升力
升力，就是向上的力。 使你上升的力。 有很多種了。一般都是說在空氣中。 也就是向上的力大於向下的力，其合力可以使物體上升。 這個力就是升力。升力的成因較複雜，因為要考慮實際流體的粘性、可壓縮性等諸多條件。目前大多用的是庫塔儒可夫斯基定理，它是工程師計算飛機升力最精確的方法。具體內容就是由繞翼環流導致升力，產生了上下壓力差，這個壓力差就是升力 (Y)，升力和向後的誘導阻力（d）合成為空氣動力（R）。流過各個剖面升力總合就是機翼的升力。升力維持飛機在空中飛行。
升力來源於機翼上下表面氣流的速度差導致的氣壓差。但機翼上下表面速度差的成因解釋較為複雜，通常科普用的等時間論和流體連續性理論均不能完整解釋速度差的成因。航空界常用二維機翼理論，主要依靠庫塔條件、繞翼環量、庫塔-茹可夫斯基定理和伯努利定理來解釋。
準靜彈性飛機升力分布
劉千剛等介紹了一種準靜彈性飛機氣動特性的數值計算方法。可以用它來計算亞音速時彈性飛機的升力分布及11個主要的縱向氣動導數。
數值計算方法是目前研究彈性飛機氣動特性重要手段之一。由於這一計算牽涉到氣動、結構、飛行力學等幾個方面的問題，工作量較大，需要選擇合適的方法。
他們在氣動力計算方面，採用了格林定理所導出的速勢積分方程方法。其主要優點是能適用於各種複雜外形飛行器的氣動力計算，且所費機時較少，結果比較準確，因而比較適合於彈性飛行器的氣動力計算。在結構變形計算方面，採用了自由結構影響係數方法。這一方法不僅正確地解決了自由飛行中飛機結構變形的計算間題，而且由於所得出的彈性飛機氣動導數及其所適用的運動方程在形式上與剛性飛機的完全相同，也給分析和研究彈性飛機的動態特性帶來很多方便。
彈性飛機在一定的高度一定的M數作水平等速直線飛行時，下述方程組成立：
升力分布
升力分布
升力分布
升力分布
升力分布
升力分布
升力分布
升力分布式中 為彈性飛機的升力， 為彈性飛機的俯仰力矩， 為作用在彈性飛機小塊元素上的升力。 稱為自由結構影響係數，它表示自由飛行中的飛機在j元素上受到一單位外力的作用，在i元素處所產生的彈性位移。 表示飛機各元素的彈性位移。
由方程組，可以確定彈性飛機在一定的M數、一定的高度作水平等速直線飛行時的攻角、舵偏角以及此時飛機的升力分布及升力係數、誘導阻力係數。
相關軟體
順翼展方向升力分布陳後立等採用Advanced AircraftAnalysis2.4(AAA2.4)軟體對一架超小型固定翼飛行器(SMAV)機翼、平尾、垂尾升力係數分別做了計算,並給出相應的順翼展方向升力分布、順平尾展方向升力分布、順垂尾展方向升力分布。最後給出了該架超小型固定翼飛行器的升力與攻角變化曲線圖。
Advanced AircraftAnalysis 2.4(AAA2.4)是由Dar-corporation公司開發的專門用於飛行器設計、分析和研究的大型軟體。利用該軟體我們可以對SMAV進行重量、尺寸、開環和閉環動態穩定性和靈敏性等分析。由於SMAV涉及的空氣動力係數很多且相當複雜，陳後立等主要套用其中的空氣動力學模組中的升力計算模組對SMAV的升力係數進行計算。
目標環量分布
近年來，無人機由於其特有的技術優勢和突出性能，成為了未來航空飛行器的重要發展方向。無人機的飛行主要劃分為起飛階段、空中巡航階段和著陸階段，其中巡航是無人機飛行的主要階段。在巡航階段，機翼阻力的大小直接決定其耗油量和續航時間。根據Breguet關係式可知，機巽升阻比的增加或阻力的減小均可增大航程，若保持航程不變，則可減輕燃料重量。無人機巡航飛行時，誘導阻力占總阻力的40%，因此為了最佳化升阻比，研究如何減小誘導阻力是十分必要的。
減小誘導阻力的措施主要有：在翼梢處加裝翼梢小翼，這種方法能夠有效抑制機翼下表面氣流上卷形成的翼尖旋渦，從而達到增升減阻的目的，提高飛機的巡航時間。目前這種技術相對成熟，己廣泛套用在大型民用飛機中。另一種減小誘導阻力的方法是改變機翼的展向升力分布形式。
空氣動力學研究表明，機翼的誘導阻力與沿翼展方向的升力分布形式密切相關，在展向升力分布為橢圓形時誘導阻力最小。在飛機氣動外形初步設計階段，升力分布形式取決於機翼的梢根比，通過選擇合適的梢根比可得到理想的環量分布。為了進一步提高機翼的氣動性能，許多學者提出了最佳化的設計方法。
為了最佳化直升機升阻比，研究了飛機設計過程中減小誘導阻力的措施，提出了一種機翼幾何扭轉角的反向設計方法。該方法通過確定目標升力分布形式，對沿翼展方向選取的設計點進行幾何扭轉角設計，實現目標分布。基於升力線理論，建立用傅立葉正弦級數表示的升力線理論積分微分方程的矩陣表示形式，編制了低速平直機翼的氣動力、氣動載荷分布的計算程式和幾何扭轉角的反向設計程式。最後，基於目標環量分布獲得了幾何扭轉機翼，並通過程式預測和數值模擬方法對最佳化結果進行了仿真。計算結果表明：設計後的幾何扭轉機翼展向環量分布達到目標橢圓分布形式，幾何扭轉機翼誘導阻力減小了17.07%，總阻力減小了15.43%，計算狀態升阻比提高了6.5%。該方法對選取控制剖面進行設計，可實現性較強，具有一定工程套用價值。
