Загрузка крыла

У Monarch Butterfly очень низкая нагрузка на крыло - 0,168 кг / м ^2.

Северная Америка Х-15 имеет высокую 829 кг / м ² максимального крыло нагрузки

В аэродинамике , нагрузка на крыло представляет собой общую массу летательного аппарата , деленный на площадь его крыла. ^[1] Скорость сваливания самолета при прямолинейном горизонтальном полете частично определяется нагрузкой на крыло. Самолет с низкой нагрузкой на крыло имеет большую площадь крыла по сравнению с его массой по сравнению с самолетом с высокой нагрузкой на крыло.

Чем быстрее летит самолет, тем большую подъемную силу может создать каждая единица площади крыла, поэтому крыло меньшего размера может нести ту же массу при горизонтальном полете. Следовательно, более быстрые самолеты обычно имеют более высокие нагрузки на крыло, чем более медленные. Эта увеличенная нагрузка на крыло также увеличивает взлетную и посадочную дистанцию. Более высокая нагрузка на крыло также снижает маневренность. Те же ограничения применяются к крылатым биологическим организмам.

Диапазон нагрузок на крыло [ править ]

Влияние на производительность [ править ]

Нагрузка на крыло - полезный показатель 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 относительно его массы (т. Е. С низкой нагрузкой на крыло) будет иметь более низкую 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 [ править ]

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

где ρ - плотность воздуха, а C _L - коэффициент подъемной силы . Коэффициент подъемной силы - это безразмерное число, которое зависит от профиля поперечного сечения крыла и угла атаки . ^[9] При взлете или в установившемся полете, ни при подъеме, ни в пикировании подъемная сила и вес равны. При L / A = Mg / A = W _S g , где M - масса самолета, W _S = M / A - нагрузка на крыло (в единицах массы / площади, т. Е. Фунт / фут ² или кг / м ² , а не сила / площадь) и gускорение свободного падения, это уравнение дает скорость v через ^[10]

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

Как следствие, воздушные суда с одинаковым C _L при взлете в одинаковых атмосферных условиях будут иметь взлетную скорость, пропорциональную . Таким образом, если площадь крыла самолета увеличена на 10% и больше ничего не изменится, скорость взлета упадет примерно на 5%. Аналогичным образом, если самолет, спроектированный для взлета со скоростью 150 миль в час, увеличивается в весе во время разработки на 40%, его взлетная скорость увеличивается до = 177 миль в час.${\displaystyle \scriptstyle {\sqrt {W_{S}}}}$${\displaystyle \scriptstyle 150{\sqrt {1.4}}}$

Некоторые летчики полагаются на свои мышцы, чтобы набрать скорость при взлете над сушей или водой. Наземные гнездовья и водоплавающие птицы должны уметь бегать или грести со своей взлетной скоростью, прежде чем они смогут взлететь. То же самое и с пилотом-дельтапланом, хотя он может получить помощь при спуске. Для всего этого критичным является низкий W _S , тогда как воробьиные и живущие на утесах птицы могут взлетать с более высокой нагрузкой на крылья.

Влияние на токарную производительность [ править ]

Для поворота самолет должен катиться в направлении поворота, увеличивая угол крена самолета . Поворотный полет снижает подъемную силу крыла против силы тяжести и, следовательно, вызывает снижение. Для компенсации подъемная сила должна быть увеличена путем увеличения угла атаки за счет отклонения подъемника вверх, что увеличивает сопротивление. Поворот можно охарактеризовать как «набор высоты по кругу» (подъемная сила крыла направлена ​​на разворот самолета), поэтому увеличение угла атаки крыла создает еще большее сопротивление. Чем меньше радиус поворотапопытка, вызванная большим сопротивлением; это требует добавления мощности (тяги) для преодоления сопротивления. Максимальная скорость разворота, возможная для данной конструкции самолета, ограничена его размером крыла и доступной мощностью двигателя: максимальный поворот, который самолет может достичь и удерживать, является его устойчивыми характеристиками поворота . По мере увеличения угла крена увеличивается и сила перегрузки, приложенная к самолету, что приводит к увеличению нагрузки на крыло, а также к увеличению скорости сваливания . Этот эффект также наблюдается во время маневров по продвижению по горизонтали . ^[11]

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 в 50 фунтов / кв.фут (240 кг / м ² ) может достигать конструктивного предела 7,33 г на высоте до 15000 футов (4600 м), а затем снижается до 2,3 г на высоте 40000 футов ( 12000 м). При нагрузке на крыло 100 фунтов / кв. Фут (490 кг / м ² ) коэффициент нагрузки вдвое меньше и едва достигает 1 г на высоте 40 000 футов. ^[12]

Самолеты с низкими нагрузками на крыло, как правило, обладают лучшими характеристиками продолжительного разворота, поскольку они могут создавать большую подъемную силу для заданной величины тяги двигателя. Мгновенный угол крена, который самолет может достичь до того, как сопротивление серьезно снизится с воздушной скорости, известен как его мгновенные характеристики поворота . Самолет с небольшим высоконагруженным крылом может иметь превосходные характеристики мгновенного разворота, но плохие характеристики продолжительного разворота: он быстро реагирует на управляющие воздействия, но его способность выдерживать крутой поворот ограничена. Классическим примером является истребитель F-104 с очень маленьким крылом и высокой нагрузкой на крыло 723 кг / м ² (148 фунтов / кв. Фут).

На противоположном конце спектра находился большой Convair B-36 : его большие крылья обеспечивали низкую нагрузку на крыло 269 ​​кг / м ² (55 фунтов / кв.фут), что позволяло ему выдерживать более крутые повороты на большой высоте, чем у современных реактивных истребителей. , в то время как чуть более поздний Hawker Hunter имел аналогичную нагрузку на крыло 344 кг / м ² (70 фунтов / кв. фут). Боинг 367-80 авиалайнера прототип может быть развернута на малых высотах с нагрузкой на крыло 387 кг / м ² (79 фунт / кв фут) при максимальном весе.

Как и любое тело, совершающее круговое движение , самолет, который является быстрым и достаточно сильным, чтобы поддерживать горизонтальный полет со скоростью v по кругу радиуса R, ускоряется к центру на . Это ускорение вызвано направленной внутрь горизонтальной составляющей подъемной силы , где - угол крена. Тогда из второго закона Ньютона ,${\displaystyle \scriptstyle {\frac {v^{2}}{R}}}$${\displaystyle \scriptstyle Lsin\theta }$${\displaystyle \theta }$

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

Решение для R дает

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

Чем меньше нагрузка на крыло, тем круче поворот.

Планерам, предназначенным для использования в термиках, нужен небольшой радиус поворота, чтобы оставаться в пределах поднимающегося столба воздуха, и то же самое верно и для парящих птиц. Другие птицы, например те, которые ловят насекомых на крыло, также нуждаются в высокой маневренности. Всем нужны низкие нагрузки на крыло.

Влияние на стабильность [ править ]

Нагрузка на крыло также влияет на реакцию на порывы ветра , то есть на степень воздействия на самолет турбулентности и изменений плотности воздуха. Маленькое крыло имеет меньшую площадь, на которую может воздействовать порыв ветра, и оба этих фактора служат для плавности хода. Для высокоскоростных полетов на малых высотах (например, для быстрых бомбардировок на малых высотах штурмовиком ) предпочтительнее небольшое тонкое крыло с высокой нагрузкой: самолеты с низкой нагрузкой на крыло часто подвергаются грубому и суровому испытанию. кататься в таком режиме полета. F-15E Strike Eagle имеет нагрузку на крыло 650 килограммов на квадратный метр (130 фунт / кв фут) ( за исключением фюзеляжа вклад в эффективную площадь), тогда как большинство треугольным крылом самолета (например, Dassault Mirage III , для которого Вт_S = 387 кг / м ² ) имеют большие крылья и низкие нагрузки на крыло. ^{[ необходима цитата ]}

Количественно, если порыв производит вверх давление G (в Н / м ² , например) на воздушном судне массы М , восходящее ускорение будет, по второму закону Ньютона задается

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

уменьшается с нагрузкой на крыло.

Эффект развития [ править ]

Еще одна сложность, связанная с нагрузкой на крыло, состоит в том, что трудно существенно изменить площадь крыла существующей конструкции самолета (хотя возможны небольшие улучшения). По мере разработки самолетов они склонны к « увеличению веса » - добавлению оборудования и функций, которые существенно увеличивают эксплуатационную массу самолета. Самолет с умеренной нагрузкой на крыло в оригинальной конструкции может получить очень высокую нагрузку на крыло по мере добавления нового оборудования. Хотя двигатели могут быть заменены или модернизированы для получения дополнительной тяги, влияние на поворотные и взлетные характеристики в результате более высокой нагрузки на крыло не так легко согласовать.

Использование водяного балласта в планерах [ править ]

Современные планеров часто используют водяной балласт , перевозимый в крылах , чтобы увеличить загрузку крыла , когда растущие условия сильны. Увеличивая нагрузку на крыло, можно увеличить среднюю скорость, достигаемую по всей стране, чтобы использовать преимущества сильных термиков. При более высокой нагрузке на крыло заданное отношение подъемной силы к аэродинамическому сопротивлению достигается при более высокой скорости полета, чем при более низкой нагрузке на крыло, и это обеспечивает более высокую среднюю скорость по стране. Балласт может быть выброшен за борт при ухудшении условий, чтобы максимизировать скорость полета планера по пересеченной местности в соревнованиях по планеру .

Соображения по дизайну [ править ]

Подъем фюзеляжа [ править ]

Комбинированная конструкция крыла и фюзеляжа, такая как у General Dynamics F-16 Fighting Falcon или Mikoyan MiG-29 Fulcrum, помогает снизить нагрузку на крыло; в такой конструкции фюзеляж создает аэродинамическую подъемную силу, таким образом улучшая нагрузку на крыло, сохраняя при этом высокие характеристики.

Крыло переменной стреловидности [ править ]

В таких самолетах, как Grumman F-14 Tomcat и Panavia Tornado, используются крылья переменной стреловидности . Поскольку их площадь крыла меняется в полете, меняется и нагрузка на крыло (хотя это не единственное преимущество). Когда крыло находится в переднем положении, взлетно-посадочные характеристики значительно улучшаются. ^[13]

Закрылки Фаулера [ править ]

Как и во всех авиационных закрылков, Фаулера закрылки увеличивают изгиб и , следовательно , C _L , снижение посадочной скорости. Они также увеличивают площадь крыла, уменьшая нагрузку на крыло, что еще больше снижает скорость посадки. ^[14]

См. Также [ править ]

• Загрузка диска
• Коэффициент подъема

Ссылки [ править ]

Примечания [ править ]

Библиография [ править ]

• Андерсон, Джон Д. мл. (1999). Характеристики и дизайн самолета . Кембридж: WCB / McGraw-Hill. ISBN 0-07-116010-8.
• Спик, Майк (1986). Показатели реактивного истребителя - Корея во Вьетнам . Оцеола, Висконсин: Motorbooks International. ISBN 0-7110-1582-1.

Примечания [ править ]

Внешние ссылки [ править ]

• Лоуренс К. Лофтин-младший (1985). «Глава 7: Тенденции проектирования - скорость сваливания, нагрузка на крыло и максимальный подъемный коэффициент». В поисках производительности - эволюция современных самолетов . Отделение научно-технической информации НАСА.
• Эрл Л. Пул (1938). «Вес и площадь крыльев у птиц Северной Америки» (PDF) . Аук .