舉力面理論

主要用於計算機翼的空氣動力特性。它是在舉力線理論基礎上發展起來的。對於小展弦比、大後掠角的機翼，舉力線理論不適用，即不能用一條附着渦線和尾渦面來代替機翼的作用，而應該用一個附着渦面和尾渦面。通常用一些附着渦線近似地代替這個附着渦面。圖中畫出由速度為

的均勻來流、附着渦面和尾渦面構成的理論模型 ^[1]  。根據舉力面理論可以算出沿翼展的舉力分佈、機翼上的總舉力以及誘導阻力（即由尾渦引起的阻力）等機翼的氣動特性。不論舉力線理論還是舉力面理論,都假定機翼近似位於順來流的平面內,從而附着渦面（或渦線）和尾渦面都位於同一平面內，尾渦都由後緣拖出，所以這些理論只適用於小攻角（機翼與來流夾角小）的情形。

這些理論算出的舉力與攻角成正比，有時把它們稱為線性理論。當攻角較大或展弦比很小時，渦系就不一定在同一平面內，自由渦不只是從後緣順流拖出，而且還從前緣、側緣和翼面上拖出。對於這種情形，可以進一步推廣舉力面理論，並求出舉力和攻角之間的非線性關係。這種推廣了的理論稱為非線性理論，不屬於通常所説的舉力面理論。