輕型復合材料飛機重量估算方法研究

顧超 劉福佳

摘要：隨著復合材料的迅速發展，飛機采用復合材料可以降低20%～30%的重量，因此，目前多數輕型飛機的結構設計開始使用復合材料。文章結合某輕型雙座復合材料電動飛機的重量數據，對傳統的通用飛機估算方法進行了修正，給出了在總體方案設計階段輕型復合材料飛機的全機重量及飛機的各部分重量的估算方法，通過算例對其進行了驗證。

關鍵詞：復合材料；全機重量；飛機重量估算方法；輕型飛機；重量數據 文獻標識碼：A

中圖分類號：V221 文章編號：1009-2374（2016）06-0023-02 DOI：10.13535/j.cnki.11-4406/n.2016.06.012

在進行飛機總體方案設計時，開始不可能精確地求出飛機的全機重量值，而只能進行初步的估算。飛機重量的估算方法有許多種，簡繁和準確程度也很不一樣，但在飛機總體設計階段所使用的方法，在原理上都是利用統計資料和一些近似計算公式，按逐步逼近的方法求解全機重量的近似值。

在飛機初步設計階段，飛機的重量對飛機設計的影響比其他任何設計參數都大。在飛機初步方案設計階段，對各部件、各系統的重量和重心計算是比較困難的，將這些重量和重心求出來以后，進一步計算全機的重量和重心就比較容易了。因此，對飛機各部分重量的估算在飛機初步設計階段起著關鍵的作用。

本文通過對傳統的飛機估算方法的研究，結合某輕型復合材料電動飛機的重量數據，給出在總體方案設計階段輕型復合材料電動飛機的全機重量及飛機的各部分重量的估算方法。

1 飛機重量的分類

飛機的構造復雜，由眾多零構件和各種設備組成。對飛機重量進行精確的計算，理應從每一個零件和每一種設備入手，但在總體方案設計階段，這是根本不可能的，也是不必要的。為了分析研究和計算的方便，通常是將飛機的重量劃分成若干個組成部分或者叫做分類。這種劃分可粗可細，但在飛機總體方案設計階段，比較典型的分法，如圖1所示：

圖1 飛機重量分類圖

飛機的全機重量通常是指飛機的正常起飛重量，是飛機各部分重量的代數和。如果飛機各部分重量是已知的，則可以很容易地直接算出全機的重量，但實際上這是不可能的，因為飛機各部分的重量取決于全機重量的大小，不知道全機重量就無法確定其各組成部分的重量，而各部分的重量就無法確定其各組成部分的重量，各部分的重量未定時也就無法用上式對全機重量進行計算。換言之，就是因為飛機的全機重量與飛機各部分的重量互為因果，故無法直接進行計算，這一點正是在飛機設計工作中進行重量計算的難點。

因此，為了節省設計時間，開始通常不得不用粗略的計算方法和公式對飛機各部分的重量進行估算，初步求出飛機的全機重量，然后再用逐次逼近的迭代方法來求解飛機的全機重量。

2 輕型復合材料飛機全機重量近似計算

由于輕型飛機的結構及系統組成相對簡單，因此復合材料輕型電動飛機的全機重量主要包括結構重量、電動力系統重量、航電儀表系統重量、操縱系統重量、有效載荷。

2.1 結構重量估算

飛機結構估算主要包括對機身結構估算、機翼結構估算、尾翼結構估算、起落架結構估算，即：

2.1.1 機身結構重量估算。機身結構估算公式如下：

式中：L為座艙長度；BF為機身寬度；H為機身高度；VD為飛機的俯沖速度。

2.1.2 機翼結構重量估算。機翼結構估算公式如下：

式中：b為機翼展長；S為機翼面積；δ為機翼1/4弦線后掠角；λ為機翼梢根比；τ為翼型厚度；M為飛機最大起飛重量；N為法向設計過載系數的1.5倍；VD為飛機的設計俯沖速度。

2.1.3 尾翼結構重量估算。尾翼的結構重量大概為最大起飛重量的1.7%，因此尾翼結構估算公式如下：

2.1.4 起落架結構重量估算。起落架的結構重量大概為最大起飛重量的7%，因此，起落架結構估算公式如下：

2.2 動力系統重量估算

2.2.1 電動力系統重量估算。輕型電動飛機的電動力系統主要包括螺旋槳、電機、電池組、控制器、BMS、綜合顯示器及其他附件重量，其重量可以根據所選的型號給出的具體重量進行計算。結合某型電動飛機的實際電動力系統所占全機重量的比例，給出電動力系統的估算公式如下：

2.2.2 燃油飛機動力系統重量估算。輕型燃油飛機的動力系統主要包括螺旋槳、發動機、燃油系統等重量，其重量可以根據所選的型號給出的具體重量進行計算。燃油飛機動力系統的估算公式如下：

2.3 航電儀表系統重量估算

輕型飛機的航電儀表系統較為簡單，主要包括電臺、電纜、空速表、高度表、升降速率表、磁羅盤、側滑儀等。結合某型號電動飛機的實際航電儀表系統所占全機重量的比例，給出航電儀表系統的估算公式如下：

2.4 操縱系統重量估算

輕型飛機的操縱系統主要采用機械傳動方式，主要包括操縱桿、腳蹬、傳動機構及連接結構。結合某型號電動飛機的實際操縱系統所占全機重量的比例，給出操縱系統的估算公式如下：

2.5 有效載荷

2.5.1 乘員重量估算。輕型飛機的乘員重量可以根據適航條例的規定進行取值，單個乘員的重量為80kg（包括行李重量），因此在進行全機重量估算時，有效載荷的計算公式如下：

式中：n為乘員數量。

2.5.2 燃油重量估算。對于輕型電動飛機來說，不包括對燃油重量的估算，本公式適用于傳統的燃油飛機。輕型飛機受到適航條例中規定的最大起飛重量的限制，一般燃油的重量較低，可以根據所需燃油體積V及所用燃油密度ρ進行估算，具體估算公式如下：

3 輕型復合材料飛機全機重量近似計算算例

由于飛機的全機結構重量中，結構重量所占比例較大，而且本文主要給出復合材料飛機的結構重量估算公式，通過對Nemesis飛機結構的詳細數據的收集，可以用來驗證估算公式。

Nemesis飛機的詳細資料可在專業期刊和Nemesis網站上獲得。它們有詳細的重量說明，可以用來對比本文的重量估算結果。具體結果詳見表1：

表1 Nemesis飛機的實際重量與估算重量對比

表1中的固定設備重量為航電系統重量和操縱系統重量之和。從表1的數據中能夠看出，本文提供的方法低估了Nemesis飛機的機翼結構重量，高估了機身重量。因為很難將機翼和機身連接件歸入機翼還是機身部分，因此精確區分機翼和機身部件的重量存在不確定性。起飛總重量的誤差為：

4 結語

本文結合某輕型雙座復合材料電動飛機的重量數據，對傳統的通用飛機估算方法進行了修正，給出了在總體方案設計階段，輕型復合材料飛機的全機重量及飛機的各部分重量的估算方法。通過對比Nemesis飛機的實際重量數據，對其進行了驗證，估算結果為3%的誤差，可以在總體方案設計階段時重量估算的使用。

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作者簡介：顧超，男，江蘇宜興人，沈陽航空航天大學遼寧通用航空研究院工程師，在讀工程碩士，研究方向：新能源飛機；劉福佳，男（蒙古族），沈陽航空航天大學遼寧通用航空研究院助理工程師，碩士，研究方向：飛機總體設計。

（責任編輯：周 瓊）