hef – en Hefcoëfficiënt
het vliegtuig genereert lift door snel door de lucht te bewegen. De vleugels van het voertuig hebben vleugels gevormde dwarsdoorsneden. Voor een gegeven stroomsnelheid waarbij de vleugels onder een aanvalshoek op de aankomende luchtstroom worden geplaatst, wordt een drukverschil tussen de bovenste en de onderste vleugeloppervlakken gecreëerd. Er zal een regio onder hoge druk zijn en een regio met zeer lage druk bovenop. Het verschil in deze drukkrachten zorgt voor lift op de vleugel. De geproduceerde lift zal evenredig zijn met de grootte van de luchtpas; het vierkant van zijn snelheid; de dichtheid van de omringende lucht en de hoek van aanval van de vleugel aan op-komende stroom.
om het probleem te vereenvoudigen, wordt lift meestal gemeten als anon-dimensionale coëfficiënt.
In het normale werkbereik zal de variatie van de lift-efficiëntie met de aanvalshoek van het voertuig ongeveer lineair zijn,
waarbij
Hefcoëfficiënt toeneemt tot een maximumwaarde waarbij de vleugelstroom vastloopt en de lift afneemt.
De waarden van de lift curve verloop en de maximale lift coefficientare verricht door de vorm van de vleugel, de twist distributie, hettyp van aerofoil sectie gebruikt, de flap configuratie en mostimportantly door het bedrag van down-wash stroom geïnduceerde op de vleugel door slepende vleugel tip vorticies.
een eenvoudige benadering voor rechte, matige tot hoge aspect ratiowings is het aannemen van een elliptische spanwijdte-wise belastingverdeling die het volgende resultaat geeft,
waarbij a0 het hellingsresultaat van de 2D-sectielift curve is en e de efficiëntiefactor van het vleugelplan is. In veel gevallen is het 2D gedeelte lift curve helling $a_0≈2π$ per radialen en de efficiency factor $e≈1$ dus dat een eenvoudige aanpassing is
Berekening van nul hoek lift coëfficiënt $C_{L0}$ of nul lift hoek $α_0$ kan gedaan worden door aan te nemen dat de nul lift hoek voor het vliegtuig equalsthe nul lift hoek van de 2D aerofoil sectie aangepast voor de wingincidence instelling. 2D sectie eigenschappen zoals nullift hoek kan worden berekend uit analyse van de aerofoil geometrie met behulp van een methodenzoals thin-aerofoiltheory of panelmethod analyse. Een ruwe benadering is dat de nullift voor de sectie tussen-3o en -1,5 o ligt.
berekening van de maximale liftcoëfficiënt kan opnieuw worden genomen als ongeveer gelijk aan de tweedimensionale sectiewaarde. In de volgende figuur wordt een typischetekenaar van olie en vleugel CL versus α getoond. De resultaten voor de tweedimensionale sectie en anaspect ratio 7 rechthoekige vleugel met behulp van deze sectie worden getoond.
voor sweptwings, vleugels met complexe conus of vleugels met flappen, moet een nauwkeurigere berekening worden uitgevoerd met behulp van ofwel liftingline theorie of de vortexlattice methode.
minimale vliegsnelheid
uit de grafiek van de typische liftcoëfficiënt kan worden afgeleid dat er een maximale liftcoëfficiënt ( CL(max) ) voor vliegtuigen bestaat. Dit stelt de absolute lagere snelheidslimiet voor de vlucht. Als het vliegtuig onder deze minimumsnelheid probeert te vliegen, dan zou de vereiste hefcoëfficiënt hoger zijn dan het beschikbare maximum, dan zou de lift minder zijn dan het gewicht en zou het vliegtuig beginnen te vallen.
bij gebruik van aanvalshoeken die de maximale liftcoëfficiënt overschrijden, wordt de vleugelstroom afgescheiden en wordt het luchtvaartuig stilgezet. De minimale snelheid waarbij het vliegtuig een maximale hefcoëfficiënt heeft, wordt de blokkeersnelheid genoemd.
door de evenwichtsvergelijking bij dit toerental toe te passen, kunnen de standcondities worden berekend.
dus stall speed zal
