升力系数图

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✈️ Lift Coefficient

Compute the lift coefficient from lift, dynamic pressure and wing area.

📐 计算公式

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。

升力计算（在查看攻角下）

📖 升力系数原理

升力公式

  • 升力 L = ½ × ρ × V² × S × Cl
  • ρ：空气密度（海平面 1.225 kg/m³）
  • V：飞行速度（m/s）
  • S：机翼参考面积（m²）
  • Cl：升力系数，随攻角变化

Cl-α 曲线特性

  • 线性段：Cl = Clα × (α - α₀)，α 为弧度
  • 零升力攻角 α₀：对称翼为 0°，正弯度翼为负值
  • 失速：超过失速攻角后 Cl 急剧下降（气流分离）
  • 升力线斜率：薄翼理论约 2π/rad ≈ 0.11/°

典型翼型参数

  • NACA 0012：α₀=0°，Clmax≈1.3，失速≈15°
  • NACA 2412：α₀=-2°，Clmax≈1.5，失速≈16°
  • NACA 4412：α₀=-4°，Clmax≈1.6，失速≈14°
  • 平板翼：α₀=0°，Clmax≈0.9，失速≈11°

📚 深度解析：升力系数图

💡 常见使用场景

  • 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。
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。

❓ 常见问题（FAQ）

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。
⚠️ 使用说明与注意事项

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📖关于「升力系数图」 ▼

📝工具简介

升力系数图是一款科学研究领域的在线工具。科学研究工具，采用标准科学公式，计算精准。

✨功能特点

🎯使用场景

如何使用升力系数图

  1. 按页面提示逐项填写或选择所需参数。
  2. 点击「计算」或「生成」按钮运行。
  3. 在结果区查看输出，可复制结果或导出使用。

参数说明

适用场景

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。

常见问题

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。