民航概論知識點0001

1、總論一、航空業(yè)的組成：航空制造業(yè)，軍事航空，民用航空 二、民用航空的定義和分類定義：用各類航空器從事除了軍事性質（國防、警察和海關）以外的所有航空活動。分類：商業(yè)航空（也叫航空運輸）和通用航空（包括航空作業(yè)和其他類通用航空）。 三、航空業(yè)的出現(xiàn)和民航的開始.最早的空中旅行：1783年法國人蒙哥爾菲兄弟的熱氣球旅行.飛艇的誕生（1852年法國人亨利吉法爾）：缺點體積龐大飛行速度低空中調度困難 四、民航第一次大發(fā)展（1945-1958）1、國際航空迅速發(fā)展：1944年，54個國家簽署了芝加哥公約；1947年，成立國際民航組織（ICAO）,世界范圍內統(tǒng)一的民用航空管理機構成立了。到2000年，有18

2、5個國 家加入ICAO2、機場和航路網(wǎng)等基礎設施大量興建，逐步形成了全球范圍的航空網(wǎng)3、直升機進入民航服務4、噴氣民用飛機進入實用階段但過程較長 五、民航的全球化、大眾化時期噴氣民用飛機使民航系統(tǒng)發(fā)生巨大變化全球航空公司的競相成立，民航事業(yè)一片繁榮不斷興建和改造機場，以滿足不斷增長的航空運輸以及較大尺寸、重量的噴氣飛機的停放飛機航行管理各系統(tǒng)不斷更新發(fā)展，以跟上噴氣飛機的速度和容量和不斷增長的航空運輸?shù)男枨?958年，民用航空開始進入短程、雙發(fā)噴氣式客機一入了全球的大眾化運輸?shù)男?37/100時代六、民航飛機大型化的代表：波音747、空客A380；高度化的代表：協(xié)和號（唯一的超聲速科技）民用航

3、空器一、航空器的定義任何由人制造、能飛離地面、在空間進行由人來控制的飛行的物體稱為飛行器，在大氣層中進行飛行的飛行 器為航空器，飛到大氣層之外的飛行器叫做航天器。二、航空器的分類1、輕于空氣的航空器：（1）非動力驅動：氣球：自由氣球、系留氣球 （2）動力驅動：飛艇（留空時間 長、飛行成本低、垂直起落、噪音?。?、重于空氣的航空器：（1）非動力驅動：滑翔機（造價低廉）（2）動力驅動：飛機（固定翼航空器）、旋 翼航空器（直升機靈活性大、旋翼機）、撲翼機。三、旋翼機和直升機的區(qū)別旋翼機：無動力驅動旋翼，前/后方裝有螺旋槳，只能短距離起落，靈活性差于直升機。應用于體育運動。兩個程面的壓黑型產(chǎn)生向上的全

4、力直升機：動力驅動旋翼，能垂直起落，空中懸停。與飛機相比，航程短，成本高，振動大，載荷小。 四、第一道大題：由普通翼型和超臨界翼型談談他們產(chǎn)生升力的原理有哪些不同。升力產(chǎn)生的原理：通常，機翼翼型的上 表面凸起較多而下表面比較平直，再加上有 一定的迎角。這樣，從前緣到后緣，上翼面 的氣流流速就比下翼面的流速快；上翼面的 靜壓也比下翼面的靜壓低，上下翼面間形成 壓力差，此靜壓差稱為作用在機翼上的空氣 動力?？諝鈩恿κ欠植剂?，其合力的作用點 叫做壓力中心?？諝鈩恿狭υ诖怪庇跉饬?速度方向上的分量就是機翼的升力。五、聲速：微弱擾動在介質中傳播速度六、馬赫數(shù)的概念：馬赫數(shù)簡稱Ma數(shù)，用以描述氣體可壓縮

5、性的大小。馬赫數(shù)越大，空氣可壓縮性越大馬赫數(shù)的數(shù)學表達式為：M = v / av：當?shù)亓黧w質點的速度；a :當?shù)氐穆曀俚退亠w機飛行速度馬赫數(shù)小于0.3,高亞音速飛機馬赫數(shù)0.80.89,超音速飛機馬赫數(shù)大于1。七、影響升力的因素：機翼面積的影響、相對速度的影響、空氣密度的影響、機翼剖面形狀和迎角的影響八、升 力 系 數(shù) 的 變 化 規(guī) 律當口 。臨界，升力系數(shù)隨迎角增大而增大餐當Q二口臨界，升力系數(shù)為最大當口口臨界，升力系數(shù)隨迎角的增大而急劇下降，這種現(xiàn)象 稱為失速九、大攻角的影響：失速：當迎角增大到一定值（達到并超過）時，氣流的流線被破壞，氣流從機翼前緣開始分 離，尾部形成渦流，造成飛機升力

6、突然迅速降低。飛機進入失速后，飛機會發(fā)生螺旋、下降以及抖振現(xiàn)象。十、增大臨界攻角的方法：開前緣縫翼十一、高速的影響：當飛機的飛行速度達到一定值但還未達到音速時，飛機上某些部位的局部流速卻已達到或超 過了音速。于是，在這些局部超音速區(qū)首先開始形成激波。這種在飛機的飛行速度尚未達到音速而在機體表面局 部產(chǎn)生的激波稱之為“局部激波”。飛機開始產(chǎn)生局部激波所對應的飛行馬赫數(shù)稱為“臨界馬赫數(shù)”。十二、提高臨界馬赫數(shù)的方法：后掠機翼（降低機翼上的有效速度）超臨界機翼（以特殊的翼剖面形狀來延緩機 翼上表面的氣流加速，以提高臨界馬赫數(shù)，同時下表面后緣處反凹來保持一定的升力特性）十三、阻力的分類1、摩擦阻力：當

7、氣流流過飛機表面時，由于空氣存在粘性，空氣微團與飛機表面發(fā)生摩擦，阻滯了氣流的流動， 由此而產(chǎn)生的阻力叫做摩擦阻力。同氣流接觸的飛機表面積的大?。ń櫭娣e飛機表面光潔形狀邊界層中氣流的流動情況物體的迎風面積物體的形狀2、壓差阻力：運動著的物體前后由于壓力差而形成的阻 力叫做壓差阻 力。3、誘導阻力：誘導阻力是翼面所獨有的一種阻力，它是伴隨著升力的產(chǎn)生而產(chǎn)生的，因此可以說它是為了產(chǎn)生升力而付出的一種“代價”。機段平面形狀機翼的展弦比翼柏刁、翼可以減刁、誘導阻力4、干擾阻力：干擾阻力就是飛機各部分之間由于氣流相互干擾而產(chǎn)生的一種額外的阻力。飛機各部件之間的平滑過渡 和整流包皮，可以有效地減小 干擾

8、阻力的大小5、激波阻力：對于高速飛行除了上述四個阻力外產(chǎn)生激波阻力。,才士N .L R * t IQVj /|J/J A目 y士U 1r ,jY1 V Tli大J增加，于XE3 n-U -J 口， XJ卜力減小，形成“音 i過音速時，只有當推 .能克服激波帶來的阻典型飛機阻力構成阻力名稱亞音速運 輸機超音速戰(zhàn) 斗機單旋翼直 升機摩擦阻力45%23%25%誘導阻力40%290/o25%干擾阻力70/o6%40%激波阻力30/o35%5%)其他阻力50/o7%5%十四、第二道大題：分析飛機穩(wěn)定性。.俯仰穩(wěn)定性：飛機主要靠水平尾翼來保證俯仰穩(wěn)定，而飛機的重心位置對飛機的俯仰穩(wěn)定有很大影響（俯 仰穩(wěn)定

9、性的影響因素：重心位置，尾翼面積及其位置）.方向（偏航）穩(wěn)定性:飛機主要靠垂直尾翼來保證方向穩(wěn)定.橫向（側向）穩(wěn)定性：上反角越大，飛機的橫向穩(wěn)定就越好；后掠角越大，側向穩(wěn)定作用也就越強；重 心位置低，側向穩(wěn)定性較好結合飛機的三個主操縱面及其實現(xiàn)方式來分析飛機拐彎和爬升是如何做到的飛機的操縱主要是通過駕駛桿和腳蹬等操縱機構偏轉飛機的三個主操縱面-升降舵、方向舵和副翼來實現(xiàn) 的。飛機的操縱包括俯仰操縱、方向操縱和橫縱操縱。通過推、拉駕駛桿，使飛機的升降舵向上或向下偏轉， 產(chǎn)生俯仰力矩，從而使飛機低頭或抬頭作俯仰運動；通過蹬腳蹬使飛機的方向舵向左或向右；通過左壓或右 壓駕駛桿（左轉或右轉手輪）使飛機

10、的左、右副翼一側向下另一側向上偏轉產(chǎn)生滾轉力矩，從而使飛機向左 或向右作滾轉運動。十五、飛機的平衡1、俯仰平衡：用在飛機上的各俯仰力矩之和為零，迎角不變響俯仰平衡的主要因素加減油門收放襟翼收放起落架重心變化持俯仰平衡的主要措施：后移動駕駛盤或使用調整片來偏轉升降舵產(chǎn)生的，仰操縱力矩來保持俯仰平衡。2、平衡（偏航/航向平衡）：于飛機的各偏轉力矩之和為零，側滑角不變或側滑角為零。影響方向平衡的主要因素機翼變形導致兩側阻力不同兩側發(fā)動機工作狀態(tài)，形成不對稱的拉力或推力 保持方向平衡的主要措施：當?shù)嵌婊蚴褂谜{整片來偏轉方向舵產(chǎn)生的方向操縱力矩來保持方向平衡3、橫滾平衡（橫側平衡）：于飛機上的各滾轉力矩

11、之和為零，坡度不變影響橫滾平衡的主要因素兩翼升力對重心產(chǎn)生的滾轉力矩，旋槳發(fā)動機油門改變對重心產(chǎn)生的滾轉力矩 重心左右移動形成附加滾轉力矩保持橫滾平衡的主要措施：當調整駕駛盤或調整片來偏轉副翼產(chǎn)生的橫滾操縱力矩來保持橫滾平衡 十六、三種單翼的安裝形式：上單翼、下單翼、中單翼。下單翼：下單翼飛機的機翼離地面近，起落架可以做的短些，兩個主起落架之間距離較寬，增加了降落穩(wěn) 定性，起落架很容易在翼下的起落架艙收放，從而減輕了重量。此外發(fā)動機和機翼離地面較近，做維修工作方便。 下單翼飛機的翼梁在機身下部，機艙空間不受影響。但相對來說下單翼飛機干擾阻力大，機身離地高，裝運貨物 不方便，向下的視野不好。中單

12、翼：中單翼飛機的氣動外形是最好的，但因為大型飛機的翼梁要從機身內穿過，使客艙容積受到嚴重 影響，因而在民航飛機中不采用這種布局方式。上單翼：上單翼布局，干擾阻力小，有很好的向下視野，機身離地面近，便于貨物的裝運，發(fā)動機可以安 裝的離地面較高，免受地面飛起的沙石的損害因而大部分的軍事運輸機和使用螺旋槳動力裝置的運輸飛機都采用 這種布局。它的最大問題是起落架的安置，如果裝在機翼上，則起落架勢必很長，增加重量；如果裝在機身上， 則兩個起落架間距寬度不夠，影響飛機在地面上運動的穩(wěn)定性，要增加距離，就要增大機身截面，使阻力增大。 十七、前緣縫翼：安裝在機翼前緣的一段或幾段狹長小翼前緣縫翼打開時，它與基本

13、機翼前緣表面形成一道縫 隙，前緣縫翼的作用相當于邊界層控制。通常，前緣縫翼在大迎角，特別是接近或超過基本機翼臨界迎角時才使用。十八、襟翼：一般的襟翼位于機翼后緣，靠近機身，在副翼的內側。襟翼放下時，既增大機翼的升力，同時也增大飛機的阻力，因此通常在起飛階段，襟翼只放下較小的角度，而在著陸階段才放下到最大角度。十九、翼梢小翼：在飛機機翼梢部的一組直立的小翼面，用以減小機翼誘導阻力。 二十、機翼的結構：縱向骨架：翼梁、桁條橫向骨架：翼肋骨架外：蒙皮內部：安裝操縱裝置、油箱、起落架等外部：可吊裝發(fā)動機二十一、起落架的主要組成部分帶充氣輪胎的機輪:滿足飛機起飛、著陸滑跑和地面滑行的需要剎車或自動剎車裝

14、置：縮短著陸滑跑的距 離；承力支柱承力結構，常用作為減震器外筒 減震器:吸收和消耗著陸時的撞擊能量；收 放機構:收放起落架；其它：前輪減擺器和轉彎 操縱機構前三點式起落架勺兩個（組）主輪位于飛機優(yōu)點:著陸簡單且安全可靠;允許強烈制動，著陸滑重心之后，前輪則位于飛機的頭部，且存在一定跑距離 較短;駕駛員視界較好，發(fā)動機噴氣對跑道距離以防滑行時不致傾斜。影響較小缺點:前起落架受力較大且構造復雜;高速滑跑時，前起落架會產(chǎn)生擺震現(xiàn)象后三點式起落架勺兩個（組）主輪位于飛機優(yōu)點:安裝空間容易保證；尾輪受力較小，因而結構簡單，重量較小；地面滑跑時迎角大，降落時阻力較大 缺點:大速度滑跑時，不允許強烈制動，滑

15、跑距離長；對著陸技術要求高，容易發(fā)生“跳躍”現(xiàn)象；起飛著 陸操縱困難，方向穩(wěn)定性差；駕駛員視界不佳。二十二、起落架的結構分類構架式起落架通過承力構架將機輪與機翼或機身相連，結構簡單，質量小，難以收放，早期輕型低速飛 機廣泛使用支柱式起落架（最常用：）減震器與承力支柱合二為一，機輪直接固定在減震器的活塞桿上。收放式起落架 的撐桿可兼做收放作動筒。構造簡單緊湊，易于收放，且質量較小，是現(xiàn)代大中型飛機上廣泛采用的形式 搖臂式起落架機輪通過可轉動的搖臂與減震器的活塞桿相連。減小了減震器受彎的力矩，易密封，減震效果好。但搖臂受力大，構造較復雜，在民航公務機、支線客機以及軍用殲擊機上廣泛采用二十三、第三道

16、大題：螺旋槳產(chǎn)生拉力的原理；壓氣機喘振的原理及其改善措施；渦噴發(fā)動機經(jīng)濟性差的原因Hill螺旋槳產(chǎn)生推力示意圖里葉剖面能一 茶葉旋痔而JE葉我某皴川算副面里皴沿發(fā)動機軸向逐級壓 縮，壓向葉輪的外緣,渦輪級數(shù)增加，以帶動螺旋槳加裝減速機構，以連接渦輪和螺旋槳采用離心壓氣機，使發(fā)動機結構緊湊采用兩套渦輪：燃氣渦輪連壓氣機，帶動壓氣機高轉 速工作；自由渦輪轉速低，連接螺旋槳減速器，輸出 軸功率白于渦輪噴氣發(fā)動機的推力是由高速排高溫燃氣所獲得的，所以在得到推力的同時有不少由燃料燃燒所產(chǎn)生的能量以燃氣的動能和熱能的形式排出發(fā)動機,二十四、活塞發(fā)動機工作原理絕大多數(shù)活塞式航空發(fā)動機的工作循環(huán)是由四個沖程組

17、成的，稱為四沖程發(fā)動機。即活塞在氣缸內要經(jīng)過四 個沖程，依次是進氣沖程、壓縮沖程、膨脹沖程和排氣沖程。單次循環(huán)：往復兩次，四個沖程。詳見課本55頁。 二十五、活塞發(fā)動機的結構和系統(tǒng)1、活塞式航空發(fā)動機一般都是多氣缸組合構成的。依照氣缸排列方式不同。主要特點：工作時間錯開，振動均；5-28缸，能夠達到4000馬力2、冷卻系統(tǒng)液冷式發(fā)動機截面小，阻力小，結構復雜，重量大。用氣缸外流動的冷卻液吸收熱量，散熱器上氣 流帶走冷卻液吸收的熱量氣冷式冷卻效率高，迎風面積大，結構簡單重量較輕，使用居多，氣缸外壁上有許多散熱片；氣缸 迎風呈星形布置，迎風氣流帶走熱量二十六、噴氣發(fā)動機原理：化學能轉化為機械能發(fā)動

18、機內的氣流燃燒，膨脹，向后排出，產(chǎn)生反作用力，推動飛機向前二十七、渦輪噴氣發(fā)動機1、壓氣機：作用:使空氣壓力增高，以提高燃燒效率分類:軸流式壓氣機和離心式壓氣機2、渦輪：燃氣渦輪在高溫高壓燃氣的作用下高速旋轉，將燃氣中的部分熱能和壓力能轉換成機械功，帶動壓氣 機和附件工作。（前靜子后轉子）燃氣渦輪的主要部件也是轉子和靜子。3、尾噴管：燃氣在尾噴管中膨脹加速，以高速由噴管排出，產(chǎn)生推力。（增加阻力，減小滑跑距離） 二十八、渦噴發(fā)動機的特點：優(yōu)點：重量輕，推力大，高速性能好缺點：油耗大，經(jīng)濟性差由于渦輪噴氣發(fā)動機的推力是由高速排出高溫燃氣所獲得的，所以在得到推力的同時有不少由燃料燃燒 所產(chǎn)生的能量

19、以燃氣的動能和熱能的形式排出發(fā)動機，能量損失較大，因此其耗油率較高。二十九、渦噴發(fā)動機的附屬系統(tǒng)1）燃油系統(tǒng)：把儲油裝置（油箱）和發(fā)動機連接起來，按預定的油量和程序向發(fā)動機供油2）啟動系統(tǒng)：帶動發(fā)動機啟動，有電動機啟動和空氣啟動3）附件傳動系統(tǒng)：減速齒輪裝置，為飛機的液壓，氣壓和電氣裝置提供動力4）潤滑系統(tǒng)：對渦輪發(fā)動機的所有齒輪，軸承用潤滑油潤滑和冷卻組成：滑油箱，滑油泵，供油管道，供油 噴嘴，回油管道，冷卻裝置5）控制儀表系統(tǒng)：使駕駛員能控制和選擇發(fā)動機的狀態(tài)，通過儀表監(jiān)視發(fā)動機的工作情況 例如：壓力表，溫度表，轉速表，燃油流量和油量表，振動指示器，扭矩表6）冷卻系統(tǒng)：大部分由空氣冷卻，齒

20、輪箱，軸承由滑油冷卻三十、第四道大題：現(xiàn)代飛機的各種飛行控制系統(tǒng)；無線電導航儀表1）自動駕駛儀指引系統(tǒng)：結合飛行指引儀和自動駕駛儀的功能 飛行指引儀：只向駕駛員提供姿態(tài)信息、指令，沒有執(zhí)行機構 自動駕駛儀：只按原輸入控制飛機駕駛員操縱模式：系統(tǒng)起指示儀作用，且保持操作穩(wěn)定駕駛員指令模式：指令選擇高度、升降速度、空速、航向、自動駕駛系統(tǒng)執(zhí)行指令全自動模式：自動駕駛系統(tǒng)+其他系統(tǒng)完成飛行任務2）推力管理系統(tǒng)：自動駕駛儀+發(fā)動機自動控制系統(tǒng)：姿態(tài)、推力一體自動化3）偏航阻尼系統(tǒng):大后掠角機翼飛機由于橫側穩(wěn)定性好，但航向（方向）穩(wěn)定性差（垂尾尺寸的限制）荷蘭滾（措施：增加垂尾）偏航阻尼器4）自動安定面

21、配平系統(tǒng)：飛行速度增加使氣動中心后移:飛行員需調整升降舵或水平安定面的傾角升降舵迎角增大（向上偏轉），使飛機阻力增大，升力減小 無線電導航儀表：無線電羅盤系統(tǒng)、測距機、無線電高度表、甚高頻全向信標系統(tǒng)、儀表著陸系統(tǒng)機上雷達系統(tǒng)和裝置：氣象雷達（一次雷達）、應答機、空中警告及避撞系統(tǒng)三十一、陀螺:定軸性和進動性定軸性：力圖保持其自轉軸在慣性空間方向不變的特性，稱為定軸性。進動性：是陀螺旋轉時，在外力矩作用下，轉子的自轉軸總是力圖使其沿最短的路徑趨向外力矩的作用方向。 此時，外力矩大小與軸方向改變的角速度成正比機械式陀螺:利用陀螺的定軸性高速陀螺轉子,保持固定方向,垂直于地面，作為基準軸；慣性平臺

22、始終保持與地面平行；比較轉子軸和飛行姿態(tài)可獲得飛機的姿態(tài)角捷聯(lián)式陀螺:利用陀螺的進動性陀螺與機身相連,根據(jù)陀螺儀的進動性即時計算出角速度的變化 三十二、飛機無線電通信系統(tǒng)：甚高頻通信系統(tǒng)（用于起飛降落或通過管制空域時）、高頻通信系統(tǒng)（在飛行中 保持基地與遠方航站的聯(lián)絡）、選擇呼叫系統(tǒng)（地面呼叫飛機）、音頻綜合系統(tǒng)（飛行內部通話系統(tǒng)、勤務內話系 統(tǒng)、客艙廣播及娛樂系統(tǒng)、呼喚系統(tǒng)）三十四、二次雷達=地面詢問器+機載應答機A模式：飛機的編碼C模式：飛機的氣壓高度A模式（間隔8微秒）和C模式（間隔21微秒）三十五、電傳操縱的問題：可靠性疑問，隱蔽故障、突發(fā)故障需要增加備用系統(tǒng)（余度技術），目前采用四余

23、度航空器活動的環(huán)境與空中導航一、大氣層的構造;航線（大圓、等角）的特點1、大氣層的構造主要根據(jù)大氣溫度隨高度的變化，在垂直方向，可將大氣層分為：對流層、平流層（同溫層）、中間層、電 離層（熱層） 、外層（散逸層）（1）對流層：地球大氣層中最低的一層平均高度：中緯度約為11公里，在赤道約為17公里 ，在兩極約為8 公里主要特點：高度增加，溫度下降；對流層包含了大氣層質量四分之三的大氣，氣體密度最大，大氣壓力也最 高。大氣不僅存在水平流動，也存在垂直流動,空氣上下劇烈對流；存在各種氣象變化：風、雨、云、霧、雪等對飛機飛行的影響：飛機結冰，影響氣動；對機載設備和人體有危害；使飛機顛簸；影響能見度。（

24、2）平流層（同溫層）范圍：從對流層頂部到大約50-55公里高度主要特點：密度小，風向穩(wěn)定，沒有對流，空氣水平流動；恒溫,受地面影響??；水蒸氣少，因此沒有云、 雨、霧、雪等氣象，空氣的能見度較佳（3）中間層范圍：高度從平流層頂至約85公里之間主要特點：大氣質量只占大氣中質量的1/3000左右。幾乎不含臭氧，氣溫隨高度迅速下降；有風，且風速 很大，同時氣流存在強烈的垂直運動。（4）熱層（電離層）范圍：高度從中間層頂部到大約800公里主要特點：溫度隨高度的增加而上升，從負90度上升到1000度;空氣處于高度電離狀態(tài)，含有大量的離子 （主要是負離子）（5）散逸層范圍：熱層頂以上的大氣統(tǒng)稱為散逸層。高度

25、大約在800-1600公里之間，最高處可達3000公里。主要特點：空氣及其稀薄，同時遠離地面幾乎不受地球引力的束縛2、大圓航線：沿著大圓在兩點之間弧線的航線為大圓航線，距離最短,方向改變等角航線:以不變的方位角連接起來的航線（是地球表面上與經(jīng)線相交成相同角度的曲線），航線角不變,但距 離較長實際應用中：航程短，用等角航線；航程長，用大圓航線二、場壓高度、海平面高度1、場壓高度（QFE）機場當?shù)睾０胃叨鹊臍鈮焊叨葹榱?，飛機高度表上表示出來的高度就是機場上空的相對高度距離。起飛和降落階段使用2、海平面氣壓高度（QNH） 以當?shù)貙嶋H海平面的氣壓數(shù)據(jù)作為高度的基準面，飛機高度表上表示出來的 高度就是飛

26、機的實際海拔高度。爬升和下降階段使用。3、標準氣壓高度（ISA）以國際標準大氣的基準面得到的高度稱為標準氣壓高度。巡航階段使用空中交通管理與保障一、第五道大題：空中交通管制的分類以及管制范圍機場管制：在機場范圍內，起落航線上（半徑不超過25海里）為飛行提供的管制服務（按目視飛行規(guī)則飛行）進近管制：對按儀表飛行規(guī)則在儀表氣象條件起飛或降落的飛行提供服務（機場90公里半徑之內）區(qū)域管制：航空器進入航路，對航路線）上的飛行提供的空中交通管制服務（6000米以上，絕大多數(shù)是噴氣 式飛機）二、空中交通管理的發(fā)展歷程第一階段：20世紀30年代以前目視飛行規(guī)則第二階段：19341945年以程序管制為核心的空

27、中交通管制第三階段：194520世紀80年代雷達管制和儀表著陸系統(tǒng)；第四階段：20世紀80年代空中交通管理取代空中交通管制；三、空中交通管理包括空中交通服務、空域管理、空中交通流量管理空中交通服務包括空中交通管制服務、飛行情報服務、告警服務空中交通管制服務包括區(qū)域管制、進近管制、機場管制四、垂直間隔1、高度層：一個標準大氣101325帕斯卡為基準，按每100英尺作為一個高度層2、國際標準29000英尺（8850m、FL290）以下（含29000英尺）：每2000英尺（600m）為一個順向高度層；磁航跡在0179的飛機使用的是奇數(shù)高度層；磁航跡在180359的飛機使用的是偶數(shù)高度層 垂直間隔標準

28、即為1000英尺29000英尺（8850m、FL290）以上：垂直間隔標準即為2000英尺C）北大西洋上空，已取消FL290的限制，在整個空域內，兩航空器之間采用1000英尺的間隔。3、國內標準6000m以下：以300m為一高度層間隔；6000m12000m:以600m為一高度層間隔；12000m以上，以1000m為一高度層間隔。橫向水平間隔與縱向水平間隔目視導航：可用指示出的不同的地理坐標來確 定間隔；VOR導航：兩航空器航跡的夾角至少大于15 , 距離大于15海里；NDB導航：兩航空器航跡的夾角不小于30 ,距 離大于30海里；推測導航：兩航空器航跡的夾角不小于45。， 距離大于15海里。

29、A）時間間隔：i航空站飛機放行間隔規(guī)定； ii航空站進場飛機間隔規(guī)定； 運進近、離場飛行時的間隔規(guī)定； iv區(qū)域管制的間隔規(guī)定； v馬赫數(shù)間隔規(guī)定；Vi尾流間隔規(guī)定；B）距離間隔:飛機用測距儀（DME）定位, 可用距離間隔五、飛行規(guī)則：通用飛行規(guī)則、目視飛行規(guī)則、儀表飛行規(guī)則每次飛行，或執(zhí)行目視飛行規(guī)則，或執(zhí)行儀表飛行規(guī)則執(zhí)行條件：氣象條件尤其是能見度目視飛行氣象條件（VMC）：最低的能進行目視飛行的天氣條件；飛行氣象條件（1乂。：要求比目視低氣象條件高于VMC要求，執(zhí)行目視飛行規(guī)則；氣象條件低于VMC要求，執(zhí)行儀表飛行規(guī)則六、起落航線：對于起飛和降落的飛機在機場要按一定航線飛行的航線由5條邊和4個轉彎組成的矩形航線。以起飛方向為準，起飛后向左轉彎的航線叫左航線（正常），反 之為右航線。七、進近管制的間隔控制1）離場控制2）等待航線等待航線在機場管制區(qū)的保留空域內。地面上設有無線電信標，飛機圍繞信標在它上面分層盤旋飛行。每層之間高度間隔為1000ft（300m），36飛機盤旋一圈