南京航空航天大学：《飞机总体设计》课程教学资源（讲义）第十六讲 飞机重量和重心计算

航空宇航学院 飞机重量和重心计算

1 航空宇航学院 飞机重量和重心计算

航空宇航学院 飞机总体设计框架 设计 主要参数计算 部件外形设计 要求 发动机选择 机身机翼尾翼 布局型式选择 起落架进气道 分析计算 重量计算 总体布局 是否满足 设计要求? 气动计算 三面图 最优? 性能计算 部位安排图 结构分析 结构布置图

2 航空宇航学院 飞机总体设计框架 设计 要求 设计 要求 布局型式选择 布局型式选择 主要参数计算 主要参数计算 发动机选择 发动机选择 部件外形设计 机身 机翼 尾翼 起落架 进气道 部件外形设计 机身 机翼 尾翼 起落架 进气道 总体布局 三面图 部位安排图 结构布置图 总体布局 三面图 部位安排图 结构布置图 分析计算 重量计算 气动计算 性能计算 结构分析 分析计算 重量计算 气动计算 性能计算 结构分析 是否满足 设计要求？ 最优 ？ 是否满足 设计要求？ 最优 ？

航空宇航学院 内容提要 重量的分组 飞机的过载 飞机结构重量估算 ·飞机重心的几个概念 各部件的重心位置估算 全机重量计算和重心定位 飞机重心位置的调整 飞机重量重心计算报告

3 航空宇航学院 内容提要 • 重量的分组 • 飞机的过载 • 飞机结构重量估算 • 飞机重心的几个概念 • 各部件的重心位置估算 • 全机重量计算和重心定位 • 飞机重心位置的调整 • 飞机重量重心计算报告

航 航 院 重量的分组 机尾 翼翼 结 构 结 构 机身结构 使用空重 空机重量 起 落 装 直 操纵系统 推进系统 全机重量 零燃油重量 固定设备 不可用燃油 乘 员 有效载荷 机乘行货 组客李物 军用装载 使用燃油

4 航空宇航学院 重量的分组 • 机翼结构 • 尾翼结构 • 机身结构 • 起落装置 • 操纵系统 • 推进系统 • 固定设备 • 不可用燃油 • 机组乘员 • 乘客 • 行李 • 货物 • 军用装载 • 使用燃油 空机重量 使用空重 { 有效载荷 零 燃 油 重 量 ？ ？ ？ ？ ？ ？ ？ √ √ √ √ √ √ √ 全机重量

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: 8~9 教练机和攻击机 5~6 轰炸机: 3~4 运输机和货机: 1.5~2.5 最大过载:nmx=15n

5 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： ƒ 战斗机： n y = 8 ~ 9 ƒ 教练机和攻击机： n y = 5 ~ 6 ƒ 轰炸机： n y = 3 ~ 4 ƒ 运输机和货机： n y = 1.5 ~ 2.5 ƒ 最大过载： nmax = 1.5 n y

航空宇航学院 机翼结构重量(运输机) 基本公式 以下公式为基本公式一只适于起落架可收,发动机 不安装在机翼上的情况: 机翼=K 0.30 max Wa/s 其中:be=1.905 b。为结构展长:b。=b/c0s1/2 机翼面积; V—零燃油重量; nwx—最大过载系数;t,一根弦最大厚度 对于轻型飞机(Wto5670):KW=6.67×103

6 航空宇航学院 机翼结构重量（运输机） • 基本公式 以下公式为基本公式 —只适于起落架可收，发动机 不安装在机翼上的情况： G G s r b b w s W W S b t W K b n sref = ⋅ ⋅ + ⋅ ⋅ ⋅ 0.30 max 0.75 ) / / 机翼 ( 1 ) ( 其中： bref = 1.905 b s为结构展长： 1/ 2 b s = b / cos χ S — 机翼面积； W G — 零燃油重量； nMAX — 最大过载系数; tr — 根弦最大厚度 对于轻型飞机（Wto 5670)：Kw = 6.67 × 10-3

航空宇航学院 机翼结构重量(续) 如机翼上有扰流板和减速板,增加2%; 当机翼安装2台或4台发动机时,分别减少5%或 10% 如果起落架不安装在机翼,减少5%。 讨论: 机翼 可通过增加翼载来减缓由于b。↑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

7 航空宇航学院 机翼结构重量（续） • 如机翼上有扰流板和减速板，增加2%； • 当机翼安装2台或4台发动机时，分别减少5%或 10%； • 如果起落架不安装在机翼，减少5%。 • 讨论： ƒ b s↑ → W机翼 ↑ ƒ 可通过增加翼载来减缓由于b s ↑ 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 尾翼结构重量 平尾结构重量: 平尾=0034(·mx)981.S平038,(by1平 0.033 0.2810.915 垂尾结构重量: 垂=0.19.{(1+2n1b垂)03(W,mnm30363.(S垂)9(Mn)06 0.726 0.217 (2m)0 337 1+1) 0.363 (COS1/4) 0.484)1.014 垂 其中:S平一平尾面积(f2 S垂一垂尾面积(t2); 平尾尾力臂(f) 1垂一垂尾尾力臂(f); t平—平尾根部最大厚度(f);b平一平尾展长(f); t垂一垂尾根部最大厚度(ft); )垂一垂尾展长(f);

8 航空宇航学院 尾翼结构重量 平尾结构重量： 0.033 0.28 0.915 , 0.813 0.584 max W平尾 0.034 {(W n ) S平 (b平 / t 平 ) (c / l平 ) } to r A = ⋅ ⋅ ⋅ ⋅ ⋅ 垂尾结构重量： 0.484 1.014 1/ 4 0.726 0.217 0.337 1 0.363 0.365 1.089 0.601 max 0.5 (1 / ) ( ) (1 ) ( ) } 0.19 {(1 / ) ( ) ( ) ( ) − − + + = ⋅ + ⋅ ⋅ ⋅ λ χ η l S S COS W Z b W n S M r h to H 垂 垂 垂 垂 垂 垂 垂 其中：S平 — 平尾面积（ft2)； S垂 — 垂尾面积（ft2)； l平 — 平尾尾力臂（ft)； l垂 — 垂尾尾力臂（ft)； tr,平— 平尾根部最大厚度（ft)； b平 — 平尾展长（ft)； tr,垂— 垂尾根部最大厚度（ft)； b垂 — 垂尾展长（ft)；

航空宇航学院 尾翼结构重量(续) MAX 最大过载系数 4—弦线后掠角(度) 入 垂 垂尾展弦比; n垂—垂尾梯形比 Sr—方向舵面积(f); M4一海平面最大马赫数; Wto—起飞重量(磅); W平、W垂的单位为磅 zh一定义见图 Zh =0 From《 Airplane design》,Part5, Roskam

9 航空宇航学院 尾翼结构重量（续） nMAX — 最大过载系数; χ1/4 — ¼弦线后掠角（度）； λ 垂 — 垂尾展弦比； η 垂 — 垂尾梯形比； Sr — 方向舵面积 （ft) ； M H — 海平面最大马赫数； Wto — 起飞重量（磅）； W 平、 W 垂的单位为磅 Zh — 定义见图： Zh = 0 From 《Airplane Design》， Part 5 , Roskam

航空宇航学院 机身结构重量 机身 WD’b h (kg tnf K=0.23 VD设计俯冲速度(km/h D 机翼根弦1/4处至平尾根弦1/4处之间的距离 机身最大宽度(m); S机身壳体面积(m) 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

10 航空宇航学院 机身结构重量 Kwf = 0.23 V D — 设计俯冲速度（km/h） lt — 机翼根弦1/4处至平尾根弦1/4处之间的距离 b f — 机身最大宽度（m）； S G — 机身壳体面积（m)； • 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%。 1.2 b h G l W KWf VD S f f t = ⋅ ⋅ 机身 + (kg) From 《Synthesis of Subsonic Airplane Design 》 ,Torenbeek,1982