1 基于统计方法的重量估算1.1 机身重量f FUS f f f f f L C p 222M =(9.75+5.84B )(-1.5)(B +H )(B +H )2273.270.790.58(9.75 5.84 6.062)( 1.5)(6.062 6.062)6.062 6.062⨯=⨯⨯+⨯-++32194.9815kg = 其中：1、 -机身长度（m ）：73.272、 -机身最大宽度（m ）：6.0623、 -机身最大高度（m ）：6.0624、-增压机身系数，对于客机取0.795、 -客舱内外压差（bar ），典型值为0.581.2 机翼重量估算1.2.1 理想的基本结构重量 零燃油重量：00(1)128835fuel ZW M M M kg M =-=惯性影响因子：01[0.2(1/)]0.42ZW r M M =-+-=机翼材料的工作许用应力：（运输机的最大设计过载为2.5-3.0取2.5）1.752.50.5500.75 1.51.752.50.550.75 1.55R 1.12[(1)sec sec ]104.1259.6207690111.12[(10.35)]10384.03060.14cos32cos326038.31210a NrA M f S Paλφϕτ=+⨯⨯⨯=⨯+⨯⨯⨯⨯=⨯1.50.51.50.551920R (1)sec sec /1119209.6384.0306 4.125(10.35)/(0.146038.31210)cos32cos320.1025C a m A S Nr f λφϕτ=+=⨯⨯⨯⨯+⨯⨯⨯⨯= 1.250.520.520.250 1.250.520.520.253(10.340.44) 2.2()(10.72)3384.03060.14384.0306(10.340.350.440.35) 2.20.14()(10.350.720.35)207690.012409.69.6r S S m M AR AR τλλτλλ⎡⎤=-++-+⎢⎥⎣⎦⨯⨯⎡⎤=-⨯+⨯+⨯-+⨯=⎢⎥⨯⎣⎦ 计算有：0.10250.01240.1149IPSC r M m m M =+=+= 则理想机翼重量0.114920769023865.5564IPS M kg=⨯=1.2.2 次级机翼结构修正系数机翼上发动机挂架等机翼上的主要因数影响下的惩罚修正系数项如下表，对于我们的设计有部分系数是没有的。
表10.1修正系数IPS M则有：()()0.010.0040.0060.0070.00150.0050.0140.0095=0.023 5 x C ++++-=+=1.2.3机身对机翼的影响机身最大宽度与机翼展长的比值：/ 6.062/60.71820.0998f B b β===则系数：221.13[(15)0.0027(1430.0998)0.35]1.13[(15)0.0027(143 1.0)]0.699880y C ββλ=--+=⨯--+⨯⨯=1.2.4机翼总重0() 1.068++20769030699wing y C r x M C m m C M kg=++=⨯≈（0.10250.01240.0235）1.3 尾翼重量水平尾翼的重量：1.24 1.240.0470.04720074.28131963.44H D H M V S kg ==⨯⨯=垂直尾翼的重量：1.15112.510.065 1.520036.4530.06571219.09V D V M k V S kg=⨯⨯==⨯－设计俯冲速度，客机的典型值为200m/s 。
－平尾面积；－垂尾面积；－为尾翼布局系数，范围为1.0-1.5，根据平尾的安装位置来选择。
T型尾翼，选择为1.5。
1.4 动力装置重量32 1.56550017160pow eng M nC M kg ⨯⨯===n －发动机数量。
－为推进系统安装系数，对于喷气运输机一般取1.56。
－为发动机裸机重量（5500kg ）1.5 系统和设备重量4000.0816615.2SYS M C M M kg==≈－取决于飞机类型的系数：短程客机一般取0.14；中程客机取11％；远程客机取8％1.6 起落架重量lg lg 000.0489303.67M C M M kg==≈－对于客机一般取4--4.5%左右。
此处取4.3%1.7 使用项目重量851216310985580C OP M n F P Kg⨯=+=+⨯=使用项目P 是乘客人数：310是机组人员人数：参照国内航班，取12是一个取决于航程的系数，对于远程客机取16。
1.8 有效载荷322370+30payload M Kg=⨯=（7540）每人平均携带行李40kg （包括托运），不计算货物重量。
1.9 最大起飞重量032194.981537030598030699(1963.441219.09)171608930.6716615.278855230647.3815M M M M M M M M M M g=++++++++=++++++++=燃油机身商载使用项目机翼尾翼动力起落架系统和固定设备+k经计算得0230647M kg ≈计算结果与设计最大起飞重量207690kg 相符合。
说明设计是合理的。
表10.2重量分布客机结构重量（机翼、尾翼、机身、起落架）比重为η==(13.31+0.85+0.53+13.96+3.87)/10032.52%非常接近飞机统计数据的30%-35%的范围之内。
每座使用空重为：=114759.3815/310370.19Kg2 重心估算2.1 机翼重心机翼平均气动弦位置有如下图关系。
图11.1 机翼平均气动弦位置图设机翼平均气动弦距机头位置为，则可算出机翼翼根前缘位置，而在已有CAD 图纸的情况下通过测量得到：图11.2 机翼CAD 图（长度单位：mm ）MAC=6.307m,与公式法计算存在误差，取作图法为标准。
机翼重心如图所示：Ax取40%平均气动弦长，则机翼重心通过作图法可以得到机翼重心初值：图11.3 作图法得机翼重心（长度单位：mm ）00 2.186w A x x m =-，其中x A0为机翼焦点位置初步取值可以根据统计规律，对于尾吊布局的喷气运输机，25%平均气动弦长处（即机翼焦点位置）距相对机头位置为55%机身长度。
有如下图所示关系。
图11.4 机翼的纵向位置机翼的纵向位置确定为：.250.550.5573.2740.2985m fus x mac L ==⨯= 则机翼重心初值为：00 2.18638.1125w A x x m =-=2.2 尾翼重心尾翼重心位置有如图所示关系。
图11.5 尾翼重心图2.2.1 平尾重心图11.6 平尾重心图（长度单位：mm ）取48%平均气动弦长，通过作图法计算得平尾的平均气动弦长MAC=4.025m,与计算平尾有误差，取画图法的平均气动弦长为准。
平尾重心相对于平均气动弦气动焦点的位置为：0.092h Ah x x m =-，其中x Ah 为平尾焦点位置根据平尾力臂机身尾力臂）（L L %55~%50=，取50%机身长度， 所以36.635L m =尾力臂，可确定平尾重心：0.0920.09236.543h Ah G h G x x m L x m x x m =-=+-=+尾力臂2.2.2 垂尾重心图11.6 垂尾重心图（长度单位：mm ）取48%平均气动弦长，通过作图法计算得平尾的平均气动弦长MAC=4.837m,与计算平尾有误差，取画图法的平均气动弦长为准。
通过作图法计算得，垂尾重心相对于平均气动弦气动焦点的位置为：0.02v Av x x m =+，其中x Av 为垂尾焦点位置根据垂尾力臂机身尾力臂）（L L %55~%50=，取55%机身长度， 所以0.5573.2740.298L m =⨯=尾力臂，可确定垂尾重心：0.020.0240.318v Av G v G x x m L x m x x m =+=++=+尾力臂2.3 机身重心对于发动机尾吊布局的的喷气式运输机，机身重心为fus 0.47~0.50L ，则机身重心为：fus b L x ⨯=)50.0~47.0(取 m 635.3627.735.050=⨯==fus b L .x 2.4 其它部分重心2.4.1起落架重心假设起落架重心与全机重心重合。
即： 2.4.2动力装置重心对于双发尾吊布局飞机，发动机短舱展向安装位置一般位于80%~85%的机身长处。
可取80%机身长位置。
则发动机重心为：m L x fus T 28.6285.0=⨯=2.4.3固定设备重心假设固定设备重心与全机重心重合。
即：S G x x = 2.4.4燃油重心燃油全部装在机翼上，所以可以假设燃油重心与机翼重心重合，即：2.4.5有效载荷重心有效载荷全部装在机身，且在不装载荷情况下，飞机重心也要变动很小，所以可以假设有效载荷重心与全机重心重合。
即：P G x x =2.4.6使用项目重心使用项目也是全部装在机身，其中机组人员靠前分布，安全设备和水、食物等在机身均布，其质量也相对较小，所以估算时，可以假设使用项目重心也与全机重心重合。
即：U G x x =2.5 全机重心计算L G x x =平衡为i i G T x m x W ∑=0化简得：9767.115590.0+=A G x x根据统计规律，对于尾吊布局，重心大约在35%的平均气动弦长处左右。
既有：20745.2MAC %35+=+=A A G x x x则由上面两式可以解出：⎩⎨⎧==m36.24m1525.22G A x x 即求得重心距机头的距离为24.36m ，平均气动弦距机头为22.1525m ，符合要求。