掌握飞机性能－空客

帅哥

􀂾 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 L

4 0 0

3 0 0

2 0 0

1 0 0

0

0

2 0 4 0 6 0 8 0 1 0 0 120 140 160 180 340 360 380 4 0 0

3 5 0 释压剖面

越障剖面

越障剖面

距离（海里）

2000ft

2000ft

2000ft

F L

4 0 0

3 0 0

2 0 0

1 0 0

0

0

4 0 8 0 1 2 0 1 6 0 200 240 280 320 360 400 4 4 0

3 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

111

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。

帅哥

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

112

15%

60 m

300 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

LDA

60 m

2%

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

113

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 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

114

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

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 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

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 = 0

V ≥ 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

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

116

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)

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 0

d1 d2 3xσd2

空中阶段 = Da

50 ft

跑道头 0

地面阶段 = Dg

VTD = VTD + 3σ VTD

掌握飞机的性能 航线上的限制

117

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

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 VS1g

VMCL

V 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

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 VS1g

VMCL

V 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

119

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。

PA 􀃊 􀃖 ρ 􀃌 􀃖 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 􀃊 ⇒

􀃌 







空中爬升梯度

着陆距离􀃊

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 􀃒

航线上的限制 掌握飞机的性能

120

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。

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。

摩擦系数 􀃔 ⇒ 着陆距离 􀃒

降水阻力 􀃒 ⇒ 着陆距离 􀃔

掌握飞机的性能 航线上的限制

121

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。

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

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%。

航线上的限制 掌握飞机的性能

122

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。

ALD 污染 x 1.15

RLD 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 1.15

RLD 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

123

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：

航线上的限制 掌握飞机的性能

124

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)：













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

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

125

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

航线上的限制 掌握飞机的性能

126

掌握飞机的性能 巡航

127

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：

(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

128

M . L/D 􀃊 􀃖 SR 􀃊

m 􀃊 􀃖 SR 􀃌

SFC 􀃊 􀃖 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)。

图 F1： 最大巡航马赫数

o

T 0

SR =

a M

SFC mg

T

发动机

空气动力

重量

L

D

Mach

SR (NM/ton)

帅哥

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

130

MR

MR

PA M

M

= ⇒

= ⇒

重量恒定

PA 恒定重量

􀃊 􀃊

􀃌 􀃌

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。

MLRC

MLRC > MMR

SR 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 LRC

LRC

= ⇒

= ⇒

重量恒定

PA 恒定重量

􀃊 􀃊

􀃌 􀃌

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 M

M

= ⇒

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：

F

T

C

= C

l

(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 􀃊 ⇒ M 经济 􀃊

帅哥

CI 􀃌 ⇒ 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。

MLRC

掌握飞机的性能 巡航

133

2.1.4. 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 = 0.84

M = 0.82

M = 0.86

M < 0.76

PA

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 :

􀃌

􀃊

􀃊

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 M

SR

M

SR

MR

地面

顶风

地面

顺风

􀃊

􀃌

􀃊

􀃌

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

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

137

IN FLIGHT PERFORMANCE

CRUISE

3.05.15 P 7

SEQ 020 REV 24

WIND ALTITUDE TRADE FOR CONSTANT SPECIFIC RANGE

GIVEN : Weight : 68000 kg (150 000 lb)

Wind at FL350 : 10 kt head

FIND : Minimum wind difference to descend to FL310 : (26 − 3) = 23 kt

RESULTS : 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

巡航 掌握飞机的性能

138

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)。

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 􀃒 ⇒ 极限马赫数 􀃔

对于给定的温度： 重量 􀃒 ⇒ 极限马赫数 􀃔

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 􀃊 ⇒ 最大巡航高度 􀃌

温度 􀃊 ⇒ 最大巡航高度 􀃌

马赫数 􀃊 ⇒ 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：

巡航 掌握飞机的性能

140

IN FLIGHT PERFORMANCE

CRUISE

帅哥

3.05.15 P 6

SEQ 055 REV 06

图 F16： 最大和最佳高度

掌握飞机的性能 巡航

141

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 P C M S Lmax = 2

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。

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

142

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。

图 F20： 高速失速

升限

掌握飞机的性能 巡航

143

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：

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， n

0.7 S P C M

m g

S Lmax

2

=

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 max

M2。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 􀃊

n max 􀃌

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。

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，

PA

PA0

PA1

PA2

PA3

PA

M

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 􀃌 􀃖 抖振极限高度 􀃊。

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；