空氣動力學是力學的一個分支，研究飛行器或其他物體在同空氣或其他氣體作相對運動情況下的受力特性、氣體的流動規律和伴隨發生的物理化學變化。它是在流體力學的基礎上，隨著航空工業和噴氣推進技術的發展而成長起來的一個學科。
基本介紹
- 中文名：飛行器空氣動力學
- 外文名：Aerodynamics
- 所屬領域：航空航天，力學
- 研究內容：物體在可壓縮流體中運動與受力
- 研究工具：解析、計算、實驗工具
- 分類：低速、高速
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發展歷史
對空氣動力學的研究，可以追溯到人類早期對鳥或彈丸在飛行時的受力和力的作用方式的種種猜測。
17世紀後期，荷蘭物理學家惠更斯（Huygens）首先估算出物體在空氣中運動的阻力；1726年，牛頓（Newton）套用力學原理和演繹方法得出：在空氣中運動的物體所受的力，正比於物體運動速度的平方和物體的特徵面積以及空氣的密度。這一工作可以看作是空氣動力學經典理論的開始。1755年，數學家歐拉（Euler）得出了描述無粘性流體運動的微分方程，即歐拉運動微分方程。這些微分形式的動力學方程在特定條件下可以積分，得出很有實用價值的結果，如伯努利方程。法國力學家J.le.T.達朗貝爾在不考慮黏性影響的情況下，得到運動不受阻力的佯謬（達朗貝爾佯謬），這一結果引起了很多學者的關注，19世紀上半葉，法國的納維（Navier）和英國的斯托克斯（Stokes）提出了描述粘性不可壓縮流體動量守恆的運動方程，後稱為納維-斯托克斯方程。
航空要解決的首要問題是如何獲得飛行器所需要的升力、減小飛行器的阻力和提高它的飛行速度。這就要從理論和實踐上研究飛行器與空氣相對運動時作用力的產生及其規律。1894年，英國的蘭徹斯特（Lanchester）首先提出無限翼展機翼或翼型產生升力的環量理論，和有限翼展機翼產生升力的渦旋理論等。但蘭徹斯特的想法在當時並未得到廣泛重視。
約在1901～1910年間，庫塔（Kutta）和茹科夫斯基（Zhukovski）分別獨立地提出了翼型的環量和升力理論，並給出升力理論的數學形式，建立了二維機翼理論。1904年，德國的普朗特（Plandtl）發表了著名的低速流動的邊界層理論（又名附面層理論）。該理論指出在不同的流動區域中控制方程可有不同的簡化形式。
邊界層理論極大地推進了空氣動力學的發展。普朗特還把有限翼展的三維機翼理論系統化，給出它的數學結果，從而創立了有限翼展機翼的升力線理論。但它不能適用於失速、後掠和小展弦比的情況。1946年美國的瓊斯（Jones）提出了小展弦比機翼理論，利用這一理論和邊界層理論，可以足夠精確地求出機翼上的壓力分布和表面摩擦阻力。
近代航空和噴氣技術的迅速發展使飛行速度迅猛提高。在高速運動的情況下，必須把流體力學和熱力學這兩門學科結合起來，才能正確認識和解決高速空氣動力學中的問題。1887～1896年間，奧地利科學家馬赫（Mach）在研究彈丸運動擾動的傳播時指出：在小於或大於聲速的不同流動中，彈丸引起的擾動傳播特徵是根本不同的。在高速流動中，流動速度與當地聲速之比是一個重要的無量綱參數。1929年，德國空氣動力學家阿克萊特首先把這個無量綱參數與馬赫的名字聯繫起來，十年後，馬赫數這個特徵參數在氣體動力學中廣泛引用。
小擾動在超聲速流中傳播會疊加起來形成有限量的突躍——激波。在許多實際超聲速流動中也存在著激波。在絕熱情況下，氣流通過激波流場，參量發生突躍，熵增加而總能量保持不變。
英國科學家蘭金（Rankine）在1870年、法國科學家希貢紐（Hugoniot）在1887年分別獨立地建立了氣流通過激波所應滿足的關係式，為超聲速流場的數學處理提供了正確的邊界條件。對於薄翼小擾動問題，阿克萊特（Arkwright）在1925年提出了二維線化機翼理論，以後又相應地出現了三維機翼的線化理論。這些超聲速流的線化理論圓滿地解決了流動中小擾動的影響問題。
在飛行速度或流動速度接近聲速時，飛行器的氣動性能發生急劇變化，阻力突增，升力驟降。飛行器的操縱性和穩定性極度惡化，這就是航空史上著名的聲障。大推力發動機的出現衝過了聲障，但並沒有很好地解決複雜的跨聲速流動問題。直至20世紀60年代以後，由於跨聲速巡航飛行、機動飛行，以及發展高效率噴氣發動機的要求，跨聲速流動的研究更加受到重視，並有很大的發展。
遠程飛彈和人造衛星的研製推動了高超聲速空氣動力學的發展。在50年代到60年代初，確立了高超聲速無粘流理論和氣動力的工程計算方法。60年代初，高超聲速流動數值計算也有了迅速的發展。通過研究這些現象和規律，發展了高溫氣體動力學、高速邊界層理論和非平衡流動理論等。
由於在高溫條件下會引起飛行器表面材料的燒蝕和質量的引射，需要研究高溫氣體的多相流。空氣動力學的發展出現了與多種學科相結合的特點。空氣動力學發展的另一個重要方面是實驗研究，包括風洞等各種實驗設備的發展和實驗理論、實驗方法、測試技術的發展。世界上第一個風洞是英國的韋納姆(Wenham)在1871年建成的。到今天適用於各種模擬條件、目的、用途和各種測量方式的風洞已有數十種之多，風洞實驗的內容極為廣泛。
20世紀40年代後期的風洞控制系統已由早期簡單的手控設備發展成為部分電子控制設備。60年代以來，在風洞測控技術、儀器、測量項目、種類、精度要求、計算機自動控制和記錄以及結果處理方面，都有很大的發展。模擬雷諾數的實驗也引起人們的重視。
分類
通常所說的空氣動力學研究內容是飛機，飛彈等飛行器在各種飛行條件下流場中氣體的速度、溫度、壓力和密度等參量的變化規律，飛行器所受的升力和阻力等空氣動力及其變化規律，氣體介質或氣體與飛行器之間所發生的物理化學變化以及傳熱傳質規律等。從這個意義上講，空氣動力學可有兩種分類法：
1）根據流體運動的速度範圍或飛行器的飛行速度，空氣動力學可分為低速空氣動力學和高速空氣動力學。通常大致以400千米/小時（這一數值接近於地面1atm，288.15K下0.3Ma的值）這一速度作為劃分的界線。在低速空氣動力學中，氣體介質可視為不可壓縮的，對應的流動稱為不可壓縮流動。大於這個速度的流動，須考慮氣體的壓縮性影響和氣體熱力學特性的變化。這種對應於高速空氣動力學的流動稱為可壓縮流動。
2）根據流動中是否必須考慮氣體介質的粘性，空氣動力學又可分為理想空氣動力學(或理想氣體動力學)和粘性空氣動力學。
除了上述分類以外，空氣動力學中還有一些邊緣性的分支學科。例如稀薄氣體動力學、高溫氣體動力學等。
研究內容
在空氣動力學或流體力學中，一般有如下基本的流動問題：
①旋渦與分離流；
②激波與邊界層；
③非定常氣動力與動態失速；
④湍流現象與描述。
在飛行器設計與運用的丁程實踐中．常m現的空氣動力學及相關問題主要有以下類型(以直升機為例)：
①基本理論方面，闡明旋翼與周圍空氣相互作用的空氣動力現象、流動現象、流場分布等，分析空氣流動時槳葉的受力情況，以便對槳葉的幾何外形進行改造，來改善旋翼的氣動特性，提高直升機的性能，增進飛行品質。
②氣動設計方面，在前面理論和實驗的基礎上，分析主要構造參數對旋翼性能乃至飛行性能的影響，建立直升機的空氣動力計算方法，為直升機設計所用。
③飛行力學方面，主要包括性能計算，如速度、高度、航程和燃油消耗量的定量計算；飛行動力學正解技術以及飛行動力學逆解技術(即由給定的飛行軌跡求解所需的操縱規律等)。
④飛行品質方面，研究整架直升機的平衡問題及其對操縱動作及推力與功率變化的反應；分析直升機在各種飛行狀態下的穩定性及操縱性，包括對大氣紊流的反應及如何控制的問題，以便保證良好的駕駛品質。
⑤效能評估方面，利用上述研究結論，完成直升機機動飛行任務效能的最佳化運用，為直升機的機動飛行航跡規劃和最佳化使用提供參考。
研究工具
空氣動力學學者用於解決飛行器設計與運用問題的工具可以歸納為三個方面。
解析工具
空氣動力學所用解析工具和力學的其他分支所用的基本相同，即套用數學方法。其通常較為嚴格，在一組規定的具體邊界條件或初始條件下，去求解氣體所遵循的微分方程。可以說，數學在求解空氣動力學問題時是一種必不可少的、強有力的工具。
計算工具
在計算方面最重要的事實是，在過去幾十年間，計算機的套用根本改變了本學科原用的計算方法。我們知道，一架具體的飛機，外形是很複雜的．要想求得解析的解是不大可能的。現在，用計算機已經能夠作數值模擬，把流動情況都解算出來，把作用在飛機上的各種氣動力都算出來。過去所無法解決的複雜流場分析，現在幾乎已成為例行之事了。當然這種數值計算，如何能算得準，如何能省時，還大有文章可做。這方面的技術突破必然要求空氣動力學學者對諸多學科(例如流體力學、空氣動力學等)有很深的理解和造詣。一旦有了好的算法之後，對同一類的飛行器就可以編成通用的計算程式，保存起來，隨時可以使用。
實驗工具
空氣動力學學者的實驗工具一般是專用的。首要的是用以尋求空氣動力輸入量的實驗工具。適應於大氣飛行中大多數情況的風洞和激波管，目前已被世界各主要空氣動力實驗室採用。除固定實驗設備外，還有作動力學研究用的空氣彈道靶場以及火箭推進和火炮發射的自由飛模型沒備。與這些通用設備發展的同時，發展了無數的探測設備和儀表，其中主要是為測力及壓強、溫度、加速度、角速度等用的電子設備和電子儀表。當今，計算流體力學CFD(Computational Fluid Dynamics)技術的發展大大減少了空氣動力學學者對實驗的依賴性。先前在風洞實驗中所得到的許多結果現在藉助於CFD分析就能夠計算得到。當然，CFD程式本身尚須通過和實驗作比較來進行驗證。本書中有很大篇幅介紹直升機空氣動力學的數值模擬技術。
其次，還須提一提直接為直升機空氣動力學學者服務的實驗工具——旋臂機。旋臂機主要用於複雜的旋翼非定常氣動特性研究，其由中心支柱、帶動力系統的水平梁、模型旋翼和旋翼支撐結構(包括驅動旋翼的發動機和操縱測量系統)組成。模型旋翼通過支撐結構安裝在旋臂梁一端隨大梁繞支柱旋轉，模擬前飛狀態。同時，旋翼可瞬間改變槳葉總距。另外．傾斜旋翼軸便可實現不同的機動動作。與直軌道試驗設備及風洞相比，旋臂機試驗設備的優點在於可在一個試驗狀態下進行長時間測試，並且節省試驗空間。此外，旋臂能自由地加減速，模擬各種迴轉類型的曲線飛行，具有風洞無法企及的低速試驗能力。
