1樓：Aeroergy
有兩種理解方法。
第一種是分離流動改變了翼型，根據庫塔條件重算翼型的環量，一般情況新翼型公升力會更小。這種方法適用於分離泡的情形。
第二種是利用無粘流動的拉加利定理。相當於原翼型外再新增乙個點渦，點渦起到可以修正作用，可以看到在一般情況下公升力會減小。
當然有一般情形，就有特殊情形，這與渦的位置有關。
勢流的拉加利(Lagally，似乎不統一。。)定理本身是非常重要的，用武之地很多。屬於典型被低估了作用的知識點吧。
2樓：非線性柚子皮
從題主問題的角度回答，先上結論：公升力隨迎角增大不是靠分離，而是環量增大。在低速流中，翼型後半段發生分離時，雖然形成低壓區，但其影響絕不限於後半段翼型，而是影響整個流場。
這時，按主流來看等於換了乙個後緣不收攏的翼型，環量比不分離時反而小了。也並不完全是考慮了粘性帶來的綜合表現公升力減小。
在失速迎角附近，上翼面的氣流有嚴重的分離，其分離區從後緣向前蔓延，可以伸展到前半個機翼上去。本來翼型的公升力係數是隨迎角而逐漸增大的，根據茹科夫基斯定理可知，繞翼型的環量必然相應地增大，整個上翼面的吸力都在增大，下翼面的壓力也有些增大不過變化沒有上翼面大。
隨著環量的增大，下翼面上的前駐點必向後移，前駐點離前緣越遠，過駐點那條流線以上的氣流在繞過前緣向上翼面流去時，必然要產生更大的速度，換句話說，隨著迎角的增大，不僅整個上翼面的吸力增強了，而且前緣附近的吸力峰上公升的比別處更快。從峰值點向後，氣流要減速，但他要頂著逆壓梯度向後流，峰值越高，逆壓梯度越大，氣流的減速流動越困難，這不僅使邊界層變成紊流，而且當迎角達到一定程度後，氣流很難頂著逆壓減速，氣流發生分離。
Fig1: 典型壓強分布逆壓梯度可見分離後氣流分成分離區內部的流動和分離區外的主流兩部分。在分離邊界（自由邊界）上，二者的靜壓必處處相等。
分離後的主流不再減速不再增壓，分離區內的氣流由於主流在自由邊界上通過粘性作用不斷帶走質量，中心部分便不斷有氣流從後面補充，形成中心區倒流，所以說分離區基本上是個「死水區」（不絕對），分離區內靜壓取決於分離點主流靜壓。
本來上翼面過了最低壓強點是逆壓梯度，順流而下，速度在一路減慢，靜壓在一路公升高。一旦出現分離，主流便不再減速，靜壓也不再提高，分離區內靜壓基本上就是分離點主流靜壓。分離的越厲害，分離點越靠前，靜壓越低。
既然上翼面的後段上有很大的低壓，且此時迎角很大，必然出現壓差阻力因此在失速附近阻力迅速增大。
既然上翼面上有很大一段原該減速增壓的，現在不減速而變成了乙個低壓區，那麼是否應該公升力增大呢？答案是否定的。公升力隨迎角增大不是靠分離，而是環量增大。
因為在低速流中，翼型後半段發生分離時，其影響絕不限於後半段翼型，而是影響整個流場。這時，按主流來看等於換了乙個後緣不收攏的翼型，環量比不分離時反而小了。前面的吸力及其峰值都變小了。
分離不是很大時，公升力還能有所增加，只是不如理想情況多罷了，發生重大分離時，公升力迅速減小。
Fig2: 分離對壓強分布的影響
一般較厚的翼型，後緣分離的發展是比較緩慢的，流譜變化是連續的。過了臨界迎角，公升力係數的下降也是連續緩慢的，這種特性對飛機而言是好的，不致因迎角過大而突然失事。
很薄的翼型，前緣半徑很小，當迎角不很大時，在前緣附近就能發生層流邊界層的分離，吸力峰下游的逆壓梯度過大，層流邊界層難以承受。這種分離，等到流動變成紊流後，又會重新附著在翼面上，形成氣泡，這種氣泡剛開始很短，只有弦長2%~3%，但隨著迎角的增大而迅速擴充套件拉長直至失速。這種薄翼型的公升力曲線偏離直線是相當早的，但失速後連續變化並不突然下落。
Fig3：前緣氣泡
Fig4: 前緣氣泡對壓強分布的影響
前緣分離的另一種是短氣泡分離，這種氣泡的分離對主流沒有顯著影響，翼型上的壓強分布和無氣泡時基本一致，迎角增大，氣泡內壓強下降，同時主流流線在那裡的曲率增大，氣泡的尺寸反而變小。迎角大過臨界迎角後，短泡突然破裂變成長氣泡公升力陡然下降，對飛機不利。
3樓：
根據題目描述可將知識範圍限定為低速不可壓流動1. 對分離區壓強理解不準確，分離的成因是邊界層內靜壓增大。靜壓小邊界層會重新附著
2. 對達朗貝爾佯謬的理解不準確，進而導致對壓差阻力的理解不準確。後緣處雖有強烈的剪下流，但並沒有所謂的「分離區」。
勢流理論和粘性流動理論的根本區別在於對環量的處理方法不同。乙個尾緣為cusp edge的翼型仍然可以有誘導阻力
3. 對阻力的理解不準確，阻力必須從公升阻比的角度來考慮。脫離開公升力去談阻力沒有意義
4樓：龍在天
首先，飛行器設計中使用的壓力係數定義是Cp(pressure coefficient)=(p-pinf)/qinf，其中p是任意一點的靜壓，pinf 是無窮遠處靜壓，qinf=rouinf *vinf*vinf/2是動壓, rouinf 是無窮遠密度，vinf是飛行速度，/是除法，*表示乘法。這個是無量綱的，便於畫圖，比p好用。
其次，機翼是三維曲面，業內習慣取沿著流向的截面就是翼型，也就是二維的曲線。翼型的每一點都有各自的Cp，因為每一點的速度都不同。這裡舉例，以翼型GAW1mod為例子，馬赫數=0.
15，雷諾數2百萬。
隨著攻角變化，可以從下圖中看到Cp 的變化。圖中上方的曲線對應翼型上表面，下方的曲線對應下表面，Cp越大表示壓強越大，這樣的話就是下表面壓強大，上表面壓強小，這個壓力差的沿著翼型積分就可以得到公升力。
從幾度攻角開始，隨著攻角增大，公升力係數逐漸增大。上下表面之間Cp曲線包裹的面積，可以作為公升力大小的乙個表徵。分離區在Cp圖中表現為:
翼型上表面後緣的Cp幾乎都相等，而且很小，這個Cp曲線的平台就是分離流動的乙個結果，小攻角時是不存在這個Cp平台現象的。注意攻角16度，分離區向前發展，平台區到達翼型弦長30%位置左右。弦長指從前緣點(頭部)到後緣點(尾部)的距離，這種現象導致在30%弦長位置，分離後的壓強比分離前更高。
而在翼型後緣點附近，分離後的壓強比分離前低。分離前是指沒有分離，分離後指出現分離後。
直觀理解，Cp包裹的面積減小，公升力減小，原因是翼型上表面較多區域，分離後的壓強大於未分離時的壓強。問題中的敘述:分離導致的壓強小，這個說法不夠準確，需要定量分析。
因為有些區域在分離前壓強相對更小，分離後壓強反而變大了。
5樓：
低馬赫數無超音速區時，翼型的公升力主要由前半部份貢獻（自行參考壓力分布），當後部的分離區前移到這一部分時就會造成公升力的快速下降。
題主需要看的是飛行器部件空氣動力學。我上學時是在空氣動力學教材上沒講的部分裡。工作後看的毛子的部件空氣動力學才想明白。
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