起飞性能的优化

分类号编号

U D C 密级

中国民航飞行学院

毕业论文( 设计)

题目起飞性能的优化

作者姓名秦伟

指导教师姓名及职称杨军利讲师凌晓华一级飞行教员系及专业名称飞行技术与航空工程学院飞行技术系提交日期6月2日答辩日期 6月3日

答辩委员会主任评阅人

2004年6月 2 日

起飞性能的优化

学生：秦伟指导教师：杨军利凌晓华

摘要

在实际飞行中，由于装载和各种条件的变化，往往要根据实际情况对飞机起飞性能进行优化，以提高飞机的运输经济性和飞行安全。起飞性能的优化主要有两个方面，一是通过合理的选择起飞襟翼和改进起飞爬升程序，增大最大起飞重量来改善飞机的起飞性能；二是当实际起飞重量小于最大起飞重量时，通过采用减功率或减推力起飞（灵活推力起飞），延长发动机的寿命和降低发动机的维护成本来提高飞机的运输经济性。本文在分析原理的基础上，介绍了具体的使用方法，并对优化起飞性能的方法进行了讨论和总结。

关键词起飞性能；改进爬升；减推力起飞

Optimize the Take-off Performance

Abstract:

In actual flight, because of the change of load and all kinds of conditions, the take off performance should be optimized to improve the transport economic and flight safety of the airplane. Two aspects are included in optimizing take off performance, one hand, increasing maximal take-off weight by choosing appropriate take-off flaps and improved climb; the other hand, when the actual aircraft take off weight lower than the maximum permissible weight, reducing thrust take off (Flexible Thrust) can extend the life of the engine and reduce production costs of safeguard. On the basis of analyzing the axiom, this thesis introduces and summary the method of optimizing the take-off performance.

Key word：take off performance、improved climb、reduced thrust take off

引言

在实际飞行中，由于装载情况和各种条件的变化，经常需要根据实际情况对起飞性能进行优化以提高飞机运输经济性。

由于航空运输有很大的季节性和地域性，在一些“黄金周”中和“黄金航线”上，有很丰富的货源和客源，因此，需要考虑如何充分发挥飞机的性能，使之能运输更多的商载。欧洲空客公司推出A320时有这样一个比较：A320和B737相比客舱显得更宽敞舒适，如果因此使得A320每次在允许的条件下多上一位旅客，则该航班一年中会因此而增加很多的收益。同样，如果每次在条件允许的情况下多运输一点商载也会因此而带来不少的收益。优化起飞程序增大起飞重量正是经常使用的手段和方法。

另一方面，在营运淡季中和一些比较冷门的航线上，飞机实际重量小于条件限制的最大起飞重量，当外界气象条件比较好且机场跑道较长、无污染，净空条件好时，为了延长发动机寿命，减少燃油消耗和降低起飞噪音，可以采用减推力或减功率起飞。实验证明：高涵道比涡轮风扇发动机，发动机推力减少10%，涡轮前温度可降低30摄氏度到40摄氏度，发动机热端部件寿命可延长近一倍，这大大提高了发动机的可靠性，降低了发动机的维护费用，提高了运输经济性。灵活起飞已被飞机制造商作为标准程序推荐给了用户。

优化起飞程序增大起飞重量和灵活功率起飞这两个问题在航空营运中有很重要的意义，因为从某种角度上说，一班飞机起飞后它能带来的效益就确定了，所以对于飞行员来说，解决好起飞问题可以很好地改善航班运输经济性。

图1飞机以小重量起飞

1、优化起飞程序增大起飞重量

飞机的最大起飞重量是影响运输飞行经济性的重要因素，同时也是影响飞行安全的因素之一。在保证安全的前提下，同一飞机的起飞重量越大,则商载越大，那么飞机的运输经济性就会越好一些。

对某一飞机而言通常是根据起飞机场和飞机实际起飞重量选择合理的起飞襟翼或选择改进爬升(改变起飞时的离地速度)来增大最大起飞重量的。

飞机从地面开始加速滑跑到飞机离地高度不低于 1500 英尺，完成从起飞到航路爬升构形的转换，速度不小于 1.25ＶＳ，爬升梯度达到规定值的过程叫起飞。在研究飞机的起飞性能时，飞机的最大起飞重量是起飞性能很重要的一个参数，它反映了飞机起飞性能的好坏。在实际飞行中,飞机的最大起飞重量受到场地条件、起飞航道性能、刹车能量、轮胎速度、越障能力等很多因素的限制。其中场道条件和起飞航道第二段最低爬升梯度对最大起飞重量的限制比较明显,因此首先说明一下为什么它们会限制一个最大起飞重量。

1.1场道条件对最大起飞重量的限制

场地条件是影响飞机最大起飞重量的最主要因素之一，在任何时候，必须考虑一台发动机停车后飞机的性能。下面就简要的用平衡场地法来说明一下场道条件是如何来限制一个最大起飞重量的。

把中断起飞可用距离（L 中断）与继续起飞可用距离相等的跑道称为平衡跑道。在平衡跑道上，中断起飞可用距离和继续起飞可用距离相等，用起飞可用距离（L 可用）表示。用起飞可用距离在中断起飞距离和继续起飞距离图上作一条水平线，

1.1.1 飞机起飞重量小（W 1）飞机以小重量起飞，如图1 L 即 L 中可=L 继可>L 平衡 L 当 V 识别L 继可，

L 中需

当 V 识别>Vb 时，L 继需L 中可，只能继续起飞；当 V a ≤V 识别≤V b ，

图2飞机以大重量起飞

L 继需≤L 继可，L 中需≤L 中可，既可以中断起飞又可以继续起飞。综合上述，无论在那种条件下单发失效都能保障飞行安全，这种情况是允许的。

1.1.2飞机以大重量起飞时（W 3）飞机以大重量起飞，如图2

即 L 中可=L 继可

当 V 识别≥V b 时，L 继需≤L 继可， L 平均L 中需>L 中可，只能继续起飞； L 可用当 V 识别≤Va 时，L 继需>L 继可，

L 中需≤L 中可，只能中断起飞； 平衡当V a L 继可，L 中需>L 中可，既不能中断起飞又不能继续起飞，出现了“进退两难，无法处置”的速度范围。说明飞机的起飞重量太大，超过了跑道限制的最大起飞重量，这种情况是不允许的。

1.1.3飞机以某个重量起飞(W 2)

飞机以跑道限制的重量起飞，如图即 L 中可= L 继可= L 可用=L 平衡

当 V 识别>V 平衡时，L 继需L 中可，只能继续起飞

当 V 识别L 继可时， V 平衡 L 中需

中断起飞距离和继续起飞距离曲线与起飞可用距离曲线相交于同一点。显然飞机既不会出现“既可继续起飞也可中断起飞”的速度范围，也不会处于“进退两难”的境地，但如起飞重量稍过 W 2 就会出现“无法处置”的速度范围，可见这个 W 2 就是跑道限制的最大起飞重量。

实际使用中常常把飞机的起飞重量与对应的 FAR 起飞距离（中断和继续）用图表形式绘出，这样可以通过专门的图表来确定跑道限制的最大起飞重量。

1.2起飞航道对最大起飞重量的限制

图3以跑道限制的重量起飞

在研究起飞性能时，不仅要研究起飞场道性能，而且还要研究起飞航道性能，所谓起飞航道是指飞机从离地 35 英尺到飞机高度不小于 1500 英尺，速度增加到不小于 1.25V S，爬升梯度满足 FAR 要求的最小梯度要求，并完成收起落架，收襟翼的阶段。

在分析起飞航道性能时，不仅要考虑全发起飞，而且还要考虑起飞过程中一台发动机停车后的起飞剖面。飞机在一发停车而继续起飞的情况下，一定要保证各起飞航道具有规定的上升梯度。一台发动机停车后，在起飞航道飞机速度较小。可能比对应构型下的陡升速度小，而且襟翼在起飞位置，飞机阻力较大，而在起飞航道又要求较大的上升梯度。所以在飞行中，通过限制飞机的起飞重量来保证飞机在起飞过程中任何速度大于 V1的时候出现一台发动机停车，继续起飞后飞机的实际上升梯度不小于 FAR 规定的最小梯度要求，因此飞机的起飞重量常常要受到起飞航道的上升梯度的限制。

一般来说，最大起飞重量应该为上述各种限制的最小值，如果简单的选择上述的最小值作为最大起飞重量，势必影响飞机的使用性能，飞机的性能没有得到充分的发挥，经济性也不高，因此有必要对起飞程序进行优化。

在场道条件较好的跑道上，由场道条件确定的最大起飞重量可能远远大于由上升梯度条件确定的最大起飞重量，如果以上升梯度条件确定最大起飞最大重量作为最大起飞重量起飞将会“浪费”很多跑道，飞机最大起飞重量较小，经济效益也很低。在这种情况下，就应该改进起飞程序，优化起飞性能。对于不同的机型，也常采用不同的优化起飞性能方法，通常根据机场和飞机重量通过选择合适的起飞襟翼或选择改进爬升程序来增大最大起飞重量。

1 . 3 合理地选择起飞襟翼

由升力公式 Y＝1/2 C LρV2S 知：在起飞过程中，离地速度 V LOF和升力系数 C L是影响升力的两个主要因素。而升力系数 C L由飞机迎角，机翼弯曲程度和机翼表面质量所影响。起飞过程中，飞机迎角和表面质量都基本确定。所以 C L 主要由机翼的弯曲程度影响，也即 C L只和襟翼的位置有关。襟翼位置越大：C L 越大，离地速度越小，升阻比 K 越小，飞机离地后爬升梯度越小。因此，采用较小偏度的起飞襟翼起飞可以使飞机的爬升能力变好，使爬升梯度限制的最大起飞重量增大。同时，因需要更长的跑道在地面加速而使得场道条件限制的最大起

飞重量减小。尽管减小起飞襟翼使跑道限制的最大起飞重量减小，但可以使爬升梯度限制的最大起飞重量最大。综合起来，当跑道长度相对较长时，可以通过减少起飞襟翼角度的方法使最大起飞重量增加。起飞襟翼位置越大，所需跑道长度越短，但飞机的爬升能力越差。在实际飞行中，对于跑道相对较长的情况，可以时用较小的起飞襟翼；对于跑道相对较短的机场，根据与上面相似的分析应使用较大的起飞襟翼，可以增大该机在机场的最大起飞重量，起飞时合理的使用起飞襟翼可以使飞机的起飞性能进一步得到发挥。

例如，某飞机在一特定机场起飞，使用襟翼 15

起飞，机场气温 20℃，标高 2000 尺，跑道长 8500

尺，无坡度，静风，场道限制的最大起飞重量为

60500 公斤，爬升梯度限制的最大起飞重量为

51500 公斤，那么在这个机场的最大起飞重量应该

为51500 公斤。但如果使用襟翼 5 起飞，则场地

限制的最大起飞重量为 59500 公斤，而爬升梯度

限制的最大起飞重量为 55000 公斤，通过合理选

图4选择起飞衿翼用图

择起飞襟翼，该机在该机场的最大起飞重量增加到

55000 公斤，提高了运输飞行的经济性。有些飞机的飞行手册还有专门的用于选择起飞襟翼的图表，如图 4 就是某飞机根据机场和飞机的重量来选择起飞襟翼的图表，例如某飞机在某一特定机场起飞，以跑道为基准的最大起飞重量为速度13700 磅，以爬升第二段为基准的起飞最大重量为 14000 磅，从图 4 虚线可查出应选择襟翼 4起飞。但是也应注意到由于许多大型客机的襟翼设计并不是由零度到着陆位度数任意收放的，而是按照一定的设计收放的，如 5 度，10 度，25 度，45度等，所以当飞行员根据以跑道为基准的起飞重量和以爬升第一段为基准的起飞重量在起飞襟翼表上查得的起飞襟翼度数往往与实际起飞襟翼度数不符，这时飞行员只能选择相近的起飞襟翼度数起飞。这就要想别的方法来弥补这种不足，下面要讨论的改进爬升是弥补这种不足很好的方法。

1 . 4 改进爬升

所谓改进爬升是指，当爬升梯度限制的最大起飞重量小于场地限制的最大起飞重量时，可以利用富余的跑道继续增速，使飞机的离地速度比正常的离地速

度大，这样起飞初始上升速度更接近陡升速度，使飞机可以接近最大上升角上升。在保障FAR 规定的最低上升梯度的情况下可以增大飞机的最大起飞重量。

先来分析一下上升梯度与上升速度之间的变化规律。飞机上升所受作用力有升力（Y ）阻力(X)拉力（P ）重力（G ）。上升时重力与飞行的轨迹不垂直，为便于分析，把重力分解为垂直飞行轨迹的分力（G1）和平行于飞行轨迹的分力（G2），如图5：

上升时，飞机各力矩平衡，作用于飞机上的各力均通过重心，且作用于飞机上的各力也平衡，即

P =X + G 2 = X + Gsin θ下 （ 1 ）

Y = G 1=Gcos θ上 （ 2 ）

又有升力公式

Y = C L ? ρ?V 2? S / 2 （ 3 ）

有式（ 2 ）和 式 （ 3 ）得 V 上 = V 平飞 cos θ上

即以同迎角飞行时 V 上小于V 平飞，但由于θ上较小，cos θ上 ≈ 1，可以认为 V 上 = V 平飞。这样就可以用平飞拉力曲线来分析上升性能。

上升角是飞机上升轨迹与水平面的夹角，以

θ上表示，如图6：

上升角大则说明通过同样的水平距离 ， 飞机上

升的高度越高，飞机的越障能力越强。

上升梯度是飞机上升高度与前进的水平距离

之比。即

上升梯度 = 上升高度 / 水平距离

或 上升梯度 tg θ上= H

/ L

由（ 1 ）式 P = X + Gsin θ上，得

图5爬升受力分析

图6上升角

图8上升梯度随速度的变化 sin θ上 = （P – X ） / G = ΔP / G ,

上升角不大时，sin θ上 = tg θ上 ，得

tg θ上 = （P – X ） / G = ΔP / G

从上面两式可以看出，飞机的剩余拉力越大，重量越轻，则飞机的上升角和上升梯度就越大。在飞行重量不变的条件下，飞机的上升角和上升梯度取决于剩余拉力的大小。而剩余拉力的大小取决于油门的大小和飞行速度的大小。在油门一定时，剩余拉力的大小就只与速度有关了。有前面分析可知，可以用平飞拉力曲线来分析上升性能。把平飞所需拉力曲线和可用拉力曲线画在一个坐标系上得图7：由图可得剩余拉力ΔP 随速度的增大, ΔP 先增大后减小，当速度为某个

值的时剩余拉力ΔP 最大。此时对应的上

升角和爬升梯度也最大。把这个速度成为由上图可知V 2往往小于对于重量下的陡升速度，所以可以考虑增大飞机的V 2，

使V 2更接近陡升速度，从而增大上升梯

度。这样就可以增大上升梯度限制的

最大重量。波音公司提供的《使用手册》V 2 V 陡升V 性能部分给了改进爬升的图表，使用方法： 1.计算跑道长度限制重量和轮胎速度限制重量的较小值与爬升梯度限制重量之差，查表得最大爬升重量改进。

2.起飞重量与爬升梯度限制重量之差小于或等于最大爬升重量改进时，可以进行改进爬升。否则，应减载至起飞重量与爬升梯度限制重量之差不大于最大爬升重量改进。

3.这时的V1，VR ，V2值为实际起飞重量下的正常起飞速度V 1，V R ， V 2加上爬升重量改进所对应的V 1，V R ，V 2增量。图9就可以确定波音737-300飞机采用改进爬升后起飞重量和起飞速度的增加量。

例如：某飞机预计以襟翼 1 在某机场起飞，通过计算得知场地限制的最大起飞重量为 63000kg ，爬升梯度限制的

最大起飞重量为 55000kg ，如果不采用

任何优化措施，该机在这个机场的最大

起飞重量为55000公斤。采用改进爬升，

使用图9得到改进爬升后，最大起飞重

量增加到55000 + 3400 = 58400公斤。

飞机以58400公斤重量起飞，从图10里

得到正常起飞的 V 1／V R ／V 2＝150/152/156 海里/小时，如果飞机以上述起飞速度起飞，显然飞机在起飞剖面

第二段的爬升梯度不能满足

要求，这时，必须选择更大的

V 1／V R ／V 2，即应当增大一个

速度增量为 10/12/12 海里/

小时，那么以 58400kg 起飞，

改进爬升的起飞速度为 V 1／

V R ／V 2＝160/164/168。。以重

量 58400kg 用增大了的起飞

速度在该机场起飞，飞机不仅

满足场地限制要求，也满足起

飞剖面第二段爬升梯度要求。采用改进爬升可以增大飞机的起飞重量，而且是安全的。

但是，使用改进爬升后，由于增大了起飞速度，因此应该检查 v1是否超过刹车能量限制的速度，如果 V 1超过了刹车能量限制的速度，则应按飞行手册规定减小起飞重量和调整 V 1。此外当场地条件恶劣，需要增大推力时，还可以通过无发动机引气起飞，即飞机起飞时，不从发动机引气来供空调和增压系统工作，因为压气机引气使涡轮前温度升高，燃油消耗量增加，发动机推力减小，对发动机效率和经济性均造成不利影响，发动机加速性也将变差，所以，在飞机起飞阶段（尤其在高温高原机场），应尽量减少压气机的引气量，以确保发动机的推力图

10确定v1/vR/v2用图 图9改进爬升重量增量和起飞速度增量

性能及发动机使用寿命。如 CFM56－3 发动机采用无发动机引气起飞时，发动机N1 转速可提高 1 ％，发动机起飞推力可提高 3 ％---- 4 ％。这样可以有更大的发动机推力供飞机起飞使用，在相同条件下也可以增大最大起飞重量。

综上两点所述：采用减少起飞襟翼和改进爬升都是利用较长的剩余跑道在地面进行加速。由于增大了起飞速度，因此应该检查 V1是否超过刹车能量限制的速度，如果新 V1超过了刹车限制速度则应按手册规定减小起飞重量调整 V1。以上就是飞机对飞行过程中如何尽可能增大起飞重量的论述。下面来讨论当飞机的实际起飞重量小于上面提到的条件所限制的最大起飞重量而起飞，从而实施“灵活起飞”的讨论。

2.减功率和减推力起飞

在目前的航空运输市场上，公司众多，竞争日益激烈，而大部分航空公司运营状况都不是很好。据统计2000年的上座率只能达到60-70%。在这种情况下降低成本，提高经济性就必然被各航空公司所重视。实际飞行中，由于航线较短或由于客源和货源问题，实际起飞重量可能小于最大起飞重量，若仍以最大起飞推力起飞，虽然安全但不经济。而且对发动机热端部件的损伤是较大的。因为发动机在大载荷下长时间工作，其可靠性和使用寿命都将受到影响，发动机的维护费用必将增高，为了延长其使用寿命，降低维护费用，以及减少油耗和环境污染，在条件适宜时有必要选择较小的起飞油门即进行减功率和减推力起飞。下面就减功率和减推力起飞是如何提高飞机经济性的作个简要的说明。

发动机是飞机的核心部件之一，它的价格当然是十分昂贵的，其维护费用也相当地高。比如在B737-300上广泛使用的CFM56-3型发动机其单台售价都在300万美元左右。因此，提高发动机的寿命和延长发动机维护周期就相当于运营成本的降低和经济效益地提高。然而影响发动机寿命的主要原因对于燃气涡轮发动机来说就是涡轮前温度而产生的热负荷及高速旋转的涡轮叶片所受到的应力而产生疲劳失效。使用减推力和减推力起飞后可以降低T3*，有效延长发动机寿命，降低发动机停车率和换发率，减缓发动机性能的恶化。试验表明，高涵道涡扇发动机起飞推力降低10%，涡轮前温度可降低30℃～40℃，发动机热端部件寿命可延长一倍。据波音公司的研究表明，仅减推力起飞就可以减少发动机部件的实际更换成本约40%，加上减推力爬升，可节省更多的成本。同时发动机推力减

小后，流出发动机的气流速度减小，发动机损失减小，发动机离速损失减小，发动机的效率提高，因此可以减小耗油。从经济角度来看，降低维护成本带来的效益要比降低油耗带来的效益大的多。 所以，减功率和减推力起飞对飞机的经济性有很大的改善和提高。同时这对公司效益的提高也有着很大帮助。现在，各飞机制造商都把减功率和减推力起飞作为标准程序推荐给用户。有的发动机不仅提供了减功率的能力，而且还能减推力，他们可单独使用也可同时使用，下面分别介绍。

2.1.减功率起飞

考虑到飞机在世界各地飞行，例如要保证从海平面机场到高位高原机场飞行或满足特殊的航线要求，飞机必须要具有足够的功率储备，选择先进的燃气涡轮发动机通过燃油系统的调节，可使发动机的最大功率发生变化，如波音公司的波音 737－300 飞机的发动机具有单台发动机最大净推力为 18.5k （18500 磅），20k ，22k 的三个档位。在起飞前飞行员通过 CDU （控制显示单元）的 TAKE OFF 页面，根据跑道和飞机的重量情况选择相应的起飞功率，选择减功率后，计算机将自动控制发动机燃油调节系统的供油量，使发动机起飞功率保持在选定的档位上。图 11 是减功率示意图。选择减功率起飞，在确定飞机的最大起飞重量以及起飞速度时，应该用对应功率档位的图表。例如选择减功率到20K ，则应该用

发动机最大推力位20K 对应的图表来确定最大起飞重量和起飞速度 V 1／V R ／V 2。一定要注意在下一次起飞前重新设置起飞功率，因为当飞机从海平面机场起飞时，可以将起飞功率设置为最小值来降低发动机消耗费用，但当飞机降落在高温高原后，在装载人员和货物后，就不能按原来设置的起飞功率起飞，这样必然不能满足安全要求，所以飞机起飞前，机组应首先根据机场标高和塔台提供的当时外界大气温度以及飞机自身载重重新在CDU 中选择起飞功率。这样才能避免出现飞机在起飞和爬升时最大功率不能满足要求的现象。由于每设置一次起飞功率，飞行员都要重新选择所设置功率档位相对应的起飞性能图表，来重新选择起飞速度，对飞行员来说非常容易混淆，所以我国目前尚未普遍使用。

2.2.减推力起飞

目前，大型民航机所配置的动力装置具有较大的起飞推力（功率）储备，双发飞机具有单发起飞和爬升的能力。在正常飞行中，当外界气象条件较好，飞机起飞重量较小（不是全重起飞），在非高温、高原机场起飞，机场跑道较长且无污染，机场净空条件较好等情况时，在满足飞机起飞安全性能的基础上，都可以采用减推力起飞方式。实施减推力起飞的方法很多，不同的飞机也不尽相同，使用较多的是采用“假设温度法”来确定减推力起飞的起飞推力设置值。下面来说明“假设温度法”的原理。EPR

发动机推力随温度升高而减小，在某一

特定的机场和选定的发动机功率档位，可以

计算出飞机的最大起飞重量随气温的变化规

律。一般来说，气温越低，最大起飞重量越

大。以下以表征发动机推力的参数EPR来进

行分析。图12是某飞机在某机场的最大起飞

重量和考虑各种限制最大起飞重量的因素后

的最大起飞重量随机场温度的变化规律。用

实际机场温度从图中可以得到在实际气象条W

件下的最大起飞重量为 W MAX对应的最大

起飞 EPR 值为 EPR1值。用实际起飞上图重量从 t实际t假设温度图中反查得一个温度用 T假设表示。T假设表示：把起飞推力设置为如果该天的气温为 T假设使用正常的推力设置值 EPR2，则实际起飞重量 W实际就是最大起飞重量，跑道刚好满足起飞要求或一台发动机停车后在起飞剖面航道第二段刚好满足FAR 规定的最低上升梯度要求。因此，可用把起飞推力设置为EPR2，EPR2比EPR1小，即采用了较小的起飞EPR值，减小了起飞推力。这时得到的 T假设就是考虑了所有限制最大起飞重量的因素后的最大假设温度，实际中使用的假设温度不能超过该值。按照FAR 规定，使用假设温度法减功率起飞，减推力的最大值不得超过 25%，受不超过 25%减推力限制有一个最大假设温度用 T MAX表示，实际使用的假设温度应该不大于 T MAX和 T假设，这样可保证减小的推力不会超过 25%而且使用的假设温度也不会超过飞机的使用包线范围，飞机的场道和航道段性能也

满足要求。另外，发动机的推力随着温度的增加先是基本不变，然后随温度的增加而减小，例如在图13

温度上产生的推力是一样的。并不能

提供减推力的能力，因此有最小假设

温度限制，用T min表示，例如某飞

机规定的最小假设温度为ISA+15度。

实际可使用的最低假设温度还应该不

小于实际的气温T实际。因此实际可使 -40 ISA+0 40 用的假设温度可在最低假设温度和最高假设温度之间选择，假设温度越高，减的推力越多。下面就举例说明减推力起飞是如何实施的。有自动油门和飞行管理系统(FMS)的飞机，减推力起飞的设置值也可以在 CDU 中通过输入假设温度得到。B737－300 飞机可在 TAKEOFF REF 页面输入假设温度，从而自动计算减推力的N1值。不过注意，在任何一个机场使用减推力起飞，都必须先计算出该机场的最大起飞重量随温度的变化，各机场不能混用。减推力起飞时应根据使用设温度来确定起飞速度 V1／V R／V2，但 V1（mcg）应根据实际温度来确定。波音公司提供的《使用手册》性能部分给了假设温度减推力的一般方法：

1. 在起飞重量小于飞行计划所列性能图表的所有限制值，尤其小于爬升

剃度限制值时，采用假设温度减推力。

2. 由实际起飞重量，在跑道长度限制图中，反查出温度值，对照性能摘

要中最大假设温度，取较小的作为假设温度，注意是最小假设温度。

3. 由假设温度与实际温度之差，查表得温度差的 N1修正值，再用最大起

飞 N1减去 N1修正值，即可的到减推力 N1。

使用假设温度法减推力，首先在对应功率的起飞数据表中，用实际起飞重量确定受场地和爬升梯度限制的最大假设温度。例如某跑道长度 10500 英尺，高度 118 英尺，跑道坡度-0.8 度，无障碍物，由图14可知，在该跑道上起飞最大起飞重量主要受起飞航道第二段爬升梯度限制。外界大气气温为 20℃，无风条件下,襟翼5度，PMC 开，空调开，防冰关，APU 关，B737-300 型飞机最大起飞重量为 56800kg，当实际起飞重量为 52500kg 时，由图15中查得最大假设温度为40℃，在下图中检查该温度不大于由不超过 25 ％减推力限制度最大假设温度

61℃，也不小于最小假设温度 29℃，所以可选择 29℃－40℃作为假设温度，现决定使用假设温度 35℃进行减推力，由图16查得最大起飞 N1值为 92.6 ％，使用假设温度 35℃的 N1值减小量为 2.3 ％，最后得到减推力起飞 N1值为92.6-2.3=90.3 ％。

图14某机场的起飞分析数据

图15 BASED ON 25% TAKEOFF THRUST

飞机以实际起飞重量和较小的 N1 ％和EPR 在给机场起飞，不仅发动机受载小，而且跑道仍有一定的安全余量，在起飞剖面的第二段上升梯度也比规定的最低上升梯度大。这是因为：如果机场实际气温等于假设温度，以实际起飞重量起飞，跑道刚好用完或在起飞航道第二段上升梯度刚好满足要求，但现在实际温度比假设温度低，尽管使用减 N1 ％或 EPR 起飞，实际推力要比在假设温度条件下起飞的推力要大一些，起飞剖面第二段的爬升梯度也就比在假设温度条件下的爬升梯度大，另外由于实际温度比假设温度低，同一表速的真速比较小，所需的中断起飞距离和所需继续起飞距离都要短一些。

实施减推力起飞应注意以下几点：

1)必须对飞机起飞重量，跑道情况全面分析后，确定是否减推力的大小。如

果飞机正处于任何非标准的起飞形态或防滞刹车不工作，动力装置不工作等，都不能使用减推力起飞。

2)减推力起飞和爬升时一旦出现单发等特殊情形需要增大发动机推力时应及

时向前推油门退出减推力状态。

3)禁止在积冰。积冰等污染的跑道或者不良的气象条件下使用减推力起飞。

4)在高温高原机场一般不采用减推力起飞方式。

5)使用减推力起飞必须遵循FAR关于减推力的最大值不超过25%的规定。

3结论

通过改变起飞襟翼角度和改进爬升可以增大飞机的起飞重量；而在起飞重量较小时，可通过减功率和减推力起飞。在实际飞行中，飞行员还可以将增大起飞重量和减功率、减推力结合起来进行起飞性能优化，降低飞行成本，最大可能的发挥飞机的运输经济性。

致谢

指导老师杨军利和凌晓华对本文提出了许多宝贵的意见，在此表示衷心的感谢！

参考文献

1.刘晓明飞行性能与计划中国民航飞行学院 2000.5

2 傅职忠飞行计划中国民航学院

3 陈治怀飞行性能工程中国民航学院 1993.12

4 杨俊飞行原理中国民航飞行学院 2002

5 赵廷渝航空燃气涡轮与动力装置中国民航飞行学院 1998.12

6 叶年军改进爬升与减推力起飞飞行员杂志 1997

7 王希东航空安全 2001.1

8 民航第一研究所民航经济与技术 1994

9 张宝田关于减推力起飞 1997

10 尚义航空燃气涡轮发动机航空工业出版社 1995

11 骤家骅中国大百科全书（航空）航空工业出版社 1994

12 陈肯航行情报服务中国民航飞行学院 1999.3

13飞安飞行学院（美）飞行员培训教材

14 罗.罗公司（英）喷气发动机 1996

15 安采利.奥维奇飞机安全性宁航出版社 1993.3

16 Boeing Airplane Performance Engineers Manual Boeing Company

17 Boeing 737 Operations Manual Boeing Company

18 AIRBUS INDUSIRIE A320 Flight Manual

19 B737 FAA APPROVED Airplane Flight Manual

20 Pilot’s handbook of aeronautical knowledge,U.S Department,FAA.1983

飞行性能考试选择题库

1. 已知压力高度3000英尺处的温度偏差为ISA+10℃，则该高度的实际气温为（）。 A:5.5 B:19 C:25 D:30 正确答案: 2 2. 国际标准大气ISA规定，海平面温度为（）℃，海平面压力（）mbar。 A:15，1003 B:59，1003 C:15，1013 D:59，1013 正确答案: C 3. 低速飞行常用飞机的________来衡量飞机气动性能的好坏，高速飞行常用________来衡量飞机气动性能的好坏。 A:升阻比，马赫数 B:最大升阻比，气动效率 C:阻力系数，升阻比 D:阻力系数，最大升阻比 正确答案: B 1. 飞机起飞场道结束时和着陆过跑道头时的高度分别是___ (ft) A:15,35 B:35,15 C:50,35 D:35,50 正确答案: D 2. 飞机一发故障，在V1时决定继续起飞，在跑道头上空35ft处速度不小于___。 A:V2 B:V2+5 C:V2+10 D:V2+15 正确答案: A 3. 在平衡跑道条件下起飞，_____。 A:从起飞加速到V1的距离，等于从V1停下来的距离 B:起飞性能最好

C:C. 加速到V1之前1秒一台发动机失效，使飞机停下来的距离，等于继续起飞到高度35ft，速度达到V2的距离 D:起飞距离与着陆距离相等 正确答案: C 4. 若起飞中只计入净空道，和不计净空道相比____。 A:最大起飞重量增大且相应的V1降低 B:最大起飞重量减小且相应的V1降低 C:最大起飞重量增大且相应的V1增大 D:最大起飞重量减小且相应的V1增大 正确答案: C 5. 适当增大起飞襟翼角度，可导致____。 A:较短的滑跑距离 B:较大的离地速度VLOF C:上升性能改进 D:减小飞机阻力 正确答案: A 6. 最大轮胎速度是指（）。 A:地速 B:空速 C:表速 D:VMBE 正确答案: A 7. FAA规定，用假设温度法减推力起飞，减推力的最大值不得超过______ ，假设温度比实际温度______。 A:25，高 B:30，高 C:25，低 D:30，低 正确答案: A 8. FAR对飞机起飞净航迹与障碍物之间的高度规定是飞机净航迹（）。 A:至少高于障碍物35英尺 B:高于障碍物50英尺 C:高于障碍物30英尺 D:根据具体情况而定

飞行基础知识民用飞机的起飞性能

起飞试验的目的是测定飞机飞行手册所需要的起飞性能参数，和验证所讨论的飞机型态满足于合格审定的性能要求，当要生产一种新飞机时，需要进行一个完整系列的起飞试验，确定起飞速度和距离、滚动加速度和制动加速度，抬前轮速率和最小离地速度等参数。根据美国联邦航空局适航条例规定，凡装载二十人以上的民用飞机应按照联邦航空条例第25部（FAR25）验证其符合性。其中B分部中直接涉及飞机飞行性能的条款13条，是飞机设计时考虑起飞、爬升、航行、进场和着陆必须遵守的安全标准。而飞行手册是飞机一个重要软件组成部分、其中的性能数据就根据FAR25部有关飞行性能条款的规定和飞机飞行动力、发动机推力特性进行计算和编制的。 起飞性能符合性验证工作可理解为三个方面：（1）起飞性能原始参数的验证；（2）飞行手册中起飞性能的计算；（3）对起飞性能计算。 FAR25定义了各种起飞速度，讨论了加速-减速距离、起飞航迹和起飞距离。给出了一些适用于起飞试验的速度和术语的定义是有益的，因为许多速度和术语关系到其它类型的性能和规章的论述，起飞性能原始参数是计算起飞性能所必须的原始特征数据。这些参数一般要通过试飞确定或加以校核。 1.失速速度Vs：飞机最小安全速度，是飞机基本特征速度之一（其它还有VMU、VMCA、VMCG），它是决定飞机其它特征速度之一，这些特征速度为：VEF、V1、VR、VLOF、V2；而且是确定操稳特性试飞速度范围的基准速度。因此，在试飞的早期就要进行失速速度的试飞，仅次于空速校正试飞。飞机手册中给出飞机各种构型和重量下的Vs值，以便直接提醒飞行人员飞行时速度不小于该值。另外Vs还是起飞等各阶段速度的参考值。根据失速演示规定： (a)必须在直线飞行和30°坡度转变中演示失速：给出了失速速度的定义以及确定失速速度时对飞机状态的要求，包括：推力、起落架位置、襟翼位置、重量、重心。试飞时，一般说来前重心为不利位置，这主要是此时需要平尾产生比后重心时更大的上仰力矩，平尾产生的负升力较大，因而此时的失速速度更大，但是为了确定重心对失速速度的影响程度，还是有必要适当进行一些后重心的失速速度。起落架、襟翼的不同组合必须囊括了飞机在所有飞行阶段的飞行状态。如果必要的话，还得通过试飞评估拟在空中使用的其它次气动操纵面对失速速度的影响，如：扰流板等。 (b)规定了试飞方法，即规定了飞机的配平速度范围、进入失速速度的飞机减速率；并规定了在试飞过程中，飞机所表现出的操稳和改出特性必须满足§的要求。 (c)减速率：失速速度是对应于1节/秒的减速率的。 (d)当固有的飞行特性向驾驶员显示清晰可辨的飞机失速现象时，可认为该飞机以失速。可接受的失速现象如下，这些现象既可单独出现，也可以组合出现 (1)不能即可阻止的机头下沉； (2)抖振，其幅度和剧烈程度能强烈而有效的阻止进一步减速；或 (3)俯仰操纵达到后止动点，并且在改出开始前操纵器件在该位置保持一暂短的时间后不能进一步增加俯仰状态。 （对装有失速推杆器的飞机，推杆器工作即认为进入失速） ▲关于1g失速速度：FAA在新的咨询通告AC25-7中，附录5给出了关于1g的失速速度的定义，及其随之产生的专用条件。我们都清楚，现行的§和§规定了失速速度的定义，从理论上来说是可行的，但在实际执行中往往出现偏差，因为该失速的定义基本上是定性的，在试飞中需要飞行员判断失速点，并实施改出。而客观上由于飞机及飞行员本身的原因试飞时各飞行员判断的失速点不会一样的，有的提前改出，有的迟后改出，这一切都要取决于飞行员的技术和判断。特别是当进入失速过程中抖振、低过载、机头自然下俯现象时，对于许多高速的后掠翼运输机失速进入过程中航迹法向过载小于1。所有这些将导致失速试飞结果的

起飞性能的优化

分类号编号 U D C ?密级 中国民航飞行学院 毕业论文(?设计） 题目?起飞性能的优化 作者姓名秦伟 指导教师姓名及职称杨军利讲师凌晓华一级飞行教员 系及专业名称飞行技术与航空工程学院飞行技术系提交日期6月2日?答辩日期 6月3日 答辩委员会主任?评阅人 2004年 6月 2 日

起飞性能的优化 学生：秦伟指导教师：杨军利凌晓华 摘要 在实际飞行中,由于装载和各种条件的变化,往往要根据实际情况对飞机起飞性能进行优化，以提高飞机的运输经济性和飞行安全。起飞性能的优化主要有两个方面,一是通过合理的选择起飞襟翼和改进起飞爬升程序,增大最大起飞重量来改善飞机的起飞性能；二是当实际起飞重量小于最大起飞重量时，通过采用减功率或减推力起飞(灵活推力起飞),延长发动机的寿命和降低发动机的维护成本来提高飞机的运输经济性。本文在分析原理的基础上,介绍了具体的使用方法,并对优化起飞性能的方法进行了讨论和总结。 关键词起飞性能;改进爬升;减推力起飞

Opｔimize ｔｈe Ｔake－oｆf Ｐerfoｒmanｃe Ａｂｓtｒact: Ｉｎ actual fｌighｔ，ｂecause of ｔhｅ chａnge oｆ load ａnd aｌl kindｓｏf coｎditioｎs, the tａｋe off perforｍａnｃe ｓhoｕlｄbe ｏｐtｉmized to imprｏvｅ tｈe traｎspｏrt ｅｃonomic and flight saｆeｔｙｏf the ａirplａｎe. Two asｐectｓare ｉｎｃlｕded in ｏp ｔimizｉnｇ tａｋe off peｒfoｒmance，one hａnd, increasing maxim ａl take-ｏｆf ｗeight by chｏｏsing appropｒiate ｔａｋe-off fｌa ｐs anｄｉmprｏved climｂ； the oｔheｒ hand, ｗhen ｔhｅａｃｔual aircraft tａkｅ oｆf weｉght lower thａn the maximum peｒmiｓｓib ｌe ｗeiｇｈt, reducing thｒusｔ takｅ ofｆ (Fleｘiｂlｅ Tｈrｕst) ｃan extend the life ｏf tｈe engｉne and reduce ｐｒoｄｕction cｏsts ｏｆｓaｆegｕard. On the baｓiｓof ａnalyzinｇthe ａxiom, ｔhiｓｔｈｅsis iｎtroｄuｃｅｓ and sｕmmary the method of ｏptimｉzing ｔhe ｔａke-off ｐｅrformaｎce. Ｋey wｏrｄ：take off pｅrformance、impｒｏvｅd clｉmb、rｅduｃｅｄthrｕｓt takｅoff

起飞性能的优化

分类号编号 U D C 密级 中国民航飞行学院 毕业论文( 设计) 题目起飞性能的优化 作者姓名秦伟 指导教师姓名及职称杨军利讲师凌晓华一级飞行教员系及专业名称飞行技术与航空工程学院飞行技术系提交日期6月2日答辩日期6月3日 答辩委员会主任评阅人 2004年6月 2 日

起飞性能的优化 学生：秦伟指导教师：杨军利凌晓华 摘要 在实际飞行中，由于装载和各种条件的变化，往往要根据实际情况对飞机起飞性能进行优化，以提高飞机的运输经济性和飞行安全。起飞性能的优化主要有两个方面，一是通过合理的选择起飞襟翼和改进起飞爬升程序，增大最大起飞重量来改善飞机的起飞性能；二是当实际起飞重量小于最大起飞重量时，通过采用减功率或减推力起飞（灵活推力起飞），延长发动机的寿命和降低发动机的维护成本来提高飞机的运输经济性。本文在分析原理的基础上，介绍了具体的使用方法，并对优化起飞性能的方法进行了讨论和总结。 关键词起飞性能；改进爬升；减推力起飞

Optimize the Take-off Performance Abstract: In actual flight, because of the change of load and all kinds of conditions, the take off performance should be optimized to improve the transport economic and flight safety of the airplane. Two aspects are included in optimizing take off performance, one hand, increasing maximal take-off weight by choosing appropriate take-off flaps and improved climb; the other hand, when the actual aircraft take off weight lower than the maximum permissible weight, reducing thrust take off (Flexible Thrust) can extend the life of the engine and reduce production costs of safeguard. On the basis of analyzing the axiom, this thesis introduces and summary the method of optimizing the take-off performance. Key word：take off performance、improved climb、reduced thrust take off

第4章 起飞性能

第4章起飞性能 第一节起飞性能的限制 一、速度的定义 V mo/M mo最大操作限制速度，是在任何飞行阶段（爬升、巡航或下降）都不能故意超过的速度。 V mcg地面最小控制速度，是起飞滑跑时的校准空速，在这个速度时，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。 V mca空中最小操纵速度，是校准空速，在这个速度时，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，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。 V mcl进近和着陆的最小控制速度，是校准空速，在这个速度时，当关键发动机突然不工作时，仍可以利用工作的发动机对飞机保持控制，并且可以以不大于5度的坡度角保持飞机的平直飞行。 V mu最小不擦尾速度/最小离地速度，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。 V s是校准的失速速度，是以海里/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。 V EF发动机故障速度，是校准空速，假定关键发动机发生故障时的速度。 V1行动速度，是校准空速，是机组能够决定并作出减速动作，使飞机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”。 V R抬前轮速度，是飞行员开始抬前轮的速度，正常抬轮速率约为3°/秒。 V LOF离地速度，是指飞机主轮离地时的校准空速。 V2起飞安全速度，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速度。 V MBE刹车能量限制速度，由于能量守恒，在中断起飞时，刹车必须吸收对应的飞机动能，并将其转化为热能。所以，根据刹车片吸收热能的能力计算出相对应V 。 MBE V TIRE轮胎限制速度，由于轮胎高速滚转时产生的热量和离心力可能损坏轮胎结构，所以轮胎制造厂商规定了飞机在地面滑跑时可以达到的最大地速。 二、最大起飞重量 在第二章中，我们了解了起飞时的重量不能超过最大起飞重量（MTOW）。而飞机的最大起飞重量则不能超过：结构限制重量、审定限制重量、性能限制重量。最大起飞重量保证飞机在一发失效的情况下，飞行员可以做一个安全的继续起飞/中断起飞的决定，使飞机在跑道末端完全停下或使飞机拉起、爬升和在飞行轨迹下超越所有障碍物。 结构限制重量：是根据该机型结构强度所能承受的极限得出的限制重量。如全球商用的B737-700的最大结构限制重量为70080kg，不会因为各家公司而有所不同。 审定限制重量：是每架飞机在购买时，所审定的最大起飞重量，审定限制重量必须小于等于结构限制重量。如我公司的B737-700最大审定限制重量是64863kg，起飞时超过最大审定限制重量为非法行为。 性能限制重量：是根据各机场的实际环境情况计算出的最大起飞重量。主要包括场长限制重量、爬升限制重量、越障限制重量、刹车能量限制重量、轮胎速度限制重量、最小控制速度限制。性能限制重量的计算依据有跑道特性，如跑道长度、跑道坡度、净空道长度、停止道长度、湿跑道、污染跑道等；大气条件，如机场压力高度、大气的温度、风速等；飞机构型，如发动机推力、襟翼设定、MEL等；机场条件，如障碍物、SID 梯度要求、复飞梯度等。 下面主要讲下性能限制重量如何计算得出。

飞机性能

第一章绪论 1.飞机的重量定义. 1)最大起飞重量:飞机松开刹车进行起飞滑跑的最大允许重量. 2)最大滑行重量:在最大起飞重量的基础上增加一部分滑行用的油料. 3)最大着陆重量:又称最大落地重量,取决于飞机结构强度及起落架承受冲击的 能力. 4)最大无燃油重量:指燃油烧尽\无燃油时的最大允许飞机结构重量. 5)营运空机重量:除了业务载重和燃料以外的飞机重量. 6)基本空重:制造厂商的空机重量 2.飞机的高度定义. ●绝对高度:飞机所在位置到平均海平面的垂直距离. ●相对高度:飞机所在位置到机场跑道地面的垂直距离. ●真实高度:飞机所在位置到其正下方地面的垂直距离. ●标准气压高度:以国际标准大气压强P0=1013mb的气压面为基准(ISA datum),按标准大气的气压递减率测量的高度. 3.飞机速度的定义. 1)仪表指示空速V I 2)指示空速V i 3)校正空速V c 4)当量空速V e 5)真实空速V T 6)地速V g 4.升力系数与迎角的关系 C L=(a-a0)C a L 5.机翼的升力特性 机翼的升力特性主要反映在升力系数上,对于几何形状一定的机翼,升力系数是迎角,气流雷诺数及马赫数的函数,其中最主要因素是迎角. 图P19 6.机翼的升力和阻力计算公式:P 18 7.发动机特性 发动机特性指发动机的主要性能参数----推力FN与耗油率sfc随发动机的工作条件变化而变化的特性.包括转速特性\速度特性和高度特性. 8.涡轮喷气发动机的转速特性P 24 9.涡轮风扇发动机的特性P 25 第二章飞机的起飞性能 1.起飞过程的几个参考速度: 1)失速速度Vs:飞机维持水平直线等速飞行的最小速度. 2)最小离地速度Vmu:保证 3)最小操纵速度Vmc G:保证飞机尾部不触地的情况下安全地抬头和离地\并

性能与飞行原理总结

1、爬升限制的起飞重量的影响因素有：气压高度、襟翼位置、机场气温 2、下列有关爬升限制的起飞重量的影响正确的是襟翼越小，爬升限制的起飞重量越大 3、增大V1速度的因素有：机场气温增加 4、EPR随外界条件变化的关系是：当机场温度超过某一值后，温度增加，EPR降低 5、炫酷儿确定推理的参数中，经常采用的是EPR 6、在下列哪种条件下可使用灵活推力起飞：湿跑道 7、确定EPR是需要的参数是：跑道长度、起飞重量、爬升梯度 8、当襟翼偏度较小时，除了场地长度、爬升梯度的限制外，还需要考虑灵活温度的限制是： 越障限制 9、灵活推力起飞与正常推力起飞相比，下列哪种起飞限制的安全水平是相同的：爬升限制 10、使用灵活推力是推力减小量不得超过正常起飞推力的：1/4 11、下列关于改进爬升叙述正确的是：改进爬升是通过增大爬升速度来完成的 12、下列正大爬升梯度正确的做法是：增大爬升速度 13、已知机场气温24℃，机场风味13805MPS，查出飞机的最大起飞重量为：50600公 斤 14、已知机场气温24℃，机场风味13805MPS，查出机场的决断速度为130节 15、已知机场气温24℃，机场风为13805MPS，查出飞机的抬前轮速度为132节 16、已知机场气温24℃，机场风为13805MPS，查出飞机的安全速度问140节 17、已知机场气温问24℃。机场风为13805MPS，查出飞机的最大起飞重量的限制因素 为：越障限制 18、已知机场气温24℃，机场风为13805MPS，使用改进爬升，查出飞机的最大起飞重 量为：51200公斤 19、已知机场气温为30℃，机场风为13805MPS，使用改进爬升，查出飞机的起飞安全 速度为：146 20、已知机场气温30℃，机场风为13805MPS，使用改进爬升，查出飞机的决断速度的 增量为：5节 21、从起飞分析表中科得知，该机场的可用起飞距离为：2000米 22、从起飞分析表中可得知，该机场的可用加速停止距离为：2060米 23、某飞机所选巡航高度为FL331，所选航路的高空平均气温为—41℃，则该飞机的爬 升性能参数对应的大气状态为ISA+10 24、已知某飞机的爬升梯度为5%，速度400节，则爬升率为：10米/秒 25、已知某飞机爬升率为5.4米/秒，速度为350公里/小时，则爬上梯度为：5.6% 26、以最大爬升率爬升时：爬升燃油最省 27、对最佳爬升速度影响最大的因素为：起飞重量 28、螺旋桨式飞机在最大升阻比飞行时的性能特征是什么：最大航程和下滑距离 29、对于喷气式飞机，最大航程所对应的速度是什么：大于最大升阻比对应的速度 30、在相同重量下，巡航高度与燃油流量的关系是：在最佳巡航高度的燃油流量最小 31、下列关于燃油里程叙述正确的是：燃油流量越大，燃油里程越小 32、采用M数和飞行高度固定不变的巡航方式的特点是：飞行时间缩短 33、下列关于远程(LRC)叙述正确的是：该巡航速度是损失1%最大燃油里程对应的速 度 34、燃油里程的大小与什么有关？温度飞机失速速度的正确代表符号（VS） 35、飞机在着陆机型下的最小稳定操纵速度或失速度或失速速度的正确代表符号是 （VSO）

飞机性能

第一章绪论 1.飞机的重量定义.1)最大起飞重量： 飞机松开刹车进行起飞滑跑的最大允许重量.2)最大滑行重量： 在最大起飞重量的基础上增加一部分滑行用的油料.3)最大着陆重量： 又称最大落地重量,取决于飞机结构强度及起落架承受冲击的能力.4)最大无燃油重量： 指燃油烧尽\无燃油时的最大允许飞机结构重量.5)营运空机重量： 除了业务载重和燃料以外的飞机重量.6)基本空重： 制造厂商的空机重量 2.飞机的高度定义.绝对高度： 飞机所在位置到平均海平面的垂直距离.相对高度： 飞机所在位置到机场跑道地面的垂直距离.真实高度： 飞机所在位置到其正下方地面的垂直距离.标准气压高度： 以国际标准大气压强P0=1013mb的气压面为基准(ISAdatum),按标准大气的气压递减率测量的高度. 3.飞机速度的定义.1)仪表指示空速VI2)指示空速Vi3)校正空速Vc4)当量空速Ve5)真实空速VT6)地速Vg升力系数与迎角的关系CL=(a-a0)CaL机翼的升力特性主要反映在升力系数上,对于几何形状一定的机翼,升力系数是迎角,气流雷诺数及马赫数的函数,其中最主要因素是迎角.图P19机翼的升力和阻力计算公式： P 18发动机特性指发动机的主要性能参数----推力FN与耗油率sfc随发动机的工作条件变化而变化的特性.包括转速特性\速度特性和高度特性.涡轮喷气发动机的转速特性P24涡轮风扇发动机的特性P 254.5.

6.7. 8.9.第二章飞机的起飞性能 1.起飞过程的几个参考速度： 1)失速速度Vs： 飞机维持水平直线等速飞行的最小速度.2)最小离地速度Vmu： 保证3)最小操纵速度VmcG： 保证飞机尾部不触地的情况下安全地抬头和离地\并 2.3. 4.5. 6.7. 8.9.继续爬山升的最小速度.4)决断速度V1： 决定飞机可否中断起飞的最大允许滑跑速度.5)抬前轮速度VR： 飞机起飞滑跑加速到开始抬头,前轮离开地面时的速度.6)离地速度VLO： 飞机安全离地的速度7)起飞安全速度V2： 保证起飞安全的起飞终点速度.起飞过程受力分析与起飞距离P35平衡地长度与非平衡地长度： 在一发失效时,按继续起飞距离和中断起飞距离相等条件所确定的场地长度.非平衡地长度： 不满足平衡地场地长度要求所确定的场长称为非平衡地场度.净空道根据FAR规定,净空道是在跑道中线的延长线上,宽度不小于150m(500ft);从跑道终端起,以不超过 1.25%的坡度身上延伸,为供飞机飞越的无障碍物的净空面,该净空面以下的地面是在机场当局的管辖之内.安全道是指对称一设在跑道的延长线上,宽度不小

B737起飞性能

起飞性能是飞机最重要的性能，尤其是对B737-300/500这样性能较复杂的机型。对于弄懂B737-300/500性能的飞行员，其他波音机型的性能自然不在话下。 飞机都有使用极限。超出极限是未经审定的，也是不安全的。最大允许起飞重量不得超出审定极限，结构极限，性能极限和使用极限中的任何值。审定极限和结构极限一般相同，性能极限要根据起飞的外界条件查表确定，使用极限则要再根据整个飞行过程来确定。超过极限范围的操作未经过测试，会造成结构性损坏，并且是被禁止的和违法的。 审定重量极限包括最大允许滑行重量(结构极限)，最大允许起飞重量(结构极限，性能极限)，最大允许着陆重量(结构极限，性能极限)，最大允许无燃油重量(结构极限)。 最大允许起飞重量必须能保证飞行员有作出走/停决策的能力，尤其是在一台发动机失效时，保证在跑道终点前停机，或者保证飞机能安全起飞，爬升和越障。 性能极限包括跑道长度限制，爬升梯度限制，越障限制，刹车能量限制，轮胎速度限制及最小操纵速度限制。所需要的外界条件包括跑道特点(长度、坡度、停止道、净空道)，大气状况(压力高度、温度、风向/风速)，飞机形态(额定发动机推力、襟翼位置、状态偏离表、最低设备清单等)，障碍物，道面状况(干、湿、污染)等。 一、跑道长度限制的起飞重量 审定条件包括全发性能，一发失效性能，并且在中断起飞时不列入反推。这样，跑道长度极限就必须保障飞行员能够安全地起飞，继续起飞或者中断起飞。全发工作时所需的跑道长度最短，飞机很容易达到35英尺高度，起飞安全速度V2及2.4%的起始爬升梯度，而在跑道头达到更高的高度及更大的爬升梯度和速度。但跑道长度最低要求与此相比，还要长15%，为一发停车时继续起飞或中断起飞作准备，这就是FAR跑道长度。V1速度时在此跑道上进行中断起飞，发动机失效后1秒钟采取减速动作，可保证飞机中止在跑道头，或者继续起飞，单发加速到抬轮速度，采取规定姿态，可保证飞机在跑道头达到规定的高度、速度和爬升率。 上述情况下，继续起飞距离与中断起飞距离相等，称为平衡跑道。在V1速度进行继续起飞或中断起飞时，平衡跑道使这种决断存在较高的技巧，因而成为模拟机训练的重要科目。但当两个距离中一个较长时，就成为不平衡跑道，此时的最大允许起飞重量由较短的一个决定，从而增加了另一种决断的安全裕度。最大起飞重量不由跑道长度决定时，也是不平衡跑道，这时的中断起飞和继续起飞的安全裕度就更高了。 波音公司提供的QRH上的速度表，是根据不同重量下的平衡跑道计算出的速度排列的，相对于跑道长度较长，可以使起飞更具有安全性。 对于较短跑道，可以使用安全道(停止道)和净空道，用来增加起飞的安全裕度。 安全道，就是一种道面，对称设置在跑道中线的延长线上，宽度不小于跑道宽度，道面强度足以支持中断起飞时飞机的重量，而不致造成结构损坏。安全道仅供中断起飞时飞机减速滑跑用。中断起飞距离不大于跑道长度与安全道长度之和。

起飞性能介绍

第一部分起飞性能理论 起飞的定义: 对我们通常意义上所说的起飞在理论上叫起飞航迹.对起飞航迹的定义如下: 起飞航迹:从静止点(滑跑开始点)到下列两点中的较高者:飞 机起飞过程中高于起飞表面1500FT点或完成从起飞到航路构 行的转变,并达到起飞最后阶段规定速度和爬升梯度的点. 起飞航迹组成: 由起飞、起飞飞行航迹两部分过程组成. ①起飞:起飞开始到高度35ft,并达到起飞安全速度V2的航迹. ②起飞飞行航迹:起飞的终点到起飞航迹的终点.

1.平衡场地的三种起飞过程:(图一)

①全发正常:从松刹车开始,全发加速滑跑到VR,在VLOF离地, 加速爬升到35FT,速度达到V2安全速度. FAR规定的起飞跑道距离应为实际起飞跑道距离的1.15倍. ②继续起飞:从松刹车开始,全发加速滑跑,在速度VEF一台发 动机停车,驾驶员在规定时间内做出判断后的速度达到V1,飞 机在临界发动机不工作的条件下继续起飞,在跑道端速度达到 V2,高度35FT. FAR规定VEF-V1的判断时间0-2秒,起飞跑道长度为起飞实际 距离. ③中断起飞:从松刹车开始,全发加速滑跑,在速度VEF时临界 发动机实效,在规定时间内驾驶员做出判断,在速度V1时开始 采取减速措施(油门慢车位,刹车,使用减速板),最后由于采取 了减速措施使飞机安全停止在跑道上(其中不计反推效应). 中断起飞各段组成: 全发加速段(0-VEF)、判断阶段(VEF-△V,0-2秒)、减速过渡 段(V1-VB)、减速停止段(VB-0) 对过渡段采取措施的时间根据管理机构和公司的要求各不相同. 通常试飞验证的过渡段时间(2秒以内)比规定时间(3-4秒之间)要短一些.

(完整word版)飞行性能复习资料

1.限制飞机起飞重量主要因素①场道条件②起飞航道Ⅱ的爬升梯度③轮胎速度限制④最大刹车能量限制⑤障碍物限制⑥最大着陆重量对最大起飞重量限制⑦航路最低安全高度限制 ⑧飞机结构强度限制 2.滑水分类①粘性滑水:道面与轮胎仍有接触的滑水，机轮转速下降。②动态滑水:轮胎与道面完全脱离的滑水，即机轮转速大大下降，甚至停转和反转。③橡胶还原滑水:轮胎停转时,摩擦产生的高温使橡胶变软发粘而还原，积水层受热产生的蒸汽将轮胎抬离道面的滑水。 3.假设温度法减推力起飞在使用灵活温度推力起飞时，通过一个比机场外界高的假设温度来确定需要的推力，用此推力和实际的起飞重量能够满足场地条件、爬升梯度、越障、轮胎速度、刹车能量及最小操纵速度的限制要求，这种确定推力的方法称为假设温度法，所确定的较实际温度高的温度称假设温度或灵活温度。减推力最大值不得超过25%①假设温度：把实际起飞重量看作最大起飞重量所对应的气温。②假设温度法减推力起飞：把实际起飞重量对应的温度来设定推力，而以实际温度起飞的方法。把与假设温度相对应的最大起飞推力设置值作为减推力起飞的起飞推力设置值。若以假设温度起飞，使用起飞推力，则实际起飞重量恰好为最大起飞重量，符合场道和航道爬升要求。 4.起飞航道阶段有哪些①起飞航道Ⅰ段：自基准零点开始，结束于起落架完全收上（收起落架动作可以开始于起飞航道Ⅰ段之前）。在该段襟翼处于起飞位置，发动机处于起飞工作状态（T O/G A），速度保持在V2到V2＋20kt之间（根据发动机工作情况，以下同）。②起飞航道Ⅱ段：为等表速爬升段。从起落架完全收上到高度不低于400ft，发动机处于起飞工作状态（T O/G A），保持起飞襟翼，速度保持在V2到V2＋20kt之间上升。如果在航道上有障碍物，则应该越过障碍物后才能进入航道Ⅲ段。③起飞航道Ⅲ段：减小上升角或改平使飞机增速，（空客绿点速度）根据规定的收襟翼速度分几次将襟翼全部收起，同时增速到襟翼全收的速度。在该段，考虑到发动机起飞工作状态的使用时间限制，这段通常使用最大上升工作状态（MCL）或最大连续工作状态（MCT）（该状态常用于一台发动机停车后的爬升） 5.优化起飞性能的方法（1）选择合适的起飞襟翼（2）改进爬升 1.三个航程范围①第一距离范围（最大商载）:飞行距离小于或等于经济航程范围。该范围内，要增加航程，只需增燃油，不需减商载②第二距离范围（最大燃油）:指距离大于经济航程，而且可以保持最大起飞重量的距离范围。该范围内，要增航程，只能减商载以增燃油。不能用CI 确定M 经济，一般用MRC 巡航③第三距离范围（转场航程）:该范围内，要增航程，只能减商载以减起飞重量④结论：在第一、二距离范围内，随着航程增加,商载先保持不变,再减小;载油量一直增大,起飞总重量先增后减。航班飞行应在飞机经济航程以内进行。经济航程以内，可以用成本指数来确定经济马赫数大小。经济航程以外，选择MRC。（2到5问题） 2.飞机为什么要阶梯爬升：为了降低油耗，保持飞行性能，缓解发动机工作，飞得更远。增加上升梯度，增加最大起飞重量 3.一发失效的应对措施①立即把油门增加到最大连续状态②保持最有利的飘降速度改平。 4.什么叫经济马赫数：使直接营运费用（DOC）最小，即DOC曲线最低点对应的速度。 5.简述航路越障要求①高于障碍物2000英尺②改平点至少高于障碍物1000英尺。 1.刹车，反推对着陆距离有无影响①刹车是着陆中基本制动手段，尤其在低速滑跑时，它可以提供近70 ％减速力。不仅能有效地减轻机组在着陆阶段工作负荷，还可缩短刹车启动延迟时间进而缩短着陆距离。延迟时间短，着陆距离缩短（手动，自动刹车启用时间间隔1.46 秒）②反推最佳减速效果是在高速滑跑阶段，随着滑跑速度减小，其减速作用也相应下降，一般要求在速度达到60kt 以下时解除反推。 2.快速过站飞行:相邻两次飞行间有短时间停留的连续短程飞行。在相邻两次航班任务之间有短时间的过站停留。特点：刹车使用频繁，且冷却不足，易导致过热； 3. 影响着陆距离的因素（1）进场速度和高度偏差的影响（2）着陆技术偏差的影响（3）制动系统的使用情况 （1-2）1.国际航线燃油规定：（对有备降场的情况，所加油量包括：）①航程燃油TF- -lTrip Fuel：飞到并在目的地机场着陆②应急燃油CF- -l Contingency Fuel：有两种规定，一种是