基本概念

對于飛機性能主要分為兩個層面的要求：

適航要求：包括飛機設計，AFM與適航有關，參考法律文件JAR25/FAR25。

運行要求：包括技術運行規(guī)定，FCOM/AOM做為支持，包括運行所需的限制，程序以及性能數(shù)據(jù)，參考法律文獻JAR-OPS/FAR121。

標準大氣壓力：

國際標準的基礎時海平面溫度15℃，氣壓1013.25hPa。海平面空氣標準密度為1.225kg/m³。

標準的對流層頂高度為11000m/36089ft。

對流層頂以下，溫度以恒定的速率-6.5℃/1000m,-1.98℃/1000ft隨高度變化；

對流層頂以上，溫度保持恒定的-56.5℃。

高度測量原理

高度表可以理解為氣壓計，其按照標準氣壓和溫度法則進行校準。環(huán)境大氣壓力時高度表使用的唯一輸入?yún)?shù)。

指示高度(IA)時以下兩個氣壓面之間的垂直距離：

• 測量環(huán)境壓力的氣壓面(飛機實際位置)；

• 氣壓基準面:壓力調(diào)定旋鈕選擇的設定。

壓力調(diào)定與指示高度朝同一個方向運動，即壓力調(diào)定值增加，相應指示高度增加。

高度測量的目的在于確保飛機相對地面以及飛機之間的相對余地。

QFE是機場基準點的壓力，高度表指示的是高于機場基準點的高度。

QNH是平均海平面壓力，通過計算機場基準點的壓力，然后按照標準壓力的法則，換算到平均海平面。進而，在ISA條件下，在機場平面，高度表指示地形的測量高度。

Standard對應的是1013hPa，高度表指示的是高于1013hPa等壓面的高度，其目的在于擺脫局部壓力變化后，整個飛行中提供飛行的垂直間隔。

飛行高度層對應的是用英尺表示的指示高度除以100得出的數(shù)值，氣壓基準是標準氣壓。

過度高度是一個指示高度，在它之上，機組必須選擇標準調(diào)定值；

過度高度層是過度高度之上的第一個可用的飛行高度層。

在給定的指示高度飛行時，真實高度隨溫度的增加而增加。

即溫度越高飛的越高；溫度越低飛的越低。

真實高度=指示高度 28×(QNH-1013)

因此，在溫度很低時，執(zhí)行進離場時，溫度修正很重要。

操作速度

校準空速(CAS):通過總壓與靜壓的差值獲得。此差值也被稱為動壓。

總壓通過皮托管來測量面向前方的沖擊壓力，此壓力的測量考慮了給定飛行高度的環(huán)境壓力(靜態(tài))和飛機的運動(動態(tài))。

靜壓通過垂直于氣流的對稱的靜壓探頭(靜壓孔)來測量，測量結果表示給定飛行高度的環(huán)境壓力(靜態(tài))。

在爬升階段保持恒定的CAS可以保持空氣動力效應與在海平面一樣，結果可以消除速度的變化。

指示空速(IAS)是由空速指示器表示的速度。但是由于飛機迎角、襟翼形態(tài)、近地情況、風向和其他影響，會有一定的誤差(主要是靜壓)，導致CAS與IAS之間由一定的誤差，此誤差也被稱為儀表修正或天線誤差。

真空速(TAS)表示飛機在一個與氣團相關的運動基準系統(tǒng)中的速度，即飛機在氣流中的速度。

地速(GS)表示飛機在固定地面基準系統(tǒng)中的速度。

馬赫數(shù)(Mach)：

真空速與當時飛行高度的音速的比值,音速只取決于溫度，因此馬赫數(shù)可以表示為

TAS/39√273 SAT

即以給定的馬赫數(shù)飛行，高度增加，SAT減小，進而TAS亦變小。

空氣動力學

標準升力公式：L=1/2×??×S×TAS²×C_L.

飛機限制

飛行限制

限制過載系數(shù)：

強制要求使用限制載荷和極限載荷來規(guī)定的，除非另有提供，否則預先確定的載荷就是限制載荷。

飛行過載系數(shù)表示的是空氣動力分量與飛機重力的比，正的過載系數(shù)是氣動力相對飛機向上作用是的情況。

導致結構破裂的極限載荷通常是限制過載系數(shù)的1.5倍。

對于所有空客飛機，飛行機動載荷加速限制如下：

光潔形態(tài)：-1G≤N≤ 2.5G;

縫翼放出:0G≤N≤ 2G.

最大速度：

V_MO/M_MO(最大操作限制速度)是在任何飛行階段(爬升、巡航或下降)都不能故意超過的速度。

V_FE(襟翼放出速度):必須建立VFE,以避免超過設計的襟翼速度。

V_LO(起落架操作速度):不能超過安全收放起落架的速度。

V_LE(帶輪飛行速度):不能超過起落架在完全放下鎖定時的安全飛行速度。

最小速度

V_MCG(Min Control Speed on Ground地面最小控制速度):

修正空速CAS

在這個速度，當關鍵發(fā)動機突然不工作時，僅依靠主要空氣動力控制面就可以對飛機保持控制（不使用前輪轉(zhuǎn)彎），使用飛機正常駕駛術就可以使飛機安全起飛。

要求從發(fā)動機不工作開始時的點到方向恢復到與跑道中心線平行的點之間，橫側(cè)偏離中心線的距離在任意一點都不超過30ft。

運行中要求：V₁≥V_MCG

確定V_MCG時的條件與要求：

• 飛機處于各個起飛形態(tài)或由申請人確定的最不利起飛形態(tài)；

• 工作的發(fā)動機處于最大起飛功率或推力；

• 重心處于最不利位置；

• 飛機處于起飛配平位置；

• 起飛重量是起飛重量范圍內(nèi)最不利重量。 

V_MCA(Min Control Speed in Air空中最小控制速度):

修正空速CAS

在這個速度，當一臺關鍵發(fā)動機突然不工作時，在該發(fā)動機保持不工作的狀態(tài)下，仍能保持對飛機的控制，且可以利用不大于5o的坡度能保持飛機平直飛行，且在改出過程中，飛機不會出現(xiàn)危險的姿態(tài)或特別駕駛術，航向變化不超過20o。

實際飛行中：V_R≥1.05V_MCA;  V₂≥1.1V_MCA.

確定V_MCA時的條件與要求：

• V_MCA≤1.2V_S.

• 發(fā)動機處于最大可用起飛功率或推力；

• 飛機重心處于最不利位置；

• 飛機處于起飛配平位置；

• 最大海平面起飛重量。

• 除起落架收上外，離地后飛機處于飛行軌跡上存在的最不利起飛形態(tài)；

• 地面效應忽略不計。 

VMCL(Min Control Speed in Landing/Approach進近和著陸期間的最小控制速度):

修正空速CAS

所有發(fā)動機均工作時進近和著陸期間，在該速度時，當關鍵發(fā)動機突然不工作，仍可以利用工作的發(fā)動機對飛機保持控制，利用不大于5o的坡度保持飛機平直飛行，并且以20o坡度滾轉(zhuǎn)，在5秒內(nèi)，開始向不工作發(fā)動機反方向轉(zhuǎn)彎。 

確定V_MCL時的條件與要求：

• 飛機處于所有發(fā)動機均工作時進近和著陸時的最不利形態(tài)；

• 重心處于最不利位置；

• 飛機處于所有發(fā)動機均工作時的進近配平位置；

• 最不利重量；

• 工作發(fā)動機設定為復飛推力。

V_MU(Min Unstick Speed最小離地速度):

修正空速CAS

當?shù)扔诨蚋哂谠撍俣葧r，飛機可以安全離開地面并繼續(xù)起飛，飛行員帶桿到操縱面空氣動力效率的極限位置，飛機慢慢抬頭至一個獲得最大升力系數(shù)的迎角，或?qū)︼w機受幾何形狀限制的飛機，抬前輪至擦尾角度，然后保持俯仰直至飛機離地。

需要確定兩個最小離地速度：

所有發(fā)動機均工作時(AEO)的V_MU(N);

一臺發(fā)動機不工作時(OEI)的V_MU(N-1),必須能保證安全的橫側(cè)控制，以防止發(fā)動機擦地。

即V_MU(N)≤V_MU(N-1).

實際飛行中：V_LOF≥1.1V_MU(N); V_LOF≥1.05V_MU(N-1)。

V_S(Stall Speed失速速度):

當飛機迎角增加，升力系數(shù)隨之增加，當升力系數(shù)增加到最大升力系數(shù)后，并在迎角超過某個值時，升力突然減小，這種現(xiàn)象叫做失速。 

V_S1G對應最大升力系數(shù)，即在升力即將減小之前，而在這個時刻，飛機載荷依然等于1.

V_S對應常規(guī)時速，即升力開始快速下降時，在這個時刻，過載系數(shù)總是小于1.

在JAR中，V_S=0.94×V_S1G.

在FAA中，V_S表示在這個速度時，推力為零或者發(fā)動機在慢車時，飛機可以控制,是最小穩(wěn)定飛行速度。但FAA中沒有V_S1G的要求。

起飛中的操作速度：

 V_EF(Engine Failure Speed發(fā)動機故障速度): 

修正空速CAS,

在該速度上，假定關鍵發(fā)動機故障，因此：V_EF≥V_MCG。

V₁(。  決斷速度):

修正空速CAS,

機組能夠決定中斷起飛的最大速度，且保證能將飛機停在跑道的限制范圍內(nèi)。

定義V₁時要求發(fā)動機在V_EF時故障，飛行員從識別判斷故障到做出第一個動作的時間為1秒，即V_EF后1秒即為V₁，因此V₁≥V_EF 從關鍵發(fā)動機故障發(fā)生開始到飛行員發(fā)現(xiàn)識別故障并采取第一個措施期間的速度增加值。

即V₁≥V_EF≥V_MCG

V_LOF(Lift Off Speed離地速度):

修正速度CAS,

飛機剛剛離地升空時的速度，是升力克服重力時的速度。

受空氣動力學和幾何外形兩個限制：

空氣動力學限制要求：

所有發(fā)動機工作(AEO)時V_LOF≥1.1V_MU;

一臺發(fā)動機不工作(OEI)時V_LOF≥1.05V_MU.

幾何外形限制要求：

飛機在地面大道最大迎角時(即機尾擦地，但主起落架還在地面上)，仍然達不到最大升力系數(shù)，此類飛機為幾何外形受限的飛機。

大部分大型商用飛機屬于幾何外形受限飛機，對于此類飛機規(guī)定如下：

JAR:V_LOF≥1.08V_MU(AEO);V_LOF≥1.04V_MU(OEI).

FAR:V_LOF≥1.08V_MU(AEO);V_LOF≥1.05V_MU(OEI).

V_R(Rotate Speed抬前輪速度):

修正空速CAS

開始抬前輪的速度，正常抬前輪速率3o/S。

定義要求：

• V_R≥V₁且V_R≥1.05V_MCA;

• 在該速度開始臺輪，飛機到達起飛表面上空35’之前達到V₂速度;

• 以最大適用的抬前輪速率可以達到V_LOF速度。

V₂(起飛爬升速度):

修正空速CAS,

發(fā)動機故障時高出起飛表面35’必須達到的最小爬升速度

定義要求：

• V_2MIN≥1.13V_S1G/1.2V_S;

• V_2MIN≥1.1V_MCA.

• V₂≥V_2MIN;

• V₂≥V_R 起飛離地到達跑道表面上空35’之前的速度增量。

V_MBE(Max Brake Energy 最大剎車能量速度):

起飛時剎車需要吸收/消耗的能量=決斷點時飛機的動能，

即1/2×TOW×V₁².

附加條件：每個機輪上的剩余剎車不超過最大磨損的10%。

V_MBE≥V₁.

V_TIRE(最大輪胎速度):

地速GS,

由輪胎制造商規(guī)定，用以限制可能的損壞輪胎結構的離心力和熱量上升。

V_TIRE≥V_LOF.

總結： 

最大結構重量

MEW(Manufacture Empty Weight制造商空重)：

結構，動力裝置，裝備，系統(tǒng)和其他被看作是飛機整體的設備項目的重量，只包括封閉系統(tǒng)中的液體。

OEW(Operation Empty Weight使用空重)：

MEW加上運營人的項目，即飛機機組，乘務組及其行李，不可用的燃油，發(fā)動機滑油，應急設備，廁所化學洗液，廚房結構，配餐設備，座椅，資料等。

DOW(Dry Operation Weight干操作重量)：

適合特定飛行的飛機總重，但不包括所有可用的燃油和商載，OEW加上該類飛行的特殊項目，例如配餐，報紙，配餐設備等。

ZFW(Zero Fuel Weight零燃油重量)：

DOW加上總商載(包括貨物，旅客和旅客行李)。

LW(Landing Weight著陸重量)：

目的地機場著陸時的重量，等于ZFW加上儲備油。

TOW(Take-off Weight起飛重量)：

出發(fā)機場起飛時的重量，等于LW加上航程油，或ZFW加上起飛油量。

總結如下：

TOW=DOW 商載 儲備油 航程油

LW=DOW 商載 儲備油

ZFW=DOW 商載

MTOW(Max Take-off Weight最大結構起飛重量)：

按照空重結構抗載荷標準，能夠承受垂直速度=-360ft/min著陸沖擊起落架和結構的抗載荷標準確定的。

MLW(Max Landing Weight最大結構著陸重量)：

著陸重量受到垂直速度=-600ft/min著陸沖擊時的載荷限制。

MTW(Max Taxi Weight最大結構滑行重量)：

受到減震器上應力以及在轉(zhuǎn)彎期間可能受到的彎矩的限制。

最小結構重量

通常在確定最小結構重量時，陣風和紊流載荷屬于考慮的范圍。

發(fā)動機限制

推力設定

起飛TOGA:起飛的最大可用推力，有時間限制；

復飛TOGA:復飛時的最大可用推力，有時間限制；

MCT(最大連續(xù)推力):可以在空中無限使用的最大推力，在發(fā)動機故障時必須選擇，因為受到時間限制的TOGA不再可用；

CL(爬上推力):從爬升階段到達巡航高度層間的最低可用推力，最大爬升推力大于巡航階段的最大可用巡航推力。

起飛推力限制

在給定氣壓高度上，當溫度低于基準溫度(T_REF)或平臺推力溫度時，對發(fā)動機的推力沒有影響；當高于基準溫度時，發(fā)動機的推力受到排氣溫度(EGT)的限制，進而可用推力隨溫度上升而減小。

另一方面，在給定溫度下，氣壓高度的增加將導致可用起飛推力的降低。