飞机设计过程与重量估算，兼谈16吨中四重量估计存在的问 ...

一、飞机设计过程简介（非常简单的简介，仅供常识性了解）

飞机设计过程是个复杂的过程，牵扯面非常多，业界有很好的总结，鄙人能力有限，所以就不班门弄斧，摘抄飞机设计教材和军用飞机设计手册中的内容供大家参考。


1、下面是飞机设计教材中所提及的飞机设计过程，相对比较简单，但能说明一点问题。

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2012-6-26 21:57 上传

2、然后看真正的接近实际的过程：《飞机设计手册》中的《军用飞机总体设计》中的内容

（1)、研制程序

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2012-6-26 21:58 上传

   实际上，重量估计出现在方案设计阶段，所以我们再看方案设计阶段要干那些事情


（2）、方案阶段

  A)方案阶段的工作内容：

   方案阶段一个很重要的事情是发出重量要求。

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2012-6-26 21:59 上传

  B)总体方案的设计流程

   看看下面总体方案设计的流程，可以看出，当初步总体方案不满足要求时，会反复进行迭代，其中，重量也需要进行如此的迭代。

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2012-6-26 22:00 上传

   下面这个流程就看的更明白，每个阶段都要把重量估计一遍。

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2012-6-26 22:00 上传

二、关于重量估算方法

   虽然当今信息技术非常发达，但在重量估计上人们还是采用经验方法，即利用过去已有飞机的统计数值来进行统计。

   由于内容特别长，估计也没有几个人看完，俺把这个作为附录，这里就简单总结说几句。

   由于飞机是多个参数协调的过程，所以不得不采取迭代逼近的方法。但是迭代的结果有可能是收敛的，也有可能是发散的。那么为了让迭代更容易收敛，同时也让飞机设计的重量估算不太离谱，那么把过去经典的飞机各部分 重量和参数收集起来，按照类型进行分类，然后结合自己要设计的飞机，从接近的分类中选取一个参数范围，这样重量的估计就不会太离谱。然后在此基础上进行各部分重量的估计和迭代，直到满足设计指标的要求。

  可以看出，这些重量计算方法中，没有采用拿两个飞机上下对比着看来进行对比计算的，这样计算与总体方案根本看不出任何关系来。更重要的是，这样的重量估算到底属于飞机设计的那个阶段，代表那个阶段的重量？当然，有经验的设计师是可以根据一个大概的外观来判断飞机的重量，但那也是多年的经验积累的结果，这是普通网友所不能达到的。
   
   我们再更具体一点，“草根设计师”给出的线图和数据方面（http://lt.cjdby.net/thread-1346007-1-1.html），线图能到底算是真实图还是算一个示意图，俺个人相信示意图的可能性就大一些，因为草根显然不是实际设计者，只是根据个人理解来画了图，那么这个也就相当于设想方案中的一个布局图而已，是个计算的初始，有个计算的出发点而已。那么，更重要的是看其参数，因为真正计算的是参数是否收敛。

  再进一步看，在那个16吨的帖子中（http://lt.cjdby.net/thread-1406797-1-1.html）的所谓计算，就是按照一个难说多么准确的示意图来估计的。可以说这样处理本身就是一个不靠谱的估计，根本谈不上准确不准确。当然，利用这个线图估计出的数据如果超过合理的范围，那么就应该对线图进行调整，满足参数相互协调和最终收敛的要求。很显然，那个所谓的估算并没有这个协调收敛的过程，而是停留在半拉子。为什么会停留在半拉子，因为普通网友压根没有那个知识和经验来从事这项工作。

   我们再去看那个估算中的直观的不合理之处。“草根”给出的是4中2近导弹，那么在弹舱上截面至少要小两个导弹所占的面积。当然我们的中距弹体积可能会较大，但我们的格斗弹体积却比AIX-9小（因为AIM-9的弹翼是非折叠弹翼，也不是后来的将格斗弹弹翼缩小的设计），所以总体比较下来，还是要小两个弹翼。AIX-120C的翼展是0.46m，我们就按0.4米算，那么两个导弹也有0.32平方米的截面积差距。然后看进气道，就俺9500千克发动机的风扇直径为800mm来与F-119的风扇之间来比较，F-119风扇直径俺一直没有查到，查到的是F-119的最大直径是1.13米，风扇直径不知道，个人以前记得好像不知道是970mm还是940mm，我们也不多算，按照940mm来看，达到0.694平方米，那么两个就是1.382平方米。而800mm风扇面积是0.5平方米，两个风扇面积是1平方米。导弹与发动机截面上，就能够差0.32+0.382，即0.7平方米。如果再考虑到弹舱门较小，减少一个弹射挂架空间等等数据累计，就截面面积上都会减少接近1平方米左右。那么，从进气道到发动机风扇之间的长度至少超过5米，因为进气道周围要布置弹舱，而进气道连接发动机之前的管道需要1.5倍风扇直径的长度才能让进气顺畅。那么机身容积上就能差5个立方米。这5个立方米难道只有几百公斤重？另外考虑到弹射挂架减少2个，弹舱门缩小所带来的液压驱动结构，门大小所节省的重量，合起来怎么也不会只有几百公斤。

  从这个简单的比较就可以看出，即便是采用这种非正式的重量估算，也应该以参数而不是示意图来计算。由此可见估算的误差会怎样。

  简单总结，那个所谓的估算，本身就不是典型的飞机设计重量估算，所以肯定有很大误差。而在这种误差下，并没有按照飞机设计的过程通过迭代收敛，而是那一个迭代收敛前的一个数值来作为最终值，可以说无论从方法和流程来说，与真正的飞机设计相去甚远，根本没有什么参考价值。只是一般网友不了解这个过程，看到有数据就以为飞机重量估算就是如此。为了不让大家有所误解，所以还是应该指出该方法的不当之处。

   另，一些网友用的推重比等方法来估算，虽然也不准确，但却是飞机初步设计中所采用的，因为推重比、重量、翼载等计算方法确确实实是正儿八经的需要计算的东西，只是网友计算没有专业计算的那么细致而已，供在论坛上相互讨论还是可以的。


一、飞机设计过程简介（非常简单的简介，仅供常识性了解）

飞机设计过程是个复杂的过程，牵扯面非常多，业界有很好的总结，鄙人能力有限，所以就不班门弄斧，摘抄飞机设计教材和军用飞机设计手册中的内容供大家参考。


1、下面是飞机设计教材中所提及的飞机设计过程，相对比较简单，但能说明一点问题。

飞机设计过程.jpg (79.38 KB, 下载次数: 17)

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2、然后看真正的接近实际的过程：《飞机设计手册》中的《军用飞机总体设计》中的内容

（1)、研制程序

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   实际上，重量估计出现在方案设计阶段，所以我们再看方案设计阶段要干那些事情


（2）、方案阶段

  A)方案阶段的工作内容：

   方案阶段一个很重要的事情是发出重量要求。

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2012-6-26 21:59 上传

  B)总体方案的设计流程

   看看下面总体方案设计的流程，可以看出，当初步总体方案不满足要求时，会反复进行迭代，其中，重量也需要进行如此的迭代。

总体方案流程.jpg (69.6 KB, 下载次数: 17)

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   下面这个流程就看的更明白，每个阶段都要把重量估计一遍。

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二、关于重量估算方法

   虽然当今信息技术非常发达，但在重量估计上人们还是采用经验方法，即利用过去已有飞机的统计数值来进行统计。

   由于内容特别长，估计也没有几个人看完，俺把这个作为附录，这里就简单总结说几句。

   由于飞机是多个参数协调的过程，所以不得不采取迭代逼近的方法。但是迭代的结果有可能是收敛的，也有可能是发散的。那么为了让迭代更容易收敛，同时也让飞机设计的重量估算不太离谱，那么把过去经典的飞机各部分 重量和参数收集起来，按照类型进行分类，然后结合自己要设计的飞机，从接近的分类中选取一个参数范围，这样重量的估计就不会太离谱。然后在此基础上进行各部分重量的估计和迭代，直到满足设计指标的要求。

  可以看出，这些重量计算方法中，没有采用拿两个飞机上下对比着看来进行对比计算的，这样计算与总体方案根本看不出任何关系来。更重要的是，这样的重量估算到底属于飞机设计的那个阶段，代表那个阶段的重量？当然，有经验的设计师是可以根据一个大概的外观来判断飞机的重量，但那也是多年的经验积累的结果，这是普通网友所不能达到的。
   
   我们再更具体一点，“草根设计师”给出的线图和数据方面（http://lt.cjdby.net/thread-1346007-1-1.html），线图能到底算是真实图还是算一个示意图，俺个人相信示意图的可能性就大一些，因为草根显然不是实际设计者，只是根据个人理解来画了图，那么这个也就相当于设想方案中的一个布局图而已，是个计算的初始，有个计算的出发点而已。那么，更重要的是看其参数，因为真正计算的是参数是否收敛。

  再进一步看，在那个16吨的帖子中（http://lt.cjdby.net/thread-1406797-1-1.html）的所谓计算，就是按照一个难说多么准确的示意图来估计的。可以说这样处理本身就是一个不靠谱的估计，根本谈不上准确不准确。当然，利用这个线图估计出的数据如果超过合理的范围，那么就应该对线图进行调整，满足参数相互协调和最终收敛的要求。很显然，那个所谓的估算并没有这个协调收敛的过程，而是停留在半拉子。为什么会停留在半拉子，因为普通网友压根没有那个知识和经验来从事这项工作。

   我们再去看那个估算中的直观的不合理之处。“草根”给出的是4中2近导弹，那么在弹舱上截面至少要小两个导弹所占的面积。当然我们的中距弹体积可能会较大，但我们的格斗弹体积却比AIX-9小（因为AIM-9的弹翼是非折叠弹翼，也不是后来的将格斗弹弹翼缩小的设计），所以总体比较下来，还是要小两个弹翼。AIX-120C的翼展是0.46m，我们就按0.4米算，那么两个导弹也有0.32平方米的截面积差距。然后看进气道，就俺9500千克发动机的风扇直径为800mm来与F-119的风扇之间来比较，F-119风扇直径俺一直没有查到，查到的是F-119的最大直径是1.13米，风扇直径不知道，个人以前记得好像不知道是970mm还是940mm，我们也不多算，按照940mm来看，达到0.694平方米，那么两个就是1.382平方米。而800mm风扇面积是0.5平方米，两个风扇面积是1平方米。导弹与发动机截面上，就能够差0.32+0.382，即0.7平方米。如果再考虑到弹舱门较小，减少一个弹射挂架空间等等数据累计，就截面面积上都会减少接近1平方米左右。那么，从进气道到发动机风扇之间的长度至少超过5米，因为进气道周围要布置弹舱，而进气道连接发动机之前的管道需要1.5倍风扇直径的长度才能让进气顺畅。那么机身容积上就能差5个立方米。这5个立方米难道只有几百公斤重？另外考虑到弹射挂架减少2个，弹舱门缩小所带来的液压驱动结构，门大小所节省的重量，合起来怎么也不会只有几百公斤。

  从这个简单的比较就可以看出，即便是采用这种非正式的重量估算，也应该以参数而不是示意图来计算。由此可见估算的误差会怎样。

  简单总结，那个所谓的估算，本身就不是典型的飞机设计重量估算，所以肯定有很大误差。而在这种误差下，并没有按照飞机设计的过程通过迭代收敛，而是那一个迭代收敛前的一个数值来作为最终值，可以说无论从方法和流程来说，与真正的飞机设计相去甚远，根本没有什么参考价值。只是一般网友不了解这个过程，看到有数据就以为飞机重量估算就是如此。为了不让大家有所误解，所以还是应该指出该方法的不当之处。

   另，一些网友用的推重比等方法来估算，虽然也不准确，但却是飞机初步设计中所采用的，因为推重比、重量、翼载等计算方法确确实实是正儿八经的需要计算的东西，只是网友计算没有专业计算的那么细致而已，供在论坛上相互讨论还是可以的。