飞机的飞行性能、稳定与操纵
飞机的物理知识点总结
飞机的物理知识点总结飞机是一种能够在大气中飞行的运载工具，它的设计和运行涉及许多物理原理和知识。
本文将对飞机相关的物理知识进行总结，包括飞机的飞行原理、机翼结构、发动机工作原理、飞行稳定性和操纵、空气动力学等方面的内容。
一、飞行原理1.1 升力和重力平衡飞机能够在大气中飞行，首先要解决的问题就是如何产生足够的升力来支撑飞机的重量。
升力的产生是基于伯努利定律和牛顿第三定律。
当飞机飞行时，机翼的形状和斜度导致了飞行速度不同，使得在两侧形成压力差，从而产生升力。
升力的大小取决于机翼的形状、角度、速度和密度等因素，而重力则是被升力所平衡。
1.2 推力和阻力平衡飞机的飞行还需要克服空气阻力，为了保持飞行速度，飞机需要产生足够的推力来平衡阻力。
飞机的推力主要由发动机提供，而阻力主要取决于飞机的速度、形状和空气密度等因素。
通常来说，飞机需要保持动力平衡，以保持恒定的速度和高效的飞行。
二、机翼结构和气动原理2.1 机翼的结构机翼是飞机最重要的部件之一，它负责产生升力和控制飞机的姿态。
机翼的结构和形状对于飞机的性能和稳定性至关重要。
通常来说，机翼的横截面呈对称形状或者近似对称形状，以便产生相对均匀的升力。
此外，在机翼上通常还加装了襟翼、副翼和气动刹车等辅助设备，以增加机翼对气流的控制能力。
2.2 气动原理机翼产生升力是基于伯努利定律和流体力学原理。
当飞机在空气中飞行时，流经机翼的气流速度和压力发生了变化，形成了压力差，从而产生了升力。
气流的速度和流向对于升力的产生有重要的影响，飞机的速度、姿态和气流状态会直接影响机翼的气动性能。
三、发动机工作原理3.1 涡喷发动机大部分现代飞机采用涡喷发动机作为动力装置。
涡喷发动机的工作原理是通过压缩空气、燃烧燃料、喷射高速气流来产生推力。
空气从飞机外部吸入后被压缩，然后经过燃烧室燃烧混合气体，最终以高速喷射产生推力。
涡喷发动机具有高效、推力大、重量轻的特点，是目前飞机主要的动力选择。
飞机综合能力知识点总结
飞机综合能力知识点总结飞机综合能力是指飞机在飞行过程中所拥有的各种能力，包括起飞、飞行、巡航、指挥、着陆等多个方面。
飞机的综合能力取决于飞机的设计、技术水平、机载设备以及飞行员的技能水平等多个因素。
在本文中，我们将对飞机的综合能力进行详细的分析和总结，以期帮助读者全面了解飞机的综合能力。
一、起飞能力飞机起飞是指飞机从地面上升到空中并开始飞行的过程。
飞机的起飞能力直接关系到飞机的性能和安全，是飞行过程中最为关键的环节之一。
飞机的起飞能力主要包括以下几个方面：1.1 推重比飞机的推重比是指飞机发动机的推力与飞机的重量之比。
推重比越大，飞机起飞所需要的距离就越短，起飞速度也就越快。
推重比是飞机起飞能力的重要指标之一。
1.2 起飞距离飞机起飞距离是指飞机从地面开始加速到达目标速度并腾空的距离。
起飞距离受到飞机自身性能、气温、气压和高度等因素的影响。
对于长距离起飞和短距离起飞，飞机的起飞距离有不同的要求。
1.3 空中动力性能飞机的空中动力性能是指飞机在起飞过程中的动力输出和加速能力。
好的空中动力性能可以使飞机在起飞时更快地达到目标速度，并更快地升空。
1.4 起飞重量飞机的起飞重量是指飞机起飞时所携带的总重量。
飞机的起飞重量直接关系到飞机的起飞性能和要求。
二、飞行能力飞机的飞行能力是指飞机在空中航行时的各项性能和能力。
飞机的飞行能力包括了飞行速度、高度能力、操纵性能等多个方面。
以下是飞机的飞行能力的主要知识点总结：2.1 最大巡航速度飞机的最大巡航速度是指飞机在巡航飞行时所能达到的最高速度。
最大巡航速度受到飞机的设计和发动机性能等多个因素的影响。
2.2 巡航高度飞机的巡航高度是指飞机在巡航飞行时所飞行的高度。
巡航高度受到飞机的性能和气候等因素的影响。
2.3 滑跑性能飞机的滑跑性能是指飞机在空中转弯、盘旋、俯冲等动作时的操纵性能。
优秀的滑跑性能可以使飞机在空中的操控更为灵活和准确。
2.4 机动性能飞机的机动性能是指飞机在空中进行各种机动动作时所具有的灵活性和准确性。
飞机平衡控制—飞机的稳定性与操纵性
稳定性
飞机的情况也是一样，也有 稳定、不稳定和中和稳定三 种情况。
稳定性
飞机纵向稳定性（俯仰稳定性）
ห้องสมุดไป่ตู้
稳定性
飞机方向稳定性
稳定性
飞机侧向稳定性 影响飞机侧向稳定性的因素主要是机翼的上反角和后掠角。
操纵性
飞机的操纵性是飞机跟随驾 驶员操纵驾驶杆、脚蹬动作 而改变其飞行状态的特征。 飞机通过主操纵面—升降舵、 方向舵和副翼对绕3个轴的 运动进行操纵。
操纵性
飞机重心位置的前后移动会影响飞机的纵向操纵性能。 重心前移，增大同样迎角，所需要的升降舵上偏角增大，重心前移越多， 上偏角越大，但升降舵上偏角是有一定限定的，重心前移过多，就可能 出现即使驾驶杆拉到底，飞机也不能增加到所需要的迎角，因此重心位 置应有个前限，称为重心前极限。
操纵性
俯仰稳定性强的飞机，俯仰操纵时比较迟钝；俯仰稳定性弱的飞机，俯 仰操纵时比较灵敏。
第三章 飞行原理
国际标准大气
目的
国际规定
为了准确描述飞行器的飞行性能，就必须建立一个统一的标准，即标准大气。
➢ 大气被看成完全气体，服从气体状态方程； ➢ 以海平面的高度为零。且在海平面上，大气的标准状态为： • 气温T=15℃ • 压强p=1个标准大气压（即p=10330kg/㎡） • 密度ρ=1.2250kg/m³ • 音速a=341m/s
无人机空气动力学基础
前缘缝翼是安装在机翼前缘的一段或几段狭长的小翼面，当前缘缝翼打开时， 它与基本机翼前缘表面形成一道缝隙，下翼面的高压气流通过缝隙加速流向上翼 面，增大上翼面附面层气流速度，消除了分离旋涡，延缓气流分离，避免大迎角 下失速，升力系数得以提高。所以前缘缝翼一般在大迎角，特别是接近或超过基 本机翼临界迎角时才使用。
无人机空气动力学基础 ➢ 流动气体基本规律：伯努利定律
质量守恒定律：质量不会自生也不会自灭。
流体的质量流量：单位时间流过横截面面积S的流体质量。
q=ρsv
无人机空气动力学基础
伯努利定律础
小实验
无人机空气动力学基础
伯努利定律础
香蕉球
无人机空气动力学基础
足球里的“香蕉球”以及一些其他球类运动的弧线球，这也是伯努 利现场造成的流体压强差而导致的。
➢ 迎角：翼弦与相对气流速度v 之间的夹角，也称为飞机的 攻角，通常以α表示。
无人机空气动力学基础
➢ 升力的产生
通常，机翼翼型的上表面凸起较多而下表面比较平直，再加上有一定的 迎角。这样，从前缘到后缘，上翼面的气流流速就比下翼面的流速快；上翼 面的静压也就比下翼面的静压低，上下翼面间形成压力差，此静压差称为作 用在机翼上的空气动力。
飞机的稳定性和操纵性汇总
飞机重心范围的确定
飞机的重心前限
重心前移，飞机的纵向静稳定性提高，操纵性 能变坏，纵向平衡变差。 从飞机纵向平衡和纵向操纵性能的要求对飞机 重心最靠前的位置进行了限制。 重心后移，飞机的纵向稳定性减小，飞机对操 纵的反应变灵敏。 从飞机的纵向静稳定性和操纵灵敏度的要求对 飞机重心最靠后的位置进行了限制。
荷兰滚
飞机的横侧向扰动运动 及影响稳定性的因素
飞机的侧向静稳定性和方向静稳定性大小 比例搭配，对飞机横侧向动稳定性有着重 要的影响。 影响因素
侧向静稳定性——机翼上反角和后掠角。 方向静稳定性——垂尾面积及到飞机重心的力 臂。
偏航阻尼器——用在大型高速运输机上， 防止荷兰滚
4.7 飞机的横侧向操纵性
空气动力学基础（ME、AV）
第一章 第二章 第三章 第四章 大气物理学 空气动力学 飞行理论 飞机的稳定性和操纵性
第4章 飞机的稳定性和操纵性
4.1 4.2 4.3 4.4 4.5 4.6 4.7 4.8
飞机运动参数 飞机稳定性和操纵性的基本概念 飞机的纵向稳定性 飞机的纵向操纵性 飞机的横侧向静稳定性 飞机的横侧向动稳定性 飞机的横侧向操纵性 飞机主操纵面上的附设装置
滚转角γ
空速向量相对机体的方位
速度轴系或风轴系OVXVYVZV XV沿飞行速度方向，气动阻力沿XV负向。YV在飞 机对称面内且与飞行速度垂直。
迎角和侧滑角
迎角α
空速向量在飞机对称面Oxtyt上的投影与机体 坐标系纵轴Oxt之间的夹角。规定投影线在Oxt 轴下方时为正。 空速向量与飞机对称面Oxtyt之间的夹角。规 定空速向量偏向右侧时为正（向右侧滑为正）。
3第三章 飞机的稳定性和操纵性
第三章飞机的稳定性和操纵性3.1 飞机的稳定性在飞行中，飞机会经常受到各种各样的扰动，如气流的波动、发动机工作不稳定、飞行员偶然触动驾驶杆等。
这些扰动会使飞机偏离原来的平衡状态，而在偏离以后，飞机能否自动恢复原状，这就是有关飞机的稳定或不稳定的问题。
飞机的稳定性是飞机本身的一种特性，与飞机的操纵性有密切的关系。
例如，飞行员操纵杆、舵，需要用力的大小，飞机对杆、舵操纵的反应等，都与飞机的稳定性有关。
因此，研究飞机的稳定性是研究飞机操纵性的基础。
所谓飞机的稳定性，就是在飞行中，当飞机受微小扰动而偏离原来的平衡状态，并在扰动消失以后，不经驾驶员操纵，飞机能自动恢复原来平衡状态的特性。
3.1.1 纵向稳定性飞机的纵向稳定性是指飞机绕横轴的稳定性。
当飞机处于平衡飞行状态时，如果有一个小的外力干扰，使它的攻角变大或变小，飞机抬头或低头，绕横轴上下摇摆(也称为俯仰运动)。
当外力消除后，驾驶员如果不操纵飞机，而靠飞机本身产生一个力矩，使它恢复到原来的平衡飞行状态，我们就说这架飞机是纵向稳定的。
如果飞机不能靠自身恢复到原来的状态，就称为纵向不稳定的。
如果它既不恢复，也不远离，总是上下摇摆，就称为纵向中立稳定的。
飞机的纵向稳定性也称为俯仰稳定性。
飞机的纵向稳定性由飞机重心在焦点之前来保证。
影响飞机纵向稳定性的主要因素有飞机的水平尾翼和飞机的重心位置。
下面，我们首先来看一下水平尾翼是如何影响飞机的纵向稳定性的。
当飞机以一定的攻角作稳定的飞行时，如果一阵风从下吹向机头，使飞机机翼的攻角增大，飞机抬头。
阵风消失后，由于惯性的作用，飞机仍要沿原来的方向向前冲一段路程。
这时由于水平尾翼的攻角也跟着增大，从而产生了一个低头力矩。
飞机在这个低头力矩作用下，使机头下沉。
经过短时间的上下摇摆，飞机就可恢复到原来的飞行状态。
同样，如果阵风从上吹向机头，使机头下沉，飞机攻角减小，水平尾翼的攻角也跟着减小。
这时水平尾翼上产生一个抬头力矩，使飞机抬头，经过短时间的上下摇摆，也可使飞机恢复到原来的飞行状态。
飞行力学实验报告
飞行力学实验报告摘要：本实验旨在通过飞行力学实验，研究飞机的基本稳定性和操纵性能，并分析其对飞机飞行的影响。
实验中使用了一种小型模型飞机，并对其进行了各种不同条件下的测试，包括无动力滑翔、有动力飞行、操纵稳定性测试等。
通过实验数据的收集和分析，得出了飞机在不同条件下的稳定性和操纵性能数据，并提出了相应的改进建议。
1. 引言飞行力学是航空领域的一个重要分支，研究飞机的运动和力学特性。
飞机的稳定性和操纵性能对于飞行安全和飞行效率至关重要。
本实验旨在通过飞行力学实验，研究飞机在不同条件下的稳定性和操纵性能，并分析其对飞机飞行的影响。
2. 实验设备和方法2.1 实验设备本实验使用了一种小型模型飞机，具有可控尾翼、可变机翼和动力装置等设备。
实验中还使用了数据采集仪和相应的软件，用于记录实验数据。
2.2 实验方法本实验分为以下几个部分：2.2.1 无动力滑翔实验在这个实验中，我们将模型飞机从一定高度释放，观察其在没有动力推动的情况下的飞行特性。
通过记录模型飞机的下降速度和滑翔距离，我们可以评估其空气动力学特性和稳定性水平。
2.2.2 有动力飞行实验在有动力飞行实验中，我们将给模型飞机提供动力，观察其在不同速度下的飞行情况。
通过记录模型飞机的速度、升力和阻力等数据，我们可以评估其操纵稳定性和动力性能。
2.2.3 操纵稳定性测试在这个实验中，我们将对模型飞机进行操纵稳定性测试，包括升降舵和方向舵的操纵测试。
通过观察模型飞机的姿态和路线变化，我们可以评估其操纵性能和稳定性水平。
3. 实验结果与讨论3.1 无动力滑翔实验结果根据实验数据，我们得到了模型飞机在不同高度释放时的滑翔距离和下降速度。
通过对数据的统计和分析，我们发现模型飞机的空气动力学特性和稳定性随着高度的增加而改变。
具体结果如下：3.2 有动力飞行实验结果根据实验数据，我们得到了模型飞机在不同速度下的升力、阻力和动力参数。
通过对数据的统计和分析，我们发现模型飞机的操纵稳定性和动力性能随着速度的变化而改变。
飞机的运行和性能
50 英尺
V=0
着陆距离
各飞行阶段飞行事故比例
2、飞行剖面
飞行剖面是飞机完成一次飞行任务各个阶段的飞行轨迹(航 迹)在垂直剖面上的投影图形，是飞机在不同时间(或距离） 上的高度所表示出来的图形。它是飞行计划的依据和基础。
标准的飞行剖面
航程油量
滑行 油量
停机坪
松刹车 起飞机场
进近
接地 目的地机场
第二章民用航空器
第七节 飞机的性能
（1）parking
（2）pushback and start up
（3）taxi
（4）take off
（5）climb
（6）cruise
（7）approach
（8）landing
飞机的飞行过程
1、飞机的飞行阶段和性能—起飞
起飞---从跑道端从刹车开始，到飞机 离地面1500ft（450m），是飞机起 飞阶段。
航路备份 油量
滑行 油量
备用飞行剖面
航程油量
等待油量 备份油量
停机坪
松刹车 起飞机场
进近
复飞 接地 目的地机场
备降机场
3、飞机各种重量的关系
（1）最大起飞重量（MTOW）：飞机在跑道头开始起动的重 量，是飞机结构允许的最大总重量。
（2）最大着陆重量（MLW）：飞机在着陆时允许的最大重量 。应考虑着陆时对飞机的冲击。
减速
下降速度 250 kt（ATC 限制）
10000 ft
减速到进近速度
1500ft
着陆
1、飞机的飞行阶段和性能—进近和着陆阶段
进近阶段:从规定点开始，在管制员指挥下沿规定路径减速 ，下降对准跑道的过程，该过程到飞机以50英尺高度飞越 跑道头。
【南航】飞行原理(飞行性能)
起飞着陆性能
• 飞机的着陆滑跑距离取决于飞机的着陆接地速度和落地后的 减速性能。
• 着陆接地速度同样也由飞机的最小平飞速度决定。 • 为改善落地后的减速性能，飞机除了在机轮上安装刹车装置
外，通常还采用减速板、反推力、减速伞等装置。 ★★
反推力
减速板
减速伞
机动性能
机动性能 • 指飞机改变飞行速度、飞行高度和飞行方向的能力。 • 通常用过载来衡量飞机的机动性。★★ • 过载n定义为飞机上所受的外力与飞机重力之比。（通常所说
的过载多指法向过载，即飞机的升力与重力之比） • 过载越大，飞机机动能力越强。为保证飞机和飞行员的安全
，飞机过载不能过大。通常战斗机的最大过载在10左右。
爬升性能
爬升率 ★ 飞机的爬升率是指单位时间内飞机所上升的垂直高度，通
常以vy表示。 要提高最大爬升率vymax，除设法减小阻力和降低飞机重量
外，重要的措施是加大推力。
爬升性能
静升限：飞机能作水平直线飞行所能达到的最大高度。 理论静升限：飞机能够保持平飞的最大飞行高度，此时爬升率 等于零。 ★★ 实 用 静 升 限 ： 飞 机 最 大 爬 升 率 等 于 0.5m/s （ 亚 声 速 飞 机 ） 或 5m/s（超声速飞机）时所对应的飞行高度。 ★★
速度性能
最大飞行速度 ★ 指飞机在某一高度上作水平飞行，发动机以最大可用推力
工作时飞机所能达到的最大飞行速度。
巡航速度 ★ 发动机每公里消耗燃油量最小情况下的飞行速度。一般为
最大飞行速度的70%～80%。
最小飞行速度 ★★ 在一定高度上飞机能维持水平直线飞行的最小速度。飞机
的最小平飞速度的大小，对飞机的起降性能有很大影响。
第三章 飞行原理与飞行性能
在机翼上，压力最高的点也就是所谓的驻点，在驻点处是空气与前缘相 遇的地方。这点是空气相对于机翼的速度减小到零的点。
在一个迎角为零、完全对称的机翼上，从驻点开始，流经上下表面气 流速度是相同的，所以上下表面的压力变化也是完全相同的。
如果对称机翼相对来流旋转了一个迎角，驻点就会稍稍向前缘的下表 面移动，并且流经上下表面的空气流动情况改变了，流经上表面的空气被 迫多走了一段距离，在上下表面，空气仍然有一个从驻点加速离开的过程， 但是在下表面的最高速度要小于上表面的最高速度。
质量守恒定律：质量不会自生也不会自灭。 流体的质量流量：单位时间流过横截面面积S的流体质量。
q sv
3.流体连续方程
1s1v1 2s2v2 3s3v3 ...... const. 即： sv const.
当流体不可压缩时
即： const. 时：
有： sv const.
惯性向外 （离心力）
6.力的分解
一个水平飞行的动力模型受到许多施加在它每个部分的力的影响， 但是所有的这些力都可以按作用和反作用分成4个力
三、机动飞行中的空气动力
1.飞机的几何外形和参数
翼型及其参数
♦翼型： 机翼的横剖面形状。翼型最前端的一点叫“前缘”， 最后端一点叫“后缘”。 翼型前缘点与后缘点之间连线称为翼弦。
目前所使用的大多是自动式前缘缝翼。这种前缘缝翼用滑动机 构与基本机翼相连，依靠前缘空气动力的压力和吸力来自动控制其 闭合和打开。
4.飞机低速飞行的阻力
按阻力产生的原因，飞机低速飞行时的阻力一般可分为：
• 摩擦阻力 • 压差阻力 • 诱导阻力 • 干扰阻力
阻力的计算公式：
Q
C（x
1 2
- 1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
- 2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
- 3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。
2.4 飞机的飞行性能、稳定与操纵2.4.1 机体坐标轴系研究飞机的飞行性能、稳定与操纵原理的时候，为了描述飞机的空间位置、速度、加速度、力和力矩等向量时，须采用相应的坐标系。
常用的坐标系有：地面坐标轴系、机体坐标轴系、气流坐标轴系、航迹坐标轴系、半机体坐标轴系、稳定坐标轴系等。
这些坐标系都是三维正交右手系。
为研究问题的方便，在讨论飞机的操稳特性时，我们选用机体坐标轴系作为参考坐标系。
图 2.4.1 机体坐标轴系机体坐标轴系(Oxyz)是固定在飞机上的坐标轴系，其原点O位于飞机的质心，纵轴x位于飞机参考面（对称面）内指向前方且平行于机身轴线（或翼根弦线），横轴y垂直于飞机参考面指向右方，竖轴z在飞机参考面内垂直于纵轴指向下方，如图2.4.1所示。
飞机绕机体横轴oy的转动（称为俯仰运动）以及沿纵轴ox和竖轴oz的移动，是发生在飞机对称面内的运动，通常称为纵向运动；而飞机绕机体纵轴ox的转动（称为滚转运动）和沿横轴oy的移动，是发生在飞机横截面内的运动，称为横向运动；飞机绕竖轴oz的转动（称为偏航运动）称为方向运动。
2.4.2飞机的飞行性能和机动飞行讨论飞机的飞行性能时，将飞机作为一个质点，其上所受到的力有：重力G、动力装置的推力T、升力L和阻力D，如图2.4.2所示。
在等速直线飞行时，这些力是平衡的。
图中为航迹速度与水平面的夹角，称为爬升角。
当航迹速度位于过原点的水平面之上时，为正。
为发动安装角，为飞行迎角。
发动安装角通常很小，近似认为=0。
飞机等速直线飞行的轨迹不外有3种情况：等速直线爬升(＞0)、等速直线平飞(=0)和等速直线下滑(＜0)。
这3种典型等速直线运动的飞行性能分别称为爬升(或上升)性能、平飞性能和下滑性能。
图2.4.2 作用在飞机上的力图2.4.3 爬升率飞机有各种飞行状态（如起飞/着陆、等速上升/下降、上升/下降转弯、巡航、机动飞行等），概括起来可将飞机的飞行性能分为类：(1) 等速直线飞行性能（基本飞行性能），(2) 续航性能，(3) 起飞着陆性能，(4) 机动飞行性能。
下面分别予以简要介绍。
等速直线飞行性能在等速直线飞行时，飞行迎角较小，近似认为=0。
水平等速直线飞行性能保持飞机等速直线平飞的条件是：动力装置提供的推力等于飞机的迎面阻力，飞机的升力等于飞机的重量。
这其中认为发动机安装角及迎角α都很小。
在图2.4.2中令=0，则有(2.4.1)衡量飞机水平等速直线飞行性能的主要指标有：最大平飞速度、最小平飞速度、巡航速度等。
最大平飞速度是指飞机在水平直线飞行条件下，把发动机推力加到最大所能达到的最大速度，以v max或Ma max表示。
它是衡量飞机飞行性能的一项主要指标，代表飞机的“快飞”能力。
最大平飞速度一般由动力装置提供的推力等于飞机的阻力这一条件来决定。
由于不同的高度有不同的空气密度(ρ)，即阻力不同；而每种飞机所装发动机的高度特性(推力和耗油率随高度而变化的特性)不同，所以每架飞机的最大平飞速度与飞行高度有密切关系。
一般喷气飞机的最大平平飞速度，都是在11000m以上的高空达到，因为此处空气稀薄，阻力小。
现代战斗机的高空最大平飞速度在Ma2.0~2.5之间，军民用运输机的高空最大平飞速度为Ma0.9左右。
对于军用作战飞机来说，低空飞行能力具有重要意义，低空最大平飞速度也是衡量战斗机和攻击机的重要性能指标。
一般高空最大平飞速度Ma2.0以上的飞机海平面最大平飞速度是Ma1.1(1349km/h)左右。
最小平飞速度，是指在一定高度上，飞机能做等速直线平飞的最小速度，以v min或Ma min表示。
最小平飞速度一般由升力等于重力这一条件来决定。
原则上讲，当C L=C Lmax时，飞机可获得最小平飞速度。
但为了保证安全，常取安全或者允许升力系数（大致是C Lmax的70~90%）作为计算v min的依据。
巡航速度是指飞机飞行每千米耗油最少的速度。
它主要取决于飞机的最大升阻比和所装发动机的高度特性和速度特性(推力和耗油率随高度和速度而变化的特性)。
飞机以巡航速度飞行，其航程最远。
民用飞机主要以巡航速度执行各种任务；超音速军用飞机的出航、返航等多数时间也都是以巡航速度飞行，即使在作战时刻，使用超音速飞行的时间也很短。
现代民用喷气运输机的巡航速度在700~800km/h；军用飞机在900km/h左右。
等速直线爬升飞行性能，飞机的升限在图 2.4.2中假设发动机安装角及迎角α都很小，可得等速直线爬升时力的平衡关系( 2.4.2)飞行速度在铅垂方向上的分量，表明飞机在单位时间内爬升的几何高度，称为爬升率，用w表示，如图 2.4.3所示。
( 2.4.3)式中称为剩余推力，为剩余功率。
显然，在剩余功率最大时，飞机的爬升率最大，称为最大爬升率，即( 2.4.4)飞机以最大爬升率爬升到一定高度，爬升时间最短，上升得最快。
当飞机重量一定时，随着飞行高度的增加，空气密度在减小，飞机的飞行迎角及升力系数必然增加，造成飞机的阻力增加；另一方面，发动机的推力随高度的增加却迅速减小，故飞机的剩余推力下降的很快，也就是说飞机的爬升率随着高度的增加而迅速减小。
一般用海平面的最大爬升率作为衡量飞机爬升性能的指标。
爬升率对于战斗机具有重要意义。
爬升性能好的战斗机可以优于敌机的速度抢先爬升到高空，居高临下发起攻击。
现代战斗机的最大海平面爬升率可达340m/s，运输机和轰炸机的爬升率只有每秒几十米。
在标准大气条件下，飞机的最大爬升率为零时的飞行高度称为静升限或“绝对升限”。
此值没有实用意义。
这是因为随着高度的增加，w max在下降，所以爬升到静升限所需时间将趋于无限大，同时，在静升限高度，w max=0，ΔT=0，飞机仅能作等速直线平飞，飞机稍受干扰或操纵不慎，就有可能降低高度。
由于上述原因，实际使用中飞机不得不在稍低于静升限的高度上飞行，以便使飞机具有一定的推力储备和良好的操纵性。
高机动性飞机规定与w max =5 m／s 相对应、低亚音速飞机规定与w max =0.5 m／s相对应的可实际使用的高度为最大高度，称为实用升限，此值具有实用意义，是衡量一架飞机性能的重要指标。
在一定高度上把飞机加大到最大水平速度，然后突然拉杆爬升，把飞机的一部分动能转变为爬升的势能，称为“急跃升”。
急跃升达到的最大高度称为“动升限”，动升限达到的最大高度可以超过飞机的绝对升限，但在此升限上飞机不能持续做水平直线飞行。
现代飞机实用升限可达19000m左石，动升限可达30000m。
大型民用运输机的巡航高度(不是实用升限)一般在10000m左右。
续航性能飞机的续航性能是飞机性能的重要指标，其直接影响到飞机的活动范围、持久作战能力以及经济性等指标。
续航性能主要包括2个指标：航程和航时。
飞机在平静大气中沿预定的方向耗尽可用燃料所飞达的水平距离称为航程。
可用燃料量是飞机装载的总燃料量扣除下列几部分燃料后的剩余量：(1) 地面试车、滑行、起飞和着陆所需的燃料；(2) 为保证安全而必须贮备的燃料；(3) 残留在油箱和供油系统中无法用尽的燃料。
在一定的装载情况下，航程越大经济性越好，作战性能越佳。
整个飞行过程可分为上升段、巡航段和下滑段。
远程飞机的巡航段占航程的绝大部分。
对于一定的飞机，航程主要与装载的可用燃料量、发动机工作状态、飞行高度、飞行速度等参数有关。
载满可用燃料并适当选择上述飞行参数和发动机工作状态，使飞机飞行单位距离所消耗的燃料最少，便能使航程达到最大。
现代大型飞机的航程可达10000km，有的飞机可达20000km（B-52）。
在平静大气中，飞机由机场起飞，飞达某一空中位置，完成一定任务(如空战、投放等)后飞返原机场所能达到的最远单程距离，称为最大活动半径。
作战半径与飞机的载弹量、载油量、在目标上空的作战方式和时间及飞行剖面有关。
战略和战术攻击机的作战剖面主要有高-低-高剖面（高空出航、低空突防、高空返航）、低-低-低剖面（低空出航、低空突防、低空返航）等。
由于受到气象条件、空战燃料消耗，投放时重量突减等因素的影响，活动半径并不等于航程之半。
战斗机的作战半径通常只有其航程的25％~40％。
可以通过空中加油或在机体外挂可投放副油箱的方法来增加飞机的航程和作战半径。
飞机耗尽其可用燃料所能持续飞行的时间称为航时。
一定的飞机，可用燃料一定时，航时与发动机工作状态、飞行高度、飞行速度等参数有关。
载满可用燃料并适当选择有关飞行参数和发动机工作状态，使单位时间内所消耗的燃料为最少，便能使航时达到最大。
航程与活动半径的大小可以表明飞机运输和作战范围的大小，航时长表明飞机可在空中长时间进行巡逻和作战。
起飞着陆性能飞机的起飞和着陆是实现一次完整的飞行必不可少的两个环节。
起飞着陆性能的好坏有时甚至影响到飞机能否执行及顺利完成正常飞行任务。
飞机的起飞着陆性能指标可以概括为两部分：一是起飞/着陆距离；二是起飞离地/着陆接地速度。
后者除影响起飞/着陆距离外，还牵涉到起降的安全问题。
过大的机场面积无论是从经济观点或战备观点考虑都是不适宜的。
而飞行的安全问题，则在任何场合都是必须给予高度重视的。
飞机的起飞性能飞机由地面向空中飞行的阶段，即从起飞线开始滑跑到离开地面，爬升至安全高度（对歼强类飞机为15m，对轰运类飞机为10.5米）为止的加速运动过程称为起飞。
飞机在起飞阶段飞行高度很低，遇有特殊情况回旋余地很小，加以近地面常有风切变，因此，飞行事故常见于起飞阶段。
对于驾驶员来说，熟练掌握起飞技术是飞行训练的重要科目之一。
喷气飞机的起飞过程包括两个阶段：起飞滑跑阶段和加速上升到安全高度阶段（图2.4.4）。
飞机先滑行到起飞线上，刹住机轮，襟翼放到起飞位置，并使发动机转速增加到最大值，然后松开刹车，飞机在推力作用下开始加速滑跑。
当滑跑速度达到一定数值时，驾驶员向后拉驾驶杆，抬起前轮，增大迎角。
此后，飞机只用两个主轮继续滑跑，机翼的升力随着滑跑速度的增加而增大，当其值等于飞机的重量时，飞机便离开地面。
由于喷气式飞机的推力较大，离地后可以立即转入加速上升阶段。
为了减小阻力，离地不久(约10m)就可收起起落架。
当飞机上升到安全高度后，起飞阶段结束螺旋桨飞机由于离地后剩余功率较小，起飞过程常分为起飞滑跑、平飞加速和爬升至安全高度3个阶段。
起飞性能指标包括：起飞滑跑距离——自起飞线至飞机离地点的距离；离地速度——主轮离开地面瞬间飞机的水平速度；起飞距离——自起飞线至安全高度所经过的水平距离。
随着飞机向高速化、重型化方向发展，离地速度显著增加，跑道长度和起飞距离相应加长。
大气温度、压强、跑道状况以及驾驶技术都影响飞机的起飞性能。
逆风起飞、增大发动机推力、减小翼载荷（翼载荷为飞机重量与机翼面积之比）、采用增升装置等，可以缩短滑跑距离和改善起飞性能。