揚力と揚力係数
航空機は空気中を素早く移動することによって揚力を発生させます。 車のThewingsにaerofoilによって形づけられる横断面がある。 Aerofoilとのgivenflowの速度のためにtheoncoming気流に迎え角で置かれて、上部およびlowerwing表面間の圧力相違は作成される。 上部には高圧領域と非常に低い圧力領域があります。 これらの圧力力の差は、翼に揚力を生じさせる。 上昇のproducedwillはaircaftのサイズに比例しています;itsvelocityの正方形;周囲の空気の密度およびattackofの角度オン来る流れへの翼。
問題を簡単にするために、揚力は通常、非次元係数として測定されます。
通常の操作範囲では、車両の迎え角による揚力係数の変化はほぼ線形になります。
ここで、
揚力係数は、翼の流れが停止し、揚力が減少する最大値まで増加する。
揚力曲線勾配と最大揚力係数の値は、翼の形状、そのねじれ分布、使用される翼断面の種類、フラップの構成、最も重要なのは、後進翼先端の渦によって翼に誘起されるダウンウォッシュ流の量によって影響される。
ストレート、中程度から高アスペクト比の簡単な近似は、次の結果を与える楕円形のスパン単位の負荷分布を仮定することです。
ここで、a0は2D sectionlift曲線の傾きの結果であり、eは翼平面形のefficiencyfactorです。 多くの場合、2次元部リフト曲線の傾斜$a_0≈2π$り照の効率化係数$e≈1$ように簡単な近似
計算ゼロの角度リフト係数$C_{L0}$又はゼロにリフト角$α_0$ができると仮定して、ゼロにリフトの角度における航空機equalstheゼロリフトの角度の2次元駆節調整のためのwingincidenceます。 ゼロ上昇の角度のような第2セクション特性は薄いaerofoiltheoryまたはpanelmethodの分析のようなmethodsuchを使用してaerofoilの幾何学の分析から計算されるcanbe。 大まかな近似では、セクションのゼロliftangleは-3oと-1.5oの間にあるということです。
最大揚力係数の計算は、再び二次元のセクション値にほぼ等しい 典型的なaerofoilとwing CL対αグラフを以下の図に示します。 この断面を用いた二次元断面とアナスペクト比7矩形翼の結果を示した。
sweptwings、複雑な先を細くすることが付いている翼または折り返しが付いている翼のために、よりaccuratecalculationはliftingline理論かvortexlattice方法を使用して引き受けられる必要がある。＜1674＞＜2974＞最小飛行速度＜5170＞＜1546＞典型的な揚力係数グラフから、航空機には最大揚力係数（CL（max））が存在することがわかります。 これにより、飛行の絶対的な下限速度が設定されます。 航空機がこの最低速度以下で水平飛行を試みた場合、必要な揚力係数は利用可能な最大値を超え、thusliftは重量よりも小さくなり、航空機は落下し始める。
最大揚力係数を超える迎え角を使用すると、翼の流れが分離し、航空機が失速する。 したがって、航空機が最大揚力係数である最小速度は失速速度と呼ばれる。
この速度で平衡方程式を適用することにより、stall条件を計算することができます。したがって、失速速度は
