升力係數圖 使用指南

翼型升力係數 Cl 與攻角 α 關係曲線，基於薄翼理論模型繪製失速特性，並可計算升力

計算公式與原理

線性段 CL = CLα · (α − α0)，並封頂 CLmax；α > α_stall 後按失速下降修正

升力係數隨迎角線性增長，斜率即升力線斜率 CLα；達到最大升力係數 CLmax 後進入失速，本工具對失速後做平滑下降處理。

典型使用場景

• 翼型氣動評估，由零升力攻角 α₀、升力線斜率、失速攻角與 Clmax 畫 Cl–α 曲線。
• 選型時對比對稱翼（NACA 0012）與正彎度翼（NACA 2412）的升力特性。
• 已知目標 Cl（如起飛所需），反推需要的攻角，避開失速區。

算例參考

• NACA 2412 某攻角升力係數：NACA 2412 零升力攻角 α₀≈−2°、升力線斜率約 0.1/°（≈5.7 /rad）。攻角 α=4° 時 Cl≈0.1×(4−(−2))=0.6；接近失速攻角（約 16°）時 Cl 達 Clmax≈1.5 後驟降。

注意事項

本工具純前端執行，輸入內容不上傳伺服器；結果為按上述口徑得到的理論估算值。實際應用受裝置引數、測量條件與當地規範影響，請以裝置銘牌、檢測報告與現行標準為準，重大決策建議諮詢專業人士。

升力係數會一直隨攻角增大嗎？

不會。線性段過後（約 10–16° 依翼型而定）氣流分離，Cl 在 Clmax 處達到峰值後急劇下降，即失速。飛行中攻角必須低於失速攻角。

失速攻角和 Clmax 是固定的嗎？

隨雷諾數、翼面汙染（冰/蟲）、後緣襟翼偏轉變化。結冰會大幅降低 Clmax 並提前失速，故結冰條件下嚴格限速。本工具按給定翼型引數計算。