飞机重量估算
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飞机重量和重心计算讲解
10%； • 如果起落架不安装在机翼，减少5%； • 采用富勒襟翼，增加2%。 • 讨论：
bs W机翼 可通过增加翼载来减缓由于bs 带来的不利因素，故大型飞机
通常有较高的翼载
From 《Synthesis of Subsonic Airplane Design》 ,Torenbeek,1982
航空宇航学院
控制面操纵系统的重量
W操纵 K SC (Wto )2/3 0.768 (kg)
• 设有双重操纵机构的轻型飞机：KSC=0.23 • 用于手操纵的运输机和教练机： KSC=0.44 • 运输机，动力操纵系统，仅有后缘襟翼： KSC=0.64 • 有前缘襟翼时，增加20%。
航空宇航学院
(kg)
• 对于增压客舱，增加8%； • 后机身安装发动机，增加4%； • 主起落架在机身上，增加7%； • 若无主起落架支撑结构，也无机轮舱减少4%； • 对于货机，增加10%。
From 《Synthesis of Subsonic Airplane Design》 ,Torenbeek,1982
根据油箱布置的位置 计算油箱的体积和重量，燃油密度＝0.8g/cm3
• 有效载荷（乘客和行李、 货物或武器弹药）
由载荷的布置来确定
航空宇航学院
全机重量计算和重心定位
xG
(mgx)i (mg)i
yG
(mgy)i (mg)i
重心在平均空气动力翼弦的位置：
xG
xG xA cA
√
• 使用燃油
√
航空宇航学院
飞机的过载
• 结构重量与飞机过载有关
• 几种飞机的使用过载：
战斗机： 教练机和攻击机： 轰炸机： 运输机和货机：
bs W机翼 可通过增加翼载来减缓由于bs 带来的不利因素，故大型飞机
通常有较高的翼载
From 《Synthesis of Subsonic Airplane Design》 ,Torenbeek,1982
航空宇航学院
控制面操纵系统的重量
W操纵 K SC (Wto )2/3 0.768 (kg)
• 设有双重操纵机构的轻型飞机：KSC=0.23 • 用于手操纵的运输机和教练机： KSC=0.44 • 运输机，动力操纵系统，仅有后缘襟翼： KSC=0.64 • 有前缘襟翼时，增加20%。
航空宇航学院
(kg)
• 对于增压客舱，增加8%； • 后机身安装发动机，增加4%； • 主起落架在机身上，增加7%； • 若无主起落架支撑结构，也无机轮舱减少4%； • 对于货机，增加10%。
From 《Synthesis of Subsonic Airplane Design》 ,Torenbeek,1982
根据油箱布置的位置 计算油箱的体积和重量，燃油密度＝0.8g/cm3
• 有效载荷（乘客和行李、 货物或武器弹药）
由载荷的布置来确定
航空宇航学院
全机重量计算和重心定位
xG
(mgx)i (mg)i
yG
(mgy)i (mg)i
重心在平均空气动力翼弦的位置：
xG
xG xA cA
√
• 使用燃油
√
航空宇航学院
飞机的过载
• 结构重量与飞机过载有关
• 几种飞机的使用过载：
战斗机： 教练机和攻击机： 轰炸机： 运输机和货机：
轻型复合材料电动飞机重量及重心估算研究
轻型复合材料电动飞机重量及重心估算研究
刘福佳;顾超
【期刊名称】《科技创新与应用》
【年(卷),期】2016(000)005
【摘要】在飞机初步方案设计阶段，对各部件、各系统的重量和重心计算是比较困难的，将这些重量和重心求出来以后，进一步计算全机的重量和重心就比较容易了。
文章结合某型双座电动复合材料飞机重量和重心数据，给出了在初步方案设计时，轻型复合材料电动飞机的重量及重心的估算方法。
【总页数】2页(P17-17,18)
【作者】刘福佳;顾超
【作者单位】沈阳航空航天大学辽宁通用航空研究院，辽宁沈阳 110136;沈阳航空航天大学辽宁通用航空研究院，辽宁沈阳 110136
【正文语种】中文
【相关文献】
1.轻型复合材料飞机重量估算方法研究
2.轻型飞机重量重心的测量及计算方法研究
3.轻型飞机重量重心的测量及计算方法研究
4.电动轻型运动飞机起飞重量估算方法研究
5.电动轻型运动飞机起飞重量估算方法研究
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飞行器设计重量估算
• 注释：
客机的结构重量（机翼、机身、尾翼、起落架） 一般占最大起飞重量30％～35％。
基于统计方法的重量估算方程
参考文献
1. D. Howe, Aircraft Conceptual Design Synthesis, Professional Engineering Publishing Limited, London, UK, 2000. L. R. Jenkinson, P. Simpkin, D. Rhodes, Civil Jet Aircraft Design, AIAA Inc, 1999
基于统计方法的重量估算方程
• 机翼重量
– 按理想的基本结构重量、修正系数、机身影响系数 三部分分别计算。 （1）理想的基本结构重量MIPS
M IPS = mC + mr M0
(kg）
mC = 1920 A1.5 S 0.5 Nr (1 + λ )sec φ sec ϕ / τ f a
mr = 3S τ M 0 A0.25
• 基于近似分析模型
– 工程梁理论
• 基于数值仿真/虚拟样机的方法
– 结构有限元模型 – 三维CAD模型
按基本空重百分比分配重量指标
重量统计数据
按基本空重百分比分配重量指标
重量统计数据（续）
按基本空重百分比分配重量指标
对于同类型飞机，机翼、机身、尾翼、短舱、起落架、推进系统、 固定设备在基本空重所占百分比存在一定的统计关系。
• 重心调整
– 若重心估算的结果表明，基本空机重量不符合上述统计规 律，需调整机翼位置。
1 ΔxG = cA
⎤ ⎡ W机翼 − 1)⎥ Δx机翼 ⎢( ⎦ ⎣ Wto
Δx 机翼－机翼移动量 ΔxG － 全机重心在平均气动弦上 的移动量
起飞重量估算方法
起飞重量估算方法
飞机的起飞重量是飞行员在进行飞行计划时必须准确估算的重要参数。
起飞重量估算方法是飞行计划中一个重要的步骤，它涉及到飞机的载重量、燃油量、乘客和货物的重量等诸多因素。
一个准确的起飞重量估算是保障飞行安全的基础。
首先，起飞重量的估算需要考虑飞机的空机重量。
空机重量是指飞机本身的重量，包括机身、发动机、座椅等。
飞行员需要准确了解飞机的空机重量，以便在计算起飞重量时进行准确的扣除。
其次，燃油量也是起飞重量估算中一个重要的因素。
燃油是飞机飞行的动力来源，也是飞机起飞重量中一个重要的组成部分。
飞行员需要根据飞行计划的距离和航程，准确估算飞机需要携带的燃油量。
此外，乘客和货物的重量也需要被考虑在起飞重量的估算中。
飞行员需要根据乘客和货物的数量和重量，对飞机的起飞重量进行合理的增加。
在实际的操作中，飞行员可以利用飞机的重量和平衡手册，进行准确的起飞重量估算。
飞机的重量和平衡手册会提供飞机的各项重量数据和相关的计算方法，帮助飞行员进行准确的起飞重量估算。
此外，一些现代化的飞机还配备了电子计算系统，可以帮助飞行员进行起飞重量的快速估算。
这些电子计算系统会根据飞机的载重量、燃油量、乘客和货物的重量等因素，自动计算出起飞重量，并提供给飞行员参考。
在实际飞行中，准确的起飞重量估算对保障飞行安全至关重要。
飞行员需要充分了解飞机的相关数据和计算方法，利用飞机的重量和平衡手册或电子计算系统，进行准确的起飞重量估算，以确保飞机在起飞时能够达到合适的重量和平衡状态。
飞机重量估算研究.doc
飞机重量估算研究【摘要】在飞机概念设计阶段，因许多设计细节未确定，飞机分类重量采用理论分析与统计方法相结合的方法进行估算。
本文参考《飞机设计手册》等飞机设计资料，结合涡扇类飞机概念设计重量估算方法进行了分析与研究。
【关键词】飞机；重量；结构0 前言在飞机概念设计阶段，估算飞机的重量分为第一次近似计算和第二次近似计算。
一般在第一次近似计算中采用重量系数法估算飞机起飞重量，结合所设计飞机的用途和种类进行合理取值，得到飞机各组成部分重量和飞机起飞重量；在第二次近似计算中采用公式法（即计算法），即把第一次近似计算求出的飞机起飞重量作为初值，利用已有的统计公式预估飞机各组成部分重量。
本文结合B737-200飞机对涡扇类飞机重量估算方法进行了介绍，给出了估算误差及初步适用分析。
1 飞机重量估算1.1 飞机重量第一次近似计算飞机起飞重量=结构重量+动力系统重量+设备和操纵系统重量 +燃油重量+固定载重+专用载重。
即：W0=Wstr+Wen+Weq+WFuel+Wlod+Wprof（2-1）对（2-1）式中的各项除以W0，得：W0=■（2-2）其中：■■=■，■■=■，■■=■，■■=■根据文献[2]，对于B737-200飞机，W■=3040kg，W■=15780kg，■■=0.258，■■=0.090，■■=0.122，■■=0.171将以上数据代入（2-2）式，求得飞机起飞重量的第一次近似值为：W0=52390kg1.2 飞机重量第二次近似计算1.2.1 机翼重量文献[3]中共提供了六种民用飞机机翼重量估算方法，根据初步分析，概念设计阶段估算机翼重量，只能采用方法一和方法五。
根据方法一，机翼重量如下：W■=19.938WmTO0.389Sw0.843（1+cosΛw0.25）-1.017×A0.192■r-0.098（0.01νmD）0.232（1 +Klge）0.407（1+Krl）-1.159（2-3）式中：Ww―机翼重量；WmTO―最大起飞总重；Sw―机翼理论面积；Λw0.25―机翼1/4弦线后掠角；A―展弦比；■r―机翼根部相对厚度；νmD―最大许可俯冲速度；Klge―起落架和发动机影响系数：对于B737-200飞机 Klge=0.6；Krl―卸载系数：Krl=∑（W■■）/（0.3WmTO）式中：Wep―发动机及其挂架等组件重量；a―发动机及其挂架等组件距飞机中心线的距离； b―机翼展长。
两座飞机概念阶段重量估算方法
两座飞机概念阶段重量估算方法在概念阶段制定两座飞机研制的各项指标中，起飞重量是一个关键要素，对两座飞机的各项总体参数有着决定性的影响。
本文利用经验公式法，总结分析了各分类部件重量估算方法。
建立了两座飞机起飞重量估算模型，分析了估算模型迭代方法及收敛性。
标签：两座飞机；起飞重量；概念设计1 引言起飛重量是两座飞机设计重要目标也是飞机设计的起点。
它不仅影响到飞机功重比和翼载荷等关键参数的选取，还决定两座飞机的基本尺寸、飞行性能和成本等。
在两座飞机的概念设计阶段，估算起飞重量时很难考虑到所有组成部分的要求，由于所有组成部分的重量本身又取决于两座飞机起飞重量的大小，而两座飞机各组成部分的重量未定，又确定不了起飞重量。
本文旨在分析两座飞机重量组成部分的同时，提出一种两座飞机起飞重量的估算方法。
2 两座飞机分类重量估算2.1 结构重量2.1.1 机翼重量机翼是飞机的重要部件之一，其最主要作用是产生升力。
机翼的重量与展弦比、翼型相对厚度、后掠角等几何参数以及最大使用过载、翼载的大小有关，同时还与机翼的形式有关。
对于常规机翼重量估算采用Cessna方法。
因为Cessna 长期从事轻型飞机的生产制造，旗下有多款轻型飞机在售，并在全世界范围内广受欢迎。
因此其方法用于两座飞机的重量估算较为可信。
2.1.2 机身重量两座飞机机身主要由蒙皮、框和长桁等主要结构件，通过机械连接等方式进行连接。
两座飞机机身结构的重量估算公式同样采用Cessna的方法。
2.1.3 尾翼重量两座飞机尾翼的结构形式与机翼相类似，尾翼一般可分为垂直尾翼和水平尾翼。
其重量估算公式为候鸟维方法。
水平尾翼垂直尾翼2.1.4 起落架重量起落架就是两座飞机在地面停放、起落滑跑时用于支持两座飞机重量、承受相应载荷、吸收和消耗着陆撞击能量的起飞着陆装置。
起落架的重量统计估算公式同样采用Cessna方法。
固定式起落架：2.2 固定设备重量由于飞机的类型和用途不同，各种飞机的固定设备项目差别很大，本文只针对两座飞机，因此估算方法采用Cessna的方法和分类。
轻型复合材料飞机重量估算方法研究
轻型复合材料飞机重量估算方法研究作者：顾超刘福佳来源：《中国高新技术企业》2016年第06期摘要：随着复合材料的迅速发展，飞机采用复合材料可以降低20%～30%的重量，因此，目前多数轻型飞机的结构设计开始使用复合材料。
文章结合某轻型双座复合材料电动飞机的重量数据，对传统的通用飞机估算方法进行了修正，给出了在总体方案设计阶段轻型复合材料飞机的全机重量及飞机的各部分重量的估算方法，通过算例对其进行了验证。
关键词：复合材料；全机重量；飞机重量估算方法；轻型飞机；重量数据文献标识码：A中图分类号：V221 文章编号：1009-2374（2016）06-0023-02 DOI：10.13535/ki.11-4406/n.2016.06.012在进行飞机总体方案设计时，开始不可能精确地求出飞机的全机重量值，而只能进行初步的估算。
飞机重量的估算方法有许多种，简繁和准确程度也很不一样，但在飞机总体设计阶段所使用的方法，在原理上都是利用统计资料和一些近似计算公式，按逐步逼近的方法求解全机重量的近似值。
在飞机初步设计阶段，飞机的重量对飞机设计的影响比其他任何设计参数都大。
在飞机初步方案设计阶段，对各部件、各系统的重量和重心计算是比较困难的，将这些重量和重心求出来以后，进一步计算全机的重量和重心就比较容易了。
因此，对飞机各部分重量的估算在飞机初步设计阶段起着关键的作用。
本文通过对传统的飞机估算方法的研究，结合某轻型复合材料电动飞机的重量数据，给出在总体方案设计阶段轻型复合材料电动飞机的全机重量及飞机的各部分重量的估算方法。
1 飞机重量的分类飞机的构造复杂，由众多零构件和各种设备组成。
对飞机重量进行精确的计算，理应从每一个零件和每一种设备入手，但在总体方案设计阶段，这是根本不可能的，也是不必要的。
为了分析研究和计算的方便，通常是将飞机的重量划分成若干个组成部分或者叫做分类。
这种划分可粗可细，但在飞机总体方案设计阶段，比较典型的分法，如图1所示：图1 飞机重量分类图飞机的全机重量通常是指飞机的正常起飞重量，是飞机各部分重量的代数和。
翼身融合布局客机概念设计的结构重量预测方法
乘坐体验改善
翼身融合布局客机在客舱布局、噪音和振 动控制等方面进行了优化，提高了乘客的 乘坐舒适度。
03
结构重量预测方法
基于经验公式的预测方法
总结词
经验公式是基于历史数据和统计分析得 出的公式，可用于初步估算结构重量。
缺点
精度受限于公式的适用范围和数据的 可靠性，无法考虑多种设计和材料因
素，可能导致较大误差。
02
翼身融合布局客机概念设计分析
布局特点
1 2 3
一体化设计
翼身融合布局客机采用机翼与机身一体化设计， 无明显的机翼和机身界限，从而减小飞行阻力， 提高飞行效率。
升力体设计
通过优化机翼与机身的融合方式，形成升力体结 构，增加机翼面积，降低翼载荷，提高客机的短 距起降能力。
先进的推进系统
翼身融合布局客机通常采用高涵道比涡扇发动机 ，以减小噪音和油耗，同时提高推力。
经验公式法
适用于传统布局客机或稍作改进的客机，对于全新布局的客机可能 不适用。
人工智能法
适用于具有大量历史数据的客机类型，对于缺乏数据的全新布局客机 可能不适用。同时，需要专业人员对模型进行训练和调优。
计算效率分析
有限元分析法
由于该方法涉及大量计算和迭代，计算效率相对较低，耗时较长。
经验公式法
计算效率较高，只需输入相关参数，即可快速得到预测结果。
成本控制
结构重量的增加通常意味着需要使用更多材 料，从而增加生产成本。准确预测重量有助 于控制成本。
本报告的目的和内容概述
目的
本报告旨在探讨翼身融合布局客机概念 设计阶段的结构重量预测方法，为设计 师提供有用的工具和指导。
VS
内容概述
报告将首先介绍翼身融合布局的基础知识 和设计理念。接着，将详细阐述结构重量 预测的方法和技术，包括基于经验的公式 、数值模拟等。最后，将讨论这些方法在 实际应用中的优缺点及适用范围。
飞机重量估算分析与方法探讨
Science &Technology Vision 科技视界0引言重量设计工作贯穿飞机方案论证、工程研制、设计定型、试生产及服役期的全生命周期,直接服务于飞机参数选择、总体布置,以及飞机的性能、载荷、气动弹性特性和成本费用估算等,产生的计算与分析的结果数据在某种程度上决定了飞机研制的成败。
重量设计工作在飞机研制的整个过程,大致可划分为重量估算、重量分配、质量特性数据计算和称重检验四个方面的工作,其中重量估算是每个型号设计和发展的重要环节,是方案论证阶段的总体布局的重要组成部分,其中的重量指标是方案论证阶段的基本原始数据之一,将作为一项设计目标来检查和考核。
重量估算是采用先进的质量特性估算手段,建立清晰的工作流和数据流,实现方案论证阶段飞机重量、重心、惯性矩的快速、有效分析,从而能够准确掌握飞机的重量状态,制定客观、合理的重量指标,提供准确的重量数据,以便及时对飞机的各项性能进行准确分析和评估,供方案论证阶段使用。
1重量估算的工作流1.1内容重量估算是在基本确定的使用性能参数和总体几何参数,如最大起飞重量、使用过载、座舱压差、载重、机体几何尺寸等约束参数,对飞机的目标重量(正常起飞重量等)进行多种方法的评估,继而估算飞机空机及各部分的重量,汇总为空机重量重心、使用空机重量重心、燃油重量重心、空机满油重量重心、转场重量重心、最大起飞重量重心及进行其他质量特性数据的估算。
1.2流程重量估算在概念和初步设计过程中是重量反复迭代过程,从起飞重量的预测值开始,逐步逼近精确值,迭代过程终止得到的起飞重量、空重、各部分的重量及相关质量特性数据。
重量估算在概念和初步设计阶段的反复迭代过程见图1。
考虑到估算工作由粗到细,及其内在联系和先后次序,又可以进一步细化为起飞总重估算、空重总重估算和各部件重量估算三个阶段,但三个阶段的重量参数并不是相互割裂,而是紧密联系。
图11.3方法飞机重量估算方法有许多种,简繁和准确程度也很不一样,但在飞机概念和初步设计阶段所用的方法,在原理上都是利用统计资料和一些近似计算公式,按逐步逼近的方法求解近似值,所以起飞总重、空机重量、各部件重量的估算方法大致可以归纳为两类:“原准统计法”和“统计分析法”。
飞机总体设计参数估算
（m）
计算模型（进场速度 ）
• 进场速度
进场速度的计算公式为：
Va = 1.3Vstall
其中Vstall飞机失速速度，由下式确定：
Vstall = nM ld 1 ρ SCL max, L 2
(m/s)
Mld 飞机最大着陆重量； ρ 机场空气密度，一般为标准大气压下海平面空气密度。 S 机翼面积； CLmax,L 为着陆状态时机可以达到的最大升力系数。 n 法向过载系数，取0.88
军用喷气运输机/轰炸机的重量统计数据
军用喷气运输机/轰炸机重量统计数据拟合
运输机的统计数据
拟合出的统计关系
燃油系数的计算
• 燃油系数主要由任务剖面中巡航阶段确定，其它阶段 巡航阶段以外）的燃油系数为：
• 巡航阶段燃油系数可用Breguet航程方程确定
Breguet航程方程
对于喷气为推力的飞机，航程计算公式为：
界限线和地毯图
界限线图
根据给定各项性能指标，形成一个关于能满足设计要求的推 重比和翼载的可选区域。
起飞距离 = f1(T0/ Wto, Wto/S) 着陆距离＝f2(T0/ Wto, Wto/S) 升限 = f3(T0/ Wto, Wto/S) 第二阶段爬升= f4(T0/ Wto, Wto/S) V进场 = f5(T0/ Wto, Wto/S) ……
关键：性能～翼载和推重比的计算模型
计算模型（起飞距离）
• 起飞距离
– 正常起飞情况（发动机正常工作）的计算公式：
k ToL = e CLUS ⎛ T ⎞ ⎜ ⎟ ⎝ Mg ⎠
−1.35
⎛ Mg 0 ⎞ ⎛ Mg ⎞ + 6⎜ ⎟ ⎜ ⎟ SCLUS ⎠ ⎝ S ⎠0 ⎝
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发动机安装在机翼上： 发动机安装在机身后部：０.47 ~ 0.50 L身
战斗机：
发动机安装在机身内： 0.45 L身
重心位置估算
• 起落装置
– 假设与全机重心重合
• 动力装置
– 由发动机重心位置来确定
• 固定设备
– 假设与全机重心重合
• 燃油
– 根据油箱布置的位置 – 计算油箱的体积和重量，燃油密度＝0.8g/cm3
中程客机
重心位置
• 正常使用重心
–飞机在正常飞行过程中，经常保持的重心位置。
• 使用重心前限
–飞机在飞行过程中，重心可能的最前位置。
• 使用重心后限
–飞机在飞行过程中，重心可能的最后位置。
重心位置估算
L/2
• 机翼
– 直机翼
(38~40%)cA
0.4L/2
– 后掠角和三角翼
(40~42%)cA
35%半展长
• 注释：
客机的结构重量（机翼、机身、尾翼、起落架） 一般占最大起飞重量30％～35％。
基于统计方法的重量估算方程
参考文献
1.
2.
D. Howe, Aircraft Conceptual Design Synthesis, Professional Engineering Publishing Limited, London, UK, 2000.
基于统计方法的重量估算方程
• 机翼重量
– 按理想的基本结构重量、修正系数、机身影响系数
三部分分别计算。 （1）理想的基本结构重量MIPS
M IPS mC mr M0
(kg）
mC 1920 A1.5 S 0.5 Nr (1 )sec sec / f a
mr 3S M 0 A0.25
• 基于近似分析模型
– 工程梁理论
• 基于数值仿真/虚拟样机的方法
– 结构有限元模型 – 三维CAD模型
按基本空重百分比分配重量指标
重量统计数据
按基本空重百分比分配重量指标
重量统计数据（续）
按基本空重百分比分配重量指标
对于同类型飞机，机翼、机身、尾翼、短舱、起落架、推进系统、 固定设备在基本空重所占百分比存在一定的统计关系。
• 重心调整
– 若重心估算的结果表明，基本空机重量不符合上述统计规 律，需调整机翼位置。
1 xG cA
W机翼 1) x机翼 ( Wto
Δx 机翼－机翼移动量 ΔxG － 全机重心在平均气动弦上 的移动量
飞机重心定位细目表
部件、载重
mgx(10N·m) x(m) mg(10N) y(m) mgy(10N·m)
按基本空重百分比分配重量指标
典型的重量指标分配
按基本空重百分比分配重量指标
参考文献
1. R. D. Schaufele, The Element of Aircraft Preliminary Design, Aries Publications, Santa Ana, California, 2000.
重心位置估算
• 平尾 • 垂尾
38%半展长
(45~50%)cA
重心位置估算
• 机身
螺浆单发
拉进式: 推进式: ０.32 ~ 0.35 L身 ０.45 ~ 0.48 L身 ０.38 ~ 0.40 L身 ０.45 ~ 0.48 L身 ０.42 ~ 0.45 L身
螺浆双发：
拉进式: 推进式:
喷气运输机：
基于统计方法的重量估算方程
（4）机翼总重
M wing C y mC mr Cx M 0
上述计算式中
面积单位为：m2
角度：度
基于统计方法的重量估算方程
• 尾翼重量
水平尾翼的重量：
M H 0.047VD SH 1.24
MV 0.065k12VD SV 1.15
垂直尾翼的重量：
合 计
(mgx)
i
(mg)
i
(mgy )
i
典型短程客机重心变化范围图
课后任务
• 根据已经得到的初步方案，计算该方案的重 量和重心。
重量估算与指标分配
南京航空航天大学
余雄庆
概念设计流程
设计
全机布局设计
No 满足要求？ 方案最优？
设计要求、适航条例
Yes
机身外形初步设计
确定主要参数
初 步 方 案
方案分析与评估
起 落 架
分 系 统 发动机选择
重量特性
动力特性 操稳特性 噪声特性 可靠性
气动特性
性能评估 经济性分析 排放量 维修性
机翼外形初步设计
VD－设计俯冲速度，客机的典型值为200m/s。 SH －平尾面积； SV －垂尾面积；
K12 －为尾翼布局系数，范围为1.0-1.5，根据平尾的安装位置来选择。
若平尾安装于机身尾段， K12 选择为1.0;若为T型尾翼， K12 选择为1.5。
基于统计方法的重量估算方程
• 动力装置重量
– 动力装置重量包括发动机、安装、排气系统、短舱等重 量，计算公式为：
基于统计方法的重量估算方程
• 思路
– 通过收集现有的外形数据与结构部件重量的数据， 应用统计学的方法，得到外形数据与结构部件重量 之间的近似数学表达式。
• 特点
– 只能适用于类似的飞机。 – 所需的输入数据较少，一般只需主要外形数据。 – 重量与外形设计参数有显式关系式。
– 若飞机的差别较大，精度不高。
• 有效载荷（乘客和行李、 货物或武器弹药）
– 由载荷的布置来确定
重心位置估算
xG
(mgx) (mg)
(mgy) (mg)
i
i
yG
i
i
cA
xG x A 100％ 重心在平均空气动力翼弦的位置： xG cA
基本空机重量状态的重心位置
• 统计规律
– 对于翼吊布局，重心大约在25％平均气动弦长处左右。 – 对于尾吊布局，重心大约在35％平均气动弦长处左右。
– 如果飞机的性能指标保持不变，结构重量增加将导致油耗增加， 需更大的发动机，更强起落架、较大的机翼和尾翼面积。 – 反过来，这些增加将要求更重的结构;更重结构又…… – 这种恶性循环引起所谓的“重量雪球效应”。
结构重量增加导致的后果
增加1000kg无用结构重量，对二种座级飞机产生的影响
重量组成
尾翼外形初步设计 总体布置 形成初步方案
机场适应性 ……
分析
提 纲
• 重量指标的重要性
• 重量的组成
• 估算方法
• 重心估算与机翼位置调整
重量的重要性
• 使用重量增加引起的后果：
– 航程缩短、爬升率下降、起飞和着陆距离增加. – 若想保持性能不变，则有效载荷不得不减小。
– 飞机成本增加。
• 结构重量增加引起的恶性循环
次级机翼结构修正系数
基于统计方法的重量估算方程
（3）机身对机翼影响 考虑到机翼结构穿过机身结构，当机身变宽时机翼重量会 加重。引入系数Cy：
2 C y 1.13 1 5 0.0027 1 43
其中，β为机身最大宽度与机翼展长的比值：
Bf / b
L. R. Jenkinson, P. Simpkin, D. Rhodes, Civil Jet Aircraft Design, AIAA Inc, 1999
重量数据的列表
机体结构
空机 重量
最大 起飞 重量 最大 零油 重量 使用 空重
推进系统 固定设备
使用项目 机组 有效载荷
可用燃油
每座使用空重（衡量重量指标的先进性）
基于统计方法的重量估算方程
• 机身重量
M FUS 2L f C2 p(9.75 5.84 B f ) 1.5 ( B f H f ) 2 (B H ) f f
(kg）
Lf－机身长度（m）； Bf－机身最大宽度（m）；
Hf－机身最大高度（m）；
C2－增压机身系数，对于客机取0.79； p－客舱内外压差，单位是巴（bar），典型值0.58。
其中： 95－乘客平均体重（约75kg）与平均行李重量（约20kg）之和； P－飞机载客人数； Mfreight－不含旅客和行李的货运重量。
基于统计方法的重量估算方程
• 最大起飞重量
M 0 M 机身＋M 商载＋M 使用项目＋M 机翼＋M 尾翼 M 动力 ＋M 起落架＋M 系统和固定设备＋M 燃油
• 结构重量
– – – – – 机翼 机身 尾翼 短舱 起落架
最 大 起 飞 重 量
零 燃 油 重 量
使 用 空 重
基 本 空 量
• 推进系统 • 固定设备 • 使用项目 • 机组 • 有效载荷（商载） • 燃油
结构重量估算方法
• 基于统计的估算方法
– 基于统计数据，按基本空重百分比分配重量指标
– 基于统计数据，建立参数化的结构部件重量估算方程
1.25 0.5 0.5 S 2 2 1 0.34 0.44 2.2 1 0.72 A
基于统计方法的重量估算方程
客机VD的典型 值为200m/s。
NrA M 2.5 f a 1.12 0.75 1.5 0 1 sec sec S
– 包括机组人员重量（含机组人员需要的相关物品）、安 全设备（应急氧气和救生艇）、装货设备、水、食品等。
85nC FOP P
其中 P是乘客人数， nC是机组人员人数，
kg
FOP是一个取决于航程的系数，对于中短程客机取12。
基于统计方法的重量估算方程
战斗机：
发动机安装在机身内： 0.45 L身
重心位置估算
• 起落装置
– 假设与全机重心重合
• 动力装置
– 由发动机重心位置来确定
• 固定设备
– 假设与全机重心重合
• 燃油
– 根据油箱布置的位置 – 计算油箱的体积和重量，燃油密度＝0.8g/cm3
中程客机
重心位置
• 正常使用重心
–飞机在正常飞行过程中，经常保持的重心位置。
• 使用重心前限
–飞机在飞行过程中，重心可能的最前位置。
• 使用重心后限
–飞机在飞行过程中，重心可能的最后位置。
重心位置估算
L/2
• 机翼
– 直机翼
(38~40%)cA
0.4L/2
– 后掠角和三角翼
(40~42%)cA
35%半展长
• 注释：
客机的结构重量（机翼、机身、尾翼、起落架） 一般占最大起飞重量30％～35％。
基于统计方法的重量估算方程
参考文献
1.
2.
D. Howe, Aircraft Conceptual Design Synthesis, Professional Engineering Publishing Limited, London, UK, 2000.
基于统计方法的重量估算方程
• 机翼重量
– 按理想的基本结构重量、修正系数、机身影响系数
三部分分别计算。 （1）理想的基本结构重量MIPS
M IPS mC mr M0
(kg）
mC 1920 A1.5 S 0.5 Nr (1 )sec sec / f a
mr 3S M 0 A0.25
• 基于近似分析模型
– 工程梁理论
• 基于数值仿真/虚拟样机的方法
– 结构有限元模型 – 三维CAD模型
按基本空重百分比分配重量指标
重量统计数据
按基本空重百分比分配重量指标
重量统计数据（续）
按基本空重百分比分配重量指标
对于同类型飞机，机翼、机身、尾翼、短舱、起落架、推进系统、 固定设备在基本空重所占百分比存在一定的统计关系。
• 重心调整
– 若重心估算的结果表明，基本空机重量不符合上述统计规 律，需调整机翼位置。
1 xG cA
W机翼 1) x机翼 ( Wto
Δx 机翼－机翼移动量 ΔxG － 全机重心在平均气动弦上 的移动量
飞机重心定位细目表
部件、载重
mgx(10N·m) x(m) mg(10N) y(m) mgy(10N·m)
按基本空重百分比分配重量指标
典型的重量指标分配
按基本空重百分比分配重量指标
参考文献
1. R. D. Schaufele, The Element of Aircraft Preliminary Design, Aries Publications, Santa Ana, California, 2000.
重心位置估算
• 平尾 • 垂尾
38%半展长
(45~50%)cA
重心位置估算
• 机身
螺浆单发
拉进式: 推进式: ０.32 ~ 0.35 L身 ０.45 ~ 0.48 L身 ０.38 ~ 0.40 L身 ０.45 ~ 0.48 L身 ０.42 ~ 0.45 L身
螺浆双发：
拉进式: 推进式:
喷气运输机：
基于统计方法的重量估算方程
（4）机翼总重
M wing C y mC mr Cx M 0
上述计算式中
面积单位为：m2
角度：度
基于统计方法的重量估算方程
• 尾翼重量
水平尾翼的重量：
M H 0.047VD SH 1.24
MV 0.065k12VD SV 1.15
垂直尾翼的重量：
合 计
(mgx)
i
(mg)
i
(mgy )
i
典型短程客机重心变化范围图
课后任务
• 根据已经得到的初步方案，计算该方案的重 量和重心。
重量估算与指标分配
南京航空航天大学
余雄庆
概念设计流程
设计
全机布局设计
No 满足要求？ 方案最优？
设计要求、适航条例
Yes
机身外形初步设计
确定主要参数
初 步 方 案
方案分析与评估
起 落 架
分 系 统 发动机选择
重量特性
动力特性 操稳特性 噪声特性 可靠性
气动特性
性能评估 经济性分析 排放量 维修性
机翼外形初步设计
VD－设计俯冲速度，客机的典型值为200m/s。 SH －平尾面积； SV －垂尾面积；
K12 －为尾翼布局系数，范围为1.0-1.5，根据平尾的安装位置来选择。
若平尾安装于机身尾段， K12 选择为1.0;若为T型尾翼， K12 选择为1.5。
基于统计方法的重量估算方程
• 动力装置重量
– 动力装置重量包括发动机、安装、排气系统、短舱等重 量，计算公式为：
基于统计方法的重量估算方程
• 思路
– 通过收集现有的外形数据与结构部件重量的数据， 应用统计学的方法，得到外形数据与结构部件重量 之间的近似数学表达式。
• 特点
– 只能适用于类似的飞机。 – 所需的输入数据较少，一般只需主要外形数据。 – 重量与外形设计参数有显式关系式。
– 若飞机的差别较大，精度不高。
• 有效载荷（乘客和行李、 货物或武器弹药）
– 由载荷的布置来确定
重心位置估算
xG
(mgx) (mg)
(mgy) (mg)
i
i
yG
i
i
cA
xG x A 100％ 重心在平均空气动力翼弦的位置： xG cA
基本空机重量状态的重心位置
• 统计规律
– 对于翼吊布局，重心大约在25％平均气动弦长处左右。 – 对于尾吊布局，重心大约在35％平均气动弦长处左右。
– 如果飞机的性能指标保持不变，结构重量增加将导致油耗增加， 需更大的发动机，更强起落架、较大的机翼和尾翼面积。 – 反过来，这些增加将要求更重的结构;更重结构又…… – 这种恶性循环引起所谓的“重量雪球效应”。
结构重量增加导致的后果
增加1000kg无用结构重量，对二种座级飞机产生的影响
重量组成
尾翼外形初步设计 总体布置 形成初步方案
机场适应性 ……
分析
提 纲
• 重量指标的重要性
• 重量的组成
• 估算方法
• 重心估算与机翼位置调整
重量的重要性
• 使用重量增加引起的后果：
– 航程缩短、爬升率下降、起飞和着陆距离增加. – 若想保持性能不变，则有效载荷不得不减小。
– 飞机成本增加。
• 结构重量增加引起的恶性循环
次级机翼结构修正系数
基于统计方法的重量估算方程
（3）机身对机翼影响 考虑到机翼结构穿过机身结构，当机身变宽时机翼重量会 加重。引入系数Cy：
2 C y 1.13 1 5 0.0027 1 43
其中，β为机身最大宽度与机翼展长的比值：
Bf / b
L. R. Jenkinson, P. Simpkin, D. Rhodes, Civil Jet Aircraft Design, AIAA Inc, 1999
重量数据的列表
机体结构
空机 重量
最大 起飞 重量 最大 零油 重量 使用 空重
推进系统 固定设备
使用项目 机组 有效载荷
可用燃油
每座使用空重（衡量重量指标的先进性）
基于统计方法的重量估算方程
• 机身重量
M FUS 2L f C2 p(9.75 5.84 B f ) 1.5 ( B f H f ) 2 (B H ) f f
(kg）
Lf－机身长度（m）； Bf－机身最大宽度（m）；
Hf－机身最大高度（m）；
C2－增压机身系数，对于客机取0.79； p－客舱内外压差，单位是巴（bar），典型值0.58。
其中： 95－乘客平均体重（约75kg）与平均行李重量（约20kg）之和； P－飞机载客人数； Mfreight－不含旅客和行李的货运重量。
基于统计方法的重量估算方程
• 最大起飞重量
M 0 M 机身＋M 商载＋M 使用项目＋M 机翼＋M 尾翼 M 动力 ＋M 起落架＋M 系统和固定设备＋M 燃油
• 结构重量
– – – – – 机翼 机身 尾翼 短舱 起落架
最 大 起 飞 重 量
零 燃 油 重 量
使 用 空 重
基 本 空 量
• 推进系统 • 固定设备 • 使用项目 • 机组 • 有效载荷（商载） • 燃油
结构重量估算方法
• 基于统计的估算方法
– 基于统计数据，按基本空重百分比分配重量指标
– 基于统计数据，建立参数化的结构部件重量估算方程
1.25 0.5 0.5 S 2 2 1 0.34 0.44 2.2 1 0.72 A
基于统计方法的重量估算方程
客机VD的典型 值为200m/s。
NrA M 2.5 f a 1.12 0.75 1.5 0 1 sec sec S
– 包括机组人员重量（含机组人员需要的相关物品）、安 全设备（应急氧气和救生艇）、装货设备、水、食品等。
85nC FOP P
其中 P是乘客人数， nC是机组人员人数，
kg
FOP是一个取决于航程的系数，对于中短程客机取12。
基于统计方法的重量估算方程