升力的来源

在机翼上，压力最高的（de）点也就（jiù）是所（suǒ）谓的驻点（diǎn），在驻点处是空气与前（qián）缘相（xiàng）遇的地（dì）方。空（kōng）气相对于机翼的速度减（jiǎn）小到（dào）零（líng），由伯努利定理知（zhī）道（dào）这是压力最大的（de）点（diǎn）。上翼面和下翼面（miàn）的空气必须从这个点由静止加速离开。在一个迎角为零、完全（quán）对称的机翼上，从驻点开（kāi）始，流经上下边面的（de）气流（liú）速度是相同（tóng）的，所以（yǐ）上（shàng）下边面的压力变（biàn）化（huà）也是完（wán）全相同的。这（zhè）和在狭长截（jié）面的文氏管中的流动是相似的，在流速达到最大的点，其压（yā）力达到最低。在这个最低压力点之后，两个表（biǎo）面的流速同（tóng）时降（jiàng）低。空气最终（zhōng）必定要回到（dào）主来流当中，压力也恢复正常。由于上下表（biǎo）面的速度（dù）和（hé）压力特性是（shì）相同（tóng）的，所以这种状态的机翼不会产（chǎn）生升力（lì）。

如果对称机翼相对来流旋转了一个迎角，驻点（diǎn）就（jiù）会稍稍向前缘的下表面（miàn）移动，并且流经上（shàng）下（xià）表面（miàn）的空气流动情况也发生（shēng）了改变（biàn），流经上（shàng）表面的（de）空（kōng）气被迫夺走了一（yī）段距离（lí），在上（shàng）下表面，空气仍（réng）然有（yǒu）一个从驻点加速离开的过程，但是下表面（miàn）的（de）最高速度要小于表面的最高速度。

在某些（xiē）集合迎角为父的（de）位置上（shàng），上下表面的平均压力是可能（néng）相等的，因此有（yǒu）弯（wān）度翼型存在一个零升迎角，这是翼型（xíng）的气动力零（líng）点（diǎn）。尽管在这个（gè）迎角下没（méi）有（yǒu）产生升力，但由于翼（yì）型弯度的存在（zài），上下面（miàn）的流动特征是不一样（yàng）的。因此，尽管上下表面没有平均压力差，在翼表面上（shàng）却会产生不平衡并导（dǎo）致俯仰力（lì）矩的（de）产生，这（zhè）个力矩在飞（fēi）行器配平中非常重要。

升力（lì）系数有一个非常明确的（de）极限值（zhí）。如果迎角（jiǎo）太大（dà）或（huò）是弯度增加太多的话，流线就会被破坏（huài）并且流动从机翼上分离。分离剧烈地改（gǎi）变了（le）上下表面的压力差，升（shēng）力被大幅度降低，机翼处（chù）于失速状态。

气流分离在（zài）小（xiǎo）范围内是一种普遍现（xiàn）象。。在上表面，流动可能在后（hòu）缘前某个地方就分（fèn）离了，气流在上下表面（miàn）都（dōu）可能分（fèn）离，但是有可能再附（fù）着。这就（jiù）是所谓的（de）“气泡分离（lí）”

阻力和（hé）升阻（zǔ）比

翼型阻力

形状阻力（lì）（型阻）或压差阻力是（shì）由（yóu）于（yú）气流的经过，物体周围压力分（fèn）布不同而造成的阻力，而蒙皮摩（mó）擦阻力（lì）或粘性阻力是由于空气和飞行器表（biǎo）面接触产生的。将这些阻力分类是（shì）非常有用的，这些阻（zǔ）力很很（hěn）显然是同时产（chǎn）生的。

蒙皮摩（mó）阻和行阻（zǔ）之（zhī）间的关系非常密切：一个（gè）会影响另外一个。举例来说，蒙（méng）皮（pí）摩（mó）阻很大程度上是由（yóu）气流的速度决定（dìng）的，而流向后方的流体的速度（dù）是由（yóu）物体的外形来（lái）决定（dìng）的。因此，特（tè）别是在考虑翼型时，型阻和（hé）摩阻（zǔ）通（tōng）常放到一起考虑并用一（yī）个新的名词重新命（mìng）名（míng）——翼型阻力，经（jīng）常也称（chēng）型面阻力。与诱导阻（zǔ）力（lì）相（xiàng）比，蒙（méng）皮摩阻和（hé）行阻都直接与（yǔ）速（sù）度的平方成正比。所以，当速度增加而诱导阻力减少时，型（xíng）阻和蒙皮（pí）摩擦增加，反之亦然。

涡阻力（lì）

诱导阻力现在更多地被称（chēng）为涡诱导阻力，简称涡阻（zǔ）力（lì）或涡阻。因为它是（shì）与从机翼翼尖或者任意表面拖出的涡联系在一起的，而这些涡产生了升力。涡的出现是直接跟（gēn）升力联系在（zài）一起的（de）：给（gěi）定机翼的（de）升（shēng）力系数越高，涡的影响也越明（míng）显。

总（zǒng）阻（zǔ）力

飞行器在每（měi）个速度下的总（zǒng）阻（zǔ）力由总的涡阻（zǔ）力和所有其他的阻（zǔ）力组（zǔ）成。在（zài）涡阻力（lì）等（děng）于其他（tā）阻力（lì）和的地（dì）方，阻（zǔ）力（lì）达到最小值。由于在（zài）给定飞行（háng）器质（zhì）量的水平飞行中，升力是个（gè）常数，在（zài）曲（qǔ）线上（shàng）最（zuì）小阻（zǔ）力点处就是（shì）飞行器的最（zuì）大升阻比（bǐ）出（chū）现的位置。一个滑翔机的极曲线的形状与这条曲线密切相关，比如，用下沉速（sù）度比平飞速度（dù）而不（bú）是用（yòng）总阻力系数（shù）比总升力系数。

失速

只（zhī）要（yào）机翼产生的升力足够（gòu）抵消飞行器的总（zǒng）载荷，飞（fēi）行就会一直（zhí）飞行。当升力急（jí）剧下降（jiàng）时，飞（fēi）机就失速。

记住，每次失（shī）速的直（zhí）接原因是迎角（jiǎo）过（guò）大。有很多飞行机动（dòng）会增加飞机的迎（yíng）角，但是（shì）直（zhí）到迎角（jiǎo）过大之（zhī）前飞机不会失（shī）速。

在三种情况下会超过临（lín）界迎角：低速飞行、高速（sù）飞（fēi）行和转弯飞行。

飞机在平直飞（fēi）行时如（rú）果飞得太慢也会失（shī）速。空（kōng）速降低时，必须增加迎角来获（huò）得维持高速所需要的升力。空（kōng）速越低，必须（xū）增加（jiā）更大的迎角。最终，达到一个迎角，它（tā）会导（dǎo）致（zhì）机（jī）翼不能产（chǎn）生足够的升力（lì）维（wéi）持飞机，飞机开（kāi）始（shǐ）下（xià）降（jiàng）。如（rú）果空速（sù）进（jìn）一步（bù）降低，飞（fēi）行（háng）就会失速，由于迎角（jiǎo）已经超出临（lín）界迎角，机翼上的气流被打乱了（变（biàn）成了（le）紊（wěn）流）。

高速飞（fēi）行中的失速

展弦比

展弦比，为飞机空气动力学的（de）专（zhuān）有名词，是翼展长度与平均气动（dòng）弦长的壁（bì）纸（zhǐ）。无人（rén）机在设计（jì）时需要根（gēn）据任务（wù）需求选择展弦（xián）比。

地（dì）面效应（yīng）

地面（miàn）效（xiào）应（yīng）也称为翼地效应或翼面效应，是一种（zhǒng）使飞行器诱导阻力减小，同时能获得比空中飞行更高升阻比的流体（tǐ）力学效应（yīng）。

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