一种用于超声速客机的空重估算方法与流程

1.本发明属于超声速飞机重量平衡与控制领域，具体涉及一种用于超声速客机的空重估算方法。


背景技术：

2.飞机重量是成本计算、性能计算、音爆特征评估、任务剖面设计以及抖振响应分析、颤振特性分析、强度刚度分析、疲劳寿命分析、操纵性和安全性分析等所需的基本输入，是飞机研发循环中各环节需要预测和控制的重要物理量，是飞机设计方案评估的重要依据。飞机重量计算技术的精确度在很大程度上决定设计方案的符合程度，对飞机的经济性、安全性和核心竞争力有着重要影响，因此，飞机重量计算与控制技术也成为了飞机设计单位的核心技术之一。自上世纪30年代以来，飞机重量平衡与控制就逐步成为飞机设计的一大关注点，各飞机公司和相关研究单位都发展了基于经验模型、半经验方法和理论分析的重量方法，形成了较为完善的战斗机、运输机、通用飞机重量技术体系。其中，战斗机类飞机重量主要针对空中格斗飞机、对地攻击飞机而建立起来的，主要应用于小展弦比机翼战斗机类飞机重量计算。运输机类飞机重量主要针对客机、货机发展起来的，主要用于大展弦比机翼大容积机身布局运输类飞机重量计算。通用飞机类重量主要针对商务机和中小型运输机发展起来的，主要应用于轻型通用航空飞机。
3.与战斗机、传统运输机、通用飞机不同，超声速客机具有以下特征：（1）超声速客机的主升力面为小展弦比机翼，具有典型的超声速战斗机升力面特征；（2）超声速客机的有效载荷容器为细长大容量机身，具有典型的运输机特征；（3）超声速客机的安定面为小展弦比鸭翼、小展弦比垂翼或者v型尾翼，具有超声速战斗机的安定面特征；（4）超声速客机的推进系统需要应对低速起飞和超声速巡航的需求，具有超声速战斗机推进系统的特征；（5）超声速客机的固定装置是满足载荷运输需求，具有常规运输机固定装置的特征。
4.这些特征使得超声速客机既不同于常规战斗机，也不同于常规大展弦比机翼布局的运输机，而是综合了战斗机和运输机两类飞机的典型结构特征。现有的战斗机、运输机、通用飞机重量技术体系中的任何一个体系都不能很好体现超声速客机的关键特质。因此，相应的重量技术体系也难以适应超声速客机重量的需求。
5.在飞机概念设计阶段，需要对大量的设计方案进行比较分析，筛选较为优秀的方案进行深化研究和后续设计工作。这个阶段，机体和各系统结构设计还不充分，既难以利用有限元法进行飞机重量的精细计算，又难以承受高强度计算的负担，因而基于历史数据的经验估计方法得到广泛运用。raymer、roskam、torenbeek、jenkinson、howe、c.m.叶格尔等在相应的飞机设计教程中对战斗机、运输机和商务机三类飞机的部件或者装置质量估算经
验方法进行了总结，他们首先将飞机的部件或者装置按功能进行分解，如raymer、roskam、torenbeek把飞机分为机翼、平尾/鸭翼、垂尾、机身等部件，以及发动机、发动机安装件、发动机壳、进气道、尾管、发动机冷却系统、燃油冷却系统、发动机控制系统、发动机启动系统、主起落架、前起落架、飞控系统、apu安装、测量装置、液压系统、电力系统、航电系统、装饰系统、空调系统、防除冰系统和操纵装置等装置。然后运用三类飞机各部件或者装置重量的历史数据拟合得到相应的重量分解经验公式。但是，由于超声速历客机史数据不多，没有关于其部件、装置、分系统重量和空重估计的统计公式体系。因此，需要发展适应超声速客机特征的重量快速计算方法，供超声速客机概念设计和分析使用。
6.当前，亟需发展一种用于超声速客机的空重估算方法。


技术实现要素：

7.本发明所要解决的技术问题是提供一种用于超声速客机的空重估算方法。
8.本发明的用于超声速客机的空重估算方法，包括以下步骤：s1.根据超声速客机的总体布局，按照功能将超声速客机拆解为机体结构、推进系统和固定装置三个分系统，每个分系统再分解为若干部件或者装置，并确定各部件或者装置的几何尺寸、功能或者构造参数；其中，机体结构分系统分解为机身、机翼、垂尾、平尾或者鸭翼和起落架；推进系统分系统分解为发动机、发动机安装件、发动机壳、进气道、尾管、发动机冷却系统、燃油冷却系统、发动机控制系统和发动机启动系统；固定装置分系统分解为飞控系统、apu安装、测量装置、液压系统、电力系统、航电系统、装饰系统、空调系统、防除冰系统和操纵装置；s2.根据各部件或者装置的几何特征、构造特征和载荷特征，从现有的战斗机和运输机两类飞机的部件或者装置重量的统计模型中选取合适的统计模型，计算得到各部件或者装置的参考重量，其中，为各部件或者装置的标识；s3.计算超声速客机各部件或者装置的重量：，为各部件或者装置的重量对应于统计模型的数据库建立时代的技术进步权重因子，为各部件或者装置的标识。
9.s4.根据分系统的划分，把归属于各分系统的部件或者装置的重量求和，分别计算三个分系统的重量；进一步地，所述的步骤s2中的超声速客机的机翼、垂尾、平尾的参考重量分别选择战斗机的机翼、垂尾、平尾的重量模型进行估算：
a.计算超声速客机机翼的参考重量，公式为：；其中，布局因子，，为设计重量，为极限过载，为机翼面积，为机翼展弦比，为翼根相对厚度，为机翼梢根比，为机翼25%弦线后掠角，为机翼上的控制面面积；b.计算超声速客机平尾的参考重量，公式为：；其中，为平尾处机身宽度，为平尾展长，为平尾面积；c.计算超声速客机垂尾的参考重量，公式为：；其中，为平尾高度，为垂尾高度，为垂尾面积，为设计马赫数，为垂尾尾臂长度，即机翼0.25平均气动弦到垂尾0.25平均气动弦0.25平均气动弦的距离，为方向舵面积，为垂尾展弦比，为垂尾梢根比，为垂尾25%弦线后掠角；进一步地，所述的步骤s2中的超声速客机的机身和起落架的参考重量分别选择运输机的机身和起落架的重量的统计模型进行估算：d.计算超声速客机机身的参考重量，公式为：；
其中，，，为机身长度，为机身浸润面积，，为机身结构深度，为机翼展长；e.计算超声速客机的起落架的参考重量，包括前起落架的参考重量和主起落架的参考重量：e1.前起落架的参考重量，公式为：；其中，为着陆重量，为着陆过载因子，为前起落架长度，为前起落架轮数目；e2.主起落架的参考重量，公式为：；其中，，为主起落架长度，为主起落架轮数目，为主起落架减震杆数量，为失速速度；进一步地，所述的步骤s2中的超声速客机的推进系统的参考重量选择战斗机的重量模型进行估算，具体包括发动机、发动机安装件、发动机机壳、进气道、尾喷管、发动机冷却系统、燃油冷却系统、发动机控制系统、发动机启动系统和油箱的参考重量；f1.发动机的参考重量，公式为：；其中为单台发动机重量，通过发动机公司给定或者历史数据拟合模型得到；为发动机台数；f2.发动机安装件的参考重量，公式为：
；其中，为发动机总推力；f3.发动机机壳的参考重量，公式为：；f4.进气道的参考重量，公式为：；其中，其中，，为进气道长度，为双叉进气道合管长度，为发动机直径；f5.尾喷管的参考重量，公式为：；其中，为尾喷管长度；f6.发动机冷却系统的参考重量，公式为：；其中，为发动机外壳长度；f7.燃油冷却系统的参考重量，公式为：；f8.发动机控制系统的参考重量，公式为：；其中，为发动机前端面到驾驶舱长度，等于单个发动机前端面到驾驶舱长度乘
以发动机台数；f9.发动机启动系统的参考重量，公式为：；其中，为单台发动机推力；f10.油箱的参考重量，公式为：；，为燃料总容积，为一体化油箱总容积，为自密封油箱总容积，为油箱数目，为最大推力时燃油消耗率；进一步地，所述的步骤s2中的超声速客机的固定装置的参考重量选择运输机的重量模型进行估算，具体包括飞控系统、apu安装、测量装置、液压系统、电力系统、航电系统、装饰系统、空调系统、防除冰系统和操纵装置的参考重量；g1.飞控系统的参考重量，公式为：；其中，为飞控系统功能数目，为机械系统功能数目，为控制面总面积，为飞机俯仰轴的惯性矩，为飞控系统数目，为机组人员数目；g2. apu安装的参考重量，公式为：；其中，为辅助电源单元重量；g3.测量装置的参考重量，公式为：；其中，为机翼展长；g4.液压系统的参考重量，公式为：；
g5.电力系统的参考重量，公式为：；其中，为电力系统额定功率，为电缆总长度，为发电机台数；g6.航电系统的参考重量，公式为：；其中，为航电系统重量；g7.装饰系统的参考重量，公式为：；其中为最大有效载荷重量；g8.空调系统的参考重量，公式为：；其中，为增压仓总容积，为设计状态机上总人数，包括机组人员数目和载客人数；g9.防除冰系统的参考重量，公式为：；g10.操纵装置的参考重量，公式为：；进一步地，所述的步骤s3中的技术进步权重因子的典型值为：机翼的技术进步权重因子为 0.7，垂尾的技术进步权重因子为 0.8，机身的技术进步权重因子为 0.82，起落架的技术进步权重因子为 0.85，其余的各部件或者装置的技术进步权重因子为1.0。
10.进一步地，所述的步骤s2中的d的机身的参考重量为：对于传统客机布局，；对于现代超声速低音爆客机布局，，。
11.进一步地，所述的步骤s2中的f1的单台发动机重量的历史数据拟合模型的公式为：。
12.进一步地，所述的步骤s4中的三个分系统的重量计算公式如下：h1.机体结构的重量，公式为：；h2.推进系统的重量，公式为：；如果是包含附件的发动机重量，则推进系统的重量简化为：。
13.h3.固定装置的重量，公式为：；超声速客机的空重，公式为。
14.进一步地，当超声速客机设置有鸭翼时，采用步骤s2中的b的超声速客机平尾重量公式进行鸭翼重量计算，并在步骤s4中的h1的机体结构重量计算公式中添加鸭翼重量。
15.本发明的用于超声速客机的空重估算方法基于飞机系统、部件或者装置的分解，根据特征相似性原则从raymer的战斗机和运输机重量估算统计模型中选取各部件或者装置的重量统计模型进行参考重量计算，再乘以反映技术进步的修正因子得到各部件或者装置的重量。
16.超声速客机的机翼、垂尾、平尾均属于小展弦比薄升力面，几何形状（包括后掠角、展弦比、相对厚度、梢根比）、结构形式（包括梁
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肋翼盒、前后缘增升装置）和在整个飞行过程中承受的气动载荷分布特征均与超声速战斗机相似，远远偏离传统客机，超声速客机的机翼、垂尾、平尾的参考重量分别选择raymer的战斗机的机翼、垂尾、平尾的重量的统计模
型进行估算。同时，超声速客机的推进系统设计点包括超声速巡航点，其进气道、喷管、涡扇发动机、涵道的几何特征、结构形式、载荷特征、工作模式，以及推进系统其余部件或者装置的特征，均与超声速战斗机相似，其参考重量估算选择raymer的战斗机推进系统重量的统计模型。因此，为了适应超声速客机机翼、平尾、垂尾、推进系统的超声速布局特点，在步骤a、b、c和f中的机翼、平尾、垂尾、发动机、发动机安装件、发动机壳、进气道、尾管、发动机冷却系统、燃油冷却系统、发动机控制系统、发动机启动系统重量计算采用了raymer给出的战斗机部件或者装置重量模型。当然，步骤a、b、c和f中部件或者装置的公式也可以是任何其他重量系统中战斗机类相应部件和推进系统重量公式，如roskam、howe、c.m.叶格尔的战斗机重量体系。
17.超声速客机的机身和起落架所受气动载荷小，其重量主要受与传统客机相似的几何特征和结构形式决定，超声速客机的机身和起落架的参考重量分别选择raymer的运输机的机身和起落架的重量的统计模型进行估算。固定装置的功能和特征与传统客机相同，固定装置的中的部件或者装置的参考重量选择运输机的重量的统计模型进行估算。因此，为了适应超声速客机的装载、用途和运行部件或者装置的特点，在步骤d、e、和g中的机身、主起落架、前起落架、飞控系统、apu安装、测量装置、液压系统、电力系统、航电系统、装饰系统、空调系统、防除冰系统和操纵装置重量计算采用了raymer给出的运输机部件或者装置重量模型。当然，步骤d、e和g中部件或者装置的公式也可以是任何其他重量系统中运输机类相应部件或者装置重量公式，如roskam、eger、jenkinson、howe、c.m.叶格尔的运输机重量体系。
18.本发明的用于超声速客机的空重估算方法中的各部件或者装置的重量的统计模型是基于1990年代以前战斗机和运输机重量数据库得到的。根据材料、设计方法、制造工艺发展进步情况，考虑nasa的相关技术报告和实践，分别确定当前各部件或者装置的技术进步权重因子。特别是，现代超声速低音爆客机分为机身前体、客舱和后体三段，为了降低音爆，机身长细比增大，前体和后体截面分布更为光滑，机身客舱段相对长度（）有所减小，机身重量估算可在的基础上乘以因子 ，以修正机身前体、后体形状和容积变化的影响。
19.总而言之，本发明的用于超声速客机的空重估算方法分为以下步骤：一是采用raymer的战斗机重量估算公式来计算超声速客机的机翼、平尾、垂尾、发动机、发动机安装件、发动机壳、进气道、尾管、发动机冷却系统、燃油冷却系统、发动机控制系统、发动机启动系统的参考重量；二是采用raymer的运输机重量估算体系公式来计算超声速客机的机身、起落架、飞控系统、apu安装、测量装置、液压系统、电力系统、航电系统、装饰系统、空调系统、防除冰系统和操纵装置的参考重量；三是引入技术进步权重因子，将以上各部件或者装置的重量乘以相应的技术进步权重因子，然后分别获得各分系统的重量和整机空重。
20.本发明的用于超声速客机的空重估算方法基于飞机重量分解统计模型，综合运用的战斗机、运输机的部件或者装置的重量公式，组合形成超声速客机部件或者装置以及分系统重量快速估算的完整方法，克服了现有战斗机和运输机重量估算公式体系对于超声速客机部件或者装置的不适应问题，具有高效快速的特点，能够较为精确的估算超声速客机
的机体结构重量和推进系统重量。
附图说明
21.图1为本发明的用于超声速客机的空重估算方法中的超声速客机各分系统重量和空重计算流程图；图2a为实施例1的lockheed engineering & sciences company m1.6 sst布局及其推进系统示意图（俯视图）；图2b为实施例1的lockheed engineering & sciences company m1.6 sst布局及其推进系统示意图（侧视图）；图2c为实施例1的lockheed engineering & sciences company m1.6 sst布局及其推进系统示意图（主视图）；图2d为实施例1的lockheed engineering & sciences company m1.6 sst布局及其推进系统示意图（发动机主视图）；图3为实施例1的lockheed engineering & sciences company m1.6 sst布局的超声速客机部件、装置、分系统重量和空重估计误差比较图。
具体实施方式
22.下面结合附图和实施例详细说明本发明。
23.如图1所示，本发明的用于超声速客机的空重估算方法，包括以下步骤：s1.根据超声速客机的总体布局，按照功能将超声速客机拆解为机体结构、推进系统和固定装置三个分系统，每个分系统再分解为若干部件或者装置，并确定各部件或者装置的几何尺寸、功能或者构造参数；其中，机体结构分系统分解为机身、机翼、垂尾、平尾或者鸭翼和起落架；推进系统分系统分解为发动机、发动机安装件、发动机壳、进气道、尾管、发动机冷却系统、燃油冷却系统、发动机控制系统和发动机启动系统；固定装置分系统分解为飞控系统、apu安装、测量装置、液压系统、电力系统、航电系统、装饰系统、空调系统、防除冰系统和操纵装置；s2.根据各部件或者装置的几何特征、构造特征和载荷特征，从现有的战斗机和运输机两类飞机的部件或者装置重量的统计模型中选取合适的统计模型，计算得到各部件或者装置的参考重量，其中，为各部件或者装置的标识；s3.计算超声速客机各部件或者装置的重量：，为各部件或者装置的
重量对应于统计模型的数据库建立时代的技术进步权重因子，为各部件或者装置的标识。
24.s4.根据分系统的划分，把归属于各分系统的部件或者装置的重量求和，分别计算三个分系统的重量；进一步地，所述的步骤s2中的超声速客机的机翼、垂尾、平尾的参考重量分别选择战斗机的机翼、垂尾、平尾的重量模型进行估算：a.计算超声速客机机翼的参考重量，公式为：；其中，布局因子，，为设计重量，为极限过载，为机翼面积，为机翼展弦比，为翼根相对厚度，为机翼梢根比，为机翼25%弦线后掠角，为机翼上的控制面面积；b.计算超声速客机平尾的参考重量，公式为：；其中，为平尾处机身宽度，为平尾展长，为平尾面积；c.计算超声速客机垂尾的参考重量，公式为：；其中，为平尾高度，为垂尾高度，为垂尾面积，为设计马赫数，为垂尾尾臂长度，即机翼0.25平均气动弦到垂尾0.25平均气动弦0.25平均气动弦的距离，为方向舵面积，为垂尾展弦比，为垂尾梢根比，为垂尾25%弦线后掠角；进一步地，所述的步骤s2中的超声速客机的机身和起落架的参考重量分别选择运输机的机身和起落架的重量的统计模型进行估算：d.计算超声速客机机身的参考重量，公式为：
；其中，，，为机身长度，为机身浸润面积，，为机身结构深度，为机翼展长；e.计算超声速客机的起落架的参考重量，包括前起落架的参考重量和主起落架的参考重量：e1.前起落架的参考重量，公式为：；其中，为着陆重量，为着陆过载因子，为前起落架长度，为前起落架轮数目；e2.主起落架的参考重量，公式为：；其中，，为主起落架长度，为主起落架轮数目，为主起落架减震杆数量，为失速速度；进一步地，所述的步骤s2中的超声速客机的推进系统的参考重量选择战斗机的重量模型进行估算，具体包括发动机、发动机安装件、发动机机壳、进气道、尾喷管、发动机冷却系统、燃油冷却系统、发动机控制系统、发动机启动系统和油箱的参考重量；f1.发动机的参考重量，公式为：；其中为单台发动机重量，通过发动机公司给定或者历史数据拟合模型得到；为发动机台数；
f2.发动机安装件的参考重量，公式为：；其中，为发动机总推力；f3.发动机机壳的参考重量，公式为：；f4.进气道的参考重量，公式为：；其中，其中，，为进气道长度，为双叉进气道合管长度，为发动机直径；f5.尾喷管的参考重量，公式为：；其中，为尾喷管长度；f6.发动机冷却系统的参考重量，公式为：；其中，为发动机外壳长度；f7.燃油冷却系统的参考重量，公式为：；f8.发动机控制系统的参考重量，公式为：
；其中，为发动机前端面到驾驶舱长度，等于单个发动机前端面到驾驶舱长度乘以发动机台数；f9.发动机启动系统的参考重量，公式为：；其中，为单台发动机推力；f10.油箱的参考重量，公式为：；，为燃料总容积，为一体化油箱总容积，为自密封油箱总容积，为油箱数目，为最大推力时燃油消耗率；进一步地，所述的步骤s2中的超声速客机的固定装置的参考重量选择运输机的重量模型进行估算，具体包括飞控系统、apu安装、测量装置、液压系统、电力系统、航电系统、装饰系统、空调系统、防除冰系统和操纵装置的参考重量；g1.飞控系统的参考重量，公式为：；其中，为飞控系统功能数目，为机械系统功能数目，为控制面总面积，为飞机俯仰轴的惯性矩，为飞控系统数目，为机组人员数目；g2. apu安装的参考重量，公式为：；其中，为辅助电源单元重量；g3.测量装置的参考重量，公式为：；其中，为机翼展长；
g4.液压系统的参考重量，公式为：；g5.电力系统的参考重量，公式为：；其中，为电力系统额定功率，为电缆总长度，为发电机台数；g6.航电系统的参考重量，公式为：；其中，为航电系统重量；g7.装饰系统的参考重量，公式为：；其中为最大有效载荷重量；g8.空调系统的参考重量，公式为：；其中，为增压仓总容积，为设计状态机上总人数，包括机组人员数目和载客人数；g9.防除冰系统的参考重量，公式为：；g10.操纵装置的参考重量，公式为：；进一步地，所述的步骤s3中的技术进步权重因子的典型值为：机翼的技术进步权重因子为 0.7，垂尾的技术进步权重因子为 0.8，机身的技术进步权重因子为 0.82，起落架的技术进步权重因子为 0.85，其余的各部件或者装置的技术进步权重因子为1.0。
25.进一步地，所述的步骤s2中的d的机身的参考重量为：对于传统客机布局，；对于现代超声速低音爆客机布局，
，。
26.进一步地，所述的步骤s2中的f1的单台发动机重量的历史数据拟合模型的公式为：。
27.进一步地，所述的步骤s4中的三个分系统的重量计算公式如下：h1.机体结构的重量，公式为：；h2.推进系统的重量，公式为：；如果是包含附件的发动机重量，则推进系统的重量简化为：。
28.h3.固定装置的重量，公式为：；超声速客机的空重，公式为。
29.进一步地，当超声速客机设置有鸭翼时，采用步骤s2中的b的超声速客机平尾重量公式进行鸭翼重量计算，并在步骤s4中的h1的机体结构重量计算公式中添加鸭翼重量。
30.实施例1本实施例对nasa hsr项目中的lockheed engineering & sciences company m1.6 sst，即洛克希德工程科技公司与兰利中心合作设计的250座机超声速客机（简称sst）方案进行了部件或者装置以及分系统的空重计算，并与nasa tp
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1999
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9697所采用的flops重量结果进行了比较。
31.sst的巡航马赫数1.6，航程6500海里。sst的机翼参考面积8732.9ft2，翼载67.74lb/ft2，配置4台推力41000lb、重量8146lb的概念发动机，其布局和推进系统见图2a~
图2d。根据从nasa tp
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1999
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9697报告获得的参数，本实施例的用于超声速客机的空重估算方法采用机翼0.7，机身0.82，垂尾0.8，起落架0.85的技术进步权重因子，计算了sst的各部件或者装置重量，与nasa tp
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1999
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9697报告采用flops方法所得的重量计算结果对比见表1。
32.结果表明，本实施例的用于超声速客机的空重估算方法比nasa的flops方法所得飞机整机空重轻，总差异约为
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10.8%。从飞机部件或者装置重量计算结果看，本实施例的用于超声速客机的空重估算方法对飞机的重大部件或者装置重量抓住了超声速客机的主要特征，在机体结构方面，虽然垂尾误差较大，但机翼、机身误差绝对值小于2%，从而使得机体结构重量误差绝对值小于3%。在推进系统方面，虽然油箱系统误差大，但因其在推进系统中所占比例不大，因而，整个推进系统重量误差也在4%左右。本实施例的用于超声速客机的空重估算方法在固定设备重量误差总体上比较大，尤其严重低估了装饰系统重量，这与现代飞机更加重视舒适性、安全性，加大了控制系统、液压系统和装饰系统的重量有直接关系，也可能与基本数据库和系统划分有关。
33.为了与传统的战斗机和运输机重量体系对比，表1中给出了按照raymer运输机、战斗机两套重量体系方法得到的sst重量对比表，结果表明运输机重量体系所得空重偏大，战斗机重量体系所得空重偏小，但更接近本实施例的用于超声速客机的空重估算方法所得结果。图3给出了本实施例的用于超声速客机的空重估算方法与传统的战斗机重量模型、运输机重量模型估算结果相对于参考文献flops方法估算结果的相对误差。对于本实施例，虽然raymer战斗机重量模型估算的本机空重误差绝对值最小，但它大大高估了机身重量，而固定装置系统重量过低。传统运输机重量模型所估计的本机重量误差绝对值只比本方法略大，但它严重高估了机翼和垂尾重量。因此，总体上，本实施例的用于超声速客机的空重估算方法得到的各部件或者装置重量与flops方法很接近，所得结果也比较可信，可用于超声速客机概念设计和分析阶段的飞机部件、装置、分系统和空重快速估算。