升力系数图 使用指南

翼型升力系数 Cl 与攻角 α 关系曲线，基于薄翼理论模型绘制失速特性，并可计算升力

计算公式与原理

线性段 CL = CLα · (α − α0)，并封顶 CLmax；α > α_stall 后按失速下降修正

升力系数随迎角线性增长，斜率即升力线斜率 CLα；达到最大升力系数 CLmax 后进入失速，本工具对失速后做平滑下降处理。

典型使用场景

• 翼型气动评估，由零升力攻角 α₀、升力线斜率、失速攻角与 Clmax 画 Cl–α 曲线。
• 选型时对比对称翼（NACA 0012）与正弯度翼（NACA 2412）的升力特性。
• 已知目标 Cl（如起飞所需），反推需要的攻角，避开失速区。

算例参考

• NACA 2412 某攻角升力系数：NACA 2412 零升力攻角 α₀≈−2°、升力线斜率约 0.1/°（≈5.7 /rad）。攻角 α=4° 时 Cl≈0.1×(4−(−2))=0.6；接近失速攻角（约 16°）时 Cl 达 Clmax≈1.5 后骤降。

注意事项

本工具纯前端运行，输入内容不上传服务器；结果为按上述口径得到的理论估算值。实际应用受设备参数、测量条件与当地规范影响，请以设备铭牌、检测报告与现行标准为准，重大决策建议咨询专业人士。

升力系数会一直随攻角增大吗？

不会。线性段过后（约 10–16° 依翼型而定）气流分离，Cl 在 Clmax 处达到峰值后急剧下降，即失速。飞行中攻角必须低于失速攻角。

失速攻角和 Clmax 是固定的吗？

随雷诺数、翼面污染（冰/虫）、后缘襟翼偏转变化。结冰会大幅降低 Clmax 并提前失速，故结冰条件下严格限速。本工具按给定翼型参数计算。