上述關(guān)系意味著，對于一個給定重量的飛機，爬升率取決于可用功率和要求功率的差值，或額外功率。當然，當額外功率為零時，爬升率也是零，飛機處于穩(wěn)定而水平的飛行中。當可用功率大于要求功率時，額外功率將會讓飛機爬升，爬升率的大小取決于額外功率的大小。
在穩(wěn)定爬升期間，爬升率將取決于額外功率，而爬升角是額外推力的函數(shù)。
一架飛機的爬升性能受某些變量的影響。飛機的最大爬升角或最大爬升率條件出現(xiàn)在具體的速度上，且不同的速度會產(chǎn)生不同的爬升性能。大多數(shù)飛機都有足夠的范圍，和最優(yōu)速度的少量偏差不會導致爬升性能產(chǎn)生很大的變化，而且某些運行考慮可能要求速度稍微不同于最優(yōu)值。當然，爬升性能在下列情況下成為最關(guān)鍵因素，如大的總重量，在高海拔機場，在有障礙物的起飛區(qū)域，或者在發(fā)動機發(fā)生故障時。那么，最優(yōu)爬升速度就是必須的。
重量對飛機的性能有非常顯著的影響。如果向飛機增加重量，就必須以更大的迎角飛行來維持一個給定的高度和速度。這增加了機翼的誘導阻力和飛機的寄生阻力。增加的阻力意味著需要額外推力來克服它，進而就意味著爬升可用的保留功率就更少。因為重量對性能相關(guān)的因素有如此重大的影響，飛機的設計者盡極大的努力使重量最小。
飛機的重量變化對爬升性能有雙重的影響。首先，重量的變化將會改變阻力和要求的功率。這就改變了可用的保留功率，進而影響了爬升率和爬升角。其次，重量的增加會降低最大爬升率，但是飛機必須以一個較大的爬升速度以獲得較小的峰值爬升爬升速度。
海拔高度的增加也會增加要求功率和降低可用功率。因此，一架飛機的爬升性能隨著海拔的增加而降低。在最大爬升率，最大爬升角，最大和最小水平飛行時的空速隨高度而變化。當高度增加時，這些不同的速度最終匯聚到飛機的絕對升限。在絕對升限高度，沒有額外功率，且只有一個維持穩(wěn)定水平飛行的速度。從而，飛機的絕對升限導致零爬升率。適用升限是飛機不能再以大于100英尺每分鐘的速度爬升的高度。通常，飛機在一個特定的設計配置條件下提供了這些具體的性能參考點。如圖9-10

在討論性能時，經(jīng)常方便的使用術(shù)語“功率載荷”和“機翼載荷”。功率載荷用磅每馬力表示，通過用飛機的總重量除以發(fā)動機的額定馬力得到。它是飛機的起飛和爬升能力的一個重要因素。機翼載荷用磅每平方英尺表示，通過飛機總重量的磅數(shù)除以機翼面積的平方英尺(包括副翼)而得到。是飛機的機翼載荷確定了著陸速度。這些因素在本章的后續(xù)部分進行討論。
航程性能
一架飛機把燃油能量轉(zhuǎn)換成飛行距離的能力是飛機性能的最重要方面之一。在飛行運行中，一架飛機的有效航程運行問題以兩種通常的形式出現(xiàn)：
1. 從一個給定的燃油載荷計算最大飛行距離，或者
2. 以最少的燃油消耗來飛行一個指定的距離。
這些運行問題的每一個的公分母是“具體航程”，即每磅燃油的具體飛行海里數(shù)。 為獲得最大航程的巡航飛行操作應該被管理，這樣飛機在整個飛行中可以獲得最大的具體航程。
具體航程可以用下列關(guān)系來定義：
具體航程=海里數(shù)/燃油的磅數(shù)
或者
具體航程=(海里每小時)/(磅每小時)
或者
具體航程= 節(jié)/燃油流量
如果想得到最大具體航程，飛行條件必須提供一個每燃油流量的最大速度。航程必須和續(xù)航時間清晰的區(qū)分開來。如圖9-11

航程的含義涉及對飛行距離的考慮，而續(xù)航時間涉及對飛行時間的考慮。因此，定義一個獨立的術(shù)語“具體續(xù)航時間”是合適的。
具體續(xù)航時間=飛行小時/燃油磅數(shù)
或者
具體續(xù)航時間=每小時飛行時間/每小時燃油磅數(shù)