升力係數圖

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✈️ Lift Coefficient

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

📐 計算公式

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。

升力計算（在檢視攻角下）

📖 升力係數原理

升力公式

  • 升力 L = ½ × ρ × V² × S × Cl
  • ρ：空氣密度（海平面 1.225 kg/m³）
  • V：飛行速度（m/s）
  • S：機翼參考面積（m²）
  • Cl：升力係數，隨攻角變化

Cl-α 曲線特性

  • 線性段：Cl = Clα × (α - α₀)，α 為弧度
  • 零升力攻角 α₀：對稱翼為 0°，正彎度翼為負值
  • 失速：超過失速攻角後 Cl 急劇下降（氣流分離）
  • 升力線斜率：薄翼理論約 2π/rad ≈ 0.11/°

典型翼型引數

  • 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：升力係數圖

💡 常見使用場景

  • 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。
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。

❓ 常見問題（FAQ）

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。
⚠️ 使用說明與注意事項

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📖關於「升力係數圖」 ▼

📝工具簡介

升力係數圖是一款科學研究領域的線上工具。科學研究工具，採用標準科學公式，計算精準。

✨功能特點

🎯使用場景

如何使用升力係數圖

  1. 按頁面提示逐項填寫或選擇所需引數。
  2. 點選「計算」或「生成」按鈕執行。
  3. 在結果區檢視輸出，可複製結果或匯出使用。

引數說明

適用場景

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。

常見問題

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。