Нагрузка на крыло

McDonnell Douglas MD-11 имеет высокую максимальную нагрузку на крыло 837 кг/м ²

В аэродинамике нагрузка на крыло — это общий вес самолета или летающего животного, деленный на площадь его крыла. [ ^1]^[a] Скорость сваливания , взлетная скорость и скорость посадки самолета частично определяются нагрузкой на крыло. ^[2]

Чем быстрее летит самолет, тем больше изменяется его подъемная сила из-за изменения угла атаки, поэтому меньшее крыло меньше подвержено неблагоприятному воздействию вертикальных порывов . Следовательно, более быстрые самолеты обычно имеют более высокую нагрузку на крыло, чем более медленные самолеты, чтобы избежать чрезмерной реакции на вертикальные порывы. ^[3]

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

Диапазон нагрузок на крыло

Влияние на производительность

Нагрузка на крыло является полезным показателем скорости сваливания самолета. Крылья создают подъемную силу за счет движения воздуха вокруг крыла. Большие крылья 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 на более низкой скорости (или сможет взлетать с большей нагрузкой). Он также сможет поворачивать с большей скоростью.

Влияние на скорость взлета и посадки

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

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

где ρ — плотность воздуха, а C _L — коэффициент подъемной силы . Коэффициент подъемной силы — безразмерное число, зависящее от профиля поперечного сечения крыла и угла атаки . ^[12] При устойчивом полете, ни при наборе высоты, ни при пикировании, подъемная сила и вес равны. При L/A = Mg/A = W _Sg , где M — масса самолета, W _S = M / A — нагрузка на крыло (в единицах масса/площадь, т. е. фунт/фут ² или кг/м ² , а не сила/площадь) и g — ускорение силы тяжести, это уравнение дает скорость v через ^[13]

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

В результате самолеты с одинаковым C _L при взлете в одинаковых атмосферных условиях будут иметь взлетную скорость, пропорциональную . Таким образом, если площадь крыла самолета увеличивается на 10% и больше ничего не меняется, взлетная скорость упадет примерно на 5%. Аналогично, если самолет, рассчитанный на взлет со скоростью 150 миль в час, увеличивается в весе во время разработки на 40%, его взлетная скорость увеличивается до = 177 миль в час. $\scriptstyle {\sqrt {W_{S}}}$ $\scriptstyle 150{\sqrt {1.4}}$

Некоторые летуны полагаются на силу своих мышц, чтобы набрать скорость для взлета над землей или водой. Наземные гнездящиеся и водоплавающие птицы должны уметь бегать или грести на своей взлетной скорости, прежде чем они смогут взлететь. То же самое относится и к пилоту дельтаплана, хотя им может помочь разбег под гору. Для всех них низкий W _S имеет решающее значение, тогда как воробьиные и птицы, живущие на скалах, могут подняться в воздух с более высокой нагрузкой на крыло.

Влияние на эффективность поворота

Чтобы повернуть, самолет должен крениться в направлении поворота, увеличивая угол крена самолета . Полет с поворотом снижает подъемную составляющую крыла против силы тяжести и, следовательно, вызывает снижение. Чтобы компенсировать это, подъемная сила должна быть увеличена за счет увеличения угла атаки с помощью отклонения руля высоты вверх , что увеличивает сопротивление. Поворот можно описать как «подъем по кругу» (подъемная сила крыла перенаправляется на поворот самолета), поэтому увеличение угла атаки крыла создает еще большее сопротивление. Чем меньше радиус поворота , тем большее сопротивление возникает; это требует добавления мощности (тяги) для преодоления сопротивления. Максимально возможная скорость поворота для данной конструкции самолета ограничена размером его крыла и доступной мощностью двигателя: максимальный поворот, который самолет может достичь и удержать, является его устойчивой характеристикой поворота . С увеличением угла крена увеличивается и перегрузка , приложенная к самолету, что приводит к увеличению нагрузки на крыло, а также скорости сваливания . Этот эффект также наблюдается во время маневров с горизонтальной тангажем . ^[14]

Коэффициент нагрузки меняется в зависимости от высоты и составляет 50 или 100 фунтов/кв. фут.

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 числе Маха 0,85 и коэффициенте подъемной силы 0,7 нагрузка на крыло 50 фунтов/кв. фут (240 кг/м ² ) может достичь структурного предела 7,33 g до 15 000 футов (4600 м), а затем уменьшается до 2,3 g на высоте 40 000 футов (12 000 м). При нагрузке на крыло 100 фунтов/кв. фут (490 кг/м ² ) коэффициент нагрузки вдвое меньше и едва достигает 1 g на высоте 40 000 футов. ^[15]

Самолеты с низкой нагрузкой на крыло, как правило, имеют превосходные характеристики устойчивого поворота, поскольку они могут генерировать большую подъемную силу для заданного количества тяги двигателя. Немедленный угол крена, которого может достичь самолет, прежде чем сопротивление серьезно снизит воздушную скорость, известен как его мгновенные характеристики поворота . Самолет с небольшим, сильно загруженным крылом может иметь превосходные мгновенные характеристики поворота, но плохие характеристики устойчивого поворота: он быстро реагирует на управляющее воздействие, но его способность поддерживать крутой поворот ограничена. Классическим примером является F-104 Starfighter , у которого очень маленькое крыло и высокая нагрузка 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 в 269 кг/м ² (55 фунтов/кв. фут), что позволяло ему выдерживать более крутые повороты на большой высоте, чем современные реактивные истребители, в то время как немного более поздний Hawker Hunter имел похожую нагрузку на крыло в 344 кг/м ² (70 фунтов/кв. фут). Прототип авиалайнера Boeing 367-80 мог катиться на малых высотах с нагрузкой на крыло 387 кг/м ² (79 фунтов/кв. фут) при максимальном весе.

Как и любое тело, совершающее круговое движение , самолет, который достаточно быстр и прочен, чтобы поддерживать горизонтальный полет со скоростью v в окружности радиусом R, ускоряется к центру в . Это ускорение вызвано внутренним горизонтальным компонентом подъемной силы, , где - угол крена. Тогда из второго закона Ньютона , $\scriptstyle {\frac {v^{2}}{R}}$ $\scriptstyle Lsin\theta$ $\тета$

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

Решение для R дает

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

Чем меньше нагрузка на крыло, тем круче поворот.

Планеры, предназначенные для использования термических потоков, нуждаются в небольшом радиусе поворота, чтобы оставаться в восходящем воздушном столбе, и то же самое относится к парящим птицам. Другим птицам, например, тем, которые ловят насекомых на крыло, также нужна высокая маневренность. Всем им нужна низкая нагрузка на крыло.

Влияние на стабильность

Нагрузка на крыло также влияет на реакцию на порывы , степень, в которой самолет подвержен влиянию турбулентности и изменений плотности воздуха. Маленькое крыло имеет меньшую площадь, на которую может воздействовать порыв, и оба эти фактора служат для сглаживания полета. Для высокоскоростного полета на малой высоте (например, быстрого бомбометания на малой высоте на штурмовике ) предпочтительнее небольшое тонкое крыло с высокой нагрузкой: самолеты с низкой нагрузкой на крыло часто подвергаются грубой, изнурительной езде в этом режиме полета. У F-15E Strike Eagle нагрузка на крыло составляет 650 килограммов на квадратный метр (130 фунтов/кв. фут) (без учета вклада фюзеляжа в эффективную площадь), тогда как большинство самолетов с треугольным крылом (например, Dassault Mirage III , для которого W _S = 387 кг/м ² ) имеют тенденцию иметь большие крылья и низкую нагрузку на крыло. ^{[ необходима цитата ]}

Количественно, если порыв ветра создает восходящее давление G (например, в Н/м ² ) на самолет массой M , то восходящее ускорение a будет, согласно второму закону Ньютона, определяться выражением

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

уменьшается с нагрузкой на крыло.

Эффект развития

Еще одной сложностью с нагрузкой на крыло является то, 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 была умеренной в его первоначальной конструкции, может в конечном итоге получить очень высокую нагрузку на крыло при добавлении нового оборудования. Хотя двигатели можно заменить или модернизировать для получения дополнительной тяги, влияние на характеристики поворота и взлета, возникающее в результате более высокой нагрузки на крыло, не так легко согласовать.

Использование водяного балласта в планерах

Современные планеры часто используют водяной балласт, перевозимый в крыльях, для увеличения нагрузки на крыло при сильных условиях парения. Увеличивая нагрузку на крыло , можно увеличить среднюю скорость, достигаемую по стране, чтобы воспользоваться сильными термическими потоками. При более высокой нагрузке на крыло заданное аэродинамическое качество достигается при более высокой скорости полета , чем при меньшей нагрузке на крыло, и это позволяет достичь более высокой средней скорости по стране. Балласт можно выбросить за борт, когда условия ослабевают или перед посадкой.

Конструктивные соображения

Подъемная сила фюзеляжа

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

Крыло изменяемой стреловидности

Такие самолеты, как Grumman F-14 Tomcat и Panavia Tornado, используют крылья с изменяемой стреловидностью . Поскольку площадь их крыла изменяется в полете, изменяется и нагрузка на крыло (хотя это не единственное преимущество). Когда крыло находится в переднем положении, взлетно-посадочные характеристики значительно улучшаются. ^[16]

Закрылки

Как и все закрылки самолета, закрылки Фаулера увеличивают изгиб 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. ^[17]

Устройства с высокой подъемной силой, такие как определенные закрылки, позволяют использовать в конструкции крылья меньшего размера для достижения схожих скоростей посадки по сравнению с альтернативной конструкцией, использующей большее крыло без устройства с высокой подъемной силой. Такие опции позволяют увеличить нагрузку на крыло в конструкции. Это может привести к полезным особенностям, таким как более высокая крейсерская скорость или снижение болтанки при полете на высокой скорости на малой высоте (последняя особенность очень важна для самолетов непосредственной авиационной поддержки). Например, Starfighter компании Lockheed использует внутренние выдувные закрылки для достижения конструкции с высокой нагрузкой на крыло (723 кг/м²), что позволяет ему совершать гораздо более плавный полет на малой высоте на полной скорости по сравнению с конструкциями с дельта-крылом с низкой нагрузкой на крыло, такими как Mirage 2000 или Mirage III (387 кг/м²). F-16, который имеет относительно высокую нагрузку на крыло 689 кг/м², использует удлинители передней кромки для увеличения подъемной силы крыла при больших углах атаки.

Смотрите также

Ссылки

Примечания

^ «Определение нагрузки на крыло». Merriam Webster.
^ ab "Глава 11: Летно-технические характеристики самолета". Pilot's Handbook of Aeronautical Knowledge (FAA-H-8083-25C ed.). Федеральное управление гражданской авиации . 17 июля 2023 г. стр. 8–9.
^ Wragg, David W. (1973). Словарь авиации (первое издание). Osprey. стр. 281. ISBN 9780850451634.
^ Хендрик Теннекес (2009). Простая наука полета: от насекомых до реактивных самолетов. MIT Press. ISBN 978-0-262-51313-5., «Рисунок 2: Большая диаграмма полета».
^ Томас Алерстам, Микаэль Розен, Йохан Бекман, Пер Г. П. Эриксон, Олоф Хеллгрен (17 июля 2007 г.). «Скорости полета среди видов птиц: аллометрические и филогенетические эффекты». PLOS Biology . 5 (8): e197. doi : 10.1371/journal.pbio.0050197 . PMC 1914071. PMID 17645390 . {{cite journal}}: CS1 maint: multiple names: authors list (link)
^ Менье, К. Корреляция и умконструкции в ден Größenbeziehungen zwischen Vogelflügel und Vogelkörper-Biologia Generalis 1951: стр. 403-443. [Статья на немецком языке]
↑ Жерар Флорит (23 января 2016 г.). «Озон Базз Z3». П@р@2000 .
^ "Спорт 2 / 2C". Уиллс Уинг.
^ «Раздел 3 Спортивного кодекса: Планеризм» . Международная авиационная федерация . 12 октября 2016 г.
^ "Сверхлегкие летательные аппараты". Управление гражданской авиации Великобритании. или скорость сваливания при максимальном разрешенном весе, не превышающая 35 узлов калиброванной скорости
^ abcd Ллойд Р. Дженкинсон; Пол Симпкин; Даррен Роудс (30 июля 1999 г.). "Aircraft Data File". Проектирование гражданских реактивных самолетов . Elsevier Limited.
^ Андерсон, 1999 стр. 58
^ Андерсон, 1999 стр. 201–3
^ Спик, 1986. стр. 24.
^ Лоренс К. Лофтин-младший (1985). «Глава 11 — Маневренность самолета». Поиски производительности — Эволюция современных самолетов. Отделение научной и технической информации НАСА.
↑ Спик, 1986. С. 84–87.
^ Андерсон 1999, стр. 30–1

Библиография

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

Примечания

^ Для самолетов это включает площадь элеронов . ^[2]
^ 138 видов от 10 г до 10 кг, от мелких воробьиных до лебедей и журавлей
^ при максимальном весе
^ законодательство принято
^ для двухместного сухопутного самолета
^ при максимальном весе

Внешние ссылки

Лоренс К. Лофтин-младший (1985). «Глава 7: Тенденции проектирования — скорость сваливания, нагрузка на крыло и максимальный коэффициент подъемной силы». Поиски производительности — эволюция современных самолетов. Отделение научной и технической информации NASA.
Эрл Л. Пул (1938). "Вес и площадь крыльев у североамериканских птиц" (PDF) . Чистиковая гагарка .