Współczynnik podnoszenia i podnoszenia
samolot generuje podnośnik, szybko poruszając się w powietrzu. Nadwozie pojazdu ma przekrój poprzeczny w kształcie płata. Dla określonej prędkości przepływu przy ustawieniu Aerofłotu pod kątem natarcia do strumienia powietrza powstaje różnica ciśnień pomiędzy górną i dolną powierzchnią skrzydła. Na górze będzie region wysokiego ciśnienia i region bardzo niskiego ciśnienia. Różnica tych sił nacisku powoduje uniesienie na skrzydle. Wytworzony podnośnik będzie proporcjonalny do wielkości wału powietrznego, kwadratu jego prędkości, gęstości otaczającego powietrza i kąta natarcia skrzydła na przepływ zbliżający się.
aby uprościć problem, lift jest zwykle mierzony jako współczynnik anon-wymiarowy.
w normalnym zakresie operacji zmiana współczynnika podnoszenia z kątem ataku pojazdu będzie w przybliżeniu liniowa,
gdzie
Współczynnik podnoszenia wzrasta do maksymalnej wartości, przy której zmniejsza się przepływ skrzydła i podnoszenie.
wartości gradientu krzywej unoszenia i maksymalnego współczynnika unoszenia zależą od kształtu skrzydła, jego rozkładu skrętu, rodzaju zastosowanej sekcji płata, konfiguracji płata i przede wszystkim od natężenia przepływu w dół wywołanego na skrzydle przez wiry końcówki skrzydła.
proste przybliżenie dla prostych, umiarkowanych do wysokich współczynników aspektu zakłada eliptyczny rozkład obciążenia w zakresie rozpiętości, który daje następujący wynik,
gdzie a0 jest wynikiem nachylenia krzywej odcinka 2D, A e jest skutecznością strugania skrzydła. W wielu przypadkach nachylenie krzywej podnoszenia przekroju 2D $a_0≈2π$ na radian i współczynnik sprawności $E≈1$ tak, że proste przybliżenie wynosi
obliczenie zerowego współczynnika unoszenia kąta $C_{L0}$ lub zerowego kąta unoszenia $α_0$ można wykonać, zakładając, że zerowy kąt unoszenia dla statku powietrznego jest równy zerowemu kątowi unoszenia sekcji 2D płata lotniczego dostosowanemu do Ustawienia osiadania skrzydła. Właściwości przekroju 2D, takie jak zerowy kąt podniesienia, można obliczyć na podstawie analizy geometrii płata za pomocą metod takich jak analiza cienkowarstwowa lub analiza metody panelowej. Przybliżone przybliżenie jest takie, że zerowy kąt podniesienia dla sekcji leży między-3o i -1,5 o.
obliczenie maksymalnego współczynnika podnoszenia może być ponownie równe dwuwymiarowej wartości przekroju. Na poniższym rysunku przedstawiono typowy Wykres aerofoil i wing CL versus α. Przedstawiono wyniki dla przekroju dwuwymiarowego i proporcji 7 skrzydła prostokątnego wykorzystującego ten odcinek.
w przypadku sweptwingów, skrzydeł ze złożonym stożkiem lub skrzydeł z klapami należy przeprowadzić dokładniejsze obliczenia przy użyciu teorii liftingline lub metody vortexlattice.
minimalna prędkość lotu
z typowego wykresu współczynnika podnoszenia można zauważyć, że istnieje maksymalny współczynnik podnoszenia ( CL(max) ) dla samolotu. Ustawia to bezwzględnie niższe ograniczenie prędkości lotu. Jeśli samolot będzie próbował lotu poniżej tej minimalnej prędkości, wówczas wymagany współczynnik podnoszenia przekroczyłby maksymalną dostępną, tym samym podnoszenie byłoby mniejsze niż masa i samolot zacznie spadać.
użycie kątów natarcia przekraczających maksymalny współczynnik unoszenia powoduje rozdzielenie przepływu skrzydła i przeciągnięcie samolotu. Tak więc minimalna prędkość, w której samolot jest maksymalnym współczynnikiem podnoszenia, nazywana jest prędkością przeciągnięcia.
stosując równanie równowagi przy tej prędkości, można obliczyć warunki stallconditions.
więc prędkość przeciągnięcia będzie wynosić
