安全生产_民用飞机航线分析与安全性研究论文

分类号 V221 学校代码 10699 密 级 一 般 学 号 98605101 西 北 工 业 大 学 硕士学位论文硕士学位论文 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 I 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： 关键词： 民用飞机 航线分析 CCAR25 FAR121 安全性 西北工业大学硕士学位论文 II 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 西北工业大学硕士学位论文 III 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 西北工业大学硕士学位论文 IV 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 64 西北工业大学硕士学位论文 1 第一章 概述 1.1 课题的提出及意义 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、飞行航路限制、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 西北工业大学硕士学位论文 2 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、 西北工业大学硕士学位论文 3 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 对飞机起飞重量有限制，若有限制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 量的限制归根到底也是对起飞重量的限制。也就是说，若在目的机场 的着 陆重量超过限制，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 西北工业大学硕士学位论文 4 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： 西北工业大学硕士学位论文 5 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 和最大着陆重量的限制，若受限，则需减少 商载 结束 西北工业大学硕士学位论文 6 第二章 第二章 起飞阶段分析起飞阶段分析 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 2.1 CCAR25 部对起飞性能的要求部对起飞性能的要求 25.105 起飞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。 西北工业大学硕士学位论文 7 25.107 起飞速度 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； 西北工业大学硕士学位论文 8 (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) 105VMCA； (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。 西北工业大学硕士学位论文 9 25.109 加速停止距离 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限制范围内随季节气 候条件(例如温度、雨、雪和冰)的变化。 25.111 起飞航迹 25.111 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： 西北工业大学硕士学位论文 10 (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 西北工业大学硕士学位论文 11 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 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 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； 西北工业大学硕士学位论文 12 (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 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。 西北工业大学硕士学位论文 13 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 2.2 FAR121 部对起飞性能的要求 121.189 以涡轮发动机为动力的运输类飞机：起飞限制 121.189 以涡轮发动机为动力的运输类飞机：起飞限制 (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 2.3.起飞计算数学模型 西北工业大学硕士学位论文 14 2.3.1.地面滑跑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： 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） T发动机推力与机翼弦线的夹角 t时间（s） FFR机轮摩擦阻力 G跑道坡度，上坡为正 VW风速，逆风为正 G停机迎角 摩擦系数 S滑跑距离 W GFR GFRTG VV dt dS LWF WFDT dt dV g W = = += )cos( sin)cos( 西北工业大学硕士学位论文 15 图 2.1 飞机地面滑跑受力情况 2.3.2.抬前轮段 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 23 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： 其中： SR滑跑距离 t滑跑时间 2.3.3.起飞空中段 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 )()( . hFF W DT g V h LOF = 抬前轮旋转角速度 R dt d )( t W DT VV dt d t tVVS RLOF RGLOF LOFRR = = = )/()( )( 2 1 西北工业大学硕士学位论文 16 式中： F（h）为高度无因次函数 10.7 米处航迹角2： 空中段速度增量： 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.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限制的最大起飞重 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、 LOFL L A LOF C d dC n dt d n DT W g V hF . / )( 2 1)( = += )()( . 2 FF G DT = )( 2 A A LOF LOF S h W DT V gS VV = 西北工业大学硕士学位论文 17 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，检查障碍物是否限制起飞重量。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 西北工业大学硕士学位论文 18 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 飞功率使用时间的限制，其最小总高度为 450 英尺。 该段飞机构形为： 襟翼：完全收至0 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：0 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 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。 西北工业大学硕士学位论文 19 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： 襟翼发动机功率 备注 起飞 15 正常起飞/起飞 单发时正常起飞功 率自动上调至起飞 起飞最后阶段 0 最大连续 航路 0 最大连续 进场 15 复飞用最大连续 着陆 30 复飞用正常起飞 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。 西北工业大学硕士学位论文 20 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：15 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： 起飞距离：2000m（见图 2.7） 。 参考零点距起飞滑跑起始点高度： 1%2000m=20m=65.6ft 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 西北工业大学硕士学位论文 21 障碍物距参考零点距离:3300-2000=1300m 参考梯度:0.026(见图 2.10) 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) 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 因此障碍物有限制。 假定一减小的起飞重量并重复步骤来确定受限制的起 飞重量。用下述方法可得到受限制的起飞重量：迭代或交 叉绘制重量与步骤给出的高度增量直至高度增量为零。 此示例受限制的起飞重量：21100kg 示例 2 分析如下： 同示例 1 步骤。 同示例 1 步骤。 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 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 限制所 达到的距离（见图 2.12） 。 参考梯度:0.026(见图 2.10) 第三段终点处距参考零点高度:1350ft(见图 2.12)。 第 三 段 终 点 处 距 参 考 零 点 水 平 距 离 （ 有5kn顺 风 ） ： 15400m(见图 2.12)。 注：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。 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：16200-25400=800m 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, 西北工业大学硕士学位论文 22 温度 ISA+5.94(12.7)确定第四段净梯度。 第四段高度增量：净梯度水平距离： 0.023800=18.4m=60.4ft 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)，因此不受限制。对于越障飞行高 度受限制的情况，假定一减小的起飞重量并重复步骤 ，通过与示例 1 相同的迭代或交叉绘图确定受限制的起 飞重量。 2.6 起飞分析结论 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限制。 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限 制起飞重量。 西北工业大学硕士学位论文 23 西北工业大学硕士学位论文 24 西北工业大学硕士学位论文 25 西北工业大学硕士学位论文 26 西北工业大学硕士学位论文 27 西北工业大学硕士学位论文 28 西北工业大学硕士学位论文 29 西北工业大学硕士学位论文 30 西北工业大学硕士学位论文 31 西北工业大学硕士学位论文 32 西北工业大学硕士学位论文 33 西北工业大学硕士学位论文 34 第三章 航路阶段分析 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 3.1 CCAR25 部对航路性能的要求 25.123 航路飞行航迹 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限制范围内的每一重 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。 西北