翼面荷重

面積Aの翼が真対気速度vで移動する場合の揚力Lは次のように与えられる。 $${\displaystyle L={\tfrac {1}{2}}\rho v^{2}AC_{L},}$$ ここで、ρは空気の密度、C _Lは揚力係数です。揚力係数は、翼の断面形状と迎角に依存する無次元数です。^{[ 12 ]}定常飛行では、上昇も下降もしていないため、揚力と重量は等しくなります。L / A = Mg / A = W S g で、Mは航空機の質量、W _S = M / A は翼_面荷重(質量/面積単位、つまり lb/ft ²または kg/m ²であり、力 / 面積ではありません)、g は重力加速度です。この式は、速度v を次のように与えます。 ^{[ 13 ]}$${\displaystyle v^{2}={\frac {2gW_{S}}{\rho C_{L}}}.}$$その結果、同じ大気条件下で離陸時のCL が同じ航空機は_、離陸速度が${\displaystyle {\sqrt {W_{S}}}}$したがって、航空機の翼面積が10%増加し、他の条件が何も変わらない場合、離陸速度は約5%低下します。同様に、時速150 マイルで離陸するように設計された航空機が開発中に重量が40%増加すると、離陸速度は増加します。${\displaystyle 150{\sqrt {1.4}}}$約177mph  。

陸上や水上での離陸速度を得るために、筋力に頼る鳥もいる。地上営巣鳥や水鳥は、離陸前に離陸速度まで走ったり漕いだりできなければならない。ハンググライダーのパイロットも同様だが、下り坂を助走することで離陸を補助できる場合もある。これらの鳥類にとって、低い翼面荷重（ W _S）は不可欠だが、スズメ目鳥類や崖に生息する鳥類は、より高い翼面荷重でも離陸できる。

旋回するには、航空機は旋回方向にロールし、バンク角を大きくする必要があります。旋回飛行では、翼の揚力成分が重力に逆らって低下するため、降下が発生します。これを補うために、エレベーターを上方に偏向させて迎角を大きくすることで揚力を増加させる必要がありますが、これにより抗力が増加します。旋回は「円を描いて上昇する」と表現できます（翼の揚力が航空機の旋回に転用されるため）。そのため、翼の迎角が増加すると、さらに抗力が増加します。旋回半径が小さくなるほど、発生する抗力は大きくなります。そのため、抗力を克服するために推力を追加する必要があります。特定の航空機設計で可能な最大旋回率は、翼のサイズと使用可能なエンジン出力によって制限されます。航空機が達成および維持できる最大旋回は、持続旋回性能です。バンク角が増加すると、航空機に加わるGフォースも増加し、翼面荷重と失速速度が増加する効果があります。この効果は、水平ピッチング操作中にも発生します。^{[ 14 ]}

失速は、特定の高度と速度における翼面荷重と最大揚力係数によって発生するため、最大荷重係数によって旋回半径が制限されます。 マッハ0.85、揚力係数0.7の場合、翼面荷重50 lb/sq ft (240 kg/m ² )は、 15,000 フィート (4,600 m)まで構造限界7.33 gに達し、その後、40,000 フィート (12,000 m)で2.3 gまで減少します。翼面荷重100 lb/sq ft (490 kg/m ² )の場合、荷重係数は半分になり、40,000フィート (12,000 m)でかろうじて1 gに達します。^{[ 15 ]}          

翼面荷重の低い航空機は、一定のエンジン推力でより多くの揚力を発生できるため、持続旋回性能が優れている傾向があります。抗力によって対気速度が著しく低下する前に航空機が達成できる瞬間的なバンク角は、瞬間旋回性能として知られています。翼が小さく翼面荷重が高い航空機は、瞬間旋回性能は優れているかもしれませんが、持続旋回性能は劣ります。つまり、操縦入力に素早く反応しますが、タイトな旋回を維持する能力は限られています。典型的な例は、非常に小さな翼と723 kg/m ² (148 lb/sq ft)の高い翼面荷重を持つF-104スターファイターです。   

その対極にあったのが大型のコンベアB-36だった。その大きな翼のおかげで翼面荷重は269 kg/m ² (55 lb/sq ft)と低く、同時代のジェット戦闘機よりも高高度でタイトな旋回が可能だった。少し後に登場したホーカー・ハンターも同様に翼面荷重が344 kg/m ² (70 lb/sq ft)だった。ボーイング367-80旅客機の試作機は、最大重量時でも翼面荷重が387 kg/m ² (79 lb/sq ft)で低高度でのロールが可能だった。         

円運動するあらゆる物体と同様に、半径Rの円内で速度vで水平飛行を維持できるほど速くて強い航空機は、中心に向かって加速します。${\displaystyle v^{2}/R}$この加速は、リフトの内向き水平成分によって引き起こされます。${\displaystyle Lsin\theta }$、 どこ${\displaystyle \theta }$は傾斜角です。ニュートンの第二法則から、 $${\displaystyle {\frac {Mv^{2}}{R}}=L\sin \theta ={\frac {1}{2}}v^{2}\rho C_{L}A\sin \theta .}$$R について解くと $${\displaystyle R={\frac {2Ws}{\rho C_{L}\sin \theta }}.}$$ 翼面荷重が低いほど、旋回はよりタイトになる。

上昇気流を利用するグライダーは、上昇気流の中に留まるために旋回半径が小さくなければならず、これは滑空する鳥にも当てはまる。例えば、飛行中に昆虫を捕らえる鳥など、他の鳥も高い機動性を必要とする。そして、いずれの鳥も翼面荷重が低い必要がある。

翼面荷重は突風応答にも影響します。突風応答とは、航空機が乱気流や空気密度の変化によってどの程度影響を受けるかを示すものです。翼が小さいほど突風が作用する面積が小さくなり、どちらも乗り心地を滑らかにする効果があります。高速低空飛行（攻撃機による高速低空爆撃など）では、小さく薄く、翼面荷重の高い翼が好まれます。翼面荷重の低い航空機は、このような飛行モードではしばしば荒々しく、過酷な乗り心地になります。F -15E ストライクイーグルの翼面荷重は650 kg/m ² (130 lb/sq ft)（胴体の有効面積への寄与を除く）ですが、ほとんどのデルタ翼機（ダッソー ミラージュ IIIなど、W _S = 387 kg/m ²）は翼が大きく、翼面荷重が低い傾向があります。    

定量的に言えば、突風が質量Mの航空機にG (N/m ^{2単位) の上向き圧力を発生させる場合、}ニュートンの第二法則により、上向き加速度aは次のように表される。 $${\displaystyle a={\frac {GA}{M}}={\frac {G}{W_{S}}},}$$ 翼面荷重の増加に伴い減少する。

翼面荷重に関するもう一つの複雑な点は、既存の航空機設計の翼面積を大幅に変更することが難しいことである（ただし、小幅な改善は可能である）。航空機は開発が進むにつれて「重量増加」、つまり航空機の運用質量を大幅に増加させる装備や機能の追加に陥りやすい。当初の設計では翼面荷重が中程度の航空機でも、新しい装備が追加されると翼面荷重が非常に高くなる可能性がある。エンジンを交換したり、推力を向上させることは可能だが、翼面荷重の増加によって生じる旋回性能や離陸性能への影響は、そう簡単には解消されない。

現代のグライダーは、上昇気流が強い時に翼面荷重を増やすため、翼内に搭載された水バラストをよく使用します。翼面荷重を増やすことで、強い上昇気流を有効活用し、飛行中の平均速度を上げることができます。翼面荷重が高いほど、同じ揚抗比をより高い対気速度で達成できるため、飛行中の平均速度を速めることができます。バラストは、上昇気流が弱まった時や着陸前に機外に投棄することができます。

ジェネラル・ダイナミクスF-16ファイティングファルコンやミコヤンMiG-29フルクラムに見られるような、翼と胴体を一体化した設計は、翼面荷重の低減に役立ちます。このような設計では、胴体が空力揚力を発生させるため、高い性能を維持しながら翼面荷重を改善できます。

グラマンF-14トムキャットやパナビア・トーネードのような航空機は可変後退翼を採用している。飛行中に翼面積が変化すると、翼面荷重も変化する（ただし、これが唯一の利点ではない）。翼が前方位置にあるときは、離陸および着陸性能が大幅に向上する。^{[ 16 ]}

すべての航空機のフラップと同様に、ファウラーフラップはキャンバーを増加させ、それによって揚力係数の最大値（C _Lmax）を増加させ、着陸速度を低下させます。また、翼面積を増加させ、翼面荷重を減少させることで、着陸速度をさらに低下させます。^{[ 17 ]}

特定のフラップなどの高揚力装置を使用すると、高揚力装置のない大型翼を使用した別の設計と比較して、同等の着陸速度を達成するために、より小型の翼を使用するオプションが設計に含まれます。このようなオプションにより、設計における翼面荷重を高くすることができます。これにより、巡航速度の向上や高速低高度飛行時の揺れの軽減（後者の機能は近接航空支援機の役割において非常に重要です）などの有益な特性が得られる可能性があります。たとえば、ロッキードのスターファイターは、内部ブローフラップを使用して高翼面荷重設計（723 kg/m ^{2 ）を実現しており、ミラージュ2000やミラージュIII（387 m 2} ）のような低翼面荷重デルタ設計と比較して、フルスロットル速度での低高度飛行がはるかにスムーズになります。比較的高い翼面荷重689 m ²を持つF-16は、高迎角での翼の揚力を増加させるために前縁延長部を使用しています。

• アンダーソン、ジョン・D・ジュニア（1999）。航空機の性能と設計。ケンブリッジ：WCB/マグロウヒル。ISBN 0-07-116010-8。
• スピック、マイク（1986）。ジェット戦闘機の性能―朝鮮戦争からベトナム戦争まで。ウィスコンシン州オセオラ：モーターブックス・インターナショナル。ISBN 0-7110-1582-1。