数据，找出这种关系之后，即可按相同的坐标比例绘出P0 ～ p0 的界限线图，如图5.1 所示。
图5.1 P0 ～ p0 界限线图
图5.1 中影线所示的区域即为可选区，可选区中各点（ P0 , ）均能全面满足各项性能
指标的要求，但究竟选用哪一点的
p0
P0 和p0 值较好，应该考虑下述的一些原则：
1．在靠近可选区的下面取值时，可以减轻飞机的质量，所选之P0 越小，则代表
m动力+ m油+ m结构越小，或m有效越大。
不应该盲目地将P0 或p0 选得过大，否则可能对总体方案的设计产生不利的影响。
2．应该对飞机的设计要求进行综合分析，对最主要的要求要多加照顾，即在选定P0 和
值时，应该远离最主要性能的界限线，给满足这种性能留有充足的余量。图5.2 所示是几种变
后掠翼军用飞机的统计数据。
p0
图5.2 几种军用飞机的推重比和翼载荷
1．空中优势 2．近距支援 3．遮断和截击
从图中可以看出，对于强调突出空战性能的飞机，应该选取P0 较大、较小的值，而
突出任务是对地攻击、近距支援和强调截击任务的飞机，则应分别沿箭头2 和箭头3 的方向选
p0
· 60 ·
取。
3．因是初步的选择，所以对各项性能要求应考虑留有适当的余量，并应考虑所用函数关
系式及有关原始数据的准确度。
二、对比分析法
参考文献〔3〕中介绍了一种按各项飞行性能要求分别对所需之P0 和值进行计算，然
后进行对比取值定出
p0
P0 和p0 的方法，我们称之为对比分析法。现简介如下：
1． 用（5.13）式求出在飞行过程中的相对燃油消耗量m油
油
油
平均
巡
m
m
C
KM
L
e −
= ⋅
1
1020 （运算1）
其中： L 和由设计要求给定， 巡M K 和由统计数据得出。 Ce平均
2． 按飞机着陆状态，用（5.16）式求出翼载荷' 值： 0 p
211.7 1 )
'
2
max
0
油消耗
着陆着陆
（ m m
C v
p y
− −
= （运算2）
其中： 由设计要求给定， 按不同的机翼增升装置取统计值：
对高效率的增升装置，当后掠角
着陆v Cy max着陆
χ ＝0°～25°时取3.0～3.2，
χ ＝25°～35°时取2.7～2.9；
对一般的增升装置取2.2～2.3；
对正常式超音速飞机取1.3～1.5；
对无尾式超音速飞机取0.7～0.9。
3． 按给定的巡航速度（或），用巡v 巡M p = Cyq 的公式算出所需的翼载荷：
2
0 1 1 0.6
" 1 巡巡C q M
m
p y M
T
= −
= （运算3）
其中， qM=1是在给定飞行高度，对应于M ＝1 时的速压； 按统计值。 Cy巡
4．对于机动类飞机，按允许使用的升力系数和允许使用的过载计算翼载荷：
机动
允许
允许q
n
C
m
p
y
y
T
⋅
−
=
1 0.6
0"' 1 （运算4）
其中， 用对应于Cy允许Cy = f (α ) 曲线开始弯曲时的值，或者对应于曲线的
直线段的值， 或者按强度规范（
Cy mz = f (Cy )
Cy ny允许ny = 0.5nymax 允许），或者按飞行员生理条件的限制来
确定，在机动飞机的战术技术要求中，通常给定机动过载和速压值。 ny允许机动q
5．进行翼载荷的选择，取p0 ' 、p0" 、p0"' 中的最小值：
· 61 ·
⎪⎩
⎪⎨
⎧
=
"'
"
'
min
0
0
0
0
p
p
p
p （运算5）
6．用平飞时的公式P = 1/ K 按保证平飞的条件计算推重比：
按（5.3）式当飞行高度H ＜11000m 时，
巡调0 ξ 0.85ϕ
1
Δ
=
K
PI
（运算6）
按（5.4）式当飞行高度H ≥11000m 时，
巡调ξΔϕ
=
K
PI
1.2
1
0 （运算6′）
其中， 从统计数据中选取， ，系数巡K K （0.85 ~ 0.90）Kmax 巡= 调ϕ 是考虑在巡航飞行过
程中，能够把发动机油门调节到允许发动机长期工作或对应于耗油率最低的最佳状态的程度，
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