能量机动理论和飞行包线图汇总
飞机基本飞行性能的计算
4．3 确定基本飞行性能的简单推力法
P Q mg sin
Y G
P P P px P Q pf
———剩余推力！（大于零，定直上升；等于零，定直平 飞；小于零，定直下滑）
2020/6/29
把发动机可用推力曲线（取全加力、部分加力、最大 状态） 和平飞需用推力曲线绘制在一张P-V（或M数）
二、平飞范围的划分
第一飞行范围（正常操纵区） 纵区）
第二飞行范围（反常操
讨论：
在1和2点都满足：P P，px Y G 驾驶杆和油门不动，1点稳定，2点不稳定！！！！
分界点：最大剩余推力 Pm所ax 对应的最陡上升速度 （V接 近有利速 度 ）V ，yl 曲P线px 正斜率（有利速度 右侧V y）l 第一飞行范围； 曲线Ppx 负斜率（有利速度 左侧V）yl 第二飞行范围
在低亚音速下，升致阻力Qi 在总阻力中占主导地位，而且随 着高度增加，Qi 升致阻力增加。由于在低亚音速范围最大升 阻比 Kmax 基本为常数，因而 Ppxmin基本不随高度变化。但由于 有利速度相对应的 M yl随着高度增加而增加，所以对应的最 小阻力状态下 Ppxmin的向右移动。
2020/6/29
C yyh
C x0 3A
2020/6/29
总阻力系数:
4 C xyh 3 C x0
升阻比为：K yh
3 4
1 A C x0
远航速度：V yh 2G
S C x0 3A
V yh 4 3 1.316 V yl
随着高度增加，有利和远航速度都要增加！
在发动机耗油不变的情况下，在给定高度上，以有利速度 飞行，续航时间最长！ 以远航速度飞行，航程最大！！！
nl
飞行考试知识点总结图表
飞行考试知识点总结图表
飞行是一项高风险的活动，而飞行员的能力和知识水平直接关系到飞行安全。
因此，飞行员必须通过一系列的考试来获取相关执照和资格证书。
飞行考试涵盖了许多知识点，包括飞行原理、机载设备、航空气象、飞行规则和操作程序等内容。
以下是飞行考试知识点的总结：
飞行原理
飞行原理是飞行考试中的重要知识点，涵盖了机翼、机身、发动机、飞行控制面等飞机的各项性能和特点。
其中，包括升力和气动特性、机动性能和稳定性、发动机原理和性能等内容。
机载设备
机载设备是飞行考试中的另一个重要知识点，涵盖了飞行仪表、导航设备、通信设备、自动驾驶仪等设备的原理、操作和使用方法。
飞行员必须掌握各种设备的功能和使用方法，以确保飞行安全。
航空气象
航空气象是飞行考试中的一个关键知识点，涵盖了天气现象、气象图解、气象雷达、气象预报等内容。
飞行员必须了解不同天气对飞行的影响，以及如何根据气象信息做出飞行决策。
飞行规则
飞行规则是飞行考试中的另一个重要知识点，涵盖了国际民航组织（ICAO）规定的各项飞行规则和程序。
其中，包括飞行计划、起降程序、空中交通管制、飞行限制、飞行管制区等内容。
飞行操作程序
飞行操作程序是飞行考试中的另一个重要知识点，涵盖了起飞、飞行、下降和着陆等各项操作程序。
飞行员必须掌握飞行中的各项操作程序，以确保飞行安全。
综上所述，飞行考试知识点包括飞行原理、机载设备、航空气象、飞行规则和飞行操作程序等内容。
飞行员必须全面掌握这些知识点，以保证飞行安全。
因此，飞行员在备考飞行考试时，应该重点关注这些知识点，充分准备。
百看不厌的机械工作动态图，让你长见识的原理图37
百看不厌的机械工作动态图，让你长见识的原理图37四冲发动机飞机的星型发动机飞机螺旋桨与机枪同步图发动机喷气式发动机喷射推进机潜艇使用的斯特林发动机曲柄连杆机构是发动机三相电子绕组励磁双涵道涡轮风扇发动机外燃机：斯特林发动机原理蒸汽机火车的推进原理汽车换挡机制柴油发动机汽车汽油发动机制单曲轴对置活塞式发动机直升机单杠发动机多缸飞机发动机双直列八缸蒸汽发动机马克沁机关枪原理打火机原理焊接卷笔刀开锁原理航模单杠发动机航模四缸发动机机械键盘坦克主动轮传动1、滑块-曲柄同轴踏板解析：它是普通滑块的双滑块-曲柄机构。
两个踏板的速度是相同的。
2、齿轮传动的同轴踏板解析：两个踏板的速度是相同的。
3、同轴踏板解析：两个踏板的速度几乎相同。
蓝轴的针脚之间或绿轴的沟槽之间的相对位置影响速度关系。
4、锥齿轮传动的踏板解析：按下粉红色踏板，通过锥齿轮传动和超越离合器使橙色轮旋转。
由于车轮惯性，可以连续旋转。
粉红色配重趋向于将踏板带到其上部位置（可以用弹簧代替）。
5、变速自行车解析：单链（由黑线表示）包裹在粉红色的链轮，紫色空转链轮和两个链轮（蓝色和绿色）周围。
两个后者属于沿相同方向安装的两个飞轮，轮毂固定在自行车后轮上。
一次仅接合一个飞轮，而另一个自由地向后旋转。
由于链条在与第一链轮相反的方向上缠绕第二链轮，所以骑车人仅需要向后踩踏以接合它。
事实上，它是将双向旋转转换成不同速度的单向旋转的机制。
6、单踏板连杆机构7、双踏板动力输出机构解析：输入为两个同轴水平旋转轴的踏板（粉色和紫色）。
输出为垂直轴。
该机构将输入角振荡转换为输出连续旋转，具有两个死位置。
输出惯量有助于机构克服死点。
黄色磁盘凸轮和弹簧滑块（绿色）不允许机构在其死点停止以便于启动。
齿轮系统确保两个踏板的相反的旋转方向。
8、脚力洗衣机解析：洗涤桶固定到橙色垂直轴，其速度由于两个皮带驱动器而增加。
动图显示两种工作模式：1）浴缸振动：红色限位器设置在其向前位置，以限制踏板的运动。
飞行力学与飞行控制讲稿-5
要保持或改变飞行状态
第一飞行范围 ：只需动驾驶杆；
第一飞行范围 ：驾驶杆、油门相互配合
4.5 非定常上升运动性能的能量高度法
一、能量特性
飞机的总机械能：E GH 2 g V 2
E V2 单位飞机重量的总机械能：H nl G H 2 g
1G
——单位是米，能量高度
能量高度的物理意义：如果爬升过程中阻力和推力平衡，当飞机 将所有动能转化成位能时，飞机所能到达的理论高度。
V y dH nl ( P Q)V dt G
和定常上升运动方程形式上一样，但物理意义不一样！！！！！
能量上升率的过载表达式： ny
一般情况下，当飞机以过载飞行时，有： Y n y G
ny G 则有： C y qS
ny G 2 ） C x C x 0 A( qS
G G G ) q ny S
dH 0 dt
，平飞加速度为
2 dV g V y 米 / 秒 4.29 dt V
如果要在该状态下定常平飞，则需要减小油门，使
P Q, V y0
二、动能变化时几何上升率的计算（非定常上升）
V y dH nl dH V dV dH V dV dH dt dt g dt dt g dH dt
V y 1 dV 2 1 2 g dH
dH Vy dt
该公式可以计算动能变化时的几何上升率！
( P Q)V dH d V 2 ( ) G dt dt 2 g
爬升过程中，如果无动能变化，则几何上升率等于能量上升率！ 在低亚音速情况下，一般可认为动能基本不变！！！！可用上式近 似计算几何上升率！
对速压的限制 强度（悬挂接头等）；刚度（操纵效能、颤振等） M数限制 飞机操纵稳定性；进气道、压气机和涡轮的稳定性；气动 加热 允许飞行包线（飞行品质规范规定）！！
飞机的可用推力以及飞机的飞行包线
飞机的可用推力以及飞机的飞行包线我在以前的文章中，写到了飞机的平飞需用推力以及曲线。
第一点，我们知道这个曲线的推导过程，飞机首先要满足定常平飞的条件，其次是功角等于或接近于0。
攻角等于可以勉强做到，但是定常飞行状态却只是理想模式第二点，显然在前提条件下，因为在公式中阻力等于推力，我们又以研究阻力来代替推力。
虽说是如此，公式上的等量关系却并不代表可以在实际生活中替换。
因为在之前研究涡轮喷气式发动机时（以下简称涡喷），我曾经简单探讨过耗油率和推力同飞行高度，速度和发动机转速的关系。
所以，可用推力的重要性就显现出来了，什么是可用推力？顾名思义发动机能够提供的推力，在不考虑发动机转速的情况下我们可以得到，可用推力曲线。
而可用推力曲线和平飞需用推力曲线交织在一起的就是飞机推力曲线图，而这个图的含义很大。
上图为我刚才提到的某超音速飞机飞机推力曲线图，为什么说这个图的含义很大，因为这个图能够简单的展示飞机的性能。
左侧的焦点是该高度下飞机的最小平飞速度，右侧的焦点则是最大平飞速度。
（Ta是靠左侧较高的曲线）（左侧的数值是推力大小）而这张图则是加力和不开加力的。
在加力模式，推力增大，可用推力曲线向右上方移动。
在交点处，非加力模式下的Ta与Tr曲线的交点，显然代表着力是相等的（对准纵坐标）而在交点的右边，Ta大于Tr（在下一个交点之前），而左边则情况相反。
它的意义是开启加力模式后，飞机能够达到最大速度，而在关闭加力模式之后，Ta逐渐变小，最后在交点处实现等速平飞。
（如果这个交点在这个高度下对应的速度超过音速，那么此架飞机的超巡就是在加力模式后开启的。
如果此架飞机的T a与Tr的交点直接超过音速，那么它就可以在不开启加力的模式下，实现超巡。
）在下一章我们简单的讲述，这个飞机推力曲线图与飞行包线图的关系在上一章，我们讲到了飞机的推力曲线图，飞机的可用推力曲线和飞机的平飞需用推力曲线交织而成。
那么，这一个章节我们会提到飞行包线与推力曲线图的关系。
如何理解能量机动理论？
如何理解能量机动理论？
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这就要从能量这个概念说起。
上过初中的人都应该学习过能量守恒定律，意思就是能量是守恒的，不会凭空增多，也不会无故减少。
那么对于一架正在飞行的飞机也是一样的，他的能量不会凭空增多，也不会减少。
那么这一架飞机都有哪些能量，除去内能等占比较小的能量，飞机有两个能量，一个是重力势能一个是动能，我们通常认为，能量就是这两个能量的转化。
（这只是方便分析，但其实并不是这样，在能量的总量不增加时，那么肯定一直在慢慢减少的，比如动能和重力势能不变时，总有一部分能量转化为内能散发等）那么，动能和重力势能的公式大家都知道，高度越高，重力势能越大，速度越快，功能越大（因为重量不变）所以能量的转化，就是这两个能量的转化。
所以就引出了能量机动理论的核心：高度换取速度。
然后我们再了解几个概念：剩余推力=可用推力-需用推力，剩余功率=剩余推力*v，单位重量剩余功率（sep）=剩余功率/飞机质量。
上升率Vv：在特定的情况下，飞机在单位时间内上升的高度。
然后得到以下公式：
公式介绍：第一个式子根据上升率Vv的定义，高度对时间求微分，因为单位时间所以t=1。
然后根据上升角变化公式，得到剩余推力*速度/飞机质量，这个公式正好对应于SEP的概念：单位重量剩余功率。
上升角变化公式我并未给出。
然后，当攻角接近于零的时候，带入Tr=w/k，此公式在我之前的
平飞需用推力的文章中出现过。
这就是能量机动理论，我们通常认为，sep值越高的飞机越容易在狗斗中获得优势。
示功图分析
杆断脱
典型示功图 采油工艺技术 采油工 采油地质工
现象：抽油杆断脱后 ，产量突然大幅下降，甚至不出油。 电流发生明显变化，电流上冲程小，下冲程大，越是上部断 脱，上电流越小，下电流越大。蹩压不升，如果是底部断脱 蹩压可能出现上冲程压力下降，下冲程压力上升的现象，变 化值不变。热洗后抽蹩测功图，压力不升图形不变。洗井正 洗不通。 处理：上部杆断脱可以利用吊车打捞；带有对接器的井热洗 后对接数次无效报作业；不带有对接器的井，确定断脱无误 后申请作业。
注意：如果是油管上部断脱，功图可能类似于油管漏失功图，但断脱井产量变化大 （突然性的）正反洗井，立即有反应，下放光杆碰不着泵的固定凡尔罩。
措施制定：作业检泵处理
油套串
典型示功图 采油工艺技术 采油工 采油地质工
特征描述 ： 油套窜与油管上部漏失现象基本一致。
现象：热洗时在井口能听到刺水声音，洗井液返上时间短。蹩压时用2块压 力表，一块装在油压表接头上，另一块装在套压表接头上，蹩压过程中油套 压表同时波动并且油套压相等。
措施制定： 油井：制定合理的工作制度，调小参数，加深泵挂，换小泵径、压裂酸化 连通水井：加强注水
供液不足
液击问题 液击是在泵充不满时，柱塞下行以很高的速度撞击液面，使流体载荷突然由 杆柱转移到油管上，同时产生强烈的冲击波，破坏整个抽油系统。液击能够造成 杆柱过早疲劳失效，同时冲击力会使抽油泵的凡尔球和凡尔座过早损坏。还会使 柱塞与泵筒得不到润滑，加速其磨损.另外油管液击的冲击下会突然拉伸，使其 连接螺纹松动，发生漏失或断脱故障。
p光杆负荷kn抽油杆在液体中质量kn柱塞以上液柱质量kn光杆承受最大静负荷kn冲程损失m油管伸缩长度ma驴头下死点位置b固定阀打开游动阀关闭活塞开始上行程c驴头上死点活塞运行到最高点d固定阀关闭游动阀打开活塞开始下行程ab增载线游动凡尔关闭仅光杆上行抽油杆伸长油管收缩bc活塞上行程线也是最大载荷线吸入线固定凡尔打开cd卸载线固定凡尔关闭仅光杆下行抽油杆收缩油管伸长da活塞下行程线也是最小载荷线排出线游动凡尔打开abc驴头上行程线cda驴头下行程线0a下冲程时光杆承受的最小静载荷0b上冲程时光杆承受的最大静载荷理论示功图典型示功图采油工艺技术采油工采油地质工正常示功图特征描述
能量机动性理论在现代战斗机中的应用
［摘要］能量机动性理论就是在理论上对战斗机的机动性能进行分析，用二维线图的方式对战斗机的性能进行表示。
这不仅有利于研究人员分析、设计，而且还能帮助飞行员更好地理解战斗机的作战区域和性能，让飞行员对自己驾驶的飞机有更好的了解，从而提高他们的战术技术水准。
通过对X-47B 进行模拟，通过飞行包线和过载包线反映飞机的性能。
［关键词］能量；机动；战斗机；飞行性能［中图分类号］G710［文献标志码］A ［文章编号］2096-0603（2016）10-0098-02能量机动性理论在现代战斗机中的应用丁镜之，李志（张家界航空工业职业技术学院，湖南张家界427000）随着战斗机的不断发展，各国对战斗机的性能研究越来越多，对战斗机的性能要求也越来越高，拥有高性能的战斗机也成了一个国家实力的体现。
能量机动性理论为研究战斗机的性能提供了极大的便利，也为战斗机性能的对比提供方便。
研究人员可以把两架或者几架战斗机的能量机动性图画在一个坐标系上。
这样就会清楚地观察到所研究战斗机的优势和劣势。
能量机动性理论可以让战斗机的性能从图表上体现出来，可以使用飞行包线、过载包线对战斗机的性能进行体现。
一、能量机动性理论的理论依据根据牛顿定律可得：总能量=势能+动能E t =W ·h ·12·W g ·v 2…①式中：E t —总能量；W —机体重量；h —高度；g —重力加速度；v —空速将上式两边平时除以W （重量）可得：E s =E t /W =h +v 22g…②该式表示飞机每磅重量所具有的能量，由于同样是长度单位，所以也称为“能量高度”。
将上式进行微分计算，利用推力（T ）和阻力（D ）等另外的值时可得：P s =v （T-D ）/W…③上式，把P s 称为单位剩余功率，表示单位能量E s 随时间的变化率。
也就是说，P s 表示使能量高度发生变化的指标———在这里就是飞机发动机的能力。
二、建模、网格图片和参数设置用CATIA 建立模型，模型数据：主机翼前缘后掠角55°；外翼后掠角30°；机身长11.3m ；翼展17m ；机翼投影面积104m 2。
现代空战条件下的能量机动理论
对能量机动理论在航空史上的作用特别是对第三代战斗机的影响，一般均给予正面评价，但对于这一理论的未来，目前并没有一个统一的看法。
一种典型的意见认为，对于空战而言，能量机动理论的作用主要体现在近距空战中，而近距空战在现代空战中的比例日益下降，因此能量机动理论对于现代空战的影响也逐渐减小；另一方面，随着过失速机动的实用化，未来空战战术也很可能发生重大变化——而过失速机动属于典型的角度战术，与经典能量机动理论可谓格格不入。
在历史上，如果一种理论不能解释该领域内的某种现象，那么这种现象很可能就是造成这种理论崩溃的第一条裂缝。
自能量机动理论诞生之日起就一直未能解释的角度战术，会不会就是这道裂缝呢？今天的能量机动理论，究竟是未来空战理论的基石，抑或是特定历史时期留下的一个遗迹呢？能量机动理论探析1．能量战术与角度战术之争有必要先回顾一下什么是能量战术和角度战术。
这两种战术实际是根据空战中飞行员采取策略的不同而划分的。
角度战术就是用最快的速度取得对敌机的绝对位置优势(一般指机头指向敌机尾部)。
为了达到这一点，通常都要损失能量。
在适合采用角度战术的情况下，往往是能够更快减少自己能量的一方先获得位置优势。
因此角度战术也有人称作称为负能量战术。
而典型的能量战术则不同，它强调首先建立相对敌机的能量优势，然后再把这种能量优势转化为位置优势。
不难看出，在空战中对本机能量的取舍方面，能量战术和角度战术截然相反。
那么，究竟哪一种才是空战方程的正解？没人知道。
如果说能量机动理论揭开了空战的奥秘，那么为何南辕北辙的战术（角度战术）同样可以获得空战的胜利——而且并非偶然？能量机动理论的创立者约翰·伯伊德也未能回答这个问题。
就空战的实践来看，两种战术都有成功运用的战例。
第 1 页上个世纪80年代，中国空军曾经组织了3批大规模的歼6、歼7部队空战对抗演练。
在首批进行对抗时，歼6部队首次遭遇歼7部队的“蛇行机动”战术——事实上就是角度战术：歼7利用快速左右滚转产生巨大的诱导阻力，急剧消耗自身能量，导致处于优势位置的歼6被迫冲前，迅速完成攻防位置转换。
能量机动理论（四）
能量机动理论（四）
我在之前介绍的能量机动理论全部是以定常平飞状态为条件的。
但实际上，在之前我也强调过，现实生活中是不会有这种情况的。
所以这节我们说一下在一般情况下，能量机动理论。
但是，这并不代表，之前所说的所推论的只在特定情况（定常平飞状态）下成立，放在一般的情况也是适用的，比如能量低的飞机容易被击落的原因。
上图为给出公式。
AOA为攻角，n为过载，准确点说是法向过载。
你可以看出，n很小的时候，比如说1g平飞，这时候即使推重比T/W不高，sep也可以大于1，可以不断加速。
比如民航客机，因为升阻比K足够高，所以即使推重比小，sep也是正的，可以加速。
（上节所说，sep正负问题）
可是n很大的时候，比如说9g转弯，sep要大于0就很不容易，既要推重比高（准确的说应该是推力的切向分量/重量，因为力是矢量，所以也会有法向分量。
），同时又要求升阻比高。
要想进一步提高转弯率，因为n已经达到9g，不能再增大了，那就只能减小速度才能继续提高转弯率。
减小速度后还要维持9g过载就只能增大攻角。
可是攻角一旦增大，T*cos(AoA)/W 和L/D都会减小，结果sep就逐渐减到0了，然后继续减少（负值越来越大）。
这样一来，总机械能就只能减少。
所以推重比和升阻比决定了sep，也就决定了战机稳盘转弯率的最大极限。
转弯率的问题，今后再详细讨论。
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美国航空科技为准; 能量机动理论和飞行包线图文中所述的内容都是以美国空军飞行教官伯尹德发明的能量机动理论和 如果有其他国家或其他人发明自己所谓的理论或者规范？ 机的设计规律或者老式战机的空战方法来照套后来出现的能量机动理论。
能量机动理论并不是什么 新创”的理论，它的本质就是能量守恒定律。
也就是说，能量机 动理论提供了一个简化的数学公式和图表，方便的进行战机能量的计算。
现在的战斗机通过机头的探测仪器， 可以探测出飞机的迎角、 侧滑角等，即可计算得得到气 流的方向、得到飞机的速度矢量。
同时，飞机上的过载传感器也就能计算出在速度矢量上的 — 过载和垂直于速度矢量上的过载（这两者也可以用切向 加速度和法向加速度来表示，但是由于不同资料对切向加速度和法向加速度的定义存在不同, 的表示方法）。
速度矢量上的过载在这里称为 （Nx ），也就是飞机是在加速还是减速。
同时，在垂直于速度近为0时，Ny 为0或者接近为0 ;那就还剩下Nz 这个升力过载。
也就是说，在忽略侧滑的情况下，着重讨论阻力和升力，速度方向过载 （Nx ）和升力过载（Nz ）。
然后我们画一个图，在一定高度和速度下， 纵坐标是角速度，也就是升力过载对应的角速度,动飞行包线图。
也就是说，所谓的能量包线图的实质是表示飞机速度矢量上 加速度和升力加速度两者之间的变化关系图（在一定外形、重量、高度、速度条件下）。
那本文并不适用。
也不要用老式战 所以这里不采用这种容易让人混淆矢量上过载还可以进行分解，那就是侧力过载（Ny ）和升力过载（Nz ）。
当侧滑角为0或者接而速度方向过载通过 -200ps,-400ps等间接方式表示。
这其实就是我们最常见的能量机HACK能量包线图上的纵坐标是盘旋角速度（Tur n Rate ）。
横坐标是速度，或者用马赫数 （Mach ）作为坐标。
由左上到右下的间距线是飞机上的过载传感器测得的升力过载（ 力。
能量包线是飞机在某个高度的飞行转弯参数，不同高度包线是不同的。
ALTlTUCCi 500G FBffTcorner velocityMiG'212aI ；COam771KACH 1 •曲迪 uus« 10 m列aa =HLk. , b. - i ，僧pi』T7B r.闿nx由右下到左上的间距直线是转弯半径值（Tur n Radius）。
Cockpit G ），并不包含重fitKViC*-'可以看出来在海平面能量机动性能最好，飞行高度越高，转弯性能越差。
这段争议较大，与理解包线关系也不大，可以跳过。
由于飞机在飞行中还会受到重力或者地面滑跑时还是地面的支持力, 合力=阻力+升力+重力三者的矢量之和。
O TURN PERFORMANCE AT SEA LEVELQ.l ■UAA HUMUft4>rwv-w«n m \w t An-*b C 4 ”1 hPHI. - TA 「HhjiA 彷 1iz 「i • 1 -1 pi r:■ — '1 • -1 T<J. <■ —1-11■'1 1 -! ![1"111'-IL-=I I ■■" r肯理讨 124] Il MT ； ?,X ： 5 flq■ ■LSI 鼻計"■亡1 1 ” 1-■■■■r-I ■ ■ ■ ■ ■ ■1 JCr» nZLHinC-t pvhn T …■叩 tMhv '■Hii 1 - -1K_ '1T~^.1所以飞机实际飞行时的例如：一架飞机如果在飞行包线图上能飞 9g 过载，20度的盘旋角速度，在实际水平盘旋飞行时，升力方向的 9g 还要与重力的 1g 进行矢量相加才能得到盘旋的向心加速度。
也就是说，这架飞机在真实的现实水平盘旋中, 是约 8g 向心加速度，大概 18度/秒左右。
一架飞机如果在飞行包线图上最小盘旋半径是 1050 英尺，过载是1.7g ，在实际水平盘旋飞行时，升力方向的1.7g 还要与重力的1g 进行矢量相加才能得到盘旋的向心加速度。
也就是说，这架飞机在真实的现实水平盘旋中，是约 1.3g 向心加速度，实际盘旋半径大概是1400-1500 英尺。
再例如：飞机由水平盘旋改垂直向下盘旋，那向心加速度就是 I0g ，这就是所谓的利用重力空战。
如果飞机改为垂直向上盘旋，那向心加速度就只剩8g 了，此时飞机的盘旋性能减弱了。
再再例如：飞机要保持平飞，此时就必须依靠 1g 的升力过载，并且要垂直向上与重力 ig 抵消，才能保持平飞。
也就是说能量飞行包线图上的保持平飞的速度不是包线的最左端 （这里不考虑飞机加减速），而是包线图上 1g 过载的地方。
也就是说，1g 过载的图上显示有 8度的盘旋角速度，一点都不奇怪，因为 1g 升力-1g 重力=0 ,所以平飞；升力的8度盘 旋角速度-8度的重力盘旋角速度=0 ,所以平飞。
再再再例如：另外一种包线图，也就是剩余功率为 0时的ig 过载包线图上，排除飞控、机体强度等限制，最上端为何代表最高平飞高度？通过上述解释, 就很容易理解了。
飞行包 线图上的过载是升力方向过载而不是合力的总过载。
在包线图的最高点, 升力过载 ig-重fitKViC*-'力1g=0，飞机就保持速度平飞了。
如果你都看懂了，那就继续。
如果还没完全理解，请认真理解上面看。
1-3 楼内容后，再往下能量包线图给出了一种简化了的能量换算方法。
对于推重比1左右飞机来说，阻力产生的过载可以在大约-1g 至5g之间，而升力产生的过载-3g 至9g 。
利用飞机的剩余功率来获得向心力，也就是说迎角的大小决定了两者的转化的程度。
如果迎角小剩余功率还有剩余，但是此时的升力小，向心力不够;如果迎角太大，剩余功率为负，向心力大，盘旋角速度大，盘旋半径小，有利于空战，但是飞机会很快减速。
而飞行员通过拉杆的大小来决定这种剩余能量转化的程度。
而狗斗的机动，实际就是飞行员通过向左或向右偏杆来控制升力的方向,前拉杆或后拉杆来控制升力的大小。
而升力过载最大有9g，这是改变物体运动状态最有效的东西，它是改变飞机在空中方位、航向、距离等要素最有力的工具，以此展开各种几何的飞行动作，例如盘旋、筋斗、YOYO 等。
在进一步讨论之前，前了解一些基本术语。
飞机的动作aikrons tocontrolRollUse rhe rudder rotorvrrolYawUse The elevators tocontrolPitch俯仰(Pitch)--用升降舵控制偏航(Yaw)--用方向舵控制滚转（Roll）--用副翼控制Glenn Research CenterAirplane Parts Definitionsand Function仰角一般是飞机机身轴线或者机翼弦线和水平线的夹角，仰角大小主要受发动机的限制迎角（英文：Angle of attack ，缩写为AOA ，常用希腊字母 a 表示） 叫做攻角的。
飞机迎角，定义则为机轴对相对风流之夹角。
当机翼向上为正迎角，向下则为负迎角。
Horizontal StabilizerControl PilchVertical StabilizerControl YawWingGener^e LiftJet Er>Generate ThrustCockpitCommand and ControlRudderChange Yaw (sid^ tQ side)# ElevatorChange Pitch (up and dovwii) FlapsChange Lift and DragAileron 2L Change RollFuselage (Body)Hold Tilings Tog^hw & Cairy PayloadSpoilerChange Ltft,, Drag andStats RMIChange Lift仰角 也有把这个RXA迎角在机动作战中非常重要，可以从飞行中拉出来的尾迹来测量。
High dfiqle-Of-attack testing liincluded inWnttonal departures with weapons bay door零open. Credit: ULS, Air Force再回来看能量机动包线Ps=O就是所谓的稳盘曲线，在这条线上面都是顺盘，也就是在其区域盘旋飞行，飞机要损失速度或咼度。
■最大出力(Maximum power) ■高度不明无论稳盘还是瞬盘，都能从包线中看到其最大角速度，都是能量机动。
__________________ 所谓的角度机动，并非有的人所称瞬盘角速度,而应该是大迎角机动,并不在能量机动包线 中。
五代机的超机动，并不是一个很明确的指标。
可以认为是’超级的机动”-- 特别优秀的能量机动参数。
也可以理解是 过失速机动”，其实就是大迎角机动。
表演性质的过失速机动 动)一般并不具有实战价值。
大迎角机动可以认为是四代半机必须具有的能力。
5楼谈到能量机动时为什么一口一个 升力”，其实无论稳盘还是瞬盘，飞机都是用俯仰 (Pitch )这个动作来完成的。
F86F旋回率/角速度 1000ft(305m} .亠—* {Deg./sec.~度/秒) ------- 最大旋回率7G /242016124GMig15 --——-3000ft.(915m)4000ft( 1220m)8000ftC2440m)i.i15000ft(4575m)CL2oe O—匸2」?：^ 速度八)(如眼镜蛇机 ecIPS"0{ft/sec不是偏航（Yaw），所以讨论时总是在Nz这个参数上打圈圈。
从下面F22盘旋就能看出，当它想要转圈时，并不是做偏航”这个动作，而是先打半个滚（Roll <90 度），然后拉大迎角转圈。
UrsbowStyff当过载到9G时，飞行员要承受自身（包括服装、头盔等物品）9倍的重量。
此过程中体这个问题在误区之二已经有所讨论。
要详细讨论，还得从空战说起， 最简单的空战态势和动 内的血液会向腹部、 腿脚移动，而一旦眼睛和大脑得不到充足的血液， 那么很快就会出现因 为缺氧而引起视力丧失，严重会而失去意识。
人体的眼睛和大脑分别有 3秒、10~12 秒左右的氧气储备。
现代飞机都有抗 9G 飞行还是非常危险。
F22在加州曾经摔掉一架，就是洛马的试飞员在试飞高意识，清醒过来时飞机已无法拉起，弹射时飞机速度过快而使飞行员头部受伤致死。
小-> 控制迎角的大小-> 控制剩余能量的转化程度 -> 得到-3至+9g 的升力过载-> 不同的飞 行路径->几何空战。
也就是说能量机动和传统的几何机动并不矛盾，在能量机动的一个子集，也可以说几何机动是忽略或模糊能量损失 （剩余功率）条件下的能量机动。