第一章绪论
1.1 飞机的一般介绍
1.1.1飞机的组成及其功能：
机翼：产生升力，稳定和操纵作用；安装有副翼、襟翼、发动机、起落架、油箱。
分类：1、按数量：单翼机、双翼机、多翼机。
2、按平面形状：矩形翼、梯形翼、椭圆翼、后掠翼、三角翼。
机身：装载人或物，连接飞机的各部件使成为整体
尾翼：1、水平尾翼：由水平安定面、可动升降舵、配平片组成，用来操纵俯仰。
2、垂直尾翼：由垂直安定面、可动方向舵组成，用来操纵偏转
起落架：用来支持飞机并使能在地面水平面起落滑跑和停放，由减震支柱与机轮组成。
动力装置：用来产生拉力、推力，为用电设备提供电源；包括发动机及保证正常工作的所有系统eg：燃油供应系统
广泛应用的四中动力装置：1、航空活塞式发动机加螺旋桨推进器2、涡轮喷气发动机3、涡轮螺桨发动机4、涡轮风扇发动机
其他设备：仪表、通用设备、领航设备、安全设备等
1.1.2 操纵飞机的基本方法：
操纵驾驶盘（驾驶杆）、脚蹬板、使升降舵、副翼、方向舵偏转。
1.1.3 机翼的形状：
主要指：机翼的平面形状、切面形状、扭转角、左右半翼的倾斜度；
其中、平面形状、切面形状对机翼的空气动力性能起主要作用
（一）翼的切面形（翼型）
1、机翼横切面的轮廓叫翼型（翼剖面）
2、分类：平软型：升力小弯弓形：阻力大
双凸型：升力、阻力特性较好、对结构布置、减轻重量有利，
适用于现代低速飞机
对称形：前缘较尖，最大厚度位置靠后，临界M数高，阻力小，用于尾翼、高速飞机机翼上
尾流形：层流的摩擦阻力小，前缘较尖，最大厚度于5%~6%弦长位置，后缘角大，最低压力靠后，用于高速飞机
3、翼型参数：
（1）厚弦比（C）：翼型的最大厚度（C最大）与翼弦的比值，也叫相对厚度
翼弦（b）指翼型前后缘之间的连线
C = C最大/b * 100% （4%~16%）
（2）最大厚度位置x：最大厚度所在处到前缘的距离，以其与b的比值表示，即
Xc=x/b*100% (30%~50%)
Xc能表明翼切面前部的弯曲程度
（3）中弧曲度（f）从前缘到后缘在翼型的上下表面之间对b作垂线，连接所有垂线中点所形成的线叫中弧线
中弧线到b的垂直距离叫弧高，最大弧高fmax与b的比值即为￣f (f 拔)
￣f = fmax/b * 100% (0~2%)
f用来说明上下表面的外凸程度
（二）机翼的平面形
1、分类：①早期的矩形翼，阻力大②梯形翼，阻力较小，制造简单
③椭圆形翼，诱导阻力最小，制造复杂④后掠翼、三角翼、S形前缘翼，双三角形，变后掠
2、机翼平面形状参数
①展弦比（λ）翼展与平均翼弦（b平均)的比值，平均翼弦 = 机翼面积S/翼展L，即
λ = L/b平均 = L/S （2~~10）
λ用来描述机翼长短、宽窄λ大，窄长；λ小，宽短
②尖削比（η）翼尖翼弦b翼尖与翼弦b翼根的比值，又叫梢根比，即
η = b翼尖/b翼根（0~~0.5）
η用来表明梯形翼根到翼尖的收缩度
③后掠角（Φ）翼面向后倾斜程度的角度，一般指1/4弦长处的点向连线的倾角
1.2 大气的一般介绍
(一)空气的密度ρ，单位体积内空气的质量，ρ= M/V
(二)空气温度：指空气的冷热程度，摄氏（C）与华氏（F），F = 9/5 * C +
32
绝对温度 T = t(C)+273 (K)
(三)空气压力：单位面积所承受的空气的垂直作用力
(四)ρ、C、压力之间的关系
①空气密度与温度：一定质量空气，压力不变，温度升高，则体积变大，密度减小
②空气密度与压力：一定质量空气，温度不变，压力增大，则体积减小，密度增大
③空气压力与温度：一定质量空气，密度不变（或体积），温度升高，压力增大
④气体状态方程：P = ρgRT = ρRT
(五)气温、气压和密度随高度的变化
1、气温随高度变化
① h ≤11000m 高度每升高1000m，气温下降6.5°C
② 11000≤h≤20000m 气温不大体保持在 -56.5°C不变
③ h≧20000m 高度上升，气温升高
2、气压随高度的变化：高度升高，气压减小
3、密度随高度的变化：高度升高，密度减小
（六）空气的粘性与压缩性
1、空气的粘性，空气之间相互粘滞或牵扯的特性
·速度梯度：即速度改变的快慢，用上下两层空气的速度差与相距距离的比值表示，即△v/△h
·粘性力：即相邻两层空气之间有相对运动时所产生的作用力；受到速度梯度、空气、温度、气体性质、接触面积影响
2、空气的压缩性：即当一定质量的空气的压力或温度改变时，密度或体积也相应的变化的性质
（七）大气分层
1、对流层：在中纬度的平均高度约11km，赤道约17km；两极约8km
高度每上升1000m，温度下降6.5°C；含大量水蒸汽微粒，有云、
雨、雾、雪等天气；空气在垂直方向与水平方向强烈对流
2、平流层：从对流层顶部到大约30km的高度；温度保持在 -56.5°不变；
不存在水蒸气；无天气现象，只有水平方向的空气流动，含臭氧；
集中全部大气质量的1/4不到的空气
3、中间层
4、电离层
5、散逸层
（八）国际标准大气 International Standerd of Air
人为地规定大气温度、密度、气压等随高度变化的关系，得出统一数据作为统一标准
1、标准大气的规定包括：空气温度T= 288.15°K（15°C）；大气压强
P= 101325N/m2
大气密度；音速；重力加速度
2、对流层、平流层基本规律：
①对流层：0≤h≤11000m，气温随高度增加呈直线下降梯度，每+1000ft,则-2°C
任意高度温度 Th= T-0.0065h
②平流层：11000≤h≤20000m，气温不变 Th= 216.65°K （同温层）
20000≤h≤32000m，气温虽高度升高而升温，每+1000ft,则+1°C,
Th= 216.65+0.001(h-20000)
1.3飞行性能
在对飞机进行介绍时，我们常常会听到或看到诸如“活动半径”、“爬升率”、“巡航速度”这样的名词，这些都是用来衡量飞机飞行性能的术语。简单地说，飞行性能主要是看飞机能费多快、能飞多高、能飞多远以及飞机做一些机动飞行和起飞着陆的能力。
飞机飞行性能（不包括机动性能）是指飞机最基本的一些定长或非定常直线运动的性能。可以将飞机作为一个可控质心处理。按不同的飞行状态，飞机的飞行性能包括平飞性能、上升性能、续航性能和起落性能。
定常直线运动时指运动参数不随时间而改变的运动。随着燃油消耗，飞机重量将不断减小，从而飞机的速度，迎角会随之变化。但当飞机的运动参数随时间的变化十分缓慢时，可以认为一段时间内运动参数不变，则称之为“准定常”运动。飞机的平飞性能、上升性能，有时称其为基本飞行性能，就是在这个假设下
确定的。
对于现代高速飞机，由于在爬升过程中速度变化较大，此时的上升性能需用非定常运动来确定。飞机起落性能，无论是在地面滑跑，还是在爬升或下滑过程中，飞行速度变化较大，其性能均按非定常运动来确定。
1.4 本文内容
本文讲述了飞机飞行性能的基本概念和基本原理，介绍飞机基本性能、机动飞行性能、任务性能和航程航时计算方式，并对实例进行仿真验证。最后介绍了GUI设计。
第二章基本概念
2.1 飞行性能基本概念
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2.1.1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，γ称为爬升角。当航迹速度位于过原点的水平面之上时，γ为正。?为发动机安装角，α为飞行迎角。发动机安装角?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(γ＞0)、等速直线平飞(γ=0)和等速直线下滑(γ＜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2.1.1 作用在飞机上的力图2.1.2 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。
2.1.1 等速直线飞行性能
在等速直线飞行时，飞行迎角α较小，近似认为α=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2.1.1中令γ=0，则有
(2.1)
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 2.1.1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
( 2.2)
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 2.1.2所示。
( 2.3)
称为剩余推力，为剩余功率。显然，在剩余功率最
式中
大时，飞机的爬升率最大，称为最大爬升率，即
( 2.4) 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。
2.1.2 上升性能
飞机沿向上倾斜的轨迹作等速直线飞行叫上升飞行。
（1）上升角：是飞行方向与水平线间夹角。
（2）上升率：上升中，飞机在单位时间内所增加的高度叫做上升率。用Vy表示，它的单位是米／秒
（3）升限
当达到其一飞行高度时，可用推力曲线和需用推力曲线相切(ΔP＝0，Vy=0)，此时飞机再也不能上升。这个最大上升率为零的高度称为理论静升限。
飞机爬高到最大上升率降低为0.5米／秒的高度称为实用静升限。
如果驾驶员把飞机拉起，采取跃升办法，飞机可靠其动能跃升到理论静升限以上的高度。用这种办法所能达到的最大高度叫动升限。
2.1.3 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。
2.1.4 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2.1.3）。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。重型飞机有时采用起飞加速器缩短起飞滑跑距离。舰载飞机利用弹射器实现短距起飞。此外，还可直接由动力装置或由动力装置带动旋翼、螺旋桨、风扇来产生推力升力，以支持飞机重量，实现垂直起飞(垂直/短距起落飞机)。
飞机的着陆性能着陆是飞机从安全高度下滑过渡到接地滑跑直至完全停止的整个减速运动过程。
飞机着陆一般分下滑、拉平、平飞减速、飘落和着陆滑跑5个阶段组成（图2.4.5）。下滑段发动机处于慢车状态，航迹接近于直线，下滑角保持某一负值(例如-1o~7o左右)。下滑到离地面6~10米时，向后拉驾驶杆将机头抬起，进入拉平阶段。在降至离地面0.5~1.0米时，拉平段结束，飞机进入平飞减速段。在此阶段中，为保持飞机升力与重量平衡，应柔和地拉杆，逐渐增大迎角。在空气阻力作用下，速度不断降低，飞机缓慢下沉。当升力减小到小于飞机重量时，进入飘落段，飞机逐渐飘落。当主轮接地时进入滑跑阶段，飞机便开始沿跑道滑跑。飞机接地后，驾驶员继续保持两点滑跑姿态，以充分利用空气阻力使飞机减速。滑跑速度减小到一定程度时，驾驶员推杆使前轮接地(起落架为前三点式时)，进行三轮滑跑，同时使用刹车和减速装置使飞机继续减速，直至完全停止，着陆过程结束。
着陆性能指标包括：着陆距离——飞机从安全高度开始至滑跑停止所经过的水平距离；接地速度——飞机主轮开始接触地面瞬间的水平速度；滑跑距离——从主轮接地点开始滑跑至飞机停止所经过的水平距离。
接地速度越大，滑跑距离越长，机场占地越多。这不仅很不经济，还限制飞机只能在大机场上起降。现代飞机飞行速度很大，大型飞机很重，使得接地速度增大，着陆滑跑距离加长。为了降低接地速度和缩短滑跑距离，可以采用的措施有：在机翼上设置襟翼、缝翼等增升装置，控制机翼的附面层，使用阻力板、减速伞或反推力装置、逆风着陆等。垂直起落飞机机着陆时不需要跑道，短距起落飞机只需要短跑道，这种飞机可以用在航空母舰上。
图 2.1.3 喷气飞机的起飞过程1—起飞滑跑2—加速和爬升
3—起飞距离
图 2.1.4 飞机的着陆
1—下滑2—拉平3—平飞减速
4—飘落5—着陆滑跑6—着
陆距离
2.1.5 飞机的机动飞行性能
飞行状态（速度、高度和飞行方向）随时间变化的飞行，称为机动飞行。单位时间内改变飞行状态的能力称为机动性。飞行状态改变的范围越大，改变状态所需的时间越短，飞机的机动性就越好。这是评价军用飞机性能优劣的主要指标之一。
从飞机的运动轨迹看，可分为铅垂面内、水平面内和三维空间的机动飞行。铅垂面内典型的机动飞行动作有：平飞加/减速、俯冲、跃升和筋斗；水平面内典型的机动飞行动作是盘旋；空间机动飞行动作主要包括斜筋斗、战斗转弯、横滚、战斗半滚等。此外，还有过失速机动等。
飞机作曲线机动飞行时需要向心力。若航迹弯曲向上或在水平面内弯曲向左或向右，升力应大于飞机重力。通常把机动飞行时飞机升力与飞机重力的比值称为法向过载。机动性能高的飞机承受较大的过载。当航迹弯曲向下时，法向过载小于1。
平飞加/减速性能平飞加/减速性能反映飞机改变水平飞行速度的能力。平飞时增加或减小一定速度所需的时间越短，则平飞加/减速性能越好。
设a为飞机的平飞加(减)速度，则a=d v/d t。在图 2.1.1中令 =0，则平飞加／减速时
( 2.5) 由此可得
( 2.6) 显然，剩余推力ΔT越大，G越小，飞机的加速度越大。
由式( 2.1.5)和(2.1.6)可以看出，要使飞机平飞加速，驾驶应尽量加大油门，使ΔT＞0，同时操纵驾驶杆减小迎角，使L=G随时得到满足；反之，欲使飞机平飞减速，驾驶员应尽量收小油门，使ΔT＜0，同时保持L=G。
图 2.1.5 盘旋
盘旋性能盘旋是飞机在水平面内以一定的半径和速度绕空中某一点做圆周、连续改变飞行方向而高度不变的一种曲线运动（图 2.1.5）。盘旋中，如果飞机的飞行速度、迎角、倾角、侧滑角均保持不变，则称为定常盘旋。不带侧滑的定常盘旋称为正常盘旋(关于侧滑的概念见后)。正常盘旋的盘旋半径和盘旋一周的时间是衡量飞机方向机动能力的主要指标。盘旋半径越小，盘旋一周的时间越短，飞机的方向机动性越好。
由图 2.1.5，可写出正常盘旋应满足的方程
( 2.7) 式中为飞机的滚转角，v为盘旋速率，R为盘旋半径。由此可以推出
( 2.8)
(2.9)
( 2.10) 式中n z为法向过载，T为盘旋一周所需时间。
显然，法向过载n z越大，R和T越小，盘旋性能越好。但法向过载n z受结
构强度和人的生理条件限制，所以不能太大。目前飞机的最大滚传角=75°～87°。此外，v也不能太大，但也不能太小。如某机在5 km高度上做正常盘旋，当Ma=0.7时，R=1480 m，但当Ma=1.4时，R=17000 m。
(a) 俯冲、筋斗和跃升
(b) 战斗转弯
图 2.1.6 垂直机动
俯冲俯冲是飞机将位能转化为动能、迅速降低高度、增大速度的机动飞行（图2.1.6）。俯冲过程分为进入、直线和改出俯冲三个阶段。俯冲是战斗机空战的重要动作。在被敌机追踪时，可以利用俯冲加速逃脱；在占有高度优势时，可以利用俯冲加速扑向敌机。战斗轰炸机和近距空中支援攻击机则经常利用俯冲进行轰炸和扫射，以增加对地攻击的准确性。
跃升跃升飞机将动能转化为位能、迅速增加高度的一种作战用的机动飞行（图2.1.6）。在给定初始高度和速度的情况下，飞机所能获得的高度增量越大，完成跃升所需的时间越短，跃升性能越好。跃升的航迹与俯冲相反。跃升轨迹也可分为进入、直线和改出三个阶段。跃升时通常用发动机的大推力状态(使用发动机加力装置或火箭加速器)，以便最大限度地爬升并保持足够的飞行速度。飞机进入跃升时的速度越大，跃升终了时的速度越小，跃升高度就越高。但跃升终了速度不能过低，以免发生失速或失去操纵等危险。
筋斗筋斗是飞机在铅垂平面内作轨迹近似椭圆、航迹方向改变360°的机动飞行(图 2.1.6)。筋斗大致由跃升、倒飞、俯冲等基本动作组成，是驾驶员基本训练的科目之一，也是用来衡量飞机机动性的一种指标。完成—个筋斗所需的时间越短，能做筋斗的起始高度越高，机动性越好。飞机完成筋斗机动，必须有向心力。向心力靠飞机升力产生。做筋斗机动时，驾驶员首先加大油门使飞机尽可能地加大速度，同时拉操纵杆增加飞机迎角，使飞机向上跃升，达到筋斗顶点，进入倒飞状态，之后向下转入俯冲，最后拉操纵杆转入平飞，完成整个筋斗机动飞行。
战斗转弯飞机在改变飞行方向180°角的同时使飞行高度增加的机动飞行，
称为战斗转弯。它在使飞机调转机头向反向飞行的同时，把速度优势转化为高度优势，以截击敌机，是战斗机进行空战经常使用的重要飞行动作。驾驶员在做战斗转弯时，首先要加大油门，把飞机速度加到最大，然后操纵方向舵和副翼，使飞机一方面转弯一方面向转弯的一侧滚转，与此间时还要向后拉杆，使飞机抬头沿螺旋线向上爬升。在上升转弯进行到大约3/4的时候、操纵副翼减小飞行坡度，并向前推操纵杆使飞机转入反向平它状态，如图 2.4.7(b)所示。在战斗转弯结束时、现代战斗机的高度可增加1500~3000m。
2.2飞机自然特性分析
2.2.1发动机可用推力和平飞需用推力
(1)发动机可用推力的计算
安装在一架飞机上的所有发动机，在一定工作状态下，所能提供的推力叫发动机可用推力。
在飞行高度和油门一定情况下，涡轮喷气发动机的推力随飞行速度变化的规律是：在亚音速范围内，随着飞行速度的增大，发动机推力开始略有降低，随后又有所提高。
图2.2.1 飞机平飞可用推力曲线
当m 11000≤H 时，
=(1+Δ)(1+Δ)i j a T T T T （2.11） 当m 11000>H 时，
11
11
=a a ρ
T T ρ （2.12）
式中，下标11代表11km 高度时的相应参数值。
（2）平飞需用推力计算
随着平飞速度的增大，平飞需用推力先是减小，随后增大。其原因：在亚音速阶段，当飞行速度增大时，有两个因素同时引起阻力的变化。一是随速度增大，动压增大，使阻力增加；二是随速度增大，在保持升力等于重力的条件下、飞机迎角减小，导致诱导阻力和压差阻力减小。阻力究竟增大还是减小，取决于上述两个因素的影响大小。
平飞所需推力曲线变化的原因分析：
根据升阻比随迎角变化的规律，可以知道平飞所需推力是随迎角增加先减小后增大。
图 2.2.2a
K α
0 2 4 6 8 10 12 14 16 18 20
16
12
840
由平飞时推力和阻力相等，推力曲线即可用阻力曲线表示。
图 2.2.2b
而平飞需用推力R T （平飞阻力D ）的公式为：
2222
2
0022(+)2====+2av av D av D L D av R L L m g m gC m g C AC ρM a SC Am g T K C C ρM a S （2.13）
(3)剩余推力P ?的计算 a R
T T T ?=- （2.14）
2.2.2最大平飞速度和最小平飞速度
最大平飞速度max V ：飞多快是指量大平飞速度，这是一架飞机速度快慢的指标。飞机经常作水平飞行。在水平飞行情况下的最大速度在作战或运输中，最有代表意义。所谓最大平飞速度是指一架飞机在水平飞行条件下，在一定距离内（一般应不小于3公里），发动机在加满油门时，所能达到最大的速度。通常以符号
D
V I
D 诱导
D 废
D 平飞
V MD
max V 来表示。
飞机以最大平速度飞行不能维持很久因为这时发动机的推力达到最大，若是时间太长，就会使发动机遭到损坏。同时消耗的燃油也太多，这和人跑百米一样，以跑百米的速度跑长跑，人是受不了的。同样的，飞机在作长途飞行时，也不能以最大平飞速度，而是以巡航速度飞行。以巡航速度飞行时最经济，航程也最远。 无论歼击机，轰炸机都需大的max V 。连运输机也需要高一些。但是其中也有主次。对歼击机来说，max V 更重要一些，歼击机靠它来追上敌机，予以歼灭。同时也靠它退出战斗争取主动。现代优良的歼击机的最大平飞速度约为每小时2000到2500公里(M 数大于2)，有的也有M 数达到或超3的。 创造世界纪录的飞机，都是以最大平飞速度的大小作为评判标准的。 要提高飞机的最大平飞速度，一方面要尽可能增大发动机推力(不增加发动机重量和尺寸)，另一方面要尽可能降低它的阻力。详细分析如下： 从推力曲线图可以看出，某高度的最大平飞速度max V 就是该高度的满油门的可用推力曲线和需用推力曲线的最右边的交点所对应的速度。此时，
g a T T =。所以：
S V C X T T D g a 2
max 2
1ρ===
则：
S
C T V
D a
ρ2max
=
（2.15） 最小平飞速度m i n V ：最小平飞速度是飞机作等速平飞能保持的最小速度，根据Y=G ，可得到
S
C G
V L ρ2= （2.16）
由此可见，对一定飞行高度H(P 一定)，当升力系数 L C 等于最大升力系数