我们知道，机翼上除了有各种阻力：摩擦阻力、压差阻力、诱导阻力(超音速飞行，还有波阻和热阻)之外，机翼还必须产生保证飞行的升力。这就是当机翼同迎面气流有一个角度(冲角)时，在机翼上会产生空气动力R。这个力叫总空气动力。它可分解为二个力：一是平行迎面气流的阻力Q；二是同迎面气流垂直的升力Y。

研究与实验证明，阻力Q、升力Y的大小与空气密度ρ、机翼面积S以及飞行速度V有关。

但影响升力和阻力的并非只是上面的三个因素。冲角的变化、机翼的翼型与机翼的平面形状，以及其他许多因素都有很大的影响。所以在计算升力Y与阻力Q的公式里，还包含着一个相应力的修整系数。这个系数反映了许多其他因素的影响。从风洞的实验中，可测得这个相应力的系数。升力与阻力的公式：

上面公式中，Cy与Cx是未知的升力系数和阻力系数。但可用下面的公式计算：

显然，在运用上面公式时，必须先知道阻力Q和升力Y的值。因而，首先要做风洞实验。通过实验可测出速压，阻力Q和升力Y的数值。从上面公式看出，当我们知道了机翼面积，就很容易计算出机翼的阻力系数Cx和升力系数Cy。

为了计算不同冲角的Cx和Cy，一般取冲角变动范围是从α=－4°～18°或20°。这样，取得一组Cx与Cy的值，可做升阻极曲线。

当我们知道了升力系数Cy与阻力系数Cx以后，很容易用下列公式计算出真正机翼的阻力与升力：

如果公式中，S用米2；用公斤/米2，这时算得的阻力和升力的单位为公斤。

机翼的风洞实验，不仅可确定Cy与Cx的值，而且可确定对应A点的力矩系数。当测得不同冲角下的Rm值后，对应A点的力矩等于：

MA=Rm·bcpo(bcp为平均几何弦长)

知道了力矩后，用下公式很容易求得A点的力矩系数：

到此为止，我们可取得一系列的Cy、Cx和CmA的数值，此些数值都在所取的攻角范围内，从而，可作出CmA同α及Cy同α变化的曲线。

这样，我们就可很方便地根据图表查得对应冲角的CmA及Cy值，然后再根据CmA及Cy值在Cm－Cy图表中找出曲线Cy同CmA交点即为Cm值。

(愉璞节译自“模型飞机的翼型”)