NACA 翼型选择
最大弯度 M (%)
弯度位置 P (×10%)
最大厚度 XX (%)
流动条件
攻角 α (°)
°
Re (×10⁶)
×10⁶
动画
叠加显示
预设场景
分析结果
计算结果
-
攻角 α (°)
-
CL
-
Cp_min（吸力峰值）
-
驻点 x/c
-
CD
-
L/D
-
α₀ (°)
-
失速角 (°)
-
CL,max
Airfoil
Cl
升力系数 Cl vs 迎角 α
理论与主要公式
压力系数 Cp 分布
理论与主要公式
$$C_L = 2\pi\,(\alpha - \alpha_{L0}),\qquad C_p = 1-\left(\frac{V}{V_\infty}\right)^2$$
α: 迎角 αL0: 零升力迎角（由弯度产生） V: 局部流速 V∞: 自由来流速度。升力曲线斜率 = 2π/rad ≈ 0.11/°。上表面流动加速（V>V∞→Cp<0=吸力），驻点处 V=0→Cp=1。Kutta条件使气流在后缘平滑汇合并确定环量。