高原机场起飞一发失效应急程序研究

第一篇：高原机场起飞一发失效应急程序研究

摘 要

起飞阶段是飞机飞行任务中一个关键阶段，也是航空安全事故的多发阶段，因而起飞性能就成为了飞行性能研究中的主要内容之一。我国很大比例的国土面积是高原高寒地区，高原机场占有很重要的地位。

起飞一发失效应急程序可以在保证飞行安全的前提下有效地提高航空公司的经济效益。但其涉及的知识面广，设计的工作量大，技术难度较高。由于可直接借鉴的经验较少，目前在程序设计中仍有许多复杂问题没有得到很好地解决。

本文从对国内外飞机起飞一发失效的研究着手，较系统地阐述了对其研究的必要性，从而确定了研究范围，并对研究方法、逻辑框架及内容体系作了概括性阐述。结合目前的研究成果及本人的工作实践，从飞机性能因素、飞行程序设计因素、导航系统的原理、基本数据采集、沿标准仪表离场程序(SID)全发起飞离场的检查、沿SID一发失效起飞离场的检查、EOSID的初步确定、EOSID的精确计算分析、决策点的确定和EOSID的检查验证、制图说明及实施准备等方面对飞机起飞一发失效应急程序进行了设计。在设计过程中，又对障碍物数据、决策点选取及导航等模糊问题进行了详细的分析论证，同时对设计中的难点、飞行转弯和风的计算进行了细致的讨论。

开发了一发失效应急程序。结合高原海拔高及气候等因素，完整的开发一发失效应急程序。决断点的确定，选取起飞过程中，飞机的高度利于安全飘降着陆的点，结合B737-700 机型，对拉萨机场09 号跑道，开发了起飞一发失效应急程序。

研究结果表明，起飞一发失效应急程序的设计研究对飞机起飞的安全性和经济性具有十分重要的现实意义，是国内飞行性能研究领域的一个重要补充工作。关键词：起飞性能，高原机场，一发失效，应急程序

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； 高原机场起飞一发失效应急程序研究

第一章 绪论

航空运输是指以航空器进行经营性的客货运输的航空活动，这种航空活动是现代社会综合交通体系中的重要组成部分，与铁路、公路、水路和管道运输共同组成了国家的交通运输系统，具有安全、快捷、舒适、高效益等特点。航空运输体系主要包括飞机、机场、空中交通管理系统和航线四个基本组成部分。飞机是航空运输的主要运载工具。机场提供飞机起飞、着陆、停驻、维护、补充给养和组织飞行保障活动的场所，也是旅客和货物运输的起点、终点和中转点。航线是航空运输的线路。而空中交通管制是对航空器的空中活动进行管理和控制的业务，包括空中交通管制业务，飞行情报和告警业务，它的任务是：防止航空器相撞，防止机场及其附近空域内的航空器同障碍物相撞，维护空中交通秩序，保障空中交通畅通，保证飞行安全和提高飞行效率

安全，是人类赖以生存发展和进步的前提，而飞行安全是民航永恒的主题。民用航空是一个高风险的行业，飞行安全关系到旅客的生命和财产的安危，更是人们经常议论和关心的话题。而航空事故也一直伴随着航空事业的发展。在世界民航业高速发展的今天，航班飞行总量不断加大，民用航空运输呈快速增长之势已是不争的事实。随着市场经济的发展，新的目标、新的挑战也随之而来。在保障安全的前提下，高效益成为航空公司立于不败之地的关键性指标。中国民航一直以“保证安全第一，改善服务工作，争取飞行正常”为工作方针，随着国家的改革开放，民航事业快速发展，航班运行的安全性和经济性也在不断提高，但与美国和欧洲相比仍有较大的差距，这主要体现在规章制度不全、运行程序与标准还不完善或者没有相关的程序与标准、培训教育滞后等方面。因此，有必要在运行标准的制定和飞机性能的研究分析中，将飞行的安全性和经济性结合起来，在保障飞行安全的基础上，有效地提高航空公司的经济效益。

中国西部大部分地区地处青藏高原和云贵高原、多数机场位于山地和高原机场净空条件极差气候复杂多变，航线航路地形复杂，航路安全高度高。对运营飞机的飞行操作、签派放行、维护保障、起飞和着陆性能、航路单发飘降性能及客舱释压的旅客供氧等提出了极高的要求和限制。中国民航总局对高原机场的定义是机场标高1500m（含）至2560m的机场为一般高原机场。2560m（含）以上的机场为高高原机场。国内高海拔机场和复杂航线几乎全部集中在西南、西北地区。在这些高原高温机场飞行时，一方面是发动机的推力的明显减小；另一方面是飞机本身的气动性能变差，造成飞机的飞行性能降低。而安全与效益从来就是两个矛盾的统一体。作为—个航空产业，不能光谈安全而踢开效益，也不能只说效益而不要安全。探讨安全与效益的最大化，来提高整个行业的高效运作。

因而西部高原机场和航线的飞行性能分析及管理问题尤其突出，也是确保航空公司安全运行和经济效益的前提。为此航空公司必须对执行中国西部地区高原机场及航线飞行的飞机性能作严格的限制和要求并进行科学规范的管理。针对中国西部地区高原机场及航线的特点对机场及航线运行安全性和经济性的分析及其管理策略作一些探讨。

1.1起飞性能介绍 1.1.1起飞性能概述

飞机性能包括起飞性能、爬升和下降性能、续航性能和进场着陆性能。其中起飞性能主要是根据机场、气象和飞机的具体情况确定允许的最大起飞重量，以便在此重量范围内，安排具体航线所需的燃油和可能的客、货载运量，并给出相应的起飞速度V1、vR和V2值，以保证在飞行安全的前提下，取得更好的经济效益。起飞性能主要讨论起飞航迹中各段的性能。起飞航迹是从静止点(1s机起飞滑跑开始点)到下列两点中的较高者：飞机起飞过程中高于起飞表面1500英尺(450米)或完成从起飞到航路构形的转变，并达到起飞最后阶段规定的速度和爬升梯度的点。起飞航迹由起飞和起飞飞行航迹两部分组成，前者是从起飞开始点到飞机飞到高于起飞表面35英尺(10．7米)，并达到起飞安全速度V2的航迹，后者则是从起飞的终点到起飞航迹的终点-引用陈治怀．飞机性能工程【M】．北京：中国民航出版社，1993．1-119。

1.1.2起飞性能研究的必要性

起飞性能是飞行性能研究中的主要内容之一，飞机的一次飞行任务中，起飞过程只不过占1%~2%的时间，然而却是飞机从地面运输车辆状态转变为飞行器的一个复杂过程，是飞行任务的一个关键阶段。近十几年来的统计资料表明，起飞过程发生的事故占全部事故的10%以上，是航空安全事故的多发阶段。起飞过程受到的约束限制和影响幽素很多，如机场场地长度、爬升梯度、超越障碍物、轮胎速度、刹车能量、起飞速度和结构强度等方面的限制，以及飞机、机场和气象等方面许多因素的影响。这些都有可能限制飞机的最大起飞重量．从而限制飞机装载客、货的能力，降低经济性。

1.1.3高原机场起飞性能分析

对于高原机场 除了按规范要求进行起飞和着陆性能分析外 结合西部地区高原机场跑道较、环境差、海拔高、气候复杂多变、起降性能差等特点。

飞机起飞性能涉及到飞行安全，高原机场的特殊性对飞机的起飞提出了更高的性能要求。

1.在高原机场飞机起飞时，高海拔造成空气稀薄，温度较平原低，这些因素对飞机的发动机性能影响很大，同样转速的发动机提供的最大推力较平原机场起飞时下降很多。

2.在高原机场的周围，多是海拔很高的山峰，飞机起飞过程需要越过这些障碍物。当飞机需要转弯或受到侧风的影响时，飞行航迹会有所改变，飞机的高度会有损失，从而带来飞行安全问题。

3.高原环境不仅温度低，空气密度小，同时还存在如突然结冰、风切变和跑道遭受污染等特殊情况的影响。

4.飞机机舱的可能出现突然释压问题。

5.飞机飞行过程，虽然大部分时间处于正常工作状态，但如果飞行过程中任何时刻出现一台发动机失效，将会对飞行安全构成巨大威胁。对于一发失效问题是航空公司不得不考虑的重大问题。

1.1.4起飞一发失效问题

随着航空运输业的不断发艘，对飞机起飞性能安全性的研究已经日渐完善。但随着航班量的增加、复杂机场的增多，起飞性能的经济性变得更加突出。对于同一架飞机，不仅要考虑飞机全发起飞的正常情况，而且要考虑飞机一发故障起飞的紧急情况。当发生一发失效时，发动机的推力、飞机的爬升性能、起飞的飞行航迹、飞机的操纵性都将受到很大的影响。

起飞一发失效应急程序是通过性能计算分析合理设计飞行航迹，避开一些对起飞限制较大的障碍物，或提供足够的航线长度以达到需要的飞行高度，从而提高飞机的起飞重量；或充分利用飞机发动机停车前全发飞行时所获得的高度，以减少中远距离障碍物对起飞重量的限制。另外，合理的应急程序可以减轻飞行员在起飞过程中出现一发停车时的工作负荷。

1.2 起飞一发失效的国内外研究现状 1.2.1起飞一发失效的国外研究现状

在上世纪60年代后半期之前，世界上的客机制造主要被美国的波音和麦道公司所垄断。从上世纪70年代开始，随着美国麦道公司的衰落和欧洲空客公司的崛起，飞机制造市场逐渐形成了两强对立之势。由于可靠的飞机性能源于准确全面的空气动力数据、发动机试验数据和飞行数据，而这些数据只能由飞机制造公司和发动机制造公司提供，所以飞机性能研究领域内，美国和欧洲处于绝对领先地位。

上世纪80年代，随着民用航空运输量的增加，在地形比较复杂的机场起飞时，起飞的安全性和经济性之间出现了矛盾。飞机起飞时，如果按照标准仪表离场程序离场，飞机的最大起飞重量将受到很大限制。因此，必须通过降低载量才能提高飞行的安全性、这使得航空公司的经济效益受到很大影响。为改善这种状况，飞机制造公司——波音公司和空客公司开始协助航空公司制作起飞一发失效应急程序。由于飞机数据的商业保密性，航空公司一般仅提供机场数据，并不参与飞机公司的核心研究，起飞一发失效应急程序的设计策略、步骤、数据采集和计算方法很少对外公开，这就增大了航空公司独立设计程序和灵活使用程序的难度。

美国和欧洲对于起飞性能的研究发展较早，上世纪80年代初期，美国的charles E Dole在《Flight Theory andAerodynamics A Practical Guide for Operational Sa&ty》中从飞行理论和空气动力学的角度上对起飞的安今性进行了分析。在同期，有关起飞性能的限制和要求也作为规范和条例在相关的适航条例中给出，如美国联邦航空规章第25部一运输类飞机适航标准(FAR25部)、欧洲联邦航空规章第25部一运输类飞机适航标准(JAR25部)等。90年代初期，在欧洲的D．J swatton的《Aircraft PerfoHnance Theor for poilt》和S.K.OJHA的《Flight Perfornlallce ofAircran》中，提出了比较成熟的起飞 限制要求和起飞飞行航迹的计算方法。但直到上世纪90年代末，有关起飞一发失效应急程序的资料和文献才开始逐渐公开。在空客公司的《0UICK REFEI让NCEHANDB00K》中对JAA、FAA、IcAO的相关起飞标准进行了研究分析，提出了起飞一发失效应急程序的设计理念和设计策略|l“。2001年，欧洲的Monique Fueri在《SIDs and EOSIDs》中对标准仪表离场程序(sID)和起飞一发失效应急程序(EOSlD)进行了比较分析，详细阐述了起飞一发失效应急程序的重要作用和现实意义。2002年，空客公司的EOSID woRKsHoP在《AIRBus ExERCISE GUIDEBOOK》中通过实例对起飞一发失效应急程序的制作进行了剖析114l。2003年，空客公司在《Flight Operations Support alld Linc Assistance》中利用性能计算软件对起飞一发失效应急程序的设计策略进行了较深入的探讨，并提出了部分数据的理论计算方法【15】。2004年，德国的Lufthansa systems Gmup在《Aircraft PerfonnaIlce Services》中对起飞一发失效应急程序中的障碍物计算进行了研究，提出了建立实时更新障碍物网络数据库的理论。然而，上述资料中的设计理论仍然不够系统、完整和全面，特别是一些具体的应对策略和方法还有待研究探索。

1.2.2起飞一发失效的国内研究现状

设计起飞一发失效应急程序这种理念进入我国较晚。一直以来，我国各机场依照《目视和仪表飞行程序设计》设计的离场程序在爬升梯度限制上都是按飞机全发工作考虑的。它选取的障碍物范围比较大，在全发工作时执行离场程序可以保证按规定的余度安全超越保护区内的障碍物。但飞机一发失效后，在一些地形复杂的山区机场，仍考虑这么大的保护区和同样大的爬升梯度，则允许的起飞重量过小，严重影响经济效益。我国早期的机场大多处于工业发达区，地势比较平坦，障碍物比较少，设计起飞一发失效应急程序的意义不大。即使有少数机场地形比较复杂，以当时技术水平和运行理念也不允许制作应急程序。但随着我国西部发展速度的加快，在西南、西北地区修建的山区机场越来越多，如西南地区的昆明、丽江、大理、芒市、保山、迪庆、西双版纳、九寨沟、广元，匝北地区的西宁、拉萨等。这些机场不仅海拔高、气象多变、而周边的地形复杂，障碍物较多，对起飞着陆的影响很大。为了在保障安全的前提下提高航空公司的经济效益，民航总局于2000年2月发布了《关于制定起飞一发失效应急程宇的通知》。

在咨询通告发布后的几年内，我国许多航空公司在空客公司和波音公司的帮匿下制作了与本公司运营相关的复杂机场的起飞一发失效应急程序。如我国的南航北方公司就在波音公司和民航总局飞行标准司的指导帮助下，制定了大连周水子机场二8号跑道起飞一发失效应急程序，并于2004年8月20日起正式实施。获得了理想的经济效益。另外，四川航空公司、东航云南公司也在空客公司和波音公司的指导下制作了九寨沟、昆明、丽江、迪庆、保山、大理等机场的起飞一发失效应急程序。虽然越来越多的航空公司已经开始在一些地形复杂的机场使用起飞一发失效应急程序。

程序，并取得了较好的效果，但这些程序基本都是委托飞机制造公司进行设计的。目前国内在该领域内的研究工作开展得很少，部分航空公司曾尝试过独立设计，但由于程序制作的工作量大、技术难度高、可以直接借鉴的经验有限，结果大多以失败而告终。为此，在民航总局飞行标准司及各地区管理局有关部门的组织下，于2002年5月在广州召开了“一发失效应急离场程序”研讨会，明确了这项工作对保证飞行安全、提高航空公司运行效益的重大意义，并对起飞一发失效应急程序的总体设计进行了讨论。为了给各航空公司提供技术样本，民航总局飞行标准司于2003年对外公布了《A32l／MD82／MD90飞机昆明／巫家坝机场起飞一发失效应急程序》。这一程序是由波音公司协助北方航空公司制作的，其中给出了程序报告的格式和内容规范，并对转弯半径和转弯速度的计算进行了强调。2004年初，四JlI航空公司在空客公司的协助下，对九寨沟／黄龙机场进行了性能研究分析，制作出了A320飞机的起飞一发失效应急程序，大大地提高了高原机场运营的安全性和经济性。2004年3月，在Airbus Training center的MA JUN发表的论文《AVIATION SAFETY Flight Operations》中对起飞一发失效应急程序的基本理论和A320飞机九寨沟／黄龙机场应急程序的总体设计进行了研究，并结合空客性能计算软件对该机场的起飞性能计算进行了分析。鉴于九寨沟／黄龙机场的特殊性和起飞一发失效应急程序制作的迫切性，于2004年7月在四川成都和九寨沟举行了“高原和地形”复杂机场起飞性能分析”的研讨会，对高原和地形复杂机场的起飞一发失效应急程序制作给予了足够的重视，并提出了程序制作要与机场气象条件相结合的要求。2004年8月5日，广州新白云机场正式开始投入使用，中南管理局在新白云机场的起飞要求中提出必须要有民航总局飞行标准司审批合格的起飞一发失效应急程序。但由于各航空公司的性能技术水平有限，没有按时制作出起飞一发失效应急程序，导致国际航空公司、每南航空公司等数家航空公司的飞机不能放行，给航空公司的信誉和经济效益带来了很大的影响。针对这一情况，民航总局飞行标准司加大力度，分别于2004年11月和12月在成都和北京两次召开了起飞一发失效应急程序设计的研讨会，对设计的细节和关键性问题进行了深入的探讨和分析。然而，数次研讨会的结果表明，目前我国在起飞一发失效应急程序的研究中，还处于提出问题阶段，许多设计中出现的实际问题还没有较好的解决方法。虽然飞机制造公司已经协助航空公司制作出很多可行的应急程序，但起飞一发失效应急程序有其自身的特殊性。起飞一发失效应急程序要针对不同机场、不同机型分别进行分析制作。机型不同，速度和爬升能力是不同的，即使同种机型，由于所飞航程远近不同引起的起飞重量的差异也可以导致爬升梯度的不同。别的公司制作的应急程序本公司不一定适用，不能用已有的程序范例生搬硬套，必须根据相关的理论知识和有限的实践资料进行研究外发，制定出符合我国民航现状的起飞一发失效应急程序设计规范、策略和方法，以便航空公司可以针对本公司的机型、甚至针对所飞某一航线制作适用的应急程序。因此，需要在理论结合实际的基础上提出了合理可行的解决方法。

1.3本文的主要研究内容

本文将飞机性能、飞行程序设计和导航系统的理论知识相结合，通过对飞机性能、飞行程序、导航系统原理、及障碍物和风的分析计算，同时通过对起飞一发失效应急程序有限的资料和文献及实际设计的总结分析，较为深入地研究了起飞一发失效应急程序的设计策略及相关的性能计算方法。并由此制定出飞机起飞一发失效应急程序。此应急程序不但可以提高航空公司的营运效益。还可通过一发失效应急程序的制定，使飞行员提前了解有关复杂机场的具体情况，将安全风险前移，预先为飞行员提供了一发失效紧急情况下的飞行应急预案，大大缓解了飞行员工作负荷和心理压力，降低了飞行安全风险。

主要内容包含以下几个部分：

1．通过对起飞性能和起飞一发失效应急程序的基本概念和意义，引入对国内外起飞一发失效应急程序的发展和研究状况的具体分析。

2．对起飞一发失效应急程序所涉及的相关基础理论知识进行总结归纳，并对起飞一发失效应急程序的具体设计要素进行具体和详尽的分析。

3．对起飞一发失效应急程序实际设计中涉及的难点，和一些技术性重点问题进行剖析；并对起飞一发失效应急程序的设计环节中的各个重要点和问题进行深入探讨。

4．对起飞一发失效应急程亭性能计算中的一些模糊问题进行分析，包括障碍物数据和运行规章的统一、决策点的确定和分析、远距离障碍物的越障情况、导航设施的限制等问题，这些问题对起飞一发失效应急程序的研究分析具有现实的指导意义。

5．结合理论基础对起飞一发失效应急程序的具体实践与应用进行了分析介绍。

6．对研究工作进行归纳总结，并根据现阶段的研究成果对下一步研究提出展望。

第二章 起飞一发失效应急程序相理论基础

发动机是飞机的一个重要部件，人们把它比喻为飞机的心脏。导致发动机出现空中停车的原因很复杂。发动机是由上万个零件组成．任何一个零件、部件的工作不正常都可能导致发动机出现故障，严重时将引发空中停车。特别是在高原、高温机场．气流变化非常不稳定，大重量起飞的情况下，发动机使用最大功率运转．更加增大了发动机停车的概率。当飞机出现一台发动机停车时，飞行员的操作比正常操作要复杂得多，特别是在起飞过程中发生的空中停车，加大了飞行操作的难度。这样无疑会给飞行员在操作上和精神上造成很大的压力，给正常飞行带来影响。

起飞一发失效应急程序需要对相关的基础理论知识有比较深入的理解。针对这一问题，本章对飞机性能、飞行程序设计、导航系统的基础理论知识进行了归纳分析，这些理论知识是起飞一发失效应急程序的研究和制作中必须掌握的。2.1飞机性能理论基础 2.1.1飞机起飞性能定义

由第一章可知，飞机性能包括起飞性能、爬升和下降性能、续航性能和进近着陆性能。其中起飞性能主要是根据机场、气象和飞机的具体情况确定允许的最大起飞重量，以保证在飞行安全的前提下，取得更好的经济效益。起飞性能主要讨论起飞航迹中各段的性能。

对于执行客、货运输任务的民用飞机，起飞性能对安全性和经济性两方面都有较大影响，是飞机飞行性能的一个重要组成部分。在飞行安全方面，从1994年到2003年世界民用喷气机队事故的统计资料中得到如图1．1所示的各飞行阶段发生事故次数占事故总次数的百分比、各阶段时间占航班总时间的百分比。其中，起飞段和收襟翼的初始爬升段时间仅占航班总时间的2％，而发生事故的次数却高达事故总次数的17％。在经济性方面，起飞过程受到的约束限制和影响因素很多，如机场场地长度、爬升梯度、超越障碍物、轮胎速度、刹车能量、起飞速度和结构强度等方面的限制，以及飞机、机场和气象等方面许多因素的影响。这些都有可能限制飞机的最大起飞重量，从而限制飞机装载客、货的能力，降低经济性，特别是在我国西部的高原机场(丽江、拉萨、九寨等)，受最大性能允许起飞重量限制导致航班载量减小特别突出，从而严重制约了航空公司在这些航线上的市场收益。如图2．1所示：

图 2.1 飞机个阶段事故比例示意图

2.1.2高原机场物理环境分析

2.1.2.1高原机场空气变化分析

(一)气温、气压和密度随高度的变化关系空气的密度、温度和压强是确定空气状态的三个主要参数。飞行中影响飞机的空气动力的大小和飞行性能的好坏都与这些参数有关。空气的密度、温度、压力这三者存在着相互制约的关系。如一小团气体由地面上升时，它的压力减小，体积增大和温度降低是同时发生的。

在ll 000m以下，高度升高，气压是降低的。就平均而言，高度每升高1 000m气温下降约6．50C(即每升高l 000ft，气温降低约20c)。在这一层大气中，为什么高度升高，气温会降低呢?这是因为这层空气受热的直接热源是地面。也就是说这层空气是被晒热的地面烤热的，越靠近地面，空气受热就越多。反之，离地面越高，气温越低随着高度的升高，气压如何随高度变化呢?我们知道，在大气层中，任何一处的气压都和该高度上空的大气汞柱的重量相等。高度升高，大气汞柱的高度变短，其重量减轻。所以随着高度升高，大气压力总是减小的。

随着高度的升高，空气密度总是减小的。这是因为：高度升高，气温降低要使空气密度增大；而高度升高，气压降低又要使空气密度减小。由于气温降低的变化率要比气压降低的变化率大，因此，高度升高，空气密度总是减小的。

(二)标准国际大气和大气

在实际使用中，使用某高度上的气压、温度、密度与国际标准大气海平面相应值的比更方便，分别为在实际使用中，使用某高度上的气压、温度、密度与国际标准大气海平面相应值的比更方便，分别为，温度比θ=T/T’0

其中T0=15°C或F0=(9C／5)+32=59F。

压强比 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，可以根据气体的理想状态方程得δ=σ×θ，继而可以得到密度比(σ、θ可以直接计算、测量出来)。

图2.2 部分国际标准大气

(三)高海拔与高温的关系

从以上分析我们得知，随着高度的升高，空气密度将减小。也因为空气的热胀冷缩。随着温度的升高，空气的密度也将减小。我们所说的高原机场指的是高度在1 500 m以上的机场；高温机场指的是温度高于30。C时的情况。因此，在研究对飞行性能的影响时，在很大程度上它们是一致的。

2.1.2.2高原机场对飞机起飞性能的影响分析

我们知道，当温度升高时，空气密度减小。通过发动机的空气质量减少。在额定的温度范围内，发动机可以对推力给予补偿。但如果超过额定温度，发动机推力就明显减小。例如，当昆明机场温度到25ºC时，起飞推力就开始大幅度的降低。同理，随着机场海拔高度的增加，空气密度减小，同样通过发动机的空气质量也减小，发动机的推力也因此减小。当处在高原高温机场时，空气密度的减小要比在单一情况下更为显著，推力减少的也更明显，从而使飞机的气动性变差。而发动机工作状态的好坏，直接影响着飞机的飞行性能。发动机的推力我们可以根据具体机型的马赫数、转数换算出来。在起飞前，机组必须得到起飞速度V1/VR/V2，即起飞决断速度V1、起飞抬前轮速度VR、起飞安全速度V2。这些速度可以根据当次飞行的具体情况从快速检查单中得到。在计算起飞性能时，常常用到离地速度VLOF而V1是在起飞滑跑过程中，出现发动机失效／失火等故障时，飞行员决定中断起飞或继续起飞的重要依据。飞机在滑跑中，当加速到升力等于重力这一瞬间的速度称为离地速度VLOF。飞机的VLOF由离地时升力与重力相等的条件可得

L=W=CL LOF·1/2ΡVLOF·S VLOF=2W/CLLOFS 其中，ρ为空气密度；S为机翼面积；CL LOF为离地时飞机的升力系数，该值由飞机的离地迎角来确定。

经过计算，在高原高温机场与在低温低海拔(同温)机场的全发性能比较中。我们可得出：

2当在低海拔机场时，温度的升高使空气密度减小，发动机的推力减小。这种减小对飞机的起飞性能影响不是很大。但是，在高原高温机场时，空气密度减小，推重比显著减小，同一迎角下的飞机升力变小(飞机的气动性变差)起飞时，需要较大的离

地速度(即增大飞机的真空速)和更长的跑道。起飞时到达35 ft时的距离也增长。反之，对于可用距离相等的跑道，如果跑道的安全余度不够，由于空气密度的减小。要保证变化不大时，我们只有减小起飞重量来提高飞机的起飞性能。

在高原高温机场中我们分析了对全发起飞行性能的影响。如果在起飞滑跑过程中出现一发失效的情况，对飞行安全的影响是巨大的。分析单发失效下的起飞性能对我们更有现实意义。一发失效越早，则全发加速滑跑时间短。起飞所需距离增长。在同一速度下一发失效，起飞重量越大，起飞所需距离也会大大增长。在高原高温机场，由于推力减小显著，加速滑跑时间变长，造成起飞所需距离大大增长。在可用跑道长度相等的情况下，只有减轻起飞重量。

在高原高温机场中我们分析了对全发起飞行性能的影响。如果在起飞滑跑过程中出现一发失效的情况，对飞行安全的影响是巨大的。分析单发失效下的起飞性能对我们更有现实意义。

飞机从起飞点以全发作加速滑跑，到达VEF一发失效，飞行员在判明后决定继续起飞，在另一发起飞推力下飞机继续加速滑跑直到速度不小于V2，离地到高35 ft，即完成起飞场道阶段所经过的距离为继续起飞距离。

飞机在离地面滑跑中一发失效后，发动机产生的推力使飞机向失效发动机一边偏转，一发失效后要继续起飞。一是能够自制机头偏转保证安全飞行。二是发动机失效时的速度必须大于地面最小操纵速度，这是继续起飞的一个必要条件。飞机的地面最小操纵速度与机场气温，标高，飞机的重量有关。在高温高海拔机场，发动机的推力减小显著，失效后飞机的偏转力矩就小，使地面最小操纵速度越小。飞机重量越大，失效后、，飞机的惯性大。而且机轮产生的侧面摩擦力越大，有利于保持飞机机头方向，而地面最小摩擦力速度就越小。

因此，一发失效越早，则VEF或V

识别

删越小，全发加速滑跑时间短。起飞所需距离增长。在同一速度下一发失效，起飞重量越大，起飞所需距离也会大大增长。在高原高温机场，由于推力减小显著，加速滑跑时间变长，造成起飞所需距离大大增长。在可用跑道长度相等的情况下，只有减轻起飞重量。

分析高原高温机场的起飞性能，不仅要分析起飞场道性能，还要分析起飞航道性能(爬升性能)，是指从飞机离地到35 ft开始到飞机高度不小于l 500 ft，速度增加到不小于出航爬升速度，完成收起落架、襟翼阶段。

2.1.3起飞的基本概念

起飞过程是飞机的一个加速过程，初始时飞机为静止状态，在发动机推力作用下经过加速滑跑，离地和爬升过程后进入稳定飞行状态。大致过程如图2.3。

图2.3起飞剖面图

2.1.4起飞飞行航迹定义

按美国联邦航空规章第25部(FAR-25)的规定，起飞航迹是从起飞静止点起，延伸到下列两点中的较高者：起飞过程中高于起飞表面1500英尺，或完成从起飞到航路爬升构形的转变并达到规定的速度、爬升梯度要求。起飞飞行航迹是起飞航迹的一部分，起点是飞机高于起飞表面35英尺的点，终点是起飞航迹的终点。由飞机公司的数据资料得到的起飞飞行航迹又称为总航迹。考虑到计算总航迹的发动机推力、飞机速度等的误差，实际上可能达不到总航迹，为了保障飞行安全，FAR-25规定了起飞飞行净航迹。从起飞飞行总航迹中每一点的爬升梯度减去下列数值作为净航迹的爬升梯度。

(1)0.8%（双发飞机)

(2)0.9%（三发飞机)

(3)1.0%（四发飞机）

起飞飞行总航迹和起飞飞行净航迹分别由四段组成，如图2.3、2.4所示：

图2.4全发起飞飞行航迹

图2.5一发失效起飞飞行航迹（1）

第一段从飞机离地35英尺起到起落架收上止。本段中飞机使用起飞推力，起飞襟翼位置不变。起落架在放下位置，当飞机离地后，飞机升降速度表指示正值时开始收上起落架。

（2）

第二段是等表速爬升段，主要是爬高以保证飞行安全。使用起飞推力，起飞襟翼位置不变，起落架在收上位置。

（3）

第三段是收襟翼段。使用起飞推力或最大连续推力，加速到最后爬升段，爬升速度VC，(VC≥1．25VS)。随着速度的增大逐渐收卜襟翼，起落架在收上位置。

（4）

第四段是最后爬升段。使用最大连续推力。起落架、襟翼均在收上盈置，保持等表速爬升到离地面高度不低于1500英尺为止。

各阶段的特点参数如表2.1所示

表2.1起飞航道各阶段特点参数表

2.1.5起飞过程中的越障分析

根据障碍物距参考零点的距离长短不同，超越障碍物时通常有三种爬升方法（如图2.5）

图2.6 起飞越障的三种爬升方法

爬升方法A：适用于远距离的障碍物。第二段爬升段在总高度为400英尺处结束并改平作第三段加速爬升，收上襟翼后转入最后爬升段并在该段超越障碍物，如图2.6(a)。

爬升方法B：

适用于近距离障碍物。越过障碍物后就结束第二爬升段，改为平飞并收上襟翼，再转入最后爬升段，如图2.6(b)。

爬升方法C：适用于中距离障碍物。在五分钟起飞推力限制的前提下延伸第二爬升段，以保证所有的障碍物都能在第二段内被超越，这时称作延长的第二爬升段越障，如图2.6(c)。

2.1.6转弯中爬升梯度损失原理

当飞机平飞时，发动机推力的水平分量用于克服阻力，垂直分量用于平衡重力。当飞机沿直线爬升时，发动机推力的的垂直分量与升力的垂直分量之和将大于重力，从而保持飞机向上爬升。当飞机转弯爬升时，由于推力的一部分要用于克服离心力，所以当发动机推力一定时，转弯时的爬升梯度小于直线爬升时的爬升梯度。下面的公式即为转弯爬升梯度损失。

梯度损失与飞机构形、飞行M数、转弯坡度等因素有关。

2.2飞行程序设计相关知识 2.2.1离场保护区

在目视和仪表飞行程序设计中，飞机起飞离场时的保护区是按照全发给出的，这和一发失效时的保护区相差较大。为了便于比较，下面给出飞行程序设计中直线离场保护区的确定规则。直线离场保护区分为第1区和第2区两个部分。在确定保护区时又分为无航迹引导 的保护区和有航迹引导的保护区，取两者中较小者即为离场程序设计的保护区。1．无航迹引导

无航迹引导时，第l区以DER为起点，起始宽度为300m，如果起始离场航迹与跑道中线延长线一致，保护区以跑道中线为轴线向两侧各扩张15。如果起始离场航迹与跑道中线延长线不一致，则在航迹调整一侧的第l区边界也应调整相等的角度。第l区的长度为沿跑道延长线从DER延伸至3．5km(1．9NM)。第2区的起始宽度为第1区末端的宽度，向离场航迹两侧各扩大15º。第2区在离场程序沿规定的飞行航迹到达下一飞行阶段(即航路、等待或进近)允许的最低高度／高的一点终止。无航迹引导的离场保护区如图2.7)所示。

图2.7直线引导（无航迹引导）

2．有航迹引导

有航迹引导时，在正切导航台位置，保护区的宽度为±l 9km(voR)或±2．3km(NDB)。然后，沿航迹向西侧各扩张7.8º(VOR)或10.3º(NDB)，确定有导航台引导的保护区。有导航台引导的保护区分为主区和副区两部分，其划分方法为航迹两侧各一个主区和各一个副区，每一个主区和副区占每侧宽度的50％，靠近标称航迹的为主区。有航迹引导的离场保护区如图2.8所示。

图2.8直线引导（有航迹引导）

3．离场程序设计的保护区 取无航迹引导的保护区与有航迹引导的保护区两者中较小的作为离场程序设计的保护区。如图2.9所示。

图2.9直线离场保护区

2.2.2转弯方式

在转弯离场的程序设计中，可分为指定高度转弯离场和指定点转弯离场。1．指定高度转弯离场

为了避开直线离场方向上的高大障碍物，或受空域等条件限制，要求飞机在规定的 航向或由航迹引导，上升至一个规定的高度再开始转弯。所规定的高度要保证飞机能够避丌前方的高大障碍物，同时有足够的余度飞越位于转弯保护区内的所有障碍物。指定高度转弯离场程序设计的基本任务就是选择适当的离场航线，确定转弯高度。计算转弯高度时首先要选择一个转弯点(TP)，该转弯点应位于离场航线上，而且能保证将需要避开的障碍物排除在转弯保护区之外。根据国际民航组织的规定，转弯高度可由下式计算：

TH=dr×Gr+5m 式中：dr为起飞跑道末端(DER)至转弯点(TP)的距离；Gr为最小净爬升梯度。如果由于地形等原因，要求飞机在较高的TH转弯，需要使用较大的爬升梯度(Gr)时，应公布具体的爬升梯度(Gr)。TH不得低于120m。2．指定点转弯离场

在有条件的机场，为了避开直线离场方向上的高大障碍物，或受空域等条件限制，需要设计转弯离场时，可以要求飞机在一个指定点丌始转弯，称之为指定点转弯离场。指定点转弯离场需要考虑转弯点的定位容差区。(1)转弯点为一个定位点

这种情况一般用一个导航台或交叉定位点作为转弯点。转弯点容差区的纵向限制取决于TP的定位容差和6秒飞行技术容差(驾驶员反应误差3s+建立坡度时问3s)。如果TP为一个导航台，则定位容差决定于飞越导航台的高度，这个高度是从DER标高按10％梯度上升的计算高度。

(2)转弯点不是一个定位点

①转弯点由侧方径向线确定时，转弯点纵向限制是由交叉的转弯径向线容差和6秒飞行技术容差确定。

②转弯点由DME弧确定时，转弯点容差区的纵向限制由DME弧的准确度和6秒飞行技术容差确定。但必须满足：跑道中心延长线与规定转弯点至DME台的连线的最大交角必须不大于23º。

2.3导航系统基础

2.3.1全向信标系统（VOR）基础知识

1.VOR工作原理及测量误差

全向信标系统VOR(VHF Omni．gang)是一种相位式近程甚高频导航系统。它由地面的电台向空中的飞机提供方位信息，以便航路上的飞机可以确定相对于地面电台的方位。这个方位以磁北为基准，可由无线电磁指示器直接读出。另外，全向信标系统还可以给飞机提供一条“空中通道”，以引导飞机沿着预定航道飞行。飞行员可在水平位置指示器HIS(航道偏离指示器)上设置预选航道，一并根据航道偏离杆读出飞机与预选航道的偏离情况，从而确保飞机沿正确的航线飞行。需要注意，利用VOR导航时，在航道偏离指示器上显示的向／背台飞行只与向／背台分区线(在地面台处与预选航道垂直的线)有关，而与飞机的航向无关。全向信标的特点：

① 因为工作频率较高(在超短波波段)，所以受静电干扰小，指示比较稳定； ② 提供地面电台磁方位角，准确性较高：

③所提供航道信号只能在水平面到仰角45。的垂直范围内，在电台上空有一个盲区不能提供信号，作用距离限制在视线范围内，随飞机高度而增加；

④电台位置的场地要求较高，如果电台位置选在山区或附近有较大建筑物的地点，由于电波的反射，将导致较大的方位误差。

2.飞越VOR导航台的定位容差区及利用VOR导航台交叉定位时的定位容差（1）飞越导航台的定位容差区

飞越导航台的定位容差区应使用圆锥效应确定。这个区是以通过VOR台的直线与垂直线成50。角构成的圆锥为基础。进入圆锥效应区后，飞行员在保持原航向飞行的过程中，将产生最大±5。的航向保持误差，直至飞出圆锥效应区，对于某一指定高度(h)，使用厂=htan50。即可得到该高度圆锥效应区的半径，再根据进入误差和航向保持误差就可确定该高度飞越VOR台的定位容差区。

（2）交叉定位的定位容差 a．提供航迹引导导航台的精度

VOR台的航迹引导精度由以下四个参数组成：±3．5。地面系统容差或由飞行测试而定；±1．0。监控容差；±2．7。接收机容差；±2．5。飞行技术容差。取以上四个数值的平方和根，即得VOR台的航迹引导容差±5．2。

b．提供侧方定位的导航台的精度

提供侧方定位的导航台的总容差中不考虑飞行技术容差，根据前面的数据可以得到，VOR的侧方定位容差为±4．5º。

2.3.2自动定向系统(ADF／NDB)基础知识

自动定向系统是利用设置在地面的无方向无线电信标NDB(Non—Direction Beacon)发射的无线电波，在机上用环状方向性天线接收和处理，以确定NDB所在方向的导航设备。NDB的工作频率在150kHz~1800kHz范围内，属于中、长波段。在此波段内，可靠的方向信息只能通过地波或直达波才能得到。地波可以作用到几百千米，但也常受天波的污染，特别在夜间，只有当飞机离地面导航台较近，在很好的地波覆盖范围内，方位读数才可靠。当信号较强时，不考虑飞机结构的影响，设备精度为2。左右：信号较弱时，设备精度为3º左右。

自动定向系统的特点：

1.作用距离的远近由地面导航台发射功率及机上接受机灵敏度决定，一般可达300km左右： 2.在NDB的上空有一个盲区不能提供信号，盲区的范围随匕机高度而增加。飞越NDB的定位容差区及利用NDB交叉定位时的定位容差：（1）飞越NDB的定位容差区

飞越NDB的圆锥效应区的倒圆锥扩散角为40。进入圆锥效应区时的误差为±15º，进入圆锥效应区后的航向保持误差为±5º以内。对于某一指定高度(h)，使用r=^tan40º即可得到该高度圆锥效应区的半径，再根据进入误差和航向保持误差就可确定该高度飞越NDB的定位容差区。

（2）交叉定位的定位容差(a)提供航迹引导导航台的精度NDB的航迹引导精度由以下三个参数组成： ①±3º地面设备： ②±5．4º机载设备： ③飞行技术容差。

取以上三个数值的平方和根，即得NDB的航迹引导容差±6．9。(b)提供侧方定位的导航台的精度

提供侧方定位的导航台的总容差中不考虑飞行技术容差，根据前面的数据可以得到，NDB的侧方定位容差为±6.2º。

2.3.3测距机系统(DME)基础知识

测距机(DME)系统是一种能够测量由询问器到某个固定应答器距离的二次雷达系统。DME系统的地面信标台通常与能给飞机提供方位信息的甚高频全J口J信标(VOR)地面台安装在一起。二者结合就构成了标准的国际民航组织(IACO)审定的ρ-θ目近距导航系统。DME系统测距时，询问器的距离计算电路根据从发射询问脉冲肘至接收回答脉冲对之间所经过的时间，计算出飞机到地面信标台的斜距。

测距机系统的特点：

(1)工作频率高，周期短，可产生较窄的脉冲，测距精度较高；

(2)波段为超短波，其传播方式为直线性，故作用距离较短，受视线距离限制。

第三章 高原机场起飞性能研究

民用运输机的高原机场和高原航线运营问题，在全球范围内来讲，只有少数几个典型地区会涉及。这些地区包括：南美、中亚和中国。我国地域辽阔，地形复杂，山地众多，海拔500m 以上的面积占全国总面积的84%，海拔1500m的高原面积占全国总面积的1/3。在所有这些区域中，青藏高原无疑是运行环境最为恶劣的地区。它不但是全球海拔最高的地区，还面临着机场分布极度稀少，以及导航台数量缺乏和导航信号质量低下的问题。除此之外，我国还有众多地形环境复杂、净空条件很差的机场。如何在这样的环境下，满足相关法规的运行要求，保障飞行安全，一直是中国民航界极度关心的问题。

3.1高原机场运行特点及基础

目前，在国内民航界，一般定义机场标高大于1500m 的机场为高原机场，标高大于2560m 的机场为高高原机场。高原机场及航线运行中，会涉及很多低海拔地区运行所没有的新问题。这些问题涉及法规认证、操作程序、飞行性能、飞行安全等诸多领域。

3.1.1高原机场运行特点

3.1.1.1环境特点

中国西部的机场多数为高原山区机场，运行区域海拔比较高。如昌都邦达机场的标高为334m(14219ft)，是迄今为止世界上最高的民用机场。

净空环境差，起飞离场和着陆下滑进近梯度大。如九寨/黄龙机场建于一连续山腰上，海拔3448m，50km 半径内有高山57 座，机场东南东7km 处红星岩5003m，东南25km 处岷山主峰5588m，其离场程序要求的上升梯度达到5.7%，仪表进近下滑道达到3.3°。气象条件复杂，低云、能见度低，多雷暴、阵性风和风切变。以青藏高原为例，群山重叠，峭壁高耸，地形动力乱流十分显著；并且高原上空空气稀薄，太阳辐射强，气温变化大，热力乱流强，二者常结合在一起，形成强烈乱流。如成都—拉萨高原航线，冬春季节的高空风速高达300km/h，遇到严重风切变，剧烈的颠簸可以把人抛离座位。

航路最低安全高度高，通信导航信号受地形影响大，导航设备限制使用。如成都—拉萨高原航线，全长1300km，起飞离开成都平原便进入了安全高度在6334m（昌都前）和7470m（昌都后）的地形险峻的高山区。航路两侧有多座高度在8000m 以上的山峰。

3.1.1.2高原机场对飞机性能要求

飞机的飞行活动范围由飞机的环境包线确定。环境包线又称使用限制包线，是考虑到飞机的飞行、结构、动力装置、功能和设备特性的各种限制，确定的飞机允许使用的环境温度和气压高度范围。在包线内，飞机的飞行性能和飞机设备都符合审定的要求。

环境包线给出了飞机在正常情况下的最大起降高度。典型飞机的最大起降高度为：A319/A320：9200ft；B737/757：8400ft。在座舱高度超出环境包线的最大起降高度，继续增加到一定值之后，会导致客舱旅客氧气罩自动脱落，需要改装飞机客舱旅客氧气面罩自动脱落的新阀值。例如某空客系列飞机这一座舱高度值14000ft，为在更高高度机场运行，新审定阀值重新设定为16000ft，从而允许飞机在超过14000ft 以上的机场进行起降。

航路的飘降分析以飞机净航迹为基础，在最大重量和最坏天气状况下，对飞机在飘降过程中和飘降改平后的飞行进行越障检查。飘降分析结果是确定可以安全越障的最大起飞重量，即航路安全高度限重；确定航路上发动机失效后可安全越障的临界决策点、航路备降场等。供氧分析的结果一是确保飞机氧气系统在航路任意一点发生座舱释压后，飞机供氧量能满足法规要求；二是确定航路临界决策点、备降场、紧急下降程序。高原机场一般常常伴随着飞行性能下降和机场净空条件差的问题，按法规要求必须确保起飞、着陆中出现一发失效情况下的飞行安全。高原机场面临着一发失效后飞机上升/复飞梯度减小，真空速增大，其结果导致飞机一发失效离场轨迹和复飞轨迹的拉长和降低，为此必须进行专门的越障分析，确保飞行安全。

高原机场的运行还涉及其他方面和细节问题。如发动机性能降低、超温、飞行性能降低、刹车能量管理和爆胎、高原气候特点、山区机场气象特点、缺氧对生理和心里影响、机组配合与决策等问题。这些都导致高原机场的运行有别于低海拔地区机场。

3.1.2各阶段分析

高原起飞涉及很多个阶段，在各个阶段都有不同的速度，如图3.1所示，其中：发动机故障速度VEF，决断速度V1，抬轮速度VR，最小离地速度VMU，离地速度VLOF，起飞爬升速度V2，最大刹车能量速度VMBE，最大轮胎速度V 轮胎，地面最小操纵速度VMCG，空中最小操纵速度VMCA，失速速度VS。另有指示空速（IAS），校正空速（CAS），当量空速（EAS）和真空速（TAS）。

图3.1起飞各阶段示意图 3.2高原机场对飞机性能的影响

高原地区以其不同于平原地区的特性，决定了飞机在这里飞行，必定受到很多影响和限制。高高度对飞机涡轮发动机、低速动力特性以及飞机的起降性能都有着影响。

3.2.1高原机场对起飞性能的影响

起飞的整个过程是从静止状态到爬升至1500ft，或到完成从起飞构形到航路构形的过渡并达到最后爬升速度的航迹点阶段。这期间分为两个阶段：起飞场道阶段和起飞航道阶段，两者以爬升高度35ft 为分界线的。高原高度对两阶段均有不同影响。此外，高原起飞还存在轮速限重和中断起飞等问题。

1.场道性能影响

空气密度随着海拔升高而降低，一方面，为使飞机离地，达到相同升力所需更大速度（真速），表现在需更长的滑跑距离；另一方面，发动机推力降低，起飞滑跑加速度减小，滑跑，起飞距离增加。制动时，空气密度降低，真空速大，飞机动能大，飞机停止下来需要更长距离。这些都增加了飞机起飞距离，滑跑距离和中断起飞距离。

相同起飞重量和襟翼档位，国际标准大气下，起飞距离和起飞滑跑距离随海拔高的变化，海拔的升高对飞机的起飞距离和起飞滑跑距离都有极大影响，随着海拔的升高，这两个距离都大幅增加，如拉萨贡嘎机场（机场标高3569m），起飞距离和起飞滑跑距离均为海平面机场的2 倍还多。

2.轮速限重

飞机起飞滑跑，机轮高速转动，如转动过快，离心力过大，轮胎会因张力过大而破坏。为防止这种事情的发生，对轮胎规定了使用的地面限制速度，即最大轮胎速度V 轮胎。飞机在地面滑跑阶段，轮胎的最大转速出现在离地瞬间的离地速度VLOF，它略大于抬轮速度VR 飞机的升力等于重量。高原运行时，真速增大，可能达到飞机的最大轮胎速度限制。因此，高原机场不同于海平面机场的最小操纵速度限制问题，而是轮速限制问题。

3.中断起飞

中断起飞距离是一发失效中断起飞和全发中断起飞距离中的较大者，一般由飞机制造商依据适航管理当局对飞机的型号审定要求进行修订。由统计数据来看，引起中断起飞的原因，只有大约25%是有发动机失效引起的。当以场长限重起飞时，随高度增加，V1 减小，执行中断起飞制动时的剩余跑道长度有所缩短。使用中断起飞技术，制动距离将比正常着陆使用最大自动刹车挡位短，不可以用正常着陆制动距离经验来判断中断起飞制动距离。

飞机在中断起飞时使用包括刹车在内的减速措施，刹车系统吸收了飞机的动能转变成自身的热能。这一过程中刹车系统吸收了飞机总动能的一半以上，是主要的减速力量。

4.航道性能影响

高度增加，飞机上升梯度减小，这种变化体现在飞机起飞航道阶段和着陆复飞中。飞机的上升梯度是上升高度与前进的水平距离之比，在一发失效后的起飞航道第二段，由于保持V2 不变，则上升梯度可用下式表示：

凡影响这几个参数的因素都是影响飞机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：更换更大功率发动机，减轻飞机起飞重量，使用小角度襟翼增大升阻比。在同样条件下，高度越高，净航迹位置越低，飞机的越障能力就会降低。同时，高原飞行时，飞机加速性能降低也造成了越障能力大幅下降。这两者共同作用，在一台发动机失效后表现得异常显著，总航迹和净航迹被大大延长，严重影响越障能力。3.2.2高原机场对着陆性能的影响

1.进近复飞与着陆复飞

复飞，就是一个在降落过程中的爬升阶段。复飞爬升分为两种情况：进近爬升和着陆爬升。进近爬升要考虑关键发动机的失效，而着陆爬升则不需要考虑。

飞机最终的复飞爬升限重是进近爬升限重和着陆爬升限重中的较小者。由于进近爬升考虑一发失效的情况，而着陆爬升不考虑一发失效，所以，一般而言，对于双发飞机，复飞爬升限重为进近爬升限重，而对于四发飞机，复飞爬升限重为着陆爬升限重。

以下给出B737-700 高原算例，襟翼进近15，着陆30，在同一着陆重量不同高度下的性能参数，如表3.1 所示。

表3.1高度对进近和着陆复飞影响

可见，不管在进近还是着陆阶段，飞机的爬升梯度均随机场压力高度增加而减小。2.着陆场道

现代大型飞机在地面制动段的主要减速措施有刹车、地面扰流板和反推三种。干道面所需着陆距离为飞机沿3°下滑线下滑，从高于着陆表面50ft、速度不小于VREF 的一点开始，到完全停止所经过的水平距离的1.67 倍。制动使用最大刹车，不使用反推。而湿跑道着陆距离是干道面的1.15 倍。随着气压高度增高，一方面使发动机推力及着陆时反推力减小，另一方面真空速增大，飞机接地动能大。这些都使着陆距离增长，或者着陆场长限制的最大着陆重量减小。

襟翼方面，小的襟翼角度使着陆距离增长，刹车热能增加，但复飞爬升梯度增加；反之，大的襟翼角度使着陆距离减小，刹车热能减小，但复飞爬升梯度减小。跑道坡度影响方面，上坡缩短着陆距离，下坡则相反；飞行技术方面，着陆参数偏差也极大影响着陆距离。进场速度（50ft 处速度）大及进场高度（标准进场高度为50ft）高，都会使着陆距离增长，空中飘飞距离增长。目前很多高原机场，由于自然环境的限制，使得机场环境较差，如跑道短，ILS 下滑道角度大，进近高度高，这些都使着陆空中段距离增加，极可能使空中拉平段过长，着陆时就会冲出跑道。

3.刹车管理

刹车热能来源于制动时吸收了飞机的动能。较大的有中断起飞、着陆和滑行三种。而其中以中断起飞吸收热能最大，原因是中断起飞时飞机重量比着陆重量大，速度也大于着陆时接地速度，并且可利用的跑道长度也较短，于是在中断起飞时须使用极限刹车。

在高原机场，机场的标高和气温对刹车温度产生很大影响。一方面，温度和机场压力高度越高，同一表速下真空速越大，飞机动能越大，刹车温度增加；另一方面，温度和机场压力高度越高，发动机反推力越小，同样的自动刹车挡位，要求刹车提供的制动力越大，刹车温度增加。刹车温度过高，使得飞机在高原机场飞行时，飞机刹车系统的使用寿命较平原机场短，这就要求飞行员提高驾驶技术，保持较好的着陆状态控制。同时，温度过高，发生爆胎的可能性也大大增加。除了刹车温度外，高原运行产生爆胎的另一个原因是高原气压低。在海拔4000m 以上地区，平均气压比海平面气压低40%。因此，在高原飞行时，应使轮胎保持适当的压力，以免在起飞时由于内外压力差过大而爆胎。3.3小结

本章简单介绍了飞机起飞的全过程。结合高原机场海拔高、空气密度小、温度低等因素，分析这些因素对飞机发动机造成的影响。同时结合起飞和着陆的航道特点，通过仿真，得到发动机最大推力随高度及大气温度变化曲线，发动机性能随高度增高而大幅下降。此外高原环境下轮胎也受到气压低，温度低等因素的影响，因此必须考虑轮胎限重。

第四章 起飞一发失效应急程序设计基础

在程序设计前期，必须采集机场和飞机的基本数据。通过对这些数据的分析计算来选择合理的应急飞行路线，进而设计出有效可行的起飞一发失效应急程序。

4.1基本数据要素及相关因素 4.1.1基本数据

这些基本数据主要包括： ①机场基准点和跑道数据

a．机场基准点的经纬度；b．机场基准点的标高；c．跑道两端的经纬度； d．跑道两端的标高： e．跑道长度和宽度； f．跑道坡度： ②机场的磁差； ③机场的温度； ④风向风速； ⑤无线电导航设施；

⑥障碍物的数据(A型图和1：50000／1：100000地形图)； ⑦飞机的性能数据

4.1.2其他相关因素

(1)天气标准

当起飞机场的起飞最低天气标准低于着陆最低天气标准时，在飞机起飞过程中如果出现一发失效，有时将不能返回本场着陆，需飞往起飞各降场。(2)机型选择

若所设计的起飞应急程序需兼容多种机型，则应选应该考虑到实际运行中可能存在最坏的情况，在同一机场，尽量使用相同的程序：如果因为机型差异大造成载量差异较大，可以按不同机型的性能区分设计起飞一发失效应急程序。

(3)应急程序制作时考虑的其它因素

制作的程序是为了满足飞机起飞过程中出现单发后的应急处置方案，该程序应该超越机场的降噪程序、空中交通管制、标准仪表离场及其它任何正常运行过程中考虑的限制。

4.1.3工具使用情况

在EOSID的设计中，需要大量的资料手册和软件进行信息查询和数据计算，下面对所涉及到的资料和软件及其用途进行了大致的总结：

①机场使用细则：用于机场、跑道、风、导航设施以及障碍物的数据的采集： ②航线手册：从中可以得到标准仪表离场程序；

③机场地形图：比例尺为1：50000或1：100000，可以通过地形图确定障碍物； ④飞行手册(Airplane Flight Manual)：用于确定一发失效时的起飞航迹，计算起飞重量和爬升梯度(在无计算软件可用时)，同时，作为飞机性能的最终数据源来使用，一切数据必需以本手册为准；

⑤降噪手册(砧1 Engines Operating Takeoff and Climb performance and CommunityNoise Characteristics oftlle Boring Model)：用于确定全发起飞时的起飞航迹；

⑥波音公司的PERFORMANCE ENGINEERS MANUAL或空客公司的PEI讧0RMANCE PROGRAM MANUAL：用于计算转弯爬升时的坡度损失； ⑦相应的性能计算软件：如空客的PEP、波音的STAS、BPS、BCOP及AFMDPI 等，运用这些软件可计算得到相关的性能数据。

4.2沿标准仪表离场程序(SID)全发起飞离场的检查

沿SID全发飞行检查的主要目的是确定飞机沿标准仪表离场程序全发起飞时的飞行航迹，同时为决策点的确定提供依据。首先，应根据航线手册在地形图上绘制标准仪表离场程序，沿标准仪表离场程序标出可能影响飞机运行的障碍物，同时结合机场细则中的新增人工障碍物(如电视塔、煺囱等)，得出可能限制飞机正常运行的主要障碍物数据。然后，利用手册或软件确定全发起飞时的飞行航迹，并通过性能计算对各阶段进行越障检查。

4.3沿SID一发失效起飞离场的检查

在地形复杂的机场，虽然标准仪表离场程序是全发离场的较优选择，但很可能在一发失效时，由于某些障碍物的影响，使得飞机的最大起飞重量和业务载量受到很大的限制。例如：B737．300飞机在标高3000英尺、环境温度20℃的机场、起飞重量为110000LB、A／C AUTO，以FLAP5起飞时，在全发情况下第二爬升段的最大爬升梯度可以达到18％．而一发失效的最大爬升梯度仅为3．45％。由此可以看出，一发失效对飞机越障能力的影响很大。

因此，应对～发失效起飞过程中的各飞行阶段进行分析，找出限制障碍物(也就是在EOSID中需要避让的障碍物)，并通过计算得出最大起飞重量。然后，确定是否需要设计EOSID。

起飞一发失效离场保护区的确定是起飞离场检查的关键。在一发失效情况下，计算飞机的起飞重量需要考虑的障碍物的范围是距预定起飞航迹两侧的以下两项中的较小值所对应的宽度：

a．90米+O．125D，其中D是指飞机离可用起飞距离末端的距离值； b．对于目视飞行规则飞行，预定航迹的航向变化小于15。时，为300米；预定航迹的航向变化大于15。时，为600米。对于仪表飞行规则飞行，预定航迹的航向变化小于15。时，为600米：预定航迹的航向变化大于15。时，为900米。

4.4EOSID的初步确定

在1：50000或l：100000的地形图上，通过对障碍物的排查，针对标准仪表离场程序中对载量限制较大的障碍物，找一条更有利于飞机越障的航迹，使得飞机沿此航迹飞行时，可以得到更多的时问(距离)来超越障碍物。然后，在地形图上画出初步确定的起飞应急程序的飞行路线及相应的保护区。应急程序结束点的确定应遵循以下原则：飞机起飞后出现一发失效，按EOSID飞行时，达到下述三种方式之一，即为应急程序结束。

a．返回本场着陆；

b．上升至等待高度或扇区允许最低高度等待： c．上升至航线最低安全高度飞往备降场儿

需要注意，在选择飞行路线时，还要考虑空域和导航的限制。在空域限制方面，应和当地的空管部门协作，掌握危险区、限制区和禁区的位置，避开受飞行和空管限制的卒域。在导航方面，应熟知相关导航设施的基本原理，检查所选飞行路线是否满足机场的导航设拖要求。由于起飞一发失效应急程序一般在飞行性能领域内研究，导航设施的限制在实际设计中常常被忽略，这将很可能导致整个程序设计的失败。因此，导航设施的限制应该引起足够的重视。

4.5EOSID的精确计算分析

在程序的制作中，通常根据机场或航空公司的统计数据选取月平均最高温度和无风作为程序制作的初始条件。在此条件下对上面所选的飞行路线进行起飞分析，计算出最小改平高度和各爬升段的爬升梯度，确定出各转弯点的位置、各转弯处的转弯半径、各航段的飞行方向，最后进行风的修正，如果是固定转弯坡度转弯，还要考虑重量和温度的影响俐。

经过重量、温度和风的修正后，离场航迹的保护区将被增大，这可能导致新的障碍物的出现。如果新增障碍物在飞机的起飞过程中起到了限制作用，则应考虑是否可以通过改变原定航迹来避开限制的障碍物。如果可以通过改变航迹避开限制障碍物，则对新航迹重复上述各步，进行计算检验；如不能避丌，应将此障碍物加入到原障碍物组中，重复上述各步进行计算检验，直至确定出最终航迹。最后，在地形图上画出精确计算后的ESID及其保护区。

另外，在程序制作过程中，还应与当地空管人员、机场相关人员、程序使用公司的E行员进行协调沟通，以确保程序的可行性和适用性。EOsID的精确计算分析是起飞一发失效应急程序的核心部分，也是研究中的重点和难点所在。在本文的第四章和第五章中将对飞行转弯的分析、风的影响、障碍物的计算等目前尚未很好解决的问题进行较为深入地探讨和分析。

4.6决策点的确定

决策点是这样定义的，当飞机在这个点之后一发失效，仍可以按照SID正常离场：但如果飞机在这个点之前发生一发失效，则必须执行EOSID。决策点是在起飞过程中出现一发失效时，飞行员采取哪一种程序继续飞行的选择依据。因此，决策点的选择是至关重要的。

4.7EOSID的检查验证、制图说明及实施准备

在制作出起飞应急程序之后，要按下面的情况对程序进行检查。

第一种情况：假定飞机在V1处一发失效，则必须执行EosID，应对此临界情况进行检查，从而证实该程序的可行性： 第二种情况：假定飞机在决策点处一发失效，则可按SID离场，应对此临界情况进行检查分析，从而证明决策点的准确性。检验无误后将EOSID制成程序图，注明导航台、定位点和主要障碍物，同时辅以文字说明。然后由飞行员在模拟机上试飞，经验证无误，申报相关领导部门进行审批。

第五章设计要点及难点研究分析

起飞一发失效应急程序的研究没有一个标准的规范和方法，在实际设计中，一些特有的数据没有明确的计算分析方法，一些关键性的问题也没有得到足够的重视，这些问题的解决与否将直接影响到程序设计的成败。

5.1规章中易产生歧义的问题分析 5.1.1障碍物数据采集

在EOSID的设计中，障碍物数据的采集是非常重要的，如果障碍物数据不准确，设计的整个程序也没有丝毫意义。在实际设计中采集障碍物数据的依据主要有两个：即机场细则(包括A型图、15km范围内障碍物、50km范围内障碍物)和地形图，然而这两个障碍物数据源都是不完善的。机场细则中并没有涵盖全部的障碍物，而且测量精度不是很高。地形图的年代比较早，一般为50年代、70年代、80年代的组合地形图。

另外，在实际设计中，许多障碍物在机场细则和地形图中的数据是不统一的，这给程序设计带来了很大的困难。因此，建议有关部门应尽快对障碍物进行检查核实，并在机场细则中给出修订过的障碍物数据。

目前，基于现有条件，在实际设计中主要采取以地形图为主，机场细则为辅的原则。其中，地形图主要选取1：5万基本比例尺地形图，这种地形图的精度较高，其覆盖率已达80％。在我国西部和西南部的一些机场缺少1：5万地形图，则可以用1：10万比例尺的地形图代替，但其精度相对略低i2刖。由于地形图更新较慢，一些新增的人工障碍物不能给予及时补充。针对这一不足，在障碍物采集时必须将地形图和机场细则有效地结合起来，基本按照天然障碍物以地形图为依据、新增人工障碍物以机场细则为依据的原则，对于两种不同比例地图中有差异的障碍物信息，保守的做法就是按照条件较为苛刻的考虑分析。

5.1.2起飞离场中相关规则比较说明

目前，我国的离场规则基本都是参照ICAO的离场规则执行，但在起飞一发失效应急程序的实际设计中，各航空公司在一些细节问题的处理上并不完全统一。如果根据不同离场规则设计出不同的起飞应急程序，对航空公司的运行、空管人员的工作负荷都将有很大的影响。因此，应统一运行标准和所依据的离场规则。

①最小爬升梯度

在厂家认定的飞行手册中，所有的单发数据都是以第二阶段最小2．4的净爬升梯度作为最低标准来考虑的。在没有障碍物限制的机场，飞机最大的起飞重量往往受到第二阶段爬升梯度的限制。

②最大允许转弯坡度／对应的最小速度

转弯高度不同，最大允许转弯坡度是不同的。目前航空公司的正常操作手册里面将最大允许转弯坡度默认为15。，在应急程序设计中也沿用此坡度，这是不准确的。如FAA和JAA规定，在400ft以上转弯，其最大允许转弯坡度／对应的最小速度就可以达到

25º／V2min+10kt。另外，在一些地形复杂的机场，由于15。的最大允许转弯坡度的限制，转弯时转弯半径过大，给程序设计带来了很多困难。因此，本文建议最大允许转弯坡度应根据不同机型、不同的转弯高度来确定，不能简单地认定为15。，具体的转弯坡度可以根据飞机厂家提供的转弯裕度量，按照当时飞机的速度、高度来计算得出。

③保护区的宽度和对正跑道损失

保护区的宽度、对正跑道损失在各规则中的要求也是不同的。对于保护区的宽度，现在的实际设计中大多都采用ICAO的标准，己基本得到统一。对正跑道损失则是说法不一。在起飞一发失效应急程序的设计中，最大起飞重量都是受障碍物的限制，为了简化计算，障碍物是从跑道头开始测量计算的。所以在实际设计中，不需要考虑对正跑道损失。

5.2决策点的选择

决策点是这样定义的，当飞机在这个点之后一发失效，仍可以按照SID正常离场；但如果飞机在这个点之前发生一发失效，则必须执行EOSID。目前，有一种理论上通用的决策点确定方法。在这种方法中，首先要计算出使用应急程序后的最大起飞重量及起飞剖面，如图5.1。然后用使用应急程序后的最大起飞重量确定一发失效时的起飞剖面，如图5.2。最后，将一发失效的起飞剖面由刚好越障处向跑道末端反推，一发失效的起飞剖面和全发起飞剖面的交点即为决策点，如图5.3。

图5.1 全发起飞剖面图

图5.2一发失效起飞剖面图

图5.3两种起飞剖面图的对比

上述的方法比较精确，但在实际应用中是比较复杂繁琐的。为此，本文提出一个简化决策点确定方法的建议，即取SID和EOSID的分离点为决策点。这种方法的好处是决策点比较直观，便于飞行员在实际飞行中对应急程序的操作。但这样确定出的决策点必须沿SID和EOSID进行检查，下面给出决策点的检查方法。

首先在地图上量出决策点到起飞离地端的距离，根据全发起飞航迹和爬升梯度计算出飞机全发起飞到达决策点上空的高度。然后按照一发失效的起飞航迹和爬升梯度分别计算检验飞机沿SID和EOSID继续飞行的越障情况，对于SID，还要检验飞机到达定位点上空的高度是否符合离场要求。如最终检查无误，即可确定该分离点为决策点。

5.3远距离障碍物越障情况讨论

在远距离障碍物的越障计算中，对于B737．700、B737．800、空客系列等性能计算软件比较完善的机型，可以直接利用软件进行计算。但对于B737．300等软件不完善或一些没有性能计算软件的机型，建议利用手册查取图表，然后通过迭代进行计算。利用B737．300的标准起飞分析软件(STAS)进行越障计算时，软件计算的理论依据是在第二爬升段超越所有起飞过程中的障碍物，即改平时净航迹的高度达到最高障碍物高度加35英尺以上。所以用软件计算起飞重量时，需将远距离障碍物进行折算，将其转换成软件可以计算的近距离障碍物，然后再进行越障分析。计算方法如下：

假定一个初始起飞重量Wo(可以选择无障碍物限制的最大起飞重量)，用初始重量在飞行手册上查出第二爬升段梯度、平飞加速段距离、最后爬升段梯度，确定起飞剖面，按最后爬升段净梯度(注意1500fl以上梯度损失)将远距离障碍物的高度折算成平飞段结束点处假想障碍物的高度(h=H—d3Xθ％)。将h和dl作为假想障碍物的高度和距离带入软件进行计算，得到新的最大起飞重量W1。然后将(W0+W1)／2作为新的初始重量重复上面的计算，计算得到新的起飞重量W2。再将(WI+W：)／2作为新的初始重量，用此方法重复上面的步骤，直至初始重量与起飞重量表中查得的最大起飞重量相同，此时的重量即为该障碍物限制下的最大起飞重量，最后一步迭代中的起飞剖面即为最大起飞重量下的实际起飞剖面。

5.4导航限制要求

需要制作起飞应急程序的机场绝大多数地形都比较复杂，而且机场的导航设施比较有限。在程序制作中，如果对现有设备的导航原理不甚了解，将可能导致设计出的起飞应急程序在实际中不能应用。

以测距机(DME)为例，DME使用的无线电波是超短波，在电离层下，超短波信。由于超短波的频率高、周期短、传播方式为直线性，因而用于测距可得到较高的测距精度。但因为超短波仅按直线传播，导致它的作用距离近，受视线距离的限制。如果飞机和地面DME台之间有高大的障碍物挡住了超短波的直线传播，则很有可能不能测出飞机的位置信息，如图5．4所示。在这种情况下，可以根据不同情况选择不同的解决方案，如用卫星导航进行定位、增加导航设施或者减少飞机业载等等。当然，为了经济性考虑，应在原有的导航条件下，尽可能通过飞行路线的选择来避免此类情况。

图5.4DME受限制情况示意图

因此，在EOsID的设计中，要注意到导航设施的适用性，从而采取合理可行的方法来进行引导和定位。下面给出交叉定位时对导航台位置的限制要求。

(1)VOR/VOR 当使用两个vOR导航台交叉定位时，对两个导航台与定位点的连线所构成的夹角的大小有～定的限制，该夹角应在30º～150º，如图5.5所示。如不能满足夹角限制，则不能采用这两个导航台给该定位点定位。

(2)NDB/NDB 当使用两个NDB导航台交叉定位时，对两个导航台与定位点的连线所构成的夹角的大小有一定的限制，该夹角应在45º～135º，如图5.6所示。如不能满足夹角限制，则不能采用这两个导航台给该定位点定位。

(2)VOR /DME或NDB/DME 当使用V0R导航台(或NDB)与DME距离弧交叉定化时，VOR台(或NDB)与定位点的连线所构成的夹角应在Oº～23º或157º～180º，如图5.7所示。如不能满足夹角限制，则不能采用这两个导航台给该定位点定位。

第二篇：基于全球卫星定位系统的绵阳机场飞行程序研究

基于全球卫星定位系统的绵阳机场飞行程序研究张建华【摘要】： 中国民航将来的飞行程序服务将以RNAV/RNP作为重点,逐步取代现有的传统程序。使用GPS的RNAV和小RNP值(0.3或以下)程序则是今后研究的重点。通过研究国际民航组织(ICAO)的飞行程序设计规范,借鉴美国联邦航空局(FAA)的有关设计准则,利用中国民航飞行学院绵阳机场的实际飞行环境开展GPS飞行程序的设计和研究,并利用奖状(CJ-1)高级教练机进行GPS飞行程序的试验飞行,提出了RNP APCH程序运行标准,并实现了绵阳机场RNP APCH程序设计,采用T型布局的RNAV非精密进近程序和气压垂直导航系统,设计了以Auto-CAD为环境的RNP进近程序方案及保护区设计。论文分为四部分共五章。第一部分介绍了RNAV程序和星基导航程序的原理;第二部分是具备垂直导航能力的基于全球卫星定位系统的飞行程序设计规范的研究;第三部分利用AutoCAD软件进行了基于全球卫星定位系统(GPS)的进近程序设计;第四部分是奖状(CJ-1)高级教练机进行绵阳机场GPS飞行程序验证,并详细分析水平和垂直方向上的飞行参数。飞行验证证明,具有RNP运行资格的航空器能够较好的运行RNP运行程序和LNAV/VNAV导航模式,解决了我国民航在不受政策影响时的Ⅰ类GPS精密进近应用条件和技术难题,完善了我国的GNSS飞行程序设计规范,积累了GNSS飞行程序设计的设计经验,取得了实际的GPS飞行试验参数,实现了基于GPS导航的Ⅰ类精密进近解决方案。论文的实地数据来源于绵阳机场,是中国民用航空局《基于全球卫星定位系统(GPS)的进近程序研究》项目的一部分。

【关键词】：全球卫星定位系统(GPS)RNP APCH程序设计 LNAV/VNAV导航 AutoCAD

【学位授予单位】：中国民用航空飞行学院

【学位级别】：硕士

【学位授予年份】：2009

【分类号】：V323

【目录】：

摘要5-6 Abstract6-10 第一章 绪论10-17 1.1 技术背景10-11 1.2 国内外研究现状11-14 1.3 研究方法及设计软件介绍14 1.4 研究内容和实施方案14-15 1.5 选题意义15 1.6 创新点15-17 第二章 RNAV 程序和星基导航程序的原理17-39 2.1 基本原则17-26 2.1.1 定位点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 一般准则26-30 2.2.1 转弯航路点之间的航段最短距离26-28

2.2.2 RNAV “T”或“Y”型程序设计28-29 2.2.3 终端进场高度(TAA)29-30 2.3 程序设计30-39

2.3.1 离场程序30-34 2.3.2 进场和进近程序34-35 2.3.3 非精密进近程序35-36 2.3.4 APV 或气压垂直导航36-39 第三章 RNP 和气压垂直导航运行标准研究39-51 3.1 RNP 运行标准39-47 3.1.1 RNP 终端运行的飞机及系统要求39 3.1.2 RNP 系统性能和功能方面的要求39-42

3.1.3 RNP 仪表进近的特点42-43 3.1.4 系统资格与RNP 运行的认定43-44 3.1.5 RNP 进近的运行许可44-45 3.1.6 运行准备45-47 3.2 气压式垂直导航的运行标准47-51 3.2.1 适用性48

3.2.2 飞机资格48 3.2.3 运行人员/飞机的认证48-49 3.2.4 VNAV 运行程序(概述)49-50 3.2.5 飞行员知识50-51 第四章 绵阳机场GNSS RNAV 飞行程序设计51-110 4.1 绵阳机场基本资料51-53 4.2 绵阳机场程序设计基础数据53-61 4.3 “T”型与“Y”型程序设计的选择61-62

4.4 Auto-CAD 软件 WGS-84 坐标航路点的测量、地图拼接及航路点的落定62-69 4.4.1 WGS-84 坐标系下航路点的测量及地图拼接64-67 4.4.2 Auto-CAD 软件在WGS-84 坐标系下落定跑道67 4.4.3 Auto-CAD 软件在WGS-84 坐标系下航路点的落定67-69 4.5 绵阳南郊机场RWY32 RNP APCH 程序69-71 4.5.1 航路点容差及保护区半宽69-70 4.5.2 转弯参数70-71 4.6 绵阳南郊机场 RWY32 Baro-VNAV 程序71-75 4.6.1 Baro-VNAV 程序基本条件71-72 4.6.2 目视进近面及障碍物评估72-73 4.6.3 APV OAS 面及计算FAS 面高度方程式73-75 4.7 绵阳机场扇区划分75-77 4.7.1 MSA75-76 4.7.2 TAA76-77 4.8 绵阳机场RNP 仪表等待77-79 4.9 高度表拨正程序和机场QNH 区域范围79 4.10 绵阳机场RWY32 标准仪表离场程序79-84 4.11 绵

阳机场标准仪表进场程序84-86 4.12 绵阳机场仪表进近程序86-91 4.13 绵阳机场复飞程序91-92 4.14 RWY32GNSS 仪表进近程序障碍物评估数据表(见表40 至表43)92-96 4.15 绵阳机场标准仪表进离场图/仪表进近图96-99 4.16 绵阳机场飞行程序设计保护区设计99-109 4.17 绵阳机场使用细则（见附录）109-110 第五章 高级教练机飞行验证110-114 5.1 验证要求110-111 5.2 验证飞行程序概述111 5.3 飞行程序验证参数分析111-113 5.4 验证结果113-114 结论114-116 参考文献116-130 攻读硕士学位期间取得的的学术成果130-131 致谢131-132下载全文