飛行特性

總體操控品質(zhì)

飛行控制系統(tǒng)的原本目的是在全飛行包線中提供一致的操控品質(zhì)。不過由于F-15E的增重，飛控不再能提供一致的操控品質(zhì)。所以操控品質(zhì)隨飛機(jī)負(fù)載、重量、中心與FCS故障而變化。此章第一部分討論無CFT、無LANTIRN吊艙或外部掛載、負(fù)載與重心處于正常范圍的操控品質(zhì)。然后討論掛載配置與重量改變對(duì)操控品質(zhì)的影響。

縱向特性

飛控的正常使用模式是俯仰CAS開啟與俯仰比自動(dòng)。俯仰CAS開啟與俯仰比自動(dòng)時(shí)，保持期望G值所需的桿力不隨空速、推力或掛載配置而改變。此外，全飛行包線內(nèi)每G所需桿力保持恒定。

俯仰配平補(bǔ)償器（PTC）可自動(dòng)配平飛機(jī)。此項(xiàng)功能不會(huì)改變桿力配平；相反，它配平以維持飛行員通過手動(dòng)配平選擇的桿力。舉個(gè)例子，若配平后可以松手保持1G平飛，無論推力、空速、掛載配置如何改變，飛機(jī)傾向于1G平飛。PTC有一些延遲，尤其在出彎時(shí)。此情況下，就算轉(zhuǎn)向時(shí)未進(jìn)行配平，機(jī)頭會(huì)有抬起趨勢(shì)并需要一些壓桿的力修正。由于大部分抬頭趨勢(shì)會(huì)在非常短的時(shí)間內(nèi)消失，所以不要立刻重新配平。

一般只有兩種情況會(huì)需要手動(dòng)配平。第一種是在起飛后，為了抵消PTC偏置產(chǎn)生的抬頭趨勢(shì)時(shí)。此偏置乃選擇起飛配平時(shí)有意為之。其作用是為了保證起飛滑跑時(shí)平尾有足夠行程來抬起機(jī)頭。如果沒有此偏置，起飛時(shí)的抬輪會(huì)明顯延后。第二種需要手動(dòng)配平的情況是起落架手柄放下時(shí)。起落架手柄放下時(shí)，飛機(jī)不再傾向于保持1G飛行。此特性可提示飛行員空速。隨著飛機(jī)減速，使用手動(dòng)配平來讓所需空速或攻角保持在駕駛桿中位上。

CAS被設(shè)計(jì)為使每G所需桿力在全飛行包線內(nèi)保持相對(duì)恒定。也有一些例外的情況。比如本機(jī)在高G下減速穿過1馬赫時(shí)，CAS就無法維持過載水平。在這段過渡區(qū)內(nèi)，隨著飛機(jī)減速將有1-1.5G的跨音速抬頭趨勢(shì)。此外，飛機(jī)在高空高速運(yùn)行時(shí)每G所需桿力將增加。

CFT的攜帶將增加飛機(jī)俯仰響應(yīng)與機(jī)動(dòng)性。CFT還在高攻角下增加抬頭俯仰靈敏度、減小低頭俯仰響應(yīng)。起飛時(shí)，需要平緩拉桿來抬輪，尤其在帶了三個(gè)副油箱時(shí)。機(jī)動(dòng)時(shí)，CFT可增加4個(gè)單位的最大迎角能力。降落進(jìn)近時(shí)，裝了CFT的飛機(jī)會(huì)在20-21單位迎角時(shí)產(chǎn)生輕微抖振。可能有必要參考攻角指示器以防止在五邊中與拉平點(diǎn)迎角過大。

攜帶副油箱或LANTIRN吊艙都會(huì)降低飛機(jī)縱向動(dòng)穩(wěn)定性。在這些情況下，雖然操控品質(zhì)還能維持足夠水平，不過突然的俯仰輸入就不會(huì)被迅速抵消掉了。

起落架手柄向上，迎角大于23個(gè)單位時(shí)，CAS會(huì)故意不維持1G飛行。此功能被稱為失速抑制器，其迫使飛行員在高迎角下保持大角度駕駛桿偏轉(zhuǎn)。因此飛行員會(huì)收到即將發(fā)生的高迎角情況的觸覺反饋。如果飛行員未在23單位以上配平，操控品質(zhì)會(huì)提升。

橫向特性

AFCS的正常運(yùn)行模式是偏航與滾轉(zhuǎn)CAS開啟、滾轉(zhuǎn)比自動(dòng)。其被設(shè)計(jì)為僅能通過橫向桿量完成滾轉(zhuǎn)機(jī)動(dòng)；也就是說，沒有協(xié)調(diào)踩舵的必要。協(xié)調(diào)由副翼方向舵互聯(lián)（ARI）提供，因此往后幾乎帶滿桿時(shí)橫向桿量會(huì)使方向舵同向偏轉(zhuǎn)；駕駛桿向前時(shí)，橫向桿量使方向舵反向偏轉(zhuǎn)。

在包線內(nèi)大部分區(qū)域，橫向桿量打滿都會(huì)產(chǎn)生高滾轉(zhuǎn)率。持續(xù)的全桿量偏轉(zhuǎn)可導(dǎo)致飛機(jī)俯仰與偏航偏離。這些滾轉(zhuǎn)可導(dǎo)致高結(jié)構(gòu)負(fù)載并可能因慣性耦合引發(fā)失控。此趨勢(shì)在負(fù)G或者高正G且空速大于500KCAS或1.4馬赫時(shí)達(dá)到最大。橫向桿量很輕、初始滾轉(zhuǎn)加速度很大，尤其在低空高亞音速飛行時(shí)。所以這些情況下有過度輸入的趨勢(shì)。

在超音速下使用大幅度橫向桿量進(jìn)行的滾轉(zhuǎn)機(jī)動(dòng)可導(dǎo)致大幅度的不適偏航偏離。

滾轉(zhuǎn)飛機(jī)的替代方案是僅使用方向舵。在30單位下此方法在達(dá)成最大滾轉(zhuǎn)率上不如橫向桿量有效。在30單位以上，僅使用方向舵是最高效的方法。在30單位以上使用橫向桿量將劣化飛行特性。這些特性的第一個(gè)跡象是滾轉(zhuǎn)遲滯與27單位左右的滾轉(zhuǎn)回退。在35單位左右，使用橫向桿量時(shí)預(yù)期發(fā)生不受控滾轉(zhuǎn)與反向滾轉(zhuǎn)。35單位以上，橫向桿量輸入的不利影響減小。

警告

在35單位以上使用橫向桿量進(jìn)行機(jī)動(dòng)可導(dǎo)致偏離。偏離的特征是不受控滾轉(zhuǎn)與反向滾轉(zhuǎn)。如果發(fā)生此類動(dòng)作，平緩地將控制輸入回中來改出飛機(jī)。

安裝了CFT時(shí)，30單位以上與橫向桿量相關(guān)的不利特性減弱。

提示

在30單位以上使用橫向桿量機(jī)動(dòng)可造成偏離。在30單位以上保持駕駛桿橫向中立，使用方向舵進(jìn)行機(jī)動(dòng)。

LANTIRN吊艙與中線副油箱顯著減弱飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)-偏航穩(wěn)定性。安裝了CFT、LANTIRN吊艙、中線副油箱時(shí)，由突然橫向輸入導(dǎo)致的偏離可在30單位迎角以下發(fā)生。

外部掛載一般會(huì)減弱滾轉(zhuǎn)響應(yīng)。達(dá)到或停止特定滾轉(zhuǎn)率將耗費(fèi)更多時(shí)間，尤其在大迎角下。一般而言，滾轉(zhuǎn)時(shí)將有更大偏航偏移。

掛載配置對(duì)操控品質(zhì)的影響

重心在限制邊緣時(shí)飛行

燃油在機(jī)身油箱、CFT艙室、副油箱間的分配將影響飛機(jī)重心位置。特定外部掛載配置下的燃油分配可導(dǎo)致重心移出可接受范圍。圖6-1與6-2描繪了裝備F-100-PW-220發(fā)動(dòng)機(jī)，攜帶了典型空對(duì)空與空對(duì)地掛載的F-15E的靜態(tài)重心移動(dòng)。裝備F-100-PW-229發(fā)動(dòng)機(jī)的飛機(jī)的重心移動(dòng)曲線會(huì)有不同，這是由發(fā)動(dòng)機(jī)與配重需求的重量差別引起的。如圖6-1與6-2所示，PW-229發(fā)動(dòng)機(jī)使飛機(jī)增重1200磅，使重心后移約0.8%。

重心移動(dòng)圖中由數(shù)字標(biāo)注的點(diǎn)代表油量狀態(tài)，可從駕駛艙內(nèi)觀察。（點(diǎn)的描述見插圖注釋。）圖中實(shí)線代表根據(jù)典型油箱選擇、燃油按正確順序傳輸預(yù)測(cè)的靜態(tài)重心移動(dòng)（即副油箱、CFT、內(nèi)油的順序）。圖中虛線代表機(jī)動(dòng)中的可能重心移動(dòng)。CFT后艙室傳輸系統(tǒng)的性能下降導(dǎo)致了重心移動(dòng)的不同。三種原因可導(dǎo)致此傳輸性能下降：（1）前/中艙室通過集油槽通風(fēng)口輸入后艙室（2）后艙室燃油在高攻角/燃油角下不可用，因?yàn)楹笈撌胰加捅梦挥谇安浚?）前部燃油通過重力或噴射泵輸入中部。此燃油傳輸情況導(dǎo)致的影響可在任何CFT示數(shù)下出現(xiàn)。劇烈機(jī)動(dòng)會(huì)加劇上述情況，尤其在高迎角下正常且水平加速時(shí)。所導(dǎo)致的燃油角會(huì)間歇性使燃油滯留于CFT后部艙室，從而加劇問題；飛機(jī)改平后燃油會(huì)轉(zhuǎn)移走。此情況無法監(jiān)控，因?yàn)橛土勘碇伙@示CFT總油量。

任何導(dǎo)致燃油留在CFT中后艙室的CFT燃油傳輸順序問題、或CFT中剩下的燃油積累在后部艙室，都會(huì)導(dǎo)致重心后移。重心后移的距離取決于油量。攜帶對(duì)地武器時(shí)發(fā)生傳輸順序問題可導(dǎo)致重心后移至限制附近，直到CFT空。如果CFT中有油，同時(shí)還在消耗內(nèi)油，減小俯仰姿態(tài)直到CFT傳輸完。傳輸一般只需要1-2分鐘。

有幾種使用燃油系統(tǒng)的方式容易導(dǎo)致重心后移。第一種是選擇了翼下/中線副油箱，但其實(shí)沒掛副油箱。此情況下會(huì)從一號(hào)油箱取油，直到其油量剩余3300磅，屆時(shí)CFT將開始傳輸。第二種是副油箱傳輸完后未能選擇CFT。此情況將導(dǎo)致與第一種情況相同的現(xiàn)象。第三種是CFT不滿時(shí)選擇CFT STOP TRANS，其將導(dǎo)致CFT余油在重力作用下于艙室間不正確分布。

警告

下列運(yùn)行發(fā)生時(shí)可導(dǎo)致重心偏后：（1）選擇翼下/中線副油箱，但其實(shí)沒掛副油箱。（2）副油箱傳輸完后未能選擇CFT。（3）CFT有余油時(shí)選擇CFT STOP TRANS。

重心偏后可導(dǎo)致非機(jī)動(dòng)時(shí)的輕微振蕩。俯仰上的振蕩可達(dá)到±0.5°。重心偏后還可導(dǎo)致精確任務(wù)時(shí)的俯仰靈敏度增加，如空中加油與指尖隊(duì)形編隊(duì)。若發(fā)生飛行員誘發(fā)振蕩，減速至400KCAS以下。若攜帶對(duì)地掛載與翼下副油箱時(shí)俯仰CAS故障，飛機(jī)在450KCAS以上可能不可控。重心偏后時(shí)，著陸時(shí)需要比平常更輕的桿力進(jìn)行拉平與氣動(dòng)制動(dòng)。大桿力或大動(dòng)作可導(dǎo)致拉飄或擦尾。

如果形勢(shì)要求攜帶滿CFT掛載與翼下副油箱，AV BIT燈可指示CAS故障。如果此燈亮起，檢查BIT頁面確認(rèn)俯仰CAS是否故障，如果是，減速至450KCAS以下。

燃油晃蕩會(huì)加劇重心偏后的不穩(wěn)定問題。若攜帶這些決定性掛載時(shí)俯仰CAS故障，避免爬升角大于8°的穩(wěn)定爬升或迎角大于16單位的穩(wěn)態(tài)飛行?？赡苄枰獟侂x翼下掛載。

除了CFT傳輸順序問題，其它燃油系統(tǒng)故障也可導(dǎo)致重心前移或后移。一號(hào)油箱泵故障可導(dǎo)致重心靠前。雖然這并不會(huì)增加俯仰靈敏度，但可導(dǎo)致偏離，因?yàn)轱w機(jī)在高迎角機(jī)動(dòng)時(shí)一直處于易偏離區(qū)。這也是為什么進(jìn)行高迎角機(jī)動(dòng)前要監(jiān)控一號(hào)油箱故障。

高總重下飛行

雖然高總重下俯仰阻尼將減少，但飛機(jī)操縱品質(zhì)不會(huì)明顯下降。在控制增強(qiáng)系統(tǒng)的作用下，飛機(jī)會(huì)和低總重一樣反應(yīng)靈敏。有了這般靈敏度，飛行員可在沒什么告警的情況下將飛機(jī)置于高迎角高下降率情況。

在五邊與著陸期間應(yīng)著重考慮此種重量遮蔽效應(yīng)。出于這點(diǎn)，推薦飛寬松的五邊或直接進(jìn)近。在on-speed攻角下飛第五邊，但直到完全進(jìn)入拉平點(diǎn)再收油，以免下降率過大。在氣動(dòng)制動(dòng)期間預(yù)計(jì)機(jī)頭明顯地在更高速度下下沉。

雖然控制系統(tǒng)經(jīng)常能遮蔽重量的影響，不過攜帶幾乎全滿的CFT時(shí)，飛機(jī)對(duì)控制輸入最開始的響應(yīng)會(huì)因大慣性而變慢?？v向上，更高的慣性永遠(yuǎn)會(huì)被因CFT產(chǎn)生的氣動(dòng)影響而增加的俯仰響應(yīng)部分抵消。飛機(jī)在空中加油與編隊(duì)飛行時(shí)的飛行品質(zhì)良好，但機(jī)動(dòng)時(shí)相比不裝CFT的飛機(jī)還是需要更高功率設(shè)定。高總重對(duì)地形跟隨系統(tǒng)閉環(huán)穩(wěn)定性的影響為乘坐品質(zhì)可能下降。

不對(duì)稱掛載下飛行

起飛滑跑時(shí)，一側(cè)機(jī)翼更重的飛機(jī)有朝更重側(cè)轉(zhuǎn)向的趨勢(shì)?？赡艿梅聪虿纫恍┒鎭淼窒貍?cè)的慣性。滾轉(zhuǎn)時(shí)，飛機(jī)有朝更重側(cè)滾轉(zhuǎn)的趨勢(shì)，得反向給一點(diǎn)橫向桿量。飛機(jī)抬前輪起飛時(shí)避免突然的俯仰變化。

不對(duì)稱掛載下所需的控制輸入隨攻角變化而顯著改變。高速小迎角時(shí)，需要一點(diǎn)背向更重側(cè)的橫向桿量，可能還要背向更重側(cè)踩一點(diǎn)舵。但迎角增至30單位以上時(shí)，飛機(jī)有背向更重側(cè)偏航與滾轉(zhuǎn)的趨勢(shì)。由此產(chǎn)生的側(cè)滑將需要朝向更重側(cè)的橫向桿量來停止?jié)L轉(zhuǎn)、可能還需要朝向更重側(cè)踩舵來停止偏航。大迎角下，飛機(jī)背向更重側(cè)偏航的趨勢(shì)最終會(huì)超過控制面控制能力。偏航軸上的動(dòng)作難以探測(cè)，且可能可由自發(fā)的滾轉(zhuǎn)動(dòng)作來更穩(wěn)定地判明。如果迎角不減小，結(jié)果會(huì)是飛機(jī)在偏航與滾轉(zhuǎn)軸上偏離，并最終背向更重側(cè)尾旋。

阻力不對(duì)稱引起的偏航動(dòng)作也有一些影響，但通常比重量不對(duì)稱造成的影響小得多。中線副油箱對(duì)橫向方向性穩(wěn)定性的減弱將加強(qiáng)大迎角下的偏離趨勢(shì)。大迎角、高亞音速、高空通常會(huì)加強(qiáng)不對(duì)稱產(chǎn)生的特性。

一個(gè)滿翼下副油箱及以下的橫向不對(duì)稱情況都可在30單位迎角以下安全飛行。30單位以上時(shí)，由于不對(duì)稱，滾轉(zhuǎn)與偏航控制力只剩下了一點(diǎn)點(diǎn)。飛機(jī)超過某種不對(duì)稱掛載對(duì)應(yīng)的決定性迎角時(shí)，會(huì)背向更重側(cè)滾轉(zhuǎn)與偏航。在更高的迎角下，此動(dòng)作可非常迅速。

橫向不對(duì)稱除了增加偏離發(fā)生率，還會(huì)使改出特性降級(jí)。改出隨著不對(duì)稱增重而延后?？赏ㄟ^減小迎角與增加空速來重獲控制。

不對(duì)稱掛載下的著陸應(yīng)使用淺轉(zhuǎn)彎與矮平進(jìn)近。在on-speed攻角下飛第五邊，但直到完全進(jìn)入拉平點(diǎn)再收油。避免拉平過多或過突然。不對(duì)稱情況嚴(yán)重時(shí)，避免更輕側(cè)吹來的橫風(fēng)超過15節(jié)。存在任何懷疑時(shí)，著陸前執(zhí)行操縱性檢查。

橫向不對(duì)稱對(duì)負(fù)G飛行時(shí)的滾轉(zhuǎn)有明顯影響。橫向嚴(yán)重不對(duì)稱（大于10000英尺·磅）下負(fù)G飛行時(shí)可能失去滾轉(zhuǎn)控制。小至-0.8G也可發(fā)生此情況。

低空高速飛行

因?yàn)榈鸵磔d/高機(jī)翼升力的特性，本機(jī)在低空高速飛行時(shí)易受強(qiáng)風(fēng)影響。在紊流劇烈的地形（如多山的沙漠地形）以0.8馬赫以上速度飛行可導(dǎo)致垂直方向上的突然運(yùn)動(dòng)，與輕微側(cè)向運(yùn)動(dòng)。這些擾動(dòng)都不會(huì)顯著影響飛行路徑。攜帶外部掛載飛行將增加翼載荷并減小強(qiáng)風(fēng)的影響。

低速飛行

本機(jī)并不表現(xiàn)出不尋常的低速飛行特性。掛載對(duì)稱時(shí)，直到速度低至無足夠氣流流過翼面與控制面前都能保持操作品質(zhì)。許多情況下，低能量1G失速的跡象只有駕駛桿完全向后和/或垂直速率表頂?shù)阶畲笾怠?/p>

掛載不對(duì)稱時(shí)，保持300KCAS以上空速，除了下列情況：執(zhí)行低速戰(zhàn)術(shù)機(jī)動(dòng)、最大航程下降、保持、儀表進(jìn)近與著陸。此最小速度可為地形碰撞回避提供尚可的操縱品質(zhì)與足夠的機(jī)動(dòng)裕度。

負(fù)G飛行特性

飛機(jī)在負(fù)G下對(duì)滾轉(zhuǎn)與偏航輸入的響應(yīng)可以極具迷向性。突然的蹬舵或交叉輸入可引起飛行員誘發(fā)振蕩。

負(fù)G機(jī)動(dòng)時(shí)，俯仰靈敏度增加。大幅度副翼輸入可導(dǎo)致飛機(jī)從你屁股下面滾轉(zhuǎn)走，產(chǎn)生把你從座椅上抬起并丟出駕駛艙的不適與迷向感。

負(fù)G狀況任何迎角下的方向舵響應(yīng)都會(huì)造成有害影響。正G下，左踩舵產(chǎn)生左滾轉(zhuǎn)。不過隨著正G減小，方向舵輸入產(chǎn)生越來越多的偏航側(cè)滑，并對(duì)產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)的影響更小。迎角變?yōu)樨?fù)值（0到-0.5G間）后方向舵輸入會(huì)導(dǎo)致極大側(cè)滑角，使飛機(jī)側(cè)飛，產(chǎn)生高駕駛艙橫向G值。

過載小于-0.5G時(shí)，方向舵輸入將產(chǎn)生反向滾轉(zhuǎn)并伴有高俯仰率與俯仰角變化。由于負(fù)G與側(cè)向加速度的共同影響與極大的滾轉(zhuǎn)與滾轉(zhuǎn)振蕩，此情況極具迷向性。若遇上此情況，中立或松開所有操縱將改出飛機(jī)。

副翼與手動(dòng)方向舵輸入在負(fù)G時(shí)可變得更加動(dòng)態(tài)。駕駛桿向前時(shí)，副翼可輕松克服任何反方向滾轉(zhuǎn)動(dòng)作。若使用交叉輸入，慣性耦合可產(chǎn)生極迅速與迷向的振蕩滾轉(zhuǎn)（朝副翼輸入的方向），可超過200°/秒。應(yīng)避免交叉控制滾轉(zhuǎn)，若遇上此情況，中立或松開所有操縱將改出飛機(jī)。

地形跟隨與自動(dòng)駕駛飛行特性

除了某些特殊情況，地形跟隨（自動(dòng)或手動(dòng)）與自動(dòng)駕駛在大部分飛行包線下都能提供穩(wěn)定的飛行特性。

攜帶LANTIRN吊艙遇上紊流時(shí)，飛機(jī)產(chǎn)生左右振蕩。若乘坐品質(zhì)令人不適，減速可減小振蕩。

總重大于68000磅時(shí)，若在崎嶇地形上緊跟手動(dòng)TF俯仰操縱符，則可能發(fā)生縱向振蕩。

掛三個(gè)副油箱或重心靠后會(huì)使TF乘坐品質(zhì)下降。此下降在400KCAS以下更明顯。ATF下，速度矢量會(huì)一直錯(cuò)過俯仰指示桿，即使在相對(duì)平緩的地形上也會(huì)導(dǎo)致顛簸的乘坐品質(zhì)。在400KCAS以下，此振蕩可達(dá)到±0.7°G與3秒周期。此振蕩不會(huì)導(dǎo)致明顯的飛行路徑或離地高度偏離，但可導(dǎo)致機(jī)組不適。此情況發(fā)生也不會(huì)使ATF系統(tǒng)降級(jí)。減小振蕩的最好方式是提速。手動(dòng)TF下不會(huì)有不斷的振蕩。但重心偏后所導(dǎo)致的俯仰靈敏度增加可導(dǎo)致緊跟俯仰指示框時(shí)輕易過度操控飛機(jī)。手動(dòng)TF時(shí)，駕駛桿在370KCAS左右非常輕。此情況將增加飛行員誘發(fā)振蕩發(fā)生的幾率。所有速度下的手動(dòng)TF都易發(fā)生飛行員誘發(fā)振蕩。

掛三個(gè)副油箱或重心靠后也會(huì)使自動(dòng)駕駛飛行特性降級(jí)。在這些配置下，姿態(tài)保持與氣壓高度保持自動(dòng)駕駛會(huì)在所有高度下表現(xiàn)出俯仰上的海豚跳，海豚跳幅度隨高度增加而變大。

低速與高總重下的拉升會(huì)迅速導(dǎo)致大迎角與低空速。飛行員在任意一次拉升時(shí)都須確保功率設(shè)定恰當(dāng)并積極限制迎角。此情況下飛行員在拉升剛開始時(shí)將注意到明顯下沉，導(dǎo)致俯仰率大但飛行路徑角度變化相對(duì)小。

除非飛行員立刻采取修正動(dòng)作，否則高速且重心偏后情況下由俯仰CAS故障引起的拉升可使飛機(jī)超過過載限制。飛行員能收到的最好提示是G值增加率不尋常的高而非迫在眉睫的過載超限。

俯仰CAS故障時(shí)，TF系統(tǒng)仍可控制拉升；但因同時(shí)失去滾轉(zhuǎn)CAS，所以無法控制滾轉(zhuǎn)或保持機(jī)翼水平。如果在此情況下飛機(jī)掛載還不對(duì)稱，則飛機(jī)有朝更重側(cè)滾轉(zhuǎn)的趨勢(shì)。

警告

l? 若在地形跟隨且掛載很不對(duì)稱時(shí)俯仰CAS故障，飛機(jī)會(huì)迅速朝更重側(cè)滾轉(zhuǎn)同時(shí)略微爬升。若轉(zhuǎn)向更重側(cè)時(shí)一次拉升開始，則飛機(jī)會(huì)迅速滾轉(zhuǎn)超過90°。飛行員必須采取控制以確保成功拉升。

l? 不對(duì)稱達(dá)到19000英尺·磅時(shí)應(yīng)避免ATF飛行，因?yàn)樽詣?dòng)駕駛的滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制權(quán)限不足以維持機(jī)翼水平。

TF惡劣天氣模式在崎嶇地形上的俯仰指令會(huì)更加突然，因?yàn)門F雷達(dá)指令的俯仰輸入基于本機(jī)前方15000英尺的地形，而非正常時(shí)的36000英尺。在惡劣天氣下（尤其是紊流中）或崎嶇地形上進(jìn)行手動(dòng)TF的工作負(fù)擔(dān)可以很高，高到飛行員除了跟隨俯仰指示框之外不能干別的活。在所有情況下，ATF都能提供比手動(dòng)TF更低的工作負(fù)擔(dān)。

失速

1G失速

輕微抖振在約15單位迎角時(shí)開始，在23單位內(nèi)強(qiáng)度隨迎角增大而增大，隨后保持相對(duì)恒定。外部掛載減小抖振開始迎角，增加抖振強(qiáng)度。拉桿所需桿力隨迎角增大而增加（無論CAS開關(guān)與否）。30單位以上會(huì)發(fā)生一些機(jī)翼抖動(dòng)與偏航振蕩。中線副油箱會(huì)放大此情況。拉桿到底時(shí)迎角會(huì)穩(wěn)定在38單位及以上，同時(shí)空速在100節(jié)及以下（隨重心位置改變，重心靠后使迎角增大）。

迎角增大至30單位以上時(shí)，使用副翼滾轉(zhuǎn)的效率變低。臨近失速時(shí)，使用方向舵控制滾轉(zhuǎn)比橫向桿量更有效。失速時(shí)（拉桿到底）的副翼與方向舵都不怎么有效。垂直速率表在失速時(shí)大概率會(huì)頂在最大下降率。推桿能立刻改出失速。攜帶CFT時(shí)，減弱的低頭俯仰響應(yīng)會(huì)使失速改出變慢。若推桿改出前未使橫向桿量中立，則可能引起偏離。帶來任何側(cè)滑的駕駛桿輸入都會(huì)引起滾轉(zhuǎn)。

加速失速

加速失速的特性是劇烈抖振與溫和的偏航及滾轉(zhuǎn)振蕩，平均側(cè)滑小于10°、滾轉(zhuǎn)小于20°。隨著空速耗盡，抖振與偏航/滾轉(zhuǎn)迅速減小。外部掛載減小抖振開始迎角，增加抖振強(qiáng)度并使空速下降得更快。

負(fù)迎角失速

在水平飛行負(fù)G失速中，迎角小于0單位。推桿的最后幾英寸行程不改變迎角，從最前位置拉桿的最開始幾英寸也不會(huì)有任何響應(yīng)。可能需要向后拉桿來消除負(fù)G并恢復(fù)正常飛行。負(fù)G失速時(shí)會(huì)存在可忽略的滾轉(zhuǎn)-偏航振蕩，不存在抖振。外部掛載影響甚微。

著陸構(gòu)型失速

放下襟翼與起落架時(shí)，失速特性與1G失速基本一致，不過抖振在約23單位迎角開始。外部掛載減小抖振開始迎角，增加抖振強(qiáng)度。滾轉(zhuǎn)與偏航動(dòng)作、抖振、指示空速與1G失速類似。35單位迎角以上的任何橫向控制輸入都可能產(chǎn)生過大的有害偏航（因?yàn)楦币硗暾谐炭捎?，飛行控制明顯反轉(zhuǎn)），并可快速發(fā)展至尾旋。

失控飛行特性

F-15E還沒有正式進(jìn)行過偏離與尾旋易發(fā)性的飛行測(cè)試。不過為了評(píng)估CFT對(duì)飛行品質(zhì)的影響進(jìn)行過有限的大迎角測(cè)試項(xiàng)目。測(cè)試期間發(fā)生了滾轉(zhuǎn)遲滯、反向滾轉(zhuǎn)、無控滾轉(zhuǎn)的偏離特性?；贔-15A與F-15C的飛行測(cè)試數(shù)據(jù)及風(fēng)洞分析估計(jì)了F-15E的尾旋特性。據(jù)估計(jì)無CFT的F-15E表現(xiàn)會(huì)與F-15A/C相同。CFT與雙人座艙蓋對(duì)尾旋的影響則還未被確定。

偏離與受控飛行相區(qū)別的特征是不受控的飛行路徑改變，如機(jī)頭搖晃、與輸入相反的方向滾轉(zhuǎn)、或過高的偏航率。當(dāng)飛機(jī)不能正確響應(yīng)飛行員輸入時(shí)就進(jìn)入了失控。

雖然偏離發(fā)生在偏航軸上，但此軸上的動(dòng)作難以探測(cè)。偏離更易從不受控的滾轉(zhuǎn)判斷。就算CAS開啟，在嘗試大側(cè)滑機(jī)動(dòng)，尤其在交叉控制時(shí)，容易失去方向性穩(wěn)定性與后續(xù)的滾轉(zhuǎn)偏離。

與橫向控制相反的滾轉(zhuǎn)方向、機(jī)頭搖晃、過高的偏航率與相隨的偏離告警音通常是偏離的第一個(gè)跡象。

警告

偏離告警音不應(yīng)被用作極限性能的指示。偏離告警音響起時(shí)繼續(xù)機(jī)動(dòng)可導(dǎo)致偏離尾旋。

在存在偏離偏離跡象時(shí)平緩地中立所有控制一般能迅速恢復(fù)飛機(jī)的受控飛行。存在過載時(shí)，在縱向桿量附近引入或保持橫向桿量可導(dǎo)致自發(fā)滾轉(zhuǎn)或尾旋。存在橫向不對(duì)稱時(shí)，若飛機(jī)未恰當(dāng)改出則可導(dǎo)致尾旋。

失控機(jī)動(dòng)時(shí)可發(fā)生發(fā)動(dòng)機(jī)滯止，滯止需要關(guān)停并重啟發(fā)動(dòng)機(jī)來清除。在及其劇烈的偏離中發(fā)生過雙發(fā)滯止。在極低空速與極大迎角時(shí)也發(fā)生過發(fā)動(dòng)機(jī)滯止。在這些情況中，發(fā)動(dòng)機(jī)滯止發(fā)展為了加力吹熄與發(fā)動(dòng)機(jī)失速。還未在失速、垂直失速{vertical stall}、尾沖中發(fā)生過油門設(shè)定在MIL及以下時(shí)的發(fā)動(dòng)機(jī)異常。

偏離成因

有幾種原因可導(dǎo)致F-15E失去方向性控制。這些原因包括：橫向不對(duì)稱、下降的方向性穩(wěn)定性、交叉控制與不對(duì)稱推力。這些原因的組合可增加偏離可能。

橫向不對(duì)稱

橫向重量不對(duì)稱通過將關(guān)于飛機(jī)中線的所有力矩加在一起來測(cè)量。力矩是離中線距離（英尺）與不對(duì)稱重量（磅）的乘積。圖6-3顯示了對(duì)應(yīng)武器與燃油掛點(diǎn)的橫向距離（力臂），表B1-1顯示了具體掛載與武器的重量。任意掛載的橫向不對(duì)稱都可以通過這些圖表計(jì)算。舉個(gè)例子，一枚2A掛點(diǎn)上的AIM-9L對(duì)不對(duì)稱的貢獻(xiàn)是2126英尺·磅（10.9英尺×195磅）；600磅的翼內(nèi)油箱不平衡則會(huì)貢獻(xiàn)4500英尺·磅（7.5英尺×600磅）。未裝CFT的飛機(jī)右側(cè)偏重1850英尺·磅，主要是因?yàn)?0MM航炮及其支持設(shè)備。因此如果攜帶了不對(duì)稱掛載，若掛載重量主要在左側(cè)就可以使不對(duì)稱最小。舉個(gè)例子，如果飛機(jī)左側(cè)掛載了2枚AIM-7、無其它導(dǎo)彈、安裝了機(jī)炮、翼內(nèi)燃油有200磅偏左，則飛機(jī)偏左重4495英尺·磅。因?yàn)闄C(jī)炮，如果同樣的掛載在右側(cè)，則會(huì)導(dǎo)致飛機(jī)偏右重8195英尺·磅，達(dá)到了飛機(jī)極易偏離的范圍。因此，不對(duì)稱導(dǎo)彈掛載加上哪怕一點(diǎn)點(diǎn)的燃油不對(duì)稱都會(huì)加劇此問題。對(duì)于右側(cè)掛載尤其如此。

偏離易發(fā)性（圖6-4）受橫向重心的影響最大（翼內(nèi)燃油、掛載、油箱、導(dǎo)彈不平衡）。飛機(jī)在5000英尺·磅以下不對(duì)稱時(shí)具有很強(qiáng)偏離抗性。攜帶中線副油箱時(shí)在7000英尺·磅或不攜帶中線副油箱時(shí)在10000英尺·磅以下具有尾旋抗性。已經(jīng)進(jìn)行過最大10000英尺·磅不對(duì)稱的尾旋改出實(shí)驗(yàn)。

當(dāng)迎角增至30單位以上，若要抵消背向更重側(cè)的偏航則需要朝更重側(cè)踩更多舵。由于大迎角下的上反角效應(yīng)導(dǎo)致的更重側(cè)向上，腳舵與橫向桿量都需要朝向更重側(cè)。若迎角繼續(xù)增大至37單位以上，方向舵就不再能抵消偏航動(dòng)作，飛機(jī)會(huì)背向更重側(cè)偏離。

大于5000英尺·磅的橫向不對(duì)稱一般能提供足夠側(cè)滑從而使偏離必然發(fā)生，并使偏離沒有告警。攜帶外部掛載、油箱、和/或吊艙時(shí)，偏航與滾轉(zhuǎn)加速度在更低的迎角上可變得不可控。飛機(jī)在橫向不對(duì)稱大于5000英尺·磅時(shí)較易偏離，在大于7000英尺·磅時(shí)極易偏離。

突然進(jìn)入大迎角范圍會(huì)導(dǎo)致無告警的偏離與失控。如果在1G失速或突然拉起時(shí)保持拉桿到底，飛機(jī)會(huì)明顯地背向更重側(cè)滾轉(zhuǎn)并偏離（最早的警告是偏離告警音），且很有可能進(jìn)入下降螺旋。

攜帶不對(duì)稱掛載的情況下，緩慢進(jìn)入失速時(shí)，為維持航向與滾轉(zhuǎn)角而不斷增加的橫向桿量與腳舵輸入量可充當(dāng)對(duì)于迫在眉睫的失控的充足預(yù)警。操縱必須順著偏離立即平緩地中立來實(shí)現(xiàn)改出。對(duì)改出能力有最大影響的是偏離發(fā)生與中立操縱之間間隔的時(shí)間?？v向桿量中立時(shí)與滾轉(zhuǎn)方向相對(duì)的橫向桿量可迅速導(dǎo)致尾旋。

掛載不對(duì)稱時(shí)的偏離要耗費(fèi)更久來改出，因?yàn)榕c之相關(guān)的偏航率更高。不對(duì)稱在7000-10000英尺·磅時(shí)改出可明顯變慢，且在偏離期間會(huì)有幾次迎角與偏航率峰值與1.5到2圈的滾轉(zhuǎn)。

下降的方向性穩(wěn)定性

飛機(jī)在37至44單位迎角范圍表現(xiàn)出下降的方向性穩(wěn)定性。真正的范圍是40-44單位，但是因?yàn)橛潜淼臋C(jī)械延遲，示數(shù)在最小37單位時(shí)飛機(jī)就可能已經(jīng)處于此范圍了。

飛機(jī)攜帶外部掛載時(shí)橫向不穩(wěn)定的迎角范圍變大。攜帶中線副油箱的飛機(jī)相比未安裝CFT的飛機(jī)具有更差的橫向方向性穩(wěn)定性與更大的偏離發(fā)生率。

CFT、LANTIRN與中線副油箱的組合會(huì)極大減弱橫向方向性穩(wěn)定性與增加偏離發(fā)生率。攜帶這些項(xiàng)目時(shí)，偏離易發(fā)性會(huì)大得多。飛行員必須非常小心，在反向滾轉(zhuǎn)發(fā)生時(shí)中立控制，并避免突然的橫向桿量輸入。

警告

攜帶中線副油箱時(shí)，迎角30單位以下的快速橫向輸入導(dǎo)致過偏離。

外部掛載（除了導(dǎo)彈）與翼下副油箱會(huì)減弱飛機(jī)的偏離抗性。掛載的慣性會(huì)減弱滾轉(zhuǎn)響應(yīng)，從而使達(dá)到或停止一個(gè)特定滾轉(zhuǎn)率所需的時(shí)間變長(zhǎng)，尤其在大迎角下。達(dá)到大迎角所需的拉桿桿量變小。此現(xiàn)象使得大迎角下在縱向桿量中立時(shí)增加橫向桿量的可能性增大，從而使偏離更可能發(fā)生。這些掛載存在30單位的迎角限制。如果非?？焖俚貏?dòng)桿，則偏離可在30單位以下發(fā)生。一旦偏離發(fā)生，包括有炸彈或副油箱的掛載配置相比于純空空導(dǎo)彈掛載配置或無CFT的配置，在失速后螺旋中達(dá)到飛行速度所需的高度明顯更多。由于存在掛載與飛機(jī)碰撞的可能，所以不推薦拋離掛載。若飛機(jī)背向橫向輸入滾轉(zhuǎn)，中立操縱可減小偏離可能性。

若減速板未能自動(dòng)收起，在32單位以上迎角下伸出的減速板會(huì)極大地減弱橫向穩(wěn)定性并可導(dǎo)致偏離及后續(xù)的尾旋。若在改出時(shí)仍伸出，則可在達(dá)到極大迎角時(shí)產(chǎn)生額外偏離。

副翼控制

副翼偏轉(zhuǎn)由俯仰滾轉(zhuǎn)通道組件機(jī)械控制，基于橫向桿量輸入與平均平尾位置。大致而言，縱向桿量接近中立時(shí)橫向桿量到底使得副翼滿偏轉(zhuǎn)。但拉桿時(shí)橫向桿量到底不會(huì)使副翼滿偏轉(zhuǎn)。飛控系統(tǒng)通過這種方式減小大迎角時(shí)可用的副翼偏轉(zhuǎn)量。起落架放下或處于尾旋改出模式時(shí)，副翼可在駕駛桿任意縱向位置時(shí)滿偏轉(zhuǎn)。由于迎角落后于駕駛桿輸入，有可能在大迎角的同時(shí)縱向桿量接近中立。

警告

大迎角下縱向桿量接近中立時(shí)的橫向桿量可導(dǎo)致偏離。

重載使用比輕載使用更有可能發(fā)生偏離。增加的偏離可能性大部分源于重載使用時(shí)外部掛載與副油箱對(duì)穩(wěn)定性的減弱。而且，重載飛機(jī)的配平迎角比輕載飛機(jī)更大，使大迎角下縱向桿量接近中立時(shí)的大幅度橫向桿量更可能出現(xiàn)，從而增大了偏離可能性。重載飛機(jī)還需要更多高度來從偏離中改出。

安裝了CFT的飛機(jī)相比沒裝的，可在給定桿量下產(chǎn)生更多迎角。此現(xiàn)象使進(jìn)入偏離易發(fā)迎角范圍所需的拉桿更小。由于這點(diǎn)，在大迎角下不經(jīng)意間使用橫向桿量達(dá)到副翼滿偏轉(zhuǎn)的可能性變大，而這可導(dǎo)致偏離或尾旋。等到迎角減小后再開始大幅度橫向輸入。安裝CFT的飛機(jī)的迎角減小時(shí)間更長(zhǎng)。

橫向操縱輸入

偏離易發(fā)性隨著外部掛載、副油箱、和/或吊艙的增加而變大。此外，攜帶副油箱、吊艙、和/或掛載時(shí)，任意滾轉(zhuǎn)動(dòng)作都會(huì)伴隨有大幅度的側(cè)滑積累。在這些情況下，由于過多的側(cè)滑積累，突然的橫向桿量或腳舵輸入可開始一次偏離。為防止偏離，避免快速的橫向方向性操縱輸入。在高側(cè)滑滾轉(zhuǎn)機(jī)動(dòng)中，與偏航方向相反的長(zhǎng)時(shí)間橫向桿量可導(dǎo)致尾旋（由副翼輸入產(chǎn)生的有害偏航引起）。攜帶中線副油箱時(shí)，偏離可由30單位迎角以下時(shí)的快速橫向操縱輸入引發(fā)。

交叉操縱

水平飛行中，使用大幅度交叉操縱（方向相反的橫向桿量與踩舵）嘗試做出大側(cè)滑機(jī)動(dòng)時(shí)可能遇上失去方向性穩(wěn)定性及后繼的滾轉(zhuǎn)或搖擺偏離，即使CAS開啟時(shí)也是如此。這些偏離可以先于方向舵輸入恒定時(shí)側(cè)滑明顯增加。交叉操縱輸入引發(fā)偏離的可能性隨側(cè)滑增大而增加。攜帶副油箱或LANTIRN吊艙時(shí)此種偏離更有可能發(fā)生。

由于ARI調(diào)節(jié)，橫向桿量恒定時(shí)快速的縱向推拉動(dòng)作可導(dǎo)致交叉操縱。在大迎角機(jī)動(dòng)中，使用著交叉操縱達(dá)到方向性不穩(wěn)定范圍時(shí)，迎角與偏航率會(huì)不受控地迅速增加。保持反方向副翼的同時(shí)劇烈推桿來控制迎角的行為會(huì)加劇偏離。在偏離跡象出現(xiàn)時(shí)應(yīng)平緩地中立操縱。改出之前避免來回的橫向桿量輸入。

不對(duì)稱推力

不對(duì)稱推力偏離的特征是迅速的不受控側(cè)滑。高動(dòng)壓下，此側(cè)滑可導(dǎo)致超過飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)限制、飛機(jī)結(jié)構(gòu)性損傷、與飛機(jī)損失。

單側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)移至次要模式或單側(cè)禁用加力引發(fā)的大幅度推力不對(duì)稱可積累過多側(cè)滑從而導(dǎo)致偏離。PW-220發(fā)動(dòng)機(jī)在水平飛行包線內(nèi)不能產(chǎn)生足夠推力來引發(fā)不對(duì)稱推力偏離。PW-229可產(chǎn)生足夠推力，所以相較于PW-220，單發(fā)故障（轉(zhuǎn)移至次要或禁用加力）會(huì)增加偏離可能性。

所有安裝PW-229發(fā)動(dòng)機(jī)的飛機(jī)都有自動(dòng)不對(duì)稱推力偏離預(yù)防系統(tǒng)（ATDPS）。若進(jìn)入ATDPS啟用范圍時(shí)ATDPS未能正確運(yùn)行，則可能導(dǎo)致永久性結(jié)構(gòu)損傷或飛機(jī)損失（見第三章）。未安裝CFT攜帶3個(gè)副油箱著陸時(shí)ATDPS不能提供足夠保護(hù)。

警告

l? 未安裝CFT、攜帶3個(gè)副油箱的飛機(jī)運(yùn)行在630KCAS且馬赫數(shù)大于1.3時(shí)，不對(duì)稱推力可導(dǎo)致結(jié)構(gòu)性損傷或飛機(jī)損失。

l? ATDPS故障時(shí)，不對(duì)稱推力可導(dǎo)致結(jié)構(gòu)性損傷或飛機(jī)損失。

飛行員控制的可導(dǎo)致不對(duì)稱推力的油門移動(dòng)不會(huì)受到ATDPS保護(hù)。因此，開著加力運(yùn)行在500KCAS且馬赫數(shù)大于1.1時(shí)不要進(jìn)行不對(duì)稱的油門移動(dòng)。在這些飛行情況下選擇加力時(shí)，進(jìn)一步推油門前確保雙發(fā)尾噴口都打開。

失控飛行模態(tài)

?

高振蕩正尾旋

高振蕩正尾旋所表現(xiàn)出的平均迎角會(huì)超過駕駛艙迎角表量程（70-90單位），平均偏航率在60-90°/秒。＋20度/秒的偏航率振蕩是典型現(xiàn)象。在高振蕩正尾旋時(shí)中立所有操縱可改出，短則要1-1.5圈，最多可要3.5圈。

改出可花費(fèi)2500到4000英尺的高度損失，但最多可到7000英尺。高振蕩直立尾旋可發(fā)展為平尾旋。

在所有情況下朝尾旋方向（即反尾旋）使用副翼（橫向桿量）可幾乎立刻改出飛機(jī)并防止進(jìn)入平尾旋。朝與尾旋相反的方向（即順尾旋）使用副翼可加速尾旋并迅速進(jìn)入平尾旋。

水平正尾旋

水平正尾旋所表現(xiàn)出的平均迎角會(huì)超過駕駛艙迎角表量程（70-90單位），平均偏航率在75-135°/秒。期間將有周期性的“甩出眼球”的高縱向過載（3-4G）。此類尾旋的高偏航率與G值會(huì)使飛行員非常不適與迷向。平尾旋經(jīng)常會(huì)非常穩(wěn)定，飛行員感受不到振蕩；但有時(shí)可出現(xiàn)輕微振蕩。進(jìn)入平尾旋時(shí)，僅中立操縱不再能夠改出。朝尾旋方向幾乎打滿副翼與平尾會(huì)對(duì)改出有一點(diǎn)點(diǎn)作用。改出不會(huì)立刻見效，并需要約2到4圈與最少3000-6000英尺的高度損失（約10到20秒）才能停止旋轉(zhuǎn)。通過飛控系統(tǒng)的尾旋改出模式可實(shí)現(xiàn)有效改出所需的滿副翼偏轉(zhuǎn)。此模式允許飛行員在偏航率超過41.5°/秒后的5秒無視縱向桿量使用全副翼偏轉(zhuǎn)行程。偏航率低于30°/秒后恢復(fù)正常副翼控制。由于副翼控制機(jī)制，縱向桿量中立時(shí)在任何偏航率下都可使用全副翼偏轉(zhuǎn)行程。偏航率（即改出）的減小平緩且很慢，在一段時(shí)間內(nèi)都不明顯。相對(duì)尾旋方向（順尾旋）施加橫向桿量時(shí)，偏航率將增加，“甩出眼球”的過載可達(dá)到4-5G。再次朝尾旋方向（反尾旋）施加橫向桿量時(shí)，偏航率將減小，但由于之前的誤操作要花更久才能停止。任何情況下，改出都不會(huì)立刻見效。

低速正尾旋

低速進(jìn)入時(shí)很可能進(jìn)入低速尾旋模式。飛機(jī)迎角會(huì)超過駕駛艙迎角表量程，但低于其它尾旋模態(tài)，平均只有60-65單位。＋12單位的迎角振蕩是典型現(xiàn)象。平均偏航率會(huì)在45-60°/秒。通常伴有＋10°/秒的振蕩。因此，偏離音的蜂鳴頻次在尾旋時(shí)可能不會(huì)保持恒定（圖6-5）。過晚控制改出或不留神施加了順尾旋控制可導(dǎo)致飛機(jī)進(jìn)入高速尾旋模式。朝尾旋方向施加滿橫向桿量一般能快速改出飛機(jī)。有的時(shí)候尾旋振蕩幅度會(huì)減小，低速尾旋會(huì)變得非常平緩。如果發(fā)生此種情況，飛機(jī)改出會(huì)變慢。如果飛機(jī)處于低速尾旋模式，但滿反尾旋控制不能改出（特別是偏航率陀螺故障時(shí)），則可放下起落架。這會(huì)使控制系統(tǒng)變?yōu)闊o視縱向桿量啟用全副翼偏轉(zhuǎn)行程，即使未開啟尾旋改出模式。尾旋時(shí)不應(yīng)放下襟翼，因?yàn)槠淇稍黾游残某鏊枞?shù)。再次強(qiáng)調(diào)，施加正確改出操縱后，改出可能沒那么快見效。

反尾旋

在駕駛桿壓桿到底時(shí)施加滿橫向桿量或踩滿腳舵可導(dǎo)致反尾旋。尾旋與方向舵偏轉(zhuǎn)同向。反尾旋一般會(huì)穩(wěn)定在-55到-60單位迎角，偏航率在40到45°/秒。無抖振或滾轉(zhuǎn)/偏航振蕩。中立所有操縱后，飛機(jī)一般能在轉(zhuǎn)約1.5圈、損失4000英尺高度后改出。改出可能沒那么快見效。

正G自發(fā)滾轉(zhuǎn)

自發(fā)滾轉(zhuǎn)的典型進(jìn)入條件為：200到300KCAS、20到30單位迎角、僅使用方向舵滾轉(zhuǎn)、向前松桿。正G自發(fā)滾轉(zhuǎn)時(shí)，滾轉(zhuǎn)會(huì)與偏航同向。轉(zhuǎn)向指針會(huì)從一側(cè)滿偏到另一側(cè)，因此不能用來判明方向。滾轉(zhuǎn)方向應(yīng)該一目了然，若存疑就使用ADI。偏離告警音可能響起也可能不響，因?yàn)槠铰蕰?huì)略略大于30°/秒，剛好是偏離告警音的響起閾值（圖6-5）。中立操縱并相對(duì)滾轉(zhuǎn)方向踩舵會(huì)停止此機(jī)動(dòng)。舵踩得越多改出得越快。滾轉(zhuǎn)停止時(shí)將進(jìn)入負(fù)G仰轉(zhuǎn){pitch-over}。負(fù)G仰轉(zhuǎn)的嚴(yán)重性與改出速度相關(guān)，且在俯仰CAS關(guān)閉時(shí)更嚴(yán)重。突然踩舵可導(dǎo)致負(fù)G仰轉(zhuǎn)達(dá)到-4G。若要減弱負(fù)G仰轉(zhuǎn)并幫助飛行員恢復(fù)方向感，緩緩踩下腳舵來停止?jié)L轉(zhuǎn)。自發(fā)滾轉(zhuǎn)時(shí)與滾轉(zhuǎn)方向相對(duì)的副翼輸入可導(dǎo)致尾旋。

負(fù)G自發(fā)滾轉(zhuǎn)

負(fù)G自發(fā)滾轉(zhuǎn)時(shí)，偏航與滾轉(zhuǎn)反向。負(fù)G自發(fā)滾轉(zhuǎn)一般在負(fù)G時(shí)發(fā)生并通過推桿來穩(wěn)定。負(fù)G自發(fā)滾轉(zhuǎn)一般表現(xiàn)出小滾轉(zhuǎn)與偏航率，且偏離告警音不會(huì)響起。中立操縱足以停下此機(jī)動(dòng)。中立控制并順著滾轉(zhuǎn)動(dòng)作踩舵可加快改出。若在深推桿時(shí)進(jìn)入此狀態(tài)，可能需要向后深拉桿來減少機(jī)動(dòng)及改出時(shí)的負(fù)G。負(fù)G自發(fā)滾轉(zhuǎn)可極具迷向性。

無控滾轉(zhuǎn)

在32-35單位迎角、通常在250-325KCAS間的穩(wěn)定飛行時(shí)，飛機(jī)可做出向右的自發(fā)滾轉(zhuǎn)。滾轉(zhuǎn)率通常很小，但也可以大到60°/秒。在自發(fā)動(dòng)作一出現(xiàn)時(shí)就減小迎角或平緩地中立操縱可恢復(fù)飛機(jī)的受控飛行。此類自發(fā)滾轉(zhuǎn)在大迎角下發(fā)生時(shí)表現(xiàn)出比自發(fā)滾轉(zhuǎn)更小的滾轉(zhuǎn)率，并可在無方向舵輸入時(shí)發(fā)生。

飛行控制系統(tǒng)故障時(shí)的操控品質(zhì)

AFCS被設(shè)計(jì)為，在大部分任務(wù)下使用故障模式的AFCS時(shí)仍有足夠但降級(jí)的飛行品質(zhì)。這些模態(tài)包括電子系統(tǒng)的CAS關(guān)閉（一旦檢測(cè)到同通道中有兩處故障）與機(jī)械系統(tǒng)的俯仰和/或滾轉(zhuǎn)比選擇緊急檔。

俯仰CAS關(guān)閉、俯仰比自動(dòng)

俯仰CAS關(guān)閉且俯仰CAS自動(dòng)時(shí)，飛機(jī)在俯仰上感覺起來沒那么扎實(shí)（俯仰阻尼變?。沟镁_機(jī)動(dòng)更難。攜帶副油箱時(shí)俯仰靈敏度會(huì)明顯增加，可使得編隊(duì)飛行與空中加油變得困難。自動(dòng)配平效率下降，使得空速或構(gòu)型改變及出彎時(shí)的俯仰變化變大。

所有空速下的平尾權(quán)限會(huì)略略減小，使得高G下的桿力變大、拉桿到底時(shí)的可用G值減小。在10000英尺以下，可用G值的減小可忽略不計(jì)。起落時(shí)，機(jī)頭感覺起來更重、并可能發(fā)生輕微俯仰振蕩。由于平尾效率下降，起飛滑跑時(shí)抬頭會(huì)變晚，著陸時(shí)抬頭時(shí)長(zhǎng)會(huì)變短。但攜帶對(duì)地掛載，重心偏后時(shí)則不是這樣。攜帶對(duì)地掛載且重心偏后時(shí)，桿力變輕，只需要輕微拉桿就能夠拉平或在氣動(dòng)制動(dòng)時(shí)保持抬頭。十分小心，防止過度抬頭導(dǎo)致擦尾。期望氣動(dòng)制動(dòng)時(shí)機(jī)頭明顯抬起更久。

超音速、或600KCAS以上、或0.8-1.0馬赫間的跨音速時(shí)，俯仰控制會(huì)非常靈敏并可能發(fā)生飛行員誘發(fā)振蕩，攜帶副油箱且總重大時(shí)尤甚。若飛機(jī)穩(wěn)定且發(fā)生飛行員誘發(fā)振蕩，松桿并減速。重心偏后（即飛機(jī)不穩(wěn)定）引起的俯仰振蕩也可在上述情況下發(fā)生。如果俯仰振蕩原因未知，使用小幅度、短促、脈動(dòng)式的桿量輸入來改出飛機(jī)。

若俯仰CAS故障在對(duì)地或貨運(yùn)載荷時(shí)發(fā)生且重心接近后部限制，操縱品質(zhì)會(huì)打打下降，尤其是在10000英尺一下，400KCAS以上時(shí)。如果形勢(shì)需要高速及最大CFT掛載與翼下副油箱，AV BIT燈可能亮起指示CAS故障。若此燈點(diǎn)亮，檢查BIT頁面以確認(rèn)是否存在俯仰CAS問題。若存在，減速至450KCAS或以下。

警告

俯仰CAS第一次出現(xiàn)故障時(shí)AV BIT燈亮起。若存在CAS問題且飛機(jī)攜帶最大CFT掛載與翼下副油箱，減速至450KCAS以下。

攜帶對(duì)地掛載或貨運(yùn)載荷時(shí)，飛機(jī)在400KCAS以上、10000英尺以下可能縱向不穩(wěn)定。可能進(jìn)入周期在2-8秒間的俯仰振蕩。若要維持縱向不穩(wěn)定的飛機(jī)的控制，飛行員必須不斷使用小幅度、短促、脈動(dòng)式的桿量輸入來抑制俯仰動(dòng)作。由于加劇振蕩的可能性，不建議平緩地帶桿。松桿可導(dǎo)致振蕩發(fā)散。

警告

若俯仰CAS在450節(jié)以上故障，飛機(jī)在CFT上攜帶對(duì)地掛載，翼內(nèi)油箱、CFT有油或者內(nèi)油低，且處于最大允許載重時(shí)可能無法控制。

如果飛機(jī)減速至300KCAS以下（僅通過收油），操控性會(huì)極大提升。不要使用減速板減速，因?yàn)槠鋾?huì)造成突然的低頭，可導(dǎo)致更嚴(yán)重的俯仰振蕩。減速至300KCAS以下后伸出減速板可增加縱向穩(wěn)定性。

警告

在0.7馬赫以上，重心可能偏后時(shí)伸出減速板可導(dǎo)致不可控的突然低頭。

如果在決定性負(fù)載之上時(shí)俯仰CAS故障，避免大于8°的穩(wěn)態(tài)爬升或迎角大于16單位的穩(wěn)定平飛。可能需要拋離一些翼下掛載以維持飛機(jī)控制。

攜帶對(duì)地掛載且俯仰CAS故障時(shí)也可安全進(jìn)行空中加油，雖然工作負(fù)擔(dān)會(huì)明顯比俯仰CAS開著時(shí)更高。攜帶翼下副油箱與對(duì)地掛載時(shí)俯仰靈敏度會(huì)變高。需要使用小幅度、短促、脈動(dòng)式的桿量輸入來將飛機(jī)保持在所需加油位置。如果工作負(fù)擔(dān)過大，加油前考慮拋離翼下副油箱或翼下掛載。推薦加油條件是250-300KCAS、高度20000-30000英尺，由于所需動(dòng)力，前后定位的工作負(fù)擔(dān)會(huì)很大。在300KCAS或20000英尺以下，由于俯仰靈敏度變大，俯仰工作負(fù)載會(huì)很高。

俯仰CAS開啟、俯仰比應(yīng)急

俯仰CAS開啟且俯仰比應(yīng)急時(shí)，操控品質(zhì)下降得很少且不明顯。低速下平尾最大偏轉(zhuǎn)范圍減小。此狀況下的最大危險(xiǎn)是俯仰CAS掉線時(shí)操控品質(zhì)的嚴(yán)重下降。

俯仰CAS關(guān)閉、俯仰比應(yīng)急

俯仰CAS關(guān)閉且俯仰比應(yīng)急時(shí)，縱向桿力在低速下非常大，俯仰控制在高亞音速下非常靈敏?？捎糜桥cG值在超音速與低速下都嚴(yán)重減少。

攜帶CFT和/或翼下掛載（對(duì)地武器或副油箱）的情況下，當(dāng)自動(dòng)平尾配平因俯仰CAS關(guān)閉且俯仰比應(yīng)急而移動(dòng)到固定位置時(shí)，將有很強(qiáng)抬頭趨勢(shì)。建議的飛行員動(dòng)作是一發(fā)現(xiàn)就推桿并減速至250KCAS以下。推桿過遲可導(dǎo)致難以維持飛機(jī)控制。此種移動(dòng)的速度與嚴(yán)重性取決于空速、掛載配置、總重、重心。此移動(dòng)可能會(huì)也可能不會(huì)立刻發(fā)生。取決于具體情況，移動(dòng)至多可在俯仰CAS關(guān)閉且俯仰比應(yīng)急后10-15秒發(fā)生。

警告

俯仰CAS關(guān)閉且俯仰比應(yīng)急會(huì)產(chǎn)生抬頭趨勢(shì)。在攜帶對(duì)地與翼下掛載的情況下，高亞音速且油量低時(shí)，移動(dòng)時(shí)的過載在無飛行員干涉的情況下可達(dá)到9G。

著陸時(shí)，桿力很大、俯仰響應(yīng)很慢、拉平能力嚴(yán)重減小。操縱仍足夠著陸，但避免低速下有高下降率。18單位或更小迎角的進(jìn)近可提供夠拉平能力供著陸。最大可用迎角約為在接地時(shí)21單位。

偏航/滾轉(zhuǎn)CAS關(guān)閉、滾轉(zhuǎn)比自動(dòng)

偏航/滾轉(zhuǎn)CAS關(guān)閉且滾轉(zhuǎn)比自動(dòng)時(shí)，將失去荷蘭滾的（耦合滾轉(zhuǎn)-偏航動(dòng)作）人工阻尼。荷蘭滾阻尼大大減小，進(jìn)近速度下尤甚。滾轉(zhuǎn)可產(chǎn)生無控偏航，出彎時(shí)尤甚。初始滾轉(zhuǎn)加速度減小，但最大滾轉(zhuǎn)率可比CAS開啟時(shí)還高。由于初始滾轉(zhuǎn)加速度減小，高速下過度滾轉(zhuǎn)的趨勢(shì)減弱。著陸時(shí)，飛機(jī)有搖擺趨勢(shì)，可能得使用方向舵來保持協(xié)調(diào)的飛行。

偏航/滾轉(zhuǎn)CAS開啟、滾轉(zhuǎn)比應(yīng)急

偏航/滾轉(zhuǎn)CAS開啟且滾轉(zhuǎn)比應(yīng)急時(shí)，多數(shù)飛行條件下的滾轉(zhuǎn)響應(yīng)會(huì)略微降級(jí)。由于ARI停止工作，大迎角下的滾轉(zhuǎn)會(huì)產(chǎn)生一些有害偏航。著陸時(shí)的滾轉(zhuǎn)與偏航控制會(huì)略微降級(jí)，存在側(cè)風(fēng)時(shí)尤甚。

偏航/滾轉(zhuǎn)CAS關(guān)閉、滾轉(zhuǎn)比應(yīng)急

偏航/滾轉(zhuǎn)CAS關(guān)閉且滾轉(zhuǎn)比應(yīng)急時(shí)，所有空速下的滾轉(zhuǎn)率減小。由于ARI關(guān)閉，滾轉(zhuǎn)響應(yīng)會(huì)非常遲緩且橫向桿力很大，低速時(shí)尤甚。在側(cè)風(fēng)、紊流或掛載不對(duì)稱情況下的進(jìn)近困難。

警告

偏航/滾轉(zhuǎn)CAS關(guān)閉且滾轉(zhuǎn)比應(yīng)急、橫向掛載很不對(duì)稱（2000磅級(jí)武器—同側(cè)的AIM-9與AIM-7）的情況下，迎角超過18單位時(shí)，發(fā)生過失去滾轉(zhuǎn)控制權(quán)限的情況。避免在這些情況存在時(shí)迎角超過18單位。