2.3 气流流过孤立翼型的升力和阻力
对于一个长度为无限长的单独的叶片，取出其单位长度的翼型，称为孤立翼型，将其置
于气流中时，流体流过翼型上表面（凸面）和下表面（凹面）的速度是不同的，气流流过翼
型上表面的速度要大于下表面的速度，如图 2-3a所示。由伯努利方程可知，翼型下表面的
气流压力要大于上表面。于是气流流过翼型上、下表面时产生了对于翼型的作用力 R ，如
图 2-3b所示，该作用力称为气流对于单位长度孤立翼型的总空气动力，它是从翼型的迎风
面指向背风面，在图中所示的情况下，翼型的凹面为迎风面，而凸面为背风面。 R 可以分
解成平行于气流方向（x 方向）和垂直于气流方向（y 方向）的两个分力 xR
和 yR
，它们分
别被称为气流对于单位长度孤立翼型的阻力和升力。
图 2-3 孤立翼型上的作用力
a）气流流过翼型的流线 b）翼型表面上气流作用力的分布 c）气流作用在翼型上的作用力 R 、
阻力 xR
和升力 yR
如按图 2-3所示，翼型前未受翼型干扰处的气流对于翼型的相对速度为 w ，压力为 p ，
气流冲角为，根据空气动力学的理论和实验研究，单位长度孤立翼型的升力 yR 和阻力 xR
可用下式计算：2
21
bwCR yy （2-16）
2
21
bwCR xx （2-17）
式中 xC 、 yC ——分别为翼型阻力系数和升力系数，它们可以通过各种不同翼型的风洞试
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验测得，其数值主要与翼型的形状、冲角及雷诺数等有关。
这里的冲角是指未经翼型扰动的气流与翼弦间的夹角，如图 2-3所示。在下一节我们将会看到，随着冲角的增加，升力系数也将增加，但增加到某一个极限后，再增加冲角，升
力系数反而减小。这个极限称为最大升力系数 maxyC ，它所对应的冲角称为临界冲角 cr 。
此时气流将从翼型表面上分离，此后阻力系数将急剧增加。