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力而不是推力（推力被假定為慢車）。
1.3.2. 溫度的影響
就氣壓高度而言，難于評估溫度的影響。誠然，在給定的高度，溫度上升將導(dǎo)致
空氣密度降低。結(jié)果，阻力也減小，這樣就很容易看出，梯度和下降率也將減小。
盡管如此，在下降的過程中，TAS 不是恒定的。對于給定的馬赫數(shù)或IAS，TAS
隨溫度增加而增加，這樣，就補償了阻力的減小。這就是為什么下降參數(shù)隨溫度的變化
并不太顯著的原因。
1.3.3. 重量的影響
綠點速度（最小梯度）是重量的函數(shù)。圖 H4 表明，在標準下降速度范圍（從綠
點到VMO)， 在重量變大時，下降率和梯度減小。
誠然，下降過程中的力平衡指出：
升力 = 重量.cosγ = ½ ρ.S.TAS2.CL
ALT (ft)
10,000
31,800
39,000 -3.0º
-2.3º -3.4º
-2.3º -2.7º
-2.5º
-2,464
-1,988 -2,878
-1,158 -1,617
-1,124
γ (º) RD (ft/min)
ALT (ft)
M0.82
300 kt (IAS)
250 kt (IAS)
TAS(kt)
ALT (ft)
36,089
288 kt 345 kt
479 kt
470 kt
250 kt
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對應(yīng)給定的TAS， 較大的重量表示需要有更大的升力系數(shù)(CL) 來保持力平衡。這
是通過增加迎角(α) 和減小下降梯度 (γ)來實現(xiàn)的。由于RD = TAS.γ， 在重量較大時，下
降率也將減小。
圖 H4： 梯度和下降率與速度和重量
結(jié)論：在標準下降的速度范圍：
重量 􀃊 ⇒ 下降梯度 􀃌
下降率 􀃌
1.3.4. 風(fēng)的影響
如下圖 H5 所示，無論風(fēng)分量如何，空中的下降梯度(γa)保持不變。所以，從下降
頂點（T/D）下降到最后高度層所需的燃油和時間保持不變。
圖 H5： 頂風(fēng)對下降航跡的影響
頂 風(fēng)
TAS
G S
下降率
（RD）
γ g
γ γ a < g
γ a
下降率
( R D)
γmin
T A S
m1
m2
m3
GDm1 GDm2 GDm3 VMO
標準下降的速
度范圍
m 1< m2 < m3
頂風(fēng) 􀃊 ⇒ 下降率 􀃆
從T/D 起的燃油和時間 􀃆
航跡角 γg 􀃊
從T/D 起的地速 􀃌
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2. 下降的應(yīng)用
2.1. 推力調(diào)定
用于下降的標準發(fā)動機額定推力是“飛行慢車推力”。 對于電傳操縱飛機，當自動
油門接通時，油門桿的位置不變。在整個飛行中，油門桿一直處于“CL” (爬升) 卡位 (圖
H6)。 發(fā)動機監(jiān)控計算機，或 FADEC (全權(quán)限發(fā)動機數(shù)字式控制器)，調(diào)整推力水平到需
要的值。
若存在高度限制或二次增壓航段（見“客艙下降”），在下降期間，飛機的垂直
速度可能受到限制。這是通過“適用推力”實現(xiàn)的。適用推力可以在飛行慢車和最大巡
航推力之間變化。它由發(fā)動機提供，當自動油門接通時，它把下降速度和兩個下降參數(shù)
（下降梯度和下降率）中的一個保持在固定值。
圖 H6： 下降期間的油門桿位置
2.2. 下降速度
2.2.1. 以給定的馬赫數(shù)/指示空速進行下降的法則
下降通常用恒定馬赫數(shù)和指示空速（IAS）來實現(xiàn)。例如，A320 系列的標準下降
剖面為：
M0.78 / 300 kt / 250 kt
順風(fēng) 􀃊 ⇒ 下降率 􀃆
從T/D 起的燃油和時間 􀃆
航跡角 γg 􀃌
從T/D 起的地速􀃊
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下降期間的TAS 變化如圖 H7 所示。詳見“爬升”一章。
圖 H7：給定馬赫數(shù)/IAS 法則的下降剖面
2.2.2. 以最小梯度下降(飄降)
以綠點速度下降的下降梯度是最小的。以綠點速度下降可以在很遠的距離上保持
盡可能最高的高度。
在正常情況下，以綠點速度下降沒有意義，因為它需要太多時間。但是，若在山
區(qū)上空發(fā)生發(fā)動機故障，它就變得非常有意義了，因為它能比其他速度提供更多的逃離
方案。一臺發(fā)動機不工作時用綠點速度下降被稱為飄降程序（參見“航線上的限制”一
章）。
2.2.3. 以最小速率下降
最小下降率速度比綠點速度小。結(jié)果，與以綠點速度下降相比，以最小速率下降
在運行中就沒有意義了。誠然，到達給定高度所需的時間比以綠點速度下降要長，而所
覆蓋的距離要短些。為此，一般而言，以小于綠點速度的速度下降沒有好處。
2.2.4. 以最小成本下降
對于給定的飛行，成本指數(shù)旨在降低直接營運成本。對于給定的成本指數(shù)，
FMGS 根據(jù)飛機的重量，計算出最佳下降馬赫數(shù)(Mach 經(jīng)濟)和最佳下降速度(IAS 經(jīng)濟)。這
樣，就可以按照下面的馬赫數(shù)/IAS 法則，進行管理模式的下降。
下降剖面
穿越高度
對流層頂
減速
1 5 0 1 7 5 2 0 0 2 2 5 2 50 275 300 325 350 TAS
300 k t t o 2 5 0 k t
29,3 1 4 f t
36,0 8 9 f t
5 0
0
1 0 0
1 5 0
2 0 0
2 5 0
3 0 0
3 5 0
4 0 0
F L
下降剖面
M0.78/300KT/250KT
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Mach 經(jīng)濟 / IAS 經(jīng)濟 / 250 kt
為了使整個飛行中的油耗最小，必須使用較小的成本指數(shù)。由于下降階段是用慢
車推力進行的，從油耗的角度看，將這個階段的時間最大化是有好處的。這可以通過使
用小的下降速度來實現(xiàn)，而下降速度對各個機型是不同的（例如：A320 系列為250 海里
/小時）。在任何情況下，下降速度都應(yīng)該保持高于綠點速度。
CI = 0 ⇒ IAS 經(jīng)濟 = 最小下降速度 (取決于機型)
　
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