飛機起飛...失速...？－matthews62的部落格

==============此為廣告欄位，與文章內容無關==============

ASUS U31SD-271A2350M 輕薄筆記型電腦
■ 品牌 - 有品牌才有品質保證
■ 外型設計 - 超輕薄、超可攜、超美觀
■ 重量 - 筆電就是要帶著走，輕薄隨身才是王道
■ 效能 - 擁有超強效能最好還能配備獨立顯卡，看HD影音、玩遊戲才順暢
■ 續航力 - 長效省電才能在外辦公一整天都不用煩惱

訂購網址：http://www.7net.com.tw/7net/rui005.faces?ID=120100170408&visit_chn=02&vid=ivip&mid=ivip_06&ctype=B&cid=ivip_06&oid=7net&user=af000017132

==============此為廣告欄位，與文章內容無關==============

　因為各種飛機（軍用或是民用）因為它的使用特性不同，所以會有不同的操作模式，嚴格來說，會造成失速的原因不只是角度的關係，要說清楚實在是有點困難．找到一篇文章，有興趣的慢慢看吧．

飛機失速研究與設計

空軍備役上校　沈坤耀

提要

安全是飛機設計最重要的要求，而飛機的失速與失速特性是影響安全的重要問題，同樣也是空氣動力學與飛行力學的重要問題，因應對航空器飛航安全的要求，在飛機設計時不論民機或軍機，對失速與失速特性均有非常嚴謹的定義和要求，本文即針對失速與失速特性此一問題，以定翼機的規範要求和相關適航標準要求為主軸，從空氣動力學、飛行力學、飛行性能和飛航安全的觀點，說明失速的定義、物理現象、失速特性、影響飛機失速的主要原因、失速研究的內容與方法、如何執行設計失速的試飛等，文中並以結冰對失速的影響，和T形尾翼構型飛機的失速特性，提出民航機的案例，藉以說明失速和失速特性與飛機設計的關係，以作為飛機設計驗證的參考。

前言

飛機產品的基本品質，取決於完善的設計、優質的製造、良好的使用與有效的維修，以保證飛機產品，始終處於可安全運作的狀況，以民航機為例：也就是符合其型別設計要求所謂的適航性，一般針對適航又泛指初始與後續適航，所謂之初始適航(Initial Airworthiness)檢定係泛指於飛機產品及其零組件、裝備於出廠投入營運前為確保飛安所需完成各項適航檢定工作。後續適航(Continuous Airworthiness)檢定則為上述產品投入營運後對使用人於執行操作、檢查及維修等工作所進行之查核檢定工作。

飛機的所有設計都必須符合一定的標準要求，軍機為軍用規範(Military Standards)，民航機為適航標準(Airworthiness Standard)的要求，軍用規範與適航標準是國際上規定航空器在設計時所必須符合之「技術規範」，是飛機的最低安全標準，其內容包括性能要求、結構要求、機械系統要求、電機系統要求、航電系統要求、發動機要求……等等。以民航機為例適航標準有許多類別，比如說一大型運輸類的飛機必須符合適航標準第25部的要求，一架運輸類的直昇機則必須符合適航標準第29部的要求，此外對於各零組件也都有其特殊的測試要求；而戰機的設計是以克敵制勝達到確保空優為目標，因此它必須依據戰爭需求、經濟成本實用性、可能的威脅環境、已知和可預期的各項科技能力，整體考慮後才能定義出一軍機，尤其是戰機的設計規範。

飛航安全是大家一致關切的課題，特別是一般消費大眾把飛航安全跟身家性命畫上了等號，從世界民航的失事統計，可瞭解隨著科技的進步飛行失事率已大為減少，然而由於航空運輸能量的大幅成長，所以飛行事故仍然持續成長，而且重大事故大多與失速有關，以美國波音公司為例，從1974年至1984年10年間低空事故共發生176件，其中20次就是由於飛機下沉率過大及大攻角失速，造成機毀人亡的不幸事件；而近代高性能戰機，為達成其設計任務與需求，發揮飛機的最大可操控能��(如最大轉彎和最大瞬間轉彎率)，不可避免的在訓練或任務飛行中，必須使飛機進入高攻角的失速區操作，由於高攻角飛行先天的氣動特性與操控能力不足，時常造成飛機失控或進入失速和螺旋而失事，依據美國的統計1966至1970年間，因失速和螺旋而失事的戰機高達225架，喪生110位飛行員，光美國海軍和陸戰隊當時平均每月損失兩架戰機，從此紛紛重視此一問題，積極針對戰機的高攻角能力和失速特性提出專題研究，並將良好的高攻角能力和失速、螺旋的防制、解出能力列入新的設計規範要求中。由此可知道“失速”對飛機的威脅，因此飛機的高攻角飛行特性或失速特性，一直是軍、民機設計的重點，本文希能提出氣動的物理機制、標準或規範的要求、和設計驗證的說明，以供設計、驗證和飛航人員的參考。

飛機失速研究的內容與方法

飛機的設計把安全放在第一位，要求有準確的失速速度和良好的失速特性，因此在設計過程中對失速速度的確定、失速特性的演示、飛機構型的影響、測試儀器、飛行測試的程序、和測試數據的處理等各方面都有明確和嚴格的要求。且由於失速速度是飛機性能、飛行品質等科目的基本參數，飛機在執行設計測評飛試時，申請者和測試評估（或民航驗證）單位都十分重視，且把失速速度試飛首先安排，並由測評飛行員執行檢定試飛。

一、失速速度

飛機的飛行，第一個要克服的設計工作，是設計一能產生足夠升力的機翼，通常升力大小被表示為升力係數、相對氣流的動壓、和機翼面積的乘積，而升力係數取決於飛行姿態（攻角）與翼形的設計；所以當飛機具有前進速度後，相對氣流通過機翼、產生了足夠的升力，飛機就可飛起來了。一般而言：攻角愈大，升力愈大，但當攻角大到某一極限程度（如15至20度以上），因相對氣流無法配合機翼外形平順的環繞通過，而在機翼上形成亂流，飛機升力便開始急速喪失，阻力也隨之劇增(如圖一)，此現象就是所謂的“失速”(Stall)，此時對應的攻角為失速攻角，且升力係數為

最大升力係數(CL max)，而接近這升力極限的攻角區域即是高攻角。也就是說一機翼它所能產生的升力總能力是有限的，失速攻角和其對應的最大升力係數(CL max)即代表它的極限值，超過此極限值，飛機的升力急速喪失、阻力劇增，飛機即無法再維持正常的飛行，所以失速速度可被定義為飛機可維持正常飛行操作的最小空速，因此失速速度亦被定義為飛機性能、飛行品質等科目的基本參數，是飛機設計和測評飛試的首要對象。

二、失速特性

一飛機的機翼是否設計良好？主要反映在最大升力係數的限制上，飛機的設計必須考量提升飛機的最大升力係數，它不僅有助於轉彎和操作能力，同時也影響起降速度及需要之使用跑道長度，降低失速速度和增加高空之操作升限。

失速速度需要被準確的確定，是因為飛機在達到最大升力前，飛機已在高攻角姿態飛行，由於機翼上強烈的氣流分離，使飛機處在一複雜的流場中，此時一個小小操作或環境改變，往往會導致劇烈的氣動力和全機的力矩變化(如圖二)，並將嚴重影響操控甚而失控，簡述高攻角將會出現的氣動現象如下：

(一)抖振(Buffet)：主要由於高攻角時翼面上氣流嚴重分離(Separation)或穿音速時震波引起之氣流分離，此現象將影響飛行員的操作與乘坐舒適性，甚而機體結構之疲勞破壞。

(二)機翼搖擺(Wing Rock)：主要由於在高攻角時，尤其因震波引起的不對稱的翼面抖振，影響飛行員的操作與乘坐舒適性。

(三)機翼下墜(Wing Drop)：主要在後掠又漸尖翼形於高攻角時，由於翼尖氣流不對稱分離，隨之產生之滾轉失控。

(四)機頭晃動(Nose-Slice)：主要由於高攻角時垂直尾翼浸在低能量之尾流（機身或機翼分離流）中，使垂直尾翼喪失了航向控制能力，而引起的一短週期非對稱側向不穩定。

(五)劇仰(Pitch-Up)：飛機在高攻角姿態下，由於飛機壓力中心前移而造成的劇烈上仰稱為劇仰，此現象發生之主要原因有二：

{一}機翼翼尖部分因氣流分離（翼尖失速）造成重心後區域的升力損失。

{二}水平尾翼因浸在尾流場中操控能力不足。

當然，上述討論為針對較常見的後掠加尾翼的飛機構型，因翼尖氣流先分離而造成失速，此劇仰現象在高次音速區最為劇烈，最易造成飛機的失控，因為伴隨著此現象而來的是抖振(Buffet)、副翼操控功能不足（甚至副翼反效應）、翼下墮或翼滾。

(六)大攻角下側向穩定性的損失：飛機的側向操控主要是靠垂直尾翼在飛機有側向風的作用時，它能似風信雞原理般使飛機產生轉向側風方向之能力，以減少側滑角，然而在大攻角時，垂直尾翼因浸在上游機身、機翼或渦流潰散的低動能尾流中，使得垂直尾翼得不到足夠的氣流動能而降低了它的側向操控能量，因此損失了飛機的側向穩定性，此現象以T形尾翼的設計最具代表。

(七)大攻角下滾轉控制失效：飛機的滾轉操控主要是靠副翼或襟副翼，因副翼皆裝置於主翼的後緣和較外側，如此可產生較大的滾轉力矩。在大攻角姿態時，由於副翼區域之氣流皆因攻角效應而分離失速，因此會造成滾轉控制的失效。

綜合而言，當飛機進入失速狀態時，飛機處在一穩定性喪失或控制失效的情況，典型的失速特性如下（可單獨或組合型式出現）：不能控制的機頭下沉；不能阻止的滾轉；操縱效率損失；操縱力或位移量的突變；或駕駛人操縱裝置明顯的抖動。

三、影響飛機失速的主要原因

(一)飛機氣動構型的影響

一般低次音速的飛機，由於飛行空速小，為配合低速空氣動力效益，均採用平直或很小的後掠角、高展弦比、和高厚度比的梯形機翼設計，它的空氣動力特性是低攻角時就有很大的升力係數，失速攻角低（約15度），失速時上翼面的氣流分離是由機翼根部（機翼與機身連接處）開始，然後沿著翼展逐漸向翼尖方向擴大氣流分離，而且由於氣流分離產生的抖振(Buffet)現象非常明顯，因此高攻角飛行的抖振可視為最可靠的失速前自然警告，可預先告知飛行員以避免進入失速或失控，而且此機翼根部先失速的現象，不會影響機翼外側的副翼滾轉操控性能。當飛機進入失速，飛行員的感覺是G（駕駛桿）力喪失(G-Break)、機頭下墜，只要當時高度夠，待空速建立後帶起機頭改正即可，同時因為翼展大、副翼滾轉操控性能好，縱使飛行員刻意操作下進入螺旋，只要按程序操作，通常以鬆桿、反舵，等空速建立後帶起機頭即可解出。

西元1950年至1960年間，大推力的噴射渦輪扇引擎開始應用於飛機上，飛機的飛行速度由低次音速進入了近音速，飛機的設計著重於高速度和低阻力，因此外形的主要特徵：機身長、��翼薄和後掠角大，它的空氣動力特徵是低攻角時升力係數小，失速攻角大且因升力係數曲線平緩而不明顯(如圖三)，加上因空速大震波壓縮性效應使得飛機處在一更複雜的分離流場中，執行失速速度的確定、失速特性的檢定更形困難。

{一}機翼翼切形對失速特性的影響：

定翼機機翼是飛機產生升力的固定翅膀，機翼順著氣流來流方向切斷下來的剖面稱為翼切形(Airfoil)，翼切形迎向來流最前端稱為翼前緣(Leading Edge)，翼切形背向來流最後端稱為翼後緣(Trailing Edge)，翼切形前、後緣的連線稱為弦線(Chord)，其長度為弦長。飛機的翼切形的外形設計，主要是使飛行時能產生最大的升力與最小的阻力，一般採用流線形: 翼前緣圓胖、翼後緣尖細、上翼面稍凸拱起、而下翼面較平順。早在西元1866年風洞試驗的第一人，英國法藍西斯-魏漢(Frances H. Wenham)即指出：大部分的機翼升力由上翼面的前緣部分產生。此乃由於圓胖的翼前緣曲率變化大，氣流來流在此沿著曲度被快速的加速，形成該區域沿流線方向很大的負壓力梯度，配合氣流黏性效應，造成表面渦流的大量產生，使翼前緣區域的環流量也最大，所以採用圓胖翼前緣、尖細的翼後緣的翼切形，具有避免環流量因氣流分離而損失的特性，如此當相對氣流通過機翼時，可保持氣流環繞翼形平順通過的附著流特性，要保證此附著流特性，須同時保持機翼表面的平滑度和曲率，不能有太大的外形曲率變化和凸陷以避免氣流分離，而損失環流量，因此飛機的翼切形的外形設計，為了配合低速氣動特性和環流效益，通常採用圓胖翼前緣、尖細的翼後緣的翼切形和大展弦比（翼展與翼弦長的比值）機翼。一般翼切形對失速特性可概分以下三類(如圖四)：

1.長氣泡分離翼切形：一個胖厚翼切形（圓胖翼前緣而且翼切形的厚度超過弦長的14%），攻角增加到約10度以後，上翼面的氣流分離是由機翼翼後緣開始，隨著攻角增大氣流分離點逐漸向翼前緣區域擴大，升力、阻力漸增，一直到失速，俯仰力矩變化不大。

2.短氣泡分離翼切形：一個薄翼切形（翼切形的厚度約為弦長的6%至14%之間）攻角增加以後，攻角很小時上翼面的氣流分離就會由機翼翼前緣開始，隨即於上翼面的翼前緣形成一短氣泡的氣流分離區，隨著攻角增大翼前緣氣流分離的短氣泡並沒改變，只是升力漸增但升力曲線幾乎不變、阻力漸增，然而當攻角增大到失速攻角時，分離的氣泡迅即潰散，造成機翼升力、阻力和俯仰力矩均突變的失速特異特性。

3.尖細的翼前緣薄翼切形：同短氣泡分離翼切形一般，攻角很小時上翼面的氣流分離就會由機翼翼前緣開始，隨即於上翼面的翼前緣形成一短氣泡的氣流分離區，但隨著攻角增大翼前緣氣流分離的短氣泡逐漸向翼後緣區域擴大變長，升力、阻力漸增，升力曲線低且平緩（如平板的升力特性），當分離的短氣泡增長到翼後緣時，即到失速攻角，分離的氣泡迅即潰散，造成機翼升力喪失、阻力突增的一般失速特性和俯仰力矩突變的特異特性。

{二}後掠主翼設計的影響：後掠翼的優點是它產生震波的臨界馬赫數高，可避免或延後近音速飛行時震波的產生，因此採用後掠翼設計可提高最大空速與馬赫數限制，可以較小的阻力在高次音速飛行，後掠翼的缺點是相對的會影響高攻角和失速的特性：

1.後掠翼的升力特性：後掠翼設計的機翼，它的升力特性是升力係數曲線低且平緩(如圖三)，相較於平直梯形翼其失速攻角較高，必須使用較大的攻角才能穫得足夠的升力，因此必須以較大的速度，或使用較大的攻角（姿態）飛行；因此起飛和落地的速度較大，必須使用較長的跑道、較強的起落架和煞車系統；高攻角時升力變化平緩，縱使超過失速攻角仍具有相當的升力，因此失速速度不明確，失速的特性也不明顯，然而阻力卻很大。

2.後掠翼的失速特性：後掠翼設計的飛機失速時，機翼上翼面的氣流分離是由機翼外側開始，然後沿著翼展逐漸向機身方向擴大，由於負責控制滾轉的副翼部分被分離氣流影響，因此飛機很容易因兩邊翼尖升力不對稱而進入滾轉和失控，而且後掠翼的翼尖部分通常都在重心後面，此機翼翼尖先失速的現象，會造成飛機進入失速而機頭上仰(pitch up)，不但不符合適航標準的要求亦會失控致命。

{三}T形尾翼設計的影響：飛機的設計把引擎裝置於後機身，並將水平尾翼裝置於垂直尾上方的T形尾翼的氣動外形(如圖五)，主要的原因包括：?偈飛機客艙安靜舒適，因客艙避開引擎的噪音和振動；?偍相較於將引擎裝置於機翼下的設計，機翼在巡航時因外形平滑完整，干擾阻力小、升力大整體的氣動效益高，可使用較小機翼；?偁且T形尾翼避開了前機身的尾流，尾翼結構可以相對的減輕；然而主要的缺點是：飛機重心因引擎裝置於後機身而向後走，操縱性的考量必須把機翼向後裝和採用後掠翼機翼，促使前機身前伸以保持縱向平衡，使氣動力中心在重心後面，此即造成飛機失速和進入深失速不易改正的高攻角特殊失速特性。

1.T形尾翼設計的效益：飛機的飛行控制，也是升力的另一種形式的應用，一般飛機的俯仰操控，主要是利用後機身的水平尾翼（或其後緣安裝的昇降舵），因水平尾翼與飛機的重心距離遠，可控制水平尾翼的升力變化，配合與飛機重心的力距，產生俯仰力矩以控制飛機的俯仰動作；傳統飛機的穩定性設計，使飛機的空氣動力中心（或升力中心）作用於整機的重心後面，如此的設計可使飛行攻角增大，升力增加的同時，飛機隨即產生一下俯的力矩，以穩定飛行姿態避免飛機攻角持續增大，也就是說在飛行中，隨時得由水平尾翼產生向下的升力來抬起機頭，此設計的好處是只要飛機被配平(Trim)好後，即可穩定飛行不受擾動的影響，缺點是水平尾翼產生向下的升力造成整機升力變小。T形尾翼設計可使水平尾翼避開前方機翼的尾流和下洗氣流，具有很好的巡航飛行品質，尤其是飛機進入了臨界馬赫數，在機翼後緣產生震波並造成該處的氣流分離，進而破壞機翼的下洗(down wash)氣流時，T形尾翼設計的飛機不會有下俯力矩突增不安全的馬赫下俯(Mach-Tuck)效應。

2.T形尾翼設計的失速特性：一般將引擎裝置於機翼下的低尾翼飛機設計，具有很好的俯仰操縱性，飛行攻角增大時，低尾翼飛機的水平尾翼就逐漸脫離前機身或機翼尾流的影響，由於飛機的穩定性設計，高攻角飛行時，飛機主要靠水平尾翼產穻V下的升力來抬起機頭，當失速時前機翼的下洗(down wash)氣流被破壞，水平尾翼產生向下的升力突然變小，進而加強了下俯的力矩，正滿足飛機失速時產生不可操縱的下俯運動的失速特性要求；T形尾翼設計的飛機，高攻角飛行時，氣動特性則完全相反：T形尾翼設計雖然有很好的巡航飛行品質優點，然而當它進入高攻角飛行時，機翼將會對T形尾翼形成很大的遮蔽作用，若設計��當時T形尾翼會籠罩在迎面而來的亂流中，而喪失了俯仰操控能力，使飛機上仰進入了深失速或失控的危險情況。

以民航運輸類飛機DC-9和MD-80系列的T形尾翼設計為例，依據DC-9這類T形尾翼飛機的風洞試驗結果，在失速攻角區域：

1.水平尾翼進入尾流區，水平尾翼升力變小，導致下俯力矩減小，甚至轉變為上仰力矩。

2.主翼的後掠角若過大，左右兩翼很難同時失速，可能會產生滾轉力矩，而且副翼的滾轉控制能力不足。

3.如果失速從機翼翼根開始，雙發動機可能因吸入大量失速尾流，嚴重影響引擎性能。

4.失速通常在低速時發生，例如在起飛和落地階段，空速比失速速度大得不多，而且在這兩種條件下，飛機都放下一定的襟翼角度，失速較易從機翼翼根開始，引擎性能會因吸入失速尾流而降低，尤其是當飛機離地起飛後，因地面效應(Ground Effect)迅速消失，飛機再次受到下洗氣流的強大作用（因在高升力作用下），有效攻角變小、升力降低、誘導阻力變大，若此時飛機的推力不足或攻角操控過高，均很容易造成飛機起飛後失速，因高度不足而失事。

由於此類T形尾翼設計的民航機有進入深失速的顧慮，因此建議避免下列事情發生：

1.駕駛員忽視所有接近失速和失速的警告。

2.駕駛員超過失速後3-5秒才採取改正行動。

3.駕駛員不注意進入低速大仰角，或在低速時使用太多時間在維持機翼水平。

4.飛機重心太後。

DC-9和MD-80系列飛機是美國麥克唐納-道格拉斯公司，60-80年代設計製造的中短程民航機，其外形即是採用裝置於後機身的雙渦扇引擎和T形高尾翼的構型，主翼後掠24.5度，由於此類T形尾翼設計的民航機有進入深失速與特殊失速特性氣動設計問題，當年的道格拉斯飛機公司為了符合美國FAR25部的適航標準要求：

(FAR25.201-207中明確規定：民航運輸類飛機必須具備下述良好的失速特性，即直到飛機失速為止，必須能以副翼和方向舵操縱飛機的滾轉和航向，不能有出現反操作，不能有出現異常的機頭上仰，而且縱向操縱斜率必須為正；必須以正常的操作迅速防止失速；飛機水平失速從失速到改出飛機滾轉不得超過20度；對飛機的轉彎失速，飛機失速後的運動不可激烈或幅度過大，以致於難以正常的操作迅速防止失速；同時還要求裝置一套有效的失速警告和失速防止系統。)

不僅進行了大量的理論計算，並實施了一完整的風洞試驗計劃，包括五個風洞試驗模型：一低速試驗模型測試基本氣動特性；一高速試驗模型測試穩定性、操縱性和阻力特性；一大比例的後機身含T形高尾翼的壓力模型，以測試水平尾、垂直尾的鉸鍊力矩和壓力分布；一後機身含T形高尾翼和雙渦扇引擎的組合模型，以研究後機身與引擎最佳組合外形；和一高雷諾數低速試驗模型，此模型在NASA阿姆斯壯研究中心的12呎大型低速風洞（雷諾數高達7X106），進行大量的高雷諾數低速試驗，以測試最大升力係數和研究失速特性。其中除了第一個低速試驗模型是為一般的基本測試以外，餘另四種風洞試驗計劃，主要是針對後機身的雙渦扇引擎和T形高尾翼的構型，進行對深失速和失速特性與操作能力的研究。早期的風洞試驗結果證實，DC-9的失速是由主翼50%的半翼展處開始，然後迅速向左右兩翼面擴展，不但產生副翼操控力不足，同時會造成飛機失速時產生機頭上仰力矩和滾轉的力矩，而且失速後飛機具有的俯仰操控力又不足以解出深失速，因此道格拉斯飛機公司進行了一系列的構型研究（如改變翼型、加裝翼刀、翼前緣加裝失速邊條、渦流產生器、改變尾翼尺寸和位置等方法），最後終找到解決避免深失速和改善失速特性的兩種方法，簡述如下：

1.主翼下半翼展35%處加裝一渦流產生架(Vortex-Generating Pylon)，簡稱為“Vortilon”，它的作用原理是當飛機接近失速攻角時，氣流因渦流產生架與翼前緣相互干擾而形成一股強勁的渦流，此渦流通過主翼上翼面時可加強邊界層(Boundary Layer)的能量，有延遲氣流分離的作用，因此使失速攻角增大；此渦流通過主翼後，將對T形尾翼產生一上洗(Up-wash)氣流的作用，增加飛機的下俯力矩，以改善機頭上仰的問題。

2.在MD-80系列飛機的引擎短艙上加裝一塊導流片，導流片它的作用原理是當飛機接近失速攻角時，氣流因導流片與引擎短艙相互干擾而形成一股強勁的渦流，此渦流可引導前方來的失速尾流，加強T形尾翼的俯仰力矩能力，以改善失速特性。

DC-9進行了各種試驗構型的試飛共計約1,800餘次，最後經適航型別檢定證實DC-9和MD-80系列飛機，不但符合FAR25.201-207中要求的良好失速特性，也設計了一套有效的失速警告和失速防止系統，這套系統包括失速警告計算機、震桿器(Stick Shaker)、自動翼縫前伸裝置和自動推桿器(Stick Pusher)，當飛機接近失速狀態時，失速警告計算機即輸出控制信號，接通震桿器使駕駛桿抖振；如攻角持續加大，則自動目視與音響警告，提醒駕駛員迅速採取必要措施，以防止失速。（若為起飛階段，前緣翼縫原在中間位置，失速警告時翼縫會自動前伸到最大位置以避免失速），如攻角持續加大，推桿器即被自動將駕駛桿向前推，使飛機下俯進而改正失速。

(二)飛機進入失速初始條件的影響

{一}飛機的機翼水平失速，失速較緩和，危險性也小，因此民航的適航標準如FAR23中要求：水平失速應測量失速過程中的高度損失不得超過100呎、下俯角度不得大於30度，否則須加註於飛行手冊中；
以下內文出自: http://tw.knowledge.yahoo.com/question/question?qid=1004121503084
==============此為廣告欄位，與文章內容無關==============