抖振边界buffet margin

抖振边界是飞机气动设计中仅次于升阻比（L/D）的第二个重要气动性能参数。

机翼抖振是机翼结构对气流分离所引起的压力脉动的随机激振响应。飞行器作低速大攻角飞行时，举力面上气流分离达一定程度后就会出现抖振，这类抖振称为举力型抖振。

抖振起始攻角所对应的举力系数随马赫数的变化曲线，称为抖振边界。抖振边界越高,飞机的最小平飞速度越低,飞行中的机动性和安全性越好。

抖振边界参数（M2CL）是M数的平方与最大可用升力系数的乘积，当超过抖振边界值时，通常在机翼上分离气流的尾流（紊流）会作用到尾翼上，引起不可接受的机体抖振。

抖振边界通常对应于机翼上出现"一定面积"的气流分离，由于客机最大巡航升力系数受抖振开始发生边界达到1.3g过载（驾驶员近似压40度坡度机动或遇到严重阵风时）的限制，它几乎与阻力一样是确定飞机性能的重要原始数据。

抖振边界的峰值决定了在给定翼载时飞机能飞行的最大高度。若抖振边界较低，则为在巡航升力系数与抖振边界之间保持0.3g的过载余量，必须减小所希望的巡航升力系数，导致巡航高度降低。由于喷气发动机的耗油率随飞行高度的降低而增加，因此燃油效率也会随之降低。另外，还会造成不能充分利用空中交通管制系统分配给的巡航高度范围，有可能损失巡航性能的问题。

现代客机被设计成当空速降到失速速度的107％时，作为警报机体会发生抖振。失速速度随机体重量和高度而增大。也就是说在同样速度下，更重的飞机，飞的更高的飞机其失速速度更大。

失速速度的指标指的是飞机在水平飞行条件下的速度，但是飞机在转弯等倾斜时，随着G的增大失速速度也会增大。

因此以抖振发生速度附近的速度飞行时，如果由于受到气流的影响飞机体机发生倾斜，这时很有可能飞机就会失速。

G可以按照1/COSθ来计算（θ为倾斜坡度角）。比如60度时为2G，40度为1.3G。

1.3G抖振边界即为40度坡度飞行时会产生抖振的速度。因此以1.3G的抖振边界的速度飞行时，即使发生40度的倾斜抖振也不会发生。

一般来说客机会以1.3G的抖振边界以上的速度飞行，而且转弯坡度不会超过30度以上，因此安全边界是可以得到保证的。但是在遇到乱气流时规定又有所不同，在轻度颠簸时要求1.3G的抖振边界，但是在中强度时要求1.5G的抖振边界。

看一个案例，来源于一个全日空744飞行员的博客。

某日以FL370飞行中听到前方别的客机报告说在FL410遇到中度乱气流，而且附近别的飞机开始申请升高到FL430。但是查看FMS-CDU发现可能最大上升高度只有FL433。升到FL430的话，1.3G抖振边界为238到254节之间。如果在这个速度附近发生1.3G的话，很有可能发生抖振。因此他采取的对策不是升高高度，而是申请向南迂回，以回避该颠簸空域。

http://www.dsti.net/Information/ViewPoint/41437
http://www2.plala.or.jp/sin/plalaboard/message/13391.html
http://detail.chiebukuro.yahoo.co.jp/qa/question_detail/q1355634013
http://fdc.blog.so-net.ne.jp/2008-06-27

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