掌握飞机性能－空客

帅哥

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。

概述 掌握飞机的性能

24

Ps

Pi Ps0

动压: q = Pt - PS 静压: P S

气流

总压传感器: Pt 静压口

CAS

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

掌握飞机的性能 概述

25

风TAS

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。

a

M= TAS

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

概述 掌握飞机的性能

26

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，

帅哥

s P

f q

P

M f P P

s

t s

现代飞机导航显示器上显示的TAS 通常从马赫数获得。

TAS(Kt) = 39M 273 + SAT(_C)

3.6. 真空速 (TAS)的变化

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。

200 250 300 350 400 450 500

50

100

150

200

250

300

350

400

450

对流层顶

iso CAS 300

FL

TAS (kt)

iso Mach 0.78

交叉高度

掌握飞机的性能 概述

27

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

重力 = mg

阻力

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 (1)

其中 m = 飞机质量

g = 重力加速度

ρ = 空气密度

S = 机翼面积

CL = 升力系数

升力系数 CL 是迎角 (α)、马赫数 (M)和飞机形态的函数。

概述 掌握飞机的性能

28

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

帅哥

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 (3)

推力 = 0.7 PS S M2 CD (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：

0 P

δ = Ps

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

D

2

0

L

2

0

0.7P SM C

0.7P SM C

=

=

δ

δ

推力

重力

(6)

(7)

(5)

掌握飞机的性能 飞机的限制

29

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 FAR 25.301 分部 C

JAR 25.303 分部 C FAR 25.303 分部 C

JAR 25.305 分部 C FAR 25.305 分部 C

JAR 25.307 分部 C FAR 25.307 分部 C

JAR 25.321 分部 C FAR 25.321 分部 C

JAR 25.1531 分部 G FAR 25.1531 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。”

重力

升力= z n

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)：

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。

表现重力 = nz.m.g = 升力

飞机的限制 掌握飞机的性能

30

“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

帅哥

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 分部 G FAR 25.1503 分部 G

JAR 25.1505 分部 G FAR 25.1505 分部 G

JAR 25.1507 分部 G FAR 25.1507 分部 G

JAR 25.1511 分部 G FAR 25. 1511 分部 G

JAR 25.1515 分部 G FAR 25.1515 分部 G

JAR 25.1517 分部 G FAR 25.1517 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。”

掌握飞机的性能 飞机的限制

31

操作限制速度

定义

A320-200

速度值示例

VMO/MMO

最大操作限制

速度

JAR / FAR 25.1505 分部 G

VMO 或 MMO 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。

VMO = 350 kt (IAS)

MMO = M0.82

VFE

襟翼放出的速

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1 230 kt

形态1+F 215 kt

形态2 200 kt

形态3 185 kt

形态ULL 177 kt

VLO / VLE

起落架速度

JAR / FAR 25.1515 分部 G

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

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) 。

JAR / FAR 25.1515 分部 G

VLE： 带轮飞行速度

VLE 不能超过起落架在完全放下锁定位时的安

帅哥

全飞行速度。

VLO RET (起落架操作：

收轮)

220 kt (IAS)

VLO EXT (起落架操作：

放轮)

250 kt (IAS)

VLE (l 轮放下)

280 kt / M 0.67

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.。

飞机的限制 掌握飞机的性能

32

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。”

确定 VMCG:

横侧偏差小于30 英尺

发动机故障

Vmcg

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

帅哥

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；

掌握飞机的性能 飞机的限制

33

• 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

帅哥

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；

飞机的限制 掌握飞机的性能

34

• 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。”

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 ： VMU (N) ≤ VMU (N-1)

最大5 度

平直飞行

在5 秒内向好发方向转弯

20_

掌握飞机的性能 飞机的限制

35

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。

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

帅哥

示所需地速的减小。诚然，升力必须要平衡飞机的重力，这个重力在给定的时间里可以

被认为是恒定的。

迎角 􀃊 􀃖 CL 􀃊

重力 = ½ ρ S (TAS)2 CL = 常数

ρ = 常数

S = 常数 CL 􀃊 􀃖 TAS 􀃌

升力 = 常数

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

 空气压力 􀃌

迎角 􀃊 􀃖 机翼上的空气速度 􀃊 􀃖

 升力系数 􀃊

飞机的限制 掌握飞机的性能

36

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）。

迎角

CL MAX

失速区 (n ≤ 1g)

CAS

n = 1g

n < 1g

VS VS1g

CL

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：

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。

zw

CLMAX

SR n

V ≥ V

掌握飞机的性能 飞机的限制

帅哥

37

在JAR 中，Vs 和 Vs1g 的关系被表达为：

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 FAR 25.25 分部 B

JAR 25.473 分部 C FAR 25.473 分部 C

JAR-OPS 1.607 分部 J 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……

VS = 0.94 x VS1g

飞机的限制 掌握飞机的性能

38

• 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）。

商载

商载储备油

商载储备油航程油

ZFW = DOW +

LW = DOW + +

TOW = DOW + + +

图 B7 展示了条例规定的不同的飞机重量：

储备油

总商载

配餐

报纸

客舱设备

机组

帅哥

动力装置

系统

结构

滑行重量

着陆重量 (LW)

零油重量 (ZFW)

干操作重量 (DOW)

使用空重 (OEW)

制造厂家的空重 (MEW)

滑行油

起飞重量 (TOW)

重量

航程油

图 B7：飞机的重量

掌握飞机的性能 飞机的限制

39

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)。

mWFg mWFg

mg mg

L2

L2

L2

L2

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

飞机的限制 掌握飞机的性能

40

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：

3. 最小结构重量

JAR 25.25 分部 B FAR 25.25 分部 B