第十讲—重量特性估算.ppt

重量特性估算 飞机设计研究所 航空科学与工程学院 第十讲 重量特性估算 10.1 飞机重量分类 10.2 近似分类重量法 10.3 统计分类重量法 10.4 估算结果的修正 10.5 重心定位与调整 10.1 飞机重量分类 不同等级的重量分析方法 在给定起飞重量的条件下，可采用粗略的统计计算方法估算空机重量，它只适用于“初始方案”的分析 较成熟和更完善的重量估算方法可以分别算出飞机各部件的重量，然后总加起来得到空机重量 根据平面形状面积、浸湿面积和总重百分数，大致估算出部件重量，可用于检验用详细统计方法估算的结果 用详细的统计公式估算各类部件的重量 10.1 飞机重量分类 世界航空发达国家都制定了重量分类标准（如美国的MIL-STD-1374 ），而不同的飞机公司也常从自己的具体情况出发进行分类 在方案设计阶段，重量报告只要按“简要分类说明”分类即可（教材表10.1），其中的空机重量可以划分为三种主要类别 结构类 动力装置类 固定设备类 10.1 飞机重量分类 结构重量分类 机身（含座舱盖） 机翼 平尾（含转轴）／前翼 立尾（含腹鳍） 起落装置 主起落架 前起落架／尾轮 减速伞系统／着陆拦阻装置 进气道 短舱（发动机装在机身里时，该项属于机身） 10.2 近似分类重量法 根据过去已有飞机的单位外露面积的重量来确定机翼和尾翼的重量 根据机身的浸湿面积确定机身重量 起落架的重量按其所占起飞总重的百分数来估算 装机发动机的重量，是将非装机发动机重量乘以一个系数 属于空机重量剩余项目的全部重量也可用占起飞总重的百分数估算 10.2 近似分类重量法 可以把重心估算的结果，与期望的相对于机翼气动力中心的重心位置比较 尾翼在后的稳定飞机，机翼的最初位置应使飞机重心位于30% MAC处；考虑机身和尾翼的影响后，重心应大致在25% MAC处 有后尾翼的不稳定飞机，机翼位置取决于所选择的不稳定水平，通常应使重心位于MAC的40%处 对于鸭式飞机，由于鸭翼下洗对机翼的影响，这些经验法则很不可靠。对于带有计算飞控系统的操纵型鸭翼(即不稳定飞机)，机翼最初应布置在使飞机重心位于机翼MAC大约15~20%处 10.3 统计分类重量法 更加准确的分类重量估算使用的是用回归分析方法推导的统计公式，各大飞机公司都有自己的公式 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已有飞机的分类重量说明和详细的飞机蓝图 直到第一架飞机上天，各项重量的估算才会有“正确”的答案。一种好的估算方式是采用几种不同的公式计算每个部件的重量，然后取其平均值 10.3 统计分类重量法 可选的统计公式 教材P.298-P.301 战斗机重量估算公式 Raymer, D. P. Aircraft Design: A Conceptual Approach, 3rd, 1999. （89年版的中译本：《现代飞机设计》,1992） 战斗机／攻击机重量估算公式 货机／旅客机重量估算公式 ——英制单位！ （详见课程网站上的补充材料） 其他资料 10.3 统计分类重量法 对大作业而言，统计公式的使用只要求到 结构类 设计起飞总重是估算的重要原始数据之一 设计限制过载 战斗机 8~9，也有取7.33 教练机和攻击机 5~6 轰炸机 3~4 运输机和货机 1.5~2.5 极限过载=1.5 ×设计过载 10.3 统计分类重量法 着陆极限过载Nl Nl = 1.5 ×N起落架 起落架过载N起落架等于所有减震器载荷的平均值除以着陆重量，不同类型飞机所允许的N起落架典型值见右表 10.3 统计分类重量法 杂项（通用项目）重量 导弹、火箭、航炮 座椅 仪表 卫生间 拦阻装置、弹射装置等 （参考教材表10.2及方案中所选的有效载荷实际重量值） 10.3 统计分类重量法 估算结果应按照类似于分类表的形式给出，如： 如果空机重量大于预计的重量值，则所装的燃油可能就不足以完成设计任务。此时必须修改飞机参数和尺寸，而不是简单地在设计起飞总重基础上增加燃油重量 10.4 估算结果的修正 上述的统计公式是基于现有飞机的数据库，但是采用新颖的飞机构型或者某项先进技术（复合材料结构）的情况下，如果仍采用上述的公式或相类似的公式，就会有较大误差 可以采用“软糖系数（ Fudge factor ）”来修正统计公式估算的结果 ——软糖系数是一个可改变的常数，用它乘以估算值，得到正确的结果 10.5 重心定位与调整 根据各部件重心到重心基准（任意参考点）的距离，可计算出力矩；该力矩的总和除以总重，就可确定出实际的重心（CG）位置 10.5 重心定位与调整 各部件重