掌握飞机性能－空客

帅哥

• 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。

PA

给定的

马赫数

着陆重量 起飞重量

重量

1.3g 抖振极限高度

巡航 掌握飞机的性能

146

OPERATING LIMITATIONS

GENERAL LIMITATIONS

3.01.20 P 5

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。

掌握飞机的性能 巡航

147

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)。

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。

最大推力限制的

高度

给定的

马赫数

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

巡航 掌握飞机的性能

148

IN FLIGHT PERFORMANCE

CRUISE

3.05.15 P 9

SEQ 110 REV 31

CRUISE - M.78

MAX. CRUISE THRUST LIMITS ISA N1 (%) MACH

NORMAL AIR CONDITIONING CG=33.0% KG/H/ENG IAS (KT)

ANTI-ICING OFF NM/1000KG TAS (KT)

WEIGHT FL290 FL310 FL330 FL350 FL370 FL390 (1000KG)

50 84.0 .780 84.0 .780 84.0 .780 84.1 .780 84.7 .780 85.9 .780

1276 302 1189 289 1112 277 1044 264 992 252 955 241

180.9 462 192.5 458 204.0 454 215.4 450 225.6 447 234.1 447

52 84.2 .780 84.2 .780 84.3 .780 84.5 .780 85.1 .780 86.3 .780

1288 302 1202 289 1127 277 1060 264 1011 252 977 241

179.2 462 190.3 458 201.4 454 212.0 450 221.3 447 229.0 447

54 84.4 .780 84.5 .780 84.6 .780 84.8 .780 85.5 .780 86.9 .780

1300 302 1216 289 1142 277 1079 264 1031 252 1003 241

177.5 462 188.1 458 198.6 454 208.4 450 217.0 447 223.1 447

56 84.7 .780 84.8 .780 84.9 .780 85.2 .780 85.9 .780 87.6 .780

1314 302 1231 289 1159 277 1097 264 1052 252 1036 241

175.7 462 185.9 458 195.7 454 204.8 450 212.6 447 216.0 447

58 84.9 .780 85.1 .780 85.2 .780 85.6 .780 86.4 .780 88.3 .780

1328 302 1246 289 1176 277 1117 264 1075 252 1070 241

173.9 462 183.6 458 192.8 454 201.3 450 208.1 447 209.0 447

60 85.2 .780 85.3 .780 85.6 .780 85.9 .780 86.9 .780 89.2 .780

1342 302 1262 289 1195 277 1137 264 1102 252 1110 241

172.0 462 181.3 458 189.8 454 197.6 450 203.0 447 201.5 447

62 85.5 .780 85.6 .780 85.9 .780 86.3 .780 87.6 .780 90.1 .780

1357 302 1279 289 1214 277 1158 264 1135 252 1153 241

170.1 462 178.8 458 186.8 454 194.1 450 197.1 447 194.0 447

64 85.7 .780 85.9 .780 86.2 .780 86.7 .780 88.2 .780

1373 302 1297 289 1234 277 1182 264 1170 252

168.2 462 176.4 458 183.8 454 190.2 450 191.2 447

66 86.0 .780 86.2 .780 86.6 .780 87.2 .780 89.0 .780

1389 302 1316 289 1254 277 1209 264 1209 252

166.2 462 173.9 458 180.9 454 186.0 450 185.0 447

68 86.2 .780 86.5 .780 86.9 .780 87.8 .780 89.8 .780

1406 302 1335 289 1275 277 1242 264 1252 252

164.2 462 171.4 458 177.9 454 181.0 450 178.7 447

70 86.5 .780 86.8 .780 87.3 .780 88.4 .780 90.8 .780

1424 302 1355 289 1299 277 1277 264 1298 252

162.1 462 168.9 458 174.6 454 176.1 450 172.3 447

72 86.8 .780 87.1 .780 87.7 .780 89.0 .780

1442 302 1375 289 1325 277 1314 264

160.0 462 166.4 458 171.2 454 171.1 450

74 87.1 .780 87.5 .780 88.2 .780 89.8 .780

1462 302 1397 289 1357 277 1356 264

157.9 462 163.9 458 167.1 454 165.7 450

76 87.4 .780 87.8 .780 88.8 .780 90.5 .780

1482 302 1419 289 1392 277 1400 264

155.8 462 161.3 458 162.9 454 160.5 450

LOW AIR CONDITIONING ENGINE ANTI ICE ON TOTAL ANTI ICE ON

wFUEL = − 0.5 % wFUEL = + 2 % wFUEL = + 5 %

R

图 F27： 巡航表示例

掌握飞机的性能 爬升

149

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。

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) 推力 cosα = 阻力 + 重力 sinγ

1 为了简化，推力矢量平行于飞机纵轴表示。

水平轴线

γ

α

θ

T A S

R C

RC=爬升率（垂直速度）

γ

气动轴线

飞机轴线

推力

帅哥

TAS

阻力

升力

α = 迎角（AOA）

γ = 爬升梯度

θ = 飞机姿态（俯仰角）

重量 θ = α + γ

爬升 掌握飞机的性能

150

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)

重力

推力−阻力

= rad γ

(4)+(5)

升力

阻力

重力

推力= − rad γ

通过引入L/D (升阻比)，爬升角变为：

(6)

D

rad L

= − 1

重力

推力γ

得出，用百分数表示：

(7)  





 



= ⋅ −

D

L

(%) 100 1

重力

推力γ

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。

掌握飞机的性能 爬升

151

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 (因为 γ 小，sinγ ≈ γrad)

从方程(5)，

重力

γ = 推力 - 阻力. 因此：

(9)

帅哥

重力

RC = TAS⋅ 推力 - 阻力

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)。

爬升 掌握飞机的性能

152

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 􀃊 ⇒ 爬升梯度 􀃌

爬升率 􀃌

掌握飞机的性能 爬升

153

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：

• (5) ⇒

重力

= 推力 - 阻力rad γ

• (9) ⇒

重力

RC = TAS⋅ 推力 - 阻力

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。

图 G3： 爬升中的顶风分量

顶风

爬升率

GS = 地速

TAS = 真空速

γg = 地面爬升

梯度

γa = 空中爬升

梯度

爬升 掌握飞机的性能

154

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 􀃌

帅哥

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。

掌握飞机的性能 爬升

155

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。

爬升 掌握飞机的性能

156

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。

1 5 0 1 75 2 0 0 2 2 5 250 275 300 325 350 TAS

.

Ac c e l e r a t i o n

25 0 k t 到3 0 0 k t

Cr o s s o v e r a l t i t u d

29 , 3 1 4 f t

帅哥

Tro p o p a u s e

36 , 0 8 9 f t

5 0

0

1 0 0

1 5 0

2 0 0

2 5 0

3 0 0

3 5 0

4 0 0

F L

对流层顶

36,089 kt

穿越高度

29,314 kt

加速

250 kt 到300 kt

爬升剖面

250 kt/300 kt/M.78

掌握飞机的性能 爬升

157

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

爬升 掌握飞机的性能

158

假设：

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

结果：

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ΔP 限制到一个最大值。例如：

• A320 系列： 最大客舱高度 = 8,000 英尺 ， ΔPmax = 556 hPa (8.06 PSI)

• A340-200/300 ： 最大客舱高度 = 7,350 英尺 ， ΔPmax = 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。

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 。

T/ C Ti m e

F L 4 1 0

: F L 2 5 0

FMGS

CRZ FL

8 0 2 5 0 2 9 0 410

3 , 5 5 0 f t

7 , 3 5 0 f t

3 , 0 5 0 f t

计划的客舱高度

预先制定的客舱高度法则

高度

飞机巡航

时间

客舱3050ft（FMGS 巡航FL250）

掌握飞机的性能 下降/等待

159

帅哥

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。

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。

水平轴线

γ

α

θ

T A S R D

RD=下降率（垂直速度）

气动轴线

飞机轴线

推力

TAS

阻力

升力

γ

α = 迎角（AOA）

γ = 下降梯度

θ = 飞机姿态（俯仰角）

θ = α + γ

重量

下降/等待 掌握飞机的性能

160

(1)

重力

推力−阻力

= rad γ

下降以飞行慢车推力（即：推力接近零）进行。结果：

(2)

重力

阻力= − rad γ

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)

D

rad L

γ = − 1

它用百分比给出：

(4)

D

L

γ(%)= −100

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)

重力

RD = −TAS⋅ 阻力 或 = - TAS < 0

D

L

RD

结论： 对于给定的飞机重量，当TASx 阻力最小时，下降率最小。

掌握飞机的性能 下降/等待

161

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：

帅哥

• 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）。

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。

阻力

下降/等待 掌握飞机的性能

162

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。

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

ALT (ft)

10,000

31,800

39,000 -3.0º

-2.3º -3.4º

-2.3º -2.7º

-2.5º

-2,464

-1,988 -2,878

-1,158 -1,617

-1,124

γ (º) RD (ft/min)

ALT (ft)

M0.82

300 kt (IAS)

250 kt (IAS)

TAS(kt)

ALT (ft)

36,089

288 kt 345 kt

479 kt

470 kt

250 kt

掌握飞机的性能 下降/等待

163

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。

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：

重量 􀃊 ⇒ 下降梯度 􀃌

下降率 􀃌

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。

图 H5： 顶风对下降航迹的影响

顶 风

TAS

G S

下降率

（RD）

γ g

γ γ a < g

γ a

下降率

( R D)

γmin

T A S

m1

m2

m3

GDm1 GDm2 GDm3 VMO

标准下降的速

度范围

m 1< m2 < m3

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 􀃌

下降/等待 掌握飞机的性能

164

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

帅哥

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

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􀃊

掌握飞机的性能 下降/等待

165

下降期间的TAS 变化如图 H7 所示。详见“爬升”一章。

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。

下降剖面

穿越高度

对流层顶

减速

1 5 0 1 7 5 2 0 0 2 2 5 2 50 275 300 325 350 TAS

300 k t t o 2 5 0 k t

29,3 1 4 f t

36,0 8 9 f t

5 0

0

1 0 0

1 5 0

2 0 0

2 5 0

3 0 0

3 5 0

4 0 0

F L

下降剖面

M0.78/300KT/250KT

下降/等待 掌握飞机的性能

166

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：

掌握飞机的性能 下降/等待

167

图 H8： A320 下降图表示例

假设：

T/D 点的重量 ： 65 t

温度： ISA

空调 ： 正常

帅哥

防冰 ： 关

重心 ： 33%

速度 ： M0.78 / 300 kt / 250 kt

结果：

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。

下降/等待 掌握飞机的性能

168

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)。

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。

高度

飞机起

始高度

飞机V/S

（推力=慢车）

时间

T/D

起始客 (

舱高度

客舱V/S

选择速率

二次增压航段

飞机V/S

（推力>慢车）

掌握飞机的性能 下降/等待

169

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)

掌握飞机的性能 燃油计划和管理

171

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

帅哥

• 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。

燃油计划和管理 掌握飞机的性能

172

出发机场 目的地 备降场

机轮接地

复飞

松刹车

IFR 程序

停机

滑行油

应急油 额外的油 超出的油

最后

储备油

备降油

航程油

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：

• 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

掌握飞机的性能 燃油计划和管理

173

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”

离场

半径等于20%的

总距离。

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。

进场

距离 3660 NM

732 NM

915 NM

燃油计划和管理 掌握飞机的性能

174

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