飞机重量估算研究
飞机商载重量—航程性能估算方法的研究
ｌ８
Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ｃｉｖｉｌ Ａｖｉａｔｉｏｎ Ｆｌｉｇｈｔ Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ ｏｆ Ｃｈｉｎａ
Ｊｕｉｙ ２０１６ Ｖ Ｏ１．２７Ｎ Ｏ．４
飞机 商载重量一航 程性 能估 算方 法的研 究
向小军 高 升
（中国民航飞行学院飞行技术学院 四川广汉 ６１８３０７）
摘 要 ：本文主要 目的是研 究估算飞机商载重量一航程性能的方法。文中简述 了估算 飞机商载重量一一航程所需要的基本原始数据，重点阐述 了如何用重量分解法估算飞机商载重 量一一航程性能的过程 ，并给 出了计算的结果及 结论 。
关 键 词 ：大中型运输机 喷气式发动机 航程能力评估
Ｒｅｓｅａｒｃｈ ｏｎ Ｐａｙｌｏａｄ Ｗ ｅｉｇｈｔ——Ｆｌｉｇｈｔ Ｒａｎｇｅ Ｐｅｒｆｏｒｍ ａｎｃｅ Ｅｓｔｉｍ ａｔｉｏｎ Ｍ ｅｔｈｏｄ Ｘｉａｎｇ Ｘｉａｏ Ｊｕｎ Ｇａｏ Ｓｈｅｎｇ
飞机 实用 飞行 力学 一书 ，通 过对 飞机 力学 的分
析 ，得 出了飞机商载 与航 程 的关 系 ，该 书还介绍 了
波音 公司 的商载 航程 图的得 出与使用方 法ｌ４】。在 阅
读 参考 相 关 文 献 的 基础 上 ，本 文 对 飞机 商 载一 航
程 图的制 作方 法进 行 了讨论 研 究。
ｆｏｒｍａｎｃｅ ｅｓｔｉｍ ａｔｉｏｎ ｍｅｔｈｏｄ．Ｔｈｉｓ ｐａｐｅｒ ｏｕｔｌｉｎｅｓ ｔｈｅ ｂａｓｉｃ ｒａｗ ｄａｔａ ｎｅｅｄｅｄ ｔｏ ｅｓｔｉｍａｔｅ ｔｈｅ ｐａｙｌｏａｄ ｗｅｉｇｈｔ— ｆ ｌｉｇｈｔ ｒａｎｇｅ ｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ，ｗｉｔｈ ｔｈｅ ｆｏｃｕｓ ｏｎ ｔｈｅ ｐｒｏｃｅｓｓ ｏｆ ｈｏｗ ｔｏ ｕｓｅ ｔｈｅ ｄｅｃｏｍｐｏｓｉｔｉｏｎ ｍｅｔｈｏｄ ｔｏ ｅｓｔｉｍａｔｅ ｔｈｅ ａｉｒｃｒａｆｔ ｐａｙｌｏａｄ— ｆ ｌｉｇｈｔ ｒａｎｇｅ ｐｅｒｆｏｒｍ ａｎｃｅ．Ｉｔ ａｌｓｏ ｇｉｖｅｓ ｔｈｅ ｒｅｓｕｌｔｓ ｏｆ ｔｈｅ ｃａｌ— ｃｕｌａｔｉｏｎ ａｎｄ ｒｅａｃｈｅｓ ｔｈｅ ｃｏｎｃｌｕｓｉｏｎ．
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。
第十讲-重量特性估算
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。
飞机重量估算
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
电动轻型运动飞机起飞重量估算方法研究
Vol. 37 No. 5Oct. 2 0 2 0第37卷第5期2020年1 0月沈阳航空航天大学学报Journal of Shenyang Aerospace University 文章编号；2095 -1248(2020)05 -0016 -08电动轻型运动飞机起飞重量估算方法研究刘福佳6,,李群芳2,耿昊2,李东辉2(6.沈阳航空航天大学，航空宇航学院，沈阳60136；2.辽宁通用航空研究院设计部，沈阳60136)摘要：电动飞机具有零污染、低噪音等特点,对环境几乎不产生负面影响，代表着航空界研究 发展的重要方向之一。
起飞重量是飞机的重要参数之一,直接服务于飞机的总体布置、飞机的性能、载荷、特性和成本费用估算等。
起飞重量估算是设计进程中的关键部分，是飞机概念设计阶段的重要工作内容之一。
因为电动飞机在飞行过程中重量始终保持不变，所以电动飞机在起飞重量估算方法和油动飞机相比有所不同。
根据电动飞机的电动力系统和电池的特 点，结合电动飞机的相关设计要求，给岀了电动力系统和电池的重量估算方法。
针对概念设 计阶段电动飞机的相关设计参数，结合电动飞机各分类部件的重量估算公式,建立了电动飞机起飞重量的估算模型。
通过对此模型的迭代计算,能够得到一个收敛值，即为电动飞机的 起飞重量估算值，将此收敛值代入各分类部件的重量估算公式,可以求岀电动飞机各分类部件的重量估算值。
以设计一款电动轻型运动飞机为例，对该方法的有效性进行了计算验证。
关键词：电动飞机;起飞重量；电动力系统；电池;部件重量;迭代中图分类号：V226 +. 5 文献标志码：Adoi ： 16. 3665/j. issn. 2095 - 1628. 2020. 05. 006Research on the estimated method of the take-off weightof the electrih lighi spore aircrcfiLIU Fu-jis 6,2 ,LI Qun-fang 2, GENG Hao 2, LI Dong-hus 2(1. College of Aerospace Engineering ,SUenyang Aerospace University ,SUenyang 116136,Chinn ；2. Design Degartment ,Liaoning General Aviation AcaOemy ,Shenyang 116136,Chino)Abstrcch : Electrin aircraft Urn the characteristian of zero pollution , low noisn. Ii Urn almosi no negativeimpactn on the envnonmenr. It regresentt one of the importani dnechont of the oviation ingusho c- search ang develonmenr. Takn-hff weight it onn of hu importani parametert of hu ancraft , which dnTechy servet the generd Uy o ut, peTfomance , load , characteTishc , v V cost estimation. Tre-off weight estimation it not only c key pvt in the desion procest , but dsn one of the impoTtdt works in the aiofcraftdesion. Becavse the weight of the electrio aircraft remaint unchangen diuing the ftight, the methoO of pvametert determination it dffeTent from the tranitionai fuel aircraft. Acchrding toof the electTic powec system and the Uattero , 0X1^00- with the Televent desion TequiTe-ments of electric aircraft , the weight estimation methodt of the electric powec system ang the Uatterowere presented. Base- on the related design pvametert of electric aircraft in eie concenteai design ,comUineg with eie each pots weight estimation formulat of electric aircraft , the weight estimation mof- el of electric dradt wat estkUshed. A cenveroencc velue wat oCtkneg terough iterative calchlation ,收稿日期：2222 -08 -05作者简介：刘福佳(1987 -)，男，辽宁葫芦岛人，讲师，主要研究方向：飞机总体设计,E-maV ：713880677@qq. ccm o第5期刘福佳，等：电动轻型运动飞机起飞重量估算方法研究17which was the take-off weight estimation value of electric aircraft.When the convergence value was putted io the each pats weighi estimation formulat,the each pats weighi estimation vvluet wonlU be ing an electric lighi spori aircrafi as a example,the effechveeess nf the methof was vegfiedKey words:electric aircraft；take-off weight；eUctic powec system；batterg；pats weight；itegtion 目前飞机对环境的影响主要包括3个方面:一是飞机排放的废气使空气质量下降;二是飞机排放的温室气体对气候造成的影响;三是飞机的起降过程对机场附近的噪声污染UT。
- 1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
- 2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
- 3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。
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=52390kg
1.2 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。
对于B737-200飞机，WmTO=52.39t（2.5g），Wep=1.50t，b=28.35m，a =5.05m。
得Krl=0.068；根据（2-3）式可估算出B737-200机翼重量为：Ww≈7208 kg ；而B737-200机翼实际重量为4814kg，方法一相对误差为：（7208-4814）/4814×100%=49.7%.
根据方法五，机翼重量可用下列公式确定：
W■=[■×■+■+0.0175]W■（2-4）
式中：■r—机翼根部相对厚度；Λw0.25—机翼1/4弦线后掠角；Ww—机翼重量；nmax—极限过载；λ—梢根比；A—展弦比；p—机翼翼载；WmTO—最大起飞总重；φ—卸载系数：=0.65～0.70—最大技术航程在3500km～5000km的运输机。
经过认真研究，公式（2-4）应当改为：
W■=[■×■+■+0.0175]W■（2-4a）
B737-200飞机最大技术航程约3800km，取φ=0.65。
根据（2-4a）式可估算出B737-200机翼重量为：Ww≈4087 kg 。
对于B737-200飞机，方法五估算重量和实际重量的相对误差为：（4087-4814）/4814×100%=-15.1%
方法一估算误差偏大；方法五估算误差较小。
因此，机翼估算重量按方法五确定。
1.2.2 机身重量
文献[3]中共提供了四种民用飞机机身重量估算方法，根据初步分析，概念
设计阶段估算机身重量，只能采用方法一。
根据方法一，机身重量可用下列公式确定：
W■=8.778×（0.01ν■）■×（1+1.0197×10■△P）■×（■）■×（b■L■）■（1+K■）■×W■10.202×WmTO0.172（2-5）
式中： WF—机身重量；νmD—最大许可俯冲速度（ISA，H=0）；ΔP—最大压差；bmF—机身当量直径；LF—机身长度；Wmpl—最大商载；WmTO—最大起飞重量；KFle—主起落架和发动机安装系数：KFle =0.0，机身上没安装主起落架和发动机；通过观察研究，公式（2-5）应改为：
W■=8.778×（0.01ν■）■×（1+1.0197×10■△P）■×（■）■×（b■L■）■（1+K■）■×W■0.202×WmTO0.172（2-5a）
对于B737-200，机身上没安装主起落架和发动机，所以其KFle =0.0。
根据（2-5a）式可估算出B737-200机身重量为：WF≈6257 kg ，而B737-200机身实际重量为5492kg，方法一相对误差为：（6257 -5492）/5492×100%=13.9%
1.2.3 平尾重量
文献[3]中提供了一种民用飞机平尾重量估算方法，根据这种方法，平尾重量可用下列公式确定：
W■=7.909W■0.393S■0.694（■×10）■×（1+cosΛ■）-1.8■■-0.015（0.01■νmD）■（2-6）。