Когато дадено въздухоплавателно средство отива да се вдигне , силата създава обратна реакция на въздуха потича . Това се нарича долна . Lift е зависим от долна . Когато принудително надолу въздуха е по-голямо от теглото на въздухоплавателното средство , тогава ще започне да се увеличава. Тъй като превозното средство се движи нагоре , въздухът избутва надолу към върха на изоставаше на крилото . За да се изчисли долна , имате нужда от ъгъла на крилото, на индуктивно съпротивление и коефициент на лифта. Инструкции

1

Изчислява коефициента на лифта. Окончателен коефициент крило лифт е познат като Cl . Тя ще бъде равен на коефициента на поток повдигане ( Сю ), разделено на един плюс ( Сю ), разделено на пи ( 3.14159 ) пъти съотношението на екрана ( AR ) . За да намерите AR , можете площад Размахът ( ите) и разделение от зоната на крилото ( A). Крайният уравнението ще изглежда така: Cl = Сю /( 1 + Сю /[ пи * AR ] ) . Ъгълът на долна е съотношението между коефициента на подемна сила и пропорциите .

2

Изчислете индуктивно съпротивление . Индуктивно съпротивление коефициент е отношението на квадрата на коефициента на лифт до съотношението на екрана , времена някои постоянни , което би било точния брой на подемната сила по това време. Индуктивно съпротивление започва като малка стойност, когато лифт е ниска , и се увеличава бързо, когато се повдига нагоре . Тя ще изглежда така: CDI ( индуктивно съпротивление ) = Cl ^ 2/Pi * AR

3

Изчислете долна сила ( F ) . F е равна на масата на въздуха ( т) пъти новата си надолу скоростта ( VE , или скоростта пъти епсилон ) за единица време . Масата на въздуха се изчислява по обем пъти неговата плътност (р ) , а обемът на единица време е V пъти “ Вар “ зона А. Това кулминира в уравнението F = Пав (VE ) . Тази сила има ефект както върху лифта и коефициенти на челно съпротивление , което прави долна формула флуид , пряко свързано с размера на сила , упражнявана върху самолета по всяко време да го бутане нагоре.