上述关系意味着，对于一个给定重量的飞机，爬升率取决于可用功率和要求功率的差值，或额外功率。当然，当额外功率为零时，爬升率也是零，飞机处于稳定而水平的飞行中。当可用功率大于要求功率时，额外功率将会让飞机爬升，爬升率的大小取决于额外功率的大小。
在稳定爬升期间，爬升率将取决于额外功率，而爬升角是额外推力的函数。
一架飞机的爬升性能受某些变量的影响。飞机的最大爬升角或最大爬升率条件出现在具体的速度上，且不同的速度会产生不同的爬升性能。大多数飞机都有足够的范围，和最优速度的少量偏差不会导致爬升性能产生很大的变化，而且某些运行考虑可能要求速度稍微不同于最优值。当然，爬升性能在下列情况下成为最关键因素，如大的总重量，在高海拔机场，在有障碍物的起飞区域，或者在发动机发生故障时。那么，最优爬升速度就是必须的。
重量对飞机的性能有非常显著的影响。如果向飞机增加重量，就必须以更大的迎角飞行来维持一个给定的高度和速度。这增加了机翼的诱导阻力和飞机的寄生阻力。增加的阻力意味着需要额外推力来克服它，进而就意味着爬升可用的保留功率就更少。因为重量对性能相关的因素有如此重大的影响，飞机的设计者尽极大的努力使重量最小。
飞机的重量变化对爬升性能有双重的影响。首先，重量的变化将会改变阻力和要求的功率。这就改变了可用的保留功率，进而影响了爬升率和爬升角。其次，重量的增加会降低最大爬升率，但是飞机必须以一个较大的爬升速度以获得较小的峰值爬升爬升速度。
海拔高度的增加也会增加要求功率和降低可用功率。因此，一架飞机的爬升性能随着海拔的增加而降低。在最大爬升率，最大爬升角，最大和最小水平飞行时的空速随高度而变化。当高度增加时，这些不同的速度最终汇聚到飞机的绝对升限。在绝对升限高度，没有额外功率，且只有一个维持稳定水平飞行的速度。从而，飞机的绝对升限导致零爬升率。适用升限是飞机不能再以大于100英尺每分钟的速度爬升的高度。通常，飞机在一个特定的设计配置条件下提供了这些具体的性能参考点。如图9-10

在讨论性能时，经常方便的使用术语“功率载荷”和“机翼载荷”。功率载荷用磅每马力表示，通过用飞机的总重量除以发动机的额定马力得到。它是飞机的起飞和爬升能力的一个重要因素。机翼载荷用磅每平方英尺表示，通过飞机总重量的磅数除以机翼面积的平方英尺(包括副翼)而得到。是飞机的机翼载荷确定了着陆速度。这些因素在本章的后续部分进行讨论。
航程性能
一架飞机把燃油能量转换成飞行距离的能力是飞机性能的最重要方面之一。在飞行运行中，一架飞机的有效航程运行问题以两种通常的形式出现：
1. 从一个给定的燃油载荷计算最大飞行距离，或者
2. 以最少的燃油消耗来飞行一个指定的距离。
这些运行问题的每一个的公分母是“具体航程”，即每磅燃油的具体飞行海里数。 为获得最大航程的巡航飞行操作应该被管理，这样飞机在整个飞行中可以获得最大的具体航程。
具体航程可以用下列关系来定义：
具体航程=海里数/燃油的磅数
或者
具体航程=(海里每小时)/(磅每小时)
或者
具体航程= 节/燃油流量
如果想得到最大具体航程，飞行条件必须提供一个每燃油流量的最大速度。航程必须和续航时间清晰的区分开来。如图9-11

航程的含义涉及对飞行距离的考虑，而续航时间涉及对飞行时间的考虑。因此，定义一个独立的术语“具体续航时间”是合适的。
具体续航时间=飞行小时/燃油磅数
或者
具体续航时间=每小时飞行时间/每小时燃油磅数