【畢業(yè)學(xué)位論文】（Word原稿）飛機(jī)總體設(shè)計(jì)中機(jī)翼重量評(píng)估方法研究

中圖分類號(hào)： 論文編號(hào) ： 1028701 11科分類號(hào)： 080501 碩士 學(xué)位論文 飛機(jī)總體設(shè)計(jì)中 機(jī)翼重量評(píng)估 方法 研究 研究 生姓名 學(xué)科、專業(yè) 飛行器設(shè)計(jì) 研究方向 飛 機(jī) 綜合 設(shè)計(jì) 技術(shù) 指導(dǎo)教師 教授 航空航天大學(xué) 研究生院 航空宇航 學(xué)院 二 一 年 十二 月 A of 2010 承諾書(shū) 本人聲明所呈交的碩士學(xué)位論文是本人在導(dǎo)師指導(dǎo)下進(jìn)行的研究工作及取得的研究成果。除了文中特別加以標(biāo)注和致謝的地方外，論文中不包含其他人已經(jīng)發(fā)表或撰寫(xiě)過(guò)的研究成果，也不包含為獲得南京航空航天大學(xué)或其他教育機(jī)構(gòu)的學(xué)位或證書(shū)而使用過(guò)的材料。 本人授權(quán)南京航空航天大學(xué)可以將學(xué)位論文的全部或部分內(nèi)容編入有關(guān)數(shù)據(jù)庫(kù)進(jìn)行檢索，可以采用影印、縮印或掃描等復(fù)制手段保存、匯編學(xué)位論文。 （保密的學(xué)位論文在解密后適用本承諾書(shū)） 作者簽名： 日 期： 南京航空航天大學(xué)碩士學(xué)位論文 I 摘 要 機(jī)翼重量估算是飛機(jī)總體設(shè)計(jì)的重要內(nèi)容之一，機(jī)翼重量對(duì) 飛機(jī)的飛行性能、氣動(dòng)特性、強(qiáng)度剛度、疲勞壽命等等都具有 很 大影響。 總體設(shè)計(jì)中，常用的機(jī)翼重量估算方法有經(jīng)驗(yàn)方法、理論方法和半理論方法。本文以大型運(yùn)輸機(jī)為對(duì)象，研究了兩種飛機(jī)總體設(shè)計(jì)中機(jī)翼重量的評(píng)估方法 基于工程梁理論的方法和基于結(jié)構(gòu)有限元和優(yōu)化的方法。 1） 針對(duì) 飛機(jī)方案設(shè)計(jì)階段大型 客機(jī) 機(jī)翼重量 評(píng)估問(wèn)題，研究了一種 基于工程梁理論 的方法。首先在 境下對(duì) 機(jī)翼外形 進(jìn)行參數(shù)化設(shè)計(jì) ； 然后應(yīng)用 本文件功能和 速生成面元法程序（ 輸入數(shù)據(jù)文件 對(duì) 機(jī)翼表面氣動(dòng)力進(jìn)行 快速評(píng)估 ， 從而 實(shí)現(xiàn)機(jī)翼氣動(dòng)載荷的提取，擬合出沿機(jī)翼展向的升力分布函數(shù)，并添加到建立的機(jī)翼結(jié)構(gòu)模型上；最后采用 語(yǔ)言編制基于工程梁理論評(píng)估方法的計(jì)算機(jī)程序，對(duì) 八 種客機(jī)機(jī)翼承載結(jié)構(gòu)重量進(jìn)行評(píng)估，利用最小二乘法統(tǒng)計(jì)分析機(jī)翼總重與承載重量的關(guān)系，并對(duì) 機(jī)進(jìn)行計(jì)算驗(yàn)證，結(jié)果證明該方法對(duì)大型客機(jī)機(jī)翼重量的評(píng)估具有較高精度。 2）針對(duì)飛機(jī)總體設(shè)計(jì)中大型軍用運(yùn)輸機(jī)機(jī)翼重量評(píng)估問(wèn)題 ， 研究了一種 基于結(jié)構(gòu)有限元和優(yōu)化 的方法。 首先針對(duì) 機(jī)翼機(jī)身 吊艙組合體 外形參數(shù)化模 型 ， 通過(guò) 言對(duì) 次開(kāi)發(fā)，自動(dòng)生成 機(jī)身、 機(jī)翼和吊艙參數(shù)化幾何模型；應(yīng)用 本語(yǔ)言的功能和編制口程序，完成氣動(dòng)分析模型的自動(dòng)化；氣動(dòng)分析模型采用面元法（ 序）；編制 序提取氣動(dòng)數(shù)據(jù)，擬合出機(jī)翼表面壓強(qiáng)分布函數(shù)；通過(guò) 次開(kāi)發(fā)和本文件，實(shí)現(xiàn)自動(dòng)生成機(jī)翼結(jié)構(gòu)有限元模型；應(yīng)用 帶的優(yōu)化工具對(duì)結(jié)構(gòu)部件尺寸進(jìn)行優(yōu)化得到滿足約束下的最小機(jī)翼結(jié)構(gòu)重量；應(yīng)用超拉丁方法，在集成平臺(tái) 析機(jī)翼外形參數(shù)和發(fā)動(dòng)機(jī)位置參數(shù)對(duì)機(jī)翼結(jié)構(gòu)重量的影響。 通過(guò) 術(shù) 和 法 的應(yīng)用， 機(jī)翼重量評(píng)估方法的精度得以提高，為總體設(shè)計(jì)中機(jī)翼方案的重量評(píng)估提供了兩個(gè)可行有效的方法。 本文方法和技術(shù)路線能有效地 縮短飛機(jī)總體方案設(shè)計(jì) 的 周期， 提高設(shè)計(jì)質(zhì)量 。 關(guān)鍵詞： 飛機(jī)總體設(shè)計(jì)， 有限元方法，工程梁方法，參數(shù)化建模， 重量評(píng)估 ， 結(jié)構(gòu)優(yōu)化 飛機(jī)總體設(shè)計(jì)中機(jī)翼重量評(píng)估方法研究 is of in as a on of of in to 1) 2) ) to is on is on 1) A of of on is s to a is to of of a is C+ to to of A 320is to s 2) A of of on on AD is by is s is A is to on of A is by PI s of is to of of AD 京航空航天大學(xué)碩士學(xué)位論文 of in to in of in 機(jī)總體設(shè)計(jì)中機(jī)翼重量評(píng)估方法研究 目 錄 第一章 緒論 . 1 機(jī)機(jī)翼重量評(píng)估的意義和內(nèi)容 . 1 體設(shè)計(jì)中機(jī)翼重量的評(píng)估方法 . 2 體設(shè)計(jì)中機(jī)翼 重量評(píng)估方法概述 . 2 型的評(píng)估方法及其優(yōu)缺點(diǎn) . 3 文的目的與研究?jī)?nèi)容 . 5 第二章 參數(shù)化 . 7 . 7 翼參數(shù)化建模 . 8 身外形的參數(shù)化建模 . 11 身過(guò)渡面的參數(shù)化建模 . 11 動(dòng)機(jī)短艙的參數(shù)化建模 . 13 第三章 機(jī)翼氣動(dòng)載荷計(jì)算 . 15 動(dòng)載荷計(jì)算工具 . 15 . 15 元法及 . 16 動(dòng)載荷計(jì)算模型 . 18 格劃分 . 18 件格式轉(zhuǎn)換與組合 . 20 動(dòng)分析與機(jī)翼展向載荷提取 . 22 第四章 基于工程梁理論的機(jī)翼重量評(píng)估方法 . 24 何模型 . 24 荷計(jì)算 . 26 構(gòu)分析與承載結(jié)構(gòu)重量計(jì)算 . 27 翼重量與機(jī)翼承載結(jié)構(gòu)重量的關(guān)系 . 29 估方法的實(shí)現(xiàn)及驗(yàn)證 . 30 第五章 基于結(jié)構(gòu)有限元和優(yōu)化的機(jī)翼重量評(píng)估方法 . 36 翼結(jié)構(gòu)參數(shù)化 . 36 翼結(jié)構(gòu)方案 . 36 翼結(jié)構(gòu)參數(shù)化建模 . 37 載計(jì)算 . 38 南京航空航天大學(xué)碩士學(xué)位論文 V 動(dòng)載荷 . 38 他載荷 . 40 構(gòu)有限元模型 . 40 構(gòu)優(yōu)化問(wèn)題定義 . 43 翼重量評(píng)估框架 . 43 翼結(jié)構(gòu)重量的敏感性分析 . 46 驗(yàn)設(shè)計(jì) . 46 析結(jié)果 . 47 第六章 總結(jié)與進(jìn)一步的工作 . 51 文總結(jié) . 51 一步的研究工作 . 51 參考文獻(xiàn) . 52 致 謝 . 55 在學(xué)期間的研究成果及發(fā)表的學(xué)術(shù)論文 . 56 飛機(jī)總體設(shè)計(jì)中機(jī)翼重量評(píng)估方法研究 圖表清單 圖 描述 . 7 圖 型坐標(biāo)系定義 . 8 圖 機(jī)翼總體外形參數(shù)定義 . 9 圖 典型軍用運(yùn)輸機(jī)機(jī)翼表面模型 . 10 圖 典型客機(jī)機(jī)翼表面模型 . 10 圖 運(yùn)輸機(jī)機(jī)身外形 . 11 圖 翼身融合過(guò)渡面 . 12 圖 不同展弦比、后掠角機(jī)翼同機(jī)身的過(guò)渡面 . 13 圖 發(fā)動(dòng)機(jī)短艙建模參數(shù) . 14 圖 發(fā)動(dòng)機(jī)短艙外形 . 14 圖 氣動(dòng)計(jì)算模型計(jì)算流程 . 18 圖 全機(jī)網(wǎng)格圖 . 19 圖 全機(jī)網(wǎng)格圖 . 19 圖 帶尾跡全機(jī)網(wǎng)格圖 . 20 圖 機(jī)身、發(fā)動(dòng)機(jī)艙、進(jìn)氣截面邊界條件 . 21 圖 機(jī)翼、機(jī)身尾跡面邊界條件 . 21 圖 發(fā)動(dòng)機(jī)艙尾跡面邊界條件 . 21 圖 全機(jī)表面壓力分布 . 23 圖 機(jī)翼展向升力系數(shù)分布擬合 . 23 圖 機(jī)翼外形與結(jié)構(gòu)布置參數(shù)定義 . 25 圖 機(jī)翼總重與結(jié)構(gòu)承載重量的關(guān)系 . 30 圖 改進(jìn)的工程梁理論的機(jī)翼重量評(píng)估方法流程圖 . 32 圖 翼模型 . 33 圖 翼表面網(wǎng)格 . 34 圖 機(jī)翼表面壓力系數(shù)分布 . 34 圖 機(jī)翼展向載荷分布曲線 . 35 圖 基于結(jié)構(gòu)有限元分析和結(jié)構(gòu)優(yōu)化的機(jī)翼重量估算流程 . 36 圖 機(jī)翼結(jié)構(gòu) 型 . 38 圖 強(qiáng)度校核典型狀態(tài) . 38 圖 氣動(dòng)載荷弦向分布 . 39 圖 機(jī)翼結(jié)構(gòu)殼單元網(wǎng)格劃分 . 40 圖 機(jī)翼結(jié)構(gòu)桿單元網(wǎng)格劃分 . 41 圖 邊界條件 . 42 圖 機(jī)翼重量評(píng)估流程 . 43 圖 計(jì)過(guò)程 . 44 圖 機(jī)翼重量估算框架 . 45 圖 機(jī)翼基準(zhǔn)參考方案圖 . 47 南京航空航天大學(xué)碩士學(xué)位論文 機(jī)翼主要設(shè)計(jì)參數(shù)的 . 47 圖 機(jī)翼重量與機(jī)翼面積間關(guān)系 . 48 圖 機(jī)翼重量與展弦比間關(guān)系 . 48 圖 機(jī)翼重量與梢根比間關(guān)系 . 49 圖 機(jī)翼重量與外側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)展向位置間關(guān)系 . 49 圖 機(jī)翼重量與前緣后掠角間關(guān)系 . 50 圖 機(jī)翼重量與翼梢扭轉(zhuǎn)角間關(guān)系 . 50 表 空氣動(dòng)力學(xué)在飛機(jī)設(shè)計(jì)中的應(yīng)用 . 16 表 邊界條件類型設(shè)置及格式轉(zhuǎn)換函數(shù) . 20 表 機(jī)翼幾何 參數(shù)計(jì)算公式 . 24 表 結(jié)構(gòu)參數(shù)的計(jì)算公式 . 26 表 失穩(wěn)指數(shù)和失穩(wěn)因子的取值 . 28 表 機(jī)翼承載結(jié)構(gòu)重 量與機(jī)翼真實(shí)重量 . 29 表 機(jī)翼承載結(jié)構(gòu)重量估算程序輸入?yún)?shù) . 31 表 波音 747翼重量估算結(jié)果（單位：磅） . 32 表 輸入?yún)?shù) . 32 表 翼重量估算結(jié)果（單位：磅） . 35 表 機(jī)翼結(jié)構(gòu)模型參數(shù)化模型設(shè)計(jì)參數(shù) . 37 表 本文選擇的結(jié)構(gòu)校核狀態(tài) . 39 表 動(dòng)機(jī)主要參數(shù) . 40 表 載荷工況 . 41 表 邊界條件 . 42 表 機(jī)翼外形參數(shù)變量 . 46 南京航空航天大學(xué)碩士學(xué)位論文 1 第一章 緒論 機(jī) 機(jī)翼 重量 評(píng)估 的意義 和內(nèi)容 飛機(jī)設(shè)計(jì)按照設(shè)計(jì)內(nèi)容的粗細(xì)程度和大致的先后次序，可以劃分為 3 個(gè)有內(nèi)在聯(lián)系的不同階段：概念設(shè)計(jì)，主要任務(wù)為根據(jù)飛機(jī)的設(shè)計(jì)要求，對(duì)飛機(jī)進(jìn)行全 面 的構(gòu)思 形成設(shè)計(jì)方案的基本概念，并草擬一個(gè)或幾個(gè)能滿足設(shè)計(jì)要求的初步設(shè)計(jì)方案；初步設(shè)計(jì) ，主要任務(wù)為對(duì)初步設(shè)計(jì)方案進(jìn)行修改和補(bǔ)充，使其進(jìn)一步明確和具體化，最終 給 出完整的總體設(shè)計(jì)方案 ；詳細(xì)設(shè)計(jì) ，主要任務(wù)為進(jìn)行結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，包括部件設(shè)計(jì)和零構(gòu)件設(shè)計(jì) 1。 在概念設(shè)計(jì)和初步設(shè)計(jì)階段， 對(duì)全機(jī)進(jìn)行重量計(jì)算和重心定位是一個(gè)重要內(nèi)容，其估算的準(zhǔn)確度對(duì)總體設(shè)計(jì)方案主要參數(shù)的選擇具有重要影響 ， 同時(shí)是 飛行性能 、 操縱性 和 穩(wěn)定性 初步 計(jì)算的依據(jù) 。 在概念設(shè)計(jì)階段，根據(jù)飛機(jī)戰(zhàn)術(shù)技術(shù)要求可以采用統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)和經(jīng)驗(yàn)公式迅速估算出飛機(jī)的空機(jī)重量和起飛 重量，然而在初步設(shè)計(jì)階段則必須進(jìn)行較為詳細(xì)的分類重量估算。從本質(zhì)上看，飛機(jī)是各種零部件、設(shè)備或附件成品、標(biāo)準(zhǔn)件和各類工作液體 的 組合體，把這些部分的重量累加起來(lái)就是飛機(jī)總重。顯然 在初步設(shè)計(jì) 階段這些細(xì)項(xiàng) 的 重量無(wú)法落實(shí)，只能通過(guò)對(duì)飛機(jī)各部件和系統(tǒng)分別進(jìn)行重量評(píng)估。機(jī)翼是飛機(jī)的主 要升力面，作為一個(gè) 重要部件，承擔(dān)著飛機(jī)大部分的氣動(dòng)載荷。機(jī)翼重量占 全機(jī) 結(jié)構(gòu)重量的比例將近三分之一 ， 對(duì)全機(jī)重量及重心位置具有 極其重量的影響， 所以提高機(jī)翼重量 評(píng)估 的準(zhǔn)確度 對(duì)飛機(jī)總體設(shè)計(jì)而言具有十分重要的意義 。 在 機(jī)翼重量 評(píng)估過(guò)程中往往涉及到三個(gè) 層次 的重量 ： 盒重、結(jié)構(gòu)重量和總重。盒重是指機(jī)翼的主要承力部件 翼盒的重量 ， 翼盒 由機(jī)翼 大梁、梁間的蒙皮和 翼 肋、展向加強(qiáng)筋或長(zhǎng)桁等構(gòu)件組成， 它 的重量 占據(jù)了機(jī)翼重量的絕大部分， 所以 盒重是機(jī)翼 重 量 評(píng)估工作的核心。 機(jī)翼結(jié)構(gòu)重量 除了盒重 外 ，還包括 翼盒以外的輔助承力部件和非承力部件的重量，比如 起落架支撐梁、機(jī)翼 與 機(jī)身接頭 、連接件 、 緊固件 、 前后緣結(jié)構(gòu)、翼尖結(jié)構(gòu)、 防火隔板等 等 。總重 則 是在結(jié)構(gòu)重量 的 基礎(chǔ)上再增加 各類前 、 后緣 增升裝置、 活動(dòng) 翼面 等部件重量，但是總重不 包 括 推進(jìn)、燃油、航電、應(yīng)急、液壓等系統(tǒng)重量。 在飛機(jī)設(shè)計(jì)的不同階 段或者同一設(shè)計(jì)階段的不同方法中，機(jī)翼重量評(píng)估的內(nèi)容側(cè)重都會(huì)有所不同 ， 但隨著設(shè)計(jì)過(guò)程的推進(jìn)，評(píng)估方法的 詳細(xì)程 度和準(zhǔn)確 度均不斷 提高，估算所產(chǎn)生的誤差 也 逐步減少。 概念 設(shè)計(jì)階段飛機(jī)重量估算工作的基本內(nèi)容是按照 飛機(jī)設(shè)計(jì) 要求，論證飛機(jī)的總重和各部 件 、 系統(tǒng)的重量，并綜合其他專業(yè)共同尋求重量最輕的飛機(jī)總體方案，提出 初步的飛機(jī)重量和 重 心指標(biāo)。這個(gè)階段只 需要給出 飛機(jī)主要性能參數(shù)和 幾何 外形參數(shù) 即可 ，所以 本階段的 評(píng)估對(duì)象是 機(jī)翼 總重或結(jié)構(gòu)重量， 而且 多 采用較為 粗略的 估算 方法 計(jì)算得到 ，如 相對(duì)重量系數(shù)法、統(tǒng)計(jì)分析法（即經(jīng)驗(yàn)公式法）、單位面 積估算法、單位體積估算法等 2。 飛機(jī)總體設(shè)計(jì)中機(jī)翼重量評(píng)估方法研究 2 初步設(shè)計(jì)階段 ，設(shè)計(jì)人員 根據(jù) 正式確定的戰(zhàn)術(shù)技術(shù)要求或使用技術(shù)要求對(duì)初始方案進(jìn)行修改和完善， 給出全機(jī)的三面圖 和理論外形 ，合理安排各種機(jī)載設(shè)備、系統(tǒng)、任務(wù)載荷等的裝載，初步布置飛機(jī) 結(jié)構(gòu)的承力系統(tǒng)和主承力構(gòu)件，進(jìn)行較為詳細(xì)的重量計(jì)算和重心定位。本階段，由于機(jī)翼 的結(jié)構(gòu)形式、 傳力路線、展向 和弦向的結(jié)構(gòu)受力構(gòu)件 布置、主要零件的材料和構(gòu)造形式 以及基本尺寸 都 已 確定，機(jī)翼重量可以 進(jìn)行較為精確的評(píng)估，尤其是盒重 和結(jié)構(gòu)重量 。 本階段 一般采用有限元法對(duì)機(jī)翼進(jìn)行 結(jié)構(gòu) 優(yōu)化設(shè)計(jì)， 確定初步的 零件 設(shè)計(jì)參數(shù) ，對(duì) 各零件重量進(jìn)行統(tǒng)計(jì) 后 得到機(jī)翼結(jié)構(gòu)重量。 進(jìn)入詳細(xì)設(shè)計(jì)階段后，飛機(jī)的所有部件和零構(gòu)件都將設(shè)計(jì)完成并發(fā) 圖 生產(chǎn)。機(jī)翼 結(jié)構(gòu) 重量將從零件開(kāi)始算起，一直累加到組件、部件 ， 從 而 得到準(zhǔn)確的總重。 一旦部件生產(chǎn)出來(lái) 將直接進(jìn)行稱重 ，若與理論 設(shè)計(jì) 數(shù)據(jù)有出入則立即返回設(shè)計(jì)部門進(jìn)行 調(diào)整修改 。 機(jī)翼重量的最終值一般是在飛機(jī)開(kāi)始生產(chǎn)幾年后才可以確定，并有所增重。 一般 來(lái) 講 ，以第一架原型機(jī)的機(jī)翼重量為基準(zhǔn)，方案論證階段機(jī)翼重量的估算允許誤差為 610% ，方案初步設(shè)計(jì)階段為 35% ，詳細(xì)設(shè)計(jì) 階段 為 12% 3。 體設(shè)計(jì)中機(jī)翼重量的評(píng)估方法 體設(shè)計(jì)中機(jī)翼重量評(píng)估方法 概述 總體設(shè)計(jì)，即方案設(shè)計(jì)，包含方案的概念性設(shè)計(jì)和初步設(shè)計(jì)兩 個(gè) 階段 。 起點(diǎn)是 根據(jù)國(guó)民經(jīng)濟(jì)或國(guó)防建設(shè)的需要擬定飛機(jī)的使用技術(shù)性能或戰(zhàn)術(shù)技術(shù)性能要求 ，終點(diǎn)是 確定飛機(jī)總體設(shè)計(jì)方案的各種參數(shù)， 形成滿足設(shè)計(jì)指標(biāo)的 最優(yōu) 設(shè)計(jì)方案。 飛機(jī) 總體設(shè)計(jì) 是 創(chuàng)造性與科學(xué)性結(jié)合的過(guò)程，是設(shè)計(jì)方案 從 粗到細(xì)、反復(fù)論證優(yōu)選的過(guò)程，是 各個(gè)專業(yè)學(xué)科 從耦合到解耦 、綜合協(xié)調(diào)的 過(guò)程， 是反復(fù)迭代、多輪逼近的過(guò)程。這些特點(diǎn)對(duì)總體設(shè)計(jì)方法和流程提出了較高的要求 。機(jī)翼重量評(píng)估作為總體設(shè)計(jì)中一項(xiàng)重要工作，其 研究 方法也應(yīng)當(dāng)符合總體設(shè)計(jì)的特點(diǎn)和要求。具體的特點(diǎn)和要求歸納成如下七條 4 5： 1） 應(yīng) 具有發(fā)散式的快速形成多種粗線條方案的能力； 2） 應(yīng) 具有對(duì)方案不斷進(jìn)行逐級(jí)細(xì)化的能力； 3） 具備復(fù)雜程度不同的工具，以便適應(yīng)不同設(shè)計(jì)階段的不同需求； 4） 盡可 能 多的 考慮各個(gè) 專業(yè)學(xué)科； 5） 盡早的充分考慮學(xué)科之間的關(guān)聯(lián)，以及進(jìn)行 各 個(gè)專業(yè)學(xué)科的協(xié)調(diào)和權(quán)衡； 6） 應(yīng) 便于進(jìn)行設(shè)計(jì)更改； 7） 能 高效率的進(jìn)行 大量設(shè)計(jì)循環(huán)和迭代 。 機(jī)翼重量評(píng)估 方法主要分為經(jīng)驗(yàn)方法和理論方法 兩大類 。 快速區(qū)別兩種評(píng)估手段的方法是看其是否依賴于具有成功經(jīng)驗(yàn)的飛機(jī)統(tǒng)計(jì) 數(shù)據(jù)。 經(jīng)驗(yàn)方法 是隨著飛機(jī)的歷史而發(fā)展的， 往往 純南京航空航天大學(xué)碩士學(xué)位論文 3 粹依賴于以往的飛機(jī)數(shù)據(jù)， 復(fù)雜程度低， 簡(jiǎn)單快速， 可 用于方案設(shè)計(jì) 的 最初階段。 經(jīng)驗(yàn)方法包括 相對(duì)重量系數(shù)法、統(tǒng)計(jì)分析法（即經(jīng)驗(yàn)公式法）、單位面積估算法、單位體積估算法等。其 弊病是使用范圍狹窄 ， 僅在 對(duì)傳統(tǒng)構(gòu)型的飛機(jī) 進(jìn)行估算時(shí) 精度 較高 ，而且 沒(méi)有考慮其他學(xué)科 （如氣動(dòng)載荷、材料等等） 對(duì)機(jī)翼重量的影響。 同經(jīng)驗(yàn)方法相比 ， 理論方法 估算 精度 較 高， 而且 能考慮氣動(dòng)、結(jié)構(gòu)等 其他 學(xué)科對(duì)機(jī)翼重量的影響， 采用參數(shù)化 建模 技術(shù)后可 較好的滿足 前 述 重量估算方