lyft och Lyftkoefficient
flygplanet genererar Hiss genom att flytta snabbt genom luften. Devingar av fordonet har aerofoil formade tvärsnitt. För en given flödeshastighet med aerofoil inställd i en angreppsvinkel mot den kommande luftströmmen skapas en tryckskillnad mellan övre och nedre ytor. Det kommer att finnas en högtrycksregionunder och en mycket lågtrycksregion på toppen. Skillnaden idessa tryckkrafter skapar hiss på vingen. Hissen produceradkommer att vara proportionell mot storleken på aircaft; kvadraten av itsvelocity; densiteten hos den omgivande luften och vinkeln på attackof vingen till på kommande flöde.
för att förenkla problemet mäts lyft typiskt som anondimensionell koefficient.
i det normala verksamhetsområdet variationen av lyftkoefficientenmed angreppsvinkeln för fordonet kommer att vara ungefär linjär,
där
Lyftkoefficienten ökar upp till ett maximalt värde vid vilken punktvingflödet stannar och hissen minskar.
värdena för lyftkurvgradienten och maximal lyftkoefficientverkas av vingsformen, dess vridfördelning, typen av aerofoil-sektion som används, klaffkonfigurationen och mostimportantly av mängden nedtvättflöde som induceras på vingen av de bakre vingspetsarna.
en enkel approximation för raka, måttliga till höga aspektförhållanden är att anta en elliptisk spänningsvis belastningsfördelning som ger följande resultat,
där a0 är 2D sectionlift kurvan lutning resultat och e är wing planform efficiencyfactor. I många fall 2D avsnitt lyft kurvan lutning $a_0 2 2 2 $ per radian och effektivitetsfaktorn $ e 1 $ 1674 >
beräkning av nollvinkellyftkoefficient $C_{L0}$ eller nolllyftvinkel $ aubbi_0$ kan göras genom att anta att nolllyftvinkeln för flygplanet är lika mednolllyftvinkeln för 2D-aerofoil-sektionen justerad för wingincidensinställningen. 2D-sektionsegenskaper som nolllyftvinkel kan beräknas från analys av aerofoilgeometrin med hjälp av en metodsuch som tunn aerofoiltheory eller panelmethodanalys. En grov approximation är att noll lyftvinkel för sektionen ligger mellan – 3o och -1,5 o.
beräkning av maximal lyftkoefficient kan återigen ta somungefär lika med det tvådimensionella sektionsvärdet. Ett typicalaerofoil-och wing CL-versus-diagram visas i följande figur. Resultat för den tvådimensionella sektionen och anaspect ratio 7 rektangulär vinge med användning av detta avsnitt visas.
för sweptwings, vingar med komplex avsmalning eller vingar med klaffar, måste en mer exakt beräkning göras med antingen liftingline-teorin eller vortexlattice-metoden.
minsta flyghastighet
från den typiska lyftkoefficienten kan man se att det finns en maximal lyftkoefficient ( CL(max) ) för flygplanet. Detta ställer in den absoluta lägre hastighetsgränsen för flygning. Om flygplanet försöker nivåflyg under denna minsta hastighet skulle den nödvändiga lyftkoefficienten överstiga det maximala tillgängliga, så skulle hissen vara mindre än vikten och flygplanet skulle börja falla.
använda angreppsvinklar som överstiger den maximala lyftkoefficientenorsakar vingflödet att separera och flygplanet stannar. Så, denminsta hastighet där flygplanet är en maximal lyftkoefficient kallas stallhastigheten.
genom att tillämpa jämviktsekvationen vid denna hastighet kan stallvillkoren beräknas.
så stall hastighet kommer att vara
