Elevación y Coeficiente de elevación
La aeronave genera elevación moviéndose rápidamente por el aire. Las alas del vehículo tienen secciones transversales en forma de perfil aerodinámico. Para una velocidad de flujo dada con el perfil del aerodinámico ajustado en un ángulo de ataque a la corriente de aire que se aproxima, se creará una diferencia de presión entre las superficies de las alas superior e inferior. Habrá una región de alta presión debajo y una región de muy baja presión en la parte superior. La diferencia en estas fuerzas de presión crea elevación en el ala. El elevador producido será proporcional al tamaño de la aeronave, el cuadrado de su velocidad, la densidad del aire circundante y el ángulo de ataque del ala al flujo entrante.
Para simplificar el problema, la elevación se mide típicamente como un coeficiente no dimensional.
En el rango normal de operaciones, la variación del coeficiente de elevación con el ángulo de ataque del vehículo será aproximadamente lineal,
donde
El coeficiente de elevación aumenta hasta un valor máximo en el que el flujo del ala se detiene y la elevación se reduce.
Los valores del gradiente de la curva de elevación y el coeficiente de elevación máximo se determinan por la forma del ala, su distribución de torsión, el tipo de sección del ala utilizada, la configuración de la aleta y, sobre todo, por la cantidad de flujo de lavado descendente inducido en el ala por las vórtices de la punta del ala posterior.
Una aproximación simple para ratios de aspecto rectos, moderados a altos es asumir una distribución de carga elíptica en sentido amplio que da el siguiente resultado,
donde a0 es el resultado de la pendiente de la curva de elevación de la sección 2D y e es el factor de eficiencia de la forma en planta del ala. En muchos casos, la pendiente de la curva de elevación de sección 2D a a_0≈2π per por radián y el factor de eficiencia e e≈1 so de modo que una aproximación simple es
El cálculo del coeficiente de elevación de ángulo cero C C_{L0} angle o ángulo de elevación cero α α_0 can se puede hacer suponiendo que el ángulo de elevación cero para la aeronave iguala el ángulo de elevación cero de la sección 2D del perfil aerodinámico ajustado para el ajuste de la intensidad de ala. Las propiedades de la sección 2D, como el ángulo de elevación cero, se pueden calcular a partir del análisis de la geometría del perfil aerodinámico utilizando métodos como el análisis de la teoría del perfil aerodinámico fino o el método del panel. Una aproximación aproximada es que el ángulo de elevación cero para la sección se encuentra entre-3o y -1.5 o.
El cálculo del coeficiente de elevación máximo se puede tomar de nuevo como aproximadamente igual al valor de la sección bidimensional. En la siguiente figura se muestra un gráfico típico de ala y ala CL frente a α. Se muestran los resultados para la sección bidimensional y el ala rectangular anaspect ratio 7 utilizando esta sección.
Para alas de giro, alas con conicidad compleja o alas con aletas, es necesario realizar un cálculo más preciso utilizando la teoría de la línea de elevación o el método de vórtice.
Velocidad de vuelo mínima
Del gráfico del coeficiente de elevación típico, se puede ver que existe un coeficiente de elevación máximo (CL (max)) para la aeronave. Esto establece el límite de velocidad más bajo absoluto para el vuelo. Si el avión intenta un vuelo nivelado por debajo de esta velocidad mínima, entonces el coeficiente de elevación requerido excedería el máximo disponible, el levantamiento sería menor que el peso y el avión comenzaría a caer.
El uso de ángulos de ataque que exceden el coeficiente de elevación máximo provoca que el flujo del ala se separe y el avión se detenga. Por lo tanto, la velocidad mínima donde el avión es un coeficiente de elevación máximo se llama velocidad de pérdida.
Aplicando la ecuación de equilibrio a esta velocidad, se pueden calcular las condiciones de equilibrio.
así que la velocidad de pérdida será
