當飛機在發動機操作的地面上休息，或者緩慢移動時，由於螺旋槳是自制的，並且允許全速修理，從原地起飛是非常低效的——緊固槳葉以達到它們的全效率。在這種姿態下，每個螺旋槳葉片都以壹個迎角旋轉空氣，對於必須旋轉的功率量來說，產生相對較小的推進力。
為了理解螺旋槳的作用，首先考慮它的運動，既旋轉又前進。因此，如圖3-27螺旋槳軍向量所示，螺旋槳槳葉各段向下向前運動。這種空氣(相對風)攻擊螺旋槳葉片的角度就是它攻擊的角度。在這個角度產生的空氣是偏斜的，從而在螺旋槳葉片的發動機側產生動態壓力，這種壓力比大氣好，從而產生推進力。
因為它像機翼的翼型壹樣彎曲，所以葉片的形狀也很先進。因此，如果空氣流過螺旋槳，壹側的壓力會小於另壹側。作為在壹個機翼上產生較小壓力方向的反作用力。在壹個機翼的情況下，機翼上的氣流壓力較小，力(升力)向上。就螺旋槳而言，它安裝在垂直平面而不是水平平面，減壓區在螺旋槳前面，力(推進力)在向前的方向。從空氣動力學的角度來看，推進力是螺旋槳形狀和葉片攻角的結果。
另壹種方法考慮根據由推進器處理的空氣來推進塊體。在這些期間，由氣流(由飛機螺旋槳或汽車的經過引起)推動和處理的空氣的速度等於飛機的最小速度。產生推進力所消耗的能量取決於氣團的比例運動。壹般來說，推進力約占扭矩(螺旋槳吸收的總馬力)的80%。另外20%在摩擦和滑動中損失。對於任何轉速，螺旋槳吸收的馬力與發動機輸出的馬力相平衡。對於螺旋槳的任何壹次旋轉，需要處理的空氣量取決於葉片角度，葉片角度決定了“咬”螺旋槳的空氣量。因此，葉片角度是控制發動機轉速和調節螺旋槳負載的極好方法。
槳葉角度也是調節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，以在所有發動機和飛機速度下提供最有效的迎角。為螺旋槳和機翼繪制的繁瑣曲線的上升表明，真正從2°變化到4°的最有效攻角是壹個小攻角。真實槳葉旋轉壹定角度時維持攻擊所必需的小角度隨飛機前進速度而變化。
定度和地面可調螺旋槳設計為壹個旋轉和前進速度為最佳效率。它們是為給定的飛機和發動機組合設計的，螺旋槳可用於為起飛、爬升、巡航或高速飛行提供最大的螺旋槳效率。這些條件的任何變化都會降低任何機器的效率，效率是有用功率輸出與真實功率輸入的比值，螺旋槳效率是制動馬力與插入馬力的比值。螺旋槳效率從50%到87%不等，取決於有多少螺旋槳“打滑”
螺旋槳滑轉是螺旋槳的幾何度與其效能之差。【圖3-28】幾何度數是理論距離螺旋槳在公轉中應前進的距離；有效的程度是它實際前進的距離。所以不存在基於幾何理論度的滑轉，而真實的或有效的度包含了螺旋槳在空中的滑轉。
螺旋槳之所以“不正常”，是因為和中心周圍的壹切壹樣，比靠近輪轂的部分運動速度更快的螺旋槳外部裝有葉片。[圖3-29]如果葉片在其整個長度上具有相同程度的幾何形狀，當螺旋槳技術在巡航加速期間停止時，靠近輪轂的部分可以具有負攻角。在巡航飛行時，葉片的“扭曲”或幾何角度的變化允許螺旋槳沿其長度以相對持續的攻角運行。換壹種說法，螺旋槳葉片沿螺旋槳長度不同，轉速不同，生計推進沿此長度幾乎相等。
壹般來說，1到4提供了最有效的升阻比，但帶有固定度數螺旋槳的atack的螺旋槳角度會發生變化——通常從0到15。這種變化是由氣流的變化引起的，而氣流的變化又是由飛機速度的變化引起的。簡而言之，攻擊螺旋槳角度是兩個運動的產物:螺旋槳繞其軸線的旋轉及其向前運動。
但恒速螺旋槳會自動保存調整後的槳葉角度以獲得最大效率，這種情況在飛行中多有遇到。在起飛過程中，當需要最大功率和推進力時，恒速螺旋槳處於低螺旋槳槳葉角度或程度。低葉片角度與相對風有關，以保持小攻角和高效率。同時，它允許螺旋槳每轉處理更小的空氣。這種輕負荷允許發動機以高轉速旋轉，但也在給定時間內將最大量的燃料轉化為熱能。高轉速也能產生最大的進步；因為，雖然每轉處理的空氣塊很小，但壹分鐘的轉數占多數，氣流(飛機螺旋槳或汽車經過時產生的)速度高，由於飛機速度低，推進力最大。
升空後，如果飛機速度增加，恒速螺旋槳會自動改變到更高的角度。同樣，較高的葉片角度會增加每次旋轉處理的空氣量。這降低了發動機的每分鐘轉數，減少了燃料消耗和發動機磨損，並保持最大的推進力。
在起飛和爬升後，它建立在壹架帶有可控程度螺旋槳的飛機上。飛行員通過首先降低各種壓力，然後增加葉片角度來降低每分鐘的爬升功率，從而降低發動機的功率輸出
在巡航高度，當飛機需要在相同高度以較小的功率起飛或爬升時，飛行員再次降低氣流速度(由飛機螺旋槳或汽車經過引起)，降低發動機功率，提高空氣速度。因為葉片角度隨著氣流速度的增加而增加，所以攻角仍然很小。
扭矩和p系數
力矩反作用力包括牛頓第三物理定律——每壹個作用力，都有壹個對手和壹個相對反作用力。這同樣適用於飛機，這意味著當內部的發動機部分和螺旋槳在旋轉時，壹個相等的力試圖在壹個方向上取代相反方向的飛機。[圖3-30]
飛機空運時，這個力是繞軸看的，很容易確定飛機的體積。為了支付這筆費用，壹些老式飛機被裝配在機翼上，迫使機翼產生更大的升力。更多的現代飛機設計有發動機。
補償與扭矩的這種效應背道而馳。
註意——大部分是美國制造，飛機發動機順時針方向代替螺旋槳，從飛行員座位上看。這裏討論的是那些發動機。
通常情況下，補償因子總是被設置為可以在巡航速度下補償這個力，因為飛機中大部分人都在那裏加速。然而，副翼校準鍵允許對其他速度進行調整。
當飛機的輪子在地面上時，在線圈的起飛過程中，扭矩反作用力引起圍繞垂直軸的另壹個旋轉力矩。如果飛機的左側因扭矩響應而被迫下降，那麽更多的重量將放在左側的主要部分上，用於著陸恐懼。這導致更多土地的麻煩摩擦，在左輪皮帶上比在右輪皮帶上更多，導致進壹步向左旋轉片刻。這壹時刻的大小取決於許多變量。有些變量是；(1)大小和發動機馬力，(2)螺旋槳的大小和每分鐘轉數(3)飛機的大小和(4)陸地表面的狀況。
這種偏航力矩通過飛行員的方向舵或方向舵在起飛體積上靈活而正確地使用來修正。
硬拉效應
飛機螺旋槳的高速旋轉給了壹個螺旋向下旋轉氣流的螺絲錐(由飛機螺旋槳或汽車的經過引起)。在高螺旋槳速度和低前進速度的情況下(如在起飛和接近失速時)，這種螺旋下降旋轉非常緊湊，並在飛機的垂直尾翼面上施加強大的側向力。[圖3-31]
當這種螺旋向下的氣流(由飛機螺旋槳或汽車經過引起)碰到左邊的垂直尾翼時，引起左邊的旋轉，繞飛機垂直軸的力矩為。螺旋的東西填得越多，力就越顯著。然而，如果向前的速度增加，螺旋的東西變長，變得不那麽有效。
氣流的鉆拉過程(由飛機螺旋槳或汽車經過引起)也著眼於引起旋轉的繞軸力矩。
註:旋轉力矩氣流(由飛機螺旋槳或汽車通過引起)的鉆取過程的原因在右邊。當轉矩響應引起的旋轉力矩向左有效時，兩者可能背道而馳。然而，這些部隊已經發生了很大的變化，並總是根據飛行員的判斷對空中交通管制的使用采取適當的糾正措施。這幾支軍隊無論哪壹支在當時都是最有意義的，肯定是背道而馳的。
陀螺儀的作用
在了解螺旋槳的陀螺效應之前，先要了解回轉器的基本原理。
陀螺儀設備的所有實際應用都是基於第二陀螺儀操作的基本屬性:在空間中的硬和提前。這次討論的興趣之壹是繼續下去。
當力偏轉施加到其側面時，首先是紡織轉子的組合作用或偏轉。從圖3-32中可以看出，當施加力時，產生的力在效果90°之前和之後采取旋轉方向。
飛機的替換螺旋槳設置了壹個非常好的轉向裝置，因此具有類似的特性。任何時候施加壹個力使螺旋槳偏離其旋轉的飛機，產生的力是向前90°，與旋轉和應用的方向壹致，產生壹個鋪展力矩，偏航力矩，或兩個點上施加壹個人的合力。
扭矩效應的這壹因素壹直受到關註，在尾輪式飛機中更為顯著，它最常發生在起飛和卷繞過程中尾翼擡起的時候。【圖3-33】這方面的變化程度和在螺旋槳頂部施加壹個力使飛機旋轉的效果是壹樣的。作用90°的合力導致繞垂直軸線向前偏航壹會兒。這壹時刻的大小取決於壹些變量，其中之壹是突然由於哪個塔爾；被提高(施加的力量)。然而，當壹個力施加在螺旋槳邊緣的任何壹點上時，第壹個，或陀螺儀的作用發生；旋轉s平面；合力仍然是與旋轉方向成90°的作用點。根據所施加的力，飛機會向左偏航，向右偏航，系在或降落在上面，或者是鋪路石和偏航的組合。
可以說，陀螺儀作用的結果是，任何壹個偏航豎軸引起壹個力矩的鋪路石，任何壹個偏航豎軸引起壹個ayawing力矩。
為了糾正陀螺儀操作的影響，如果有必要，讓飛行員正確使用升降舵和方向舵，以避免不必要的鋪路石和偏航。
不對稱負載(p系數)
飛機在攻擊高角度飛行時，向下“咬”的槳葉是壹個角度比向上運動的槳葉更感人的“咬”棍；以這種方式將推進中心移動到螺旋槳盤區域的右側——圍繞垂直軸，導致向左偏航壹會兒。哪個解釋是正確的；然而，為了證明這種現象，風在每個葉片上引起無線電問題的操作將是必要的，當考慮飛機和每個葉片的迎角時，這變得相當相關。
這種不對稱載荷是由組合速度引起的，該組合速度是由螺旋槳“盤”的旋轉和水平通過的平面中的空氣速度的組合產生的。當飛機以正攻角飛行，向右(從後面看)或向下揮動槳葉時，槳葉在以受操縱桿影響的綜合速度通過壹個區域後向左或向上。因為螺旋槳葉片是翼型，所以提高速度就意味著提高升力。因此，向下擺動的“升力”葉片較多，很容易使飛機機頭向左偏航。
飛機在大迎角飛行時，只說明向下運動的槳葉收斂速度高；因此，創造壹個感人的葉片，提升超過向上。[這在圖3-34中可能更容易看到]如果螺旋槳橋垂直於地面展開。(像直升機壹樣)如果完全沒有氣流，除了是螺旋槳本身產生的氣流，那麽每個槳葉的同壹截面的氣流速度都是壹樣的。然而，通過用垂直螺旋槳水平移動空氣，向前移動到氣流中的葉片將比隨氣流後退的葉片具有更高的空氣速度。因此，葉片進入水平氣流產生更多的升力或推進力，向葉片推進力的中心移動。使之可見，以取代螺旋槳橋垂直安裝與觸摸空氣淺親戚。這種不平衡的推進力隨後成比例地變小，並且繼續變小，直到當螺旋槳橋相對於接觸空氣完全水平時達到零值。
扭矩效應的這四個要素中的每壹個都隨情況和飛行值而變化。在州內飛行。這些元素中的壹個可能比另壹個更重要，然而，在另壹種飛行狀態下，另壹個元素可能更重要。這些值之間的關系會發生變化，取決於機身、發動機、螺旋槳組合和飛機的其他設計特征。
為了在所有情況下保持對飛機的主動控制，飛行員必須在必要時應用空中交通管制來改變這些補償的值。
負載系數
前面壹節只是簡要地考慮了飛行原理的壹些實際問題。為了成為壹名飛行員，空氣動力學科學的詳細技術課程是不必要的。但是，必須有有能力的飛行員來負責乘客的安全。任何力都適用於飛機使其飛行偏離直線，並對其結構產生壓縮力；這個力的大小稱為“載荷因數”。"
飛機總重量的載荷因數是飛機總氣動載荷的比值。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。負載系數通常根據“g”來表示，也就是說，負載系數3可以作為3G的負載系數，例如4G的負載系數。
有趣的是，在讓壹架飛機從俯沖拉起時，壹個人會被三個人的重量和壹個強大的對手壓在座位上。所以，在任何運動中獲得的負荷系數的大小的壹個概念，可以通過考慮哪壹個被壓到對手的重量和力量的座位上的程度來確定。因此，在任何練習中獲得的負載系數的大小的概念可以通過考慮哪個入口座椅被壓下的程度來確定。由於現代飛機的運行速度顯著提高，這種影響變得顯著，因此它是所有飛機在結構設計中的主要考慮因素。
由於飛機的結構設計計劃只能承受壹定的過載，所以對所有飛行員來說，了解過載因素是必要的。過載對飛行員很重要，有兩個明顯的原因:
1.讓飛行員利用可能的明顯危險的過載；和
2.由於過載系數的增加，暫停加速，失速有可能以看似安全的速度飛行。
飛機設計中的載荷因數
“壹架飛機有多強”這個問題的答案主要取決於哪架飛機會被敵人所服從。這是壹個難題，因為最大可能載荷對於有效的設計和使用來說太高了。誠然，任何壹個飛行員都有可能通過下潛來做壹個極其急劇的拉升，從而造成異常載荷。但是，如果飛機造出來了，那麽這樣壹個極端變態的載荷，壹定要稍微解散，它會快速起飛，緩慢降落，帶著壹個值得花時間的載荷。
飛機設計中的載荷因數問題決定了在各種工作情況下正常工作時可以期望最高的載荷因數。這些負載系數被稱為“邊界負載系數”出於安全原因，要求飛機的設計能抵抗這些載荷因素而不造成任何結構損壞。雖然《聯邦規則》的準則要求飛機結構能夠在時代中支撐這些邊界載荷因素而不發生故障，但是可以接受的是，飛機的壹些部件可能在這些載荷下彎曲，並且可能發生壹些結構損壞。
這個值1.5稱為“工作率”，它提供了。在某種程度上，比正常和合理操作下預期的負載更高。然而，這種權力儲備不是飛行員可以任意濫用的；相反，當他們遇到意外情況時，它會保護他們。
上述考慮適用於所有裝載情況，無論它們是否適用於突然爆炸、演習或著陸。裝載系數需求的突然爆發現在是有效的，本質上，就像那些已經存在了幾年的理智的人壹樣。數十萬個工作小時已經證明它們是安全的。從飛行員開始，小型管制員就有了突加載荷的因素(遇到顛簸氣流時降低飛機速度除外)，無論他們使用的是什麽通用航空類型的飛機，對突加載荷的需求對他們中的大部分人來說本質上都是壹樣的。通常，過載的突然爆發是由飛機的設計來控制的，這就要求使用嚴格的非特技表演。
由於展開載荷因素，在飛機設計中存在壹種完全不同的情況。這個事情需要單獨帶著敬意來討論:(1)按照類別體系設計的飛機(即正常、有效、雜技)；和(2)按照舊設計制造的飛機，沒有為操作類型提供的要求。
在類別系統下設計的飛機被駕駛艙裏的壹個通知毫不猶豫地認出來，上面寫著飛機批準運行的類別(或種類)。因為在各種類型的飛機中，最大安全載荷因數(邊界載荷因數)是根據下列項目規定的:
類別邊界負載
正常13.8至-1.52
實際效果(中等雜技，包括旋轉)4.4到-1.76。
雜技表演為6.0至-3.0。
1因為毛重超過4000磅的飛機，限制載重系數降低。超過極限載荷時，安全系數增加50%。
隨著運動量的逐漸增加，嚴重負荷因子有向上的梯度。分類系統提供了飛機的最大效能。如果只需要正常運行，必要的載荷因數(和最終飛機的重量)要小於飛機用於訓練或雜技表演時的載荷因數，因為訓練或雜技表演會導致更高的調度載荷。
沒有類別聲明的飛機是根據早期的工程要求建造的，設計顯然是為飛行員設計的，沒有操作限制。對於這種類型的飛機(取決於4000磅左右的重量)，必要的強度與當前有效類型的飛機相當，並且允許同類型的操作。因為這種類型的飛機超過4000磅，所以通過重量降低了負載系數，從而這些飛機應被視為可與在類別系統下設計的正常類型的飛機相比，並且它們應被正確操作。
急劇旋轉中的負載系數
在壹個持續高度內，任何飛機內的旋轉都是協同的，過載是兩軍的結果；離心力和重力。{圖3-35對於給定的傾斜角度]，旋轉比因氣體速度而變化；速度越高，旋轉速度越慢。這樣可以抵消額外的離心力，保持負載系數不變。
圖3-36顯示了壹個關於旋轉的重要事實——當坡度達到45°或50°後，裝載系數的異常增加。任何60頻段的飛機載荷因數都是2G。80組的負載系數為5.76克。機翼必須生產，如果保持高度，在這些載荷系數上的升力等於。
應該註意表示負載系數的線上升得有多快。當它接近90銀行線時，它只到達無窮遠。從算術上講，旋轉存放在銀行裏的90度不變的高度是不可能的。誠然，壹架飛機可能以90°的角度停放在傾斜體上，但不能協調旋轉；壹架可以被托住的飛機可以在坡度為90°的斜坡上滑行和旋轉，也可以直接飛向刀鋒。略超過80時，過載超過6 G的極限，這是雜技表演飛機的極限過載。
對於協調的、恒定高度的旋轉，接近最大坡度的壹般通用航空飛機是60。這種傾斜和它的合力將到達該類型飛機的極限設定在g左右，使其達到屈服點，是為這些飛機建立的。[圖3-36]
加載暫停速度和的因素
任何飛機在其結構範圍內都可以以任何相反的速度停下來。當施加足夠大的迎角時，翼型上的平滑氣流崩潰並分離，導致特征飛行的突然改變和升力的突然損失，從而引起失速。
對這種影響的研究表明，飛機失速加速度與過載系數的右根的比例增加。這意味著，壹架正常非加速停止速度為50節的飛機，可以通過感應壹個4G的過載而停在100節。如果itt有可能使這種飛機抵抗9的過載，它可能在150節的速度下失速。因此，壹個合格的飛行員應該知道以下幾點:
無意中停止飛機的危險通過增加載荷系數被視為處於急劇旋轉或盤旋狀態；和
壹個巨大的負載系數被施加在壹架故意以調度速度停在它的設計上的飛機上。
參考圖3-36和3-37中的圖表，可以看出，通過將坡度平面儲存到72°以上，產生壹個3°的大角度旋轉的載荷因數，並且停止速度顯著增加。如果飛機以45節的正常非加速靜止速度旋轉，相反的風速必須保持在75節以上，以避免引起失速。在快速拉起或上述任何練習產品載荷因素中經歷了類似的效果，這是由突然和意外失控的意外事件引起的，特別是在後面的升降機突然急劇旋轉的地面附近。
由於載荷因子是平方，如果停止速度加倍，可以理解的是，通過停止飛機，巨大的載荷可能以相對高的反向速度施加在結構上。
對於全新的設計，飛機可以安全停止的最大速度是確定的。這個速度被稱為“設計調度速度”，並且是最近當飛行員的飛行手冊被美國聯邦航空管理局批準並被輸入所有操作手冊(AFM/POH)時飛機設計所必需的。對於較老的通用航空飛機，這個速度大約是1.7正常停頓速度。所以，壹架從不用停在60節的老飛機，就停在了102節以上。(60節*1.7=102節)正常速度停60節，壹架飛機就遭殃了。當停在102節時，增加速度的壹個載重因數的平方或2.89克(1.7 * 1.7 = 2。當制造商提供時，展開速度的設計應根據具體的飛機操作限制來確定。)
由於操縱系統的杠桿作用，不同的飛機和某些類型的雇員“平衡”操縱面。在其他時候，飛行員在操縱上施加的壓力是不能接受的。當在不同的飛機中產生壹個載荷因數指數時。在大多數情況下，有經驗的飛行員可以從那個座位的壓力感來判斷過載。它們也可以被壹種儀器稱為“加速度計”，但既然是這種儀器，壹般就不是通常的航空訓練飛機。對他們來說，從能力的發展來判斷負載系數是非常重要的。對上述原則的了解是評估發展這種能力的負荷的壹個重要因素。
全面了解由坡度變化引起的負載系數以及調度速度(伏安)設計的重要性，將有助於預防第二種最嚴重的事故:
1.盤旋附近過度調度造成的陡峭旋轉失速；和
2.在其他暴力的雜技練習中由於失去控制而導致的結構性故障。
載荷因數和飛行練習
臨界載荷因數適用於除非加速直飛以外的所有演習飛行。1的負載系數在哪裏？
g壹直都在。本節中考慮的特定練習包括相對較高的負荷系數。
旋轉增加的負載系數是傾斜旋轉特性的所有af。正如在大坡度旋轉的過載部分和特殊圖3-36和3-37中所指出的，當坡度增加時，在飛行性能和載荷方面，過載都超過45%。
壹般輕型飛機的生產系數在坡度約為70-75時達到，在坡度約為63時停止速度提高了約壹半。
失速-正常失速從直線水平飛行進入，或直線爬升無加速不會產生1G-且過載超過直線的水平飛行。但是，如果失速發生，這個載荷因數可能會降低到零，這個因數似乎根本沒有重量；而且飛行員hax的“漂浮控制在太空中被釋放”的感覺結果的恢復，是通過咬掉升降舵控制正向和負向的載荷因子產生的。那些在機翼上施加向下的載荷，把飛行員從座位上擡起來的，可能會產生。
在失速恢復後的拉起期間，有時會檢測到重要的載荷因數。無意中，這些可能會進壹步增加，以消除在過度俯沖(從而高空氣速度)和突然拉起時的飛行。壹個通常導致另壹個，所以增加因素。具有高俯沖速度的突然拉起可能會對飛機結構施加臨界載荷，並可能通過增加對該停頓的攻擊而產生反復出現的或中間的失速。
總的來說，從失速中改出只能通過設計來調節空氣速度的巡航的俯沖來實現。壹旦空速安全停止，通過逐漸拉起，可以壹起產生壹個載荷因數，該因數不應超過2或2.5G。除非飛機已經改出，否則不需要更高的過載。“機頭接近或高於垂直姿態，或者避免在極低的高度俯沖到地面。
旋轉--因為除了旋轉之外，穩定的旋轉與任何元件中的失速沒有本質上的不同，所以應用時考慮相同的載荷因數，例如那些應用於暫停恢復的載荷因數。由於旋轉改出，通常隨機頭增加的載荷因數高於失速改出時的載荷因數，並且較高的空氣速度是常見的，預計很快會得到較高的結果。正常旋轉恢復的載荷因數通常約為2.5 g
由於每架飛機的旋轉特性，旋轉過程中的過載會發生變化，但通常會發現它略高於在相同高度飛行的G。這是因為兩個原因:
1.相反的氣體旋轉速度很低，通常是兩海裏/小時的非加速停頓速度；和
2.當飛機旋轉時，它繞樞軸轉動，而不是旋轉。
高速失速-壹般輕型飛機不能抵抗高速失速的反復應用，這是通常的載荷因素。載荷系數對於這些練習是必要的，以在機翼和尾翼結構中產生壓縮力，這在大多數輕型飛機中沒有留下安全和合理的邊緣。
這種失速能夠感知空氣速度高於暫停的正常狀態的唯壹方式，包括收集額外的載荷因子，這可以通過嚴格拉動升降舵控制來完成。1.7倍的靜止速度(在靜止速度為60節的輕型飛機中約為102節)將產生3G的載荷因數。推廣，只給錯了壹個最狹窄的差異，就可以考慮在輕型飛機的雜技表演。比如過載隨空氣速度的增加有多快，同壹架飛機在112節高速失速會產生4 G的過載。
陡峭向上的方向變化和懶惰8-當兩者都包括平滑和淺的潛水和拉起時，在這些練習中很難表達壹個關於負荷因子。