飞机的装载配平
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在装载配平工作中MAC仅仅用于表示重心的位置，也可以用 仅仅用于表示重心的位置， 在装载配平工作中 仅仅用于表示重心的位置 SMC来给出重心位置。 来给出重心位置。 来给出重心位置
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飞机性能培训班 Flight Performance Training
站位、 站位、平衡力臂与指数
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装载配平单确定重心的力学原理
装载配平单确定重心的力学原理是合力之矩定理 装载配平单确定重心的力学原理是合力之矩定理: 合力之矩定理 一个力系的合力对任一点之矩等于各分力对同一点的力矩之和。 一个力系的合力对任一点之矩等于各分力对同一点的力矩之和。 任一点之矩等于各分力对同一点的力矩之和 对空间力系, 力矩是矢量。对平面力系, 力矩可用标量表示。 对空间力系 力矩是矢量。对平面力系 力矩可用标量表示。对确定飞机重心的 情况而言, 是平面力系, 而且是平行力系。确定飞机重心的情况可简化为如下例所示。 情况而言 是平面力系 而且是平行力系。确定飞机重心的情况可简化为如下例所示。 例: 设右图示的系统由板子及三个重物组成，其重量分别为 E、WF、WC、WP, 设右图示的系统由板子及三个重物组成，其重量分别为W 试确定这个系统的重心。这个例子中的板子重量W 相当于飞机的使用空机重， 试确定这个系统的重心。这个例子中的板子重量 E相当于飞机的使用空机重，WP 为旅客重, 相当于油量, 相当于货物, 整个系统的重心相当于飞机的重心 统的重心相当于飞机的重心。 为旅客重 WF相当于油量 WC相当于货物 整个系统的重心相当于飞机的重心。
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确定平均气动弦的方法
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概 述
在做飞行计划时已保证 TOW≤MTOW、LW≤MLW、ZFW≤MZFW, 但 、 、 仅保证重量不超过最大允许值还不够, 仅保证重量不超过最大允许值还不够 还必须保证飞机的重心在任一时刻不 超出允许的范围。对每种机型都根据操纵性、 超出允许的范围 。 对每种机型都根据操纵性 、 稳定性的要求及飞机结构限 制确定了一个允许的重心范围(见下面的图 因此必须正确按排旅客及货物 制确定了一个允许的重心范围 见下面的图), 见下面的图 的位置, 以便保证在起降及飞行中任一时刻飞机重心不超出允许范围，此外， 的位置 以便保证在起降及飞行中任一时刻飞机重心不超出允许范围，此外， 还必须正确地配平(TRIM)。 还必须正确地配平 。
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超过重量限制或重心限制可能会危及安全，例如， 超过重量限制或重心限制可能会危及安全，例如，可能造成起飞时 飞机擦尾、结构损伤、气动不稳定性、地面不稳定性(飞机倾复 飞机倾复)、 飞机擦尾、 结构损伤、 气动不稳定性、地面不稳定性 飞机倾复 、旅客 上机下机不安全、耗油增加、疲劳寿命缩短、损伤跑道等。 上机下机不安全、耗油增加、疲劳寿命缩短、损伤跑道等。配平不正确 会危及起飞时的安全，因为安定面配平的结果会影响驾驶杆的杆力， 会危及起飞时的安全，因为安定面配平的结果会影响驾驶杆的杆力，正 确地配平抬前轮时会产生可接受的杆力， 确地配平抬前轮时会产生可接受的杆力，不正确的配平可能导致起飞时 如杆力太轻)或过晚 如杆力太重)的抬前轮 擦尾、或过早(如杆力太轻 或过晚(如杆力太重 的抬前轮， 擦尾、或过早(如杆力太轻)或过晚(如杆力太重)的抬前轮，抬前轮过早可 能导致俯仰角过大、爬升梯度减少、甚至失速， 能导致俯仰角过大、爬升梯度减少、甚至失速，抬前轮过晚会使起飞距 离增长、到障碍物的距离缩短，在受近距障碍物限制时， 离增长、到障碍物的距离缩短，在受近距障碍物限制时，抬前轮过早或 过晚都可能导致受控飞行撞地(CFIT)。 。 过晚都可能导致受控飞行撞地
BA 625.6 % MAC = × 100 134.5
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飞机性能培训班 Flight PeБайду номын сангаасformance Training 指数的定义
对BAE146-100: BAE146-100: 146 INDEX＝重量×到重心基准点的力臂(kgm)／ INDEX＝重量×到重心基准点的力臂(kgm)／300 (kgm) 对A310-200: 310-200: INDEX＝(HARM－26.67) W(kgm)／ INDEX＝(HARM－26.67)×W(kgm)／2000 矩心, DATUM取在25％MAC处 该点到0站位(STATION) 取在25 (STATION)的距离 矩心,即C.G.DATUM取在25％MAC处,该点到0站位(STATION)的距离 26. m,HARM是重量 所在位置到0站位的距离,见下图。 是重量W 为26.67 m,HARM是重量W所在位置到0 站位的距离,见下图。更准确地 26.67m DATUM的平衡力臂 的平衡力臂(BALANCE HARM是重量 是重量W 说，26.67m是C.G.DATUM的平衡力臂(BALANCE ARM), HARM是重量W所 在位置的平衡力臂。 在位置的平衡力臂
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1970～ 2005年全球有 起事故是由载重平衡问题造成的 ， 2004年 ～ 年全球有82起事故是由载重平衡问题造成的 年全球有 年 MK(毛里求斯 航空公司的波音 毛里求斯)航空公司的波音 毛里求斯 航空公司的波音747-200F在加拿大哈利法克斯起飞时由载重 在加拿大哈利法克斯起飞时由载重 平衡问题导致坠毁。 平衡问题导致坠毁。
都是沿飞机纵轴的坐标， 站位(STATION)和平衡力臂(BALANCE ARM)都是沿飞机纵轴的坐标 站位(STATION)和平衡力臂(BALANCE ARM)都是沿飞机纵轴的坐标，但 (STATION) 平衡力臂B 是到零站位的实际距离，而站位 Station)一般不 平衡力臂B.A.是到零站位的实际距离，而站位B.S.(Body Station)一般不 是实际距离(仅对原型机B 到零站位的实际距离) 因此， 是实际距离(仅对原型机B.A.＝B.S.＝到零站位的实际距离)，因此，在装 载配平计算中应该使用平衡力臂而不是站位来计算力矩。 载配平计算中应该使用平衡力臂而不是站位来计算力矩。 平衡力臂而不是站 由于飞机重量（使用空机重、油量、货物等）很大, 由于飞机重量（使用空机重、油量、货物等）很大, 所以计算出来的 力矩很大，使用不方便, 力矩很大，使用不方便,所以使用的是缩小了一定倍数的力矩 -- 即指数 (INDEX)。 (INDEX)。
对不同机型缩小的倍数可能是不同的。 对不同机型缩小的倍数可能是不同的。所谓指数即缩小了一定倍 数的力矩, 因此指数的加减即代表了力矩的加减。 数的力矩 因此指数的加减即代表了力矩的加减。
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飞机性能培训班 Flight Performance Training 基本使用指数(BOI)与干使用指数(DOI) 基本使用指数(BOI)与干使用指数(DOI) (BOI)与干使用指数
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可取任一点O做为矩心(O点可在板子以外),规定抬头力矩(顺时针)为正, (O点可在板子以外),规定抬头力矩 可取任一点O做为矩心(O点可在板子以外),规定抬头力矩(顺时针)为正, 低头力矩(逆时针力矩)为负,此系统的合力 相当于飞机总重) 合力( 低头力矩(逆时针力矩)为负,此系统的合力(相当于飞机总重): Ｗ＝W 按合力之矩定理有: Ｗ＝WE＋WP＋WF＋WC＝∑Ｗ，按合力之矩定理有: W×X＝WE×LE＋WP×LP ＋ W F × L F ＋W C × L C ＝ M E ＋ M P ＋ M F ＋ M C ； 式中: X、LE、LP、LF、LC分别为各力对矩心O点之力臂, 在O点之后的力 式中: 分别为各力对矩心O点之力臂, 臂为正，由上式算出的X即重心到 之力臂。这样就确定了力系之合力(即飞 即重心到O之力臂 臂为正，由上式算出的 即重心到 之力臂。这样就确定了力系之合力 即飞 机之重心)之位置 之位置。 机之重心 之位置。
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对B757-200:INDEX＝(BA－1037.8)×W(kg-in)/75000 757-200:INDEX＝(BA－1037. W(kg-in)/75000 ％MAC＝(BA－991.9)/199.7×100 MAC＝(BA－991. )/199. 199
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多媒体教学
飞机的装载与配平
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课程说明
课程性质：飞行运行方向专业课，通过学习加强 学员对装载配平知识的掌握，提高综 合运用能力与实际动手能力，使广大 学员的理论知识更好地服务民航生产 实践。 学时： 要求：正确理解基本概念，掌握飞机进行装载配 平的原理，能够熟练进行飞机的装载配平 工作。
使用空机重OWE中包括机组 乘务组、配餐等的重量。 使用空机重OWE中包括机组、乘务组、配餐等的重量。对同一架飞机 OWE中包括机组、 机组、乘务组的人数或配餐标准可能会发生变化, 所以, 使用空机重OWE 机组、乘务组的人数或配餐标准可能会发生变化, 所以, 使用空机重OWE 也会变化。 也会变化。 按基本配备(标准机组、乘务组人数和标准配餐等)时的使用空机重称 按基本配备(标准机组、乘务组人数和标准配餐等) 为基本使用重量(常用BOW表示) BOW表示 为基本使用重量(常用BOW表示)。 基本使用指数(BOI Index)就是把按使 基本使用指数(BOI - Basic Operating weight Index)就是把按使 用空机重计算的指数再加某一正数得到的值。例如， 用空机重计算的指数再加某一正数得到的值。例如， 对A310-200：BOI＝(HARM－26.67)×BOW／2000＋40 310-200：BOI＝(HARM－26.67) BOW／2000＋ BOW／30000＋ 对B737-300: BOI＝(HARM－648.5)×BOW／30000＋40 737-300: BOI＝(HARM－648. 对B757-200: BOI＝(HARM－1037.8)×BOW／75000＋50 757-200: BOI＝(HARM－1037. BOW／75000＋ 基本使用重量BOW及其重心位置的HARM(或BA)可通过对飞机称重得到 可通过对飞机称重得到。 基本使用重量BOW及其重心位置的HARM(或BA)可通过对飞机称重得到。 BOW及其重心位置的HARM(
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系列737-100是原型机，对757系列 是原型机， 系列757-200是原型机，对767系列 是原型机， 系列767-200是原型机。 是原型机。 对737系列 系列 是原型机 系列 是原型机 系列 是原型机 中国民航大学 空管学院 航务系
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MAC=134 前缘的BA=625. 对737-300，平均气动弦长MAC=134.5英寸，MAC前缘的BA=625.6英寸， 737-300，平均气动弦长MAC=134. 英寸，MAC前缘的BA=625 英寸， C.G. DATUM的BA=648.5英寸，MAC/4点的BA=659.225英寸（C.G. DATUM一 DATUM的BA=648. 英寸，MAC/4点的BA=659.225英寸（ DATUM一 648 BA=659 英寸 般不在MAC/4点上） 见下图。如重心的平衡力臂为BA，则用MAC的百 般不在MAC/4点上），见下图。如重心的平衡力臂为 ，则用 MAC/ 的百 分数表示的重心位置是： 分数表示的重心位置是：
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装载配平单确定重心的力学原理
装载配平单确定重心的力学原理是合力之矩定理 装载配平单确定重心的力学原理是合力之矩定理: 合力之矩定理 一个力系的合力对任一点之矩等于各分力对同一点的力矩之和。 一个力系的合力对任一点之矩等于各分力对同一点的力矩之和。 任一点之矩等于各分力对同一点的力矩之和 对空间力系, 力矩是矢量。对平面力系, 力矩可用标量表示。 对空间力系 力矩是矢量。对平面力系 力矩可用标量表示。对确定飞机重心的 情况而言, 是平面力系, 而且是平行力系。确定飞机重心的情况可简化为如下例所示。 情况而言 是平面力系 而且是平行力系。确定飞机重心的情况可简化为如下例所示。 例: 设右图示的系统由板子及三个重物组成，其重量分别为 E、WF、WC、WP, 设右图示的系统由板子及三个重物组成，其重量分别为W 试确定这个系统的重心。这个例子中的板子重量W 相当于飞机的使用空机重， 试确定这个系统的重心。这个例子中的板子重量 E相当于飞机的使用空机重，WP 为旅客重, 相当于油量, 相当于货物, 整个系统的重心相当于飞机的重心 统的重心相当于飞机的重心。 为旅客重 WF相当于油量 WC相当于货物 整个系统的重心相当于飞机的重心。
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在做飞行计划时已保证 TOW≤MTOW、LW≤MLW、ZFW≤MZFW, 但 、 、 仅保证重量不超过最大允许值还不够, 仅保证重量不超过最大允许值还不够 还必须保证飞机的重心在任一时刻不 超出允许的范围。对每种机型都根据操纵性、 超出允许的范围 。 对每种机型都根据操纵性 、 稳定性的要求及飞机结构限 制确定了一个允许的重心范围(见下面的图 因此必须正确按排旅客及货物 制确定了一个允许的重心范围 见下面的图), 见下面的图 的位置, 以便保证在起降及飞行中任一时刻飞机重心不超出允许范围，此外， 的位置 以便保证在起降及飞行中任一时刻飞机重心不超出允许范围，此外， 还必须正确地配平(TRIM)。 还必须正确地配平 。
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超过重量限制或重心限制可能会危及安全，例如， 超过重量限制或重心限制可能会危及安全，例如，可能造成起飞时 飞机擦尾、结构损伤、气动不稳定性、地面不稳定性(飞机倾复 飞机倾复)、 飞机擦尾、 结构损伤、 气动不稳定性、地面不稳定性 飞机倾复 、旅客 上机下机不安全、耗油增加、疲劳寿命缩短、损伤跑道等。 上机下机不安全、耗油增加、疲劳寿命缩短、损伤跑道等。配平不正确 会危及起飞时的安全，因为安定面配平的结果会影响驾驶杆的杆力， 会危及起飞时的安全，因为安定面配平的结果会影响驾驶杆的杆力，正 确地配平抬前轮时会产生可接受的杆力， 确地配平抬前轮时会产生可接受的杆力，不正确的配平可能导致起飞时 如杆力太轻)或过晚 如杆力太重)的抬前轮 擦尾、或过早(如杆力太轻 或过晚(如杆力太重 的抬前轮， 擦尾、或过早(如杆力太轻)或过晚(如杆力太重)的抬前轮，抬前轮过早可 能导致俯仰角过大、爬升梯度减少、甚至失速， 能导致俯仰角过大、爬升梯度减少、甚至失速，抬前轮过晚会使起飞距 离增长、到障碍物的距离缩短，在受近距障碍物限制时， 离增长、到障碍物的距离缩短，在受近距障碍物限制时，抬前轮过早或 过晚都可能导致受控飞行撞地(CFIT)。 。 过晚都可能导致受控飞行撞地
BA 625.6 % MAC = × 100 134.5
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对BAE146-100: BAE146-100: 146 INDEX＝重量×到重心基准点的力臂(kgm)／ INDEX＝重量×到重心基准点的力臂(kgm)／300 (kgm) 对A310-200: 310-200: INDEX＝(HARM－26.67) W(kgm)／ INDEX＝(HARM－26.67)×W(kgm)／2000 矩心, DATUM取在25％MAC处 该点到0站位(STATION) 取在25 (STATION)的距离 矩心,即C.G.DATUM取在25％MAC处,该点到0站位(STATION)的距离 26. m,HARM是重量 所在位置到0站位的距离,见下图。 是重量W 为26.67 m,HARM是重量W所在位置到0 站位的距离,见下图。更准确地 26.67m DATUM的平衡力臂 的平衡力臂(BALANCE HARM是重量 是重量W 说，26.67m是C.G.DATUM的平衡力臂(BALANCE ARM), HARM是重量W所 在位置的平衡力臂。 在位置的平衡力臂
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1970～ 2005年全球有 起事故是由载重平衡问题造成的 ， 2004年 ～ 年全球有82起事故是由载重平衡问题造成的 年全球有 年 MK(毛里求斯 航空公司的波音 毛里求斯)航空公司的波音 毛里求斯 航空公司的波音747-200F在加拿大哈利法克斯起飞时由载重 在加拿大哈利法克斯起飞时由载重 平衡问题导致坠毁。 平衡问题导致坠毁。
都是沿飞机纵轴的坐标， 站位(STATION)和平衡力臂(BALANCE ARM)都是沿飞机纵轴的坐标 站位(STATION)和平衡力臂(BALANCE ARM)都是沿飞机纵轴的坐标，但 (STATION) 平衡力臂B 是到零站位的实际距离，而站位 Station)一般不 平衡力臂B.A.是到零站位的实际距离，而站位B.S.(Body Station)一般不 是实际距离(仅对原型机B 到零站位的实际距离) 因此， 是实际距离(仅对原型机B.A.＝B.S.＝到零站位的实际距离)，因此，在装 载配平计算中应该使用平衡力臂而不是站位来计算力矩。 载配平计算中应该使用平衡力臂而不是站位来计算力矩。 平衡力臂而不是站 由于飞机重量（使用空机重、油量、货物等）很大, 由于飞机重量（使用空机重、油量、货物等）很大, 所以计算出来的 力矩很大，使用不方便, 力矩很大，使用不方便,所以使用的是缩小了一定倍数的力矩 -- 即指数 (INDEX)。 (INDEX)。
对不同机型缩小的倍数可能是不同的。 对不同机型缩小的倍数可能是不同的。所谓指数即缩小了一定倍 数的力矩, 因此指数的加减即代表了力矩的加减。 数的力矩 因此指数的加减即代表了力矩的加减。
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可取任一点O做为矩心(O点可在板子以外),规定抬头力矩(顺时针)为正, (O点可在板子以外),规定抬头力矩 可取任一点O做为矩心(O点可在板子以外),规定抬头力矩(顺时针)为正, 低头力矩(逆时针力矩)为负,此系统的合力 相当于飞机总重) 合力( 低头力矩(逆时针力矩)为负,此系统的合力(相当于飞机总重): Ｗ＝W 按合力之矩定理有: Ｗ＝WE＋WP＋WF＋WC＝∑Ｗ，按合力之矩定理有: W×X＝WE×LE＋WP×LP ＋ W F × L F ＋W C × L C ＝ M E ＋ M P ＋ M F ＋ M C ； 式中: X、LE、LP、LF、LC分别为各力对矩心O点之力臂, 在O点之后的力 式中: 分别为各力对矩心O点之力臂, 臂为正，由上式算出的X即重心到 之力臂。这样就确定了力系之合力(即飞 即重心到O之力臂 臂为正，由上式算出的 即重心到 之力臂。这样就确定了力系之合力 即飞 机之重心)之位置 之位置。 机之重心 之位置。
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使用空机重OWE中包括机组 乘务组、配餐等的重量。 使用空机重OWE中包括机组、乘务组、配餐等的重量。对同一架飞机 OWE中包括机组、 机组、乘务组的人数或配餐标准可能会发生变化, 所以, 使用空机重OWE 机组、乘务组的人数或配餐标准可能会发生变化, 所以, 使用空机重OWE 也会变化。 也会变化。 按基本配备(标准机组、乘务组人数和标准配餐等)时的使用空机重称 按基本配备(标准机组、乘务组人数和标准配餐等) 为基本使用重量(常用BOW表示) BOW表示 为基本使用重量(常用BOW表示)。 基本使用指数(BOI Index)就是把按使 基本使用指数(BOI - Basic Operating weight Index)就是把按使 用空机重计算的指数再加某一正数得到的值。例如， 用空机重计算的指数再加某一正数得到的值。例如， 对A310-200：BOI＝(HARM－26.67)×BOW／2000＋40 310-200：BOI＝(HARM－26.67) BOW／2000＋ BOW／30000＋ 对B737-300: BOI＝(HARM－648.5)×BOW／30000＋40 737-300: BOI＝(HARM－648. 对B757-200: BOI＝(HARM－1037.8)×BOW／75000＋50 757-200: BOI＝(HARM－1037. BOW／75000＋ 基本使用重量BOW及其重心位置的HARM(或BA)可通过对飞机称重得到 可通过对飞机称重得到。 基本使用重量BOW及其重心位置的HARM(或BA)可通过对飞机称重得到。 BOW及其重心位置的HARM(
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系列737-100是原型机，对757系列 是原型机， 系列757-200是原型机，对767系列 是原型机， 系列767-200是原型机。 是原型机。 对737系列 系列 是原型机 系列 是原型机 系列 是原型机 中国民航大学 空管学院 航务系
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MAC=134 前缘的BA=625. 对737-300，平均气动弦长MAC=134.5英寸，MAC前缘的BA=625.6英寸， 737-300，平均气动弦长MAC=134. 英寸，MAC前缘的BA=625 英寸， C.G. DATUM的BA=648.5英寸，MAC/4点的BA=659.225英寸（C.G. DATUM一 DATUM的BA=648. 英寸，MAC/4点的BA=659.225英寸（ DATUM一 648 BA=659 英寸 般不在MAC/4点上） 见下图。如重心的平衡力臂为BA，则用MAC的百 般不在MAC/4点上），见下图。如重心的平衡力臂为 ，则用 MAC/ 的百 分数表示的重心位置是： 分数表示的重心位置是：