coeficientul de ridicare și ridicare
aeronava generează ridicare deplasându-se rapid prin aer. Aripile vehiculului au secțiuni transversale în formă de aerofoil. Pentru o viteză de curgere dată, cu aerofoilul setat la un unghi de atac față de fluxul de aer care se apropie, se va crea o diferență de presiune între suprafețele superioare și cele inferioare. Va exista o regiune de înaltă presiunesub pământ și o regiune de presiune foarte scăzută deasupra. Diferența înaceste forțe de presiune creează ridicare pe aripă. Ascensorul produs va fi proporțional cu dimensiunea aircaft; pătratul vitalității sale; densitatea aerului înconjurător și unghiul de atac al aripii până la curgerea viitoare.
pentru a simplifica problema, ridicarea este de obicei măsurată ca un coeficient non-dimensional.
în intervalul normal de operațiuni variația coeficientului de ridicare cu unghiul de atac al vehiculului va fi aproximativ liniară,
în cazul în care
coeficientul de ridicare crește până la o valoare maximă, moment în care debitul aripii se oprește și ascensorul se reduce.
valorile gradientului curbei de ridicare și coeficientul maxim de ridicare sunt efectuate de forma aripii, distribuția răsucirii acesteia, tipul secțiunii aerofoil utilizate, configurația clapetei și, cel mai important, de cantitatea de flux de spălare în jos indusă pe aripă de vorticile vârfului aripii finale.
o aproximare simplă pentru raportul de aspect drept, moderat până la ridicat este de a presupune o distribuție a sarcinii eliptice, care dă următorul rezultat,
unde a0 este rezultatul pantei curbei de ridicare a secțiunii 2D și e este efficiencyfactor planform wing. În multe cazuri, panta curbei de ridicare a secțiunii 2D $a_0 0xtotto 2xtotto $ per radian și factorul de eficiență$ e xtotto 1$, astfel încât o aproximare simplă este
calculul coeficientului de ridicare a unghiului zero $C_{L0} $ sau unghiul de ridicare zero $ 7_0$ se poate face presupunând că unghiul de ridicare zero pentru aeronavă este egal cu unghiul de ridicare zero al secțiunii aerofoilului 2D ajustat pentru setarea de încredere a aripii. Proprietățile secțiunii 2D, cum ar fi unghiul de ridicare zero, pot fi calculate din analiza geometriei aerofoilului folosind o metodă precum thin-aerofoiltheory sau panelmethod analysis. O aproximare aproximativă este că zero liftangle pentru secțiunea Se află între-3o și -1.5 o.
calculul coeficientului maxim de ridicare poate fi din nou ia asaproximativ egal cu valoarea secțiunii bidimensionale. Un grafic tipicaerofoil și wing CL versus XV este prezentat în figura următoare. Rezultatele pentru secțiunea bidimensională și raportul anaspect 7 aripă dreptunghiulară folosind această secțiune sunt afișate.
pentru sweptwings, aripi cu conic complex sau aripi cu clape, o mai accuratecalculation trebuie să fie efectuată utilizând fie teoria liftingline sau metoda vortexlattice.
viteza minimă de zbor
din graficul coeficientului de ridicare tipic, se poate observa că există un coeficient de ridicare maxim ( CL(max) ) pentru aeronavă. Aceasta stabilește limita absolută de viteză inferioară pentru zbor. Dacă aeronava încearcă să zboare la nivel sub această viteză minimă, atunci coeficientul de ridicare necesar ar depăși maximul disponibil, astfel ridicarea ar fi mai mică decât greutatea și aeronava ar începe să scadă.
folosind unghiuri de atac care depășesc coeficientul maxim de ridicare determină separarea fluxului aripii și blocarea aeronavei. Deci, viteza minimă în cazul în care aeronava este un coeficient maxim de ridicare estenumita viteza standului.
prin aplicarea ecuației de echilibru la această viteză, condițiile de blocare pot fi calculate.
deci, viteza de stand va fi
