战斗机技术性能定义(精)

战斗机的技术性能定义[包括计算]

起飞重量=飞机的基本重量+起飞油量+实际业务载重量

最大起飞重量是指因设计或运行限制，航空器能够起飞时所容许的最大重量。最大起飞重量是航空器的三种设计重量限制之一，其余两种是最大零燃油重量和最大着陆重量。

原理

起飞时航空器必须能产生大于航空器本身重力的升力，才能使航空器离开地面升空。由于航空器只能产生有限的升力，因此航空器本身的总重必须受到限制，以保障能够正常起飞离地。

在实际应用中，最大起飞重量还要受其他因素的限制，如跑道长度、大气温度、起飞平面气压高度和越障能力等。在确定民用航空器最大审定起飞重量时需要满足一定的适航标准，一般在国际民航组织规定的国际标准大气条件下测定。在这个情况下，即使在达到V1速度后一具引擎熄火，飞机都必须能够安全起飞。

飞行前，飞机的总重都会被计算出来。飞行员会跟据总重计算飞机所需的起飞速度并确保总重在最大起飞重量以下。

限制因素

最大起飞重量受以下几个因素影响：

机身设计→飞机本身重量和气动设计

引擎种类和推力→机翼能产生多少升力是取决于空气流过机翼的速度。一具高推引擎可以令飞机加速更快和有更高的速度。

气压→较高的气压可以令机翼产生更多升力。

以上因素决定了飞机的最大许可起飞重量。但还未计及起飞时的环境因素，这些因素包括：

机场高度（气压高度）→气压高度变化伴随着空气密度变化，密度变化会使发动机性能和机翼效能发生变化。

气温→气温升高会导致空气密度变小，使得发动机效率降低。

跑道长度→跑道长度会影响飞机离地前的可用加速距离，如果跑道过短，飞机有可能没有足够时间加速到预期起飞速度。

跑道状况→跑道有积雪或凹凸不平就会产生较多阻力使得飞机加速较缓慢。

障碍→如果机场起落航线上有障碍物，那么最大起飞重量还要受进一步限制，必须保证航空器有足够的越障能力。

实用升限

是指飞机在实际飞行中能够达到的最大平飞高度。

爬升率

又称爬升速度或上升串，是各型飞机，尤其是战斗机的重要性能指标之一。它是指定常爬升时，飞行器在单位时间内增加的高度，其计量单位为米／秒。飞机在某一高度上，以最大油门状态，按不同爬升角爬升，所能获得的爬升率的最大值称为该高度上的“最大爬升率”。以最大爬升串飞行时对应的飞行速度称为“快升速度”，以此速度爬升，所需爬升时间最短。飞机的爬升性能与飞行高度有关，高度越低，飞机的最大爬升率越大，高度增加后，发动机推力一般将减小，飞机的最

大爬升率也相应减小。达到升限时，爬升率等于0。爬升率又称爬升速度或上升串，是各型飞机，尤其是战斗机的重要性能指标之一。它是指定常爬升时，飞行器在单位时间内增加的高度，其计量单位为米／秒。

飞机在某一高度上，以最大油门状态，按不同爬升角爬升，所能获得的爬升率的最大值称为该高度上的“最大爬升率”。以最大爬升串飞行时对应的飞行速度称为“快升速度”，以此速度爬升，所需爬升时间最短。飞机的爬升性能与飞行高度有关，高度越低，飞机的最大爬升率越大，高度增加后，发动机推力一般将减小，飞机的最大爬升率也相应减小。达到升限时，爬升率等于0。以 F-16战斗机为例，该机在海平面的最大爬升率高达305米／秒，高度1000•米时，降至283米／秒，高度为10000米时，则降至100米／秒，当高度达到 17000米时，其最大爬升率只有 12米／秒。

推力重量比

表示发动机单位重量所产生的推力，简称为推重比，是衡量发动机性能优劣的一个重要指标，推重比越大，发动机的性能越优良。当前先进战斗机的发动机推重比一般都在10以上。

翼载

翼载是指飞机的满载重量W和飞机的机翼面积S的比值W/S。翼载的大小直接影响到飞机的机动性能、爬升性能以及起飞着陆性能等。

襟翼

襟翼是安装在机翼后缘附近的翼面，是后缘的一部分。襟翼可以绕轴向后下方偏转，从而增大机翼的弯度，提高机翼的升力。襟翼的类型有很襟翼等等。

副翼(Aileron) 是指安装在机翼翼梢后缘的一小块可动的翼面。飞行员操纵左右副

翼差动偏转所产生的滚转力矩可以使飞机做横滚机动。

副油箱(Droppable fuel tank) 是指挂在机身或机翼下面的中间粗、两头尖呈流线型的燃油箱。挂副油箱可以增加飞机的航程和续航时间，而飞机在空战时又可以扔掉副油箱，以较好的机动性投入战斗。

失速

我们知道，机翼能够产生升力是因为机翼上下存在着压力差。但是这是有前提条件的，就是要保证上翼面的的气流不分离。

当机翼的迎角较小时，在相同的时间里气流绕过上翼面所通过的路程比流过下翼面的路程长，所以上翼面的气流速度比下翼面的快，由于气流的速度越快压力就越低，因而产生了上下翼面的压力差。

但是如果机翼的迎角大到了一定程度，靠近机翼翼面附近的气流在绕过上翼面时，由于自身粘性的作用，流速会减慢，甚至减慢到零，而上游尚未减速的气流仍然源源不断地流过来，减速了的气流就成为了阻碍，最后气流就不可能再沿着机翼表面流动了，它将从表面抬起进入外层的绕流，这就叫做边界层分离。当气流从机翼表面抬起时，受外层气流的带动，向后下方流动，最后就会卷成一个封闭的涡，叫做分离涡。像这样旋转的涡中的压力是不变的，它的压力等于涡上方的气流的压力。而涡上方的气流流线弯曲程度并不大，所以其压力与下翼面的压力相比小不了多少，这样机翼的升力就比原来减小了。这种情况就叫作失速，对应的机翼迎角叫做失速迎角或临界迎角。

如果我们给出机翼的升力系数和机翼迎角之间的关系，可以看出，当机翼的迎角达到临界迎角之前，升力系数随迎角增大而增大；当迎角超过临界迎角之后，升力系数就下降了。由于机翼的升力系数与升力成正比，所以说明了当机翼迎角大到一定程度之后，升力的确下降了。机翼升力系数与迎角的关系

失速之后的机翼气动效率极低，已经不能够产生足够的有效升力。所以对现在的飞机，都要求在临界迎角以下一定范围内飞行，不允许靠近更不允许超过，以避免发生尾旋等危险。

尾旋

尾旋是飞机在超过临界迎角后绕其自身的三根轴自转的同时、重心沿陡的螺旋线航迹急剧下降的自发运动，又称螺旋。尾旋的特点是迎角大，约20度-70度；螺旋半径小，甚至只有几米；旋转角速度高可达每秒几弧度，下沉速度大，甚至达每秒百米。

尾旋不是飞机的正常飞行状态，一般是因为飞行员操作不当造成飞机迎角过大或遇到突风而发生的。由于尾旋的不可控性，极易造成飞机的坠毁，正常情况下应该尽量避免进入尾旋。但为了训练飞行员遇到尾旋时的处理能力及研究尾旋的改出方法，某些机动性较高飞机，如歼击机、教练机，允许有意进入尾旋并改出。机动性较差的飞机，如轰炸机、侦察机以及非机动性飞机，如旅客机、运输机，则严禁进入尾旋。由于尚不能保证飞机在任何情况下都不会意外地进入尾旋，多年来尾旋事故屡有发生。

完整的尾旋运动由三个阶段组成，即进入阶段、尾旋阶段和改出阶段。尾旋阶段又可分成尾旋过渡阶段和垂直尾旋阶段。垂直尾旋阶段是研究尾旋的主要阶段。根据飞机是由正飞或倒飞进入，尾旋又分为正尾旋和反尾旋。根据尾旋时飞机俯仰角的不同，尾旋还可分为陡尾旋、缓尾旋和平尾旋。

采用失速特性较好的翼型和机翼平面形状，尽量使质量沿机冀机身分布合理，减少大迎角时机翼、机身对尾翼的遮蔽以提高舱面效率等，是保证飞机具有满意尾旋特性所经常采用的设计措施。