飞行特性

总体操控品质

飞行控制系统的原本目的是在全飞行包线中提供一致的操控品质。不过由于F-15E的增重，飞控不再能提供一致的操控品质。所以操控品质随飞机负载、重量、中心与FCS故障而变化。此章第一部分讨论无CFT、无LANTIRN吊舱或外部挂载、负载与重心处于正常范围的操控品质。然后讨论挂载配置与重量改变对操控品质的影响。

纵向特性

飞控的正常使用模式是俯仰CAS开启与俯仰比自动。俯仰CAS开启与俯仰比自动时，保持期望G值所需的杆力不随空速、推力或挂载配置而改变。此外，全飞行包线内每G所需杆力保持恒定。

俯仰配平补偿器（PTC）可自动配平飞机。此项功能不会改变杆力配平；相反，它配平以维持飞行员通过手动配平选择的杆力。举个例子，若配平后可以松手保持1G平飞，无论推力、空速、挂载配置如何改变，飞机倾向于1G平飞。PTC有一些延迟，尤其在出弯时。此情况下，就算转向时未进行配平，机头会有抬起趋势并需要一些压杆的力修正。由于大部分抬头趋势会在非常短的时间内消失，所以不要立刻重新配平。

一般只有两种情况会需要手动配平。第一种是在起飞后，为了抵消PTC偏置产生的抬头趋势时。此偏置乃选择起飞配平时有意为之。其作用是为了保证起飞滑跑时平尾有足够行程来抬起机头。如果没有此偏置，起飞时的抬轮会明显延后。第二种需要手动配平的情况是起落架手柄放下时。起落架手柄放下时，飞机不再倾向于保持1G飞行。此特性可提示飞行员空速。随着飞机减速，使用手动配平来让所需空速或攻角保持在驾驶杆中位上。

CAS被设计为使每G所需杆力在全飞行包线内保持相对恒定。也有一些例外的情况。比如本机在高G下减速穿过1马赫时，CAS就无法维持过载水平。在这段过渡区内，随着飞机减速将有1-1.5G的跨音速抬头趋势。此外，飞机在高空高速运行时每G所需杆力将增加。

CFT的携带将增加飞机俯仰响应与机动性。CFT还在高攻角下增加抬头俯仰灵敏度、减小低头俯仰响应。起飞时，需要平缓拉杆来抬轮，尤其在带了三个副油箱时。机动时，CFT可增加4个单位的最大迎角能力。降落进近时，装了CFT的飞机会在20-21单位迎角时产生轻微抖振。可能有必要参考攻角指示器以防止在五边中与拉平点迎角过大。

携带副油箱或LANTIRN吊舱都会降低飞机纵向动稳定性。在这些情况下，虽然操控品质还能维持足够水平，不过突然的俯仰输入就不会被迅速抵消掉了。

起落架手柄向上，迎角大于23个单位时，CAS会故意不维持1G飞行。此功能被称为失速抑制器，其迫使飞行员在高迎角下保持大角度驾驶杆偏转。因此飞行员会收到即将发生的高迎角情况的触觉反馈。如果飞行员未在23单位以上配平，操控品质会提升。

横向特性

AFCS的正常运行模式是偏航与滚转CAS开启、滚转比自动。其被设计为仅能通过横向杆量完成滚转机动；也就是说，没有协调踩舵的必要。协调由副翼方向舵互联（ARI）提供，因此往后几乎带满杆时横向杆量会使方向舵同向偏转；驾驶杆向前时，横向杆量使方向舵反向偏转。

在包线内大部分区域，横向杆量打满都会产生高滚转率。持续的全杆量偏转可导致飞机俯仰与偏航偏离。这些滚转可导致高结构负载并可能因惯性耦合引发失控。此趋势在负G或者高正G且空速大于500KCAS或1.4马赫时达到最大。横向杆量很轻、初始滚转加速度很大，尤其在低空高亚音速飞行时。所以这些情况下有过度输入的趋势。

在超音速下使用大幅度横向杆量进行的滚转机动可导致大幅度的不适偏航偏离。

滚转飞机的替代方案是仅使用方向舵。在30单位下此方法在达成最大滚转率上不如横向杆量有效。在30单位以上，仅使用方向舵是最高效的方法。在30单位以上使用横向杆量将劣化飞行特性。这些特性的第一个迹象是滚转迟滞与27单位左右的滚转回退。在35单位左右，使用横向杆量时预期发生不受控滚转与反向滚转。35单位以上，横向杆量输入的不利影响减小。

警告

在35单位以上使用横向杆量进行机动可导致偏离。偏离的特征是不受控滚转与反向滚转。如果发生此类动作，平缓地将控制输入回中来改出飞机。

安装了CFT时，30单位以上与横向杆量相关的不利特性减弱。

提示

在30单位以上使用横向杆量机动可造成偏离。在30单位以上保持驾驶杆横向中立，使用方向舵进行机动。

LANTIRN吊舱与中线副油箱显著减弱飞机的滚转-偏航稳定性。安装了CFT、LANTIRN吊舱、中线副油箱时，由突然横向输入导致的偏离可在30单位迎角以下发生。

外部挂载一般会减弱滚转响应。达到或停止特定滚转率将耗费更多时间，尤其在大迎角下。一般而言，滚转时将有更大偏航偏移。

挂载配置对操控品质的影响

重心在限制边缘时飞行

燃油在机身油箱、CFT舱室、副油箱间的分配将影响飞机重心位置。特定外部挂载配置下的燃油分配可导致重心移出可接受范围。图6-1与6-2描绘了装备F-100-PW-220发动机，携带了典型空对空与空对地挂载的F-15E的静态重心移动。装备F-100-PW-229发动机的飞机的重心移动曲线会有不同，这是由发动机与配重需求的重量差别引起的。如图6-1与6-2所示，PW-229发动机使飞机增重1200磅，使重心后移约0.8%。

重心移动图中由数字标注的点代表油量状态，可从驾驶舱内观察。（点的描述见插图注释。）图中实线代表根据典型油箱选择、燃油按正确顺序传输预测的静态重心移动（即副油箱、CFT、内油的顺序）。图中虚线代表机动中的可能重心移动。CFT后舱室传输系统的性能下降导致了重心移动的不同。三种原因可导致此传输性能下降：（1）前/中舱室通过集油槽通风口输入后舱室（2）后舱室燃油在高攻角/燃油角下不可用，因为后舱室燃油泵位于前部（3）前部燃油通过重力或喷射泵输入中部。此燃油传输情况导致的影响可在任何CFT示数下出现。剧烈机动会加剧上述情况，尤其在高迎角下正常且水平加速时。所导致的燃油角会间歇性使燃油滞留于CFT后部舱室，从而加剧问题；飞机改平后燃油会转移走。此情况无法监控，因为油量表只显示CFT总油量。

任何导致燃油留在CFT中后舱室的CFT燃油传输顺序问题、或CFT中剩下的燃油积累在后部舱室，都会导致重心后移。重心后移的距离取决于油量。携带对地武器时发生传输顺序问题可导致重心后移至限制附近，直到CFT空。如果CFT中有油，同时还在消耗内油，减小俯仰姿态直到CFT传输完。传输一般只需要1-2分钟。

有几种使用燃油系统的方式容易导致重心后移。第一种是选择了翼下/中线副油箱，但其实没挂副油箱。此情况下会从一号油箱取油，直到其油量剩余3300磅，届时CFT将开始传输。第二种是副油箱传输完后未能选择CFT。此情况将导致与第一种情况相同的现象。第三种是CFT不满时选择CFT STOP TRANS，其将导致CFT余油在重力作用下于舱室间不正确分布。

警告

下列运行发生时可导致重心偏后：（1）选择翼下/中线副油箱，但其实没挂副油箱。（2）副油箱传输完后未能选择CFT。（3）CFT有余油时选择CFT STOP TRANS。

重心偏后可导致非机动时的轻微振荡。俯仰上的振荡可达到±0.5°。重心偏后还可导致精确任务时的俯仰灵敏度增加，如空中加油与指尖队形编队。若发生飞行员诱发振荡，减速至400KCAS以下。若携带对地挂载与翼下副油箱时俯仰CAS故障，飞机在450KCAS以上可能不可控。重心偏后时，着陆时需要比平常更轻的杆力进行拉平与气动制动。大杆力或大动作可导致拉飘或擦尾。

如果形势要求携带满CFT挂载与翼下副油箱，AV BIT灯可指示CAS故障。如果此灯亮起，检查BIT页面确认俯仰CAS是否故障，如果是，减速至450KCAS以下。

燃油晃荡会加剧重心偏后的不稳定问题。若携带这些决定性挂载时俯仰CAS故障，避免爬升角大于8°的稳定爬升或迎角大于16单位的稳态飞行。可能需要抛离翼下挂载。

除了CFT传输顺序问题，其它燃油系统故障也可导致重心前移或后移。一号油箱泵故障可导致重心靠前。虽然这并不会增加俯仰灵敏度，但可导致偏离，因为飞机在高迎角机动时一直处于易偏离区。这也是为什么进行高迎角机动前要监控一号油箱故障。

高总重下飞行

虽然高总重下俯仰阻尼将减少，但飞机操纵品质不会明显下降。在控制增强系统的作用下，飞机会和低总重一样反应灵敏。有了这般灵敏度，飞行员可在没什么告警的情况下将飞机置于高迎角高下降率情况。

在五边与着陆期间应着重考虑此种重量遮蔽效应。出于这点，推荐飞宽松的五边或直接进近。在on-speed攻角下飞第五边，但直到完全进入拉平点再收油，以免下降率过大。在气动制动期间预计机头明显地在更高速度下下沉。

虽然控制系统经常能遮蔽重量的影响，不过携带几乎全满的CFT时，飞机对控制输入最开始的响应会因大惯性而变慢。纵向上，更高的惯性永远会被因CFT产生的气动影响而增加的俯仰响应部分抵消。飞机在空中加油与编队飞行时的飞行品质良好，但机动时相比不装CFT的飞机还是需要更高功率设定。高总重对地形跟随系统闭环稳定性的影响为乘坐品质可能下降。

不对称挂载下飞行

起飞滑跑时，一侧机翼更重的飞机有朝更重侧转向的趋势。可能得反向踩一些舵来抵消更重侧的惯性。滚转时，飞机有朝更重侧滚转的趋势，得反向给一点横向杆量。飞机抬前轮起飞时避免突然的俯仰变化。

不对称挂载下所需的控制输入随攻角变化而显著改变。高速小迎角时，需要一点背向更重侧的横向杆量，可能还要背向更重侧踩一点舵。但迎角增至30单位以上时，飞机有背向更重侧偏航与滚转的趋势。由此产生的侧滑将需要朝向更重侧的横向杆量来停止滚转、可能还需要朝向更重侧踩舵来停止偏航。大迎角下，飞机背向更重侧偏航的趋势最终会超过控制面控制能力。偏航轴上的动作难以探测，且可能可由自发的滚转动作来更稳定地判明。如果迎角不减小，结果会是飞机在偏航与滚转轴上偏离，并最终背向更重侧尾旋。

阻力不对称引起的偏航动作也有一些影响，但通常比重量不对称造成的影响小得多。中线副油箱对横向方向性稳定性的减弱将加强大迎角下的偏离趋势。大迎角、高亚音速、高空通常会加强不对称产生的特性。

一个满翼下副油箱及以下的横向不对称情况都可在30单位迎角以下安全飞行。30单位以上时，由于不对称，滚转与偏航控制力只剩下了一点点。飞机超过某种不对称挂载对应的决定性迎角时，会背向更重侧滚转与偏航。在更高的迎角下，此动作可非常迅速。

横向不对称除了增加偏离发生率，还会使改出特性降级。改出随着不对称增重而延后。可通过减小迎角与增加空速来重获控制。

不对称挂载下的着陆应使用浅转弯与矮平进近。在on-speed攻角下飞第五边，但直到完全进入拉平点再收油。避免拉平过多或过突然。不对称情况严重时，避免更轻侧吹来的横风超过15节。存在任何怀疑时，着陆前执行操纵性检查。

横向不对称对负G飞行时的滚转有明显影响。横向严重不对称（大于10000英尺·磅）下负G飞行时可能失去滚转控制。小至-0.8G也可发生此情况。

低空高速飞行

因为低翼载/高机翼升力的特性，本机在低空高速飞行时易受强风影响。在紊流剧烈的地形（如多山的沙漠地形）以0.8马赫以上速度飞行可导致垂直方向上的突然运动，与轻微侧向运动。这些扰动都不会显著影响飞行路径。携带外部挂载飞行将增加翼载荷并减小强风的影响。

低速飞行

本机并不表现出不寻常的低速飞行特性。挂载对称时，直到速度低至无足够气流流过翼面与控制面前都能保持操作品质。许多情况下，低能量1G失速的迹象只有驾驶杆完全向后和/或垂直速率表顶到最大值。

挂载不对称时，保持300KCAS以上空速，除了下列情况：执行低速战术机动、最大航程下降、保持、仪表进近与着陆。此最小速度可为地形碰撞回避提供尚可的操纵品质与足够的机动裕度。

负G飞行特性

飞机在负G下对滚转与偏航输入的响应可以极具迷向性。突然的蹬舵或交叉输入可引起飞行员诱发振荡。

负G机动时，俯仰灵敏度增加。大幅度副翼输入可导致飞机从你屁股下面滚转走，产生把你从座椅上抬起并丢出驾驶舱的不适与迷向感。

负G状况任何迎角下的方向舵响应都会造成有害影响。正G下，左踩舵产生左滚转。不过随着正G减小，方向舵输入产生越来越多的偏航侧滑，并对产生滚转的影响更小。迎角变为负值（0到-0.5G间）后方向舵输入会导致极大侧滑角，使飞机侧飞，产生高驾驶舱横向G值。

过载小于-0.5G时，方向舵输入将产生反向滚转并伴有高俯仰率与俯仰角变化。由于负G与侧向加速度的共同影响与极大的滚转与滚转振荡，此情况极具迷向性。若遇上此情况，中立或松开所有操纵将改出飞机。

副翼与手动方向舵输入在负G时可变得更加动态。驾驶杆向前时，副翼可轻松克服任何反方向滚转动作。若使用交叉输入，惯性耦合可产生极迅速与迷向的振荡滚转（朝副翼输入的方向），可超过200°/秒。应避免交叉控制滚转，若遇上此情况，中立或松开所有操纵将改出飞机。

地形跟随与自动驾驶飞行特性

除了某些特殊情况，地形跟随（自动或手动）与自动驾驶在大部分飞行包线下都能提供稳定的飞行特性。

携带LANTIRN吊舱遇上紊流时，飞机产生左右振荡。若乘坐品质令人不适，减速可减小振荡。

总重大于68000磅时，若在崎岖地形上紧跟手动TF俯仰操纵符，则可能发生纵向振荡。

挂三个副油箱或重心靠后会使TF乘坐品质下降。此下降在400KCAS以下更明显。ATF下，速度矢量会一直错过俯仰指示杆，即使在相对平缓的地形上也会导致颠簸的乘坐品质。在400KCAS以下，此振荡可达到±0.7°G与3秒周期。此振荡不会导致明显的飞行路径或离地高度偏离，但可导致机组不适。此情况发生也不会使ATF系统降级。减小振荡的最好方式是提速。手动TF下不会有不断的振荡。但重心偏后所导致的俯仰灵敏度增加可导致紧跟俯仰指示框时轻易过度操控飞机。手动TF时，驾驶杆在370KCAS左右非常轻。此情况将增加飞行员诱发振荡发生的几率。所有速度下的手动TF都易发生飞行员诱发振荡。

挂三个副油箱或重心靠后也会使自动驾驶飞行特性降级。在这些配置下，姿态保持与气压高度保持自动驾驶会在所有高度下表现出俯仰上的海豚跳，海豚跳幅度随高度增加而变大。

低速与高总重下的拉升会迅速导致大迎角与低空速。飞行员在任意一次拉升时都须确保功率设定恰当并积极限制迎角。此情况下飞行员在拉升刚开始时将注意到明显下沉，导致俯仰率大但飞行路径角度变化相对小。

除非飞行员立刻采取修正动作，否则高速且重心偏后情况下由俯仰CAS故障引起的拉升可使飞机超过过载限制。飞行员能收到的最好提示是G值增加率不寻常的高而非迫在眉睫的过载超限。

俯仰CAS故障时，TF系统仍可控制拉升；但因同时失去滚转CAS，所以无法控制滚转或保持机翼水平。如果在此情况下飞机挂载还不对称，则飞机有朝更重侧滚转的趋势。

警告

l  若在地形跟随且挂载很不对称时俯仰CAS故障，飞机会迅速朝更重侧滚转同时略微爬升。若转向更重侧时一次拉升开始，则飞机会迅速滚转超过90°。飞行员必须采取控制以确保成功拉升。

l  不对称达到19000英尺·磅时应避免ATF飞行，因为自动驾驶的滚转姿态控制权限不足以维持机翼水平。

TF恶劣天气模式在崎岖地形上的俯仰指令会更加突然，因为TF雷达指令的俯仰输入基于本机前方15000英尺的地形，而非正常时的36000英尺。在恶劣天气下（尤其是紊流中）或崎岖地形上进行手动TF的工作负担可以很高，高到飞行员除了跟随俯仰指示框之外不能干别的活。在所有情况下，ATF都能提供比手动TF更低的工作负担。

失速

1G失速

轻微抖振在约15单位迎角时开始，在23单位内强度随迎角增大而增大，随后保持相对恒定。外部挂载减小抖振开始迎角，增加抖振强度。拉杆所需杆力随迎角增大而增加（无论CAS开关与否）。30单位以上会发生一些机翼抖动与偏航振荡。中线副油箱会放大此情况。拉杆到底时迎角会稳定在38单位及以上，同时空速在100节及以下（随重心位置改变，重心靠后使迎角增大）。

迎角增大至30单位以上时，使用副翼滚转的效率变低。临近失速时，使用方向舵控制滚转比横向杆量更有效。失速时（拉杆到底）的副翼与方向舵都不怎么有效。垂直速率表在失速时大概率会顶在最大下降率。推杆能立刻改出失速。携带CFT时，减弱的低头俯仰响应会使失速改出变慢。若推杆改出前未使横向杆量中立，则可能引起偏离。带来任何侧滑的驾驶杆输入都会引起滚转。

加速失速

加速失速的特性是剧烈抖振与温和的偏航及滚转振荡，平均侧滑小于10°、滚转小于20°。随着空速耗尽，抖振与偏航/滚转迅速减小。外部挂载减小抖振开始迎角，增加抖振强度并使空速下降得更快。

负迎角失速

在水平飞行负G失速中，迎角小于0单位。推杆的最后几英寸行程不改变迎角，从最前位置拉杆的最开始几英寸也不会有任何响应。可能需要向后拉杆来消除负G并恢复正常飞行。负G失速时会存在可忽略的滚转-偏航振荡，不存在抖振。外部挂载影响甚微。

着陆构型失速

放下襟翼与起落架时，失速特性与1G失速基本一致，不过抖振在约23单位迎角开始。外部挂载减小抖振开始迎角，增加抖振强度。滚转与偏航动作、抖振、指示空速与1G失速类似。35单位迎角以上的任何横向控制输入都可能产生过大的有害偏航（因为副翼完整行程可用，飞行控制明显反转），并可快速发展至尾旋。

失控飞行特性

F-15E还没有正式进行过偏离与尾旋易发性的飞行测试。不过为了评估CFT对飞行品质的影响进行过有限的大迎角测试项目。测试期间发生了滚转迟滞、反向滚转、无控滚转的偏离特性。基于F-15A与F-15C的飞行测试数据及风洞分析估计了F-15E的尾旋特性。据估计无CFT的F-15E表现会与F-15A/C相同。CFT与双人座舱盖对尾旋的影响则还未被确定。

偏离与受控飞行相区别的特征是不受控的飞行路径改变，如机头摇晃、与输入相反的方向滚转、或过高的偏航率。当飞机不能正确响应飞行员输入时就进入了失控。

虽然偏离发生在偏航轴上，但此轴上的动作难以探测。偏离更易从不受控的滚转判断。就算CAS开启，在尝试大侧滑机动，尤其在交叉控制时，容易失去方向性稳定性与后续的滚转偏离。

与横向控制相反的滚转方向、机头摇晃、过高的偏航率与相随的偏离告警音通常是偏离的第一个迹象。

警告

偏离告警音不应被用作极限性能的指示。偏离告警音响起时继续机动可导致偏离尾旋。

在存在偏离偏离迹象时平缓地中立所有控制一般能迅速恢复飞机的受控飞行。存在过载时，在纵向杆量附近引入或保持横向杆量可导致自发滚转或尾旋。存在横向不对称时，若飞机未恰当改出则可导致尾旋。

失控机动时可发生发动机滞止，滞止需要关停并重启发动机来清除。在及其剧烈的偏离中发生过双发滞止。在极低空速与极大迎角时也发生过发动机滞止。在这些情况中，发动机滞止发展为了加力吹熄与发动机失速。还未在失速、垂直失速{vertical stall}、尾冲中发生过油门设定在MIL及以下时的发动机异常。

偏离成因

有几种原因可导致F-15E失去方向性控制。这些原因包括：横向不对称、下降的方向性稳定性、交叉控制与不对称推力。这些原因的组合可增加偏离可能。

横向不对称

横向重量不对称通过将关于飞机中线的所有力矩加在一起来测量。力矩是离中线距离（英尺）与不对称重量（磅）的乘积。图6-3显示了对应武器与燃油挂点的横向距离（力臂），表B1-1显示了具体挂载与武器的重量。任意挂载的横向不对称都可以通过这些图表计算。举个例子，一枚2A挂点上的AIM-9L对不对称的贡献是2126英尺·磅（10.9英尺×195磅）；600磅的翼内油箱不平衡则会贡献4500英尺·磅（7.5英尺×600磅）。未装CFT的飞机右侧偏重1850英尺·磅，主要是因为20MM航炮及其支持设备。因此如果携带了不对称挂载，若挂载重量主要在左侧就可以使不对称最小。举个例子，如果飞机左侧挂载了2枚AIM-7、无其它导弹、安装了机炮、翼内燃油有200磅偏左，则飞机偏左重4495英尺·磅。因为机炮，如果同样的挂载在右侧，则会导致飞机偏右重8195英尺·磅，达到了飞机极易偏离的范围。因此，不对称导弹挂载加上哪怕一点点的燃油不对称都会加剧此问题。对于右侧挂载尤其如此。

偏离易发性（图6-4）受横向重心的影响最大（翼内燃油、挂载、油箱、导弹不平衡）。飞机在5000英尺·磅以下不对称时具有很强偏离抗性。携带中线副油箱时在7000英尺·磅或不携带中线副油箱时在10000英尺·磅以下具有尾旋抗性。已经进行过最大10000英尺·磅不对称的尾旋改出实验。

当迎角增至30单位以上，若要抵消背向更重侧的偏航则需要朝更重侧踩更多舵。由于大迎角下的上反角效应导致的更重侧向上，脚舵与横向杆量都需要朝向更重侧。若迎角继续增大至37单位以上，方向舵就不再能抵消偏航动作，飞机会背向更重侧偏离。

大于5000英尺·磅的横向不对称一般能提供足够侧滑从而使偏离必然发生，并使偏离没有告警。携带外部挂载、油箱、和/或吊舱时，偏航与滚转加速度在更低的迎角上可变得不可控。飞机在横向不对称大于5000英尺·磅时较易偏离，在大于7000英尺·磅时极易偏离。

突然进入大迎角范围会导致无告警的偏离与失控。如果在1G失速或突然拉起时保持拉杆到底，飞机会明显地背向更重侧滚转并偏离（最早的警告是偏离告警音），且很有可能进入下降螺旋。

携带不对称挂载的情况下，缓慢进入失速时，为维持航向与滚转角而不断增加的横向杆量与脚舵输入量可充当对于迫在眉睫的失控的充足预警。操纵必须顺着偏离立即平缓地中立来实现改出。对改出能力有最大影响的是偏离发生与中立操纵之间间隔的时间。纵向杆量中立时与滚转方向相对的横向杆量可迅速导致尾旋。

挂载不对称时的偏离要耗费更久来改出，因为与之相关的偏航率更高。不对称在7000-10000英尺·磅时改出可明显变慢，且在偏离期间会有几次迎角与偏航率峰值与1.5到2圈的滚转。

下降的方向性稳定性

飞机在37至44单位迎角范围表现出下降的方向性稳定性。真正的范围是40-44单位，但是因为迎角表的机械延迟，示数在最小37单位时飞机就可能已经处于此范围了。

飞机携带外部挂载时横向不稳定的迎角范围变大。携带中线副油箱的飞机相比未安装CFT的飞机具有更差的横向方向性稳定性与更大的偏离发生率。

CFT、LANTIRN与中线副油箱的组合会极大减弱横向方向性稳定性与增加偏离发生率。携带这些项目时，偏离易发性会大得多。飞行员必须非常小心，在反向滚转发生时中立控制，并避免突然的横向杆量输入。

警告

携带中线副油箱时，迎角30单位以下的快速横向输入导致过偏离。

外部挂载（除了导弹）与翼下副油箱会减弱飞机的偏离抗性。挂载的惯性会减弱滚转响应，从而使达到或停止一个特定滚转率所需的时间变长，尤其在大迎角下。达到大迎角所需的拉杆杆量变小。此现象使得大迎角下在纵向杆量中立时增加横向杆量的可能性增大，从而使偏离更可能发生。这些挂载存在30单位的迎角限制。如果非常快速地动杆，则偏离可在30单位以下发生。一旦偏离发生，包括有炸弹或副油箱的挂载配置相比于纯空空导弹挂载配置或无CFT的配置，在失速后螺旋中达到飞行速度所需的高度明显更多。由于存在挂载与飞机碰撞的可能，所以不推荐抛离挂载。若飞机背向横向输入滚转，中立操纵可减小偏离可能性。

若减速板未能自动收起，在32单位以上迎角下伸出的减速板会极大地减弱横向稳定性并可导致偏离及后续的尾旋。若在改出时仍伸出，则可在达到极大迎角时产生额外偏离。

副翼控制

副翼偏转由俯仰滚转通道组件机械控制，基于横向杆量输入与平均平尾位置。大致而言，纵向杆量接近中立时横向杆量到底使得副翼满偏转。但拉杆时横向杆量到底不会使副翼满偏转。飞控系统通过这种方式减小大迎角时可用的副翼偏转量。起落架放下或处于尾旋改出模式时，副翼可在驾驶杆任意纵向位置时满偏转。由于迎角落后于驾驶杆输入，有可能在大迎角的同时纵向杆量接近中立。

警告

大迎角下纵向杆量接近中立时的横向杆量可导致偏离。

重载使用比轻载使用更有可能发生偏离。增加的偏离可能性大部分源于重载使用时外部挂载与副油箱对稳定性的减弱。而且，重载飞机的配平迎角比轻载飞机更大，使大迎角下纵向杆量接近中立时的大幅度横向杆量更可能出现，从而增大了偏离可能性。重载飞机还需要更多高度来从偏离中改出。

安装了CFT的飞机相比没装的，可在给定杆量下产生更多迎角。此现象使进入偏离易发迎角范围所需的拉杆更小。由于这点，在大迎角下不经意间使用横向杆量达到副翼满偏转的可能性变大，而这可导致偏离或尾旋。等到迎角减小后再开始大幅度横向输入。安装CFT的飞机的迎角减小时间更长。

横向操纵输入

偏离易发性随着外部挂载、副油箱、和/或吊舱的增加而变大。此外，携带副油箱、吊舱、和/或挂载时，任意滚转动作都会伴随有大幅度的侧滑积累。在这些情况下，由于过多的侧滑积累，突然的横向杆量或脚舵输入可开始一次偏离。为防止偏离，避免快速的横向方向性操纵输入。在高侧滑滚转机动中，与偏航方向相反的长时间横向杆量可导致尾旋（由副翼输入产生的有害偏航引起）。携带中线副油箱时，偏离可由30单位迎角以下时的快速横向操纵输入引发。

交叉操纵

水平飞行中，使用大幅度交叉操纵（方向相反的横向杆量与踩舵）尝试做出大侧滑机动时可能遇上失去方向性稳定性及后继的滚转或摇摆偏离，即使CAS开启时也是如此。这些偏离可以先于方向舵输入恒定时侧滑明显增加。交叉操纵输入引发偏离的可能性随侧滑增大而增加。携带副油箱或LANTIRN吊舱时此种偏离更有可能发生。

由于ARI调节，横向杆量恒定时快速的纵向推拉动作可导致交叉操纵。在大迎角机动中，使用着交叉操纵达到方向性不稳定范围时，迎角与偏航率会不受控地迅速增加。保持反方向副翼的同时剧烈推杆来控制迎角的行为会加剧偏离。在偏离迹象出现时应平缓地中立操纵。改出之前避免来回的横向杆量输入。

不对称推力

不对称推力偏离的特征是迅速的不受控侧滑。高动压下，此侧滑可导致超过飞机结构设计限制、飞机结构性损伤、与飞机损失。

单侧发动机转移至次要模式或单侧禁用加力引发的大幅度推力不对称可积累过多侧滑从而导致偏离。PW-220发动机在水平飞行包线内不能产生足够推力来引发不对称推力偏离。PW-229可产生足够推力，所以相较于PW-220，单发故障（转移至次要或禁用加力）会增加偏离可能性。

所有安装PW-229发动机的飞机都有自动不对称推力偏离预防系统（ATDPS）。若进入ATDPS启用范围时ATDPS未能正确运行，则可能导致永久性结构损伤或飞机损失（见第三章）。未安装CFT携带3个副油箱着陆时ATDPS不能提供足够保护。

警告

l  未安装CFT、携带3个副油箱的飞机运行在630KCAS且马赫数大于1.3时，不对称推力可导致结构性损伤或飞机损失。

l  ATDPS故障时，不对称推力可导致结构性损伤或飞机损失。

飞行员控制的可导致不对称推力的油门移动不会受到ATDPS保护。因此，开着加力运行在500KCAS且马赫数大于1.1时不要进行不对称的油门移动。在这些飞行情况下选择加力时，进一步推油门前确保双发尾喷口都打开。

失控飞行模态

 

高振荡正尾旋

高振荡正尾旋所表现出的平均迎角会超过驾驶舱迎角表量程（70-90单位），平均偏航率在60-90°/秒。＋20度/秒的偏航率振荡是典型现象。在高振荡正尾旋时中立所有操纵可改出，短则要1-1.5圈，最多可要3.5圈。

改出可花费2500到4000英尺的高度损失，但最多可到7000英尺。高振荡直立尾旋可发展为平尾旋。

在所有情况下朝尾旋方向（即反尾旋）使用副翼（横向杆量）可几乎立刻改出飞机并防止进入平尾旋。朝与尾旋相反的方向（即顺尾旋）使用副翼可加速尾旋并迅速进入平尾旋。

水平正尾旋

水平正尾旋所表现出的平均迎角会超过驾驶舱迎角表量程（70-90单位），平均偏航率在75-135°/秒。期间将有周期性的“甩出眼球”的高纵向过载（3-4G）。此类尾旋的高偏航率与G值会使飞行员非常不适与迷向。平尾旋经常会非常稳定，飞行员感受不到振荡；但有时可出现轻微振荡。进入平尾旋时，仅中立操纵不再能够改出。朝尾旋方向几乎打满副翼与平尾会对改出有一点点作用。改出不会立刻见效，并需要约2到4圈与最少3000-6000英尺的高度损失（约10到20秒）才能停止旋转。通过飞控系统的尾旋改出模式可实现有效改出所需的满副翼偏转。此模式允许飞行员在偏航率超过41.5°/秒后的5秒无视纵向杆量使用全副翼偏转行程。偏航率低于30°/秒后恢复正常副翼控制。由于副翼控制机制，纵向杆量中立时在任何偏航率下都可使用全副翼偏转行程。偏航率（即改出）的减小平缓且很慢，在一段时间内都不明显。相对尾旋方向（顺尾旋）施加横向杆量时，偏航率将增加，“甩出眼球”的过载可达到4-5G。再次朝尾旋方向（反尾旋）施加横向杆量时，偏航率将减小，但由于之前的误操作要花更久才能停止。任何情况下，改出都不会立刻见效。

低速正尾旋

低速进入时很可能进入低速尾旋模式。飞机迎角会超过驾驶舱迎角表量程，但低于其它尾旋模态，平均只有60-65单位。＋12单位的迎角振荡是典型现象。平均偏航率会在45-60°/秒。通常伴有＋10°/秒的振荡。因此，偏离音的蜂鸣频次在尾旋时可能不会保持恒定（图6-5）。过晚控制改出或不留神施加了顺尾旋控制可导致飞机进入高速尾旋模式。朝尾旋方向施加满横向杆量一般能快速改出飞机。有的时候尾旋振荡幅度会减小，低速尾旋会变得非常平缓。如果发生此种情况，飞机改出会变慢。如果飞机处于低速尾旋模式，但满反尾旋控制不能改出（特别是偏航率陀螺故障时），则可放下起落架。这会使控制系统变为无视纵向杆量启用全副翼偏转行程，即使未开启尾旋改出模式。尾旋时不应放下襟翼，因为其可增加尾旋改出所需圈数。再次强调，施加正确改出操纵后，改出可能没那么快见效。

反尾旋

在驾驶杆压杆到底时施加满横向杆量或踩满脚舵可导致反尾旋。尾旋与方向舵偏转同向。反尾旋一般会稳定在-55到-60单位迎角，偏航率在40到45°/秒。无抖振或滚转/偏航振荡。中立所有操纵后，飞机一般能在转约1.5圈、损失4000英尺高度后改出。改出可能没那么快见效。

正G自发滚转

自发滚转的典型进入条件为：200到300KCAS、20到30单位迎角、仅使用方向舵滚转、向前松杆。正G自发滚转时，滚转会与偏航同向。转向指针会从一侧满偏到另一侧，因此不能用来判明方向。滚转方向应该一目了然，若存疑就使用ADI。偏离告警音可能响起也可能不响，因为偏航率会略略大于30°/秒，刚好是偏离告警音的响起阈值（图6-5）。中立操纵并相对滚转方向踩舵会停止此机动。舵踩得越多改出得越快。滚转停止时将进入负G仰转{pitch-over}。负G仰转的严重性与改出速度相关，且在俯仰CAS关闭时更严重。突然踩舵可导致负G仰转达到-4G。若要减弱负G仰转并帮助飞行员恢复方向感，缓缓踩下脚舵来停止滚转。自发滚转时与滚转方向相对的副翼输入可导致尾旋。

负G自发滚转

负G自发滚转时，偏航与滚转反向。负G自发滚转一般在负G时发生并通过推杆来稳定。负G自发滚转一般表现出小滚转与偏航率，且偏离告警音不会响起。中立操纵足以停下此机动。中立控制并顺着滚转动作踩舵可加快改出。若在深推杆时进入此状态，可能需要向后深拉杆来减少机动及改出时的负G。负G自发滚转可极具迷向性。

无控滚转

在32-35单位迎角、通常在250-325KCAS间的稳定飞行时，飞机可做出向右的自发滚转。滚转率通常很小，但也可以大到60°/秒。在自发动作一出现时就减小迎角或平缓地中立操纵可恢复飞机的受控飞行。此类自发滚转在大迎角下发生时表现出比自发滚转更小的滚转率，并可在无方向舵输入时发生。

飞行控制系统故障时的操控品质

AFCS被设计为，在大部分任务下使用故障模式的AFCS时仍有足够但降级的飞行品质。这些模态包括电子系统的CAS关闭（一旦检测到同通道中有两处故障）与机械系统的俯仰和/或滚转比选择紧急档。

俯仰CAS关闭、俯仰比自动

俯仰CAS关闭且俯仰CAS自动时，飞机在俯仰上感觉起来没那么扎实（俯仰阻尼变小），使得精确机动更难。携带副油箱时俯仰灵敏度会明显增加，可使得编队飞行与空中加油变得困难。自动配平效率下降，使得空速或构型改变及出弯时的俯仰变化变大。

所有空速下的平尾权限会略略减小，使得高G下的杆力变大、拉杆到底时的可用G值减小。在10000英尺以下，可用G值的减小可忽略不计。起落时，机头感觉起来更重、并可能发生轻微俯仰振荡。由于平尾效率下降，起飞滑跑时抬头会变晚，着陆时抬头时长会变短。但携带对地挂载，重心偏后时则不是这样。携带对地挂载且重心偏后时，杆力变轻，只需要轻微拉杆就能够拉平或在气动制动时保持抬头。十分小心，防止过度抬头导致擦尾。期望气动制动时机头明显抬起更久。

超音速、或600KCAS以上、或0.8-1.0马赫间的跨音速时，俯仰控制会非常灵敏并可能发生飞行员诱发振荡，携带副油箱且总重大时尤甚。若飞机稳定且发生飞行员诱发振荡，松杆并减速。重心偏后（即飞机不稳定）引起的俯仰振荡也可在上述情况下发生。如果俯仰振荡原因未知，使用小幅度、短促、脉动式的杆量输入来改出飞机。

若俯仰CAS故障在对地或货运载荷时发生且重心接近后部限制，操纵品质会打打下降，尤其是在10000英尺一下，400KCAS以上时。如果形势需要高速及最大CFT挂载与翼下副油箱，AV BIT灯可能亮起指示CAS故障。若此灯点亮，检查BIT页面以确认是否存在俯仰CAS问题。若存在，减速至450KCAS或以下。

警告

俯仰CAS第一次出现故障时AV BIT灯亮起。若存在CAS问题且飞机携带最大CFT挂载与翼下副油箱，减速至450KCAS以下。

携带对地挂载或货运载荷时，飞机在400KCAS以上、10000英尺以下可能纵向不稳定。可能进入周期在2-8秒间的俯仰振荡。若要维持纵向不稳定的飞机的控制，飞行员必须不断使用小幅度、短促、脉动式的杆量输入来抑制俯仰动作。由于加剧振荡的可能性，不建议平缓地带杆。松杆可导致振荡发散。

警告

若俯仰CAS在450节以上故障，飞机在CFT上携带对地挂载，翼内油箱、CFT有油或者内油低，且处于最大允许载重时可能无法控制。

如果飞机减速至300KCAS以下（仅通过收油），操控性会极大提升。不要使用减速板减速，因为其会造成突然的低头，可导致更严重的俯仰振荡。减速至300KCAS以下后伸出减速板可增加纵向稳定性。

警告

在0.7马赫以上，重心可能偏后时伸出减速板可导致不可控的突然低头。

如果在决定性负载之上时俯仰CAS故障，避免大于8°的稳态爬升或迎角大于16单位的稳定平飞。可能需要抛离一些翼下挂载以维持飞机控制。

携带对地挂载且俯仰CAS故障时也可安全进行空中加油，虽然工作负担会明显比俯仰CAS开着时更高。携带翼下副油箱与对地挂载时俯仰灵敏度会变高。需要使用小幅度、短促、脉动式的杆量输入来将飞机保持在所需加油位置。如果工作负担过大，加油前考虑抛离翼下副油箱或翼下挂载。推荐加油条件是250-300KCAS、高度20000-30000英尺，由于所需动力，前后定位的工作负担会很大。在300KCAS或20000英尺以下，由于俯仰灵敏度变大，俯仰工作负载会很高。

俯仰CAS开启、俯仰比应急

俯仰CAS开启且俯仰比应急时，操控品质下降得很少且不明显。低速下平尾最大偏转范围减小。此状况下的最大危险是俯仰CAS掉线时操控品质的严重下降。

俯仰CAS关闭、俯仰比应急

俯仰CAS关闭且俯仰比应急时，纵向杆力在低速下非常大，俯仰控制在高亚音速下非常灵敏。可用迎角与G值在超音速与低速下都严重减少。

携带CFT和/或翼下挂载（对地武器或副油箱）的情况下，当自动平尾配平因俯仰CAS关闭且俯仰比应急而移动到固定位置时，将有很强抬头趋势。建议的飞行员动作是一发现就推杆并减速至250KCAS以下。推杆过迟可导致难以维持飞机控制。此种移动的速度与严重性取决于空速、挂载配置、总重、重心。此移动可能会也可能不会立刻发生。取决于具体情况，移动至多可在俯仰CAS关闭且俯仰比应急后10-15秒发生。

警告

俯仰CAS关闭且俯仰比应急会产生抬头趋势。在携带对地与翼下挂载的情况下，高亚音速且油量低时，移动时的过载在无飞行员干涉的情况下可达到9G。

着陆时，杆力很大、俯仰响应很慢、拉平能力严重减小。操纵仍足够着陆，但避免低速下有高下降率。18单位或更小迎角的进近可提供够拉平能力供着陆。最大可用迎角约为在接地时21单位。

偏航/滚转CAS关闭、滚转比自动

偏航/滚转CAS关闭且滚转比自动时，将失去荷兰滚的（耦合滚转-偏航动作）人工阻尼。荷兰滚阻尼大大减小，进近速度下尤甚。滚转可产生无控偏航，出弯时尤甚。初始滚转加速度减小，但最大滚转率可比CAS开启时还高。由于初始滚转加速度减小，高速下过度滚转的趋势减弱。着陆时，飞机有摇摆趋势，可能得使用方向舵来保持协调的飞行。

偏航/滚转CAS开启、滚转比应急

偏航/滚转CAS开启且滚转比应急时，多数飞行条件下的滚转响应会略微降级。由于ARI停止工作，大迎角下的滚转会产生一些有害偏航。着陆时的滚转与偏航控制会略微降级，存在侧风时尤甚。

偏航/滚转CAS关闭、滚转比应急

偏航/滚转CAS关闭且滚转比应急时，所有空速下的滚转率减小。由于ARI关闭，滚转响应会非常迟缓且横向杆力很大，低速时尤甚。在侧风、紊流或挂载不对称情况下的进近困难。

警告

偏航/滚转CAS关闭且滚转比应急、横向挂载很不对称（2000磅级武器—同侧的AIM-9与AIM-7）的情况下，迎角超过18单位时，发生过失去滚转控制权限的情况。避免在这些情况存在时迎角超过18单位。