飞机总体设计 - 设计过程及算例
飞机总体设计参数估算
可靠性 维修性 可靠性 维修性 机场适应性 …难题
主要总体参数
• 飞机最大起飞重量: • 机翼面积: • 相对参数 :
– 翼载荷 Wto/ S (kg/m2) – 推重比 T 0 / Wto (10N/kg)
Wto（kg） S （m2）
• 动力装置的海平面静推力: T0 （10N）
爬升时升阻极曲线特性
爬升时升阻极曲线 （起落架收起，襟翼尚处于起飞状态位置）
2 2 CD = (CD )C 0 + ( KV )0 CL = (CDZ + ΔCDT ) + ( KV )0 CL
CDZ 是巡航状态的零升阻力系数；
ΔCDT 是由于襟翼打开引起的阻力增量；
KV 是诱导阻力因子，下标0代表爬升状态。
主要参数的初步确定概念设计流程设计要求适航条设计要求适航条设计要求适航条全机布局设计全机布局设计发动机选择发动机选择机身外形初步设计机身外形初步设计机翼外形初步设计机翼外形初步设计方案分析与评估重量特性气动特性动力特性性能评估操稳特性经济性分析噪声特性排放量可靠性维修性机场适应性方案分析与评估重量特性气动特性动力特性性能评估操稳特性经济性分析噪声特性排放量可靠性维修性机场适应性确定主要参数确定主要参数尾翼外形初步设计尾翼外形初步设计总体布置总体布置形成初步方案形成初步方案满足要求
代入数据： Range＝1500 n. mi a:＝576.4 Knots ( 巡航高度35000ft） C＝0.6 lb/hr/lb （涵道比假设为6） L/D＝17.6 M=0.82
Range = ⎛ a ⎞⎛ L ⎞ ⎜ ⎟⎜ M ⎟ ⎝ C ⎠⎝ D ⎠
计算得：
Winitial = 1.142 W final
确定飞机主要参数的方法
飞机总体课程设计-110座支线飞机
飞机总体设计报告（110座级支线客机概念设计）学院：航空宇航学院一、设计要求：1.有效载荷–全经济舱布置110人（每人重75kg ） –每人行李总重：20kg2.飞行性能指标–巡航速度：M 0.78–飞行高度：35000英尺－39000英尺–航程：2300（km ），45分钟待机，5％燃油备份–备用油规则：5%任务飞行用油+ 1,500英尺待机30分钟用油+ 200海里备降用油。
–起飞场长：小于1700（m ） –着陆场长：小于1550（m ） –进场速度：小于220 （km/h ）二、飞机构型的确定1.设计要求相近的飞机资料2.飞机布局形式参考机型：庞巴迪航宇集团CRJ-900 中国商用飞机有限公司ARJ21 英国航宇公司BAe146加加林航空制造集团SSJ-100 1）尾翼（正常式“T ”型单垂尾） 避免发动机尾喷流达到平尾上。
避免机翼下洗气流的影响 “失速”警告（安全因素）飞机型号有效载荷（t ） 起飞重量(kg) 巡航速度(km/h) 航程(km)CRJ-900 10.2 36.5 860 2778 ARJ21 11.2 43.6 923 3700 BAe146 24.8 2554 SSJ-100458784590外形美观（市场因素）2）机翼（采用下单翼）便于安装起落架，且不挡住发动机进气。
可以布置中央翼，减轻机翼结构重量。
3）发动机（尾吊双发涡轮风扇发动机）飞机的驾驶比较容易，噪音小，符合易操纵性和舒适性的要求。
4）起落架前三点型式，主起落架安装在机翼上5）飞机草图三、机身外形的主要参数1.通道：单通道经济舱：5*22=110另外布置厨房、厕所及安全门2.机身横截面及当量直径1）经济舱座椅宽度19-21in，取21in；其中中间位置加宽为22in；过道宽度为19in。
机舱宽度为：21*4+22+19+10=135（其中为了舒适及结构需要增加10in） 2）截面采用圆截面座椅设置在最大直径处，因此当量直径为135in=3.44m3.中间段长度确定经济舱座位间距为31-34in，取34in。
飞机总体设计课程设计报告.
鹪鹩号 4 座轻型通用航空飞机
南京航空航天大学
学 专 班 学 姓
院：航空宇航学院 业：飞行器设计与工程 级：0112105 号：011210531 名：苏 祺
指导教师：王宇、罗东明 时 间：2015.12.25-2016.1.15
南京航空航天大学
目录
前言 ................................................................................................................................................... 5 一、设计要求.................................................................................................................................... 5 二、总体布局初步设计 .................................................................................................................... 5 2.1、现有飞机数据 ........................................................................................................................... 5 2.2、布局选择 ................................................................................................................................... 6 2.3、最终布局确定 ........................................................................................................................... 6 2.4、三维草图 ................................................................................................................................... 6 三、飞机全机重量的计算 ................................................................................................................. 7 3.1、燃油系数的计算 ....................................................................................................................... 7 3.2、飞机任务油重计算 ................................................................................................................... 8 3.3、飞机空重的迭代计算................................................................................................................ 8 四、其它总体参数确定 .................................................................................................................. 10 五、发动机选择与短舱设计 ........................................................................................................... 11 5.1、发动机选择 ............................................................................................................................. 11 5.2、短舱设计 ................................................................................................................................. 12 六、机翼设计.................................................................................................................................. 13 6.1、现有参数 ................................................................................................................................. 13 6.2、升力系数计算和翼型选择 ...................................................................................................... 13 6.3、机翼其它参数确定与计算 ...................................................................................................... 14 6.4、副翼参数 ................................................................................................................................. 14 6.5、机翼图 ..................................................................................................................................... 15 七、尾翼设计.................................................................................................................................. 16 7.1、平尾参数 ................................................................................................................................. 16 7.2、尾翼翼型选择 ......................................................................................................................... 17 7.3、尾翼图 ..................................................................................................................................... 18 八、垂尾设计.................................................................................................................................. 18 8.1、垂尾参数 ................................................................................................................................. 18 8.2、垂尾翼型选择 ......................................................................................................................... 20 8.3、垂尾翼型图 ............................................................................................................................. 202南京航 Nhomakorabea航天大学
飞机总体设计文档6
• 单击此处编辑母版文本样式
2）WF：完成飞行任务所需的燃油重量 3）WPL：有效载荷
4
航空宇航学院
2.正常飞行重量 单击此处编辑母版标题样式 指飞机有50％余油的重量，在计算飞行性能时 常用此重量。 • 单击此处编辑母版文本样式 – 第二级 3.着陆重量 – 第四级
» 第五级 正常着陆重量: 通常是指飞机在有20％的余 油、50％的弹药时的重量。
◆ 3
• 第三级
航空宇航学院
其中： 1）WOE：飞机使用空重（Operating Weight Empty） WOE = WE + Wtfo + Wcrew
单击此处编辑母版标题样式
WE空机重量（Empty Weight) – 第二级 WE = WME + WFix •W ： 结构空重 (Manufacturers Empty Weight) 第三级 ME – 第四级 Wfix： 固定设备重量（航空设备、雷达等） » 第五级 Wtfo不能用的燃油重量（trapped fuel and oil） Wcrew机组人员重量
– 第二级
计算所需的燃油重量WF
• 第三级 计算可使用空重：WOE可用= WTO - WF - WPL
计算可用空重：WE可用= WOE可用 - Wtfo - Wcrew 根据WTO与WE之间的统计关系计算WE需用
– 第四级 » 第五级
WE可用 − WE需用 WE需用
≤ 0.5%
结 束
7
航空宇航学院
第一步：确定有效载荷WPL
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民用机：旅客（75 kg） – 第二级 货机： 军用机：武器装备（机炮、火箭、导弹、炸弹） – 第四级
» 第五级
最新现代飞机总体设计-1第一讲-飞机总体设计概念精品文档
1.3 飞机总体设计的特点
❖ 各阶段的任务—概念设计
用CAD系统绘制的设计布置图
16
1.3 飞机总体设计的特点
❖ 各阶段的任务—初步设计
▪ 冻结布局：所有重大更改结束 ▪ 完善飞机的几何外形设计、完整的三面图和理论外
形（三维CAD模型） ▪ 详细绘出飞机的总体布置图
• 机载设备 • 分系统 • 载荷和结构承力系统
小型飞机的设计师通常是自己去做设计以后的力学分 析工作。但大型的设计机构（如设计研究所、飞机公司） 在设计较大型机型时，是由各学科的分析专家来进行飞 机的力学特性和飞机性能分析。
1.3 飞机总体设计的特点
飞机设计的性质
飞机设计师的行为表面上来看主要是“绘制”新机的 图样，但其真实工作主要是智力方面的。
一个良好的设计应具有很好的总体性能，各部分充分 协调，可以顺利通过后续的专业性的计算或者试验的验 证而不需作根本性的改变。这需要设计师具备扎实的知 识、丰富的经验，并通过认真的工作才能达到。
飞机要解决的根本问题是：能否做出一个既有现实可 行性又满足设计要求的设计方案？如果不能，或者提供 更好的现实条件，或者降低设计要求。
－…
参数选择与 性能优化
概念设计流程
细化的参数选择与 性能优化
初步设计
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1.3 飞机总体设计的特点
❖ 各阶段的任务 —设计要求论证与
研究
13
1.3 飞机总体设计的特点
❖ 各阶段的任务—概念设计
▪ 飞机的布局与构型
• 设计要求 • 各种设计规范（如适航规章） • 科学性与创造性：应用航空科学技术相关的众多领域（如空气动
• 如理论图，运动图，总装配图，构件装配面，零件图，各 系统总装配图，零构件图
民用飞机设计流程
民用飞机设计流程下载温馨提示:该文档是我店铺精心编制而成，希望大家下载以后，能够帮助大家解决实际的问题。
文档下载后可定制随意修改，请根据实际需要进行相应的调整和使用，谢谢!并且，本店铺为大家提供各种各样类型的实用资料，如教育随笔、日记赏析、句子摘抄、古诗大全、经典美文、话题作文、工作总结、词语解析、文案摘录、其他资料等等，如想了解不同资料格式和写法，敬请关注!Download tips: This document is carefully compiled by theeditor. I hope that after you download them,they can help yousolve practical problems. The document can be customized andmodified after downloading,please adjust and use it according toactual needs, thank you!In addition, our shop provides you with various types ofpractical materials,such as educational essays, diaryappreciation,sentence excerpts,ancient poems,classic articles,topic composition,work summary,word parsing,copy excerpts,other materials and so on,want to know different data formats andwriting methods,please pay attention!民用飞机设计流程一、项目启动阶段。
在决定开展民用飞机设计项目之前，有一系列的准备工作需要进行。
飞机总体设计 - 设计过程及算例
无人机总体设计算例任务要求：飞行高度:30-200m,飞行速度：40-90km/h，巡航速度：18m/s，最大飞行速度28m/s，爬升率4m/s，续航时间：1h ,最大过载1。
7，任务载荷重量：0.5kg，背包式运输,发射方式：手抛式,回收方式：机腹着陆设计过程：1。
布局形式及布局初步设计无尾布局【方法：参考已有同类无人机】确定布局形式:主要是机翼、垂尾、动力、起落架等。
(1）机翼根据经验或同类飞机确定:展弦比5.5-6，尖削比0。
4-0。
5，后掠角28°，下反角1.5°，安装角2°展弦比【展弦比增大，升致阻力减小,升阻比增大】【展弦比增大，弦长减小，雷诺数降低，气动效率降低】【展弦比增大，弦长减小，翼型厚度减小，机翼结构重量上升】尖削比【尖削比影响升力展向分布,当展向升力分布接近椭圆时,升致阻力最小，低速机翼一般取0.4-0。
5】后掠角【后掠角增加，横向稳定性增大，配下反角】【后掠角增加,尾翼舵效增加】【后掠角增加,纵向阻尼增强，纵向动稳定性增强】下反角【上反角增加,横向稳定性增加，下反角相反】安装角【巡航阻力最小对应机翼的迎角，通用航空飞机和自制飞机的安装角大约为2°，运输机大约为1°，军用飞机大约为0°,在以后的设计阶段,可通过气动计算来检查设计状态所需要的机翼实际的安装角。
】机翼外型草图（2)垂尾垂尾形式:翼尖垂尾尾空系数：Cvt=0。
04/2=0。
02 【双重尾】（3）动力系统形式电动无人机推进系统安装位置主要有:机头拉进式、机尾推进式、单发机翼前缘拉进式、双发形式、单发机翼后缘推进式。
下面研究各种布置形式对布局设计的影响.动力形式优点缺点实例机头拉进式螺旋桨前方进气稳定未被干扰;容易实现重心位置设计;手抛发射不会对发射员造成危害；排气被机身和机翼阻止，影响动力系统的效率；回收降落时，电动机和螺旋桨容易触地损坏机尾推进式机头可以安装任务设备；螺旋桨也不容易在着陆时触地损坏；对螺旋桨的干扰较小;重心配置在设计重心点非常困难；单发翼前缘拉进式电动机不在占用机头位置;以便在机头安装任务设备；机身的阻力会产生一个较大的低头力矩;过高的机身也增大的结构重量，浸润面积也比较大 双发翼前缘拉进式机头安装摄像设备布置需要两台电动机，增加了系统的复杂性单发机翼后缘推进式机头安装摄像设备螺旋桨的滑流直接吹在尾翼上，造成无人机的稳定性变化本方案为：机尾推进式2。
飞机总体设计课件(1)
动性、操稳特性限制要求；寿命要求；强度、刚度、
重量要求；可靠性、维修性、出勤率要求；地面配
套设备及零备件要求；单价及使用寿命的费用要求
等。
(三) 主要性能指标要求
基本状态飞机起飞重量，最大使用表速、M数，
实用升限，最大上升率，规定高度、速度范围内的
加速时间，最大稳定和瞬时盘旋率，过失速机动能
力，最大使用过载，基本及最大航程，起飞速度及
飞行器总体设计
第1章 绪 论
1.1 飞机研制的一般过程
1995年，总参谋部、国防科工委（现总装备部）
等发布了《常规武器装备研制程序》，按其规定，
新飞机的研制分成五个阶段：论证阶段、方案阶段、 工程研制阶段、设计定型阶段、生产定型阶段。
1.1.1 论证阶段
任务： 论证阶段主要是研究新飞机设计的可行性，包
气发动机；装航炮和空空火箭，后期型挂装第一代
空空导弹；装光学-机电式瞄准具；后期型装第一
代雷达。
典型型号：F-86、F-100，米格-15、米格-19。
(其中F-100和米格-19有时被划入第一代超音速战 斗机的范围。)
第二代：20世纪50年代末60年代初开始服役，最
拟试验。
飞机部件及整机要做静力试验，以验证飞机的强 度；起落架还要做动力试验。 飞机总装完成以后在试飞前，要做全机地面共振 试验，以确定飞机的颤振特性；还要做各系统及其 综合的机上地面试验以及全机电磁兼容性等机上地
面试验，为放飞前做最后的验证。
飞机在工程研制阶段，即应拟定考核其能否满足
原定战术技术要求的试飞大纲，并且应尽早培训空、
(1) 飞机的类型和基本任务 (2) 飞机的有效载荷
(3) 飞机的飞行性能指标
(4) 其他方面的要求：电子对抗、隐身、使用维
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无人机总体设计算例任务要求：飞行高度：30-200m，飞行速度：40-90km/h，巡航速度：18m/s，最大飞行速度28m/s，爬升率4m/s，续航时间：1h ，最大过载1.7，任务载荷重量：0.5kg，背包式运输，发射方式：手抛式，回收方式：机腹着陆设计过程：1.布局形式及布局初步设计无尾布局【方法：参考已有同类无人机】确定布局形式：主要是机翼、垂尾、动力、起落架等。
（1）机翼根据经验或同类飞机确定：展弦比5.5-6，尖削比0.4-0.5，后掠角28°，下反角1.5°，安装角2°展弦比【展弦比增大，升致阻力减小，升阻比增大】【展弦比增大，弦长减小，雷诺数降低，气动效率降低】【展弦比增大，弦长减小，翼型厚度减小，机翼结构重量上升】尖削比【尖削比影响升力展向分布，当展向升力分布接近椭圆时，升致阻力最小，低速机翼一般取0.4-0.5】后掠角【后掠角增加，横向稳定性增大，配下反角】【后掠角增加，尾翼舵效增加】【后掠角增加，纵向阻尼增强，纵向动稳定性增强】下反角【上反角增加，横向稳定性增加，下反角相反】安装角【巡航阻力最小对应机翼的迎角，通用航空飞机和自制飞机的安装角大约为2°，运输机大约为1°，军用飞机大约为0°，在以后的设计阶段，可通过气动计算来检查设计状态所需要的机翼实际的安装角。
】机翼外型草图（2）垂尾垂尾形式：翼尖垂尾尾空系数：Cvt=0.04/2=0.02 【双重尾】（3）动力系统形式电动无人机推进系统安装位置主要有：机头拉进式、机尾推进式、单发机翼前缘拉进式、双发形式、单发机翼后缘推进式。
下面研究各种布置形式对布局设计的影响。
动力形式优点缺点实例机头拉进式螺旋桨前方进气稳定未被干扰；容易实现重心位置设计；手抛发射不会对发射员造成危害；排气被机身和机翼阻止，影响动力系统的效率；回收降落时，电动机和螺旋桨容易触地损坏机尾推进式机头可以安装任务设备；螺旋桨也不容易在着陆时触地损坏；对螺旋桨的干扰较小；重心配置在设计重心点非常困难；单发翼前缘拉进式电动机不在占用机头位置；以便在机头安装任务设备；机身的阻力会产生一个较大的低头力矩；过高的机身也增大的结构重量，浸润面积也比较大 双发翼前缘拉进式机头安装摄像设备布置需要两台电动机，增加了系统的复杂性单发机翼后缘推进式机头安装摄像设备螺旋桨的滑流直接吹在尾翼上，造成无人机的稳定性变化本方案为：机尾推进式2.无人机升阻特性（极曲线）估算前面确定了机翼的基本参数，要确定无人机的具体机翼参数，还需要知道“起飞重量”、“翼载荷”，然后进行布局缩放。
确定起飞重量，关键是电池重量，电池重量由飞机需要的能量决定，能量由飞机升阻特性决定。
升阻特性由飞机布局形式决定，可参考同类飞机，进行初步估算。
飞机的极曲线：20,0D D D i D L C C C C KC =+=+（1） 零升阻力系数D feS C C S =浸湿参考，一般可取为2.X （一张纸打比方） 【参考面积统一为机翼面积】对于机身：=3.4*(+)/2S S S ⎡⎤⎣⎦浸湿侧俯对于机翼、尾翼，一般以翼型最大相对厚度为基础计算。
[]/0.05 =2.003/0.05 =1.977+0.52*(/)t c S S t c S t c S <>浸湿外露浸湿外露也可以直接根据各类飞机的统计值，选取参考值。
这里假设：机翼：/0.1t c =，则2.029S S=浸湿; 机身：取=0.05S S S =侧俯，则3.4*0.10.172S S ==浸湿; 垂尾：0.1S S =外露，则0.2029S S=浸湿; 0.0055*(2.0290.170.2029)0.0132D feS C C S ==++=浸湿参考（2）升致阻力因子1K A eπ=对于后掠翼飞机：0.680.150.680.154.61*(10.045)(cos ) 3.14.61*(10.045*5.8)(cos 28)3.10.7518LE e A =-Λ-=--=110.0735.8*3.14*0.7518K A e π=== 至此，可以估算得到飞机的极曲线20.01320.073D L C C =+（3）飞机极曲线20.01320.073D L C C =+升阻比最大时，0.4252;0.0264L D C C === 最大升阻比：max (/)/16.1L D L D C C ==3.功重比与翼载荷的确定如果飞机重量知道，获得了升阻特性，根据速度可以得到功率需求， 根据航时要求可以得到能量要求， 即：起飞重量决定功率能量但是起飞重量主要包括机体结构、任务设备、动力装置、电池。
而电池重量又决定它包含的能量的多少。
即：功率能量决定起飞重量确定其中一个需要依靠对方，从而提出功重比的概念。
起飞重量决定机翼大小，机翼大小又决定起飞重量，从而提出翼载荷的概念。
根据功率需求，可推出飞机功重比与翼载荷的约束分析方程：⎥⎥⎦⎤⎢⎢⎣⎡⎪⎭⎫ ⎝⎛++=22220)(g S W q n K C SW qV gV W P T D T y T 一般情况下，可先根据经验值确定翼载，然后在无人机巡航、爬升、盘旋、最大飞行速度等多个工况下，由翼载计算功重比。
表4-1 无尾布局小型电动无人机参数统计从统计值可知，翼载可取7kg/m 2 代入上式，可得到巡航状态：V=18m/s ：功重比为：11.19W/kg 爬升状态： 手抛速度V=10m/s ：22max 1113.422 1.1L L C W V C V S ρρ<==起飞 V=0.5（人手抛速度+巡航速度）=12m/s ，Vy=4m/s ： 功重比为：48.4 W/kg巡航盘旋状态：V=18m/s ，n=1.73; 功重比为：20.1 W/kg 最大平飞速度状态：V=28m/s; 功重比为：33.9W/kg由上得出最大功重比为：48.4 W/kg ，巡航功重比为：11.19W/kg实际上，各种工况下，翼载与功重比之间关系图可以画出来，然后根据一些限制条件（起飞距离。
），找范围，确定相应满足条件的翼载和功重比若干组。
4.起飞重量确定1234T W W W W W =+++其中，1W 是结构重量，2W 是动力装置重量，3W 是电池重量，4W 是航空电子与任务设备。
其中，4W 在重量设计中是不变的，是任务要求中给定的。
（1）飞机结构重量11T W f W =⨯其中，1f 为结构重量系数。
一般起飞重量在几公斤范围内的小型无人机结构重量系数在0.25-0.35范围内，作为初步分析，可取为0.3。
常规飞机种类结构重量系数（2）动力装置重量动力装置包括电机、减速器、螺旋桨等。
电动飞机起飞重量不随飞行发生变化。
22T W f W =⨯推导过程：maxmax2(/)T T djdjP P W W W σσ==⨯其中，max P 为电机的最大输出功率，max (/)T P W 为飞机最大功重比，dj σ为动力装置的比功率（功率/动力装置重量）。
这一参数可以取统计值。
【分析：最大功重比为48.4w/kg ，小型手抛电动无人机重量不大于5kg ，因此，最大需求的功率：250W 】注：通常手抛电动无人机300w 的电机重量约为100g ，电调约为50g ，电机与螺旋桨连接器为30g 。
从而有，动力装置的重量约为20.25W kg =（3）电池重量电池重量=能量/能量密度3/W E e =其中，E 为飞行中电池提供的能量，e 为电池实际比能量（能量密度）。
/4E P t =⨯其中，/4P 为飞行中电池提供的平均功率，t 为飞行时间。
由于飞机在爬升段需要较高功率，在飞行高度不高（相对地面<200米），爬升段时间短，可以忽略，飞行中巡航段时间最长，下滑段可以停车，飞行过程中重量不变，因此，/4P 可表示为/4///reqT T t dj js ljt dj js ljt dj js ljt dj js ljt dj js ljP W g K VT VL K Vg K VP W ηηηηηηηηηηηηηηηηηηηη⨯⨯⨯⨯=====⨯其中，t dj js lj ηηηη、、、分别为电机调速器效率、电机效率、减速器效率、螺旋桨效率。
req P 为飞机巡航段的需用功率。
K 为巡航段飞机的升阻比。
V 为巡航速度。
g 为重力加速度。
综上可得：电池重量表达式为3/43.11//reqreq T T t dj js lj t dj js ljT dc xhxh P P t W E e P t e W f W e W ηηηηηηηησ⎛⎫====⋅=⋅ ⎪⎝⎭ 一般地，0.9,0.7,1()t dj js ηηη===没有使用减速器螺旋桨效率：在未知转速的前提下，可以利用已有的小型螺旋桨效率-速度曲线，预选一个初值。
在巡航速度下，效率0.7lj η=;在起飞爬升段，效率0.5lj η=。
从而得到：巡航段动力系统效率：0.7*0.7*0.90.44dj lj t ηηηη=== 爬升段动力系统效率：0.7*0.5*0.90.315dj lj t ηηηη=== 另外，还需要知道电池特性：实际比能量与平均比功率上图可以利用电池的放电特性曲线：电压-放电时间曲线（不同电流下）。
（怎么转换，上网查，斜率是放电时间）从上图中可以看出，MH-Ni比能量较低，但比能量随着比功率增大变化较小，适合大功率短时间情形，即适合飞行时间短、速度大的飞行器。
LiSO2比能量高，但比能量随着比功率增大迅速下降，适用于小功率长时间情形，即适合飞行时间长、速度小的飞行器。
因此，本方案选取LiSO2电池，根据航时要求为1小时，斜线与曲线交点得到，比能量：180Wh/kg，比功率：120W/kg。
另外，也可以根据统计来取值品牌容量(Ah)电压(V)重量(kg) 放电倍率(C) 比能量(70％) 比功率(1h) AKE 2.2 11.1 0.166 15 102.3 102.3 dn power 2.15 11.1 0.158 15 105 105 HIMODEL 4 14.8 0.429 15 96.2 96.2 BLUEARROW 2.2 11.1 0.156 12 109.3 109.3tp6000-2s3pl 6 11.1 0.381 12 121.6 121.6 综上可知：3.111*11.19/1200.21190.44req t dj js lj T dc xhxh P f W ηηηησ⎛⎫=== ⎪⎝⎭ 通常还要满足： 3,max maxt dj js lj dc Pf d W ηηηη⎛⎫< ⎪⎝⎭，这是电池放电倍率限制的。