Løft Og Løft Koeffisient
flyet genererer heis ved å bevege seg raskt gjennom luften. Thewings av kjøretøyet har aerofoil formet tverrsnitt. For en gitt strømningshastighet med aerofoil satt i en angrepsvinkel mot innkommende luftstrøm, vil det oppstå en trykkforskjell mellom øvre og nedre flater. Det vil være et høytrykksregionunderneath og et svært lavt trykkområde på toppen. Forskjellen idisse trykkkreftene skaper løft på vingen. Heisen produsert vil være proporsjonal med størrelsen på flyet; kvadratet av dens hastighet; tettheten av omgivende luft og vinkelen av angrepav vingen til kommende strømning.
for å forenkle problemet måles lift typisk som anonym koeffisient.
i det normale operasjonsområdet vil variasjonen av løftekoeffisientenmed angrepsvinkelen til kjøretøyet være omtrent lineær,
hvor
Løftekoeffisienten øker opp til en maksimumsverdi, hvorved vingestrømmen og heisen reduseres.
verdiene av løftekurven gradient og maksimal løft coefficientare berørt av formen på vingen, dens vri distribusjon, thetype aerofoil delen brukes, klaffen konfigurasjon og mostimportantly av mengden av ned-vask flyt indusert på vingen av etterfølgende vingespissen vorticies.
en enkel tilnærming for rette, moderate til høye sideforhold er å anta en elliptisk spenningsmessig belastningsfordeling som gir følgende resultat,
hvor a0 er 2d-seksjonenløft kurvehelling resultat og e er wing planform efficiencyfactor. I mange tilfeller er 2d-delen løftekurvehelling $a_0≈2π$ per radian og effektivitetsfaktoren $e≈1$ slik at en enkel tilnærming er
Beregning av nullvinkelløftkoeffisient $C_{L0} $ eller null løftevinkel $④_0$ kan gjøres ved å anta at nullløftvinkelen for flyet er lik nullløftvinkelen TIL 2d aerofoil-delen justert for vingeinnstillingen. 2d-seksjonsegenskaper som null løftevinkel kan beregnes ut fra analyse av aerofoil geometri ved hjelp av en metode som tynn-aerofoiltheory eller panelmethod analyse. En grov tilnærming er at null liftangle for seksjonen ligger mellom-3o og -1,5 o.
Beregning av maksimal løftekoeffisient kan igjen ta somomtrent lik den todimensjonale seksjonsverdien. En typisk aerofoil og wing CL versus α graf er vist i den etterfølgende Figuren. Resultater for den todimensjonale delen og anaspect ratio 7 rektangulær vinge ved hjelp av denne delen er vist.
for sweptwings, vinger med komplekse konisk eller vinger med klaffer, en mer accuratecalkulation må foretas ved hjelp av enten liftingline teori eller vortexlattice metoden.
Minimum Flyhastighet
fra den typiske løftekoeffisientgrafen kan det ses atdet finnes en maksimal løftekoeffisient(CL (max) ) forflyet. Dette setter absolutt lavere fartsgrense for fly. Hvis flyet forsøker nivåflyvning under denne minimumshastigheten, vil den nødvendige heiskoeffisienten overstige den maksimale tilgjengelige, thuslift ville være mindre enn vekt og flyet ville begynne å falle.
Ved hjelp av angrepsvinkler som overskrider maksimal løftekoeffisientforårsaker vingestrømmen å skille og flyet til stall. Så, denminimum hastighet hvor flyet er en maksimal løftekoeffisient erkalt stallhastigheten.
ved å bruke likevektsligningen ved denne hastigheten, kan stallforholdene beregnes.
så stallhastigheten vil være
