《空气动力学》详细笔记

《空气动力学》详细笔记第一章绪论1.1

空气动力学的定义与历史空气动力学是流体力学的一个分支，主要研究气体（尤其是空气）在不同条件下如何与固体物体相互作用。它关注的是空气流动的规律以及这些规律如何影响飞机、汽车、建筑物等物体的行为。空气动力学的发展历程可以追溯到古希腊时期，当时人们对飞行的兴趣就已经存在了。然而，直到17世纪末至18世纪初，随着牛顿等人对物理学的研究深入，空气动力学才开始作为一门科学逐渐形成。进入20世纪后，特别是两次世界大战期间，为了提高飞行器性能的需求极大地推动了空气动力学理论和技术的进步。时期主要贡献者关键发现/技术古代至中世纪亚里士多德,达芬奇对飞行现象的初步观察与思考17-19世纪牛顿,伯努利,拉格朗日建立经典流体力学基础20世纪初普朗特,冯·卡门边界层理论及湍流研究二战前后钱学森,冯·诺伊曼超音速流动与计算流体力学1.2

空气动力学的应用领域空气动力学不仅限于航空航天工业，它的影响范围广泛，涵盖了从日常用品设计到大型工程项目等多个方面：航空航天：这是最直接且最重要的应用领域之一，包括飞机、直升机、导弹乃至宇宙飞船的设计。汽车工业：通过改善车辆外形减少空气阻力，提高燃油效率并增加行驶稳定性。建筑学：对于高层建筑而言，必须考虑到风载荷对其结构安全的影响。体育竞技：例如自行车、滑雪板等运动器材的设计也离不开空气动力学的支持。环境保护：利用空气动力学原理开发更加高效的风力发电设备。1.3

基本概念和术语流体：指能够流动的物质，分为液体和气体两大类。流线：表示流体质点运动轨迹的线条，在稳定流动中流线形状保持不变。压力：单位面积上所受之力，常用单位为帕斯卡(Pa)。速度：描述流体移动快慢的物理量。粘度：衡量流体内部分子间摩擦力大小的一个属性。雷诺数(Re)：无量纲数，用于判断流动状态是层流还是湍流，其计算公式为Re=ρvLμRe=μρvL​，其中ρρ代表流体密度，vv表示特征速度，LL是特征长度，μμ则指动态粘度。1.4

流体力学基础流体力学是研究流体（液体或气体）在静止或运动状态下行为的一门学科。根据是否考虑流体内部微粒之间的相对位移，流体力学又可分为连续介质力学与分子动力学两大分支。在大多数工程应用中，我们通常采用连续介质假设，即认为流体是由无数个无限小体积元组成的连续介质。这一假设简化了许多复杂的数学表达式，使得流体力学问题变得更加易于解决。第二章流体特性2.1

流体的基本性质密度(ρρ)：单位体积内包含的质量。它是温度和压力的函数。粘度(μμ)：衡量流体抵抗剪切变形能力的物理量。粘度越大，流体流动性越差。表面张力：由于流体表面分子受到不平衡力作用而产生的拉伸力。水滴能够形成近似球形就是表面张力作用的结果。压缩性：表示流体体积随压力变化程度的能力。气体具有较高的可压缩性，而液体则几乎不可压缩。热膨胀系数：温度每升高一度时，单位体积流体体积的变化率。2.2

流体静力学流体静力学研究的是处于静止状态下的流体平衡规律。当流体完全静止时，作用在其上的所有外力达到平衡。这意味着在任何水平面上，流体各处的压力都相等；而在垂直方向上，随着深度增加，压力会线性增大。这是因为深层流体需要支撑上方更多重量所致。基于此原理，可以得出著名的帕斯卡定律：施加于封闭流体任一部分的压力将等值地传递给流体其他部分。2.3

连续介质假设连续介质假设是指将流体视为由无数个无限小体积元组成的一种理想化模型。在这种模型下，每个体积元内的物理量如速度、压力等都可以看作是空间坐标和时间的连续函数。这大大简化了对流体现象的数学描述，并且对于绝大多数工程问题来说已经足够准确。需要注意的是，虽然实际流体由大量分子构成，但在宏观尺度上它们表现出的行为可以用连续介质模型很好地近似表示出来。第三章流动的基本方程3.1

质量守恒定律质量守恒定律指出，在一个封闭系统内，物质既不会凭空产生也不会消失，总质量保持不变。对于流体流动而言，这意味着流入某一控制体积的流体质量必须等于流出该体积的质量加上该体积内流体质量的变化。用数学语言表达就是：∂ρ∂t+∇⋅(ρu)=0∂t∂ρ​+∇⋅(ρu)=0这里ρρ代表密度，uu表示速度矢量，∇⋅∇⋅则是散度运算符。3.2

动量守恒定律（牛顿第二定律）动量守恒定律表明，如果一个物体不受外力作用，则其动量保持不变；若有外力作用，则动量的变化率等于作用于此物体上的合外力。对于流体流动来说，这个原理转化为纳维-斯托克斯方程，描述了流体粒子加速度与其所受力之间的关系：ρ(∂u∂t+u⋅∇u)=−∇p+μ∇2u+fρ(∂t∂u​+u⋅∇u)=−∇p+μ∇2u+f其中，pp为压力，μμ为粘性系数，ff代表体积力如重力。3.3

能量守恒定律能量守恒定律说明在一个孤立系统中能量总量是恒定的，能量可以从一种形式转换成另一种形式，但总量不变。应用于流体流动时，能量方程描述了流体流动过程中能量的传输与转换过程，包括内能、动能以及由于压力变化带来的势能改变。其一般形式如下所示：ρ(∂e∂t+u⋅∇e)=−∇⋅(eu)−p∇⋅u+∇⋅(κ∇T)+ϕρ(∂t∂e​+u⋅∇e)=−∇⋅(eu)−p∇⋅u+∇⋅(κ∇T)+ϕ这里ee表示比内能，κκ为热导率，TT为温度，ϕϕ代表单位体积内的热量源项。3.4

状态方程状态方程是用来描述流体状态之间关系的数学表达式，最常见的是理想气体状态方程：PV=nRTPV=nRT其中PP是绝对压力，VV是体积，nn是物质的量，RR是通用气体常数，TT是绝对温度。对于更复杂的流体或非理想情况下，可能需要使用更精确的状态方程来反映实际物理情况。第四章流线与流管4.1

流线的概念流线是在给定时刻流场中描绘出流体质点路径的曲线。在稳定流动条件下，流线实际上代表了流体质点的真实轨迹。对于非稳定流动，流线只反映了某一特定时刻的流动状态。流线具有以下特性：不交叉：流线不能相交，因为如果相交的话意味着同一质点在同一时刻位于两个不同的位置，这是不可能的。方向性：流线的方向总是沿着流体的速度矢量方向。密集程度：流线的密集程度反映了流速的大小。流线越密集的地方，流速越高。4.2

流管及其应用流管是一个假想的管道，它包围着流线并随流体一起移动。流管的壁面由流线组成，因此流体不能穿透流管壁面。流管概念主要用于分析流体通过某区域时的行为，特别是在讨论流量守恒时非常有用。流管的特点包括：封闭性：流管是一个封闭的空间，没有流体能够穿越流管的边界。可变性：流管的形状和尺寸可以根据流场的变化而变化。适用性：流管方法适用于稳定和非稳定流动分析。流管的应用：流量计算：利用流管可以方便地计算通过某一截面的流量。压力分布：通过分析流管内外的压力差异，可以帮助理解流体动力学中的压力分布。能量转换：流管内的能量转换过程可以通过伯努利方程进行分析。4.3

涡旋与涡线涡旋是流体旋转运动的区域，涡旋的存在往往伴随着能量耗散。涡旋可以在自然界中广泛观察到，如大气旋涡、海洋漩涡等。涡线是描述涡旋轴线的线条，类似于流线描述流体质点的路径。涡线具有以下特性：指示旋转方向：涡线的方向指示了涡旋的旋转方向。强度表示：涡线的密集程度反映了涡旋强度的大小。涡旋的类型：自由涡旋：涡旋中心处的压力低于周围环境的压力，如龙卷风。强迫涡旋：涡旋中心处的压力高于周围环境的压力，如台风眼。涡旋的影响：混合效果：涡旋有助于流体混合，促进物质的扩散。阻力增加：涡旋会增加流体的粘滞阻力，降低流动效率。4.4

流场可视化技术流场可视化技术是研究流体流动的重要手段，它通过实验或数值模拟的方法将流场的结构和特性直观展示出来。常用的流场可视化技术有：烟线法：通过向流场中引入细小烟雾颗粒，观察其运动轨迹来显示流线。粒子图像测速(PIV)：利用高速摄像机拍摄带有示踪粒子的流场照片，然后通过图像处理技术计算流速分布。激光多普勒测速(LDV)：利用激光多普勒效应测量流体质点的速度。计算机流场模拟：通过CFD软件进行数值模拟，生成流场的可视化图像。第五章层流与湍流5.1

层流流动的特点层流是一种有序的流动状态，其中流体质点沿平行于管道轴线的方向规则排列，各层之间没有混合。层流流动的主要特点包括：平滑流动：流体以光滑的方式流动，没有明显的涡旋或扰动。低能耗：相比湍流，层流的能量损失较小，因为没有额外的湍流耗散。预测性强：层流的流动模式比较容易预测，可以通过简单的数学模型进行描述。层流流动的条件：低雷诺数：层流通常发生在雷诺数较低的情况下，具体数值取决于流体类型和流动条件。规则几何：层流更容易出现在几何形状规则的通道中，如直管道或平板间的缝隙。5.2

湍流现象及其形成湍流是一种高度无序的流动状态，其中流体各部分以随机方式混合，形成了大量的小涡旋。湍流的主要特征包括：高能耗：湍流导致显著的能量损失，因为它包含了大量小尺度的涡旋结构。不可预测性：湍流的复杂性和随机性使得其难以通过简单模型精确预测。混合效率高：湍流促进了流体的快速混合，这对于某些化学反应和传热过程是非常有利的。湍流形成的机制：不稳定发展：层流向湍流转变通常是由于流体中的不稳定性发展而来，如瑞利-贝纳德不稳定性。外部扰动：外部因素如粗糙表面或突然改变的流动条件也可以触发湍流。5.3

雷诺数及其意义**雷诺数(Re)**是一个无量纲数，用来描述流动的惯性力与粘性力之间的相对大小。雷诺数的定义为：Re=ρvLμRe=μρvL​其中ρρ是流体密度，vv是特征速度，LL是特征长度，μμ是动态粘度。雷诺数的意义：流动状态判别：雷诺数可以用来判断流动是层流还是湍流。一般而言，当Re<2000Re<2000时为层流，Re>½Re>½时为湍流，介于两者之间的过渡区则可能存在层流和湍流共存的情况。相似准则：在流体力学实验中，雷诺数是保证模型实验与实际情况相似的重要参数之一。工程应用：了解雷诺数对于设计管道系统、换热器等流体机械设备至关重要。第六章边界层理论6.1

边界层的定义与分类边界层是指流体在固壁附近由于粘性作用而形成的一个薄层区域。在这个区域内，流体的速度从壁面处的零值逐渐增加到主流速度。边界层的存在对流体流动特性有着重要影响，尤其是在涉及摩擦阻力和传热的问题中。边界层的分类：层流边界层：在低雷诺数条件下，靠近壁面的流体层呈现层流状态。湍流边界层：随着雷诺数增加，边界层内的流动可能会转变为湍流状态。过渡边界层：介于层流和湍流之间的状态，可能同时包含层流和湍流区域。6.2

层流边界层层流边界层的特点是流体层之间的相对滑动较小，流动较为平稳。层流边界层的厚度随着沿壁面距离的增加而逐渐增长。层流边界层内的速度分布可以用布拉修斯解或其他解析解来描述。层流边界层的分析方法：布拉修斯解：提供了一个近似的解析解，适用于无限长平板上的层流边界层。积分方法：通过建立动量积分方程来求解边界层的厚度和速度分布。层流边界层的影响：减阻措施：通过控制层流边界层的厚度和稳定性，可以有效减少摩擦阻力。传热效率：层流边界层的存在影响了壁面附近的传热过程，因此在换热器设计中需要特别考虑。6.3

湍流边界层湍流边界层的特点是流体层之间存在强烈的混合和扰动，流动变得非常复杂。湍流边界层的厚度通常大于层流边界层，而且速度分布更加均匀。湍流边界层的分析通常依赖于经验公式和实验数据。湍流边界层的特征：湍流核心：在边界层较厚的部分，流动主要表现为湍流。缓冲区：位于层流底层和湍流核心之间的过渡区域。层流底层：紧贴壁面的薄层，其中流动仍为层流状态。湍流边界层的分析方法：普朗特混合长度理论：提供了一种半经验的方法来描述湍流边界层内的速度分布。实验测量：通过风洞实验或现场测试获取湍流边界层的数据，用于验证理论模型。湍流边界层的影响：高阻力：湍流边界层导致更高的摩擦阻力，因此在设计高速飞行器时需要采取措施抑制湍流的发展。增强传热：湍流增强了流体与壁面之间的传热，对于强化换热过程是有利的。分离现象及控制策略：分离现象：当逆压梯度过大时，边界层内的流体无法继续跟随壁面流动，从而发生分离。分离会导致流动的不稳定性和额外的阻力。控制策略：通过设计适当的翼型轮廓、添加涡发生器或其他流动控制装置，可以推迟甚至防止边界层分离的发生。第七章二维翼型的气动力7.1

翼型几何参数翼型是指翼剖面的形状，它对飞行器的气动性能有着决定性的影响。翼型的主要几何参数包括：弦长(c)：翼型前缘到后缘的直线距离。最大厚度(t)：翼型的最大宽度，通常相对于弦长来表示，如最大厚度比t/ct/c。最大弯度(f)：翼型上下表面偏离弦线的最大距离。前缘半径(r_{LE})：翼型前缘的曲率半径。后缘角(\theta_{TE})：翼型后缘的角度。翼型分类：对称翼型：上下表面关于弦线对称，适合于高速飞行。非对称翼型：上下表面不对称，提供较大的升力，适合于低速飞行。7.2

升力与阻力的产生机制升力是翼型在空气中运动时，由于上下表面压力差而产生的垂直于流动方向的力。升力的产生机制主要包括：伯努利原理：翼型上表面较长，流速较快，压力较低；下表面较短，流速较慢，压力较高。这种压力差产生了升力。库塔-茹科夫斯基条件：翼型后缘的流动必须平滑连接，否则会产生涡流，导致升力损失。阻力是翼型在空气中运动时，由于摩擦和形状等因素产生的与流动方向相反的力。阻力主要分为两类：摩擦阻力：由于流体与翼型表面的摩擦产生的阻力。压差阻力：由于翼型形状导致的压力分布不均而产生的阻力。升力与阻力的关系：升力系数(C_L)：升力与翼型面积、空气密度和速度平方的比值。阻力系数(C_D)：阻力与翼型面积、空气密度和速度平方的比值。升阻比(C_L/C_D)：升力系数与阻力系数之比，反映了翼型的气动效率。参数定义公式弦长(c)翼型前缘到后缘的直线距离cc最大厚度(t)翼型的最大宽度tt最大弯度(f)翼型上下表面偏离弦线的最大距离ff前缘半径(r_{LE})翼型前缘的曲率半径rLErLE​后缘角(\theta_{TE})翼型后缘的角度θTEθTE​升力系数(C_L)升力与翼型面积、空气密度和速度平方的比值CL=L12ρV2ACL​=21​ρV2AL​阻力系数(C_D)阻力与翼型面积、空气密度和速度平方的比值CD=D12ρV2ACD​=21​ρV2AD​升阻比(C_L/C_D)升力系数与阻力系数之比CL/CDCL​/CD​7.3

翼型绕流分析翼型绕流分析是研究翼型周围流场特性的方法。常用的分析方法包括：势流理论：假设流体是无旋的，通过求解拉普拉斯方程来得到流场的速度分布。边界层理论：考虑粘性效应，通过求解边界层方程来得到翼型表面附近的流动特性。数值模拟：利用CFD（计算流体力学）软件进行详细的流场模拟。绕流分析的重要性：优化设计：通过分析不同翼型的绕流特性，可以选择最适合特定应用的翼型。性能预测：绕流分析可以预测翼型的升力、阻力和其他气动特性，为设计提供依据。第八章三维机翼的气动力8.1

机翼平面形状的影响机翼平面形状是指机翼在俯视图中的投影形状，常见的机翼平面形状包括：矩形翼：机翼展向长度一致，结构简单，但诱导阻力较大。梯形翼：翼尖部分较窄，减少了诱导阻力，提高了气动效率。椭圆翼：理论上最佳的翼型形状，具有最小的诱导阻力，但制造成本高。后掠翼：翼尖向后倾斜，适合高速飞行，减少了激波阻力。三角翼：适合超音速飞行，具有良好的机动性和隐身性能。机翼平面形状的选择：飞行任务：不同的飞行任务对机翼平面形状有不同的要求，如低速飞行和高速飞行。结构限制：机翼的结构强度和重量也是选择平面形状的重要因素。气动性能：综合考虑升力、阻力、稳定性和操控性等因素。8.2

扭转与弯度的设计原则扭转是指机翼沿展向的扭转角度变化，通常用于调整机翼各部分的攻角，以优化气动性能。扭转设计的原则包括：洗流效应：通过扭转机翼，可以减小翼尖部分的攻角，降低诱导阻力。失速控制：适当扭转可以使机翼在失速时先从翼根开始，提高飞行安全性。弯度是指机翼上下表面的弯曲程度。弯度设计的原则包括：升力分布：合理的弯度分布可以优化机翼的升力分布，提高升阻比。稳定性：弯度还影响机翼的俯仰稳定性，适当的弯度可以提高飞行稳定性。8.3

下洗效应与诱导阻力下洗效应是指由于机翼产生的升力，翼尖部分的气流向下偏转，形成下洗流。下洗流导致机翼的有效攻角减小，进而增加了诱导阻力。诱导阻力是由于翼尖涡流引起的，是升力产生的必然结果。减少诱导阻力的方法：翼梢小翼：通过安装翼梢小翼，可以减少翼尖涡流，降低诱导阻力。翼尖帆：类似翼梢小翼，但设计更加简单，同样可以减少诱导阻力。优化翼型：通过选择合适的翼型和平面形状，可以从根本上减少诱导阻力。第九章气动性能预测9.1

经验公式经验公式是基于大量实验数据总结出来的简化的气动性能预测方法。常用的经验公式包括：普朗特公式：用于计算二维翼型的升力系数。罗森布洛克公式：用于计算三维机翼的诱导阻力。海因斯公式：用于估算机翼的波阻。经验公式的优点：简便快捷：经验公式通常形式简单，便于手工计算。实用性强：对于初步设计阶段，经验公式可以提供快速的性能估计。经验公式的局限性：精度有限：经验公式基于特定条件下的实验数据，可能不适用于所有情况。缺乏灵活性：经验公式难以适应复杂的几何形状和流动条件。9.2

计算流体力学(CFD)简介**计算流体力学(CFD)**是利用计算机模拟流体流动的技术。CFD可以提供详细的流场信息，包括速度、压力、温度等分布。CFD的主要步骤包括：网格划分：将计算域划分为许多小单元，称为网格。数值离散：将控制方程在网格节点上进行离散化。求解器：使用迭代算法求解离散后的方程组。后处理：对计算结果进行可视化和分析。CFD的优点：高精度：CFD可以提供非常精确的流场信息。灵活性：适用于各种复杂的几何形状和流动条件。节省成本：相比于风洞试验，CFD可以大幅降低研发成本。CFD的局限性：计算资源需求高：CFD需要大量的计算资源和时间。建模难度：准确建模和设置边界条件需要专业知识。9.3

试验技术概述风洞试验是研究气动性能的传统方法，通过在实验室中模拟飞行条件来获取数据。风洞试验的主要步骤包括：模型制作：根据实际飞行器按比例缩小制作模型。风洞运行：在风洞中模拟飞行条件，如速度、温度和压力。数据采集：使用传感器和仪器测量模型的气动性能参数。数据分析：对采集的数据进行处理和分析，得出结论。风洞试验的优点：真实环境：风洞试验可以在接近真实飞行条件下进行。直观可靠：可以直接观察到流场现象，数据可靠性高。风洞试验的局限性：成本高昂：风洞建设和运行成本非常高。规模限制：风洞尺寸有限，可能无法模拟大型飞行器。9.4

数据处理与结果解释数据处理是将原始数据转化为有意义的信息的过程。常用的数据处理方法包括：平均值计算：去除噪声，得到稳定的平均值。频谱分析：通过傅里叶变换等方法分析信号的频率成分。统计分析：利用统计学方法评估数据的不确定性和置信区间。结果解释：趋势分析：通过绘制图表，分析参数随时间或条件变化的趋势。对比分析：将不同条件下的结果进行对比，找出最优方案。误差分析：评估实验误差和不确定性，确保结果的可靠性。第十章飞行器稳定性与操纵性10.1

稳定性的基本概念稳定性是指飞行器在受到外界扰动后能够自动恢复到原来飞行状态的能力。稳定性对于飞行器的安全性和可控性至关重要。飞行器的稳定性可以分为三类：纵向稳定性：飞行器在俯仰方向上的稳定性，主要受机翼和尾翼布局的影响。横向稳定性：飞行器在滚转方向上的稳定性，主要受机翼和机身的布局影响。方向稳定性：飞行器在偏航方向上的稳定性，主要受垂直尾翼的影响。稳定性判据：静态稳定性：飞行器在受到小扰动后，能够回到原来的平衡状态。动态稳定性：飞行器在受到扰动后，振荡逐渐衰减，最终回到平衡状态。10.2

操纵面的作用操纵面是指飞行器上用于控制姿态和方向的活动部件，主要包括：副翼：安装在机翼后缘，用于控制滚转。升降舵：安装在水平尾翼后缘，用于控制俯仰。方向舵：安装在垂直尾翼后缘，用于控制偏航。操纵面的工作原理：副翼：通过左右副翼的反向偏转，产生滚转力矩，使飞行器绕纵轴转动。升降舵：通过上下偏转，产生俯仰力矩，使飞行器绕横轴转动。方向舵：通过左右偏转，产生偏航力矩，使飞行器绕竖轴转动。操纵面的协调：协调转弯：在转弯时，副翼和方向舵需协同工作，以保持飞行器的稳定性和舒适性。10.3

飞行器的纵向、横向及方向稳定性纵向稳定性：静态纵向稳定性：飞行器在受到小扰动后，能够自动恢复到原来的俯仰姿态。动态纵向稳定性：飞行器在受到扰动后，俯仰振荡逐渐衰减，最终回到平衡状态。横向稳定性：静态横向稳定性：飞行器在受到小扰动后，能够自动恢复到原来的滚转姿态。动态横向稳定性：飞行器在受到扰动后，滚转振荡逐渐衰减，最终回到平衡状态。方向稳定性：静态方向稳定性：飞行器在受到小扰动后，能够自动恢复到原来的偏航姿态。动态方向稳定性：飞行器在受到扰动后，偏航振荡逐渐衰减，最终回到平衡状态。稳定性的影响因素：重心位置：重心位置对飞行器的稳定性有重要影响。重心过前或过后都会影响稳定性。尾翼布局：水平尾翼和垂直尾翼的位置和面积对稳定性有直接影响。翼型设计：翼型的弯度、扭转和展弦比等参数也会影响飞行器的稳定性。类型定义判据纵向稳定性飞行器在俯仰方向上的稳定性静态：恢复原姿态；动态：振荡衰减横向稳定性飞行器在滚转方向上的稳定性静态：恢复原姿态；动态：振荡衰减方向稳定性飞行器在偏航方向上的稳定性静态：恢复原姿态；动态：振荡衰减10.4

控制增稳系统控制增稳系统是指通过电子或机械装置来增强飞行器稳定性的系统。常见的控制增稳系统包括：自动驾驶仪：通过传感器和执行机构自动控制飞行器的姿态和轨迹。增稳系统：通过反馈控制技术，自动纠正飞行器的姿态偏差。主动控制系统：利用先进的控制算法和执行机构，实现更精细的姿态控制。控制增稳系统的优点：提高稳定性：能够显著提高飞行器的静态和动态稳定性。减轻飞行员负担：自动化系统可以减轻飞行员的操作负担，提高飞行安全性。增强性能：通过优化控制策略，可以提高飞行器的操纵性和响应速度。控制增稳系统的挑战：系统复杂性：设计和维护复杂的控制系统需要高水平的专业知识。可靠性要求：控制增稳系统必须具备高度的可靠性和容错能力。成本问题：先进的控制系统往往成本较高，需要权衡性能与经济性。第十一章高速飞行中的特殊现象11.1

马赫数的影响**马赫数(Ma)**是流体速度与声速的比值，定义为：Ma=vaMa=av​其中，vv是流体速度，aa是声速。马赫数是衡量飞行器速度的关键参数，不同马赫数范围对应不同的流动特性：亚音速：Ma<⅓Ma<⅓，流动可视为不可压缩。跨音速：⅓≤Ma<1⅓≤Ma<1，流动中出现局部超音速区域。超音速：1<Ma<31<Ma<3，流动中存在激波。高超音速：Ma>3Ma>3，流动中激波强烈，热效应显著。马赫数对飞行器的影响：气动特性：随着马赫数的增加，飞行器的气动特性会发生显著变化，如升力、阻力和稳定性。结构设计：高速飞行对飞行器的结构强度和耐热性提出了更高要求。推进系统：高速飞行需要更高效的推进系统，如喷气发动机。11.2

音障与激波音障是指飞行器在接近音速时遇到的气动阻力急剧增加的现象。音障的产生是由于流体在飞行器前方堆积，形成强大的压力波。突破音障需要克服巨大的阻力，这对飞行器的设计和推进系统提出了严格要求。激波是超音速流动中的一种强压缩波，当飞行器速度超过音速时，会在飞行器前方形成激波。激波的主要特征包括：高压区：激波前方压力急剧升高。温度升高：激波导致流体温度显著升高。能量耗散：激波伴随能量耗散，导致飞行器的推进效率下降。激波的影响：阻力增加：激波导致飞行器的阻力急剧增加，降低了飞行效率。结构应力：激波对飞行器结构产生巨大应力，需要特别设计以承受这些载荷。热效应：激波导致的高温对飞行器材料和涂层提出了更高要求。11.3

超音速飞行特点超音速飞行是指飞行器速度超过音速的飞行状态。超音速飞行的主要特点包括：激波：飞行器前方形成激波，导致阻力增加。温度升高：激波导致流体温度显著升高，对飞行器材料提出更高要求。压缩性：流体的可压缩性显著，需要考虑气体的压缩效应。气动加热：高速飞行导致飞行器表面温度升高，需要特殊的热防护措施。超音速飞行的设计考虑：翼型设计：超音速飞行需要采用特殊的翼型设计，如尖锐的前缘和薄翼型。结构设计：飞行器结构需要能够承受高速飞行产生的巨大应力和高温。推进系统：需要高效的推进系统，如喷气发动机或冲压发动机。11.4

高超声速流动简介高超声速流动是指飞行器速度远超过音速（Ma>3Ma>3）的流动状态。高超声速流动的主要特点包括：强激波：飞行器前方形成强激波，导致巨大的阻力和压力升高。高温：激波和摩擦导致飞行器表面温度极高，需要特殊的热防护材料。化学反应：高超声速流动中，气体可能发生化学反应，如氧气和氮气的分解。气动加热：高速飞行导致飞行器表面温度极高，需要特殊的热防护措施。高超声速飞行的应用：航天器再入：航天器返回地球时需要经历高超声速飞行。高超声速飞行器：如高超声速导弹和未来的高超声速客机。科学研究：高超声速流动的研究对于理解极端条件下的流体行为非常重要。第十二章非定常流动12.1

非定常流动的基本概念非定常流动是指流体的流动特性随时间发生变化的流动状态。与定常流动相比，非定常流动更加复杂，涉及更多的物理现象。非定常流动的主要类型包括：周期性非定常流动：流体特性随时间呈周期性变化，如振动翼型产生的流动。瞬态非定常流动：流体特性随时间呈瞬态变化，如启动和停止过程中的流动。非定常流动的影响因素：时间尺度：非定常流动的时间尺度决定了流动特性的变化速度。边界条件：边界条件的变化是引起非定常流动的主要原因之一。初始条件：初始条件对非定常流动的演化也有重要影响。12.2

振荡翼型的气动力振荡翼型是指翼型在周期性外力作用下发生振动的翼型。振荡翼型的气动力特性包括：升力和阻力的变化：振荡过程中，翼型的升力和阻力随时间发生变化。滞后效应：气动力的变化滞后于翼型的振动，导致复杂的气动响应。动态失速：在某些振荡条件下，翼型可能出现动态失速现象，导致气动力的突变。振荡翼型的应用：风力发电机叶片：风力发电机叶片在风载作用下会发生振动，需要考虑非定常气动力的影响。直升机旋翼：直升机旋翼在旋转过程中也会经历非定常流动，影响其气动性能。桥梁和高层建筑：桥梁和高层建筑在风载作用下会发生振动，需要考虑非定常气动力的影响。12.3

动态失速动态失速是指翼型在非定常流动条件下，由于气动力的突变而导致的失速现象。动态失速的主要特征包括：气动力突变：动态失速过程中，翼型的升力和阻力会出现突变。滞后效应：气动力的变化滞后于翼型的振动，导致复杂的气动响应。不稳定流动：动态失速过程中，流动状态变得不稳定，可能出现涡流和分离。动态失速的影响：飞行器性能：动态失速会严重影响飞行器的操纵性和稳定性。结构载荷：动态失速过程中，飞行器结构承受的载荷会显著增加。疲劳寿命：长期的动态失速会导致飞行器结构的疲劳损伤。动态失速的控制：翼型设计：通过优化翼型设计，减少动态失速的可能性。主动控制：利用主动控制系统，实时调整翼型姿态，避免动态失速。减振措施：通过减振装置减少翼型的振动幅度，降低动态失速的风险。12.4

非定常效应在工程中的考虑非定常效应在工程设计中需要特别考虑，特别是在高速飞行和振动环境中。非定常效应的主要考虑因素包括：气动弹性：飞行器结构在气动力作用下可能发生弹性变形，影响其气动性能。颤振：飞行器在特定条件下可能发生颤振现象，导致结构损坏。疲劳分析：非定常流动会导致结构的疲劳损伤，需要进行疲劳寿命分析。非定常效应的控制方法：结构优化：通过优化结构设计，提高飞行器的抗颤振能力和疲劳寿命。主动控制：利用主动控制系统，实时调整飞行器的姿态和气动力分布。风洞试验：通过风洞试验验证飞行器在非定常流动条件下的性能。第十三章特殊环境下的空气动力学13.1

高海拔飞行高海拔飞行是指飞行器在高