| 重量： | 在图表中所涉及的重量应符合 GJB 2183 规定。在图 l 中提供了 3.1.1 条～3.1.10 条
各种重量的关系，供承制方参考。
|
| 空重： | 空机状态的重量(即空重)和最新型号详细规范中定义的重量(不包括空勤人员、燃油、
武器、货物、炸弹、自由使用的或特殊设备)一样。在图表准备中使用的空重应当按下列顺序
优先使用，即实际空重、最新有效计算或估算空重。 |
| 基本重量： | 空重加上剩余燃油和全部固定军械及正常作战的设备重量。 |
| 使用重量： | 基本重量加上空勤人员和所需要的特殊设备重量，不包括弹药、炸弹或飞行中投掷的副
油箱。 |
| 设计重量： | 满足或要求满足飞行结构设计要求所规定的重量。 |
| 停机重量： | 未经空中加油的最大飞行重量加上起飞期间所用的燃油、水等，不得超过 GJB 67.1 所
规定的最大滑行重量、地面操纵、顶起机轮等其他方面的限制重量。 |
| 战斗重量： | 除非另有规定，它包括在任务目标上空给出的，带有燃油、空空作战使用的弹药(包括导
弹武器)，但不带炸弹、用于攻击地面目标的导弹、鱼雷、水雷、货物或可投油箱的重量。
a. 对于无外挂油箱飞机，燃油装载应是初始可用燃油的 60％；
b. 对于有外挂可投油箱飞机，燃油装载应是初始可用燃油的 60％或全部机内燃油，
取其小者。 |
| 起飞重量： | 飞机带有任务所需的燃油和有效装载时的总重。起飞重量通常按发动机启动前的状态
确定。除非特别批准才不计及滑行和起飞过程中所消耗的重量。起飞重量不得超过最大起
飞重量。 |
| 最大起飞重量： | 按技术条例、设计要求或海军专门推荐所确定的起飞重量中的最大重量。 |
| 最大超载起飞重量： | 除非海军另有规定，最大超载起飞重量不得超过下列准则所确定的最小重量：
a.按正常提供的空间和／或油箱容量装满燃油、炸弹和货物时的飞机重量，不得超过地
板和支撑结构的承受力。在满足本条 b 准则的条件下，可把起飞时消耗的辅助推力装置
(ATD)的重量和起飞时使用的水的重量加到上述的最大起飞重量中，并在图表上标出合格
的标记。
b.对每种使用阶段飞机及其部件(机翼、起落架、军械的支撑结构、货物等)应经得起至
少 2.0g 的法向载荷因数并且应符合滑行和地面操纵使用规范的最低准则。
c.当所有发动机以正常工作状态(最大连续)时，在海平面高度、标准大气状态下的最大
爬升率应不小于 152m／min。
d.对没有弹射座椅的多台发动机飞机，在海平面高度、标准大气状态下，单台发动机故
障的爬升率，在 15m 障碍高度、无地面效应、起飞构形，并以不带投放物(即外挂油箱和炸
弹)的最大起飞功率时的爬升率应不小于 30m／min。对装有弹射座椅的多发动机飞机，要求
的爬升率将取决于任务并且要由海军规定。
e.在整个飞行期间，重心应保持在满足地面和空中操纵的限制内。
f.由海军对特定飞机型号规定的其他准则。
g.以下的起飞准则均基于海平面和标准大气状态。
对所有飞行器(单发和多发)，临界机场长度应不超过 2440m。
舰载操纵的最大牵引力和最大容许甲板风不得超过海军有关规定。 |
| 正常起飞重量： | 最大(正常起飞重量)不得超过由 3.1.7.2 条的准则和下述附加准则所确定的最小重量：
a.对于没有弹射座椅的多台发动机飞机，在海平面低于 39.4℃大气温度下，以起飞速
度、起飞构形、不带可投放物(即外挂油箱和炸弹)时，单台发动机故障(螺旋桨和旋翼在风车
状态)的最大推力(功率)爬升率不得小于 30m／min；对于装有弹射座椅的多台发动机飞机，
所要求的爬升率取决于任务，并且要由海军规定。
b.飞机在 1525m 高度(压力)、39.4℃，对螺旋桨发动机功率不超过 70％的额定功率(最
大连续状态)，对燃气涡轮发动机功率不超过 85％的额定功率应具有以最大航程速度巡航
的能力。
c.在海平面、39.4℃、越过 15m 高度的起飞距离不得超过 3050m。 |
| 最大飞行重量： | 飞机允许的重量，如果使用空中加油的话，该重量可能大于最大起飞重量。 |
| 正常着陆重量： | 按任务规定的地面条件计算所确定的重量。它应当包括如 5.4.4 条中规定的备份燃
油。 |
| 最大着陆重量： | 由飞行着陆限制、飞机详细的规范或海军专门推荐确定的最大重量。 |
| 有效载荷： | 与任务有关的载荷，它包括货物、乘客(即除空勤人员外的人员)、炸弹、干扰物、导弹(攻
击型和假目标型)、侦察照相机、照相闪光照明弹、加油机为传输携带的燃油、战斗机和射击
教练机携带的弹药和空-空导弹。不应包括任务需要的特殊设备，如冬季换季改装、救生设
备(除搜索-救援型飞机为投掷携带的设备外)、货物装卸设备等。在选择有效载荷时，必须
注意零燃油最大重量限制。 |
| 速度： | 以 km／h(或 Kn)为单位的真空速和相应的 M 数(对喷气飞机是 M 数，对螺旋桨飞机是
真空速)。 |
| 最大速度： | 飞机在飞行中可得到的最大速度。这种最大速度在指定的重量、高度和发动机推力状
态情况下，应在所有使用限制内(即指推力、结构上的、热极限等限制)，并有限制说明。对于
性能摘要，最大速度应在规定的重量、最大推力(功率)和最佳速度的高度(或海军指定状态)
情况下的数据。 |
| 水平飞行最大速度(VH)： | 以基本飞行设计重量在基本构形下用最大可用推力(功率)水平飞行达到的最大速度。
此最大可用推力包括使用加力、考虑发动机限制的火箭推力增量或加力和考虑发动机限制
的火箭推力增量，取其适用者。 |
| 限制速度(VL)： | 飞机在基本的和高阻力构形情况下，并考虑小和大的俯冲角、推力、使用和不使用减速
板以及突风干扰时，与飞机作战使用相对应的达到的最大速度。 |
| 战斗速度： | 飞机以战斗重量用最大推力(功率)在战斗高度上获得的最大速度。 |
| 失速速度： | 根据计算或风洞实验确定的最大配平升力系数在 1.0g 飞行时计算而得。根据飞行试
验结果，失速速度应不断地修正，为下述速度中的最高者：
a.最大升力系数在 1.0g 时稳定直线飞行的速度；
b.围绕俯仰、滚转和偏航轴线任一方向发生突然失去控制时的速度；
c.出现难以忍受的抖振或遇到结构振动时的速度。 |
| 无动力失速速度： | 如果发动机停车有重大危险，则可用飞行慢车推力(功率)的失速速度。 |
| 有动力失速速度： | 使用进场功率的失速速度。进场功率被定义为：在着陆构形下，以 1.15 倍的无动力失
速速度平飞所需的推力(功率)。 |
| 起飞速度： | 下列规定速度的最大者：
a.在起飞构形、有动力、有地面效应 90％的最大升力系数所表示的速度的 1.1.倍；
b.飞机在地面上，主起落架油液减震支柱处于静止位置时所达到的最大迎角，并考虑
地面效应时的升力系数所确定的速度；
c.在起飞构形、起飞推力(功率)、无地面效应时，飞机具有 0.005 的爬升梯度能力的最
小速度；对于多发动机飞机，这种能力应当在最临界发动机不工作(转子处于风车状态或螺
旋桨顺桨)时得到的，其中：
d.按 3.2.9.2 条规定的最小空中操纵速度的 1.05 倍；
e.到跑道上空 15m 或小于 15m 高度时，能达到 3.2.6 条中定义的越障高度爬升速度的
速度。
从设计角度出发，对起飞速度可以有另外的补充定义，例如，较高或较低的失速速度的
百分比，较高爬升梯度能力或优化设计的其他准则。 |
| 中断起飞极限速度： | 起飞过程中，飞机能在剩余可用跑道长度内停止的最大速度。 |
| 弹射终结空速(Vc)： | 为了使飞机维持在弹射所规定的高度、升力、纵向加速度状态，弹射终结时所需要的空
速。例如：在所指定的装载、重量和推力(功率)状态和座舱操纵位置固持的情况下，飞机重
心位置的下沉量不超过 3m(此下沉量按弹射终结时的重心位置算起)，甲板上滑跑不超过
10m(按弹射终结到松放的距离)，不超过无动力时 0.9CL m a x对应的迎角。飞机还要求在弹
射终结空速时以零度飞行轨迹角具有纵向加速度 a>0.065g(此处 a 为纵向加速度，g 为重
力加速度)。 |
| 障碍高度爬升速度： | 在 15m 障碍高度的爬升速度不小于下面规定速度的最大者：
a.襟翼在起飞位置，起落架收起时无动力失速速度的 1.2 倍；
b.1.1 倍的空中最小可操纵速度；
c.当起落架收起，襟翼在起飞位置，最大推力(功率)状态，无地面效应时，飞机具有 0.
025 爬升梯度能力的速度；对于多台发动机飞机，这种能力应当在最临界发动机不工作(转
子处于风车状态或螺旋桨顺桨)时得到的：
d . 如果起落架收起时所引起的瞬时阻力增量超过起落架放下时的瞬时阻力增量，在
15m 障碍高度上的爬升速度应当是襟翼在起飞位置，起落架在收起过程中，最大推力(功率)
状态，无地面效应时飞机具有 0.005 爬升梯度能力的速度，对于多台发动机飞机应当是最临
界发动机不工作(转子处于风车状态或螺旋桨顺桨)时的速度。 |
| 爬升速度： | 对给定构形、重量、高度和功率下所达到的最佳爬升率时的速度。当绘制最佳化的爬升
速度图表时应当考虑动能修正。 |
| 临界发动机故障速度： | 起飞滑跑期间产生的速度，在这个速度下，一台发动机失效，无论继续起飞直至离地还
是使飞机停止都需要同样的距离。 |
| 发动机停车地面最小操纵速度： | 在起飞滑跑期间，对横向稳定性最临界的发动机失效并能保持横向操纵的最小速度。 |
| 发动机停车空中最小操纵速度： | 以最大推力(功率)状态下对稳定性最临界的发动机可能失效并且能按照 GJB 3719 中
规定的状态保持操纵的空中最小速度。 |
| 最大航程巡航速度： | 飞机在瞬时重量和高度状态下达到每公斤燃油最大飞行公里的速度。 |
| 远程巡航速度： | 飞机在瞬时重量和高度下给出的每公斤燃油公里等于 99％的每公斤燃油最大飞行公
里对应的两个空速中的较大者，除非飞行品质另有限制，对于螺旋桨驱动的飞机，常用远程
巡航速度代替最大航程巡航速度。 |
| 最大巡航速度： | 用指定的推力(功率)、高度、重量和构形能保持的最大速度。 |
| 平均巡航速度： | 飞机在巡航中所通过的总距离除以巡航时间(不包括爬升、加速到战斗速度的时间和距
离，作战时间和待机时间)。 |
| 最大续航(待机)速度： | 对应于飞机在瞬时重量和高度下，可达到的最小燃油流量时的速度(除飞机飞行品质限
制外)。 |
| 战斗待机速度： | 除非为了达到规定的瞬时载荷因数的空速必须足够大以外，战斗待机速度应是对应于
飞机在瞬时重量和高度下，最小燃油流量时的速度。 |
| 角点速度： | 指定高度上存在的最大盘旋率和最小盘旋半径的速度。 |
| 着陆速度： | 由主起落架油液减震支柱处于静止状态的位置所达到的最大迎角来确定。对于着陆构
形，着陆速度应不小于 1.1 倍无动力失速速度，越过 15m 高度的速度至少是 1.2 倍无动力失
速速度。 |
| 着陆接地速度： | 从设计考虑，着陆接地速度是等于 1.05 倍进场速度的速度；从使用飞机考虑，着陆接地
速度要由海军测量数据确定。 |
| 进场速度： | 当飞机以着陆构形和 4°下滑角度，32.1℃时，最小可用进场速度(VPAmin)应当是下面定
义的空速的最大者：
a.油门开始移动和减速板收起后，在 2.5s 内，水平飞行纵向加速度能够达到 1.5m／S2的最小速度。
b.1.1 VSPA。VSPA
是有动力失速速度，该速度使用以 1.15VSL水平飞行的需用推力(功率)，VSL是无动力失速速度。
c.当在 183m 高度以 4°下滑角对准拦阻装置时，驾驶员在设计眼位上，能看到吃水线上
舰尾的最小速度，下滑的起点在舰尾前方 152m 和水位线上方 19m 处。
d.满足 GJBz 3719 的最小速度。
e.机动开始后 5s 内，飞机从以 VPAmin的稳定飞行到初始下滑轨迹以上 15m 的新下滑轨
迹过程中，进行下滑轨迹修正的最小速度。机动应当在推力状态没有变化时完成，而机动过
程中飞机迎角应不超过必须达到的可用载荷因数最大正增量的 50％，在机动开始时，应根
据静止升力系数。对于模拟 VPAmin操纵输入率应不超过操纵系统的限制。当达到 15m 的下
滑轨迹修正时，应当认为机动已经完成，这种机动完成之后，飞机应当能够保持至少 15m 以
上并平行于初始下滑轨迹的新下滑轨迹，必要时，允许驾驶员改变推力状态。
f.飞机油门调节达到+1.18m／s2的纵向加速度，而且应在 1.2s 内达到控制的加速度的
90％，配平在 4°下滑角度，这种要求应当用于所有油门状态的整个范围内的进场构形，其油
门状态是适用于可用进场构形重量／阻力要求的所有油门状态。
另外，为模拟 VPAmin操纵率输入应不超过操纵系统限制。VPAmin的计算应根据静升力系数。 |
| 使用升限： | 在指定的载荷、重量和发动机推力(功率)状态下，亚音速爬升率是 30m／min 时的高度。 |
| 亚音速飞机的战斗升限： | 在指定的载荷、重量和发动机推力(功率)下，爬升率为 152m／min 时的高度。 |
| 超音速飞机的战斗升限： | 飞机可以超音速飞行并且在指定的载荷、重量和发动机推力(功率)下，爬升率为 152m／
min 时的最大高度。 |
| 亚音速飞机的巡航升限： | 在指定的载荷和重量下，以额定(最大连续)发动机推力(功率)状态，爬升率为 90m／min
时的高度。 |
| 超音速飞机的巡航升限： | 在指定的载荷和重量下，以额定(最大连续)发动机推力(功率)状态，爬升率为 90m／min
时的高度。 |
| 巡航高度： | 任务的巡航段计算的高度。依据任务场域规定，可确定巡航高度，否则可按下述限制确
定：对于增压的飞机，巡航升限不应超过 3050m；对于用氧气面罩的不增压飞机，巡航升限不
应超过 6100m。巡航高度决不应超过巡航升限。 |
| 最佳巡航高度： | 飞机在此高度上，在此瞬时的重量和构形下，获得每公斤燃油的最大飞行公里数。如果
这个高度超过巡航升限则用巡航升限巡航。 |
| 战斗高度： | 给出的专门任务的目标高度。 |
| 起飞： | 对常规起飞的飞机，应依从 3.5.1～3.5.5.4 条(对短距起落飞机应由设计准则确定，推
力的垂直分量可用于起飞计算)。 |
| 地面滑跑距离(即起飞滑跑距离)： | 地面滑跑距离应在海平面标准大气条件下，无风，无坡度的硬质(混凝土或沥青)跑道上
得到。对于估算数据，应该使用 3.2.4 条中的起飞速度准则。
从设计角度出发，起飞地面滑跑距离的补充定义可以做这样的考虑：非标准大气条件，
较高的压力高度，备用跑道道面(硬的、软的等等)，逆风或顺风或与该设计的使用方案一致
的其他准则。 |
| 越过 15m 高度的距离： | 3.5.1 条的起飞滑跑距离与加速并爬升到在 3.2.6 条中所规定速度下 15m 高度所需空
中距离之和。 |
| 起飞时间： | 起飞时间通常应在海平面、无风、标准大气条件下，在实际使用中测得。时间测量是从
起飞启动(松开刹车)到进入爬升，获得爬升速度为止。 |
| 临界机场长度： | 所有发动机工作加速到临界发动机故障速度所需滑跑长度，加上一台发动机失效继续
起飞或中断起飞所需滑跑长度。
为计算临界机场长度的中断起飞距离的基本数据如下：
a.在发动机故障速度，飞机剩余发动机以最大推力(功率)状态工作和不工作发动机零
推力继续加速 3s；
b.在 3s 加速结束后，所有发动机推力(功率)立即降到慢车，使用刹车和减速装置：
c.打开减速装置或使用反推力达到最大减速效果时，应考虑足够的滞后时间。 |
| 摩擦系数： | 摩擦系数μ，定义为刹车系统产生的总阻力对飞机瞬时总重之比(瞬时总重定义为飞机
重量减去升力后作用在轮子上的重量)。除非另有地面或试飞数据，可以使用以下 3.5.5.1
～3.5.5.3 条数值。
从设计角度出发，对于硬质面的规定的条件，应使用表 1 摩擦系数值：
|
| 滚动： | 对干、硬质面滚动(不刹车)摩擦系数等于 0.025。 |
| 刹车： | 对干、硬质面刹车摩擦系数应等于 0.3，使用防滑准则由海军规定。 |
| 试验数据： | 试验的μ值可以是本身飞机或者是相似类型的民用飞机上进行试验的结果。 |
| 爬升： | 起飞后爬升可分为两段：初始爬升和航线爬升。 |
| 初始爬升： | 应不低于 3.2.6 条所限定的速度爬升。使用适当功率，加速到初始爬升速度期间一旦
形成并保持正爬升梯度(3.2.6 条中的 c 和 d)，就开始收起落架，襟翼应在起飞位置，应在不
高于离地面 305m 高度上达到航线爬升速度。 |
| 全部发动机工作： | 全部发动机工作的初始爬升应基于在全部发动机工作从松刹车到起飞。加速到初始爬
升速度和初始爬升时应以全部有效发动机可用推力(功率)工作。 |
| 一台发动机失效： | 一台发动机失效的初始爬升应基于全部发动机工作时从松开刹车到临界发动机故障速
度和以临界发动机失效从临界发动机故障速度到起飞。加速到爬升速度，且初始爬升应基
于剩余发动机在起飞推力(功率)状态时的可用推力(功率)和失效发动机的阻力。如果失效
发动机减小阻力的方法是一设计特点，则阻力减小也应有一个允许起作用的时间才实现。 |
| 航线爬升： | 除了指明的截击任务外，全部爬升是以推力(功率)和速度图表优化得到最大任务航程
的航线爬升。指明的截击任务应以优化获得到达战斗高度的最短时间。
航线爬升数据应基于相应的构形、推力(功率)和重量。飞机应收起起落架与襟翼并获
得在使用条件下的最佳爬升速度。
对于喷气式飞机(歼击机、强击机、教练机等等)，飞机应在中间(军用)推力下航线爬升
到巡航高度。对于螺旋桨飞机(侦察机、运输机等)使用最大连续功率。
从设计角度出发，为了更适当地描述期望的设计作战能力，应考虑几种不同的爬升程
序。例如：可以使用下述的程序：最短时间，最小耗油，最大航程，给定的推力(功率)或速度，
加速爬升等。 |
| 爬升时间： | 爬升到特定高度的时间应从航线爬升开始，以 min 来表示。应计及燃油消耗导致的重
量减少。 |
| 战斗爬升： | 战斗爬升是指在战斗条件下，如重量、构形、高度和推力(功率)，以每 m／min 计的瞬时
最大垂直速度的能力。 |
| 着陆距离： | 对常规起落飞机是下列准则(对短距起落飞机应由设计要求建立准则)，即着陆距离包
括：着陆地面滑跑的距离和 15m 高度上的距离。此距离对应于着陆构形和重量，并基于 3.
2.12 所确定的着陆速度。除非专门规定，地面滑跑减速应基于下述情况：海平面、标准大
气、无风速、无跑道坡度、硬(混凝土或沥青)质跑道、慢车空转推力(功率)和 3.5.5.2 条中确
定的刹车系数。应考虑驾驶员反应时间、推力衰减、气动和机械刹车以及最大刹车能力等因
素。
从设计角度出发，可以考虑着陆距离的几种不同定义，如反推力，大气条件，其他的跑道
路面，非标准性质的跑道坡度和风速，空中距离的严格计算机分析以及飞机设计优化选择的
其他相似准则。 |
| 推力(功率)： | 采用平均推力(喷气发动机)和／或轴马力(轴发动机)，要适当地考虑安装影响和限制。
6.3(c)条所规定的发动机和辅助推力装置特性，所批准的发动机型号说明书中是不涉及安
装影响和限制的额定值。 |
| 最大推力(功率)： | 在特定的地面或飞行条件下，型号说明书指出的持续时间(增加的或总的)内，鉴定或初
步飞行评估试验中所确证的，发动机将始终提供的最大推力(功率)。 |
| 中间推力(功率)： | 在特定的地面或飞行条件下，型号说明书中为鉴定或初步飞行评估试验中所确定的总
的持续时间内，至少增加 30min 的持续时间，发动机将始终提供的最大推力(功率)。“中间
推力”相当于过去讲的“军用推力”。 |
| 最大连续推力(功率)： | 在特定的地面或飞行条件下，无限制的时间区间内，发动机能始终提供的最大推力(功
率)。 |
| 巡航推力(功率)： | 在指定的构形、高度和重量下，飞机以巡航速度飞行所需的推力(功率)。 |
| 慢车推力(功率)： | 慢车推力(功率)是指在特定的地面或飞行条件下，无时间限制或发动机型号说明书所
规定的时间内。为鉴定或初步飞行评估试验所确定的，发动机能始终提供的最低推力(功
率)。 |
| 燃油消耗使用容差： | 除非另有核准，对于投标的飞机不管什么原因，所有燃油消耗数据应在所有的发动机推力
(功率)条件下，增加 5％以作为允许实际飞行的使用容差。除此之外，鉴于所有动力装置的
安装损失，例如：辅助设备、管道、风扇和座舱增压抽气等，应对发动机燃油流量进行修正或
酌减。对于海军认可的飞行试验所确定的使用飞机，燃油消耗数据不必增加 5％。 |
| 任务类型： | 对于预备服役和正在服役的飞机特性标准图表(SAC)(4.2.3.条和 4.2.4 条)，飞机特性
标准图表列出的第 4 页的性能数据应能显示海军指定的任务性能数据。用于飞机特性标准
“方案”图表(4.2.1 条的不同类型飞机的典型任务示于附录 C 中。除非另有说明，储备用油
应与附录 C 中所指的扣余量相一致。 |
| 净形任务： | 飞机特性标准图表中所描述的第一个任务是净形任务。这个任务表示出飞机(通常是：
高-高-高剖面)的最大能力。 |
| 基本任务： | 附录 C 中详细记载的任务剖面，最接近地描述了飞机主要的预计的运行使用。为了保
证在相似类型的飞机中能提供直接的比较，不允许偏离附录 C 的基本规则。 |
| 设计任务： | 飞机专门要实现的基本任务，该任务通常在采购文件(如工作条文)中定义并包括飞行
剖面、容量、燃油(干净或外挂油箱)和装载。设计任务的基本规则和容差由专门的使用要求
所记载，并以标准飞机特性图表的形式来描绘任务能力。 |
| 转场任务： | 按照指定的使用程序、容量和储备，带最大允许的燃油和无装载下，在实际单程任务中
达到的最大距离。可以携带外挂油箱并在飞行期间必须保留。转场任务或称“转场航程”。 |
| 典型任务： | 最好是取自附录 C 中那些任务，它应该提出飞机的附加能力。如果与附录 C 中那些任
务不一样，则对此任务定义应与海军进行协调和商定。 |
| 空中加油任务： | 对于能在飞行中加油的飞机所执行的加油任务。加油任务是飞行中接受补充燃油获得
的最大距离(半径或航程)。如果可行，则可以使用多次加油，但要求按一次的加油来计。应
该使用附录 C 中的基本规则。 |
| 作战半径： | 飞机携带专门的载荷(炸弹、货物、乘员等)，从机场起飞到目标上空，并且以相等的出航
距离返回，或者按照“任务类型”(3.10 条)指明的使用程序从目标返回，这样一个实际飞行
所获得的距离(包括爬升水平距离)。 |
| 作战航程： | 在实际的全程装载(炸弹、货物、乘员等)情况下的单程飞行中获得的距离(包括爬升水
平距离)。可投油箱的燃油用完后不投放。 |