很多人会说我知道，我知道。因为伯努利效应嘛。机翼上方为弧形。气流流过机翼时间不变，上表面路程更长，速度更快，压力更小，所以产生压差，产生升力。那么，真的是这样的吗?

上面的解释看起来完美无缺，但是细心观察我们就会发现还是有很多漏洞的，有些朋友就产生疑惑了，我看有些飞机翼型明明是对称的啊，而且我看航展上倒飞的飞机比比皆是，凭啥也有升力?

这就牵扯到另外一个重要的概念：攻角（也被称为迎角，注意不是仰角，仰角是机翼和水平地面的夹角）。攻角也称迎角，是指翼弦线（连接机翼前缘和后缘的直线）与流体方向之间的夹角。当攻角为零时，对称翼型确实不产生升力；但是对称翼型只是关于翼弦线对称，当攻角不为零时，此时翼弦线与风速方向不再一致，失去了对称性，一样能通过产生路径差，造成流速不同，产生升力。

不过这里面要提一下，虽然这种升力确实来源于流速差，但是传统的基于同时原则要求来流在经过机翼后同时交汇因此产生速度差的解释其实存在问题，因为现代风洞实验表明，流过上表面的气流往往会更早的流至机翼后缘，不再交汇。需要详细了解的可以看一下这个视频(但是事实上这个解释也比较偏入门级，但我已就这个等级了，再深我也搞不懂)

通过加速上表面的气流来产生升力的飞行器往往长这个样子。

这种升力解释也可以解释大部分低于音速飞行的飞行原理，但是对于接近音速的飞行器就不行了。

那么我们飞行速度快一点，在接近音速的时候，激波就出现了。我们在此先了解一下激波和音速的关系。首先我们要知道声波的是介质中压强扰动以波形式传递，就像接力赛一样把速度传递给前面的空气粒子，而自己传递后停留在原地。其传递速度就是声速，因此在低于音速飞行前，这种压力能够正常扩散。到达音速的时候飞行器的速度和波的速度一致，波与波之间形成了一道“墙”，也就是所谓的音障。而在超音速后，飞行器形成的压力波，后面形成的总是能够“追上”前面的波，一道又一道波连续在一起，形成了所谓的压缩波，也就是激波，

因为波已经连到一块了，对于激波内的气流来说，其速度变化就不是单单的传递那么简单了，因此在激波内部和飞行器的相对速度也会下降，压强增大。

说了这么多，那么在机翼接近音速的时候会发生什么事呢？我们知道传统翼型上表面会加速的更快，也就意味着上表面的气流会更快到达音速，达到音速形成激波，气流直接往上脱离了，不再吸附于机翼上表面，直接就失速了，怎么办呢？于是便有了超临界翼，比较典型的如运20，C17这种亚音速飞行的飞机都选择了这种翼型，

直接把上表面切平，减少其对气流的加速，而作为补偿，机翼下表面凹进去一块，后缘存在非常明显的下掠，对于这种翼型来说，其升力就是来自牛顿定律，气流向下偏转，相应的机翼收到向上的力

(其实严格来说将升力分为伯努利解释和牛顿力学解释并不合理，一方面的伯努利解释本身就符合牛顿力学，伯努利效应毕竟也是在宏观低速的情况下的，只是牛顿力学的一种特殊情况罢了，另一方面两种作用往往是同时存在，并互相影响的产生升力的）

那么我们更快一点，直接让这个飞行器超过音速会怎样?这种情况下升力来源就成了激波产生的高压。典型的超音速翼型长这个样子，

即机翼呈菱形，超音速气流与机翼，相撞，上表面因为和气流方向相平行，在理想情况下不产生激波，而下表面则因为飞机的速度比音速快，后面产生的“波”总是能追上前面的波，形成压缩波（也就是前文介绍的激波）因此对气流不断减速，压力更大，然后为了防止形成真空导致出现很多的压差阻力，上下表面开始合拢，此时上表面向下偏转，气流膨胀形成低压，此时压差也存在了，也会形成一道又一道的压力波，但是问题在于压力波的速度是音速，而飞机本身的速度比音速快，激波等于说是被一道一道的甩开了，无法形成连续的激波，因此这种波叫做膨胀波，其压强仍然低于下表面，依然有压差提供升力。

这个时候有趣的事情发生了，我们假设一个机翼同时符合理想的亚音速机翼和超音速机翼的特征（事实上现实中战斗机的机翼就是要结合着两种机翼的优点，不过往往不能完全兼顾罢了）亚音速时上表面最大凸起的时候速度最快，压力最小，机翼的升力的中心在大约1/4处，

而超音速时，升力基本均匀分布，机翼升力的中心则变成在1/2处，

机翼的升力中心后移，这也就是为什么大多数飞机超音速后气动焦点后移的原因，而跨音速段气动焦点变化太大，对于那种亚音速气动焦点在前，超音速后气动焦点的飞机上来说，变化太大难以控制，同时机翼也会使劲震颤，这也是所谓苏27跨音速陷阱的由来，而像F15这种气动焦点一直在后的飞机就基本上不会有这个问题。我们知道超音速下的理想翼型和亚音速下的理想翼型不太一样，但是问题在于然后超音速的飞机再怎么也得经过低速的飞行才能超音速啊，现在的飞机往往可以通过大量的风洞吹风模拟，还有超级计算机模拟，选择一个兼顾低速和高速的折中翼型，但是在人类刚学会超音速的年代，对速度的追求，和对空气动力学了解的薄弱导致当时很难做到权衡。

超音速是目标，那么只能找一种低速下不太依赖机翼外形的升力来源。这个时候工程师想到了科恩达效应，也就是所谓附壁效应，

我们知道气体是具有粘性的，因此射流具有连带射流附近的气流一期加速的特性，当射流的一侧有壁面时，受壁面的阻隔，射流带走部分空气后，原来的地方得不到足够的空气补充，当地的压强就会降低，气流则因为靠近壁面部分的气压的气压低被压向壁面。因此射流具有依附于壁面的特性，同时射流因为速度较快压力小，也能产生可观的升力，

F104上的吹气襟翼就是基于此原理设计的，极大程度的改善了F104的低速性能（当然依旧很寡妇制造者就是了）。

那么我们更更快一点呢？这里就要介绍一下乘波体飞行器了，需要指出一下乘波体的飞行原理和超音速下机翼的原理没有本质不同。本质上都是利用激波产生的压缩升力。在了解乘波体前我们要先了解一下激波的特性，激波分为两种：脱体激波（也被称为正激波）和附体激波（也被称为斜激波），在超音速下钝头体飞行器因为其倾斜角超过了激波的后掠角，

因此会继续撞击气流，带动气流向前，直到相对速度低于音速，并且飞行器本身和激波不接触。

而附体激波则其倾斜角小于激波后掠角，因此物体前缘始终能保证和激波接触，顾称附体激波。同时因为气流可以向两边跑路，只要不和飞行器接触就行了，因此经过附体激波后的气流和飞机的相对速度是可以超过音速的。然后我们再了解一下激波的特性，即激波内的气体不会流向激波外。还有气体本身固有的从高压流向低压的特性。那么乘波体究竟应该怎么理解呢？首先上上表面，遵循上表面完全和来流平行的原则，不产生激波。而下表面则要求下表面激波产生的高压区不会忘上表面延伸。怎么办呢？通过连续的附体激波保证将乘波体和上表面和下表面的气流分割开来。就开始实现升阻比的最大化。

多说无用，今天终极侧卫35姬手把手教你怎么做一个年轻人的第一个乘波体。

第一步，先做一个楔形物体，然后对着吹超音速气流，确定激波面。

第二步，沿着激波面画线，确立需要的乘波体前缘

第三步，确立乘波体上表面，注意，上表面要求和超音速来流平行（我在里面就画的不够标准）

第四步，确定乘波体上表面（画的不标准），要求从侧面选取任意一个截面，上面表面同超音速来流的角度都于楔形上表面同超音速来流的角度相同

如此，一个乘波体就完成了，什么?看起来不像?那你翻过来再看看。

掌握了这种方法，除了双斜切的乘波体外，哪怕是曲面的乘波体也是手到擒来。

但是这样就有一个问题，这样的乘波体虽然设计起来简单，但是容积太小，难以做实用的乘波体飞行器。有什么办法吗？有，这种乘波体我们选择的是楔形激波，如果我们选择圆锥形的激波呢？便有了这样。

唯一的问题就是，对于这种乘波体，哪怕我们确定了下表面所要的激波形状，因为激波下表面不是平面，而是一个曲面。对应的我们画出一个乘波体下表面也很难。而上表面就比较简单，我们从后缘的形状出发，相前面平行延伸，直到与锥形激波相交，就能画出乘波体前缘。如此，我们画出的乘波体的容积也就可以更大了

如此便是目前主流固定翼飞行器升力的来源了，现在网络上盛传一种说法就是人类从来不知道飞机是怎么飞行的。这个是错误的，人类其实很清楚飞机为什么能飞，唯一不太确定的是升力到底应该怎么算比较合理，这需要我们彻底解开N—S方程，这是七个“千禧难题”（又称世界七大数学难题）之一。目前来看解开遥遥无期，不过非得认为我们只有解开了N—S方程才算是认识到升力是怎么产生的。这种想法是偏还原论的，事实上，这种思想已经被认为是不切实际的，我们不可能通过一组基本的物理法则推导出世界运行的全部规律，对于升力来说也是这样，我们现在做不到解开完整的N—S方程，但是我们可以解开理想条件下的部分N—S方程，比如说把一些数据设定成理想值什么的。然后通过风洞吹风和前人总结的经验模型，设计出一款对于我们来说足够用的飞机就可以了，完全了解升力的产生对我们来说不但效费比不高，而且也做不到。

新人渣作，文笔不好，觉得不好的，求轻喷，如有错误，请在评论区留言或者私信。跪求三连。我是终极侧卫35姬，我目前已经加入星海伊束团队，这也是我们将来会做的视频的文字版，欢迎大家关注。

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楼主可以看看机翼的横截面图，它的上面是一个曲面，也就是说，同样的时间里，同量的气流，机翼上部的气流流速更高。
初二科学有一条：流速和压强成反比，而大迎角时，机翼顶部的气流流速会比平飞时机翼顶部的气流流速还要高很多，所以压强会很小；而机翼下部的气流流速变化不如机翼上部大，所以压强比上部大很多，因而会把机体往上推，从观察者的角度看上去，就是机翼前缘的空气对机翼前缘产生吸力了