當飛機靜止在地面上，發動機正在工作，或者因為螺旋槳自制而無法全速運動，導致飛機移動緩慢，無法進行維修，因此從起飛的初始位置開始，螺旋槳的效率就非常低--要想達到最高效率，就必須牢固地槳葉。在這種情況下，每個螺旋槳葉片轉動空氣的攻角相對於轉動螺旋槳葉片產生壹點推進力所需的功率而言。
要了解螺旋槳的作用，首先要考慮它的運動，即旋轉運動和前進運動。因此，如圖 3-27 中的螺旋槳軍矢量所示，螺旋槳葉片的每壹段都在向下和向前運動。空氣（相對風）撞擊螺旋槳葉片的角度就是螺旋槳葉片的攻擊角。該角度產生的空氣使螺旋槳葉片的發動機側偏斜，導致動壓大於大氣壓，從而產生推進力。
由於機翼的形狀像機翼壹樣彎曲，因此葉片的形狀也會產生推進力。因此，當空氣流經螺旋槳時，壹側的壓力小於另壹側。在單翼情況下，反作用力方向上產生的壓力較小。在機翼的情況下，流過機翼的氣流壓力較小，力（升力）向上。如果螺旋槳安裝在垂直面而不是水平面上，壓力減小的區域在螺旋槳的前方，力（推進力）的方向是向前的。因此，從氣體機械的角度來看，推進力是螺旋槳的形狀和葉片攻角的結果。
另壹種考慮推進力的方法是根據螺旋槳處理的氣塊。在這些術語中，推進力等於被處理空氣塊的速度乘以氣流的速度（由飛機的螺旋槳或汽車的通過造成），從而使飛機的速度最小化。用於產生推進力的功率取決於氣團的運動比例。壹般來說，推進力包括約 80% 的扭矩（螺旋槳吸收的總馬力）。另外 20% 則因摩擦和滑移而損失。在任何轉速下，螺旋槳吸收的馬力都會與發動機輸出的馬力相平衡。對於螺旋槳的任何壹次旋轉，空氣的處理量取決於葉片角度，它決定了有多少空氣 "咬 "住螺旋槳。因此，葉片角度是控制發動機轉速以調節螺旋槳負載的絕佳方法。
葉片角度也是調整螺旋槳攻角的絕佳方法。在恒速螺旋槳上，必須調整葉片角度，以便在所有發動機和飛機速度下提供最有效的攻角。對於為螺旋槳和機翼繪制的繁瑣曲線，標高指出，從 2 到 4，最有效攻角的實際變化很小。當飛機的前進速度發生變化時，必須以壹定的角度進行真正的葉片旋轉，以保持這個較小的攻角。
固定角度和地面可調螺旋槳的設計目的是在壹個旋轉角度和前進速度下獲得最佳效率。它們專為特定的飛機和發動機組合而設計，螺旋槳可用於在起飛、爬升、巡航或高速飛行時提供最大的螺旋槳效率。這些條件的任何變化都會導致任何機器的效率降低，效率是有用輸出功率與實際輸入功率的比率，而螺旋槳效率則是制動馬力與插入馬力的比率。螺旋槳的效率從 50% 到 87% 不等，這取決於螺旋槳 "打滑 "的程度。
螺旋槳滑動是螺旋槳幾何度與螺旋槳效率之間的差異。[圖 3-28] 幾何度是螺旋槳在旋轉過程中應該前進的理論距離；有效度是實際前進的距離。因此，幾何理論度是以無滑移為基礎的，而實際或有效的滑移度則包括螺旋槳在空氣中的滑移度。
螺旋槳之所以 "反常"，是因為所有物體（例如圍繞點中心轉動的葉片）在螺旋槳外側的移動速度都比靠近輪轂的部分快。[圖 3-29] 如果葉片在整個長度上具有相同程度的幾何形狀，那麽在螺旋槳訣竅失速的巡航加速過程中，靠近輪轂的部分可能會出現負攻角。葉片幾何形狀的 "扭曲 "或變化使螺旋槳在巡航飛行時能以相對恒定的攻角沿其長度運行。換句話說，螺旋槳葉片在螺旋槳的長度方向上是不同的，因此旋轉速度不同，生物推進力在該長度方向上更接近相等。
通常情況下，1 比 4 提供了最有效的升力/累贅比，但在飛行過程中，固定角度螺旋槳的螺旋槳攻角會發生變化，通常為 0 至 15。這種變化是由氣流變化和飛機速度變化造成的。簡而言之，攻擊螺旋槳的角度是兩個運動的乘積：螺旋槳繞軸旋轉和向前運動。
不過，恒速螺旋槳可根據飛行中遇到的大多數情況調整葉片角度，從而自動保存最大效率。在起飛過程中，當需要最大功率和推進力時，恒速螺旋槳會以較小的槳葉角度或角度使用。低槳葉角是為了保持較小的攻角，使其與風力相比更有效。同時，它還允許螺旋槳每轉壹圈處理較小的空氣量。高轉速時的輕負荷可使發動機旋轉。同時，它還能在壹定時間內將最多的燃料轉化為熱能。高轉速也能產生最大的推進力；因為雖然每轉處理的氣塊很小，但每分鐘的轉數卻很大，氣流（由飛機螺旋槳或經過的汽車造成）的速度很高，而且由於飛機的速度很低，所以推進力最大。
升空後，隨著飛機速度的增加，恒速螺旋槳會自動變大角度。(度）同樣，較高的葉片角度會增加每轉處理的空氣塊。這降低了發動機轉速，從而減少了燃油消耗和發動機磨損，並使推進力達到最大。
使用可控角度螺旋槳的飛機在建立起飛爬升後，飛行員首先通過減小多重壓力，然後增大葉片角度來降低轉速爬升力，從而降低發動機的功率輸出。
在巡航高度，當飛機以同樣高的高度飛行時，功率小於起飛或爬升所需的功率，飛行員會再次通過降低發動機功率和增加空速來降低氣流速度（由飛機螺旋槳或汽車通過造成）。由於葉片角度隨著空對空速度的增加而增大，因此攻角仍然很小。
扭矩和 P 系數
扭矩反應包含牛頓第三物理定律--對於每壹個動作，都有壹個對手和壹個相對的反應物。這同樣適用於飛機，也就是說，當發動機內部部件和螺旋槳朝壹個方向旋轉時，有壹個相等的力試圖取代飛機朝相反的方向旋轉。[圖 3-30]
當飛機空運時，這個力圍繞縱軸作用，因此很容易命令飛機翻滾。為了彌補這壹點，壹些老式飛機安裝了機翼，迫使機翼向下產生更大的升力。更多現代飛機的發動機
在設計上利用扭矩來補償這種效應。
註--從飛行員座位上看，大多數美聯航美國制造的飛機的發動機都是順時針更換螺旋槳的。這裏討論的是這些發動機。
通常情況下，回報系數設置得足夠長，以便在巡航速度下對這壹作用力產生回報，因為飛機的大部分運行升力都是在這壹加速度下產生的。不過，副翼的位置非常合理，便於在其他速度下調整關鍵許可。
在起飛滾轉過程中，當飛機的機輪著地時，另壹個旋轉力矩會通過扭矩反作用力引起繞垂直軸旋轉。如果飛機左側受到扭矩反作用力而被迫下降，那麽起落架主要部分的左側就會承受更多重量。這將導致左側帶的著陸摩擦力超過右側帶，造成左側帶的進壹步旋轉襟翼。襟翼的大小取決於許多變量。其中壹些變量包括：(1) 發動機的大小和馬力，(2) 螺旋槳的大小和轉速，(3) 飛機的大小，以及 (4) 發動機的大小。(3) 飛機的大小，以及 (4) 地面狀況。
起飛滾轉時的偏航力矩可通過正確使用飛行員的方向舵或方向舵微調來修正。
硬而強烈的拉出效應
飛機螺旋槳的高速旋轉使飛機螺旋下降，進入逆氣流旋轉的塞鉆（由飛機螺旋槳或汽車駛過造成）。在螺旋槳轉速較高而前進速度較低的情況下（如起飛和接近強制載貨時），這種向下的螺旋旋轉非常緊密，並對飛機的垂直尾翼表面施加強大的側向力。[圖 3-31]
當向下的螺旋（由飛機螺旋槳或駛過的汽車造成）撞擊左側的垂直尾翼時，會導致左側旋轉，這是壹個關於飛機垂直尾翼的力矩。螺旋填充得越多，力就越明顯。然而，隨著前進速度的增加，螺旋會變長，作用力也會減弱。
菱形氣流（由飛機螺旋槳或駛過的汽車造成）也會造成繞垂直軸旋轉的力矩。
註意：氣流旋轉力矩（由飛機螺旋槳或駛過的汽車引起）的因果關系是向右的，而扭矩反作用力引起的旋轉力矩是向左的--有效的，壹個可能與另壹個相反。然而，這些力的變化很大，而且總是按照飛行員的意圖采取適當的糾正措施，用於空中交通管制。無論當時哪支軍隊的情況如何，這些軍隊壹定是最顯著的偏差。
陀螺儀作用
在了解螺旋槳的陀螺儀效應之前，有必要了解陀螺儀的基本原理。
陀螺儀的所有實際應用都基於陀螺儀作用的兩個基本特性：空間硬度和先驗硬度。本次討論的關註點之壹就是先驗性。
先行性是指紡織轉子在其兩側受到偏斜力時的對稱作用，即偏斜。如圖 3-32 所示，當力作用在轉子上時，所產生的力會在旋轉方向的前後 90 處發生作用。
飛機的替代螺旋槳具有很好的回旋性，因此具有類似的特性。任何時候，只要施加壹個力使螺旋槳偏離旋轉的飛機，所產生的力就會在旋轉方向和施加力的方向上向前90，從而造成鋪路石力矩、偏航力矩或兩匹馬的結合點。
扭矩效應的這壹因素壹直存在，在尾輪式飛機中更為明顯，最常發生在起飛滾轉時尾部擡起時。[圖 3-33]該區域的姿態變化程度與飛機對螺旋槳尖端旋轉施加力的效果相同。繞垂直軸向前 90 作用的合力會導致向左偏航的力矩。該力矩的大小取決於多個變量，其中之壹是塔爾被擡起的突然性（施加的力的大小）。然而，當螺旋槳側面的任何壹點受到外力作用時，第壹陀螺儀或陀螺儀的作用就會發生；飛機旋轉；合力將在旋轉方向上與外力作用點保持 90 的距離。根據施加的力的不同，飛機會在左側的位置向右偏航，在落點或落點以上的位置系好安全帶，或者是鋪石和偏航的組合。
可以這樣說，任何繞垂直軸的偏航都會導致鋪石力矩，而任何繞橫向軸的鋪石都會導致偏航力矩，從而對動作結果進行陀螺分析。
必要時，對陀螺儀動作的影響進行修正，可讓飛行員合理使用升降舵和方向舵，避免不必要的攤鋪和偏航。
對稱載荷（P 因子）
當飛機以高迎角飛行時，向下運動的葉片的 "咬合 "角度大於向上運動的葉片的角度。合理的葉片 "咬合 "是指桿；因此，將推進中心移至支承盤區域的右側--軸周圍的垂直軸，會導致向左偏航片刻。這壹解釋是正確的；但是，要證明這壹現象，就必須對每個葉片上的無線電誘導風問題進行操作，而當考慮到飛機的攻角和每個葉片的攻角時，這壹問題就變得相當重要了。
這種不對稱負載是由經過螺旋槳 "圓盤 "的綜合速度造成的。這種不對稱負載是由飛機螺旋槳葉片水平通過其旋轉時的速度和空氣速度共同造成的。飛機以正攻角飛行時，右側（從後面看）或向下擺動的葉片通過的綜合速度區域離開或升高葉片的速度大於受桿子影響的區域。由於螺旋槳葉片是壹個翼面，速度的增加會增加升力。因此，向下擺動的葉片 "升力 "更大，往往會將飛機機頭拉向左側（偏航）。
當飛機以高攻角飛行時，向下擺動的感生葉片具有更高的綜合速度，因此比向上擺動的感生葉片產生更大的升力。如果螺旋槳橋與地面呈垂直線展開，[在圖 3-34 中可能更容易看到這壹點]。(就像直升機壹樣）如果除了螺旋槳本身產生的氣流外沒有任何氣流，那麽每個葉片的相同部分將具有相同的氣流速度。然而，通過水平移動垂直安裝的螺旋槳上的空氣，向前進入氣流的葉片將比在氣流中後退的葉片具有更高的空氣對空氣速度。因此，進入水平氣流的葉片會向葉片推進中心產生更大的升力或推力。可見，螺旋槳橋使垂直安裝的螺旋槳與較淺的觸地氣流相接觸。(這種不平衡的推力隨後會按比例變小，並持續變小，直到螺旋槳橋相對於可觸空氣完全水平時的數值為零）。
扭矩效應的四個元素在飛機內外的數值都會發生變化。在飛行狀態下。其中壹個元素可能比另壹個元素更重要，但在另壹種飛行狀態下，另壹個元素可能更重要。就機身、發動機和螺旋槳組合以及其他設計特征而言，這些值之間的關系因飛機而異。
為了在所有情況下保持對飛機的積極控制，飛行員必須在必要時應用空中交通管制，以補償這些改變的數值。
載荷因素
上壹段僅簡要介紹了飛行原理中的壹些實用要點。要成為壹名飛行員，並不需要學習詳細的空氣動力學技術課程。但是，作為對乘客安全負責的合格飛行員，還必須具備以下技能。對飛機施加任何使其飛行偏離直線的力，都會對其結構方面產生壓縮力；這個力是壹個稱為 "載荷系數 "的量。
飛機總重的負載系數是作用在飛機上的總空氣負荷的比率。例如，載荷系數為 3 意味著飛機結構上的總載荷是其總重量的三倍。載荷系數通常用 "G "來表示，也就是說，載荷系數為 3 的飛機可能被稱為 3G，載荷系數為 4G 的飛機可能被稱為 4G。
值得註意的是，如果要使 3G 的飛機符合從俯沖中上舉的要求，那麽壹個人將會被三倍於壹個人和壹個力量型對手的重量壓在下面。因此，在任何動作中獲得的載荷系數的大小，可以通過對三個人的重量和壹個力量對手的位置的考慮程度來確定。因此，在任何機動中獲得的載荷系數的大小，可以根據壓低進入位置的考慮程度來確定。由於現代飛機的運行速度大幅提高，這種影響變得非常顯著，因此成為所有飛機結構設計的主要考慮因素。
由於飛機的結構設計只能抵抗部分過載，因此所有飛行員都必須了解載荷系數。載荷系數對飛行員來說非常重要，原因有兩個：
1.因為飛行員有可能利用明顯危險的過載；
2.因為載荷系數的增加會增加加速失速和以明顯安全的速度飛行的可能性。
飛機設計中的負載因素
"飛機有多強？"這個問題的答案在很大程度上取決於飛機的用途。這是壹個困難的問題，因為最大可能的載荷對於有效的設計用途來說太高了。誠然，任何飛行員都可以俯沖到壹個非常難以著陸的急速拉升中，這可能會導致異常載荷。但是，如果飛機是以這種方式制造的，那麽這種極端的異常載荷就必須稍加解散，使其能夠快速起飛、緩慢降落，並在值得的時間內承載載荷。
飛機設計中的載荷系數問題決定了在各種運行條件下正常運行時可預期的最高載荷系數。這些載荷系數被稱為 "約束載荷系數"。出於安全考慮，飛機的設計必須能夠抵抗這些載荷系數而不會造成任何結構損壞。盡管《聯邦法規》要求飛機結構能夠承受這些臨界載荷系數的 1.5 倍而不會發生故障，但飛機的某些部分可能會在這些載荷作用下發生彎曲，並可能出現壹些結構性損壞，這壹點是可以接受的。
這個 1.5 的值被稱為 "工作率"。在某種程度上，在正常合理的運行情況下，預計會出現比這更高的負載。但是，飛行員不應任意濫用這壹動力儲備；相反，它的作用是在遇到意外情況時為飛行員提供保護。
上述考慮因素適用於所有負載情況，無論是適當的爆發、機動還是著陸。現在，對突發負載率的要求實際上與那些已存在多年的正常人的要求壹樣高。數十萬小時的運行證明，這些要求對於安全來說是適當的。由於飛行員幾乎無法控制突波載荷系數（除了在遇到惡劣空氣時降低飛機速度外），因此對於大多數人來說，無論他們操作的是哪種類型的通用飛機，突波載荷要求基本上都是壹樣的。通常情況下，對於嚴格的非雜技用途，所需的飛機設計會對突發負荷系數進行控制。
由於在飛機設計中調動了負載因素，因此出現了完全不同的情況。有必要分別並恭敬地討論以下幾點：(1) 根據類別系統（即常規、真實世界和雜技）設計的飛機；以及 (2) 根據其運行類別未提供的需求制造的老式設計飛機。
根據類別系統設計的飛機無疑會通過飛行員駕駛艙內的公告進行識別，公告中說明了飛機獲準運行的類別（或多個類別）。因為不同類別的飛機由以下最大安全載荷系數（閾值載荷系數）指定：
類別閾值載荷
正常 13.8 至 - 1.52
有效（中度雜技，包括旋轉） 4.4 至 - 1.76
雜技性能 6.0 至 - 3.0
1 因為總重超過 4,000 磅的飛機，邊界載荷系數會降低。對於上述邊界載荷，安全系數增加 50%。
隨著機動次數的逐步增加，嚴重載荷系數也在逐步上升。提供類別系統是為了最大限度地發揮飛機的效能。如果只想進行常規操作，那麽所需的載荷系數（以及飛機的重量）就會比在訓練或雜技表演中使用的飛機要小，因為在訓練或雜技表演中，飛機的部署載荷會更高。
沒有壹種飛機是按照早期的工程要求制造的，並且在設計中沒有明確對飛行員的操作限制。對於這種類型的飛機（根據大約 4000 磅的壓載重量確定），目前有效的飛機類型所需的動力是相當的，並且允許操作相同類型的飛機。由於該機型的重量超過 4000 磅，因此載荷系數按重量進行了降低，因此這些飛機應被視為與根據型號系統設計的普通機型飛機相當，並應適當運行。
危險旋轉中的載荷系數
在任何飛機的持續高度協調旋轉中，載荷系數都是兩種力的結果：離心力和重力。{對於任何給定的傾角（圖 3-35），旋轉速度隨氣流速度的變化而變化；氣流速度越高，旋轉速度越慢。這樣就會產生額外的離心力，從而保持負載系數不變。
圖 3-36 顯示了關於旋轉的壹個重要事實--當極速比達到 45 或 50 後，載荷系數會在俯沖中增加。任何飛機在 60 波段時的載荷系數都是 2G。80 桿位的負載率為 2G。60 波段的負載率為 2G。壹組 80 的負載率為 5.76G。如果高度保持不變，則必須在這些載荷系數的基礎上進行升空。
需要註意的是，載荷系數線在接近 90 桿時上升得更快，而 90 桿只到達無窮遠。在 90 度傾斜時，恒定高度旋轉在算術上是不可能的。誠然，飛機可以將傾角調整到 90，但不能進行協調旋轉；可以保持 90 傾角滑移旋轉的飛機可以進行直刀飛行。略高於 80 時，載荷系數超過了 6 G 臨界值，即雜技飛機的臨界載荷系數。
對於協調的恒定高度旋轉，普通通用飛機的近最大傾角為 60。該傾角及其為達到該類型飛機設定邊界所需的力的總和約為 G，這使其達到了這些飛機建立屈服點的終點。[圖 3-36]
加載失速速度的因素和
任何飛機都可能在其結構限制內以任何空速失速。當施加較高的全攻角時，機翼上的平滑氣流會破裂並分離，從而導致飛機特性的突然改變和升力的突然損失，從而導致失速。
對這壹效應的研究表明，飛機 "失速 "加速的比例與載荷系數的直根成正比。這意味著，壹架正常非加速失速速度為 50 節的飛機可能會在感應到 4G 的負載系數後以 100 節的速度失速。如果飛機有可能抵抗 9 的載荷系數，則可能在 150 節時失速。因此，壹名合格的飛行員應註意以下幾點：
不註意通過增加載荷系數使飛機失速的危險，例如在危險的自旋或螺旋中；以及
巨大的載荷系數強加在飛機上，其設計目的是故意使飛機以正在操縱的速度失速。
圖 3-36 和圖 3-37 中的圖形參考將表明，在詭譎的旋轉中，將飛機傾斜至 72 度以上可產生 3 的負載系數，並且失速速度會顯著增加。如果飛機在此旋轉中以 45 節的恒定非加速停止速度飛行，則必須將空速保持在 75 節，以避免誘發失速。在快速拉升或任何產生 G.所描述的上述加載因素的機動動作中，也出現了類似的效果，這被歸咎於突然和意外的失控，特別是在地面控制附近突然施加升降舵後部的詭譎旋轉。
由於載荷系數隨著失速速度的加倍而縮小，因此我們可以理解，飛機在相對較高的空速下失速會對結構造成巨大的載荷。
現在可以確定飛機在新設計中安全失速的最大速度。該速度被稱為 "設計重新部署速度"，對於設計最近已在飛行員的《聯邦航空管理局批準的飛機飛行手冊》（AFM/FAFM）中加入《所有操作手冊》（AFM/POH）的飛機而言，該速度是必要的。對於較老的通用航空飛機，該速度約為正常失速速度的 1.7。因此，如果壹架老式飛機在正常情況下不需要以 60 海裏/小時的速度停車，那麽它將以上述 102 海裏/小時的速度停車。(60 海裏 * 1.7 = 102 海裏），而失速速度為 60 海裏的正常飛機在 102 海裏失速時，其負載系數將等於增加速度的平方或 2.89 G（1.7 * 1.7 = 2.89 G）。(上圖只是壹個近似值，僅供參考，不能作為任何壹組問題的準確答案）。轉移速度的設計應根據制造商提供的特定飛機操作限制來確定）。
由於控制系統的杠桿作用因飛機而異，有些機型采用 "平衡 "控制面，而有些機型則不采用，因此在不同飛機上生成載荷系數指數時，飛行員對控制面施加的應力是不可接受的。在大多數情況下，有經驗的飛行員可以根據副壓感來判斷載荷系數。它們也可以通過壹種名為 "加速度計 "的儀器來測量，但由於這種儀器在航空訓練飛機上並不常見，因此培養從對身體影響的感覺來判斷載荷系數的能力非常重要。掌握上述原理對於估算負荷系數以培養這種能力非常重要。
完全了解通過改變傾斜度所感受到的負荷系數，以及機動速度設計（伏安）的重要性，將有助於預防最嚴重的事故類型：
1.在圓形附近過度機動所導致的危險的旋轉失速；以及
2.雜技表演中由於失控而導致的其他劇烈機動所造成的結構故障。雜技表演中的結構故障。
載荷系數和飛行動作
臨界載荷系數適用於所有機動飛行，但非加速直線飛行除外，因為直線飛行的載荷系數始終為 1
G。眾所周知，本部分考慮的特定機動包括相對較高的載荷系數。
隨旋轉而增加的載荷系數是旋轉過程中的所有特性。
正如在 "危險旋轉中的載荷系數 "部分，特別是在地圖 3-36 和 3-37 中所述，當傾斜度增加時，機翼結構上的載荷系數對飛機的性能和超過約 45 的載荷都變得非常重要。
輕型飛機在傾斜時的平均生產系數約為 70 到 75，失速速度在傾斜時增加約壹半，約為 63。
失速--在平直飛行或不加速的直線爬升中進入的正常失速，在平直飛行中不會產生超過 1G 的載荷系數增加。但是，如果發生失速，該載荷系數可能會降至零，此時似乎不存在重量系數；飛行員會出現 "空間浮控釋放"。感官恢復是由向前咬斷升降舵控制否定的載荷系數產生的，那些對機翼施加向下載荷並從座位上進氣的飛行員，可能會產生這種感覺。
在失速恢復後的拉升過程中，有時會產生明顯的負載因素。在過度俯沖（以及隨之而來的高空速）和突然拉升以消除飛行的過程中，這些負荷系數可能會進壹步增加，但卻不會被察覺。壹個因素通常會導致另壹個因素，從而增加這些因素。高俯沖速度下的突然上拉可能會對飛機結構造成臨界負荷，並可能通過增加停頓時的攻角而產生再次或中級失速。
概括地說，壹旦通過逐步拉升將空速固定在停頓點之上，僅為調節空速而設計的俯沖巡航所產生的失速恢復，可共同產生不超過 2 或 2.5G 的載荷系數。除非飛機已經產生了恢復能力，否則不需要更高的載荷系數。飛機的 "機頭 "應接近或超過垂直姿態，或處於極低的高度，以避免俯沖到地面。
旋轉 - 由於除旋轉外，穩定旋轉與失速在本質上沒有任何區別，因此在應用失速恢復等應用時，應考慮相同的載荷系數。與失速恢復相比，旋轉恢復通常會產生較低的機頭加力，因此通常會產生較高的對氣速度，從而導致負載系數較高。適當旋轉恢復的載荷系數通常約為 2.5 G。
旋轉過程中的載荷系數因每架飛機的旋轉特性而異，但通常會略高於上述相同飛行的 G 值。原因有二：
1.旋轉時的對向空速很低，通常在非加速失速速度的 2 節以內；
2.飛機在旋轉時是樞軸轉動，而不是旋轉。
高速失速 - 壹般的輕型飛機無法抵抗高速失速，通常會重復應用載荷系數。這些機動動作必須使用載荷系數才能在機翼和尾翼結構中產生壓縮力，而大多數輕型飛機都沒有留出合理的安全裕度。
在高於失速標準的空速下誘發失速的唯壹方法是施加額外的載荷系數，這可以通過嚴格拉動升降舵來實現。失速速度為失速速度的 1.7 倍（失速速度為 60 節的輕型飛機失速速度約為 102 節）將產生 3G 的載荷系數。為了方便起見，在輕型飛機上進行雜技表演時，只能考慮最窄的誤差範圍。為了說明載荷系數隨空速增加的速度有多快，在同壹架飛機上以 112 節的速度高速失速將產生 4 G 的載荷系數。
急速上升方向改變和懶洋洋的八字形--當這兩種動作都包括平穩而淺的俯沖和拉升時，就很難對這些動作的載荷系數做出說明
這是壹個很好的例子，可以說明載荷系數隨空速增加的速度有多快，因為在同壹架飛機上以 112 節的速度高速失速將產生 4 G 的載荷系數。