基于试验结果基础上的升力计算
在1915年，美国国会建立了国家航空咨询委员会（NACA），也就是国家航空航天局（NASA）的前身。在20世纪的20年代和30年代，NACA对数百种机翼翼型（机翼截面）进行了大规模的风洞测试。搜集的数据让工程师们能够准确计算出各种翼型在不同飞行条件下的升力值和阻力值。
机翼的升力系数值与气流速度、空气密度、机翼面积、攻角都有关。攻角就是翼型方向和来流方向的夹角，在本文的后面我们会更详细地讨论攻角。给定的翼型的升力系数取决于攻角。
Image courtesy NASA
The lift-curve slope of a NACA airfoil
下面给出一个标准的计算升力的方程。
L = lift（升力）
Cl = lift coefficient（升力系数）
(rho) = air density（空气密度）
V = air velocity（流速）
A = wing area（机翼面积）
举个例子，让我们计算一架翼展40feet、弦长4feet、机翼面积160 sq. ft的飞机升力。它在以100mph（161kph）的速度在海平面上飞行，这大概是以每秒147feet或者45meters的速度。让我们假设机翼采用的是NACA1408翼型，飞机机翼的攻角是4度。
我们知道：
・ A = 160 square feet
・ (rho) = 0.0023769slugs/cubic foot(标准状态下的海平面)
・ V = 147 feet per second
・ Cl = 0.55 (NACA 1408 翼型 、AOA 4度时的升力系数)
这样我们就计算出了升力：
・ Lift = 0.55 x .5 x .0023769 x 147 x 147 x 160
・ Lift = 2,260 lbs
你也可以在NASA的官方网站上通过一个有效的风洞试验进行翼型的设计。
