導出，
0
1.67 0 0
P
D Cx
ξ
Δ = 升限 (5.7)
對于亞音速飛機，
0
0 /( )
1.67
P
Cx e
ξ
πλ
Δ = 升限 (5.8)
對于超音速飛機，
0
2
0 1
0.83
P
Cx M
ξ
−
Δ = 升限 (5.9)
可見，飛機的推重比對其靜升限的影響最大，是正比關系，而對于亞音速飛機，增大機
翼的展弦比也可以使靜升限提高。
三、最大航程Lmax
從飛行力學中得知，巡航狀態下航程的計算公式為：
( ) ( ) 巡平均終L 3.6 Kv /Ce ln m0 / m = (5.10)
其中：L 的單位為km；K ——飛機的升阻比； ——巡航速度（m/s）； ——發動
機的平均耗油率； ——開始巡航飛行時的飛機質量； ——飛行終了時的飛機質量。
巡v Ce平均
m0 終m
如果考慮在起飛、爬高和加速到巡航速度過程中所消耗掉的燃油，則需對（5.10）式修
改為：
⎟ ⎟
⎠
⎞
⎜ ⎜
⎝
⎛
=
平均終
巡
m
m
C
Kv
L
e
3.45 ln 0 (5.11)
其中：
終油油m m m
m
m
m
−
=
−
=
1
1
0
0 0
而
油
油
油m
m
m −
≈
1− 1
ln 1
油m ——可用燃油質量，
m0
m
m 油
油= 為燃油質量系數。代入上式得，
油
油
平均
巡
m
m
C
Kv
L
e −
= ⋅
1
3.45 (5.12)
· 57 ·
將飛行速度換算成飛行M 數得到：
油
油
平均
巡
m
m
C
KM
L
e −
= ⋅
1
1020 (5.13)
從航程的表達式可以看出，選用耗油率較低的發動機可以增大航程，提高的值
也可以增大航程，但影響最大的則是
( ) 巡航Kv
m油。因此，對于遠程飛機一定要設法增大載油系數。
四、起飛滑跑距離 起滑l
通常在飛機的設計要求中都給定起飛滑跑距離，其近似計算公式如下：
( )
0.908
max
0
C P f
l p
y −
=
起飛平均
起滑 (5.14)
其中， ——襟翼在起飛位置時的最大升力系數； ——翼載荷單位為“dan／
m
Cy max起飛p0
2”； P平均——起飛滑跑時的平均推重比，P平均≈ 0.95P0 ； ——滑跑時機輪與地面之間的
摩擦系數。
f
通常認為，對于水泥跑道， f = 0.035 ；草地， f = 0.085 。
從（5.14）式可以明顯地看出，為了縮短起飛滑跑距離，需要降低翼載荷，增大推重比
和最大升力系數，翼載荷太小將會對其他性能產生不利的影響。因此，現代飛機為了盡量縮短
其起飛滑跑距離，就要設法增大其推重比，同時采用高效率的增升裝置盡量提高其起飛時的最
大升力系數。
五、著陸速度 著陸v
從“著陸時飛機的升力等于重量”的關系式推出的著陸速度表達式為：
著陸
著陸
著陸
max
14.55
Cy
p
v = (5.15)
其中： 的單位為“km／h”； ——著陸時的翼載荷，單位為“dan／m 著陸v 著陸p 2”；
——著陸時，前、后緣增升裝置完全放下的最大升力系數。
Cy max著陸
從（5.15）式可知減小著陸速度的辦法是降低著陸時的翼載荷和提高著陸時的最大升力
系數。
為了把轉換為，取 著陸p p0
著陸油消耗m = m − m − m 0
= m0 (1− m油− m消耗)
· 58 ·
其中：m著陸——飛機著陸時的質量；m油——相對的消耗燃油質量系數；m消耗——相
對的消耗載荷的質量系數，消耗質量包括旅客機的食物和水或軍用飛機的武器彈藥等。
(1 ) 0
油消耗
著陸
m m
p
p
− −
=
代入（5.15）得
211.7(1 )
2
max
0
油消耗
著陸著陸
m m
C v
p y
− −
= （5.16）
對于其他方面的飛行性能，也可以找出其與設計參數之間的類似關系式，需要時同學們
可從一些書籍或手冊中查找，這里不再一一列舉。
§5.2 選擇飛機主要參數的方法
飛機的設計參數很多，最主要的是其起飛質量、動力裝置的海平面靜推力和機翼面積，這
三個參數可以組合成兩個相對參數：起飛推重比P0 和翼載荷p0 。P0 和主要決定于對飛機
的飛行性能的要求，不直接涉及飛機幾何尺寸的絕對值，比較容易確定。所以，通常在進行飛
機參數選擇時，可以先根據飛機設計要求中所給定的飛行性能指標，初步選定
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