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第二章总体参数设计2.1参数设计的任务和过程(1)飞机总体布局形式(2)起飞总重W0；(3) 最大升力系数 CLmax ；(4) 零升阻力系数 CD0；(5) 推重比 T/W；(6) 翼载 W/S。
本章中假设飞机的任务要求是已知的，任务书中定义的典型参数有：(1) 装载和装载类型；(2) 航程或待机要求；(3) 起飞着陆场长；(4) 爬升要求；(5) 机动要求；(6) 鉴定基准（例如：实验、航标或军用标准●2.2飞机起飞重量的估算●2.2.1飞机起飞重量的分析设计起飞重量包括空机重量和全部载重，如下图所示：以及近似计算过程的框图如下：W 0为飞机的起飞总重，它由以下几部分组成：e f p W W W W ++=0)(eq en st f p W W W W W ++++=Wp ——有效载荷(含乘员)重量；Wf ——燃油重量，包括任务燃油(可用燃油)、备份燃油(安全余油)及死油三部分； We ——空机重量，主要包括结构(机体、起落架、操纵系统等)重量、动力装置重量及设备重量三部分； 因为：e f p W W W W ++=00000)/()/(W W W W W W W e f p ++=e f p W W W W ++=0/(00)/W W所以：000//1W W W W W W e f p--=其中：0/w w f、0/w w e 分别称为燃油重量系数、空机重量系数。
在有效载重Wp 已知的情况下，求出空机重量系数0/w w e 和燃油重量系数 0/w w f (或燃油重量f W )，就可求出0W 。
2.2.2各重量系数的预测一、空机重量系数0/w w e的确定起飞重量中,空机重量可以用对应的空机重量系数乘以起飞重量而得到.空机空重：EE O OW W W W =⨯ 空机重量系数：C EO VS OW AW K W = 相对于O W 的经验空机重量系数统计值对于变后掠翼VS K =1.04, 正常机翼VS K =1.00 取 A=0.93, C=-0.07 VSK =1.00空机重量系数0.070.93ETO TOW W W -= 二、燃油重量系数0/w w f 的确定飞行任务中使用燃油重量为 (1)fused ff TO W m W =-任务燃油重量为 (1)F ff TO fres W m W W =-+ 其中 ff m 为任务燃油系数,fres W 为额外燃油重量, 任务燃油系数ff m = 710i i i iW W =+=∏ 这里注意取0W ＝TO W 典型飞行任务剖面图各任务段重量比的计算： 任务抛面 i i W W /1+发动机启动和暖机0.9900 取自AAA 典型的暖机段燃油系数 滑 跑 0.9950 取自AAA 典型的滑跑段燃油系数 起 飞 0.9950 取自AAA 典型的起飞段燃油系数爬升到巡航高度并加速到巡航速度0.9850 根据经验公式巡 航 0.8185 根据经验公式待 机 0.9323 根据经验公式取m in 30=ltr E施放有效载荷 1.0000待 机 0.9993 式取m in 5=ltr E根据经验公返 航 0.8185 根据经验公式下 降 0.9850 取自AAA 典型的下降段燃油系数 着陆、滑行和关机0.9950取自AAA 典型的着陆/滑行段燃油系数现在开始计算空中中巡航段和待机段的重量比 （1）巡航段54W W发动机耗油率C 发动机类型巡航耗油率待机耗油率２滑跑１发动机启动和暖机起飞４爬升并加速５巡航６待机７下降８着陆滑行并关机本运输机采用双转子，轴流式，高涵道比涡轮风扇发动机V2500这种发动机推力大、耗油率低。
飞行器承重计算公式飞行器的承重计算是飞行器设计和飞行安全的重要组成部分。
通过合理的承重计算，可以确保飞行器在飞行过程中能够承受各种外部力的作用，保证飞行器的安全性和稳定性。
承重计算公式是飞行器设计和制造过程中的关键一步，下面将介绍一些常用的飞行器承重计算公式。
1. 飞行器总承重计算公式。
飞行器总承重计算公式是指飞行器在飞行过程中所受的总承重力，通常表示为W，其计算公式为：W = mg。
其中，W表示飞行器的总承重力，m表示飞行器的质量，g表示重力加速度。
2. 飞行器升力计算公式。
飞行器在飞行过程中所受的升力是飞行器承重计算中的重要参数，其计算公式为：L = 0.5CLrAV^2。
其中，L表示飞行器所受的升力，CL表示升力系数，r表示空气密度，A表示飞行器的翼展面积，V表示飞行速度。
3. 飞行器风载荷计算公式。
风载荷是指飞行器在飞行过程中所受的风力作用，其计算公式为：F = 0.5CDrAV^2。
其中，F表示飞行器所受的风载荷，CD表示风阻系数，r表示空气密度，A表示飞行器的横截面积，V表示风速。
4. 飞行器结构强度计算公式。
飞行器在飞行过程中所受的各种外部力作用会对飞行器的结构强度产生影响，其计算公式为：S = My/I。
其中，S表示飞行器的结构强度，M表示外部力矩，y表示受力点到中性轴的距离，I表示惯性矩。
5. 飞行器最大起飞重量计算公式。
飞行器的最大起飞重量是指飞行器在起飞时所能承受的最大重量，其计算公式为：MTOW = W + F。
其中，MTOW表示最大起飞重量，W表示飞行器的总承重力，F表示飞行器所受的风载荷。
通过以上的承重计算公式，可以对飞行器在飞行过程中所受的各种外部力作用进行合理的计算和分析，从而确保飞行器的安全性和稳定性。
同时，承重计算公式也是飞行器设计和制造过程中的重要工具，对于飞行器的设计和制造具有重要的指导意义。
在实际的飞行器设计和制造过程中，承重计算公式需要根据具体的飞行器类型、飞行任务和飞行环境进行合理的调整和应用，以确保飞行器的安全性和稳定性。
一、 重量估算飞机起飞重量的第一次近似计算是由统计数据近似得出的，较为粗略，只能反映出飞机起飞质量的范围。
在飞机初步设计阶段，主要采用第二次近似。
方法主要是通过迭代运算使质量方程平衡，与第一次近似相比主要区别在，考虑了结构、动力装置、设备与控制系统跟起飞质量的关系。
1. 近似分类重量法设计初期，希望进行粗略的重心估算，要不然在尔后严格的估算中心还可能有大的返工。
按照下表提供的一种简单的统计方法，可进行粗略的重心估算。
根据过去已有飞机的每平方英尺外露面积的重量来确定机翼和尾翼的重量，机身重量也是根据机身的浸湿面积确定的；起落架的重量按其所占起飞重量的百分数来估算；装机发动机的重量，是将非装机发动机的重量乘以一个系数；最后，属于空机重量剩余项目的全部重量也可用占起飞重量的百分数估算。
本方法因为受到浸湿面积和参考系数的误差影响较大因2. 统计分类重量法更加精确的分类重量估算是运用了统计公式。
这些公式是用相当成熟的回归分析方法推到的。
为了得到用于公式的原始统计资料，重量工程师们必须尽可能多地收集近代飞机分类重量说明和详细的飞机蓝图。
由于无法以显函数形式求出，因此必须采用迭代法。
求解模型如下：()49.03.004.0006.06.020035.0758.0cos 100cos 0.1427dgZfw W W n c t Q A W S W -⎪⎭⎫ ⎝⎛Λ⎪⎭⎫ ⎝⎛Λ=λ机翼()02.0043.0212.0896.0168.0414.0cos cos 1000.0442--⎪⎪⎭⎫ ⎝⎛Λ⎪⎪⎭⎫ ⎝⎛Λ=htht ht ht dg Z A s t S Q W n W λ平尾()39.0357.0249.0873.0122.0376.0cos cos 1002.010221.0--⎪⎪⎭⎫ ⎝⎛Λ⎪⎪⎭⎫ ⎝⎛Λ⎪⎪⎭⎫ ⎝⎛+=htvt vt vt dg Z v t As t S Q W n H H W λ垂尾()()p r e s stdg Z fW Q D L L W n S W +=--241.0072.0051.0177.0086.11327.0机身()()409.0768.0121286.0m l l L W N W =主起()()845.0566.0122421.0nl l L W N W =前起enen N W W 922.0421.2=发动机安装总重157.0242.0363.0726.0113766.0ent t i t N N V V V W ⎪⎪⎭⎫ ⎝⎛+=燃油系统()80.04371.0536.1104361.0-⨯=dg Z w W n b L W 飞控dgW W 001.0=液压()51.05331.8电子燃油系统电气W W W +=933.00078.2navW W =电子93.017.068.052.02074.0Ma W N W W p dg 电子空调和防冰=51.290582.0-=dg W W 内饰式中， 4.8=A ，为展弦比；11.2=D ，为机身直径 (m)；v t H H =0.0 常规尾翼；=1.0 T 型尾翼；4.16=L ，机身结构长度 (m)；1=m L 主起落架长度 (m)； 1=n L 前起落架长度 (m)； 9.7=t L 尾力臂 (m)； 82.0=Ma 飞行马赫数；2=en N 发动机数目；10=p N 载人数目 (成员和旅客)；6=t N 油箱数目；Z n 极限过载=1.5×限制过载；10136.672=Q 巡航时的动压 (2m N )； 2.7=ht S 水平尾翼面积 (2m )；7.6=vt S 垂直尾翼面积 (2m )； 3083.6=i V 整体油箱容积 (L)； 6167.3=t V 总油量容积 (L)； dg W 迭代初始重量 (Kg)；618.7=en W 单台发动机重量 (Kg)； 360=uav W 未装机电子设备重量 (Kg)；Λ 25%气动弦处机翼后掠角。
空运领域的航空器重量与平衡计算与控制在空运领域，航空器的重量与平衡计算与控制是非常重要的环节。
准确计算航空器的重量以及良好的平衡对于保证航空器的安全性和飞行性能至关重要。
本文将着重介绍空运领域中航空器重量与平衡计算与控制的相关内容，并探讨其在航空行业中的重要性。
一、航空器重量计算航空器的重量计算是确定航空器机身、机翼、引擎以及各个系统的总重量的过程。
准确的重量计算可为飞行性能和燃料消耗提供准确的依据，对于设计、修复和维护航空器都至关重要。
1. 航空器重量组成航空器的重量主要由以下几部分组成：空机重量（无燃料、货物和乘客的航空器重量）、燃料重量、货物重量和乘客重量。
各个部分的重量需要准确计算，其中航空器的结构重量和燃料重量是特别重要的部分。
2. 重量计算方法航空器的重量计算可以通过两种主要方法进行：直接测量和间接估算。
直接测量是通过称重仪器对航空器各个部分进行实际称重来计算总重量；间接估算是通过使用数据库、公式和计算模型来估算航空器的总重量。
二、航空器平衡计算航空器的平衡计算是确定航空器的重心位置的过程。
航空器的重心位置直接影响航空器的稳定性和操纵性能，因此平衡计算是确保航空器安全飞行的重要环节。
1. 平衡计算的内容航空器的平衡计算主要包括飞机的纵向平衡和横向平衡。
纵向平衡计算涉及到飞机的长轴，包括重心位置和稳定性；横向平衡计算涉及到飞机的短轴，包括机翼和水平尾翼的升力和阻力平衡。
2. 平衡计算方法航空器的平衡计算可以通过两种主要方法进行：几何计算和力矩平衡。
几何计算是通过测量飞机的几何参数来确定平衡情况；力矩平衡是通过计算飞机的各种力和力矩来判断平衡状态。
三、航空器重量与平衡控制航空器的重量与平衡控制是为了确保航空器在飞行过程中保持合适的重心位置和平衡状态。
重量与平衡控制的目标是保证飞机的安全性、稳定性和操纵性能。
1. 重量与平衡控制的手段航空器的重量与平衡控制可以通过以下几个方面来实现：负载控制（包括乘客、货物和燃料的合理安排）、重心控制和平衡控制。
飞行器性能参数估计算法研究近年来，随着人类对飞行器的需求越来越大，飞行器性能参数的估计算法也成为了研究的热点之一。
飞行器性能参数估计算法的研究，可以帮助人们更好地了解飞行器的性能特点，从而指导飞行器的研发和设计。
本文将从以下三个方面出发，探讨飞行器性能参数估计算法的研究进展。
一、飞行器性能参数的意义和作用飞行器性能参数是描述飞行器特性的一组指标，主要包括飞行器的重量、速度、推力、升力、气动阻力等。
对于飞行器的研发和设计而言，准确地估计飞行器性能参数是非常重要的。
一方面，可以帮助设计师更好地掌握飞行器的特性，从而做出更加优化的设计;另一方面，可以为试飞和操作提供更加准确的指导，从而保障飞行安全。
二、飞行器性能参数估计算法的类型目前，常用的飞行器性能参数估计算法主要有以下几种。
1、基于飞行数据的性能参数估计算法。
这种算法通过收集实际飞行数据，对飞行器的性能参数进行估计。
由于数据来源的可靠性和准确性，这种算法具有很高的精度和实用性，因此广泛应用于实际工程中。
2、基于系统模型的性能参数估计算法。
这种算法通过建立飞行器的数学模型，以模拟各种试验和操作，进而计算出飞行器的性能参数。
由于基于理论分析，这种算法可以对飞行器在不同条件下的性能进行预测和优化，因此在飞行器设计和研发的早期阶段应用广泛。
3、基于机器学习的性能参数估计算法。
这种算法通过收集海量数据，并利用机器学习算法进行学习和模拟，从而预测和估计飞行器的性能参数。
由于该算法具有高度灵活性和可扩展性，因此在大数据分析和智能化研发领域应用广泛。
三、飞行器性能参数估计算法的研究进展飞行器性能参数估计算法的研究已经取得了长足的进展。
一方面，国内外学者不断钻研和探索，提出了许多新颖的算法，如中微子滤波算法、卡尔曼滤波算法等;另一方面，新型传感器、智能算法和大数据分析技术的出现，也为飞行器性能参数估计算法的研究提供了更加广阔的思路和方法。
总之，飞行器性能参数估计算法的研究是一个不断开拓的领域。
