Загрузка крыла

У бабочки Монарх очень низкий показатель — 0,168 кг/м. ² нагрузка на крыло

McDonnell Douglas MD-11 имеет высокую скорость 837 кг/м. ² максимальная нагрузка на крыло

В аэродинамике . нагрузка на крыло — это общий вес самолета или летающего животного, разделенный на площадь его крыла Скорость сваливания , скорость взлета и скорость посадки самолета частично определяются нагрузкой на его крыло.

Чем быстрее летит самолет, тем больше изменяется его подъемная сила при изменении угла атаки, поэтому вертикальные порывы ветра меньше влияют на крыло меньшего размера . Следовательно, более быстрые самолеты обычно имеют более высокую нагрузку на крыло, чем более медленные, чтобы избежать чрезмерной реакции на вертикальные порывы ветра.

Более высокая нагрузка на крыло также снижает маневренность. Те же ограничения применимы и к крылатым биологическим организмам.

Диапазон нагрузок на крыло

Примеры загрузки крыла

Самолет	Тип	Введение	МВВ	Площадь крыла	кг/м 2	фунт/кв. фут
Бабочка Монарх	Животное	Кайнозой			0.168	0.034
птицы	Животное	Меловой период			1–20	0.20–4.10
верхний критический предел полета птиц	Животное				25	5.1
Озон Базз Z3 MS	Параплан	2010	75–95 кг (165–209 фунтов)	25,8 м 2 (278 кв. футов)	2.9–3.7	0.59–0.76
Уиллс Винг Спорт 2 155	Дельтаплан	2004	94,8–139,8 кг (209–308 фунтов)	14,4 м 2 (155 кв. футов)	6.6–9.7	1.4–2.0
Джин флюид 11	Скоростной флаер	2010	140 кг	11 м 2 (120 кв. футов)	12.7	2.6
верхний предел	Планер микролифт	2008	220 кг (490 фунтов) макс.	12,2 м 2 (131 кв. фут) мин.	18	3.7
Правила CAA (Великобритания)	сверхлегкого самолета предел нагрузки на крыло	2008	450 кг (990 фунтов) макс.	18 м 2 (190 кв. футов) мин.	25	5.1
Шлейхер ASW 22	Планер	1981	850 кг (1870 фунтов)	16,7 м 2 (180 кв. футов)	50.9	10.4
Пайпер Воин	Авиация общего назначения	1960	1055 кг (2326 фунтов)	15,14 м 2 (163,0 кв. футов)	69.7	14.3
Бичкрафт Барон	Двухдвигательный самолет авиации общего назначения	1960	2313 кг (5099 фунтов)	18,5 м 2 (199 кв. футов)	125	26
Супермарин Спитфайр	Истребитель (ВОВ)	1938	3039 кг (6700 фунтов)	22,48 м 2 (242,0 кв. футов)	135	28
Бичкрафт Авиалайнер	Авиалайнер (пригородный)	1968	4727 кг (10 421 фунт)	25,99 м 2 (279,8 кв. футов)	182	37
Лирджет 31	Бизнес-джет	1990	7031 кг (15501 фунт)	24,57 м 2 (264,5 кв. футов)	286	59
Mikoyan MiG-23	Истребитель ( изменяемая геометрия )	1970	17 800 кг (39 200 фунтов)	34,16–37,35 м. 2 (367,7–402,0 кв. Футов)	477–521	98–107
Локхид F-104 Звездный истребитель	Истребитель (многоцелевой)	1958	13 166 кг (29 026 фунтов)	18,22 м 2 (196,1 кв. футов)	722.6	148.0
Дженерал Дайнемикс Ф-16	Истребитель (многоцелевой)	1978	19 200 кг (42 300 фунтов)	27,87 м 2 (300,0 кв. футов)	688.9	141.1
Макдоннелл Дуглас F-15 Игл	Истребитель (превосходство в воздухе)	1976	30 845 кг (68 002 фунта)	56,5 м 2 (608 кв. футов)	546	112
Mikoyan-Gurevich MiG-25	Истребитель (Перехватчик)	1970	36720 кг (80950 фунтов)	61,4 м 2 (661 кв. фут)	598	122
Локхид SR-71 Блэкберд	Стратегический разведывательный самолет	1966	68 946 кг (152 000 фунтов)	170 м 2 (1800 кв. футов)	406	83
Фоккер F27	Авиалайнер ( турбовинтовой )	1958	19 773 кг (43 592 фунта)	70 м 2 (750 кв. футов)	282	58
Стипендия Fokker F28	Авиалайнер (региональный самолет)	1969	33000 кг (73000 фунтов)	78,97 м 2 (850,0 кв. футов)	418	86
Боинг 737-400	Авиалайнер ( Узкофюзеляжный )	1984	62 820 кг (138 490 фунтов)	91,04 м 2 (979,9 кв. футов)	690	140
Боинг 737-900ER	Авиалайнер (Узкофюзеляжный)	2007	85 139 кг (187 699 фунтов)	124,6 м 2 (1341 кв. фут)	683	140
Аэробус A321XLR	Авиалайнер (Узкофюзеляжный)	2024 (восток)	101015 кг (222700 фунтов)	122,4 м 2 (1318 кв. футов)	825	169
Боинг 767-300ER	Авиалайнер ( широкофюзеляжный )	1982	181 437 кг (400 000 фунтов)	283,3 м 2 (3049 кв. футов)	640	130
Конкорд	Авиалайнер (сверхзвуковой)	1976	187 000 кг (412 000 фунтов)	358,2 м 2 (3856 кв. футов)	522	107
Роквелл B-1B Лансер	Бомбардировщик (изменяемая геометрия)	1983	148000 кг (326000 фунтов)	181,2 м 2 (1950 кв. футов)	818	168
Макдоннелл Дуглас MD-11	Авиалайнер (широкофюзеляжный)	1990	283720 кг (625500 фунтов)	338,9 м 2 (3648 кв. футов)	837	171
Боинг 777-300ER	Авиалайнер (широкофюзеляжный)	2004	351 533 кг (774 998 фунтов)	436,8 м 2 (4702 кв. футов)	805	165
Аэробус А340-500 /600	Авиалайнер (широкофюзеляжный)	2002	365 000 кг (805 000 фунтов)	437,3 м 2 (4707 кв. футов)	835	171
Боинг 747-400	Авиалайнер (широкофюзеляжный)	1988	396 830 кг (874 860 фунтов)	525 м 2 (5650 кв. футов)	756	155
Аэробус А380	Авиалайнер (широкофюзеляжный)	2007	575 000 кг (1 268 000 фунтов)	845 м 2 (9100 кв. футов)	680	140

Влияние на производительность

Нагрузка на крыло является полезным показателем скорости сваливания самолета. Крылья создают подъемную силу за счет движения воздуха вокруг крыла. Крылья большего размера перемещают больше воздуха, поэтому самолет с большой площадью крыла по отношению к его массе (т. е. с низкой нагрузкой на крыло) будет иметь меньшую скорость сваливания. Следовательно, самолет с меньшей нагрузкой на крыло сможет взлетать и приземляться с меньшей скоростью (или сможет взлетать с большей нагрузкой). Он также сможет поворачиваться с большей скоростью.

Влияние на скорость взлета и посадки

Подъемная сила L на крыле площадью A , движущемся с истинной воздушной скоростью v, определяется выражением

$L={\tfrac {1}{2}}\rho v^{2}AC_{L}$,

где ρ — плотность воздуха, а — _CL коэффициент подъемной силы . Коэффициент подъемной силы — безразмерная величина, зависящая от профиля поперечного сечения крыла и угла атаки . При устойчивом полете, без набора высоты и пикирования, подъемная сила и вес равны. При L/A = Mg/A = WS _. g , где M — масса самолета, WS ₌ ) M / A — нагрузка на крыло (в единицах массы/площади, т. е. фунты/футы ² или кг/м ² , а не сила/площадь) и g ускорение свободного падения, это уравнение дает скорость v через

$\textstyle v^{2}={\frac {2gW_{S}}{\rho C_{L}}}$ .

Как следствие, самолеты с одинаковым C _L при взлете в одних и тех же атмосферных условиях будут иметь взлетные скорости, пропорциональные $\scriptstyle {\sqrt {W_{S}}}$. Таким образом, если площадь крыла самолета увеличить на 10% и больше ничего не изменить, скорость взлета упадет примерно на 5%. Аналогично, если самолет, рассчитанный на взлет со скоростью 150 миль в час, в процессе разработки увеличит вес на 40%, его скорость взлета увеличится до $\scriptstyle 150{\sqrt {1.4}}$ = 177 миль в час.

Некоторые летчики полагаются на свою мышечную силу, чтобы набрать скорость при взлете над землей или водой. Наземные гнездящиеся и водоплавающие птицы должны иметь возможность бегать или грести со своей взлетной скоростью, прежде чем они смогут взлететь. То же самое относится и к пилотам дельтапланов, хотя они могут получить помощь от спуска с горы. Для всего этого низкий показатель W _S имеет решающее значение, тогда как воробьиные и птицы, обитающие на скалах, могут подниматься в воздух с более высокой нагрузкой на крыло.

Влияние на поворачиваемость

Чтобы развернуться, самолет должен катиться в направлении разворота, увеличивая угол крена самолета . Поворот при полете снижает подъемную силу крыла против силы тяжести и, следовательно, вызывает снижение. Чтобы компенсировать это, подъемную силу необходимо увеличить за счет увеличения угла атаки за счет отклонения руля высоты вверх , что увеличивает сопротивление. Поворот можно описать как «набор высоты по кругу» (подъемная сила крыла направляется на поворот самолета), поэтому увеличение угла атаки крыла создает еще большее сопротивление. поворота Чем меньше был радиус , тем больше возникало сопротивление; для этого необходимо добавить мощность (тягу) для преодоления сопротивления. Максимальная скорость разворота, возможная для данной конструкции самолета, ограничена размером его крыла и доступной мощностью двигателя: максимальный разворот, который самолет может достичь и удержать, - это его характеристики устойчивого разворота . По мере увеличения угла крена увеличивается и перегрузка, приложенная к самолету, что приводит к увеличению нагрузки на крыло, а также скорости сваливания . Этот эффект также наблюдается на уровне качковые маневры.

Коэффициент нагрузки меняется в зависимости от высоты при 50 или 100 фунтах/кв. футах.

Поскольку сваливание происходит из-за нагрузки на крыло и максимального коэффициента подъемной силы на данной высоте и скорости, это ограничивает радиус поворота из-за максимального коэффициента нагрузки .При коэффициенте подъемной силы 0,85 Маха и 0,7 нагрузка на крыло составляет 50 фунтов/кв. футов (240 кг/м). ² ) может достигать структурного предела в 7,33 г на высоте 15 000 футов (4600 м), а затем снижается до 2,3 г на высоте 40 000 футов (12 000 м). При нагрузке на крыло 100 фунтов/кв. футов (490 кг/м). ² ) коэффициент перегрузки вдвое меньше и едва достигает 1g на высоте 40 000 футов.

Самолеты с низкой нагрузкой на крыло, как правило, имеют превосходные характеристики устойчивого разворота, поскольку они могут создавать большую подъемную силу при заданной тяге двигателя. Непосредственный угол крена, который самолет может достичь до того, как сопротивление серьезно ухудшит воздушную скорость, известен как его мгновенная характеристика разворота . Самолет с небольшим, сильно нагруженным крылом может иметь превосходные характеристики мгновенного разворота, но плохие характеристики устойчивого разворота: он быстро реагирует на команды управления, но его способность выдерживать крутой разворот ограничена. Классическим примером является истребитель F-104 Starfighter , имеющий очень маленькое крыло и высоту 723 кг/м. ² (148 фунтов/кв. футов) нагрузка на крыло.

На противоположном конце спектра находился большой Convair B-36 : его большие крылья обеспечивали низкую массу в 269 кг/м. ² (55 фунтов/кв. фут) нагрузка на крыло, которая позволяла ему выдерживать более крутые повороты на большой высоте, чем современные реактивные истребители, в то время как немного более поздний Hawker Hunter имел аналогичную нагрузку на крыло - 344 кг/м. ² (70 фунтов/кв. футов). Прототип авиалайнера Boeing 367-80 мог катиться на малых высотах с нагрузкой на крыло 387 кг/м. ² (79 фунтов/кв. футов) при максимальном весе.

Как и любое тело, движущееся по кругу , летательный аппарат, который достаточно быстр и силен, чтобы поддерживать горизонтальный полет со скоростью v по кругу радиуса R, ускоряется к центру со скоростью $\scriptstyle {\frac {v^{2}}{R}}$. Это ускорение вызвано внутренней горизонтальной составляющей подъемной силы. $\scriptstyle Lsin\theta$, где $\theta$ это банковский угол. Тогда из второго закона Ньютона :

$\textstyle {\frac {Mv^{2}}{R}}=L\sin \theta ={\frac {1}{2}}v^{2}\rho C_{L}A\sin \theta .$

Решение для R дает

$\textstyle R={\frac {2Ws}{\rho C_{L}\sin \theta }}.$

Чем меньше нагрузка на крыло, тем круче поворот.

Планерам, предназначенным для использования термических потоков, необходим небольшой радиус поворота, чтобы оставаться в пределах поднимающегося столба воздуха, и то же самое справедливо и для парящих птиц. Другим птицам, например тем, которые ловят насекомых на крыле, также необходима высокая маневренность. Всем нужна низкая нагрузка на крыло.

Влияние на стабильность

Нагрузка на крыло также влияет на реакцию на порывы ветра , степень воздействия на самолет турбулентности и изменений плотности воздуха. Маленькое крыло имеет меньшую площадь, на которую может действовать порыв ветра, и оба этих фактора служат для плавности полета. Для высокоскоростного полета на малой высоте (например, быстрого бомбометания на малой высоте в штурмовике ) предпочтительнее маленькое, тонкое, сильно нагруженное крыло: самолеты с низкой нагрузкой на крыло часто подвергаются грубым, карательным нагрузкам. ездить в таком режиме полета. F -15E Strike Eagle имеет нагрузку на крыло 650 кг на квадратный метр (130 фунтов/кв. фут) (без учета вклада фюзеляжа в эффективную площадь), тогда как большинство самолетов с треугольным крылом (таких как Dassault Mirage III , для WS _{которого} = 387 кг/м ² ), как правило, имеют большие крылья и низкую нагрузку на крыло.

Количественно, если порыв создает восходящее давление G (в Н/м). ² , скажем) на самолете массы M ускорение вверх a по второму закону Ньютона будет определяться выражением

$\textstyle a={\frac {GA}{M}}={\frac {G}{W_{S}}}$,

уменьшается с увеличением нагрузки на крыло.

Эффект развития

Еще одна сложность с загрузкой крыла состоит в том, что трудно существенно изменить площадь крыла существующей конструкции самолета (хотя скромные улучшения возможны). По мере разработки самолетов они склонны к « росту веса » — добавлению оборудования и функций, которые существенно увеличивают эксплуатационную массу самолета. Самолет, нагрузка на крыло которого в исходной конструкции была умеренной, может оказаться с очень высокой нагрузкой на крыло по мере добавления нового оборудования. Хотя двигатели можно заменить или модернизировать для получения дополнительной тяги, влияние на характеристики разворота и взлета, вызванное более высокой нагрузкой на крыло, не так-то легко согласовать.

Использование водяного балласта в планерах

В современных планерах часто используется водяной балласт, расположенный в крыльях, чтобы увеличить нагрузку на крыло при полета сильных условиях . Увеличивая нагрузку на крыло, можно увеличить среднюю скорость, достигаемую по стране, чтобы воспользоваться преимуществами сильных термических потоков. При более высокой нагрузке на крыло заданное аэродинамическое качество достигается при более высокой скорости полета, чем при более низкой нагрузке на крыло, и это обеспечивает более высокую среднюю скорость по пересеченной местности. Балласт можно сбросить за борт при ухудшении условий или перед приземлением.

Рекомендации по проектированию

Лифт фюзеляжа

F -15E Strike Eagle имеет большое относительно легконагруженное крыло.

Смешанная конструкция крыла и фюзеляжа, такая как у General Dynamics F-16 Fighting Falcon или Микояна МиГ-29 Fulcrum , помогает снизить нагрузку на крыло; в такой конструкции фюзеляж создает аэродинамическую подъемную силу, тем самым улучшая нагрузку на крыло при сохранении высоких характеристик.

Крыло изменяемой стреловидности

Такие самолеты, как Grumman F-14 Tomcat и Panavia Tornado, используют крылья изменяемой стреловидности . Поскольку площадь крыла в полете меняется, меняется и нагрузка на крыло (хотя это не единственное преимущество). Когда крыло находится в переднем положении, взлетно-посадочные характеристики значительно улучшаются.

закрылки

Как и все закрылки самолета, закрылки Фаулера увеличивают развал и, следовательно, максимальное значение коэффициента подъемной силы ( C _Lmax ), снижая посадочную скорость. Они также увеличивают площадь крыла, уменьшая нагрузку на крыло, что еще больше снижает посадочную скорость.

Устройства высокой подъемной силы, такие как некоторые закрылки, позволяют использовать в конструкции крылья меньшего размера для достижения аналогичных посадочных скоростей по сравнению с альтернативной конструкцией, использующей крыло большего размера без устройства высокой подъемной силы. Такие варианты позволяют увеличить нагрузку на крыло в конструкции. Это может привести к появлению полезных функций, таких как более высокие крейсерские скорости или уменьшение тряски при полете на высокой скорости на малой высоте (последняя функция очень важна для самолетов непосредственной воздушной поддержки). Например, в истребителе Lockheed Starfighter используются внутренние закрылки с выдувом для достижения конструкции с высокой нагрузкой на крыло (723 кг/м²), что позволяет ему гораздо более плавно летать на малой высоте при полностью открытой скорости по сравнению с дельта-конструкциями с низкой нагрузкой на крыло, такими как Mirage 2000 или Mirage III. (387 кг/м²). F-16, имеющий относительно высокую нагрузку на крыло (689 кг/м²), использует удлинители передней кромки для увеличения подъемной силы крыла на больших углах атаки.

См. также

• Загрузка диска
• Коэффициент подъемной силы
• Деформация крыла

Ссылки

Библиография

• Андерсон, Джон Д. младший. (1999). Летно-технические характеристики и конструкция самолетов . Кембридж: WCB/McGraw-Hill. ISBN  0-07-116010-8 .
• Спик, Майк (1986). Производительность реактивного истребителя — от Кореи до Вьетнама . Оцеола, Висконсин: Motorbooks International. ISBN  0-7110-1582-1 .

Внешние ссылки

• Лоуренс К. Лофтин младший (1985). «Глава 7: Тенденции проектирования — скорость сваливания, загрузка крыла и максимальный коэффициент подъемной силы». В поисках производительности – эволюция современных самолетов . Отделение научно-технической информации НАСА.
• Эрл Л. Пул (1938). «Вес и площадь крыльев североамериканских птиц» (PDF) . Аук .