目录
掌握飞机的性能
目录
1. 引言
A. 概述
9
11
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
11
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13
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15
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
17
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20
20
20
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
23
23
24
24
24
25
26
4. 飞行力学
27
B. 飞机的限制
29
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
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31
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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)
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3. 最小结构重量
40
4. 环境包线
40
1
目录
掌握飞机的性能
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
C. 起飞
2
41
41
42
43
1. 引言
43
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
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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
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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
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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
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掌握飞机的性能
5.3. 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
目录
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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)
84
84
85
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
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D. 航线上的限制
1. 航线上的故障情况
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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
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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
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4. 航线研究
110
3
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掌握飞机的性能
E. 着陆限制
1. 引言
111
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
111
111
111
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
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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
121
121
121
121
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122
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123
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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
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124
124
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F. 巡航
4
111
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1. 概述
1.1. 引言
1.2. 燃油里程
127
127
127
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
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130
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掌握飞机的性能
目录
3. 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
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147
4. FCOM 中的巡航表
147
G. 爬升
149
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
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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
154
154
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155
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H. 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
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目录
掌握飞机的性能
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
164
164
164
164
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165
165
166
166
167
3. 等待
3.1. 等待速度
3.2. 等待的应用
168
168
169
I. 燃油计划和管理
171
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
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171
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179
179
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
181
181
181
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186
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188
188
J. 附录
6
189
1. 附录 1：高度测量 - 温度的影响
189
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
192
192
193
193
193
194
197
199
199
目录
掌握飞机的性能
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
3. 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)
203
203
203
204
205
4. 附录 4：缩略语
206
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
EUROPE (JAA)
USA (FAA)
适航
芝加哥条约附件 8
JAR1 25
FAR2 25 部
运行规则
芝加哥条约附件 6
JAR-OPS1
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
2
JAR：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
概述
掌握飞机的性能
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
(km)
(ft)
40000
亚音速喷气机
运输巡航
高度层
12
35000
25000
8
20000
6
15000
-40
2
15°C
5000
-20
对流层
4
10000
-60
对流层顶 = 36089 ft
10
30000
-56.5°C
同温层
0
20
海平面
40
60
温度
(°C)
图 A1： ISA 温度
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。
1
1013.25 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 (ºC) = 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 (ºC) = 15 - 2 x[高度(英尺)/1000]
• 在对流层顶之上 (36，089 英尺)：
ISA 温度 = -56.5ºC = 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 = -41ºC
在 33,000 英尺的标准温度为：ISA = 15 - 2 x 33 = -51ºC，
而实际温度为 -41ºC，即：比标准温度高 10ºC。
结论：飞行条件为 ISA+10。
12
概述
掌握飞机的性能
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)
40000
12
Zp
PA==f(p)
f(P)
ISA table
10
30000
8
20000
6
4
10000
2
P
200
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)
38661
11784
34000
10363
30066
9164
18287
5574
4813
1467
0
0
FL= 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：
P
ρ
其中
= RT
R = 通用气体常数 (287.053 J/kg/K)
结果：
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)：
g
0
α
αR
P = P0 (1−
h)
T0
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 ºC/m
g0 = 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
概述
掌握飞机的性能
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) ：
ρ=
其中
P
RT
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/m3
1.2. 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)
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
温度
(°C)
- 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
+ 17.0
hPa
PSI
In.Hg
188
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
1013
1050
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
15.23
5.54
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
31.02
压力比
δ = P/Po
密度
σ = ρ/ρo
音速
(kt)
高度
(米)
0.1851
0.1942
0.2038
0.2138
0.2243
0.2353
0.2467
0.2586
0.2709
0.2837
0.2970
0.3107
0.3250
0.3398
0.3552
0.3711
0.3876
0.4046
0.4223
0.4406
0.4595
0.4791
0.4994
0.5203
0.5420
0.5643
0.5875
0.6113
0.6360
0.6614
0.6877
0.7148
0.7428
0.7716
0.8014
0.8320
0.8637
0.8962
0.9298
0.9644
1.0000
1.0366
0.2462
0.2583
0.2710
0.2844
0.2981
0.3099
0.3220
0.3345
0.3473
0.3605
0.3741
0.3881
0.4025
0.4173
0.4325
0.4481
0.4642
0.4806
0.4976
0.5150
0.5328
0.5511
0.5699
0.5892
0.6090
0.6292
0.6500
0.6713
0.6932
0.7156
0.7385
0.7620
0.7860
0.8106
0.8359
0.8617
0.8881
0.9151
0.9428
0.9711
1.0000
1.0295
573
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
664
12 192
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
概述
掌握飞机的性能
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。
PA
PA
Zp
气压高度
PR ESSU
RE ALTITUDE
Zp = f(P)
PA
= f(P)
ISA table
PA
Zp amb
am b
Zi
IA
PA
Zp set
set
P
1013.25
Pamb
Pset
(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
QNH
QFE
高度
1013
无线电
(AAL)
高度
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
概述
掌握飞机的性能
• 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
进近
爬升
下降
1013
1013
过渡高度
过渡高度层
QNH
海平面
QNH
QNH
1013 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 = IA
TA = 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
T
TISA
概述
掌握飞机的性能
1013
ISA+ ∆ISA
1013
ISA
1013
ISA - ∆ISA
TA > IA
TA = IA
TA < 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
概述
掌握飞机的性能
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 Ps0
气流
CAS
动压:
q = Pt - PS
静压: P
S
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 + Ki
3.3. 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 CAS
3.4. 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
概述
掌握飞机的性能
TAS
风
GS
DA
GS = 地速
DA = 偏流角
TAS = 真空速
图 A10：地速和偏流角
3.5. 马赫数
马赫数是 TAS 和音速之间的比值。
M=
TAS
a
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：
a(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，
 P − Ps 
q
 = f  
M = f  t
 Ps 
 Ps 
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
FL
450
400
iso Mach 0.78
对流层顶
350
300
交叉高度
250
200
150
100
50
200
iso CAS 300
250
300
350
400
450
500
TAS (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
概述
掌握飞机的性能
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 = ½ ρ S V2 CD)。
• 重力 (mg) 等于升力 (L = ½ 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 = ½ ρ S (TAS)2 CL
其中
(1)
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
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 = ½ ρ S (TAS)2 CD
(2)
其中 CD = 阻力系数
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
(3)
(4)
其中 Ps = 静压
•
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
δ
28
= 0.7P0 SM 2 C L
(6)
= 0.7P0 SM 2 C D
(7)
飞机的限制
掌握飞机的性能
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 ≤ +2g
1.2. 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 G
FAR 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
飞机的限制
掌握飞机的性能
操作限制速度
定义
A320-200
速度值示例
JAR / FAR 25.1505 分部 G
VMO/MMO
最大操作限制
速度
VFE
襟翼放出的速
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 G
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 ULL
230 kt
215 kt
200 kt
185 kt
177 kt
JAR / FAR 25.1515 分部 G
VLO / 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： VMCG
JAR 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： VMCA
JAR 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
飞机的限制
掌握飞机的性能
•
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 ≤ 20º
图 B2： VMCA
1.3.3. 进近及着陆期间的最小控制速度： VMCL
JAR 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 5º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-2
1.3.4. 最小离地速度： VMU
JAR 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 ：
34
VMU (N) ≤ VMU (N-1)
飞机的限制
掌握飞机的性能
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
机翼上的空气速度
迎角
 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。
CL
迎角
重力 = ½ ρ S (TAS)2 CL = 常数
ρ = 常数
S = 常数
升力 = 常数
CL
TAS
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
n = 1g
CL MAX
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
飞机的限制
掌握飞机的性能
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 120-27C
2.1. 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
滑行重量
滑行油
起飞重量 (TOW)
航程油
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
飞机的限制
掌握飞机的性能
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 – 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
2
L
2
mWFg
L
2
L
2
mWFg
mg
mg
图 B8：由于燃油的重量减小了机翼的弯矩
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 – 滑行油> MTOW
3. 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
FAR 25.1527 分部 G
“JAR/FAR 25.1527
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
飞机的限制
掌握飞机的性能
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。
Tref
推力
(daN)
(T ref 取决于发动机型号)
Tref (PA = 0)
23000
22000
21000
20000
19000
PA = 0 ft
18000
PA = 2000 ft
17000
PA = 8000 ft
16000
OAT(°C)
15000
-10
-5
0
5
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
起飞
掌握飞机的性能
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
开始
抬前轮
松刹车
空中加速
离地
图 C1：：起飞剖面
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： VEF
JAR 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： V1
JAR 25.107 分部 B
FAR 25.107 分部 B
V1 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 ≤ V1
44
起飞
掌握飞机的性能
继续
中断
起飞
起飞
V1
故障被识别 飞行员准备好
采取第一个刹车动作
V
V1
EF
∆ 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)。
V2
V1
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： VR
JAR 25.107 分部 B
FAR 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
2.1.4. 离地速度： VLOF
JAR 25.107 分部 B
FAR 25.107 分部 B
FAR AC 25-7A
“JAR/FAR 25.107
(f) VLOF 是指飞机刚刚升空时的校准空速。”
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
起飞
掌握飞机的性能
“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：
几何外形限制
JAR
FAR
VLOF ≥ 1.04 VMU (N-1)
VLOF ≥ 1.05 VMU (N-1)
VLOF ≥ 1.08 VMU (N)
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： V2
JAR 25.107 分部 B
FAR 25.107 分部 B
V2 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：
• V2min;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
1
2
(其他空客机型)
VSR 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 ≤ VMBE
2.2.2. 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
起飞
掌握飞机的性能
1.13 V S1g
V2
1.1 VM CA
1.05 VM CA
VM CG
V1
VR
VM BE
VEF
35 ft
1.08 V M U (N)
1.04 或 1.05 VM U (N-1)
VLOF
VTIRE
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 – 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 – 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 – 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， A340
3.1.2. 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
起飞
掌握飞机的性能
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
V2
有关键的发动机故障
TOGAN
V=0
TOGAN-1
VEF V1
VR VLOF
35 ft
15 ft
TODN-1 (湿)
TOD N-1 (干)
没有发动机故障
V2
TOGAN
V=0
VR VLOF
35 ft
TOD 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
FAR 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)：
• 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
V2
关键发动机故障
TOGAN
V=0
TOGA N-1
VEF V1
VR VLOF
TORN-1 (干)
TOR N-1 ( 湿)
52
35 ft
15 ft
起飞
掌握飞机的性能
发动机没有故障
V2
TOGA N
VR VLOF
V=0
35 ft
TOR 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
FAR 25.109 分部 B
a) 干跑道上的加速停止距离大于以下值：
• 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；
1
VEF 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
2
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
V=0
减推力
+ 用刹车
TOGA N-1
VEF V 1
1s
V1
V=0
2s
ASD N-1 (干或湿)
发动机没有故障
TOGA
V=0
减推力
+ 用刹车
N
V1
V1
V=0
2s
ASD 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
起飞
掌握飞机的性能
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 TOW
ASD
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
FAR 121.189 (c)(3) 分部 I
“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 ≤ TORA
3.2.2. 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：
•
•
•
•
56
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。
起飞
掌握飞机的性能
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 )
CWY
TORA
TODA
最大 1.25%
1/2 TORA (最大)
图 C10： TODA 定义
JAR-OPS 1.490 分部 G
FAR 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 ≤ TODA
3.2.3. 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
停止道
ASDA
图 C11： ASDA 的定义
JAR-OPS 1.490 分部 G
FAR 121.189 (c)(1) 分部 I
“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 ≤ ASDA
3.2.4. 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
起飞
掌握飞机的性能
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
起飞距
离调整
跑道头
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
起飞
掌握飞机的性能
在 60 米宽跑道上进行 180 度转弯
180 度转弯对正跑道中线
滑行道端头
公布的跑道头
起飞距离
调整
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-1
TODN-1
TOR N
受跑道
TODN
限制的
MTOW
V1
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
起飞
掌握飞机的性能
起飞距离
起飞航径
第一 第二
航段 航段
第三
航段
爬升
最后
航段
1,500 ft
最小 400 ft
最大 10 分钟
总航径
轮收上
35 ft
BR VEF V1 VR V LOF
V2
N
加速
N-1 发动机
TOGA
缝翼/襟翼起飞形态
绿点
M CT
缝翼/襟翼收上
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
第二航段
第三航段
最后航段
0.0%
2.4%
-
1.2%
0.5%
3.0%
-
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)
达到入航形态
缝翼 / 襟翼形态
起飞
起飞
缝翼/襟翼收上
光洁
发动机额定推力
TOGA/FLEX
TOGA/FLEX
TOGA/FLEX
MCT
速度基准
VLOF
V2
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
没有
没有
最小爬升梯
双发
度
(N-1)
四发
发动机
表 C4：起飞航段特点
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
64
FAR 25.111 分部 B
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
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
A300-B2/B4/600
44.84 m (147 ft 1 in)
半翼展 = 74 ft
A310-200/300
43.90 m (144 ft 1 in)
半翼展= 73 ft
A318/A319/A320/A321
34.10 m (111 ft 10 in)
半翼展= 56 ft
A330-200/300
60.30 m (197 ft 10 in)
半翼展= 99 ft
A340-200/300
60.30 m (197 ft 10 in)
半翼展= 99 ft
A340-500/600
63.50 m (208 ft 2 in)
半翼展= 105 ft
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 20º；或在 400 英尺以上，增加坡度到不大于 30º ”。
转弯期间的最大坡度角 (JAR)
标准程序
特殊批准
低于 200 ft
15°
15°
200 ft 和 400 ft
15°
20°
25°
30°
之间
高于 400 ft
表 C6：转弯期间的最大坡度角
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”
1
FAA 的规定与 ICAO 附件 6 的建议相似。
66
起飞
掌握飞机的性能
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
梯度损失
0.8%
1.0%
表 C7：梯度损失值
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
掌握飞机的性能
起飞航径
起飞距离
第一
航段
爬升
第二
第三
最后
航段
航段
航段
总飞行航径
35 ft
梯度减小
d
1,500 ft
ti
净飞行航径
35 ft
35 ft
BR VEF V1 V R VLOF
V2
N
加速
绿点
N-1 发动机
图 C17： 总和净起飞航迹
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
“JAR–OPS 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 15º，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
起飞
掌握飞机的性能
越障余度
35 ft
50 ft
坡度角 ≤ 15°
坡度角 > 15°
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)。
Fa
Φ
Wa = nz.m.g
W=mg
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%=
1
推力
−
n z .重力 L/D
AMC-OPS 1.495
“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
起飞
掌握飞机的性能
起飞距离.
起飞飞行航径
爬升
35 ft
min
总航径.
净航径
35 ft
B
障碍物包线
A
航段 1
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
离场航段开始时的半宽(1/2 E0)
A300-B2/B4/600
44.84 m (147 ft 1 in)
83 m (271 ft)
A310-200/300
43.90 m (144 ft 1 in)
82 m (269 ft)
A318/A319/A320/A321
34.10 m (111 ft 10 in)
78 m (253 ft)
A330-200/300
60.30 m (197 ft 10 in)
90 m (296 ft)
A340-200/300
60.30 m (197 ft 10 in)
90 m (296 ft)
A340-500/600
63.50 m (208 ft 2 in)
90 m (296 ft)
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
起飞
掌握飞机的性能
起飞航
径开始
离场扇
面开始
12.5% (7.1º)
1/2E
1/2E
cwy
3
2
1
D
1
米
翼展
2
TOD
3
TORA
有足够导航精度时 300 米，
否则 600 米
TODA
图 C21： JAR-OPS 离场扇区（航迹变化 ≤ 15º）
起飞航径
离场扇区*开始
1/2E
1
开始转弯
cw y
1/2E
12 5% (7 1º)
2
D
TOD
3
TORA
1
TODA
米或
翼展
2
3
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 > 15º)
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
掌握飞机的性能
机场边界
起飞航
径开始
离场扇
区开始
1/2E = 200 ft
cw y
TOD
TORA
TODA
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
起飞
掌握飞机的性能
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
1
ρ S TAS 2 C L
2
VS0 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
OAT
图 C25： 发动机推力与外界大气温度
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
起飞
掌握飞机的性能
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
下坡 ⇒
 起飞距离
 加速停止距离
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(µ)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µ干 和µ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)。
1
2
µ = 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
起飞
掌握飞机的性能
• 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 ( 3.35 磅/美加仑)。
• 干雪：在 松散时可以被吹跑，或者在用手挤压后，一旦松开，就会再次分
开。其密度大约为 0.2 公斤/升 ( 1.7 磅/美加仑)。
• 积压雪：被压缩的雪（典型摩擦系数为 0.2）。
• 冰：摩擦系数小于或等于 0.05。
5.5.2 对性能的影响
污染物对飞机性能的影响是显著的。污染物可以被分为硬质和液体两种。
•
硬质污染物是：积压雪和冰。
它们减小摩擦力。
•
液体污染物是：水、融雪和松雪。
它们减小摩擦力，并且引起降水阻力和滑水。
5.5.2.1
摩擦力的减小
干跑道上的摩擦力随飞机的速度而变。通过试飞建立了飞机摩擦系数(µ)和地速的
关系(图 C26)。
µ
速度
图 C26： µ干 与飞机速度
直到最近，条例仍指出，对于湿跑道和覆盖有积水或融雪的干跑道，飞机的摩擦
系数可以从干跑道的摩擦系数诱导得出，公式如下：
µ湿 = µ干/2 (限制到 0.4)
µ污染 = µ干/4
这涉及到 A300、A300-600、 A310、 A320 (A320-233 除外)、 A321-100 (仅按
JAA 审定)、 A330-300 (仅按 JAA 审定)和 A340 基本型。
79
起飞
掌握飞机的性能
时至今日，一个被成为 ESDU 的新方法被开发出来并由 JAR/FAR 25.109 的后续
增补 42 引入。建议的µ湿计算方法考虑了轮胎压力、轮胎磨损状况、跑道类型和试飞所验
证的防滑效率。µ污染 (水和融雪)是从以试飞为基础的增补中得到的.ESDU 模型涉及以上
没有提到的所有机型。
对于覆盖了雪或冰的跑道，不管机型如何，考虑使用以下值：
µ雪 = 0.2
µ冰 = 0.05
5.5.2.2
有效的 µ和报告的 µ
机场当局在一个被称为“SNOWTAM”的文件中公布污染跑道的信息，它包括：
• 污染物类型
• 每 1/3 的总跑道长度上的平均深度
• 报告的 µ或刹车效应。
报告的µ 是用诸如 Skidometer、 Saab 摩擦测试机(SFT)、 MU-Meter、 James
刹车减速计(JDB)、 Tapley 计、对角刹车器(DBV)。关于这些测量设备的进一步的信息
可以参看 ICAO 的机场服务手册，第 2 部。
主要问题是，结果产生的飞机摩擦力（轮胎/跑道相互作用）取决于飞机的重量、
轮胎磨损、轮胎压力、防滑系统的效率和……地速。获取有效µ 的惟一方法是在相同的
起飞条件下利用飞机本身来进行，当然，这在日常运行中是不现实的。
另一个解决方法就是使用上述的一种车辆，但它们要以比飞机慢得多的速度和小
得多的重量运行。然后，就是如何将从这些测量设备上得到的数据（报告的µ）与飞机的
实际刹车性能（有效的µ）联系起来。
目前，科学家在为本行业提供可靠和万能的数据方面是不成功的。实验和研究仍
在进行当中。这就是为什么空客公布的污染跑道的信息是污染物类型和深度的函数，而
不是飞机有效µ的函数的原因。条例规定：
IEM OPS 1.485 分部 F
“IEM OPS 1.485
(b) 若按照经过测量的跑道摩擦系数确定性能数据，营运人需要使用一个将测量的跑道摩
擦系数与该机型在现有跑道条件所要求的速度范围的有效的刹车摩擦系数联系起来的程
序。”
80
起飞
掌握飞机的性能
5.5.2.3
降水阻力
降水阻力由以下阻力组成：
• 排水阻力： 因污染液体相对轮胎轨迹发生位移而产生。
• 飞溅撞击阻力： 因机轮（主要是前起落架）将污染液体抛向机身而产生。
这些附加阻力的影响是：
• 提高减速率：在中断起飞时是正面影响。
• 降低加速率：对起飞产生负面影响。
所以，对减速率的负面影响就导致了要将液体污染物的深度限制到一个最大值。
另一方面，对于被硬质污染物覆盖的跑道表面，只有摩擦系数(有效 µ)受影响 ，因此，
污染物的深度对起飞性能没有影响。
5.5.2.4
滑水现象
跑道上有水会在轮胎和跑道之间形成一层水膜，导致干燥区域的减少(图 C27).在
高速时，这个现象变得更加严重，因为不能将水从轮胎和跑道间挤出去。滑水（或水上
滑行）是这样一种情况，飞机轮胎在很大程度上被一层薄的液体膜与跑道表面分离.在这
些情况下，摩擦力下下降到几乎可以忽略的值，机轮刹车和用于方向控制的前轮转弯实
际上失效了。
轮胎/跑道
没有相互作用
没有刹车能力
转动
水
干跑道
被污染的跑道
图 C27：滑水现象
滑水速度取决于轮胎的压力及污染物的比重（即：污染物的密度多大）。
81
起飞
掌握飞机的性能
V 滑水 (kt) = 34 (PT/σ)0.5
其中：
PT = 轮胎压力 (kg/cm2)
σ = 污染物的比重
换言之，滑水速度是摩擦力严重减小的门限速度。污染跑道的性能计算考虑了滑
水的负面影响。
5.5.3
飞机制造厂家的数据
飞机制造厂家必须提供在被以上一种污染物污染的跑道上运行的相关数据，引用
如下：
JAR 25X1591
“JAR 25X1591
(a)(c) 制造厂家必须用经过批准的文件，以指导材料的形式，提供有关被积水、融雪、松
雪、积压雪或冰污染的跑道的补充性能信息，以帮助营运人制定适当的指南、建议或指
令，供其飞行机组在污染道面上运行时使用。”
“JAR 25X1591
(d) [污染跑道]的信息可以通过计算或实验获得。”
就性能确定而言，空客为以下跑道污染物和最大深度提供了指导材料 (表 C10)：
污染物
水（液态）
融血（液态）
湿雪（液态）
干雪（液态）
积压雪（硬质）
冰（硬质）
湿跑道或相当的跑道
< 3 mm (0.12 in)
< 2 mm (0.08 in)
< 4 mm (0.16 in)
< 15 mm (0.59 in)
/
/
表 C10： 湿的和被污染的跑道
注意，当比以上所列条件恶劣时，建议不要起飞。
82
被污染的跑道
3 到 12.7 mm (0.5 in)
2 到 12.7 mm (0.5 in)
4 到 25.4 mm (1 in)
15 到 50.8 mm (2 in)
没有深度限制
没有深度限制
起飞
掌握飞机的性能
5.5.4 在湿的和被污染跑道上的起飞性能
5.5.4.1
加速停止距离
JAR 25X1591
污染跑道上定义的 ASD（加速停止距离）与湿 跑道上的一样.在计算 ASD 时，只
要道面不是干的，就可以考虑反推的作用.距离可以通过计算或试飞获得。
5.5.4.2
起飞距离和起飞滑跑
JAR 25X1591
IEM-OPS 1.495 (b)
污染跑道上定义的 TOD 和 TOR 与湿跑道上的相似。可以通过计算或试飞得出。
5.5.4.3
起飞飞行航迹
JAR-OPS 1.495 分部 G
IEM-OPS 1.495 分部 G
JAR 25.115
FAR 121.189
FAR 25.115
“JAR-OPS 1.495
(a) 净航迹必须以 35 英尺的垂直距离越过所有相关的障碍物。”
“JAR 25.115
(a) 起飞飞行航迹从起飞距离端头起飞表面以上 35 英尺处开始。”
在湿的或污染跑道上，屏障高度（TOD 结束时的高度）为 15 英尺。净起飞航迹
从 TOD 端头上方 35 英尺处开始。这样，当净飞行航迹从 TOD 端头上方 35 英尺处开始
时，总飞行航迹从 15 英尺开始（见图 C28)。
“IEM-OPS 1.495
在从湿的或被污染的跑道上起飞时，若在 V1 时发生了发动机故障，这就意味着在初始阶
段飞机可以低于净起飞航迹 20 英尺，因此可以仅以 15 英尺的高度越过近距离的障碍
物” 。
83
起飞
掌握飞机的性能
起飞航径开始
净航径
20 ft
总航径
.净航径 - 35 ft
15 ft
跑道
净空道
地形
图 C28：湿的或被污染的跑道的总和净起飞航迹
当净航迹沿着起飞航迹以 35 英尺越过障碍物时，总飞行航迹可以在开始时以小于
35 英尺的高度越过近距离的障碍物。
5.5.4.4
起飞重量
在 TOD 和 ASD 的要求方面，一方面湿跑道和污染跑道不一样，另一方面，湿跑
道和干跑道不一样。
诚然，对于湿的和污染的跑道，屏障高度是在 15 英尺测量的，而不是干跑道的
35 英尺。此外，在确定湿的和污染的跑道的 ASD 时，允许使用反推，而在确定干跑道
的 ASD 时，禁止考虑反推。
因此，与干跑道相比，对于同样的起飞条件，在湿跑道和污染跑道上可以获得较
短的 TOD 和 ASD。这样，与干跑道相比，在被水、融雪或雪覆盖的跑道上，可以获得
更大的起飞重量。这就是为什么条例中指出：
JAR-OPS 1.490 分部 G
“JAR-OPS 1.490
(b)(5) 在相同条件下，在湿的或被污染的跑道上的起飞质量不得超过干跑道的允许值”。
6
最大起飞重量的确定
6.1
速度的优化过程
空客建议通过优化 V1/VR 比和 V2/VS 比来计算给定跑道和给定条件的 MTOW。
空客提供的性能软件自动进行此项优化计算，其目的是达到最大可能的 MTOW。
这个优化过程在本手册的附录 2 中介绍。
84
掌握飞机的性能
6.2
起飞
标准的起飞重量图表(RTOW 图表)
为了确定标准的起飞重量用于重复的起飞计划，必须向飞行员提供数据，以便他
们能够快速计算最大允许的起飞重量及相关速度。这可以通过地面或机载的计算机化的
系统，如 LPC (驾驶舱少纸张系统见附录 3)或书面文件完成。
这些书面文件被称为“标准的起飞重量”图表 (RTOW)。 必须为每个跑道方向生
成图表，而且可以为了便于使用，按不同的起飞条件生成（温度、风、 QNH 、襟翼设
定、跑道状态、不工作的项目）。
它们提供：
• 最大起飞重量 (MTOW)
• 起飞速度 (V1，VR，V2)
• 限制代码
• 最小和最高改平加速高度。
图 C29 给出了一个 A319 RTOW 图表的示例。
示例：MTOW 和速度的确定
数据
• 从巴黎奥利机场起飞， 跑道 08
• 缝翼/襟翼形态： 1+F
• OAT = 24ºC
• 风 = 静风
• QNH = 1013 hPa
• 空调：关
• 跑道状态： 干
结果
• MTOW = 73.6 tons
• V1 = 149 Kt， VR = 149 Kt， V2 = 153 Kt
• MTOW 受到第二航段和障碍物的限制(2/4)
注：若偏离了图表所给的基准条件（QNH、空调……），则必须对 MTOW 和速度进行
修正。
85
起飞
掌握飞机的性能
图 C29： A319 RTOW 图表示例
86
掌握飞机的性能
起飞
7 灵活和降低额定功率减推力起飞
飞机的实际起飞重量通常小于最大标准的起飞重量。因此，在某些情况下，可以
用小于最大起飞推力的推力起飞。按照实际重量调整推力是有利的，因为它可以增加发
动机的寿命和可靠性，同时降低维护和运营成本。
这些起飞运行通常分为两类：针对于空客飞机的灵活起飞的概念；以及，使用特
定的降低额定功率水平（被称为降低额定功率减推力起飞）的概念。
7.1
灵活起飞
减推力起飞被称为灵活起飞，相应的推力被称为灵活推力。
AMJ 25-13
AC 25-13
7.1.1 定义
“AMJ 25-13 / AC 25-13
(4)(c) 就飞机而言，减推力起飞就是起飞推力小于起飞（或降低额定功率减推力起飞）推
力。飞机起飞性能和推力设定是用经过批准的简化方法建立的，例如：调整、或对起飞
推力设定和性能进行修正。”
在这种情况下， “起飞推力不被看作起飞操作限制。”
如图 C30 所示，实际起飞重量小于从 RTOW 图表中查出的最大许可的起飞重
量，因此，可以确定一个温度，所需推力就是这个温度下的最大起飞推力。这个温度被
称为“灵活温度 (TFlex)” 或 “假设的温度”。此外，
“AMJ 25-13 / AC 25-13
(5)(a) 减小的推力设定
(2) 基于一个经过批准的起飞推力额定值，完整的飞机性能数据是对应它提供的
(3) 万一在起飞航迹上的任何一点施加起飞推力，它能够符合飞机操纵性的要求
(4) 至少是当时环境条件下最大起飞推力的 75%”。
87
起飞
掌握飞机的性能
重量
MTOW
推力
可用
平推力
推力
EGT 限制
实际 TOW
所需
25%
推力
最多减少
OAT
Tref
灵活温度
最大 TFlex
OAT
图 C30： 灵活温度的原理
结果，灵活温度是输入参数，通过它，发动机监控计算机采用对应实际起飞重量
的推力。这个方法从经过批准的最大起飞推力额定值演变而来，因此使用相同的经过审
定的最小控制速度。
此外，推力的减小不得超过最大起飞推力的 25%，这样，就引出了最大灵活温
度，如图 C30 所示。
为了满足以上的要求，只有在满足了以下三个条件时，才可以进行灵活起飞。
TFlex > TREF
TFlex > OAT
TFlex ≤ TFlex Max
条例要求营运人定期使用最大起飞推力进行起飞验证，以便检查起飞参数 (N1 ，
N2， EPR， EGT).若使用经批准的发动机状态监控计划，起飞验证的时间间隔可以延
长。
7.1.2
灵活起飞和跑道状态
“AMJ 25-13 / AC 25-13
(f) AFM 指出，在污染跑道上不允许 [减推力起飞] ，而且，除非在性能方面对湿道面上停
止距离增长作出了适当的考虑，否则也不允许在湿跑道上进行减推力起飞。"
空客的运行文件(RTOW， FCOM)为湿跑道上进行灵活起飞提供了性能信息。结
果，可以在湿跑道上进行灵活起飞，而禁止在污染跑道上进行灵活起飞。
88
起飞
掌握飞机的性能
7.1.3 灵活温度的确定
下面的例子解释了如何利用 RTOW 图表确定灵活温度的方法 (图 C29)。
示例：灵活温度和速度的确定
数据
• 从巴黎奥利起飞， 跑道 08
• 缝翼/襟翼形态： 1+F
• 实际 TOW = 66 吨
• OAT = 24ºC
• 风 = +20 Kt 顶风
• QNH = 1013 hPa
• 空调：关
• 跑道状态： 干
结果
• 灵活温度 = 68ºC
• V1 = 145 Kt， VR = 145 Kt， V2 = 150 Kt
注：若偏离了图表的基准条件（QNH、空调……），则必须对灵活温度进行修正。
7.1.4
灵活起飞的程序
为了进行灵活起飞（总是由飞行员决定），必须使用由没有减小额定值的或等效
的计算机化系统计算的 RTOW 图表来确定灵活温度。然后，在起飞准备阶段，必须将这
个温度值输入 MCDU (多功能控制和显示组件)(图 C31)。在松刹车点，按照标准操作程
序，必须将油门杆推到 FLX 位(图 C32)。在起飞阶段的任何时候，TOGA 推力都是可用
的。但是，若在 V1 后发生发动机故障，是不要求选择它的。
图 C31： MCDU 起飞性能页
图 C32： 油门杆位置
89
起飞
7.2
掌握飞机的性能
降低额定功率减推力起飞
7.2.1 定义
AMJ 25-13
AC 25-13
“AMJ 25-13 / AC 25-13
(4)(b) 就飞机而言，降低额定功率减推力的起飞是起飞推力小于最大起飞推力，为此，在
AFM 中有一组单独的和独立的满足第 25 部的所有要求的起飞限制和性能数据。”
在这个情况下， “起飞推力被认为是正常的起飞操作限制。”
对于降低额定功率减推力的起飞，必须在飞机飞行手册中包括限制、程序和性能
数据。对于每个降低额定功率减推力的水平，考虑到最小控制速度等新的限制，可以为
给定的跑道建立特殊的 RTOW 图表。
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
一个给定的降低额定功率减推力的水平，对应基本的最大推力减去给定的百分
数。因此，与没有降低的额定功率相比，起飞航迹上任何点的新的最大可用推力被减小
了。这样，可以按照 JAR/FAR 25.149A 建立新的最小控制速度 (VMCG， VMCA)。
在短跑道上起飞时，最小控制速度的减小，有时可带来起飞性能的改善（MTOW
更大）。诚然，决断速度 V1 是仍然可能中断起飞并将飞机停在跑道限制范围内的速度。
尽管如此，V1 必须大于 VMCG，且就短跑道而言，加速停止距离通常是最有约束力的限
制。对于给定的起飞重量，VMCG 的减小，可以使 ASD 减小，并且在没有减额定功率的
MTOW 受到 ASD/VMCG 的限制时，给出更好的起飞性能。
图 C33 解释了在有和没有减额定功率（从 4%到 24%）时，A340 的性能。在这
个例子中，最佳的减额定功率水平对应的是将额定推力减小 20%。
90
起飞
掌握飞机的性能
图 C33： 有或没有减额定推力时的起飞性能
7.2.3
降低额定功率减推力起飞和跑道状态
降低额定功率减推力起飞被认为是发动机处于正常操作限制的正常起飞。对于每
个减额定功率水平和每个道面，AMF 提供了新的限制、程序和性能数据。因此，可以简
单地使用为特殊减额定功率水平和特殊跑道状态制定的特殊起飞图表来确定干、湿或污
染跑道的 MTOW (图 C34)。
所以，在湿的和被污染的跑道上都允许进行降低额定功率减推力起飞。
图 C34：覆盖有积水的跑道上的降低额定功率减推力起飞
91
起飞
掌握飞机的性能
7.2.4
降低额定功率减推力起飞程序
降低额定功率减推力起飞不是对所有空客机型都可用的。它是所有 A330 和 A340
机型 的基本项目，但在其他空客机型2上还不存在。
1
当减额定功率可用时，有 6 个审定等级，从 (TOGA-4%) 到 (TOGA–24%)，等级
间的增量恒定为 4% (4%， 8%， 12%， 16%， 20% 和 24%)3.这就意味着 AFM 必须包
含一组用于 TOGA 和一组用于各个减额定功率等级 (TOGA - X%)的性能数据。
为了进行降低额定功率减推力起飞，必须对照为给定的降低功率功率减推力水平
而计算的最大许可起飞重量（特殊的 RTOW 图表或相当的计算机化系统）对实际起飞重
量和速度进行检查。然后，在起飞准备阶段，必须将减额定功率的水平输入到 MCDU
(多功能控制和显示组件)中(图 C35)。在松刹车点，油门杆必须推到 FLX 位(图 C36)。
重点： 在进行减额定推力起飞时，在飞机离地并高于最小收襟翼速度（“F”速度）之
前，一定不能选择 TOGA 推力。这样做是因为性能计算是按最小控制速度进行的，与
TOGA 的不同。
图 C35： MCDU 起飞性能页面
图 C36： 油门杆位置
注意，按空客的原则，灵活起飞不能与减额定推力起飞一起使用。
1
1998 年后成为标准，1998 年前是选项。
1998 年后成为标准，1998 年前是选项。
3
对于 A340-500/-600，有两个补充的减额定推力水平：32%和 40%
2
92
掌握飞机的性能
航线上的限制
D. 航线上的限制
1. 航线上的故障情况
在空中，发动机或增压故障是潜在的问题.在飞新航线前，必须仔细研究.它们的发
生对飞行高度构成严重影响，因此，在山区上空飞行时就显得非常有约束力了。
若在空中发生发动机故障，剩余的推力就不再足以平衡阻力和维持适当的巡航速
度。在起始高度飞行所需的推力突然变得大于发动机最大连续推力（MCT）额定值所提
供的可用推力。惟一的解决方法就是下降到一个更加适当的飞行高度，以便可用推力等
于所需推力，使飞机能够改平。
若在空中失去客舱增压，也需要下降。这不是性能限制而是氧气系统的限制。诚
然，在初始巡航高度，空气中的氧气量已不够机组成员和旅客正常呼吸用。这就是为什
么需要安装氧气系统的原因。由于为整个客舱供氧所需的氧气量很大，所以将其流量限
制到能够保证最大持续时间的流量。所以，必须在某一个时间限制范围内，下降到不再
需要氧气的新的飞行高度。
由于有时要飞越山区，所以不能总是在同样的条件下进行下降。这就是为什么在
这些特殊情况下，需要对航线进行研究，以评估当飞机在最不利的时刻发生故障时是否
有可以接受的逃离程序 . 若有，则需要明确定义并通知机组 . 若没有，则必须找出新的航
路。
任何研究都必须按以下介绍的适航要求进行。
2. 发动机故障
2.1. 一般定义
2.1.1. 飘降程序
若在爬升或巡航阶段在山区上空发生发动机故障，应该采用障碍物策略或飘降策
略 (图 D1) 这个程序包括：
• 剩余的发动机选择最大连续推力(MCT)。
• 减速到绿点速度。
93
航线上的限制
掌握飞机的性能
• 以绿点速度爬升或下降，直至达到飘降升限1。
绿点
绿点
D ift d
ili
飘降升限
E i f il
发动机故
(MCT)
障 MCT
D飘降升限
ift d
ili
E i f il
发动机故障
(MCT)
MCT
图 D1： 飘降程序（爬升或下降）
在主飞行显示器（ PFD ）上用绿色圆圈指示的绿点速度表示的是最佳升阻比速
度，该时的空气动力效率是最大的.结果，对于所飞过的距离而言，飘降战略是能够保持
最大高度的程序。
2.1.2. 总的和净的飘降航迹
JAR 25.123 分部 B
FAR 25.123 分部 B
2.1.2.1. 总飘降航迹
总飞行航迹是飞机在发动机故障后实际飞的航迹(图 D2)。条例要求向营运人提供
飘降性能信息，其陈述如下：
“JAR/FAR 25.123
(a)对于航线上的形态，必须对应每个重量、高度和环境温度[……]确定[总飘降]航迹。因
工作的发动机消耗燃油而导致的重量沿航迹的变化可以被包含在计算中.必须在任何选择
的速度确定飞行航迹，并且要使用以下条件：
• 最不利的重心
• 关键发动机不工作”
2.1.2.2. 净飘降航迹
净飘降航迹指的是总飞行航迹减去必须的减量(图 D2)。
1
飘降升限 = 保持绿点速度所能飞的最大高度（平飞）。
94
航线上的限制
掌握飞机的性能
“JAR/FAR 25.123
(b) 一台发动机不工作的净飞行航迹必须是实际爬升性能减去下列的爬升梯度：
• 对双发飞机：1.1%
• 对于四发飞机：1.6%.”
(c) 双发不工作的净飞行航迹必须是实际爬升性能减去一个爬升梯度：
• 对于四发飞机：0.5% 。”
净梯度 = 总梯度 – 梯度损失
梯度减量
双发飞机
四发飞机
净飞行航迹（一台发动机失效）
1.1%
1.6%
净飞行航迹（两台发动机失效）
-
0.5%
表 D1： 总和净飘降航迹间的梯度减量
G
总飘降航径
D ift d
ili
发动机故障
E i f il
t
总飘降航径
(MCT)
飘降升限
绿点
绿点
MCT
净飘降航径
飘降升限
i
N t Fli ht P th
净飘降航径
发动机故障
E i f il
(MCT)
MCT
图 D2： 总和净飘降航迹（爬升和下降）
2.1.3. 起飞备降场
JAR-OPS 1.295 分部 D
FAR 121.617 分部 U
若在起飞阶段发生发动机故障，一般来说，最好是返回起飞机场着陆。当不满足
着陆条件时，出于天气或性能方面的原因，需要计划起飞备降场，其位置应该：
• 对于双发飞机，以一台发动机不工作的巡航速度在静止的空气中飞行一小时。
• 对于四发飞机，以一台发动机不工作的巡航速度在静止的空气中飞行两小时。
95
航线上的限制
掌握飞机的性能
当不可能返场时，则必须去起飞备降场，而且要在松刹车后最多 10 分钟内达到入
航形态1。结果，飘降爬升阶段从起飞飞行航迹结束时开始。为了到达备降场，就必须要
保证越障，其要求见以下段落：
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
必须保证在发动机故障时在整个航路上越障。问题是要清楚地定义哪些是必须越
过的障碍物。条例指出了所需要考虑的障碍物：
JAR-OPS 1.500 分部 G
FAR 121.191 分部 I
“JAR-OPS 1.500
(c) 净飞行航迹必须能让飞机从巡航高度继续飞向可以着陆的机场[……]越过[……]航路上
飞机目标轨迹两侧 9.3 公里（5 海里）范围内的所有地形和障碍物。”
(d)若导航精度不能满足 95%的覆盖水平 […] 营运人必须增加宽度余度 […] 到 18.5 公里
(10 海里)2” (图 D3)。
5 或 10 海里（JAA）
目标轨迹
5 法定海里（FAA）
图 D3：横向间隔
注意，FAR 的规定非常相似，不同的是它要求目标轨迹每侧的横向余度为 5 英
里。此外，它规定，当飞机离最近的经过批准的无线电导航定位点的距离比它必须飞越
的关键障碍物远时，需要获得“不同程序”的批准。
为了进行详细的航路研究（发动机故障的情况），应该使用地形图并确定出所需
走廊宽度内最高的障碍物。另外，还有一个花时较少但精度较差的方法，即：使用公布
的最低飞行高度，它已考虑了飞越障碍物的 2000 英尺的余度（参见本章“最低飞行高
度”一节）。
1
入航形态 = 光洁形态、绿点速度、最大连续推力。
若在 2 小时内对飞机的导航系统进行了更新或飞机装备有主 GPS，则 95%的覆盖水平通常是可以达到
的。
2
96
航线上的限制
掌握飞机的性能
2.2.2. 垂直间隔
垂直间隔总是应被理解为净飞行航迹和障碍物间的余度。航线上的净飞行航迹应
按飞机飞行手册确定，且必须考虑运行区域的主要气象条件（风和温度）。此外，若在
改航高度层上预计有结冰条件，则必须在净飞行航迹上考虑防冰系统的影响。
JAR-OPS 1.500 分部 G
FAR 121.191 分部 I
在进行航路研究时，应检查以下两个垂直间隔条件中的一个。当条件 1 不能满
足，或重量代价太大时，则必须基于条件 2 进行详细的研究。
2.2.2.1. 条件 1 ： 1,000 英尺 间隔余度
“JAR-OPS 1.500
(b) 在航路上，净航迹的梯度必须至少高出所有地形和障碍物正 1,000 ft。” (图 D4)
绿点
发动机故障
（MCT）
总航径
总升限
净航径
净升限
总航径
净航径
min 1,000 ft
m in 1,000 ft
图 D4：垂直间隔 (1,000 英尺)
A- 方法：发动机在爬升中故障
• 确定最恶劣条件下的航线航迹的起点。
• 在地形图中，选择在规定的走廊中，在爬升阶段必须越过的所有障碍物。在坐
标纸上画出这些障碍物，以及它们到航线航迹的距离（横轴）和它们的高（纵
轴）。
97
航线上的限制
掌握飞机的性能
• 按 AFM，以保守的重量（例如：用审定的最大起飞重量）和保守的气象条件确
定爬升净航迹.把它画在上面的坐标纸上。
• 结论：
若净航迹以至少 1,000 英尺的余度越过所有的站障碍物，则航线研究完成，
且在爬升的任何时候，都可以保证越过障碍物。
若净航迹不能以 1,000 英尺的间隔飞越至少一个障碍物，则减小起飞重量并
重新计算净航迹直至满足前面的条件。若不可能，则需建立新的转场程序
1
。
B- 方法：发动机在巡航中故障
• 按地形图确定走廊内最高的障碍物并加上 1,000 英尺以获得高 H1。
• 按 AFM，以保守的重量确定净飘降升限(H2)。例如，在进入限制区的地方，选
择可能的最重的飞机重量。
• 结论：
若 H2 大于 H1，则航线研究完成，且在任何时候都能确保越障高度。
若 H2 小于 H1，则应该按照条件 2 进行更详细的研究，或建立起飞重量限制
或找出新的航路。
2.2.2.2. 条件 2： 2,000 英尺间隔余度
条件 2 涉及的是发动机在巡航时发生故障的情况。当条件 1 未被满足或重量限制
太大时，应制定出一个飘降程序，详细介绍如下：
JAR-OPS 1.500 分部 G
FAR 121.191 分部 I
“JAR-OPS 1.500
(c)净航迹必须允许飞机从巡航高度继续飞往可以着陆的机场，[……]以 2,000 英尺的垂直
间隔越过航线上[规定的走廊]内的所有地形和障碍物” (图 D5)。
在航线上关键区域的任何点，必须总是能够逃离，并同时在下降时保证净航迹以
2,000 英尺的余度越过相关的障碍物。以下三个逃离程序可用：返航、转场或继续。
1
这项研究主要涉及改航到起飞备降场的情况。
98
航线上的限制
掌握飞机的性能
绿点
发动机故障
（MCT）
总航径
min 2,000 ft
飘降升限
净航道
图 D5： 垂直间隔 (2,000 英尺)
发动机在巡航高度层故障时的方法
• 确定航路上的关键点： 关键点是这样一个点，在这个点，若发动机故障且飞机
开始飘降，净航迹将以最小 2,000 英尺的余度越过影响最大的障碍物。在各个
关键点的飞机重量被假定为在最恶劣的气象条件下在该点预计可能的最大重量.
关键点可以是：T
无返回点(A)：在其之后就不能返回的点，否则就不能满足 2,000 英尺的净
航迹越障余度。
继续点(B)：在其之后可以继续的点，因为可以保证 2,000 英尺的净航迹越
障余度。
• 在规定的走廊中选择所有在飘降时必须飞越的受限的障碍物，并将它们画在用
横轴表示距离用纵轴表示高度的坐标纸上。
• 按 AFM，考虑最恶劣的风况，确定返回净航迹1和继续净航迹。为此，应使用
一个保守的初始重量（例如：选择在进入限制区域时可能的最大的飞机重
量）。在上述坐标纸上绘出净航迹，确保可以以最小 2,000 英尺的余度越过最
有影响的障碍物。
• 结论：
若无返回点（ A ）在连续点 (B) 之后 ( 图 D6) ，除非有其他的更加适用的程序
（转场机场更近、逃离程序更加安全…….），应采用以下程序。若发动机的故
障发生在：
B 之前：返回
A 之后：继续
A 和 B 之间：返回或继续
1
返回净航迹考虑了返航的高度和时间损失。
99
航线上的限制
掌握飞机的性能
若无返回点（A）在连续点(B)之前 (图 D7)，除非有其他的更加适用的程序，
应采用以下程序.若发动机的故障发生在：
A 之前：返回
B 之后：继续
A 和 B 之间：建立一个逃离程序，确保相关障碍物的越障余度。若不可
能，则考虑减小起飞重量.若减重太多，则考虑另一个航路。
在 A 之前：返回
在 B 之后：继续
B
净航径
2 , 0 0 0 ft
A
2 ,0 0 0 ft
净航径
图 D6：：继续点(B) 在无返回点(A) 之前
改航
在 B 之前：返回
A
在 B 之后；继续
B
2 ,0 0 0 ft
净航径
2 ,0 0 0 ft
图 D7：继续点(B)在无返回点(A)之后
100
净航径
航线上的限制
掌握飞机的性能
2.2.3. 备降机场
JAR-OPS 1.500 分部 G
FAR 121.191 分部 I
“JAR-OPS 1.500
(a) 发动机故障后，在准备着陆的机场的上空 1500 英尺的高度，净航迹必须具有正梯
度” (图 D8)。
航线研究必须指出与各种转场情况相关的不同的可能的航线备降机场。在准备着
陆的机场的上空至少 1，500 英尺 的高度上，净航迹的梯度应该是正的。为此，当系统
可用时，可以考虑应急放油。
绿点
发动机故障
总航径
（MCT）
飘降升限
净航径
1,500 ft
图 D8： 备降机场上空的性能要求
此外，
“JAR-OPS 1.500
(c)(4) 发动机故障后考虑着陆的机场必满足以下标准：
• 满足预计着陆质量的性能要求
• 天气报告或预报，或它们的任何组合以及机场状况报告表明在预计的着陆时间
可以安全着陆”。
在签派或飞机放行时必需明确指定备降场，且必需满足预先规定的该进近类别的
最低气象标准.若不能满足这些最低标准，则相关的转场程序就不再可能。
101
航线上的限制
掌握飞机的性能
2.3. 双发飞机
2.3.1. 60 分钟的规定
JAR-OPS 1.245 分部 D
JAR-OPS 1.246 分部 D
JAA Information Leaflet 20
FAR 121.161 分部 H
AC 120-42A
“JAR-OPS 1.245
(a) 除非经过当局特殊批准[…….]，若从航线上包含的某个点以[经过批准]的一台发动机
不工作的巡航速度飞到适当的机场的时间超过 60 分钟，则 营运人不得使用双发飞机在
该航线上运行。”
当至少有一个航段超过 60 分钟的飞行时间时，当一台发动机在可能的航线备降场
不工作时(图 D9)，航空公司需要特殊的许可，该许可被成为 ETOPS1 许可. ETOPS 的问
题在空客的专门的小册子“掌握 ETOPS”中介绍了，因此在本手册中就不再涉及了。
ETOPS 航路
60 分钟 1
台发动机
不工作
B
C
A
ETOPS 航段
A, B, C:航路改航机场
图 D9： 60 分钟的规定
2.4. 四发飞机
2.4.1. 90 分钟的规定
JAR-OPS 1.505 分部 G
FAR 121.193 分部 I
“JAR-OPS 1.505
(a) 除非满足[特殊规定]，营运人应该保证三发或三发以上的飞机所飞目标航迹上没有哪
个点距离满足[着陆]性能要求的机场的飞行时间（以所有发动机工作的远程巡航速度在标
准大气温度的静止空气中）超过 90 分钟”。
1
ETOPS = 双发飞机延程飞行
102
航线上的限制
掌握飞机的性能
这些特殊的规定是后来制定的，它假设两台发动机同时故障，只要有一个航段距
离可能的航线备降机场的飞行时间（所有发动机都工作）超过 90 分钟，在签派时就必须
考虑这个规定。
“JAR-OPS 1.505
(c) 假设两台发动机在航路的关键点故障，飞机距离[可能的备降]机场的[飞行时间]超过
90 分钟” (图 D10)。
四发飞机的航路
B
90 分 钟 所 有
发动机工作
C
A
关键航段
A , B , C : 航路改航机场
图 D10： 90 分钟的规定
2.4.2. 越障--两台发动机不工作
2.4.2.1. 横向间隔
条例定义了必须考虑障碍物的走廊宽度，具体如下：
JAR-OPS 1.505 分部 G
FAR 121.193 分部 I
“JAR-OPS 1.505
(b) 两台发动机不工作的净飞行航迹必须能让飞机继续在预计的气象条件下，从假定两台
发动机同时故障的点飞到可以着陆的机场[……]越过航路上飞机目标轨迹两侧 9.3 公里
（5 海里）1范围内的所有地形和障碍物[……]所有地形和障碍物[……]。若导航精度不能
满足 95%的覆盖水平 […] 营运人必须增加宽度余度 […] 到 18.5 公里 (10 海里) 2。”
1
2
FAA:5 法定英里
JAA 的规定对 FAA 无效。
103
航线上的限制
掌握飞机的性能
2.4.2.2. 垂直间隔
垂直间隔总是应被理解为两台发动机不工作的净飞行航迹和障碍物间的余度。两
台发动机不工作的航线上的净飞行航迹应按飞机飞行手册确定，且必须考虑运行区域的
主要气象条件（风和温度）以及在必要时对防冰系统的使用。
JAR-OPS 1.505 分部 G
FAR 121.193 分部 I
“JAR-OPS 1.505
在航路上[预先规定的走廊]中，净航迹必须至少垂直高出所有地形和障碍物 2,000 ft。”
绿点
双发故障
（MCT）
总航径
min 2,000 ft
飘降升限
净航径
图 D11： 越障 2,000 英尺 – 两台发动机不工作
2.4.3. 备降机场--两台发动机不工作
JAR-OPS 1.505 分部 G
FAR 121.193 分部 I
“JAR-OPS 1.505
(d) 在两台发动机故障后，在准备着陆的机场的上空 1,500 英尺的高度，净航迹必须具有
正梯度 (图 D12)。
航线研究必须指出与各种转场情况相关的不同的可能的航线备降机场。在准备着
陆的机场的上空至少 1,500 英尺 的高度上，两台发动机不工作的净航迹的梯度应该是正
的。为此，当系统可用时，可以考虑紧急放油。
104
航线上的限制
掌握飞机的性能
绿点
双发故障
（MCT）
总航径
飘降升限
净航径
1 ,500 ft
图 D12： 在改航机场上空的性能要求
3. 空中客舱增压故障
JAR-OPS 1.770 + 附录 1
JAR-OPS 1.760
FAR 121.329
FAR 121.333
3.1.1. 氧气系统
“JAR-OPS 1.770
(a)(1) 除非有补充氧气系统[……]，否则营运人不得在 10,000 ft 以上的高度以增压的飞机
进行运行。”
客舱增压故障后，氧气自动通过独立的分配组件向旅客供氧，每个乘员可以立即
获得。当客舱释压时，这些组件自动放出，但只能在有限的时间内提供氧气。
向旅客供氧的持续时间随系统的不同而不同。目前1，有两个主要种类：化学氧系
统和气体氧系统。
3.1.1.1. 化学系统
化学氧系统有以下特性：
• 有一个独立的化学发生器，拉下面罩后即被启动。其后，不能停止氧气流。
• 氧气流量和供氧压力与客舱高度无关。
1
正在研制一种被称为 OBOGS (机载氧气发生系统)的氧气系统.这个系统将连续提供氧气。
105
航线上的限制
掌握飞机的性能
• 对旅客的供氧有一个特定的时间段，15 或 22 分钟。
• 对于这种系统，预先就确定了最大飞行剖面。
3.1.1.2. 气体氧系统
与化学氧系统相比，气体氧系统有某些特性：
• 可以按客户需要选择高压氧气瓶的数量（在 A340 上可以有多达 14 个氧气
瓶）。
• 氧气流量和供氧压力取决于高度.流速由每个面罩容器上的高度表式流量调节装
置控制。这样可以优化旅客用氧：高度越低，氧气流量越小。
• 供氧时间取决于飞行剖面以及所装氧气瓶的数量。
• 客舱高度低于 10,000 英尺时，没有氧气流量。
3.1.2. 旅客氧气的要求
为了帮助营运人确定他们对补充氧气的需要，条例提供了最低要求的氧气量与飞
行高度的关系。这个信息是针对飞行机组、乘务组以及旅客提供的。尽管如此，为机组
乘员储备的氧气总是比旅客重要得多，结果，下降剖面总是受旅客氧气系统而不是机组
氧气系统的限制。
JAR-OPS 1.770 + 附录 1
JAR-OPS 1.760
FAR 121.329
FAR 121.333
“FAR 121.329
(c)(1) 对于客舱气压高度高于 10,000 英尺到包括 14,000 英尺的飞行，在这些高度上的
那一部分飞行必须有足够的氧气保证 10%的旅客 30 分钟以上的供氧。
(c)(2) 对于客舱气压高度高于 14,000 英尺到包括 15,000 英尺的飞行，在这些高度上的
那一部分飞行必须有足够的氧气为 30%的旅客供氧。
(c)(3) 对于客舱气压高度高于 15,000 英尺的飞行，在这些高度上的整个飞行必须有足够
的氧气为每位旅客供氧。”
“FAR 121.333
(e)(2) […]必须为客舱乘客提供不少于 10 分钟的供氧。”
(e)(3) [...] 为了对乘客进行急救处理 […]，必须在客舱释压且客舱高度高于 8,000 ft 的整
个飞行中为 2%的乘客供氧，但无论如何都不能少于 1 个人。”
106
航线上的限制
掌握飞机的性能
最后的条件通常通过手提氧气瓶实现.结果，下表 (D2)总结了旅客氧气的要求：
飞行高度
> 15,000 ft
供应 100%的旅客
> 14,000 ft
≤ 15,000 ft
供应 30%的旅客
> 10,000 ft
≤ 14,000 ft
供应 10%的旅客(头 30 分钟不需要)
> 8,000 ft
≤ 10,000 ft
客舱释压后供应 2%的旅客 (通过手提
氧气瓶实现).
至少为 100%的旅客供氧 10 分钟
表 D2： 对旅客供氧的要求
3.1.3. 飞行剖面
3.1.3.1. 氧气系统的限制
客舱增压故障后，除非能够验证是非常不可能的，应将客舱高度看作与飞机的气
压高度一样。
结果，考虑到上述氧气要求，可以建立一个飞机总是必须保持的飞行剖面。这个
剖面取决于所安装的氧气系统：
• 化学氧系统： 固定剖面(在 FCOM 中公布)。
• 气体氧系统：客户化的剖面(取决于氧气瓶的数量和障碍物的位置)。
这个剖面表示的是就氧气系统的能力而言，可以飞的最大高度.例如，下图 (D13)
显示了一个 22 分钟氧气系统的下降剖面。
图 D13： A319 的下降剖面 - 22 分钟的氧气系统
107
航线上的限制
掌握飞机的性能
例如，以上剖面显示，客舱释压 7 分钟后，飞机必须在 FL250 或 FL250 以下飞
行。
3.1.3.2. 性能限制
以上下降剖面仅取决于氧气系统的能力，而不取决于飞机的性能能力。
尽管如此，这并不意味着飞机总是能够遵守氧气剖面，特别是在下降的时候。结
果，必须建立性能剖面且该性能剖面必须总是低于氧气剖面。其计算依据以下假设：
• 下降阶段：以 MMO/VMO 进行紧急下降 . 减速板在需要时放出，以增大下降
率。
• 巡航阶段：以最大速度（限制到 VMO)巡航。
结果，对于给定的初始重量和飞行高度层，作为时间函数的氧气剖面被转换为作
为距离函数的性能剖面 (图 D14)。
性能剖面
FL
时间（分钟）
400
性能剖面
氧气剖面
350
300
200
100
距离（海里）
0
0
20
40
60
80
100
120
140
160
180
340
360
380
400
图 D14： A319 的性能剖面 – 22 分钟的氧气系统
注：在建立这个性能剖面时，总是假设飞机能够以 MMO/VMO 飞行 . 需要减速的情况
（结构损伤、紊流……）没有被考虑。
3.1.4. 最小飞行高度
JAR-OPS 1.250
IEM OPS 1.250
最小飞行高度必须按如下规定选择：
108
FAR 121.657
掌握飞机的性能
航线上的限制
“FAR 121.657
(c) 在 IFR 条件下，[……]不允许在指定的山区，以高于目标航道 5 英里水平距离内的最
高的障碍物不到 2,000 ft 的高度飞行。
“JAR-OPS 1.250
(a)营运人应该建立最低飞行高度以及为所有要飞的[……]航段确定这些高度的方法.
(b) 每个建立最低飞行高度的方法必须经当局批准。”
为了帮助 JAA 的营运人作出选择，在 IEM OPS 1.250 中提供了指导材料，其中回
顾了关于公布的最低飞行高度的最常用的定义：
• MOCA (最低越障高度) 和 MORA (最低偏航高度)。它们对应最高的地形或障碍
物标高，加上：
1,000 英尺 --对于一直到并包括 5,000 英尺 (或 6,000 英尺)1的标高。
2,000 英尺-- 对于超过 5,000 英尺 (或 6,000 英尺)的标高，以 100 英尺进行
上舍入。
• MEA (最低航路高度) 和 MGA (最低安全网高度)。它们对应最大地形或障碍
物，加上：
1,500 英尺 --对于一直到并包括 5,000 英尺的标高。
2,000 英尺 --对于高于 5,000 英尺和低于 10,000 英尺的标高。
10% 的标高+1,000 英尺--对于 10,000 英尺以上。
结果，被认为可以用于研究的高于 10,000 英尺的最低安全高度等于最高的障碍物
标高加上 2,000 英尺。
3.1.5. 越障--客舱增压故障
客舱增压故障时是不需要净航迹的。净航迹应被理解为飞机在遭遇无法保持期望
的下降性能的风险（发动机故障的情况）时的安全余度。
若客舱释压，由于所有发动机都在工作，所以可以在任何低于初始飞行高度的高
度上飞行而不会有任何问题。因此，适用标准的最低的飞行高度，同时下降剖面必须以
2,000 英尺越过任何障碍物(图 D15)。
1
取决于方法：Jeppesen (5,000 英尺) 或 KSS (6,000 英尺)
109
航线上的限制
掌握飞机的性能
越障剖面
FL
4 00
释压剖面
2000ft
350
300
越障剖面
2000ft
200
2000ft
1 00
距离（海里）
0
0
40
20
60
80
10 0
120
140
160
340
180
360
380
4 00
图 D15： A319 越障剖面 – 增压故障
4. 航线研究
一般而言，必须总是预计在目标航路的最关键点发生故障（发动机或增压）。尽
管如此，由于下降剖面不同，两个故障的关键点可能不同。重要的是应该注意到，条例
不要求考虑性能同时满足两个故障的要求。
当分别处理两个故障时，关键点的数量和特殊的逃离路线也增加。结果，其复杂
性可能给机组带来额外的工作负荷并带来出错的风险。
这就是为什么只要在可能的时候，不管是什么故障，最好必须定义相同的关键点
和相同的逃离航路。这样，反应时间和犯错误的风险就减小了。在这种情况下，航路研
究应该基于所需付出代价最大的下降剖面 (图 D16)。
下降剖面和越障
FL
400
350
释压剖面
发动机失效-净航径
MMO/VMO
绿点
300
200
100
2,000 ft
距离（海里）
0
0
40
80
120
160
200
240
280
320
360
400
图 D16： A319 下降剖面 - 发动机 + 客舱增压故障
110
440
航线上的限制
掌握飞机的性能
E. 着陆限制
1. 引言
在放行飞机时，营运人必须按照 JAR-OPS 和 FAR 121 中定义的飞机审定(JAR
25 / FAR 25)和运行限制来证实着陆要求。在正常运行时，这些限制并不十分有约束力，
而且在大部分时间允许以最大结构着陆重量放行。这样就把放行期间对着陆性能的检查
的重要性变得很小。不过，在有不工作的项目、恶劣外部条件或污染跑道时，着陆性能
可能受到很大的影响。因此，对于保证飞行安全，飞行准备是极其重要的。
在下面的章节里，我们将按照适航规定和签派条件，确定着陆要求.最后一章将介
绍飞行管理和备降着陆机场的选择。
2. 可用着陆距离 (LDA)
2.1. 着陆航迹下没有障碍物
在这个情况下，可用着陆距离(LDA)就是跑道的长度(TORA)。停止道不能用于着
陆计算。
可用着陆距离(LDA)
图 E1： 可用着陆距离
2.2. 着陆航迹下有障碍物
由于在着陆航迹下有障碍物可用着陆距离(LDA)可能会被缩短。
ICAO 建议附件 8 规定了着陆和进近保护表面的尺寸（进近净空区）。
当进近净空区没有障碍物时，如下面所定义的 ( 见图 E2) ，可以使用跑道长度着
陆。
111
航线上的限制
掌握飞机的性能
15%
300 m
跑道
进近表面
60 m
图 E2 ： 进近表面
不过，若在进近净空区内有障碍物，则需要定义一个移位后的跑道头，它的位置
是以影响最大的障碍物形成 2%的正切平面然后再加 60 米的余度(图 E3)。
障碍物对 LDA 的影响
2%
跑道头移位
60 m
LDA
图 E3： 跑道头移位
在这种情况下，可用着陆距离(LDA) 等于从移位后的跑道头到跑道端头。
3. 着陆性能
3.1. 操作着陆速度
原来，下一章节中所定义的是制造厂家或营运人的操作速度。现在，其中的大多
数（例如：VREF 是基准着陆速度）在运行中被广泛使用并理解。JAA 当局发现使用这些
术语来表述适航要求很方便，而且确实已经在最近的增补要求中使用了它们。
112
航线上的限制
掌握飞机的性能
3.1.1. 最小可选速度： VLS
一般而言，在飞行阶段，飞行员不应该选择一个低于 VLS (最小可选速度)，它被定
义为实际形态的 1.23 VS1g 。
VLS = 1.23 Vs1g
g
* 这个 1.23 的系数适用于电传操纵的飞机（其他飞机为 1.3）。
这个规定也适用于着陆.在着陆期间，飞行员必须保持稳定进近，保持校准空速不
小于 VLS 一直到高于目的地机场 50 英尺高。
3.1.2. 最后进近速度： VAPP
VAPP 是飞机高于跑道表面 50 英尺在着陆期间的速度.襟翼/缝翼处于着陆形态且起
落架放下。
VAPP 受到 VLS 的限制：
VAPP ≥ VLS
在定义 VAPP 时，在 VLS 上保留一个余度是非常常见的。对于空客飞机，在正常运
行时，VAPP 的定义为：
VAPP = VLS + 风修正
风修正被限制在最小 51 海里/小时和最大 15 海里/小时。VAPP 被显示在 MCDU 的
进近页上。
FMGS 和管理速度被用语确定 VAPP
南，因为它代表的是：
目标.
在有风的情况下，它给出了有效的速度指
VAPP 目标 = GS mini + 实际顶风
GS mini = VAPP – 塔台风
实际顶风由 ADIRS 测量，塔台风被输入到 MCDU 中。
1
当使用自动推力或补偿机翼积冰时
113
航线上的限制
掌握飞机的性能
3.1.3. 基准速度： VREF
若在空中发生故障、应急或非正常形态，性能计算将依据基准形态和基准速
度.VREF 指的是规定着陆形态下在 50 英尺点的稳定进近速度.对于空客飞机，这个形态为
形态 FULL（全形态）。
可以得出：
VREF= 全形态的 VLS
VREF
若发生影响着陆性能的系统故障，空客的运行文件中指出了在考虑了故障后对
的修正量：
VAPP = VREF + ∆V 不工作
在需要时，可以在 VAPP 上加上另一个速度增量用于风修正。
3.2. 实际着陆距离 (ALD)
JAR 25.125 分部 B
FAR 25.125 分部 B
3.2.1. 人工着陆
“JAR/FAR 25.125
(a) 必需按以下方法确定从高于着陆表面 50 英尺的点到着陆和全停所需的横向距离（按
照申请人为飞机确定的满足运行限制的标准温度、各个重量、高度和风）：
• 飞机必需处于着陆形态
• 稳定进近，必需保持校准空速 VLS 下到 50 ft。”
在飞机审定时，实际着陆重量是按以下要求验证的：
距离测量从高于跑道头 50 英尺到飞机全停。
为了确定这个实际着陆距离，必需达到几个条件：
• 标准温度
• 着陆形态
114
航线上的限制
掌握飞机的性能
• 以 VLS 稳定进近(或 VMCL ，取高者)，人工着陆形态。
• 没有过大的垂直加速度
•在水平、光滑、干燥硬质道面的跑道上确定
• 机轮刹车系统压力可以接受
• 机轮刹车以外的刹车手段：当安全可靠时，可以使用扰流板、反推（干跑道上除
外）。
实际着陆距离也是按降级的刹车手段审定的（扰流板不工作、一个刹车不工
作…..）。
V ≥ 1 .23 V S
刹车 动作
V= 0
5 0 ft
实 际着 陆距离
图 E4： 实际着陆距离
就实际着陆距离而言，所有空客飞机都是按干跑道审定的，所有电传操纵飞机都
审定了污染和结冰跑道，并且公布了湿跑道数据（仅供参考）。
对于干跑道，验证的着陆距离不考虑反推.对于污染跑道可以考虑反推的影响。
对于干跑道，按照 JAR/FAR 25，着陆距离是按照标准温度验证的。不过，对于污
染的跑道，空客决定考虑温度对着陆距离验证的影响。由于它给出了保守的 ALD，这样
的选择可以确保增加安全性。
着陆距离必须包括着陆航迹上与着陆方向相反的不超过 50%的顶风分量的修
正系数，以及着陆航迹上与着陆方向相同的不小于 150%的顺风分量的修正系数。这已
经在公布的数据和修正值中有考虑。
115
航线上的限制
掌握飞机的性能
3.2.2. 自动着陆
JAR AWO
若所需着陆距离超过了计划的人工着陆距离，就必须在飞机飞行手册中予以建立
和计划。
在干跑道上，自动着陆时的 ALD 定义如下：
ALD = (Da + Dg)
Da 是空中阶段的距离
Dg 是地面阶段的距离.
其中：
空中阶段 = Da
50 ft
跑道头
d1
d2
3xσd2
0
图 E5 ： 空中阶段
空中阶段的 Da 是从跑道头到下滑道起点的距离 (d1)，加上从下滑道起点到平均接
地点(d2)，再加上三倍 d2 (σd2)的标准偏差。
从下滑道起点到平均接地点的距离 (d2)，以及其对应的标准偏差 (σd2)是通过
1000 多次模拟自动着陆的统计而建立的。
地面阶段 = Dg
50 ft
跑道头
VTD =VTD + 3σ VTD
0
图 E6 ： 地面阶段
自动着陆地面阶段的 Dg 是按照与人工着陆相同的方法建立的，它假设接地速度等
于平均接地速度(VTD) 加上这个速度三倍的标准偏差(σVTD)。
116
航线上的限制
掌握飞机的性能
3.3. 复飞性能要求
在复飞时，必须遵守最小的爬升梯度.最小空中爬升梯度取决于飞机的型号。
3.3.1. 进近爬升
JAR 25.121 分部 B
FAR 25.121 分部 B
这对应的是飞机的爬升能力，前提是假设一台发动机不工作。“进近爬升”一词
的由来是因为复飞性能依据的是进近形态，而不是着陆形态.对于空客的电传操纵飞机，
可用的进近形态是形态 2 和 3。
3.3.1.1. 飞机形态
•
•
•
•
•
一台发动机不工作
TOGA 推力
起落架收上
缝翼和襟翼处于进近形态（在大多数情况下是形态 2 或 3）
1.23 VS1g ≤ V ≤ 1.41 VS1g 并检查 V ≥ VMCL
3.3.1.2. 要求
需要验证的最小梯度：
进近爬升
一台发动机失效的
最小爬升梯度
双发
2.1%
四发
2.7%
(N-1) 发动机
TOGA 推力
轮收上
进近形态
1.23 VS1g 
 ≤ V ≤ 1.41 VS1g
VMCL 
最小梯度
2- 发飞机： 2.1%
4- 发飞机： 2.7%
图 E7：最小空中爬升梯度--进近爬升
117
航线上的限制
掌握飞机的性能
只要该形态的失速速度不超过相关“所有发动机都工作”的着陆形态的 VS1g 的
110% ，就可以选择一个进近形态。
3.3.2. 着陆爬升
JAR 25.119 分部 B
FAR 25.119 分部 B
这个限制的目的是为了在所有发动机都工作的情况下中断进近时，确保飞机的爬
升能力。“着陆爬升”一词的由来是因为复飞性能依据的是着陆形态.对于空客的电传操
纵飞机，可用的着陆形态是形态 3 和全形态。
3.3.2.1. 形态
•
•
•
•
•
N 发动机
推力控制从最小飞行慢车运动到 TOGA 推力 8 秒后，推力可用。
起落架放下
缝翼和襟翼处于着陆形态 (形态 3 或全)
1.13 VS1g ≤ V ≤ 1.23 VS1g 并检查 V ≥ VMCL。
3.3.2.2. 要求
对于所有机型，验证的最小梯度为： 3.2% 。
N 发动机
TOGA 推力
起落架放下
着陆形态
1.13 VS1g 
 ≤ V ≤ 1.23 VS1g
VMCL 
最小梯度
3.2%
图 E8： 最小空中爬升梯度--着陆爬升
对于所有空客飞机，进近爬升限制比着陆爬升限制要高。在其运行文件
（FCOM）中，空客公布了仅受进近爬升梯度限制的最大重量。着陆爬升性能可以在
AFM 中找到。
118
航线上的限制
掌握飞机的性能
3.4. 外部参数的影响
3.4.1. 气压高度
进近速度等于 1.23 VS1g.但是，相应的 TAS 随气压高度增加。
ρ
PA
TAS
结果，着陆距离也增加。
用于复飞的 TOGA 推力在气压高度增加时减小。
PA
⇒ 发动机推力
因此，若发生复飞，发动机推力的降低暗示着空中爬升梯度的减小，它意味着：
PA
 着陆距离

⇒ 
 空中爬升梯度

3.4.2. 温度
当温度超过基准温度时，发动机推力减小.因此，若复飞，空中爬升梯度将减小。
⇒
温度
复飞空中爬升梯度
3.4.3. 跑道坡度
JAR-OPS 1.515 (b) 分部 G
从性能角度看，上坡可以提高飞机的停止能力，结果，减小着陆距离。
上坡 ⇒
着陆距离
下坡 ⇒
着陆距离
119
航线上的限制
掌握飞机的性能
3.4.4. 跑道状态
跑道状态的定义与起飞时一样.当跑道被污染时，着陆性能受到跑道摩擦系数和污
染物引起的降水阻力的影响。
摩擦系数
⇒ 着陆距离
降水阻力
⇒ 着陆距离
取决于污染物的类型和厚度，着陆距离可以增加也可以减小。所以，有 12.7 毫米
融雪的的 ALD 比 6.3 毫米融雪的 ALD 短就没有什么不寻常的了。
3.4.5. 飞机形态
3.4.5.1. 发动机引气
发动机引气用于除冰或空调意味着发动机推力的减小。
结果，复飞空中爬升梯度将减小。
发动机引气开
⇒
空中爬升梯度
3.4.5.2. 襟翼设定
襟翼偏转的增加意味着升力系数(CL)的增加以及机翼面积的增加。因此可以减小速
度，这样，飞机将需要较短的着陆距离(VS1G 形态全 < VS1G 形态 3)。
当机翼襟翼偏转增加时，着陆距离减小。
不过，当襟翼偏转增加时，阻力也同时增加，因而影响飞机的爬升性能。
着陆距离
机翼襟翼偏转
⇒
空中爬升梯度 γ %
当在有长跑道的高原机场着陆时，也许最好减小襟翼设定，以增加复飞时的空中
爬升梯度。
120
航线上的限制
掌握飞机的性能
4. 放行要求
4.1. 所需着陆距离 (RLD)
JAR-OPS 1.515 (c) 分部 G
FAR 121.195 (b) 分部 I
假定“飞机将在静止的空气中降落在最有利的跑道上”。此外， “考虑到可能的风
速和风向以及飞机的地面操作特性，并考虑到诸如着陆导航台和地形等其他条件，飞机
将降落在最有可能被指定的跑道上”。
在离场前，根据预计的着陆重量和条件，营运人必须检查目的地的可用着陆距离
（LDA）至少等于所需着陆距离(RLD)。
为了帮助营运人确定目的地所需的最小距离，并允许放行飞机，根据审定的着陆
性能（ALD），引入了 RLD。
RLD ≤ LDA
在所有情况下，要求：
当跑道坡度大于± 2%时，营运人必须予以考虑.否则，将把它看作是零。
若在飞机放行之前知道飞机系统有故障且将影响着陆距离，则可用跑道长度至少
必须等于有故障时所需着陆距离。这个距离等于没有故障时所需着陆距离乘以一个
MMEL 中给出的系数，或者等于飞行手册中给出的有故障时的性能。
4.1.1. 干跑道所需着陆距离
JAR-OPS 1.515 (a) 分部 G
FAR 121.195 和 197 分部
飞机的着陆重量必须允许在目的地和备降场 60%的可用着陆距离内着陆。即：
RLD 干 = ALD / 0.6 ≤ LDA
4.1.2. 湿跑道所需着陆距离
JAR-OPS 1.520 分部 G
FAR 121.195 分部 I
若道面是湿的，所需着陆距离必须至少是干道面的 115%。
121
航线上的限制
掌握飞机的性能
RLD 湿 = 1.15 RLD 干 ≤ LDA
若飞机飞行手册中包含关于湿跑道着陆距离的特殊的附加信息，则也许可以使用
比上述长度短，但不小于干跑道所需的着陆距离的在湿跑道上的着陆距离。这种情况在
空客飞机上不常见。
4.1.3. 被污染跑道所需着陆距离
JAR-OPS 1.520 分部 G
对于 JAR 的营运人，若道面被污染，所需着陆距离必须至少是湿跑道上的所需着
陆距离或 115%的按批准的污染着陆距离数据确定的着陆距离，取较大者。
RLD 污染 =
两者间较大者
ALD 污染 x 1.15
或
RLD 湿
对于被污染的跑道，制造厂家必须提供机场上空 50 英尺处对应速度 V 的着陆性
能，以便：
1.23 VS1g ≤ V ≤ 1.23 VS1g + 10 kt
在某些污染跑道的情况下，制造厂家可以提供详细的说明，如：防滑、反推、减
速板或扰流板。而且，在最关键的情况下，可以禁止着陆。
4.1.4. 自动着陆时(干跑道)所需着陆距离
条例规定自动着陆所需着陆距离等于自动着陆的实际着陆距离乘以 1.15。
只要这个距离大于人工着陆模式下的所需着陆距离，则必须在自动着陆时予以保
留。
RLD 自动 = 两者间较大者
122
ALD 自动 x 1.15
或
RLD 人工
航线上的限制
掌握飞机的性能
4.2. 复飞要求
4.2.1. 正常进近
JAR 25.121 分部 B
FAR 25.121 分部 B
在放行时，只需要检查进近爬升梯度，因为只有它有限制力。
最小所需的梯度是在飞机审定期间确定的(章节号3.3.1 进近爬升)。营运人可以选
择复飞速度(从 1.23 VS1g 到 1.41 VS1g)，和形态(3 或 2) 来确定受复飞梯度限制的最大重
量。
对于很少出现的复飞限制的情况，在放行期间，营运人可以选择形态 2 和 1.4
VS1g 用于复飞计算，这样就不再应该受到限制了。尽管如此，即使条例认可这样的假
设， 但就所使用的速度和形态（只要不是标准的形态 3 和 1.23 VS1g）向飞行员提出警告
还是重要的。
在正常进近中，与机场状态和障碍物无关，对于双发飞机，所需爬升梯度为
2.1% ；四发飞机为 2.7%. 在进近期间，营运人可以考虑机场进近图中公布的梯度。
4.2.2. II 类或 III 类进近
JAR-OPS 1.510 分部 B & AWO 236
“JAR-OPS 1.510
(a) 对于决断高低于 200 英尺的仪表进近，营运人必须证实，在考虑了起飞质量和空中预
计耗油后，当一台关键发动机故障且处于复飞速度和形态时，复飞爬升梯度至少为
2.5%，或公布的梯度，取较大者.其他方法的使用必须经当局批准”。
在进行 II/III 类进近时，梯度为 2.5%（所有机型）或更大（若出于对障碍物的考
虑，进近图要求更大的值）。
4.3. 结论
• 着陆重量必须满足结构限制。所以，第一个限制是：
LW ≤ 最大结构着陆重量
• 着陆重量受飞机性能限制（跑道限制和复飞限制）。这样，第二个条件是：
123
航线上的限制
掌握飞机的性能
LW ≤ 最大性能着陆重量
• 因此，从这两个条件看，可以把最大允许的着陆重量称为最大标准的着陆重量
(MLW)：
最大结构着陆重量

MLW = 最小值
受性能限制的最大着陆重量






5. 空中的要求
5.1. 空中的故障
JAR-OPS 1.400 分部 D
FAR 25.473 分部 C
“JAR-OPS 1.400
在开始进近着陆之前，指挥员必须向他自己证明，根据他可以获得的信息并参阅操作手
册中的性能信息，机场的天气以及他打算使用的跑道的状态不会防碍安全进近、着陆或
复飞。
在空中确定着陆距离时，应基于最新可用的报告，最好不要早于预计着陆时间 30 分
钟。”
若在空中发生飞机系统故障，考虑用于着陆的跑道长度是没有故障的实际着陆距
离乘以与故障相关的着陆距离系数。
这些系数以及对应各个跑道状态的 ALD 公布在空客的运行文件（飞行机组操作手
册和快速参考手册）中。
注意，所需着陆距离的概念不再适用，选择备降机场的余度由机长决定。
5.2. 超重着陆的要求
在特殊的情况下，(空中返航或转场)，允许以超过最大着陆重量的重量立即着陆，
前提是飞行员按照非正常超重程序执行。
124
航线上的限制
掌握飞机的性能
JAR 25.473 分部 C
FAR 25.473 分部 C
在最大结构起飞重量（MTOW），以每分钟-360 英尺的下降率下降，可以提供结
构承载保护。
尽管如此，在复飞时，必须遵守最低要求的空中爬升梯度.对于某些型号的飞机，
若以形态 2 不能达到爬升梯度，可以用 I+F 形态进行复飞.这样，着陆形态为形态 3.这在
VS1g (形态 1+F) < 110% VS1g (形态 3)时可用。
5.3. 应急放油的情况
JAR 25.1001 分部 A
FAR 25.1001 分部 E
“JAR/FAR 25.1001
每架飞机必须安装应急放油系统，除非飞机满足最大起飞重量减去实际或计算的 15 分钟
飞行所需的燃油后的进近爬升梯度以及着陆爬升梯度的爬升要求.这 15 分钟的飞行包括
在出发机场，以相同于满足本 JAR-25 的适用的起飞、进近和着陆爬升性能时所使用的
飞机形态、速度、功率和推力进行起飞、复飞和着陆。”
若最大起飞重量(MTOW) 在减去 15 分钟飞行（包括在出发机场起飞、进近和着
陆）所需的燃油后大于最大复飞重量，则应急放油系统必须可用。
飞机必须满足复飞要求
15 分钟应急飞行
MTOW
图 E9： 应急放油
125
航线上的限制
126
掌握飞机的性能
巡航
掌握飞机的性能
F. 巡航
1. 概述
1.1. 引言
前面章节的主要目标是满足 JAR/FAR 25 和 JAR-OPS 1/FAR 121 的适航要求.本
节涉及另一个目标，即：降低直接运营成本 (DOC)。
直接运营成本包括：
• 固定成本(税、保险等……)；
• 与飞行时间相关的成本(机组、小时维护成本、折旧)；
• 与油耗相关的成本。
正确选择飞行高度层和速度可以使直接运行成本最小化。换句话说，由于时间与
油耗紧密相关，巡航计划是通过选择正确的速度和巡航高度层来建立的。在以下的章节
中，我们将回顾一些速度和高度优化标准。
1.2. 燃油里程
燃油里程(SR)是单位油耗飞过的距离。
一般而言，燃油里程等于：
SR
( 地面 )
=
地速 (GS)
小时油耗 (FF)
=
真空速 (TAS)
小时油耗 (FF)
考虑到空距，燃油里程等于：
SR
(空中)
由于 TAS 是用海里/小时(NM/h)表示的，而燃油流量(FF)是用公斤/小时(kg/h)表示
的，所以 SR 是用 NM/kg 或 NM/ton 表示。
此外，SR 取决于空气动力特性(马赫数和 L/D)、发动机性能(单位燃油消耗量)1、
飞机重量（mg）和海平面的音速(a0)。
1
燃油里程(SFC)等于燃油流量(FF)除以可用推力。它用 kg/h.N (公斤/小时/牛顿)并代表每个推力单位的油
耗。
127
巡航
掌握飞机的性能
空气动力
SR =
ao M L
D
SFC
mg
T
T0
发动机
重量
M . L/D
m
SFC
SR
SR
SR
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)
图 F1 解释了在给定重量和恒定高度上，燃油里程与马赫数的函数关系。
结果，对于给定的重量，有一个最大燃油里程值，对应的马赫数被称为最大巡航
马赫数 (MMR)。
SR (NM/ton)
给定高度
重量
SRmax
最大航程
Mach
M MR
图 F1： 最大巡航马赫数
128
巡航
掌握飞机的性能
最大航程马赫数的好处在于给定距离的油耗是最少的。它还对应在给定油量下飞机能
够飞行的最大距离。
在巡航期间，由于燃油的燃烧，飞机的重量减小。同时，燃油里程增加，但 MMR
减小(图 F2)。因此必须调整马赫数以对应在恒定高度的整个飞行中的重量变化。
给定
高度
耗油
图 F2： 最大航程马赫数与重量
• 气压高度的影响
给定
高度
气压高度
增加
图 F3： 最大航程马赫数与气压高度
最大航程马赫数的变化情况总结如下：
129
巡航
掌握飞机的性能
PA = 恒定
⇒ M MR
重量
重量 = 恒定
⇒ M MR
PA
2.1.2. 远程巡航马赫数 (MLRC)
MMR 的另一个方案是仅稍稍增加油耗就增加巡航速度。比较典型的是远程巡航马
赫数(MLRC)可以提供这种可能性。
在远程巡航马赫数，燃油里程对应的是 99% 的最大燃油里程 (图 F4).从经济的角
度上讲，由于曲线平直，最大燃油里程 1%的损失被巡航速度的增加大大地补偿了。
MLRC > MMR
SR 远程 = 0.99 x SR 最大航程
给定
高度
重量
MLRC
图 F4： 远程巡航马赫数的 定义
与最大航程马赫数相关，当重量降低时，远程巡航马赫数也减小。见图 F5。
130
巡航
掌握飞机的性能
MLRC
给定
高度
耗
油
图 F5： 远程巡航马赫数与重量
PA = 恒定
重量
重量 = 恒定
PA
⇒ LRC
⇒ LRC
2.1.3. 经济巡航马赫数 (M 经济)
远程巡航马赫数被认为是最少燃油的区域.若我们考虑直接运营成本，则可以引入
经济马赫数 (M 经济)。
如 §1.1 所述， DOC 由固定的与飞行时间相关的和与油耗相关的成本组成。结
果，对于给定的航程， DOC 可以表达如下：
DOC = CC + CF .∆F + CT .∆T
即：
CC = 固定成本
CF = 燃油单位成本
∆F = 航程油
CT = 与飞行时间相关的飞行小时成本
∆T = 航程时间
由于 DOC 是按每海里计算的，可以依据马赫数绘出与燃油相关的成本、与飞行时
间相关的成本和直接运营成本的图表 (图 F6)。
131
巡航
掌握飞机的性能
成本
燃油成本
时间成本
固定成本
MLRC
图 F6： 马赫数和成本
最小燃油成本对应的是最大航程马赫数。最小直接运营成本对应的是一个特定的
马赫数，被称为经济马赫数(M 经济)。
PA = 恒定
重量 = 恒定
⇒ M 经济
重量
⇒ M 经济
PA
M 经 济 值取决于时间和燃油成本之比。这个比率被称为成本指数 (CI) ，通常用
kg/min 或 100lb/h 表示：
成本指数 (CI) =
时间成本 C T
=
燃油成本l C F
当 CT 固定且 CF 增加时，减小油耗就变得有意思了。因此，当 CI 减小时，经济
马赫数减小。
CI
CI
⇒ M 经济
⇒ M 经济
CI 的极限值：
• CI = 0：飞行时间成本为 0（固定工资），所以 M 经济 = MMR (最下面的边界).
• CI = CImax：飞行时间成本高，燃油成本低，所以，M 经济 = 最大速度，以便以
最短的飞行时间完成航程。最大速度通常为(MMO - 0.02) 或 (VMO - 10kt)。
例如，成本指数 30 kg/min 表示每分钟的飞行时间等于 30 公斤燃油的成本。这
不表示燃油流量为 30 kg/min。
132
巡航
掌握飞机的性能
2.1.4. 恒定马赫数
飞机常常以恒定的马赫数运行。
恒定的马赫数
给定高度
耗
油
图 F7： 恒定马赫数
尽管如此，随着飞机重量减小，选择马赫数与 MMR 间的差距变大.结果，油耗增
加，超过最佳值。
3. 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
在检查保持恒定马赫数时 SR 随高度的变化时，我们可以明显地看到，对于每个
重量，都有一个 SR 最大的高度。这个高度被称为“最佳高度”(见图 F8)。
PA
给定马赫数
给定马赫数
最佳高度
耗油
图 F8： 马赫数恒定时最佳高度的确定
133
巡航
掌握飞机的性能
当飞机在最佳高度飞行时，对应所选马赫数，它是以最佳升阻比运行的 ( 见图
F9)。
M < 0.76
M = 0.82
M = 0.84
M = 0.86
最大 L/D
减小
图 F9： 高速极坐标曲线
当飞机以高速飞行时，极坐标曲线取决于指示的马赫数，并随马赫数的增加而减
小。因此，对于每个马赫数，都有一个不同的 (CL/CD)max 值，它随马赫数的增加而减
小。
当 飞 机 以 给 定 马 赫 数 在 最 佳 高 度 巡 航 时 ， CL 是 固 定 的 并 对 应 所 选 马 赫 数 的
(CL/CD)max 。结果，可变元素是重量和最佳高度的外界静压 (Ps) . 最佳高度巡航的公式
为：
重量
= 常数
Ps
图 F10 中所给出的最佳高度曲线是直接从图 F8 推导出的。
PA
给定马赫数
最佳高度
重量
图 F10： 恒定马赫数下的最佳高度和重量
134
巡航
掌握飞机的性能
小结：
对于给定的 PA :
最佳高度

⇒ 
比航程

重量
ISO 马赫数最佳高度曲线都是准平行的(图 F11)。
PA
最佳高度
ISO 马赫数曲线
重量
图 F11： ISO 马赫数曲线
3.1.2. 风的影响
由于地面燃油里程的变化，MMR (或 MLRC 或 M 经济) 值随顶风或顺风而变.图 F12 给
出了最大航程马赫数随风的变化。
地面 SR
给定重量、PA
最大航程马赫数
顺风
静风
顶风
马赫数
图 F12： MMR 和风的影响
135
巡航
掌握飞机的性能
结果：
地面 SR

顺风 ⇒ 
M
 MR
地面 SR

顶风 ⇒ 
M
 MR
风力在不同高度可以是不同的。对于给定的重量，当巡航高度低于最佳高度时，
燃油里程减小 (图 F8)。尽管如此，但在低高度有更有利风时，燃油里程可能会增加。当
最佳高度和较低高度的有利风的差值达到某一个值时，较低高度上的地面燃油里程比最
佳高度的地面燃油里程高。结果，在这种情况下，在较低的高度巡航更加经济。
图 F13 指出了在不同于最佳高度的高度上，需要取得相同地面燃油里程所需的有
利风的量：
136
巡航
掌握飞机的性能
IN FLIGHT PERFORMANCE
3.05.15
P 7
CRUISE
SEQ 020
REV 24
WIND ALTITUDE TRADE FOR CONSTANT SPECIFIC RANGE
GIVEN
FIND
RESULTS
: Weight : 68000 kg (150 000 lb)
Wind at FL350 : 10 kt head
: Minimum wind difference to descend to FL310 : (26 − 3) = 23 kt
: Descent to FL310 may be considered provided the tail wind at this
altitude is more than (23 − 10) = 13 kt.
图 F13： 最佳高度和有利风的差值
137
巡航
掌握飞机的性能
3.2. 最大巡航高度
3.2.1. 在恒定高度上的极限马赫数
每台发动机有一个受到限制的最大巡航额定推力。这个额定推力取决于涡轮能够
承受的最大温度.结果，当外界温度增加时，最大推力减小(见 图 F14)。
给定的
高度
推力
增加重量
阻力
m
最大巡航推力极限 (ISA)
(ISA + 15)
Mach2 Mach1
马赫数
图 F14： 在给定高度和重量下，温度对极限马赫数的影响
图 F14 根据高度和重量，给出了最大可能的马赫数。
在恒定的高度上，马赫数极限的变化可以总结如下：
对于给定的重量： 温度
对于给定的温度： 重量
⇒
⇒
极限马赫数
极限马赫数
3.2.2. 最大巡航高度
另一方面，当飞机以给定的马赫数飞行时，高度越高，必须增加的推力越大。对
于给定重量最大巡航高度的定义，是当飞行员以固定马赫数飞行时，在最大巡航推力下
飞机能够维持的最大高度。
138
巡航
掌握飞机的性能
图 F15： 最大巡航推力下的最大高度
从图 F15，可以推导出：
• 在 m1， 当温度小于 ISA+10 时，最大高度为 PA1
• 在 m2， 当温度小于 ISA+10 时，最大高度为 PA2 ，但是，当温度等于 ISA+20
时则为 PA1 。
最大巡航高度的变化可以总结如下：
重量
温度
马赫数
⇒
⇒
⇒
最大巡航高度
最大巡航高度
最大巡航高度
图 F16 介绍了在 A330 的 FCOM 中最大和最佳高度是如何表示的：
139
巡航
掌握飞机的性能
IN FLIGHT PERFORMANCE
3.05.15
P 6
CRUISE
SEQ 055
REV 06
图 F16： 最大和最佳高度
140
巡航
掌握飞机的性能
3.3. 航线机动限制
3.3.1. 升力的范围
在平飞时，升力与阻力平衡，并且当 CL 等于 CLmax 时，达到升力极限。在这一点
上，若迎角增加，就会发生失速。
升力限制方程式：
mg = 0.7 S PS C Lmax M 2
CLmax M2
由于压缩性效应，
CLmax 减小
可飞区域
马赫数
Figure F17：CLmax M2 曲线与马赫数
在给定的重量，依据升力限制方程，每个 CLmax.M2 值对应一个静压（Ps)值。即：
一个气压高度(PA)。 因此，在 CLmax.M2 和 PA 之间存在一个直接的关系。
图 F18 表明，对于给定的 PA， 在 Mmin 和 Mmax 之间是可以飞行的。当 PA 增加
时，马赫数范围减小，直至减小到一个对应升力极限高度 (PAmax)的唯一点。
给定重量
失速
升限
失速
失速
恒定 ZP 操作区
升力区
图 F18：升力区域的 定义
141
巡航
掌握飞机的性能
3.3.2. 操作机动限制
3.3.2.1. 抖振现象
关于马赫数下限，当速度减小时，迎角必须增大，以增加升力系数，保持力平
衡。
图 F19： 低速失速
在任何情况下，无限制地增加迎角(AoA)是不可能的。在大迎角时，气流从机翼上
表面分离。若迎角继续增加，气流分离点就不稳定，并快速地前后波动。结果，压力分
布不停地改变，并且改变升力的位置和大小。这种影响被称为抖振，表现为剧烈的振
动。
当 AoA 达到最大值时，分离点进一步前移，上表面的气流实现总分离。这种现象
导致升力的重大损失，被称为失速。
马赫数上限现象就很不一样了。事实上，在高速时，压缩性效应在机翼上表面产
生激波。当马赫数及/或迎角增加时，气流在激波之后从上表面分离，它不稳定，诱发与
低速时相同类型的抖振。
升限
图 F20： 高速失速
142
巡航
掌握飞机的性能
3.3.2.2. 抖振极限
当进行机动时，飞机受过载系数影响，表达式如下：
n=
升力
重力
在转弯时，过载系数值主要取决于坡度角，如图 F21 所示。事实上，在平飞时，
n = 1/cos(坡度角)。
过载系数
坡度角
图 F21：过载系数与坡度角
在升力极限，
n=
0.7 S PS C Lmax M 2
mg
在给定过载的气压高度 (Ps) 和给定的重量 (mg) ， 一个过载系数对应一个 CL
M 。因此，反映过载系数与马赫数关系的曲线将与图 F17 具有相同的形状。
2
max
事实上，运营中有用的马赫数极限就是抖振开始时的马赫数。
图 F22 反映了抖振极限。当 n = 1 (平直飞行)时，有一个对应低速抖振的最小马
赫数和一个对应高速抖振的最大马赫数。当 n 增加时，马赫数的范围减小，所以，当 n =
n max 时， Mmin = Mmax。
所以，nmax 是在一定重量和高度下的最大许可的过载系数，并对应抖振极限余度
最大的马赫数 M。
143
巡航
掌握飞机的性能
给定高度，
PA
M
图 F22：过载系数和升力区
3.3.2.3. 气压高度的影响
图 F23 描述了气压高度对升力区的影响。看来，对于给定的重量：
n max
气压高度
升力范围
当 nmax = 1 时， 飞机达到升限。例如，在 图 F23 中，PA3 对应给定高度的升限。
给定
重量
PA0
PA1
增加 ZP PAPA
PA2
PA3
马赫数
图 F23： 气压高度对升力极限的影响
在气压高度 PA1 (图 F23)， nmax = 1.3。也就是说，可以承受高达 1.3 的过载系
数，或进行 40° 坡度的转弯而不会发生抖振。
144
巡航
掌握飞机的性能
为了保持最大的抖振余度并确保好的飞机机动性，需要确定一个可以接受的过载
系数极限，低于它的时候，永远也不会发生抖振。这个过载系数极限通常被固定为 1.3。
这个值是一个使用限制，但不是一个条例规定的值。对应的高度被称为“1.3g 抖振极限
高度”或 “抖振升限”。
对于给定的马赫数，图 F24 给出了 1.3g 的抖振极限高度与重量的关系。在一个给
定的马赫数，当重量
抖振极限高度 。
1.3g 抖振极限高度
PA
给定的
马赫数
重量
着陆重量
起飞重量
图 F24： 1.3g 抖振极限高度
结果，FMGS 上指示的最大推荐高度，取决于飞机重量和温度条件，是下面高度
中最小的：
• 最大认证高度；
• 最大巡航高度；
• 1.3g 抖振极限高度；
• 爬升升限 (见 “爬升” 一章)。
3.3.2.4. A320 示例
图 F25 显示了 A320 FCOM 中抖振极限的表达方法。
145
巡航
掌握飞机的性能
OPERATING LIMITATIONS
3.01.20
P 5
GENERAL LIMITATIONS
SEQ 001
REV 27
BUFFET ONSET
R
图 F25：抖振开始
假设：
FL： 350
CG 位置： 31%
重量： 60 t
结果：
在 M = 0.73
当 n = 1.7 或坡度角
54°=时，抖振开始
当 n = 1.25 时 抖振在 M = 0.55 时开始
在实际中，对于给定的重量，对过载系数极限（1.3g）作如下考虑：
• 在固定的 FL，按 n = 1.3g 确定马赫数范围；
• 在固定的巡航马赫数，最大 FL (抖振升限)按 n = 1.3g 确定。
146
巡航
掌握飞机的性能
3.4. 巡航优化：阶梯爬升
理想的巡航高度应该对应最佳高度。一般而言，这个高度不是恒定的，当在巡航
期间随重量的减小而增加。另一方面，ATC 的限制要求平飞巡航。飞机必须以恒定高度
的航段飞行，它必须尽可能地接近最佳高度。
根据飞机的高度层间隔，平飞高度层航段应在最佳高度± 2,000 英尺的范围。总
之，应该在下面的条件下遵守：
SR ≥ 99% SR max
结果，获得了用于阶梯爬升巡航的下列剖面 (图 F26)。
给定的
马赫数
最大推力限制的
高度
低于 FL290
阶梯爬升 2,000 ft
高于 FL290
4,000 ft
2000 英尺在减低的垂直间隔
标准（RVSM）区域
图 F26： 阶梯爬升的剖面
飞行高度层是根据温度选择的。通常，第一步是先从第一个可用的与最大巡航高
度匹配的飞行高度层开始。图 F26 中给出的例子就是在 ISA 条件下巡航的情况。
4. FCOM 中的巡航表
在 FCOM 中， 巡航表的建立对应多个马赫数、不同的 ISA 条件、空调正常和防
冰关。飞机性能水平在图 F27 中。
147
巡航
掌握飞机的性能
IN FLIGHT PERFORMANCE
3.05.15
P 9
CRUISE
SEQ 110
REV 31
R
CRUISE - M.78
MAX. CRUISE THRUST LIMITS
NORMAL AIR CONDITIONING
ANTI-ICING OFF
WEIGHT
(1000KG)
50
52
54
56
58
60
62
64
66
68
70
72
74
76
FL290
ISA
CG=33.0%
FL310
84.0
.780
84.0
1276
302 1189
180.9
462 192.5
84.2
.780
84.2
1288
302 1202
179.2
462 190.3
84.4
.780
84.5
1300
302 1216
177.5
462 188.1
84.7
.780
84.8
1314
302 1231
175.7
462 185.9
84.9
.780
85.1
1328
302 1246
173.9
462 183.6
85.2
.780
85.3
1342
302 1262
172.0
462 181.3
85.5
.780
85.6
1357
302 1279
170.1
462 178.8
85.7
.780
85.9
1373
302 1297
168.2
462 176.4
86.0
.780
86.2
1389
302 1316
166.2
462 173.9
86.2
.780
86.5
1406
302 1335
164.2
462 171.4
86.5
.780
86.8
1424
302 1355
162.1
462 168.9
86.8
.780
87.1
1442
302 1375
160.0
462 166.4
87.1
.780
87.5
1462
302 1397
157.9
462 163.9
87.4
.780
87.8
1482
302 1419
155.8
462 161.3
LOW AIR CONDITIONING
wFUEL = − 0.5 %
FL330
.780
289
458
.780
289
458
.780
289
458
.780
289
458
.780
289
458
.780
289
458
.780
289
458
.780
289
458
.780
289
458
.780
289
458
.780
289
458
.780
289
458
.780
289
458
.780
289
458
FL350
84.0
.780
84.1
.780
1112
277 1044
264
204.0
454 215.4
450
84.3
.780
84.5
.780
1127
277 1060
264
201.4
454 212.0
450
84.6
.780
84.8
.780
1142
277 1079
264
198.6
454 208.4
450
84.9
.780
85.2
.780
1159
277 1097
264
195.7
454 204.8
450
85.2
.780
85.6
.780
1176
277 1117
264
192.8
454 201.3
450
85.6
.780
85.9
.780
1195
277 1137
264
189.8
454 197.6
450
85.9
.780
86.3
.780
1214
277 1158
264
186.8
454 194.1
450
86.2
.780
86.7
.780
1234
277 1182
264
183.8
454 190.2
450
86.6
.780
87.2
.780
1254
277 1209
264
180.9
454 186.0
450
86.9
.780
87.8
.780
1275
277 1242
264
177.9
454 181.0
450
87.3
.780
88.4
.780
1299
277 1277
264
174.6
454 176.1
450
87.7
.780
89.0
.780
1325
277 1314
264
171.2
454 171.1
450
88.2
.780
89.8
.780
1357
277 1356
264
167.1
454 165.7
450
88.8
.780
90.5
.780
1392
277 1400
264
162.9
454 160.5
450
ENGINE ANTI ICE ON
wFUEL = + 2 %
图 F27： 巡航表示例
148
N1 (%)
KG/H/ENG
NM/1000KG
FL370
84.7
992
225.6
85.1
1011
221.3
85.5
1031
217.0
85.9
1052
212.6
86.4
1075
208.1
86.9
1102
203.0
87.6
1135
197.1
88.2
1170
191.2
89.0
1209
185.0
89.8
1252
178.7
90.8
1298
172.3
.780
252
447
.780
252
447
.780
252
447
.780
252
447
.780
252
447
.780
252
447
.780
252
447
.780
252
447
.780
252
447
.780
252
447
.780
252
447
MACH
IAS (KT)
TAS (KT)
FL390
85.9
955
234.1
86.3
977
229.0
86.9
1003
223.1
87.6
1036
216.0
88.3
1070
209.0
89.2
1110
201.5
90.1
1153
194.0
TOTAL ANTI ICE ON
wFUEL = + 5 %
.780
241
447
.780
241
447
.780
241
447
.780
241
447
.780
241
447
.780
241
447
.780
241
447
爬升
掌握飞机的性能
G. 爬升
1. 飞行力学
1.1. 定义
下图 (G1) 给出了爬升期间作用在飞机上的不同的力。
TA S
RC
升力
RC=爬升率（垂直速度）
飞机轴线
推力
TAS
α
气动轴线
γ
θ
水平轴线
阻力
α = 迎角（AOA）
γ = 爬升梯度
θ = 飞机姿态（俯仰角）
γ
重量
θ=α+γ
图 G1：爬升期间的力平衡1
•
•
•
•
迎角(α) 代表的是飞机轴线与气动轴线间的夹角（速度矢量轴与航迹正切）。
爬升梯度(γ) 代表的是水平轴线与气动轴线的夹角。
飞机姿态(θ) 代表的是飞机轴线和水平轴线的夹角（在地面基准系统中）。
爬升率(RC) 代表的是飞机速度的垂直分量。它是正值，以英尺/分钟为单位。
1.2. 爬升的方程式
在以恒定速度爬升时，达到了力平衡。沿气动轴线，这个平衡可以被表达为：
(1)
1
推力 cosα = 阻力 + 重力 sinγ
为了简化，推力矢量平行于飞机纵轴表示。
149
爬升
掌握飞机的性能
沿竖轴方向的力平衡表达为：
(2)
升力 = 重量 cosγ
1.2.1. 爬升梯度 (γ)
爬升梯度 (γ) 和迎角 (α) 通常足够小，以便：
sinγ ≈ tanγ ≈ γ (弧度)
cosγ ≈ 1 及 cosα ≈ 1
结果：
(3)
推力 = 阻力 + 重力 γ
(4)
升力 = 重力
从方程 (3)， 推力 - 阻力 = 重力 γ。然后：
(5)
γ rad =
推力− 阻力
重力
(4)+(5)
γ rad =
推力 阻力
−
重力 升力
通过引入 L/D (升阻比)，爬升角变为：
(6)
γ rad =
推力 1
−
重力 L D
得出，用百分数表示：
(7)
 推力 1 
− 
L
重力
D

γ (%) = 100 ⋅ 
结论： 在给定的重量和发动机额定推力下，当（推力-阻力）最大时，爬升梯度为最大
（即：当阻力最小或当升阻比最大时）。最佳升阻比速度被称为绿点（或飘降）速度。
若发动机失效，以绿点速度飞行可以获得最大飞机气动效率及补偿功率损失。
150
爬升
掌握飞机的性能
1.2.2. 爬升率 (RC)
爬升率(RC) 对应于飞机的垂直速度。结果：
(8)
RC = TAS sinγ ≈ TAS γ
从方程(5)， γ =
(9)
(因为 γ 小，sinγ ≈ γrad)
推力 - 阻力
. 因此：
重力
RC = TAS ⋅
推力 - 阻力
重力
结论： 对于给定的飞机重量，当 TASx(推力-阻力) 最大时，爬升率最大。从功率看1，
当(P 推力 – P 阻力)最大时，爬升率最大。
1.2.3. 速度的极曲线
下图 (G2)表现了推力和阻力与真空速的关系。
为了以恒定的高度层和速度飞行，推力必须平衡阻力。结果，阻力可以被看作是
保持恒定的飞行高度层和速度所需的推力。只有当可用推力大于所需推力时（剩余推
力），才可能爬升。
以上方程表明，对于给定的重量：
• 爬升角 (γ) 与可用推力和所需推力的差值成正比。
• 爬升率(RC) 与可用功率和所需功率的差值成正比。此外，由于 RC = TAS γ，
当最大爬升率是在 TAS 大于绿点速度（dRC/dTAS=0）时获得的。
1
力功率(P 力) 表示的是力乘以速度 (TAS)。单位为瓦特 (W)。
151
爬升
掌握飞机的性能
图 G2： 推力曲线和速度极性
可以发现，低于绿点速度爬升是没有好处的，因为这样需要更长的距离和时间来
达到给定的飞行高度层。
1.3. 影响因素
1.3.1. 高度的影响
由于空气密度随气压高度的上升而降低，爬升推力和阻力减小。但是，因为阻力
减小的速度比可用推力的减小的速度慢，推力和阻力间的差值减小。因此，由于剩余推
力小，爬升梯度和爬升率随气压高度的上升而减小。
PA
152
⇒
爬升梯度
爬升率
爬升
掌握飞机的性能
1.3.2. 温度的影响
随着温度的升高，由于空气密度变低，推力减小。结果，将产生高度相同的影
响。
⇒
温度
爬升梯度
爬升率
1.3.3. 重量的影响
正如前面章节中所介绍的：
推力 - 阻力
重力
• (5)
⇒
γ rad =
• (9)
⇒
RC = TAS ⋅
推力 - 阻力
重力
因此，对于给定的发动机额定推力、高度和爬升速度（TAS），重量的任何增加
都会导致爬升梯度和爬升率的减小。
重量
⇒ 爬升梯度
爬升率
1.3.4. 风的影响
恒定的风分量对爬升率没有影响，但会改变航迹。
顶风
GS = 地速
TAS = 真空速
爬升率
γg = 地面爬升
梯度
γa = 空中爬升
梯度
图 G3： 爬升中的顶风分量
153
爬升
掌握飞机的性能
如图 G3 所示，不管风分量如何，空中爬升梯度保持不变。所以，到达爬升顶点
（T/C）的燃油和时间保持不变。
顶风
⇒
爬升率
到 T/C 的燃油和时间
航迹角 (γg)
到 T/C 的地距
顺风
⇒ 爬升率
到 T/C 的燃油和时间
航迹角 (γg)
到 T/C 的地距
2. 爬升应用
2.1. 爬升的管理
2.1.1. 推力调定
标准爬升额定推力被称为 “最大爬升推力”。在减推高度， 飞行员必须通过将油门
杆设定到爬升(CL)卡位来将推力从起飞推力减小到爬升功率 (图 G4)。这必须在松刹车后
5 分钟内完成。
图 G4： 油门杆位置
2.1.2. 能量的分配
飞机的能量由发动机提供。飞机飞行时，需要：
• 动能：保持速度和加速度所需的能量。
• 势能： 保持高度和爬升所需的能量。
154
爬升
掌握飞机的性能
动能和势能之和不会超过飞机的总能量。结果，总能量必须在速度需求和高度需
求之间分配。
在爬升期间，FMGS 进行此项能量分配 (70% 用于速度；30%用于高度)。结果，
当：
• TAS 增加时： 由于势能转化为动能，爬升梯度和爬升率减小。
• TAS 减小时：由于动能转化为势能，爬升梯度和爬升率增加。
2.1.3. 爬升升限
可以继续爬升至改平（即：当爬升率接近零时）。尽管如此，由于到达希望的飞
行高度层既要用油，又要耗时，所以 FMGS 将爬升限制到一个最大高度。这个最大高度
通常在爬升率等于 300 英尺/分钟时达到。
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
通常使用恒定的指示空速（IAS）和马赫数进行爬升。例如，A320 系列的标准爬
升剖面为：
250 kt / 300 kt / M0.78
因此，爬升可以被划分为 3 个阶段 (图 G5)：
• 低于 10,000 英尺： 以恒定的 IAS = 250 海里/小时爬升。 速度受空中交通管制
(ATC)规定的限制。
• 高于 10,000 英尺： 以恒定的 IAS = 300 海里/小时爬升。 (限制到 M0.78)。 在
10,000 英尺， 飞机加速到更优的爬升速度(300 海里/小时)，只要马赫数小于
0.78 就保持这个速度。
• 高于转换高度： 以恒定的马赫数= M0.78 爬升。 转换高度是 300 海里/小时的
IAS 等于 M0.78 的高度。高于这个高度，为了避免速度抖振，必须将 TAS 和音
速之比保持在一个恒定值。
155
爬升
掌握飞机的性能
FL
对流层顶
400
Tro p o p kt
ause
36,089
350
36 , 0 8 9 f t
穿越高度
300
Cr o s s o v e r a l t i t u d
29,314
29 , 3 1 4 kt
ft
250
200
150
加速
Ac ckt
e l e到
r a300
t i o n kt
250
100
爬升剖面
250 kt/300 kt/M.78
50
0
150 175 20 0 2 25 250 275 300 325 350
25 0 k t 到3 0 0 k t
.
TAS
图 G5： 给定 IAS/马赫数的爬升剖面
2.2.2. 以最大梯度爬升
以绿点速度爬升的爬升梯度是最大的。以绿点速度爬升可以在最短的距离达到给
定的高度。
绿点速度是由飞行管理系统根据飞机的重量计算的，并且只要飞机处于光洁形
态，就会被显示在主飞行显示器（PFD）上。结果，在人工模式下可以很容易地保持这
个速度飞行。若起飞后发生发动机鼓故障，则绿点速度就是目标速度。
2.2.3. 以最大爬升率爬升
以最大爬升率速度爬升可以在最短的时间达到给定的高度。
在 PFD 上没有最大爬升率速度的指示。尽管如此，仍可以在管理模式下以最大爬
升率爬升（参见“以最小成本爬升”）。
2.2.4. 以最小成本爬升
正如在“巡航”一章中所看到的，成本指数的目的在于降低直接营运成本。结
果，对于给定的成本指数，FMGS 根据飞机的重量，计算出最佳爬升速度(IAS 经济)和最佳
爬升马赫数(Mach 经济)。这样，就可以按照以下的 IAS/马赫数规则，进行管理爬升。
156
爬升
掌握飞机的性能
250 kt / IAS 经济 / Mach 经济
为了使飞行中的总体油耗最少，必须使用小的成本指数。由于爬升阶段耗油多，
使爬升的时间最短将是有利的。这是通过爬升率速度来实现的。
CI = 0 ⇒ IAS 经济 = 最大爬升率速度
另一方面，较大的成本指数将提供较大的爬升速度，这样就降低了爬升率。但
是，爬升时所覆盖的距离要长些，所以巡航阶段和总飞行时间被减小。 最大爬升速度通
常被限制到 VMO - 10 海里/小时。
CI = CImax ⇒ IAS 经济 = VMO – 10 kt
2.3. FCOM 中的爬升图表
图 G6： A320 Climb 表 Example
157
爬升
掌握飞机的性能
假设：
结果：
松刹车时的重量为： 74 t
温度： ISA
空调 ： 正常
防冰 ： 关
重心 ： 33%
速度 ： 250 kt / 300 kt / M0.78
爬升到 FL330 ：
• 时间 ： 23 min
• 距离 ： 146 NM
• 油耗 ： 1,840 kg
• 平均 TAS ： 374 kt
2.4. 客舱高度的上升
由于客舱被增压，客舱增压系统将调整客舱高度，为旅客提供舒适的飞行。
在正常工作时，客舱高度被限制到一个最大值，这个值取决于机型。这样做的目
的在于将（内外）压差∆P 限制到一个最大值。例如：
• A320 系列： 最大客舱高度 = 8,000 英尺 ， ∆Pmax = 556 hPa (8.06 PSI)
• A340-200/300 ： 最大客舱高度 = 7,350 英尺 ， ∆Pmax = 593 hPa (8.6 PSI)
客舱高度根据预先制定的法则进行变化，以便在 FMGS 巡航高度层定义的爬升顶
点达到计划的客舱高度。对于电传操纵的飞机，客舱爬升率被限制到 1,000 英尺/分钟。
计划的客舱高度
高度
预先制定的客舱高度法则
FL 410
7,350 ft
飞机巡航
:
3,550 ft
FL 250
客舱 3050ft（FMGS 巡航 FL250）
3,050 ft
80
250 290
410
FMGS
CRZ FL
T/C
时间
Time
图 G7： A340-200/300 客舱高度法则示例
在上图 (G7)中： 当 FMGS 的巡航高度层为 FL250 时，在保持这个高度的巡航阶
段，客舱高度保持在 3,050 英尺 。
158
下降/等待
掌握飞机的性能
H. 下降/等待
1. 飞行力学
1.1. 定义
下 图 (H1)显示了下降时作用在飞机上的不同的力。
升力
α = 迎角（AOA）
γ = 下降梯度
θ = 飞机姿态（俯仰角）
θ=α+γ
阻力
推力
水平轴线
γ
TAS
TA S
RD
RD=下降率（垂直速度）
θ
α
飞机轴线
气动轴线
γ
重量
图 H1：下降时的力平衡1
• 关于角度的定义，参见“爬升”一章。
• 下降率 (RD)代表的是飞机速度的垂直分量。 它为负值，以英尺/分钟为单位。
1.2. 下降的方程式
爬升是因为有剩余推力，与其相反，下降则是因为缺少推力。因此，取决于（推
力-阻力）差值的下降梯度和下降率为负值。
1.2.1. 下降梯度 (γ)
正如在“爬升”一章中所看到的，梯度可以被表达为：
1
为了进行简化，推力矢量被认为平行于飞机的纵轴。
159
下降/等待
(1)
掌握飞机的性能
γ rad =
推力− 阻力
重力
下降以飞行慢车推力（即：推力接近零）进行。结果：
(2)
γ rad = −
阻力
重力
通过引入 L/D (升阻比)，并因为重量值接近升力值(升力= 重力.cosγ)，所以下降角
变为：
(3)
γ rad = −
1
L
D
它用百分比给出：
(4)
γ(%) = −
100
L
D
结论： 在给定的重量下，当阻力最小或升阻比最大时，下降梯度最小。因此，最小下降
角速度为绿点速度。
1.2.2. 下降率 (RD)
下降率 (RD) 对应 TAS 的垂直分量。
(5)
RD = TAS sinγ ≈ TAS γ
(因为γ 较小，sinγ ≈ γrad)
因此：
(6)
RD = −TAS ⋅
阻力
重力
或
RD =
- TAS
L
<0
D
结论： 对于给定的飞机重量，当 TASx 阻力最小时，下降率最小。
160
下降/等待
掌握飞机的性能
1.2.3. 速度的极曲线
下面的例子(图 H2)解释了推力和阻力与真空速的关系。
以上方程表明，对于给定的重量：
• 下降角(γ) 与阻力成正比，在绿点速度时最小。
• 下降率(RD) 与阻力的大小成正比。由于 RD = TAS.γ, 当 TAS 小于绿点时，下
降率最小（dRD/dTAS = 0）。
阻力
图 H2： 阻力曲线和速度极曲线
1.3. 影响因素
1.3.1. 高度的影响
在下降阶段，空气密度增加，所以，对于给定的重量和给定的真空速，阻力也增
加。由于下降梯度和下降率与阻力成正比（上面的方程 2 和 6），它们将增大。
161
下降/等待
掌握飞机的性能
尽管如此，由于从来都不会以给定的 TAS 下降，而是以给定的马赫数或给定的
IAS 下降，所以无法得出结论。下(图 H3)反映了，对于给定的下降剖面 M0.82 / 300 海
里/小时 / 250 海里/小时，下降梯度(γ) 和下降率(RD)随高度的变化情况。
ALT (ft)
ALT (ft)
ALT (ft)
-3.0º
39,000
36,089
-2,464
470 kt
M0.82
31,800
-2.3º
-3.4º
-1,988
-2,878
479 kt
300 kt (IAS)
10,000
-2.3º
-1,158
-2.7º
-1,617
288 kt
250 kt
-1,124
-2.5º
γ (º)
345 kt
250 kt (IAS)
RD (ft/min)
TAS(kt)
图 H3： A330 示例 - 下降梯度 (γ)和下降率 (RD) 与高度和 TAS
与爬升阶段不同，下降参数（梯度和速率）的评估较难，因为它们仅仅取决于阻
力而不是推力（推力被假定为慢车）。
1.3.2. 温度的影响
就气压高度而言，难于评估温度的影响。诚然，在给定的高度，温度上升将导致
空气密度降低。结果，阻力也减小，这样就很容易看出，梯度和下降率也将减小。
尽管如此，在下降的过程中，TAS 不是恒定的。对于给定的马赫数或 IAS，TAS
随温度增加而增加，这样，就补偿了阻力的减小。这就是为什么下降参数随温度的变化
并不太显著的原因。
1.3.3. 重量的影响
绿点速度（最小梯度）是重量的函数。图 H4 表明，在标准下降速度范围（从绿
点到 VMO)， 在重量变大时，下降率和梯度减小。
诚然，下降过程中的力平衡指出：
升力 = 重量.cosγ = ½ ρ.S.TAS2.CL
162
下降/等待
掌握飞机的性能
对应给定的 TAS， 较大的重量表示需要有更大的升力系数(CL) 来保持力平衡。这
是通过增加迎角(α) 和减小下降梯度 (γ)来实现的。由于 RD = TAS.γ， 在重量较大时，下
降率也将减小。
GD m1
GDm2
GD m3
VMO
min
γ
标准下降的速
度范围
TAS
m3
m2
m1
m1 < m2 < m3
下降率
(RD)
图 H4： 梯度和下降率与速度和重量
结论：在标准下降的速度范围：
⇒ 下降梯度
下降率
重量
1.3.4. 风的影响
如下图 H5 所示，无论风分量如何，空中的下降梯度(γa)保持不变。所以，从下降
顶点（T/D）下降到最后高度层所需的燃油和时间保持不变。
γg γa
γa
<
GS
γg
下降率
（RD）
TAS
顶风
图 H5： 顶风对下降航迹的影响
顶风
⇒
下降率
从 T/D 起的燃油和时间
航迹角 γg
从 T/D 起的地速
163
下降/等待
掌握飞机的性能
顺风
⇒ 下降率
从 T/D 起的燃油和时间
航迹角 γg
从 T/D 起的地速
2. 下降的应用
2.1. 推力调定
用于下降的标准发动机额定推力是“飞行慢车推力”。 对于电传操纵飞机，当自动
油门接通时，油门杆的位置不变。在整个飞行中，油门杆一直处于“CL” (爬升) 卡位 (图
H6)。 发动机监控计算机，或 FADEC (全权限发动机数字式控制器)，调整推力水平到需
要的值。
若存在高度限制或二次增压航段（见“客舱下降”），在下降期间，飞机的垂直
速度可能受到限制。这是通过“适用推力”实现的。适用推力可以在飞行慢车和最大巡
航推力之间变化。它由发动机提供，当自动油门接通时，它把下降速度和两个下降参数
（下降梯度和下降率）中的一个保持在固定值。
图 H6： 下降期间的油门杆位置
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
下降通常用恒定马赫数和指示空速（IAS）来实现。例如，A320 系列的标准下降
剖面为：
M0.78 / 300 kt / 250 kt
164
下降/等待
掌握飞机的性能
下降期间的 TAS 变化如图 H7 所示。详见“爬升”一章。
FL
400
对流层顶
350
36,0 8 9 f t
穿越高度
300
29,3 1 4 f t
250
200
150
减速
100
下降剖面
下降剖面
M0.78/300KT/250KT
50
0
150 17 5 200 225 250 275 300 325 350
300 k t t o 2 5 0 k t
TAS
图 H7：给定马赫数/IAS 法则的下降剖面
2.2.2. 以最小梯度下降(飘降)
以绿点速度下降的下降梯度是最小的。以绿点速度下降可以在很远的距离上保持
尽可能最高的高度。
在正常情况下，以绿点速度下降没有意义，因为它需要太多时间。但是，若在山
区上空发生发动机故障，它就变得非常有意义了，因为它能比其他速度提供更多的逃离
方案。一台发动机不工作时用绿点速度下降被称为飘降程序（参见“航线上的限制”一
章）。
2.2.3. 以最小速率下降
最小下降率速度比绿点速度小。结果，与以绿点速度下降相比，以最小速率下降
在运行中就没有意义了。诚然，到达给定高度所需的时间比以绿点速度下降要长，而所
覆盖的距离要短些。为此，一般而言，以小于绿点速度的速度下降没有好处。
2.2.4. 以最小成本下降
对于给定的飞行，成本指数旨在降低直接营运成本。对于给定的成本指数，
FMGS 根据飞机的重量，计算出最佳下降马赫数(Mach 经济)和最佳下降速度(IAS 经济)。这
样，就可以按照下面的马赫数/IAS 法则，进行管理模式的下降。
165
下降/等待
掌握飞机的性能
Mach 经济 / IAS 经济 / 250 kt
为了使整个飞行中的油耗最小，必须使用较小的成本指数。由于下降阶段是用慢
车推力进行的，从油耗的角度看，将这个阶段的时间最大化是有好处的。这可以通过使
用小的下降速度来实现，而下降速度对各个机型是不同的（例如：A320 系列为 250 海里
/小时）。在任何情况下，下降速度都应该保持高于绿点速度。
CI = 0 ⇒ IAS 经济 = 最小下降速度 (取决于机型)
另一方面，若出于成本的考虑需要减少整个飞行时间，则需要使用大的成本指
数。在这种情况下，则应尽快下降（即：最大下降率速度）。在正常飞行时，这个速度
通常被限制为 VMO – 10 海里/小时。
CI = CImax ⇒ IAS 经济 = VMO – 10 kt
2.2.5. 紧急下降
在客舱增压故障时，必须实施紧急下降。由于氧气的限制，应尽快下降到
FL100。为此， MMO/VMO 是最佳速度方案，因为它能够提供最大的下降率。通过放减
速板，这个下降率还可以增加，若需要（参见“航线上的限制”一章）。
2.3. FCOM 中的下降图表
图 H8 给出了 A320 FCOM 下降表的例子：
166
下降/等待
掌握飞机的性能
图 H8： A320 下降图表示例
假设：
结果：
T/D 点的重量 ： 65 t
温度： ISA
空调 ： 正常
防冰 ： 关
重心 ： 33%
速度 ： M0.78 / 300 kt / 250 kt
从 FL370 下降到 FL15
• 时间 ： 16.2 min
• 距离 ： 98 NM
• 耗油 ： 121 kg
• 起始推力 ： 慢车
2.4. 客舱高度的下降
在下降过程中，客舱压力变化率被优化，这样，在即将着陆之前，达到着陆场的
压力+ 0.1 psi 。
取决于起始的客舱高度和目的场机场的高度，FMGS 计算所需的客舱下降时间。
这个时间可以通过选择的客舱下降率得到，在 FMGS 中，缺省值为–350 英尺/分钟，但
可以被修改到最大 –750 英尺/分钟。
167
下降/等待
掌握飞机的性能
一旦客舱下降时间比飞机下降时间长，就需要二次增压航段，其间，飞机的垂直
速度被限制，以便客舱二次增压 (图 H9)。
高 度
飞机起
始高度
起始客
舱高度
T/D
飞 机 V /S
（推力>慢车）
(
客 舱 V /S
选择速率
飞 机 V /S
（ 推 力 =慢 车 ）
二 次 增 压 航 段
时 间
图 H9： 客舱二次增压航段
以上 A320 的下降表 (图 H8)表明，以 45 吨的重量从 FL390 下降时，从开始下降
时起，N1 转速必须保持 73%，以便限制飞机的垂直速度。
请注意，在某些特殊的情况下(高原机场着陆) ，巡航高度层的客舱压力高于着陆
机场的压力。因此，必须在下降期间减小客舱压力，这意味着当飞机的垂直速度为负值
时，客舱垂直速度为正值。
3. 等待
3.1. 等待速度
当需要等待时，通常执行“跑马航线”，它由两个直线航段和两个 180 度的转弯
组成。由于飞机在转圈飞行，所覆盖的距离就不是主要的目标。相反，掌握最大等待时
间（最大持续时间）是任何备降决定的决定性因素。结果，在等待时，重要的是试图使
单位时间的油耗最小，或简单地使燃油流量最小（公斤或磅/小时）。
最小油耗速度在最小阻力速度和最大升阻比（绿点）之间，两者非常接近。结
果，在光洁形态，标准等待速度被选择为绿点。
168
下降/等待
掌握飞机的性能
由于有障碍物的关系，在某些机场，等待航线可能受到较大限制。因此，有时绿点
速度就太大了，特别是转弯期间，坡度角可能太大。由于在光洁形态时速度不能低于绿
点太多，可以放出缝翼并以形态 1 和“S”1速度进行等待。
注意，在选择模式下很容易保持绿点和 S 速度，因为它们被显示在主飞行显示器
(PFD)上，是飞机重量和形态的函数。
• 在光洁形态： “绿点”
• 在形态 1： “S 速度”
3.2. 等待的应用
等待航线可以由 FMGS 在飞行中选择的航路点上管理进行。为此，必须在 MCDU
的飞行计划页面上进行输入。等待航线的数据可以来自于导航数据库，或在没有规定的
等待航线时，缺省为标准的尺寸（可以改变）。在这种情况下，有以下缺省数据 ( 图
H10)：
• INB CRS ： 等待航线的向台航道
• Turn ： 转弯方向 (右或左)
• Time： 低于 14,000 英尺，背台航段 1 分钟；高于 14,000 英尺，1.5 分钟。
• DIST： 按预计的 TAS 计算的距离，取决于等待速度（最大持续时间的速度、
ICAO 的速度限制、或强制速度，取较小者）。
H10： 等待航线的数据
1
S 速度 = 最小收缝翼的速度(从 形态 1 到光洁形态)
169
燃油计划和管理
掌握飞机的性能
I. 燃油计划和管理
1. JAR - 燃油计划和管理
1.1. 燃油政策
对于每次飞行，都要计算沿计划航路安全飞行所需的油量。每个营运人有它自己
的燃油政策。这个政策基于条例要求的最低油量(JAR-OPS 1)。
“JAR-OPS 1.255
为了飞行计划和空中计划调整，营运人必须制定燃油政策，以确保每次飞行都带有足够
的燃油完成计划飞行和足够的储备油来供偏离计划飞行时使用。”
1.1.1. 标准飞行计划
JAR-OPS 1.255 分部 D + AMC OPS 1.255
尽管各国对燃油量的规定各有不同，但 JAR-OPS 的要求和各国的规定是相似的。
制定飞行计划时的最小油量(Q)按如下定义计算：
Q = 滑行油 + TF + CF + AF + FR + Add + XF
其中：
•
•
•
•
•
•
TF = 航程油
CF = 应急油
AF = 备降油
FR = 最终储备油
Add = 额外的油
XF = 超出的油
图 I1 解释了一个典型航程的不同油量和相关飞行阶段。
对于每次飞行，应考虑以下运行条件：
•
•
•
•
实际飞机油耗数据。
预计重量。
预计气象条件。
空管程序和限制。
171
燃油计划和管理
掌握飞机的性能
应急油
额外的油
最后
超出的油
储备油
航程油
备降油
滑行油
停机
IFR 程序
松刹车
出发机场
复飞
机轮接地
目的地
备降场
图 I1：不同的油量
1.1.1.1. 滑行油
“AMC OPS 1.255
滑行油不得少于起飞前预计使用的油量。应该考虑起飞机场的条件和 APU 耗油。”
对于平均滑行时间，滑行油通常为固定量。
以 A320 为例，它等于 140 kg (300 lb)。这对应的是 12 分钟的平均滑行油。
根据统计和评估，可能需要调整滑行时间和滑行油。
1.1.1.2. 航程油
从起飞机场松刹车开始到目的地机场着陆接地，所需油量被称为航程油。这个油
量考虑了以下所需的油量：
•
•
•
•
•
•
172
起飞
爬升到巡航高度层
从爬升结束到下降开始的飞行，包括任何阶梯爬升/下降。
从开始下降到进近开始的飞行
进近
在目的地机场着陆
燃油计划和管理
掌握飞机的性能
1.1.1.3. 应急油
应急油是以下两者中最大的：
•
在 ISA 条件下，在目的地机场上空 1500 英尺，以等待速度飞行 5 分钟所需
的油量。
•
以下油量之一：
5% 的航程油，
当具有航线备降场时，经适航批准， 3%的航程油*，
经适航批准，在目的地机场上空 1500 英尺，以等待速度飞行 15 分钟所需的
油量；营运人必须有一个监控各个航线/飞机组合的油耗情况的计划，并且必须
使用该计划通过统计计算应急油。
基于航程油耗，飞行 20 分钟所需要的油量。前提是营运人对每架飞机都有一
个油耗监控计划并使用得到的数据进行燃油计算。
* AMC-OPS 1.255 的附录 1 解释了如何将应急油从 5%减少到 3%：
“AMC-OPS 1.255
若在以 20% 的总飞行计划距离为半径的圆圈里有航线备降场，圆圈的圆心在计划航路
上，距离目的地的距离为 25%的总飞行计划距离，或 20%的总飞行计划距离加上 50 海
里，取较大者”
进场
732 NM
半径等于 20%的
总距离。
915 NM
圆圈的圆心在计划航路上，
距离目的地的距离为 25%的
总飞行计划距离，或 20%加
上 50 海里，取较大者。
离场
距离 3660 NM
173
燃油计划和管理
掌握飞机的性能
1.1.1.4. 备降油
备降油考虑了以下所需的油量：
•
•
•
•
•
•
•
在目的地机场复飞
从复飞高度爬升到巡航高度层
从爬升结束飞到下降开始
从下降开始飞到进近开始
进近
在备降场着陆
当需要两个备降场时*，备降油应该足够飞到需要更多燃油的备降场。
*在下列情况，需要两个备降场：
“JAR-OPS 1.295
(1) 目的地机场的适用的气象报告或预报，或两者的组合，表明在预计进场时间之前和
之后 1 小时的时间里，气象条件将低于适用的计划的最低标准；或
(2) 没有气象信息。”
1.1.1.5. 最终储备油
最终储备油是在备降场或目的地机场上空 1，500 英尺的高度，飞行 30 分钟所需
的最小油量，如果没有备降场，用 IAS 条件下的等待速度飞行。
1.1.1.6. 额外的油
“AMC OPS 1.255
1.6 […] 最小额外油量应该允许：
a. 在按照 JAR-OPS 1.295，在没有目的地备降场的 IFR 条件下飞行时，在标准条件下，
在机场标高以上 1500 英尺（450 米）等待 15 分钟；及
b. 在发生动力装置故障或增压失效时（假定这些故障发生在航线上的最关键的点），飞
机：
i. 按需下降并飞往可用的机场；并
ii. 在标准条件下，在高于机场标高以上 1500 英尺（450 米）等待 15 分钟；并
iii. 进行进近和着陆，只有在按照 1.2 到 1.5 小节计算的最小油量不足以完成此项
任务时，才需要额外的油量。”
174
燃油计划和管理
掌握飞机的性能
1.1.1.7. 超出的油
超出部分的油由机长决定。
1.1.2. 对于孤立机场的程序
JAR-OPS 1.255 分部 D + AMC OPS 1.255
对于没有目的地备降场的机场，规定的起飞油量必须包括：
•
•
•
•
滑行油
航程油
按照标准燃油政策计算的应急油
额外的油：这个油量必须大于在目的地机场上空以巡航额定功率飞行 2 小
时所需的油量；最终储备油包括在这个油量中。
• 超出的油量，由机长决定。
1.1.3. 不需要备降场的目的地机场
JAR-OPS 1.295 分部 D
当满足以下所有条件时，不需要备降场：
• 从起飞到着陆的飞行时间不超过 6 小时
• 在目的地机场，有两条独立的跑道1
• 在预达时间(ETA)的前后 1 小时，可以从最低高度扇面进行 VMC (目视气象
条件)进近和着陆。
1.1.4. 决策点程序
JAR-OPS 1.255 分部 D + AMC OPS 1.255
这个程序允许飞机携带少于标准情况的应急油。
营运人在计划航路上选择一个被称为决策点的点 (图 I2)。在这个点，飞行员有两
种可能性：
1
独立的跑道： 没有重叠或交叉的独立着陆表面。在一条跑道关闭时，不会防碍飞机在另一条跑道运行。
每条跑道都有基于独立的导航台的进近程序。
175
燃油计划和管理
掌握飞机的性能
• 考虑到最大着陆重量的限制，到达一个适当的近似改航机场。
• 当剩余油量足够时，继续飞向目的地机场。
目的地机场
出发机场
决策点
航线备降场
备降场
图 I2： 决策点程序
使用这个程序，所需燃油是下面中的大者：
“AMC OPS 1.255
[F1：]以下总和：
• 滑行油；
• 通过决策点到目的地机场的航程油；
• 应急油不少于 5%的从决策点到目的地机场的预计油耗
• 备降油（若需要目的地备降场的话）；
• 最终储备油；
• 额外的油；和
• 超出的油（若指挥员要求的话）；或，
[F2：] 以下总和
• 滑行油；
• 从出发机场，经过决策点，到适当的备降场的预计油耗；
• 应急油不少于 3%的从出发机场到航线备降场的预计油耗；
• 最终储备油；
• 额外的油；和
• 超出的油（若指挥员要求的话）。”
从上面得出：
F1 = 滑行 A + 航程 AC + 5% 航程 BC + 备降 CD + 等待 D + 额外 + 超出
F2 = 滑行 A + 航程 AE + 3% 航程 AE +
等待 E + 额外 + 超出
标准燃油计划与决策点程序燃油计划相比，最大应急油减少了从 A 到 B 的航程油
的 5%。
176
燃油计划和管理
掌握飞机的性能
F1 = 滑行 A + 航程 AC + 5% 航程 BC + 备降 CD + 等待 D + 额外 + 超出
STD= 滑行 A + 航程 AC + 5% 航程 AC + 备降 CD + 等待 D + 额外 + 超出
1.1.5. 预定点的程序
JAR-OPS 1.255 分部 D + AMC OPS 1.255
对于孤立机场，这个程序与决策点程序相似。
在这种情况下，营运人要确定一个预定点 (see 图 I3)。
A
C
B
出发机场
预定点
目的地机场
E
备降场
所需油量是下面较大者：
F1 = 滑行A + 航程AC + 51% 航程 BC + 额外油 (最少 2 小时正常巡航油耗) + 超出的油
F2 =i 滑行 + 航程AE + 51% 航程 + 额外油 (最少在 1500 ft 以等待速度等待 30 分钟) + 超出的油
A
AE
1
若有航线备降场：3%
图 I3： 预定点的程序
1.1.6. ETOPS 程序
JAR-OPS 1.255 分部 D + AMC OPS 1.255
IL n° 20 - JAA 管理指南材料
为了确定油量，ETOPS1 飞行要求另一个关于额外油的条件(见图 I4)，以便考虑
以下关键情况：
• 在关键点，增压故障。
• 在关键点，增压和发动机故障。
1
详情请见“掌握 ETOPS”一书。
177
燃油计划和管理
掌握飞机的性能
最大 ETOPS 航程
目的地备降场
航线备降场 1
目的地
航线备降场 2
离场
一台发动机不工作
60 分钟航程
禁区
CP：关键点
图 I4： ETOPS 程序
若发生了一个这种关键情况，飞机必须能够执行一个特殊的程序(见 图 I5) ：
• 下降到 FL100
• 继续巡航
• 当接近备降机场时，下降到 1,500 英尺
• 等待 15 分钟
• 执行复飞
• 执行正常二次进近
• 着陆。
增压故障 (N 或 N-1 engines)
关键点
15 分钟
等待
APP：进近
GA： 复飞
图 I5： 关键情况
178
改航
燃油计划和管理
掌握飞机的性能
对于 ETOPS 飞行，机载最小油量必须是标准计划燃油和以下油量总和间的最大
者：
•
•
•
•
•
•
•
•
滑行油
从起飞机场到关键点的航程油（所有发动机都工作）
考虑到关键的情况，从关键点到适合的航线备降场的航程油
储备油：
5% 的航程油，以含盖天气预报的误差
5% 的航程油或验证的性能系数，以含盖飞机性能的衰减
航程油的一个百分数，以便在需要时含盖结冰条件（取决于机型）
APU 耗油，若需要
在 1,500 英尺等待 15 分钟的燃油
复飞的燃油
二次进近和着陆的燃油。
1.2. 燃油管理
1.2.1. 在着陆机场的最小油量
JAR-OPS 1.375
空中剩油必须足够飞往一个可以安全着陆的机场，着陆时，机上仍有最终储备
油。
本规定适用于目的地机场、目的地备降场以及任何航线备降场。
注： 在下面的情况，机长应宣布紧急情况：
机上实际油量 ≤ 最后储备油
1.2.2. 在目的地机场的最小油量
1.2.2.1. 有一个目的地备降场
JAR-OPS 1.375 - 附录 1
飞行员到达目的地上空时必须有足够的燃油确保飞行安全。
下图介绍了一个标准的进场剖面。
179
燃油计划和管理
掌握飞机的性能
最小油量
最终储备油
备降油
停机
复飞
目的地
备降场
（着陆机场）
图 I6： 目的地的最小油量
规定的在目的地跑道头上方的最小油量应该是飞机能够到达备降机场的最小油
量。定义如下：
在目的地机场的最小油量(有备降场)
=
备降油 + 最后储备油
在目的地机场进场时，若预计的剩余油量少于备降油加最终储备油的话，机长在
决定是继续飞往目的地还是转场时，必须考虑目的地机场和备降航路上的主要空中活动
或运行条件。
1.2.2.2. 没有目的地备降场
在这种情况下，着陆时机上的最少剩油应该是最终储备油。
在目的地机场的最小油量 (无备降场)
=
最终储备油 (2 小时)
1.2.2.3. 在目的地机场上空的最长等待时间
• 可用等待油
当目的地上空的机上剩油超过目的地的最小油量加进近油时，可以等待。
180
燃油计划和管理
掌握飞机的性能
进场时可用于等待的燃油
=
目的地的剩余燃油 - (备降油 + 最终储备 + 进近)
• 最大等待时间
通过可用等待油和等待的小时耗油，可以按下面的公式计算出等待时间：
t=
等待的可用燃油
等待的小时耗油
2. FAR - 燃油计划和管理
2.1. 不同类型的运行
有三种情况必须考虑：
•
国内运行
在美国 48 个毗邻州或哥伦比亚区中的任何点之间；或
只在美国的 48 个毗邻州之间或哥伦比亚区之间运行；或
在美国的任何州、领土或所属地内的整个运行；或
经管理者专门批准后，在美国 48 个毗邻州或哥伦比亚区内的任何点之间以及
任何位于美国 48 个毗邻州和哥伦比亚区之外的经过特别批准的点之间的运行。
•
干线运行
分别在美国阿拉斯加州或夏威夷州或任何领土、或所属地内的任何点之间或
美国阿拉斯加州或夏威夷州或任何领土、或所属地之外的任何点之间；或
在美国的 48 个毗邻州或哥伦比亚区的任何点之与在美国的 48 个毗邻州或哥
伦比亚区之外的任何点之间。
美国之外的两个点之间。
•
补充运行
与客户或客户代表协商的运行，其离场时间、地点和到达地点都是商定的。
纯粹的货运。
2.2. 燃油政策
181
燃油计划和管理
掌握飞机的性能
对于每次飞行，都要对计划航路安全飞行所需的油量进行计算。每个营运人有它
自己的燃油政策。这个政策基于规定的最小油量的要求(FAR 121)。
2.2.1. 国内运行
FAR 121.639 分部 U
“FAR 121.639
谁也不可以放行或起飞，除非有足够的燃油：
(a) 飞到被签派的目的地机场
(b)然后，飞往并降落在最远的被放行机场的备降场（在需要时）；并
(c) 然后，按正常巡航油耗飞行 45 分钟。”
为国内运行计算的最小油量(Q)被定义如下：
Q = 滑行油 + TF + AF + FR
其中：
• TF = 航程油
• AF = 备降油
• FR = 最终储备油
图 I7 解释了典型的航程中，不同部分的油量和相关的飞行阶段.
最后
储备油
航程油
备降油
滑行
油
停机
IFR 程序
松刹车
离场
复飞
机轮接地
目的地
图 I7：国内运行的燃油量
2.2.1.1. 滑行油
182
备降场
燃油计划和管理
掌握飞机的性能
对于平均滑行时间，滑行油通常为固定量。
为了确定这个油量，应该考虑离场机场的条件和 APU 耗油。
对于平均滑行时间而言，滑行油通常是固定的。
以 A320 为例，它等于 140 kg (300 lb)。这对应的是 12 分钟的平均滑行油。根据
统计和评估，可能需要调整滑行时间和滑行油。
2.2.1.2. 航程油
从离场松刹车到到在目的地机场着陆接地所需的油量。这个油量考虑了以下阶段
所需的用油：
•
•
•
•
•
•
•
起飞
爬升到巡航高度层
从爬升阶段结束到下降开始的飞行
从下降开始到进近开始的飞行
进近
在目的地机场着陆
预计的空中活动延迟。
每天的天气条件也必须考虑。
2.2.1.3. 备降油
备降油是飞到最远的备降场所需的油量，并考虑：
•
•
•
•
•
•
•
在目的地机场复飞；
从复飞高度爬升到巡航高度层；
从爬升结束飞到下降开始；
从下降开始飞到进近开始；
进近；
在备降场着陆。
当需要两个备降场时*， 备降油应足够飞到需要更多燃油的备降场。
* 在下面的情况下，需要两个备降场：
“FAR 121.619
当目的地和第一个备降场的预报天气状况属于边缘天气时，至少再指定一个备降场。”
183
燃油计划和管理
掌握飞机的性能
2.2.1.4. 最终储备油
最终储备油量是以正常巡航油耗飞行 45 分钟所需的最小油量。
2.2.2. 干线和补充运行
FAR 121.645 分部 U
“FAR 121.645
(b) 任何从事干线或补充运行的持证人，[……] 考虑风和其他的预计的天气条件，必须有
足够的油-(1) 飞到并降落在被放行的机场；
(2) 然后，从起飞机场到着陆在机场所需的飞行总时间的 10%;
(3) 然后，飞到并着陆在放行时规定的最远的备降场（若需要备降场）；
(4) 然后，在国际标准大气条件下，在高于备降场（若没有备降场，则用目的地机场）上
空 1，500 英尺的高度，以等待速度飞行 30 分钟。”
做飞行计划时计算的最小油量被定义为：
Q = 滑行油 + TF + CF + AF + FR + Add
其中：
• TF = 航程油
• CF = 应急油
• AF = 备降油
• FR = 最终储备油
• Add = 额外的油
图 I8 解释了典型航程的不同油量和相关飞行阶段。
每次飞行时，应考虑以下运行条件：
•
•
•
•
184
实际飞机油耗数据
预计的重量
预计的气象条件
空管服务程序和限制。
燃油计划和管理
掌握飞机的性能
应急油
额外的油
超出的油
最终
储备油
航程油
备降油
滑行油
停机
IFR 程序
复飞
松刹车
机轮接地
起飞机场
目的地
备降场
图 I8： 干线和补充运行的燃油量
2.2.2.1. 滑行油
滑行油与国内运行时一样 (see2.2.1)
2.2.2.2. 航程油
航程油与国内运行时一样 (see 2.2.1.2)
2.2.2.3. 应急油
应急油是从起飞机场松刹车到在目的地机场着陆的 10% 的总飞行时间所需的油
量。
2.2.2.4. 备降油
备降油与国内运行时一样 (see 2.2.2.4)。
2.2.2.5. 最终储备油
最终的储备油是在国际标准大气条件下，在高于备降场（若不需要备降场，则用
目的地机场）上空 1,500 英尺的高度，以等待速度飞行 30 分钟所需的油量。
2.2.2.6. 额外的燃油
185
燃油计划和管理
掌握飞机的性能
为了安全利益，由 FAA 管理员要求的油量 ( 例如：发动机故障、增压故障、
ETOPS)。
2.2.3. 对孤立机场的程序
FAR 121.645 (c) 分部 U
FAR 121.621 (a)(2) 分部 U
对于这样的机场，没有目的地备降场。规定的起飞油量必须包括：
• 滑行油
• 航程油
• 额外的燃油： 这个油量必须高于以正常巡航油耗飞行 2 小时所需的油量。
2.2.4. 不需要备降场的目的地机场
若满足下列条件，可以不需要目的地备降场：
2.2.4.1. 国内运行
FAR 121.619 分部 U
“FAR 121.619
(a) [……] 不过，可以不需要备降场，前提是在预达时间前后 1 个小时内，目的地机场的
适用的天气报告和预报，或它们的任何组合指出：
(1) 云底高至少为高于机场标高 2,000 英尺 ；并且
(2) 能见度至少 3 英里（miles1）。”
2.2.4.2. 干线运行
FAR 121.621 分部 U
“FAR 121.621
(1) 计划飞行时间不超过 6 小时，并且在预达时间前后 1 个小时内，目的地机场的适用的
天气报告和预报，或它们的任何组合指出云底高：
(i) 至少高于最低的盘旋进近的 MDA 1,500 英尺，前提是需要盘旋进近且该机场被批准
进行盘旋进近；或
(ii) 至少高于公布的仪表进近的最低气象标准 1,500 英尺或高于机场标高 2,000 英尺，取
较高者；且
(iii) 对于将要在目的地机场使用的仪表进近程序，该机场的能见度至少 3 英里， 或高于
最低适用的能见度最低标准 2 英里，取较大者。”
1
英里表示的是法定哩(1 英里= 1,609 米).
186
燃油计划和管理
掌握飞机的性能
2.2.5. 二次放行程序
这个程序允许飞机携带少于标准情况的应急油。这在燃油容量有限或起飞受限时
有好处。
营运人在计划航路上选择一个被称为决策点的点 ( 图 I9) 。在这个点，飞行员有两种可
能：
• 考虑到最大着陆重量的限制，飞到一个适合的邻近的备降机场。
• 当剩余油量足够时，继续飞往目的地机场。
对于应急油取决于飞行时间的干线和补充飞行，这个程序是有益的。FAR 规定如
下：
“FAR 121.631
(a) 合格证持有人可以指定任何被批准用于该机型的固定的、临时的或加油机场作为初始
签派或放行的目的地。
(b) 任何人都不得允许飞机继续飞往被签派或放行的机场，除非当飞机到达签派或放行时
指定的备降场时的预报的天气条件不低于运行规范中规定的备降场的最低天气标准。不
过，可以在航路上修改签派或放行，以包括飞机燃油范围内的任何备降场。[……]
(c)当飞机在航路上飞行时，任何人都不得将初始签派或放行的初始的目的地或备降场改
变为其他机场，除非其他机场被批准用于该机型且在二次签派或修改飞行放行时，满足
适当的要求[……]。.”
A - 离场
B - 决策点
C - 目的地
D - 目的地备降场
E -加油机场
F -第二备降场
图 I9： 二次签派程序
187
燃油计划和管理
掌握飞机的性能
使用这个程序，所需燃油为以下最大者：
F1 = 滑行 A + 航程 AC + 10% 航程时间 BC + 备降 CD + 等待 D + 额外
F2 = 滑行 A + 航程 AE + 10% 航程时间 AE + 备降 EF + 等待 F + 额外
在比较标准燃油计划和二次签派程序的燃油计划时，应急油量最多减少了 A 和 B
之间的航程时间的 10%。
F1 = 滑行 A + 航程 AC + 10% 航程时间 BC + 备降 CD + 等待 D + 额外
STD= 滑行 A + 航程 AC + 10% 航程时间 AC + 备降 CD + 等待 D + 额外
2.2.6. ETOPS 程序
FAR 121.621 分部 H
AC 120-42A
与 JAR 的 ETOPS 程序相似 (章节号 1.1.6)
2.2. 燃油管理
FAR 121 没有提供燃油管理的规定，但是，运行手册必须强化适当的程序。营运
人通常采用以下规定：
2.2.1 在着陆机场的最小油量
空中剩油必须足够飞到可以安全着陆的机场。着陆时的最少剩余油量在运行手册
中有规定，它通常相当于最终储备油 (在 ISA 条件下，在机场上空 1，500 英尺的高度，
以等待速度飞行 30 到 45 分钟所需的油量)。
此规定适用于目的地机场、目的地备降场或任何航线备降场。
188
附录
掌握飞机的性能
J. 附录
1. 附录 1 ： 高度测量- 温度的影响
这里是一个具体的例子：考虑以下瑞士 Sion 机场的情况。
在 26 号跑道 ILS 进近时，不管温度如何，都需要以给定的几何高度飞越一个给定
的航路点 (图 J1)。例如，在距离下滑道天线 21 Nm 时，飞机必须高于跑道 8,919 英
尺 ，或处于高于平均海平面 10,500 英尺 的真高。
图 J1 上所给出的过渡高度为 16,000 英尺，对应的高为 14,419 英尺。
图 J2 给出了不同温度下，为了保持所需的真高而应保持的指示高度：
当温度为 ISA - 10 时：
• 真实高度
• 指示高度
• ∆ 高度
16,000 英尺 10,500 英尺
16,600 英尺 10,900 英尺
600 英尺
400 英尺
当温度为 ISA - 20 时：
• 真实高度
• 指示高度
• ∆ 高度
16,000 英尺 10,500 英尺
17,300 英尺 11,350 英尺
1,300 英尺 850 英尺
结论：
•
•
当温度偏离标准时，高度测量误差增加。
由温度引发的高度测量误差与高度成正比。
189
附录
过渡高度 = 16，000 ft
掌握飞机的性能
图 J1： Sion 机场图
190
附录
掌握飞机的性能
图 J2： 温度对指示高度的影响
191
附录
掌握飞机的性能
2. 附录 2 ： 起飞优化的原理
本节专门介绍起飞优化原理。优化的目标是在满足适航要求的同时，获得最大的
受性能限制的起飞重量。
为此，需要确定影响起飞性能的参数并提供自由的选择。例如，外界大气温度是
一个影响起飞性能的参数，但它是不能选择的。这是一个必须接受的参数。
下表给出了一个影响起飞性能的参数的详尽清单。左栏是必须接受的参数，而右
栏则是可以选择的参数（自由参数）。
必须接受的参数
跑道
净空道
停止道
标高
坡度
障碍物
温度
气压
风
跑道 状况
防冰
飞机状态(MEL/CDL)
自由参数
起飞形态
空调
V1
V2
表 J3： 有影响的起飞参数
2.1. 起飞形态
对于电传操纵的飞机，起飞可以用以下三个形态之一完成：形态 1+F， 形态 2 或
形态 3。
每个形态与一组经过审定的性能相关，因此，对于每个起飞形态，总是可以确定
一个最大起飞重量 (MTOW)。结果，最佳形态就是提供最大 MTOW 的形态。
192
附录
掌握飞机的性能
一般而言，形态 1+F 在长跑道上给出更好的性能 (更好的爬升梯度)，而形态 3 在
短跑道上给出更好的性能 (起飞距离更短)。有时，其他参数，如：障碍物，会有影响。
在这种情况下，需要折中考虑爬升和跑道性能，使形态 2 成为最佳起飞形态。
2.2. 空调
若在起飞期间接通空调，可用推力将减小，因而会降低起飞性能。所以，建议在
起飞期间关掉空调，但是，由于存在一些限制（客舱温度高或/和公司政策），并不是总
能这样做，除非使用 APU 引气。
2.3. 起飞速度的优化
起飞速度是优化和获得 MTOW 的最重要的源泉。下面的章节将介绍如何利用速度
比(V1/VR 和 V2/VS)来进行优化。
2.3.1. 速度比： V1/VR 和 V2/VS
2.3.1.1. V1/VR 的范围
决断速度 V1 必须总是小于抬轮速度 VR。但是，由于 VR 取决于重量，最大 V1 值
就不固定，而最大 V1/VR 比等于 1 (规定值)。
此外，验证表明，若 V1 速度小于 84% 的 VR ，则起飞距离太长，因此，不能给
起飞性能带来好处。结果，最小 V1/VR 比等于 0.84 (制造厂家的值)。
由于 V1/VR 比值的范围有很好的定义，所以将它用于优化过程：
0.84 ≤ V1/VR ≤ 1
应该考虑，V1/VR 的任何增加 (减小) 对起飞性能的影响与 V1 增加（减小）时一样。
2.3.1.2. V2/VS 的范围
最小 V2 速度是由条例规定的 (第 25.107 部)：
193
附录
掌握飞机的性能
V2min = 1.2 VS
V2min = 1.13 VS1g
(A300/A310)
(电传飞机)
⇒ (V2/VS)min = 1.2 or 1.13
失速速度取决于重量。因此，最小 V2 速度不是固定值，而对于给定的机型，最小
V2/VS 比是已知的。
此外，V2 速度太大会要求长的起飞距离，导致爬升性能的降低(图 J4)。由于它不
带来任何好处，根据机型，V2/VS 比被限制到一个最大值(V2/VS maxi)：
第二航段梯度
已知
m、推力水平（起飞推力）
最大
梯度
maxi
图 J4 ： 第二航段爬升梯度与 V2/VS 比
V2max
V2max
V2max
V2max
= 1.35 VS
= 1.35 VS1g
= 1.40 VS1g
= 1.50 VS1g
(A300/A310)
(A320 系列)
(A330)
(A340)
⇒ (V2/VS)max = 1.35 或 1.4 或 1.5
由于 V2/VS 比值的范围有很好的定义，所以被用于优化过程：
(V2/VS)min ≤ V2/VS ≤ (V2/VS)Max
应该考虑，V2/VS 的任何增加 (减小)，对起飞性能的影响与 V2 增加 (减小)时一样。
2.3.2. V1/VR 比的影响
本段落的目的是研究当 V2/VS 比值保持恒定时，V1/VR 比值的变化对起飞性能的影
响。为此，假设以下参数是固定的：
194
附录
掌握飞机的性能
固定的参数
标高
跑道
净空道
停止道
坡度
障碍物
QNH
外界大气温度
风分量
襟翼/缝翼
空调
防冰
飞机状态(MEL/CDL)
V2/VS
跑道数据
外界条件
飞机数据
2.3.2.1. 跑道限制
如本书起飞章节所述，V1/VR 的任何增
加，将导致 (图 J5)：
固定的
/VSS
Fixed V
V22/V
TORN-1
•
受以下限制的 MTOW 的增加：
TODN-1
TORN-1
•
受以下限制的 MTOW 的减小：
ASD(N 或 N-1)
•
以下限制对 MTOW 无影响：
TODN
TORN
TORN
TODN-1
TODN
ASD
图 J5 ： 受跑道 限制的 MTOW
2.3.2.2. 爬升和障碍物限制
V1 速度(地面的决断速度)对爬升梯度没有影响(第一、二和最后起飞航段)。
相反，当 V1 增大时，受障碍物限制的起飞重量得到改善，因为起飞距离缩短了。
因此，在较短的距离就可获得起飞航迹的开始，需要较小的梯度越过障碍物。
195
附录
掌握飞机的性能
V1/VR 的任何增加将导致 (图 J6)：
Fixed
V2/VS
固定的 V2/VS
最后起飞
Final
TO
1 航段
1st第segment
障碍物
Obstacle
•
受以下限制的 MTOW 的增加：
障碍物
•
以下限制对 MTOW 无影响：
第一航段
第二航段
最后起飞航段
第 2 航段
2nd segment
图 J6 ： 受爬升和障碍物限制的 MTOW
2.3.2.3. 刹车能量和轮胎速度限制
对于每个 TOW，都有一个受刹车能量(VMBE)限制的最大 V1 速度。为了达到更大
的 V1 速度，需要减小 TOW。
相反，决断速度对轮胎速度限制没有影响。
轮胎速度
Tire speed
固定的
FixedV2/VS
V /V
2
S
V1/VR 的任何增加将导致(图 J7)：
•
受以下限制的 MTOW 的减小：
刹车能量
•
以下限制对 MTOW 无影响：
轮胎速度
刹车能量
Brake
energy
图 J7 ： 受刹车能量和轮胎速度限制的 MTOW
2.3.2.4. 所有限制
下图 (J8)给出了在最佳 V1/VR 比的情况下可以达到的最大起飞重量。这个优化点
对应的是两条限制曲线的交点。
196
附录
掌握飞机的性能
固定的 V2/VS 比
最佳 V1/VR
图 J8 ： 最佳 MTOW
对于给定的 V2/VS 比，优化过程的结果是：最佳 MTOW 和相关的最佳 V1/VR 比。
2.3.3. V2/VS 比的影响
本段落的目的是研究对于给定的 V1/VR 比，V2/VS 比的变化对起飞性能的影响。
2.3.3.1. 跑道的限制
一般而言，对于给定的 V1/VR 比，V2/VS 比值的任何增加都会导致一台发动机失效
和所有发动机都工作时的起飞距离的增加。诚然，为了在 35 英尺达到更大的 V2 速度，
需要在跑道上获得更多的能量。结果，加速阶段变长。
相反，V2 速度对 ASD 没有直接的影响。但是，较大的 V2 速度将导致较大的 VR
速度，因此，对于给定的 V1/VR 比，将导致较大的 V1 速度。所以，对 ASD 产生影响。
197
附录
掌握飞机的性能
V2/VS 的任何增加将导致(图 J9)：
V2/VS
TOR N -1
•
TOR N
TOD N -1
TOD N
受以下限制的 MTOW 减小：
TODN-1 和 TODN
TORN-1 和 TORN
ASDN-1 和 ASDN
ASD
图 J9 ： V2/VS 对 跑道限制的影响
2.3.3.2. 爬升和障碍物限制
如图 J4 所示， V2/VS 的任何增加都将导致更好的爬升梯度(第 1 和第 2 航段)，也
就可以得到更好的受爬升限制的 MTOW (第 1 航段、第 2 航段、障碍物)。
另一方面，由于最后起飞航段是用绿点速度完成的，所以它不受 V2 速度变化的影
响。
V2/VS
V2/VS 的任何增加，将导致 (图 J10)：
最后起飞
Final TO
•
受以下限制的 MTOW 的增加：
第一航段
第二航段
障碍物
•
以下限制对 MTOW 无影响：
最后起飞航段
1 航段
第 segment
1st
Obstacle
障碍物
第 2segment
航段
2nd
图 J10 ： V2/VS 对爬升和障碍物限制的影响
2.3.3.3. 刹车能量和轮胎速度的限制
V2 不直接影响刹车能量限制。尽管如此，当 V1/VR 比固定时，V2 的任何增加都将
导致 VR 的增加，因此，导致 V1 增加。所以，对受刹车能量限制的重量产生影响。
198
附录
掌握飞机的性能
离地速度 VLOF 受到轮胎速度 (V 轮胎 ) 的影响。结果， V2 被限制到一个最大值。
V2/VS 的任何增加相当于 VS 的减小，因为 V2 被假定为固定值，这样，受轮胎速度限制
的起飞重量就被减小了。
V2/VS
轮胎速度
V2/VS 的任何增加，将导致(图 J11)：
•
受下列限制的 MTOW 减小：
刹车能量
轮胎速度
刹车能量
图 J11 ： V2/VS 对刹车能量和轮胎速度限制的影响
2.4. 优化过程的结果
2.4.1. 最大起飞重量
前面的小节介绍了如何在固定 V2/VS 比值的情况下找出最佳 MTOW 及其相关的最
佳 V1/VR 比值。
对于任何一个在 V2/Vsmin 和 V2/Vsmax 之间的 V2/VS ，都要进行此项工作。最后，
保留所有最佳 MTOW 中的最大者及其相关的最佳 V1/VR 。因此，它对应的是最佳的
V2/VS 比。优化过程的结果是，对于给定的 跑道和给定的起飞条件：
优化过程的结果
• 最大可能的 MTOW
• 最佳 V1/VR 比
• 最佳 V2/VS 比
199
附录
掌握飞机的性能
2.4.2. 起飞速度
优化过程表明，MTOW 只能与唯一的一组起飞速度 (V1， VR 和 V2) 配套使用。
使用不同的速度会导致 MTOW 减小。
一旦获得了最佳速度比 (V1/VR 和 V2/VS)，也就可按如下流程获得起飞速度：
MTOW
AFM
VS
V2/VS
V2
AFM
VR
V1/VR
V1
注：AFM 表示信息是从飞机飞行手册中获得的。
2.4.3. 限制代码
起飞重量限制的性质总是反映在起飞图表(RTOW 图表)。为此，根据所用计算软
件的不同，需要不同的代码(表 J12)： TLC 或 OCTOPUS（章鱼）。关于这个软件的详
细资料，请参见本手册的 附录 3 (“起飞性能软件”)。
限制代码
TLC 代码
A300/A310/A320
代码
性质
1
2
3
4
5
6
7
8
结构重量
第 1 或 2 航段
跑道 (OEI)1
障碍物
轮胎速度
刹车能量
跑道 (AEO)2
最后起飞
OCTOPUS 代码
A318/A319/A320/A321/A330/A340
代码
性质
1
2
3
4
5
6
7
8
9
第 1 航段
第 2 航段
跑道 (OEI 和 AEO)
障碍物
轮胎速度
刹车能量
结构重量
最后起飞
VMU
表 J12 ： 起飞图表中的限制代码
在大多数的时间里，MTOW 在两条限制曲线相交处获得(图 J13)。这就是为什么
在 RTOW 图表中总是用两个数字来表示限制代码的原因。
1
2
OEI = 一台发动机不工作
AEO = 所有发动机都工作
200
附录
掌握飞机的性能
2.4.3.1. 受两个条件限制的 MTOW
在图 J13 中，起飞重量受到障碍物
和加速停止距离（ASD）的限制。
最佳 V2/VS
RTOW 图表上指出的限制代码为
4/3。
图 J13 ： 双限制的情况
2.4.3.2. 受一个条件限制的 MTOW
在图 J14 中，起飞重量只受障碍
物的限制。
最佳 V2/VS
RTOW 图表中指出的限制代码为
4/4。
最佳
图 J14 ： 单限制的情况
2.4.3.3. 受三个条件限制的 MTOW
在这个特定的情况中，存在一个 V1 的范围。结果，不管在最小和最大 V1 之间选
择什么 V1 速度，尽管限制的性质发生了变化，MTOW 保持不变。在这个情况下，有效
的起飞 V1 速度由营运人决定。
201
附录
掌握飞机的性能
在图 J15 中，限制的性质取决于 V1/VR
之比：
最佳 V2/VS
在 V1/VRmin ( 点 1) ： 起飞重量受到
TODN-1 和第 2 航段的限制 (RTOW 代
码： 3/2).
在 V1/VRmin 和 V1/VRmax 之间： 起飞重
量仅受第 2 航段的限制(RTOW 代码：
2/2)。
在 V1/VRmax (点 2)： 起飞重量受到第 2
航段和刹车能量的限制(RTOW 代码：
2/6)。
图 J15 ： 三个限制的情况
2.4.4. RTOW 图表信息
在 每 个 RTOW 图 表 框 中 ( 图
J16) ，对于给定的风分量和给
定的外界大气温度，提供以下
信息：
MTOW
限制代码
V1/VR/V2
指示的值是以上优化过程的结
果。
在有 V1 是一个范围时，图表中
所示的 V1 速度的含义 (V1min，
V1 平均 或 V1max)显示在图表的底
部：
MTOW (1000 kg) 代码
V1min/VR/V2 (kt)
图 J16 ： A319 RTOW 图表示例
202
附录
掌握飞机的性能
3. 附录 3 ： 起飞性能软件
3.1. WINPEP
3.1.1. 什么是 P.E.P. ?
用于视窗环境的 PEP (性能工程师软件)被设计用于提供所需的工具，不仅可以处
理飞行运行的性能方面，还可以在航后监控飞机的性能.它专供航空公司的航务部门和设
计办公室使用.基于微软的 Windows © 操作系统，用于 Windows 的 PEP 是一个独立的
应用软件，它可以在一个亲用户的客户化环境中访问所有的空客飞机性能程序.
下面是一个可用性能程序的清单：
• FM ： 飞机飞行手册(审定的性能数据)
• TLO ： 起飞和着陆计算 (MTOW、 MLW、速度)
• OFP ： 运行航迹计算(起飞和进近航迹)
• NLC ： 噪音水平计算程序 (起飞和进近噪音)
• IFP ： 空中性能程序(爬升、巡航、下降、等待……)
• APM ： 飞机性能监控 (飞机性能水平)
• FLIP ： 计算机化的飞行计划 (燃油计算)
图 J17 ：用于视窗软件的 PEP
203
附录
掌握飞机的性能
3.1.2. TLO 模块
专门用于起飞性能计算和起飞图表(RTOW)制作的 PEP 模块被称为 TLO (起飞和
着陆性能优化)。
TLO 是一个所有机型通用的界面，它利于起飞输入和输出数据的管理。另一方
面，用于确定性能的计算程序取决于机型。它被称为：
• TLC (或 TCP) ：对于 A300、 A310 和 A3201
• OCTOPUS ： 对于 A318、 A319、 A320、 A321、 A330 和 A340
因此，由于有两个不同的计算程序，所以可以获得不同的 RTOW 格式 (见 图 J18
和 J19)。
图 J18 ： TLC 起飞图表示例
图 J19 ： OCTOPUS 起飞图表示例
3.1.2.1. TLC 程序
第一个由飞机制造厂家在 80 年代初期开发的优化工具是空客的基于 AFM 表格数
据的 TLC (起飞和着陆计算)程序。在优化过程中，TLC 对表中的不同限制进行内插值，
1
有些 A320 型号是按 TLC 审定的，而其他的则是按 OCTOPUS。
204
附录
掌握飞机的性能
给出 MTOW 和相关的速度。TLO 的性能数据库是常规纸张飞行手册中使用的性能图表
的“图画”。TLC 被设计用于替代按照表格和图形曲线人工进行的烦琐、冗长的计算过
程。它也通过减少制作时间和犯错误的风险来简化航空公司航务部门的工作。
3.1.2.2. OCTOPUS 程序
性能计算过程中的第 2 步被称为 OCTOPUS (实用及经过审定的起飞和着陆通用
软件)， 它不仅提供与 TLC 相同的优点，而且还大大地改变了性能计算的方法。它不再
依据预先计算好的数据，而是使用“第 1 原则” 模式进行实时计算，从而在起飞重量较大
时获得好处。性能数据库包含所有飞机和发动机的特征数据，这样，性能计算可以依据
物理方程式进行，而不是依据经过调整的预先计算的性能数据。此外，OCTOPUS 引入
了新的和改进了的起飞图表格式，使用多种形态和影响因素。
3.2. 驾驶舱少纸化系统 (LPC)
新的方案基于机上计算，在驾驶舱中使用手提电脑进行，代表了最新的性能计算
方法。这个代替了纸张图表的程序，减少了飞行准备时间和犯错误的风险。它消除了内
插值和方法误差，同时能够根据实际的外部条件快速提供结果。结果，所获得的性能
(MTOW 或灵活温度) 是最佳的，从而提高利润。
计算所使用的性能软件与 TLO 相同 (即：TLC、或 OCTOPUS，取决于机型： 图
J20)。
图 J20： LPC 起飞界面
205
附录
掌握飞机的性能
4. 附录 4：缩略语
希腊字母
α
γ
δ
∆
φ
µ
θ
ρ
ρ0
σ
A
a
A0
AC
ACJ
ADIRS
AFM
ALD
AMC
AMJ
AOM
APM
ASD
ASDA
ATC
C
CD
CL
CAS
CDL
CG
CI
CL
CWY
D
DA
DGAC
DOC
DOW
206
( alpha )
( gamma )
( delta )
( DELTA )
( phi )
( mu )
( theta )
( rho )
( rho zero )
( sigma )
迎角
爬升或下降角
压力比 = P / P0
参数的变化 (例如： ∆ISA， ∆P)
坡度角
跑道 摩擦系数
飞机姿态
空气密度
平均海平面的空气密度
空气密度比 = ρ / ρ0
音速
海平面的音速
咨询通告 (FAA)
联合咨询通告 (JAA)
大气数据 / 惯性基准系统
飞机飞行手册
实际着陆距离
可以接受的贯彻方法 (JAA)
联合咨询材料 (JAA)
航空公司的运行手册
飞机性能监控 (计划 )
加速停止距离
可用加速停止距离
空中交通管制
阻力系数
升力系数
校准空速
形态偏离清单
重心
成本指数
爬升油门位置
净空道
偏流角
法国民航总局
直接营运成本
干操作重量
附录
掌握飞机的性能
E
ECON
EGT
EOSID
EPR
ETOPS
F
f( )
FAA
FAR
FBW
FCOM
FF
FL
FLIP
FMGS
G
g
GAL
GD
GS
H
hPa
I
IA
IAS
ICAO
IEM
IFP
IFR
IL
IMC
in Hg
ISA
J
JAA
JAR
K
Ki
经济 (最小成本) 速度
排气温度
发动机失效的标准仪表离场
发动机压气比
双发延程飞行
( )的函数
联邦航空管理局
联邦航空条例
电传操纵（飞机）
飞行机组操作手册
燃油流量(小时油耗)
飞行高度层
飞行计划（程序）
飞行管理和引导系统
重力加速度
美加仑
绿点速度
地速
百帕
指示高度
指示空速
国际民航组织
注释/解释材料 (JAA)
空中性能（程序）
仪表飞行规则
信息单 (JAA)
仪表气象条件
英寸汞柱
国际标准大气
联合航空当局
联合适航要求
仪表修正（天线误差）
207
附录
L
LDA
LPC
LRC
LW
M
m
M
MLR
MMR
MMO
MCDU
MCT
MEA
MEL
MEW
MGA
MLW
MOCA
MORA
MSL
MTOW
MTW
MZFW
N
n
nz
N
N1
N-1
N-2
NLC
NPA
NPRM
O
OAT
OCTOPUS
OEW
OFP
P
P
P0
Pamb
Pforce
208
掌握飞机的性能
可用着陆距离
驾驶舱少纸化系统（程序）
远程巡航速度
着陆重量
飞机的质量
马赫数
远程巡航马赫数
最大航程马赫数
最大使用马赫数
多功能控制和显示组件
最大连续推力
航线最低安全高度
最低设备清单
制造厂的空重
最低安全屏障高度
最大着陆重量
最低越障高度
最低偏航高度
平均海平面
最大起飞重量
最大滑行重量
最大零油重量
过载系数
垂直于飞机纵轴的过载系数分量
所有发动机都工作
风扇转速
一台发动机不工作
两台发动机不工作
噪音水平计算（程序）
建议增补通知 (JAA)
建议制定规定的通知 (FAA)
外界大气温度
实用及经过审定的起飞和着陆通用软件
使用空重
飞行航迹（程序）
压力
平均海平面的标准压力
在飞行高度的环境压力
力功率
附录
掌握飞机的性能
Ps
Pset
Pt
PA
PEP
PFD
PNR
静压
高度表的基准压力
总压
气压高度
性能工程师软件
主飞行显示器
无返回点
Q
q
QFE
QNH
QRH
R
R
RC
RD
RLD
RTOW
S
S
SAT
SFC
SID
SR
STAR
STD
SWY
T
T
T0
TISA
TREF
T/C
T/D
TA
TAS
TAT
TLC
TLO
TO
TOD
TODA
TOR
TORA
动压
机场基准点的压力
平均海平面压力
快速检查单
普适气体常数
爬升率
下降率
所需着陆距离
标准的起飞重量图表
机翼面积
空气静温
单位燃油消耗量
标准仪表离场程序
燃油里程
标准进场程序
标准
停止道
温度
平均海平面的标准温度
标准温度
平推力温度
爬升顶点
下降顶点
真高
真空速
大气总温
起飞和着陆计算（程序）
起飞和着陆优化（程序）
起飞
起飞距离
可用起飞距离
起飞滑跑距离
可用起飞滑跑距离
209
附录
TOGA
TOW
掌握飞机的性能
起飞 / 复飞推力
起飞重量
V
V
V1
V2
VAPP
VEF
VFE
VLE
VLO
VLOF
VLS
VMBE
VMCA
VMCG
VMCL
VMCL-2
VMO
VMU
VR
VREF
VS
VS1G
VSR
Vtire
VFR
VMC
速度
起飞决断速度
起飞爬升速度
进近速度
发动机故障速度
最大带襟翼飞行速度
起落架放出后的最大速度
起落架操作速度
离地速度
最小可选速度
最大刹车能量速度
空中最小控制速度
地面最小控制速度
进近和着陆期间的最小控制速度
两台发动机不工作时的 VMCL
最大使用速度
最小离地速度
抬轮速度
基准着陆速度
失速速度
一个 g 时的失速速度
基准失速速度
最大轮胎速度
目视飞行规则
目视气象条件
W
W
Wa
WC
210
重量
表现重量
风分量