中国航空集团将参与A35O设计制造_论文_百度文库
赠送免券下载特权
10W篇文档免费专享
部分付费文档8折起
每天抽奖多种福利
两大类热门资源免费畅读
续费一年阅读会员，立省24元！
中国航空集团将参与A35O设计制造
中国最大最早的专业内容网站|
总评分0.0|
&&中国航空第一集团公司和中国航空第二集团公司将正式加入空中客车北京工程技术中心,参与全新A35O飞机的设计和制造工作。
该文档仅有一页，您已阅读完毕，如需下载请购买
定制HR最喜欢的简历
你可能喜欢当前位置： >>
空客掌握飞机性能
掌握飞机的性能目录目录1. 引言 9A. 概述1. 国际标准大气 (ISA) 1.1. 标准大气模型的建立 1.1.1. 温度模型的建立 1.1.2. 气压模型的建立 1.1.3. 密度模型的建立 1.2. 国际标准大气 (ISA)表 2. 高度测量原理 2.1. 概述 2.2. 定义 2.3. 高度表调定和温度的影响 2.3.1. 高度表调定的修正 2.3.2. 温度的修正 3. 操作速度 3.1. 校准空速 (CAS) 3.2. 指示空速 (IAS) 3.3. 真空速 (TAS) 3.4. 地速 (GS) 3.5. 马赫数 3.6. 真空速 (TAS) 的变化 4. 飞行力学1111 11 11 13 15 15 17 17 18 20 20 20 23 23 24 24 24 25 26 27B. 飞机的限制1. 飞行限制 1.1. 限制过载系数 1.2. 最大速度 1.3. 最小速度 1.3.1. 地面的最小控制速度： VMCG 1.3.2. 空中的最小控制速度： VMCA 1.3.3. 进近及着陆期间的最小控制速度： VMCL 1.3.4. 最小离地速度： VMU 1.3.5. 失速速度 2. 最大结构重量 2.1. 飞机重量的定义 2.2. 最大结构起飞重量 (MTOW) 2.3. 最大结构着陆重量(MLW) 2.4. 最大结构零油重量 (MZFW) 2.5.最大结构滑行重量 (MTW) 3. 最小结构重量 4. 环境包线2929 29 30 31 31 32 33 34 35 37 37 39 39 39 40 40 401目录5. 发动机的限制 5.1. 推力调定及 EGT 限制 5.2. 起飞推力限制掌握飞机的性能41 41 42C. 起飞1. 引言 2. 起飞速度 2.1. 操作起飞速度 2.1.1. 发动机故障速度： VEF 2.1.2. 决断速度： V1 2.1.3. 抬轮速度： VR 2.1.4. 离地速度： VLOF 2.1.5. 起飞爬升速度： V2 2.2. 起飞速度限制 2.2.1. 最大刹车能量速度： VMBE 2.2.2. 最大轮胎速度： VTIRE 2.3. 速度小结 3. 跑道限制 3.1. 起飞距离 3.1.1. 有关条例的背景情况 3.1.2. 起飞距离 (TOD) 3.1.3. 起飞滑跑距离(TOR) 3.1.4. 加速停止距离 (ASD) 3.1.5. V1 对加速--起飞/停止距离的影响 3.2. 可用起飞距离 3.2.1. 可用的起飞滑跑 距离(TORA) 3.2.2. 可用起飞距离 (TODA) 3.2.3. 可用加速停止距离 (ASDA) 3.2.4. 由于对正跑道而损失的跑道长度 3.2.5. V1 对受到跑道限制的起飞重量的影响 4. 爬升和障碍物限制 4.1. 起飞飞行航迹 4.1.1. 定义 4.1.2. 起飞航段和爬升要求 4.1.3. 最低和最高改平加速高度 4.1.4. 起飞转弯程序 4.2. 越障 4.2.1. 起飞总飞行航迹和净飞行航迹 4.2.2. 直线离场时的越障 4.2.3. 转弯离场时的越障 4.2.4. 转弯时的梯度损失 4.2.5. 有障碍物时的起飞飞行航迹 4.2.6. 起飞净空区 5. 外界因素 5.1. 风 5.2. 气压高度 5.2.1. 对空气动力的影响 5.2.2. 对发动机的影响 5.2.3. 小结4343 44 44 44 44 46 46 47 48 48 48 48 49 49 49 50 52 53 55 56 56 56 57 58 61 62 62 62 62 64 65 67 67 68 68 69 70 71 74 74 75 75 76 762掌握飞机的性能目录76 76 76 77 77 77 78 79 82 83 84 84 85 87 87 87 88 89 89 90 90 90 91 925.3. 温度 5.3.1. 对空气动力的影响 5.3.2. 对发动机的影响 5.3.3. 小结 5.4. 跑道坡度 5.5. 跑道状况（干、潮、湿、被污染） 5.5.1. 定义 5.5.2. 对性能的影响 5.5.3. 飞机制造厂家的数据 5.5.4. 在湿的和被污染跑道上的起飞性能 6. 最大起飞重量的确定 6.1. 速度的优化过程 6.2. 标准的起飞重量图表 (RTOW 图表) 7. 灵活和降低额定功率减推力的起飞 7.1. 灵活起飞 7.1.1. 定义 7.1.2. 灵活起飞和跑道状态 7.1.3. 灵活温度的确定 7.1.4. 灵活起飞的程序 7.2. 降低额定功率减推力起飞 7.2.1. 定义 7.2.2. 在降低额定功率减推力起飞情况下的最小控制速度 7.2.3. 降低额定功率减推力的起飞和跑道状态 7.2.4. 降低额定功率减推力起飞的程序D. 航线上的限制1. 航线上的故障情况 2. 发动机故障 2.1. 一般定义 2.1.1. 飘降程序 2.1.2. 总的和净的飘降航迹 2.1.3. 起飞备降场 2.2. 一台发动机不工作时在航线上的越障 2.2.1. 横向间隔 2.2.2. 垂直间隔 2.2.3. 备降机场 2.3. 双发飞机 2.3.1. 60 分钟的规定 2.4. 四发飞机 2.4.1. 90 分钟的规定 2.4.2. 越障--两台发动机不工作 2.4.3. 备降机场--两台发动机不工作 3. 空中客舱增压故障 3.1.1. 氧气系统 3.1.2. 旅客氧气的要求 3.1.3. 飞行剖面 3.1.4. 最小飞行高度 3.1.5. 越障--客舱增压故障 4. 航线研究9393 93 93 93 94 95 96 96 97 101 102 102 102 102 103 104 105 105 106 107 108 109 1103目录掌握飞机的性能E. 着陆限制1. 引言 2. 可用着陆距离 (LDA) 2.1. 着陆航迹下没有障碍物 2.2. 着陆航迹下有障碍物 3. 着陆性能 3.1. 操作着陆速度 3.1.1. 最小可选速度： VLS 3.1.2. 最后进近速度： VAPP 3.1.3. 基准速度： VREF 3.2. 实际着陆距离 (ALD) 3.2.1. 人工着陆 3.2.2. 自动着陆 3.3. 复飞性能要求 3.3.1. 进近爬升 3.3.2. 着陆爬升 3.4. 外部参数的影响 3.4.1. 气压高度 3.4.2. 温度 3.4.3. 跑道坡度 3.4.4. 跑道状态 3.4.5. 飞机形态 4. 放行要求 4.1.所需着陆距离 (RLD) 4.1.1. 干跑道所需着陆距离 4.1.2. 湿跑道所需着陆距离 4.1.3. 被污染跑道所需着陆距离 4.1.4. 自动着陆时（干跑道）所需着陆距离 4.2. 复飞要求 4.2.1. 正常进近 4.2.2. II 类或 III 类进近 4.3. 结论 5. 空中的要求 5.1. 空中的故障 5.2. 超重着陆的要求 5.3. 应急放油的情况111111 111 111 111 112 112 113 113 114 114 114 116 117 117 118 119 119 119 119 120 120 121 121 121 121 122 122 123 123 123 123 124 124 124 125F. 巡航1. 概述 1.1. 引言 1.2. 燃油里程 2. 速度的优化 2.1. 所有发动机都工作时的巡航速度 2.1.1. 最大航程马赫数 (MMR) 2.1.2. 远程巡航马赫数 (MLRC) 2.1.3. 经济巡航马赫数 (MECON) 2.1.4. 恒定马赫数127127 127 127 128 128 128 130 131 1334掌握飞机的性能目录133 133 133 135 138 138 138 141 141 142 147 1473. 高度的优化 3.1. 最佳巡航高度 3.1.1. 在马赫数恒定的情况下 3.1.2. 风的影响 3.2. 最大巡航高度 3.2.1. 在恒定高度上的极限马赫数 3.2.2. 最大巡航高度 3.3. 航线机动极限 3.3.1. 升力的范围 3.3.2. 操作机动限制 3.4. 巡航优化：阶梯爬升 4. FCOM 中的巡航表G. 爬升1. 飞行力学 1.1. 定义 1.2. 爬升的方程式 1.2.1. 爬升梯度 (γ) 1.2.2. 爬升率 (RC) 1.2.3. 速度的极曲线 1.3. 影响因素 1.3.1. 高度的影响 1.3.2. 温度的影响 1.3.3. 重量的影响 1.3.4. 风的影响 2. 爬升应用 2.1. 爬升的管理 2.1.1. 推力调定 2.1.2. 能量的分配 2.1.3. 爬升升限 2.2. 爬升速度 2.2.1. 以给定的指示空速/马赫数进行爬升的法则 2.2.2. 以最大梯度爬升 2.2.3. 以最大爬升率爬升 2.2.4. 以最小成本爬升 2.3. FCOM 中的爬升图表 2.4. 客舱高度的上升149149 149 149 150 151 151 152 152 153 153 153 154 154 154 154 155 155 155 156 156 156 157 158H. 下降/等待1. 飞行力学 1.1. 定义 1.2. 下降的方程式 1.2.1. 下降梯度 (γ) 1.2.2. 下降率 (RD) 1.2.3. 速度的极曲线 1.3. 影响因素 1.3.1. 高度的影响 1.3.2. 温度的影响 1.3.3. 重量的影响 1.3.4. 风的影响159159 159 159 159 160 161 161 161 162 162 1635目录2. 下降的应用 2.1. 推力调定 2.2. 下降速度 2.2.1. 以给定的马赫数/指示空速进行下降的法则 2.2.2. 以最小梯度下降（飘降） 2.2.3. 以最小速率下降 2.2.4. 以最小成本下降 2.2.5. 紧急下降 2.3. FCOM 中的下降图表 2.4. 客舱高度的下降 3. 等待 3.1. 等待速度 3.2. 等待的应用掌握飞机的性能164 164 164 164 165 165 165 166 166 167 168 168 169I. 燃油计划和管理1. JAR - 燃油计划和管理 1.1. 燃油政策 1.1.1. 标准飞行计划 1.1.2. 对于孤立机场的程序 1.1.3. 不需要备降场的目的地机场 1.1.4. 决策点程序 1.1.5. 预定点的程序 1.1.6. ETOPS 程序 1.2. 燃油管理 1.2.1. 在着陆机场的最小油量 1.2.2. 在目的地机场的最小油量 2. FAR - 燃油计划和管理 2.1. 不同类型的运行 2.2. 燃油政策 2.2.1. 国内运行 2.2.2. 干线和补充运行 2.2.3. 对孤立机场的程序 2.2.4. 不需要备降场的目的地机场 2.2.5. 二次放行程序 2.2.6. ETOPS 程序 2.2. 燃油管理 2.2.1 在着陆机场的最小油量171171 171 171 175 175 175 177 177 179 179 179 181 181 181 182 184 186 186 187 188 188 188J. 附录1. 附录 1：高度测量 - 温度的影响 2. 附录 2：起飞优化的原理 2.1. 起飞形态 2.2. 空调 2.3. 起飞速度的优化 2.3.1. 速度比： V1/VR 和 V2/VS 2.3.2. V1/VR 比的影响 2.3.3. V2/VS 比的影响 2.4. 优化过程的结果 2.4.1. 最大起飞重量189189 192 192 193 193 193 194 197 199 1996掌握飞机的性能目录2.4.2. 起飞速度 2.4.3. 限制代码 2.4.4. RTOW 图表信息 200 200 202 203 203 203 204 205 2063. 附录 3：起飞性能软件 3.1. WINPEP 3.1.1. 什么是 P.E.P. ? 3.1.2. TLO 模块 3.2. 驾驶舱少纸化系统 (LPC) 4. 附录 4：缩略语7
掌握飞机的性能引言1. 引言航空运输的安全是共同努力的结果，一方面由国家进行规范，另一方面由制造厂 商、航空公司和空中交通管制（ATC）予以落实。国家负责监控民航，以确保整个行业 保持高的安全水平，它的主要强化手段就是制定和管理所编写的规章。这个控制过程包 含一整套固定的规则，以确保飞机满足最低的性能水平，从而引出了有关限制的定义。 “国家管理”通常指的是飞机注册国的民航当局。例如，在美国，这个角色由联 邦航空管理局 (FAA)扮演，而在法国则是“法国民航总局”(DGAC)。 每个国家有其自己的规章，但国际航空方面则要考虑应用世界通用的规则。因 此，在 1948 年创立了国际民航组织(ICAO)，提供一个超国家的委员会，来帮助确定一 个推荐的最低国际标准。1944 年 12 月 7 日签署的芝加哥条约成为了世界民航的合法基 础。 尽管各个国家习惯采用与飞机制造厂家（美国、欧洲、加拿大等）一起确定的主 要的适航标准，但每个国家还有其自己的一套规章。例如，有些国家（主要是欧洲）采 用 JAR-OPS 1，而有的国家则遵守美国的 FAR 121。 因此，“限制领域”取决于以下两个领域的混合体： ? ? 适航：包括飞机设计（限制、性能数据等……），与 JAR 25 或 FAR 25 相关。 运行：包括技术运行规定（起飞和着陆限制、燃油计划等……），与 JAR-OPS 1 或 FAR 121 相关。所有类型的飞机都有适航和运行规章。本书重点放在“大型飞机”上，也就是最 大起飞重量超过 5,700 公斤的飞机。空客的性能文件明确地分为上述两类：适航和运 行。?适航： 飞机飞行手册(AFM)与适航证相关，包含按 JAR/FAR25 取证的性能数据。9引言掌握飞机的性能?运行： 飞行机组操作手册(FCOM)可以被看作是 AOM (运行手册中与飞机相关的部 分)，它包括飞机运行所需的所有限制、程序和性能数据。下表 (表 1)解释了大型飞机的规章基础： ICAO 适航 运行规则 芝加哥条约附件 8 芝加哥条约附件 6 EUROPE (JAA) JAR1 25 JAR-OPS1 USA (FAA) FAR2 25 部 FAR 121 部表 1：大型飞机的要求所有空客系列的飞机都是按 JAR25 和/或 FAR25 取证的。另一方面，对运行规则 的贯彻是航空公司的责任。 本书重点介绍飞机性能的三个不同方面：? 物理方面：本书回顾了飞行机理、空气动力学、高度测量、外部因素对飞机性能的影响、飞行优化的概念…… ? 规章方面：介绍主要的 JAR 和 FAR 的取证和运行规定，引导出有关限制的建 立。为了便于理解，规章方面的文章加上了引号，以便澄清所述的内容。在这 种情况下，文本用斜体，并向读者明确指出所用的参考文献。? 运行方面：描述运行方法、飞机计算机逻辑、飞行程序、飞行员的动作……1 2JAR：联合适航要求出自被称为联合航空当局（JAA）的欧洲当局 FAR： 联邦航空条例出自被称为联邦航空管理局（FAA）的美国当局10掌握飞机的性能概述A. 概述1. 国际标准大气(ISA)1.1. 标准大气模型的建立大气是指地球周围的大气层。在世界的不同地区，其特点是不同的。为此，需要 采用一组平均的条件，即：国际标准大气 (ISA)。 1.1.1. 温度模型的建立 下图(图 A1) 解释了标准大气中温度的变化：高度(ft)
1°C -60 -40 (km)12 10 8 6 4 2 15°C 20图 A1： ISA 温度同温层 对流层顶 = 36089 ft亚音速喷气机 运输巡航 高度层对流层海平面 40 60温度(°C)国际标准的基础是海平面温度 15°C，气压 1013.25 hPa1。海平面空气标准密度 为 1.225 kg/m3。11013.25 hPa 等于 29.92 ‘in Hg。 ‘hPa’ 表示百帕， ‘in Hg’ 表示英寸汞柱。11概述掌握飞机的性能在对流层顶以下，温度以恒定的速率-6.5°C/1000 米 或 -1.98°C/1000 英尺随着高 度变化。标准的对流层顶的高度为 11,000 米或 36,089 英尺。 从对流层顶向上，温度保持恒定的-56.5°C。 因此，在 ISA 模型中被认为是理想气体的空气具有以下特性： ? 在平均海平面 (MSL)： ISA 温度 = T0 = +15°C = 288.15 K ? 在 MSL 以上对流层顶以下 (36,089 英尺)： ISA 温度 (?C) = T0 - 1.98 x [高度(英尺)/1000] 为了快速确定在给定高度的标准温度，可以使用以下的近似公式： ISA 温度 (?C) = 15 - 2 x[高度(英尺)/1000] ? 在对流层顶之上 (36，089 英尺)： ISA 温度 = -56.5?C = 216.5 K 这个 ISA 模型作为一个基准，用于比较真实大气条件和相应的发动机/飞机性能。 因此，在给定的高度，大气条件被表达为 ISA +/- ?ISA 。 例如： 让我们考虑以下条件的飞行： 高度 = 33,000 英尺 实际温度 = -41?C 在 33,000 英尺的标准温度为：ISA = 15 - 2 x 33 = -51?C， 而实际温度为 -41?C，即：比标准温度高 10?C。 结论：飞行条件为 ISA+10。12掌握飞机的性能概述1.1.2. 气压模型的建立 为了计算给定高度条件下的标准的压力 P，我们进行以下假设：? 对应高度，温度是标准的。 ? 空气是理想气体。通过测量气压得到的高度被称为气压高度（ PA），可以建立一个标准 (ISA) 表格 (表 A1)。Zp PA PRESSURE ALTITUDE 气压高度 (ft) (km)4000012Zp f(p) PA== f(P)10 00 6 4 10000 2ISA tableP200 300 500 850 1013.25(hPa)图 A2：气压高度与气压的函数关系压力 (hPa) 200 250 300 500 850 1013气压高度 (PA) (英尺) (米)
0FL= PA/100 390 340 300 180 50 0表 A1：用表格表示的气压高度值示例13概述掌握飞机的性能假定一个体积的气体处于静平衡，其气体状态方程为： dP = ρgdh 其中ρ = 高度 h 的空气密度 g= 重力加速度 (9.80665 m/s2) dh = 体积单位的高 dP = 对应 dh 的压力变量理想气体方程为：Pρ其中 结果：= RTR = 通用气体常数 (287.053 J/kg/K)在平均海平面 (MSL)： P0 = 1013.25 hPa ? 高于 MSL 但低于对流层顶 (36,089 英尺)：0 α αR P = P0 (1 ? h) T0g其中 P0 = 1013.25 hPa (海平面的标准气压) T0 = 288 .15 K (海平面的标准温度) α = 0.0065 ?C/mg0 = 9.80665 m/s2 R = 287.053 J/kg/K h = 高度 (m)注： 在低空，气压每降低 1 hPa，气压高度大约增加 28 英尺。? 在对流层顶以上 (36,089 英尺)：P = P1e? g 0 ( h ?h1 ) RT1其中 P1 = 226.32 hPa (在 11,000 米的标准气压) T1 = 216.65 K (在 11,000 米的标准温度)14掌握飞机的性能概述h1 = 11，000 m g0 = 9.80665 m/s2 R = 287.053 J/kg/K h = 高度 (米) 1.1.3. 密度模型的建立 为了计算给定高度上的标准密度 ρ 空气被假设为理想气体。因此，在给定高度， 可以按以下方法获得标准密度ρ (kg/m3) ：P RTρ=其中R = 通用气体常数 (287.053 J/kg/K) P 以百帕为单位 T 为开氏温度在平均海平面(MSL)： ρ0 = 1.225 kg/m31.2. 国际标准大气 (ISA)表可以按以下表 A2 的方式，按高度提供国际标准大气的参数（温度、压力、密 度）：15概述掌握飞机的性能压力 高度 (英尺) 温度 (°C)hPa PSI In.Hg压力比 δ = P/Po密度 σ = ρ /ρ o音速 (kt)高度 (米)40 000 39 000 38 000 37 000 36 000 35 000 34 000 33 000 32 000 31 000 30 000 29 000 28 000 27 000 26 000 25 000 24 000 23 000 22 000 21 000 20 000 19 000 18 000 17 000 16 000 15 000 14 000 13 000 12 000 11 000 10 000 9 000 8 000 7 000 6 000 5 000 4 000 3 000 2 000 1 000 0 - 1 000- 56.5 - 56.5 - 56.5 - 56.5 - 56.3 - 54.3 - 52.4 - 50.4 - 48.4 - 46.4 - 44.4 - 42.5 - 40.5 - 38.5 - 36.5 - 34.5 - 32.5 - 30.6 - 28.6 - 26.6 - 24.6 - 22.6 - 20.7 - 18.7 - 16.7 - 14.7 - 12.7 - 10.8 - 8.8 - 6.8 - 4.8 - 2.8 - 0.8 + 1.1 + 3.1 + 5.1 + 7.1 + 9.1 + 11.0 + 13.0 + 15.0 + 17.0188 197 206 217 227 238 250 262 274 287 301 315 329 344 360 376 393 410 428 446 466 485 506 527 549 572 595 619 644 670 697 724 753 782 812 843 875 908 942 977 2.72 2.58 2.99 3.14 3.30 3.46 3.63 3.80 3.98 4.17 4.36 4.57 4.78 4.99 5.22 5.45 5.70 5.95 6.21 6.47 6.75 7.04 7.34 7.65 7.97 8.29 8.63 8.99 9.35 9.72 10.10 10.51 10.92 11.34 11.78 12.23 12.69 13.17 13.67 14.17 14.70 15.235.54 5.81 6.10 6.40 6.71 7.04 7.38 7.74 8.11 8.49 8.89 9.30 9.73 10.17 10.63 11.10 11.60 12.11 12.64 13.18 13.75 14.34 14.94 15.57 16.22 16.89 17.58 18.29 19.03 19.79 20.58 21.39 22.22 23.09 23.98 24.90 25.84 26.82 27.82 28.86 29.92 31.020.2 0.8 0.3 0.6 0.7 0.7 0.8 0.1 0.6 0.6 0.1 0.3 0.3 0.3 0.4 0.8 0.6 0.0 0.2 0.4 1.60.3 0.4 0.9 0.5 0.5 0.1 0.3 0.1 0.6 0.0 0.1 0.2 0.2 0.3 0.6 0.0 0.6 0.7 0.1 0.1 1.5573 573 573 573 573 576 579 581 584 586 589 591 594 597 599 602 604 607 609 611 614 616 619 621 624 626 628 631 633 636 638 640 643 645 647 650 652 654 656 659 661 66412 192 11 887 11 582 11 278 10 973 10 668 10 363 10 058 9 754 9 449 9 144 8 839 8 534 8 230 7 925 7 620 7 315 7 010 6 706 6 401 6 096 5 791 5 406 5 182 4 877 4 572 4 267 3 962 3 658 3 353 3 048 2 743 2 438 2 134 1 829 1 524 1 219 914 610 305 0 - 305表 A2：国际标准大气 (ISA)16掌握飞机的性能概述2. 高度测量原理2.1. 概述高度表（图 A4）就是气压计，它按照标准气压和温度法则进行校准。环境大气压 力是高度表使用的唯一的输入参数。气压高度 PR ESSU RE ALTITUDE PA PAZpZp = f(P) PA = f(P)ISA tablePA Zp ambam bPA Zp setsetZi IAP1013.25PambPset(hPa)图 A3：环境压力和压力调定图 A4： PFD 上的高度表功能假定处于标准条件，“指示高度”（IA）是以下两个气压面之间的垂直距离（图 A3）。? ?测量环境压力的气压面（飞机的实际位置），以及 基准气压面，它对应的是由飞行员通过高度表的压力调定旋钮所选择的设定。IA = f(P 环境) - f(P 调定) IA = PA 环境 - PA 调定17概述掌握飞机的性能2.2. 定义QNHQFE1013高度无线电高度(AAL)高高度层QFE 调定 QNH 调定 标准气压调定： 1013.25 hPa图 A5： QNH 和气压高度压力调定和指示高度朝同一个方向运动：只要增加压力调定值，就会导致相应指 示高度（IA）的增加。 高度测量的目的在于确保飞机相对地面以及飞机之间的相对余度。为此，通过高 度表压力调定旋钮（图 A5）可以选择不同的运行压力调定值。? QFE 是机场基准点的压力。在设定 QFE 时，高度表指示的是高于机 场基准点的高度（若温度是标准的）。注：空客飞机通常提供选择 QFE 的选项。? QNH 是平均海平面压力。 QNH 的计算是通过测量机场基准点的压力，然后按照标准压力的法则，换算到平均海平面.在使用 QNH 调定值时，高 度表指示高于平均海平面的高度（若温度是标准的）。结果，在 ISA 条件下， 在机场平面，高度表指示地形的测量高度。? Standard（标准）对应的是 1013 hPa.在使用标准设定值时，高度表指示的是高于 1013 hPa 等压面（若温度是标准的）的高度。其目的在于在摆 脱了局部压力变化后，在整个飞行中提供飞机的垂直间隔.起飞后，在穿越被称 为过渡高度的基准高度后，选择标准调定值。18掌握飞机的性能概述? 飞行高度层对应的是用英尺表示的指示高度在除以 100 后得到的数值，其前提是选择了标准调定值。? 过渡高度是一个指示高度，在它之上，机组必须选择标准调定值。 ? 过渡高度层是过渡高度以上的第一个可用的飞行高度层。在爬升时，在过渡高度时进行 QNH 调定值和标准调定值之间的转换；若在下降 时，则在过渡高度层进行（图 A6）。起飞 爬升1013进近下降1013过渡高度过渡高度层QNH海平面QNHQNH1013 hPa图 A6：过渡高度和过渡高度层过渡高度通常在标准仪表离场（SID）图上给出，而过渡高度层则通常由空中交通 管制（ATC）给出。19概述掌握飞机的性能2.3. 高度表调定和温度的影响当高度表调定值为 1013 hPa 时，真实高度很少与指示高度相等.这主要是由于海平 面的压力通常不是 1013 hPa，及/或温度不等于 ISA。 2.3.1. 高度表调定的修正 在 ISA 温度条件和标准气压调定值下，若已知当地的 QNH，则飞机的真实高度可以 从指示高度获得。真实高度 = 指示高度 + 28 x (QNH [hPa] - 1013)2.3.2. 温度的修正 在给定的指示高度飞行时，真实高度随温度增加而增加（图 A7）。真实高度和指示 高度之间的关系可以用下面的公式近似表示：TA = IAT TISATA = 真实高度 IA = 指示高度 T = 实际温度（开氏） TISA = 标准温度（开氏） 本手册附录 1 提供有例子。20掌握飞机的性能概述ISA+ ?ISA1013TA & IAISA1013TA = IAISA - ?ISA1013TA & IA在恒定的指示高度(IA)，当空气静温 （SAT） 时，真实高度（TA） .图 A7：在恒定的指示高度上温度对真实高度的影响结论：温度越高，你飞得越高 温度越低，你飞得越低.在温度很低的条件下执行离场或进场程序时，温度修正是重要的。为此，在 FCOM 中提供了下表（表 A3）：21概述掌握飞机的性能表 A3：按温度进行的真高修正22掌握飞机的性能概述3. 操作速度操作飞机时使用了不同类型的速度。有些速度使飞行机组能够在相对临界区域保 持一些余度的同时对飞行进行管理，而有些速度则主要用于导航和性能优化的目的。这 就是为什么要在下面的小节中回顾航空领域所使用的一些速度类型。3.1. 校准空速 (CAS)校准空速(CAS)是通过总压 (Pt) 和静压 (Ps)的差值获得的。这个差值被称为动压 (q)。由于无法直接测量动压，因而通过两个探头来获得（图 A8）。 q = Pt - Ps静压探头(备用+ 副驾驶+ 机长)另一侧对称安装, 以避免侧滑误差皮 托 管 (备 ) 用+ 机 长 副驾驶的在另一侧图 A8： 皮托管和静压探头为了获得总压 Pt，通过面向前方的管子来阻止气流，这个管子被称为皮托管，用 于测量冲击压力（图 A9）。这个压力的测量考虑了给定飞行高度的环境压力（静态方 面）和飞机的运动（动态方面）。 静压 Ps 是通过一系列的垂直于气流的对称的静压探头来测量的。这个测量结果表 示的是给定飞行高度的环境压力（静态方面）。CAS = f (Pt-Ps) = f (q) 在爬升阶段保持恒定的 CAS 可以保持空气动力效应与在海平面时一样，结果，可 以消除速度的变化。23概述掌握飞机的性能总压传感器: Pt静压口Ps Pi Ps 0气流CAS 动压: q = Pt - PS 静压: PS图 A9： CAS 的确定过程3.2. 指示空速 (IAS)指示空速(IAS)是由空速指示器指示的速度。不管是什么飞行条件，若压力的测量 是准确的，则 IAS 应该理想地等于 CAS。尽管如此，取决于飞机的迎角、襟翼形态、近 地情况（是否有地效）、风向和其他影响参数，会有一些测量误差，主要是静压。这就 导致 CAS 和 IAS 值之间有小的差异。这个差异被称为仪表修正或天线误差 (Ki)。 IAS = CAS + Ki3.3. 真空速 (TAS)飞行中的飞机在气团中运动，而气团本身也在相对地球运动.真空速(TAS)表示的 是飞机在一个与这个气团相关的运动的基准系统中的速度，或者简单地说成飞机在气流 中的速度。它可以利用空气密度(ρ)和压缩性修正值(K)从 CAS 中获得。 TAS =( ρo/ρ )K CAS3.4. 地速 (GS)地速（GS）代表的是飞机在固定地面基准系统中的速度。它等于修正了风分量后 的 TAS（图 A10）。地速 = 真空速 + 风修正24掌握飞机的性能概述风 GS GS = 地速 DA = 偏流角 TAS = 真空速图 A10：地速和偏流角TAS DA3.5. 马赫数马赫数是 TAS 和音速之间的比值。M=其中 TAS = 真空速 a = 在当时飞行高度的音速用海里/小时为单位表示的音速为：TAS aa(kt) = 39 SAT(K)其中 SAT = 以开氏温度计量的空气静温 (环境温度)音速只取决于温度。结果，马赫数可以被表达如下：M=TAS (kt) 39 273 + SAT( ° C)在 对 流 层 中 以 给 定 的 马 赫 数 飞 行 ： 当 气 压 高 度 增 加 时 ， SAT 减 小 ， 真 空 速（TAS）也减小。或：越高 ? 越慢25概述掌握飞机的性能分别由飞机皮托管和静压探头测量的 Pt 和 Ps 也用于计算马赫数。因此，? Pt ? Ps ? ?q? M = f? ? P ? ? = f? ?P ? ? s ? ? ? s?现代飞机导航显示器上显示的 TAS 通常从马赫数获得。TAS ( Kt ) = 39 M 273 + SAT ( C )3.6. 真空速 (TAS)的变化FL450 400 350 300 250 200 150 100 50 200对流层顶iso Mach 0.78交叉高度iso CAS 300250 300 350 400 450 500TAS (kt)图 A11：真空速的变化--爬升剖面 300 Kt / M0.78以上图形 ( 图 A11) 解释了在以恒定的 CAS （ 300 海里 / 小时）和恒定的马赫数 （M0.78）爬升时 TAS 相对气压高度的变化情况。 给定的 CAS 等于给定的马赫数的高度被称为交叉高度。26掌握飞机的性能概述4. 飞行力学当飞机以恒定的速度平飞时，阻力必须和发动机的推力平衡。 一般而言，当发动机的推力大于阻力时，飞机可以使用其剩余推力进行加速和/或 上升。另一方面，当推力不足以补偿阻力时，飞机则被迫减速和/或下降。 在空中，飞机承受 4 个力：推力、阻力、升力和重力。若飞机处于稳定平飞，可 以获得以下等式（图 A12）： ? 稳定平飞的推力(T) 等于阻力(D = ? ρ S V2 CD)。 ? 重力 (mg) 等于升力 (L = ? ρ S V2 CL)。升力推力阻力重力= mg图 A12：稳定平飞时的力平衡4.1.1.1. 标准升力方程重力 = mg = ? ρ S (TAS)2 CL 其中m = 飞机质量 g = 重力加速度 ρ = 空气密度 S = 机翼面积 CL = 升力系数(1)升力系数 CL 是迎角 (α)、马赫数 (M)和飞机形态的函数。27概述掌握飞机的性能4.1.1.2. 标准阻力方程推力 = ? ρ S (TAS)2 CD 其中 CD = 阻力系数(2)阻力系数 CD 是迎角 (α)、马赫数 (M)和飞机形态的函数。4.1.1.3. 其他公式?作为马赫数的函数：升力和阻力方程可以用马赫数 M 表达。结果，方程变为： 重量 = 0.7 PS S M2 CL 推力 = 0.7 PS S M2 CD 其中 Ps = 静压(3) (4)?作为 P0 的函数：压力比 δ 被引入升力和阻力公式：δ =Ps P0(5)其中 P0 = 海平面的压力 Ps = 飞行高度层的压力 因此，以下方程与气压高度无关重力δ推力= 0.7P0 SM 2 C L = 0.7P0 SM 2 C D(6) (7)δ28掌握飞机的性能飞机的限制B. 飞机的限制1. 飞行限制在飞行过程中，机体必须承受由发动机、空气动力载荷和惯性力等产生的力。在 静止的空气中，当飞机做机动动作时，或在空中遇到气流时，过载系数(n)出现并因此增 加飞机的载荷。这就是为什么要确定最大重量和最大速度。1.1. 限制过载系数JAR 25.301 分部 C JAR 25.303 分部 C JAR 25.305 分部 C JAR 25.307 分部 C JAR 25.321 分部 C JAR 25.1531 分部 G FAR 25.301 FAR 25.303 FAR 25.305 FAR 25.307 FAR 25.321 FAR 25.1531分部 C 分部 C 分部 C 分部 C 分部 C 分部 G“JAR/FAR 25.301 载荷 (a) 强度要求是用限制载荷（预计使用中的最大载荷）和极限载荷（限制载荷乘以预先确定的安全系数）来规定的。除非另有提供，否则预先确定的载荷就是限制载荷”。“JAR/FAR 25.321 飞行载荷 (a) 飞行过载系数表示的是空气动力分量（垂直作用在假定的飞机纵轴上）与飞机重力的 比。正的过载系数是气动力相对飞机向上作用时的情况。” nz =升力 重力除了升力等于重力且 nz=1 (例如直线平飞)时之外，飞机的表现重力不等于真实重 力 (mg)： 表现重力 = nz.m.g = 升力 在某些情况下，过载系数大于 1（转弯、改变状态、紊流）。在其他情况下，它 可能小于 1（扰流）。飞机结构的设计很明显要能够抵抗这些过载系数，一直要达到条 例规定的极限水平。结果，就要定义过载系数限制，以便飞机能够在这些限制范围内运 行而又不会使其结构承受永久性变形。导致结构破裂的极限载荷通常是限制过载系数的 1.5 倍。29飞机的限制掌握飞机的性能“JAR/FAR 25.1531 机动飞行的过载系数 必须建立不超过按照 25.333 (b) 节的机动图表确定的正的限制过载系数的过载系数限 制。”对于所有的空客机型，飞行机动载荷加速限制如下： 光洁形态……………………… -1g ≤ n ≤ +2.5g 缝翼放出………………………. 0g ≤ n ≤ +2g1.2. 最大速度JAR 25.1501 分部 G FAR 25.1501 分部 G“JAR/FAR 25.1501 概述 (a) 必须建立 25.1503 至 25.1533 节中规定的每项操作限制和安全运行所需的其他限制 和信息。” JAR 25.1503 JAR 25.1505 JAR 25.1507 JAR 25.1511 JAR 25.1515 JAR 25.1517分部 G 分部 G 分部 G 分部 G 分部 G 分部 GFAR 25.1503 FAR 25.1505 FAR 25.1507 FAR 25. 1511 FAR 25.1515 FAR 25.1517分部 G 分部 G 分部 G 分部 G 分部 G 分部 G“JAR/FAR 25.1503 空速限制： 概述当空速限制是重量、重量分布、高度或马赫数的函数时，必须建立对应这些因素的每个 关键组合的限制。”30掌握飞机的性能飞机的限制操作限制速度定义JAR / FAR 25.1505 分部 GA320-200 速度值示例VMO/MMO 最大操作限制 速度VMO 或 MMO 是在任何飞行阶段（爬升、巡航 VMO = 350 kt (IAS) MMO = M0.82 或下降）都不能故意超过的速度。 JAR / FAR 25.1511 分部 GVFE 襟翼放出的速 度必须建立 VFE ，以免超过设计的襟翼速度。形态 1 形态 1+F 形态 2 形态 3 形态 ULL230 kt 215 kt 200 kt 185 kt 177 ktJAR / FAR 25.1515 分部 GVLO / VLE 起落架速度VLO RET (起落架操作： VLO： 起落架操作速度 VLO 不能超过安全收放起落架的速度。若放轮 收轮) 220 kt (IAS) 速度与收轮速度不同，则必须将它们分别指定 为 VLO(EXT) 和 VLO(RET) 。 VLO EXT (起落架操作： 放轮) JAR / FAR 25.1515 分部 G 250 kt (IAS)VLE： 带轮飞行速度 VLE (l 轮放下) VLE 不能超过起落架在完全放下锁定位时的安 280 kt / M 0.67 全飞行速度。1.3. 最小速度1.3.1. 地面的最小控制速度： VMCGJAR 25.149 分部 B FAR 25.149 分部 B“JAR/FAR 25.149 最小控制速度 (e) VMCG ， 地面最小控制速度， 是起飞滑跑时的校准空速，在这个速度，当关键发动机突然不工作时，仅靠主要空气动力控制就可以对飞机保持控制（不用前轮转弯），使用 正常驾驶技术就可以安全起飞.。31飞机的限制掌握飞机的性能在确定 VMCG 时，假设所有发动机都工作时飞机的加速航迹是沿着跑道中心线的，其航迹 从一台关键发动机不工作开始时的点到方向恢复到与跑道中心线平行的点之间，横侧偏 离跑道中心线的距离在任何一个点都不超过 30 英尺。”发动机故障Vmcg确定 V M CG: 横侧偏差小于 30 英尺图 B1： VMCG“确定 VMCG 时，要求： ? 飞机处于各个起飞形态或者由申请人确定采用最严重的起飞形态； ? 工作的发动机处于最大起飞功率或推力； ? 重心处于最不利的位置； ? 飞机处于起飞配平位置；且， ? 重量是起飞重量范围内最不利的重量。”1.3.2. 空中的最小控制速度： VMCAJAR 25.149 分部 B FAR 25.149 分部 B“JAR/FAR 25.149 最小控制速度 (b) VMC[A] 是校准空速，在这个速度，当一台关键发动机突然不工作时，在该发动机保持 不工作的状态下，仍能够保持飞机的控制，并且可以利用不大于 5 度的坡度角保持飞机平直飞行。(c)即使下列情况下，VMC[A] 也不能超过 1.2 VS ： ? 发动机处于最大可用起飞功率或推力； ? 重心处于最不利的位置； ? 飞机处于起飞配平位置； ? 最大海平面起飞重量；32掌握飞机的性能飞机的限制?除了起落架收上外，离地后，飞机处于飞行航迹上存在的最严重的起飞形态； 且， ? 飞机已离地，地效可忽略不计。(d) 在改出过程中，飞机不会出现危险的姿态或需要特别的驾驶技术、警惕或力量来防止 航向变化超过 20 度。”最大 5°航向变化 ≤ 20?图 B2： VMCA1.3.3. 进近及着陆期间的最小控制速度： VMCLJAR 25.149 分部 B FAR 25.149 分部 B“JAR/FAR 25.149 最小控制速度 (f) VMCL， 所有发动机都工作时进近和着陆的最小控制速度，是校准空速。在这个速度，当关键发动机突然不工作时，仍可以利用工作的发动机对飞机保持控制，并且可以以不 大于 5?的坡度角保持飞机平直飞行。必须按下列条件确定 VMCL ： ? 飞机处于所有发动机都工作时进近和着陆的最严重的形态（或由申请人确定， 采用各个形态）； ? 重心处于最不利的位置； ? 飞机处于所有发动机都工作的进近配平位置； ? 最不利的重量，或，由申请人确定，取一个重量的函数 ? 工作的发动机设定为复飞推力(g) 对于有三台或四台发动机的飞机，VMCL-2， 一台关键发动机不工作时进近和着陆时的最小控制速度是校准空速，在这个速度上，当第二台发动机突然不工作时，在两台发动 机不工作时，仍然能够保持对飞机的控制，并且可以利用不大于 5 度的侧滑角保持飞机 平直飞行。确定 VMCL-2 时所用的条件与[确定 VMCL 时相同，除了]： ? 飞机按一台关键发动机不工作时进近进行配平；33飞机的限制掌握飞机的性能? ?当一台关键发动机不工作时，工作发动机的推力需要保持 3 度的进近航迹。 在第二台关键发动机不工作后，工作发动机的推力立即快速改变，从[原来]的 推力变为： - 最小推力 [然后] - 复飞推力设定值(h) 在验证 VMCL 和 VMCL-2 时……必须有足够的横侧控制使飞机从开始的稳定平直飞行状 态以 20 度的坡度滚转，在不超过 5 秒钟的时间内，开始向不工作发动机的反方向转 弯。”20 最大 5 度平直飞行在 5 秒内向好发方向转弯图 B3： VMCL 和 VMCL-21.3.4. 最小离地速度： VMUJAR 25.107 分部 B FAR 25.107 分部 B“JAR/FAR 25.107 起飞速度 (d) VMU 是校准空速，当等于或高于它时，飞机可以安全离开地面并继续起飞……”在试飞验证时，在低速时(80 - 100 kt)，飞行员带杆到操纵面空气动力效率的极限 位置。飞机慢慢抬前轮到一个获得最大升力系数的迎角，或者，对于受几何形状限制的 飞机，抬前轮至机尾擦跑道（机尾装有防擦保护装置）。然后，保持俯仰直至飞机离地 （图 B4)。 必须确定两个最小离地速度并要通过试飞验证： - 所有发动机都工作时： VMU (N) - 一台发动机不工作时： VMU (N-1) 在一台发动机不工作的情况下，VMU (N-1) 必须确保安全的横侧控制，以防止发动机 擦地。 结果 ：VMU (N) ≤ VMU (N-1)34掌握飞机的性能飞机的限制图 B4： VMU 的验证（几何外形受限制的飞机)1.3.5. 失速速度随着迎角的增加，流过机翼的空气速度将增加，这样，空气压力降低，升力系数 增加。 ? 空气压力 迎角机翼上的空气速度? 升力系数因此，升力系数随迎角的增加而增加。在恒定的高度飞行时，升力系数的增加表 示所需地速的减小。诚然，升力必须要平衡飞机的重力，这个重力在给定的时间里可以 被认为是恒定的。 迎角CL重力 = ? ρ S (TAS)2 CL = 常数 ρ = 常数 S = 常数 升力 = 常数CLTAS速度不能低于一个最小值.超过某个迎角后，气流开始从翼型上分离（图 B5）。V图 B5：气流分离35飞机的限制掌握飞机的性能图 B6 表明，升力系数增加到增加到最大升力系数(CLmax)，并在迎角增加超过某 个值时，突然减小。 这个现象叫作失速，可以确定两个速度： - VS1g，对应最大升力系数（即：在升力即将减小之前）。在这个时刻，过载系数 仍然等于 1（JAR25 参考失速速度）。 - VS，对应常规失速（即：当升力开始快速减小时）。在这个时刻，过载系数总是 小于 1（FAR 参考失速速度）。CL CL MAXn = 1g n & 1g失速区 (n ≤ 1g)迎角 VS1g VS CAS图 B6： CL 对迎角JAR 25.103 分部 B “JAR 25.103 失速速度 (a) 参考失速速度 VSR 是由申请人确定的校准空速。VSR 不能小于 1-g 的失速速度。 VSR的表达式为：VSR ≥ VCLMAX n zw其中：VCLMAX = [最大升力系数的速度，即： VS1g] nzw =在 VCLMAX 时飞行航迹的正常过载系数。 JAR 25 的第 15 次修改( 2000 年 10 月)引入了参考失速速度 VSR 的 注解，它与 Vs1g 相同。 在 JAR 25 以前的版本中，提供了 VS 与 VS1g 的直接关系，以便确保按 Vs 取 证的机型和按 VS1g.取证的机型间的连续性。36掌握飞机的性能飞机的限制在 JAR 中，Vs 和 Vs1g 的关系被表达为：VS = 0.94 x VS1g例如（参看“起飞”一章）： 对于按 VS 取证的机型（A300/A310)， V2min = 1.2 VS ? 对于按 VS1g 取证的机型（电传操纵飞机）， V2min = 1.13 VS1g ? 重要： 在空客的运行文件以及本书中，VSR 被称为 VS1g。FAR 25.103 分部 B “FAR 25.103 失速速度 (a) VS 是校准的失速速度或以海里/小时为单位的最小稳定飞行速度，在这个速度上，在 失速速度时零推力，或[……]发动机在慢车时，飞机可以控制”。 FAR 25 根本没有参考 1-g 的失速速度要求。尽管如此，空客的电传操纵飞机得到 了 FAA 的批准，在一些特殊条件下，可以与 JAA 批准的一样，用 VS1g 作为参考失速速 度。2. 最大结构重量JAR 25.25 分部 B JAR 25.473 分部 C JAR-OPS 1.607 分部 J FAR 25.25 分部 B FAR 25.473 分部 C AC 120-27C2.1. 飞机重量的 定义 ? 制造厂家的空重(MEW)：结构、动力装置、装备、系统和其他被看作是飞机整体的设备项目的重量。它实质上是个“干”重量，只包括封闭系统中的液体 （例如：液压油）。 ? 使用空重(OEW)：制造厂家的空重加上营运人的项目，即：飞行机组和乘务组 及他们的行李、不可用的燃油、发动机滑油、应急设备、厕所化学洗液、厨房 结构、配餐设备、座椅、资料等…… ? 干操作重量(DOW)：适合特定飞行的飞机的总重，但不包括所有可用的燃油和 商载。使用空重加上该类飞行的特殊项目，即：配餐、报纸、配餐设备等……37飞机的限制掌握飞机的性能? 零油重量(ZFW)： 总商载（商载包括货物、旅客和旅客的行李）与干操作重量之和。 ? 着陆重量 (LW)： 目的地机场着陆时的重量。它等于零油重量加上储备油。 ? 起飞重量 (TOW)： 在出发机场起飞时的重量.它等于目的地的着陆重量加上航 程油（航程所需的油）、或零油重量加上起飞油量（在松刹车点要求的油量， 包括储备油）。TOW = DOW + 商载 + 储备油 + 航程油 LW = DOW + 商载 + 储备油 ZFW = DOW + 商载图 B7 展示了条例规定的不同的飞机重量：重量滑行油航程油滑行重量 起飞重量 (TOW)着陆重量 (LW) 储备油 零油重量 (ZFW)总商载干操作重量 (DOW) 配餐 报纸 使用空重 (OEW) 客舱设备 机组 制造厂家的空重 (MEW) 动力装置 系统结构图 B7：飞机的重量38掌握飞机的性能飞机的限制2.2. 最大结构起飞重量 (MTOW)起飞重量(TOW)一定不能超过最大结构起飞重量(MTOW)。MTOW 是按照空中结 构抗荷标准、垂直速度等于-1.83 米/秒 (-360 英尺/分)着陆冲击时起落架和结构的抗荷标 准确定的。2.3. 最大结构着陆重量 (MLW)着陆重量（LW）受到垂直速度等于-3.05 米/秒 (-600 英尺/分)着陆冲击时的载荷 限制。这个限制就是最大结构着陆重量(MLW)。着陆重量必须符合下面的关系式实际 LW = TOW C 航程油 ≤ MLW 或 实际 TOW ≤ MLW + 航程油2.4. 最大结构零油重量 (MZFW)当机翼中的燃油量最小时，作用在翼根的弯矩最大（见图 B8）。在空中，机翼中 的油量 mWF 减少。结果，当油箱中没有燃油时，需要限制重量。这个限制值被称为最大 零油重量 (MZFW)。L 2L 2L 2L 2mWFgmWFgmg图 B8：由于燃油的重量减小了机翼的弯矩mg因此，此限制被规定为： 实际 ZFW ≤ MZFW 起飞燃油是航程油和储备油的和结果： 实际 TOW ≤ MZFW + 起飞油39飞机的限制掌握飞机的性能2.5. 最大结构滑行重量 (MTW)最大滑行重量(MTW)受到减震器上应力以及在地面转弯期间可能受到的弯矩的限 制。 尽管如此，MTW 通常并不是一个限制因素，它是用 MTOW 规定的，这样：MTW C 滑行油& MTOW3. 最小结构重量JAR 25.25 分部 B FAR 25.25 分部 B最小重量是由申请人选择的最低重量，且这个重量可以满足各种加载条件和 JAR/FAR25 部的适用的飞行要求。 通常而言，在确定最小结构重量时，阵风和紊流载荷属于考虑的范围。4. 环境包线JAR 25.1527 分部 G “JAR/FAR 25.1527 FAR 25.1527 分部 G必须根据飞行、结构、动力装置、功能或设备特性建立环境温度极限和允许运行的高 度。”这个决定的结果，就是所谓的环境包线，它规定了气压高度和温度限制。在这个 包线内，飞机的性能得到确认且飞机系统满足取证要求。 下图 (B9)是 A320 环境包线的例子，公布在飞行机组操作手册（FCOM）中。40掌握飞机的性能飞机的限制图 B9： A320 的环境包线5. 发动机的限制5.1. 推力调定及 EGT 限制JAR 25.1521 分部 G FAR 25.1521 分部 G发动机限制的主要原因是排气温度（EGT）的限制（图 B10）。图 B10：发动机的限制41飞机的限制掌握飞机的性能- 起飞 (TOGA) 推力表示的是起飞的最大可用推力。取证的最大时间：在起飞发生 发动机故障时为 10 分钟，所有发动机都工作时为 5 分钟。 - 复飞 (TOGA) 推力是复飞时的最大可用推力。时间限制与起飞时相同。 - 最大连续推力 (MCT) 是可以在空中无限使用的最大推力。在发动机故障时必须 选择，因为受到时间限制 TOGA 不再可用。 - 爬升(CL)推力表示从爬升阶段至达到巡航高度层间的最低可用推力。注意，最 大爬升推力大于巡航阶段的最大可用巡航推力。5.2. 起飞推力限制图 B11 展示了对于给定型号的发动机，气压高度和外界大气温度对最大起飞推力 的影响。 在给定的气压高度上，当温度低于所谓的基准温度(Tref)或平推力温度时，它对发 动机的起飞推力没有影响。高于基准温度，发动机的推力受到排气温度（ EGT ）的限 制。结果，可用推力随温度上升而减小。 另一方面，在给定的温度下，气压高度的增加将导致可用起飞推力的降低。推力 (daN)
1 0 5Tref(T ref 取决于发动机型号)Tref (PA = 0)PA = 0 ft PA = 2000 ft PA = 8000 ftOAT(°C)10 15 20 25 30 35 40图 B11：对于给定型号的发动机 TOGA 推力与 OAT 和 PA 的关系42掌握飞机的性能起飞C. 起飞1. 引言机组总是应该考虑到在起飞时出现发动机故障的可能性，而且一旦发生这样的故 障，应该有恰当的手段来确定最安全的程序。地面加速抬前轮空中加速松刹车图 C1：：起飞剖面开始 抬前轮离地在起飞阶段，飞行员必须达到足够的速度和迎角条件来平衡飞机的升力和重力。 在地面加速阶段结束时，飞行员带杆开始抬前轮.在这个阶段，保持加速度并增大 迎角以获得更大的升力。地面效应逐渐减小直至离地。 如上所述，确定性能时必须考虑地面加速阶段可能出现发动机故障。对于按 FAR/JAR 取证的飞机，应该考虑最关键的发动机的故障。JAR 1.1 FAR 1.1“JAR/FAR 1.1 ： “关键发动机”指的是其故障会对飞机性能或操纵品质产生最恶劣影响 的发动机”，即：四发飞机的外侧发动机。43起飞掌握飞机的性能2. 起飞速度2.1. 操作起飞速度2.1.1. 发动机故障速度： VEFJAR 25.107 分部 B FAR 25.107 分部 B“JAR/FAR 25.107 (a)(1) VEF 是校准空速，在这个速度上，假定关键发动机故障。VEF 必须由申请人选择， 但不能小于 VMCG。”2.1.2. 决断速度： V1JAR 25.107 分部 B FAR 25.107 分部 BV1 是机组能够决定中断起飞的最大速度，并且可以保证将飞机停在跑道的限制范 围内。 “JAR/FAR 25.107 (a)(2) V1， 由校准空速表示，由申请人选择；不过，V1 不得小于 VEF 加上在加速--停止实验中，从关键发动机故障发生开始到飞行员发现故障并开始采取第一个措施动作（例 如：刹车、收油门、放减速板）期间的速度增加值”。V1 可以由申请人选择并假定发动机故障发生在 VEF。从发动机在 VEF 故障到飞行 员在 V1 时判断发现故障之间所考虑的时间为 1 秒钟。这样： VMCG ≤ VEF ≤ V144掌握飞机的性能起飞中断 起飞继续 起飞V1故障被识别 飞行员准备好 采取第一个刹车动作VEFV1? T= 识别时间 = 1s发动机 故障图 C2：决断速度这个速度由机组在飞行准备期间通过多功能控制和显示组件(MCDU)输入，在起飞 加速时，在主飞行显示器(PFD)的速度刻度带上用“1”表示(见图 C3)。V2V1图 C3： PFD 提供的信息45起飞掌握飞机的性能2.1.3. 抬轮速度： VRJAR 25.107 分部 B VR 是飞行员开始抬前轮的速度，正常抬轮速率约为 3° /秒。 “JAR/FAR 25.107 (e) VR， 以校准空速表示， […] 不得小于： ? V1， ? 105% 的 VMCA ? 能够保证在高于起飞表面 35 英尺之前就达到 V2 的速度；或 ? 以最大适用速率抬前轮可以达到[令人满意]的 VLOF 的速度。” VR 由机组在飞行准备时输入 MCDU。 VR ≥ 1.05 VMCA FAR 25.107 分部 B2.1.4. 离地速度： VLOFJAR 25.107 分部 B “JAR/FAR 25.107 (f) VLOF 是指飞机刚刚升空时的校准空速。” FAR 25.107 分部 B FAR AC 25-7A因此，它是升力克服重力的速度。“JAR/FAR 25.107 (e) […] 在所有发动机都工作的情况下，VLOF [一定]不得小于 110%的 VMU 且不得小于 105%的按一台发动机不工作的情况下的推重比确定的 VMU 。”条例考虑了几何外形受限制的或在大迎角时升降舵效率受限制的特殊飞机的情 况。 所谓的几何外形受限制的飞机是指在最大迎角时（机尾擦地，而起落架还在地面 上）也达不到最大升力系数的飞机.在这些情况下，可以按如下规定减小余度：“JAR 25.107 (只对 JAR 有效) (e) […] 在离地性能受到飞机的几何外形或升降舵的效率的限制时，在所有发动机都工作 时，余度可以放宽到 108%；一台发动机不工作时，可以放宽到 104%。”46掌握飞机的性能起飞“AC 25-7A (只对 FAR 有效)对余受几何外形限制的飞机，§ 25.107(e) 所要求的 110%的 VMU 可以被减小到从运行上 讲可以接受的 108%，但前提是几何形状受限制的飞机具有相当的适航性。”与大部分商用飞机一样，空客飞机一般来说是受几何形状限制的。对于这些飞 机，在下表 C1 中列出了 JAR 和 FAR 的不同之处：JARFAR VLOF ≥ 1.05 VMU (N-1) VLOF ≥ 1.08 VMU (N)几何外形限制VLOF ≥ 1.04 VMU (N-1) VLOF ≥ 1.08 VMU (N)空气动力限制VLOF ≥ 1.05 VMU (N-1) VLOF ≥ 1.10 VMU (N)表 C1： VLOF 限制2.1.5. 起飞爬升速度： V2JAR 25.107 分部 B FAR 25.107 分部 BV2 是在发动机发生故障时在高出跑道表面 35 英尺处必须达到的最小爬升速度。 “JAR/FAR 25.107 (b) V2min， 以校准空速表示，不得小于： ? 1.13 VSR1 (JAR) 或 1.2 VS (FAR)--对于以涡喷发动机为动力的 […] ? 1.10 倍的 VMCA (c) V2， 以校准空速表示，必须由申请人选择，至少应提供 JAR 25.121(b) 所要求的爬升梯度，但不得小于： ? V2及： ? VR 加上在起飞跑道表面上空达到 35 英尺之前获得的速度增量。”这个速度必须由机组在飞行准备时输入并将用洋红色三角显示在速度刻度上 ( 见 图 C3)。V2 ≥ 1.1 VMCA V2 ≥ 1.13 Vs1g (空客电传操纵飞机)2 V2 ≥ 1.2 Vs (其他空客机型)1 2VSR 是 1-g 的失速速度 VS1g (参见 “飞机限制”章节)。 空客的电传操纵飞机经 FAA 批准，在特殊条件下，可以使用 1-g 的参考失速速度。47起飞掌握飞机的性能2.2. 起飞速度限制2.2.1. 最大刹车能量速度： VMBE在中断起飞时，刹车必须吸收并耗散对应决断点的飞机动能 (1/2.TOW.V12) 的热 量。JAR 25.109 分部 B FAR 25.109 分部 B“JAR/FAR 25.109 (h) 为了演示最大刹车动能下的加速--停止距离，必须在每个飞机机轮刹车上使用剩余允 许磨损范围不超过 10%的刹车进行飞行实验。”刹车具有最大的吸收能力，一般称为最大刹车能量。为了进行取证，必须用磨损 的刹车（仅对后期增补 42）进行验证。结果，在给定重量下，可以实现全停的速度被限 制为最大值(VMBE)。这样，对于给定的起飞重量：V1 ≤ VMBE2.2.2. 最大轮胎速度： V 轮胎（TIRE）轮胎的制造厂家规定了可以达到的最大地速，以便限制可能损坏轮胎结构的离心 力和热量上升。这样：VLOF ≤ V 轮胎对于大部分的空客型号，V 轮胎 等于 195 海里/小时（地速）。2.3. 速度小结下图解释了取证速度(VS1G， VMCG， VMCA， VMU， VMBE， VTIRE)和起飞操作速度 (V1， VR， VLOF， V2)间的关系和规章方面的余度。48掌握飞机的性能起飞1.13 V S1g 1.1 VM CA 1.05 VM CA VM CGV2VRVM BE35 ftV1VEF1.08 V M U (N) 1.04 或 1.05 VM U (N-1)VLOFVTIRE图C4： 起飞速度小结以及与 V1，VR，VLOF 和 V2 相关的限制3. 跑道限制3.1. 起飞距离3.1.1. 有关条例的背景情况不同的空客机型在不同的时间进行了取证并符合不同的取证规则。当 FAA 颁布了 被称为“增补 25-42”的 FAR 第 25 部的增补条款后，发生了重大的变化。这项增补于 1978 年 3 月 1 日生效，修订了起飞性能标准并使它们更加严格。 总结起来看，增补 25-42 要求在考虑加速停止距离时，应考虑在 V1 速度后有 2 秒 钟的连续加速，而接下来才是飞行员采取任何将飞机停下来的动作。同时，它还引入了 对所有发动机都工作时的加速停止距离的注解。这样，对于在增补 25-42 生效后申请审 定的飞机来说，其加速停止距离就变长了。由于没有抵触，所以 A320 是第一个、也是 最后一个按这个标准取证的飞机。 尽管机型的审定是在不同的时间进行的，因而使用了不同的增补标准，但是两个 集团的飞机仍在生产并且在竞争销售，而且这些飞机也用于同样的航线。对于按照增补 25-42 的标准进行型号审定的飞机，尽管与其没有按照最新标准进行设计的竞争对手相 比，其起飞性能从安全角度来看要好些，但是在商载方面要付出代价。49起飞掌握飞机的性能适航标准掌握的不一致导致了不公平的国际贸易形势，影响到 A320 后续设计的 竞争性.在 1990 年 6 月的年会上，FAA 和 JAA 同意在不会严重影响安全的情况下，联合 评估当前的性能标准，以减少以上探讨的不公正情况。1992 年 3 月，JAA 颁布了 25B， D，G-244 号建议增补通知 (NPA) ：“加速停止距离和相关性能事项” ，随后，在 1993 年 7 月，FAA 颁布了 93-8 号规章制定建议通知(NPRM)。NPA 和 MPRM 中建议修改的规 定完全是一样的，也就是我们常说的后续增补 42。 总结起来看，NPA 244 和 NPRM 93-08 (后续增补 42) 建议在规定方面做以下修 改： 1 C 用以 V1 速度运动 2 秒钟的距离余量来代替 V1 以后 2 秒钟的连续加速。 2 C 在确定起飞必须可用的跑道长度时，需要考虑道面状况（干或湿）。 3 C 对于在着陆和中断起飞过程中对刹车吸收能量将飞机停下的能力，要求依据磨损到大 修极限的刹车。 在获得行业的反馈后，2000 年 10 月，NPA 244 被加入到 JAR25（更改 15）； 而在 1998 年 2 月， NPRM 93-08 被加入到 FAR 25 中(增补 25-92).以下小结中提供的定 义参照了最新的适航标准（即：后续增补 42）。 为了便于记忆，将空客机型的取证状态归纳如下： ? 先期增补 42 ： A300， A300-600， A310 ? 增补 25-42 ： A3201 ? 后续增补 ： A318， A319， A3201， A321， A330， A3403.1.2. 起飞距离 (TOD)JAR 25.113 分部 B FAR 25.113 分部 B对于给定的运行条件（温度、气压高度、重量等）：a) 干跑道上的起飞距离大于以下值：? TODN-1 干 = 从松刹车开始到飞机高于起飞表面上空 35 英尺所覆盖的距离， 假设关键发动机的故障在在 VEF 时发生，在 V1 时被判明。 ? 1.15 TODN 干 = 115% 的从松刹车开始到飞机高于起飞表面上空 35 英尺所 覆盖的距离，假设所有发动机都工作。1有些 A320 是按增补 25-42 取证的，而不是按后续增补 42。50掌握飞机的性能起飞TOD 干 = max of {TODN-1 干， 1.15 TODN 干}b) 湿跑道上的刹车距离大于以下值：? TOD 干 = 干跑道上的起飞距离（见上面）； ? TODN-1 湿 =从松刹车开始到飞机高于起飞表面上空 15 英尺所覆盖的距离， 确保在飞机在起飞表面上空达到 35 英尺之前就达到 V2 速度，假设关键发 动机的故障在在 VEF 时发生，在 V1 时被判明。TOD 湿 = {TOD 干， TODN-1 湿}中的最大值有关键的发动机故障TOGAN TOGAN-1V2V=0VEF V1VR VLOF35 ft 15 ftTODN-1 (湿) TOD N-1 (干)没有发动机故障TOGANV2V=0VR VLOF35 ftTOD N (干) 1.15 TOD N (干)图 C5：起飞距离 (TOD)51起飞掌握飞机的性能3.1.3. 起飞滑跑距离 (TOR)JAR 25.113 分部 B 3.1.3.1. 带有净空道的跑道 a) 干跑道上的起飞滑跑大于以下值(图 C6)： FAR 25.113 分部 B? TORN-1 干 =从松刹车点到 VLOF 点(离地点)与飞机到达起飞表面上空 35 英尺 点之间的等距点的距离，假设关键发动机的故障在在 VEF 时发生，在 V1 时 被判明。 ? 1.15 TORN 干 = 115 % 的从松刹车点到 VLOF 点与飞机到达起飞表面上空 35 英尺点之间的等距点的距离，假设所有发动机都工作。TOR 干 = {TORN-1 干， 1.15 TORN 干} 中的最大值b) 湿跑道上的起飞滑跑大于以下值：? TORN-1 湿 = 从松刹车开始到飞机高于起飞表面上空 15 英尺所覆盖的距离， 确保飞机在起飞表面上空达到 35 英尺之前就达到 V2 速度，假设关键发动 机的故障在在 VEF 时发生，在 V1 时被判明.它等于 TODN-1 湿 。 ? 1.15 TORN 湿 = 115 % 的从松刹车点到 VLOF 点与飞机到达起飞表面上空 35 英尺点之间的等距点的距离，假设所有发动机都工作。TOR 湿 = {TORN-1 湿， 1.15 TORN 湿}中的最大值关键发动机故障TOGAN TOGA N-1V2V=0VEF V1VR VLOF35 ft 15 ftTORN-1 (干) TOR N-1 ( 湿)52掌握飞机的性能起飞发动机没有故障TOGA NV2V=0VR VLOF35 ftTOR N (干或湿) 1.15 TOR N (干或湿)图 C6： 有净空道的起飞滑跑距离 (TOR)3.1.3.2. 没有净空道的跑道不管道面状况如何(干 或 湿)，起飞滑跑距离等于起飞距离。3.1.3.3. 净空道对湿跑道的影响对于湿跑道，一台发动机不工作时的起飞滑跑距离总是等于一台发动机不工作时 的起飞距离（即：从松刹车到 15 英尺)。因此，由于 TOR 更具有限制力（TORA 小于 TODA）， 净空道不会给湿跑道带来任何性能上的好处。3.1.4. 加速停止距离 (ASD)JAR 25.109 分部 B a) 干跑道上的加速停止距离大于以下值： FAR 25.109 分部 B? ASDN-1 干 = 以下所需具体之和： - 所有飞机都工作时将飞机加速到 VEF； -假定关键发动机在 VEF 发生故障而且飞行员在 V1 时采取了第一 个中断起飞的动作，从 VEF 加速到 V11 ； - 飞机完全停下来23 ； - 加上恒定的4以 V1 速度运动 2 秒所覆盖的距离；12VEF 和 V1 之间的延迟= 1 秒 必须根据“机轮刹车在其允许的磨损范围内完全磨损”确定 ASD 3 在干跑道上，不应该使用反推来确定 ASD（加速停止距离）。 3 在干跑道上，不应该使用反推来确定 ASD（加速停止距离）。 4 先期增补 42 ： 没有额外的距离 增补 25-42 ： V1 后 2 秒钟的连续加速53起飞掌握飞机的性能? ASDN 干 = 以下所需具体之和： - 所有飞机都工作时将飞机加速到 V1； 假定飞行员在 V1 时采取了第一 个中断起飞的动作； - 在所有发动机都工作时达到飞机完全停下来； - 加上恒定的以 V1 速度运动 2 秒所覆盖的距离；ASD 干 = {ASDN-1 干， ASDN 干}中的最大值b) 湿 跑道上的加速停止距离大于以下值：? ASD 干 ? ASDN-1 湿 = 除了跑道是湿1 的以外，定义与 ASDN-1 干 相同。 ? ASDN 湿 = 除了跑道是湿的以外，定义与 ASDN 干 相同。ASD 湿 = {ASD 干， ASDN-1 湿， ASDN 湿}中的最大值关键发电机故障TOGA N TOGA N-1 减推力 + 用刹车V=0VEF V 11s 2sV1V=0ASD N-1 (干或湿)发动机没有故障TOGAN减推力 + 用刹车V=0V12sV1V=0ASD N (干或湿)图 C7：：加速停止距离 (ASD)1确定湿 跑道上的 ASD 可能需要包括使用反推，前提是它是安全可靠的 [JAR/FAR 25-109 (e)(f)]。54掌握飞机的性能起飞3.1.5. V1 对加速--起飞/停止距离的影响对于给定的起飞重量，V1 的任何增加都会导致 TODN-1 和 TORN-1 减小。这是因为 当 V1 速度较大时，全发加速的阶段要长些，结果，当发动机在 VEF，发生故障时，以较 短的距离在 35 英尺高度上就可以达到相同的 V2 速度。 另一方面，由于没有发动机故障， TODN 和 TORN 与 V1 无关，这样，对加速阶 段和达到 35 英尺所需的距离就没有影响。 相反，对于给定的起飞重量，V1 的任何增加都会导致 ASDN-1 和 ASDN 的增加。 诚然，当 V1 速度较大时，从松刹车到 V1 的加速航段要长些，从 V1 到全停的减速航段要 长些，而且以恒定 V1 运动 2 秒的航段也要长些。 结果，可以画出起飞/中断起飞距离与 V1 的函数关系图。这个图清楚地表明，在 特定的 V1 速度可以达到最小距离。这个速度被称为“平衡 V1 ”，而相应的距离则被称 为“平衡场长”。距离 对于给定的 TOWASD平衡 场长TOD N TOR N TOD N -1 TOR N -1平衡V1图 C8： 在给定重量下 V1 对加速--起飞/停止距离的影响55起飞掌握飞机的性能3.2. 可用起飞距离3.2.1. 可用的起飞滑跑距离(TORA)JAR-OPS 1.480 分部 F “JAR-OPS 1.480 (a)(9) 可用起飞滑跑距离 (TORA) ：由适当的当局宣布可以用于飞机起飞滑跑的跑道长 度。” TORA 要么等于跑道长度，要么等于从跑道进入点（交叉滑行道）到跑道端头 (图 C9)。跑道 = TORA图 C9： TORA 的定义JAR-OPS 1.490 分部 G “JAR-OPS 1.490 (b)(3) 起飞滑跑距离不得超过可用起飞滑跑距离。” TOR ≤ TORAFAR 121.189 (c)(3) 分部 I3.2.2. 可用起飞距离 (TODA)JAR 1.1 概述定义 FAR 1.1 概述定义跑道被一个称为净空道的区域延长.净空道是跑道外的一个区域，应该具有以下特 性，它必须：? ? ? ?必须处于跑道中心线的延长线上，并且由机场当局控制。 用净空道平面表示，从跑道端头开始延伸，上坡坡度不超过 1.25%。 最小宽度不小于 152 米(500 英尺) 。 没有突出物或地形.跑道头灯可以突出平面，但它们高于跑道端头的高度应小于 或等于 0.66 米（26 英寸），而且它们的位置应该在跑道的两侧。56掌握飞机的性能起飞JAR-OPS 1.480 分部 F “JAR-OPS 1.480 (a)(7) 可用起飞距离(TODA)：可用起飞滑跑距离的长度加上可用的净空道的长度。”如图 C10 所示：可用起飞距离(TODA)对应的是可用起飞滑跑距离 (TORA)加上净 空道(CWY)，若有的话。66 cm 障碍物 (最大 26 in) 152 m (最小 500 ft )CWYTORA TODA1/2 TORA ( 最大 )最大 1.25%图 C10： TODA 定义JAR-OPS 1.490 分部 GFAR 121.189 (c)(2) 分部 I“JAR-OPS 1.490 (b)(2) 起飞距离不得超过可用起飞距离，在有净空道时，净空道不得超过可用起飞滑跑距 离的一半。” TOD ≤ TODA3.2.3. 可用加速停止距离 (ASDA)JAR 1.1 概述定义 FAR 1.1 概述定义跑道可以被一个叫做停止道的区域延长.停止道是跑道以外的一个区域，它应具有 以下特性，且必须：? 至少与跑道一样宽，且中线在跑道中心线的延长线上。 ? 能够在中断起飞时支承飞机，而不会造成飞机的结构损坏。 ? 由机场当局设计，供中断起飞时飞机减速用。57起飞掌握飞机的性能JAR-OPS 1.480 分部 F “JAR-OPS 1.480 (a)(1) 可用加速停止距离(ASDA)：可用起飞滑跑长度加上停止道的长度，前提是机场当 局宣布停止道可以在主要运行条件下承载飞机的质量。”跑道 = TORA ASDA停止道图 C11： ASDA 的定义JAR-OPS 1.490 分部 G “JAR-OPS 1.490 (b)(1) 加速停止距离不得超过可用加速停止距离。” ASD ≤ ASDAFAR 121.189 (c)(1) 分部 I3.2.4. 由于对正 跑道而损失的跑道长度飞机通常从相交的滑行道进入跑道。飞机必须转弯以便对正起飞方向。FAA 条例中没有明确要求营运人考虑用于在跑道上对正起飞方向所用的距离。与此相反，JAA 的条 例要求考虑这个距离：JAR-OPS 1.490 分部 G IEM OPS 1.490 “JAR-OPS 1.490 (c)(6) […] 营运人必须考虑因在起飞前对正跑道而造成的跑道长度的损失，若有的话。”在计算起飞性能时，在任何飞机不能从跑道头起飞的时候，应该进行对正跑道的 修正。 起飞距离/起飞滑跑(TOD / TOR)的调整基于从跑道头到主轮的初始距离，因为如 图 C12 中的距离“A”所示，屏障高是从主轮开始测量的。如图 C12 中的距离“B”所 示，加速停止距离(ASD)的调整基于从跑道头到前轮的初始距离。58掌握飞机的性能起飞可用 ASD 可用 TOD AB跑道长度 调整到起飞距离 调整到加速停止距离图 C12：对正跑道的修正对于具有偏置起飞或有足够转弯机坪的跑道，应该不需要进一步的调整通常需要 考虑 90°滑行道进入跑道和在跑道上进行 180°转弯的情况。下表 (C2 和 C3) 包含了由于 90° 进入跑道和在跑道上进行 180° 转弯而导致的对于加速起飞 (TOD/TOR) 和加速停止 (ASD) 两种情况的最小对正距离调整。有关进一步的详细资料，请参阅空客的性能软件 手册（PPM）。3.2.4.1. 90 度 跑道的进入90 度跑道的进入机型A300 所有型号 A310 所有型号 A320 所有型号 A319 所有型号 A321 所有型号 A330-200 (Mod 47500) A330-200 (Mod 46810) A330-300 (Mod 47500) A330-300 (Mod 46863) A340-200 (Mod 47500) A340-200 (Mod 46863) A340-300 (Mod 47500) A340-300 (Mod 46863) A340-500 A340-600最大有效转弯角58.3° 56° 75° 70° 75° 62° 55.9° 65° 60.5° 62° 59.6° 62° 60.6° 65° 67°进跑道最小距离修正TODA (m) 21.5 20.4 10.9 11.5 12.0 22.5 25.8 22.9 25.1 23.3 24.6 24.4 25.2 23.6 24.6 ASDA (m) 40.2 35.9 23.6 22.6 28.9 44.7 48.0 48.3 50.5 46.5 47.8 50 50.8 51.6 57.8表 C2：：90° 对正跑道的距离59起飞掌握飞机的性能跑道头起飞距 离调整加速停止 距离调整图 C13：90°的 滑行道3.2.4.2. 180 度转弯180 转弯型号A300 所有型号 A310 所有型号 A320 所有型号 A319 所有型号 A321 所有型号 A330-200 (Mod 47500) A330-200 (Mod 46810) A330-300 (Mod 47500) A330-300 (Mod 46683) A340-200 (Mod 47500) A340-200 (Mod 46683) A340-300 (Mod 47500) A340-300 (Mod 46683) A340-500 A340-600对正跑道最小修正距离 *TODA (m) 26.5 23.3 16.5 15.1 20.9 30.1 31.9 33.2 34.2 31.5 32.2 34.1 34.4 35.9 41.1 ASDA (m) 45.2 38.8 29.1 26.2 37.8 52.3 54.1 58.5 59.6 54.8 55.4 59.7 60.0 63.9 74.3所需最小跑 道宽度(m) 66.1 61.6 28.7 31.1 33.1 68.2 81.6 70.0 78.8 71.4 76.6 76.0 79.2 72.8 76.6在 60 米宽跑道上的名 义对正距离 ** TODA (m) ASDA (m) 38.0 56.7 29.0 44.5 16.5 29.1 15.1 26.2 20.9 37.8 43.3 65.5 55.0 77.1 47.9 73.3 55.4 80.8 47.4 70.6 51.8 75.1 53.3 78.9 55.9 81.5 52.8 80.8 60.7 93.9表 C3： 180° 对正距离* 以最有效的转弯角进行 180 度转弯并对正跑道中线所需的对正距离。图上指示了所需 的最小跑道宽度 (图 C14，左侧)。 ** 在 60 米宽的跑道上进行 180 度转弯并再次对正跑道中线所需的对正距离 (图 C14，右 侧)。 60掌握飞机的性能180 度转弯对正跑道中线 滑行道端头 在 60 米宽跑道上进行 180 度转弯 公布的跑道头 起飞距离 调整起飞加速停止 距离调整1/2 跑道宽度图 C14：180° 转弯3.2.5. V1 对受到 跑道限制的起飞重量的影响考虑到跑道的要求(TOR≤TORA、 TOD≤TODA、和 ASD≤ASDA)，对于每项跑道限 制可以找出一个最大起飞重量(MTOW)。例如：若对于一个给定的起飞重量 TOD 等于 TODA，则就起飞距离的限制而言，这个起飞重量就是最大起飞重量。 正如前面所看到的，对于一个给定的起飞重量，V1 的任何增加都会导致 TODN-1 和 TORN-1 的缩短及 ASD 的增加，但对 TODN 和 TORN 没有影响。 因此，对于给定的跑道 (既：给定的 TORA、 TODA 和 ASDA)，V1 的任何增加都 会导致 MTOWTOD(N-1) 和 MTOWTOR(N-1)的增加以及 MTOWASD 的减小，但对 MTOWTOD(N) 和 MTOWTOR(N)没有影响。 下图(图 C15)提供了受跑道限制的加速--起飞/停止起飞重量与 V1 的函数关系。该 图清楚地表明，最大起飞重量是在特定的 V1 范围内达到的。TORN-1TODN-1 TOR N受跑道 限制的 MTOWTODNV1 范围ASD图 C15：受跑道限制的起飞重量61起飞掌握飞机的性能4. 爬升和障碍物限制4.1. 起飞飞行航迹4.1.1. 定义JAR 25.111 分部 B JAR 25.115 分部 B FAR 25.111 分部 B FAR 25.115 分部 B“JAR/FAR 25.111 (a) 起飞航迹从飞机静止的一个点开始，延伸到飞机达到以下高度的点： ? 高于起飞表面 1500 ft；或，? 从起飞到入航的形态1 转变已完成且已达到最后起飞速度2；两者之间取较高者”。“JAR/FAR 25.115 (a)起飞的航迹从起飞距离结束后高于起飞表面 35 ft 处开始。”在定义起飞航迹和起飞飞行航迹时，假设飞机在地面加速到 VEF，在该点，关键 发动机不工作并在后续起飞过程中一直不工作。此外，在高于起飞表面 35 英尺之前必须 达到 V2 速度，且飞机必须继续以不小于 V2 的速度上升到高于起飞表面 400 英尺。4.1.2. 起飞航段和爬升要求JAR 25.121 分部 B FAR 25.121 分部 B起飞航迹可以被划分为几个航段。各个航段都以形态、推力、和速度的显著变化 为特点。此外，飞机的形态、重量和推力必须对应该航段最关键的主要条件。最后，航 迹必须以没有地效的飞机性能为基础。一般而言，当飞机达到等于其翼展的高度时，就 被认为没有地效。1 2入航形态：光洁形态、最大连续推力(MCT) 调定。 最后起飞速度：速度大于 1.25 Vs，被选择为绿点速度（最佳爬升梯度速度）。62掌握飞机的性能起飞起飞距离 第一 第二 航段 航段起飞航径 第三 航段 最后 航段爬升 1,500 ft最小 400 ft总航径最大 10 分钟轮收上 35 ftBR VEF V1 VR V LOF NV2加速 N-1 发动机绿点TOGA 缝翼/襟翼起飞形态 缝翼/襟翼收上M CT 光洁形态图 C16：起飞航迹和各个航段的 定义在 VEF 后发生发动机故障后，不管运行条件如何，飞机必须按 JAR/FAR 25.121 的要求达到最小爬升梯度。 下表 (C4)总结了四个起飞航段中的不同要求和飞机状态：一台发动机不工作时要 求的最小爬升梯度、襟翼/缝翼形态、发动机额定推力、速度基准、起落架形态……63起飞掌握飞机的性能第一航段 最小爬升梯 双发 度 (N-1) 四发 发动机第二航段第三航段最后航段0.0% 0.5%2.4% 3.0%-1.2% 1.7%开始时间达到 VLOF轮完全收上达到加速高度 (最少 400 英尺) 缝翼/襟翼收上TOGA/FLEX达到入航形态缝翼 / 襟翼形态起飞起飞光洁发动机额定推力TOGA/FLEXTOGA/FLEXMCT速度基准VLOFV2从 V2 加速到绿 点绿点起落架收收上收上收上重量基准开始收轮时的 重量轮完全收上时 的重量开始加速航段 时的重量加速航段结束 时的重量地效没有没有表 C4：起飞航段特点没有没有4.1.3. 最低和最高改平加速高度4.1.3.1. 最低改平加速高度 JAR 25.111 分部 B FAR 25.111 分部 B64掌握飞机的性能起飞“JAR/FAR 25.111 (c)(2) 飞机在高于起飞表面 35 英尺之前必须达到 V2 速度，且飞机必须继续以不小于 V2 的速度上升到高于起飞表面 400 英尺。” “JAR/FAR 25.111 (c)(3) 从飞机达到高于起飞表面 400 英尺开始，沿起飞航迹的每个点的可用爬升梯度不得小于? 1.2% --对于双发飞机 ? 1.7% --对于四发飞机”所以，低于 400 英尺时，必须最少稳定保持 V2。高于 400 英尺后，飞机必须满足 一个最小爬升梯度，它在平飞时可以被转变为加速能力。因此，规定的最低改平加速高 度被固定在高于起飞表面 400 英尺。 尽管如此，但在加速航段，随时都必须确保越障。因此，运行中的最低加速高度 等于或大于 400 英尺 (图 C16)。4.1.3.2. 最高改平加速高度经过认证，最大起飞推力(TOGA)，在起飞发动机故障时最多可使用 10 分钟；所 有发动机都工作时，最多可使用 5 分钟。 最大连续推力(MCT)，的使用没有时间限制，但只能在飞机处于航线形态时使用 （即：当飞机处于光洁形态并达到绿点速度时）。 结果，必须在起飞后最多 10 分钟内达到航线形态（第三航段结束），这样，可以 确定最高改平加速高度(图 C16)。4.1.4. 起飞转弯程序有些机场位于充斥着障碍物的环境中，这样就可能要求转弯加入特殊的离场程 序。转弯离场取决于特定的条件。JAR 和 FAR 对转弯条件有不同的规定。这样，以下段落分别介绍两个规章的要求。JAR-OPS 1.495 分部 G “JAR-OPS 1.495 (c)(1)在起飞净航迹达到等于一个半翼展的高度但不少于高于可用起飞滑跑长度端头的标 高 50 英尺之前，不允许航迹变化。”65起飞掌握飞机的性能机型翼展44.84 m (147 ft 1 in) 43.90 m (144 ft 1 in) 34.10 m (111 ft 10 in) 60.30 m (197 ft 10 in) 60.30 m (197 ft 10 in) 63.50 m (208 ft 2 in)TORA 结束后开始改变航迹的最 小高度 = {半翼展 ， 50 ft}中的最大值半翼展 = 74 ft 半翼展= 73 ft 半翼展= 56 ft 半翼展= 99 ft 半翼展= 99 ft 半翼展= 105 ftA300-B2/B4/600 A310-200/300 A318/A319/A320/A321 A330-200/300 A340-200/300 A340-500/600表 C5： 可以开始改变航迹的最低高度“JAR-OPS 1.495 (c)(1) 然后，在达到 400 ft 之前，飞机的坡度不得超过 15°。高于 400 ft 后，坡度可以超 过 15°，但不得超过 25°。” (见 表 C6) “JAR-OPS 1.495 (c)(3)根据当局的批准，营运人必须使用特殊的程序，在 200 英尺至 400 英尺之间，增加 坡度到不大于 20?；或在 400 英尺以上，增加坡度到不大于 30? ”。转弯期间的最大坡度角 (JAR) 标准程序 低于 200 ft15° 15°特殊批准15° 20°200 ft 和 400 ft之间 高于 400 ft25°表 C6：转弯期间的最大坡度角30°FAR 121.189 分部 I “FAR 121.189 (f) 为了本节的需要，假设飞机在达到 50 英尺高度之前不压坡度， […] ，因此，最大坡 度不超过 15 度1”1FAA 的规定与 ICAO 附件 6 的建议相似。66掌握飞机的性能起飞4.2. 越障4.2.1. 起飞总飞行航迹和净飞行航迹在大部分的时间里，跑道周围有障碍物，在起飞前必须加以考虑，以确保飞机能 够飞越它们。在起飞航迹中，必须考虑飞机和各个障碍物间的垂直余度。这个余度基于 爬升梯度的减小，引出了总起飞飞行航迹和净起飞飞行航迹的定义。JAR 25.115 分部 B FAR 25.115 分部 B总飞行航迹 = 由飞机实际飞出的起飞飞行航迹。即： “JAR/FAR 25.115 (a) […]在起飞距离端头高于起飞表面 35 英尺开始[到起飞航迹结束]” 净飞行航迹 = 总起飞航迹减去一个强制的减量。 “JAR/FAR 25.115 (b) 建立净起飞航迹时，在实际[总]航迹的各个点上减去下面列出的梯度： ? 0.8% --对于双发飞机 ? 1.0% 对于四发飞机” 净梯度 = 总梯度 - 梯度损失双发飞机 四发飞机表 C7：梯度损失值梯度损失 0.8% 1.0%在第一、第二和最后起飞航段中，必须考虑净航迹和总航迹间的梯度损失 ( 图 C17)。67起飞起飞距离第一 航段 第二 航段掌握飞机的性能起飞航径第三 航段 最后 航段爬升 1,500 ft总飞行航径 梯度减小35 ftdti净飞行航径35 ft35 ftBR VEF V1 V R VLOF NV2加速 N-1 发动机图 C17： 总和净起飞航迹绿点4.2.2. 直线离场时的越障JAR-OPS 1.495 分部 G FAR 121.189 (d)(2) 分部 I“JARCOPS 1.495 (a)营运人应保证净起飞飞行航迹能够以最少 35 英尺的垂直距离越过所有的障碍物。”例如：对于双发飞机而言，在第二航段，最低要求的爬升梯度为 2.4%。但是，根 据条例，净航迹必须以至少 35 英尺的高度飞越任何障碍物(图 C17)。这就可能在有时要 求第二航段的梯度大于 2.4%，结果，可能需要相应减小最大起飞重量。这就是一个障碍 物限制的情况。4.2.3. 转弯时的越障再强调一次，JAR 和 FAR 对转弯期间的越障余度有不同的规定。由于坡度被限制 为 15?，FAR 的条例没有针对转弯期间的垂直余度做出任何额外的考虑。所以，以下的 规定纯粹是 JAR-OPS：JAR-OPS 1.495 分部 G “JAR-OPS 1.495 (c)(2) 当飞机坡度大于 15°时，净起飞航迹的任何部分必须以至少 50 英尺的垂直距离越 过所有的障碍物[…]。”68掌握飞机的性能起飞坡度角 ≤ 15° 坡度角 & 15°越障余度 35 ft 50 ft表 C8：净航迹和障碍物之间的最小垂直间隔4.2.4. 转弯时的梯度损失在转弯期间，飞机不仅受其重力(W)的影响，还要受到水平加速力(Fa)的影响。结 果产生的力被称为“惯性力” (Wa)，其大小等于过载系数乘以重量 (nz.W)。FaΦW=mgWa = nz.m.g图 C18：转弯期间的过载系数考虑到上图 C18，可以用坡度角(Φ)将过载系数(nz)表达如下：nz = 1 cosφ这样，只要飞机有坡度，过载系数就会大于 1。这可导致爬升梯度的损失，因为 爬升角可以被表达如下（参见“爬升”一章）：γ%=AMC-OPS 1.4951 推力 ? n z .重力 L/D“AMC OPS 1.495 (c)(4) 飞机飞行手册一般要提供在以 15°的坡度转弯时的爬升梯度减量。当坡度角小于 15° 时，除非制造厂家或飞机飞行手册提供了其他的数据，否则应该按比例采用一个 值。”69起飞掌握飞机的性能如图 C19 所示，在空客飞行手册（AFM）和空客的性能软件手册（PPM）中提供 了梯度损失与坡度角的关系。梯度损失%第二航段梯度损失坡度角（度）图 C19：梯度损失与坡度角（A320 系列示例）在空客的电传操纵飞机上，在起飞一台发动机不工作时，自动驾驶仪将坡度角限 制在 15°。有些发动机失效的标准仪表离场程序(EOSID)要求以 20°或 20°以上的坡度角 转弯。在必须使用 15°以上的坡度时，必须人工飞行。4.2.5. 有障碍物时的起飞飞行航迹一旦考虑了障碍物，则必须计算松刹车时的最大起飞重量，以保证净航迹以 35 英 尺（当坡度大于 15 度时为 50 英尺）的垂直余度飞越影响最大的障碍物。70掌握飞机的性能起飞起飞飞行航径 爬升起飞距离.总航径. 净航径35 ft min障碍物包线35 ft航段 1B A最后航段图 C20： 有障碍物的起飞航迹障碍物 A ( 图 C20) 要求第二航段最小净梯度，因此，也要求第二航段最小总梯 度。这就产生了起飞重量限制。 障碍物 B 对确定最低改平加速高度有用。这个高度必须在 400 英尺和最高改平加 速高度(TOGA10 分钟)之间。最低改平加速高度确保净飞行航迹和障碍物之间的垂直间 隔至少为 35 英尺 (或 50 英尺)。 净加速航段不比总加速航段长，因为到达两个航段的端头时，飞行时间相同。4.2.6. 起飞净空区起飞净空区指的是起飞航迹周围的一个区域，在这个区域内，所有投影到希望使 用的航迹内的障碍物都必须除去。这个区域的外形，也称为离场扇区，在 JAR 和 FAR 中有不同的规定，在以下的小节中将分别对待。JAR-OPS 1.495 分部 G AMC-OPS 1.495 “JAR-OPS 1.495 (a)营运人应保证净起飞航迹越过所有的障碍物[……]，水平距离至少是 90 米加 0.125 x D ，其中 D 是飞机从可用起飞距离端头或起飞距离端头（若在可用起飞距离结束前转 弯）运动的水平距离。对于翼展小于 60 米的飞机，可以使用半个飞机翼展加上 60 米再 加上 0.125 x D 的水平越障间隔。”71起飞掌握飞机的性能离场扇区开始处的半宽是飞机翼展的函数。下表 (C9) 提供了各个机型的值：机型翼展44.84 m (147 ft 1 in) 43.90 m (144 ft 1 in) 34.10 m (111 ft 10 in) 60.30 m (197 ft 10 in) 60.30 m (197 ft 10 in) 63.50 m (208 ft 2 in)离场航段开始时的半宽(1/2 E0)83 m (271 ft) 82 m (269 ft) 78 m (253 ft) 90 m (296 ft) 90 m (296 ft) 90 m (296 ft)A300-B2/B4/600 A310-200/300 A318/A319/A320/A321 A330-200/300 A340-200/300 A340-500/600表 C9：JAR-OPS 离场航段开始时的半宽“JAR-OPS 1.495 (d) 对于那些计划航迹不需要航迹变化超过 15°的情况，营运人不需要考虑横侧距离超过下列值的障碍物： ? 300 米 --若飞行员能够保持所需的导航精度通过障碍物区域；或， ? 600 米 -- 对于所有条件下的飞行。”“JAR-OPS 1.495 (e) 对于那些计划航迹需要航迹变化超过 15°的情况，营运人不需要考虑横侧距离超过下列值的障碍物： ? 600 米 --若飞行员能够保持所需的导航精度通过障碍物区域；或， ? 900 米 -- 对于所有条件下的飞行。”AMC-OPS 1.495 对要求的导航精度作出了定义.它可以通过导航台获得，也可以 在目视飞行（VMC 条件白天飞行）时通过外部参考获得。下图 C21 和 C22 代表的是 JAR-OPS 的离场扇区：72掌握飞机的性能起飞离场扇 面开始 1/2E起飞航 径开始12.5% (7.1?)1/2E123 1 2 3cwyD米翼展TOD TORA TODA有足够导航精度时 300 米， 否则 600 米图 C21： JAR-OPS 离场扇区（航迹变化 ≤ 15?）起飞航径 离场扇区*开始开始转弯12 5% (7 1?)1/2E1cw yD1/2E2TOD TORA TODA1 2 33米或翼展有足够导航精度时 600 米， 否则 900 米*离场航段开始的时间为： - TOD 结束时，在 TODA 结束前开始转弯；或， - TODA 结束时，在 TODA 结束后开始车弯。图 C22： JAR-OPS 离场扇区（航迹变化 e & 15?)注意：ICAO 关于离场扇区的建议（附件 6）与 JAR-OPS 的定义相同。FAR 121.189 分部 I “FAR 121.189 (d)(2) 驾驶涡轮发动机为动力的运输类飞机的人员不允许在飞机重量超过飞机飞行手册中 所列重量的情况下起飞[……]，这样可以保证能够越过所有障碍物的净起飞航迹[……]在 机场边界内以至少 200 英尺的水平间隔，在通过边界之后以 300 英尺的水平间隔飞越障 碍物。”73起飞机场边界 起飞航 径开始 离场扇 区开始掌握飞机的性能cw yTOD TORA TODA1/2E = 200 ft图 C23： FAR 的离场扇区5. 外界因素必须考虑当天的外部条件来确定受性能限制的起飞重量。这些条件影响 MTOW， 而每天的 MTOW 可能差别非常大。JAR-OPS 1.490 分部 G JAR 25.105 分部 B JAR 25.237 分部 B FAR 121.189 (e) 分部 I FAR 25.105 分部 B FAR 25.237 分部 B“JAR-OPS 1.490 (c)[在确定最大起飞质量时]营运人必须考虑以下方面： ? 不超过 50% 的报告的顶风分量或不小于 150%的报告的顺风分量； ? 机场的气压高度； ? 机场的环境温度； ? 起飞方向的跑道坡度； ? 跑道的道面状况和道面类型。”5.1.风沿跑道轴线的风分量是一个影响起飞的重要因素。它影响起飞地速，因而影响起 飞距离。起飞距离在顶风时减小，在顺风时增加。74掌握飞机的性能起飞真空速地速顶风图 C24： 顶风对地速的影响在起飞前确定 MTOW 时，必须考虑 50%的实际顶风分量或 150%的实际顺风分 量。这个条件构成空客性能软件的一部分，所以 营运人只需要考虑实际风分量来确定 MTOW。JAR 25.237 分部 B FAR 25.237 分部 B“JAR/FAR 25.237 (a) 必须为干跑道建立经过验证可以安全起飞和着陆的 90°的侧风风速分量，它至少必须 是 20 海里/小时或 0.2 VS01 ，选大的一个，不需要超过 25 海里/小时的情况除外。”侧风分量不影响起飞性能。尽管如此，仍需要验证直至 25 海里/小时侧风时起飞 和着陆的安全性.经过验证的最大值必须公布在飞机飞行手册中。5.2. 气压高度气压高度影响机体和发动机的性能。当气压高度增加时，相应的静压 Ps 和空气密 度ρ 减小。5.2.1 对空气动力的影响平飞时的力平衡如下图所示：重量 = m g = 升力 =1 ρ S TAS 2 C L 21VS0 是光洁形态的基准失速速度。75起飞掌握飞机的性能作为结论，对于给定的重量，当气压高度增加时，真空速(TAS)必须增加以补偿空 气密度的减小。因此，起飞距离增加。5.2.2 对发动机的影响当气压高度增加时，可用推力减小。因此，起飞距离变长，起飞爬升梯度减小。5.2.3 小结当气压高度 ? ? 起飞距离 ? 起飞爬升梯度 ? MTOW?5.3 温度5.3.1对空气动力的影响当外界大气温度(OAT) 增加时，空气密度ρ降低。如上所述，真空速(TAS) 必须增 加以补偿空气密度的降低。结果，起飞距离增加。5.3.2 对发动机的影响起飞推力(TOGA)保持恒定，等于平额定推力，直至 OAT 达到平推力温度 (Tref). 高于这个温度，推力开始减小(图 C25)。TOGA平额定推力 EGT 限制T REF图 C25： 发动机推力与外界大气温度OAT结果，当外界大气温度增加时，起飞距离变长，起飞爬升梯度减小。76掌握飞机的性能起飞5.3.3 小结当外界大气温度?? 起飞距离 ? 起飞爬升梯度 ? MTOW?5.4 跑道坡度坡度通常用百分数表示，前面的正号表示上坡，负号表示下坡。 空客飞机基本上都是按在坡度为 -2% 到+2% 间的跑道上起飞来进行审定的。尽管 如此，对于在特殊跑道上的运行，这些值可以被扩展到更高的限制值，但由于它需要额 外的取证实验，所以仍有余度。 从性能上看，上坡的跑道降低了飞机的加速能力，结果，增加了起飞距离。另一 方面，在中断起飞时，停止距离缩短了。这就是为什么要依靠起飞性能限制来判断，上 坡有时提高 MTOW，而有时又降低 MTOW。 上坡 ? ? 起飞距离 ? 加速停止距离 ? 起飞距离 ? 加速停止距离下坡 ?5.5 跑道状况（干、潮、湿、被污染）JAR-OPS 1.480 分部 F前面讨论的性能问题只与干和湿跑道有关。但是，污染物也影响起飞性能，在起 飞重量计算时必须考虑。下面的小节主要讨论起飞时可能遇到的各种跑道状态。77起飞掌握飞机的性能5.5.1 定义“JAR-OPS 1.480 (4) 干跑道： 干跑道是既不湿又未被污染的跑道，包括那些经过铺筑的跑道，专门准备 有沟槽或透水孔，即使在有湿气时也能保持“有效干”的刹车效应。” “JAR-OPS 1.480 (3) 潮跑道： 当跑道的道面不干燥时就被认为是潮的，但是，道面上的湿气不得形成反 光表面。” FAA 没有提到潮跑道，它被认为是湿的；而 JAR-OPS 1.475 陈述说，就起飞性 能而言，潮跑道等同于干跑道。最近，JAR 25 和 JAR-OPS 研究组得出结论，就摩擦系 数(?)1而言，潮跑道更接近于湿跑道而不是干跑道。截止今天，正在讨论一个 JAA 的建 议增补通知(NPA)，这样，将来会将潮跑道考虑为湿跑道。 “JAR-OPS 1.480 (10) 湿跑道： 当道面覆盖有水或相当的物质[深度小于或等于 3 毫米]，或道面上有足够 的湿气引起反光时但又没有显著的积水区时， 跑道 被认为是湿的。”换言之，只要有反光表面，但又没有因道面的一部分积水而产生滑水的风险时， 该跑道就被认为是 湿的。水的深度被假定小于 3 毫米。 对于有“沟槽” 或 “透水孔摩擦道”2 的湿跑道， 若在飞机飞行手册中提供了， 可以使用特殊的湿摩擦系数 (介于?干 和?湿之间）。 由于对 ASD 的改善，有时可以得到 高于光滑的湿跑道的起飞重量。尽管如此，空客的飞机飞行手册并没有为这些类型的跑 道提供任何特殊的数据。“JAR-OPS 1.480 (2) 被污染的跑道：当被使用的跑道所要求的长度和宽度内的 25%的道面区域被以下物 质覆盖时，该跑道被认为是被污染的跑道：”? 积水：由大雨和/或跑道排水能力不够引起，深度不超过 3 mm (0.125 in)。 ? 融雪：被雪饱和的水.当塌实地踩在上面时，会向外飞溅。温度约 5°C 时会 遇到，其密度大约为 0.85 公斤/升 ( 7.1 磅/美加仑)。12? = 摩擦系数 = 最大可用轮胎摩擦力和作用在轮胎上的垂直载荷之比。 用透水孔摩擦道（PFC）特殊准备和处理的跑道表层。78掌握飞机的性能起飞? 湿雪：若用手挤压，雪将粘在一起，并趋向于形成雪球。其密度大约为 0.4 公斤/升 (