ИЛ-28 轟炸機 1948 0.78 12300 2260 3000 4.5 200C
TY-16 轟炸機 1952 0.95 12800 6000 2300 3.0 9000
B-47 轟炸機 1947 0.86 12340 6500 3400 2.8 10000
B-52 轟炸機 1952 0.9 16765 16093 2650 2.8 27000
B-57B 轟炸機 1953 0.85 14480 4180 4350 5.0 2700
B-58A 轟炸機 1956 2.4 18300 4850 6060 3.0
SAAB-37 戰斗機 1967 2.0 185000 2000 9360 8.0
B-1 轟炸機 1974 2.2 11000 27200
RB-57F 偵察機 1960 0.825 1120
表中所列是一些比較典型的軍用飛機已經具體達到的的重要指標。統計數據可能有誤差，
但可供設計同類同量級飛機時參考。
1．最大使用過載nymax
nymax主要是按對飛機機動性的要求來定，機動性要求低的，nymax取小一些，機動性要求高
的就要取大一些。現代的殲擊機特別強調要求具有良好的機動性，因此也就要求nymax盡量的大，
但這時要受到飛行員承受過載能力的限制。試驗結果表明，人所能承受過載的能力與人體的
姿態、過載的方向和過載的作用時間等都有關系。一般的飛行員，在不使用抗荷裝置的情況
下，在幾秒鐘內能承受不大于8 的正向過載（慣性力由頭部指向臀部），和不大于4 的負向過
載（慣性力由臀部指向頭部），因此，飛機的最大使用過載應限制在+8g～-4g的范圍內。而對
于以空中格斗為主要作戰任務、要求機動性特別高的飛機，如果要突破這個范圍，則需要采
取特別的抗荷措施。例如美國的F-16 戰斗機nymax為9g，在持續機動時則需要把飛行員坐的姿
勢改為半躺式的姿勢。
nymax實質是一項關于飛機結構強度的指標，如果這個指標取得比較大，則飛機結構的強度
就高，因為nymax關系到飛機在各種設計情況下所要承受載荷的大小，是對飛機設計具有全局性
影響的一項指標。如果從減輕飛機結構質量的角度來說，nymax取小一些是有利的，但是從飛行
使用的觀點來看則不能取得太小，尤其是對于高機動性的戰斗機，過載取得小了就意味著飛
機機動性的降低。例如，蘇朕的ΜИГ-25飛機，雖然其最大飛行M數可以達到3 以上，但由于
其使用過載取得很低，只有+4g～-2g，所以其空戰性能比較差。
對于民用飛機，從飛行安全的角度來說，過載也不能取得太低，否則當飛機在大速度水
平飛行時，如果突然遇到一陣強上升氣流，就有可能發生危險。
最大使用過載值取多大，應對飛機的設計要求進行全面分析后確定，一般以執行空戰任
務為主的殲擊機應取大一些，在+8g～-4g 以上，其他飛機應該盡量取小一些。
2．最大最大速壓qmaxmax
飛機的最大速壓qmax對應于飛機設計要求中所給定的在某一高度上的最大平飛速度，是一
個定值。qmax代表飛機速度特性的指標，飛機在飛行過程中很可能會突破這個限制（例如從某
一高度大速度平飛轉入下滑俯沖中），但是又不能允許最大速壓無限制地增加，而必須限制在
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一定的范圍之內，這個范圍就是最大最大速壓qmaxmax，顯然它要比qmax大一些，它們之間關系是：
qmaxmax =qmax+△q。
作為飛機的總體技術指標qmaxmax，也是飛機設計時的限制條件，其大小直接影響飛機的局
部氣動載荷，即機體表面的壓強。因此，對減速板、座艙蓋、進氣道和各種艙口蓋等的強度
及彈射救生系統的設計都有關系。
qmaxmax最主要的影響是在飛機的氣動彈性，即飛機的剛度方面。從氣動彈性的角度來說，
飛機的剛度要求與qmaxmax成正比，所以也可認為qmaxmax主要是飛機剛度的指標。
從減輕飛機結構質量的角度來講，qmaxmax小一些比較好，但從氣動彈性的角度來看，為了
保證飛機在飛行過程中不致發生機翼和尾翼顫振、副翼反效和氣動彈性發散等危險現象，qmaxmax
又不能定得太小，對于高速飛機通常取qmaxmax不大于10000kg／m2，或是令其對應某一高度的飛
行速度比vmax大10％～20％，這個速度也就是飛機顫振、反效和氣動彈性發散臨界速度的下限。
圖2.2 飛機的飛行包線
3．溫度指標
對于超音速飛機，飛行M 數的提高使得飛機氣動加熱的現象越來越突出，它對機體材料
的選擇、結構和機載設備的布置以及飛機隔熱冷卻系統的設計等方面都有影響，所以有時對
溫度的限制將會超過對飛行M 數的限制。
在飛行過程中飛機結構表面所受到的氣動加熱，在駐點處可用下式計算：
T0=(1+0.2M2)TH (2.1)
其中，TH是在飛行高度H上的大氣溫度〔K）。
非駐點處的溫度與結構的熱傳導、熱輻射和吸收的情況有關，在總體設計階段無法精確
計算，但是對于金屬蒙皮的結構，由于是氣動強迫加熱，只要1～2 分鐘即可達到平衡壁溫，
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蒙皮平衡溫度可用以下的近似公式計算：
T蒙皮=（1+kM2）TH （2.2）
其中，系數k≈0.16～0.18。
在初步方案設計階段，可以用（2.1）或（2.2）式計算所得的溫度值作為設計指標。
此外，在操縱性和穩定性方面，關于靜穩定裕度、飛機質心使用的前后限，在使用維護
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