ИЛ-28 轰炸机 1948 0.78 12300 2260 3000 4.5 200C
TY-16 轰炸机 1952 0.95 12800 6000 2300 3.0 9000
B-47 轰炸机 1947 0.86 12340 6500 3400 2.8 10000
B-52 轰炸机 1952 0.9 16765 16093 2650 2.8 27000
B-57B 轰炸机 1953 0.85 14480 4180 4350 5.0 2700
B-58A 轰炸机 1956 2.4 18300 4850 6060 3.0
SAAB-37 战斗机 1967 2.0 185000 2000 9360 8.0
B-1 轰炸机 1974 2.2 11000 27200
RB-57F 侦察机 1960 0.825 1120
表中所列是一些比较典型的军用飞机已经具体达到的的重要指标。统计数据可能有误差，
但可供设计同类同量级飞机时参考。
1．最大使用过载nymax
nymax主要是按对飞机机动性的要求来定，机动性要求低的，nymax取小一些，机动性要求高
的就要取大一些。现代的歼击机特别强调要求具有良好的机动性，因此也就要求nymax尽量的大，
但这时要受到飞行员承受过载能力的限制。试验结果表明，人所能承受过载的能力与人体的
姿态、过载的方向和过载的作用时间等都有关系。一般的飞行员，在不使用抗荷装置的情况
下，在几秒钟内能承受不大于8 的正向过载（惯性力由头部指向臀部），和不大于4 的负向过
载（惯性力由臀部指向头部），因此，飞机的最大使用过载应限制在+8g～-4g的范围内。而对
于以空中格斗为主要作战任务、要求机动性特别高的飞机，如果要突破这个范围，则需要采
取特别的抗荷措施。例如美国的F-16 战斗机nymax为9g，在持续机动时则需要把飞行员坐的姿
势改为半躺式的姿势。
nymax实质是一项关于飞机结构强度的指标，如果这个指标取得比较大，则飞机结构的强度
就高，因为nymax关系到飞机在各种设计情况下所要承受载荷的大小，是对飞机设计具有全局性
影响的一项指标。如果从减轻飞机结构质量的角度来说，nymax取小一些是有利的，但是从飞行
使用的观点来看则不能取得太小，尤其是对于高机动性的战斗机，过载取得小了就意味着飞
机机动性的降低。例如，苏朕的ΜИГ-25飞机，虽然其最大飞行M数可以达到3 以上，但由于
其使用过载取得很低，只有+4g～-2g，所以其空战性能比较差。
对于民用飞机，从飞行安全的角度来说，过载也不能取得太低，否则当飞机在大速度水
平飞行时，如果突然遇到一阵强上升气流，就有可能发生危险。
最大使用过载值取多大，应对飞机的设计要求进行全面分析后确定，一般以执行空战任
务为主的歼击机应取大一些，在+8g～-4g 以上，其他飞机应该尽量取小一些。
2．最大最大速压qmaxmax
飞机的最大速压qmax对应于飞机设计要求中所给定的在某一高度上的最大平飞速度，是一
个定值。qmax代表飞机速度特性的指标，飞机在飞行过程中很可能会突破这个限制（例如从某
一高度大速度平飞转入下滑俯冲中），但是又不能允许最大速压无限制地增加，而必须限制在
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一定的范围之内，这个范围就是最大最大速压qmaxmax，显然它要比qmax大一些，它们之间关系是：
qmaxmax =qmax+△q。
作为飞机的总体技术指标qmaxmax，也是飞机设计时的限制条件，其大小直接影响飞机的局
部气动载荷，即机体表面的压强。因此，对减速板、座舱盖、进气道和各种舱口盖等的强度
及弹射救生系统的设计都有关系。
qmaxmax最主要的影响是在飞机的气动弹性，即飞机的刚度方面。从气动弹性的角度来说，
飞机的刚度要求与qmaxmax成正比，所以也可认为qmaxmax主要是飞机刚度的指标。
从减轻飞机结构质量的角度来讲，qmaxmax小一些比较好，但从气动弹性的角度来看，为了
保证飞机在飞行过程中不致发生机翼和尾翼颤振、副翼反效和气动弹性发散等危险现象，qmaxmax
又不能定得太小，对于高速飞机通常取qmaxmax不大于10000kg／m2，或是令其对应某一高度的飞
行速度比vmax大10％～20％，这个速度也就是飞机颤振、反效和气动弹性发散临界速度的下限。
图2.2 飞机的飞行包线
3．温度指标
对于超音速飞机，飞行M 数的提高使得飞机气动加热的现象越来越突出，它对机体材料
的选择、结构和机载设备的布置以及飞机隔热冷却系统的设计等方面都有影响，所以有时对
温度的限制将会超过对飞行M 数的限制。
在飞行过程中飞机结构表面所受到的气动加热，在驻点处可用下式计算：
T0=(1+0.2M2)TH (2.1)
其中，TH是在飞行高度H上的大气温度〔K）。
非驻点处的温度与结构的热传导、热辐射和吸收的情况有关，在总体设计阶段无法精确
计算，但是对于金属蒙皮的结构，由于是气动强迫加热，只要1～2 分钟即可达到平衡壁温，
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蒙皮平衡温度可用以下的近似公式计算：
T蒙皮=（1+kM2）TH （2.2）
其中，系数k≈0.16～0.18。
在初步方案设计阶段，可以用（2.1）或（2.2）式计算所得的温度值作为设计指标。
此外，在操纵性和稳定性方面，关于静稳定裕度、飞机质心使用的前后限，在使用维护
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