Lesson 1 of 6, 6 min
Lift formula: L = ½ρV²SCL
Chapter 2 থেকে 4-এর সব টুকরো এবার এক জায়গায় জোড়া লাগে। Lift-এর formula টা দেখো:
L = ½ ρ V² × S × CL
ρ = density, V = TAS, S = wing area, CL = lift coefficient
এটাকে তিন ভাগে পড়ো:
- ½ρV² = dynamic pressure, মানে IAS। কত জোরে wind ধাক্কা দিচ্ছে।
- CL = pressure distribution: aerofoil-এর shape আর angle of attack। Pilot এটা বদলায়।
- S = wing area। Flight-এ সাধারণত বদলায় না (Fowler flap ছাড়া)।
Level flight-এ lift = weight। তাই weight ঠিক থাকলে প্রতিটা IAS-এর জন্য একটাই angle of attack। জোরে চললে low angle, ধীরে চললে high angle।
Level flight ধরে রাখো
একটা 737-এর মতো plane, wing area 125 m²। Lift-কে weight-এর সমান রাখতে wing-এর কত CL লাগবে?
- দরকারি CL
- 0.90
- দরকারি angle of attack
- 6.5°
- এই mass-এ stall speed
- 133 kt
বার-টা হলো CLmax-এর কত ভাগ ব্যবহার হচ্ছে।
Speed কমালে বা mass বাড়ালে angle of attack বাড়াতে হয়। Mass বাড়ালে stall speed-ও বাড়ে।
- Weight বাড়লে: একই angle of attack রাখতে IAS বাড়াতে হবে।
- Altitude বাড়লে: একই IAS রাখলে একই lift, একই angle of attack। (TAS বাড়বে, কিন্তু IAS-ই আসলে dynamic pressure।)
- Wing সবসময় একই angle-এ stall করে, weight যাই হোক। Weight শুধু ঠিক করে কোন IAS-এ সেই angle আসবে।
একই angle of attack-এ weight 20% বাড়লে IAS কতটা বাড়াতে হবে?
√1.2 ≈ 1.095, মানে প্রায় 9.5% high IAS। Lift ∝ V², তাই V ∝ √Weight।
Next: Lift curve আর CLmax