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{{NoteTA|G1=物理学}}
'''升力係數'''（{{lang-en|Lift coefficent}}，C<sub>L</sub>、C<sub>N</sub>或C<sub>z</sub>）是一個把[[舉升體]]對附近[[密度|流體密度]]所產生的[[升力]]、[[流體動力學|流體速度]]和相關參考面積聯繫起來的[[無量綱量|無量綱]][[係數]]。舉升體可以是翼又或整個帶翼的{{tsl|en|fixed-wing aircraft|固定翼飛行器}}。''C''是物體與流之間的角度、[[雷諾數]]和[[馬赫數]]的函數。升力係數''c''<sub>l</sub>涉及參考面積則由[[翼弦]]所取代<ref name=Clancy>{{cite book|last=Clancy|first=L. J.|title=Aerodynamics|year=1975|publisher=John Wiley & Sons|location=New York|at=Sections 4.15 & 5.4}}</ref><ref name=TWS1.2>{{tsl|en|Ira H. Abbott||Abbott, Ira H.}}, and Doenhoff, Albert E. von: ''Theory of Wing Sections''. Section 1.2</ref>。


== 定義 ==
升力係數''C''<sub>L</sub>的定義如下<ref name=TWS1.2/><ref>Clancy, L. J.: ''Aerodynamics''. Section 4.15</ref>：

:<math>C_\mathrm L \equiv \frac{L}{q \, S} = {\frac{L}{\frac{1}{2}\rho u^2 \, S}} = {\frac{2 L}{\rho u^2S}} </math> ,
其中
<math>L\,</math> 為[[升力]]，<math>S\,</math>為相關表面積，而<math>q\,</math>則為流體[[動壓]]，又與[[流體]][[密度]]<math>\rho\,</math>和[[流速]] <math>u\,</math>相關。因為參考表面是可以隨意選的，所以應該列明所選擇的參考表面。例如，圓柱形剖面（翼型在翼展方向的三維擠壓）的方向通常是翼展方向，但在空氣動力學和薄翼展理論中表面產生的第二軸一般是取翼弦方向的：

:<math>S_{aer} \equiv c \, s</math>。

得一係數：

:<math>C_{\mathrm L, \, aer} \equiv \frac{L}{q \, c \, s},</math>

而對於厚翼型和海洋動力學來，第二軸有時會取厚度方向：

:<math>S_{mar} = t \, s</math>

故得出不同的係數：

:<math>C_{\mathrm L, \, mar} \equiv \frac{L}{q \, t \, s} </math>

兩係數間的比值為厚度比值：

:<math>C_{\mathrm L, \, mar} \equiv \frac c t C_{\mathrm L, \, aer} </math>

得出升力係數的方法有{{tsl|en|lifting-line theory|升力線理論}}估算<ref>Clancy, L. J.: ''Aerodynamics''. Section 8.11</ref>、數值方法計算和在完整飛機配置下用[[風洞]]測量。

== 翼型升力係數 ==
[[Image:Lift curve.svg|thumb|300px|right|展示有弧度翼型的翼型升力係數對攻角的典型曲線圖像。]]
升力係數可用作[[翼型]]的某種形狀或橫切面的特徵。在這個應用中的升力係數叫'''翼型升力係數''' <math>c_\text{l}</math>。展示出某翼型升力與[[攻角]]之間的關係是很常見的<ref>Abbott, Ira H., and Von Doenhoff, Albert E.: ''Theory of Wing Sections''. Appendix IV</ref>。展示出[[阻力係數]]和翼型升力係數之間的關係也是有用的。

翼型升力係數是基於流過具無限翼展和不變橫切面的翼的二維流，因此升力與翼展效應無關，定義中翼型升力係數係數以<math>l</math>表示，即單位翼展長度的升力。新定義如下：

:<math>c_\text{l} = \frac{l}{q \, L},</math>

其中L為應該列明的參考長度：在空氣動力學和翼型理論中一般選[[翼弦]]<math>c\,</math>，而在海洋動力學和對象是支柱時則一般選厚度<math>t\,</math>。注意這個與阻力係數是直接相關的，因為翼弦可被詮釋成“每單位翼展的面積”''c''<sub>l</sub>。

對某攻角而言，可以用[[翼型|薄翼型理論]]估算<ref>Clancy, L. J.: ''Aerodynamics''. Section 8.2</ref>、數值計算或用有限長度和用[[風洞]]判定帶有減三維效應設計終板的測試件來得出''c''<sub>l</sub>。''c''<sub>l</sub>對攻角的圖像展示出所有翼型的一些通用形狀，但某些數字會有所不同。它們展示出增加[[攻角]]會對升力係數帶來幾乎線性的增長，而這條直線的斜率又被稱為升力斜率。對任何形狀的薄翼型而言，其每度攻角的升翼斜率為π<sup>2</sup>/90 ≃ 0.11。在較高的度數是會到達一個最大值，攻角比最大值大時升力係數會下降。這個到達最大升力係數在攻角等於翼型的[[失速]]角時發生，典型翼型的失速角約為10至15度。

對稱翼型必需擁有沿''c''<sub>l</sub>軸對稱的c<sub>l</sub>對攻角圖像，但對任何正[[弧度 (空氣動力學)|弧度]]的翼型而言，即不對稱、上方凸面，在攻角小於零時還是會有微小但帶正值的升力係數。也就是說，當''c''<sub>l</sub> = 0時攻角為負。在這樣的翼型上零攻角時上方的壓力比下方的壓力低。

== 另見 ==
* [[升阻比]]
* [[阻力係數]]

== 注釋 ==
{{reflist|30em}}

== 參考資料 ==
* L. J. Clancy (1975): ''Aerodynamics''. Pitman Publishing Limited, London, {{ISBN|0-273-01120-0}}
* Abbott, Ira H., and Doenhoff, Albert E. von (1959): ''Theory of Wing Sections'', Dover Publications New York, # 486-60586-8

[[Category:空氣動力學]]
[[Category:機翼]]
[[Category:流體力學中的無因次量]]