎的可能，最好还是不要收起落架。当然着陆之前放空燃油是肯定的。。
停留刹车：
这个东西在飞机上叫停留刹车，PARKING BRAKE。汽车上的手刹怎么工作我不太清楚，对于飞机来说 ，停留刹车和正常刹车所使用的刹车部件是相同的，只是有一个钢索或电控的活门使刹车毂在正常刹车松开使保持压力。正常刹车可以左右分开操作，自动刹车主要根据轮速和地速以及驾驶员的输入来调整各刹车毂的压力，但停留刹车只能对所有刹车整体控制，这个东西就是为了确保飞机在地面停住用的。从事件经过看，这个事故的原因首先是刹车因不明原因没有解除，然后是跑道结冰导致飞机滑跑时的表现与正常情况不一致，机组没有判断出刹车的问题。
这个应该不会的，如果停留刹车钢索冻住，那么停留刹车灯会一直亮，机组会看见，而且停留刹车不解除，机组在后面使用正常刹车时，脚蹬应该有感觉。
适航安全：
1.因为空难破产的公司有，但有多少不知道。
2.民航安全是一个公共安全问题，有一整套世界性的适航安全体系保证，不是某一个公司做得到的。民航安全牵涉的问题很复杂，不是用啥简单公式或是拿钱堆就能搞定的，要是那样，空难早就绝迹了。目前来说，国际民航组织要求达到的安全指标是1次事故/百万飞行小时。从现在的记录看，所有符合适航要求并运营按照适航要求设计和审定的航空器的公共运输承运人都可以达到这个要求。
适航性是指航空器维持型号设计构型要求和确保安全飞行的能力（现在度假中，手头没书，凭印象，可能跟书上写的不太一样，基本意思差不多），这个可以算是航空器的固有属性。但有这个属性和是否在设计使用中考虑这个属性，并按照这个来管理是两回事。光知道有这个属性，没有相应的标准要求，没有相应的管理体系，就没有任何意义。我就是干这个的，从来没听说过中国空军的东西有考虑适航性的，适航条例里也没有军机的要求，现在中国的适航条例全部是CAAC颁发的，其它国家也差不多，没有啥适航条例可以管到军机的。当然军机你也可以按照这个做，但那是两回事。就算你按照这个做了，想民用，也得再当着民航局的面再作一遍，因为民航局是民用航空的适航管理部门，这就是适航管理的基本要求，必须要有审查和认证，否则就不算数。美国空军倒是可以，因为很多适航的东西是美国人先搞出来的，美军军标甚至走在适航要求的前面，FAA承i认美国空军的东西。其它国家只要是双边协议认可FAA，就相当于认可美国空军的东西。这么说有点难以理解，但篇幅有限，将就着看吧，要是有兴趣，我可以单开一贴讲这个。中国空军确实最近想往这方面靠，但有很长的路要走，现在连起步阶段都算不上呢。
当然现在军队和研究院所也知道适航的好处了，不像30年前，拿这个当CAAC的有意刁难，所以有那本书上为了强调这个把所有航空器都写上是有可能的，但这种抬笔一写的东西看看而已就得啦，没有任何实际意义。歼10有在研制和使用中考虑过适航性要求吗？那不是胡闹吗？对战斗机的适航要求是什么？是那一条适航规章，说来听听？
适航性是为了实现适航管理而提出的，没有适航管理，所谓的适航性就没有意义，适航管理归根到底是一种可靠性管理，作为一种已经被证明为行之有效的管理体系，被借鉴使用到任何其它领域都没啥问题，但这就是两回事了。
民用航空领域一直以来都是严格按照适航管理的要求实施的，进入民用航空市场就要符合民航适航要求，军用飞机的确现在空军想引进这一套方法，但还处在很初级的阶段，至少运20肯定不是按照适航要求设计的，更何况目前根本没有对军机的适航要求。
燃油系统：
不过有几点疑问：
1.飞机的油量显示是三个油箱分开显示的，机组可以看到三个油箱的油量和总油量。当时显示不正常的是那个油箱的油量还是总油量？还是所有油量显示都不正常？
2.如果是单个油箱油量显示不正常或只总油量显示不正常，机组可以通过其它正常的油量显示以及燃油消耗率来估算出故障的油量显示的正确值。发动机的燃油流量在发动机仪表上是有显示的，如果在空中使用了APU，虽然APU的燃油流量没有显示，但APU是个基本转速不变的动力装置，其单位时间的燃油耗量在机载手册中可以查到。这个不是很难，属于机组的基本技能，在MEL中有关燃油量指示故障保留放行的O项要求中也要求机组掌握此类方法。
3.如果油量表存在匀速且超过预期的下降，则除显示故障原因外，还有一个可能性机组必须考虑，就是可能存在燃油泄漏，存在燃油泄露时的处置措施在机组手册里有说明。同样，机组也可以根据上述方法估算燃油渗漏率和增减的趋势，从而估算出预计的可用飞行时间。
4.如果是指示大幅摆动，那么燃油泄露的可能性不大，最可能是指示故障，如果所有燃油量指示均故障，机组也可以根据起飞前的油量或是在指示故障前确认可靠的油量显示以及根据上述方法计算的燃油消耗量来估算剩余的燃油量。
估算嘛，当然只能人工喽，不过现在的飞机FMC可以根据输入的航路和现有燃油量计算燃油消耗并给出预计飞行时间，这个不太确定，从理论上应该可以，得问飞行的才行。但如果燃油量指示系统故障或象这次事故那样燃油量指示已明显出现偏差，FMC就无能为力了，所以估算燃油消耗、剩余飞行时间是飞行员必须掌握的能力。
至于是心算还是笔算或是计算器算那随飞行员自己，算得准就成。
不过现在飞机系统的运算能力越来越强大了，只要导航数据库没问题，输入的航路天气正确，FMC的计算应该还是靠谱的，当然我没应用经验，得问飞行员。不过现在我们这的空客飞机对飞机重心的计算还比较准确。
前辈所言极是，略微补充一下。
现在的大飞机油箱主要有三个，两个机翼内的主油箱，左右各一，翼身融合段内的中央油箱，这三个油箱是整体油箱，也就是以飞机结构为油箱体。别看机翼内的叫主油箱，通常中央油箱比两个主油箱加起来都大。。。不过加油的时候是优先加主油箱，使用时也是先使用中央油箱的油，这个不用机组操作，通过调定燃油泵出口压力就可以实现。
翼尖的那个叫防溢油箱，又叫均压油箱，是给主油箱通气和防溢用的，很小，通常那里积存的燃油也不计入飞机总油量之内。
空客的大飞机油箱系统比较复杂，甚至在平尾里都有油箱，叫什么配平油箱。。。。。。反正搞得乱七八糟，每次报油量构型都很麻烦。。。。。。
不是，虽然在翼肋处有隔板和单向活门，但那是防止燃油逆向运动的，如果漏油点在翼根，一样会漏掉。不过飞机油箱漏油通常都是一些很小的点，漏油速率很小，如果真的在机翼上开了个大口子，那首先要考虑的就不是漏不漏油的问题了。。。。。。
机组广播：
在现有的MEL中的确在广播系统有故障的情况下是可以放行的，当然有很多限制，至少不能全坏了，必须保证一定构型的广播系统可用，我觉得之所以如此有以下几点原因：
1.旅客广播系统涉及的部件很多，特别是数字化之后，与客舱其他电子设备集成在一起了，总体的故障率比较高，如果有一点故障就不能放行的话，那航班正常率一定会很惨淡的。
2.客舱旅客广播系统由几个相互独立的子系统构成，每一部份都可以独立完成对全体客舱旅客的广播，而且还有单独的便携喇叭可用。所以更重要的是在前后舱各区域乘务员之间随时保持通畅的信息沟通，保证各区域乘务员可以及时得到相应的信息，并能够及时使用可用的广播系统对客舱进行广播。
3.从这次事故的过程可看出，出现问题的根源不在于驾驶舱广播系统故障，而是机组与乘务组之间信息沟通不畅，没有及时建立有效的备用程序导致乘务组没有及时得到有用信息并及时进行广播。这些是可以通过事先建立有效程序避免的，而不必提高设备放行标准。
4.虽然广播系统有故障可以放行，但MEL中严格规定了在故障时广播系统特别是客舱广播系统的可用构型形式，只要严格按照MEL标准，并事先建立机组与乘务组及各区域乘务员之间沟通的备用程序，是完全可以保证信息的沟通顺畅和及时发布的。
综上所述，我觉得这次事故的教训主要在于一方面运营人要结合MEL提前建立有效的在广播系统和内话系统出现问题时的备用程序，并对机组和乘务组进行培训以使之熟练掌握；另一方面，航空器供应商在MEL中应明确能保证机组、乘务组、旅客间的信息传递顺畅的最低要求的广播系统构型并以之为放行标准。
当然，真正出现紧急情况时，除去客观原因，机组乘务组的素质和应急处置能力以及旅客的配合是决定性因素，这在很多次事故包括哈德逊河上的奇迹中都反映了出来。
责任判定：
也不一定，主要要看三点：
1.现有的程序和体系是否可以避免机长做出错误的决断；
2.当时的环境是否会对机长的判断造成影响；
3.在当时的情况下对机长做出正确决断的要求是否超出事先要求机长具备的能力。
从事后NTSB的建议看，上面三条机长是否有责任都有可推敲的地方。事故调查的目的在于找出事故发生的所有主观客观原因，并从中找出可控因素予以纠正，对不可控因素进行评估，确定是否可以建立处置预案，而不是非要找到一个倒霉蛋来承担所谓的责任。在对人为因素的研究表明，对事件的发生和过程起主要作用的是人与环境的相互影响，而不是完全的归于人或归于环境。
那有没有可能把所有出过的状况都还原到培训里呢？
还真有，因为适航法规啊，手册啊大纲啊这些东西其实就是这么出来滴，所以你的建议很合理。但现在的问题是很多事故中总会出现以前没想到的东西。其实并不是一有事故就会有新的因素出现，而是这些因素之前没有酿成过事故，而没有暴露出来而已。所以大家都在力推主动报告系统SMS，目的就是为了让更多的失效因素在还没造成后果前暴露出来，采取措施。
正是因为大家齐心协力成体系的采取你所说的办法，现在民航的事故率才能保持在一个很低的水平啊。
救生衣：
如果不是跨水航班，是不需要配救生衣的，跨水航班的标准是飞机在水上飞行且距离最近的陆地在50海里以上。如果是跨水航班，乘务在起飞前的安全广播里会说明救生衣的位置，认真听就行了。
另外，基本上现在的飞机的旅客座椅垫都可以做救生浮物使用，在座椅靠背或附近其它地方会有标示。这个东西就是毡垫粘上的，使劲往起一抬就下来了。
听从乘务员指挥就可以了，不要瞎翻，如果发现有救生衣掉落在地板上及时通知乘务员处理，私拿救生衣是违法行为，如果在飞机上不慎翻出了救生衣，让乘务员帮忙放回去就行，但如果拿下了飞机，问题就严重了。
767反推：
嘻嘻，767啊，这个我可太熟悉啦
首先回答上面几位坛友的问题，反推是个啥东西。有兴趣的朋友可以去我的日志“纪念我在爱坛晋级兼发我自己以前的旧贴”我在那里对反推作过介绍。简单的说，反推就是一个在着陆时辅助飞机减速的装置。对于涡扇发动机来说，通常反推打开回堵塞外涵道向外喷出的气流，使其转而向前。由于涡扇发动机特别是民用的高涵道比发动机，大部分推力是在外涵产生的，所以这样做会使发动机损失大部分前推力，并转为使飞机向后的反推力，从而使飞机减速。为啥只堵塞外涵道呢很简单啊，如果把内涵道也堵上的话，发动机就该喘振了
反推这个东西对发动机的工作影响很大，毕竟发动机设计出来不是为了向后走的，所以对于反推的使用是有很多限制的。当然在空中不能打开，这样会使发动机丧失大部分推力，给发动机工作带来严重影响，更重要的是就像这次事故一样，它会使飞机所受的外力剧烈变化，产生严重后果。就算是在地面，为了防止给发动机带来损伤，反推的使用也要受限制，首先只有在油门杆收回到慢车位（注意IDLE在这里不能翻译成怠速，而是慢车），才能打开反推，这是通过发推手柄和油门杆互锁装置实现的，反推手柄和油门杆是装在一起的，只有油门杆在慢车位，才能向后拉动反推手柄。另外地面试车时操作反推还要受当时环境的限制，打开反推后的油门大小也有严格要求。
另外很多运输机反推可以在地面做倒车用，但对于民航客机而言，反推就只有一个用途，就是着陆时减速，至少我见过的民航飞机包括767都是如此。当反推系统故障时，可以锁反推放行，方法很简单，一般就是用一个螺栓把反推作动器固定住，使之不能伸出。当然，如果锁反推飞行，对于着陆机场的跑道长度、气象条件都有要求，一些短跑道机场就不能飞了
只收回到慢车的话，随时推油门杆都可以恢复推力，而重新启动就麻烦得多。而且一侧发动机停车两边同样有推力差需要用舵面平衡的问题，通常在空中除非出现会导致发动机立刻出现不可逆的失效的情况，一般是不主张关闭发动机的。而更重要的是，根据波音事后的测试，留给机组的反应时间只有几秒，而这种事又是此前没有出现甚至没有考虑过的，所以不可能苛求机组能在这么短的时间做出完美的判断。
只要在不关车的情况下能够处理，就不会主张关车的，在空中重新启动很麻烦，而收回油门杆随时可以推上去，单发并不是个简单的事儿，没几个飞行员愿意在空中单发。只要能把飞机控制住，手动可以尝试收回反推，如果反推收不回去，再考虑关车的问题也不迟，波音的目的在于找到解决问题的最佳方法，既然不关车可以控制飞机，就没必要上来关车增加新的风险。
嘻嘻，神牛的这一篇算是我见过的技术含量最高的一篇了写的非常好啊。不过呢，我还是想纠正点东西。。。。反推属于EBU元件，换句话说这个不是发动机厂商管的，是飞机制造厂商设计的，当然飞机制造商要根据不同的发动机设计不同的反推，发动机厂商也要辅助其工作。
发动机的FADEC的核心是EEC，但EEC不控制反推，反推只是给EEC一个位置反馈，反推的控制是通过手柄到一系列的继电器再到各个电磁活门或马达驱动活门实现的，这些继电器大部分在电子舱里的一个叫TRRM的组件里，737是一个具备故障指示功能的EAU。反推位置指示则是通过飞机的PSEU到EICAS计算机再到驾驶舱显示。
本来想给大家找个767反推系统图看看的，但发现手册里的都太复杂，还是神牛那个简单明了，不过从手册的系统图看，DCV应该只把液压压力输送到反推伸出端，另外ARV还有个更常用的名称STOW VLVE
EEC全称是ELECTRONIC ENGINE CONTROL，是神牛所说的发动机的全权限数字电子控制FADEC的核心部件，用来控制发动机工作的。EEC虽然不控制反推，但要知道反推的位置以便调整发动机的供油。另外临近电门PROXIMITY SWITCH/SENSOR就是一个提供到位/不到位的信号的位置电门。我们习惯这么叫而已。
EEC CH-B REVERSER RNG FAIL+ o5 N6 [2 T, Y$ b2 T7 j
EEC CH A/B REV CR-CHK FAIL. [.
我看了下手册，这两个故障信息全部是指向LVDT的，根据现在的排故程序，要对EEC到LVDT的线路进行检查，根据检查的情况修复线路问题或更换EEC或更换反推作动器。从现在的手册看，现在767反推作动器上的LVDT应该是不可调的，而且也不能单独更换，必须随反推作动器一起拆下。
另外，现在给HIV提供控制信号的传感器跟给ARV提供信号的是同一个位置电门，而不是LVDT，所以现在如果要是出现这两个故障信息，应该不会对反推控制造成影响，不知道那个时候是不是都由LVDT提供信号。
这里的EEC CH A/B是指的故障发生在EEC A或B通道，后面的单词代表发生故障的部件或系统， RNG FAIL表示信号超限，CR-CHK FAIL表示两个通道信号不一致超过一定范围。
慢车的解释：
嘻嘻，也不是那么绝对啦，只是业内翻译成慢车而已
不过这个跟汽车的怠速有点区别，汽车的怠速是要挂空挡，不踩油门，发动机的工作状态跟飞机发动机慢车差不多，但没有动力输出，而飞机得涡轮发动机没有变速箱，就是把油门杆收回的起始位置，这个时候发动机还是会产生一定推力的，只不过很小。
科普文章随便写写也不需要分的那么清楚，但从专业术语的角度，一定是慢车而不是怠速。
有关反推LVDT与一无所知的交流：
你说的这种情况，根据神牛所说的事故报告很遗憾是不存在的，无论从程序上还是从实际上，你们都找不到那个所谓的倒霉的机械师的麻烦，只能找到倒霉的你们自己的麻烦。。因为你们根本不可能知道那个机械师是谁。。
因为恰恰适航要求民航飞机的维修要有明确的维修记录，换句话说，机务人员在作完传感器和靶标间隙调节后必须留有完整的维修记录，标明具体的调整前和调整后的间隙数值以及标准范围，以及调整后的测试结果。如果做不到这一点，就算事故跟这个没关系，被查到了，FAA和NTSB也会找他的麻烦。飞机出现事故后，所有的有关该飞机的维修记录都会封存，交由事故调查部门审查，既然在事故调查结果中没有提及，说明在这方面维修工作没有问题。
对于部件供应商来说，如果部件有问题导致事故，找它们麻烦的是波音和适航管理部门，在此之前，适航管理部门会确认运营人和维修单位的工作，所以一旦部件供应商被适航管理部门找上麻烦，想推托掉可不容易，不认没关系，因为这时候不是你认不认得事，而是适航管理部门认不认得事，只要取消你的STOA资格和PMA证件，你的部件就永远不可能装到任何一架飞机上，所以一般部件供应商这个时候不会犯傻的。
这个时候就算部件供应商想找维修的麻烦也是不可能的，因为经过了适航管理部门的审查后，你认为你还能找到什么毛病吗？你打算去打适航管理部门的脸吗？而且这些信息根本不会提供给部件供应商。
位置传感器的可靠性很高不假，但并不是说这个就永远不会出故障，至少我碰到过，特别是在一些环境比较恶劣的地方，比如飞机前缘装置位置传感器也是这样的临近电门的形式，就经常出故障。
其实呢，这个事故从事后的调查报告看，跟维修和部件供应商都没有关系，首先是波音的验证试验不完善，其次是反推系统设计时的故障失效模式不完全。
准确的说一个作动器上LVDT只有一个，但一个LVDT有两个对立的线路分别给EEC的A、B通道提供信号。同时出现这两个信号，确实指向其中一个通道的线路有问题，而且很可能就是B通道。但是具体是哪里的问题还要通过线路检查才能知道，而且很多时候这类故障会表现为间歇出现，这就比较讨厌了，如果线路检查不出问题就只能依次更换可能故障件观察。
不过无论LVDT是否有问题是否造成反推空中意外伸出，都不是这次事故的原因，因为不可能要求部件没有任何故障，而这个故障在事故发生前就已经被知道了，并且按照手册的要求进行了处理，再出事故就是系统设计和程序的问题了。
很遗憾，这个只能是厂家才有的经验了，LVDT的输出我们是不检查的，我们只检查外部线路的通断和内部电路的阻值。而且要测量内部线路就要断开电插头，插头一断开，电源输入就没了，输出也就没了，另外手册也没有提供标准值，所以我们也没法检查。。
像这种电器元件飞机维修单位是只管换不管修的，必须要送到有资质的专门的部件维修单位或制造厂家去进行测试和修理。
适航管理对电器元件的维修有特殊要求，特别是仪表、电子设备等，有专门的资质要求，仅有飞机维修资格的维修单位是搞不了的。。
火警系统：
嗯，圣牛终于又回到正路上了，嘿嘿，这个我爱看。
目前为止没啥可说的，就给大家科普一下发动机着火的处理程序吧。
发动机起火分内部起火和外部起火，外部起火就是发动机外部和附件部分着火，这个会有驾驶舱火警警告包括火警铃和火警灯，机组可以手动切断火警铃但火警灯和灭火瓶手柄灯在火警消失前不会熄灭。发动机内部火警是指发动机流道内部起火，当然发动机要工作燃烧室就得燃烧，这里指的是压气机或涡轮部分起火，发动机内部火警是没有警告的，因为那里面没法布置火警探测元件，只能靠工作者目视确认，典型的现象是从发动机进气道和喷口喷出火焰，同时EGT有异常上升。不过在空中基本不会出现发动机内部着火的情况，因为飞机在飞行时，始终有高速气流在流道中流过。这次707着火也是典型的外部起火。
如果是外部起火，处理程序是这样的，发动机紧急关车，就是忽略冷车程序。神牛这里有个没说清楚的地方，油门杆THROTTLE LEVER收回不会关车的，应该是慢车位IDLE而不是关车位CUT OFF，只有扳下启动手柄START LEVER或燃油关断电门FUEL OFF SWITCH到关车位CUT OFF才会关车。正常关车在油门杆收回到慢车后要等一段时间才能关车，目的是让涡轮和涡轮机匣慢慢冷却到合适的温度，但火警的时候就顾不了那么多了，直接关车。关车后提相应的灭火手柄，灭火手柄一提起来，通向该发动机的燃油、电源等就切断了，因此直接提灭火手柄也是可以关车的，此时发动机就停止工作了，如果失去了燃烧来源，这时有可能火会自己熄灭，因此，为了避免灭火剂的不良影响，要求提灭火手柄后等一下，如果火警消失，外部观察火熄灭，可以不释放灭火瓶，如果火警不消失，转动灭火手柄释放灭火瓶，左转会释放一个灭火瓶，如果火未熄灭，右转再释放另一个。
如果是内部火警，那么灭火瓶就没用了，因为灭火瓶喷不到发动机内部去，这时的做法应该是紧急关车，待发动机转速降到启动机接入转速以下，接通启动机，用启动机带动发动机冷转，利用气流把火焰吹灭。不过在空中基本不会出现内部着火，所以这个只是地面程序。
不同的飞机不太一样，737发动机灭火瓶在轮舱里，767在前货舱壁板里，707不太清楚。
看完了发现，那个时候的火警系统设计和火警处置程序跟现在还是有区别啊。
现在的发动机灭火手柄大都在中央操纵台上，就在油门杆和启动手柄/燃油关断电门的后面，不知是不是因为这次事件往后挪了，以便观擦员座位上的也能看见。
不过现在的发动机失效处置并不要求提灭火手柄，只有在火警下才要求提灭火手柄，火警警告灯指示除了灭火手柄灯还包括火警灯、主警告灯、发动机火警灯和过热灯，发动机火警时这些灯都会亮。
另外要说一下的就是，所有飞行和维修手册都是要经过局方审核批准的，通常各营运人在飞机制造厂商提供的手册基础上编写自己的手册并提交局方审核批准。当然你不在制造厂商的手册基础上编写，局方是不会批的。不知道BOAC的应急处置程序搞成这样是不是跟当时波音的手册一致，如果一样的话，那么处置程序不合理的责任应该由波音和FAA承担。
故障显示：
现在有的，以前使用模拟仪表的时候不好说，现在使用数字显示了就有了。这个东西波音叫EICAS（EINGINE INDICATION AND CREW ALERTING SYS），空客叫ECAM（ELECTRONIC CENTRALIZED AIRCRAFT MONITORING）。通常中间那两个显示器显示着两个系统的东西，其中专门有一个区域显示信息。
以前应该是靠故障灯，现在则是故障灯+故障信息显示，这个我们统称为FDE（FLIGHT DECK EFFECT），在正常情况下，飞机在飞行中，是没有任何指示灯亮的，在我上面提到的波音、空客那两个系统的显示器信息栏里也是没有任何信息的，所以一旦有故障灯亮和信息显示，是非常显眼的，机组肯定能注意到。
FDE也是分级别的，不过不是显示面积或闪烁，而是颜色与是否伴随音响警告。
红色是最高级，然后是琥珀色，再然后指示灯是蓝色或绿色，信息是白色。此外，信息显示还通过是否缩进一格表示紧急程度的不同。如果伴随音响警告也表示需要立即处理，音响警告也分不同级别，像火警者这种铃声是最高级，还有谐音警告就低一级。另外还有语音警告，比如触地警告和风切变警告就是语音警告。
在机组的手册和培训中有明确的出现何种警告和信息时应该如何处理的程序。当然并不是所有的系统故障都会产生FDE，只有影响机组操作和飞行安全的才会出现FDE，如果是不影响飞行的故障，是不会在驾驶舱显示的。
现在民航飞机都是欧美生产的，所以语音警告都是英文，以前咱们国家的飞行员曾出现过听不懂触地警告的事情。。不过现在不会出现这种情况了。
螺旋桨飞机：
这个不会吧，以这种螺旋桨飞机的速度，不可能接近音速的，就是产生局部激波也不太可能，当然桨叶翼尖超过音速是有可能的，因为那个的线速度比飞机的速度高很多。而从文中看，飞机解体在前，然后才是俯冲造成桨叶翼尖超速，因此不大会跟激波扯上关系。
另，神牛说的这个事故调查过程其实是非常典型的航空事故调查方法，从当年第一架喷气式客机彗星飞机的事故调查发展而来，此后几乎所有的航空事故调查都会有这么一个恢复过程，就是把所有能找到的残骸拼到一个架子上，把它们摆回它们原有的位置，检查有那些部分丢失，可找到的部分跟原本有何不同，通过这种方法寻找事故发生的最初源头。
应该不是应付事儿的问题，而是那个年代结构力学的发展还没有那么完善，很多东西当时还不知道或者知道了但对它的影响不是十分清楚。。
那个时候人们比较有把握i的就是静强度计算，对于动态的情况所知不多，通常就是加大静强度计算的安全系数，和通过实验来发现问题。如果这两种方法都发现不了、解决不了问题，就只有通过事故来做事后总结了。。
所以飞机制造厂家的经验积累很重要，因为i结构设计归根到底是一门实验科学，直到今天还有很多我们没有搞清楚的地方，这种事情也许波音已经通过某些经验总结避免了，而洛克希德还不知道。。所以这些东西到现在也都是各个厂家核心机密的玩意儿。。
陀螺转轴的这种周期性上下摇晃MS叫章动nutation，而转轴端点的移动轨迹是一条摆线cycloid，Whirl Mode应该是对这种运动形式的一种比较通俗的或者一中比较工程的说法吧。
神牛这段话实际就是说这种情况下，螺旋桨转轴失稳了。
在涡桨发动机螺旋桨和发动机之间的应该是减速齿轮机构和变矩机构吧，对于螺旋桨驱动来说，要保证好的推进效率，桨叶转速不能太高，特别是桨叶直径越大越是如此，因为桨叶与气流之间的迎角是由桨叶角、来流速度和桨叶上该处的旋转线速度决定的，旋转速度太高会导致离叶根远的部分迎角过大从而产生严重的气流分离降低推进效率甚至导致失速，而涡轮发动机要保证正常工作转速又不能太低，所以需要有这么一个减速齿轮机构在中间作过渡。
其实涡轮发动机的压气机部分也存在类似的问题，当然情况要复杂很多，大致来说就是前面几级跟上面我说的类似，转速不能太高，而随着增压比的升高，到了后面气流的速度提高了，如果转速太低，气流与叶片相对迎角反而会向负方向增大，造成气流在叶腹处分离，因此对于后面几级转速又不能太低。总之就是转速相对气流速度要维持在一个合适的范围，这就是多转子的由来，传统的双或三转子发动机各转子之间是没有联系的，转速是自适应的，而PW的齿轮传动发动机就是让风扇和低压压气机之间的速度配比更加合适，因为在亚音速下，推力主要是在风扇处产生的，把风扇的效率提高了，整个发动机的推进效率就高了。
嘻嘻，上面有人问什么是自动顺桨
咱们先从顺桨和为什么要顺桨说起：
首先，螺旋桨旋转之所以能够带动飞机前进，是因为螺旋桨在旋转时对气流做功，气流对螺旋桨施加向前的气动力，拉动飞机和螺旋桨向前。因此呢，螺旋桨上产生的气动力跟机翼上产生的气动力从原理上是一样的，大家可以把每片螺旋桨想象成一个小的机翼，那么对于其上产生的气动力大小，螺旋桨相对气流的迎角有着至关重要的作用。螺旋桨相对气流的迎角由下面三个因素决定：1.螺旋桨弦线与旋转平面的夹角又叫桨叶角；2.螺旋桨的旋转速度；3.气流相对于螺旋桨的速度。
因此，就像机翼有一个零升迎角一样，螺旋桨在一定的速度下，也有那么一个角度下，其上产生的气动力为零。通常这个角度下桨叶差不多与旋转平面垂直，螺旋桨桨叶到这个位置就叫做顺桨，这个时候桨叶上产生的气动力基本为零。螺旋桨旋转一周向前移动的距离叫桨距，当螺旋桨在顺桨位置时桨距为零。
那为什么要有这么一个顺桨的功能呢？因为螺旋桨在工作时对气流做功，气动力是气流对螺旋桨的反作用力，所以一方面，气流在螺旋桨上产生的气动力的一个分量拉动飞机前进，同时另一个分量的方向就会阻止螺旋桨的转动，从而产生与螺旋桨旋转方向相反的阻力矩，由于这个力是均匀分布在螺旋桨展长上的，螺旋桨直径越大转速越快，这个阻力矩就越大，而我们要保证螺旋桨维持在一定的转速下工作，这个阻力矩就不能超过发动机在此转速下提供给螺旋桨的转动力矩。发动机在不同的转速下提供的转动力矩是一定的，因此我们只能通过调节螺旋桨的桨叶角来调节阻力矩的大小以便螺旋桨能够工作在我们需要的转速下。前面说了调节桨叶角也就是调节桨距，因此调节桨叶角的这个装置就叫变矩装置，可以调节桨距的螺旋桨叫可变矩螺旋桨，不能调节桨距的螺旋桨叫定矩螺旋桨。大型的涡桨飞机基本都采用变矩螺旋桨，因为螺旋桨的旋转速度和飞行速度变化大，定矩螺旋桨没法满足所有要求。
当发动机不工作的时候，如果气流与飞机有相对速度的话，气流会对螺旋桨做功，产生与螺旋桨工作方向相反的旋转力矩，这回使螺旋桨反转，对发动机造成损害。此外，如果发动机空中停车或是功率急剧下降，气流也会造成螺旋桨反转，不仅会进一步损害发动机还会造成阻力增大。因此，要有一个自动顺桨的功能，使得螺旋桨在发动机停车、功率急剧下降或是外部气动阻力急剧上升时使螺旋桨自动回到顺桨位置，以避免损坏发动机和减小飞行的阻力。这个自动顺桨的功能可以由变矩装置来实现，也可以由一个单独的装置来完成。
顺桨也可以由机组人工通过操作变矩装置实现，这个叫人工顺桨。
以上是我凭记忆写的，有啥进一步问题等我下班回家把以前的教材找出来再作进一步阐述。
涡扇发动机没有这个东西。。
啥是自动顺桨看我上面的回复。
涡轮发动机的压气机转子的工作原理跟螺旋桨发动机类似，但压气机就是为了加速推动气流流动，所以不会采用这种东西来减小气动力。风扇实际上就是压气机的第一级，是不会用这种东西的，为了防喘压气机前几级静子叶片可以调节角度，但那个是为了调整气流流速与转子的相对角度，跟顺桨和变矩完全不同。。
不过奖扇发动机的螺旋桨应该是能够变矩的
至于“为什么一个自动顺桨就关闭所有自动顺桨装置”嘛，因为我对螺旋桨飞机不熟，对这种好几十年前的飞机更不熟。。
只能凭我所知道的推测一下吧。。
首先，这个应该是一个空中起作用的功能，从神牛的讲述看，这个机型的动力裕度不够，当一侧的发动机失去动力时，另一侧的剩余动力不能保证飞机的正常飞行。因此，在飞行中如果由于自动顺桨功能故障或其它原因导致发动机意外顺桨，特别是多个发动机都发生自动顺桨的话，会带来灾难性的后果。。因此，设置这样一个功能，不管某台发动机因为何种原因自动顺桨，此后所有其它发动机的自动顺桨功能一律关闭，让机组根据当时情况来决定下一步动作。以上纯属个人推测，不保证正确。。
说实话，当看到神牛说后面的测试发现，只有一侧的动力不能保证飞机的正常飞行时，我也吓了一跳，这在今天的商业客运飞机上是不可想象的。。
说明这个飞机前面提到的那些优异性能是建立在各种安全裕度降低的基础上的。。所以这世界上没有十全十美的东西，要想突出某一方面，就必然在其它方面有所牺牲，关键看你想要那个了。。
第一个问题：
这个嘛。。可能是我没说清楚吧。。不是说螺旋桨一定要工作在某个转速下，如果那样的话也不需要变矩了。。正是因为螺旋桨的工作转速范围大，而在正常转速范围内的任意转速上，螺旋桨都必须是能正常工作的，所以我们才要调节桨矩，保证螺旋桨在每个工作转速上都能稳定工作。
第二个问题：
这个问题提得很好，我前面没有细讲，确实螺旋桨除了根部截面为了更好的传递离心力而趋近于圆柱形，沿展长向外各个截面是逐渐扭转的，整个螺旋桨是一个渐渐扭曲的形状。我前面说了，发动机压气机转子叶片工作原理跟螺旋桨类似，实际上压气机转子叶片各截面的扭转角度比螺旋桨还要厉害的多，尤其是现在采用三维设计了，设计时假设的流场更接近于真实，扭转角度就更大了。。
为什么会这样呢，我前面说过，决定螺旋桨各截面气流与截面相对迎角的有三个因素：1.各截面的桨叶角；2.各截面处的旋转线速度；3.气流相对于截面的速度，这里面气流相对于截面的速度也就是气流相对于飞机的速度，各个截面都是一样的，但是各截面处的旋转线速度很明显沿展长向外是越来越大的，所以如果各截面的桨叶角也一样，那么在相同的飞机速度下和螺旋桨转速下，各个截面的气流迎角就不一样了，这样很可能造成局部的气流分离，从而影响螺旋桨的推进效率，严重的可能形成在很多转速下螺旋桨都有一部分处于失速的情况。。对螺旋桨的受力影响也不好。所以把螺旋桨设计成扭转的形式，以使各个截面的桨叶角与相对应的旋转线速度相适应，从而使各截面的迎角在相同转速下都差不多，因此，正是这种扭曲的形式才保证了螺旋桨各个截面有一个基本相同的顺桨位置。
先纠正一个错误，CABLE在这里不是缆绳的意思，而是钢索。
这个事件跟我们90年代失事的一架154情况很像啊。。
按说25部的飞机维修手册基本都是厂家提供的，波音、空客也都是如此，基本上适航管理部门也只会批准厂家编写的手册，我还真没见过维修单位自己能编写技术手册并获得批准的。。所以我觉得这里指得是更换助力器（不知这个助力器是指图上那个东西，神牛能否提供下英文。。）没有包含在洛克希德给维修单位提供的经批准的手册范围内， 只能使用洛克希德自己的手册，这个手册可能是洛克希德为此向西北航的大修厂特别提供的，这也是符合要求的。
这件事充分说明了维修工作的重要性啊，维修人员的资质和能力要与维修工作相匹配、持单作业、逐项签署、必检项目必须由检验员签署放行，这些都是维修工作的最基本要求。。
不过现在维修系统已经比那个年代完善了很多。。
人为因素：
神牛讲的这个有一个专门的学科在研究，我们管这个叫人为因素。现在提出了许多的事故发生模型，比较有名的有冰山理论、圆盘漏洞理论、奶酪理论等等。。
所有的理论和研究案例都表明，民航事故往往是一系列的差错和故障共同作用产生的，这其中任何一个环节得到控制，都可以避免事故的发生，而事故的发生往往是所有平时没有暴露的问题在同一时刻爆发的结果。
结合对于人与环境相互影响的研究，可以知道很多我们一般以为是某个人粗心大意或是责任心不强的问题，从大量统计的结果看，是系统缺陷的必然反映。因为人不是机器，是必然会犯错误的。
我们现在的适航体系是建立对以前发生事故的总结之上的，只有在发生事故造成代价之后，才会去做事故调查，发现潜在的问题。所以现在的发展方向是如何能在造成后果前发现问题，从而提前找到控制和解决措施，避免酿成事故。现在的主动报告系统SMS，就是这个目标的具体措施，通过提供一个明确的反馈途径和奖励及减免责措施，鼓励所有人及时报告发现的问题，以避免大量潜在的缺陷在一线部门堆积，最终造成事故。
这个有相应的改进措施，现在的适航要求能够使飞行员明确区分不同的警告，因此波音在所有的飞机的P2板加装了一个构型警告灯。如果是构型警告，在警告铃响的同时，这个灯会点亮；如果是客舱高度警告，那么只有警告铃响，灯不会亮。
襟翼：
嘿嘿，不知这个下垂式前缘是不是那个时候的叫法，现在的叫法很简单，前缘缝翼。通常客机前缘缝翼在发动机外侧，前缘襟翼在内侧。叫法不同是因为伸出方式不同，结构也不一样，但起的作用在我看来差不多，都是在低速时改善机翼气动外形以达到增升减阻的目的。
不知是不是由于这次事故的推动，现在的飞机前后缘的操纵是一个操纵杆，在后缘襟翼开始伸出和接近全收上时伸出和收上前缘，这个关联动作时自动的，只要操作襟翼手柄，前后缘就会如此作动。
T型尾翼：
T型尾翼的最主要优点是平尾可以较轻易地避开机翼后面产生的涡流，特别是在大迎角的情况下。另外，T型尾翼布局下，平尾可以作为垂尾的端板阻止垂尾气流在端部干扰形成涡流。所以，T型尾翼布局下，垂尾和平尾都可以获得较高的气动效率。
对于客机而言，还有额外的好处就如神牛所言了，适于发动机尾置，这样可以获得较小的客舱噪声和一侧发动机失效时较小的偏航配平力矩。
T型平尾的主要缺点是结构重量大，而且不适用于大后掠角平尾，因为那样的话垂尾承受的力矩太大。至于深度失速的问题倒不是主要因素，因为只要在给定的飞行包线内飞行，就不会有啥深度失速的问题。
现在的飞机，话音记录器CVR和飞行数据记录器FDR是适航要求的基本装备，一定要有的。这两个合在一起，就是我们常说的黑匣子。。一般这是两个分开的组件，不过有些新飞机上这两个整合在一起了，787就是这样。
客机当然是这样的啦，因为对于客机而言，T型尾翼不是一个很经济的做法，好处也有限，特别是发动机后置的少了，自然就没必要采用这种布局形式了。
对于军机来说，这个东西还是很多的，特别是军用运输机，这种布局形式有利于尾部大舱门的布局，所以运输机基本都采用着用形式。
对于战斗机而言，在超音速时代的初期曾经兴盛过那么一阵，后来用的少了。因为后来的战斗机为了追求机动性和操纵性，普遍采用全动甚至差动平尾，而这种布局形式很难实现全动/差动平尾。。
至于现在主流机型还是发动机挂在机翼上的是因为为了提高燃油经济性，就要减少发动机的数量，这样单发的推力就越来越大，而在现在民航客机的那个速度范围，涡扇发动机的燃油经济性是最好的，所以大家都采用涡扇发动机，而涡扇发动机要提高推力并保证高燃油经济性，风扇的尺寸就要不断变大。这样一来，从结构载荷的承受能力和飞机整体的配平力矩考虑，这么大个的发动机就很难放在飞机尾部了，只能挂在机翼下。。
发动机布局与油箱防火：
我对这个也所知不多，但是发动机翼下布局确实对油箱防火有影响。
翼下吊装发动机，因为发动机离油箱近，所以油路布局很方便，也很节省空间和重量，但有个问题就是防火，特别是发动机有什么部件分离，很容易打到油箱部分。虽然现在的发动机有包容性设计，尽量保证发动机内部部件分离后不会脱出发动机，但实际应用中总会发生类似的事情，上次380发动机出事就是一例。
目前波音和空客普遍采用的措施是在发动机部件脱离有可能打到的机翼部位设置干舱，与附近的油箱隔离开，防止脱离的发动机部件直接打到油箱。当然如果是坠机，这种设计也就没啥意义了。。
为何螺旋桨飞机事故死亡率低：
而且还飞得低啊，而且对于那个时候的螺旋桨飞机来说，气动外形不用考虑超音速空气动力学的要求，普遍低速性能好，所以起落性能就好，搞个应急迫降啥的成功率高。
不能拿现在的标准来看待当时的产品。50年代试航体系还不成熟，当时把民用航空当作一个公共运输体系来进行管理也不过10多年的事，很多安全要求还没有建立。
另外，螺旋桨飞机事故死亡率低也使得如此频繁的事故公众依然可以承受，到了喷气飞机的时代就不行了。
我还是关心螺旋桨桨叶脱落的问题，关于这个有原因分析和解决措施吗？
韩亚航空事故及自动油门系统：
帖子看完了，嗯，神牛补充的资料很全，也令俺确实觉得几位机组需要总结的经验教训太多了。。
说一下我的看法。
因为俺们公司没有777，所以对777具体的自动油门的工作逻辑俺也是不甚了了，不过波音飞机的基本设计原则都是一样的。通常来说，自动油门的接通有比较复杂的逻辑，当然所有自动油门接通的前提都是MCP板上的自动油门预位电门处于预位位（ARM），接下来就要看飞机处于何种状态之下了。如果自动油门没有按照机组预料的方式接通，可以人工接通自动油门比如按压MCP板上的自动油门模式电门。自动油门断开则有几种形式，前推油门杆可以断开自动油门，不论预位电门在什么位置，因为波音飞机上手动操纵永远具有最高的优先权。按压油门杆两侧的自动油门脱开电门也可以断开自动油门。此外，当飞机不处在自动油门工作的逻辑下时自动油门也会自动断开。如果自动油门断开，机组可以选择手动操纵或再次人工接通自动油门。
我查了一下我们公司的飞行手册，在自动驾驶飞行指引仪系统（AFDS）程序下（包含使用自动油门），机组应时刻关注飞机的航道、垂直轨迹和速度，并关注自动工作方式是否发生变化，同时手册还要求机组在自动驾驶工作最低高度前或建立目视参考后，断开自动驾驶和自动油门，手动操纵。
综上，机组的行为就有点让人难以理解，首先长时间不关注飞机的高度和速度导致飞行高度和速度总是不处于正常范围。此外机组为何如此痴迷于自动油门也是不可思议的，冰蚁的日志与神牛所述有所不同，按冰蚁所述，机组前推油门杆是在触地前34秒，无线电高度500英尺左右时，如果是这样，说明机组在如此低的高度断开自动油门后又尝试接通自动油门，而且不仅使用的方法不对，在还没有确认自动油门接通的情况下就想当然的认为已经接通。。即便如神牛所说，在这样的高度下和着陆条件下，依然使用自动油门而且不是通过仪表确认自动油门工作，而是以为自动油门在工作，也只能说明机组此时的思维已处于极度混乱之中。。
NTSB对于飞机故障的调查应该是集中于调查自动油门未接通是否符合777飞机自动油门工作的逻辑，这个不难查清，而且应该说这一点对于事故的发生没有太大影响。
从目前来看，各种证据都指向机组犯下了低级错误，不过前事不忘，后事之师。对人为因素的研究表明，任何一个人为差错都不是孤立的和偶然的，而且在环境因素没有改变的情况下，也并不意味着换个人上去就能做的更好。。从此次事件看，我觉得首先机组在飞行前准备上就有很大的问题，显然机组没有对在旧金山机场目视进近作详细的准备，而在该机场可能需要目视进近完成着陆应该是机组在起飞前就应该知道的。另外机组资源分配上是否也有值得商榷的地方。这种长航线为了保证机组精力通常采用2+2的形式，即两人负责起飞和前半航程，2人负责着陆和后半航程，不太清楚轮换机长的资质，但两个都是对自己岗位没太多经验的人员组合应该是尽量避免的。另外韩亚航空的飞行手册和日常训练中是否强调进近着陆时的手动操纵和对关键参数的监控也值得关注。
嗯，这个嘛，的确这里所说的很多问题在我们这里一样存在
比如说民用航空群众基础的问题，我们这里一样有很多从业人员甚至一直到参加工作才真正开始了解飞机是怎么回事。。许多飞行员也就是有个商业飞机的执照，并没有多少轻型飞机、通用类飞机的驾驶经验，不过这一点上可能也就美国的飞行员解决的比较好。。
我觉得如果从文化习惯的角度上说，我们每个人的独立意识还是比较强，对权威的盲从意识比较淡，起码在关系到自己性命的问题上总要有能说服自己的理由才肯信。。
另外就是中国人心算能力世界第一，凡是涉及到计算的问题都难不倒我们
重心与飞机的稳定性：
嘿嘿，配载的问题啊
应该是随身行李太重导致实际重心位置后移超过了重心位置许用的范围，导致在襟翼放下的情况下加速升力增加的时候飞机俯仰失稳了吧。
嘿嘿，神牛终于把下出了
其实神牛写上的时候我就一直想就这个问题科普一下，因为飞机的操稳性是飞行力学里一个比较重要的内容，同时又比较好理解，特别是对于这里的人来说。。
不过那时写的太多怕剧透的太厉害了。。所以等到现在神牛写完了，我再来详细的讲一下
好了，接下来开讲：
首先要说一下，什么是飞机的稳定性，简单的说，飞机的稳定性就是在飞机飞行时，当出现一个使飞机偏离原有飞行姿态的非预期的趋势时，飞机自动恢复其原有飞行姿态的能力。如果在遇到这样的非预期的趋势时，我们叫做扰动，飞机能够产生克服这一扰动，使飞机恢复原有姿态的气动力矩，那么这架飞机就是稳定的，如果在遇到扰动时，飞机不能产生恢复力矩，甚至产生的气动力矩使扰动趋势增大，那么这架飞机就是不稳定的。
飞机的稳定性，我们按照飞机绕三个坐标轴的运动，分为纵向稳定性，也就是飞机绕横轴运动的稳定性，又叫俯仰稳定性；方向稳定性，也就是飞机绕立轴运动的稳定性，又叫航向稳定性；侧向稳定性，也就是飞机绕纵轴运动的稳定性，又叫横向稳定性；在实际飞机的操作上，航向稳定和侧向稳定是密切相关的，因此常常把它们合起来叫横侧稳定性。
具体到都铎飞机的这次事件，很明显就是因为飞机重心位置后移超过了允许范围，导致飞机的纵向稳定性变差，甚至到了升降舵产生的主动操纵力矩都无法克服的地步，最终导致飞机失事。。
那么飞机的重心位置跟飞机的纵向稳定性有什么关系呢，这里首先介绍一个概念，焦点。飞机的焦点是指飞机上升力增量的作用点。焦点与重心的相对位置对飞机的俯仰稳定性有很大的影响，具体的说，如果焦点在飞机重心之后，那么假设一架这样的飞机在正常水平飞行时，此时飞机上的气动力与重力达到平衡，飞机上的俯仰力矩为零。如果飞机突然遇到一个使迎角增大的扰动，迎角增大会使升力增加，也就是说会产生一个向上的升力增量，由于这个升力增量产生前，飞机上各力达到平衡，因此这个升力增量使飞机产生一个俯仰力矩，由于这架飞机升力增量的作用点也就是焦点在重心之后，所以此时产生的是一个低头力矩，使飞机迎角减小，从而克服一开始的扰动，使飞机恢复平飞姿态。反过来，如果焦点在飞机重心之前，那么上述这个例子中，升力增量产生的就是一个抬头力矩，使飞机的迎角进一步增大。。如果没有飞行员的主动操纵干预即通过主动操做舵面产生操纵力矩来克服这个扰动，那么这架飞机就会在这个扰动作用下迎角一直增大，直至失速。。
飞机在各个飞行状态下的焦点在飞机设计时就已经决定了，而飞机的重心位置根据不同的业载分布会有所变化，飞机在飞行过程中不断消耗燃油也会导致重心的变化，因此控制飞机的重心变化范围使之始终在飞机焦点之前保持一定距离，是保证飞机俯仰稳定性的重要方法。
对于飞机的俯仰稳定性有重要影响的另一个因素是升降舵，按照上面的分析可以看出，如果飞机受到一个抬头扰动，位于机尾的升降舵会自行产生一个低头力矩来克服这个扰动，反之亦然。所以为什么说鸭翼飞机先天稳定性差呢，就是因为它把升降舵从机尾挪到了机头。。这样升降舵原本对俯仰稳定性的正面作用就变成了相反。。
就这架都铎而言，由于重心偏离后极限过远，从事后分析计算看，应该是已经到焦点的后面了，但由于还有方向舵的影响，所以在一定空速以下，依靠升降舵的稳定作用还可以保证正常飞行，而超过一定空速，升力增量所产生的不稳定力矩就超过升降舵的能力了。。在事故发生时，机长推油门使飞行速度有了一个突然的增加，飞行速度增加会使升力增大，这个突然产生的升力增量产生了一个比较大的抬头力矩，使飞机突然抬头，迎角增大，升力进一步增大，升力增量进一步增大，抬头力矩也不断增大，方向舵产生的主动操纵力矩也无法克服，飞机进一步抬头，迎角再增大。。直到到达失速迎角，然后。。就没有然后了。。
至于横向稳定性和方向稳定性有时间再说吧，这里就不占篇幅了。
那么稳定性是不是越大越好呢，也不是这样的，因为稳定性大固然可以自动产生比较大的恢复力矩来克服比较严重的扰动，但同样的，当飞行员主动操纵飞机改变姿态时，也不得不产生比较大的操纵力矩来克服这个自行产生的恢复力矩。。因此操纵性和稳定性就是一对矛盾，稳定性好，操纵性就会变差；追求好的操纵性，稳定性就得有所牺牲。。所以一架好的飞机就是要根据性能要求在操纵性和稳定性之间取得平衡。
在计算机系统引入飞机之前，所有的飞机都是以稳定性为前提的条件下进行设计的，这是因为飞机在实际飞行时，遇到的流场是非常复杂并且瞬息万变的。基本上飞机在飞行时时都会遇到各种各样的扰动，如果飞机的稳定性差，完全依靠飞行员的反应来操纵飞机，是根本无法正常飞行的。。随着电子技术的发展，现在的飞机可以通过计算机化的飞行控制系统实时对各个舵面进行调整，来保证飞机产生恢复力矩克服扰动正常飞行，这样对于气动设计上飞机自行产生恢复力矩的要求就降低了，因此我们现在在设计上可以更加偏向操纵性一些，这对于战斗机的设计尤为重要。不过到目前为止，除了少数验证机，好像还没有听说过有谁设计出过完全不稳定的飞机投入实用。。
787：
说说我对787的感想。我们的787运行2个多月了。说实话，头两架给我惊艳的感觉，问题比我想象的少的多，前两个月的机械延误千次率甚至低于我们的其它机型，波音的技术支援团队也说我们的787保障做的非常好。。不过刚来的第三架问题有点多。。。
挪威的事情我也听说了，我们这刚好有个波音的支援工程师刚从挪威过来，反正天天跟我们抱怨挪威人笨，啥都不懂，偏偏他第一个LP就是挪威人，离婚了。。我觉得波音用人不当啊
350从技术先进性上讲不如787，由于787的前车之鉴，空客很多地方做了缩头乌龟。。所以如果787最终能够成功，绝对是民航客机发展史上里程碑式的机型。
但是实际上787从更多的地方是展现了很多空客飞机的特点而不是波音传统的做法，所以空客在民航飞机的发展上还是贡献很大的。
还有这事儿？
嘻嘻，俺可是有787机型资格地。。。
说正经的，787的电瓶用的锂电不假，很怪异，可能锂电单位体积储能比较高吧，但带来的问题就是这个东西一旦电耗光了就只能更换。而且波音这回搞得比较炫，还专门为只使用电瓶拖飞机搞了个电门，结果日航已经出现过两次拖飞机把电瓶废了的事了。。。。。。日本人也就那么回事。
电瓶冒烟非常少见，我还从来没有遇到过，APU电瓶和主电瓶是两个，APU电瓶通常只用于APU启动，为飞机提供直流和应急电源的是主电瓶，另外，应急撤离灯光系统有自己的电池供电，所以APU电瓶废了本身对飞机供电没啥影响。但如果起火事情就严重了。。。。。。不过飞机电瓶通常都包裹在厚厚的金属壳里（那玩意儿老沉了），应该问题不大。
787由于取消了引气系统而且飞机上电子设备非常多，所以电源系统比起传统飞机要复杂的多，特别是强电设备很多，都集中在后电子舱，如果出现电器设备起火可不是闹着玩儿的，不知这次事件会促使FAA有什么动作。。。
话说我们公司的787据说就快来了。。。。。。噩梦啊
至于油箱漏油这个事嘛，其实倒没什么。。。
不过链接里没说是从发动机漏的，还是从油箱漏的。如果是爆发式的漏油，倒更像是发动机漏油的现象，那就是发动机的问题了。
民航客机的油箱通常在机翼和翼身融合段下部。空客的大飞机油箱搞得到处都是，还是波音规矩。。。一般来说，民航客机的油箱以机翼和机身的机构作为油箱本体，也就是说不存在一个单独的油箱体，所以呢，油箱漏油是个比较常见的问题，而且在手册中也有明确的标准，什么样的情况可以放行，什么样的情况必须立即采取措施。
自打上世纪90年代环航800那架747油箱爆炸以后，FAA专门下发了SFAR88对油箱和油箱内的设备提出了严格要求，其他各个国家的民航当局也都采取了FAA的措施包括CAAC。一方面，现在的飞机包括787都采用了油箱氮气系统，就是把空气中的氮气分离出来灌进油箱，防止油箱起火；另一方面对于油箱内的电器设备和线路提出了新的要求，降低了油箱内电器设备和线路打火的可能性。
不会的，因为APU电瓶只用于启动APU，平时不用的，所以估计是在降落前启动APU时导致的电瓶过热冒烟，到落地20分钟后发现。
电瓶是不能启动发动机的，没有那么大的供电量，但可以用来启动APU。
传统飞机有引气系统，使用气源带动启动机，的确有使用电瓶和地面气源启动发动机的程序，不过这种情况下驾驶舱几乎全黑，很少采用。
对于787来说就是想都别想了，因为787没有引气系统。。。。。。发动机是电启动的，所以787发动机在地面启动使用APU或地面电源来提供交流电源带动CMSC以驱动发动机的启动发电机。空中启动的话跟其他飞机一样，可以利用风转使发动机达到提手柄转速，也可以用另一台发动机或APU提供电源启动发动机。
这个不太好说，因为主电瓶如果故障了，无论飞不飞ETOPS，都是不能放行的，也就是说飞机根本就是不适航的。。。。。。APU电瓶故障倒是关系不大，但肯定影响ETOPS，因为APU是重要的备份电源（其他飞机还包括气源），按照现有的要求，APU不工作是不能执行ETOPS180（含）以上航线的。
如果防火出问题，那就啥都甭说了，别说ETOPS了，连型号合格证都要有问题了，所以如果这次的事件最后被证明是锂电池在这方面有缺陷的话，我相信FAA一定会有动作的。
APU是用来在地面给飞机提供电源和气源的。在空中，在一定高度以下，可以作为发动机的备份，在发动机不能正常提供电气源的情况下，为飞机提供电气源。787取消了气源，所以787的APU就一门心思的提供电源了。
基本上APU就是一个涡轴发动机，它为飞机提供电源通过轴输出带动发电机实现的，很多APU的发电机在APU起动时可以反过来作起动机用，这样的发电机叫起动发电机。提供气源通常是在APU自己的压气机前面加一级负载压气机，通过负载压气机把一部分气流引入引气管道提供气源。
APU提供的电气源可以用来起动发动机，也可以提供给飞机其它系统。基本上APU提供的电气源足够飞机其它系统在地面使用时用的了。
这回起火的APU电瓶是用来起动APU用的，基本上它只有这一个功能。飞机上通常还有一个主电瓶，型号一般跟APU电瓶一样，这个主电瓶在没有发动机/APU和地面电源的情况下，给飞机部分系统供电，在正常情况下也作为飞机直流电源的一部分。
正常情况下，在空中，飞机的供电依靠发动机带动的发电机和主电瓶；在地面，飞机的供电依靠APU驱动的发电机/地面电源和主电瓶。
“伸出来的螺旋桨”这个东西应该是指冲压涡轮，这个是一个应急设备，在飞机在空中丧失了正常的电源和液压源的情况下，这个东西会自动伸出来，利用相对运动的气流驱动，从而产生电源和液压源，当然它的容量很有限，只能给用于飞机飞行和着陆的几个关键系统提供。
以前的飞机上就28V交直流和115V单/三相交流两种电压，所以电气设备起火的可能性不太大，一般更关注设备温度对设备工作的影响，所以只有设备冷却系统没有火警探测和灭火设备。
但现在787不一样了，飞机上强电设备一大堆，最大可达正负270V直流，而且都集中在后电子舱，如何电子舱的火警探测和防火确实是要考虑了
晨大的文章很长，总体上表达了对锂电池的担心，鲜花之余作为一名从业者，还是忍不住想说一下这里面的一些小瑕疵。。
首先电瓶无论在空中还是在地面，只要飞机通电，它就是工作的，不是什么死重。。
至于“如尽管机上总电门已经关闭，地勤加油时打开油箱盖，油量表就自动跳动，开始耗电；行李舱门没有关紧，舱内灯也将一直亮着，不断耗电。”这类的，这些不是故障，也不是设计时没考虑的因素，而是就是这样设计的，而且不仅787如此，其他飞机也是如此，跟是不是锂电池也没有关系。。在这些方面出现问题只能说是日航的人员操作不当，其实在其他飞机上也会出现电瓶意外放电放光的现象，只不过锂电池必须返厂修理这点比较坑爹。这些东西跟违不违规更没关系，有些更是适航要求项目，不这样做才违规呢。。
另，欧洲的适航管理机构是EASA，没有EAA这样一个机构，以前是JAA，现在改成了EASA，但欧洲的相关适航法规还是叫JAR，相对于FAR。
还有我记得AW&ST上波音19日就宣布FAA已经批准了它的改进计划。。
不过总体而言，作为一个爱好者来说，这是一篇有自己的思考和观点的好文章，以上仅是从专业角度来看，瑕不掩瑜，期待晨大多出好作品
这个嘛，适航规章里对飞机防火的要求的确没有不得起火和就近降落这样的说法。。
因为这是不可能的，就算没用锂电池之前，依然有很多飞机空中起火，不然飞机搞那么复杂的火警系统也没啥意义了。适航要求是很实际的，不会要求无法做到的东西，这样心理上是安全了，那飞机也别飞了。。
锂电池的起火问题确实没有得到解决，因为这个问题不是现在才出现的，这么多年没有解决，出这么件事就能解决了？我才不信呢。
所以锂电池的后续使用让我们拭目以待吧。。
但是，悲催的是，因为FAA批了，我们的787也快来了
郁闷啊，悲惨的时代就要到来了
这两个问题嘛，这么说吧
1.电瓶在飞机飞行的时候是重要的应急电源，要保证在其它交直流电源失效的情况下，立即为关键系统供电，因此有些关键设备的供电是从电瓶相关的汇流条过来的，所以它并不是不出力，而且作为应急设备，就跟其它的如RAT、灭火瓶一样，大多数的飞机在其全寿命的飞行中，灭火瓶都不工作，你能说那是死重吗，它们都是飞机的有效载荷。一般来说，如果灭火瓶有1个失效，只要符合MEL要求的构型分布，飞机是可以飞的，但电瓶坏了，飞机肯定是不允许飞行的。另外，特别是对于大型客机，像787，电瓶有两个，一个是主电瓶，就是我上边所说的情况，另一个是APU电瓶，这个的确除了启动APU没别的用，但对于787而言，APU也是飞行中的一个重要的备用电源，作为APU系统的一部分，APU电瓶也不是什么死重。。
2.飞机上没有一个叫总电门的东西，主电瓶有电瓶电门，通常在断电操作时最后关断这个电门，通电操作时首先接通这个电门。这是因为电瓶要给其它电源设备启动供电，但其他电源设备有自己的开关程序和设备。在关断电瓶电门的情况下，如果某些关键设备接通比如惯导，电瓶会自动工作，这是适航要求，是为了在紧急情况和一些特殊环境下救命用的，不光是波音飞机如此，所有的符合25部要求的飞机都是如比包括波音和空客。所以这是民航飞机设计时的基本要求，即不是什么没考虑到的因素，更不是什么故障或者危害，所以波音的锂电部门不了解那是波音自己的问题，说明它的相关部门的人对飞机了解的太少。
日航和全日空的锂电瓶意外过度放电多半是拖飞机时操作不当所致，飞机在地面滑行和拖动期间必须打开翼尖航行灯和防撞灯，夜间还需要打开大翼照明灯，如果APU故障，就需要使用电瓶供电打开这几个灯。787为了防止在拖飞机时电瓶过防电，搞了个新的专门用于电瓶拖飞机的控制面板，可以显示电瓶剩余电量，并在手册里给了一个相应的多少电量可以维持拖飞机多长时间。结果因为有了这个面板，小日本在日常维护中国与频繁的使用这个面板控制电瓶拖飞机，而拖飞机的时间事实证明很难精确控制，再加上这使得电瓶的使用更频繁，用后忘记关闭电瓶电门的次数也增加。。再加上锂电瓶悲催的过放电后只能返厂，才出了这么多返厂事件。。就在这几次起火事件之前，波音专门下发了一个MT来说明防止电瓶过放电的日常维护注意事项。
翼尖小翼与诱导阻力：
既然晨大说了，那我就把这个问题详细展开一下。
不管是叫sharklet还是所谓的raked wngtip还是翼尖小翼，这种名字上的噱头没有啥实际意义。这种翼尖设计形式的目的在于用更高的效率来减小诱导阻力。
什么是诱导阻力呢。飞机在低速飞行时（低于音速），在水平方向上主要有四种阻力形式：压差阻力、诱导阻力、摩擦阻力和干扰阻力，压差阻力所占的比重最大，其次是诱导阻力。
我们知道，飞机在飞行时的升力是靠机翼上下表面的压强差实现的，那么在翼尖，由于机翼下表面压强大于上表面，气流会从机翼下表面绕过翼尖流向上表面，从而在翼尖处形成漩涡，随着飞机向前飞行，漩涡不断向后方流去，形成翼尖涡流。这个涡流在机翼表面形成向下的下洗速度，这个下洗速度使得流过机翼的气流速度向下偏转，从而使得其所产生的气动力发生偏转，气动力的垂直分量就是升力，水平分量就是诱导阻力。
对于诱导阻力的研究很早就有，传统的减小诱导阻力的方法有两个：
一个是采用大展弦比的平直翼，这样的机翼翼尖狭窄，翼尖产生的升力较小，因此产生的翼尖涡流也比较弱，从而可以获得较小的诱导阻力；
另一个是采取根梢比约为2.5的机翼形式，根梢比是指翼根弦长和翼尖弦长之比，三角翼的根梢比理论上是无穷大.根梢比2.5时机翼上的气动载荷分布接近椭圆形，因此我们可以看到很多很多60年代以前的螺旋桨飞机采用平直翼和椭圆形的翼尖形式，就是这个道理。
诱导阻力系数的公式是：Cxi=kCy2/πλ
Cy2是升力系数的平方；λ是展弦比；k是根梢比的函数，根梢比2.5时，k最小
随着飞行速度的不断提高，考虑到流体压缩性影响的显著，大展弦比的平直翼和椭圆形的翼尖采用的较少了。对于超音速飞机来说，由于波阻是主要考虑因素，亚音速下的四种阻力形式居于次要地位，所以超音速飞机基本不考虑诱导阻力的问题。但是对于高亚音速飞机来说，就需要一种新的形式来减小诱导阻力，翼尖小翼就这样应运而生了。。
翼尖小翼的思路很简单，就是直接阻止气流从机翼下表面向上表面流动形成涡流，同时由于气动力的方向向垂直方向恢复，还可以起到提高翼尖产生的升力的作用。
但翼尖小翼的缺点也是显而易见的，首先翼尖小翼垂直于机翼，它既不产生升力也不产生动力。同时翼尖小翼位于翼尖，离翼根最远，对翼根产生的弯矩较大，这样不仅翼尖小翼本身的质量，翼根机构加强也会增加飞机整体的重量。此外，翼尖小翼还会增加干扰阻力和摩擦阻力。
翼尖小翼的目的是减弱翼尖涡流的产生，要达到这个目的，翼尖小翼就要有足够的高度来阻止气流绕过翼尖流动，这样随着对减小诱导阻力的要求越来越高，简单的翼尖小翼形式尺寸上就会变得越来越大。。看看767-400那巨大的翼尖小翼。。在减小诱导阻力的同时也给飞机在重量上带来巨大的负担。。
因此，随着空气动力学研究的发展，翼尖小翼开始呈现现在这种形式，仔细看看787和350的翼尖小翼，其实它就是传统的翼尖小翼和根梢比2.5的翼尖形式的结合。这样可以使得翼尖小翼与机翼更加融为一体，翼尖小翼本身也可以产生升力，提高了气动效率。同时可以采用较小的翼尖形式，改善了机翼整体的受力状况，减轻了结构重量。
现在787和350的这种翼尖形式应该是空气动力学研究和大量风洞实验的成果，使其更加符合实际流场的特点，从而获得更好的气动效率。
环翼机：
嘻嘻，这个啊，就是个环翼机的变种呗。
环翼布局不算太新的东西，虽然实用的少，但好多国家20年前就已经开始研究了。我上学那会儿，01班有个同学就好搞环翼机的模型，，后来他上研究生了，不知翔龙这个有没有他的成果。。。不过那个时候北航确实在搞无人机。
环翼机的好处就是可以减小诱导阻力，而且前后翼衔接成闭环结构对结构承力有好处，可以在承载能力不变的情况下减轻重量（这个很重要！），环翼的气动特性可以把前翼当作后掠翼，后翼当作前掠翼看待。翔龙这个不是标准的环翼，因为后翼是搭在前翼中间的，而不是前后翼翼尖相连，这样的话对减小诱导阻力的作用有限。所以前翼翼尖又搞了个翼尖小翼来减小诱导阻力。之所以搞成这样，也可能是对环翼的特性还没有完全把握，所以后翼只起一个辅助作用，当然对结构受力的好处还是一样的。真正为何使用这种布局肯定是通过精确的实验和定量计算得到的，这么泛泛的定性分析，结论不一定准确。也可能这就是适用于这种情况的最佳形式。
另，纠个小错，这也是很多爱好者常犯的错误。翼型（airfoil profile）是一个专用名词，简单的说指的是机翼的剖面形状，翼型的主要参数有相对厚度、相对弯度、最大厚度相对位置等。前掠翼、后掠翼、三角翼啊这些指的是机翼的平面几何形状，不能叫翼型。
ETOPS：
ETOPS原本叫双发延程飞行，准确地说是指飞机在单发情况下飞往最近的备降场所需的时间。举个例子说，比如通过ETOPS120审核许可的飞机可以执行以下航线：在给航线的航路上任意一点距离最近的备降场的飞行时间，对于该飞机在单发情况下飞行，不能超过120分钟。低于60分钟的航线属于非ETOPS航线，没有通过ETOPS认证的飞机也可以飞，超过60分钟的就属于ETOPS航线，必须是拿到相应ETOPS许可的飞机和运营人才可以执行该航线。
这个东西原来只是针对双发飞机的，但因为它的要求和管理方式很成功，因此现在也被应用于多发飞机上，所以ETOPS现在不叫双发延程飞行了，只能叫延程飞行了。
伊朗的征服者：
嘿嘿，今天才看到晨大这篇文章，鲜花之余说说我的看法吧。
。。嗯。。这个。。我只能说这个飞机从外形看有很多自相矛盾的地方。。
说实话，它更像一个科幻爱好者作的业余模型。我不认为这个玩意儿有啥性能可言，甚至能不能做到有意义的真正飞行都有疑问。。
首先是它的进气口出奇的小。。而且搁在这么一个尴尬的地方，如果是航模的话更好理解一些。就冲这个进气口，这个飞机也绝不可能飞到音速。。一方面如此小的进气口能有多少空气引入以支持发动机燃烧做功呢，估计这么小的进气口适用的发动机的功率不会很大，做航模飞行应该不错，做战斗机肯定不够。另一方面，在低速飞行时，发动机的推力主要在压气机部分产生，而超过音速后，发动机的推力主要是在进气道内产生，所以对于超音速飞机而言，进气道的设计是一个很重要的方面，在满足飞机整体设计性能要求的前提下，只有别人给它让路的份儿。从这个所谓飞机的进气口来看，我不认为它能支持超音速飞行。。
现在展出这个东西它的翼展如此之短，翼面积相对如此之小，这样的形式低速时的升阻比一定很差，能不能飞起来我不好说，但肯定不要指望有什么低速性能可言，很明显这是一个按照超音速和跨音速要求设计的机翼布局形式，但前面说过了，它的发动机和进气道形式肯定飞不了超音速。。
而且既然前翼那么大，在后翼上搞一个不伦不类的下垂的小翼对于减小整体的诱导阻力有啥效果呢？而且如果是为超音速飞行设计的布局形式的话，根本不必为诱导阻力费这么大劲，你见过那个超音速飞机配翼尖小翼的？至于XB70那种形式对这个东西来说根本就不要想了。。
总之这个东西就是一个矛盾综合体，它的一部分设计决定了它没有超音速能力，而另一部分设计又决定了这玩意儿的低速性能极差，就算是跟F117相比，它的低速性能也是一个令人发指的低的水平。。一个飞不了高速，低速又没有性能的东西谈什么隐身啊航电啊有意义吗，当然如果伊朗人打算让它放在地面上敌人看不见那是另一回事。
所以我认为这就是一个唬人的模型，离能飞起来还天差地远。。
F117跟这个完全不是一回事。F117的气动外形起码是一架飞机，虽然它的飞行性能不佳，但所有关于一架飞机起飞、巡航、降落所需要的性能要素它都具备。但这个东西完全是个矛盾的结合体。。如果它是一个不需要自己起飞，挂在其它飞机底下到空中发射出去飞高空高速的无人机还好一些，但作为一架人驾驶的需要自己起飞、降落的飞机，它根本不够格。
运20：
嘿嘿，又见晨大好文
鲜花之余，俺再来泼点凉水。。我怎么好象老这么干。。
有关运输机翼盒和起落架以及尾舱门那部分，其实大家可以去看@TopGun 兄在运20公布之初发的几个帖子，那个更专业，也更准确。。实际上C17的那个设计不仅不会降低货舱高度，而且它的货舱的高高度也是缘于这样的翼盒设计。。
至于双开缝襟翼嘛，没有那么神奇啦。现在的737、767基本都是双开缝襟翼，这个东西已经应用了20多年了，不是啥新东西。。发动机尾喷气流可能会对襟翼的增升产生一定影响，但没有那么大啦，因为双开缝也好，三开缝也好都不可能装到尾喷后面去。。737、767的双开缝襟翼在发动机尾喷那里被截开，分为内侧襟翼和外侧襟翼，就算靠近尾喷部分的襟翼会受到尾喷气流的影响，但那只占整个襟翼的很小一部分，而且也只是在尾喷的旁边，而不是后方。。估计螺旋桨飞机的螺旋桨产生的气流对襟翼的影响更大一些。。
有关发动机尾喷内的气流的工作状态和出喷口后的状态大家可以看我的日志里面拿篇以前发表在铁血上的文章。。
另外这种向前伸出的吊架形式几乎现在所有的下单翼都有采用，不是啥新鲜东西。发动机吊架所承受的主要载荷是发动机的推力，这个比发动机自身重力大的多，所以吊架设计也主要是从如何传递发动机推力考虑。这中前伸的吊架很正常。
至于超临界翼型嘛，刚出的时候很炫，现在几乎是高亚音速运输类飞机的标配了，你不用这个出门都不好意思跟人打招呼。。
@TopGun 兄也来发表下看法吧，这个你更专业呦
又见TOPGUN兄好文
老兄一席话真是解了我十多年的疑惑啊
737也是这样的双腔结构，我刚毕业进入飞机维修这个行业时，讲737机型的老师就提过这个。不过那个老师就是一棒槌他居然说这个结构就是半硬壳机身的由来靠，要是真按他说的，我在北航学4年算是白混了
不过话说回来，当时对这个结构也有些疑惑，因为以前没接触过，今日总算是解惑了，多谢老兄好文啊
这么久才看到这篇文章，恨晚啊，以后老兄再发文@一下我吧，免得错过
F35：
又见晨大好文
不过俺有个小小的疑问，F35 的舵面是纯电动的吗因为一般来说，电传操纵的主舵面都是电液伺服的，不过战斗机的舵面没有客机那么大，所以能实现电动也不一定，不知晨大有啥资料分享一下。。
787也是因为电器设备增多，破天荒搞了个液冷系统PECS，不过毕竟客机没有战斗机对空间要求那么极限，也没有隐身的要求，在这方面还是要好过的多。。
启动发电机以前主要是在APU上应用，不过787的发动机也是用的启动发电机这种形式，这个在启动的时候用电量非常大，使787上最大的用电设备。
充分利用高空环境的低温在787上也是类似的，比如787的空调在一定高度（好像是29000英尺）以上，空气循环机就被旁通了，完全依靠外部空气冷却来保证客舱温度。。
类似的做法早就有了，不过最常见的是从压气机处引气，直接从进气道引气的也有，但不常见而且主要是低速飞机。从进气道引气作为冷却源对于亚音速进气道来说没有问题，因为亚音速进气道，气流在进气道内受到的压缩不明显，气体参数与外界变化不大，进气道更多的是起一个整流和收集的作用。但对于高速飞机而言，特别是超音速飞行时，情况就大不一样，气流在超音速进气道内会受到剧烈的压缩，实际上在超音速飞行时，发动机的推力大部分在进气道产生，而低速时主要在压气机产生，这种情况下，在进气道内的气流已经是高温高压了，用来冷却不太合适。。
另外F35设备冷却的问题明显不是没有足够的冷气源，对于飞机来说，直接引入外界空气冷却比从进气道引气很明显效果更好。F35设备冷却的问题在于一方面由于设备发热量大，甚至单纯的气冷方式不足以满足要求，而另一方面严苟得空间和设备安装要求限制了设备冷却系统的性能。
发动机相关：
嘎嘎，晨大给俺出题目了
这个嘛，的确很多书上这样说，包括俺以前的发动机教材。。不过教材里说完就完了，因为后面会讲各部分的特性计算，为什么，自己去算就完了，编教材的人是不会考虑怎么给爱好者定性的分析这个的。。
那么俺就来试着解释一下这个事儿吧。。
首先呢，要讲一下从力的分析角度，推力是怎么产生的。
其实所谓推力，就是发动机各部件所受轴向力的合力。
对于亚音速飞行来说，在压气机、进气道、燃烧室这些部分，所受轴向力是向前的，而涡轮、喷管处则是向后的，而向前的轴向力主要集中在压气机和燃烧室段，向后的轴向力主要集中在涡轮段。
这个不难理解，因为i在压气机部分，是压气机对气流做功，将气流向后推，使之从低压区流向高压区，自然，气流对压气机的反作用力是向前的。在燃烧室段，燃气从燃烧中获得能量，加速向后流动，燃烧室部件相对受到向前的力。压气机受到的向前的力和燃烧室受到的向前的力那个更主要，取决于发动机的结构形式，对于涡扇发动机而言，主要的向前的力集中在压气机和风扇段，特别是民航使用的大涵道比发动机，推力有70%以上在风扇上产生。
而在涡轮和喷管处，特别是在涡轮段，燃气吹动涡轮，对涡轮做功，因此涡轮所受的力是沿轴线方向向后的，在喷管处也类似，当然向后的轴向力主要集中在涡轮段。
不是说要解释为啥超音速飞行推力主要在进气道处产生吗，你扯一大段亚音速飞行干啥实际上嘛，是为了给大家建立一个概念：推力是在发动机上那些对气体做功，使之向后流动的部件上产生的，那个部件对气体做功更多，那个部件产生的推力就大。这个超音速也好，亚音速也好，都是一样的，而亚音速下的分析更好理解一些。
在亚音速情况下，进气道对气体做功几乎可以忽略不计，因为此时气体的压缩性影响很小，进气道的形状引起的流道变化只能使气体本身的势能和动能之间相互转化，这也是伯努力定律成立的前提。所以在亚音速下，进气道部分所受的轴向力虽然也是向前的，但与压气机相比，基本可以无视。。
但在超音速时，就大不一样了，这时流体的压缩性变得显著，进气道的形状变化更多的使气流受到压缩，内能增加。也就是说，此时进气道对气流做功非常显著，M数越高，流体的压缩性越强烈，进气道对气流做功就越显著，相应的，进气道出产生的推力在总推力中所占的比例就越高。同样的，在超音速时，喷管处的轴向力，也会因为燃气在此处受到压缩，喷管对燃气做功，使得此处的轴向力的方向从亚音速时的向后改为向前，而且随着M数的增高，其向前的力越大。
定量的分析就不说了，因为那些个公式计算不太容易懂，不光是对业余爱好者而言，就连我自己，多年不碰现在都有点难以理解了。。
总而言之，随着飞行速度的提高，达到超音速以后，由于流体的压缩性变得显著，进气道对气流做功的效果会迅速增大，从而占据主要地位，成为推力产生的主要区域，而压气机段反而退居次席。
上图是一个亚音速涡喷发动机的轴向力分布图，进气道处的轴向力因为很小没有标出，从图中可以看出涡喷发动机的推力主要在燃烧室产生。
嘿嘿，老兄自问自答了，省我事儿了
这个问题我也想了一下，因为我上学的时候矢量喷管对于我们而言还属于天顶星技术，虽然有人在做研究，但本科教材里只是寥寥数语。。毕业后也没有从事过相关工作（民航飞机不搞这玩意儿）所以我确实对这个不太了解。。
不过以我的理解呢。。首先，我们在计算发动机推力时，并不是一段一段去计算发动机各部件的受力，再去把它们合起来，上面那个分析只是为了说明发动机各部分产生的是推力还是阻力。
我在我自己的日志纪念我在爱坛晋级兼发我自己以前的旧贴里提到过计算推力的公式：F=Qm(V5-V)，也就是说，在喷口燃气完全膨胀的情况下，实际上发动机总的推力来自于气流进入发动机和排出发动机的动量差。动量是一个矢量，动量差自然也是一个矢量，所以如果V5相对于V发生了偏转，那么这个方向差自然也存在于它们的差值中。因此，采用矢量喷管的发动机的推力一样可以用原来的公式计算，只是以前因为气流速度的方向没有发生改变，我们直接用标量计算就可以，而现在改成矢量计算。
使气流方向发生改变，也是发动机对气流做功的一个结果，也正因为如此，在发动机对气流总的做功不变的情况下，采用矢量推力时推力的大小也就是推力的模量值会小于不采用矢量推力时的情况，也就是有推力损失。
发动机对燃气做功使之速度方向发生改变是在矢量喷管内产生的，因此这一部分推力的变化也就在矢量喷管中产生，而其它部分的受力情况应该没有变化。
我觉得这样说实质上应该跟TOPGUN兄的说法差不多，只是换个角度而已。。
嗯，这个是这样的，上面所说的受力分析，是把发动机各段单拿出来，看它与气流/燃气之间的受力关系的。
无论是前面所说的向前的推力还是向后的阻力，都是指气流/燃气对发动机部件施加的力，所以在家里燃烧室产生的推力也是燃气对燃烧室施加的力，这个力不会影响到前面流过涡轮的燃气，也不会传递到发动机转轴上对涡轮的转动产生阻力。
涡轮的驱动靠的是流过涡轮的燃气，既然后面加力燃烧室产生的推力不作用在燃气上，也就不会对涡轮的转动产生影响。
波音工厂：
嘿嘿，这篇不错。
俺10年去米国监造的时候，天天在RENTON的737总装车间里晃，当时波音好像有安排去Everett的747总装厂参观的，不过俺跑到达拉斯考维修人员执照去了，没赶上晨大这篇也算帮俺弥补这一缺憾吧
737的总装车间也是这样一步步向前移动的，我记得一共6个位置，一天挪一步，基本挪到门口就可以拉出去了
另，我们的787除了前两架，后面的好像都是在南卡总装的，晨大看到的应该是在南卡装好飞过去的。。
很简单，就是后掠翼啊
只是采用了梯形结构的后掠翼，梯形结构目的是加大翼根弦长，从而改善翼根的承力状况，并增加结构高度。
另外说一句，GENX的那个风扇叶片是碳纤维的，但在前缘和后缘各包覆了一层钛合金。
宽弦叶片的主要好处是更符合实际流场的要求，气动效率更高，因此需要的叶片数更少。同时扭转的外形使得叶片承受周向载荷的能力得到改善，不需要传统叶片那样互相搭接在一起的叶肩凸台，也减少了重量。
不过这也是计算机技术发展的成果，靠人力计算，这样的设计是不可想象的。。
飞行员：
嗯，这事儿很正常/
首先，机长在飞机上拥有最高权力，机长可以根据任何理由认为乘客妨碍飞行而拒绝乘客登机，这是机长的权力，所以这事就是闹到法庭上，机长也没责任。不要说犹太学生了，我印象里许多年前有个以色列的部长在美国访问的时候，做飞机就因为当时的机长认为这个部长可能使该航班成为恐怖袭击的目标而拒绝这个部长登机，结果这位老兄不得不换航班。具体事件我真的记不太清了，有了解的高人可以详细介绍一下。
民航飞机客舱是没有录像和录音的，机长可以通过安装在驾驶舱门处的摄像头监控前舱厨房附近的情况，但只能实时监控，没有录像。不过就如神牛所说，如果机长在驾驶舱通过内话对旅客广播，这个是有录音的。这个东西在局方要求的时候可以调用来协助调查，不过话音记录器只能记录30分钟的录音，随录随抹。所以，如果在事件发生30分钟内，机组没有拔跳开关关闭话音记录器的话，当时的录音多半已经被抹掉了。。
这种事件离事故还远着呢，撑死了算个不正常事件，发动机空停都只算事故征候。。
实际上，机长驱逐乘客下飞机不需要任何说的过去的理由，那怕就是说“我就看他不爽，有他在我就驾驶不好飞机”都可以，因为安全是最重要的，任何影响机组驾驶飞机的理由都是正当理由。当然，实在太不像话的理由，多半航空公司会换个机组，但这样同样有可能招致机组的起诉。。
