løft og Løftekoefficient
flyet genererer løft ved at bevæge sig hurtigt gennem luften. Køretøjets vinger har aerofoilformede tværsnit. For en given strømningshastighed med aerofoil indstillet i en angrebsvinkel til den kommende luftstrøm, der oprettes en trykforskel mellem øvre og nedre vingeflader. Der vil være en højtryksregionunderneath og en meget lavtryksregion på toppen. Forskellen iDisse trykkræfter skaber løft på vingen. Den producerede elevator vil være proportional med flyets størrelse; kvadratet af dens hastighed; den omgivende lufts tæthed og vingenes angrebsvinkel til den kommende strømning.
for at forenkle problemet måles lift typisk som en ikke-dimensionel koefficient.
i det normale driftsområde variationen af løftekoefficientmed angrebsvinkel af køretøjet vil være omtrent lineær,
hvor
Løftekoefficienten stiger op til en maksimal værdi, på hvilken punktetvingestrømmen boder og løfter reduceres.
værdierne for løftekurvegradienten og den maksimale løftekoefficient påvirkes af formen på vingen, dens vridningsfordeling, den anvendte aerofoilsektion, flapkonfigurationen og mest væsentligt af den mængde nedvaskningsstrøm, der induceres på vingen af de bageste vingespidshvirvler.
en simpel tilnærmelse til lige, moderate til høje aspektforhold er at antage en elliptisk spændvidde belastningsfordeling, som giver følgende resultat,
hvor a0 er 2D-sektionsliftkurvens hældningsresultat, og e er vingeplanformens effektivitetsfaktor. I mange tilfælde 2D sektion lift curve hældning $a_0 liter 2 liter$ pr radian og effektivitetsfaktoren $ e liter 1$ så en simpel tilnærmelse er
beregning af nulvinkelløftningskoefficient $C_{L0} $ eller nulløftningsvinkel $kris_0$ kan udføres ved at antage, at nulløftningsvinklen for flyet svarer til nulløftningsvinklen for 2D aerofoil-sektionen justeret for vingefaldsindstillingen. 2D sektionsegenskaber såsom nul løftevinkel kanberegnes ud fra analyse af aerofoil geometri ved hjælp af en metodesåsom tynd-aerofoilteori eller panelmetodeanalyse. En grov tilnærmelse er, at nul løftevinkel for sektionen ligger mellem – 3o og -1,5 o.
beregning af maksimal løftekoefficient kan igen tages somcirka lig med den todimensionelle sektionsværdi. En typiskaerofoil og vinge CL versus lp graf er vist i den følgende figur. Resultater for den todimensionale sektion og anaspect ratio 7 rektangulær vinge ved hjælp af dette afsnit vises.
for svingninger, vinger med kompleks konisk eller vinger med klapper skal der foretages en mere præcis beregning ved hjælp af enten løftelinjeteori eller hvirvelgittermetoden.
minimum flyvehastighed
fra grafen den typiske løftekoefficient kan det ses, at der findes en maksimal løftekoefficient ( CL(maks) ) for flyet. Dette indstiller den absolutte nedre hastighedsgrænse for flyvning. Hvis flyet forsøger niveauflyvning under denne minimumshastighed, vil den krævede løftekoefficient overstige det maksimale tilgængelige, så liften vil være mindre end vægten, og flyet vil begynde at falde.
brug af angrebsvinkler, der overstiger den maksimale løftekoefficientforårsager, at vingestrømmen adskilles, og flyet går i stå. Så denmindste hastighed, hvor flyet er en maksimal løftekoefficient, kaldes stallhastigheden.
ved at anvende ligevægtsligningen ved denne hastighed kan stallbetingelserne beregnes.
så stallhastighed vil være
