Løft koeffisient
Heiskoeffisient kan også brukes som en egenskap for en bestemt form (eller tverrsnitt) av en luftspalte. I denne applikasjonen kalles det seksjonsløftkoeffisienten c l {\displaystyle c_ {\text{l}}}
. Det er vanlig å vise, for en bestemt airfoil-seksjon, forholdet mellom seksjonsløftkoeffisient og angrepsvinkel. Det er også nyttig å vise forholdet mellom snittløftekoeffisient og dragkoeffisient.
seksjonsløftkoeffisienten er basert på todimensjonal strømning over en vinge med uendelig spenn og ikke-varierende tverrsnitt, slik at heisen er uavhengig av spanwise-effekter og er definert i form av l {\displaystyle l}
, heisen kraft per enhet span av vingen. Definisjonen blir c l = l q l, {\displaystyle c_ {\text{l}}={\frac {l}{q\,L}},}
Hvor L er referanselengden som alltid skal spesifiseres: i aerodynamikk og airfoil teori vanligvis airfoil akkord c {\displaystyle c\,}
er valgt, mens i marin dynamikk og for stivere vanligvis er tykkelsen t {\displaystyle t\,}
valgt. Merk dette er direkte analog med dra koeffisient siden akkord kan tolkes som «område per enhet span».
for en gitt angrepsvinkel kan cl beregnes omtrent ved hjelp av tynn luftfolie-teorien, beregnet numerisk eller bestemt fra vindtunneltester på et teststykke med endelig lengde, med endeplater designet for å forbedre de tredimensjonale effektene. Plott av cl versus angrepsvinkel viser samme generelle form for alle airfoils, men de spesielle tallene vil variere. De viser en nesten lineær økning i løftekoeffisienten med økende angrepsvinkel med en gradient kjent som løftehellingen. For en tynn luftspalte av enhver form er løftehellingen π2 / 90 ≃ 0.11 per grad. Ved høyere vinkler nås et maksimumspunkt, hvoretter løftekoeffisienten reduseres. Vinkelen hvor maksimal løftekoeffisient oppstår, er stallvinkelen til airfoil, som er omtrent 10 til 15 grader på en typisk airfoil.
stallvinkelen for en gitt profil øker også med økende verdier Av Reynolds-tallet, ved høyere hastigheter har strømmen en tendens til å holde seg festet til profilen for lengre forsinkelse av stalltilstanden. Av denne grunn noen ganger vindtunnel testing utført ved lavere Reynolds tall enn den simulerte virkelige tilstand kan noen ganger gi konservativ tilbakemelding overvurdere profilene stall.
Symmetriske airfoils har nødvendigvis plott av cl versus angrepsvinkel symmetrisk om cl-aksen, men for enhver airfoil med positiv camber, dvs. asymmetrisk, konveks ovenfra, er det fortsatt en liten, men positiv løftekoeffisient med angrepsvinkler mindre enn null. Det vil si at vinkelen der cl = 0 er negativ. På slike airfoils ved null angrepsvinkel er trykket på den øvre overflaten lavere enn på den nedre overflaten.