圖 " "%加力渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的速度特性（& ’ ((( )）
飛行高度的變化規(guī)律。
圖 " "*給出了“最大狀態(tài)”時(shí)的推力和耗油率隨高度變化的典型曲線。圖中縱坐標(biāo)均為各量與其在 & ’(時(shí)的相應(yīng)值之比�？梢钥闯�，隨高度的增加，推力下降很快；耗油率在高度小于 +)以下隨高度增加下降較快，超過 +)后耗油率下降很少。發(fā)動(dòng)機(jī)在其他工作狀態(tài)的高度特性，與圖 " "*的趨勢(shì)相似。
圖 " "*%發(fā)動(dòng)機(jī)的高度特性
以上分別介紹了發(fā)動(dòng)機(jī)的速度特性和高度特性，這只是為了分析的方便。實(shí)際上對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)而言，各特性不是孤立的，而是密不可分具有內(nèi)在聯(lián)系的。因此，常將發(fā)動(dòng)機(jī)的速度特性曲線和高度特性曲線繪制在同一張曲線圖上，稱為速度—高度特性。
*,節(jié)流特性。
發(fā)動(dòng)機(jī)的節(jié)流特性，是指當(dāng)高度速度不變，調(diào)節(jié)規(guī)律一定時(shí)，推力和耗油率隨發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)（即油門位置）的變化規(guī)律。
•-•
節(jié)流特性可以表示成隨轉(zhuǎn)速的變化形式，也可以表示成常用的耗油率隨推力的變化形式圖 " "中還給出了發(fā)動(dòng)機(jī)的主要工作狀態(tài)：全加力、最小加力、最大、額定、巡航及慢車等狀態(tài)。該圖中轉(zhuǎn)速用最大轉(zhuǎn)速 %&’的百分?jǐn)?shù)表示，即 ( )%&’。
圖 " "*發(fā)動(dòng)機(jī)的節(jié)流特性
由圖 " "可以看出，加力狀態(tài)的耗油率很高。如果考慮到加力時(shí)推力也很大，則小時(shí)耗油量 +（+ (+）和公里耗油量 +-%（+-% (+.) /）會(huì)很大，一般是巡
,, , •-.,•-
航狀態(tài)的 0 1倍。當(dāng)工作狀態(tài)轉(zhuǎn)換到部分加力狀態(tài)時(shí)，由于供油減少，耗油率下降很快。當(dāng)從最小加力狀態(tài)轉(zhuǎn)換到最大狀態(tài)時(shí)，推力和耗油率都有突降。當(dāng)油門收到最大狀態(tài)位置以下時(shí)，耗油率繼續(xù)減小，并在巡航狀態(tài)時(shí)達(dá)到最小值。當(dāng)從巡航狀態(tài)繼續(xù)減到慢車狀態(tài)時(shí)，由于推力急劇下降，致使耗油率劇增。
2發(fā)動(dòng)機(jī)推力和耗油率的修正
前面介紹的是發(fā)動(dòng)機(jī)的單臺(tái)特性，又稱臺(tái)架特性。當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)安裝到飛機(jī)上后，動(dòng)力裝置的工作特性與單臺(tái)特性有所不同，其主要原因是受進(jìn)氣、排氣裝置及飛機(jī)外形的影響。所以在飛行性能計(jì)算時(shí)，需要對(duì)臺(tái)架特性的推力進(jìn)行推力損失的修正，換算成動(dòng)力裝置的可用推力。同樣，對(duì)耗油率也須進(jìn)行修正。修正時(shí)須考慮進(jìn)氣裝置和排氣裝置的形式以及飛行狀態(tài)等因素，得出修正系數(shù)。這些因素的影響較復(fù)雜，這里不再詳細(xì)討論。
四、飛機(jī)的升阻特性
飛機(jī)的基本性能在很大程度上取決于飛機(jī)的氣動(dòng)特性。決定飛機(jī)飛行性能最重 •3•
要的氣動(dòng)特性有：飛機(jī)的最大升阻比 "、升力系數(shù) %&隨迎角 變化的關(guān)系、最大升
力系數(shù) %&"等。這此方面在前兩章已討論過，這里作一歸納。 ’(升力特性一般來說，飛機(jī)的升力主要是由機(jī)翼產(chǎn)生的。平尾及機(jī)身的升力很小，因此在計(jì)
算時(shí)可以認(rèn)為飛機(jī)的升力系數(shù)就等于機(jī)翼的升力系數(shù)，而機(jī)翼的升力線斜率也就是
飛機(jī)的升力線斜率。 )(阻力特性在性能計(jì)算中，常把阻力分成兩個(gè)部分：一部分是與升力無關(guān)的阻力，稱為零升
阻力，也叫廢阻力，用 *+表示；另一部分是伴隨升力產(chǎn)生的阻力，稱為誘導(dǎo)阻力（也稱升致阻力），用 *,表示�？傋枇蓪懗蔀� *-* + .* ,
表示成阻力系數(shù)形式，則為 % /%+ .%, -%+ .0%)（’ /1 /)）
&
式中2 %+ —
—零升阻力系數(shù)； %, ———誘導(dǎo)阻力系數(shù)； 0—
—誘阻因子；
%, -0%)&，圖 ’ /1 /3組出了某飛機(jī)的 %+及 0與 4數(shù)的關(guān)系曲線。由此，可將阻力表示成
* -%+ ’) "5)6 . 0%)& ’) "5)6 （’ /1 /7）
該式在飛行性能計(jì)算中常用。
圖 ’ /1 /32某飛機(jī)的 %+及 0與 4數(shù)的關(guān)系
升阻比 是衡量氣動(dòng)效率的重要指標(biāo)， -%&8%（’ /1 /1） •9+•
主要取決于飛行 "數(shù)和迎角。在極曲線上，我們可以作圖求出 %。實(shí)際上，當(dāng)零升阻力系數(shù) &%’與誘導(dǎo)阻力系數(shù) &%(相等時(shí)， 值最大（即為 %），此時(shí)可以求出
*
% )
+
,&
%’
最大升阻比 %是評(píng)價(jià)飛機(jī)性能優(yōu)劣的重要指標(biāo)之一。飛機(jī)的航程、航時(shí)、升限等性能都與 %密切相關(guān)。
五、飛機(jī)重量
飛機(jī)的飛行重量等于飛機(jī)質(zhì)量 和地球引力加速度 -的乘積，用 .表示。飛機(jī)的重量在飛行中隨著燃油的消耗等因素在不斷變化，但為了簡(jiǎn)化飛行性能計(jì)算，常把飛機(jī)重量當(dāng)作某一個(gè)已知的量。對(duì)不同的性能將選用不同的重量。
第二節(jié) /飛機(jī)的基本飛行性能
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