升力其實主要是由于機翼上下表面壓力不同產(chǎn)生低速機翼的繞流壓力實驗報告的，那么想象下表面壓力大，上表面壓力小，氣流必定在壓力差的作用下沿著機翼邊緣翻上來，這就導(dǎo)致上下表面壓力差縮小了，升力降低這種現(xiàn)象在翼梢更明顯因為翼梢尖細(xì)，氣體容易翻上來，實驗也證明機翼的升力不是均勻分布的，通常機翼根部和機身結(jié)合的地方。

在人工心瓣設(shè)計理論方面，1983年，康振黃及其同事們提出了一種新的機械人工心瓣雙葉翼型瓣的設(shè)計理論，指出用機翼繞流理論來設(shè)計機械瓣，可得到更好的血流動力學(xué)特性1983年5月，在武漢召開的中日美第一次生物力學(xué)國際學(xué)術(shù)討論會上，康振黃報告了這一理論成果及其定常流脈動流試驗結(jié)果這篇報告當(dāng)即受到馮元。

總的來說，氣流在機身前方因受阻擋而形成一個低速區(qū)，同時在機身前面產(chǎn)生了一個高壓區(qū)氣流流過機頭后的情況與流過機翼上表面的情況一樣，當(dāng)氣流產(chǎn)生分離后，它就不再沿著機身流動，其速度也不再繼續(xù)減慢，以至在流過機身后端時，其速度大于在機身前端時的速度，靜壓力也就比前端處小這樣，氣流在。

而是為了簡化流體力學(xué)的計算，它本身就是在研究數(shù)學(xué)模型時，引入的數(shù)學(xué)假設(shè)，它從客觀世界抽象而來，但它并不實實在在的存在于客觀世界更進(jìn)一步，低速機翼的繞流壓力實驗報告我們在實驗圖片里可以看到“邊界層”的圖像，我想圖中的“邊界層”和數(shù)學(xué)模型中的邊界層還是不一樣的，就像一個直的木棍和一條線段是不一樣的。