抖振邊界buffet margin

抖振邊界是飛機氣動設計中僅次於升阻比（L/D）的第二個重要氣動性能參數。

機翼抖振是機翼結構對氣流分離所引起的壓力脈動的隨機激振響應。飛行器作低速大攻角飛行時，舉力面上氣流分離達一定程度後就會出現抖振，這類抖振稱為舉力型抖振。

抖振起始攻角所對應的舉力係數隨馬赫數的變化曲線，稱為抖振邊界。抖振邊界越高,飛機的最小平飛速度越低,飛行中的機動性和安全性越好。

抖振邊界參數（M2CL）是M數的平方與最大可用升力係數的乘積，當超過抖振邊界值時，通常在機翼上分離氣流的尾流（紊流）會作用到尾翼上，引起不可接受的機體抖振。

抖振邊界通常對應於機翼上出現"一定面積"的氣流分離，由於客機最大巡航升力係數受抖振開始發生邊界達到1.3g過載（駕駛員近似壓40度坡度機動或遇到嚴重陣風時）的限制，它幾乎與阻力一樣是確定飛機性能的重要原始數據。

抖振邊界的峰值決定了在給定翼載時飛機能飛行的最大高度。若抖振邊界較低，則為在巡航升力係數與抖振邊界之間保持0.3g的過載餘量，必須減小所希望的巡航升力係數，導致巡航高度降低。由於噴射發動機的耗油率隨飛行高度的降低而增加，因此燃油效率也會隨之降低。另外，還會造成不能充分利用飛航管制系統分配給的巡航高度範圍，有可能損失巡航性能的問題。

現代客機被設計成當空速降到失速速度的107％時，作為警報機體會發生抖振。失速速度隨機體重量和高度而增大。也就是說在同樣速度下，更重的飛機，飛的更高的飛機其失速速度更大。

失速速度的指標指的是飛機在水平飛行條件下的速度，但是飛機在轉彎等傾斜時，隨著G的增大失速速度也會增大。

因此以抖振發生速度附近的速度飛行時，如果由於受到氣流的影響飛機體機發生傾斜，這時很有可能飛機就會失速。

G可以按照1/COSθ來計算（θ為傾斜坡度角）。比如60度時為2G，40度為1.3G。

1.3G抖振邊界即為40度坡度飛行時會產生抖振的速度。因此以1.3G的抖振邊界的速度飛行時，即使發生40度的傾斜抖振也不會發生。

一般來說客機會以1.3G的抖振邊界以上的速度飛行，而且轉彎坡度不會超過30度以上，因此安全邊界是可以得到保證的。但是在遇到亂氣流時規定又有所不同，在輕度顛簸時要求1.3G的抖振邊界，但是在中強度時要求1.5G的抖振邊界。

看一個案例，來源於一個全日空744飛行員的博客。

某日以FL370飛行中聽到前方別的客機報告說在FL410遇到中度亂氣流，而且附近別的飛機開始申請升高到FL430。但是查看FMS-CDU發現可能最大上升高度只有FL433。升到FL430的話，1.3G抖振邊界為238到254節之間。如果在這個速度附近發生1.3G的話，很有可能發生抖振。因此他採取的對策不是升高高度，而是申請向南迂迴，以迴避該顛簸空域。

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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