2015年新雇员训练课件-掌握飞机性能

引 概 国际标准大气 标准大气模型的建 温度模型的建 气压模型的建 密度模型的建 国际标准大气(ISA) 高度测量原 概 定 高度表调定和温度的影 高度表调定的修 温度的修 操作速 校准空速 指示空速 真空速 地速 马赫 真空速(TAS)的变 飞行力 飞机的限 飞行限 限制过载系 最大速 最小速 地面的最小控制速度： 空中的最小控制速度： 进近及着陆期间的最小控制速度： 最小离地速度： 失速速 最大结构重 飞机重量的定 最大结构起飞重量 最大结构着陆重量 最大结构零油重量 最大结构滑行重量 最小结构重 环境包 发的限 推力调定及EGT限 起飞推力限 起 引 起飞速 操作起飞速 发故障速度： 决断速度： 抬轮速度： 离地速度： 起飞爬升速度： 起飞速度限 最大刹车能量速度： 最大轮胎速度： 速度小 跑道限 起飞距 有关条例的背景情 起飞距离 起飞滑跑距离 加速停止距离 V1对加速--起飞/停止距离的影 可用起飞距 可用的起飞滑跑距离 可用起飞距离 可用加速停止距离 由于对正跑道而损失的跑道长 V1对受到跑道限制的起飞重量的影 爬升和物限 起飞飞行航 定 起飞航段和爬升要 最低和最高改平加速高 起飞转弯程 越 起飞总飞行航迹和净飞行航 直线离场时的越 转弯离场时的越 转弯时的梯度损 物时的起飞飞行航 起 外界因 气压高 对空气动力的影 对发的影 小 温 对空气动力的影 对发的影 小 跑道坡 跑道状况（干、潮、湿、被污染 定 对性能的影 飞机制造厂家的数 在湿的和被污染跑道上的起飞性 最大起飞重量的确 速度的优化过 标准的起飞重量图表(RTOW图表 灵活和降低额定功率减推力的起 灵活起 定 灵活起飞和跑道状 灵活温度的确 灵活起飞的程 降低额定功率减推力起 定 在降低额定功率减推力起飞情况下的最小控制速 降低额定功率减推力的起飞和跑道状 降低额定功率减推力起飞的程 航线上的限 航线上的故障情 发故 一般定 飘降程 总的和净的飘降航 起飞备降 一台发不工作时在航线上的越 横向间 垂直间 备降机 双发飞 60分钟的规 四发飞 90分钟的规 越障--两台 不工 备降机场--两台 不工 空中客舱增压故 氧气系 旅客氧气的要 飞行剖 最小飞行高 越障--客舱增压故 航线研 E.着陆限1.2.着陆航迹下没 着陆航迹下 3.着陆性..3.1.3.基准速度：.1.人工着3.2.2.自动着.1.进近爬3.3.2.着陆爬.1.气压高.4.3.跑道坡3.4.4.跑道状3.4.5.飞机形4.放行要4.1.所需着陆距离...自动着陆时（干跑道）4.2.复飞4.2.1.正常进4.2.2.IIIII4.3.5.空中的要求5.1.空中的.巡 概 引 燃油里 速度的优 所有发都工作时的巡航速 最大航程马赫数 巡航马赫数 经济巡航马赫数 恒定马赫 最佳巡航高 在马赫数恒定的情况 最大巡航高 在恒定高度上的极限马赫 最大巡航高 航线机动极 操作机动限 巡航优化：阶梯爬 爬 飞行力 定 爬升的方程 爬升梯度 爬升率 速度的极曲 爬升应 以给定的指示空速/马赫数进行爬升的法 以最大梯度爬 以最大爬升率爬 以最小成本爬 客舱高度的上 下降/等 飞行力 定 下降的方程 下降梯度 下降率 速度的极曲 下降的应 推力调 下降速 以给定的马赫数/指示空速进行下降的法 以最小梯度下降（飘降 以最小速率下 以最小成本下 紧急下 FCOM中的下降图 客舱高度的下 等 等待速 等待的应 燃油计划和管 JAR-燃油计划和管 燃油政 标准飞行计 对于孤立机场的程 不需要备降场的目的地机 决策点程 预定点的程 ETOPS程 燃油管 在着陆机场的最小油 在目的地机场的最小油 FAR-燃油计划和管 不同类型的运 燃油政 国内运 干线和补充运 对孤立机场的程 不需要备降场的目的地机 二次放行程 ETOPS程 燃油管 在着陆机场的最小油 附 附录1：高度测量-温度的影 附录2：起飞优化的原 起飞形 空 起飞速度的优 速度比：V1/VR和 V1/VR比的影 V2/VS比的影 优化过程的结 最大起飞重 起飞速 限制代 RTOW图表信 附录3：起飞性能 203 3.1.1.P.E.P. 3.1.2.TLO模 驾驶舱少纸化系统 附录4：缩略 航空的安全是共同努力的结果，一方面由国家进行规范，另一方面由制造厂商、航空公司和空通（ATC）予以。国家负责，以确保整个行业保持高的安全水平，它的主要强化就是制定和管理所编写的规章。这个控制过程包“国家管理”通常指的是飞机国的。例如，在，这个角色由联(FAA)扮演，而在法国则是“法国”(DGAC)。每个国家有其自己的规章，但方面则要考虑应用世界通用的规则。因此，在1948年创立了国际组织(ICAO)提供一个超国家的，来帮助确定一个推荐的最低国际标准。1944年2月7签署的芝加哥条约成为了世界的合法基尽管各个国家采用与飞机制造厂家（、欧洲、等）一起确定的主要的适航标准，但每个国家还有其自己的一套规章。例些国家（主要是欧洲）采用JAR-OPS1，而有的国家则遵守的FAR121。运行：包括技术运行规定（起飞和着陆限制、燃油计划等……），JAR-OPS1FAR121所有类型的飞机都有适航和运行规章。本书重点放在“大型飞机”上，也就是最大起飞重量超过5,700公斤的飞机。空客的性能文件明确地分为上述两类：适航和运行。(FCOM)AOM(运行手册中与飞机相关的部下表(表1)解释了大型飞机的规章基EUROPEFAR225JAR-FAR121表1：大型飞机的要JARFAR的取证和运行规定，引导出有关限制的建运行方面：描述运行方法、飞机计算机逻辑、飞行程序、的动作22 概标准大气模型的采用一组平均的条件，即：国际标准大气(ISA)。下图(图A1)解释了标准大气中温度的变化高度高度 同温高度对流层顶=3608986- 42---0A1ISA温15°C1013.25hPa1。海平面空气标准密度为1.225kg/m3。在对流层顶以下，温度以恒定的速率-6.5°C/1000-1.98°C/1000英尺随着高度变化。标准的对流层顶的高度为11,000米或36,089英尺。从对流层顶向上，温度保持恒定的-56.5°CISAISAT015°C288.15ISAISA(ºC)T01.98x高度(英尺ISAISA(ºC152x[高度(英尺ISAISA56.5ºC216.5这个ISA模型作为一个基准，用于比较真实大气条件和相应的发/飞机性能。因此，在给定的高度，大气条件被表达为ISA+/-ISA。高度=33,000英尺实际温度=-41ºC33,000英尺的标准温度为：ISA152x3351ºC，而实际温度为-41ºC，即：比标准温度高10ºC。结论：飞行条件为ISA+10PA=(PA=PA=8642 P图A2：气压高FL=(英尺(米表A1：用表格表示的气压高度dPdP=其 =高度h的空气密g=重力加速(9.80665m/s2)dh=体积单位的高dP=dh 其中R通用气体常数(287.053PP0=1013.25PPP0h)其中P01013.25hPa(海平面的标准气压)T0=288.15K(海平面的标准温度)=0.0065ºC/mg0=9.80665m/s2R=287.053J/kg/Kh高度注：在低空，气压每降低1hPa，气压高度大约增加28PPPg0(hh1)1其中P1226.32hPa(11,000米的标准气压T1=216.65K(11,000米的标准温度h1=11，000mg0=9.80665m/s2R=287.053h高度(米空气被假设为理想气体。因此，在给定高度，可以按以下方法获得标准密度(kg/m3)：P其中R通用气体常数(287.053J/kg/K)P以百帕为单位T为开氏在平均海平面0=1.225国际标准大气(ISA)

可以按以下表A2的方式，按高度提供国际标准大气的参数（高温压压力密音高(英尺==(米40-1239-1138-1137-1136-1035-1034-1033-1032-931-930-929-828-827-826-725-724-723-722-621-620-619-518-517-516-415-414-413-312-311-310-39-28-27+26+15+14+13+2+1+0+0-1+-表A2：国际标准大气概高度表（A4）就是气压计，它按照标准气压和温度法则进行校准。环境大气压气气压高PA=PAPAP图A3：环境压力和压力调 图A4：PFD上的高度表功假定处于标准条件，“指示高度”（IA）是以下两个气压面之间的垂直距离（A3）IAIAf(P环境f(P调定)IAPA环境PA调定高高高高QFEQNH调A5QNH高度测量的目的在于确保飞机相对地面以及飞机之间的相对余度。为此，通过高度表压力调定旋钮（A5）可以选择不同的运行压力调定值。QFEQFE时，高度表指示的是高于机注：空客飞机通常提供选择QFE的选QNH是平均海平面压力。QNH的计算是通过测量机场基准点的压力，然后按照标准压力的法则，换算到平均海平面.QNH调定值时，高度表指示高于平均海平面的高度（若温度是标准的）ISA条件下，Standard（标准）1013hPa.在使用标准设定值时，高度表指示的是高于1013hPa等压面（若温度是标准的）的高度。其目的在于在摆100后得到的数值，其前提QNH调定值和标准调定值之间的转换；若在下降时，则在过渡高度层进行（图A6）。起起进爬过渡海平下过渡1013图A6：过渡高高度表调定和温度的1013hPa时，真实高度很少与指示高度相等.这主要是由于海平面的压力通常不是1013hPa，及/或温度不等于ISA。真真实高度指示高度+28x(QNH[hPa]-在给定的指示高度飞行时，真实高度随温度增加而增加（A7）。真实高度和指示TATAIATAIAT实际温度（开氏TISA=标准温度（开氏）ISA+ISA+TA>TA=ISA-TA<在恒定的指示高度(IA)（SAT）时，真实高度（TA） 温度越低，你飞得越低FCOM中提供了下表（表A3：按温度进行的真操作飞机时使用了不同类型的速度。有些速度使飞行机组能够在相对临界区域保持一些余度的同时对飞行进行管理，而有些速度则主要用于导航和性能优化的目的。这就是为什么要在下面的小节中回顾航空领域所使用的一些速度类型。校准空速校准空速(CAS)是通过总压(Pt)和静压(Ps)的差值获得的。这个差值被称为动压(q)。由于无法直接测量动压，因而通过两个探头来获得（A8）。qq=Pt-静压探另一侧对称安装,以避免侧滑误副驾驶的在另一图A8：为了获得总压Pt，通过面向前方的管子来气流，这个管子被称为皮托管，用于测量冲击压力（图A9）。这个压力的测量考虑了给定飞行高度的环境压力（静态方Ps是通过一系列的垂直于气流的对称的静压探头来测量的。这个测量结果表CASCAS=f(Pt-Ps)=f总压传感器总压传感器:P气静压:P动压 q=Pt-A9CAS的确定过指示空速指示空速(I)是由空速指示器指示的速度。不管是什么飞行条件，若压力的测量ISC地情况（是否有地效）、风向和其他影响参数，会有一些测量误差，主要是静压。这就SIS(i)。IASIAS=CAS+真空速飞行中的飞机在气团中运动，而气团本身也在相对地球运动.真空速(T)表示的是飞机在一个与这个气团相关的运动的基准系统中的速度，或者简单地说成飞机在气流中的速度。它可以利用空气密度()(K)从CAS中获得。TASTAS (o/ K的TAS（图A10）。风风GS=DATAS=图A10：地马赫MM=aTAS=真空a=在当时飞行高度的a(kt)a(kt) SAT=以开氏温度计量的空气静(环境温度MM TAS 273+SAT(在对流层中以给定的马赫数飞行：当气压高度增加时， 减小，真空MMP q PsTTAS(Kt) 273SAT(真空速(TAS)isoMachisoCASTAS 以上图形(图A11)解释了在以恒定的CAS（300海里/小时）（M0.78）爬升时TAS相对气压高度的变化给定的CAS等于给定的马赫数的高度被称为交叉高度。4个力：推力、阻力、升力和重力。若飞机处于稳定平飞，可以获得以下等式（图A12）：稳定平飞的推力(T等于阻力(D½SV2CD)(mg(L½SV2CL)升力升力=图A12：稳定平飞时的力平mg½STAS)2其中mg=空气密度S=机翼面积CL½STAS)2其中CD阻力系数CD是迎角()、马赫数(M)和飞机形态的函0.7P0.7PSSM20.7PSSM2其中PsP0的函数其中P0=Ps

0.7PSM 0.7PSM 在飞行过程中，机体必须承受由发、空气动力载荷和惯性力等产生的力。在限制过载JAR25.301分部CJAR25.303CJAR25.305CJAR25.307CJAR25.321CJAR25.1531分部

FAR25.301分部CFAR25.303分部CFAR25.305CFAR25.307CFAR25.321CFAR25.1531分部 载(a)强度要求是用限制载荷（预计使用中的最大载荷）和极限载荷（限制载荷乘以预先确定的安全系数）来规定的。除非另有提供，否则预先确定的载荷就是限制载荷”。“JAR/FAR25.321飞行载(a)飞行过载系数表示的是空气动力分量（垂直作用在假定的飞机纵轴上）与飞机重力的nnznz=1(例如直线平飞)时之外，飞机的表现重力不等于真实重力(mg)：nz.m.g在某些情况下，过载系数大于1（转弯、改变状态、紊流）。在其他情况下，它可能小于1（扰流）。飞机结构的设计很明显要能够抵抗这些过载系数，一直要达到条例规定的极限水平。结果，就要定义过载系数限制，以便飞机能够在这些限制范围内运行而又不会使其结构承受性变形。导致结构破裂的极限载荷通常是限制过载系数的1.5“JAR/FAR25.1531机动飞行的过载必须建立不超过按照25.333(b)节的机动图表确定的正的限制过载系数的过载系数限光洁形光洁形 …-1gn缝翼放 0gn最大JARJAR25.1501分部 FAR25.1501分部“JAR/FAR25.1501概必须建立25.1503至25.1533节中规定的每项操作限制和安全运行所需的其他限制JAR25.1503分部GJAR25.1505分部GJAR25.1507分部GJAR25.1511分部GJAR25.1515分部GJAR25.1517分部

FAR25.1503分部GFAR25.1505分部GFAR25.1507分部GFAR251511分部GFAR25.1515分部GFAR25.1517分部G“JAR/FAR25.1503空速限当空速限制是重量、重量分布、高度或马赫数的函数时，必须建立对应这些因素的每个关键组合的限制。”A320-JARFAR25.1505分部VMO=350kt(IAS)MMO=M0.82VMOMMO是在任何飞行阶段（爬升、巡航JAR/FAR25.1511分部 230 215 200 185 177JAR/FAR25.1515分部 VLORET(起落架操作：220ktVLOEXT(起落架操作：250ktVLE(l轮放下280kt/MVLO：起落架 VLO/VLO(EXTVLO(RET)JAR/FAR25.1515分部 VLE：带轮飞 最小JARJAR25.149分部 FAR25.149分部“JAR/FAR25.149最小控制VMCG，地面最小控制速度，是起飞滑跑时的校准空速，在这个速度，当关键发突然不工作时，仅靠主要空气动力控制就可以对飞机保持控制（不用前轮转弯），使用正常驾驶技术就可以安全起飞.。在确定VMCG时，假设所有发都工作时飞机的加速航迹是沿着跑道中心线的，其航迹从一台关键发不工作开始时的点到方向恢复到与跑道中心线平行的点之间，横侧偏离跑道中心线的距离在任何一个点都不超过30英尺。” VM横侧偏差小于30英B1“VMCG时，要工作的发处于最大起飞功率或推力重量是起飞重量范围内最不利的重量。JARJAR25.149分部 FAR25.149分部“JAR/FAR25.149最小控制VMC[A]是校准空速，在这个速度，当一台关键发突然不工作时，在该发保持不工作的状态下，仍能够保持飞机的控制，并且可以利用不大于5度的坡度角保持飞机即使下列情况下，VMC[A]也过1.2VS发处于最大可用起飞功率或推力除了起落架收上外，离地后，飞机处于飞行航迹上存在的最严重的起飞形态；飞机已在改出过程中，飞机不会出现的姿态或需要特别的驾驶技术、警惕或力量来防止航向变化超过20度。”B2JARJAR25.149分部 FAR25.149分部“JAR/FAR25.149最小控制VMCL，所有发都工作时进近和着陆的最小控制速度，是校准空速。在这个速度，当关键发突然不工作时，仍可以利用工作的发对飞机保持控制，并且可以以不大于5º的坡度角保持飞机平直飞行。必须按下列条件确定VMCL：飞机处于所有发都工作时进近和着陆的最严重的形态（或由申请人确定，采）；飞机处于所有发都工作的进近配平位置工作的发设定为复飞推对于有三台或四台发的飞机，VMCL-2，一台关键发不工作时进近和着陆时的最小控制速度是校准空速，在这个速度上，当第二台发突然不工作时，在两台发动机不工作时，仍然能够保持对飞机的控制，并且可以利用不大于5度的侧滑角保持飞机平直飞行。确定VMCL-2时所用的条件与[确定VMCL时相同，除了]：飞机按一台关键发不工作时进近进行配平当一台关键发不工作时，工作发的推力需要保持3度的进近航迹 在第二台关键发不工作后，工作发的推力立即快速改变，从[原来]的最小推力[然后复飞推力设定值在验证VMCLVMCL-2时……必须有足够的横侧控制使飞机从开始的稳定平直飞行状态以20度的坡度滚转，在不超过5秒钟的时间内，开始向不工作发的反方向转JARJAR25.107分部 FAR25.107分部“JAR/FAR25.107起飞速VMU是校准空速，当等于或高于它时，飞机可以安全离开地面并继续起飞在试飞验证，在低速时(80-100kt)，带杆到面空气动效率的极限位置。飞机慢慢抬前轮到一个获得最大升力系数的迎角，或者，对于受几何形状限制的飞机，抬前轮至机尾擦跑道（机尾装有防擦保护装置）。然后，保持俯仰直至飞机离地（图B4)所有发都工作时：VMU一台发不工作时：VMU(N-在一台发不工作的情况下，VMU(N-1)必须确保安全的横侧控制，以防止 VMUVMU(N)VMU(N-随着迎角的增加，流过机翼的空气速度将增加，这样，空气压力降低，升力系数增加。空气压力迎角机翼上的空气速度 升力系数因此，升力系数随迎角的增加而增加。在恒定的高度飞行时，升力系数的增加表示所需地速的减小。诚然，升力必须要平衡飞机的重力，这个重力在给定的时间里可以迎角迎角 CL重力=½STAS)2CLS=常数CLTAS速度不能低于一个最小值.超过某个迎角后，气流开始从翼型上分离（ B5）VV图B5：气流分B6表明，升力系数增加到增加到最大升力系数(CLmax)，并在迎角增加超过某仍然等于1（JAR25参考失速速度）。小于1（FAR参考失速速度）。CLn=n<(n迎角CAJAR25.103分部 “JAR25.103失速(a)参考失速VSR是由申请人确定的校准空速。VSR不能小1-g的失速速度。的表达式VVnVCLMAX=[最大升力系数的速度VS1g]nzw=在VCLMAX时飞行航迹的正常过载JAR2515次修改(200010月)VSRVs1g相同JAR25以前的版本中VSVS1g的直接关系，以便确Vs取证的机型和按VS1g.取证的机型间的连续性。JAR中，VsVs1gVVS=0.94xVSRVS1g FAR25.103“FAR25.103失速VS是校准的失速速度或以海里/小时为单位的最小稳定飞行速度，在这个速度上，在失FAR25根本没有参考1-g的失速速度要求。尽管如此，空客的电传飞机得到FAAJAAVS1g作为参考失速速JAR25.25分部BJAR25.473分部CJAR-OPS1.607分部

FAR25.473分部AC120-飞机重量的体的设备项目的重量。它实质上是个“干”重量，只包括封闭系统中的液体零油重量(ZFW)：总商载（商载包括货物、旅客和旅客的行李）与干操作重量着陆重量(LW)：目的地机场着陆时的重量。它等于零油重量加上储备油起飞重量(TOW)：在出发机场起飞时的重量.它等于目的地的着陆重量加上航TOWTOWDOW商载储备油LWDOW商载ZFWDOW图B7：飞机的重最大结构起飞重量起飞重量(TOW)一定过最大结构起飞重量(MTOW)。MTOW是按照空中结构抗荷标准、垂直速度等于-1.83米/(-360英尺/分)着陆冲击时起落架和结构的抗荷标最大结构着陆重量着陆重量（LW）受到垂直速度等于-3.05米/(-600英尺/分)着陆冲击时的载荷实实际LWTOW航程油或实际 MLW+航程最大结构零油重量 当机翼中的燃油量最小时，作用在翼根的弯矩最大（B8）。在空中，机翼中mWF减少。结果，当油箱中没有燃油时，需要限制重量。这个限制值被称为最大零油重量 LL图B8：由于燃油的重量减小了机实际实际 TOWMZFW最大结构滑行重量最大滑行重量(MTW)受到减震器上应力以及在地面转弯期间可能受到的弯矩的MTWMTW滑行油JARJAR25.25分部 FAR25.25分部最小重量是由申请人选择的最低重量，且这个重量可以满足各种加载条件和JAR/FAR25部的适用的飞行要JARJAR25.1527分部 FAR25.1527分部必须根据飞行、结构、动力装置、功能或设备特性建立环境温度极限和允许运行的高”这个决定的结果，就是所谓的环境包线，它规定了气压高度和温度限制。在这个下图(B9)是A320环境包线的例子，在飞行机组操作手册（FCOM）中

B9A320的环境包推力调定EGTJARJAR25.1521分部 FAR25.1521分部发限制的主要原因是排气温度（EGT）的限制（ B10）图B10：发的限发故障时为10分钟，所有发都工作时为5分钟。复飞 推力是复飞时的最大可用推力。时间限制与起飞时相同最大连续推力(MCT)是可以在空中无限使用的最大推力。在发故障时必须选择，因为受到时间限制TOGA不再可用。起飞推力图B11展示了对于给定型号的发，气压高度和外界大气温度对最大起飞推力在给定的气压高度上，当温度低于所谓的基准温度(Tref)或平推力温度时，它对发的起飞推力没有影响。高于基准温度，发的推力受到排气温度（EGT）的限PA=0ftPAPA=0ftPA=2000ftPA=8000ref取决于) (PA= 起机组总是应该考虑到在起飞时出现发故障的可能性，而且一旦发生这样的故障，应该有恰当段来确定最安全的程序。地地面空中离抬前图C1：：起飞剖在地面加速阶段结束时，带杆开始抬前轮.在这个阶段，保持加速度并增大如上所述，确定性能时必须考虑地面加速阶段可能出现发故障。对于按JARJAR FAR“JAR/FAR1.1：“关键发”指的是其故障会对飞机性能或品质产生最恶劣影响操作起飞JARJAR25.107分部 FAR25.107分部(a)(1)VEF是校准空速，在这个速度上，假定关键发故障。VEF必须由申请人选择，但不能小于VMCG。”JARJAR25.107分部 FAR25.107分部

V1(a)(2)V1，由校准空速表示，由申请人选择；不过，V1VEF加上在加速--停止实验中，从关键发故障发生开始到发现故障并开始采取第一个措施动作（例如：刹车、收油门、放板）期间的速度增加值”。V1可以由申请人选择并假定发故障发生在VEF。从发在VEF故障到飞行员在V1时判断发现故障之间所考虑的时间为1秒钟。这样：VVMCGVEF故障被继起中起图C2：决断速加速时，在主飞行显示器(PFD)的速度刻度带上用“1”表示(见图C3)。C3PFD提供的信JARJAR25.107分部 FAR25.107分部VR，以校准空速表示，[…]不得小105%能够保证在高于起飞表面35英尺之前就达到V2的速度以最大适用速率抬前轮可以达到[令人满意]的VLOF的速度。VVR1.05JARJAR25.107分部FAR25.107分部BFARAC25-VLOF是指飞机刚刚升空时的校准空速。(e)[…]在所有 都工作的情况下，VLOF[一定]不得小于110%的VMU且不得小105%的按一台 不工作的情况下的推重比确定的VMU。“JAR25.107(JAR有效(e)[…]在离地性能受到飞机的几何外形或升降舵的效率的限制时，在所有发都工作时，余度可以放宽到108%；一台发不工作时，可以放宽到104%。”“AC25-7A(FAR有效对余受几何外形限制的飞机，§25.107(e)110%VMU可以被减小到从运行上讲可以接受的108%，但前提是几何形状受限制的飞机具有相当的适航性。”与大部分飞机一样，空客飞机一般来说是受几何形状限制的。对于这些飞C1JRFR的不同之处：VLOF1.04VMU(N-VLOF1.08VMUVLOF1.05VMU(N-VLOF1.08VMUVLOF1.05VMU(N-VLOF1.10VMU

JARJAR25.107分部 FAR25.107分部V2min，1.13VSR1(JAR)1.21.10

(FAR)--对于以涡喷发为动力的V2，以校准空速表示，必须由申请人选择，至少应提供JAR25.121(b)所要求的爬升V2min;VR加上在起飞跑道表面上空达到35英尺之前获得的速度增量。(见图C3)。V2V21.1V21.13Vs1g(飞机V21.2 起飞速度1在中断起飞时，刹车必须吸收并耗散对应决断点的飞机动能(1/2.TOW.V2)1JARJAR25.109分部 FAR25.109分部(h)为了演示最大刹车动能下的加速--停止距离，必须在每个飞机机轮刹车上使用剩余允许磨损范围不超过10%的刹车进行飞行实验。”刹车具有最大的吸收能力，一般称为最大刹车能量。为了进行取证，必须用磨损的刹车（仅对后期增补42）制为最大值(MBE)。这样，对于给定的起飞重量：VV1轮胎的制造厂家规定了可以达到的最大地速，以便限制可能损坏轮胎结构的离心VVLOFV速度下图解释了取证速度(VS1G，VMCG，VMCA，VMU，VMBE，VTIRE)和起飞操作速度(V1，VR，VLOF，V2)间的关系和规章方面的余度。VM

1.05

VM

1.13V1.1

351.08VMU1.041.05VMUN-

图起飞FAA颁布了25-42FAR25部的增补条款后，发生了重大的变化。这项增补于197831日生效，修订了起飞性能标准并使它们更加严格。钟的连续加速，而接下来才是采取任何将飞机停下来的动作。同时，它还引入了对所有发都工作时的加速停止距离的注解。这样，对于在增补25-42生效后申请审定的飞机来说，其加速停止距离就变长了。由于没有抵触，所以A320是第一个、也是25-42的标准进行型号审定的飞机，尽管与其没有按照标准进行设计的竞争对手相适航标准掌握的不一致导致了的国际贸易形势，影响到A320后续设计的竞争性.19906月的年会上，FAAJAA同意在不会严重影响安全的情况下，联合评估当前的性能标准，以减少以上探讨的不公正情况。19923月，JAA25B，D，G-244(NPA：“加速停止距离和相关性能事项1993年7月，FAA93-8号规章制定建议通知(NPRM)。NPAMPRM中建议修改的规定完全是一样的，也就是我们常说的后续增补42。总结起来看，NPA244NPRM93-08(42)建议在规定方面做以下–在获得行业的反馈后，200010月，NPA244JAR25（15）；19982NPRM93-08被加FAR25中(增补25-92).以下小结中提供的定义参照了的适航标准（即：后续增补42）。先期增补 ：A300，A300-600，增补25- ：后续增 ：A318，A319，A3201，A321，A330，JARJAR25.113分部 FAR25.113分部TODN-135英尺所覆盖的距离，假设关键发的故障在在VEF时发生，在V1时被判明。1.15TODN干=115%的从松刹车开始到飞机高于起飞表面上空35英尺所 TODTODmaxofTODN-1干1.15TODN干TOD干干跑道上的起飞距离（见上面TODN-1=15英尺所覆盖的距离，35V2速度，假设关键发TOGAN-V=TOGAN-V=VEFVR3515TODN-1(湿 TODN-1(干 V=VR35TODN(干1.15TODN(干故有关键TODTOD={TOD干TODN-1湿}没有故C5JARJAR25.113分部 FAR25.113分部干跑道上的起飞滑跑大于以下值(图TORN-1=VLOF点(离地点)35英尺点之间的等距点的距离，假设关键发的故障在在VEF时发生，在V1时1.15TORN115VLOFTORTORTORN-1干1.15TORN干TORN-1=15英尺所覆盖的距离，35V2速度，假设关键发动机的故障在在VEF时发生，在V1时被判明.TODN-1湿。1.15TORN115VLOFTOGAN-V=VEFVR3515TORN-1(干TORN-1湿TORTORTORN-1湿1.15TORN湿}关键故发发V=VR35TORN干或湿 图C6：有道的起飞滑跑距离对于湿跑道，一台发不工作时的起飞滑跑距离总是等于一台发不工作时的起飞距离（15英尺)TOR更具有限制力（TORA小于TODA），道不会给湿跑道带来任何性能上的好处。JARJAR25.109分部 FAR25.109分部干所有飞机都工作时将飞机加速到个中断起飞的动作，从VEF加速到V11；飞机完全停下来23加上恒定的4以V1速度运动21VEFV1之间的延迟13在干跑道上，不应该使用反推来确定ASD（加速停止距离）3在干跑道上，不应该使用反推来确定ASD（加速停止距离）4先期增补 干所有飞机都工作时将飞机加速到假定在V1时采取了第一个中断起飞的动作在所有发都工作时达到飞机完全停下来加上恒定的以V1速度运动2ASDASD={ASDN-1干ASDN干}湿ASDTOGAN-+用刹VTOGAN-+用刹V=VEFV1V=2ASDN-1(干或湿TOGA+用刹V= 2V=ASDN(干或湿关键发ASDASD湿={ASD干ASDN-1湿ASDN湿}中的最大发图C7：：加速停止距离对于给定的起飞重量，V1TODN-1TORN-1减小。这是因为当V1速度较大时，全发加速的阶段要长些，结果，当发在VEF，发生故障时，以较短的距离在35英尺高度上就可以达到相同的V2速度。另一方面，由于没有发故障，TODN和TORN与V1无关，这样，对加速阶段和达到35英尺所需的距离就没有影响。相于给定的起飞重量，V1的任何增加都会导致ASDN-1和ASDN的增加。长些，而且以恒定V1运动2秒的航段也要长些。结果，可以画出起飞/中断起飞距离与V1的函数关系图。这个图清楚地表明，在V1V1”，而相应的距离则被称TODTORTODN-TORN-平衡可用起飞JAR-OPS1.480分部 (a)(9)可用起飞滑跑距离(TORA)：由适当的宣布可以用于飞机起飞滑跑的跑道长C9)C9TORAJAR-OPSJAR-OPS1.490分部 FAR121.189(c)(3)分部(b)(3)起飞滑跑距离不得超过可用起飞滑跑距离。TORTORJARJAR1.1概述定 FAR1.1概述定 道平面表示，从跑道端头开始延伸，上坡坡度不超 1.25%或等于0.66米（26英寸），而且它们的位置应该在跑道的两侧。JAR-OPS1.480分部 (a)(7)可用起飞距离(TODA)：可用起飞滑跑距离的长度加上可用的道的长度。6666物1521/2TORA(最大C10TODA定JAR-OPSJAR-OPS1.490分部 FAR121.189(c)(2)分部(b)(2)起飞距离不得超过可用起飞距离，在有道时，道不得超过可用起飞滑跑距TODTODJARJAR1.1概述定 FAR1.1概述定JAR-OPS1.480分部 (a)(1)可用加速停止距离(ASDA)：可用起飞滑跑长度加上停止道的长度，前提是机场宣布停止道可以在主要运行条件下承载飞机的质量。”=JAR-OPSJAR-OPS1.490分部 FAR121.189(c)(1)分部(b)(1)加速停止距离不得超过可用加速停止距离。ASDASD飞机通常从相交的滑行道进入跑道。飞机必须转弯以便对正起飞方向。FAA条例中没有明确要求营运人考虑用于在跑道上对正起飞方向所用的距离。与此相反，JAA的条JAR-OPSJAR-OPS1.490分部GIEMOPS1.490(c)(6)[…]营运人必须考虑因在起飞前对正跑道而造成的跑道长度的损失，若有的话。

起飞距离/起飞滑跑(TOD/TOR)C12中的距离“AC12中的距离“B”所 图C12对于具有偏置起飞或有足够转弯机坪的跑道，应该不需要进一步的调整通常需要90180°(2C3)包含了由于90进入跑道和在跑道上进行180转弯而导致的对于加速起飞(TODTOR)和加速停止(D)两种情况的最小对正距离调整。有关进一步的详细资料，请参阅空客的性能手册（M）。90度跑道的进TODAA300所有型A319所有型A330-200(ModA330-200(ModA330-300(ModA330-300(ModA340-200(ModA340-200(ModA340-300(ModA340-300(ModA340-A340-°跑道头跑道头加速停止距离调整起飞距离调整C13：90°行180转义对正距离**TODATODAA330-200(ModA330-200(ModA330-300(ModA330-300(ModA340-200(ModA340-200(ModA340-300(ModA340-300(ModA340-A340-*180度转弯并对正跑道中线所需的对正距离。图上指示了所需的最小跑道宽度(图C14，左侧)。1/2调180考虑到跑道的要求(TORTORA、TODTODA、和ASDASDA)，对于每项跑道限制可以找出一个最大起飞重量(MTOW)。例如：若对于一个给定的起飞重量TOD等于正如前面所看到的，对于一个给定的起飞重量，V1的任何增加都会导致TODN-会导致MTOWTOD(N-1)和MTOWTOR(N-1)的增加以及MTOWASD的减小，但对MTOWTOD(N)和MTOWTOR(N)没有影响下图(C15)提供了受跑道限制的加速--起飞/V1的函数关系。该图清楚地表明，最大起飞重量是在特定的V1范围内达到的。范图C15：受跑道限制的起飞重起飞飞行JAR25.115分部FAR25.111BFAR25.115起飞航迹从飞机的一个点开始，延伸到飞机达到以下高度的点高于起飞表面1500ft；或从起飞到入航的形态1转变已完成且已达到最后起飞速度2；“JAR/FAR25.115起飞的航迹从起飞距离结束后高于起飞表面35ft处开始。在定义起飞航迹和起飞飞行航迹时，假设飞机在地面加速到VEF，在该点，关键发不工作并在后续起飞过程中一直不工作。此外，在高于起飞表面35英尺之前必须V2速度，且飞机必须继续以不小于V2的速度上升到高于起飞表面400英尺。JARJAR25.121分部 FAR25.121分部起飞航迹可以被划分为几个航段。各个航段都以形态、推力、和速度的显著变化为特点。此外，飞机的形态、重量和推力必须对应该航段最关键的主要条件。最后，航迹必须以没有地效的飞机性能为基础。一般而言，当飞机达到等于其翼展的高度时，就第一航段1,50040035VEFV1VRNN-1缝翼/图C16：起飞航迹和各个航段的在VEF后发生发故障后，不管运行条件如何，飞机必须按JAR/FAR下表(C4)总结了四个起飞航段中的不同要求和飞机状态：一台发不工作时要求的最小爬升梯度、襟翼/缝翼形态、发额定推力、速度基准、起落架形态……(N-发--(400英尺V2加速到绿收表C4：起飞航段特JARJAR25.111分部 FAR25.111分部(c)(3)从飞机达到高于起飞表面400英尺开始，沿起飞航迹的每个点的可用爬升梯度不1.2%--对于双发飞机1.7%--对于四发飞机400400一个最小爬升梯度，它在平飞时可以被转变为加速能力。因此，规定的最低改平加速高40英尺。尽管如此，但在加速航段，随时都必须确保越障。因此，运行中的最低加速高度400(16)。经过认证，最大起飞推力(TOGA)，在起飞发故障时最多可使用10分钟；所有发都工作时，最多可使用5分钟。确定最高改平加速高度(图C16)。有些机场位于充斥着物的环境中，这样就可能要求转弯加入特殊的离场程JAR和FARJAR-OPS1.495分部 (c)(1)在起飞净航迹达到等于一个半翼展的高度但不少于高于可用起飞滑跑长度端头的标高50英尺之前，不允许航迹变化。”小高度=A300-44.84m(147ft1A310-43.90m(144ft1半翼展7334.10m(111ft10半翼展56A330-60.30m(197ft10半翼展99A340-60.30m(197ft10半翼展99A340-63.50m(208ft2半翼展105表C5：可以开始改变航迹的最低高(c)(1)然后，在400ft之前，飞机的坡度不得15°。高400ft后，坡度可以超15°，但不得超过25°。”(C6)(c)(3)根据的批准，营运人必须使用特殊的程序，在200英尺至400英尺之间，增加坡度到不大于20º；或在400英尺以上，增加坡度到不大于30º”。200ft400表C6 FAR121.189“FAR(f)为了本节的需要，假设飞机在达到50英尺高度之前不压坡度，[…]，因此，最大坡度不超过15度1”越在大部分的时间里，跑道周围有物，在起飞前必须加以考虑，以确保飞机能够飞越它们。在起飞航迹中，必须考虑飞机和各个物间的垂直余度。这个余度基于JARJAR25.115分部 FAR25.115分部[…]在起飞距离端头高于起飞表面35英尺开始[到起飞航迹结束建立净起飞航迹时，在实际[总]0.8%--对于双发飞机1.0%对于四发飞机表C7：梯度损失在第一、第二和最后起飞航段中，必须考虑净航迹和总航迹间的梯度损失(图第 第航 航第航最航1,500353535VefV1VrVlof NN-1C17净起JAR-OPSJAR-OPS1.495FAR121.189(d)(2)(a)营运人应保证净起飞飞行航迹能够以最少35英尺的垂直距离越过所有的物。2.4%。但是，根据条例，净航迹必须以至少35英尺的高度飞越任何物(图C17)。这就可能在有时要2.4%，结果，可能需要相应减小最大起飞重量。这就是一个再强调一次，JARFAR对转弯期间的越障余度有不同的规定。由于坡度被限制为15º，FAR的条例没有针对转弯期间的垂直余度做出任何额外的考虑。所以，以下的规定纯粹是JAR-OPS：JAR-OPS1.495分部 (c)(2)当飞机坡度大于15°时，净起飞航迹的必须以至少50英尺的垂直距离越3550表C8：净航迹 果产生的力被称为“惯性力”(Wa)，其大小等于过载系数乘以重量(nz.W)。Wa=W=m图C18：转弯期间的过考虑到上 C18，可以用坡度角()将过载系数(nz)表达如下nnz11。这可导致爬升梯度的损失，因为%1nz重力AMC-OPS “AMCOPS(c)(4)飞机飞行手册一般要提供在以15°的坡度转弯时的爬升梯度减量。当坡度角小于时，除非制造厂家或飞机飞行手册提供了其他的数据，否则应该按比例采用一个值。如图C19所示，在空客飞行手册（AFM）和空客的性能手册（PPM）中提供图C19：梯度损失与坡度角（A320系列示例在空客的电传飞机上，在起飞一台发不工作时，自动驾驶仪将坡度角限15°。有些发失效的标准仪表离场程序(EOSID)20°20°以上的坡度角转弯。在必须使用15°以上的坡度时，必须人工飞行。尺（当坡度大于15度时为50英尺）的垂直余度飞越影响最大的物。B35A图C20： 物A(图C20)要求第二航段最小净梯度，因此，也要求第二航段最小总梯B400英尺和最高改平加速高度(TOGA10分钟)之间。最低改平加速高度确保净飞行航迹和物之间的垂直间隔至少为35英尺(50英尺)。起飞起飞区指的是起飞航迹周围的一个区域，在这个区域内，所有投影到希望使用的航迹内的物都必须除去。这个区域的外形，也称为离场扇区，在JAR和FARJAR-OPSJAR-OPS1.495分部GAMC-OPS1.495(a)营运人应保证净起飞航迹越过所有的物[……]，水平距离至少是90米加0.125xD，其中D 是飞机从可用起飞距离端头或起飞距离端头（若在可用起飞距离结束前转弯）运动的水平距离。对于翼展小于60米的飞机，可以使用半个飞机翼展加上60米再加上0.125xD的水平越障间隔。)离场航段开始时的半宽(1/2A300-44.84m(147ft183m(271A310-43.90m(144ft182m(26934.10m(111ft1078m(253A330-60.30m(197ft1090m(296A340-60.30m(197ft1090m(296A340-63.50m(208ft290m(296表C9：JAR-OPS对于那些计划航迹不需要航迹变化超过15°的情况，营运人不需要考虑横侧距离超过300米--若能够保持所需的导航精度通过物区域；或600米--对于所有条件下的飞行。对于那些计划航迹需要航迹变化超过15°的情况，营运人不需要考虑横侧距离超过下600米--若能够保持所需的导航精度通过物区域；或900米--对于所有条件下的飞行。AMC-OPS1.495对要求的导航精度作出了定义.它可以通过导航台获得，也可以在目视飞行（VMC条件白天飞行）时通过外部参考获得。下图C21和C22代表的是JAR-OPS的离场12.5%123 123米 300600125%(71D23123 FAR121.189“FAR(d)(2)驾驶涡轮发为动力的类飞机的不允许在飞机重量超过飞机飞行手册中所列重量的情况下起飞[……]，这样可以保证能够越过所有物的净起飞航迹[……]在机场边界内以至少200英尺的水平间隔，在通过边界之后以300英尺的水平间隔飞越障 1/2E=200而每天的MTOW可能差别非常大。JAR25.105分部BJAR25.237分部B

FAR121.189eIFAR25.105BFAR25.237B(c)[在确定最大起飞质量时]营运人必须考虑以不超过50%的报告的顶风分量或不小于150%风沿跑道轴线的风分量是一个影响起飞的重要因素。它影响起飞地速，因而影响起图C24：顶风对地速的影MTOW50%150%的实际顺风分量。这个条件构成空客性能的一部分，所以营运人只需要考虑实际风分量来确定JARJAR25.237分部 FAR25.237分部必须为干跑道建立经过验证可以安全起飞和着陆的90°的侧风风速分量，它至少必须20海里/小时或0.2V1，选大的一个，不需要超过25海里/小时的情况除外。”25海里/小时侧风时起飞和着陆的安全性.经过验证的最大值必须在飞机飞行手册中。气压度减小。重量重量mg升力1STAS22L对发的影 起飞距 起飞爬升梯 温当外界大气温度(OT)增加时，空气密度降低。如上所述，真空速(TAS)必须增加以补偿空气密度的降低。结果，起飞距离增加。对发的影起飞推力(TOGA)OAT高于这个温度，推力开始减小(图C25)平额EGT限图C25：发推力与外界大气温MTOW跑道坡空客飞机基本上都是按在坡度为-2%到+2%间的跑道上起飞来进行审定的。尽管如此，对于在特殊跑道上的运行，这些值可以被扩展到更高的限制值，但由于它需要额从性能上看，上坡的跑道降低了飞机的加速能力，结果，增加了起飞距离。另一方面，在中断起飞时，停止距离缩短了。这就是为什么要依靠起飞性能限制来判断，上TOMO。上坡上坡起飞距 加速停止距离下坡跑道状况（干、潮、湿、被污染JAR-OPS1.480分部 前面的性能问题只与干和湿跑道有关。但是，污染物也影响起飞性能，在起飞重量计算必须考虑下面的小主要 起飞时可能到的各种道状态。(4)干跑道：干跑道是既不湿又未被污染的跑道，包括那些经过铺筑的跑道，专门准备(3)潮跑道：当跑道的道面不干燥时就被认为是潮的，但是，道面上的湿气不得形成反FAAJAR-OPS1.475陈述说，就起飞性能而言，潮跑道等同于干跑道。最近，JAR25JAR-OPS研究组得出结论，就摩擦系数()1而言，潮跑道更接近于湿跑道而不是干跑道。截止今天，正在一个JAA的建(10)湿跑道：当道面覆盖有水或相当的物质[深度小于或等于3毫米]，或道面上有足够的湿气引起反光时但又没有显著的积水区时，跑道被认为是湿的。”换言之，只要有反光表面，但又没有因道面的一部分积水而产生滑水的风险时，3毫米。2(介于干和湿之间）D的改善，有时可以得到高于光滑的湿跑道的起飞重量。尽管如此，空客的飞机飞行手册并没有为这些类型的跑被污染的跑道：当被使用的跑道所要求的长度和宽度内的25%的道面区域被以下物融雪：被雪饱和的水.5C时会遇到，其密度大约为0.85公斤/(7.1磅/美加仑)。公斤/3.35磅/美加仑)开。其密度大约为0.2公斤/升(1.7磅/美加仑)。冰：摩擦系数小于或等于0.05摩擦力的关系(图C26)。速干/2干(((ESDUJAR/FAR25.109的后续42引入。建议的湿计算方法考虑了轮胎压力、轮胎磨损状况、跑道类型和试飞所验证的防滑效率。污染(水和融雪)是从以试飞为基础的增补中得到的.ESDU模型涉及以上雪冰有效的和报告的机场在一个被称为“SNOWTAM”的文件中污染跑道的信息，它包括报告的SkidometerSaab摩擦测试机(SFT)MU-MeterJames刹车计(JDB)、Tapley计、对角刹车器(DBV)。关于这些测量设备的进一步的信息可以参看ICAO的机场服务手册，第2部。轮胎磨损、轮胎压力、防滑系统的效率和……地速。获取有效的惟一方法是在相同的另一个解决方法就是使用上述的一种车辆，但它们要以比飞机慢得多的速度和小得多的重量运行。然后，就是如何将从这些测量设备上得到的数据（报告的）（有效的）联系起来。目前，科学家在为本行业提供可靠和万能的数据方面是不成功的。实验和研究仍在进行当中。这就是为什么空客的污染跑道的信息是污染物类型和深度的函数，而不是飞机有效IEMOPS1.485分部 “IEMOPS若按照经过测量的跑道摩擦系数确定性能数据，营运人需要使用一个将测量的跑道摩擦系数与该机型在现有跑道条件所要求的速度范围的有效的刹车摩擦系数联系起来的程序。”降水所以，对率的影响就导致了要将液体污染物的深度限制到一个最大值。另一方面，对于被硬质污染物覆盖的跑道表面，只有摩擦系数(有效)受影响，因此，滑水跑道上有水会在轮胎和跑道之间形成一层水膜，导致干燥区域的减少(27).在高速时，这个现象变得更加严重，因为不能将水从轮胎和跑道间挤出去。滑水（或水上滑行）是这样一种情况，飞机轮胎在很大程度上被一层薄的液体膜与跑道表面分离.在这些情况下，摩擦力下下降到几乎可以忽略的值，机轮刹车和用于方向控制的前轮转弯实际上失效了。转转干跑水被污染图C27 V(kt)34其中PT=轮胎压=污染物JAR “JAR(a)(c)制造厂家必须用经过批准的文件，以指导材料的形式，提供有关被积水、融雪、松雪、积压雪或冰污染的跑道的补充性能信息，以帮助营运人制定适当的指南、建议或指令，供其飞行机组在污染道面上运行时使用。”“JAR(d)[污染跑道]的信息可以通过计算或实验获得。<3mm(0.12312.7mm0.5<2mm(0.08212.7mm0.5<4mm(0.16425.4mm1<15mm(0.591550.8mm2//表C10：加速停止JAR 起飞距离和起飞JARJAR25X1591IEM-OPS1.495(b)起飞飞行JAR-OPS1.495分部IEM-OPS1.495分部GJAR25.115FARFAR(a)净航迹必须以35物。“JAR起飞飞行航迹从起飞距离端头起飞表面以上35英尺处开始。在湿的或污染跑道上，屏障高度（TOD结束时的高度）为15英尺。净起飞航迹TOD35TOD35英尺处开始时，总飞行航迹从15英尺开始（见图C28)。在从湿的或被污染的跑道上起飞时，若在V1时发生了发故障，这就意味着在初始阶段飞机可以低于净起飞航迹20英尺，因此可以仅以15英尺的高度越过近距离的 图C28：湿的或被污染的跑道的总 英尺的高度越过近距离的物起飞TODASD的要求方面，一方面湿跑道和污染跑道不一样，另一方面，湿跑诚然，对于湿的和污染的跑道，屏障高度是在15英尺测量的，而不是干跑道的35英尺。此外，在确定湿的和污染的跑道的ASD时，允许使用反推，而在确定干跑道的ASD时，考虑反推。因此，与干跑道相比，对于同样的起飞条件，在湿跑道和污染跑道上可以获得较短的TOD和更大的起飞量。这就为什么条中：JAR-OPS1.490分部G “JAR-OPS1.490(b)(5)在相同条件下，在湿的或被污染的跑道上的起飞质量不得超过干跑道的允许值”速度的优化空客建议通过优化V1/VRV2/VS比来计算给定跑道和给定条件的MTOW。空客提供的性能自动进行此项优化计算，其目的是达到最大可能的MTOW。标准的起飞重量图表 图表为了确定标准的起飞重量用于重复的起飞计划，必须向提供数据，以便他们能够快速计算最大允许的起飞重量及相关速度。这可以通过地面或机载的计算机化的如LPC(录3)或文件完成。这些文件被称为“标准的起飞重量”图表(RTOW)。必为每个跑道方生成图表，而且可以为了便于使用，按不同的起飞条件生成（温度、风、QN、襟翼设）。示例：MTOW和速度的确定OAT=QNH=1013MTOW=73.6V1=149Kt，VR=149Kt，V2=153飞机的实际起飞重量通常小于最大标准的起飞重量。因此，在某些情况下，可以用小于最大起飞推力的推力起飞。按照实际重量调整推力是有利的，因为它可以增加发这些起飞运行通常分为两类：针对于空客飞机的灵活起飞的概念；以及，使用特的概念。灵活AMJAMJ25- AC25-“AMJ25-13/AC25-(4)(c)就飞机而言，减推力起飞就是起飞推力小于起飞（或降低额定功率减推力起飞）推力。飞机起飞性能和推力设定是用经过批准的简化方法建立的，例如：调整、或对起飞推力设定和性能进行修正。”在这种情况下，“起飞推力不被看作起飞操作限制。如图30所示，实际起飞重量小于从RTOW图表中查出的最大的起飞重量，因此，可以确定一个温度，所需推力就是这个温度下的最大起飞推力。这个温度被称为“(TFle)”或“假设的温度”。此外，“AMJ25-13/AC25-(5)(a)减小的推力万一在起飞航迹上的任何一点施加起飞推力，它能够符合飞机性的要至少是当时环境条件下最大起飞推力的75%”WEGT限最多减灵活温度C30活温度的原结果，灵活温度是输入参数，通过它，发计算机采用对应实际起飞重量的推力。这个方法从经过批准的最大起飞推力额定值演变而来，因此使用相同的经过审此外，推力的减小不得超过最大起飞推力的25%，这样，就引出了最大灵活温度，如图C30所示。TTFlex>TREFTFlex>OAT条例要求营运人定期使用最大起飞推力进行起飞验证，以便检查起飞参数(N1，N2，EPR，EGT).若使用经批准的发状态计划，起飞验证的时间间隔可以延“AMJ25-13/AC25-(f)AFM，在污染跑道上不允许[减推力起飞]，而且，除非在性能方面对湿道面上停空客的运行文件(RTOW，FCOM)为湿跑道上进行灵活起飞提供了性能信息。结果，可以在湿跑道上进行灵活起飞，而在污染跑道上进行灵活起飞。TOW66OAT=20KtQNH=1013V1=145Kt，VR=145Kt，V2=150注：若偏离了图表的基准条件（QNH、空调……），则必须对灵活温度进行修正为了进行灵活起飞（总是由决定），必须使用由没有减小额定值的或等效RTOW图表来确定灵活温度。然后，在起飞准备阶段，必须将这MCDU(多功能控制和显示组件)(C31)。在松刹车点，按照标准操作程FLX位(C32)。在起飞阶段的任何时候，TOGA推力都是可用的。但是，若在V1后发生发故障，是不要求选择它的。 图C32：油门杆位降低额定功率减推力AMJAMJ25- AC25-“AMJ25-13/AC25-(4)(b)就飞机而言，降低额定功率减推力的起飞是起飞推力小于最大起飞推力，为此，在AFM中有一组单独的和独立的满足第25部的所有要求的起飞限制和性能数据。在这个情况下，“起飞推力被认为是正常的起飞操作限制。对于降低额定功率减推力的起飞，必须在飞机飞行手册中包括限制、程序和性能数据。对于每个降低额定功率减推力的水平，考虑到最小控制速度等新的限制，可以为ROW图表。一个给定的降低额定功率减推力的水平，对应基本的最大推力减去给定的百分数。因此，与没有降低的额定功率相比，起飞航迹上任何点的新的最大可用推力被减小JRFR25149A(MCGVMCA)。更大）V1是仍然可能中断起飞并将飞机停在跑道限制范围内的速度。尽管如此，V1必须大于VMCG，且就短跑道而言，加速停止距离通常是最有约束力的限制。对于给定的起飞重量，VMCG的减小，可以使ASD减小，并且在没有减额定功率的MTOW受到ASD/VMCG的限制时，给出更好的起飞性能。C33解释了在有和没有减额定功率（4%24%）时，A340的性能。在这个例子中，最佳的减额定功率水平对应的是将额定推力减小20%。图C33：有或没有减额定推力时的起飞性降低额定功率减推力起飞被认为是发处于正常操作限制的正常起飞。对于每个减额定功率水平和每个道面，MF单地使用为特殊减额定功率水平和特殊跑道状态制定的特殊起飞图表来确定干、湿或污MTOW(34)。 机型1的基本项目，但在其他空客机型2上还不6(TOGA-4%)(TOGA–24%)，等级4%(4%8%12%16%20%24%)3.AFM必须包含一组用于TOGA和一组用于各个减额定功率等级(TOGA-X%)的性能数据。为了进行降低额定功率减推力起飞，必须对照为给定的降低功率功率减推力水平而计算的最大起飞重量（的RTOW图表或相当的计机化系统对实际起飞量和速度进行检查。然后，在起飞准备阶段，必须将减额定功率的水平输入到MCDU(多功能控制和显示组件)中(图C35)LX位(36)。重点：在进行减额定推力起飞时，在飞机离地并高于最小收襟翼速度（“F”速度）之前，一定不能选择TOGA推力。这样做是因为性能计算是按最小控制速度进行的，与TOGA的不同。 图C36：油门杆位若在空中发生发故障，剩余的推力就不再足以平衡阻力和维持适当的巡航速度。在起始高度飞行所需的推力突然变得大于发最大连续推力（MT）额定值所提供的可用推力。惟一的解决方法就是下降到一个更加适当的飞行高度，以便可用推力等若在空中失去客舱增压，也需要下降。这不是性能限制而是氧气系统的限制。诚然，在初始巡航高度，空气中的氧气量已不够机组成员和旅客正常呼吸用。这就是为什么需要安装氧气系统的原因。由于为整个客舱供氧所需的氧气量很大，所以将其流量限制到能够保证最大持续时间的流量。所以，必须在某一个时间限制范围内，下降到不再由于有时要飞越山区，所以不能总是在同样的条件下进行下降。这就是为什么在这些特殊情况下，需要对航线进行研究，以评估当飞机在最不利的时刻发生故障时是否有可以接受的逃离程序.若有，则需要明确定义并通知机组.若没有，则必须找出新的航路。一般若在爬升或巡航阶段在山区上空发生发故障，应该采用物策略或飘降策(D1)这个程序包括： 选择最大连续推力(MCT)以绿点速度爬升或下降，直至达到飘降升限1 故绿绿 障MCT图D1：飘降程序（爬升或下降在主飞行显示器（PFD）上用绿色圆圈指示的绿点速度表示的是最佳升阻比速度，该时的空气动力效率是最大的.结果，对于所飞过的距离而言，飘降是能够保持JARJAR25.123分部 FAR25.123分部总飞行航迹是飞机在发故障后实际飞的航迹(图D2)。条例要求向营运人提供对于航线上的形态，必须对应每个重量、高度和环境温度[……]确定[总飘降]航迹。因工作的发消耗燃油而导致的重量沿航迹的变化可以被包含在计算中.必须在任何选择的速度确定飞