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  升力取決於空氣的密度,速度的平方,空氣的黏性以及空氣的可壓縮性,空氣流經物體的表面積,物體的形狀,以及物體與氣流的夾角。一般來說,升力與物體外形,氣流夾角,空氣的黏性,以及空氣的可壓縮性這幾項的關聯是非常複雜的。  升力,就是向上的力。從機翼流線譜中看出:相對氣流穩定而連續地流過機翼時,上下表面的流線情況不同。上表面流線是彎曲的,其氣會產生負壓、因此壓力小;而下表面流線較平直的,其氣流不會產生負壓,壓力較大。因此,產生了上下壓力差。這個壓力差就是空氣動力(R),它垂直流速方向的分力就是升力(Y)。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。

  機翼是流線型的,能夠產生比阻力大得多的升力。平板可以產生升力,但其升力不如流線型機翼來得大,阻力也略高。  有幾種方法可以解釋機翼如何產生升力。某些方法較為嚴格複雜,有些則是錯的。例如,有基於牛頓運動定律的解釋,也有基於伯努利原理的解釋。兩者都可以解釋升力。

  氣流經過機翼時,機翼會對空氣施加向下的力,根據牛頓第三定律,空氣必須對機翼施加大小相等、方向相反的反作用力,也就是方向朝上的升力。  氣流在經過機翼時改變方向,沿著向下彎曲的路徑流動。根據牛頓第二定律,這種流動方向的改變,需要機翼對空氣施加向下的力。牛頓第三定律則要求空氣對機翼施加向上的力; 因此產生了與方向變化相反的反作用力——升力。  氣流之所以向下偏轉,並非僅僅由機翼的下表面造成,機翼上方的氣流也佔了很大的因素。

  伯努利原理指出,流體的壓力和速度之間存在著直接的數學關係,因此,如果知道氣流中每一點的速度,就可以計算出壓力,反之亦然。對於任何產生升力的機翼,必然存在壓力不平衡,即頂部的平均氣壓低於底部。伯努利原理指出,這種壓力差必須伴隨著速度差。

  由理論和實驗中觀察到的流動型態,上表面流速增加的原因,可以用流管夾緊和質量守恆來解釋。  對於不可壓縮流,質量不會被創造或破壞,所以當流管變窄時,為了保持流量恆定,在每個流管內,體積流率(例如每分鐘的體積單位)必須保持恆定,變窄區域內會增加流速,以滿足質量守恆原理。  在機翼的情形,因為向上流動和圍繞機翼,所以上部流管收縮。由於質量守恆,流速必須隨著流管面積的減小而增大。同樣,下部流管會膨脹,導致流速變慢。  根據伯努利原理,上表面流速較快,因此上表面壓力小於流速較慢的下表面壓力。這種壓力差產生了向上的淨空氣動力。

  產生升力需要維持垂直和水平方向上的壓力差,故同時需要「氣流的向下偏轉」以及「符合伯努利原理的流速變化」。因此上述的簡化解釋不夠完整,因為它們只根據其中一項來定義升力。根據細節,簡化的解釋還有其他缺陷。  基於流體偏轉和牛頓定律的解釋是正確的,但仍不完整。它並沒有解釋,機翼如何使比它實際碰觸部分還遠得多的流體也能產生偏轉。此外,它也沒有解釋水平方向上的壓力差是如何維持的。也就是說,它忽略了相互作用中「伯努利原理所影響的部分」。  而伯努利原理的解釋,建立在上表面有更高的流速,但未能正確解釋是什麼導致了流速加快:  只考慮伯努利的解釋意味著,速度差是由壓力差以外的原因所引起,且根據伯努利原理,速度差會再導致壓力差,但是這種隱含的單向因果關係是一種誤解,壓力和速度之間真正的因果關係是相互的。最後,只有伯努利的解釋不能解釋垂直方向上的壓力差是如何維持的。也就是說,它們忽略了相互作用中向下偏轉氣流的部分。

  對於機翼升力的產生,人們提出了許多不同的解釋,大多數是為了向大眾解釋升力現象。雖然這些解釋可能與上述解釋有共通點,但可能會引入額外的假設和簡化。有一些解釋引入了被證明是錯誤的假設,如「相同過境時間假設」。一些則是使用了有爭議的術語,如“康達效應”。

  在基礎或常見的資料中,“等過境時間”理論經常用於描述升力,該理論錯誤地認為,在機翼前緣分離的氣團必須在後緣重新匯合,迫使沿較長上表面飛行的空氣速度更快。然後引用伯努利原理得出結論,沿著機翼底部移動的氣流速度較慢,氣壓一定會更高,從而推動機翼上升。  然而,沒有物理原理要求等過境時間這個條件成立,實驗結果則表明該假設是錯誤的。事實上,機翼上方產生升力的空氣運動速度比等過境理論預測的要快得多。此外,這個理論也違反了牛頓第三運動定律,因為它描述了作用在機翼上的力,卻沒有伴隨著反作用力。  空氣必須同時到達後緣的論斷有時被稱為“等時間謬論”。

  起初,康達效應指的是,流體射流(jet)會維持「附著在偏離流體的相鄰彎曲表面」的趨勢,由此將環境空氣捲入流體。 這種效應命名自羅馬尼亞的空氣動力學家康達(HenriCoandă),他在多項專利中充分應用了該效應。  更廣泛地說,一些人認為,這種效應包括了任何「流體邊界層會去附著在曲面上」的趨勢,而不只是專用於流體射流的邊界層。在這個更廣泛的意義上,某些人用康達效應解釋為何氣流會維持在機翼上的附著狀態。例如,Jef Raskin描述了一個簡單的演示,用一根吸管吹氣,使氣流通過機翼的上表面,機翼因此向上偏轉,從而證明康達效應能夠產生升力。這個演示以流體噴射(吸管所排放的氣流)緊臨曲面(翼面),正確展示了康達效應。然而,上表面的氣流是一個複雜的、充滿渦流的混合層,而與此同時,下表面的氣流卻是靜止的。因此,這個演示的物理性質與一般在機翼上的氣流有很大的不同。這種用法在一些流行的空氣動力學參考文獻中也曾出現過,而這是對“康達效應”充滿爭議的用法。更公認的空氣動力學領域觀點是,康達效應被定義在比上述更受限的意義上,沿著上表面的氣流只是反映出「缺乏了邊界層的分離」; 因此它不是康達效應的一個例子。

  在“機翼升力的簡化物理解釋”中,有兩種主要解釋:一種是基於氣流向下偏轉(牛頓定律),另一種是基於壓力差而伴隨流速變化(伯努利原理)。這兩種現像中的任何一種,都部分辨識了升力的面貌,但未解釋其他重要部分。更全面的解釋包括向下偏轉和壓力差(包括與壓力差相關的流速變化),以及對氣流更詳細地研究。

  機翼形狀和攻角共同作用,使機翼在氣流經過時對空氣施加向下的力。根據牛頓第三定律,空氣必須對機翼施加一個大小相等、方向相反(向上)的力,也就是升力。  當機翼表面出現壓力差,空氣會對機翼表面施加淨力。流體中的壓力在絕對意義上總是正的,因此,必須把壓力看作是推,而不是拉。因此,在機翼的任何地方,無論上表面或下表面,機翼會被壓力往內推擠。為了對機翼的存在作出反應,氣流通過時,會降低上表面壓力以及增加下表面壓力。因為向上推的下表面壓力比向下推的上表面的壓力來得大,最終的結果就是向上的升力。  壓力差直接造成作用於機翼表面的升力; 然而,要理解壓力差是如何產生的,就需要理解氣流在更大範圍內的作用。

  機翼在大範圍內影響氣流的速度和方向,產生一種稱為速度場的模式。當機翼產生升力,機翼前面的流體向上偏轉,而機翼上方和下方氣流向下偏轉,機翼後方的氣流則再次向上偏轉,遠拋在後的氣流與迎面而來的氣流處於相同的狀態。機翼上方的氣流加快,而機翼下方的氣流減慢。加上前面空氣向上偏轉和後面空氣向下偏轉,這就構成了氣流的淨迴圈成分。向下偏轉及流速變化明顯,並延伸到一個很廣的區域,正如右邊的氣流動畫。氣流方向和速度上的差異在靠近機翼處最大,在遠高於和低於機翼的地方逐漸減小。速度場的所有這些特徵也出現在升力氣流的理論模型中。  壓力也受到大面積的影響,形成一種稱為壓力場的非均勻壓力模式。當機翼產生升力時,機翼上方有一個低壓擴散區,機翼下方通常有一個高壓擴散區,如圖中的等壓線(恆壓曲線)所示。作用於表面的壓力差只是這個壓力場的一部分。

  不均勻的壓力,在壓力由高到低的方向上,對空氣施力。 在機翼周圍的不同位置,如在等壓線圖中箭頭方向所示,力的方向是不同的。 機翼上方的空氣被推向低壓區域中心,機翼下方的空氣則被從高壓區域中心向外推送。  根據牛頓第二定律,空氣朝受力方向加速。因此,在等壓線圖中,垂直箭頭指出,機翼上下方的空氣被加速或向下偏轉,因此,在氣流動畫中,非均勻壓力可能是可見氣流向下偏轉的原因。為了產生這種向下轉彎,機翼必須有一個正攻角,或是其後部向下彎曲,就像帶有拱形的機翼。注意,上表面的氣流向下翻轉,是由於上面壓力大於下面壓力而將空氣向下推的結果。有些解釋(請參閱“康達效應”)表明,對於向下偏轉,粘度將起到關鍵的作用,不過這是錯誤的解釋。(請參閱“康達效應之爭議”)。  機翼前方的箭頭,表示前方的氣流向上偏轉;後方的箭頭則表示,機翼後方的氣流會在向下偏轉後,再次向上偏轉。這些偏移可以在氣流動畫中看到。  機翼前方和後方的箭頭也表明,當空氣通過機翼上方的低壓區,會在進入時加速,離開時減速。空氣通過機翼下方的高壓區時,則是相反的情況——它先是減速,然後加速。因此,非均勻壓力也是氣流動畫中流速變化的原因。而流速變化與伯努利原理一致,伯努利原理認為在無粘性的穩定流動中,低壓力意味著高速度,而高壓力意味著低速度。  因此,流動方向和速度的變化是由非均勻壓力直接引起的。但這種因果關係不僅是單向的; 而是在兩個方向上同時奏效。空氣的運動受壓力差的影響,但壓力差的存在取決於空氣的運動。因此,這種關係是一種互惠的相互作用:氣流根據壓差改變速度或方向,而壓差是由空氣對速度或方向變化的阻力維持的。只有當有東西可以推動時,壓力差才會存在。在空氣動力流動中,當空氣因為壓力差而加速時,壓力差會推動空氣的慣性。這就是為什麼空氣質量是計算的一部分,為什麼升力取決於空氣密度。  為了維持機翼表面升力所需的壓力差,需要在機翼周遭的大範圍內維持不均勻的壓力模式。這就要求維持垂直和水平方向的壓力差,既需要氣流的向下偏轉,也需要根據伯努利原理造成的流速變化。壓力差與氣流的方向和速度變化相互作用,相互支撐。壓力差理所當然來自於牛頓第二定律,也來自於流體沿著機翼主要向下傾斜的輪廓流動這一事實。而空氣具有質量這點,對相互作用也至關重要。

  產生升力既需要流體向下偏轉,又需要與伯努利原理一致的流速變化。上述簡化物理解釋中給出的任一解釋,只用其中一種方式來解釋升力,因此只能解釋現象的一部分,而未解釋剩下的部分。

  

  當機翼表面上的壓力分佈已知時,確定總升力需要將表面區域性元素對壓力的貢獻累加,每個元素具有其自身的區域性壓力值。因此,總升力是在垂直於遠場流動的方向上在機翼表面上的壓力的積分。  formula_1

  升力取決於機翼的大小,大致與機翼面積成比例。通過量化"升力係數"給定機翼的升力通常很方便,它定義了機翼單位面積的整體升力。  對於特定迎角的機翼,特定流量條件下產生的升力:  formula_2

  升力的數學理論建立在連續流體力學的基礎上,該理論假設空氣作為連續流體流動。升力的成因是根據物理學的基本原理,其中最相關的有以下三條原理:  因為機翼影響其周圍廣闊區域的流動,力學守恆定律以偏微分方程的形式體現,並結合一組邊界條件,必須滿足在機翼表面和遠離機翼之條件。  要預測升力,需要通過計算流體動力學(CFD)的方法,求解特定機翼形狀和流動條件的方程,這通常需要大量的計算,只有在計算機上才有辦法實現。當CFD要決定淨空氣動力時,會由CFD決定出在所有表面元素的壓力及剪下力,並對其導致的力作"壓力積分"。  納維-斯托克斯方程(NS)提供了可能最精確的升力理論,但實際上,在機翼表面邊界層,捕捉湍流的影響需要犧牲一定的精度,並且需要使用雷諾平均納維-斯托克斯方程(RANS)。此外,也發展了其他更簡單但不太準確的理論。

  圍繞三維機翼的流動還涉及其他重要問題,尤其是與翼尖有關的問題。對於低展弦比的機翼,如典型的三角翼,二維理論的模型可能較差,三維流動效應占了主導地位。即使對於高展弦比的機翼,有限翼展的三維效應也會影響整個翼展,而不會只靠近翼尖。
升力(英語:Lift)。當流體流經一個物體的表面時會對其產生一個表面力,而則這個力垂直於流體流向的分力即為升力,與之相對的則是平行於流體流向的阻力。如果流體是空氣時,它產生的升力便叫做空氣動力。航空器要想升到空中,必須能產生能克服自身重力的升力。