升力的来源（yuán）

在机翼上（shàng），压（yā）力最高的（de）点也就是所谓的驻点，在驻点处是空气与前缘相遇的地方（fāng）。空气相对于机翼的速（sù）度减小到零，由（yóu）伯努（nǔ）利定理知道这是压力最大的点。上翼面（miàn）和（hé）下（xià）翼面（miàn）的（de）空气必须从（cóng）这个点由静止加速离（lí）开。在一个迎角为零、完（wán）全对（duì）称的机翼上，从驻点（diǎn）开始，流经上下边面的气流速度是相（xiàng）同的，所以上下边（biān）面的（de）压力变化也（yě）是完全相同（tóng）的。这和（hé）在（zài）狭长截面的文氏管中的流动是相似的，在（zài）流（liú）速达（dá）到最大的点，其压（yā）力达（dá）到最低。在（zài）这个最低压力点之后，两个表面的流速同时降低。空气最终必定要回（huí）到主来流（liú）当中，压力也恢复（fù）正常。由于上下（xià）表（biǎo）面（miàn）的（de）速度和压力特性是相同的，所以这（zhè）种（zhǒng）状（zhuàng）态的机翼不会（huì）产生升力。

如果对称机（jī）翼相对来（lái）流旋转了一个迎角（jiǎo），驻点就会稍稍向前（qián）缘的下表面（miàn）移动（dòng），并且流经上下（xià）表面的（de）空气流动情（qíng）况（kuàng）也发生了改变（biàn），流经上表面（miàn）的空气被迫（pò）夺（duó）走了一段（duàn）距离（lí），在上下表面，空气（qì）仍然有一（yī）个从驻点加速离开的（de）过程，但（dàn）是下表（biǎo）面的最高速度要小于（yú）表面的最（zuì）高速度。

在某些集合迎角（jiǎo）为父（fù）的位置（zhì）上，上下表面的平均压力是可能（néng）相等的，因（yīn）此有（yǒu）弯度翼型存在一个零升迎角，这（zhè）是翼型的气动力（lì）零点。尽（jìn）管在这个迎角下没有产生升力（lì），但由于翼型弯度（dù）的（de）存在，上（shàng）下面（miàn）的流动特征是不一样的。因此，尽（jìn）管上下表面没有平均压力差，在翼（yì）表面上却会产生不平衡并导致（zhì）俯仰（yǎng）力矩的产生，这个力矩在（zài）飞行器配（pèi）平中非常重要。

升力（lì）系数有一个非常明确的极限值。如果迎（yíng）角太大（dà）或是弯度增加太多的话，流线就（jiù）会被破坏并且流动从（cóng）机翼上分离（lí）。分（fèn）离剧烈地改变了上（shàng）下表（biǎo）面的（de）压力差，升力被大幅度降低，机翼处于失速状（zhuàng）态（tài）。

气流分离在小范围（wéi）内（nèi）是一种普（pǔ）遍现象。。在上表面，流动可能在后缘前某个地（dì）方就分离了，气流在上下表面都可（kě）能分离，但是有可能再附着。这就是所谓的“气泡分离”

阻力和（hé）升阻比（bǐ）

翼型（xíng）阻力

形状阻力（型阻）或压差阻力是由于气流的经过，物体周（zhōu）围（wéi）压力分（fèn）布不同而造成的阻力，而（ér）蒙皮摩擦阻力或粘性阻力（lì）是由于（yú）空气（qì）和飞行（háng）器表面接触产生的。将这些阻力分类是非常有用的，这些阻力很很（hěn）显然是同时（shí）产生的。

蒙皮摩阻和行阻之间的关系非常（cháng）密切：一个会影响另外一个（gè）。举例来说（shuō），蒙皮摩阻很（hěn）大程度上是由气（qì）流的（de）速度决定的，而流向后方的流体的速（sù）度是由物（wù）体的外形来决（jué）定的。因此（cǐ），特别是在考虑翼型时，型阻和摩阻通常放到一（yī）起考虑并用（yòng）一个（gè）新的名词重新命名——翼型阻（zǔ）力，经常也称型面阻力。与诱（yòu）导阻力相（xiàng）比，蒙（méng）皮摩阻和行阻都直接（jiē）与速度的平方成正比。所（suǒ）以，当速度增加而（ér）诱（yòu）导阻力（lì）减（jiǎn）少时，型（xíng）阻（zǔ）和蒙皮（pí）摩擦增（zēng）加，反之亦然。

涡阻力

诱导阻（zǔ）力现（xiàn）在更多（duō）地被称为涡诱导阻力（lì），简称涡阻力或涡阻。因为它是（shì）与从机翼翼尖或者任（rèn）意表面拖出的涡联系在（zài）一起的，而这些涡（wō）产生了升力（lì）。涡的出（chū）现是直接跟（gēn）升力联系在一（yī）起的：给定机翼的升力系数越高，涡的影（yǐng）响（xiǎng）也越明显。

总（zǒng）阻力

飞行器（qì）在每（měi）个（gè）速度下的总阻（zǔ）力由（yóu）总（zǒng）的涡阻力（lì）和所有其他的（de）阻（zǔ）力组（zǔ）成（chéng）。在涡阻力等于其他阻力和的地方，阻力达到最小（xiǎo）值（zhí）。由于在给定飞行（háng）器质量的水平飞行（háng）中（zhōng），升力是个常（cháng）数，在（zài）曲线上最小（xiǎo）阻（zǔ）力点（diǎn）处就是飞行器（qì）的最大升（shēng）阻（zǔ）比出现的位（wèi）置。一个滑翔机（jī）的极曲线的形状（zhuàng）与这条曲线密切相关（guān），比（bǐ）如，用下（xià）沉速度比（bǐ）平飞速度（dù）而不是用总阻力系数比总（zǒng）升力系数。

失速（sù）

只要机翼（yì）产生（shēng）的升力足（zú）够抵消飞（fēi）行器的总载荷，飞行（háng）就（jiù）会一直飞（fēi）行。当升力急剧下（xià）降时（shí），飞机就失速。

记住，每次失速的直接原因是迎角过大。有很多飞行机动会增加飞机的迎角（jiǎo），但（dàn）是（shì）直到（dào）迎角过大之前飞机（jī）不会失速。

在三种情况下会超过临界迎（yíng）角：低速飞行、高速飞行和转弯飞行。

飞（fēi）机在平直飞行时如果（guǒ）飞得太慢也会失速。空速降低时，必（bì）须增加迎角来获得（dé）维持高速所（suǒ）需要的（de）升力。空速（sù）越低（dī），必须增（zēng）加更大的迎角（jiǎo）。最终，达到一个迎角（jiǎo），它会导致机（jī）翼不能产生足够的升（shēng）力维持飞机，飞机开始下降。如果空速（sù）进一步降（jiàng）低，飞（fēi）行就会失速，由于迎角已经超出（chū）临界迎（yíng）角，机翼上的气流被打（dǎ）乱了（变成了紊流）。

高（gāo）速飞行中的失速（sù）

展弦比

展弦比，为飞机空气动（dòng）力学的专有名词，是翼展长（zhǎng）度与平（píng）均气动弦长（zhǎng）的壁纸。无人机在设计时需要根据任务需求（qiú）选择展弦比。

地面效（xiào）应

地面效应也（yě）称为翼地效应或翼面效应，是（shì）一种使（shǐ）飞（fēi）行（háng）器诱导阻力减小，同时能获得比空中飞行更高升阻比的（de）流（liú）体力（lì）学（xué）效应。

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