一、基本原理 ⒈力矩(M)=重量(W)×力臂(A)， ⒉总重量(WE)=所有装载项目重量之和， ⒊总力矩=所有装载项目力矩之和， ⒋重心位置(平均力臂)=总力矩÷总重量， ⒌计算飞机空机重量、重心（必须注明称重点的位置）， ⒍从磅秤读数中减去皮重，再将每个称重点所的净重相加即为空重。 二、实用重心范围校验 ⒈满足平衡的条件：装载良好的飞机，其实际重心落在飞机的重心范围之内， ⒉校验的条件：当空重重心处于规定的范围之内，并且按飞机制造商所规定的装载方式进行，则不须校验。否则，只要两条件有一个不满足，则必须进行校验， ⒊校验的内容：是否超过最大重量；实用重心是否超过规定的实用重心范围。 三、前极限的重量与平衡验算需要掌握下列资料 ⒈空飞机的重量、力臂和力矩 ⒉位于重心前极限之前的各有用载重项目的最大重量、力臂和力矩。 ⒊位于重心前极限以后的各有用载重项目的最小重量、力臂和力矩。 四、后极限的重量与平衡验算需要掌握下列资料 ⒈空飞机的重量、力臂和力矩 ⒉位于重心前极限之后的各有用载重项目的最大重量、力臂、力矩。 ⒊位于重心前极限之前的各有用载重项目的最小重量、力臂、力矩。 五、压舱物 ⒈永久压舱物：用以补偿取掉的或添置的设备项目以及准备长期留在飞机上的压舱物。它一般是铅棒或铅板，用螺栓固定在飞机结构上。它可以油漆成红色并标明永久压舱物不许拆除。 ⒉临时压舱物或可拆装的压舱物：是为满足某些需要经常改变装载用的物体，它一般采用铅粒袋，沙袋或其它非永久设置的形式。临时压舱物应标明，压舱物×××磅或公斤，需经重量与平衡验算后方可拆除。 ⒊压舱物重量的计算： 压舱物重量= （装载后重量，实用装载重心超出其极限的距离）/压舱物到重心极限位置的距离. 六、飞机的基准面
第六节 飞机重心的计算 一、飞机的重心和重心位置的表示 1、飞机重心 确保飞行安全的要求和条件是多方面的，重要的一点就是要保证飞机平衡。飞机的重心必须在安全的范围内，保证飞机飞行具有良好的操作性和稳定性。 飞机重心具有以下特性：(1)飞行中，重心位置不随姿态改变。 (2)飞机在空中的一切运动，无论怎样错综复杂，总可以分解为：飞机各部分随飞机重心一道的移动和飞机各部分转绕着飞机重心的转动。 本节将着重介绍飞机的重心、重心计算的方法，以及飞机的平衡，稳定性和操纵性。 重力是地球对物体的吸引力，飞机的各部件（机身、机翼、尾翼、发动机等）、燃油、货物、乘客等都要受到重力的作用，飞机各部分重力的合力，叫做飞机的重力，用G 表示。重力的着力点，叫做飞机的重心。重心所处的位置叫做重心位置。飞机在空中的转动，是绕飞机的重心进行的。因此，确定飞机重心位置是十分重要的。 飞机重心的前后位置，常用重心到某特定翼弦上投影点到该翼弦前缘点的距离，占该翼弦的百分比来表示。这一特定翼弦，就是平均空气动力弦（MAC ）。 所谓平均空气动力弦，是一个假想的矩形机翼的翼弦。该矩形机翼和给定的任意平面形状的机翼面积、空气动力以及俯仰力矩相同。在这个条件下，假想矩形机翼的弦长，就是给定机翼的平均空气动力弦长。机翼的平均空气动力弦的位置和长度，均可以从飞机技术手册上查到。有了平均空气动力弦作为基准，就可以计算飞机重心相对位置。 燃油的消耗等都使飞机重心位置发生变化。 有了平均空气动力弦作为基准，就可以计算飞机重心相对位置。设重心的投影点到前缘点的距离为X T ，平均空气动力弦长为b A ，则重心相对位置可用下表示： 飞机各部分重力的合力叫飞机的重力 G=G 1+G 2+G 3+G 4+G 5+. . . . .图7.6.1 飞机重心 图 7.6.3 平均空气动力弦 图 7.6.2 飞机重心相对位置 T = 100%X T b A
G=G i+ G 2+ G 3+ G 4+ G 5+ ....... 所谓平均空气动力弦，是一个?假想的矩形机翼的翼、弦。该矩形机翼和给定的任意平面形状的机翼面积、 空气 动力以及俯仰力矩相同。在这个条件下6.假想矩形机翼的弦长，就是给定机翼的平均空气动力弦长。 机翼的平均空气动力弦的位置和长度，均可以从飞机技术手册上查到。有了平均空气动力弦作为基准，就 可以计算飞机重心相对位置。 飞机飞机对置与装载情况有关， 要发生移动。如果飞机前总载重增加，重心位置前 燃油的消耗等都 使飞机重心位置发生变化。 有了平均空气动力弦作为基准 平均空气动力弦长为76| b A 而与飞机飞行状态无关。当载 ;载重减少，重心位置后移。在飞行中，收放起落架、 ， 就可以计算飞机重心相对位置。 设重心的投影点到前缘点的距离为 X T ， b A ，则重心 相对位置可用下表示： 图763平均空气动力弦 第六节飞机重心的计算 、飞机的重心和重心位置的表示 1飞机重心 确保飞行安全的要求和条件是多方面的，重要的一点就是要保证飞机平衡。飞机的重心必须在安全的 范围内，保证飞机 飞行具有良好的操作性和稳定性。 飞机重心具有以下特性： （1）飞行中，重心位置不随姿态改变。 （2）飞机在空中的一切运动，无论怎 样错综复杂，总可以分解为：飞机各部分随飞机重心一道的移动和飞机各部分转绕着飞机重心的转动。 本节将着重介绍飞机的重心、重心计算的方法，以及飞机的平衡，稳定性和操纵性。 重力是地球对物体的吸引力，飞机的各部件（机身、机翼、尾翼、发动机等） 、燃油、货物、乘客等 都要受到重力的作用，飞机各部分重力的合力，叫做飞机的重力，用 G 表示。重力的着力点，叫做飞机的 重心。重心所处的位置叫做重心位置。飞机在空中的转动，是绕飞机的重心进行的。因此，确定飞机重心 位置是十分重要的。 飞机重心的前后位置，常用重心到某特定翼弦上投影点到该翼弦前缘点的距离，占该翼弦的百分比来 表示。这一特定翼 弦，就是平均空气动力弦（ MAC 。 重心 飞机各部分重力的合力叫飞机的重力 重心 投影点 飞机| 重心| 平均空气 动力弦b A 原后掠机翼 假想矩 及其分布情况改变，飞机重心位置就 平均空气 动力弦MAC
船舶建造过程中重量重心控制方法陈威 发表时间：2019-08-06T15:54:14.377Z 来源：《基层建设》2019年第11期作者：陈威刘志博[导读] 摘要：为解决建造实船重量、重心与设计目标不符等问题，船舶建造中需进行重量、重心控制，而其中船舶总段重量、重心控制难度较大。 大连中远海运重工有限公司辽宁大连 116113 摘要：为解决建造实船重量、重心与设计目标不符等问题，船舶建造中需进行重量、重心控制，而其中船舶总段重量、重心控制难度较大。以船舶总段为对象，综合分析船舶轻量化因素，船舶重量中心的控制分为生产设计阶段的载荷控制以及建造阶段的重量控制。在建造过程中的载荷称重也是重量中心控制的一项关键工作。重量重心控制还需要造船厂提高认识加强管理。 关键词：船舶建造；重量重心；控制方法前言： 轻量化研究已从飞机、汽车领域拓展逐步至船舶领域，尤其是在海洋平台方面，轻量化作为一个重要的标准落实到设计和生产过程中。在海洋平台建造中，生产设备重量变化是造成重量、重心误差的主要因素。然而，船舶相比于海工，影响其重量、重心的因素却有很多。 １船舶轻量化建造船舶建造 过程中的重量误差积累占导致重量和重心误差原因的很大一部分，尤其是艏艉端分段的重量对重心位置的影响最大。大型船舶总段不便于称重，导致在建造过程中工程师对其重量、重心难以把握。因此，控制好总段内每个小分段乃至构件的重量大小，分配好公差，是船舶轻量化建造以及重量、重心控制的重要手段之一，这也对建造者的管理能力提出巨大挑战。 船舶建造主要可以分以下几个阶段：构件阶段、组件阶段、分段阶段、总段阶段、超大总段阶段以及船体阶段。为控制船舶总段乃至船体重量大小和重心位置，每个阶段都需统计信息。构件称重方便，也最易统计，要想实现精细化造船，则应从构件阶段开始统计，随后依次上升，按照船舶各个阶段顺序进行管理。重心位置可以以选件的安装线为基准，朝向船首为正，船尾为负。在各个阶段，统计其阶段结构物的重量大小和重心位置，以设计时的编号为排序，依次排列收入数据库。 2船舶重量中心控制的两个阶段船舶建造是一个周期较长，技术复杂的过程，船舶建造过程中的重量重心控制要贯穿于船舶建造的过程之中，本文将船舶重量重心的控制分为两个阶段，分别是生产设计阶段的载荷控制、建造阶段的载荷控制。 2.1生产设计阶段的载荷控制 生产设计阶段已经能够将全船的设备型号，管系、电缆布置走向等设计细节完成，换句话讲就是已经在电脑上将船舶造出来了。在这个阶段要根据生产设计图纸进行整船理论重量、重心估算，一方面和船舶详细设计指标比较，要满足船舶的基本性能指标，另一方面为后续的建造过程提供重量重心的理论依据，在这个阶段最为重要的工作是做好船体、机、管、电、内、外等不同专业理论重量统计和记录分台账，最终根据本记录分台账汇总求得整船的理论重量及重心位置。 并以此为根据对比实际称重后计算求得的本船实际重量及重心位置，为后续的重量重心控制以及下水等工作提供理论依据。重量的记录形式和要求可安下列方法进行： ①船体结构以分段为单位进行记录，重量以施工图纸为准，焊缝重量按理论重量统计，计入有关的分段中。②动力管路和船舶系统管路，其管子组合件及附件（阀件、滤器、螺栓螺母和仪表等）、电缆及其固定附件以区域为单位进行统计、汇总、记录，同时备注栏明确标注管路及安装附件的生产设计图号和对应的系统图号及管段号，以备核查。③机电设备、舾装设备以安装图为单位进行记录。④油漆、腻子、内装物品（生活设施含家具、洗涤设备等）、绝缘等，按理论重量进行记录。 2.2建造阶段的重量控制 生产建造阶段是重量重心控制的关键阶段，重量重心的偏差大都是在这个阶段造成的。产生偏差的原因很多，例如船体结构件的施工标准，安装精度等。在该阶段需要进行的工作有： ①造船厂要编制本船实际重量记录台账，当实际数据与理论数据不一致时做好偏差记录并计算其对整船重量重心的影响，写出原因分析。②船体建造所用钢板及型钢的尺寸公差，必须符合供应技术条件的规定，本船所用钢板需进行测厚抽检，按每批次板材订货数量的2%进行。超差板（按CSQS要求）一律不准使用。③分段建造严格按图纸施工，对生产图纸确实存在问题的要及时反馈给设计单位，经设计单位修改后方可根据修改单进行修改，同时更新分段的理论重量，记录台账，备查。④建造过程中由于施工错误等原因造成局部换板，更换结构的修改，不允许出现以大代小，以厚代薄现象发生。如不可避免，必须经船东及设计方同意方可实施，由此引发的重量变化要清晰、明确的记录在台账上备查。⑤焊接时尤其是角焊缝的焊角的大小要严格按图纸施工，同时焊角要抽检，对接焊缝的焊肉余高满足焊接工艺要求，严格控制超高现象发生。 ⑥吊耳加强设计尽量采用船体结构，减少额外的吊装加强。吊装，转运设计的吊耳及其吊装加强在合拢后全部清除，永久保留的吊耳及吊装加强减少到最低限度，不能清除的吊耳及其加强的重量清晰记录在台账上，备查。⑦施工过程中所有临时加强及定位板在施工结束后全部清除。⑧涂装作业严格按涂装工艺进行，定期抽检漆膜厚度，不允许超厚现象发生。⑨设备安装精度符合相关规范标准的要求，并且记录和分析安装位置对全船重量重心的影响，禁止将公差向一个方向累计，必要时人为进行公差方向控制，调整重量中心。⑩定期向出具提供一份空船重量和重心控制报告，全面、详细地描述上船台的船体、设备以及舾装的上船重量，含详细计算书和核准的重量重心偏离表格。船下水后进行漂浮实验和倾斜实验确定船舶建造后的实际重量重心，视其是否与下水计算相符，若不相符，应查明原因。根据设计方提供的船级社退审的倾斜试验大纲，由造船厂组织进行本船倾斜试验，并将计算报告送审船级社及船东。 2.3严格实施倾斜试验 由于船舶设计阶段计算所得的重量和重心位置与船舶建造完成之后的实际重量和重心位置往往存在一定偏差，所以建造完成后必须进行倾斜试验，以便准确获取重量及重心的位置，且试验的结果要求精确可靠。试验前，应严格检查试验条件是否符合要求，如设备、物体是否进行了固定，是否将船上各类液体舱柜抽空或注满，以消除自由液面的影响，如有自由液面，则应查明原因，以便进行修正。 2.4精细现场管理，减小累计误差
教材教法 飛機載重與平衡實習-小飛機重心計算 影響飛機飛行安全最重要的因素是載重與平衡，一架超重的航空器或重心不在規定範圍之內，是非常危險而且沒有效率。在航空器設計之初，設計者暨工程師必須將飛機的載重與平衡考量在適當的位置，當航空器進行營運操作時，駕駛員及航空維修技術人員接續起此責任。 如果不考慮航空器的個別差異，有兩種共通的特性需考慮，一個是對重量的限制，另一個是對重心的範圍必須侷限於規定之範圍內。前者在航空器設計之初就決定最大重量(maximum weight)，所有航空器最大授權重量及設備列表都在都根據機型認證資料表（Type Certificate Data Sheets，TCDS），依照操作時的狀況，機翼或旋翼所能提供升力之大小，決定航空器起飛重量，此外航空器結構強度也會限制飛行安全的最大重量；而理想重心的位置及重心所能移動的最大範圍，都是經過設計者精心計算的。 所謂重心(center of gravity，CG)可視為飛機上某一點，將飛機在空中懸掛起會保持水平平衡姿態，通常我們計算飛機重心是利用下列公式： 飛機總力矩 飛機重心（從參考線算起）＝ 飛機總重 製造廠商會提供航空器空重及空重重心的位置，所謂空重（empty weight）是指機身、發動機及其它安裝在飛機上固定或永久性設備重量之和，空重重心就是上述設備的水平平衡點。航空維修技術人員在維修航空器或操作維修檢查工作要記錄最新的載重與平衡資料，尤其是經過修理(repairs)或變更(alterations)，更要記錄其變化。 航空器超重將引起以下一些問題： ＊航空器需要更大起飛速度，表示需要更長的跑道距離。 ＊降低爬升率、爬升角度。 ＊降低實用升限（service ceiling），實用升限是指標準大氣情況維持每分鐘100呎之穩定速率爬升，可達到的最大高度。 ＊降低巡航速度 ＊所短巡航距離。 ＊機動性或靈敏度降低。
[基础] 泛谈模型飞机重心（摘编至个人收集的资料）更新完成 模型飞机重心的定义： 我们把模型飞机重心解释为：把飞行中的飞机重量凝聚于某一点，该点是直接对地心引力产生象地重力作用的所在，此一重心点不论飞机在空中的姿态如何，它永远垂直于地面。 （此处更正，因失误将地平面打成地面） 掌握模型飞机重心的变化的意义： 模型飞机的初学者都是从模型店购买练习机学习飞行，有的店家可以帮忙组装，但大多由爱好者在家自行组装。组装完成后试飞，一般会有两种情况发生，一、飞机头轻，升降舵必须微调成降舵，机体才能保持平飞。二、飞机头重，升降舵必须微调成升舵，机体才保持平飞，并且伴随机头难以拉起和起飞距离加大、降落速度过大的现象。－－这两种情况对老手来说不是什么问题，问题是初学者并不了解飞机重心的重要性，一味按照说明书拼装组合，往往在试飞的时候发生异常，不能及时修正舵面而坠机。因此掌握飞机重心变化 对初学者来说是十分重要的。 学会模型飞机重心的调整： 一般的教练机套件说明书里都会标明该机型重心的所在。重心多落在翼弦三分之一处，而教练机一般使用克拉克Y型翼型，这种翼型为最普通且最可靠的翼切面，属于高升力中等速度也是高阻力翼型，若是依照翼弦前三分之一处重心实际飞行多会产生机头偏轻的现象，但这种微小的差距并不是不可以飞行，只是如果你想要飞得更顺手的话你可以尝试将重心稍微前移（可以把接受或动力电池前移），你将会发现飞机起飞降落及空中动作更容 易掌握，飞机会比较听话。
有关影响重心变化的若干因素： 一、水平安定面对重心的影响： 基本上当我们计算飞机升力负荷时，是包含了主翼和水平安定面的总面积，换句话说，水平安定面就是一个小主翼，它除了提供水平安定作用外也提供少许升力，它的这些升力直接影响了全机重力的所在，影响结果是：小安定面形成重心前移，相反大的水平安定面则形成重心后移。 如下图 模型飞机翼型切面大致分三类，低速、中速、高速三种。此三种由于性能特性各不相同，因此在重心位置上各有差异： 一、单翼面：低速－－重心在前缘50％后 二、克拉克Y型：中速－－重心在前缘30％－33％ 三、半对称或全对称：中或高速－－重心在前缘27％－30％ 四、流线薄翼型：高速－－重心在前缘25％－30％ 如下图
飞机的载重平衡与重量重心的获取 【摘要】保证飞机的安全飞行，需要控制飞机的载重平衡。要实现对飞机的载重平衡的有效控制，必然需要准确获取和把握飞机的重量重心数据。如何才能准确的获取相关数据？除了需要对飞机的载重平衡及称重方法有明确的认识以外，应规定称重时的飞机状态和规范称重时的机载物品，这样才能更加准确的获取飞机的重量重心数据。 【关键词】载重平衡；平均气动力弦；重心；站位与力臂；力矩平衡 0 引言 众所周知，飞机是靠空气动力学原理飞上天的。要保证飞机在运行过程中姿态的稳定，飞行员能够从容、灵活的操控飞机，做好飞机的载重平衡工作是重要保障。 1 载重平衡的意义 飞机载重平衡影响飞行员对飞机姿态的控制，同时也影响飞机的燃油消耗，因而对飞行安全和经济效益都有直接的影响。举例来说，如果飞机重心过于靠后，在飞机起飞离地时，可能造成飞机尾部擦地，影响飞行安全。如果飞机的重心过于靠前，在起飞时，就需要飞行员更大的拉杆角度、更大的推力以保证足够的升力，也就需要消耗更多的燃油，对经济性造成影响。另外，特定型号的飞机，其所能承载在的重量是一定的，超过了规定，会对飞机的结构造成损伤，后果可想而知。对于这些情况，如果提前获取了飞机重量重心数据，就可以通过控制货舱载货量；调配货物放置；有针对性安排旅客座次；机组将相关信息输入飞行管理计算机，获得建议的起飞安定面设置等手段进行提前修正，降低飞行的盲目性。 2 重量重心的控制方法 与飞机载重平衡控制直接相关的数据就是飞机的重量和重心。因此，应当有效控制飞机的重量重心并掌握其变化情况。 通常有两种方法来实现控制：一是，在飞机的运营过程中，持续对改变飞机的重量重心的因素进行统计，并随时修正，确保当前数据真实有效；二是，对飞机进行称重，获取飞机的重量重心。 新飞机在交付时，厂家都会对飞机进行称重，获取飞机的重量重心。在之后的投入运营过程中，飞机的空机重量重心会随着灰尘积聚、修理改装、部件更换、构型改变等有所改变。有些改变是可控甚至可忽略的。有些改变是可量化的，例如改装，往往会给出其造成的重量重心改变数据。这时，对原有数据进行修正即可。这种情况，只要做好统计，就能监控飞机的重量重心变化。
G 飞机各部分重力的合力叫飞机的重力 G=G 1+ G 2+ G 3+ G 4+ G 5+ ...... 所谓平均空气动力弦，是一个假想的矩形机翼的翼、弦。该矩形机翼和给定的任意平面形状的机翼面积、 空气动力以及俯仰力矩相同。在这个条件下6.假想矩形机翼的弦长，就是给定机翼的平均空气动力弦长。 机翼的平均空气动力弦的位置和长度，均可以从飞机技术手册上查到。有了平均空气动力弦作为基准，就 可以计算飞机重心相对位置。 及其分布情况改变，飞机重心位置就 要发生移动。 如果飞机前总载重增加，重心位置前移；载重减少，重心位置后移。在飞行中，收放起落架、 燃油的消耗等都使飞机重心位置发生变化。 就可以计算飞机重心相对位置。 设重心的投影点到前缘点的距离为 X T ， 有了平均空气动力弦作为基准，亠殳如…一，一― 平均空气 动力弦长为7.%,则重心相对位置可用下表示: X T = X-100% 第六节飞机重心的计算 、飞机的重心和重心位置的表示 1飞机重心 确保飞行安全的要求和条件是多方面的，重要的一点就是要保证飞机平衡。飞机的重心必须在安全的 范围内，保证飞机飞行具有良好的操作性和稳定性。 飞机重心具有以下特性： （1）飞行中，重心位置不随姿态改变。 （2）飞机在空中的一切运动，无论怎 样错综复杂，总可以分解为：飞机各部分随飞机重心一道的移动和飞机各部分转绕着飞机重心的转动。 本节将着重介绍飞机的重心、重心计算的方法，以及飞机的平衡，稳定性和操纵性。 重力是地球对物体的吸引力，飞机的各部件（机身、机翼、尾翼、发动机等） 、燃油、货物、乘客等 都要受到重力的作用，飞机各部分重力的合力，叫做飞机的重力，用 G 表示。重力的着力点，叫做飞机的 重心。重心所处的位置叫做重心位置。飞机在空中的转动，是绕飞机的重心进行的。因此，确定飞机重心 位置是十分重要的。 飞机重心的前后位置，常用重心到某特定翼弦上投影点到该翼弦前缘点的距离，占该翼弦的百分比来 表示。这一特定翼弦，就是平均空气动力弦（ MAC 。 X T 飞机I 重心I 重心 投影点 y 平均空气 动力弦b A 飞机重心机对置与装载情况有关，而与飞 原后掠机翼 假想矩 b A 平均空气 动力弦MAC 行状态无关。当载
基于有限元方法的机身结构重量估算 张婷婷余雄庆 （南京航空航天大学飞行器先进设计技术国防重点学科实验室南京210016） 摘要：机身重量估算是飞机总体设计的重要内容之一。本文以大型客机机身为研究对象，研究一种基于结构有限元模型和结构优化的重量估算方法。通过建立机身外形和结构参数化模型，利用计算机辅助设计软件CATIA的二次开发与结构分析软件MSC.Patran/Nastran的二次开发相结合的方法，实现了机身结构重量快速的、较精确的估算。这种方法具有自动化程度较高的特点，可用于飞机初步设计阶段的机身重量估算。 关键词：飞机机身重量参数化结构模型有限元法 CAD 引言 在概念设计和初步设计阶段，飞机重量估算是飞机总体方案论证的一个重要内容，其估算的准确度对总体设计方案主要参数的选择具有重要影响，同时也是保证飞机总体方案能达到设计指标的基石。重量估算的过于保守或者过于乐观，都会给后期阶段的重量控制带来很大的麻烦，甚至最后制造出来的飞机有可能达不到设计指标。因此，重量估算的可靠性是飞机总体设计方案的重要内容。 目前，在飞机总体方案设计阶段，对飞机结构重量估算有三种方法：1）基于统计方法的重量估算方法；2）基于工程梁理论的重量估算方法；3）基于结构有限元模型和结构优化的重量估算方法。在这些方法中，第3种方法计算比较精确，但计算过程比较复杂，不易于快速实施。 本文以大型客机机身为研究对象，研究一种快速的、自动化程度较高的、基于结构有限元模型和结构优化的机身重量估算方法。 一计算流程 基于有限元分析和优化的机身重量估算流程如图1所示。其主要步骤包括：1）机身外形参数化定义；2）CAD模型的生成；3）机身载荷分析；4）在MSC.Patran
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 ) 2273.27 0.790.58(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 ）：73.27 2、 -机身最大宽度（m ）：6.062 3、 -机身最大高度（m ）：6.062 4、 -增压机身系数，对于客机取0.79 5、 -客舱内外压差（bar ），典型值为0.58 1.2 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） 1.75 2.50.5500.75 1.5 1.75 2.50.55 0.75 1.55R 1.12[(1)sec sec ]10 4.1259.6207690111.12[(10.35)]10 384.03060.14cos32cos32 6038.31210a NrA M f S Pa λφ?τ=+???=?+????=?
1.50.51.50.551920R (1)sec sec /11 19209.6384.0306 4.125(10.35)/(0.146038.31210) cos32cos32 0.1025 C a m A S Nr f λφ?τ=+=????+????= 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)207690.0124 09.69.6r S S m M AR AR τλλτλλ??=-++-+???? ????=-?+?+?-+?=????? 计算有： 0.10250.01240.1149IPS C 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
9石油的物理性质—重量特性 石油及产品的物理性质是评定油品使用质量和控制生产过程的重要指标，同时也是设计和计算石油加工工艺装置和设备的重要依据。石油及油品的理化性质与其化学组成和分子结构有着密切的关系。因为石油及油品是复杂混合物，因此它的性质是各种化合物性质的宏观综合表现。由于石油及其产品的组成不易测定，且多数性质无可加性，如密度粘度，测定性质时，是条件性实验，也就是说使用特定的仪器并按规定的实验条件测定。因此，离开了专门的仪器和规定的条件，所测油品的性状数据就没有意义。 石油的物理性质（一）—重量特性 重量特性包含密度和相对密度、特性因数和平均相对分子质量。 一、密度和相对密度 1．定义 石油的密度 指在地面标准条件下，脱气原油单位体积的质量。以克每立方厘米（g/cm3）或千克每立方米(kg/m 3）表示。我国规定20℃时的密度为石油产品的标准密度，ρ20 ； 相对密度指在一定条件下，以一种液体的密度与另一种参考物质密度的比值，又称比重，是无因次的； 我国常用的有d 420，即是20℃时油与4℃水密度之比，因为水在4℃时密度为1000 g/cm3，所以通常以4℃水为基准。 (欧美) 常用的是d 15.615.6即是15.6℃时油与15.6℃水密度之比。 国际上常用比重指数API 度作为决定油价的标准。API 度与相对密度的相关关系式为：API 度=(141.5/相对密度)-131.5， 随着相对密度增大，比重指数的数值下降。 第12届世界石油会议对原油API 度的不同进行了分类： API 度>31.1的原油为轻质原油； API 度在31.1～22.3之间，为中质原油； API 度在22.3～10.0之间，为重质原油； API 度<10.0， 为特重原油。 2．油品密度与温度、压力的关系 温度——对油品密度影响很大，同一油品，温度上升，油品受热膨胀体积会增大，其密度和相对密度减小 ，反之则增大。不同温度下的油品的相对密度可按下式换算： ?：油品相对密度的平均温度校正系数，即温度改变1℃时油品相对密度的变化值； 压力与温度、压力的关系——由于液体是不可压缩的，温度不太高时，压力对液体油品密度的影响忽略不计。只有在极高的压力下才考虑外压的影响。 3、油品密度与馏分组成和化学组成的关系 ?相同碳数烃类，烷烃的密度最小，芳烃的密度最大 如在20℃时：苯0.8774；环己烷0.7780；正己烷 0.6572， 分子环数越多，密度越大； ? 同一原油，馏分油沸点升高和分子量增大，密度随之变大 ?不同原油，相同馏分油的密度相差很大 一般来说，环烷基的>中间基的>石蜡基的 油品都不是纯净物，其密度是各种组分的密度的宏观综合表现，下面看下油品的混合密度 计算。 属性相近油品混合时，混合密度可近似按可加性计算, ρm 和ρi 的温度必须相同， ρm 平均密度， ρi 任一组分的密度，V i 各组分的体积分数，无米伽I 是质量分数 。 属性相差较大的油品混合时上述计算误差较大，比如烷烃和芳香烃，混合时体积可能增大； 当密度相差很大的两个组分混合时，按上式计算也会导致较大的误差。因为体积往往没有可加性，即混合后体积可能收缩，也可能膨胀。比如重油和轻烃，混合时体积可能收缩。 二、特性因数K 特性因数是表示烃类和石油馏分化学性质的一个重要参数。， 1．定义 特性因数是烃类绝对温度表示的沸点的立方根对相对密度作图，所得曲线的斜率 。 ) 20(2044--=t d d t γ