2.3 氣流流過孤立翼型的升力和阻力
對於一個長度為無限長的單獨的葉片，取出其單位長度的翼型，稱為孤立翼型，將其置
於氣流中時，流體流過翼型上表面（凸面）和下表面（凹面）的速度是不同的，氣流流過翼
型上表面的速度要大於下表面的速度，如圖 2-3a所示。由伯努利方程可知，翼型下表面的
氣流壓力要大於上表面。於是氣流流過翼型上、下表面時產生了對於翼型的作用力 R ，如
圖 2-3b所示，該作用力稱為氣流對於單位長度孤立翼型的總空氣動力，它是從翼型的迎風
面指向背風面，在圖中所示的情況下，翼型的凹面為迎風面，而凸面為背風面。 R 可以分
解成平行於氣流方向（x 方向）和垂直於氣流方向（y 方向）的兩個分力 xR
和 yR
，它們分
別被稱為氣流對於單位長度孤立翼型的阻力和升力。
圖 2-3 孤立翼型上的作用力
a）氣流流過翼型的流線 b）翼型表面上氣流作用力的分佈 c）氣流作用在翼型上的作用力 R 、
阻力 xR
和升力 yR
如按圖 2-3所示，翼型前未受翼型干擾處的氣流對於翼型的相對速度為 w ，壓力為 p ，
氣流衝角為，根據空氣動力學的理論和實驗研究，單位長度孤立翼型的升力 yR 和阻力 xR
可用下式計算：2
21
bwCR yy （2-16）
2
21
bwCR xx （2-17）
式中 xC 、 yC ——分別為翼型阻力系數和升力係數，它們可以通過各種不同翼型的風洞試
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驗測得，其數值主要與翼型的形狀、衝角及雷諾數等有關。
這裡的衝角是指未經翼型擾動的氣流與翼弦間的夾角，如圖 2-3所示。在下一節我們將會看到，隨著衝角的增加，升力係數也將增加，但增加到某一個極限後，再增加衝角，升
力系數反而減小。這個極限稱為最大升力係數 maxyC ，它所對應的衝角稱為臨界衝角 cr 。
此時氣流將從翼型表面上分離，此後阻力系數將急劇增加。
