第一篇：高原機場起飛一發(fā)失效應(yīng)急程序研究

摘 要

起飛階段是飛機飛行任務(wù)中一個關(guān)鍵階段，也是航空安全事故的多發(fā)階段，因而起飛性能就成為了飛行性能研究中的主要內(nèi)容之一。我國很大比例的國土面積是高原高寒地區(qū)，高原機場占有很重要的地位。

起飛一發(fā)失效應(yīng)急程序可以在保證飛行安全的前提下有效地提高航空公司的經(jīng)濟效益。但其涉及的知識面廣，設(shè)計的工作量大，技術(shù)難度較高。由于可直接借鑒的經(jīng)驗較少，目前在程序設(shè)計中仍有許多復(fù)雜問題沒有得到很好地解決。

本文從對國內(nèi)外飛機起飛一發(fā)失效的研究著手，較系統(tǒng)地闡述了對其研究的必要性，從而確定了研究范圍，并對研究方法、邏輯框架及內(nèi)容體系作了概括性闡述。結(jié)合目前的研究成果及本人的工作實踐，從飛機性能因素、飛行程序設(shè)計因素、導(dǎo)航系統(tǒng)的原理、基本數(shù)據(jù)采集、沿標準儀表離場程序(SID)全發(fā)起飛離場的檢查、沿SID一發(fā)失效起飛離場的檢查、EOSID的初步確定、EOSID的精確計算分析、決策點的確定和EOSID的檢查驗證、制圖說明及實施準備等方面對飛機起飛一發(fā)失效應(yīng)急程序進行了設(shè)計。在設(shè)計過程中，又對障礙物數(shù)據(jù)、決策點選取及導(dǎo)航等模糊問題進行了詳細的分析論證，同時對設(shè)計中的難點、飛行轉(zhuǎn)彎和風(fēng)的計算進行了細致的討論。

開發(fā)了一發(fā)失效應(yīng)急程序。結(jié)合高原海拔高及氣候等因素，完整的開發(fā)一發(fā)失效應(yīng)急程序。決斷點的確定，選取起飛過程中，飛機的高度利于安全飄降著陸的點，結(jié)合B737-700 機型，對拉薩機場09 號跑道，開發(fā)了起飛一發(fā)失效應(yīng)急程序。

研究結(jié)果表明，起飛一發(fā)失效應(yīng)急程序的設(shè)計研究對飛機起飛的安全性和經(jīng)濟性具有十分重要的現(xiàn)實意義，是國內(nèi)飛行性能研究領(lǐng)域的一個重要補充工作。關(guān)鍵詞：起飛性能，高原機場，一發(fā)失效，應(yīng)急程序

ABSTRACT The takeoff process is a pivotal phase of the flight assignment and is also thephase of high frequency of flight accidents, so the takeoff performance becomes oneof the main contents in the study of the flight performance.Many areas of ourcountry are plateau and high-frigid region, and the plateau airports play an importantrole.0n me basis of safety,Engine out Standard Instrument Departure(EOSID)can effbctiVely improve tlle economic benefit of airlines．HoweVer，the design of EOSID relates tothe knoWledge in mally nelds，so the workload is very heavy and ttechnology iscomparatively difficult.because of the scarce experience of research aIld design，manycomplex problems haven’t been solved．

This thesis emphasizes on the one engine out during take off,clarify the necessity anddetermine the study range．The article also introduces the search method，logic frame andcontent system generally．Depending on the recent studies and actual experiences，the author designs the EOSIDprocedures according to aircraft performance，flight procedures，navigation system,data acquirement and SID check；computes and decides EOSID procedure；prepares a chart，toensure a decision point and evaluate the EOSID from tracking the single engine takeoff．Analysis of the obstacle data,decision point selection and NAV concluded in the above content．Aircraft turning maneuvers and wind calculation are also discussed．

Exploit one-engine out emergency procedure.The methods of finding thedecision-making point have been given.Choose the point where the plane can waveand land safely when its height is adequate.And for B737-700, Lasa airport 09runway, one take-off one-engine out emergency procedure has been exploited.The result of research demonstratcs the rational design and considerate research for EOSID have a realistic sigIli6cance in the aspect of safety and economic．Therefore，the study is an important compIemem in flight performance field.Key words: takeoff performance, plateau airport, one engine out,emergent procedure； 高原機場起飛一發(fā)失效應(yīng)急程序研究

第一章 緒論

航空運輸是指以航空器進行經(jīng)營性的客貨運輸?shù)暮娇栈顒?，這種航空活動是現(xiàn)代社會綜合交通體系中的重要組成部分，與鐵路、公路、水路和管道運輸共同組成了國家的交通運輸系統(tǒng)，具有安全、快捷、舒適、高效益等特點。航空運輸體系主要包括飛機、機場、空中交通管理系統(tǒng)和航線四個基本組成部分。飛機是航空運輸?shù)闹饕\載工具。機場提供飛機起飛、著陸、停駐、維護、補充給養(yǎng)和組織飛行保障活動的場所，也是旅客和貨物運輸?shù)钠瘘c、終點和中轉(zhuǎn)點。航線是航空運輸?shù)木€路。而空中交通管制是對航空器的空中活動進行管理和控制的業(yè)務(wù)，包括空中交通管制業(yè)務(wù)，飛行情報和告警業(yè)務(wù)，它的任務(wù)是：防止航空器相撞，防止機場及其附近空域內(nèi)的航空器同障礙物相撞，維護空中交通秩序，保障空中交通暢通，保證飛行安全和提高飛行效率

安全，是人類賴以生存發(fā)展和進步的前提，而飛行安全是民航永恒的主題。民用航空是一個高風(fēng)險的行業(yè)，飛行安全關(guān)系到旅客的生命和財產(chǎn)的安危，更是人們經(jīng)常議論和關(guān)心的話題。而航空事故也一直伴隨著航空事業(yè)的發(fā)展。在世界民航業(yè)高速發(fā)展的今天，航班飛行總量不斷加大，民用航空運輸呈快速增長之勢已是不爭的事實。隨著市場經(jīng)濟的發(fā)展，新的目標、新的挑戰(zhàn)也隨之而來。在保障安全的前提下，高效益成為航空公司立于不敗之地的關(guān)鍵性指標。中國民航一直以“保證安全第一，改善服務(wù)工作，爭取飛行正?！睘楣ぷ鞣结槪S著國家的改革開放，民航事業(yè)快速發(fā)展，航班運行的安全性和經(jīng)濟性也在不斷提高，但與美國和歐洲相比仍有較大的差距，這主要體現(xiàn)在規(guī)章制度不全、運行程序與標準還不完善或者沒有相關(guān)的程序與標準、培訓(xùn)教育滯后等方面。因此，有必要在運行標準的制定和飛機性能的研究分析中，將飛行的安全性和經(jīng)濟性結(jié)合起來，在保障飛行安全的基礎(chǔ)上，有效地提高航空公司的經(jīng)濟效益。

中國西部大部分地區(qū)地處青藏高原和云貴高原、多數(shù)機場位于山地和高原機場凈空條件極差氣候復(fù)雜多變，航線航路地形復(fù)雜，航路安全高度高。對運營飛機的飛行操作、簽派放行、維護保障、起飛和著陸性能、航路單發(fā)飄降性能及客艙釋壓的旅客供氧等提出了極高的要求和限制。中國民航總局對高原機場的定義是機場標高1500m（含）至2560m的機場為一般高原機場。2560m（含）以上的機場為高高原機場。國內(nèi)高海拔機場和復(fù)雜航線幾乎全部集中在西南、西北地區(qū)。在這些高原高溫機場飛行時，一方面是發(fā)動機的推力的明顯減??；另一方面是飛機本身的氣動性能變差，造成飛機的飛行性能降低。而安全與效益從來就是兩個矛盾的統(tǒng)一體。作為—個航空產(chǎn)業(yè)，不能光談安全而踢開效益，也不能只說效益而不要安全。探討安全與效益的最大化，來提高整個行業(yè)的高效運作。

因而西部高原機場和航線的飛行性能分析及管理問題尤其突出，也是確保航空公司安全運行和經(jīng)濟效益的前提。為此航空公司必須對執(zhí)行中國西部地區(qū)高原機場及航線飛行的飛機性能作嚴格的限制和要求并進行科學(xué)規(guī)范的管理。針對中國西部地區(qū)高原機場及航線的特點對機場及航線運行安全性和經(jīng)濟性的分析及其管理策略作一些探討。

1.1起飛性能介紹 1.1.1起飛性能概述

飛機性能包括起飛性能、爬升和下降性能、續(xù)航性能和進場著陸性能。其中起飛性能主要是根據(jù)機場、氣象和飛機的具體情況確定允許的最大起飛重量，以便在此重量范圍內(nèi)，安排具體航線所需的燃油和可能的客、貨載運量，并給出相應(yīng)的起飛速度V1、vR和V2值，以保證在飛行安全的前提下，取得更好的經(jīng)濟效益。起飛性能主要討論起飛航跡中各段的性能。起飛航跡是從靜止點(1s機起飛滑跑開始點)到下列兩點中的較高者：飛機起飛過程中高于起飛表面1500英尺(450米)或完成從起飛到航路構(gòu)形的轉(zhuǎn)變，并達到起飛最后階段規(guī)定的速度和爬升梯度的點。起飛航跡由起飛和起飛飛行航跡兩部分組成，前者是從起飛開始點到飛機飛到高于起飛表面35英尺(10．7米)，并達到起飛安全速度V2的航跡，后者則是從起飛的終點到起飛航跡的終點-引用陳治懷．飛機性能工程【M】．北京：中國民航出版社，1993．1-119。

1.1.2起飛性能研究的必要性

起飛性能是飛行性能研究中的主要內(nèi)容之一，飛機的一次飛行任務(wù)中，起飛過程只不過占1%~2%的時間，然而卻是飛機從地面運輸車輛狀態(tài)轉(zhuǎn)變?yōu)轱w行器的一個復(fù)雜過程，是飛行任務(wù)的一個關(guān)鍵階段。近十幾年來的統(tǒng)計資料表明，起飛過程發(fā)生的事故占全部事故的10%以上，是航空安全事故的多發(fā)階段。起飛過程受到的約束限制和影響幽素很多，如機場場地長度、爬升梯度、超越障礙物、輪胎速度、剎車能量、起飛速度和結(jié)構(gòu)強度等方面的限制，以及飛機、機場和氣象等方面許多因素的影響。這些都有可能限制飛機的最大起飛重量．從而限制飛機裝載客、貨的能力，降低經(jīng)濟性。

1.1.3高原機場起飛性能分析

對于高原機場 除了按規(guī)范要求進行起飛和著陸性能分析外 結(jié)合西部地區(qū)高原機場跑道較、環(huán)境差、海拔高、氣候復(fù)雜多變、起降性能差等特點。

飛機起飛性能涉及到飛行安全，高原機場的特殊性對飛機的起飛提出了更高的性能要求。

1.在高原機場飛機起飛時，高海拔造成空氣稀薄，溫度較平原低，這些因素對飛機的發(fā)動機性能影響很大，同樣轉(zhuǎn)速的發(fā)動機提供的最大推力較平原機場起飛時下降很多。

2.在高原機場的周圍，多是海拔很高的山峰，飛機起飛過程需要越過這些障礙物。當飛機需要轉(zhuǎn)彎或受到側(cè)風(fēng)的影響時，飛行航跡會有所改變，飛機的高度會有損失，從而帶來飛行安全問題。

3.高原環(huán)境不僅溫度低，空氣密度小，同時還存在如突然結(jié)冰、風(fēng)切變和跑道遭受污染等特殊情況的影響。

4.飛機機艙的可能出現(xiàn)突然釋壓問題。

5.飛機飛行過程，雖然大部分時間處于正常工作狀態(tài)，但如果飛行過程中任何時刻出現(xiàn)一臺發(fā)動機失效，將會對飛行安全構(gòu)成巨大威脅。對于一發(fā)失效問題是航空公司不得不考慮的重大問題。

1.1.4起飛一發(fā)失效問題

隨著航空運輸業(yè)的不斷發(fā)艘，對飛機起飛性能安全性的研究已經(jīng)日漸完善。但隨著航班量的增加、復(fù)雜機場的增多，起飛性能的經(jīng)濟性變得更加突出。對于同一架飛機，不僅要考慮飛機全發(fā)起飛的正常情況，而且要考慮飛機一發(fā)故障起飛的緊急情況。當發(fā)生一發(fā)失效時，發(fā)動機的推力、飛機的爬升性能、起飛的飛行航跡、飛機的操縱性都將受到很大的影響。

起飛一發(fā)失效應(yīng)急程序是通過性能計算分析合理設(shè)計飛行航跡，避開一些對起飛限制較大的障礙物，或提供足夠的航線長度以達到需要的飛行高度，從而提高飛機的起飛重量；或充分利用飛機發(fā)動機停車前全發(fā)飛行時所獲得的高度，以減少中遠距離障礙物對起飛重量的限制。另外，合理的應(yīng)急程序可以減輕飛行員在起飛過程中出現(xiàn)一發(fā)停車時的工作負荷。

1.2 起飛一發(fā)失效的國內(nèi)外研究現(xiàn)狀 1.2.1起飛一發(fā)失效的國外研究現(xiàn)狀

在上世紀60年代后半期之前，世界上的客機制造主要被美國的波音和麥道公司所壟斷。從上世紀70年代開始，隨著美國麥道公司的衰落和歐洲空客公司的崛起，飛機制造市場逐漸形成了兩強對立之勢。由于可靠的飛機性能源于準確全面的空氣動力數(shù)據(jù)、發(fā)動機試驗數(shù)據(jù)和飛行數(shù)據(jù)，而這些數(shù)據(jù)只能由飛機制造公司和發(fā)動機制造公司提供，所以飛機性能研究領(lǐng)域內(nèi)，美國和歐洲處于絕對領(lǐng)先地位。

上世紀80年代，隨著民用航空運輸量的增加，在地形比較復(fù)雜的機場起飛時，起飛的安全性和經(jīng)濟性之間出現(xiàn)了矛盾。飛機起飛時，如果按照標準儀表離場程序離場，飛機的最大起飛重量將受到很大限制。因此，必須通過降低載量才能提高飛行的安全性、這使得航空公司的經(jīng)濟效益受到很大影響。為改善這種狀況，飛機制造公司——波音公司和空客公司開始協(xié)助航空公司制作起飛一發(fā)失效應(yīng)急程序。由于飛機數(shù)據(jù)的商業(yè)保密性，航空公司一般僅提供機場數(shù)據(jù)，并不參與飛機公司的核心研究，起飛一發(fā)失效應(yīng)急程序的設(shè)計策略、步驟、數(shù)據(jù)采集和計算方法很少對外公開，這就增大了航空公司獨立設(shè)計程序和靈活使用程序的難度。

美國和歐洲對于起飛性能的研究發(fā)展較早，上世紀80年代初期，美國的charles E Dole在《Flight Theory andAerodynamics A Practical Guide for Operational Sa&ty》中從飛行理論和空氣動力學(xué)的角度上對起飛的安今性進行了分析。在同期，有關(guān)起飛性能的限制和要求也作為規(guī)范和條例在相關(guān)的適航條例中給出，如美國聯(lián)邦航空規(guī)章第25部一運輸類飛機適航標準(FAR25部)、歐洲聯(lián)邦航空規(guī)章第25部一運輸類飛機適航標準(JAR25部)等。90年代初期，在歐洲的D．J swatton的《Aircraft PerfoHnance Theor for poilt》和S.K.OJHA的《Flight Perfornlallce ofAircran》中，提出了比較成熟的起飛 限制要求和起飛飛行航跡的計算方法。但直到上世紀90年代末，有關(guān)起飛一發(fā)失效應(yīng)急程序的資料和文獻才開始逐漸公開。在空客公司的《0UICK REFEI讓NCEHANDB00K》中對JAA、FAA、IcAO的相關(guān)起飛標準進行了研究分析，提出了起飛一發(fā)失效應(yīng)急程序的設(shè)計理念和設(shè)計策略|l“。2001年，歐洲的Monique Fueri在《SIDs and EOSIDs》中對標準儀表離場程序(sID)和起飛一發(fā)失效應(yīng)急程序(EOSlD)進行了比較分析，詳細闡述了起飛一發(fā)失效應(yīng)急程序的重要作用和現(xiàn)實意義。2002年，空客公司的EOSID woRKsHoP在《AIRBus ExERCISE GUIDEBOOK》中通過實例對起飛一發(fā)失效應(yīng)急程序的制作進行了剖析114l。2003年，空客公司在《Flight Operations Support alld Linc Assistance》中利用性能計算軟件對起飛一發(fā)失效應(yīng)急程序的設(shè)計策略進行了較深入的探討，并提出了部分數(shù)據(jù)的理論計算方法【15】。2004年，德國的Lufthansa systems Gmup在《Aircraft PerfonnaIlce Services》中對起飛一發(fā)失效應(yīng)急程序中的障礙物計算進行了研究，提出了建立實時更新障礙物網(wǎng)絡(luò)數(shù)據(jù)庫的理論。然而，上述資料中的設(shè)計理論仍然不夠系統(tǒng)、完整和全面，特別是一些具體的應(yīng)對策略和方法還有待研究探索。

1.2.2起飛一發(fā)失效的國內(nèi)研究現(xiàn)狀

設(shè)計起飛一發(fā)失效應(yīng)急程序這種理念進入我國較晚。一直以來，我國各機場依照《目視和儀表飛行程序設(shè)計》設(shè)計的離場程序在爬升梯度限制上都是按飛機全發(fā)工作考慮的。它選取的障礙物范圍比較大，在全發(fā)工作時執(zhí)行離場程序可以保證按規(guī)定的余度安全超越保護區(qū)內(nèi)的障礙物。但飛機一發(fā)失效后，在一些地形復(fù)雜的山區(qū)機場，仍考慮這么大的保護區(qū)和同樣大的爬升梯度，則允許的起飛重量過小，嚴重影響經(jīng)濟效益。我國早期的機場大多處于工業(yè)發(fā)達區(qū)，地勢比較平坦，障礙物比較少，設(shè)計起飛一發(fā)失效應(yīng)急程序的意義不大。即使有少數(shù)機場地形比較復(fù)雜，以當時技術(shù)水平和運行理念也不允許制作應(yīng)急程序。但隨著我國西部發(fā)展速度的加快，在西南、西北地區(qū)修建的山區(qū)機場越來越多，如西南地區(qū)的昆明、麗江、大理、芒市、保山、迪慶、西雙版納、九寨溝、廣元，匝北地區(qū)的西寧、拉薩等。這些機場不僅海拔高、氣象多變、而周邊的地形復(fù)雜，障礙物較多，對起飛著陸的影響很大。為了在保障安全的前提下提高航空公司的經(jīng)濟效益，民航總局于2000年2月發(fā)布了《關(guān)于制定起飛一發(fā)失效應(yīng)急程宇的通知》。

在咨詢通告發(fā)布后的幾年內(nèi)，我國許多航空公司在空客公司和波音公司的幫匿下制作了與本公司運營相關(guān)的復(fù)雜機場的起飛一發(fā)失效應(yīng)急程序。如我國的南航北方公司就在波音公司和民航總局飛行標準司的指導(dǎo)幫助下，制定了大連周水子機場二8號跑道起飛一發(fā)失效應(yīng)急程序，并于2004年8月20日起正式實施。獲得了理想的經(jīng)濟效益。另外，四川航空公司、東航云南公司也在空客公司和波音公司的指導(dǎo)下制作了九寨溝、昆明、麗江、迪慶、保山、大理等機場的起飛一發(fā)失效應(yīng)急程序。雖然越來越多的航空公司已經(jīng)開始在一些地形復(fù)雜的機場使用起飛一發(fā)失效應(yīng)急程序。

程序，并取得了較好的效果，但這些程序基本都是委托飛機制造公司進行設(shè)計的。目前國內(nèi)在該領(lǐng)域內(nèi)的研究工作開展得很少，部分航空公司曾嘗試過獨立設(shè)計，但由于程序制作的工作量大、技術(shù)難度高、可以直接借鑒的經(jīng)驗有限，結(jié)果大多以失敗而告終。為此，在民航總局飛行標準司及各地區(qū)管理局有關(guān)部門的組織下，于2002年5月在廣州召開了“一發(fā)失效應(yīng)急離場程序”研討會，明確了這項工作對保證飛行安全、提高航空公司運行效益的重大意義，并對起飛一發(fā)失效應(yīng)急程序的總體設(shè)計進行了討論。為了給各航空公司提供技術(shù)樣本，民航總局飛行標準司于2003年對外公布了《A32l／MD82／MD90飛機昆明／巫家壩機場起飛一發(fā)失效應(yīng)急程序》。這一程序是由波音公司協(xié)助北方航空公司制作的，其中給出了程序報告的格式和內(nèi)容規(guī)范，并對轉(zhuǎn)彎半徑和轉(zhuǎn)彎速度的計算進行了強調(diào)。2004年初，四JlI航空公司在空客公司的協(xié)助下，對九寨溝／黃龍機場進行了性能研究分析，制作出了A320飛機的起飛一發(fā)失效應(yīng)急程序，大大地提高了高原機場運營的安全性和經(jīng)濟性。2004年3月，在Airbus Training center的MA JUN發(fā)表的論文《AVIATION SAFETY Flight Operations》中對起飛一發(fā)失效應(yīng)急程序的基本理論和A320飛機九寨溝／黃龍機場應(yīng)急程序的總體設(shè)計進行了研究，并結(jié)合空客性能計算軟件對該機場的起飛性能計算進行了分析。鑒于九寨溝／黃龍機場的特殊性和起飛一發(fā)失效應(yīng)急程序制作的迫切性，于2004年7月在四川成都和九寨溝舉行了“高原和地形”復(fù)雜機場起飛性能分析”的研討會，對高原和地形復(fù)雜機場的起飛一發(fā)失效應(yīng)急程序制作給予了足夠的重視，并提出了程序制作要與機場氣象條件相結(jié)合的要求。2004年8月5日，廣州新白云機場正式開始投入使用，中南管理局在新白云機場的起飛要求中提出必須要有民航總局飛行標準司審批合格的起飛一發(fā)失效應(yīng)急程序。但由于各航空公司的性能技術(shù)水平有限，沒有按時制作出起飛一發(fā)失效應(yīng)急程序，導(dǎo)致國際航空公司、每南航空公司等數(shù)家航空公司的飛機不能放行，給航空公司的信譽和經(jīng)濟效益帶來了很大的影響。針對這一情況，民航總局飛行標準司加大力度，分別于2004年11月和12月在成都和北京兩次召開了起飛一發(fā)失效應(yīng)急程序設(shè)計的研討會，對設(shè)計的細節(jié)和關(guān)鍵性問題進行了深入的探討和分析。然而，數(shù)次研討會的結(jié)果表明，目前我國在起飛一發(fā)失效應(yīng)急程序的研究中，還處于提出問題階段，許多設(shè)計中出現(xiàn)的實際問題還沒有較好的解決方法。雖然飛機制造公司已經(jīng)協(xié)助航空公司制作出很多可行的應(yīng)急程序，但起飛一發(fā)失效應(yīng)急程序有其自身的特殊性。起飛一發(fā)失效應(yīng)急程序要針對不同機場、不同機型分別進行分析制作。機型不同，速度和爬升能力是不同的，即使同種機型，由于所飛航程遠近不同引起的起飛重量的差異也可以導(dǎo)致爬升梯度的不同。別的公司制作的應(yīng)急程序本公司不一定適用，不能用已有的程序范例生搬硬套，必須根據(jù)相關(guān)的理論知識和有限的實踐資料進行研究外發(fā)，制定出符合我國民航現(xiàn)狀的起飛一發(fā)失效應(yīng)急程序設(shè)計規(guī)范、策略和方法，以便航空公司可以針對本公司的機型、甚至針對所飛某一航線制作適用的應(yīng)急程序。因此，需要在理論結(jié)合實際的基礎(chǔ)上提出了合理可行的解決方法。

1.3本文的主要研究內(nèi)容

本文將飛機性能、飛行程序設(shè)計和導(dǎo)航系統(tǒng)的理論知識相結(jié)合，通過對飛機性能、飛行程序、導(dǎo)航系統(tǒng)原理、及障礙物和風(fēng)的分析計算，同時通過對起飛一發(fā)失效應(yīng)急程序有限的資料和文獻及實際設(shè)計的總結(jié)分析，較為深入地研究了起飛一發(fā)失效應(yīng)急程序的設(shè)計策略及相關(guān)的性能計算方法。并由此制定出飛機起飛一發(fā)失效應(yīng)急程序。此應(yīng)急程序不但可以提高航空公司的營運效益。還可通過一發(fā)失效應(yīng)急程序的制定，使飛行員提前了解有關(guān)復(fù)雜機場的具體情況，將安全風(fēng)險前移，預(yù)先為飛行員提供了一發(fā)失效緊急情況下的飛行應(yīng)急預(yù)案，大大緩解了飛行員工作負荷和心理壓力，降低了飛行安全風(fēng)險。

主要內(nèi)容包含以下幾個部分：

1．通過對起飛性能和起飛一發(fā)失效應(yīng)急程序的基本概念和意義，引入對國內(nèi)外起飛一發(fā)失效應(yīng)急程序的發(fā)展和研究狀況的具體分析。

2．對起飛一發(fā)失效應(yīng)急程序所涉及的相關(guān)基礎(chǔ)理論知識進行總結(jié)歸納，并對起飛一發(fā)失效應(yīng)急程序的具體設(shè)計要素進行具體和詳盡的分析。

3．對起飛一發(fā)失效應(yīng)急程序?qū)嶋H設(shè)計中涉及的難點，和一些技術(shù)性重點問題進行剖析；并對起飛一發(fā)失效應(yīng)急程序的設(shè)計環(huán)節(jié)中的各個重要點和問題進行深入探討。

4．對起飛一發(fā)失效應(yīng)急程亭性能計算中的一些模糊問題進行分析，包括障礙物數(shù)據(jù)和運行規(guī)章的統(tǒng)一、決策點的確定和分析、遠距離障礙物的越障情況、導(dǎo)航設(shè)施的限制等問題，這些問題對起飛一發(fā)失效應(yīng)急程序的研究分析具有現(xiàn)實的指導(dǎo)意義。

5．結(jié)合理論基礎(chǔ)對起飛一發(fā)失效應(yīng)急程序的具體實踐與應(yīng)用進行了分析介紹。

6．對研究工作進行歸納總結(jié)，并根據(jù)現(xiàn)階段的研究成果對下一步研究提出展望。

第二章 起飛一發(fā)失效應(yīng)急程序相理論基礎(chǔ)

發(fā)動機是飛機的一個重要部件，人們把它比喻為飛機的心臟。導(dǎo)致發(fā)動機出現(xiàn)空中停車的原因很復(fù)雜。發(fā)動機是由上萬個零件組成．任何一個零件、部件的工作不正常都可能導(dǎo)致發(fā)動機出現(xiàn)故障，嚴重時將引發(fā)空中停車。特別是在高原、高溫機場．氣流變化非常不穩(wěn)定，大重量起飛的情況下，發(fā)動機使用最大功率運轉(zhuǎn)．更加增大了發(fā)動機停車的概率。當飛機出現(xiàn)一臺發(fā)動機停車時，飛行員的操作比正常操作要復(fù)雜得多，特別是在起飛過程中發(fā)生的空中停車，加大了飛行操作的難度。這樣無疑會給飛行員在操作上和精神上造成很大的壓力，給正常飛行帶來影響。

起飛一發(fā)失效應(yīng)急程序需要對相關(guān)的基礎(chǔ)理論知識有比較深入的理解。針對這一問題，本章對飛機性能、飛行程序設(shè)計、導(dǎo)航系統(tǒng)的基礎(chǔ)理論知識進行了歸納分析，這些理論知識是起飛一發(fā)失效應(yīng)急程序的研究和制作中必須掌握的。2.1飛機性能理論基礎(chǔ) 2.1.1飛機起飛性能定義

由第一章可知，飛機性能包括起飛性能、爬升和下降性能、續(xù)航性能和進近著陸性能。其中起飛性能主要是根據(jù)機場、氣象和飛機的具體情況確定允許的最大起飛重量，以保證在飛行安全的前提下，取得更好的經(jīng)濟效益。起飛性能主要討論起飛航跡中各段的性能。

對于執(zhí)行客、貨運輸任務(wù)的民用飛機，起飛性能對安全性和經(jīng)濟性兩方面都有較大影響，是飛機飛行性能的一個重要組成部分。在飛行安全方面，從1994年到2003年世界民用噴氣機隊事故的統(tǒng)計資料中得到如圖1．1所示的各飛行階段發(fā)生事故次數(shù)占事故總次數(shù)的百分比、各階段時間占航班總時間的百分比。其中，起飛段和收襟翼的初始爬升段時間僅占航班總時間的2％，而發(fā)生事故的次數(shù)卻高達事故總次數(shù)的17％。在經(jīng)濟性方面，起飛過程受到的約束限制和影響因素很多，如機場場地長度、爬升梯度、超越障礙物、輪胎速度、剎車能量、起飛速度和結(jié)構(gòu)強度等方面的限制，以及飛機、機場和氣象等方面許多因素的影響。這些都有可能限制飛機的最大起飛重量，從而限制飛機裝載客、貨的能力，降低經(jīng)濟性，特別是在我國西部的高原機場(麗江、拉薩、九寨等)，受最大性能允許起飛重量限制導(dǎo)致航班載量減小特別突出，從而嚴重制約了航空公司在這些航線上的市場收益。如圖2．1所示：

圖 2.1 飛機個階段事故比例示意圖

2.1.2高原機場物理環(huán)境分析

2.1.2.1高原機場空氣變化分析

(一)氣溫、氣壓和密度隨高度的變化關(guān)系空氣的密度、溫度和壓強是確定空氣狀態(tài)的三個主要參數(shù)。飛行中影響飛機的空氣動力的大小和飛行性能的好壞都與這些參數(shù)有關(guān)。空氣的密度、溫度、壓力這三者存在著相互制約的關(guān)系。如一小團氣體由地面上升時，它的壓力減小，體積增大和溫度降低是同時發(fā)生的。

在ll 000m以下，高度升高，氣壓是降低的。就平均而言，高度每升高1 000m氣溫下降約6．50C(即每升高l 000ft，氣溫降低約20c)。在這一層大氣中，為什么高度升高，氣溫會降低呢?這是因為這層空氣受熱的直接熱源是地面。也就是說這層空氣是被曬熱的地面烤熱的，越靠近地面，空氣受熱就越多。反之，離地面越高，氣溫越低隨著高度的升高，氣壓如何隨高度變化呢?我們知道，在大氣層中，任何一處的氣壓都和該高度上空的大氣汞柱的重量相等。高度升高，大氣汞柱的高度變短，其重量減輕。所以隨著高度升高，大氣壓力總是減小的。

隨著高度的升高，空氣密度總是減小的。這是因為：高度升高，氣溫降低要使空氣密度增大；而高度升高，氣壓降低又要使空氣密度減小。由于氣溫降低的變化率要比氣壓降低的變化率大，因此，高度升高，空氣密度總是減小的。

(二)標準國際大氣和大氣

在實際使用中，使用某高度上的氣壓、溫度、密度與國際標準大氣海平面相應(yīng)值的比更方便，分別為在實際使用中，使用某高度上的氣壓、溫度、密度與國際標準大氣海平面相應(yīng)值的比更方便，分別為，溫度比θ=T/T’0

其中T0=15°C或F0=(9C／5)+32=59F。

壓強比 δ=p／p0

其中p0=29．92英寸汞柱=l 013.2百帕。

密度比 σ=ρ/ρ0

其中ρ0=0．002 377磅×秒2/英尺4。

因此，可以根據(jù)氣體的理想狀態(tài)方程得δ=σ×θ，繼而可以得到密度比(σ、θ可以直接計算、測量出來)。

圖2.2 部分國際標準大氣

(三)高海拔與高溫的關(guān)系

從以上分析我們得知，隨著高度的升高，空氣密度將減小。也因為空氣的熱脹冷縮。隨著溫度的升高，空氣的密度也將減小。我們所說的高原機場指的是高度在1 500 m以上的機場；高溫機場指的是溫度高于30。C時的情況。因此，在研究對飛行性能的影響時，在很大程度上它們是一致的。

2.1.2.2高原機場對飛機起飛性能的影響分析

我們知道，當溫度升高時，空氣密度減小。通過發(fā)動機的空氣質(zhì)量減少。在額定的溫度范圍內(nèi)，發(fā)動機可以對推力給予補償。但如果超過額定溫度，發(fā)動機推力就明顯減小。例如，當昆明機場溫度到25oC時，起飛推力就開始大幅度的降低。同理，隨著機場海拔高度的增加，空氣密度減小，同樣通過發(fā)動機的空氣質(zhì)量也減小，發(fā)動機的推力也因此減小。當處在高原高溫機場時，空氣密度的減小要比在單一情況下更為顯著，推力減少的也更明顯，從而使飛機的氣動性變差。而發(fā)動機工作狀態(tài)的好壞，直接影響著飛機的飛行性能。發(fā)動機的推力我們可以根據(jù)具體機型的馬赫數(shù)、轉(zhuǎn)數(shù)換算出來。在起飛前，機組必須得到起飛速度V1/VR/V2，即起飛決斷速度V1、起飛抬前輪速度VR、起飛安全速度V2。這些速度可以根據(jù)當次飛行的具體情況從快速檢查單中得到。在計算起飛性能時，常常用到離地速度VLOF而V1是在起飛滑跑過程中，出現(xiàn)發(fā)動機失效／失火等故障時，飛行員決定中斷起飛或繼續(xù)起飛的重要依據(jù)。飛機在滑跑中，當加速到升力等于重力這一瞬間的速度稱為離地速度VLOF。飛機的VLOF由離地時升力與重力相等的條件可得

L=W=CL LOF·1/2ΡVLOF·S VLOF=2W/CLLOF?S 其中，ρ為空氣密度；S為機翼面積；CL LOF為離地時飛機的升力系數(shù)，該值由飛機的離地迎角來確定。

經(jīng)過計算，在高原高溫機場與在低溫低海拔(同溫)機場的全發(fā)性能比較中。我們可得出：

2當在低海拔機場時，溫度的升高使空氣密度減小，發(fā)動機的推力減小。這種減小對飛機的起飛性能影響不是很大。但是，在高原高溫機場時，空氣密度減小，推重比顯著減小，同一迎角下的飛機升力變小(飛機的氣動性變差)起飛時，需要較大的離

地速度(即增大飛機的真空速)和更長的跑道。起飛時到達35 ft時的距離也增長。反之，對于可用距離相等的跑道，如果跑道的安全余度不夠，由于空氣密度的減小。要保證變化不大時，我們只有減小起飛重量來提高飛機的起飛性能。

在高原高溫機場中我們分析了對全發(fā)起飛行性能的影響。如果在起飛滑跑過程中出現(xiàn)一發(fā)失效的情況，對飛行安全的影響是巨大的。分析單發(fā)失效下的起飛性能對我們更有現(xiàn)實意義。一發(fā)失效越早，則全發(fā)加速滑跑時間短。起飛所需距離增長。在同一速度下一發(fā)失效，起飛重量越大，起飛所需距離也會大大增長。在高原高溫機場，由于推力減小顯著，加速滑跑時間變長，造成起飛所需距離大大增長。在可用跑道長度相等的情況下，只有減輕起飛重量。

在高原高溫機場中我們分析了對全發(fā)起飛行性能的影響。如果在起飛滑跑過程中出現(xiàn)一發(fā)失效的情況，對飛行安全的影響是巨大的。分析單發(fā)失效下的起飛性能對我們更有現(xiàn)實意義。

飛機從起飛點以全發(fā)作加速滑跑，到達VEF一發(fā)失效，飛行員在判明后決定繼續(xù)起飛，在另一發(fā)起飛推力下飛機繼續(xù)加速滑跑直到速度不小于V2，離地到高35 ft，即完成起飛場道階段所經(jīng)過的距離為繼續(xù)起飛距離。

飛機在離地面滑跑中一發(fā)失效后，發(fā)動機產(chǎn)生的推力使飛機向失效發(fā)動機一邊偏轉(zhuǎn)，一發(fā)失效后要繼續(xù)起飛。一是能夠自制機頭偏轉(zhuǎn)保證安全飛行。二是發(fā)動機失效時的速度必須大于地面最小操縱速度，這是繼續(xù)起飛的一個必要條件。飛機的地面最小操縱速度與機場氣溫，標高，飛機的重量有關(guān)。在高溫高海拔機場，發(fā)動機的推力減小顯著，失效后飛機的偏轉(zhuǎn)力矩就小，使地面最小操縱速度越小。飛機重量越大，失效后、，飛機的慣性大。而且機輪產(chǎn)生的側(cè)面摩擦力越大，有利于保持飛機機頭方向，而地面最小摩擦力速度就越小。

因此，一發(fā)失效越早，則VEF或V

識別

刪越小，全發(fā)加速滑跑時間短。起飛所需距離增長。在同一速度下一發(fā)失效，起飛重量越大，起飛所需距離也會大大增長。在高原高溫機場，由于推力減小顯著，加速滑跑時間變長，造成起飛所需距離大大增長。在可用跑道長度相等的情況下，只有減輕起飛重量。

分析高原高溫機場的起飛性能，不僅要分析起飛場道性能，還要分析起飛航道性能(爬升性能)，是指從飛機離地到35 ft開始到飛機高度不小于l 500 ft，速度增加到不小于出航爬升速度，完成收起落架、襟翼階段。

2.1.3起飛的基本概念

起飛過程是飛機的一個加速過程，初始時飛機為靜止狀態(tài)，在發(fā)動機推力作用下經(jīng)過加速滑跑，離地和爬升過程后進入穩(wěn)定飛行狀態(tài)。大致過程如圖2.3。

圖2.3起飛剖面圖

2.1.4起飛飛行航跡定義

按美國聯(lián)邦航空規(guī)章第25部(FAR-25)的規(guī)定，起飛航跡是從起飛靜止點起，延伸到下列兩點中的較高者：起飛過程中高于起飛表面1500英尺，或完成從起飛到航路爬升構(gòu)形的轉(zhuǎn)變并達到規(guī)定的速度、爬升梯度要求。起飛飛行航跡是起飛航跡的一部分，起點是飛機高于起飛表面35英尺的點，終點是起飛航跡的終點。由飛機公司的數(shù)據(jù)資料得到的起飛飛行航跡又稱為總航跡?？紤]到計算總航跡的發(fā)動機推力、飛機速度等的誤差，實際上可能達不到總航跡，為了保障飛行安全，F(xiàn)AR-25規(guī)定了起飛飛行凈航跡。從起飛飛行總航跡中每一點的爬升梯度減去下列數(shù)值作為凈航跡的爬升梯度。

(1)0.8%（雙發(fā)飛機)

(2)0.9%（三發(fā)飛機)

(3)1.0%（四發(fā)飛機）

起飛飛行總航跡和起飛飛行凈航跡分別由四段組成，如圖2.3、2.4所示：

圖2.4全發(fā)起飛飛行航跡

圖2.5一發(fā)失效起飛飛行航跡（1）

第一段從飛機離地35英尺起到起落架收上止。本段中飛機使用起飛推力，起飛襟翼位置不變。起落架在放下位置，當飛機離地后，飛機升降速度表指示正值時開始收上起落架。

（2）

第二段是等表速爬升段，主要是爬高以保證飛行安全。使用起飛推力，起飛襟翼位置不變，起落架在收上位置。

（3）

第三段是收襟翼段。使用起飛推力或最大連續(xù)推力，加速到最后爬升段，爬升速度VC，(VC≥1．25VS)。隨著速度的增大逐漸收卜襟翼，起落架在收上位置。

（4）

第四段是最后爬升段。使用最大連續(xù)推力。起落架、襟翼均在收上盈置，保持等表速爬升到離地面高度不低于1500英尺為止。

各階段的特點參數(shù)如表2.1所示

表2.1起飛航道各階段特點參數(shù)表

2.1.5起飛過程中的越障分析

根據(jù)障礙物距參考零點的距離長短不同，超越障礙物時通常有三種爬升方法（如圖2.5）

圖2.6 起飛越障的三種爬升方法

爬升方法A：適用于遠距離的障礙物。第二段爬升段在總高度為400英尺處結(jié)束并改平作第三段加速爬升，收上襟翼后轉(zhuǎn)入最后爬升段并在該段超越障礙物，如圖2.6(a)。

爬升方法B：

適用于近距離障礙物。越過障礙物后就結(jié)束第二爬升段，改為平飛并收上襟翼，再轉(zhuǎn)入最后爬升段，如圖2.6(b)。

爬升方法C：適用于中距離障礙物。在五分鐘起飛推力限制的前提下延伸第二爬升段，以保證所有的障礙物都能在第二段內(nèi)被超越，這時稱作延長的第二爬升段越障，如圖2.6(c)。

2.1.6轉(zhuǎn)彎中爬升梯度損失原理

當飛機平飛時，發(fā)動機推力的水平分量用于克服阻力，垂直分量用于平衡重力。當飛機沿直線爬升時，發(fā)動機推力的的垂直分量與升力的垂直分量之和將大于重力，從而保持飛機向上爬升。當飛機轉(zhuǎn)彎爬升時，由于推力的一部分要用于克服離心力，所以當發(fā)動機推力一定時，轉(zhuǎn)彎時的爬升梯度小于直線爬升時的爬升梯度。下面的公式即為轉(zhuǎn)彎爬升梯度損失。

梯度損失與飛機構(gòu)形、飛行M數(shù)、轉(zhuǎn)彎坡度等因素有關(guān)。

2.2飛行程序設(shè)計相關(guān)知識 2.2.1離場保護區(qū)

在目視和儀表飛行程序設(shè)計中，飛機起飛離場時的保護區(qū)是按照全發(fā)給出的，這和一發(fā)失效時的保護區(qū)相差較大。為了便于比較，下面給出飛行程序設(shè)計中直線離場保護區(qū)的確定規(guī)則。直線離場保護區(qū)分為第1區(qū)和第2區(qū)兩個部分。在確定保護區(qū)時又分為無航跡引導(dǎo) 的保護區(qū)和有航跡引導(dǎo)的保護區(qū)，取兩者中較小者即為離場程序設(shè)計的保護區(qū)。1．無航跡引導(dǎo)

無航跡引導(dǎo)時，第l區(qū)以DER為起點，起始寬度為300m，如果起始離場航跡與跑道中線延長線一致，保護區(qū)以跑道中線為軸線向兩側(cè)各擴張15。如果起始離場航跡與跑道中線延長線不一致，則在航跡調(diào)整一側(cè)的第l區(qū)邊界也應(yīng)調(diào)整相等的角度。第l區(qū)的長度為沿跑道延長線從DER延伸至3．5km(1．9NM)。第2區(qū)的起始寬度為第1區(qū)末端的寬度，向離場航跡兩側(cè)各擴大15o。第2區(qū)在離場程序沿規(guī)定的飛行航跡到達下一飛行階段(即航路、等待或進近)允許的最低高度／高的一點終止。無航跡引導(dǎo)的離場保護區(qū)如圖2.7)所示。

圖2.7直線引導(dǎo)（無航跡引導(dǎo)）

2．有航跡引導(dǎo)

有航跡引導(dǎo)時，在正切導(dǎo)航臺位置，保護區(qū)的寬度為±l 9km(voR)或±2．3km(NDB)。然后，沿航跡向西側(cè)各擴張7.8o(VOR)或10.3o(NDB)，確定有導(dǎo)航臺引導(dǎo)的保護區(qū)。有導(dǎo)航臺引導(dǎo)的保護區(qū)分為主區(qū)和副區(qū)兩部分，其劃分方法為航跡兩側(cè)各一個主區(qū)和各一個副區(qū)，每一個主區(qū)和副區(qū)占每側(cè)寬度的50％，靠近標稱航跡的為主區(qū)。有航跡引導(dǎo)的離場保護區(qū)如圖2.8所示。

圖2.8直線引導(dǎo)（有航跡引導(dǎo)）

3．離場程序設(shè)計的保護區(qū) 取無航跡引導(dǎo)的保護區(qū)與有航跡引導(dǎo)的保護區(qū)兩者中較小的作為離場程序設(shè)計的保護區(qū)。如圖2.9所示。

圖2.9直線離場保護區(qū)

2.2.2轉(zhuǎn)彎方式

在轉(zhuǎn)彎離場的程序設(shè)計中，可分為指定高度轉(zhuǎn)彎離場和指定點轉(zhuǎn)彎離場。1．指定高度轉(zhuǎn)彎離場

為了避開直線離場方向上的高大障礙物，或受空域等條件限制，要求飛機在規(guī)定的 航向或由航跡引導(dǎo)，上升至一個規(guī)定的高度再開始轉(zhuǎn)彎。所規(guī)定的高度要保證飛機能夠避丌前方的高大障礙物，同時有足夠的余度飛越位于轉(zhuǎn)彎保護區(qū)內(nèi)的所有障礙物。指定高度轉(zhuǎn)彎離場程序設(shè)計的基本任務(wù)就是選擇適當?shù)碾x場航線，確定轉(zhuǎn)彎高度。計算轉(zhuǎn)彎高度時首先要選擇一個轉(zhuǎn)彎點(TP)，該轉(zhuǎn)彎點應(yīng)位于離場航線上，而且能保證將需要避開的障礙物排除在轉(zhuǎn)彎保護區(qū)之外。根據(jù)國際民航組織的規(guī)定，轉(zhuǎn)彎高度可由下式計算：

TH=dr×Gr+5m 式中：dr為起飛跑道末端(DER)至轉(zhuǎn)彎點(TP)的距離；Gr為最小凈爬升梯度。如果由于地形等原因，要求飛機在較高的TH轉(zhuǎn)彎，需要使用較大的爬升梯度(Gr)時，應(yīng)公布具體的爬升梯度(Gr)。TH不得低于120m。2．指定點轉(zhuǎn)彎離場

在有條件的機場，為了避開直線離場方向上的高大障礙物，或受空域等條件限制，需要設(shè)計轉(zhuǎn)彎離場時，可以要求飛機在一個指定點丌始轉(zhuǎn)彎，稱之為指定點轉(zhuǎn)彎離場。指定點轉(zhuǎn)彎離場需要考慮轉(zhuǎn)彎點的定位容差區(qū)。(1)轉(zhuǎn)彎點為一個定位點

這種情況一般用一個導(dǎo)航臺或交叉定位點作為轉(zhuǎn)彎點。轉(zhuǎn)彎點容差區(qū)的縱向限制取決于TP的定位容差和6秒飛行技術(shù)容差(駕駛員反應(yīng)誤差3s+建立坡度時問3s)。如果TP為一個導(dǎo)航臺，則定位容差決定于飛越導(dǎo)航臺的高度，這個高度是從DER標高按10％梯度上升的計算高度。

(2)轉(zhuǎn)彎點不是一個定位點

①轉(zhuǎn)彎點由側(cè)方徑向線確定時，轉(zhuǎn)彎點縱向限制是由交叉的轉(zhuǎn)彎徑向線容差和6秒飛行技術(shù)容差確定。

②轉(zhuǎn)彎點由DME弧確定時，轉(zhuǎn)彎點容差區(qū)的縱向限制由DME弧的準確度和6秒飛行技術(shù)容差確定。但必須滿足：跑道中心延長線與規(guī)定轉(zhuǎn)彎點至DME臺的連線的最大交角必須不大于23o。

2.3導(dǎo)航系統(tǒng)基礎(chǔ)

2.3.1全向信標系統(tǒng)（VOR）基礎(chǔ)知識

1.VOR工作原理及測量誤差

全向信標系統(tǒng)VOR(VHF Omni．gang)是一種相位式近程甚高頻導(dǎo)航系統(tǒng)。它由地面的電臺向空中的飛機提供方位信息，以便航路上的飛機可以確定相對于地面電臺的方位。這個方位以磁北為基準，可由無線電磁指示器直接讀出。另外，全向信標系統(tǒng)還可以給飛機提供一條“空中通道”，以引導(dǎo)飛機沿著預(yù)定航道飛行。飛行員可在水平位置指示器HIS(航道偏離指示器)上設(shè)置預(yù)選航道，一并根據(jù)航道偏離桿讀出飛機與預(yù)選航道的偏離情況，從而確保飛機沿正確的航線飛行。需要注意，利用VOR導(dǎo)航時，在航道偏離指示器上顯示的向／背臺飛行只與向／背臺分區(qū)線(在地面臺處與預(yù)選航道垂直的線)有關(guān)，而與飛機的航向無關(guān)。全向信標的特點：

① 因為工作頻率較高(在超短波波段)，所以受靜電干擾小，指示比較穩(wěn)定； ② 提供地面電臺磁方位角，準確性較高：

③所提供航道信號只能在水平面到仰角45。的垂直范圍內(nèi)，在電臺上空有一個盲區(qū)不能提供信號，作用距離限制在視線范圍內(nèi)，隨飛機高度而增加；

④電臺位置的場地要求較高，如果電臺位置選在山區(qū)或附近有較大建筑物的地點，由于電波的反射，將導(dǎo)致較大的方位誤差。

2.飛越VOR導(dǎo)航臺的定位容差區(qū)及利用VOR導(dǎo)航臺交叉定位時的定位容差（1）飛越導(dǎo)航臺的定位容差區(qū)

飛越導(dǎo)航臺的定位容差區(qū)應(yīng)使用圓錐效應(yīng)確定。這個區(qū)是以通過VOR臺的直線與垂直線成50。角構(gòu)成的圓錐為基礎(chǔ)。進入圓錐效應(yīng)區(qū)后，飛行員在保持原航向飛行的過程中，將產(chǎn)生最大±5。的航向保持誤差，直至飛出圓錐效應(yīng)區(qū)，對于某一指定高度(h)，使用廠=htan50。即可得到該高度圓錐效應(yīng)區(qū)的半徑，再根據(jù)進入誤差和航向保持誤差就可確定該高度飛越VOR臺的定位容差區(qū)。

（2）交叉定位的定位容差 a．提供航跡引導(dǎo)導(dǎo)航臺的精度

VOR臺的航跡引導(dǎo)精度由以下四個參數(shù)組成：±3．5。地面系統(tǒng)容差或由飛行測試而定；±1．0。監(jiān)控容差；±2．7。接收機容差；±2．5。飛行技術(shù)容差。取以上四個數(shù)值的平方和根，即得VOR臺的航跡引導(dǎo)容差±5．2。

b．提供側(cè)方定位的導(dǎo)航臺的精度

提供側(cè)方定位的導(dǎo)航臺的總?cè)莶钪胁豢紤]飛行技術(shù)容差，根據(jù)前面的數(shù)據(jù)可以得到，VOR的側(cè)方定位容差為±4．5o。

2.3.2自動定向系統(tǒng)(ADF／NDB)基礎(chǔ)知識

自動定向系統(tǒng)是利用設(shè)置在地面的無方向無線電信標NDB(Non—Direction Beacon)發(fā)射的無線電波，在機上用環(huán)狀方向性天線接收和處理，以確定NDB所在方向的導(dǎo)航設(shè)備。NDB的工作頻率在150kHz~1800kHz范圍內(nèi)，屬于中、長波段。在此波段內(nèi)，可靠的方向信息只能通過地波或直達波才能得到。地波可以作用到幾百千米，但也常受天波的污染，特別在夜間，只有當飛機離地面導(dǎo)航臺較近，在很好的地波覆蓋范圍內(nèi)，方位讀數(shù)才可靠。當信號較強時，不考慮飛機結(jié)構(gòu)的影響，設(shè)備精度為2。左右：信號較弱時，設(shè)備精度為3o左右。

自動定向系統(tǒng)的特點：

1.作用距離的遠近由地面導(dǎo)航臺發(fā)射功率及機上接受機靈敏度決定，一般可達300km左右： 2.在NDB的上空有一個盲區(qū)不能提供信號，盲區(qū)的范圍隨匕機高度而增加。飛越NDB的定位容差區(qū)及利用NDB交叉定位時的定位容差：（1）飛越NDB的定位容差區(qū)

飛越NDB的圓錐效應(yīng)區(qū)的倒圓錐擴散角為40。進入圓錐效應(yīng)區(qū)時的誤差為±15o，進入圓錐效應(yīng)區(qū)后的航向保持誤差為±5o以內(nèi)。對于某一指定高度(h)，使用r=^tan40o即可得到該高度圓錐效應(yīng)區(qū)的半徑，再根據(jù)進入誤差和航向保持誤差就可確定該高度飛越NDB的定位容差區(qū)。

（2）交叉定位的定位容差(a)提供航跡引導(dǎo)導(dǎo)航臺的精度NDB的航跡引導(dǎo)精度由以下三個參數(shù)組成： ①±3o地面設(shè)備： ②±5．4o機載設(shè)備： ③飛行技術(shù)容差。

取以上三個數(shù)值的平方和根，即得NDB的航跡引導(dǎo)容差±6．9。(b)提供側(cè)方定位的導(dǎo)航臺的精度

提供側(cè)方定位的導(dǎo)航臺的總?cè)莶钪胁豢紤]飛行技術(shù)容差，根據(jù)前面的數(shù)據(jù)可以得到，NDB的側(cè)方定位容差為±6.2o。

2.3.3測距機系統(tǒng)(DME)基礎(chǔ)知識

測距機(DME)系統(tǒng)是一種能夠測量由詢問器到某個固定應(yīng)答器距離的二次雷達系統(tǒng)。DME系統(tǒng)的地面信標臺通常與能給飛機提供方位信息的甚高頻全J口J信標(VOR)地面臺安裝在一起。二者結(jié)合就構(gòu)成了標準的國際民航組織(IACO)審定的ρ-θ目近距導(dǎo)航系統(tǒng)。DME系統(tǒng)測距時，詢問器的距離計算電路根據(jù)從發(fā)射詢問脈沖肘至接收回答脈沖對之間所經(jīng)過的時間，計算出飛機到地面信標臺的斜距。

測距機系統(tǒng)的特點：

(1)工作頻率高，周期短，可產(chǎn)生較窄的脈沖，測距精度較高；

(2)波段為超短波，其傳播方式為直線性，故作用距離較短，受視線距離限制。

第三章 高原機場起飛性能研究

民用運輸機的高原機場和高原航線運營問題，在全球范圍內(nèi)來講，只有少數(shù)幾個典型地區(qū)會涉及。這些地區(qū)包括：南美、中亞和中國。我國地域遼闊，地形復(fù)雜，山地眾多，海拔500m 以上的面積占全國總面積的84%，海拔1500m的高原面積占全國總面積的1/3。在所有這些區(qū)域中，青藏高原無疑是運行環(huán)境最為惡劣的地區(qū)。它不但是全球海拔最高的地區(qū)，還面臨著機場分布極度稀少，以及導(dǎo)航臺數(shù)量缺乏和導(dǎo)航信號質(zhì)量低下的問題。除此之外，我國還有眾多地形環(huán)境復(fù)雜、凈空條件很差的機場。如何在這樣的環(huán)境下，滿足相關(guān)法規(guī)的運行要求，保障飛行安全，一直是中國民航界極度關(guān)心的問題。

3.1高原機場運行特點及基礎(chǔ)

目前，在國內(nèi)民航界，一般定義機場標高大于1500m 的機場為高原機場，標高大于2560m 的機場為高高原機場。高原機場及航線運行中，會涉及很多低海拔地區(qū)運行所沒有的新問題。這些問題涉及法規(guī)認證、操作程序、飛行性能、飛行安全等諸多領(lǐng)域。

3.1.1高原機場運行特點

3.1.1.1環(huán)境特點

中國西部的機場多數(shù)為高原山區(qū)機場，運行區(qū)域海拔比較高。如昌都邦達機場的標高為334m(14219ft)，是迄今為止世界上最高的民用機場。

凈空環(huán)境差，起飛離場和著陸下滑進近梯度大。如九寨/黃龍機場建于一連續(xù)山腰上，海拔3448m，50km 半徑內(nèi)有高山57 座，機場東南東7km 處紅星巖5003m，東南25km 處岷山主峰5588m，其離場程序要求的上升梯度達到5.7%，儀表進近下滑道達到3.3°。氣象條件復(fù)雜，低云、能見度低，多雷暴、陣性風(fēng)和風(fēng)切變。以青藏高原為例，群山重疊，峭壁高聳，地形動力亂流十分顯著；并且高原上空空氣稀薄，太陽輻射強，氣溫變化大，熱力亂流強，二者常結(jié)合在一起，形成強烈亂流。如成都—拉薩高原航線，冬春季節(jié)的高空風(fēng)速高達300km/h，遇到嚴重風(fēng)切變，劇烈的顛簸可以把人拋離座位。

航路最低安全高度高，通信導(dǎo)航信號受地形影響大，導(dǎo)航設(shè)備限制使用。如成都—拉薩高原航線，全長1300km，起飛離開成都平原便進入了安全高度在6334m（昌都前）和7470m（昌都后）的地形險峻的高山區(qū)。航路兩側(cè)有多座高度在8000m 以上的山峰。

3.1.1.2高原機場對飛機性能要求

飛機的飛行活動范圍由飛機的環(huán)境包線確定。環(huán)境包線又稱使用限制包線，是考慮到飛機的飛行、結(jié)構(gòu)、動力裝置、功能和設(shè)備特性的各種限制，確定的飛機允許使用的環(huán)境溫度和氣壓高度范圍。在包線內(nèi)，飛機的飛行性能和飛機設(shè)備都符合審定的要求。

環(huán)境包線給出了飛機在正常情況下的最大起降高度。典型飛機的最大起降高度為：A319/A320：9200ft；B737/757：8400ft。在座艙高度超出環(huán)境包線的最大起降高度，繼續(xù)增加到一定值之后，會導(dǎo)致客艙旅客氧氣罩自動脫落，需要改裝飛機客艙旅客氧氣面罩自動脫落的新閥值。例如某空客系列飛機這一座艙高度值14000ft，為在更高高度機場運行，新審定閥值重新設(shè)定為16000ft，從而允許飛機在超過14000ft 以上的機場進行起降。

航路的飄降分析以飛機凈航跡為基礎(chǔ)，在最大重量和最壞天氣狀況下，對飛機在飄降過程中和飄降改平后的飛行進行越障檢查。飄降分析結(jié)果是確定可以安全越障的最大起飛重量，即航路安全高度限重；確定航路上發(fā)動機失效后可安全越障的臨界決策點、航路備降場等。供氧分析的結(jié)果一是確保飛機氧氣系統(tǒng)在航路任意一點發(fā)生座艙釋壓后，飛機供氧量能滿足法規(guī)要求；二是確定航路臨界決策點、備降場、緊急下降程序。高原機場一般常常伴隨著飛行性能下降和機場凈空條件差的問題，按法規(guī)要求必須確保起飛、著陸中出現(xiàn)一發(fā)失效情況下的飛行安全。高原機場面臨著一發(fā)失效后飛機上升/復(fù)飛梯度減小，真空速增大，其結(jié)果導(dǎo)致飛機一發(fā)失效離場軌跡和復(fù)飛軌跡的拉長和降低，為此必須進行專門的越障分析，確保飛行安全。

高原機場的運行還涉及其他方面和細節(jié)問題。如發(fā)動機性能降低、超溫、飛行性能降低、剎車能量管理和爆胎、高原氣候特點、山區(qū)機場氣象特點、缺氧對生理和心里影響、機組配合與決策等問題。這些都導(dǎo)致高原機場的運行有別于低海拔地區(qū)機場。

3.1.2各階段分析

高原起飛涉及很多個階段，在各個階段都有不同的速度，如圖3.1所示，其中：發(fā)動機故障速度VEF，決斷速度V1，抬輪速度VR，最小離地速度VMU，離地速度VLOF，起飛爬升速度V2，最大剎車能量速度VMBE，最大輪胎速度V 輪胎，地面最小操縱速度VMCG，空中最小操縱速度VMCA，失速速度VS。另有指示空速（IAS），校正空速（CAS），當量空速（EAS）和真空速（TAS）。

圖3.1起飛各階段示意圖 3.2高原機場對飛機性能的影響

高原地區(qū)以其不同于平原地區(qū)的特性，決定了飛機在這里飛行，必定受到很多影響和限制。高高度對飛機渦輪發(fā)動機、低速動力特性以及飛機的起降性能都有著影響。

3.2.1高原機場對起飛性能的影響

起飛的整個過程是從靜止狀態(tài)到爬升至1500ft，或到完成從起飛構(gòu)形到航路構(gòu)形的過渡并達到最后爬升速度的航跡點階段。這期間分為兩個階段：起飛場道階段和起飛航道階段，兩者以爬升高度35ft 為分界線的。高原高度對兩階段均有不同影響。此外，高原起飛還存在輪速限重和中斷起飛等問題。

1.場道性能影響

空氣密度隨著海拔升高而降低，一方面，為使飛機離地，達到相同升力所需更大速度（真速），表現(xiàn)在需更長的滑跑距離；另一方面，發(fā)動機推力降低，起飛滑跑加速度減小，滑跑，起飛距離增加。制動時，空氣密度降低，真空速大，飛機動能大，飛機停止下來需要更長距離。這些都增加了飛機起飛距離，滑跑距離和中斷起飛距離。

相同起飛重量和襟翼檔位，國際標準大氣下，起飛距離和起飛滑跑距離隨海拔高的變化，海拔的升高對飛機的起飛距離和起飛滑跑距離都有極大影響，隨著海拔的升高，這兩個距離都大幅增加，如拉薩貢嘎機場（機場標高3569m），起飛距離和起飛滑跑距離均為海平面機場的2 倍還多。

2.輪速限重

飛機起飛滑跑，機輪高速轉(zhuǎn)動，如轉(zhuǎn)動過快，離心力過大，輪胎會因張力過大而破壞。為防止這種事情的發(fā)生，對輪胎規(guī)定了使用的地面限制速度，即最大輪胎速度V 輪胎。飛機在地面滑跑階段，輪胎的最大轉(zhuǎn)速出現(xiàn)在離地瞬間的離地速度VLOF，它略大于抬輪速度VR 飛機的升力等于重量。高原運行時，真速增大，可能達到飛機的最大輪胎速度限制。因此，高原機場不同于海平面機場的最小操縱速度限制問題，而是輪速限制問題。

3.中斷起飛

中斷起飛距離是一發(fā)失效中斷起飛和全發(fā)中斷起飛距離中的較大者，一般由飛機制造商依據(jù)適航管理當局對飛機的型號審定要求進行修訂。由統(tǒng)計數(shù)據(jù)來看，引起中斷起飛的原因，只有大約25%是有發(fā)動機失效引起的。當以場長限重起飛時，隨高度增加，V1 減小，執(zhí)行中斷起飛制動時的剩余跑道長度有所縮短。使用中斷起飛技術(shù)，制動距離將比正常著陸使用最大自動剎車擋位短，不可以用正常著陸制動距離經(jīng)驗來判斷中斷起飛制動距離。

飛機在中斷起飛時使用包括剎車在內(nèi)的減速措施，剎車系統(tǒng)吸收了飛機的動能轉(zhuǎn)變成自身的熱能。這一過程中剎車系統(tǒng)吸收了飛機總動能的一半以上，是主要的減速力量。

4.航道性能影響

高度增加，飛機上升梯度減小，這種變化體現(xiàn)在飛機起飛航道階段和著陸復(fù)飛中。飛機的上升梯度是上升高度與前進的水平距離之比，在一發(fā)失效后的起飛航道第二段，由于保持V2 不變，則上升梯度可用下式表示：

凡影響這幾個參數(shù)的因素都是影響飛機上升梯度和越障能力的因素。由上式，提高上升梯度的方法是：更換更大功率發(fā)動機，減輕飛機起飛重量，使用小角度襟翼增大升阻比。在同樣條件下，高度越高，凈航跡位置越低，飛機的越障能力就會降低。同時，高原飛行時，飛機加速性能降低也造成了越障能力大幅下降。這兩者共同作用，在一臺發(fā)動機失效后表現(xiàn)得異常顯著，總航跡和凈航跡被大大延長，嚴重影響越障能力。3.2.2高原機場對著陸性能的影響

1.進近復(fù)飛與著陸復(fù)飛

復(fù)飛，就是一個在降落過程中的爬升階段。復(fù)飛爬升分為兩種情況：進近爬升和著陸爬升。進近爬升要考慮關(guān)鍵發(fā)動機的失效，而著陸爬升則不需要考慮。

飛機最終的復(fù)飛爬升限重是進近爬升限重和著陸爬升限重中的較小者。由于進近爬升考慮一發(fā)失效的情況，而著陸爬升不考慮一發(fā)失效，所以，一般而言，對于雙發(fā)飛機，復(fù)飛爬升限重為進近爬升限重，而對于四發(fā)飛機，復(fù)飛爬升限重為著陸爬升限重。

以下給出B737-700 高原算例，襟翼進近15，著陸30，在同一著陸重量不同高度下的性能參數(shù)，如表3.1 所示。

表3.1高度對進近和著陸復(fù)飛影響

可見，不管在進近還是著陸階段，飛機的爬升梯度均隨機場壓力高度增加而減小。2.著陸場道

現(xiàn)代大型飛機在地面制動段的主要減速措施有剎車、地面擾流板和反推三種。干道面所需著陸距離為飛機沿3°下滑線下滑，從高于著陸表面50ft、速度不小于VREF 的一點開始，到完全停止所經(jīng)過的水平距離的1.67 倍。制動使用最大剎車，不使用反推。而濕跑道著陸距離是干道面的1.15 倍。隨著氣壓高度增高，一方面使發(fā)動機推力及著陸時反推力減小，另一方面真空速增大，飛機接地動能大。這些都使著陸距離增長，或者著陸場長限制的最大著陸重量減小。

襟翼方面，小的襟翼角度使著陸距離增長，剎車熱能增加，但復(fù)飛爬升梯度增加；反之，大的襟翼角度使著陸距離減小，剎車熱能減小，但復(fù)飛爬升梯度減小。跑道坡度影響方面，上坡縮短著陸距離，下坡則相反；飛行技術(shù)方面，著陸參數(shù)偏差也極大影響著陸距離。進場速度（50ft 處速度）大及進場高度（標準進場高度為50ft）高，都會使著陸距離增長，空中飄飛距離增長。目前很多高原機場，由于自然環(huán)境的限制，使得機場環(huán)境較差，如跑道短，ILS 下滑道角度大，進近高度高，這些都使著陸空中段距離增加，極可能使空中拉平段過長，著陸時就會沖出跑道。

3.剎車管理

剎車熱能來源于制動時吸收了飛機的動能。較大的有中斷起飛、著陸和滑行三種。而其中以中斷起飛吸收熱能最大，原因是中斷起飛時飛機重量比著陸重量大，速度也大于著陸時接地速度，并且可利用的跑道長度也較短，于是在中斷起飛時須使用極限剎車。

在高原機場，機場的標高和氣溫對剎車溫度產(chǎn)生很大影響。一方面，溫度和機場壓力高度越高，同一表速下真空速越大，飛機動能越大，剎車溫度增加；另一方面，溫度和機場壓力高度越高，發(fā)動機反推力越小，同樣的自動剎車擋位，要求剎車提供的制動力越大，剎車溫度增加。剎車溫度過高，使得飛機在高原機場飛行時，飛機剎車系統(tǒng)的使用壽命較平原機場短，這就要求飛行員提高駕駛技術(shù)，保持較好的著陸狀態(tài)控制。同時，溫度過高，發(fā)生爆胎的可能性也大大增加。除了剎車溫度外，高原運行產(chǎn)生爆胎的另一個原因是高原氣壓低。在海拔4000m 以上地區(qū)，平均氣壓比海平面氣壓低40%。因此，在高原飛行時，應(yīng)使輪胎保持適當?shù)膲毫Γ悦庠谄痫w時由于內(nèi)外壓力差過大而爆胎。3.3小結(jié)

本章簡單介紹了飛機起飛的全過程。結(jié)合高原機場海拔高、空氣密度小、溫度低等因素，分析這些因素對飛機發(fā)動機造成的影響。同時結(jié)合起飛和著陸的航道特點，通過仿真，得到發(fā)動機最大推力隨高度及大氣溫度變化曲線，發(fā)動機性能隨高度增高而大幅下降。此外高原環(huán)境下輪胎也受到氣壓低，溫度低等因素的影響，因此必須考慮輪胎限重。

第四章 起飛一發(fā)失效應(yīng)急程序設(shè)計基礎(chǔ)

在程序設(shè)計前期，必須采集機場和飛機的基本數(shù)據(jù)。通過對這些數(shù)據(jù)的分析計算來選擇合理的應(yīng)急飛行路線，進而設(shè)計出有效可行的起飛一發(fā)失效應(yīng)急程序。

4.1基本數(shù)據(jù)要素及相關(guān)因素 4.1.1基本數(shù)據(jù)

這些基本數(shù)據(jù)主要包括： ①機場基準點和跑道數(shù)據(jù)

a．機場基準點的經(jīng)緯度；b．機場基準點的標高；c．跑道兩端的經(jīng)緯度； d．跑道兩端的標高： e．跑道長度和寬度； f．跑道坡度： ②機場的磁差； ③機場的溫度； ④風(fēng)向風(fēng)速； ⑤無線電導(dǎo)航設(shè)施；

⑥障礙物的數(shù)據(jù)(A型圖和1：50000／1：100000地形圖)； ⑦飛機的性能數(shù)據(jù)

4.1.2其他相關(guān)因素

(1)天氣標準

當起飛機場的起飛最低天氣標準低于著陸最低天氣標準時，在飛機起飛過程中如果出現(xiàn)一發(fā)失效，有時將不能返回本場著陸，需飛往起飛各降場。(2)機型選擇

若所設(shè)計的起飛應(yīng)急程序需兼容多種機型，則應(yīng)選應(yīng)該考慮到實際運行中可能存在最壞的情況，在同一機場，盡量使用相同的程序：如果因為機型差異大造成載量差異較大，可以按不同機型的性能區(qū)分設(shè)計起飛一發(fā)失效應(yīng)急程序。

(3)應(yīng)急程序制作時考慮的其它因素

制作的程序是為了滿足飛機起飛過程中出現(xiàn)單發(fā)后的應(yīng)急處置方案，該程序應(yīng)該超越機場的降噪程序、空中交通管制、標準儀表離場及其它任何正常運行過程中考慮的限制。

4.1.3工具使用情況

在EOSID的設(shè)計中，需要大量的資料手冊和軟件進行信息查詢和數(shù)據(jù)計算，下面對所涉及到的資料和軟件及其用途進行了大致的總結(jié)：

①機場使用細則：用于機場、跑道、風(fēng)、導(dǎo)航設(shè)施以及障礙物的數(shù)據(jù)的采集： ②航線手冊：從中可以得到標準儀表離場程序；

③機場地形圖：比例尺為1：50000或1：100000，可以通過地形圖確定障礙物； ④飛行手冊(Airplane Flight Manual)：用于確定一發(fā)失效時的起飛航跡，計算起飛重量和爬升梯度(在無計算軟件可用時)，同時，作為飛機性能的最終數(shù)據(jù)源來使用，一切數(shù)據(jù)必需以本手冊為準；

⑤降噪手冊(砧1 Engines Operating Takeoff and Climb performance and CommunityNoise Characteristics oftlle Boring Model)：用于確定全發(fā)起飛時的起飛航跡；

⑥波音公司的PERFORMANCE ENGINEERS MANUAL或空客公司的PEI訌0RMANCE PROGRAM MANUAL：用于計算轉(zhuǎn)彎爬升時的坡度損失； ⑦相應(yīng)的性能計算軟件：如空客的PEP、波音的STAS、BPS、BCOP及AFMDPI 等，運用這些軟件可計算得到相關(guān)的性能數(shù)據(jù)。

4.2沿標準儀表離場程序(SID)全發(fā)起飛離場的檢查

沿SID全發(fā)飛行檢查的主要目的是確定飛機沿標準儀表離場程序全發(fā)起飛時的飛行航跡，同時為決策點的確定提供依據(jù)。首先，應(yīng)根據(jù)航線手冊在地形圖上繪制標準儀表離場程序，沿標準儀表離場程序標出可能影響飛機運行的障礙物，同時結(jié)合機場細則中的新增人工障礙物(如電視塔、煺囪等)，得出可能限制飛機正常運行的主要障礙物數(shù)據(jù)。然后，利用手冊或軟件確定全發(fā)起飛時的飛行航跡，并通過性能計算對各階段進行越障檢查。

4.3沿SID一發(fā)失效起飛離場的檢查

在地形復(fù)雜的機場，雖然標準儀表離場程序是全發(fā)離場的較優(yōu)選擇，但很可能在一發(fā)失效時，由于某些障礙物的影響，使得飛機的最大起飛重量和業(yè)務(wù)載量受到很大的限制。例如：B737．300飛機在標高3000英尺、環(huán)境溫度20℃的機場、起飛重量為110000LB、A／C AUTO，以FLAP5起飛時，在全發(fā)情況下第二爬升段的最大爬升梯度可以達到18％．而一發(fā)失效的最大爬升梯度僅為3．45％。由此可以看出，一發(fā)失效對飛機越障能力的影響很大。

因此，應(yīng)對～發(fā)失效起飛過程中的各飛行階段進行分析，找出限制障礙物(也就是在EOSID中需要避讓的障礙物)，并通過計算得出最大起飛重量。然后，確定是否需要設(shè)計EOSID。

起飛一發(fā)失效離場保護區(qū)的確定是起飛離場檢查的關(guān)鍵。在一發(fā)失效情況下，計算飛機的起飛重量需要考慮的障礙物的范圍是距預(yù)定起飛航跡兩側(cè)的以下兩項中的較小值所對應(yīng)的寬度：

a．90米+O．125D，其中D是指飛機離可用起飛距離末端的距離值； b．對于目視飛行規(guī)則飛行，預(yù)定航跡的航向變化小于15。時，為300米；預(yù)定航跡的航向變化大于15。時，為600米。對于儀表飛行規(guī)則飛行，預(yù)定航跡的航向變化小于15。時，為600米：預(yù)定航跡的航向變化大于15。時，為900米。

4.4EOSID的初步確定

在1：50000或l：100000的地形圖上，通過對障礙物的排查，針對標準儀表離場程序中對載量限制較大的障礙物，找一條更有利于飛機越障的航跡，使得飛機沿此航跡飛行時，可以得到更多的時問(距離)來超越障礙物。然后，在地形圖上畫出初步確定的起飛應(yīng)急程序的飛行路線及相應(yīng)的保護區(qū)。應(yīng)急程序結(jié)束點的確定應(yīng)遵循以下原則：飛機起飛后出現(xiàn)一發(fā)失效，按EOSID飛行時，達到下述三種方式之一，即為應(yīng)急程序結(jié)束。

a．返回本場著陸；

b．上升至等待高度或扇區(qū)允許最低高度等待： c．上升至航線最低安全高度飛往備降場兒

需要注意，在選擇飛行路線時，還要考慮空域和導(dǎo)航的限制。在空域限制方面，應(yīng)和當?shù)氐目展懿块T協(xié)作，掌握危險區(qū)、限制區(qū)和禁區(qū)的位置，避開受飛行和空管限制的卒域。在導(dǎo)航方面，應(yīng)熟知相關(guān)導(dǎo)航設(shè)施的基本原理，檢查所選飛行路線是否滿足機場的導(dǎo)航設(shè)拖要求。由于起飛一發(fā)失效應(yīng)急程序一般在飛行性能領(lǐng)域內(nèi)研究，導(dǎo)航設(shè)施的限制在實際設(shè)計中常常被忽略，這將很可能導(dǎo)致整個程序設(shè)計的失敗。因此，導(dǎo)航設(shè)施的限制應(yīng)該引起足夠的重視。

4.5EOSID的精確計算分析

在程序的制作中，通常根據(jù)機場或航空公司的統(tǒng)計數(shù)據(jù)選取月平均最高溫度和無風(fēng)作為程序制作的初始條件。在此條件下對上面所選的飛行路線進行起飛分析，計算出最小改平高度和各爬升段的爬升梯度，確定出各轉(zhuǎn)彎點的位置、各轉(zhuǎn)彎處的轉(zhuǎn)彎半徑、各航段的飛行方向，最后進行風(fēng)的修正，如果是固定轉(zhuǎn)彎坡度轉(zhuǎn)彎，還要考慮重量和溫度的影響俐。

經(jīng)過重量、溫度和風(fēng)的修正后，離場航跡的保護區(qū)將被增大，這可能導(dǎo)致新的障礙物的出現(xiàn)。如果新增障礙物在飛機的起飛過程中起到了限制作用，則應(yīng)考慮是否可以通過改變原定航跡來避開限制的障礙物。如果可以通過改變航跡避開限制障礙物，則對新航跡重復(fù)上述各步，進行計算檢驗；如不能避丌，應(yīng)將此障礙物加入到原障礙物組中，重復(fù)上述各步進行計算檢驗，直至確定出最終航跡。最后，在地形圖上畫出精確計算后的ESID及其保護區(qū)。

另外，在程序制作過程中，還應(yīng)與當?shù)乜展苋藛T、機場相關(guān)人員、程序使用公司的E行員進行協(xié)調(diào)溝通，以確保程序的可行性和適用性。EOsID的精確計算分析是起飛一發(fā)失效應(yīng)急程序的核心部分，也是研究中的重點和難點所在。在本文的第四章和第五章中將對飛行轉(zhuǎn)彎的分析、風(fēng)的影響、障礙物的計算等目前尚未很好解決的問題進行較為深入地探討和分析。

4.6決策點的確定

決策點是這樣定義的，當飛機在這個點之后一發(fā)失效，仍可以按照SID正常離場：但如果飛機在這個點之前發(fā)生一發(fā)失效，則必須執(zhí)行EOSID。決策點是在起飛過程中出現(xiàn)一發(fā)失效時，飛行員采取哪一種程序繼續(xù)飛行的選擇依據(jù)。因此，決策點的選擇是至關(guān)重要的。

4.7EOSID的檢查驗證、制圖說明及實施準備

在制作出起飛應(yīng)急程序之后，要按下面的情況對程序進行檢查。

第一種情況：假定飛機在V1處一發(fā)失效，則必須執(zhí)行EosID，應(yīng)對此臨界情況進行檢查，從而證實該程序的可行性： 第二種情況：假定飛機在決策點處一發(fā)失效，則可按SID離場，應(yīng)對此臨界情況進行檢查分析，從而證明決策點的準確性。檢驗無誤后將EOSID制成程序圖，注明導(dǎo)航臺、定位點和主要障礙物，同時輔以文字說明。然后由飛行員在模擬機上試飛，經(jīng)驗證無誤，申報相關(guān)領(lǐng)導(dǎo)部門進行審批。

第五章設(shè)計要點及難點研究分析

起飛一發(fā)失效應(yīng)急程序的研究沒有一個標準的規(guī)范和方法，在實際設(shè)計中，一些特有的數(shù)據(jù)沒有明確的計算分析方法，一些關(guān)鍵性的問題也沒有得到足夠的重視，這些問題的解決與否將直接影響到程序設(shè)計的成敗。

5.1規(guī)章中易產(chǎn)生歧義的問題分析 5.1.1障礙物數(shù)據(jù)采集

在EOSID的設(shè)計中，障礙物數(shù)據(jù)的采集是非常重要的，如果障礙物數(shù)據(jù)不準確，設(shè)計的整個程序也沒有絲毫意義。在實際設(shè)計中采集障礙物數(shù)據(jù)的依據(jù)主要有兩個：即機場細則(包括A型圖、15km范圍內(nèi)障礙物、50km范圍內(nèi)障礙物)和地形圖，然而這兩個障礙物數(shù)據(jù)源都是不完善的。機場細則中并沒有涵蓋全部的障礙物，而且測量精度不是很高。地形圖的年代比較早，一般為50年代、70年代、80年代的組合地形圖。

另外，在實際設(shè)計中，許多障礙物在機場細則和地形圖中的數(shù)據(jù)是不統(tǒng)一的，這給程序設(shè)計帶來了很大的困難。因此，建議有關(guān)部門應(yīng)盡快對障礙物進行檢查核實，并在機場細則中給出修訂過的障礙物數(shù)據(jù)。

目前，基于現(xiàn)有條件，在實際設(shè)計中主要采取以地形圖為主，機場細則為輔的原則。其中，地形圖主要選取1：5萬基本比例尺地形圖，這種地形圖的精度較高，其覆蓋率已達80％。在我國西部和西南部的一些機場缺少1：5萬地形圖，則可以用1：10萬比例尺的地形圖代替，但其精度相對略低i2刖。由于地形圖更新較慢，一些新增的人工障礙物不能給予及時補充。針對這一不足，在障礙物采集時必須將地形圖和機場細則有效地結(jié)合起來，基本按照天然障礙物以地形圖為依據(jù)、新增人工障礙物以機場細則為依據(jù)的原則，對于兩種不同比例地圖中有差異的障礙物信息，保守的做法就是按照條件較為苛刻的考慮分析。

5.1.2起飛離場中相關(guān)規(guī)則比較說明

目前，我國的離場規(guī)則基本都是參照ICAO的離場規(guī)則執(zhí)行，但在起飛一發(fā)失效應(yīng)急程序的實際設(shè)計中，各航空公司在一些細節(jié)問題的處理上并不完全統(tǒng)一。如果根據(jù)不同離場規(guī)則設(shè)計出不同的起飛應(yīng)急程序，對航空公司的運行、空管人員的工作負荷都將有很大的影響。因此，應(yīng)統(tǒng)一運行標準和所依據(jù)的離場規(guī)則。

①最小爬升梯度

在廠家認定的飛行手冊中，所有的單發(fā)數(shù)據(jù)都是以第二階段最小2．4的凈爬升梯度作為最低標準來考慮的。在沒有障礙物限制的機場，飛機最大的起飛重量往往受到第二階段爬升梯度的限制。

②最大允許轉(zhuǎn)彎坡度／對應(yīng)的最小速度

轉(zhuǎn)彎高度不同，最大允許轉(zhuǎn)彎坡度是不同的。目前航空公司的正常操作手冊里面將最大允許轉(zhuǎn)彎坡度默認為15。，在應(yīng)急程序設(shè)計中也沿用此坡度，這是不準確的。如FAA和JAA規(guī)定，在400ft以上轉(zhuǎn)彎，其最大允許轉(zhuǎn)彎坡度／對應(yīng)的最小速度就可以達到

25o／V2min+10kt。另外，在一些地形復(fù)雜的機場，由于15。的最大允許轉(zhuǎn)彎坡度的限制，轉(zhuǎn)彎時轉(zhuǎn)彎半徑過大，給程序設(shè)計帶來了很多困難。因此，本文建議最大允許轉(zhuǎn)彎坡度應(yīng)根據(jù)不同機型、不同的轉(zhuǎn)彎高度來確定，不能簡單地認定為15。，具體的轉(zhuǎn)彎坡度可以根據(jù)飛機廠家提供的轉(zhuǎn)彎裕度量，按照當時飛機的速度、高度來計算得出。

③保護區(qū)的寬度和對正跑道損失

保護區(qū)的寬度、對正跑道損失在各規(guī)則中的要求也是不同的。對于保護區(qū)的寬度，現(xiàn)在的實際設(shè)計中大多都采用ICAO的標準，己基本得到統(tǒng)一。對正跑道損失則是說法不一。在起飛一發(fā)失效應(yīng)急程序的設(shè)計中，最大起飛重量都是受障礙物的限制，為了簡化計算，障礙物是從跑道頭開始測量計算的。所以在實際設(shè)計中，不需要考慮對正跑道損失。

5.2決策點的選擇

決策點是這樣定義的，當飛機在這個點之后一發(fā)失效，仍可以按照SID正常離場；但如果飛機在這個點之前發(fā)生一發(fā)失效，則必須執(zhí)行EOSID。目前，有一種理論上通用的決策點確定方法。在這種方法中，首先要計算出使用應(yīng)急程序后的最大起飛重量及起飛剖面，如圖5.1。然后用使用應(yīng)急程序后的最大起飛重量確定一發(fā)失效時的起飛剖面，如圖5.2。最后，將一發(fā)失效的起飛剖面由剛好越障處向跑道末端反推，一發(fā)失效的起飛剖面和全發(fā)起飛剖面的交點即為決策點，如圖5.3。

圖5.1 全發(fā)起飛剖面圖

圖5.2一發(fā)失效起飛剖面圖

圖5.3兩種起飛剖面圖的對比

上述的方法比較精確，但在實際應(yīng)用中是比較復(fù)雜繁瑣的。為此，本文提出一個簡化決策點確定方法的建議，即取SID和EOSID的分離點為決策點。這種方法的好處是決策點比較直觀，便于飛行員在實際飛行中對應(yīng)急程序的操作。但這樣確定出的決策點必須沿SID和EOSID進行檢查，下面給出決策點的檢查方法。

首先在地圖上量出決策點到起飛離地端的距離，根據(jù)全發(fā)起飛航跡和爬升梯度計算出飛機全發(fā)起飛到達決策點上空的高度。然后按照一發(fā)失效的起飛航跡和爬升梯度分別計算檢驗飛機沿SID和EOSID繼續(xù)飛行的越障情況，對于SID，還要檢驗飛機到達定位點上空的高度是否符合離場要求。如最終檢查無誤，即可確定該分離點為決策點。

5.3遠距離障礙物越障情況討論

在遠距離障礙物的越障計算中，對于B737．700、B737．800、空客系列等性能計算軟件比較完善的機型，可以直接利用軟件進行計算。但對于B737．300等軟件不完善或一些沒有性能計算軟件的機型，建議利用手冊查取圖表，然后通過迭代進行計算。利用B737．300的標準起飛分析軟件(STAS)進行越障計算時，軟件計算的理論依據(jù)是在第二爬升段超越所有起飛過程中的障礙物，即改平時凈航跡的高度達到最高障礙物高度加35英尺以上。所以用軟件計算起飛重量時，需將遠距離障礙物進行折算，將其轉(zhuǎn)換成軟件可以計算的近距離障礙物，然后再進行越障分析。計算方法如下：

假定一個初始起飛重量Wo(可以選擇無障礙物限制的最大起飛重量)，用初始重量在飛行手冊上查出第二爬升段梯度、平飛加速段距離、最后爬升段梯度，確定起飛剖面，按最后爬升段凈梯度(注意1500fl以上梯度損失)將遠距離障礙物的高度折算成平飛段結(jié)束點處假想障礙物的高度(h=H—d3Xθ％)。將h和dl作為假想障礙物的高度和距離帶入軟件進行計算，得到新的最大起飛重量W1。然后將(W0+W1)／2作為新的初始重量重復(fù)上面的計算，計算得到新的起飛重量W2。再將(WI+W：)／2作為新的初始重量，用此方法重復(fù)上面的步驟，直至初始重量與起飛重量表中查得的最大起飛重量相同，此時的重量即為該障礙物限制下的最大起飛重量，最后一步迭代中的起飛剖面即為最大起飛重量下的實際起飛剖面。

5.4導(dǎo)航限制要求

需要制作起飛應(yīng)急程序的機場絕大多數(shù)地形都比較復(fù)雜，而且機場的導(dǎo)航設(shè)施比較有限。在程序制作中，如果對現(xiàn)有設(shè)備的導(dǎo)航原理不甚了解，將可能導(dǎo)致設(shè)計出的起飛應(yīng)急程序在實際中不能應(yīng)用。

以測距機(DME)為例，DME使用的無線電波是超短波，在電離層下，超短波信。由于超短波的頻率高、周期短、傳播方式為直線性，因而用于測距可得到較高的測距精度。但因為超短波僅按直線傳播，導(dǎo)致它的作用距離近，受視線距離的限制。如果飛機和地面DME臺之間有高大的障礙物擋住了超短波的直線傳播，則很有可能不能測出飛機的位置信息，如圖5．4所示。在這種情況下，可以根據(jù)不同情況選擇不同的解決方案，如用衛(wèi)星導(dǎo)航進行定位、增加導(dǎo)航設(shè)施或者減少飛機業(yè)載等等。當然，為了經(jīng)濟性考慮，應(yīng)在原有的導(dǎo)航條件下，盡可能通過飛行路線的選擇來避免此類情況。

圖5.4DME受限制情況示意圖

因此，在EOsID的設(shè)計中，要注意到導(dǎo)航設(shè)施的適用性，從而采取合理可行的方法來進行引導(dǎo)和定位。下面給出交叉定位時對導(dǎo)航臺位置的限制要求。

(1)VOR/VOR 當使用兩個vOR導(dǎo)航臺交叉定位時，對兩個導(dǎo)航臺與定位點的連線所構(gòu)成的夾角的大小有～定的限制，該夾角應(yīng)在30o～150o，如圖5.5所示。如不能滿足夾角限制，則不能采用這兩個導(dǎo)航臺給該定位點定位。

(2)NDB/NDB 當使用兩個NDB導(dǎo)航臺交叉定位時，對兩個導(dǎo)航臺與定位點的連線所構(gòu)成的夾角的大小有一定的限制，該夾角應(yīng)在45o～135o，如圖5.6所示。如不能滿足夾角限制，則不能采用這兩個導(dǎo)航臺給該定位點定位。

(2)VOR /DME或NDB/DME 當使用V0R導(dǎo)航臺(或NDB)與DME距離弧交叉定化時，VOR臺(或NDB)與定位點的連線所構(gòu)成的夾角應(yīng)在Oo～23o或157o～180o，如圖5.7所示。如不能滿足夾角限制，則不能采用這兩個導(dǎo)航臺給該定位點定位。

第二篇：基于全球衛(wèi)星定位系統(tǒng)的綿陽機場飛行程序研究

基于全球衛(wèi)星定位系統(tǒng)的綿陽機場飛行程序研究張建華【摘要】： 中國民航將來的飛行程序服務(wù)將以RNAV/RNP作為重點,逐步取代現(xiàn)有的傳統(tǒng)程序。使用GPS的RNAV和小RNP值(0.3或以下)程序則是今后研究的重點。通過研究國際民航組織(ICAO)的飛行程序設(shè)計規(guī)范,借鑒美國聯(lián)邦航空局(FAA)的有關(guān)設(shè)計準則,利用中國民航飛行學(xué)院綿陽機場的實際飛行環(huán)境開展GPS飛行程序的設(shè)計和研究,并利用獎狀(CJ-1)高級教練機進行GPS飛行程序的試驗飛行,提出了RNP APCH程序運行標準,并實現(xiàn)了綿陽機場RNP APCH程序設(shè)計,采用T型布局的RNAV非精密進近程序和氣壓垂直導(dǎo)航系統(tǒng),設(shè)計了以Auto-CAD為環(huán)境的RNP進近程序方案及保護區(qū)設(shè)計。論文分為四部分共五章。第一部分介紹了RNAV程序和星基導(dǎo)航程序的原理;第二部分是具備垂直導(dǎo)航能力的基于全球衛(wèi)星定位系統(tǒng)的飛行程序設(shè)計規(guī)范的研究;第三部分利用AutoCAD軟件進行了基于全球衛(wèi)星定位系統(tǒng)(GPS)的進近程序設(shè)計;第四部分是獎狀(CJ-1)高級教練機進行綿陽機場GPS飛行程序驗證,并詳細分析水平和垂直方向上的飛行參數(shù)。飛行驗證證明,具有RNP運行資格的航空器能夠較好的運行RNP運行程序和LNAV/VNAV導(dǎo)航模式,解決了我國民航在不受政策影響時的Ⅰ類GPS精密進近應(yīng)用條件和技術(shù)難題,完善了我國的GNSS飛行程序設(shè)計規(guī)范,積累了GNSS飛行程序設(shè)計的設(shè)計經(jīng)驗,取得了實際的GPS飛行試驗參數(shù),實現(xiàn)了基于GPS導(dǎo)航的Ⅰ類精密進近解決方案。論文的實地數(shù)據(jù)來源于綿陽機場,是中國民用航空局《基于全球衛(wèi)星定位系統(tǒng)(GPS)的進近程序研究》項目的一部分。

【關(guān)鍵詞】：全球衛(wèi)星定位系統(tǒng)(GPS)RNP APCH程序設(shè)計 LNAV/VNAV導(dǎo)航 AutoCAD

【學(xué)位授予單位】：中國民用航空飛行學(xué)院

【學(xué)位級別】：碩士

【學(xué)位授予年份】：2009

【分類號】：V323

【目錄】：

摘要5-6 Abstract6-10 第一章 緒論10-17 1.1 技術(shù)背景10-11 1.2 國內(nèi)外研究現(xiàn)狀11-14 1.3 研究方法及設(shè)計軟件介紹14 1.4 研究內(nèi)容和實施方案14-15 1.5 選題意義15 1.6 創(chuàng)新點15-17 第二章 RNAV 程序和星基導(dǎo)航程序的原理17-39 2.1 基本原則17-26 2.1.1 定位點17

2.1.2 基本GNSS RNAV 程序17-20 2.1.3 DME/DME RNAV 程序20-22 2.1.4 VOR/DME RNAV 程序22-25 2.1.5 RNP25-26 2.2 一般準則26-30 2.2.1 轉(zhuǎn)彎航路點之間的航段最短距離26-28

2.2.2 RNAV “T”或“Y”型程序設(shè)計28-29 2.2.3 終端進場高度(TAA)29-30 2.3 程序設(shè)計30-39

2.3.1 離場程序30-34 2.3.2 進場和進近程序34-35 2.3.3 非精密進近程序35-36 2.3.4 APV 或氣壓垂直導(dǎo)航36-39 第三章 RNP 和氣壓垂直導(dǎo)航運行標準研究39-51 3.1 RNP 運行標準39-47 3.1.1 RNP 終端運行的飛機及系統(tǒng)要求39 3.1.2 RNP 系統(tǒng)性能和功能方面的要求39-42

3.1.3 RNP 儀表進近的特點42-43 3.1.4 系統(tǒng)資格與RNP 運行的認定43-44 3.1.5 RNP 進近的運行許可44-45 3.1.6 運行準備45-47 3.2 氣壓式垂直導(dǎo)航的運行標準47-51 3.2.1 適用性48

3.2.2 飛機資格48 3.2.3 運行人員/飛機的認證48-49 3.2.4 VNAV 運行程序(概述)49-50 3.2.5 飛行員知識50-51 第四章 綿陽機場GNSS RNAV 飛行程序設(shè)計51-110 4.1 綿陽機場基本資料51-53 4.2 綿陽機場程序設(shè)計基礎(chǔ)數(shù)據(jù)53-61 4.3 “T”型與“Y”型程序設(shè)計的選擇61-62

4.4 Auto-CAD 軟件 WGS-84 坐標航路點的測量、地圖拼接及航路點的落定62-69 4.4.1 WGS-84 坐標系下航路點的測量及地圖拼接64-67 4.4.2 Auto-CAD 軟件在WGS-84 坐標系下落定跑道67 4.4.3 Auto-CAD 軟件在WGS-84 坐標系下航路點的落定67-69 4.5 綿陽南郊機場RWY32 RNP APCH 程序69-71 4.5.1 航路點容差及保護區(qū)半寬69-70 4.5.2 轉(zhuǎn)彎參數(shù)70-71 4.6 綿陽南郊機場 RWY32 Baro-VNAV 程序71-75 4.6.1 Baro-VNAV 程序基本條件71-72 4.6.2 目視進近面及障礙物評估72-73 4.6.3 APV OAS 面及計算FAS 面高度方程式73-75 4.7 綿陽機場扇區(qū)劃分75-77 4.7.1 MSA75-76 4.7.2 TAA76-77 4.8 綿陽機場RNP 儀表等待77-79 4.9 高度表撥正程序和機場QNH 區(qū)域范圍79 4.10 綿陽機場RWY32 標準儀表離場程序79-84 4.11 綿

陽機場標準儀表進場程序84-86 4.12 綿陽機場儀表進近程序86-91 4.13 綿陽機場復(fù)飛程序91-92 4.14 RWY32GNSS 儀表進近程序障礙物評估數(shù)據(jù)表(見表40 至表43)92-96 4.15 綿陽機場標準儀表進離場圖/儀表進近圖96-99 4.16 綿陽機場飛行程序設(shè)計保護區(qū)設(shè)計99-109 4.17 綿陽機場使用細則（見附錄）109-110 第五章 高級教練機飛行驗證110-114 5.1 驗證要求110-111 5.2 驗證飛行程序概述111 5.3 飛行程序驗證參數(shù)分析111-113 5.4 驗證結(jié)果113-114 結(jié)論114-116 參考文獻116-130 攻讀碩士學(xué)位期間取得的的學(xué)術(shù)成果130-131 致謝131-132下載全文