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目录： 1. 飞行限制 1.1. 限制过载系数 1.2. 最大速度 1.3. 最小速度 1.3.1. 地面的最小控制速度： V MCG 1.3.2. 空中的最小控制速度： V MCA 1.3.3. 进近及着陆期间的最小控制速度： V MCL 1.3.4. 最小离地速度： V MU 1.3.5. 失速速度 2. 最大结构重量 2.1. 飞机重量的定义 2.2. 最大结构起飞重量 (MTOW) 2.3. 最大结构着陆重量(MLW) 2.4. 最大结构零油重量 (MZFW) 2.5. 最大结构滑行重量 (MTW) 3. 最小结构重量 4. 环境包线 5. 发动机的限制 5.1. 推力调定及 EGT 限制 5.2. 起飞推力限制 1.飞机限制 在飞行过程中，机体必须承受由发动机、空气动力载荷和惯性力等产生的力。在静止的空气中，当飞机做机动动作时，或在空中遇到气流时，过载系数(n) 出现并因此增加飞机的载荷。这就是为什么要确定最大重量和最大速度。 1.1. 限制过载系数 载荷 第 25.301 条 载荷 [CCAR-25运输类飞机适航标准] (a) 强度的要求用限制载荷(服役中预期的最大载荷)和极限载荷(限制载荷乘以规定的安全系数)来规定。除非另有说明，所规定的载荷均为限制载荷。 飞行载荷 第 25.321 条 总则 [CCAR-25运输类飞机适航标准] (a) 飞行载荷系数是气动力分量(垂直作用于假设的飞机纵轴)与飞机重力之比。正载荷系数是气动力相对飞机向上作用时的载荷系数。 除了升力等于重力且 n z =1 ( 例如直线平飞 ) 时之外，飞机的表现重力不等于真实重力飞机的表现重力不等于真实重力 (mg) ：
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永久性变形。导致结构破裂的极限载荷通常是限制过载系数1.5 倍。 第 25.333 条 飞行机动包线[CCAR-25运输类飞机适航标准] 位于本条(b)中典型的机动包线(V－n图)边界上和边界内的空速和载荷系数的任一组合，均必须满足强度要求。在确定第25.1501条中规定的飞机结构使用限制时也必须采用此包线。
对于所有的空客机型，飞行机动载荷加速限制如下：
1.2. 最大速度
1.3. 最小速度 1.3.1. 地面的最小控制速度： V MCG 第 25.149 条 最小操纵速度 [CCAR-25运输类飞机适航标准] (e) V MCG ，地面最小操纵速度 是起飞滑跑期间的校正空速，在该速度，当临界发动机突然停车时，能仅使用操纵力限制在667牛(68公斤；150磅)的方向舵操纵(不使用前轮转向)和使用机翼保持水平的横向操纵来保持对飞机的操纵，使得采用正常驾驶技巧就能安全地继续起飞。 在确定V MCG 时，假定全发工作时飞机加速的航迹沿着跑道中心线，从临界发动机停车点到航向完全恢复至平行于该中心线的一点的航迹上任何点偏离该中心线的横向距离不得大于 9 米(30 英尺)。
V MCG 必须按下列条件制定： (1) 飞机处于每一种起飞形态，或者按申请人的选择，处于最临界的起飞形态； (2) 工作发动机处于最大可用起飞功率(推力)状态； (3) 重心在最不利的位置； (4) 飞机按起飞状态配平； (5) 起飞重量范围内的最不利重量; 1.3.2. 空中的最小控制速度： V MCA 第 25.149 条 最小操纵速度[CCAR-25运输类飞机适航标准] (b) V MC 度 ，空中最小操纵速度 V MC 是校正空速，在该速度，当临界发动机突然停车时，能在该发动机继续停车情况下保持对飞机的操纵，并维持坡度不大于 5°的直线飞行。 (c) 在下列条件下，V MC 不得超过 1.13V SR ： (1) 发动机处于最大可用起飞功率(推力)状态； (2) 重心在最不利的位置； (3) 飞机按起飞状态配平； (4) 海平面最大起飞重量(或验证 V MC 所需的任何较小的重量)； (5) 飞机处于腾空后沿飞行航迹最临界的起飞形态，但起落架在收起位置； (6) 飞机已腾空，地面效应可忽略不计； (7) 停车发动机的螺旋桨按适用情况处于下列状态之一： (i) 风车状态； (ii) 在对于该螺旋桨操纵装置的特定设计最可能的位置； (iii) 如果飞机具有表明符合第 25.121 条的爬升要求时可接受的自动顺桨装置，则 顺桨。 (d) 在速度 VMC ，为维持操纵所需的方向舵脚蹬力不得超过 667 牛(68 公斤；150 磅)，也不得要求减少工作发动机的功率(推力)，在纠偏过程中，为防止航向改变超过 20°，飞机不得出现任何危险的姿态，或要求特殊的驾驶技巧、机敏或体力。
1.3.3. 进近及着陆期间的最小控制速度： V MCL 第 25.149 条 最小操纵速度 [CCAR-25运输类飞机适航标准] (f) V MCL ，全发工作着陆进场期间的最小操纵速度 V MCL 是校正空速，在此速度，当 临界发动机突然停车时，能在该发动机继续停车的情况下保持对飞机的操纵，并维持坡度 不大于 5°的直线飞行。V MCL 必须按下列条件制定： (1) 飞机处于全发工作进场和着陆的最临界形态，或申请人如有选择则为所选取的 每一形态； (2) 重心在最不利的位置； (3) 飞机按全发工作的进场状态配平； (4) 最不利重量，或申请人如有选择作为重量的函数； (5) 对于螺旋桨飞机，假定在保持 3°进场航迹角所需的功率(推力)时发动机失效， 失效发动机的螺旋桨处于不需驾驶员采取措施达到的位置；和 (6) 工作发动机在复飞设置功率(推力)状态。 (g) V MCL-2 ，三发或三发以上的飞机，一台临界发动机停车时进场和着陆进场期间的最小操纵速度 是校正空速，在此速度，当第二台临界发动机突然停车时，能在这两台发动 机继续停车的情况下保持对飞机的操纵，并维持坡度不大于5°的直线飞行。 V MCL-2 必须按下列条件制定： (1) 飞机处于一台临界发动机停车进场和着陆的最临界形态，或申请人如有选择则为所选取的每一形态； (2) 重心在最不利的位置； (3) 飞机按一台临界发动机停车进场状态配平； (4) 最不利重量，或申请人如有选择作为重量的函数； (5) 对于螺旋桨飞机，假定在保持 3°进场航迹角所需的功率(推力)时发动机失效， 并且其它不工作发动机的螺旋桨顺桨，更临界的失效发动机的螺旋桨处于不需驾驶员采取 措施达到的位置； (6) 当一台临界发动机失效时，工作发动机设定在保持 3°进场航迹角所需的功率 (推力)状态； (7) 工作发动机的功率(推力)在第二台临界发动机停车后立即迅速从本条(g)(6)规定 的功率(推力)状态分别改变到： (i) 最小功率(推力)； (ii) 复飞设置功率(推力)。 (h) 在 V MCL 和 V MCL-2 的演示中: (1) 方向舵操纵力不得超过 667 牛(68 公斤；150 磅)； (2) 飞机不得呈现危险的飞行特性，或要求特殊的驾驶技巧、机敏和体力； (3) 横向操纵必须有足够的滚转能力，从稳定飞行的初始状态，飞机必须能在不大于 5 秒钟的时间内改变 20 度的坡度，滚转的方向应使飞机从不工作发动机向工作发动机一侧转变航向； (4) 对于螺旋桨飞机，在发动机失效后螺旋桨达到的任何位置，及随后的发动机或螺旋桨任何可能的操纵运动期间，均不得呈现危险的飞行特性。
1.3.4. 最小离地速度： V MU 第 25.107 条 起飞速度[CCAR-25运输类飞机适航标准] (d) V MU ，为校正空速，在等于和高于该速度时，飞机可以安全离地并继续起飞。 V MU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。 (e) V R ，以校正空速表示，必须按照本条(e)(1)至(4)的条件选定： (1) V R 不得小于下列任一速度： (i) V 1 ； (ii) 105%V MCA ； (iii) 使飞机在高于起飞表面 10.7 米（35 英尺）以前速度能达到 V 2 的某一速度(按第 25.111(c)(2)条确定)； (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V LOF 将 不小于全发工作 V MU 的 110%，且不小于按单发停车推重比确定的 V MU 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 V R 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 V R 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 V R 对应的单发停车起飞距离。起飞距离必须按第25.113(a)(1)条确定； (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，或使按第 25.113(a)条制定的预定起飞距离显着增加
【解读】： V MU 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... 在试飞验证时，在低速时 (80 - 100 kt) ，飞行员带杆到操纵面空气动力效率的极限位置。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，对于受几何形状限制的机，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 必须确定两个最小离地速度并要通过试飞验证： - 所有发动机都工作时： V MU (N) - 一台发动机不工作时： V MU (N-1) 在一台发动机不工作的情况下， V MU (N-1) 必须确保安全的横侧控制，以防止发动机擦地。 结果 ：
1.3.5. 失速速度 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。
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被认为是恒定的。
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
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个值时，突然减小。 这个现象叫作 失速，可以确定两个速度： - V S1g ，对应最大升力系数（即：在升力即将减小之前）。在这个时刻，过载系数 仍然等于 1。 - V S ，对应常规失速（即：当升力开始快速减小时）。在这个时刻，过载系数总是 小于 1 。
第 25.103 条 失速速度 [CCAR-25运输类飞机适航标准] (a) 基准失速速度V SR 是申请人确定的校正空速。V SR 不得小于1-g失速速度。VSR 可表述为：
式中：V CL MAX＝在本条(c)所述的机动过程中当载荷系数－修正升力系数
第一次最大时获得的校正空速。此外，当该机动受在选定迎角突然将机头下推的装置（例如，推杆器）限制时， V CL MAX不得小于该装置作动那一瞬间存在的速度。 n ZW ＝ 在V CL MAX处垂直于飞行航迹的载荷系数 W 飞机总重量； S 机翼气动参考面积； q 动压。 (b) V CL MAX 由如下方法确定： (1) 发动机慢车，或者如果产生的推力导致失速速度明显下降，在此失速速度时不 超过零推力； (2) 螺旋桨桨距操纵装置（如适用）在起飞位置； (3) 该飞机在其它方面（例如襟翼、起落架和冰积聚）处于使用 V SR 的试验或性能标 准所具有的状态； (4) 使用将 V SR 作为确定对要求的性能标准符合性因素时的重量； (5) 导致基准失速速度值最大的重心位置；和 (6) 按在申请人选定的速度作直线飞行来配平飞机，此速度应不小于 1.13V SR 且不大 于 1.3V SR 。 (c) 从稳定的配平状态开始，使用纵向操纵减速飞机，使速度降低不超过每秒 1 节。 (d) 除本条(a)要求之外，当安装有在选定迎角下突然将机头下推的装置（例如，推杆 器）时，基准失速速度 V SR 超过该装置作动时的速度应不小于 2节或者 2％（取大者）。〔交通运输部 2016 年 3 月 17 日第四次修订〕 2. 最大结构重量 第 25.25 条 重量限制[CCAR-25运输类飞机适航标准] (a) 最大重量 必须制定对应于飞机运行状态(例如在机坪、地面或水面滑行、起飞、航路和着陆时)、环境条件(例如高度和温度)及载重状态(例如无油重量、重心位置和重量分布)的最大重量，使之不超过： (1) 申请人针对该特定条件选定的最重的重量； (2) 表明符合每项适用的结构载荷要求和飞行要求的最重的重量。装有助推火箭发 动机的飞机除外，这类飞机的最大重量不得超过按本部附录 E 规定的最重的重量。 2.1. 飞机重量的 定义 · 制造厂家的空重 (MEW) ： 结构、动力装置、装备、系统和其他被看作是飞机整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（例如：液压油）。 · 使用空重 (OEW) ： 制造厂家的空重加上营运人的项目，即：飞行机组和乘务组及他们的行李、不可用的燃油、发动机滑油、应急设备、厕所化学洗液、厨房结构、配餐设备、座椅、资料等 …… · 干操作重量 (DOW) ： 适合特定飞行的飞机的总重，但不包括所有可用的燃油和商载。使用空重加上该类飞行的特殊项目，即：配餐、报纸、配餐设备等 …… · 零油重量 (ZFW) ： 总商载（商载包括货物、旅客和旅客的行李）与干操作重量之和。 · 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程油（航程所需的油）、或零油重量加上起飞油量（在松刹车点要求的油量，包括储备油）
展示了条例规定的不同的飞机重量：
2.2. 最大结构起飞重量 (MTOW) 起飞重量 (TOW) 一定不能超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/秒 (-360 英尺/分 ) 着陆冲击时起落架和结构的抗荷标准确定的。 2.3. 最大结构着陆重量 (MLW) 着陆重量（ LW ）受到垂直速度等于 -3.05 米/秒 (-600 英尺/分 ) 着陆冲击时的载荷限制。这个限制就是最大结构着陆重量 (MLW) 。着陆重量必须符合下面的关系式
2.4. 最大结构零油重量 (MZFW) 当机翼中的燃油量最小时，作用在翼根的弯矩最大（见图 B8 ）。在空中，机翼中 的油量 m WF 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 (MZFW) 。
因此，此限制被规定为：
起飞燃油是航程油和储备油的和结果：
2.5. 最大结构滑行重量 (MTW) 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限制。 尽管如此， MTW 通常并不是一个限制因素，它是用 MTOW 规定的，这样：
3. 最小结构重量 第 25.25 条 重量限制[CCAR-25运输类飞机适航标准] (b) 最小重量 必须制定最小重量(表明符合本部每项适用的要求的最轻重量)，使之不低于： (1) 申请人针对该特定条件选定的最轻的重量； (2) 设计最小重量(表明符合本部每项结构载荷情况的最轻重量)； (3) 表明符合每项适用的飞行要求的最轻的重量。 〔中国民用航空总局 1990 年 7 月 18 日第一次修订〕 4. 环境包线 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度。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。在这个包线内，飞机的性能得到确认且飞机系统满足取证要求。
5. 发动机的限制 5.1. 推力调定及 EGT 限制 发动机限制的主要原因是排气温度（ EGT ）的限制
- 起飞 ( TO GA) 推力表示的是起飞的最大可用推力。取证的最大时间：在起飞发生 发动机故障时为 10 分钟，所有发动机都工作时为 5 分钟。 - 复飞 (TO GA ) 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。在发动机故障时必须 选择，因为受到时间限制 TOGA 不再可用。 - 爬升 ( CL ) 推力表示从爬升阶段至达到巡航高度层间的最低可用推力。 注意，最大爬升推力大于巡航阶段的最大可用巡航推力。 5.2. 起飞推力限制
展示了对于给定型号的发动机，气压高度和外界大气温度对最大起飞推力的影响。 在给定的气压高度上，当温度低于所谓的 基准温度 (T ref ) 或 平推力温度时，它对发动机的起飞推力没有影响。高于基准温度，发动机的推力受到排气温度（ EGT ）的限 制。结果，可用推力随温度上升而减小。 另一方面，在给定的温度下，气压高度的增加将导致可用起飞推力的降低。 学好“飞机性能”很重要鸭！定于每周日更新 此系列文章，未经AIRBUS空客及公司授权，仅供参考! 如有发现文章存在明显问题或歧义之处，请您与我联系！ 下期预告【A320性能||起飞性能】 ·END· |
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