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通常はClと略される揚力係数は、翼と翼の性能を比較するために使用される数値です。揚力係数は、揚力方程式または揚力式に入る変数の1つでもあります（「参考文献」を参照）。したがって、揚力係数を解くと、揚力方程式の再配置されたバージョンを実際に解くことができます。
TL; DR（長すぎる;読まなかった）
揚力係数Clの式は次のとおりです。
Cl = 2L÷（r×V2 ×A）、ここで L エレベーターです r 密度です V は速度であり、 A 翼の領域です。
リフト係数に入るデータ
揚力係数を計算するには、いくつかの重要な情報が必要です。問題の翼または翼の面積、飛行速度、および材料の密度を知る必要があります。通常、このデータは風洞での実世界のテストから取得します。この時点で揚力方程式を参照し、到着した揚力係数を使用して、異なる条件下で同じ翼または翼がどれだけ揚力するかを数学的に決定します。 。
ヒント
リフト係数の式
上記のデータを入手したら、それをリフト係数の式に差し込んで解くだけです。その式は次のとおりです。
Cl = 2L÷（r×V2 ×A）
次のように書かれていることもありますが、
Cl = L÷（q×A）、ここで L リフトのまま、 A まだ翼の領域であり、 q 0.5×Vに等しい動圧2.
ヒント
リフト係数の計算例
ボーイング747の実際のデータを使用して揚力係数を計算する例を次に示します。生成される揚力は637,190ポンドです。空気密度は0.00058735スラッグ/フィート3 （高度40,000フィートと仮定）;速度は871フィート/秒です。参照エリアは5,500フィートです2。これらすべてを揚力係数の方程式に挿入すると、次のようになります。
Cl = 2（637,190）÷（0.00058735×8712 × 5,500)
少し単純化すると、次のことができます。
Cl = 1,274,380÷（0.00058735×758,641×5,500）
Cl = 1,274,380÷2,450,732.852
Cl = 0.519999558。これは、作業のパラメーターに応じて、0.52に丸めることができます。
したがって、これらの条件下でのこの特定のボーイング747モデルの揚力係数は0.52です。