在其他迎角下这个翼型的升阻比都比这个数值小。
有时将机翼极曲线与升力系数曲线画在一起。横坐标同时表示迎角和阻力系数，纵坐标则只表示升力系数。这种曲线上的极曲线一般不标明迎角。需要知道迎角时可通过升力系数曲线决定，如图3-6所示。例如在升力系数是1.2时迎角是6?。这样极曲线上对应于升力系数1.2的那一点的迎角也是6?。
另外还有一种不常见的曲线，就是升阻比曲线(图3-4的CL/CD曲线)。这种曲线是根据不同迎角时机翼产生的升阻比的大小画出的。
每种翼型都可以通过试验的方法找出它的极曲线或升力系数曲线来，这些曲线通称翼型性能曲线。不同翼型的曲线也不同，所以每一曲线上都应注明是哪一种翼型，如B-6358或MVA一301等。此外，最好写上试验时的雷诺数，以便查阅。雷诺数相差很大的资料不能随便通用。 如果在曲线旁边写有?=? 字样，表示这些曲线是翼型数据不是实际机翼数据，?称为展弦比，表示机翼的长度(翼展)和翼弦长度之比，机翼翼尖的气流会影响到整个机翼的情况，所以要准确地测量出翼型的性能，应把机翼做得无限长(即?=?)，实际上不可能这样做；但可在风洞中用隔板把两翼尖顶住(相当干两个很大的垂直面装作翼尖上)，试验
出的结果与翼展无限长的机翼基本相同。在利用已有资料时，必须注意资料上的展弦比是否和自己模型机翼上用的相同，如果不同便要用后面介绍的方法进行换算。 2. 力炬特性(07.11.19讲课到此)
除了升力、阻力特性外，还需要知道的翼型数据时压力中心的位置，即合力作用点的位置。一般假设这个作用点在翼弦上(实际情况是稍微高一点儿)，所以阻力也作用在翼弦上。
一般的翼型当迎角增大时压力中心向前移，迎角减小时压力中心向后移，只有S翼型例外，对称翼型的迎角变化不大时，压力中心可以说是不动的。如图3-7所示为翼型压力中心随迎角变化的情况。 从图上可以看到，要表示各种不同迎角时压力中心的位置，还需要有另一条曲线，就是迎角与压力中心位置的变化曲线。后来从理论和实际中找出了另一个更好的办法，所以现代翼型资料中已看不到
这种压力中心曲线了。
知道压力中心位置的主要目的，是用来计算机翼升力对整架模型飞机的重心所产生的力矩。将升力乘上压力中心到重心的距离便可求出升力产生的力矩。但是压力中心位置随迎角的改变而改变，计算很麻烦。后来研究结果发现机翼升力对于离前缘约l/4翼弦距离的一点所产生的力矩不随迎角改变而改变。如以这一点作为支点，升力产生的力矩是个常数，这一点通常称为机翼焦点。升力对这一点产生的力矩称为焦点力矩。在很多翼型资料上都写有焦点力矩系数的大小。知道焦点力矩系数便可以根据下式算出焦点力矩M0
M0?
1?V2SCMZ0 2
5
(3-1)
式中：p一空气密度，单位：千克/米3；
v一飞行速度，单位米/秒； s一机翼面积，单位：米2； r一翼弦长度，单位：米； MZ0一焦点力矩系数。
根据机翼升力对焦点产生的力矩大小不随迎角改变而改变的性质，可以设想，升力作用在焦点上，升力的力矩可用焦点力矩代替。这样一来，要计算升力对模型飞机重心产生的力矩就很方便了。只要知道机翼焦点距模型飞机重心的距离和在该迎角下升力系数与阻力系数的大小、翼型的焦点力矩系数等，便可以直接算出力矩而不用管压力中心(即升力作用点)作用在什么地方。 例如，已知一机翼在迎角6?时,升力系数是1.0，阻力系数0.025，焦点力矩系数-0.13(负号表示力矩具有使模型飞机低头的趋势)。重心距机翼焦点的前后距离是6厘米，上下距离8厘米，如图3-8所示。模型飞机飞行速度5米/秒，翼弦平均长度15厘米，机翼面积3000厘米2。求出机翼升力和阻力对模型飞机重心所产生的力矩。 从图3-8可看到，对重心产生的力矩一共有三个：一个是假设升力作用在机翼焦点上对重心产生的力矩；一个是阻力对重心产生力矩，还有一个是焦点力矩。计算方法如下： 由于升力产生的力矩
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