上次我证明了飞机升力是由压力差产生的（不是连载，不是刷帖）。理论上所有里都是可以算的，像F=ρ液gV排。
升力公式随便一本书上都有：
L=Cl*1/2*ρ*V^2*S机翼
看起来乱七八糟的不是很记得清楚，还有人会想问为什么不把Cl砍一半省去1/2.那就拆开记。
Cl是升力系数，1/2ρV^2表示动压，这个之前说过，机翼垂直投影面积是S，所以升力公式还写作：
L=Cl*P动*S
瞬间清楚了不少，比原来的一团乱麻好多了。
但攻角也是改变升力的因素之一，但公式里没有体现，这是因为攻角改变的是升力系数：
这是某翼型的升力系数曲线，纵轴为升力系数，横轴为攻角，最高点升力系数为最大值，记作Clmax。
并由图可知，升力系数在Clmax以前与与α成一次函数关系（线性变化）因此升力系数有自己的表达式。
升力为零的攻角为零升攻角，记作α0，升力系数随攻角的变化量被称为升力系数斜率（Cα），在Clmax以前，公式为：
Cl=Cα（α-α0）
升力系数在CLmax以后急转而下是因为失速。
流体粘性是有限的，当攻角达到一定程度，会使后面气流分离，静压小的层流被静压大的湍流代替，上下压力差变小，表现为升
力迅速变小，会导致飞机进入一个不安全的不正常飞行状态：
