A320飞机进近中的能量管理

A320飞机进近中的能量管理 A320飞机进近中的能力管理 背景1: ------随着能源紧缺时代的到来，航空燃油作为一种不可再生资源将会越来越稀缺，这将大大增加航空公司的运营成本，这促使我们将更多的精力投入到节油这一新的课题中来。据统计，在民用航空领域存在着很多不必要的燃油消耗，这个原因是多方面的，同时也存在于很多环节中，作为飞行员，我们所要做的，就是怎样从飞行这个环节中节油。 背景2: ------随着民航业的长足发展，各个航空公司近年来都增大了飞行员的招收力度，怎样促使新进飞行员对航空飞行技术的快速掌握，逐渐成了一个新的挑战。据调查，在所有的飞行技术中，组织进近技术是一个最常用但也最不容易被掌握的难点，因为这涉及到经验问题，这是很多年轻飞行员，特别是新进飞行员所欠缺的，需要用很长时间积累。 进近是飞行中一个非常重要的阶段，它是保障飞行安全的一个关键过程，组织好一次进近对整个飞行过程至关重要。进近的特殊性在于进近的过程中有很多不确定因素，所以对很多飞行员，特别是新进飞行员很来说，很难做到对进近过程的精确控制，就更不要谈节油了。为了解决这两大背景下的难题，文章提出节油进近的概念，以达到在进近中节油和对新进飞行员组织进近方法教学探讨的目的。经验 表 关于同志近三年现实表现材料材料类招标技术评分表图表与交易pdf视力表打印pdf用图表说话 pdf 明，人对新事物的理解都是从固定模式开始的，这有利于对该事物的基本掌握，为了促进飞行员对组织进近技术的快速掌握，我将进近过程进行量化，形成一个基于节油的、具有参考价值的固定组织进近套路和基本组织进近模式，飞行员在掌握这个的基础上，在以后的飞行中逐渐提高对组织节油进近的理解，不断精确，从而形成一套适合自己的组织节油进近方法。 对于飞行员来说，掌握一种好的组织进近方法是必要的，要掌握一个组织进近的方法，首先要了解什么是进近。简单点说，进近就是从巡航下降开始，运用标准飞行程序，保持标准仪表进场路线到1000FT稳定在着陆形态，以便为后面的安全落地创造好条件。组织进近的方法有很多，区别就在于每种方法的侧重点不一样，在确定安全的前提下，有的是为了减少进近时间，有的是为了追求飞行的舒适性。其实，真正好的组织进近方法应该综合考虑每一个因素，在相同的前提条件下，尽量节省燃油、缩短留空时间、并保证整个进近过程中旅客的舒适性，这就存在一个组织的策略性在里面。所有的飞行员都希望在每一次飞行中组织出理想的进近，但实际飞行中我们通常都非常小心和谨慎，因为我们担心高度太高或者速度太大，会导致后面阶段需要用到非常规手段，甚至可能造成1000FT不能稳定进近，所以我们平时都留有较大的余度，这是正常和合理的，但是，余度也应该有一定的合理范围。在金融危机的背景下，并且随着油价的飞涨，航空公司的运营成本越来越高，如果每架飞机每次进近的余度留的都很大，不仅增加了飞机的留空时间，还会消耗更多的燃油，同时减少发动机的使用寿命，大大增加了航空公司运营成本，所以，我们应该追求更加合理地能量管理和更加精确地进近组织，在保证标准规范和安全操纵的前提下，尽量做到节油省时，这要求我们要对进近有更加全面准确的判断和掌握。 进近实际上就是一个使飞机不断消耗能量的过程，飞机在巡航时具有很大的高度势能和动能，而飞机落地时如此多的能量是危险的，所以我们要在进近过程中将多余的能量消耗掉，但这些能量什么时候开始消耗、怎么样消耗才能使飞机最省油，这就是一个进近中能量管理的问题。从理论上讲，最省油的能量管理就是要使飞机的总能量一直处于有 计划 项目进度计划表范例计划下载计划下载计划下载课程教学计划下载 的递减过程中，并且在指定的位置刚好减到指定的能量，在整个过程中，飞机仅依靠自身的剩余能量就能达到指定的飞行状态，而不需要额外的能量供给。进近中飞机能量的管理实际上就是我们通常所说的组织进近，引申过来，最省油的组织进近就是将飞机从巡航时的高度和速度，减到 ，在整个过程中，飞机仅依靠巡航时本身就1000FT的高度和最终进近速度Vapp 拥有的高度和速度来满足且刚好满足整个进近过程中各个位置点的指定状态，而不需要额外的油门供给。说简单点，就是使用正常程序，沿着标准仪表进场航路，在不使用减速板的情况下，从巡航下降开始到1000FT稳定进近时油门始终处于慢车状态。而在实际飞行中，要想完全做到这一点是很难的，这不仅要求飞行员对进近高距比和飞机下降减速性能有精确的掌握，而且还要外界实际条件相当配合。 事实上，我们可以用坐标图来分析进近中飞机能量的变化,如图: 以飞机的能量作为纵坐标，以飞机与跑道头的剩余距离作为横坐标，我们可以得出一条曲线，即进近能量曲线，它是描述进近中飞机能量与剩余飞行距离函数关系的曲线。飞机的能量曲线位置越高代表飞机拥有更大的进近能量，随着飞机越来越接近跑道，飞机的能量不断减小，曲线也越来越低，同时曲线越趋于平缓，当飞机落在跑道并全停下来，飞机能量减小为零，但它的减小过程不是线性的，而是具有一定曲度，进近的策略就体现在对这个曲度的调节上。每一次进近都不一样，所以每一次进近的能量曲线也都不相同，将所有的曲线放在同一个坐标图上就构成了一个曲线范围，如图: 这个范围的上限，称之为进近能量包线，它是一个临界值，代表了进近中飞机可以拥有的最大能量，当进近中的飞机的能量超过该包线时，飞机就无法在落地时将能量减小到安全值，当飞机在进近的整个过程中能量一直处于包线上时，飞机可以且只能保持慢车才能在落地时将能量减小到指定值，所以进近中当飞机能量处于能量包线上时是最省油的;当飞机的能量低于包线时，后面的进近就必须由发动机补充能量，否则落地时飞机的能量就达不到指定值，低于包线越远飞机越耗油;曲线范围的下限是保证飞机能安全落地的最小能量曲线，这是由区域最低安全高度和飞机最低飞行性能共同决定的，精确解释下限没有太大意义。进近时，只要保证飞机的能量曲线处于包线以内，那么，进近就满足能量要求，飞机是正常和安全的，所以，在确认飞机的能量处于包线范围内的前提下，我们可以追求更加节油和快捷的进近方式。通过计算，我们能够得出这个包线值，即临界能量曲线，这样，我们在进近中就可以不停地控制飞机靠近这个临界曲线，而不超过它，也就是说，尽量让实际飞行中的进近能量曲线不断接近于能量包线，这样，进近就是节油和快捷的。 由于飞机的能量由飞机的高度和速度共同构成，所以我们可以简单地将能量曲线分解成单独的高度曲线和速度曲线，如图: 在图中，高度曲线与速度曲线的交点就在1000FT，这表示飞机的高度势能和动能在1000FT时刚好相等，这是根据高度势能和动能的计算公式得出的。设高度势能为Eh、动能为Ev、高度为H、重量为m、速度为v，那么，根据势能公式:Eh=HG=Hmg，和动能公式:Ev=1/2mvv，当V=Vapp=145kt时，H=1000ft。也就是说，当飞机在1000FT双发失效，或者即使在速度为零的情况下，通过1000FT的高度落差，在飞机接地的时候速度也能达到进近速度，这一点也能够从侧面说明1000FT必须稳定进近的重要性。 要精确计算出能量包线，实际上就是要计算临界能量曲线所代表的高度和速度，即临界高度和临界速度，其定义为:进近中飞机所在位置的最大高度和速度。如果飞机在某一点的高度或者速度大于该点的临界高度和临界速度，那么后面的进近就不能以正常方式下降或者减速了，可能会用到增速下降再减速的方法或者用减速板，甚至提前放轮，才在能在1000FT稳定进近，这是不经济的，等于增加了巡航时间，减少了慢车时间。如果飞机此时此刻位置的高度和速度小于该位置的临界值，后面的进近就需要增加油门来保持状态，这同样是不经济的，会增加额外的油门供给。进近的最终目的是使飞机在1000FT稳定，这是一个逐渐消耗能量的过程，这就注定了临界能量值是随着飞机离跑道距离的变化而变化的，而且是随着飞机不断地接近跑道而逐渐减小，好的组织进近是控制飞机仅以自身的持续慢车就可以保持且刚好连续保持临界值的过程。 要完成一个好的进近，对临界曲线值的大概掌握是必须的。我们平时飞行时，通过知道了临界曲线的位置，不仅可以去控制飞机靠近临界曲线以到达节油的目的，同样还可以将临界曲线作为判定飞机下降剖面高低的依据。只要知道了临界值的计算方法，我们就可以随时很清楚地了解当前位置的最大高度，或者是当前高度的最小距离，以此来判断飞机是否在临界曲线上，是高了还是低了，具体高多少又低多少。 计算临界曲线值的方法归纳起来为两种，第一种为反推计算法，较为复杂，第二 种为分解计算法，相对简单。下面我先来一一介绍。 一、反推计算法 前面已经阐述过组织进近的目标是使飞机在场高1000FT时达到稳定进近，组织的原则是从初始下降到1000FT稳定进近时一直使油门处于慢车状态，既然我们知道了组织进近的终端目标参数和组织原则，那么要得出临界值，我们就可以从目标结果向前面一步一步的逆向倒推得之。 我们先来计算建立下滑道点的高度。在实际飞行程序中，我们在通常会选择一个航向切入五边以建立盲降，切入五边的点通常是ND上的五边进近点，也就是进近图上公布的五边开始的点，即中间进近定位点IF，该点公布的指定高度，同样也是ATC指挥的高度，往往是低于该点的实际截获下滑道的高度的，这是程序设计者基于安全余度的考量。既然我们要计算出临界值，那么我们就要以该点的最大高度来计算。我们可以很清晰地知道该点的最大高度应该是该点的下滑道高度，如果高于该点的下滑道高度就必定导致后面必须高高度建立盲降，这不是一个常规的进近;如果低于该下滑道高度就必须改平去截获，假设速度不变的情况下，就会导致加油门，这又是不经济的。 五边建立下滑道点的高度计算需要参考进近图。我们国家大部分机场的五边都是设计以三度下滑角进近的，进近图上提供了IF点到跑道头的距离，用公里为单位标出。以双流机场为例，如图: IF点距跑道头的距离公布的是15.7KM，根据三角函数可以算出: 15700m乘以tan3 = 823m， 823m乘以3.28= 2700 ft, 再加上机场标高1625ft，该点截获下滑道的实际高度为: 2700+1625=4325ft 事实上，很多机场的公布高度和实际截获高度的差距是很大的。 实际飞行中我们可以用一种更简单的计算办法，将公里换算成海里，即公式:五 边进近点IF距离跑道的海里数乘以300+机场标高，就等于IF点截获下滑道高度。15.7km约等于9nm，然后乘以300，再加上机场标高1625ft，就是五边建立盲降的高度4325FT。 再来计算该建立下滑的点的速度。由于该点是建立盲降下滑道的点，所以该点应该开始以3度下降角下降，飞机下降时减速相对较慢，为了在1000ft减速到Vapp，在下滑点必须开始减速至F速度，这也和手册上描述的以形态1建立下滑道的描述一致，也就是说，飞机保持慢车到该下滑点时的速度应该刚好为S速度，大概为180KT，然后紧接着放形态2建立下滑道，继续以慢车减速至F速度，这样才能使飞机一直保持慢车减速。需要指出的是，我们国家大部分机场的五边建立下滑道高度都是小于场高3000FT的，对于那种拥有长五边，且建立下滑道高度在3000FT以上的机场，我们当然可以在建立下滑道以后仍然保持形态1，直到接近场高2000FT时再放形态2，但这需要时刻注意速度是否有增加的趋势，假如速度增加超过放形态2的最大速度，可能后面就难以在1000FT稳定进近了，所以，一旦观察到速度有超过放形态2的最大速度的趋势时，可以将起落架不按顺序提前放出用来减速，这并不违反空客飞机的操作原则。 为了始终保持慢车，飞机应该以慢车的方式飞到五边建立下滑道点，并且飞到该点的高度刚好为该点截获下滑道的高度，同时刚好减速到180KT，飞机截获盲降后，又继续以慢车在下滑道上减速和下降，这样才能让飞机在建立盲降前后连续保持慢车。 关于五边放轮的时机，这有一个很好用的计算方法，只要飞机已经建立了盲降，在放出了形态2的情况下，那么: 放轮的场高=当前的地速乘以10，再加上200FT， 例如:当前ND左上角地速是160KT，那么放轮的场高就是1800FT，双流机场标高是1600FT，所以放轮的实际高度是1800FT+1600FT=3400FT。这个方法的好处在于不用考虑风的影响，因为用地速计算已经是将风的影响考虑进去了。 根据以上计算，我们得出五边建立下滑道的高度和速度分别为:4300FT和180KT。 前面已经说过，飞机应该在建立盲降前后连续保持慢车，现在我们再来讨论一下飞机应该以什么样的方式保持慢车状态飞到该下滑点去截获下滑。在进近过程中，要使油门一直保持慢车的方法只有两种:减速和下降，我们更具体的划分，可以分为三种方式:平飞减速、恒速下降、边下降边减速。要使油门始终保持慢车，就只有一直不停的使飞机处于这三种方式之中。使油门在整个进近过程中一直处于慢车是节油进近的原则，如何根据实际情况来组合这三种方式的方法就是节油进近的基本策略选择。要使飞机不停的处于这三种方式就必须保证飞机的能量在进近过程中一直处于递减，如果能量曲线较低，必定导致飞机的能量提前减少，之后的曲线不得不趋于平缓，最终只有增加能量来保持飞机在后面位置的飞行状态，这就意味着要增加油门。 结合前面的例子，第一种是平飞减速去截获下滑道，这种方式在实际飞行中速度会比较大，假如转向五边是一个较大转弯角度的程序转弯时，速度大可能造成转弯半径比较大，容易“甩出去”，并且也容易与前机形成快速追赶，但如果没有这些情况，就不存在这些问题了;一种是恒速下降去截获下滑道，飞机保持恒速以 OPEN方式下降的下降剃度是大于五边下滑道剃度的，为了保持以慢车去截获下滑道，就决定了飞机必须高于下滑道剖面去截获下滑道，这种方式属于高高度截获，实际飞行中不太可取;最后一种是边减速边下降的方式去截获下滑道，这种方式比较合理，因为边下降边减速，速度减的比较慢，可以使初始减速时的速度不太大，同时下降也比较慢，可以使飞机以一个较平缓的下降剃度从下方去截获五边下滑道。第一种和第三种均可以在实际飞行中使用，主要根据具体情况选择不同的方式。 现在，我们知道了建立五边下滑点的高度和速度，同时知道了到达该点的方式，后面就比较容易了反推了。计算飞机临界值的阶段是从下降开始直到建立盲降，因为当飞机一旦建立盲降后，飞机就保持下滑道下降和减速了，不存在人为调整高距比的问题，所以我们反向推算临界值的起点应该是GS*的点，要以保证飞机在GS*时的高度刚好下到下滑道高度、速度刚好减到180KT为参数向前反向倒推。 这里需要特别提出的是，由于相关因素的非固定性，想要计算出绝对正确的临界曲线值是不可能的，不同的机场、不同的机型性能、不断变化的风向风速和飞机重量等等，都不停地影响着临界曲线的具体数值，在这样的情况下无法找到一个恒定的计算参数，所以我们将其单独隔离出来，设定一些具有普遍意义的既定条件，使之成为一个理想的数学模型，再结合常用的性能数据，将其简单化，然后得出一个近似的临界值，我们可以将近似的结果看成是精确的，同时在计算的过程中描述出具有代表性的计算方法，在实际飞行中，情况虽然各不相同，但方法始终一样。 这些既定条件是:A320、静风、平原机场、飞机不超重、不使用防冰、没有安全高度限制。 这些常用性能数据是: 以上性能数据是根据对平时实际飞行的长时间记录和统计而归纳出来的，并经过了实践的验证，其具有一定的精确性，但不具有严密的学术科学性，不能作为依据，只可以在实际飞行中作为参考使用。以下的计算是基于上面归纳出的性能数据而得出的结果，意旨在介绍方法，但计算结果也能够保证近似精确。 还是以双流机场为例，如图: 根据以上性能数据，只要我们知道了五边以前每一个点到五边建立下滑道点之间的距离，我们可以很轻松的计算出该点的临界高度和速度，比如D156Q这个点距离五边截获下滑道点的距离是14NM，那么它的临界高度和临界速度分别为250KT和6400FT;D156X这个点距离五边截获下滑道点的距离是21NM，那么它的临界高度和速度分别为250NM和8500FT。进近前，我们可以根据进场图上公布的或者MCDU上标出的距离，在预计速度的情况下，计算出每个点的临界高度，这样，我们就可以很轻松地判断飞机的能量曲线是否与临界能量曲线相一致。 需要注意的是，实际飞行中，经常出现由于ATC不指挥下高度而导致飞机超过当前位置临界高度的情况，在这种情况下，我们必须想办法不让飞机的能量超过当前位置的临界能量，以免造能量浪费。我们都知道，飞机的能量是由速度和高度共同组成，并且它们相互可以转换。在不能下高度的情况下，为了保持飞机能量曲线不高于临界曲线，就只有减小速度，以此来满足飞机在该位置点的总能量等于或小于临界能量，也就是说，当飞机在某一点的高度高于该点的临界高度，但只要飞机在该点的速度低于其临界速度一个特定值，那么飞机就仍然处于临界曲线上，比如，D156X点的高度为9900FT时，大于其临界高度8500FT，根据性能数据可以得出，只要该点的速度为200KT，那么飞机仍然在临界剖面上，如果飞机在该点的高度为10800FT，那么只有放出形态1，使该点的速度为180KT，也可以使飞机在临界曲线上，但如果飞机在该点的高度大于10800FT，飞机也可以继续 减小速度以便使飞机保持在临界曲线内，但就实际飞行而言，离五边较远就调太小的速度不是常见做法，只要飞机不是高的太多，或者除非前面有其它飞机阻挡时，宁愿保持一个相对合适的较低速度，面必须用到能量转换，将高度势能转换成动能，即增速下高度，最后再减速，这和开放爬升时为了增大上升率而减小速度是一个道理。 以上就是关于临界曲线值的反推计算法，简单概括一下实际上就是:先设定建立 ，并计算出在该点建立下滑道的高度，以此点的高度和速下滑点的速度为180KT 度为基准，运用上面实践中统计出来的常用性能数据，通过已知距离来反向计算五边之前每个点的最大高度和速度。 反推计算法的优点是计算出来的结果较为精确，缺点就是计算过程比较长，我们可以提前计算出来以供进近时使用，但并不适合于在进近中快速而连续地计算，为了在现实使用中达到比较精确但更加实用的效果，这里介绍另一种计算进近临界曲线值的简化计算方法——分解计算法，这种方法更为简单和快捷，不过，了解进近临界曲线值的反推计算方法是有必要的，这是更好地掌握分解计算方法的前提。 二、分解计算法 我首先来详细说明一下分解计算方法产生的逻辑过程。 通过将所有机场的临界数据都计算出来，结合能量曲线相互比较和数据分析，可以发现，虽然整条能量曲线是非线性的，但组成能量曲线的不同进近阶段可以看成近似线性，可以这样描述，进近能量曲线是由若干条线性直线组成的非线性曲线，再进一步分析可以得知，高度曲线的非线性是由于速度的改变造成的，也就是说，在速度一定的情况下，高度曲线可以近似看成线性。通过这样的解释，我们可以将速度分成几个区间，每个区间的速度是恒定的，那么在这个速度恒定的区间内，高度曲线的变化成线性，这样我们就可以找到飞机能量与飞机距跑道头距离的函数关系。在实际飞行中，我们判断高距比通常使用“一比三”法则，即1NM对应300FT，或者是1海里对应100米的下降比例来计算高距比，这是一个不考虑减速影响的线性函数，其线性下降剃度大约为5.4%，这是平时为了方便快速计算而取的近似比例，这个近似比例大概是飞机保持180KT的速度的下降剃度。在坐标图中，我们将速度的影响排除不算，根据没有速度改变的几段高度曲线，我们可以发现，由于飞机在高空的下降速度远远大于180KT，所以飞机整个实际下降过程的平均剃度是大于5.4%的，根据用前面计算临界值方法计算出的结果同样可以证明这一点，所以，飞机的实际高距比应该是1海里对应100米以上的高度，但这样的比例显然不方便进近中简单快速地计算，为了沿用1海里对应100米的简便计算模式，我们可以在高度上增加或者距离上减小的办法来消除下降剃度的误差，我们将这个增加或者减小的误差值定为K。比如，现在我们的剩余距离是80海里，按照1海里对应100米的计算比例，80海里对应的高度是8000米，而考虑误差值的实际情况应该是，80海里对应8000米+(K百米)，反之亦然，假如我们现在的高度是8000米，那么就需要(80-K)海里来消耗这些高度。用H代表临界高度，单位是百米，用S代表剩余距离，单位是海里，在速度不变的情况下可以得出公式: H=S-K 这是假设速度不变的情况下整个进近的实际高距比，但实际情况中我们必须考虑减速的影响。假定我们的下降速度为320KT，根据统计的性能数据，飞机在一万英尺以上从320KT平飞减速到250KT需要10NM，飞机在低空从250KT平飞减速到 5NM(220KT时放形态1)，我们引入到高距比公式中就是: 180KT需要 当飞机速度为320KT时，H=S-15-K 当飞机速度为250KT时，H=S-5-K 当飞机速度为180KT时，H=S 因为1NM对应100M是飞机速度180KT时的下降剃度，所以误差值K是随着飞机速度减小而逐渐减小的，当飞机速度减小到180KT时，误差值K变为0(如图6)。 但后面必须用到能量转换，将高度势能转换成动能，即增速下高度，最后再减速，这和开放爬升时为了增大上升率而减小速度是一个道理。 以上就是关于临界曲线值的反推计算法，简单概括一下实际上就是:先设定建立下滑点的速度为180KT，并计算出在该点建立下滑道的高度，以此点的高度和速度为基准，运用上面实践中统计出来的常用性能数据，通过已知距离来反向计算五边之前每个点的最大高度和速度。 反推计算法的优点是计算出来的结果较为精确，缺点就是计算过程比较长，我们可以提前计算出来以供进近时使用，但并不适合于在进近中快速而连续地计算，为了在现实使用中达到比较精确但更加实用的效果，这里介绍另一种计算进近临界曲线值的简化计算方法——分解计算法，这种方法更为简单和快捷，不过，了解进近临界曲线值的反推计算方法是有必要的，这是更好地掌握分解计算方法的前提。 二、分解计算法 我首先来详细说明一下分解计算方法产生的逻辑过程。 通过将所有机场的临界数据都计算出来，结合能量曲线相互比较和数据分析，可以发现，虽然整条能量曲线是非线性的，但组成能量曲线的不同进近阶段可以看成近似线性，可以这样描述，进近能量曲线是由若干条线性直线组成的非线性曲线，再进一步分析可以得知，高度曲线的非线性是由于速度的改变造成的，也就是说，在速度一定的情况下，高度曲线可以近似看成线性。通过这样的解释，我们可以将速度分成几个区间，每个区间的速度是恒定的，那么在这个速度恒定的区间内，高度曲线的变化成线性，这样我们就可以找到飞机能量与飞机距跑道头距离的函数关系。在实际飞行中，我们判断高距比通常使用“一比三”法则，即1NM对应300FT，或者是1海里对应100米的下降比例来计算高距比，这是一个不考虑减速影响的线性函数，其线性下降剃度大约为5.4%，这是平时为了方便快速计算而取的近似比例，这个近似比例大概是飞机保持180KT的速度的下降剃度。在坐标图中，我们将速度的影响排除不算，根据没有速度改变的几段高度曲线，我们可以发现，由于飞机在高空的下降速度远远大于180KT，所以飞机整个实际下降 过程的平均剃度是大于5.4%的，根据用前面计算临界值方法计算出的结果同样可以证明这一点，所以，飞机的实际高距比应该是1海里对应100米以上的高度，但这样的比例显然不方便进近中简单快速地计算，为了沿用1海里对应100米的简便计算模式，我们可以在高度上增加或者距离上减小的办法来消除下降剃度的误差，我们将这个增加或者减小的误差值定为K。比如，现在我们的剩余距离是80海里，按照1海里对应100米的计算比例，80海里对应的高度是8000米，而考虑误差值的实际情况应该是，80海里对应8000米+(K百米)，反之亦然，假如我们现在的高度是8000米，那么就需要(80-K)海里来消耗这些高度。用H代表临界高度，单位是百米，用S代表剩余距离，单位是海里，在速度不变的情况下可以得出公式: H=S-K 这是假设速度不变的情况下整个进近的实际高距比，但实际情况中我们必须考虑减速的影响。假定我们的下降速度为320KT，根据统计的性能数据，飞机在一万英尺以上从320KT平飞减速到250KT需要10NM，飞机在低空从250KT平飞减速到 5NM(220KT时放形态1)，我们引入到高距比公式中就是: 180KT需要 当飞机速度为320KT时，H=S-15-K 当飞机速度为250KT时，H=S-5-K 当飞机速度为180KT时，H=S 因为1NM对应100M是飞机速度180KT时的下降剃度，所以误差值K是随着飞机速度减小而逐渐减小的，当飞机速度减小到180KT时，误差值K变为0，如图: 精确计算K随速度的变化而变化的具体值没有多大意义，在放出形态1以前，我们可以近似将K看成一个恒定值，这对计算结果影响不大。现在我们就要计算这个恒定K的具体数值，其实计算很简单，我们将每个机场临界值的计算结果套近上面的计算公式，我们可以得出这个K的值为3.4，实际飞行中可以近似等于3。 带入公式当中就是: 当速度320KT时:H=S-15-3=S-18 当速度250KT时:H=S-5-3=S-8 当速度180KT时:H=S 在实际的计算中，我们需要将落地机场的标高算进去，将落地机场标高的百米数设定为L，带入公式当中: 当速度为320KT时:H= S-18+L 当速度为250KT时:H= S-8+L 当速度为180KT时:H= S+L 以此类推: 当速度为200KT时:H= S-2+L 当速度为280KT时:H= S-13+L 当速度为220KT时:H= S-5+L 还是以双流机场为例，双流机场的标高为1600FT，换算下来约等于500米，那么双流机场标高的百米数就是5，当飞机在FJC这一点，此刻MCDU上显示距跑道头的剩余距离是49NM，此时一般在一万英尺以上，速度通常为320KT，所以: H=49-18+5=36，此时的临界高度即为3600米; 也就是说，当飞机在FJC，速度320KT时的最大高度为3600米，这和用前面的计算方法计算的FJC为320KT时的高度是12000FT的结果是相符合的。 再比如，在标高为0的机场，飞机此刻MCDU上显示的剩余距离为100NM，那么: 当速度为320KT时:H=100-18+0=82，临界高度为8200米; 当速度为250KT时:H=100-8+0=92，临界高度为9200米。 这种计算方式比较适合于习惯通过距离算高度的飞行员，而有的飞行员习惯于通过高度来算距离，对于这部分飞行员我们可以将上面的计算公式反过来，即: 当速度320KT时:S=H+18-L 当速度250KT时:S=H+5-L 以上就是分解计算法，简单概括一下就是:根据不同的当前速度(如320KT或者250KT)，将MCDU上显示的剩余距离减去某个值(18或者8)，再加上机场标高百米数，就是当位置的最大高度;或者反过来说，根据不同的速度，将当前高度的百米数加上某个值，再减去机场标高百米数，就是当前高度的最小距离。 对其它相关因素的修正 分解计算法比较简单方便，可以随时根据MCDU上显示的剩余距离来计算高度剖面，而不需要提前知道距离来反向推知，比较适合在实际进近中快速而连续地计 、静风、不超重、平原机场、不开防冰、没有算。不过以上的计算是基于A320 高度限制等前提条件计算出来的结果，在现实飞行中，我们可以根据实际情况，调整理想模型的相关使用参数，以便在实际飞行中很好地应用。事实上，平时对进近临界曲线计算的最大影响参数是风向风速的不同，所以实际飞行中，根据风向是顶风还是顺风适当加减临界值的大小。如果在高原机场，由于空气密度较低，所以飞机的减速性较差，我们可以适当增加飞机平飞减速的距离参数。 对风的修正是这样的。要想精确修正飞机受风向风速影响的距离比较复杂，我先来介绍一下计算的逻辑过程。风速的单位是节(KT)，也就是风每小时流动的距离，实际飞行中飞机受风影响的距离，也就是飞机会被风吹动的距离，假如当前风速为40KT，就是说，假使飞机在无动力的情况下，飞机每小时会被风吹动40NM，所以，在实际飞行中，只要知道了风在飞机航迹上的分量，就可以知道当前的风对飞机的影响距离，也就是我们需要修正的距离。根据物理学上物体做功的理论，一个物体对另一个物体做功，只要知道做功的距离和做功的时间，就能求出做功的大小。风对飞机也是做功，根据这个理论，我们就可以求出风对飞机的影响距离。在实际飞行中，不管机场的进场路线如何，在五边之前，风对飞机做的功，始终是沿着从飞机当前位置到建立下滑道IF点之间的连线方向(如图)，这个方向的具体方位值可以从MCDU上的进展页输入IF点而得到。只要我们知道了风在该连线方向上的分量和风做功的时间，我们就可以精确求得风对飞机的影响距离。 当前的风向风速可以从ND左上角得到，设当前风向与连线方向的夹角为α ，当前风速为V，通过三角函数，V .Cosα就是风在该连线上的分量，如图: 从MCDU计划页上我们可以知道飞机到达IF点的时间，用这个时间减去当前时间就是飞机从当前位置沿着进场路线飞到IF点所用的分钟时间，设这个时间为T，T/60就为小时时间。 综上所述，设G为修正风的距离，V为实际风速，α为连线与实际风向的夹角，T为到达IF点的分钟时间，那么，修正风的距离计算公式就是: .T/60 G=V. Cosα 上面公式中的每一个因数都是直接显示在驾驶舱的飞行员界面中，比较方便飞行员使用，但Cosα的值较为难算，为了在实际飞行中更方便地计算，我们可以将其做成估算值，如图: 我们得出的任何夹角，可以从上面的图中线性地得出估算值，对于飞行中使用来说已经可以看成近似精确了。从公式可以看出，飞机越接近五边受风影响就越小，所以当飞机在低高度，且距离五边很近的时候，只要不是大顺风或者大顶风，就可以忽略风对飞机高距比的影响，此时只需要考虑风对飞机转向五边时机的影响，因为风向风速不同，飞机的转弯半径就不一样。 以上计算方法的优点是非常精确，但缺点是相对比较复杂，并且只能知道当前风向风速对飞机的影响距离，而不能一次计算整个下降过程中风的影响距离，随着高度的降低和位置的不同，风向风速是变化的，这就需要我们随时根据风向风速的改变而经常性的计算，其实只要风向风速改变不大的情况下，我们可以沿用之前的计算结果，等到风向风速发生很大变化的时候再重新计算。或者你可以估算一个整个下降过程中风速的平均值代替当前风速V，然后带入公式中计算出 一个平均修正距离。 在实际飞行时，由于相关影响因素随时在变，所以需要我们在进近中经常计算高距比，来确保飞机的下降剖面始终在预计的范围内。 总而言之，组织进近的计算方法有很多，只要能达到预期的效果，就是正确的，区别就在于哪种方法更简单，用上面介绍的这种方法比较简单方便，它将飞机的高度和速度整合为飞机能量，来计算飞机的能距比，这样就不用单独来考虑高距比和速度的减速距离，可以在进近中连续而快速地计算，并且结果是比较准确的。 在实际飞行中，每个飞行员都掌握有自己的余度和标准，比如有的追求在2000FT就稳定进近、有的喜欢提前下到指定高度，等等这些都是各自的风格和选择，属于个人的飞行理念和习惯，我所介绍的，仅仅属于飞机性能的范畴，不涉及其它领域，目的就是一种掌握飞机临界性能的计算方法，可以在飞行中多一种判断的手段。