民用运输类飞机重量重心分配适航性技术研究

金 镭 刘友丹

（中国航空综合技术研究所，北京 100028）

影响民机飞行安全的因素很多，如结构强度、刚度、动力装置、飞控系统、系统安全性工作及制造工艺等。事实上，众多事故的机理分析表明，飞行过程中重心位置变化问题对民机飞行安全也十分重要。在民机设计时必须保证飞机在飞行过程中重心能够落在所规定的范围之内，否则将会严重影响飞行安全。当重心落在容许重心的前极限之前，将会加大飞机在起飞和着陆时的操纵困难，甚至使飞机无法抬头而出危险。同样的，当重心落在容许重心的后极限之后时，也会使飞机的俯仰稳定性变坏，飞机不稳，造成操纵的困难，甚至会造成飞行事故，因此务必充分重视重量重心问题。例如：每次航班的装载情况不同，航空公司配有专业配重工程师进行装载布置，目的就是为了保证飞行安全。

为了保证民机研制的安全性，重量重心的分配应处于安全的设计状态，适航规章对重量重心有明确的要求，但适航规章只是要求，不包括实现方法。本文将以运输类飞机为例，围绕重量重心适航规章要求开展适航性设计要求与符合性验证方法研究工作，力求为国内民机研制适航性工作提供参考。

1 重量重心分配基本概念

民用飞机重量分类复杂，对重量重心问题涉及的主要术语定义在表1中予以介绍。

表1 重量重心问题涉及的主要术语定义

2 重量重心相关适航条款和基本要求

以运输类飞机为例参考国外某型飞机型号合格审定基础，分析梳理重量重心相关规章要求，涉及主要条款和基本要求见表2。

表2 重量重心涉及的主要适航条款和基本要求

3 相关技术标准对重量重心的要求

3.1 国内相关技术标准

3.1.1 HB7020-1998 《运输类飞机重量分类》

HB7020-1998详细规定了运输类飞机所有构件的重量分类，明确指出了适用于CCAR25部运输类飞机，其它民用飞机可参照使用。该规范主要基于民机适航标准制定，对运输类飞机各个构件重量的划分具有较强的指导性。

3.1.2 GJB2183-1994《飞机重量与平衡要求》

GJB2183-1994规定了飞机重量与平衡控制的各项要求。该规范对于设计和制造期间按合同的各项要求制订重量与平衡控制大纲予以指导，同时能够帮助确定飞机重量与平衡控制体系。该规范对飞机合同期间制订重量与平衡控制系统文件提供了技术依据。

3.1.3 HB/Z324-1998《运输类飞机重量与平衡设计》

HB/Z324-1998规定了运输类飞机商载、空机重量定义与平衡设计要求。同时明确该标准适用于CCAR25部运输类飞机，其它民用飞机可参照使用。该项标准给出重量的分类、飞机重量与平衡一般要求、商载的确定、空机重量等方面的技术内容，为运输类飞机重量与平衡的设计提供了技术基础。

3.1.4 HB5862-1984 《飞机重量与重心公差》

HB5862-1984规定了设计定型后的飞机在生产过程中对空机进行称重检验和沿飞机纵轴方向的重心检验。该标准为获得准确的飞机重量、重心实测值提供了程序上的指导，为控制飞机重量、重心变化的范围提供了技术依据。

3.1.5 GJB2194-1994《飞机（含旋翼机）重量与平衡数据的报告格式》

GJB2194-1994规定了飞机重量分类及其相应的重量与平衡数据的报告格式，通常与GJB2183-1994共同使用，为飞机重量与平衡数据处理提供了规范的指导。

3.2 国外相关技术文件

美国联合重量工程师协会（SAWE，Society of Allied Weight Engineers）作为国际性重量领域研究专业机构，在如设计准则、程序等方面展现了一致性和专业性，并针对车辆、导弹、火箭、航空、航天、舰船颁布了推荐性的标准。其中，适用于民用飞机的标准如下。

3.2.1 SAWE RP1《飞机载重和平衡系统要求》

该项标准规定了申请人在进行载重和平衡系统（OBWBS）适航合格审定过程中提交检查常规的重量和平衡清单要求，同时要求OBWBS应由清单系统作为支撑，并能够检查所有的重量特性限制。

3.2.2 SAWE RP6《飞行器重量特性报告的标准坐标系》

由于物体重量特性的数值完全取决于所选的坐标系，工程设计人员必须对其重量特性数据的坐标系有一个精确的定义。为减小误解且简化坐标系的定义，SAWE颁布的此项标准中规定了两套坐标系：

“A”坐标系：用于“飞行”的航空器或其他运输工具。

“S”坐标系：用于在地面上的物体。

该项标准目的在于减小由于坐标轴系定义不合适引起的误差和成本。由于该项标准的广泛使用，SAWE还是建议在飞机设计初期还是尽量采用标准中的坐标定义。

3.2.3 SAWE RP7《飞机和直升机重量和平衡控制系统》

该项标准为飞机和直升机的初步方案、概念设计、演示/验证、生产制造、使用及重大改型等各阶段提供了一套建立重量管理和控制的方法，包含了一系列的建议方法，用户可以针对型号研制的不同需求进行剪裁。

3.2.4 SAWE RP8《航空器（包括旋翼机）重量和平衡数据报告格式》

该项标准为航空器（包括旋翼机）重量和平衡数据报告提供了必要的格式，给出了这些表格的原则，并配有填写说明。同时，该标准还提供了与SAWE RP7相匹配的重量分组、详细重量清单和报告格式。

3.3 与重量重心相关技术标准的小结

美国SAWE颁布相关标准为飞机重量和平衡控制系统、坐标选取、基本重量清单及控制系统的设计提供了技术参考。

国内重量和重心相关工业界技术标准从重量的分类（HB7020-1998）、要求（GJB2183-1994）、设计指南（HB/Z324-1998）、检验程序指导（HB5862-1984）及最终数据报告编制（GJB2194-1994）等方面均有详细的要求。这些技术标准从飞机工程研制角度出发为重量重心分配的实现提供了参考。与国外标准（如SAWE RP7）相比，国内标准具体实施性较差，如何参考技术标准来保证研制过程中适航性的实现将在后文进行讨论。

4 重量重心适航性设计要求和符合性验证方法分析

本节将结合工业界技术标准中相关内容，对§25.23、§25.25、§25.27、§25.29、§25.519(a)(b)、§25.1519等6个重量重心条款开展适航性设计要求和符合性验证方法分析研究。

4.1 §25.23 载重分布限制

条款要求参见CCAR 25部《运输类飞机适航标准》（R4版）。

4.1.1 设计要求分析

4.1.1.1 §25.23(a)

本条中的载重分布指飞机的商载分布和燃油分布。燃油分布指燃油在飞机上各个油箱中的载油量。它受到燃油油箱布置、油箱大小以及飞机加油、耗油程序的限制。商载分布指飞机客舱的载客量、货舱的载货量及其分布。它受到客舱长度、货舱长度和体积以及客舱、货舱地板的线载荷、面载荷及总载荷的限制。燃油和商载除受到上述限制外，还将受到飞机总重量及其重心范围的限制。飞机的使用空机重量、商载、燃油组成了飞机的总重量并决定了其总重心，飞机的总重量及其重心必须落在规定的重量、重心范围之内。

飞机的使用空机重量及其重心位置是一个确定不变的值，燃油和商载是可变的。只要飞机的油箱布置、油箱大小、加油和耗油程序一经确定，燃油量和其相应的重心位置是可以一一确定的。同一飞机总重也可因载油量和商载的不同分配而有不同的重心位置。例如，同一重量的商载，但不同的分布：一种商载分布在前货舱，另一种商载分布在后货舱，则就会得到重心位置相差甚大的结果。因此，在载重分布中商载分布将对全机重心产生较大的影响。所以，燃油和商载必须要有合适的装载分布。特别是商载分布必须合适，才能使飞机全机总重和总重心落在飞机安全运行要求的重量和重心范围内，而不能随意装载飞机商载。

上面所述的全机重心范围是指飞机纵向（水平）重心范围。对于横向重心的限制，应符合适航规章中有关的规定。对飞机横向重心影响较大的是燃油。因此，根据横向重心限制的条件应确定左右机翼油箱中最大不平衡燃油量。

4.1.1.2 §25.23(b)

载荷分布限制不得超过：

●申请人选定的限制；

●符合结构设计准则和强度校核所使用的限制；

●符合本分部各项飞行要求的限制。

4.1.2 验证方法

通常采用分析计算和飞行试验的方法对§25.23条进行符合性验证，且无单独试飞项目，结合在有关条款中试飞验证。

4.2 §25.25 重量限制

条款要求参见CCAR 25部《运输类飞机适航标准》（R4版）。

4.2.1 设计要求分析

4.2.1.1 §25.25(a) 最大重量

飞机的最大重量是一个极为重要的原始数据，它关系到飞机的性能、载荷、机场适应性等飞机性能。一般应确定飞机的最大停机坪重量（即最大滑行重量）、最大起飞重量、最大飞行重量、最大着陆重量及最大零油重量。以上这些飞机特征重量数据都是进行飞机性能、载荷、强度、机场适应性等的分析、计算所必不可少的重量原始数据。

此外环境条件对于重量限制会有很大影响。例如机场的海拔高度和环境温度对飞机最大起飞重量、最大着陆重量有很大限制。对应于同一起飞、着陆场长，在不同的海拔高度和不同的环境温度的机场，其最大起飞重量和最大着陆重量是不同的。机场的海拔高度越高、环境温度越高，则飞机的最大起飞重量和最大着陆重量就越小。所以必须制定不同海拔高度和环境温度条件下飞机的最大重量。

载重状态对于重量限制也有一定影响。例如飞机的最大零油重量是使用空机重量和最大商载之和。确定了飞机的最大零油重量限制，也就确定了最大商载的限制。因此必须确定飞机安全运行的最大商载。

4.2.1.2 §25.25(b) 最小重量

最小重量是飞机载荷。强度计算中必须要进行校核的一个重要的特征重量。许多严重的飞行情况都是在最小重量下发生的，如突风过载、后重心横向飞行品质等。所以必须要制定最小重量限制。

4.2.2 验证方法

通常采用设计说明、分析计算和飞行试验的方法对§25.25条进行符合性验证，且无单独试飞项目，结合在有关条款中试飞验证。

4.3 §25.27 重心限制

条款要求参见CCAR 25部《运输类飞机适航标准》（R4版）。

4.3.1 设计要求分析

制定飞机在不同运行状态的重心前限和重心后限，就确定了飞机的重心限制范围。确定了纵向重心限制范围也就确定了飞机的纵向重心包线。这些限制要求不得超过：

●申请人选定的极限；

●符合结构设计、强度校核要求所使用的极限；

●符合每项适用的飞行要求的极限。

4.3.2 验证方法

通常采用设计说明、分析计算和飞行试验的方法对§25.27条进行符合性验证，且无单独试飞项目，结合在有关条款中试飞验证。

4.4 §25.29 空重和相应的重心

条款要求参见CCAR 25部《运输类飞机适航标准》（R4版）。

4.4.1 设计要求分析

为了获得飞机的实际重量和重心，每架飞机总装后都必须进行全机称重，确定飞机空机重量和重心。飞机全机称重可按HB5862-1984《飞机重量与重心公差》进行。

在进行全机称重时，飞机上一般应当装有固定配重。但由于设计不当使飞机的空机重心位置太前或太后而影响了飞机的装载和飞行性能，且该飞机又已投入生产，同时更改设计会给生产带来较大的不利影响，可采用安装固定配重的方法调整全机重心，以利于在重量重心限制范围内装载。但这必然会增加飞机的空机重量，减少飞机的有效装载。

4.4.2 验证方法

通常采用分析计算和地面试验（称重）的方法对§25.29条进行符合性验证。

4.5 §25.519(a) (b) 顶升和系留装置

条款要求参见CCAR 25部《运输类飞机适航标准》（R4版）。

4.5.1 设计要求分析

§25.519(a) (b)规定了临界重量和重心组合情况下的顶升装置的极限载荷，规定了飞机机体的系留接头、系留点以及飞机机体传力结构的设计和制造要求，要求其能承受相应的载荷。

4.5.2 验证方法

通常采用分析计算和地面试验的方法对§25.519条进行符合性验证。

4.6 §25.1519 重量、重心和载重分布

条款要求参见CCAR 25部《运输类飞机适航标准》（R4版）。

4.6.1 设计要求分析

25.1519作为重量、重心和载重分布的使用限制要求，应将前述5条重量重心相关条款适航符合性验证结果作为限制要求。其中：

载重分布要求：按飞机允许的重心范围来配置机上的装置物（包括固定重量、燃油、货物、旅客、行李以及飞机上各种液体、气体等）的重量及其安装位置。

重量限制要求：必须制定的重量限制，应包括对应各种不同运行状态（如停机坪、滑行、起飞、航路、着陆等）、各种不同环境条件（如高度和温度）下的限制值。重量的限制项目，至少应包含有最大起飞重量、最大着陆重量、最大停机坪重量、最大零油重量、最大装载重量及其配置和重心范围。

4.6.2 验证方法

应引用有关条款飞行试验验证结果对本条进行符合性验证工作。因此通常采用符合性说明的方法 对§25.1519条进行符合性验证。

5 结论

本文以满足重量重心适航性要求为目的，参考相关标准，对运输类飞机重量重心分配适航性设计要求和符合性验证方法进行分析研究，提出了各条款相应的设计要求与验证方法建议，为民用运输类飞机重量重心分配适航符合性验证工作提供技术指引。