Тогда немного теории.
Эта формула является следствием из универсальной формулы полной аэродинамической силы R взаимодействия воздушного (/газового/жидкостного) потока с телом любой формы, и содержащей в себе 3 основные составляющие:
1) Кинетическая энергия набегающего потока - т.н."скоростной напор": Q=0,5*Ro*V**2 - т.е. величина "аэродинамического (точнее: динамического) давления" воздуха(/газа/жидкости) на обтекаемое тело.
2) Характерная площадь тела, на которую оказывается давление (помнишь? (сила) = (давление) * (площадь)). В данном случае - это площадь крыла.
3) Универсальный коэффициент Cr, учитывающий все остальные особенности. В частности - форму тела, ориентацию тела по отношению к набегающему потоку (углы атаки, скольжения, аэродинамический угол крена), особенности воздушной (газовой) среды (число M, Рейнольдса и пр...).
Для удобства практической инженерной работы, полную аэродинамическую силу R раскладывают на составляющие в какой-нить системе координат. Например, подъемная сила Ya, сила сопротивления Xa и боковая сила Za - это 3 проекции полной аэродинамической силы R на оси скоростной системы координат (ССК), привязанной своими осями к вектору скорости ЛА и самому ЛА (начало ССК - в ц.м. ЛА, ось ОХа - совпадает с вектором воздушной скорости, ось OYа - перпендикулярна вектору скорости, и лежит в вертикальной плоскости симметрии ЛА, ось OZа - образует правую тройку векторов с осями OXа и OYа).
Точно так же раскладывают в ССК и коэффициент полной аэродинамической силы Cr. Т.е. коэффициент подъемной силы Cyа - это проекция коэффициента полной аэродинамической силы на ось OYа ССК. Он также зависит от многих факторов (как и Cr), в частности - и от угла атаки. Подъемная сила самолета (крыла и т.п.) для различных углов атаки (AoA) будет определяться зависимостью Cyа от AoA, которая получается либо расчетным (моделирование), либо экспериментальным путем (продувки, ЛИ), и может выглядеть как угодно, но типичная зависимость примерно похожа на синусоиду (2*AoA), у которй максимум и минимум лежат примерно на +20° и -20°.
Таким образом, данная ФОРМУЛА подъемной силы работает для ВСЕГО диапазона режимов полета и конфигураций ЛА. Вопрос лишь заключается в том - для каких режимов нам известны коэффициенты Сr (или Cyа, Сxа, Сzа), а для каких нет. И величина подъемной силы на углах атаки более 45° при заданном режиме полета как раз будет определяться зависимостью Сya(AoA) для этих углов.
Удачи!
An.Petrovich

[This message has been edited by An.Petrovich (edited 15-03-2001).]