home *** CD-ROM | disk | FTP | other *** search
/ C!T ROM 2 / ctrom_ii_b.zip / ctrom_ii_b / FLIGHTSI / ATP_SEE / SHORTS / SPEEDS.TXT < prev   
Text File  |  1993-04-14  |  13KB  |  302 lines
  1.  
  2. SPEED LIMITS AND V-SPEEDS OF THE SHORTS S3-60
  3.  
  4.  
  5.  
  6.  
  7. AIR SPEED LIMITATIONS
  8.  
  9.  
  10.    Vmo Maximum operating limit speed       196 knots
  11.                                            (warning horn at 205 knots)
  12.  
  13.    This speed limit may not be deliberately exceeded in any regime of flight
  14.    (climb, cruise or descent) unless a higher speed is authorized for flight
  15.    test or pilot training.
  16.  
  17.    Minimum control speeds
  18.         On ground Vmvg                      5 dgr. flaps   83 knots IAS
  19.                                            15 dgr. flaps   82 knots IAS
  20.  
  21.         During take-off Vmca                5 dgr. flaps   83 knots IAS
  22.                                            15 dgr. flaps   82 knots IAS
  23.  
  24.         During landing Vmcl                                85 knots IAS
  25.  
  26.    Manoeuvring speed Va                    16,000 lb. AUW 129 knots IAS
  27.                                            26,000 lb. AUW 159 knots IAS
  28.                                            (Linear variation between weights)
  29.  
  30.    Manoeuvers which involve full application of rudder or aileron controls, or
  31.    angles of attack near the stall, should be confined to speeds below Va.
  32.  
  33.    Flaps extended speed Vfe                 5 dgr. flaps  150 knots IAS
  34.                                            15 dgr. flaps  145 knots IAS
  35.                                            30 dgr. flaps  135 knots IAS
  36.  
  37.    Landing gear operating speed Vlo                       150 knots IAS
  38.  
  39.    This is the maximum speed at which it is safe to extend or retract the
  40.    landing gear.
  41.  
  42.    Landing gear extended speed Vle                        162 knots IAS
  43.  
  44.    This is the maximum speed at which the aircraft can be flown with the gear
  45.    extended.
  46.  
  47. Rough air conditions
  48.  
  49.    In severe turbulence the optimum procedure is to retract the flaps to 0
  50.    degrees, and fly at the rough air limiting speed Vra.
  51.  
  52.    Coarse elevator movements should not be made to counteract sudden airspeed
  53.    fluctuations. Frequent trim adjustments should be avoided. The attitude
  54.    indicator should be utilised as the primary flight instrument.
  55.  
  56.    Rough air speed Vra                     16,000 lb. AUW 148 knots IAS
  57.                                            26,000 lb. AUW 155 knots IAS
  58.                                            (linear variation between weights)
  59.  
  60.  
  61. STALL SPEEDS
  62.  
  63. Stall speed varies with the load of the aircraft and flap settings:
  64.  
  65.    0 degrees of flaps                      16,000 lb. AUW  82 knots IAS
  66.                                            26,000 lb. AUW  97 knots IAS
  67.  
  68.    5 degrees of flaps                      16,000 lb. AUW  76 knots IAS
  69.                                            26,000 lb. AUW  90 knots IAS
  70.  
  71.   15 degrees of flaps                      16,000 lb. AUW  74 knots IAS
  72.                                            26,000 lb. AUW  86 knots IAS
  73.  
  74.   30 degrees of flaps                      16,000 lb. AUW  69 knots IAS
  75.                                            26,000 lb. AUW  81 knots IAS
  76.  
  77.  
  78.  
  79. TAKE-OFF SPEEDS
  80.  
  81. Vmcg:
  82.   The minimum control speed on the ground with flaps at 5 degrees is 83
  83.   knots IAS, and with flaps at 15 degrees is 82 knots IAS, for a continued
  84.   take-off when engine failure occurs on the ground. This speed has been
  85.   established without the assistance of nosewheel steering the airplane being
  86.   rotated at the normal rotation speed Vr (see below).
  87.  
  88. Vmca:
  89.   The minimum control speed away from ground effect with flaps at 5
  90.   degrees is 83 knots IAS, and with flaps at 15 degrees is 82 knots IAS.
  91.  
  92. V1:
  93.   The power failure recognition or decision speed may be less than or equal
  94.   to Vr for this airplane depending on the take-off weight, air temperature,
  95.   airfield altitude or runway surface condition (slope, wind, state, etc.)
  96.   However, V1 must not be less than Vr-8 knots IAS or Vmcg.
  97.  
  98. Vr:
  99.   The rotation speed is shown in the table below for flaps at 5 and at 15
  100.   degrees respectively. For this airplane Vr is determined by the acceleration
  101.   available after rotation in the single engine operating condition to achieve
  102.   the V2 speed. The other requirements which may determine Vr are not
  103.   critical.
  104.   In the event of engine failure during take-off run, the airplane when
  105.   rotated at Vr should pass through 35 feet at V2.
  106.  
  107. V2:
  108.   The take-off safety speed is shown in the table below for flaps at 5 and
  109.   at 15 degrees respectively. For this aircraft V2 is 20 percent higher than
  110.   the minimum safe airspeed Vms and is limited at 92 knots IAS by directional
  111.   trim considerations at low weights.
  112.  
  113. V3:
  114.   The 35 feet screen speed with two engines operating is V2 + 4 knots for
  115.   the relevant take-off flap setting and take-off weight.
  116.  
  117. V4:
  118.   The steady initial climb speed with two engines operating for obstacle
  119.   clearance V4 is V2 + 15 knots for the relevant take-off flap setting and
  120.   take-off weight.
  121.  
  122.  
  123.  
  124. Rotation speed Vr:
  125.  
  126.    5 degrees flaps                    18,000 lb. AUW  90 knots
  127.                                       26,000 lb. AUW 106 knots
  128.   15 degrees flaps                    18,000 lb. AUW  90 knots
  129.                                       26,000 lb. AUW 102 knots
  130.  
  131.  
  132. Take-off safety speed V2:
  133.  
  134.    5 degrees flaps                    18,000 lb. AUW  92 knots
  135.                                       26,000 lb. AUW 107 knots
  136.   15 degrees flaps                    18,000 lb. AUW  92 knots
  137.                                       26,000 lb. AUW 103 knots
  138.  
  139.  
  140. Both engines operating en-route climb speeds
  141.  
  142.    0 degrees of flaps                      19,000 lb. AUW 122 knots IAS
  143.                                            26,000 lb. AUW 137 knots IAS
  144.  
  145.    5 degrees of flaps                      19,000 lb. AUW 107 knots IAS
  146.                                            26,000 lb. AUW 121 knots IAS
  147.  
  148.  
  149. Two engines operating flap retraction speeds
  150.  
  151.    from 5 to 0 degrees                     19,000 lb. AUW 107 knots IAS
  152.                                            26,000 lb. AUW 121 knots IAS
  153.  
  154.    from 15 to 5 degrees                    19,000 lb. AUW 106 knots IAS
  155.                                            26,000 lb. AUW 118 knots IAS
  156.  
  157.  
  158. Single Engine en-route climb speed (5 degrees flaps)
  159.                                            18,000 lb. AUW  95 knots IAS
  160.                                            26,000 lb. AUW 111 knots IAS
  161.  
  162.  
  163. Maximum Crosswind Component
  164.  
  165.   The maximum crosswind component in which the aircraft has been demonstrated
  166.   to be satisfactory for take-off is 30 knots at 90 degrees to the direction
  167.   of landing. This wind speed is that measured at a height of 35 feet and is
  168.   to be taken as the maximum value at this height. The demonstrations were
  169.   made with both engines operating and lateral controllability on the ground
  170.   was close to being limited.
  171.  
  172.  
  173.  
  174. LANDING SPEEDS
  175.  
  176.   The information in this Sub-section is provided in order that the level of
  177.   safety implicit in the scheduled landing performance can regularly be
  178.   achieved under normal and emergency conditions.
  179.  
  180.   The speeds quoted in these procedures are related to the Vms and Vmcl (85
  181.   knots IAS) in the approach (15. flaps), discontinued approach (flaps 5) and
  182.   landing (flaps 30) configurations.
  183.  
  184.  
  185. Target Threshold Speed (Vato)
  186.  
  187.   This is the airspeed at which the pilot should aim to cross the runway
  188.   threshold in the landing configuration with two engines operating.
  189.  
  190.   30 dgr. flaps                            17,000 lb. AUW  88 knots IAS
  191.                                            26,000 lb. AUW 105 knots IAS
  192.  
  193.  
  194. Maximum Threshold Speed (Vato + 15 Knots)
  195.  
  196.   Throughout the landing procedure it is assumed that the pilot will, in
  197.   accordance with normal practice, abandon the landing whenever threshold
  198.   speeds exceed Vato + 15 Knots or the aircraft is wrongly placed (for
  199.   example, excessive height at the threshold, incorrect alignment etc.)
  200.  
  201.   with both engines operating:
  202.   30 dgr. flaps                            17,000 lb. AUW 103 knots IAS
  203.                                            26,000 lb. AUW 120 knots IAS
  204.   with one engine operating:
  205.   15 dgr. flaps                            17,000 lb. AUW 103 knots IAS
  206.                                            26,000 lb. AUW 120 knots IAS
  207.  
  208.  
  209. Minimum Approach Speed
  210.  
  211.   with both engines operating:
  212.   15 dgr. flaps                            17,000 lb. AUW  93 knots IAS
  213.                                            26,000 lb. AUW 110 knots IAS
  214.  
  215.   with one engine operating:
  216.   15 dgr. flaps                            17,000 lb. AUW  92 knots IAS
  217.                                            26,000 lb. AUW 109 knots IAS
  218.  
  219.  
  220. Maximum Crosswind Component
  221.  
  222.   The maximum crosswind component in which the aircraft has been demonstrated
  223.   to be satisfactory for landing is 30 knots at 90 degrees to the direction of
  224.   landing. This wind speed is that measured at a height of 35 feet. The
  225.   demonstrations were made with both engines operating and with the wings
  226.   level, using rudder to correct the drift and align the aircraft with the
  227.   runway immediately before touchdown on both main wheels. Lateral
  228.   controllability on the ground was close to being limited.
  229.  
  230.  
  231. NORMAL TAKE-OFF PROCEDURES
  232.  
  233.   The take-off flap setting may be 5 dgr. or 15 dgr., which have different
  234.   take-off field lengths and weight limitations.
  235.  
  236.   The recommended elevator trim setting for center of gravity position is
  237.   given in the table below:-
  238.  
  239.   _____________________________________________________________________
  240.                   %SMC            16.0           26.0           36.0
  241.   CG
  242.   Position       ins about      -5.15 (Fwd)    +2.12 (aft)    +9.39 (aft)
  243.                  trim datum*
  244.  
  245.   Trimmer        Setting        3.0 Div        2.0 Div        1.0 Div
  246.                                 nose up        nose up        nose up
  247.   ______________________________________________________________________
  248.  
  249.             *The trim datum reference is fuselage station 271.
  250.  
  251.  
  252.  
  253.   For take-off, advance the power lever to achieve at least 90% Ng, with 1,675
  254.   PRPM selected, before releasing the brakes  Thereafter, set torque required
  255.   for MTOP , within 5 seconds of releasing brakes , observing armed torque
  256.   limitations if applicable. Confirm that the reserve power system is armed if
  257.   required for flight. If the required torque is not achieved at or before 70
  258.   knots IAS during the take-off run, the take-off should be abandoned because
  259.   in this case the scheduled performance is unlikely to be achieved. For a
  260.   rolling take-off where the power lever is advanced from Flight Idle, the
  261.   required torque should be confirmed within 10 seconds of advancing the power
  262.   levers. A rolling start may be made when runway length is not limiting
  263.   provided that the take-off run available, take-off distance available and
  264.   accelerate-stop distance available exceed the distances required by a margin
  265.   of at least 150 feet or 45 meters.
  266.  
  267.   After brake release directional control should be maintained by the use of
  268.   nosewheel steering or differential braking until the rudder becomes
  269.   effective.
  270.  
  271.   The nosewheel should not be raised from the ground until rotation speed (Vr)
  272.   is reached, when the aircraft should be rotated to the initial climb
  273.   attitude. After lift-off the landing gear should be retracted when a
  274.   positive rate of climb has been established. The aircraft should be allowed
  275.   to pass through 35 feet at approximately V2 + 4 knots (V3) accelerating to
  276.   V2 + 15 knots (V4) by 400 ft.
  277.  
  278.   Flaps are maintained at the take-off setting 5 or 15 degrees and the climb
  279.   is continued at V2 + 15 knots until all critical obstacles within the
  280.   take-off flight path are cleared, or to a height of at least 400 feet if
  281.   no obstacles exist.
  282.  
  283.   Subsequently, for a 5 dgr flap take-off, power may be reduced to en-route
  284.   climb setting at a minimum height of 500 feet and the flaps retracted. The
  285.   airspeed should be increased to the two engines operative en-route climb
  286.   speed at least. For a 15 degree flap take-off, flap retraction to 5 dgr
  287.   should be made after all critical obstacles ar cleared and the 400 feet
  288.   point (as defined above) is reached. Thereafter the 5 dgr flap take-off
  289.   procedure should be followed.
  290.  
  291.   This technique allows an adequate margin for obstacle clearance in the event
  292.   of an engine failure during the initial climb.
  293.  
  294.  
  295.  
  296.   NOTE:
  297.   This information was directly received from the manufacturer of the
  298.   aircraft, Short Brothers PLC in Belfast, Northern Ireland, UK.
  299.   Mr. Paul COWAN, headquarters engineer with Shorts, Belfast, has been
  300.   extremely helpful in setting up this manual.
  301.  
  302.                                     Juergen Vollmer, Compuserve ID: 100014,330