coeficiente de Elevação e elevação
a aeronave gera elevação movendo-se rapidamente através do ar. As guarnições do veículo têm secções transversais em forma de aerofólio. Para uma velocidade de fluxo de givenflow com o aerofoil definido em um ângulo de ataque para a corrente de ar que se aproxima, uma diferença de pressão entre as superfícies superior e inferior será criada. Haverá uma região de alta pressão sob baixo e uma região de pressão muito baixa em cima. A diferença nestas forças de pressão cria elevação na asa. O elevador produzido será proporcional ao tamanho da aeronave; o quadrado da sua velocidade; a densidade do ar circundante e o ângulo de ataque da asa ao fluxo contínuo.
para simplificar o problema, o elevador é normalmente medido como um coeficiente não-dimensional.
Na faixa normal de operações, a variação do elevador coefficentwith ângulo de ataque do veículo será de aproximadamente linear,
onde
coeficiente de sustentação aumenta até um valor máximo no qual pointthe asa de fluxo de barracas e elevador reduz.
os valores do gradiente da curva de Elevação e do coeficiente máximo de elevação são determinados pela forma da asa, pela sua distribuição de torção, pelo tipo de secção de aerofólio utilizado, pela configuração do flap e, mais importante ainda, pela quantidade de fluxo de lavagem na asa induzida pelas vórticas da ponta da asa.
Uma simples aproximação para a frente, de moderada a alta aspecto ratiowings é assumir uma elíptica span sábia distribuição de carga whichgives o seguinte resultado,
onde a0 é o 2D sectionlift curva de inclinação resultado e e é a asa plataforma efficiencyfactor. Em muitos casos, o 2D seção de elevação inclinada $a_0≈2π$ por radiano e o factor de eficiência $e≈1$ para que uma simples aproximação é
Cálculo de zero ângulo de coeficiente de sustentação $C_{L0}$ ou zero elevador do ângulo de $α_0$ pode ser feito assumindo que o zero elevador ângulo para a aeronave equalsthe zero elevador do ângulo da 2D aerofólio seção ajustado para o wingincidence definição. 2D section properties such as zero lift angle can be calculated from analysis of the aerofoil geometry using a methods such as thin-aerofoiltheory or panelmetod analysis. Uma aproximação áspera é que o liftangle zero para a seção está entre-3o e -1,5 o.
o cálculo do coeficiente máximo de elevação pode ser novamente tomado como aproximadamente igual ao valor da seção bidimensional. Na figura seguinte é apresentado um gráfico tipo de papel e asa CL versus um gráfico α. São apresentados os resultados da secção bidimensional e da razão anaspect da asa rectangular 7 utilizando esta secção.
para sweptwings, asas com torneiras complexas ou asas com abas, um cálculo mais preciso deve ser realizado usando a teoria da liftingline ou o método do vortexlattice.
velocidade mínima de voo
a partir do gráfico típico do coeficiente de elevação, pode ver-se que existe um coeficiente máximo de elevação ( CL(max) ) para a aeronave. Isto define o limite de velocidade inferior absoluto para o voo. Se a aeronave tentar nivelar o voo abaixo desta velocidade mínima, o coeficiente de elevação exigido excederá o máximo disponível, o empilhamento será inferior ao peso e a aeronave começará a cair.
usando ângulos de ataque que excedem o coeficiente de elevação máximo, aumenta o fluxo da asa para separar e a aeronave para parar. Assim, a velocidade mínima em que a aeronave é um coeficiente de elevação máximo é igual à velocidade da cabine.
aplicando a equação de equilíbrio a esta velocidade, as condições de equilíbrio podem ser calculadas.
para velocidade de estol será
