目錄：
1. 飛行限制
1.1. 限制過載系數(shù)
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. 進近及著陸期間的最小控制速度： V MCL
1.3.4. 最小離地速度： V MU
1.3.5. 失速速度
2. 最大結(jié)構(gòu)重量
2.1. 飛機重量的定義
2.2. 最大結(jié)構(gòu)起飛重量 (MTOW)
2.3. 最大結(jié)構(gòu)著陸重量(MLW)
2.4. 最大結(jié)構(gòu)零油重量 (MZFW)
2.5. 最大結(jié)構(gòu)滑行重量 (MTW)
3. 最小結(jié)構(gòu)重量
4. 環(huán)境包線
5. 發(fā)動機的限制
5.1. 推力調(diào)定及 EGT 限制
5.2. 起飛推力限制
1.飛機限制
在飛行過程中，機體必須承受由發(fā)動機、空氣動力載荷和慣性力等產(chǎn)生的力。在靜止的空氣中，當飛機做機動動作時，或在空中遇到氣流時，過載系數(shù)(n) 出現(xiàn)并因此增加飛機的載荷。這就是為什么要確定最大重量和最大速度。
1.1. 限制過載系數(shù)
載荷
第 25.301 條 載荷 [CCAR-25運輸類飛機適航標準]
(a) 強度的要求用限制載荷(服役中預(yù)期的最大載荷)和極限載荷(限制載荷乘以規(guī)定的安全系數(shù))來規(guī)定。除非另有說明，所規(guī)定的載荷均為限制載荷。
飛行載荷
第 25.321 條 總則 [CCAR-25運輸類飛機適航標準]
(a) 飛行載荷系數(shù)是氣動力分量(垂直作用于假設(shè)的飛機縱軸)與飛機重力之比。正載荷系數(shù)是氣動力相對飛機向上作用時的載荷系數(shù)。
除了升力等于重力且 n z =1 ( 例如直線平飛 ) 時之外，飛機的表現(xiàn)重力不等于真實重力飛機的表現(xiàn)重力不等于真實重力 (mg) ：
在某些情況下，過載系數(shù)大于1（轉(zhuǎn)彎、改變狀態(tài)、紊流）在其他情況下，它可能小于1（擾流）飛機結(jié)構(gòu)的設(shè)計很明顯要能夠抵抗這些過載系數(shù)，一直要達到條例規(guī)定的極限水平。
結(jié)果，就要定義過載系數(shù)限制，以便飛機能夠在這些限制范圍內(nèi)運行而又不會使其結(jié)構(gòu)承受永久性變形。導致結(jié)構(gòu)破裂的極限載荷通常是限制過載系數(shù)1.5 倍。
第 25.333 條 飛行機動包線[CCAR-25運輸類飛機適航標準]
位于本條(b)中典型的機動包線(V－n圖)邊界上和邊界內(nèi)的空速和載荷系數(shù)的任一組合，均必須滿足強度要求。在確定第25.1501條中規(guī)定的飛機結(jié)構(gòu)使用限制時也必須采用此包線。
對于所有的空客機型，飛行機動載荷加速限制如下：
1.2. 最大速度
操作限制速度
定義
A320-200
速度值示例
V MO /M MO
最大操作限制
速度
V MO 或 M MO 是在任何飛行階段（爬升、巡航
或下降）都不能故意超過的速度。
V MO = 350 kt (IAS)
M MO = M0.82
V FE
襟翼放出的速度
必須建立 V FE ，以免超過設(shè)計的襟翼速度。
形態(tài) 1 230 kt
形態(tài) 1+F 215 kt
形態(tài) 2 200 kt
形態(tài) 3 185 kt
形態(tài) FULL 177 kt
V LO / V LE
起落架速度
V LO ： 起落架操作速度
V LO 不能超過安全收放起落架的速度。若放輪速度與收輪速度不同，則必須將它們分別指定為 V LO(EXT) 和 V LO(RET) 。
V LE ： 帶輪飛行速度
V LE 不能超過起落架在完全放下鎖定位時的安全飛行速度。
V LO RET
起落架操作：收輪
220 kt (IAS)
V LO EXT
起落架操作：放輪
250 kt (IAS)
V LE (輪放下 )
280 kt / M 0.67
1.3. 最小速度
1.3.1. 地面的最小控制速度： V MCG
第 25.149 條 最小操縱速度 [CCAR-25運輸類飛機適航標準]
(e) V MCG ，地面最小操縱速度 是起飛滑跑期間的校正空速，在該速度，當臨界發(fā)動機突然停車時，能僅使用操縱力限制在667牛(68公斤；150磅)的方向舵操縱(不使用前輪轉(zhuǎn)向)和使用機翼保持水平的橫向操縱來保持對飛機的操縱，使得采用正常駕駛技巧就能安全地繼續(xù)起飛。
在確定V MCG 時，假定全發(fā)工作時飛機加速的航跡沿著跑道中心線，從臨界發(fā)動機停車點到航向完全恢復至平行于該中心線的一點的航跡上任何點偏離該中心線的橫向距離不得大于 9 米(30 英尺)。
V MCG 必須按下列條件制定：
(1) 飛機處于每一種起飛形態(tài)，或者按申請人的選擇，處于最臨界的起飛形態(tài)；
(2) 工作發(fā)動機處于最大可用起飛功率(推力)狀態(tài)；
(3) 重心在最不利的位置；
(4) 飛機按起飛狀態(tài)配平；
(5) 起飛重量范圍內(nèi)的最不利重量;
1.3.2. 空中的最小控制速度： V MCA
第 25.149 條 最小操縱速度[CCAR-25運輸類飛機適航標準]
(b) V MC 度 ，空中最小操縱速度 V MC 是校正空速，在該速度，當臨界發(fā)動機突然停車時，能在該發(fā)動機繼續(xù)停車情況下保持對飛機的操縱，并維持坡度不大于 5°的直線飛行。
(c) 在下列條件下，V MC 不得超過 1.13V SR ：
(1) 發(fā)動機處于最大可用起飛功率(推力)狀態(tài)；
(2) 重心在最不利的位置；
(3) 飛機按起飛狀態(tài)配平；
(4) 海平面最大起飛重量(或驗證 V MC 所需的任何較小的重量)；
(5) 飛機處于騰空后沿飛行航跡最臨界的起飛形態(tài)，但起落架在收起位置；
(6) 飛機已騰空，地面效應(yīng)可忽略不計；
(7) 停車發(fā)動機的螺旋槳按適用情況處于下列狀態(tài)之一：
(i) 風車狀態(tài)；
(ii) 在對于該螺旋槳操縱裝置的特定設(shè)計最可能的位置；
(iii) 如果飛機具有表明符合第 25.121 條的爬升要求時可接受的自動順槳裝置，則
順槳。
(d) 在速度 VMC ，為維持操縱所需的方向舵腳蹬力不得超過 667 牛(68 公斤；150 磅)，也不得要求減少工作發(fā)動機的功率(推力)，在糾偏過程中，為防止航向改變超過 20°，飛機不得出現(xiàn)任何危險的姿態(tài)，或要求特殊的駕駛技巧、機敏或體力。
1.3.3. 進近及著陸期間的最小控制速度： V MCL
第 25.149 條 最小操縱速度 [CCAR-25運輸類飛機適航標準]
(f) V MCL ，全發(fā)工作著陸進場期間的最小操縱速度 V MCL 是校正空速，在此速度，當
臨界發(fā)動機突然停車時，能在該發(fā)動機繼續(xù)停車的情況下保持對飛機的操縱，并維持坡度
不大于 5°的直線飛行。V MCL 必須按下列條件制定：
(1) 飛機處于全發(fā)工作進場和著陸的最臨界形態(tài)，或申請人如有選擇則為所選取的
每一形態(tài)；
(2) 重心在最不利的位置；
(3) 飛機按全發(fā)工作的進場狀態(tài)配平；
(4) 最不利重量，或申請人如有選擇作為重量的函數(shù)；
(5) 對于螺旋槳飛機，假定在保持 3°進場航跡角所需的功率(推力)時發(fā)動機失效，
失效發(fā)動機的螺旋槳處于不需駕駛員采取措施達到的位置；和
(6) 工作發(fā)動機在復飛設(shè)置功率(推力)狀態(tài)。
(g) V MCL-2 ，三發(fā)或三發(fā)以上的飛機，一臺臨界發(fā)動機停車時進場和著陸進場期間的最小操縱速度 是校正空速，在此速度，當?shù)诙_臨界發(fā)動機突然停車時，能在這兩臺發(fā)動
機繼續(xù)停車的情況下保持對飛機的操縱，并維持坡度不大于5°的直線飛行。
V MCL-2 必須按下列條件制定：
(1) 飛機處于一臺臨界發(fā)動機停車進場和著陸的最臨界形態(tài)，或申請人如有選擇則為所選取的每一形態(tài)；
(2) 重心在最不利的位置；
(3) 飛機按一臺臨界發(fā)動機停車進場狀態(tài)配平；
(4) 最不利重量，或申請人如有選擇作為重量的函數(shù)；
(5) 對于螺旋槳飛機，假定在保持 3°進場航跡角所需的功率(推力)時發(fā)動機失效，
并且其它不工作發(fā)動機的螺旋槳順槳，更臨界的失效發(fā)動機的螺旋槳處于不需駕駛員采取
措施達到的位置；
(6) 當一臺臨界發(fā)動機失效時，工作發(fā)動機設(shè)定在保持 3°進場航跡角所需的功率
(推力)狀態(tài)；
(7) 工作發(fā)動機的功率(推力)在第二臺臨界發(fā)動機停車后立即迅速從本條(g)(6)規(guī)定
的功率(推力)狀態(tài)分別改變到：
(i) 最小功率(推力)；
(ii) 復飛設(shè)置功率(推力)。
(h) 在 V MCL 和 V MCL-2 的演示中:
(1) 方向舵操縱力不得超過 667 牛(68 公斤；150 磅)；
(2) 飛機不得呈現(xiàn)危險的飛行特性，或要求特殊的駕駛技巧、機敏和體力；
(3) 橫向操縱必須有足夠的滾轉(zhuǎn)能力，從穩(wěn)定飛行的初始狀態(tài)，飛機必須能在不大于 5 秒鐘的時間內(nèi)改變 20 度的坡度，滾轉(zhuǎn)的方向應(yīng)使飛機從不工作發(fā)動機向工作發(fā)動機一側(cè)轉(zhuǎn)變航向；
(4) 對于螺旋槳飛機，在發(fā)動機失效后螺旋槳達到的任何位置，及隨后的發(fā)動機或螺旋槳任何可能的操縱運動期間，均不得呈現(xiàn)危險的飛行特性。
1.3.4. 最小離地速度： V MU
第 25.107 條 起飛速度[CCAR-25運輸類飛機適航標準]
(d) V MU ，為校正空速，在等于和高于該速度時，飛機可以安全離地并繼續(xù)起飛。
V MU速度必須在申請審定的整個推重比范圍內(nèi)由申請人選定。這些速度可根據(jù)自由大氣數(shù)據(jù)制定，條件是這些數(shù)據(jù)為地面起飛試驗所證實。
(e) V R ，以校正空速表示，必須按照本條(e)(1)至(4)的條件選定：
(1) V R 不得小于下列任一速度：
(i) V 1 ；
(ii) 105%V MCA ；
(iii) 使飛機在高于起飛表面 10.7 米（35 英尺）以前速度能達到 V 2 的某一速度(按第 25.111(c)(2)條確定)；
(iv) 某一速度，如果飛機在該速度以實際可行的最大抬頭率抬頭，得到的V LOF 將
不小于全發(fā)工作 V MU 的 110%，且不小于按單發(fā)停車推重比確定的 V MU 的 105%；
(2) 對于任何一組給定的條件(例如重量、形態(tài)和溫度)，必須用根據(jù)本款確定的同一
個 V R 值來表明符合單發(fā)停車和全發(fā)工作兩種起飛規(guī)定；
(3) 必須表明，當采用比按本條(e)(1)和(2)制定的 V R 低 5 節(jié)的抬頭速度時，單發(fā)停車起飛距離不超過與采用所制定的 V R 對應(yīng)的單發(fā)停車起飛距離。起飛距離必須按第25.113(a)(1)條確定；
(4) 服役中可合理預(yù)期的對于所制定飛機起飛操作程序的偏差(如飛機抬頭過度及失
配平狀況)，不得造成不安全的飛行特性，或使按第 25.113(a)條制定的預(yù)定起飛距離顯著增加
【解讀】：
V MU 是校準空速，當?shù)扔诨蚋哂谒鼤r，飛機可以安全離開地面并繼續(xù)起飛...
在試飛驗證時，在低速時 (80 - 100 kt) ，飛行員帶桿到操縱面空氣動力效率的極限位置。飛機慢慢抬前輪到一個獲得最大升力系數(shù)的迎角，或者，對于受幾何形狀限制的飛機，對于受幾何形狀限制的機，抬前輪至機尾擦跑道（機尾裝有防擦保護裝置）。
然后，保持俯仰直至飛機離地
必須確定兩個最小離地速度并要通過試飛驗證：
- 所有發(fā)動機都工作時： V MU (N)
- 一臺發(fā)動機不工作時： V MU (N-1)
在一臺發(fā)動機不工作的情況下， V MU (N-1) 必須確保安全的橫側(cè)控制，以防止發(fā)動機擦地。
結(jié)果 ：
1.3.5. 失速速度
隨著迎角的增加，流過機翼的空氣速度將增加，這樣，空氣壓力降低，升力系數(shù)增加。
因此，升力系數(shù)隨迎角的增加而增加。在恒定的高度飛行時，升力系數(shù)的增加表示所需地速的減小。誠然，升力必須要平衡飛機的重力，這個重力在給定的時間里可以被認為是恒定的。
速度不能低于一個最小值 . 超過某個迎角后，氣流開始從翼型上分離
升力系數(shù)增加到增加到最大升力系數(shù)(CLmax ) ，并在迎角增加超過某個值時，突然減小。
這個現(xiàn)象叫作 失速，可以確定兩個速度：
- V S1g ，對應(yīng)最大升力系數(shù)（即：在升力即將減小之前）。在這個時刻，過載系數(shù)
仍然等于 1。
- V S ，對應(yīng)常規(guī)失速（即：當升力開始快速減小時）。在這個時刻，過載系數(shù)總是
小于 1 。
第 25.103 條 失速速度 [CCAR-25運輸類飛機適航標準]
(a) 基準失速速度V SR 是申請人確定的校正空速。V SR 不得小于1-g失速速度。VSR 可表述為：
式中：V CL MAX＝在本條(c)所述的機動過程中當載荷系數(shù)－修正升力系數(shù)
第一次最大時獲得的校正空速。此外，當該機動受在選定迎角突然將機頭下推的裝置（例如，推桿器）限制時，
V CL MAX不得小于該裝置作動那一瞬間存在的速度。
n ZW ＝ 在V CL MAX處垂直于飛行航跡的載荷系數(shù)
W 飛機總重量；
S 機翼氣動參考面積；
q 動壓。
(b) V CL MAX
由如下方法確定：
(1) 發(fā)動機慢車，或者如果產(chǎn)生的推力導致失速速度明顯下降，在此失速速度時不
超過零推力；
(2) 螺旋槳槳距操縱裝置（如適用）在起飛位置；
(3) 該飛機在其它方面（例如襟翼、起落架和冰積聚）處于使用 V SR 的試驗或性能標
準所具有的狀態(tài)；
(4) 使用將 V SR 作為確定對要求的性能標準符合性因素時的重量；
(5) 導致基準失速速度值最大的重心位置；和
(6) 按在申請人選定的速度作直線飛行來配平飛機，此速度應(yīng)不小于 1.13V SR 且不大
于 1.3V SR 。
(c) 從穩(wěn)定的配平狀態(tài)開始，使用縱向操縱減速飛機，使速度降低不超過每秒 1 節(jié)。
(d) 除本條(a)要求之外，當安裝有在選定迎角下突然將機頭下推的裝置（例如，推桿
器）時，基準失速速度 V SR 超過該裝置作動時的速度應(yīng)不小于 2節(jié)或者 2％（取大者）?！步煌ㄟ\輸部 2016 年 3 月 17 日第四次修訂〕
2. 最大結(jié)構(gòu)重量
第 25.25 條 重量限制[CCAR-25運輸類飛機適航標準]
(a) 最大重量
必須制定對應(yīng)于飛機運行狀態(tài)(例如在機坪、地面或水面滑行、起飛、航路和著陸時)、環(huán)境條件(例如高度和溫度)及載重狀態(tài)(例如無油重量、重心位置和重量分布)的最大重量，使之不超過：
(1) 申請人針對該特定條件選定的最重的重量；
(2) 表明符合每項適用的結(jié)構(gòu)載荷要求和飛行要求的最重的重量。裝有助推火箭發(fā)
動機的飛機除外，這類飛機的最大重量不得超過按本部附錄 E 規(guī)定的最重的重量。
2.1. 飛機重量的 定義
· 制造廠家的空重 (MEW) ：
結(jié)構(gòu)、動力裝置、裝備、系統(tǒng)和其他被看作是飛機整體的設(shè)備項目的重量。它實質(zhì)上是個“干”重量，只包括封閉系統(tǒng)中的液體（例如：液壓油）。
· 使用空重 (OEW) ：
制造廠家的空重加上營運人的項目，即：飛行機組和乘務(wù)組及他們的行李、不可用的燃油、發(fā)動機滑油、應(yīng)急設(shè)備、廁所化學洗液、廚房結(jié)構(gòu)、配餐設(shè)備、座椅、資料等 ……
· 干操作重量 (DOW) ：
適合特定飛行的飛機的總重，但不包括所有可用的燃油和商載。使用空重加上該類飛行的特殊項目，即：配餐、報紙、配餐設(shè)備等 ……
· 零油重量 (ZFW) ：
總商載（商載包括貨物、旅客和旅客的行李）與干操作重量之和。
· 著陸重量 (LW) ：
目的地機場著陸時的重量。它等于零油重量加上儲備油。
· 起飛重量 (TOW) ：
在出發(fā)機場起飛時的重量 . 它等于目的地的著陸重量加上航程油（航程所需的油）、或零油重量加上起飛油量（在松剎車點要求的油量，包括儲備油）
展示了條例規(guī)定的不同的飛機重量：
2.2. 最大結(jié)構(gòu)起飛重量 (MTOW)
起飛重量 (TOW) 一定不能超過最大結(jié)構(gòu)起飛重量 (MTOW) 。 MTOW 是按照空中結(jié)構(gòu)抗荷標準、垂直速度等于 -1.83 米/秒 (-360英尺/分 ) 著陸沖擊時起落架和結(jié)構(gòu)的抗荷標準確定的。
2.3. 最大結(jié)構(gòu)著陸重量 (MLW)
著陸重量（ LW ）受到垂直速度等于 -3.05 米/秒 (-600 英尺/分 ) 著陸沖擊時的載荷限制。這個限制就是最大結(jié)構(gòu)著陸重量 (MLW) 。著陸重量必須符合下面的關(guān)系式
2.4. 最大結(jié)構(gòu)零油重量 (MZFW)
當機翼中的燃油量最小時，作用在翼根的彎矩最大（見圖 B8 ）。在空中，機翼中
的油量 m WF 減少。結(jié)果，當油箱中沒有燃油時，需要限制重量。這個限制值被稱為最大
零油重量 (MZFW) 。
因此，此限制被規(guī)定為：
起飛燃油是航程油和儲備油的和結(jié)果：
2.5. 最大結(jié)構(gòu)滑行重量 (MTW)
最大滑行重量 (MTW) 受到減震器上應(yīng)力以及在地面轉(zhuǎn)彎期間可能受到的彎矩的限制。
盡管如此， MTW 通常并不是一個限制因素，它是用 MTOW 規(guī)定的，這樣：
3. 最小結(jié)構(gòu)重量
第 25.25 條 重量限制[CCAR-25運輸類飛機適航標準]
(b) 最小重量 必須制定最小重量(表明符合本部每項適用的要求的最輕重量)，使之不低于：
(1) 申請人針對該特定條件選定的最輕的重量；
(2) 設(shè)計最小重量(表明符合本部每項結(jié)構(gòu)載荷情況的最輕重量)；
(3) 表明符合每項適用的飛行要求的最輕的重量。
〔中國民用航空總局 1990 年 7 月 18 日第一次修訂〕
4. 環(huán)境包線
必須根據(jù)飛行、結(jié)構(gòu)、動力裝置、功能或設(shè)備特性建立環(huán)境溫度極限和允許運行的高度。這個決定的結(jié)果，就是所謂的環(huán)境包線，它規(guī)定了氣壓高度和溫度限制。在這個包線內(nèi)，飛機的性能得到確認且飛機系統(tǒng)滿足取證要求。
5. 發(fā)動機的限制
5.1. 推力調(diào)定及 EGT 限制
發(fā)動機限制的主要原因是排氣溫度（ EGT ）的限制
- 起飛 ( TO GA) 推力表示的是起飛的最大可用推力。取證的最大時間：在起飛發(fā)生
發(fā)動機故障時為 10 分鐘，所有發(fā)動機都工作時為 5 分鐘。
- 復飛 (TO GA ) 推力是復飛時的最大可用推力。時間限制與起飛時相同。
- 最大連續(xù)推力 ( MCT ) 是可以在空中無限使用的最大推力。在發(fā)動機故障時必須
選擇，因為受到時間限制 TOGA 不再可用。
- 爬升 ( CL ) 推力表示從爬升階段至達到巡航高度層間的最低可用推力。
注意，最大爬升推力大于巡航階段的最大可用巡航推力。
5.2. 起飛推力限制
展示了對于給定型號的發(fā)動機，氣壓高度和外界大氣溫度對最大起飛推力的影響。
在給定的氣壓高度上，當溫度低于所謂的 基準溫度 (T ref ) 或 平推力溫度時，它對發(fā)動機的起飛推力沒有影響。高于基準溫度，發(fā)動機的推力受到排氣溫度（ EGT ）的限
制。結(jié)果，可用推力隨溫度上升而減小。
另一方面，在給定的溫度下，氣壓高度的增加將導致可用起飛推力的降低。
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云上遇見彩虹
