koeficient zdvihu a zdvihu
Letadlo generuje zdvih rychlým pohybem vzduchem. Křídla vozidla mají průřezy ve tvaru aerofoilu. Pro givenflow rychlost s aerofoil nastavit v úhlu útoku na theoncoming proudu vzduchu, rozdílu tlaků mezi horní a lowerwing ploch bude vytvořen. Nahoře bude oblast vysokého tlaku a oblast velmi nízkého tlaku. Rozdíl v těchto tlakových silách vytváří vztlak na křídle. Vyrobený výtah bude úměrný velikosti aircaftu; jeho čtverci; hustotě okolního vzduchu a úhlu náběhu křídla na přicházející proud.
pro zjednodušení problému se výtah obvykle měří jako anon-dimenzionální koeficient.
V normálním rozmezí operací variace výtah coefficentwith úhel útoku vozidla bude přibližně lineární,
kde
Zvedněte koeficient se zvyšuje až na maximální hodnotu, při které pointthe křídlo tok stánky a výtah snižuje.
hodnoty výtah křivky gradientu a maximální zdvih coefficientare způsoben tvarem křídla, jeho twist distribuce, thetype z aerofoil oddíl používá, klapka konfigurace a co nejvícedůležitější o částku dolů-mytí tok indukované na křídle, které koncové křídlo tip vorticies.
jednoduchý aproximační pro rovné, středně vysoká aspekt ratiowings se předpokládat, eliptické span-moudrý rozložení zatížení whichgives následující výsledek,
kde a0 je 2D sectionlift křivka sklon výsledek a e je křídlo ploch efficiencyfactor. V mnoha případech 2D sekce lift křivka sklon $a_0≈2π$ za radian a faktor efektivity $e≈1$ tak, že jednoduché aproximace je
Výpočet nulového úhlu výtah koeficient $C_{0}$ nebo žádné zvednout úhel $α_0$ může být provedeno za předpokladu, že žádné zvednout úhel pro letadla equalsthe žádné zvednout úhel 2D aerofoil část upravena pro wingincidence nastavení. 2D řez vlastnosti jako žádné zvednout úhel lze vypočítat z analýzy aerofoil geometrie pomocí methodsuch jako tenké-aerofoiltheory nebo panelmethod analýzy. Na hrubý odhad je, že žádné liftangle pro úsek leží mezi -3o a -1,5 o.
Výpočet maximální zdvih koeficient může být znovu vzít asapproximately rovná dvourozměrný bod hodnotu. Na následujícím obrázku je znázorněn typický aerofólový a křídlový CL versus α graf. Výsledky pro dvourozměrný řez a anaspect ratio 7 obdélníkové křídlo pomocí této sekce jsou uvedeny.
u výkyvů, křídel se složitým zúžením nebo křídel s klapkami je třeba provést přesnější výpočet pomocí teorie liftingline nebo metody vortexlattice.
minimální rychlost letu
z grafu typického koeficientu zdvihu je vidět, že pro letadlo existuje maximální koeficient zdvihu ( CL(max)). Tím se nastaví absolutní nižší rychlostní limit pro let. Pokud letadel pokusy letová hladina pod tuto minimální rychlost pak therequired výtah koeficient by překročit maximální dostupné, thuslift by být menší než hmotnost a letadlo začne padat.
použití úhlů útoku, které překračují maximální koeficient zdvihu, způsobuje oddělení toku křídla a zastavení letadla. Takže, minimální rychlost, kde je letadlo maximálním koeficientem zdvihu, se nazývá rychlost stání.
použitím rovnovážné rovnice při této rychlosti lze vypočítat stallconditions.
takže pádová rychlost bude
