BO 105是原德国伯尔科夫公司(后并入原MBB公司，现并入欧洲直升机德国公司)研制的轻型多用途直升机。其主要特点是采用只有变距铰的刚性旋翼，钛合金桨毂，挠性玻璃钢桨叶。这是第一次在生产型直升机上采用玻璃钢桨叶和只有变距铰的桨毂。1962年，该公司根据对民用市场、军用要求、技术发展趋势和该公司自己的技术水平的调查研究，提出了研究这种直升机的计划。用于侦察、反坦克及联络商业上可用于邮政快递、资源勘探、电视电台报道及森林防火。其技术要求是：5个座位，供军用和民用；高的剩余功率，以保证在高温高原地区使用时有较大的有效载重；采用双发；机动性比一般直升机有所改善；机身内部空间能安装两副标准的担架并搭载一名护士；维护要求低，无油脂润滑，润滑油及其滑油量指示表数量最少。若可能的话，则把各分系统(即液压系统、发动机和其传动系统的滑油系统、电气系统)分别做成一体；具有发展仪表飞行型的潜力。BO 105于1962年7月开始初步设计，1963年开始风洞试验，1964年开始试制3架原型机。在原型机试飞以前，原MBB公司除对新研制的旋翼进行广泛的风洞试验、结构试验和旋翼试验塔试验外，还与法国当时的南方航空公司(后并入法国航宇公司)进行合作，在一架“云雀”Ⅱ直升机上进行了刚性旋翼试飞。为了保证安全，在1966年试飞的第一架原型机上没有装刚性旋翼，而采用了普通旋翼和两台艾利逊公司250-C18涡轮轴发动机。这架原型机后因发生地面共振而损坏。第二架原型机于1967年2月16日试飞。第三架原型机于1967年12月20日试飞，改装两台MAN涡轮轴发动机公司6022型涡轮轴发动机。1970年春，采用了该公司自己设计的前缘下垂桨叶，翼型为后缘修形的NACA23012翼型，从而改善了铰链操纵力矩。主要型别有BO 105C、-CB、-D、-CBS、-L、-M、-LS等。截止1995年1月，BO 105各种型别共计交付1329架，用户有墨西哥、西班牙及瑞典等40多个国家。主要用户包括墨西哥海军(12架)，西班牙陆军(70架)，德国内务部(22架)，瑞典陆军(20架)、空军(4架)，荷兰陆军(30架)。1997年韩国陆军选用BO105直升机用于侦察和联络，从1999年起在韩国内组装12架。目前该机报价2220万人民币元(国内交货含税)。目前欧直公司已经开始生产EC135，以取代各国现役的BO105民用直升机。法德两军将使用“虎”代替BO 105。该机曾参与解放军陆军航空兵引进轻型多用途直升机的竞标活动，最后败给了法国“小羚羊”武装直升机。另一个竞标者是美国麦道公司的MD530MG直升机，即大名鼎鼎的OH-6/AH-6武装直升机的出口版本。其技术要求是：5个座位，供军用和民用；高的剩余功率，以保证在高温高原地区使用时有较大的有效载重；采用双发；机动性比一般直升机有所改善；机身内部空间能安装两副标准的担架并搭载一名护士；维护要求低，无油脂润滑，润滑油及其滑油量指示表数量最少。若可能的话，则把各分系统(即液压系统、发动机和其传动系统的滑油系统、电气系统)分别做成一体；具有发展仪表飞行型的潜力。BO 105于1962年7月开始初步设计，1963年开始风洞试验，1964年开始试制3架原型机。在原型机试飞以前，原MBB公司除对新研制的旋翼进行广泛的风洞试验、结构试验和旋翼试验塔试验外，还与法国当时的南方航空公司(后并入法国航宇公司)进行合作，在一架“云雀”Ⅱ直升机上进行了刚性旋翼试飞。为了保证安全，在1966年试飞的第一架原型机上没有装刚性旋翼，而采用了普通旋翼和两台艾利逊公司250-C18涡轮轴发动机。这架原型机后因发生地面共振而损坏。第二架原型机于1967年2月16日试飞。第三架原型机于1967年12月20日试飞，改装两台MAN涡轮轴发动机公司6022型涡轮轴发动机。1970年春，采用了该公司自己设计的前缘下垂桨叶，翼型为后缘修形的NACA23012翼型，从而改善了铰链操纵力矩。该机采用4片桨叶的无铰刚性旋翼系统。桨叶实度为7%。旋翼桨毂主要用钛合金制成。这是第一次在生产型直升机上采用玻璃钢桨叶和只有变距铰的桨毂。桨毂由12个预应力钛合金螺栓通过凸缘与旋翼轴连接。玻璃钢桨叶采用非对称的NACA23012翼型，平面形状为矩形。其中有两片桨叶在拆去一个固定螺栓后可折叠。桨叶振动频率不需进行配重调整。抗侵蚀的钛合金片胶接在桨叶前缘外段(从60%半径到桨尖)，前缘内段则使用聚氨基甲酸酯涂层，以防磨蚀。旋翼转速为424转/分。旋翼桨叶被机枪子弹命中后，仍有200小时剩余疲劳寿命。玻璃钢尾桨桨叶平面形状为矩形，无润滑系统，位于尾斜梁的左侧，转速为2220转/分。旋翼和尾桨桨叶前缘都有电防冰系统。传动系统两台发动机通过自由离合器把动力传递到主减速器上。主减速器有三级：第一级是90°的伞齿轮级；第二级是并车级用正齿轮；第三级是游星式减速级，有5个游星轮。游星式减速级通过花键轴驱动旋翼轴下端，驱动辅助设备的花键输出轴横向安装在减速器两边。尾传动轴由位于并车级和游星级之间的伞齿轮驱动。旋翼刹车装在尾传动轴端。尾传动轴装在尾撑上面的装有橡皮垫的轴承里。它把动力传至中间减速器，再通过一个短传动轴驱动尾减速器。旋翼与发动机转速比为1:14.2，尾桨与发动机转速比为1:2.7。主减速器传动功率为514千瓦(699轴马力)。机身普通轻合金吊舱-尾梁半硬壳式结构，座舱和行李舱的地板是胶接铝夹芯板。机身腹部壁板也为夹芯结构。后舱门、发动机整流罩和前、后机身壳体等部件是层压玻璃钢。发动机舱用钛防火壁包起来。水平安定面为普通的轻合金结构。普通的滑橇式起落架，舰载使用时可以改装成轮式起落架，海上使用时可以加装应急漂浮装置，需要时在3秒钟内可充气完毕。此时需增加65千克重量，飞行速度要下降14.8～18.3千米/小时。两台涡轮轴发动机。不同型别采用不同的发动机，主要是美国艾利逊公司250-C18，-C20，-C20B，-C28，-C28C发动机。其中艾利逊公司250-C20B涡轮轴发动机单台功率为313千瓦(426轴马力)，单台最大连续功率为298千瓦(405轴马力)，可以在大气温度-45℃～+54℃时工作。一个软油箱装在座舱地板下，容量为580升。加油孔在机舱左侧。转场时，货舱里可安装副油箱。每个容量200升。装整套副油箱时可增加29.5千克重量，航程可增加475千米或增加2小时50分钟续航时间。润滑油量：发动机12升，减速器11.6升。座舱前排为正、副驾驶员座椅，座椅上有安全带和自动上锁的肩带。必要时可以选用第二套操纵装置。后排长椅可坐3～4人。后排座椅拆除后可装两副担架或货物。座椅后和发动机下方的整个后机身都可用于装载货物和行李，货物和行李的装卸通过后部两个蚌壳式舱门进行。机舱每侧都有一个向前开的铰接式可抛投舱门和一个向后的滑动门。可选用通风和暖气设备。 系统串列式全余度液压系统，工作压力为103.5×105帕(105.5公斤/厘米2)。液压助力操纵用于总距、横向和纵向的输入，流量为6.2升/分。滑油箱压力为1.7×105帕(1.73公斤/厘米2)。主直流电源由两台28伏150安的起动/发动机和一个24伏25安小时的镍镉电池供电。装有外部直流电源插座。机载设备范围很广。其中标准设备包括基本的飞行仪表、发动机仪表、加热式皮托管。可任选的设备包括增稳系统、气象雷达、搜索雷达、多普勒导航雷达、自动驾驶仪、应急浮筒装置、辅助油箱、货钩和双人救生铰车、外部吊钩、雪橇、旋翼制动器和旋翼折叠机构等。也可装救护型直升机用的设备。可选用的武器包括军用型(BO 105P)可携带6枚“霍特”或8枚“陶”式反坦克导弹多种军械装置；7.62毫米机枪，六管速射机枪，20毫米RH202机炮，无控火箭弹。空战时，可选装法国制造的“玛特拉”R550“魔术”红外制导的空-空导弹。BO 105也可在海上使用，可在很小的舰船上起落。在波涛汹涌的北海上，在一艘排水量只有170吨的小巡逻艇上，BO 105曾顺利地完成了安全起飞和降落试验。艇上降落平台只有5米×6米大。装两台艾利逊公司250-C20发动机的预生产型于1971年1月11日首次飞行。截止1992年1月，BO 105各种型号总共交付了1300架，使用地区有5大洲39个国家。BO105 HGH是一种高速试验直升机，达到过372千米/小时的速度，比普通BO105要快100千米/小时。1970年以来，装艾利逊公司250-C18和-20发动机的BO 105先后取得了德国、美国、加拿大、英国和意大利的型号合格证。BO 105C、B、S型的单价为100万美元(1986年估计值)，LS型的单价为125万美元(估计值、1986财年美元值)。BO 105有下述批生产型和为特种计划制造的型别：BO 105C最初的标准生产型，装两台294千瓦(400轴马力)的艾利逊公司250-C20涡轮轴发动机。BO 105CB1975年以来的标准生产型，装两台艾利逊公司250-C20B发动机。工作温度范围为-45℃～+54℃。1976年11月获得型号合格证。1979年6月，西班牙国防部签订了60架BO 105CB的合同(18架用于武装侦察，14架用于观测，28架用于反坦克)，其中57架在西班牙装配，部分零部件由西班牙航空制造公司制造。1984年7月，瑞典采购局订购了20架BO 105CB，供瑞典陆军反坦克用。墨西哥海军订购了12架。1987年初开始交付，1989年9月交付完毕。BO 105D供给英国的BO 105C的改型，设备有所变更。BO 105FLISI以高效能的或遥控方式试验自动飞行操纵系统的飞行模拟器。BO 105HGH高速试验机。飞行速度超400千米/小时。这种型号用作刚性旋翼和先进技术部件在大前飞速度下的飞行试验台。BO 105P(PAH-1)反坦克型。外挂架可带6枚“霍特”导弹，或4枚BGM-71“陶”式导弹。在副驾驶员位置上方有一稳定的瞄准具。生产了两架原型机。德国政府批准为其陆军购买212架，1979年9月开始交付，1984年交付完毕。该型采用了功率加大的发动机和传动系统，加强了机身结构，采用了辛格公司AN/ASN-128多普勒导航系统。从1990年起，原MBB公司(现欧洲直升机德国公司)对德国现役中的209架PAH-1实施分两个阶段的改装计划。改装后的PAH-1装有新的旋翼系统、“霍特”2导弹或数字式制导导弹、轻型发射装置和火箭。起飞重量由2400千克提高到2500千克。载荷能力增加180千克。驾驶员和炮手的夜视系统实现一体化。BO 105PELOPS工作系统试验机。BO 105CBS5座的行政型和6座的高密度型。机身加长了0.25米，机身两侧后舱门各增加了一个小舷窗。该型于1979年投入使用，MBB公司以“双喷气”Ⅱ(TwinJetⅡ)的名字在美国销售，1983年初获得美国联邦航空局型号合格证，该型需2名驾驶员驾驶，装有雷达及远程无线电导航系统，但没装增稳系统。1985年4月，瑞典采购局订购了4架，装有红外搜索和救援设备，供瑞典空军使用。所有这4架直升机都已于1985年末和1986年初交付。BO 105L用于载重运输，装两台艾利逊公司250-C28发动机并加大了传动系统功率，提高了高温高原性能。1979年3月底首次试飞。1979年6月在33届巴黎航空展览会上展出。BO 105M(VBH)德国陆军的联络和轻型观察直升机。德国政府批准生产227架，以代替现用的“云雀”Ⅱ。该机采用了功率加大的发动机和传动系统。1979年9月开始交付，截止1984年已交付100架，已停产。BO 105LS装两台功率更大的艾利逊公司250-C28C涡轮轴发动机。1984年在德国生产了5架预生产型。1985年起在加拿大生产。至1991年1月共交付30架。动力装置为2台艾利逊公司的250-C20B涡轴发动机，单台功率313千瓦，单台最大连续功率298千瓦。尺寸数据 旋翼直径9.94米,尾桨直径1.90米,机长(包括旋翼\尾桨)11.86米,机高(至旋翼桨毂顶)3.02米。重量及载荷 空重1301千克,最大起飞重量2500千克。该机最主要的武器是机载“霍特”-3型反坦克导弹，该弹也被法国和德国军队选择装配在“虎”式武装直升飞机上。该弹可在直升机速度当时达到150千米/小时从600米到4,000米的距离上瞄准并发射导弹。“霍特”-3型反坦克导弹采用先进的CCD主动导引头，工作在1-10微米波长，能有效消除红外线干扰。使用储存在导弹导引头上的目标热成像，在飞行中不断的与目标进行比较和跟踪进行导弹制导，因此可在车辆或直升飞机移动中发射。“霍特”-3型配备一个6.5公斤串联装料反爆炸反应装甲(ERA)弹头，灵敏度达到1,300毫米。当导弹到达目标的时候，前方的加料冲击，爆炸引爆爆炸反应装甲(ERA)；在一个迟延之后，主要的装料随后爆发，击穿目标内层防护装甲。“霍特”-3型配备有一个新型激光近发引信。系统在一分钟内能够逐次同三个目标交战。导弹有效射程75-4,000米，经过17.3秒飞行时间到达4,000米的距离。导弹自动地在瞄准线上面大约0.5米受控飞行规避阻挡物。机载“霍特”-3型导弹也已经被选择整合在南非“石茶隼”(Rooivalk)和波兰“斯拉夫”(Sokol)直升飞机上。法国泰利斯光电系统公司，提供“霍特”导弹/Viviane 昼/夜瞄准器。顶部安装的Viviane瞄准器包括昼间瞄准器、红外摄像机、激光测距仪和CCD主动导引头。导弹装备高性能CCD主动导引头。发射系统允许在上升、盘旋、平移中以最大150千米/小时的飞行速度发射，甚至能在导弹发射后采用6度/秒偏转的逃避机动操纵动作。机载“霍特”-3型反坦克导弹在直升飞机上发射时有效射程4,300米。经改进后，BO105也可使用美国“地狱火”激光制导反坦克导弹系统。2005年，德国政府决定向阿尔巴尼亚无偿提供12架BO105军用直升机，以便提高阿尔巴尼亚军队的现代化水平，并使其接近“北约标准”。武器配置图2006年4月，欧洲直升机德国公司近期获得一项价值1000万美元、历时三年的合同项目，为阿尔巴尼亚升级12架BO105直升机。这12架BO105 直升机是德国政府为帮助阿尔巴尼亚国防部现代化其武器装备以满足成为北约成员的条件而提供给阿尔巴尼亚的。升级工作将在欧直德国公司的Donauworth工厂进行，12架BO105将全部升级成BO105 E-4型，其性能将非常类似于民用CB-4 型。但这些直升机中将装备不同类型的任务设备以用于执行不同的任务，包括急诊勤务（EMS）、搜索与救援（SAR），以及VIP运输任务。首架BO105 E-4直升机定于2006年第四季度交付。人体错觉——飞行安全的大敌——从一起人为事故讲开去资料来源：空管在线1981年4月21日，中国民航北京管理局第二飞行总队第二十大队派遣BO105型直升机763号为南海石油指挥部执行海上运输任务，机长彭光泽（天气标准2/2），副驾驶王瑞田，经过了一上午的忙碌飞行后，在四号平台销作休息，下午1∶00准备飞回遂溪机场。仲春的北就湾一如既往地多雨，浓厚的云层密盖着海面，倒是海面，由于水的反光显得稍明亮一些。王瑞田观察了天空问机长：“能飞吗”，机长犹疑了片刻，一想晚上还有夜航任务，一咬牙：“可以飞”。飞前检查、启动、校准导航一切正常。王瑞田对天气没把握，起尽于是由左座的机关来操纵。上机前飞行员与乘客的服装都淋湿了，坐到飞机上，衣服上蒸发的水蒸气把风档弄得一团模糊，王瑞田打开BO105仅装于右侧的雨刷，又将两侧风档擦了一遍，总算好一点，而左座的风档却仍被大雨打得一片模糊。12∶40分，飞机升空，悬停片刻后，飞机低头增速，准备离场而去。海面上仍是水天一色，一片朦胧。但一切是那样的正常，机组们一如既往地感到飞机上升的加速度，“天”也一如既往地随着飞机的“上升”而渐渐明亮。多么正常的一次飞行啊！也许作为读者的你也跟机组想的一样。然而，事实是，1分钟以后，飞机“飞”入大海，机上5人，3死两伤。让我们来看看，中国民用航空总局在《民用航空事故汇编》（四）中对这一一等飞行事故的调查结果吧。根据调查情况，分析发生事故的原因是：1、 机组为急于执行任务，低于规定的天气标准（合同规定能见度5千米，云高500米）起飞，这是事故发生的重要原因。2、 天气不好，下大雨，视线差，飞行员产生错觉，误把海面当成天空，是事故发生的直接原因。根据是：⑴起飞时，机外雨大，能见度不好，风档玻璃被雨水遮盖。机内5人，上机前衣服淋湿，舱门紧闭，舱内潮湿空气使风档模糊不清。机长彭光泽在左座操纵飞机，而左边风档玻璃上又无雨刷，视线更差，加之未注意座舱内高度表指示。当时天空布满乌云下大雨，海面比天空明亮，水天分辩不清，目视飞行容易造成飞行员错觉。⑵根据平台上目击者和海上渔民反映：直升机起飞离开平台后没有爬高，姿态平稳，像平时降落的样子，离开平台后没有爬高，不久，高度很低就一直飞入海里了，没有发现异常情况；而副驾驶王瑞田回忆：“起飞后，机械没问题，感觉是小角度上升”。目击者看到直升起是下降，而王瑞田感觉是上升，正好相反，说明飞行员产生了错觉。⑶从残骸分析，损坏严惩的是驾驶舱部分，后面比较完好。这说明直升机是带有前倾角入海的，并且是飞行员主动操纵的。如果入海前发生特殊情况被迫入海，飞行员会本能地采用拉杆提桨距或向右压杆使直升机右滚作迫降的应急措施，但调查结果没有发现飞行员入水之前有做这些动作的迹象。以上说明：由于飞行员在目视离场的情况下，未注意高度表的变化，产生了错觉，误把海面当作了天空，一起到入海都没发现直升机是在下降，而误以为是在上升，最后导致入海。相信以上例子已足够令人触目惊心了。是机械原因吗？不是，造成事故的是典型的人为因素。这是一起由人体错觉而导致人为错误而产生的事故。这种事故少见吗？请看一看以下统计资料：椐调查显示，人为因素造成的事故约占飞行事故的70%至90%，而飞行错觉所造成的飞行事故占飞行事故总数的14%，飞行错觉造成的重大事故占重大事故数的6—9%；在死亡事故中由于飞行错觉所造成的竟高达15—26%。飞行错觉是夜间飞行，仪表飞行和复杂气象飞行中出现于风、云、雨或烟雾之际的一种相当普遍的现象。这种现象在战斗机飞行员中出现度高达90%以上，民航机由于相对平稳，出现较少，但也约有半数的飞行员发生过错觉。有关方面曾作过专项调查，发现在受调查的51名民航飞行员中，在一年内出现错觉的竟达14人之多，约占总人数的27.4%，出现错觉的总次数为74次。一些国外的调查报告披露：尽管十多年来新机种、新设备上应用了不少新技术，有了不少新发展，但飞行错觉的种类和发生率基本没有改变，人为失误率占事故原因的比例还稳中有略升。这意味着，飞行错觉并不随着飞机新设备、新技术的进展而有所减退。相反地，由于新机种的发展，而呈现了新的飞行错觉。例如，广泛运用于B777和A320的液晶显示器，它所带来的角度色差错觉就属一种全新的人为错觉现象。人的错觉是导致人犯错误的最大因素，也是人为因素影响飞行安全的最基本体现，管中窥豹，可见一斑，下面我就从对人体错觉的分析，展开对人为因素在航空中影响的讨论。一、 飞行中人体错觉发生的情况人的错觉是人体与飞机、环境结合不当的一种表现，我们通常以其表现的具体情况命名。如：飞行员所感知的收飞机坡度与实际坡度不合，叫作倾斜错觉；感知的飞机俯仰角度与真实不合，叫俯仰错觉；飞机姿态的改变，飞行员未感知出来，叫做姿态变化未感觉到；把一种物体（灯光）误认为另一物体（星光）叫作辨认错觉等等。在各种各样错觉中，倾斜错觉出现最多，占一半以上，其次是姿态变化未感觉到，占10%左右，再次为俯仰错觉、旋转错觉、距离错觉、方向错觉和辨识错觉。民航飞行员中，距离错觉有的人发生较多，下表的材料可以证实：51个民航飞行员在某一年度内飞行错觉的类别和频次瞳孔相当于光圈，它通过虹膜上的肌肉来进行调节从而控制进入眼睛的光；晶状体相当于凸镜，它指把外界的光线折射投影到视网膜上，与相机不同的是，它利用肌肉收缩改变曲度来调焦，而相机利用改变焦距来达到此目的。视网膜是相对复杂的一个平面机构，它密布着神经感受器——锥状体和杆状体。它们各有作用；如下表。由这一比较我们不难得出，夜视时应利用非中心视角发挥杆状体优势的结论。一般地说，若a、b为同等跑道的话，那么上图说明b的进近出a高，然而，请试想若跑道出现上下坡的情况呢，如下图：两机的进近高度完全一致，仅仅是由于两跑道坡度不同而形成了图1—2的错觉。这种错觉也是由于我们长期习惯于某一种形式而造成的。III.对比错觉也是一种常见的错觉。大家不妨做这样一个试验，在视线的远处放一物体，将自己的拳头置于眼前，平齐视线中该物体的下方，将拳头渐渐往外平移，你会发现物体渐渐变大。这就是一种对比错觉。大物体旁边一个小物体，你会觉得大物体更大，小物体更小；在黑暗背景上一个明亮物体，你也会觉得它很大。又如下图：每个人都会觉得a中心的圆比b中心的大，但事实上二者是完全相同的。在实际飞行中，在平原上长时间飞行后，迅速接近高山，易于把山视作比真实的高。⑷视觉幻动：在空虚的视野下，一个不大的固定物体被注视30秒后，会觉它在不规则运动；一个光亮的闪光体，会导致人觉得视野环境在晃动。西方医学称之为flicker vertigo。这样的情况是常有的，如翼尖频闪灯，如果，它的闪光直射飞行员，会引起头晕感，因此多数现代飞机利用翼梢小翼或其它遮盖方式来保障这一点。⑸光线变化错觉。上文我们提到的视锥细胞和视杆细胞各具所长，但二者所含的视紫红质和视紫质，都会由于强光的照射而漂白分解，因为这一原因，我们在快速的光线变化以后，往往需要一段时间来供视紫红质和视紫质生成，从而恢复视觉。因此，如果驾驶舱设计不当或其它原因导致光线骤变的话，很可能形成短暂的视盲，从而影响飞行安全。因此日间飞行中采取遮光措施，夜间适当调整仪表灯光，都成为了必要手段。另外，近年来，不少科学家还提出在民航飞机上采用平显技术（HUD）来解决从目视到仪表间转换的问题，这也是克服视盲的方法之一。⑹视距变化的错觉这一问题最典型的体现就是空域近视（empty-field Myopia），在高空飞行或夜间飞行中，视线范围内无具体目标，人的晶状体会自动调节到能看清1-2m的焦距上，这样一来，一旦出现机外目标，眼睛就需要一个时间来调整，方可看清对方。这种片刻的迟缓有时是致命的，尤其是低云中进近，跑道突然出现时，视距的调节过慢会严重影响飞行员目视判断跑道状况。解决这一问题的最后方法是让飞行员每隔3-4秒种观察一下十米开外的物体，如翼尖等。另外，说到这儿，不得不再次提到平显。据FAA调查，70%以上的事故发生于目视飞行与仪表飞行的转换中，因为这一转换无论对精神压力，还是视距调节，都有一个巨大的挑战，因此，90年代以来，越来越多的科学家致力于降低平显的成本，使之运用于民航机上，解决V-I（目视—仪表）转换问题，应该说，这是大势所趋。回顾航空控制——显示系统的发展，从莱特兄弟飞机上安装的唯一代表——气压高度表，到完善的陀螺气压仪表系统，再到阴级射线管（CRT）；再到液晶显示器（LCD），以及以后可能会由军机转入民机的（HUD）无一不折射出人们对航空信息通过视觉向人输出的过程完善化的要求。只有这样才能减少视觉错误的发生，保障飞行安全。2、 前庭——本体原因引起的错觉a、 首先，我们应该了解一下我们的位听结构——内耳，如上图所示，即为前庭器官，它是内耳中重要的一个部分，它位于颞骨岩部内，内耳又称“迷路”，由耳蜗、前庭和半规管组成。其中耳蜗属听觉器官，后二者为前庭器官，整个迷路是一套形状特殊的骨管（骨迷路），另有相应的膜管（膜迷路）依附其内。二者之间间隙充满外淋巴液，膜管内充满内淋巴液，前庭膜迷路膨大成为椭球囊和球囊。半规管互为垂直，共有三个，构成一三维正交结构，其一端膨大成为壶腹。简而言之，人体所以能利用前庭器官来感受角加速度，线加速度和直立状态，靠的就是淋巴液的流动，推动感受器官内的纤毛，而形成的。三个半规管（Semicircular canals）[包括外（水平）半规管，上（垂直）半规管，后（垂直）半规管]构成的三维结构能有效地感应各种角加速度；椭球囊（utride）和球囊（Saccule）则主要司职于感应各种线加速度；从而人体可以根据这些信息，充分了解自身所自处的状态。b、 了解了前庭结构后，我们就不难理解下列错误的形成以及应如何克服了。① 合成加速度错觉长期生活于地面的人，已习惯了承受一个向下的加速度，即重力加速度G，而飞行过程中，由于飞机增减速度，改变姿态，就很容易产生一些额外的加速度，从而导致人体所承受的总加速度，并不在竖直向下的方向上，这时飞行员按常理判断问题，就很容易出错。回到本文开头的BO105坠海事故，为什么飞行员会感受到飞机上升而实际上飞机仅是加速前进并下降呢？请看下图分析。直升机的前进是通过低头而达到的，飞机低头时，飞行员所坐的状态如b图，他受到了一个很大的水平方向上的加速度，它就成为了前庭感受到的最大的变化，由于它相对于人所习惯认为的XY轴为“向上”的，因此，飞行员感到的正是王瑞田所说的“小角度爬升”。这一错误信息再加上视野渐渐变亮，就形成了“飞机在上升”的错觉而酿成最后的惨剧。飞行中这类加速感觉像爬升，减速感觉像下降的例子数不胜数，据调查，95%以上的飞行员有过此类体会。② 前庭灵敏度产生的错觉这类错觉西方常称为Leans，在仪表飞行中，飞行员可能短时间忽略了对飞机水平姿态的监控，导致飞机以某一极小的角速度向一侧（如左侧）滚转，一般时间后飞机进入一倾斜状态（左倾），此时由这一小角加速度未被前庭所感知，飞行员的前庭则认为现在这一左倾状态为水平状态，这时若飞行员发现仪表指示的坡度，向右压盘修正来恢复水平，这一恢复过程中的角加速度足够为前庭所感知，因此前庭会感觉到飞机处于向右倾状态，而事实上飞机是水平的。这一现象在不用自动驾驶的仪表飞行中极为常见。据本人及部分飞行教练经验，解决此问题的办法是，发生错觉时，人为将头部向相反的一方倾斜25秒以上。因为前庭的感受器有一定的适应性，其适应时间即为25秒左右。③ 前庭适应性而产生的错觉上文我们提到，前庭有一定的适应性，请看以下简图。人体本处于平静状态时，纤毛起立（a），进入转弯，淋巴液推动纤毛（b）感受到角加速度；转弯超过25秒，纤毛恢复直立，人体适应了转弯。可以想象，前庭会想当然地告诉你，这一状态（倾斜状态）为“水平状态”。这时候，人为地改出盘旋，飞行员自然会觉得改出后的水平状态，感觉起来象在反方向转弯。人为偏转头部也不失为一种解决办法。④ 科里奥利加速度（Coriolis Acc）引起的错觉。当一个物体在一个旋转的空间作线性运动时，由于它的线性运动改变了它的旋转半径，从而使角速度发生了变化，由此而产生的加速度，叫做科里奥利加速度。它是由法国工程师和数学家G.G.de.Coriolis（1829）最先确定的，由此而得名。如果飞机正在绕一转轴转动（如盘旋、横滚等），舱内飞行员的头部也同时作位移或转动（如低头翻阅文件，回头说话等）即会产生此种复杂的复合加速度，从而产生错觉。避免这一错觉的最佳方法是，尽量减少飞行时的头部快速移动。⑤ 生理机能造成的错觉。视觉和前庭——本体分析器（这一名词为巴甫洛夫学派所惯用，其含义是指有关的外围感受器，中枢神经系统的核团及有关部位的活动也包括在内）可因人体两则机能不平衡而产生一侧兴奋性偏高的现象，由此也会导致各种错觉。由于它是由个体生理机能所造成，因此较难克服，但西方航空医学界认为，人为地加强灵敏一侧的锻炼，也不失为一种行之有效的方法。综上所述，视觉和前庭——本体感觉的矛盾是产生飞行错觉的一个重要原因。前庭——本体感觉并不十分精确。这乃是由于这个系统的感受器的生理特性所决定的。在白天天气很好的时候，人们往往用比较精确的视觉作为判断物体大小，距离、运动速度和方向的主要依据，而前庭本体感觉作为辨认人体自身的体位姿势方面则常占主导地位，但当一种感觉信号异于寻常之际，另一种信号就可能上升至支配地位。假定由于各种加速度的作用而使前庭——本体感觉与客观的真实环境条件不相适应，从而与视觉信号相互矛盾，这便使空间定向趋于复杂和混乱，正确的判断遂发生困难，最终难免造成错觉而导致错误。相反的，若视觉与前庭本体信号不一致，因飞行员富有空中经验，习惯以仪表判读作为空间定向的主要依据，就能有效地缓解这一矛盾。上面我们详细地分析了在飞行中常见的一些错觉，它们自然是导致飞行中各种人为事故的源泉之一。作为飞行员，我们必须了解各种错觉产生的原因，并尽量将之克服，然而，面对新世纪的到来，面对航空工业的飞速发展，我们这种东拼西补的做法是否足够呢？答案自然是否定的。我们航空开始之初，工艺原始落后，事故中人为的和机械的各占60-70%和30-40%，一百多年来，随着航空工业的长足进步，航空已深入了世界上的各个角落，然而事故依旧不断发生，人为事故的比例仍高达70%以上。显然问题取决于人。30多年前，基于汽车工业“汽车人性化”的思潮，国际上出现了人机一体化的概念。航空人士们真正开始把研究点转移到了人，这一飞行安全的薄弱环节上，自此以来人们逐渐认识到了人感受能力的个体差异和不足。我们通过这一篇短文简要总结了一些常见的飞行错觉，并提出了一些经验式的解决方法，但我们更希望大家能够由此充分认识到人这一飞行中的薄弱环节，近年来有人提出了一条“木桶原理”，即一只木桶的容积并不取决于拼成木桶的木条中最长的那一块，而取决于最短的那一块；同样，舰队的航速也是取决于舰队中最慢的那条船的航速。用到我们飞行上，人为因素实际上就是飞行安全这一“木桶”上最短的木条，对之进行有效地改进能有效地改善木桶的容积——实现更大程度上的飞行安全。性能数据外形尺寸旋翼直径9.84米尾桨直径1.90米旋翼桨叶弦长0.27米旋翼桨叶扭度线性-8°旋翼轴前倾角3°尾桨桨叶扭度0°尾桨桨尖速度221米/秒尾桨实度12%旋翼尾桨中心距5.95米机长(包括旋翼和尾桨)11.86米机长(不包括旋翼)：CB8.56米CBS 8.81米机身吊舱长：CB4.30米CBS 4.55米机高(至旋翼桨毂顶部)3.02米滑橇间距(不满载)2.53米(满载)2.58米机身宽1.58米后舱门(高×宽)0.64米×1.4米内部尺寸座舱(包括货舱)长度4.30米最大宽度1.40米最大高度1.25米容积4.80米3货舱长度1.85米最大宽度1.20米最大高度0.57米地板面积2.25米2容积1.30米3面积旋翼桨盘76.05米2尾桨桨盘2.84米2重量及载荷基本空重CB1277千克CBS 1301千克正常燃油重量(有效)456千克最大燃油重量(包括副油箱)776千克最大起飞重量2500千克最大桨盘载荷0.32千牛/米2(32.9公斤/米2)性能数据(最大起飞重量2500千克)最大允许速度(海平面)242千米/小时最大巡航速度(海平面)242千米/小时经济巡航速度(海平面)204千米/小时最大爬升率(海平面，最大连续使用功率)7.0米/秒垂直爬升率(海平面，起飞功率)1.5米/秒最大使用高度3050米悬停升限(有地效，起飞功率)1525米(无地效，起飞功率)457米航程(标准燃油、无余油、最大有效载荷、海平面)555千米(高度1525米)596千米转场航程(带副油箱、无余油、海平面)961千米(高度1525米)1020千米续航时间(标准燃油和最大有效载荷、无余油、海平面)3小时24分
