起飞性能的优化Word文档下载推荐.docx

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theotherhand,whentheactualaircrafttakeoffweightlowerthanthemaximumpermissibleweight,reducingthrusttakeoff（FlexibleThrust）canextendthelifeoftheengineandreduceproductioncostsofsafeguard.Onthebasisofanalyzingtheaxiom,thisthesisintroducesandsummarythemethodofoptimizingthetake-offperformance.

Keyword：

takeoffperformance、improvedclimb、reducedthrusttakeoff

引言

在实际飞行中，由于装载情况和各种条件的变化，经常需要根据实际情况对起飞性能进行优化以提高飞机运输经济性。

由于航空运输有很大的季节性和地域性，在一些“黄金周”中和“黄金航线”上，有很丰富的货源和客源，因此，需要考虑如何充分发挥飞机的性能，使之能运输更多的商载。

欧洲空客公司推出A320时有这样一个比较：

A320和B737相比客舱显得更宽敞舒适，如果因此使得A320每次在允许的条件下多上一位旅客，则该航班一年中会因此而增加很多的收益。

同样，如果每次在条件允许的情况下多运输一点商载也会因此而带来不少的收益。

优化起飞程序增大起飞重量正是经常使用的手段和方法。

另一方面，在营运淡季中和一些比较冷门的航线上，飞机实际重量小于条件限制的最大起飞重量，当外界气象条件比较好且机场跑道较长、无污染，净空条件好时，为了延长发动机寿命，减少燃油消耗和降低起飞噪音，可以采用减推力或减功率起飞。

实验证明：

高涵道比涡轮风扇发动机，发动机推力减少10%，涡轮前温度可降低30摄氏度到40摄氏度，发动机热端部件寿命可延长近一倍，这大大提高了发动机的可靠性，降低了发动机的维护费用，提高了运输经济性。

灵活起飞已被飞机制造商作为标准程序推荐给了用户。

优化起飞程序增大起飞重量和灵活功率起飞这两个问题在航空营运中有很重要的意义，因为从某种角度上说，一班飞机起飞后它能带来的效益就确定了，所以对于飞行员来说，解决好起飞问题可以很好地改善航班运输经济性。

1、优化起飞程序增大起飞重量

飞机的最大起飞重量是影响运输飞行经济性的重要因素，同时也是影响飞行安全的因素之一。

在保证安全的前提下，同一飞机的起飞重量越大,则商载越大，那么飞机的运输经济性就会越好一些。

对某一飞机而言通常是根据起飞机场和飞机实际起飞重量选择合理的起飞襟翼或选择改进爬升（改变起飞时的离地速度）来增大最大起飞重量的。

飞机从地面开始加速滑跑到飞机离地高度不低于1500英尺，完成从起飞到航路爬升构形的转换，速度不小于1.25ＶＳ，爬升梯度达到规定值的过程叫起飞。

在研究飞机的起飞性能时，飞机的最大起飞重量是起飞性能很重要的一个参数，它反映了飞机起飞性能的好坏。

在实际飞行中,飞机的最大起飞重量受到场地条件、起飞航道性能、刹车能量、轮胎速度、越障能力等很多因素的限制。

其中场道条件和起飞航道第二段最低爬升梯度对最大起飞重量的限制比较明显,因此首先说明一下为什么它们会限制一个最大起飞重量。

1.1场道条件对最大起飞重量的限制

场地条件是影响飞机最大起飞重量的最主要因素之一，在任何时候，必须考虑一台发动机停车后飞机的性能。

下面就简要的用平衡场地法来说明一下场道条件是如何来限制一个最大起飞重量的。

把中断起飞可用距离（L中断）与继续起飞可用距离相等的跑道称为平衡跑道。

在平衡跑道上，中断起飞可用距离和继续起飞可用距离相等，用起飞可用距离（L可用）表示。

用起飞可用距离在中断起飞距离和继续起飞距离图上作一条水平线，对不同的起飞重量会出现以下三种情况。

L

1.1.1飞机起飞重量小（W1）L继需L中需

飞机以小重量起飞，如图1L可用

即L中可=L继可>

L平衡L平均

当V识别<

Va时，L继需>

L继可，

图1飞机以小重量起飞

L中需<

L中可，只能中断起飞；

VaV平衡VbV

当V识别>

Vb时，L继需<

L继可，L中需>

L中可，只能继续起飞；

当Va≤V识别≤Vb，

L继需≤L继可，L中需≤L中可，既可以中断起飞又可以继续起飞。

综合上述，无论在那种条件下单发失效都能保障飞行安全，这种情况是允许的。

1.1.2飞机以大重量起飞时（W3）飞机以大重量起飞，如图2

即L中可=L继可<

L平衡LL继需L中需

当V识别≥Vb时，L继需≤L继可，L平均

L中需>

L可用

当V识别≤Va时，L继需>

图2飞机以大重量起飞

L中需≤L中可，只能中断起飞；

VaV平衡VbV

当Va<

V识别<

Vb，L继需>

L继可，L中需>

L中可，既不能中断起飞又不能继续起飞，出现了“进退两难，无法处置”的速度范围。

说明飞机的起飞重量太大，超过了跑道限制的最大起飞重量，这种情况是不允许的。

1.1.3飞机以某个重量起飞（W2）

飞机以跑道限制的重量起飞，如图3LL继需L中需

即L中可=L继可=L可用=L平衡

V平衡时，L继需<

L继可，L可用

L中可，只能继续起飞

图3以跑道限制的重量起飞

V平衡时，L继需>

L继可时，V平衡V

L中可，只能中断起飞,此时，决断速度V1＝V平衡。

中断起飞距离和继续起飞距离曲线与起飞可用距离曲线相交于同一点。

显然飞机既不会出现“既可继续起飞也可中断起飞”的速度范围，也不会处于“进退两难”的境地，但如起飞重量稍过W2就会出现“无法处置”的速度范围，可见这个W2就是跑道限制的最大起飞重量。

实际使用中常常把飞机的起飞重量与对应的FAR起飞距离（中断和继续）用图表形式绘出，这样可以通过专门的图表来确定跑道限制的最大起飞重量。

1.2起飞航道对最大起飞重量的限制

在研究起飞性能时，不仅要研究起飞场道性能，而且还要研究起飞航道性能，所谓起飞航道是指飞机从离地35英尺到飞机高度不小于1500英尺，速度增加到不小于1.25VS，爬升梯度满足FAR要求的最小梯度要求，并完成收起落架，收襟翼的阶段。

在分析起飞航道性能时，不仅要考虑全发起飞，而且还要考虑起飞过程中一台发动机停车后的起飞剖面。

飞机在一发停车而继续起飞的情况下，一定要保证各起飞航道具有规定的上升梯度。

一台发动机停车后，在起飞航道飞机速度较小。

可能比对应构型下的陡升速度小，而且襟翼在起飞位置，飞机阻力较大，而在起飞航道又要求较大的上升梯度。

所以在飞行中，通过限制飞机的起飞重量来保证飞机在起飞过程中任何速度大于V1的时候出现一台发动机停车，继续起飞后飞机的实际上升梯度不小于FAR规定的最小梯度要求，因此飞机的起飞重量常常要受到起飞航道的上升梯度的限制。

一般来说，最大起飞重量应该为上述各种限制的最小值，如果简单的选择上述的最小值作为最大起飞重量，势必影响飞机的使用性能，飞机的性能没有得到充分的发挥，经济性也不高，因此有必要对起飞程序进行优化。

在场道条件较好的跑道上，由场道条件确定的最大起飞重量可能远远大于由上升梯度条件确定的最大起飞重量，如果以上升梯度条件确定最大起飞最大重量作为最大起飞重量起飞将会“浪费”很多跑道，飞机最大起飞重量较小，经济效益也很低。

在这种情况下，就应该改进起飞程序，优化起飞性能。

对于不同的机型，也常采用不同的优化起飞性能方法，通常根据机场和飞机重量通过选择合适的起飞襟翼或选择改进爬升程序来增大最大起飞重量。

1.3合理地选择起飞襟翼

由升力公式Y＝1/2CLρV²

S知：

在起飞过程中，离地速度VLOF和升力系数CL是影响升力的两个主要因素。

而升力系数CL由飞机迎角，机翼弯曲程度和机翼表面质量所影响。

起飞过程中，飞机迎角和表面质量都基本确定。

所以CL主要由机翼的弯曲程度影响，也即CL只和襟翼的位置有关。

襟翼位置越大：

CL越大，离地速度越小，升阻比K越小，飞机离地后爬升梯度越小。

因此，采用较小偏度的起飞襟翼起飞可以使飞机的爬升能力变好，使爬升梯度限制的最大起飞重量增大。

同时，因需要更长的跑道在地面加速而使得场道条件限制的最大起飞重量减小。

尽管减小起飞襟翼使跑道限制的最大起飞重量减小，但可以使爬升梯度限制的最大起飞重量最大。

综合起来，当跑道长度相对较长时，可以通过减少起飞襟翼角度的方法使最大起飞重量增加。

起飞襟翼位置越大，所需跑道长度越短，但飞机的爬升能力越差。

在实际飞行中，对于跑道相对较长的情况，可以时用较小的起飞襟翼；

对于跑道相对较短的机场，根据与上面相似的分析应使用较大的起飞襟翼，可以增大该机在机场的最大起飞重量，起飞时合理的使用起飞襟翼可以使飞机的起飞性能进一步得到发挥。

图4选择起飞衿翼用图

例如，某飞机在一特定机场起飞，使用襟翼15起飞，机场气温20℃，标高2000尺，跑道长8500尺，无坡度，静风，场道限制的最大起飞重量为60500公斤，爬升梯度限制的最大起飞重量为51500公斤，那么在这个机场的最大起

飞重量应该为51500公斤。

但如果使用襟翼5起飞，则场地限制的最大起飞重量为59500公斤，而爬升梯度限制的最大起飞重量为55000公斤，通过合理选择起飞襟翼，该机在该机场的最大起飞重量增加到55000公斤，提高了运输飞行的经济性。

有些飞机的飞行手册还有专门的用于选择起飞襟翼的图表，如图4就是某飞机根据机场和飞机的重量来选择起飞襟翼的图表，例如某飞机在某一特定机场起飞，以跑道为基准的最大起飞重量为速度13700磅，以爬升第二段为基准的起飞最大重量为14000磅，从图4虚线可查出应选择襟翼4起飞。

但是也应注意到由于许多大型客机的襟翼设计并不是由零度到着陆位度数任意收放的，而是按照一定的设计收放的，如5度，10度，25度，45度等，所以当飞行员根据以跑道为基准的起飞重量和以爬升第一段为基准的起飞重量在起飞襟翼表上查得的起飞襟翼度数往往与实际起飞襟翼度数不符，这时飞行员只能选择相近的起飞襟翼度数起飞。

这就要想别的方法来弥补这种不足，下面要讨论的改进爬升是弥补这种不足很好的方法。

1.4改进爬升

所谓改进爬升是指，当爬升梯度限制的最大起飞重量小于场地限制的最大起飞重量时，可以利用富余的跑道继续增速，使飞机的离地速度比正常的离地速度大，这样起飞初始上升速度更接近陡升速度，使飞机可以接近最大上升角上升。

在保障FAR规定的最低上升梯度的情况下可以增大飞机的最大起飞重量。

先来分析一下上升梯度与上升速度之间的变化规律。

飞机上升所受作用力有升力（Y）阻力（X）拉力（P）重力（G）。

上升时重力与飞行的轨迹不垂直，为便于分析，把重力分解为垂直飞行轨迹的分力（G1）和平行于飞行轨迹的分力（G2），如图5：

上升时，飞机各力矩平衡，作用于飞机上的各力均通过重心，且作用于飞机上的各力也平衡，即

P=X+G2=X+Gsinθ下

（1）

Y=G1=Gcosθ上

（2）

又有升力公式

Y=CL•ρ•V²

•S/2（3）

图5爬升受力分析

有式

（2）和式（3）得

V上=V平飞cosθ上

即以同迎角飞行时V上小于V平飞，但由于θ上较小，cosθ上≈1，可以认为

V上=V平飞。

这样就可以用平飞拉力曲线来分析上升性能。

上升角是飞机上升轨迹与水平面的夹角，以θ上表示，如图6：

图6上升角

上升角大则说明通过同样的水平距离，飞机上升的高度越高，飞机的越障能力越强。

上升梯度是飞机上升高度与前进的水平距离之比。

即

上升梯度=上升高度/水平距离

或上升梯度tgθ上=H/L

由

（1）式P=X+Gsinθ上，得

sinθ上=（P–X）/G=ΔP/G,

上升角不大时，sinθ上=tgθ上，得

tgθ上=（P–X）/G=ΔP/G

从上面两式可以看出，飞机的剩余拉力越大，重量越轻，则飞机的上升角和上升梯度就越大。

在飞行重量不变的条件下，飞机的上升角和上升梯度取决于剩余拉力的大小。

而剩余拉力的大小取决于油门的大小和飞行速度的大小。

在油门一定时，剩余拉力的大小就只与速度有关了。

有前面分析可知，可以用平飞拉力曲线来分析上升性能。

把平飞所需拉力PP可用满

曲线和可用拉力曲线画在一个坐标系上P平需

得图7：

由图可得剩余拉力ΔP随速度的ΔP

增大,ΔP先增大后减小，当速度为某个

值的时剩余拉力ΔP最大。

此时对应的上

图7平飞拉力曲线

升角和爬升梯度也最大。

把这个速度成为V

陡升速度。

把飞机的上升梯度随速度的变化作个图表,如图8

由上图可知V2往往小于对于重量下的陡上升梯度

升速度，所以可以考虑增大飞机的V2，

使V2更接近陡升速度，从而增大上升梯

度。

这样就可以增大上升梯度限制的

图8上升梯度随速度的变化

最大重量。

波音公司提供的《使用手册》V2V陡升V

性能部分给了改进爬升的图表，使用方法：

1.计算跑道长度限制重量和轮胎速度限制重量的较小值与爬升梯度限制重量之差，查表得最大爬升重量改进。

2.起飞重量与爬升梯度限制重量之差小于或等于最大爬升重量改进时，可以进行改进爬升。

否则，应减载至起飞重量与爬升梯度限制重量之差不大于最大爬升重量改进。

3.这时的V1，VR，V2值为实际起飞重量下的正常起飞速度V1，VR，V2加上爬升重量改进所对应的V1，VR，V2增量。

图9就可以确定波音737-300飞机采用改进爬升后起飞重量和起飞速度的增加量。

例如：

某飞机预计以襟翼1在某机

场起飞，通过计算得知场地限制的最大起飞重量为63000kg，爬升梯度限制的最大起飞重量为55000kg，如果不采用任何优化措施，该机在这个机场的最大起飞重量为55000公斤。

采用改进爬升，使用图9得到改进爬升后，最大起飞重

图9改进爬升重量增量和起飞速度增量

量增加到55000+3400=58400公斤。

飞机以58400公斤重量起飞，从图10里得到正常起飞的V1／VR／V2＝150/152/156海里/小时，如果飞机以上述起飞速

度起飞，显然飞机在起飞剖面第二段的爬升梯度不能满足要求，这时，必须选择更大的V1／VR／V2，即应当增大一个速度增量为10/12/12海里/小时，那么以58400kg起飞，改进爬升的起飞速度为V1／VR／V2＝160/164/168。

。

以重量58400kg用增大了的起飞速度在该机场起飞，飞机不仅满足场地限制要求，也满足起

图10确定v1/vR/v2用图

飞剖面第二段爬升梯度要求。

采用改进爬升可以增大飞机的起飞重量，而且是安全的。

但是，使用改进爬升后，由于增大了起飞速度，因此应该检查v1是否超过刹车能量限制的速度，如果V1超过了刹车能量限制的速度，则应按飞行手册规定减小起飞重量和调整V1。

此外当场地条件恶劣，需要增大推力时，还可以通过无发动机引气起飞，即飞机起飞时，不从发动机引气来供空调和增压系统工作，因为压气机引气使涡轮前温度升高，燃油消耗量增加，发动机推力减小，对发动机效率和经济性均造成不利影响，发动机加速性也将变差，所以，在飞机起飞阶段（尤其在高温高原机场），应尽量减少压气机的引气量，以确保发动机的推力性能及发动机使用寿命。

如CFM56－3发动机采用无发动机引气起飞时，发动机N1转速可提高1％，发动机起飞推力可提高3％----4％。

这样可以有更大的发动机推力供飞机起飞使用，在相同条件下也可以增大最大起飞重量。

综上两点所述：

采用减少起飞襟翼和改进爬升都是利用较长的剩余跑道在地面进行加速。

由于增大了起飞速度，因此应该检查V1是否超过刹车能量限制的速度，如果新V1超过了刹车限制速度则应按手册规定减小起飞重量调整V1。

以上就是飞机对飞行过程中如何尽可能增大起飞重量的论述。

下面来讨论当飞机的实际起飞重量小于上面提到的条件所限制的最大起飞重量而起飞，从而实施“灵活起飞”的讨论。

2.减功率和减推力起飞

在目前的航空运输市场上，公司众多，竞争日益激烈，而大部分航空公司运营状况都不是很好。

据统计2000年的上座率只能达到60-70%。

在这种情况下降低成本，提高经济性就必然被各航空公司所重视。

实际飞行中，由于航线较短或由于客源和货源问题，实际起飞重量可能小于最大起飞重量，若仍以最大起飞推力起飞，虽然安全但不经济。

而且对发动机热端部件的损伤是较大的。

因为发动机在大载荷下长时间工作，其可靠性和使用寿命都将受到影响，发动机的维护费用必将增高，为了延长其使用寿命，降低维护费用，以及减少油耗和环境污染，在条件适宜时有必要选择较小的起飞油门即进行减功率和减推力起飞。

下面就减功率和减推力起飞是如何提高飞机经济性的作个简要的说明。

发动机是飞机的核心部件之一，它的价格当然是十分昂贵的，其维护费用也相当地高。

比如在B737-300上广泛使用的CFM56-3型发动机其单台售价都在300万美元左右。

因此，提高发动机的寿命和延长发动机维护周期就相当于运营成本的降低和经济效益地提高。

然而影响发动机寿命的主要原因对于燃气涡轮发动机来说就是涡轮前温度而产生的热负荷及高速旋转的涡轮叶片所受到的应力而产生疲劳失效。

使用减推力和减推力起飞后可以降低T3*，有效延长发动机寿命，降低发动机停车率和换发率，减缓发动机性能的恶化。

试验表明，高涵道涡扇发动机起飞推力降低10%，涡轮前温度可降低30℃～40℃，发动机热端部件寿命可延长一倍。

据波音公司的研究表明，仅减推力起飞就可以减少发动机部件的实际更换成本约40%，加上减推力爬升，可节省更多的成本。

同时发动机推力减小后，流出发动机的气流速度减小，发动机损失减小，发动机离速损失减小，发动机的效率提高，因此可以减小耗油。

从经济角度来看，降低维护成本带来的效益要比降低油耗带来的效益大的多。

所以，减功率和减推力起飞对飞机的经济性有很大的改善和提高。

同时这对公司效益的提高也有着很大帮助。

现在，各飞机制造商都把减功率和减推力起飞作为标准程序推荐给用户。

有的发动机不仅提供了减功率的能力，而且还能减推力，他们可单独使用也可同时使用，下面分别介绍。

2.1.减功率起飞

考虑到飞机在世界各地飞行，例如要保证从海平面机场到高位高原机场飞行或满足特殊的航线要求，飞机必须要具有足够的功率储备，选择先进的燃气涡轮发动机通过燃油系统的调节，可使发动机的最大功率发生变化，如波音公司的波音737－300飞机的发动机具有单台发动机最大净推力为18.5k（18500磅），20k，22k的三个档位。

在起飞前飞行员通过CDU（控制显示单元）的TAKEOFF页面，根据跑道和飞机的重量情况选择相应的起飞功率，选择减功率后，计算机将自动控制发动机燃油调节系统的供油量，使发动机起飞功率保持在选定的档位上。

图11是减功率示意图。

选择减功推力

率起飞，在确定飞机的最大起飞重量以22k

及起飞速度时，应该用对应功率档位的20k

图表。

例如选择减功率到20K，则应该用

图11减功率示意图

发动机最大推力位20K对应的图表来确温度t

定最大起飞重量和起飞速度V1／VR／V2。

不过飞行员注意，在设置减功率起飞后，一定要注意在下一次起飞前重新设置起飞功率，因为当飞机从海平面机场起飞时，可以将起飞功率设置为最小值来降低发动机消耗费用，但当飞机降落在高温高原后，在装载人员和货物后，就不能按原来设置的起飞功率起飞，这样必然不能满足安全要求，所以飞机起飞前，机组应首先根据机场标高和塔台提供的当时外界大气温度以及飞机自身载重重新在CDU中选择起飞功率。

这样才能避免出现飞机在起飞和爬升时最大功率不能满足要求的现象。

由于每设置一次起飞功率，飞行员都要重新选择所设置功率档位相对应的起飞性能图表，来重新选择起飞速度，对飞行员来说非常容易混淆，所以我国目前尚未普遍使用。

2.2.减推力起飞

目前，大型民航机所配置的动力装置具有较大的起飞推力（功率）储备，双发飞机具有单发起飞和爬升的能力。

在正常飞行中，当外界气象条件较好，飞机起飞重量较小（不是全重起飞），在非高温、高原机场起飞，机场跑道较长且无污染，机场净空条件较好等情况时，在满足飞机起飞安全性能的基础上，都可以采用减推力起飞方式。

实施减推力起飞的方法很多，不同的飞机也不尽相同，使用较多的是采用“假设温度法”来确定减推力起飞的起飞推力设置值。

下面来说明“假设温度法”的原理。

EPR

图12减推力原理图

发动机推力随温度升高而减小，在某一

特定的机场和选定的发动机功率档位，可以EPR1

计算出飞机的最大起飞重量随气温的变化规EPR2

律。

一般来说，气温越低，最大起飞重量越

大。

以下以表征发动机推力的参数EPR来进

行分析。

图12是某飞机在某机场的最大起飞重量

重量和考虑各种限制最大起飞重量的因素后

的最大起飞重量随机场温度的变化规律。

用Wmax安全裕度

实际机场温度从图中可以得到在实际气象条W实际

件下的