Нагрузка на крыло

редактировать

Monarch Butterfly имеет очень низкую нагрузку на крыло 0,168 кг / м

North American X-15 имеет высокую максимальную нагрузку на крыло 829 кг / м

В аэродинамике нагрузка на крыло - это общая масса самолета, деленная на площадь его крыло. Скорость сваливания самолета при прямолинейном горизонтальном полете частично определяется его нагрузкой на крыло. Самолет с низкой нагрузкой на крыло имеет большую площадь крыла относительно его массы по сравнению с самолетом с высокой нагрузкой на крыло.

Чем быстрее летит самолет, тем большую подъемную может произвести каждая единица площади крыла, поэтому меньшее крыло может нести такую 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.

Содержание

1 Диапазон нагрузок на крыло
2 Влияние на летно-технические характеристики
- 2.1 Влияние на скорость взлета и посадки
- 2.2 Влияние на характеристики поворота
- 2.3 Влияние на устойчивость
- 2.4 Влияние разработка
- 2.5 Использование водяного балласта в планерах
3 Соображения по конструкции
- 3.1 Подъем фюзеляжа
- 3.2 Крыло с изменяемой стреловидностью
- 3.3 Закрылки Фаулера
4 См. также
5 Ссылки
- 5.1 Примечания
- 5.2 Библиография
- 5.3 Примечания
6 Внешние ссылки

Диапазон нагрузок на крыло

Примеры нагрузок на крыло
Самолет	Тип	Введение	MTOW	Площадь крыла	кг / м	фунт / кв.фут
Бабочка Монарх	Животное	Кайнозойское			0,168	0,034
птицы	животные	мел			1–20	0,20–4,10
верхний критический предел полета птиц	животное				25	5.1
Ozone Buzz Z3 MS	Paraglider	2010	75–95 кг (165–209 фунтов)	25,8 м (278 квадратных футов)	2,9–3,7	0,59–0,76
Wills Wing Sport 2 155	Дельтаплан	2004	94,8–139,8 кг (209–308 фунтов)	14,4 м (155 кв. Футов)	6,6–9,7	1,4–2,0
верхний предел	Планер Microlift	2008	220 кг (490 фунтов) макс.	12,2 м (131 кв. Фут) мин.	18	3,7
Правила CAA (Великобритания)	сверхлегкий предел нагрузки на крыло	2008	450 кг (990 фунтов) макс.	мин. 18 м (190 кв. Футов)	25	5,1
Schleicher ASW 22	Планер	1981	850 кг (1870 фунтов)	16,7 м (180 квадратных футов)	50,9	10,4
Piper Warrior	Авиация общего назначения	1960	1055 кг (2326 фунтов)	15,14 м (163,0 кв. Фута)	69,7	14,3
Beechcraft Baron	двухмоторный авиалайнер общего назначения	1960	2313 кг (5099 фунтов)	18,5 м (199 квадратных футов)	125	26
Supermarine Spitfire	Истребитель (ВОВ)	1938	3039 кг (6700 фунтов)	22,48 м (242,0 кв. Фута)	135	28
Beechcraft Авиалайнер	Авиалайнер (пригородный)	1968	4727 кг (10421 фунт)	25,99 м (279,8 кв. Футов)	182	37
Learjet 31	Business Jet	1990	7 031 кг (15 501 фунта)	24,57 м (264,5 кв. Фута)	286	59
Микоян МиГ-23	Истребитель (с изменяемой геометрией )	1970	17 800 кг (39 200 фунтов)	34,16–37,35 м (367,7–402,0 кв. футов)	477–521	98–107
General Dynamics F-16	Истребитель (многоцелевой)	1978	19 200 кг (42 300 фунтов)	27,87 м (300,0 кв. Футов))	688,9	141,1
Fokker F27	Авиалайнер (турбовинтовой )	1958	19,773 кг (43,592 фунта)	70 м (750 кв. Футов)	282	58
McDonnell Douglas F-15 Eagle	Истребитель (превосходство в воздухе)	1976	30,845 кг (68 002 фунта)	56,5 м (608 кв. футов)	546	112
Fokker F28 Fellowship	Авиалайнер (региональный самолет)	1969	33000 кг (73000 фунтов)	78,97 м (850,0 кв. Футов)	418	86
Boeing 737-300	Авиалайнер (Узкофюзеляжный )	1984	62,820 кг (138,490 фунтов)	91,04 м (979,9 кв. Фута)	690	140
Boeing 737-900	Авиалайнер (узкофюзеляжный)	2001	84139 кг (185 495 фунтов)	124,6 м (1341 кв. Футов))	675	138
Boeing 767	Авиалайнер (Широкофюзеляжный )	1982	142,882 кг (315 001 фунт)	283,3 м (3049 квадратных футов)	5 04	103
Concorde	Авиалайнер (сверхзвуковой)	1976	187000 кг (412000 фунтов)	358,2 м (3856 кв. Футов)	522	107
Rockwell B-1B Lancer	Бомбардировщик (с изменяемой геометрией)	1983	148000 кг (326000 фунтов)	181,2 м (1950 кв. Футов)	818	168
Boeing 777	Авиалайнер (широкофюзеляжный)	1995	247 200 кг (545 000 фунтов)	427,8 м (4 605 кв. Футов)	578	118
Boeing 747	Авиалайнер (широкий- кузов)	1970	333000 кг (734000 фунтов)	511 м (5500 квадратных футов)	652	134
Airbus A380	авиалайнер (широкофюзеляжный)	2007	575000 кг (1268000 фунтов)	845 м (9100 квадратных футов)	680	140

Влияние на летно-технические характеристики

Нагрузка на крыло - полезная мера 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 взлетную и посадочную скорости

Подъемная сила L на крыле области A, движущемся с истинной воздушной скоростью v, определяется как

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

, 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 . При взлете или в устойчивом 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 или кг / м, а не сила / площадь) и g ускорение свободного падения, это уравнение дает скорость v через

v 2 = 2 g WS ρ CL {\ displaystyle \ textstyle v ^ {2} = { \ frac {2gW_ {S}} {\ rho C_ {L}}}}

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

Как следствие, самолет с таким же C L на взлете в тех же атмосферных условиях будет иметь взлетную скорость, пропорциональную $WS {\ displaystyle \ scriptstyle {\ sqrt {W_ {S}}}}$ $\ scriptstyle {\ sqrt {W_ {S}}}$ . 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 $150 1,4 {\ displaystyle \ scriptstyle 150 {\ sqrt {1.4}}}$ ${\ displaystyle \ scriptstyle 150 {\ sqrt {1.4}}}$ = 177 миль / ч.

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 дельтаплана, хотя им может помочь спуск с горы. Для всего этого критическим является низкий W S, тогда как воробьиные и живущие на утесах птицы могут взлетать с более высокой нагрузкой на крыло.

Влияние на характеристики разворота

Для поворота самолет должен катиться в направлении разворота, 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 использования отклонения подъемника вверх, что увеличивает сопротивление. Поворот можно описать как «набор высоты по кругу» (подъемная сила крыла направлена на разворот самолета), поэтому увеличение угла атаки крыла создает еще большее сопротивление. Чем меньше угол поворота с радиусом, тем сильнее сопротивление; 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 перегрузочная сила, приложенная к летательному аппарату, что приводит к увеличению нагрузки на крыло, а также к скорости сваливания. Этот эффект также проявляется во время маневров на уровне качки.

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

Поскольку сваливание происходит из-за нагрузки на крыло и максимального коэффициента подъемной силы на данной высоте и скорость, 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) может достигать конструктивного предела 7,33 г на высоте до 15000 футов (4600 м), а затем снижаться до 2,3 г на высоте 40000 футов (12000 футов). м). При нагрузке на крыло 100 фунтов / кв. Фут (490 кг / м) коэффициент нагрузки вдвое меньше и едва достигает 1g на высоте 40000 футов.

Самолеты с низкими нагрузками на крыло, как правило, имеют более высокие характеристики продолжительного разворота, поскольку они может генерировать большую подъемную силу для данного количества 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 F-104 Starfighter, у которого очень маленькое крыло и высокая нагрузка на крыло 723 кг / м (148 фунтов / кв. Фут).

На противоположном конце спектра находился большой Convair B-36 : его большие крылья обеспечивали низкую нагрузку на крыло 269 кг / м (55 фунтов / кв. Фут), которая могла он выдерживает более крутые повороты на большой высоте, чем современные реактивные истребители, в то время как чуть более поздний Hawker Hunter имел аналогичную нагрузку на крыло 344 кг / м (70 фунтов / кв. фут). Прототип авиалайнера Boeing 367-80 мог катиться на малых высотах с нагрузкой на крыло 387 кг / м (79 фунтов / кв.фут) при максимальной массе.

Как и любое тело в круговом движении, самолет, который является быстрым и достаточно сильным, чтобы поддерживать горизонтальный полет со скоростью v в круге радиуса R, ускоряется к центру в $v 2 R {\ displaystyle \ scriptstyle {\ frac {v ^ {2}} {R}}}$ $\ scriptstyle {\ frac {v ^ {2}} {R}}$ . Это ускорение вызвано направленным внутрь горизонтальным компонентом подъемной силы, $L sin θ {\ displaystyle \ scriptstyle Lsin \ theta}$ $\ scriptstyle Lsin \ theta$ , где $θ {\ displaystyle \ theta}$ $\ theta$ - угол крена. Тогда из второго закона Ньютона,

M v 2 R = L sin ⁡ θ = 1 2 v 2 ρ C L A sin ⁡ θ. {\ displaystyle \ textstyle {\ frac {Mv ^ {2}} {R}} = L \ sin \ theta = {\ frac {1} {2}} v ^ {2} \ rho C_ {L} A \ sin \ theta.}

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

Решение для R дает

R = 2 Вт s ρ CL sin ⁡ θ. {\ displaystyle \ textstyle R = {\ frac {2Ws} {\ rho C_ {L} \ sin \ theta}}.}

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

Чем меньше нагрузка на крыло, тем круче поворот.

Планерам, предназначенным для использования в условиях термиков, 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 устойчивость

Нагрузка на крыло также влияет на реакцию на порывы, 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 высокоскоростного полета на малых высотах (например, для быстрого бомбометания на малых высотах в штурмовике ) предпочтительнее небольшое, тонкое, сильно нагруженное крыло: часто используются самолеты с низкой загрузкой крыла. при условии грубой, суровой езды в этом 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), в то время как большинство самолетов треугольного крыла (например, Dassault Mirage III, для которого W S = 387 кг / м), как правило, имеют большие крылья и низкие нагрузки на крыло.

Количественно, если порыв ветра создает восходящее давление G (скажем, в Н / м) на воздушном судне массы M, восходящее ускорение a будет, согласно второму закону Ньютона, будет определяться как

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

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

уменьшается с нагрузкой на крыло.

Эффект развития

Еще одна сложность с нагрузкой на крыло заключается 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

Современные планеры часто используют водяной балласт в крыльях, чтобы увеличить нагрузку на крыло, когда условия парения сильные. Увеличивая нагрузку на крыло, можно увеличить среднюю скорость, достигаемую по всей стране, чтобы использовать преимущества сильных термиков. При более высокой нагрузке на крыло заданное аэродинамическое сопротивление достигается при более высокой воздушной скорости , 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 для максимальной скорости полета планера по пересеченной местности в соревнованиях по планеру.

Соображения по конструкции

Подъем фюзеляжа

F-15E Strike Eagle имеет большую относительно малонагруженную крыло

Смешанная конструкция крыла и фюзеляжа, подобная той, что используется на 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 с изменяемой стреловидностью

В самолетах, таких как Grumman F-14 Tomcat и Panavia Tornado, используется крыло с изменяемой стреловидностью. 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.

закрылки Фаулера

Как и все закрылки самолетов, закрылки Фаулера увеличивают развал и, следовательно, C L, снижая посадочную скорость. Они также увеличивают площадь крыла, уменьшая нагрузку на крыло, что еще больше снижает скорость посадки.

См. Также

Литература

Примечания

Библиография

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

Примечания

Внешние ссылки

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