在（zài）机翼上，压力最高的（de）点也就是（shì）所谓的驻点（diǎn），在驻点处是空气与前缘相遇的（de）地方。空气相对（duì）于（yú）机（jī）翼（yì）的速度减小到零（líng），由伯（bó）努利（lì）定理知（zhī）道这是压力最大的（de）点。上翼面和下（xià）翼面的空气必须从这个点由静止加速离（lí）开。在一（yī）个（gè）迎角为零（líng）、完全（quán）对称的机翼上，从驻点（diǎn）开（kāi）始，流（liú）经上下（xià）表面的气（qì）流（liú）速（sù）度是相同（tóng）的，所以（yǐ）上（shàng）下表（biǎo）面的压力变（biàn）化也是完全相（xiàng）同的。这和在（zài）狭（xiá）长截面的（de）文氏管中的流动是相似（sì）的（de），在流速达到最大（dà）点，其压力达到最低。在（zài）这个最低（dī）压力点之（zhī）后，两个表面的流速同时降低。空气最终必定（dìng）要回到主来流当中，压力也恢复（fù）到正（zhèng）常。由于上下表面（miàn）的速度和压力特性是相同的，所以这种（zhǒng）状态（tài）的机（jī）翼不（bú）会产生升力。

如果对称（chēng）机翼相对来（lái）流旋转了一个迎角，驻点就会稍（shāo）稍向前缘的下表面（miàn）移动，并且流经上下表面（miàn）的空气流动情况也发（fā）生的改变，流经上表面的空气被迫多走了一段距（jù）离（lí），在（zài）上（shàng）下表面，空气仍（réng）然（rán）有一个从驻（zhù）点加速离开的过（guò）程（chéng），但（dàn）是下表（biǎo）面的最（zuì）高速度要小（xiǎo）于（yú）上（shàng）表面的最（zuì）高速度。因（yīn）此，机翼下（xià）表面的压（yā）力就比（bǐ）上表面的压力（lì）大，升力由此产生。所以（yǐ），知道旋转一个正的迎角，对称翼型完全能够产生升力。

一个有（yǒu）弯（wān）度的翼（yì）型展示了与对称翼相似的速（sù）度和压力分布，但是（shì）由于翼型存在弯曲，尽管弦线的位（wèi）置（zhì）可能（néng）是几何零迎（yíng）角，平均压力和（hé）升力与对称翼型（xíng）仍（réng）然（rán）存在差异。

在（zài）某（mǒu）些几何迎角（jiǎo）为负的位置上，上下表面的平均压（yā）力是可能（néng）相等的，因（yīn）此有（yǒu）弯度（dù）翼型存（cún）在一个零升迎角，这（zhè）是翼型的气动力零点。尽（jìn）管在这（zhè）个迎角下没（méi）有（yǒu）产生升（shēng）力（lì），但由于翼型弯度存（cún）在，上下面的流动特征（zhēng）是（shì）不（bú）一样的。因此，尽（jìn）管上下（xià）表面没有平均压力差，在翼表面上却会产（chǎn）生不（bú）平衡（héng）并（bìng）导致俯仰力矩的（de）产生，这个（gè）力矩（jǔ）在飞行器配平中非常重（chóng）要。

升力系数有一个非常明确的极（jí）限（xiàn）值。如果迎角太（tài）大或是弯曲度增加太（tài）多，流线（xiàn）就（jiù）会被破坏并且流动从机（jī）翼（yì）上分离。分离剧烈（liè）地改变（biàn）了（le）上下表（biǎo）面（miàn）的压力差，升力被大幅度降低，机（jī）翼处（chù）于失速状（zhuàng）态。

气流分离在小（xiǎo）范围内是一种普遍的现象（xiàng）。在上表面，流（liú）动可能在后缘前某个地方就分离了，气流在上下表面都可能分离，但是有可再附着（zhe）。这就是所谓的（de）气泡分离。

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