帅哥 发表于 2009-11-27 00:29:47

􀂾 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)航线上的限制 掌握飞机的性能110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)。图 D16: A319 下降剖面 - 发动机 + 客舱增压故障F L4 0 03 0 02 0 01 0 0002 0 4 0 6 0 8 0 1 0 0 120 140 160 180 340 360 380 4 0 03 5 0 释压剖面越障剖面越障剖面距离(海里)2000ft2000ft2000ftF L4 0 03 0 02 0 01 0 0004 0 8 0 1 2 0 1 6 0 200 240 280 320 360 400 4 4 03 5 0释压剖面下降剖面和越障2,000 ft发动机失效-净航径MMO/VMO 绿点距离(海里)掌握飞机的性能 航线上的限制111E. 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(JAR25 / 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。

帅哥 发表于 2009-11-27 00:30:04

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。航线上的限制 掌握飞机的性能11215%60 m300 m进近表面跑道图 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 的影响跑道头移位LDA60 m2%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。掌握飞机的性能 航线上的限制1133.1.1. 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: VAPPVAPP 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 目标. 在有风的情况下,它给出了有效的速度指南,因为它代表的是: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航线上的限制 掌握飞机的性能1143.1.3. 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VREF 的修正量:VAPP = VREF + ΔV 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 B3.2.1. 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• 着陆形态掌握飞机的性能 航线上的限制115• 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 = 0V ≥ 1 .23 VS实际着陆距离刹车动作50 ft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

帅哥 发表于 2009-11-27 00:30:19

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。航线上的限制 掌握飞机的性能1163.2.2. 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)其中: Da 是空中阶段的距离Dg 是地面阶段的距离.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。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)。50 ft跑道头 0d1 d2 3xσd2空中阶段 = Da50 ft跑道头 0地面阶段 = DgVTD = VTD + 3σ VTD掌握飞机的性能 航线上的限制1173.3. 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 ≥ VMCL3.3.1.2. 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四发2.1%2.7%图 E7:最小空中爬升梯度--进近爬升(N-1) 发动机TOGA 推力轮收上进近形态最小梯度2- 发飞机: 2.1%4- 发飞机: 2.7%1.23 VS1gVMCLV 1.41 VS1g≤ ≤航线上的限制 掌握飞机的性能118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

帅哥 发表于 2009-11-27 00:30:32

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最小梯度3.2%1.13 VS1gVMCLV 1.23 VS1g≤≤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。掌握飞机的性能 航线上的限制1193.4. 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。PA 􀃊 􀃖
ρ &#1048780; &#1048790; TAS &#1048778;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 &#1048778; ⇒ 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 &#1048778; ⇒&#1048780; 空中爬升梯度着陆距离&#1048778;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 &#1048778; ⇒ 复飞空中爬升梯度 &#1048780;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 &#1048788;下坡 ⇒ 着陆距离 &#1048786;航线上的限制 掌握飞机的性能1203.4.4. 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。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 &#1048780;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 &#1048780;机翼襟翼偏转 &#1048778; ⇒空中爬升梯度 γ % &#1048780;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。摩擦系数 &#1048788; ⇒ 着陆距离 &#1048786;降水阻力 &#1048786; ⇒ 着陆距离 &#1048788;掌握飞机的性能 航线上的限制1214. 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。在所有情况下,要求: RLD ≤ LDA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

帅哥 发表于 2009-11-27 00:30:44

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 ≤ LDA4.1.2. 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%。航线上的限制 掌握飞机的性能122RLD 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。ALD 污染 x 1.15RLD 污染 = 两者间较大者 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。ALD 自动 x 1.15RLD 自动 = 两者间较大者 或RLD 人工掌握飞机的性能 航线上的限制1234.2. 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1.4VS1g 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:航线上的限制 掌握飞机的性能124LW ≤ 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):受性能限制的最大着陆重量最大结构着陆重量MLW = 最小值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。”

帅哥 发表于 2009-11-27 00:30:57

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。掌握飞机的性能 航线上的限制125JAR 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: 应急放油航线上的限制 掌握飞机的性能126掌握飞机的性能 巡航127F. 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:(FF)SR (GS) ( ) 小时油耗地速地面=考虑到空距,燃油里程等于:(FF)SR (TAS) ( ) 小时油耗真空速空中=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。巡航 掌握飞机的性能128M . L/D &#1048778; &#1048790; SR &#1048778;m &#1048778; &#1048790; SR &#1048780;SFC &#1048778; &#1048790; SR &#1048780;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)。图 F1: 最大巡航马赫数oT 0SR =a MSFC mgT发动机空气动力重量LDMachSR (NM/ton)

帅哥 发表于 2009-11-27 00:31:09

给定高度重量MMR最大航程SRmax掌握飞机的性能 巡航129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。图 F2: 最大航程马赫数与重量• 气压高度的影响图 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:给定高度耗油给定高度气压高度增加巡航 掌握飞机的性能130MRMRPA MM= ⇒= ⇒重量恒定PA 恒定重量&#1048778; &#1048778;&#1048780; &#1048780;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。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。MLRCMLRC > MMRSR 远程 = 0.99 x SR 最大航程给定高度重量掌握飞机的性能 巡航131图 F5: 远程巡航马赫数与重量PA LRCLRC= ⇒= ⇒重量恒定PA 恒定重量&#1048778; &#1048778;&#1048780; &#1048780;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 C C F C T C F T = + .Δ + .Δ即:CC = 固定成本CF = 燃油单位成本ΔF = 航程油CT = 与飞行时间相关的飞行小时成本ΔT = 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)。MLRC给定高度耗油巡航 掌握飞机的性能132成本燃油成本时间成本固定成本图 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)。经济经济重量恒定恒定重量PA MM= ⇒PA = ⇒&#1048778; &#1048778;&#1048780; &#1048780;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:FTC= Cl(CI) =燃油成本时间成本成本指数当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 &#1048778; ⇒ M 经济 &#1048778;

帅哥 发表于 2009-11-27 00:31:22

CI &#1048780; ⇒ M 经济 &#1048780;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。MLRC掌握飞机的性能 巡航1332.1.4. 恒定马赫数飞机常常以恒定的马赫数运行。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)。给给定定马马赫赫数数最佳高度耗油图 F8: 马赫数恒定时最佳高度的确定PA恒定的马赫数给定高度耗油巡航 掌握飞机的性能134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)。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:常数重量=s P图 F10 中所给出的最佳高度曲线是直接从图 F8 推导出的。图 F10: 恒定马赫数下的最佳高度和重量M = 0.84M = 0.82M = 0.86M < 0.76PA给定马赫数最佳高度重量掌握飞机的性能 巡航135小结:⇒比航程最佳高度重量对于给定的PA :&#1048780;&#1048778;&#1048778;ISO 马赫数最佳高度曲线都是准平行的(图 F11)。ISO 马赫数曲线重量最佳高度图 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。图 F12: MMR 和风的影响PA顺风顶风马赫数地面SR最大航程马赫数静风给定重量、PA巡航 掌握飞机的性能136结果:⇒⇒MR MSRMSRMR地面顶风地面顺风&#1048778;&#1048780;&#1048778;&#1048780;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

帅哥 发表于 2009-11-27 00:31:33

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:掌握飞机的性能 巡航137IN FLIGHT PERFORMANCECRUISE3.05.15 P 7SEQ 020 REV 24WIND ALTITUDE TRADE FOR CONSTANT SPECIFIC RANGEGIVEN : Weight : 68000 kg (150 000 lb)Wind at FL350 : 10 kt headFIND : Minimum wind difference to descend to FL310 : (26 − 3) = 23 ktRESULTS : Descent to FL310 may be considered provided the tail wind at thisaltitude is more than (23 − 10) = 13 kt.图 F13: 最佳高度和有利风的差值巡航 掌握飞机的性能1383.2. 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)。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: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。Mach2 Mach1推力马赫数阻力给定的高度m最大巡航推力极限 (ISA)(ISA + 15)增加重量对于给定的重量: 温度 &#1048786; ⇒ 极限马赫数 &#1048788;对于给定的温度: 重量 &#1048786; ⇒ 极限马赫数 &#1048788;掌握飞机的性能 巡航139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 &#1048778; ⇒ 最大巡航高度 &#1048780;温度 &#1048778; ⇒ 最大巡航高度 &#1048780;马赫数 &#1048778; ⇒ 最大巡航高度 &#1048780;图 F16 介绍了在A330 的FCOM 中最大和最佳高度是如何表示的:巡航 掌握飞机的性能140IN FLIGHT PERFORMANCECRUISE

帅哥 发表于 2009-11-27 00:31:47

3.05.15 P 6SEQ 055 REV 06图 F16: 最大和最佳高度掌握飞机的性能 巡航1413.3. 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 P C M S Lmax
= 2Figure 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。图 F18:升力区域的 定义CLmax M2马赫数可飞区域由于压缩性效应,CLmax 减小给定重量恒定ZP 操作区失速升力区升限失速 失速巡航 掌握飞机的性能1423.3.2. 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。图 F20: 高速失速升限掌握飞机的性能 巡航1433.3.2.2. 抖振极限当进行机动时,飞机受过载系数影响,表达式如下:重力n = 升力在转弯时,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)。图 F21:过载系数与坡度角在升力极限, n0.7 S P C Mm gS Lmax2=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 maxM2。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。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。过载系数坡度角巡航 掌握飞机的性能144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:气压高度 &#1048778;n max &#1048780;升力范围 &#1048780;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。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。给定高度,PAPA0PA1PA2PA3PAM增加ZP PA马赫数给定重量掌握飞机的性能 巡航145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 &#1048780; &#1048790; 抖振极限高度 &#1048778;。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;
页: 1 2 3 4 5 [6] 7 8 9 10 11 12 13 14 15
查看完整版本: 掌握飞机性能-空客