民用飞机航线分析与安全性研究

西 北 工 业 大 学

硕士学位论文

题目：民用飞机航线分析与安全性研究

作者：焦方迎

指导教师：王和平副教授

学科（专业）：飞行器设计

申请学位日期 2001年6月29日

2001年6月

西北工业大学硕士学位论文

摘 要

民用飞机航线分析就是按照CCAR25部和FAR121部的要求确定飞机营运飞行的航线数据，其中最主要的是最大起飞重量、临界返航点和最大着陆重量。通过航线数据的确定，就可确保飞机的飞行安全。本文在对CCAR25部和FAR121部的要求进行分析的基础上，编制了航线分析计算软件，在已知所飞机场及航路数据的情况下就可计算出飞机的航线数据。该项工作不仅可使飞机设计部门确定飞机的营运范围，而且还可使航空公司安全可靠地营运飞机。

关键词：

民用飞机 航线分析 CCAR25 FAR121 安全性

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ABSTRACT

The airline analysis of civil aircraft is to determine the airline data of airline flight according to CCAR25 and FAR121. The most important of which is the maximum take-off weight, critical return-point and maximum landing weight. It can assure the flight safety through the determining of airline data. Based on the analysis of the requirements of CCAR25 and FAR121, a computational software was made, which can compute the airline data using the airport and aircraft data. The aircraft design department can use it to determine the operating limits of civil aircraft, and the airline company to operate aircraft safely.

KEY WOEDS:

civil aircraft airline analysis CCAR25 FAR121 safety

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目 录

第一章 概述 ············································································ 1 §1.1 课题的提出及意义 ························································· 1 §1.2 研究的主要内容 ···························································· 2 第二章 起飞阶段分析 ······························································ 6 §2.1 CCAR25部对起飞性能的要求 ········································· 6 §2.2 FAR121部对起飞性能的要求 ········································ 13 §2.3.起飞计算数学模型 ························································· 14 §2.3.1.地面滑跑 ···································································· 14 §2.3.2.抬前轮段 ···································································· 15 §2.3.3.起飞空中段 ································································ 15 §2.4 起飞阶段分析 ······························································ 16 §2.5 起飞分析算例 ······························································ 19 §2.6 起飞分析结论 ······························································ 22 第三章 航路阶段分析 ···························································· 34 §3.1 CCAR25部对航路性能的要求 ········································ 34 §3.2 FAR121部对航路性能的要求 ········································ 35 §3.3. 航路计算数学模型 ······················································· 36 §3.3.1. 爬升时的数学模型 ···················································· 36 §3.3.2. 下降时的数学模型 ···················································· 36 §3.4 航路阶段分析 ······························································ 37 §3.5 航路分析算例 ······························································ 37 §3.6 航路分析结论 ······························································ 38 第四章 着陆阶段分析 ···························································· 46 §4.1 CCAR25部对着陆性能的要求 ········································ 46 §4.2 FAR121部对着陆性能的要求 ········································ 48 §4.3. 着陆计算数学模型 ······················································· 49 §4.3.1.地面滑跑 ···································································· 49

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§4.3.2.空中段 ········································································ 49 §4.4 着陆阶段分析 ······························································ 50 §4.5 着陆分析算例 ······························································ 50 §4.6 着陆分析结论 ······························································ 50 第五章 飞行任务剖面分析 ····················································· 56 §5.1 飞行任务剖面 ······························································ 56 §5.2 飞行任务剖面算例 ······················································· 57 §5.3 飞行任务剖面分析结论 ················································ 57 结论 ························································································· 62 致谢 ························································································· 63 参考文献 ··················································································

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第一章 概述

§1.1 课题的提出及意义

在民用飞机长期发展的过程中，欧美等航空发达国家都总结出了一套保证民用飞机安全飞行和营运的完整经验，并以法律形式加以规定。美国联邦航空条例第25部（FAR25）规定了飞机设计时飞行性能、飞行品质、结构强度、系统可靠性等方面的最低安全标准，是飞机设计制造必须遵循的规定。美国联邦适航条例第121部（FAR121）部规定了飞机营运飞行时必须考虑的安全要求，包括营运人的营运范围、航空器补充要求、飞行航路、机组的规定和训练等，是航空运输公司必须遵守的安全规定。

随着我国民用航空事业的发展，我国也已制定了一系列的航空安全法规。中国民用航空条例第25部（CCAR25）是参照FAR25部并结合我国国情制定的。中国民用航空条例第121部也在考虑制定。中国适航当局已经和将要制定的安全规则与FAR的有关规定并无实质性差别。

民用飞机在经过大量的试验、试飞工作，严格按照中国民用航空规章第25部《运输类飞机适航标准》（CCAR25部）各条款要求取得适航许可证后方可投入市场。投入市场后，航空公司在使用飞机时要按照飞机飞行手册和操作手册中的数据，同时结合所飞机场及航线情况，按一定的程序进行航线分析。飞机飞行手册和操作手册中的数据都是严格按照CCAR25部各条款要求设计的，是经过试飞验证的，可确保飞机飞行的安全。航空公司在进行航线分析时要重点考虑FAR121部中的安全规定，在完成航线分析计算之后，也应上报中国适航当局负责持续适航的部门批准，然后才可投入航线飞行。

对于飞机设计部门，在完成飞机方案设计之后，也必须对不同地区的机场和航线进行一系列的航线分析计算，来对飞机的适应性和经济性进行评估。这些计算分析必须遵循CCAR25部和FAR121部的规

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定，以确保飞机营运的安全性。

目前我国民航和工业部门对一些飞机都或多或少地进行过一些航线分析和计算，但还未按照一定程序规范化、完整地开展这项工作。国外的飞机公司在这方面已经发展了规范化的程序，例如欧洲空中客车公司交付给我国民航的飞机随机资料中包括了飞机航线分析计算程序。现在我国的航空公司对这方面的要求也越来越迫切，急切需要国产民用飞机也提供航线分析计算程序。作者所在的西安飞机工业（集团）有限责任公司生产的MA60型飞机交付给四川航空公司，四川航空公司就曾提出了这样的要求。

§1.2 研究的主要内容

民用飞机从一个机场至另一个机场作营运飞行时，可以将航线分为以下几个阶段：

1.起飞阶段——飞机从跑道端头加速滑跑并离地飞至10.7米（35英尺）高度，发动机处于起飞功率状态。

2.起飞爬升阶段——飞机从10.7米爬升至关457米（1500英尺）高度，完成收起落架和襟翼动作。发动机仍保持起飞功率状态，飞机以最大爬升梯度的速度爬升。

3.航线飞行阶段——飞机从457米爬至巡航高度。发动机油门收至最大爬升功率，飞机保持最大爬升率的速度爬升。

4.巡航飞行阶段——飞机巡航高度民主一般选在飞行最省油的高度，有时也选在空中交通管制当局规定的高度。这时飞机调整发动机功率以远航速度或略高的速度巡航。

5.下滑阶段——飞机以最大升阻比的速度下滑。此时下滑梯度最小，距离最长。发动机以空中慢车状态工作。

6.进场阶段——当飞机接近着陆机场时，构形改变到进场状态，直到对准跑道并下降到15米（50英尺）高度。发动机仍以空中慢车状态工作。

7.着陆阶段——飞机襟翼收至着陆状态，从15米下降、触地、

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刹车并减速至停止。发动机以地面慢车状态工作。

民用飞机的航线分析就是按照CCAR25部和FAR121部中的要求来确定飞机营运飞行的航线数据。主要包括飞机允许的最大起飞重量、临界返航点、最大着陆重量、燃油、商载、飞行时间等。

民用飞机航线分析与安全性研究的主要内容如下：

1.根据起飞机场的场高，场温条件按起飞爬升梯度的要求确定出最大允许起飞重量，再按此重量计算所需的起飞跑道长度。如果起飞机场跑道长度小于所需的起飞跑道长度，则应减小起飞重量，直至起飞机场跑道长度满足所需的起飞跑道长度。

2.根据跑道前方近距障碍物，远距障碍物的距离和高度确定是否对飞机起飞重量有，若有则应相应减小起飞重量。

3.根据航路上障碍物的位置和高度确定是否减小飞机的飞行重量。按飞至此障碍物处的飞行重量计算出此时飞机的单发升限，若飞机的单发升限低于航路安全高度则应进行单发飘降，并要确定出临界返航点的位置。按计算出的单发飘降航迹确定临界返航点距障碍物的距离，在此点以前出现单发停车则应返航或减小飞行重量，在此点以后出现单发停车则可安全飘降越过此障碍物。如果航路上障碍物较多且距离较远时，不能进行单发飘降则应减小飞行重量。

4.根据着陆机场的场高，场温条件按进场复飞爬升梯度的要求确定出最大允许着陆重量，再按此重量计算所需的着陆跑道长度。如果着陆机场跑道长度小于所需的着陆跑道长度，则应减小着陆重量，直至着陆机场跑道长度满足所需的着陆跑道长度。要强调的是，着陆重量的归根到底也是对起飞重量的。也就是说，若在目的机场的着陆重量超过，解决办法仍是减小飞机在起飞机场的起飞重量。

5.根据上述确定的起飞重量，所飞航线距离计算所需的飞往目的机场的油量及飞行时间，并按FAR121部要求及备降机场距离计算备份油量，备份油包括飞往备降机场用油及45分钟待机飞行用油。飞往目的机场用油及备份油之和即飞行总油量，这样就可确定出商载。

综上所述，民用飞机航线分析计算研究涉及飞机飞行的所有阶

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段，按此确定的航线数据飞行可确保飞机的飞行安全，对航空公司使用飞机有很强的实际指导意义。

按照以上内容对航线分析计算软件进行总体设计，软件程序流程图如下：

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读入计算用原始数据及机场和航路数据 计算起飞第一阶段、第二阶段、最后阶段爬升梯度，确定最大起飞重量 计算起飞距离、起飞滑跑距离、加速─停止距离，确定最大起飞重量是否受限；若受限重新确定最大起飞重量 计算净起飞飞行航迹，确定最大起飞重量是否受限;若受限重新确定最大起飞重量 计算单发爬升升限及单发飘降航迹，确定临界返航点或确定最大起飞重量是否受限；若受限重新确定最大起飞重量 计算进场爬升梯度及着陆复飞爬升梯度，确定最大着陆重量 计算到达目的机场的油耗和时间，计算到达备降机场的油耗及待机飞行油耗，根据商载确定实际使用的最大起飞重量和最大着陆重量；判断实际使用的最大起飞重量和最大着陆重量是否受上述确定的最大起飞重量和最大着陆重量的，若受限，则需减少商载 结束

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第二章 起飞阶段分析

本章首先对CCAR25部和FAR121部对起飞阶段性能的要求进行讨论，然后建立起飞阶段计算数学模型，以MA60型飞机为例对起飞阶段进行航线安全性分析。

§2.1 CCAR25部对起飞性能的要求

§25.105 起飞

本条对起飞性能提出了总的要求。

起飞性能包括起飞速度、加速─停止距离、起飞航迹、起飞距离和起飞滑跑距离。

§25.105(a)

本款规定起飞性能应在申请人所选定的使用范围内的每一重量、高度、周围温度和起飞形态确定。因此不只是一个状态，而是覆盖整个使用范围。

§25.105(b)

本款对驾驶技巧提出要求，规定不得要求特殊的驾驶技巧或机敏。

§25.105(c)

本款对跑道的道面提出要求，不同道面对起飞性能影响很大，需要有统一的要求来评判起飞性能。对于陆上飞机和水陆两用飞机，起飞性能应基于平整、干燥并有硬质道面的跑道来确定。

§25.105(d)

本款明确飞行手册中的起飞性能要做风和跑道坡度的修正。进行风修正时要采用修正因子，逆风时取50％的名义风分量，顺风时取150％的名义风分量。

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§25.107 起飞速度

本条对起飞特征速度VEF、V1、V2M1N、V2、VMU、VR、VLOF的选择作了具体的规定，这些速度都是由申请人选定的。由于这些速度都不是单一因素可以确定的，它们之间有一定的关系，需要反复计算和调整，以满足以下各款的要求。

§25.107(a)

V1必须根据VEF制定如下：

(1) VEF是假定临界发动机失效时的校正空速，VEF必须由申请人选定，但不得小于按§25.149(e)确定的VMCG；

(2) V1是申请人选定的起飞决断速度，以校正空速表示。但V1

不得小于VEF加上在下述时间问隔内临界发动机不工作该飞机的速度增量，此时间间隔指从临界发动机失效瞬间至驾驶员意识到该发动机失效并作出反应的瞬间，后一瞬间以驾驶员在加速─停止试验中采取最初的减速措施为准。

§25.107(b)

V2M1N，以校正空速表示，不得小于： (1) 1.2Vs，用于：

( i) 双发和三发涡轮螺旋桨和活塞发动机飞机；

(ii) 无措施使单发停车带动力失速速度显著降低的涡轮喷气飞机；

(2) 1.15Vs，用于：

( i) 三发以上的涡轮螺旋桨和活塞发动机飞机；

(ii) 有措施使单发停车带动力失速速度显著降低的涡轮喷气飞机；

(3) 1.1VMCA，VMCA按§25.149确定。 §25.107(c)

V2，以校正空速表示，必须由申请人选定，以提供至少为§25.121(b)所要求的爬升梯度。但V2不得小于：

(1) V2MIN；

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(2) V2加上在达到高于起飞表面10.7米（35英尺）高度时所获得的速度增量（按照§25.111(c)(2)）。

§25.107(d)

VMU，为校正空速，在等于和高于该速度时，飞机可能安全离地并继续起飞。VMU速度必须在申请审定的整个推重比范围内由申请人选定，这些速度可根据自由大气数据制定，条件是这些数据为地面起飞试验所证实。

§25.107(e)

VR，以校正空速表示，必须按照本条(e)(1)至(4)的条件选定： (1) VR不得小于下列任一速度： ( i ) V1； ( ii) 105％VMCA；

(iii) 使飞机在高于起飞表面10.7米（35英尺）以前速度能达到V2的某一速度（按§25.111(c)(2)确定）。

( iv) 某一速度，如果飞机在该速度以实际可行的最大抬头率抬头，得到的VLOF将不小于全发工作VMU的110％，且不小于按单发停车推重比确定的VMU的105％；

(2) 对于任何一组给定的条件（例如重量、形态和温度），必须用根据本款确定的同一个VR值来表明符合单发停车和全发工作两种起飞规定；

(3) 必须表明，当采用比按本条(e)(1)和(2)制定的VR低5节的抬头速度时，单发停车起飞距离不超过与采用所制定的VR对应的单发停车起飞距离。起飞距离必须按§25.113(a)(1)确定；

(4) 服役中可合理预期的对于所制定飞机起飞操作程序的偏差（如飞机抬头过度及失配平状况），不得造成不安全的飞行特性，或使按§25.113(a)制定的预定起飞距离显著增加。

§25.107(f)

VLOF，为飞机开始腾空时的校正空速。

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§25.109 加速—停止距离

§25.109(a)

本款规定加速—停止距离是下述两种距离中的大者：

(1) 全发工作，飞机从静止点加速到VEF；临界发动机在VEF失效，从VEF加速到V1并在达到V1后继续加速2秒钟；然后将工作发动机油门收到慢车，并使用刹车及其它减速措施直到飞机完全停止，驾驶员在达到加速段终点之前不采取任何减速措施。

(2) 全发工作，飞机从静止点加速至V1，并在达到V1后继续加速2秒钟；然后将工作发动机油门收到慢车，并使用刹车及其它减速措施直到飞机完全停止，并且驾驶员在达到加速段终点之前不采取任何减速措施。

§25.109(b)

本款规定在加速—停止的过程中可使用的减速措施，除机轮刹车以外，还可以使用其它安全可靠、不需要特殊驾驶技术并在正常运行条件下能获得一贯效果的加速措施，如螺旋桨反推力。

§25.109(c)

本款规定在加速—停止的全过程中必须保持起落架在放下位置。 §25.109(d)

本款对跑道道面提出要求。如果加速—停止距离中含有道面特性与平整且有硬质道面的跑道有实质性差别的安全道，其起飞数据必须考虑对于加速一停止距离的使用修正因素。该修正因素必须计及安全道的特定道面特性和这些特性在所制定的使用范围内随季节气候条件(例如温度、雨、雪和冰)的变化。

§25.111 起飞航迹

§25.111(a)

起飞航迹从静止点起延伸至下列两点中较高者：飞机起飞过程中高于起飞表面450米(1500英尺)，或完成从起飞到航路形态的转变并达到表明符合§25.121(c)的速度时的一点。此外：

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(1) 起飞航迹必须基于§25.101(f)规定的程序；

(2) 飞机必须在地面加速到VEF，临界发动机必须在该点停车，并在起飞的其余过程中保持停车；

(3) 在达到VEF后，飞机必须加速到V2。 §25.111(b)

在加速到V2过程中，前轮可在不小于VR的速度抬起离地。但在飞机腾空之前，不得开始收起落架。

§25.111(c)

在按本条(a)和(b)确定起飞航迹的过程中。

(1) 起飞航迹空中部分的斜率在每一点上都必须是正的； (2) 飞机在达到高于起飞表面10.7米(35英尺)前必须达到V2，并且必须以尽可能接近但不小于V2的速度继续起飞，直到飞机高于起飞表面120米(400英尺)为止；

(3) 从飞机高于起飞表面120米(400英尺)的一点开始，沿起飞航迹每一点的可用爬升梯度不小于：

( i ) 1.2％，对于双发飞机； ( ii) 1.5％，于对三发飞机； (iii) 1.7％，对于四发飞机。

(4) 直到飞机高于起飞表面120米(400英尺)为止，除收起落架和螺旋桨顺桨外，不得改变飞机的形态，而且驾驶员不得采取动作改变功率(推力)。

§25.111(d)

起飞航迹必须由连续的演示起飞或分段综合法来确定，如果起飞航迹由分段法确定，则：

(1) 分段必须明确定义，而且必须在形态、功率(推力)以及速度方面有清晰可辨的变化；

(2) 飞机的重量、形态、功率(推力)在每一分段内必须保持不变，而且必须相应于该分段内主要的最临界的状态；

(3) 该飞行航迹必须基于无地面效应的飞机性能；

(4) 起飞航迹数据必须用若干次连续的演示起飞(直到飞机脱离

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地面效应而且其速度达到稳定的一点)来校核，以确保分段综合航迹相对于连续航迹是保守的。当飞机达到等于其翼展的高度时，即认为脱离地面效应。

§25.113 起飞距离和起飞滑跑距离

§25.113(a)

起飞距离是下述距离中的大者：

(1) 沿着按§25.111确定的起飞航迹，从起飞始点到飞机高于起飞表面10.7米（35英尺）一点所经过的水平距离；

(2) 全发工作，沿着由其余与§25.111一致的程序确定的起飞航迹，从起飞始点到飞机高于起飞表面10.7米（35英尺）的一点所经过水平距离的115％。

§25.113(b)

对于起飞距离中含有净空道的情况，则起飞滑跑距离为下述距离中的大者：

(1) 沿着按§25.111确定的起飞航迹，从起飞始点到下列两点的中点所经过的水平距离，在一点速度达到VLOF，在另一点飞机高于起飞表面10.7米（35英尺）；

(2) 全发工作，沿着由其余与§25.111一致的程序确定的起飞航迹，从起飞始点到下列两点的中点所经过水平距离的115％，在一。 点速度达到VLOF，在另一点飞机高于起飞表面10.7米（35英尺）

§25.115 起飞飞行航迹

§25.115(a)

起飞飞行航迹从按§25.113(a)确定的起飞距离未端处高于起飞表面10.7米（35英尺）的一点计起。

§25.115(b)

净起飞飞行航迹数据必须为真实起飞飞行航迹（按§25.111及本条(a)确定）在每一点减去下列数值的爬升梯度。

(1) 0.8％，对于双发飞机；

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(2) 0.9％，对于三发飞机； (3) 1.0％，对于四发飞机。 §25.115(c)

沿起飞飞行航迹飞机水平加速部分的加速度减少量，可使用上述规定的爬升梯度减量的当量值。

§25.121 爬升：单发停车

§25.121(a)

起落架在放下位置的起飞

本款规定了飞行航迹第一段的爬升要求。

在下列条件下，以沿飞行航迹（在飞机达到VLOF和起落架完全收起两点之间）的临界起飞形态，和以§25.111中所采用的形态（无地面效应），在速度VLOF的定常爬升梯度，对于双发飞机必须是正的，对于三发飞机不得小于0.3％，对于四发飞机不得小于0.5％：

(1) 临界发动机停车，而其余发动机（除非随后沿飞行航迹在起落架完全收起之前，存在更临界的动力装置运转状态）处于按§25.111开始收起落架时的可用功率（推力）状态；

(2) 重量等于按§25.111确定的开始收起落架时的重量。 §25.121(b)

起落架在收起位置的起飞

本款规定了飞行航迹第二段的爬升要求。

在下列条件下，以飞行航迹上起落架完全收起点的起飞形态，和以§25.111中所采用的形态（无地面效应），在速度V2的定常爬升梯度，对于双发飞机不得小于2.4％，对于三发飞机不得小于2.7％，对于四发飞机不得小于3.O％：

(1) 临界发动机停车，而其余发动机（除非随后沿飞行航迹在飞机达到高于起飞表面120米（400英尺）高度之前，存在更临界的动力装置运转状态）处于按§25.111确定的起落架完全收起时的可用起飞功率（推力）状态；

(2) 重量等于按§25.111确定的起落架完全收起时的重量。

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§25.121(c) 起飞最后阶段

本款规定了起飞最后阶段的爬升要求。

在下列条件下，以按§25.111确定的起飞航迹未端的航路形态，在速度不小于1.25Vs的定常爬升梯度，对于双发飞机不得小于1.2％，对于三发飞机不得小于1.5％，对于四发飞机不得小于1.7％：

(1) 临界发动机停车，其余发动机处于可用的最大连续功率（推力）状态；

(2) 重量等于按§25.111确定的起飞航迹未端的重量。

§2.2 FAR121部对起飞性能的要求

§121.1 以涡轮发动机为动力的运输类飞机：起飞

(a) 使用以涡轮发动机为动力的运输类飞机的任何人均不得使飞机以大于“飞机飞行手册”中对于机场标高和起飞时环境温度所列的重量起飞。

(c) 使用以涡轮发动机为动力的运输类飞机的任何人均不得使飞机以大于“飞机飞行手册”中所列可证明符合下列要求的重量起飞：

(1) 加速停止距离不得超过跑道长度加上跑道端头任何停机地带的长度；

(2) 起飞距离不得超过跑道长度加上任何净空道长度，而且所含的任何净空道长度不得大于跑道长度的一半；

(3) 起飞滑跑距离不得对于跑道长度。

(d) 使用以涡轮发动机为动力的运输类飞机的任何人均不得使飞机以大于“飞机飞行手册”中所列的下述重量起飞：

(2) 该重量允许净起飞航迹在垂直方向高出所有障碍物至少35英尺或在机场边界内水平方向上所有障碍物至少200英尺且通过机场边界后在水平方向上距所有障碍区至少300英尺。

§2.3.起飞计算数学模型

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§2.3.1.地面滑跑

将飞机作为一个质点，滑跑中忽略飞机重量变化。飞机受力情况见图2.1。数学模型为：

WdV

=Tcos(αG+ϕT)−D−FFR−WsinϕG

gdt

FFR=(WcosϕG−L)µdS

=V−VWdt

其中：

W──飞机重量（N） g──重力加速度（m/s2） T──发动机可用推力（N） D──阻力（N） L──升力（N）

V──飞机真空速（m/s）

φT──发动机推力与机翼弦线的夹角 t──时间（s） FFR──机轮摩擦阻力 φG──跑道坡度，上坡为正 VW──风速，逆风为正 αG──停机迎角 μ──摩擦系数 S──滑跑距离

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图2.1 飞机地面滑跑受力情况

§2.3.2.抬前轮段

抬前轮段是指飞机从抬前轮段速度VR到离地速度VLOF。此段时间很短（一般为2~3秒）。假设飞机为均匀加速，按等旋转角速率模型（一种解析模型）计算：

1

(VR−VLOF)t2

dθt=(αLOF−αG)/()R

dtT−D

VLOF−VR=t

W

其中：

SR=

SR──滑跑距离 t──滑跑时间

(

dθ)R−−抬前轮旋转角速度dt

§2.3.3.起飞空中段

起飞空中段是指飞机从离地到起飞安全10.7米处。假设飞机以等俯仰角速度拉起，速度及净推力（T-D）为常值。空中段分为两段：旋转段和直飞段（见图2.2）。

旋转段高度增量h

.VLOFT−D

h=F(θ)F(h)

gW

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式中：

F（h）为高度无因次函数

F(h)=1+nα=

VLOFWdθnα()A

2gT−Ddt

dCL

/CL.LOF

dα10.7米处航迹角γ2：

.T−D

γ2=F(θ)F(γ)

G

空中段速度增量：

V2−VLOF=

gST−DhA

()−VLOFWSA

其中：

hA为10.7米和h中较大者 SA=SA1+SA2

图2.2 起飞空中段

§2.4.起飞阶段分析

1．按照给定的机场场高、场温条件计算起飞第一阶段、第二阶段及起飞最后阶段爬升梯度，按§25.121(a)、(b)、(c)要求确定最大允许起飞重量。最大允许起飞重量不能大于结构的最大起飞重量。

2．按上确定的最大允许起飞重量计算起飞距离、起飞滑跑距离、

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加速─停止距离。如果起飞滑跑距离大于跑道长度，则应减小起飞重量；如果起飞距离大于跑道长度加净空道长度（若有净空道的话），则应减小起飞重量；如果加速─停止距离大于跑道长度加安全道长度（若有安全道的话），则应减小起飞重量。

3．计算净起飞飞行航迹，检查障碍物是否起飞重量。障碍物视其距跑道端头距离可分为近距障碍物和远距障碍物。

净起飞飞行航迹分为四段（见图2.3）。

图2.3 净起飞飞行航迹

第一段：从35英尺高度点开始延伸至起落架完全收上那一点。35英尺高度点为起飞距离的末端。

该段飞机构形为：

襟翼：起飞位置

起落架：在第一段中收完 速度：V2

功率：一发起飞功率，一发停车顺桨

第二段：从第一段终点延伸至起飞表面以上第三段（平飞加速段）开始点所对应的那一高度。

该段飞机构形为：

襟翼：起飞位置 起落架：收上 速度：V2

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功率：一发起飞功率，一发停车顺桨

第三段（平飞加速段）：从第二段终点延伸至达到起飞最后阶段爬升速度的那一点；在该段中襟翼完全收起；该段的总高度取决于起飞功率使用时间的，其最小总高度为450英尺。

该段飞机构形为：

襟翼：完全收至0º 起落架：收上

速度：从该段起点的V2到终点的起飞最后阶段爬升速度 功率：一发起飞功率，一发停车顺桨。在该段结束时，工作

发动机功率转至最大连续功率

第四段：从第三段终点延伸。 该段飞机构形为：

襟翼：0º 起落架：收上

速度：起飞最后阶段爬升速度

功率：一发最大连续功率，一发停车顺桨。 有关定义如下：

参考零点：在起飞距离末端处的飞行航迹以下35英尺高

度的点

参考梯度：即净爬升梯度，为真实爬升梯度减去下列数值

的爬升梯度。

(1) 0.8％，对于双发飞机； (2) 0.9％，对于三发飞机； (3) 1.0％，对于四发飞机。

沿起飞飞行航迹飞机水平加速部分的加速度减少量，可使用上述规定的爬升梯度减量的当量值。

净起飞飞行航迹飞越障碍物的垂直距离至少为35英尺。

§2.5 起飞分析算例

本文以MA60型飞机为例，进行航线安全性分析。

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MA60型飞机是西飞公司研制的新型中短程支线客机，安装两台加拿大普惠公司生产的PW127J型涡轮螺旋桨发动机，螺旋桨为美国哈密尔顿公司制造的高频低噪声四叶螺旋桨247F-3。

MA60型飞机主要技术数据如下：

最大起飞重量 ··························································· 21800kg 最大着陆重量 ··························································· 21200kg 使用空机重量 ··························································· 14000kg 最大商载重 ····························································· 5500kg 最大燃油重 ····························································· 4030kg 最大使用速VMO ·············································· 420km/h(CAS) 地面最小操纵速VMCG······································· 194km/h(CAS) 空中最小操纵速VMCA······································· 200km/h(CAS)

MA60型飞机构形如下：

起飞 起飞最后阶段

航路 进场 着陆

襟翼发动机功率 正常起飞/起飞 最大连续 最大连续 复飞用最大连续复飞用正常起飞

备注

单发时正常起飞功率自动上调至起飞

15º 0º 0º 15º 30º

MA60型飞机起飞阶段分析计算结果如下： 起飞第一阶段爬升梯度见图2.4。 起飞第二阶段爬升梯度见图2.5。 起飞最后阶段爬升梯度见图2.6。 最大允许起飞重量见图2.7。 起飞距离见图2.8。 起飞滑跑距离见图2.9。

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加速─停止距离见图2.10。

参考梯度（起飞第二阶段）见图2.11。 起飞飞行航迹第一、二段见图2.12。 起飞飞行航迹第一、二、三段见图2.13。 起飞最后阶段净爬升梯度见图2.14。

下面对上述计算结果中最为复杂的净起飞飞行航迹举例说明。 净起飞飞行航迹示例：

示例为在第二段中有一障碍物（示例1）和在第四段中有一障碍物（示例2）。

给定：

起飞重量：21200kg 起飞襟翼：15º 机场高度：3000ft

外界大气温度：15℃（ISA+5.94℃） 报道风速：5kn（顺风） 跑道坡度：1%（上坡） V1/VR：0.95 示例1：

障碍物距跑道起始点距离：3300m 障碍物距跑道起始点高度：165ft 示例2：

障碍物距跑道起始点距离：18200m 障碍物距跑道起始点高度：1000ft 示例1分析如下：

⑴ 起飞距离：2000m（见图2.7）。 ⑵ 参考零点距起飞滑跑起始点高度：

1%×2000m=20m=65.6ft

⑶ 净起飞飞行航迹剖面距参考零点所需高度：障碍物距参考零

点高度加上35ft的飞行高度余度： 165-65.5+35=134.4ft

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⑷ 障碍物距参考零点距离:3300-2000=1300m ⑸ 参考梯度:0.026(见图2.10)

⑹ 障碍物距离:1300m，5kn报导顺风，参考梯度：0.026 净飞行航迹高度:128ft(见图2.11)

⑺ 障碍物处净飞行航迹高度比所需越障飞行高度低:

134.4-128=6.4ft 因此障碍物有。

⑻ 假定一减小的起飞重量并重复步骤⑴~⑺来确定受的起

飞重量。用下述方法可得到受的起飞重量：迭代或交叉绘制重量与步骤⑺给出的高度增量直至高度增量为零。 此示例受的起飞重量：21100kg

示例2分析如下： ⑴ 同示例1步骤⑴。 ⑵ 同示例1步骤⑵。

⑶ 净起飞飞行航迹剖面距参考零点所需高度：障碍物距参考零

点高度加上35ft的飞行高度余度： 1000-65.5+35=969.4ft

⑷ 障碍物距参考零点距离:18200-2000=16200m

此距离大于第三段结束时起飞功率使用时间5min所达到的距离（见图2.12）。

⑸ 参考梯度:0.026(见图2.10)

⑹ 第三段终点处距参考零点高度:1350ft(见图2.12)。 ⑺ 第三段终点处距参考零点水平距离（有5kn顺风）：

100m(见图2.12)。

注：当以相反方向进行风速修正，读取水平距离时应注意：将引导线垂直下移至风速值，然后随着引导线移至基准线。

⑻ 第四段的水平距离等于障碍物距参考零点距离减半去第三

段终点参考零点距离：16200-200=800m ⑼ 第四段净梯度：0.023(见图2.13)。

以分段平均高度：3000+1350+（969.4-1350）/2=4160ft,

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温度ISA+5.94℃(12.7℃)确定第四段净梯度。 ⑽ 第四段高度增量：净梯度×水平距离：

0.023×800=18.4m=60.4ft

⑾ 障碍物处净飞行航迹距参考零点高度:

1350+60.4=1410.4ft

此示例的假定净飞行航迹高度(1410.4ft)大于所需的越障飞行高度(10000ft)，因此不受。对于越障飞行高度受的情况，假定一减小的起飞重量并重复步骤⑴~⑾，通过与示例1相同的迭代或交叉绘图确定受的起飞重量。

§2.6 起飞分析结论

1．按照起飞第一阶段、第二阶段及起飞最后阶段爬升梯度确定最大允许起飞重量时，起飞第二阶段爬升梯度确定的最大允许起飞重量最小。

2．由于现代民用机场的跑道长度都较长，所以起飞距离、起飞滑跑距离和加速─停止距离对起飞重量一般不构成。

3．根据机场附近的净空条件，净起飞飞行航迹的障碍物可能起飞重量。

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第三章 航路阶段分析

本章首先对CCAR25部和FAR121部对航路阶段性能的要求进行讨论，然后建立航路阶段计算数学模型，以MA60型飞机为例对航路阶段进行航线安全性分析。

§3.1 CCAR25部对航路性能的要求

§25.123 航路飞行航迹

本条规定了一台或两台发动机失效后的航路形态的净爬升梯度与净飞行航迹的要求。

§25.123(a)

对于航路形态，必须在为该飞机制定的使用范围内的每一重量、高度和周围温度下确定本条(b)及(c)规定的飞行航迹。在计算中可计及由于发动机工作逐渐消耗燃油和滑油而造成的沿飞行航迹的重量变化。必须按下列条件在任一选定的速度确定飞行航迹：

(1) 重心在最不利位置； (2) 临界发动机停车；

(3) 其余发动机处于可用的最大连续功率（推力）状态； (4) 发动机冷却空气供应的控制装置处于在热天条件下提供足够冷却的位置。

§25.123(b)

单发停车净飞行航迹数据必须为真实爬升性能数据减去一定数值的爬升梯度，所减去的爬升梯度，对于双发飞机为1.1％，对于三发飞机为1.4％，对于四发飞机为1.6％。

§25.123(c)

对于三发或四发飞机，双发停车净飞行航迹数据必须为真实爬升性能数据减去一定数值的爬升梯度，所减去的爬升梯度，对于三发飞机为0.3％，对于四发飞机为0.5％。

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§3.2 FAR121部对航路性能的要求

§121.191 以涡轮发动机为动力的运输类飞机：单发停车时的航路

上

(a) 使用以涡轮发动机为动力的运输类飞机的任何人均不得使飞机以在考虑到正常的燃油和滑油消耗的情况下，以大于（依照经批准的该飞机的“飞机飞行手册”中规定的一台发动机不工作时的航路净方向航迹数据）根据航路上预计的环境温度可符合本条(a)(1)或(2)款的起飞重量：

(1) 在预定航迹两侧各5法定英里范围内所有地形和障碍物上空至少1000英尺处有正的斜率，此外，在单发停车后飞机假定要着陆的机场上空1500英尺处有正的斜率；

(2) 在预定航迹周围与法定英里范围内高出所有地形和障碍物上空至少2000英尺且在单发停车后飞机着陆的机场上空1000英尺处有正斜率的情况下，在单发停车后飞机着陆的机场上空至少1500英尺处有正的斜率的情况下，净飞行航迹允许飞机由巡航高度继续飞到可按§121.197要求进行着陆的机场。

(b) 就本条(a)(2)款而言，假设：

(1) 该发动机在航路上最临界的点上失效；

(2) 在距障碍物不比距最近的经批准的无线电导航定位点上发动机停车后，飞机越过临界障碍物；

(3) 使用经批准的方法计及逆风；

(4) 如果许可证持有人表明对机组人员有适当的指导，有合适的培训大纲并且采取了其他预防措施以保证飞行安全，允许应急放油；

(5) 在调度单或放飞单中规定了备用机场，且该备用机场符合规定的最低气象条件；

(6) 发动机失效后燃油和滑油的消耗与“飞机飞行手册”中经批准的实际方向航迹数据所考虑的消耗相同。

§3.3 航线性能计算数学模型

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§3.3.1 爬升时的数学模型

考虑到爬升性能的特点，在计算中要进行迭代计算，来求得满足方程要求的近似解。爬升能力常用爬升率Vy表示，因此爬升数学模型改写为：

Vy=

Tcos(α+ϕT)−D

W

V−VW

V−VWdV1+

gdH

L=

Wdγ(V−VW)Vy+Gcosγ−Tsin(α+ϕT)

gdH

gCfTdW=−ηdH3600Vy

dγ−−航迹角随高度的变化率dHdV

−−速度随高度的变化率dHdW

−−重量随高度的变化率dH

其中：

将方程离散化处理，以高度为步长进行计算。假定每一步长之内飞机的重量、速度、推力等为常值。

定常爬升梯度计算的数学模型为：

tgγ=

Tcos(α+ϕT)−DL+Tsin(α+ϕT)

L=Wcosγ−Tsin(α+ϕT)

计算时将方程离散化，设定α和θ的初值进行迭代计算。

§3.3.2.下降时的数学模型

下降飞行过程在数学原理上同爬升过程相同，其数学模型如下：

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tgγ=

Tcos(α+ϕT)−D

L

1

V−VWdV1+

gdH

L=WcosγgCfTdW

=−dH3600η(V−VW)sinθ

§3.4 航路阶段分析

1．计算航路单发爬升梯度，按§25.123要求确定单发爬升升限。 2．计算航路单发飘降性能，即单发飘降的时间、距离、油耗数据。

3．判断单发升限是否大于航路安全高度。

如果单发升限大于航路安全高度，则可安全飞行。此时以工作发动机最大连续功率下降，维持实际速度即可。

如果单发升限小于航路安全高度，则应考虑减小起飞重量或进行单发飘降。

为了维持可能的最高飞行高度，应使用下述飘降程序： ⑴ 将工作发动机功率调至最大连续功率位置。

⑵ 对临界返航点作出判断。在临界返航点之前单发决定返航，在临界返航点之后单发保持航向或改变航向。

⑶ 平飞减速至飘降速度，然后保持该速度。 ⑷ 选择小坡度飞行。

⑸ 达到飘降升限高度时，如果障碍物问题仍然存在，继续执行飘降程序，飞机将缓慢爬升巡航。

§3.5 航路阶段算例

航路单发爬升梯度见图3.1。 单发爬升升限见图3.2。

单发飘降性能见图3.3至图3.7。

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§3.6 航路阶段分析结论

1．飞机单发爬升升限对航路安全至关重要。 2．确定临界返航点可提高飞机航路安全性。

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第四章 着陆阶段分析

本章首先对CCAR25部和FAR121部对着陆阶段性能的要求进行讨论，然后建立着陆阶段计算数学模型，以MA60型飞机为例对着陆阶段进行航线安全性分析。

§4.1 CCAR25部对着陆性能的要求

§25.119 着陆爬升：全发工作

本条是对着陆复飞爬升梯度的要求。发动机功率（或推力）是将油门操纵杆从最小飞行慢车位置开始移向起飞位置后8秒钟时的可用功率（或推力），并以爬升速度不大于1.3Vs进行复飞，爬升梯度不得小于3.2％。

§25.121 爬升：单发停车

§25.121(d) 进场

在下列条件下，以相应于正常全发工作操作程序的进场形态（在此程序中该形态的Vs不超过对应着陆形态Vs的110％）定常爬升梯度，对于双发飞机不得小于2.1％，对于三发飞机不得小于2.4％，对于四发飞机不得小于2.7％：

(1) 临界发动机停车，其余发动机处于可用起飞功率（推力）状态；

(2) 最大着陆重量；

(3) 按正常着陆程序制定的爬升速度，但不大于1.5Vs。

§25.125着陆

本条规定了飞机对着陆性能的要求。着陆距离是指飞机主起落架位于着陆表面15米（50英尺）高的那一点到飞机完全停止的那一点

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的距离。为了便于分析，把着陆距离分两段处理：

§25.125(a)

必须按下列条件确定（按标准温度，在申请人为该飞机制定的使用范围内的每一重量、高度和风的条件下）从高于着陆表面15米（50英尺）的一点到飞机着陆并完全停止（对于着水，则为3节左右的速度）所需的水平距离：从15米到接地点的空中距离和从接地点到到停止点的地面距离，后者又可进一步细分为过渡段和全制动段。过渡段距离从开始接地那一点延续到所有减速措施都工作的那一点，停止距离从过渡段终点延续到飞机停止的那一点。

(1) 飞机必须处于着陆形态；

(2) 下降到15米（40英尺）高度前，必须维持以不小于1.3Vs的校正空速定常下滑进场；

(3) 必须按所制定的使用操作程序改变形态、功率（推力）和速度；

(4) 着陆时必须避免过大的垂直加速度，没有弹跳、前翻、地面打转、海豚运动和水面打转的倾向；

(5) 着陆时不得要求特殊的驾驶技巧或机敏。 §25.125(b)

陆上飞机和水陆两用飞机的着陆距离必须在水平、平整、干燥、并有硬质道面的跑道上确定。此外：

(1) 机轮刹车系统的压力不得超过刹车装置制造厂商所规定的压力；

(2) 不得以造成刹车或轮胎过度磨损的方式使用刹车； (3) 可以使用除机轮刹车以外符合下列条件的其它手段： ( i ) 安全可靠；

( ii) 使用时能在服役中获得始终如一的效果； (iii) 操纵飞机不需要特殊技巧。

§25.125(e)

着陆距离数据必须考虑沿着陆航迹不大于名义风逆风分量的50

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％，和沿着陆航迹不小于名义风顺风分量的150％的修正因素。

§25.125(f)

如果采用了必须依靠某一台发动机的运转方能工作的装置，并且在该发动机停车时进行着陆将会显著增加着陆距离，则必须按该发动机停车、状态来确定着陆距离，但在采用了补偿手段使此时的着陆距离仍不大于全发工作时着陆距离的情况除外。

§4.2 FAR121部对着陆性能的要求

§121.195 以涡轮发动机为动力的运输类飞机：在目的机场的着陆限

制

(a) 使用以涡轮发动机为动力的运输类飞机的任何人均不得使飞机以（考虑到至目的机场或备用机场的飞行途中正常的燃油和滑油消耗）飞机抵达时将超过“飞机飞行手册”中对该目的地机场或备用机场以及着陆时预计的环境温度所规定的着陆重量起飞；

(b) 使用以涡轮发动机为动力的运输类飞机的任何人不得使飞机起飞，除非考虑到飞行中正常的燃油和滑油消耗，（根据“飞机飞行手册”中对该目的机场的标高和预计在着陆时当地风的情况所规定的着陆距离）其到达时的重量将允许其在预定的目的地机场的下述每一跑道上由越障安全高度面与该跑道交线上方50英尺处算起的有效长度的60％以内作全停着陆。为确定在目的地机场的允许着陆重量，作以下假设：

(1) 飞机在最理想的跑道上并在静止大气中以最理想的方向着陆；

(2) 考虑到可能的风速和风向和该飞机的地面操纵特性，以及考虑到诸如着陆设备和地面等其他条件，飞机在最适宜的跑道上着陆。

§121.197 以涡轮发动机为动力的运输类飞机：在备用机场的着陆限

制

任何人不得在以涡轮发动机为动力的运输类飞机的调度单或放

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飞单中将某一机场列为备用机场，除非（根据§121.195(b)中规定的假设条件）该飞机能以抵达时预计的重量，在由越障安全高度面与跑道交线上方50英尺处算起的跑道有效长度的70％以内（对涡轮螺桨飞机而言）和跑道有效长度的60％以内（对涡轮喷气飞机而言）完成全停着陆。

§4.3 着陆计算数学模型

§4.3.1. 地面滑跑

着陆地面滑跑数学模型与起飞地面滑跑类似 §4.3.2.空中段

空中段分为两段，等速下降段和园弧拉平段（见图4.1）。

图4.1 着陆空中段

着陆空中段距离：

SAL=SL!+SL2=HSctgγ+Rtg(γ/2)

式中：

(VAP−VW)2W

R=2

g0.5CymaxρSVAP−W

接地速度：

VTD=A⋅V

其中：A≈0.95～0.98 着陆空中段时间：

AP

t=

VAP

2SAL

+VTD+2VW

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§4.4 着陆阶段分析

1．计算进场复飞爬升梯度及着陆复飞爬升梯度，按§25.121(d)及§25.119要求确定最大允许着陆重量。最大允许着陆重量不能大于结构的最大着陆重量。

2．计算到达目的机场及备降机场的着陆场长。如果着陆场长大于跑道长度，则应减小着陆重量。

§4.5 着陆阶段算例

进场复飞爬升梯度见图4.2。 着陆复飞爬升梯度见图4.3。 最大允许着陆重量见图4.4。 目的机场所需着陆场长见图4.5。 备降机场所需着陆场长见图4.6。

§4.5 着陆阶段分析结论

1．按照进场复飞爬升梯度和着陆复飞爬升梯度确定最大允许着陆重量时，进场复飞爬升梯度确定的最大允许着陆重量最小。

2．由于现代民用机场的跑道长度都较长，所以目的机场所需着陆场长和备降机场所需着陆场长对着陆重量一般不构成。

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