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文档简介

重量估计飞机腾跃重量的第一次近似计算是由统计数据近似得出的，

较为大概，只能反响出飞机腾跃质量的范围。在飞机初步设计阶段，主要采用第二次近似。平衡，与第一次近似对照主要差异在，考虑了结构、腾跃质量的关系。

方法主若是经过迭代运算使质量方程动力装置、设备与控制系统跟1.近似分类重量法设计初期，希望进行大概的重心估计，要不然在今后严格的估计中心还可能有大的返工。依照下表供应的一种简单的统计方法，可进行大概的重心估计。依照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，机身重量也是依照机身的浸润面积确定的；起落架的重量按其所占腾跃重量的百分数来估计；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，属于空机重量节余项目的全部重量也可用占腾跃重量的百分数估计。本方法由于碰到浸润面积和参照系数的误差影响较大因此，在本报告中不介绍使用。项目战斗机运输机和轰炸机通用航空飞机参数近似的重心地址机翼9.010.02.5外露面积40%MAC平尾4.05.52.0外露面积40%MAC垂尾5.35.52.0外露面积40%MAC机身4.85.01.4外露面积40%-50%机身长起落架0.0330.0430.057腾跃总重-0.045海军安装发动机1.31.31.4发动机重量-空机其余部分0.170.0170.10腾跃总重40%-50%机身长2.统计分类重量法更加精确的分类重量估计是运用了统计公式。这些公式是用相看作熟的回归解析方法推到的。为了获取用于公式的原始统计资料，重量工程师们必定尽可能多地收集近代飞机分类重量说明和详细的飞机宏图。由于无法以显函数形式求出，因此必定采用迭代法。求解模型如下：式中，A=8.4，为展弦比；D=2.11，为机身直径（m）；HtHv=0.0老例尾翼；=1.0T型尾翼；L=16.4，机身结构长度（m）；Lm=1主起落架长度（m）；Ln=1前起落架长度（m）；Lt=7.9尾力臂（m）；V-3083.6Ma=0.82翱翔马赫数；Nen=2发动机数目；Np-10载人数目（成员和旅客）;Nt-6油箱数目；nZ极限过载=1.5限制过载；Q=10136.672巡航时的动压（Nm2）；Sht=7.2水平尾翼面积（m2）；Svt=6.7垂直尾翼面积（m2）；整体油箱容积（L）；Vt=6167.3总油量容积（L）；Wdg

迭代初始重量（Kg）；Wen

=618.7

单台发动机重量（Kg）；Wuav

=360

未装机电子设备重量

（Kg）；上25%气动弦处机翼后掠角。

Wpress

气密引起的重量增加。0271Wpress

=5.3978+0.10862

prFdelta

）.，其中，

Vpr

为气密舱容积，

Pielta

为座舱压差，典型为

55177

Nm2。在迭代计算中，分别采用初始设计重量为

10吨、11

吨、13

吨、14

吨，依照上述步骤进行迭代运算，收敛结果如图

.21

所示：种类结构类机翼尾翼一一水平尾翼垂直尾翼机身起落架短舱/发动机段进气系统

表格

1分类重量表

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