Auftrieb und Auftriebskoeffizient
Das Flugzeug erzeugt Auftrieb, indem es sich schnell durch die Luft bewegt. Die Flügel des Fahrzeugs haben flügelförmige Querschnitte. Für eine gegebene Strömungsgeschwindigkeit, bei der das Flügelblatt in einem Anstellwinkel zum entgegenkommenden Luftstrom eingestellt ist, wird eine Druckdifferenz zwischen der oberen und der unteren Flügelfläche erzeugt. Es wird einen Hochdruckbereich unten und einen sehr Niederdruckbereich oben geben. Der Unterschied zwischen diesen Druckkräften erzeugt Auftrieb auf dem Flügel. Der erzeugte Auftrieb ist proportional zur Größe des Flugzeugs; das Quadrat seiner Geschwindigkeit; die Dichte der Umgebungsluft und der Angriffswinkel des Flügels auf die kommende Strömung.
Zur Vereinfachung des Problems wird der Auftrieb typischerweise als eindimensionaler Koeffizient gemessen.
Im normalen Betriebsbereich die Variation des Auftriebskoeffizientemit Anstellwinkel des Fahrzeugs wird ungefähr linear sein,
wobei
Der Auftriebskoeffizient steigt bis zu einem Maximalwert an, an dem der Flügelfluss zum Stillstand kommt und der Auftrieb abnimmt.
Die Werte des Auftriebskurvengradienten und des maximalen Auftriebskoeffizienten werden durch die Form des Flügels, seine Drallverteilung, die Art des verwendeten Tragflächenabschnitts, die Klappenkonfiguration und vor allem durch die Menge der durch die nachlaufenden Flügelspitzenwirbel auf den Flügel induzierten Abwärtsströmung beeinflusst.
Eine einfache Näherung für gerade, mittlere bis hohe Aspektverhältnisse ist die Annahme einer elliptischen Spannweiten-Lastverteilung, die folgendes Ergebnis liefert,
wobei a0 das Ergebnis der 2D-Schnitthebekurve und e der Flügelplanform-Effizienzfaktor ist. In vielen Fällen ist die 2D-Schnitt-Hubkurve Steigung $a_0≈2π $ pro Bogenmaß und der Wirkungsgrad $e≈1 $, so dass eine einfache Annäherung ist
Die Berechnung des Nullwinkel-Auftriebskoeffizienten $ C_ {L0} $ oder des Null-Auftriebswinkels $ α_0 $ kann erfolgen, indem angenommen wird, dass der Null-Auftriebswinkel für das Flugzeug dem Null-Auftriebswinkel des 2D-Tragflächenabschnitts entspricht, der für die Wingincidence-Einstellung angepasst wurde. 2D-Schnitteigenschaften wie der Null-Auftriebswinkel können aus der Analyse der Tragflächengeometrie mit einer Methode wie der Dünnflügeltheorie oder der Panelmethodenanalyse berechnet werden. Eine grobe Näherung ist, dass der Null-Hubwinkel für den Abschnitt zwischen -3o und -1,5o liegt.
Die Berechnung des maximalen Hubkoeffizienten kann wiederum als ungefähr gleich dem zweidimensionalen Schnittwert angesehen werden. Ein typisches aerofoil und Flügel CL gegen α Diagramm wird in thefollowing Abbildung gezeigt. Ergebnisse für den zweidimensionalen Schnitt und anaspect ratio 7 rechteckigen Flügel mit diesem Abschnitt werden gezeigt.
Für Sweptwings, Flügel mit komplexer Verjüngung oder Flügel mit Klappen muss eine genauere Berechnung entweder mit der Liftingline-Theorie oder der Vortexlattice-Methode durchgeführt werden.
Minimale Fluggeschwindigkeit
Aus dem Diagramm des typischen Auftriebskoeffizienten geht hervor, dass für das Flugzeug ein maximaler Auftriebskoeffizient (CL (max)) besteht. Dies setzt die absolute untere Geschwindigkeitsbegrenzung für den Flug. Ifthe Flugzeugversuche ebener Flug unterhalb dieser minimalen Geschwindigkeit dann therequired Auftriebskoeffizient würde das Maximum übersteigen, das verfügbar ist, thuslift würde kleiner als Gewicht sein und das Flugzeug würde anfangen zu fallen.
Die Verwendung von Anstellwinkeln, die den maximalen Auftriebskoeffizienten überschreiten, bewirkt, dass sich der Flügelfluss trennt und das Flugzeug zum Stillstand kommt. Also, diedie Mindestgeschwindigkeit, bei der das Flugzeug ein maximaler Auftriebskoeffizient ist, wird als Stallgeschwindigkeit bezeichnet.
Durch Anwendung der Gleichgewichtsgleichung bei dieser Geschwindigkeit können die Stallbedingungen berechnet werden.
Die Stallgeschwindigkeit beträgt also
