目录
目录 ................................................................................................................................................ I 绪论 .. (1)
0.1 实验流体力学的研究内容与方法 (1)
0.2 本课程的主要内容 (2)
第一章风洞实验内容简介 (4)
1.1 风洞实验分类 (4)
1.2 各种风洞实验的介绍 (4)
1.3 风洞实验一些基本要求 (9)
第二章相似理论 (11)
2.1 相似和相似定理 (11)
2.2 量纲分析 (15)
2.3 相似理论的应用 (23)
思考题和习题 (32)
第三章风洞 (34)
3.1 风洞的类别 (34)
3.2 低速风洞 (35)
3.3 超音速风洞 (45)
3.4 跨音速风洞 (54)
3.5 高超音速风洞和超高速风洞 (58)
思考题和习题 (61)
第4章气动力天平 (63)
4.1 机械式天平 (63)
4. 2 应变式天平 (69)
4.3 气动力天平的校准 (81)
4.4 气动方天平的性能术语 (84)
4.5 磁悬挂天平 (85)
4.6 坐标轴系及其转换 (87)
思考题和习题 (89)
第五章气流参数测量 (91)
5.1 静压和总压测量 (91)
5.2 温度测量 (100)
5.3 气流速度、方向和紊流度测量 (107)
5.4 噪声测量 (123)
5.5 数据采集系统简介 (126)
思考题和习题 (129)
第6章风洞模型实验 (130)
6.1 实验大纲的制定 (130)
6.2 模型设计 (132)
6.3 全机模型测力实验 (142)
6.4 小压强分布实验 (151)
6.5 动量法实验 (154)
6.6 地面效应实验 (157)
6.7 模型实验中的人工转捩 (158)
6.8 半模型实验 (159)
6.9 铰链力矩实验 (160)
思考题和习题 (161)
第7章流动显示 (162)
附录 (163)
附录Ⅰ空气动力学家生平 (163)
附录Ⅱ空气动力学中常用的有量纲物理量的SI单位和量纲 (167)
附录Ⅲ标准大气数据数据和常用的关系式 (168)
附录IV 水的密度和粘度 (169)
附录Ⅴ单位的换算系数 (169)
附录Ⅵ风洞流场品质参考指标 (174)
绪论
0.1 实验流体力学的研究内容与方法
实验流体力学对于空气动力学的发展和各种飞行器的研制，起着决定性的作用。这主要表现在以下三个方面：
1．空气动力学的发展史表明，没有实验研究，就没有独立的空气动力学专门学科。空气动力学基本现象和基本原理，如附面层的存在及其特性，都是通过实验逐步认识与发展的。
2．跟其他自然科学学科一样，空气动力学理论分析和计算模拟，难免要引入一些与真实现象有区别的简化和假设，其结果都应经受实验的检验或验证。
3．实验流体力学，为包括飞机、火箭在内的各种飞行器的研制提供可靠的空气动力数据。
图0-1 生活中的各类风洞实验
在空气动力学实验中，一般采用模拟方法，即用模型实验来模拟原型的真实物理现象。按照模型与空气之间产生相对运动的方式不同，其基本方法主要分为三大类：
1．风洞实验法安装在风洞中的试验模型沿飞行方向静止不动，而使空气流过模型。风洞实验法的优点是测量方便，气流参数如速度、压强等易于控制，实验费用相对低；缺点是模型流场受风洞壁面和模型支架等的干扰，一般不能做到模型流场与原型流场完全相似。
2．飞行试验法飞行器或飞行器模型在大气中真实飞行条件下进行的试验。与风洞实验法相比，飞行试验法的优点是不存在洞壁和模型支架等的干扰；缺点是试验费用高，试验条件不易控制，且测量方法复杂。
3．携带实验法将模型固定在以一定速度在大气中运动的携带设备上，使模型与空气之间产生相对运动，携带设备上装有测量仪器，可测出模型的空气动力等数据。用飞机或火箭携带模型进行实验，流场比较均匀，但实验费用高，对测量方法和测量仪器的要求也高。
上述三大类方法中，风洞实验法是进行空气动力学实验最经济、效果最好、应用最广泛的
方法，是本书讨论的主要内容。在风洞中进行的空气动力学实验，又大体上可分为流动测量和流动显示这两类既有联系又相互区别的实验方法。
图0.2模型气动力测量图0.3 翼型表面压力分布测量(表面压力) 以确定被测量量值为主要目的实验，属流动测量类实验。测量类实验可为科学研究和飞机设计提供定量的依据。测量作用在整个模型或其部件上的空气动力，可用来研究飞机及其部件的性能，验证理论计算的结果。测量模型表面上的压强分布，可得到飞机及其部件强度计算所需的载荷数据，可用积分法算出由压差形成的忽略了切向力的空气动力，还可用来研究绕流状态。测量气流的流速、密度等参数，更是各种实验中不可少的测量项目。
图0.4 风洞实验中的模型外流场分布测量
用外加物质、注入能量或投射光束的方法显示出空气绕流模型的整个图形，属于流动显示类实验。由流动显示所获得的图形有助于全面了解流场，有助于直观地理解流动机理，有功于分析测力和测压的定量测量结果，有助于合理地选择飞机的空气动力外形。由于激光技术和图像处理技术的迅速发展，流动显示技术近年来有很大发展，已开始进入可快速地给出整个流场的流动参数的阶段，将流动参数测量与流动显示逐渐同步结合起来。
0.2 本课程的主要内容
全书分为《基础篇》、《进阶篇》两大部分，重点对空气动力学实验的基本原理、基本方法、
实验设备以及实验数据修正与处理等综合技术性内容进行编写，其中：
《基础篇》在旧版《空气动力学实验技术》基础上，融入学科最新研究与发展的成果，涵盖空气动力学实验的基础相似理论、风洞结构类别、常规空气动力学试验技术、流动显示技术、典型风洞模型试验等内容，可供初级学习者了解空气动力学实验的基本原理和方法，并根据不同实验目的制定实验规划，选择相应的试验技术与测试设备；
《进阶篇》重点对现代流体流动测量技术和风洞模型实验数据分析进行讲解。现代流体流动测量技术可以对测试流场中的压力和涡量等参数分布进行瞬态或时均测量，主要包括多孔压力探针测试技术、热线测量技术、激光测量技术等，风洞模型实验数据部分主要讲解数据采集随机信号分析、风洞模型实验的数据修正等内容；该篇内容涵盖对流场细致定量测量的相关技术介绍，可供学习者在上篇基础上做拔高学习之用；
全书最后，针对“飞行器设计与工程”、“流体力学”等专业学科教学，安排了三个空气动力学实验技术的相关课程设计，包括低速/高速模型设计、气动力天平设计和低速风洞设计。
本书采用以国际单位制(SI)为基础的法定计量单位。本书中常用的有量纲物理量的符号、单位和量纲，见附录I。
第一章风洞实验内容简介
1.1 风洞实验分类
风洞实验法是空气动力学实验研究的重要手段，它是利用相对运动的原理将模型安装在风洞中，使空气流过模型进行实验研究。
风洞实验通常分为航空类实验和风工程类实验。航空类实验指与飞行器及相关问题有关的风洞实验；风工程类实验通常是与大气环境有关的风洞实验。
图1.1 风洞实验分类框图
1.2 各种风洞实验的介绍
1.2.1二元翼型实验
翼型的气动特性是研究机翼以及全机气动特性的基础。
几乎所有的翼型气动系数以及分离、转捩等特性都是经风洞实验得出的。翼型风洞实验也相当重要的一个内容，通常主要研究翼型的升力、阻力、力矩、分离、转捩、激波位置以及临
界马赫数等气动特性。
图1.2 风洞中二元翼型实验
翼型实验测量方法：
翼型实验中通常不用做天平测力的方法，其测量精度差。
升力的测量方法，通常采用测量翼型表面压力分布(参见)，通过积分计算得到翼型升力及升系数。
阻力的测量方法，通常采用经典的动量法测型阻(参见)，对模型前后两个截面的压力进行积分计算得到翼型阻力系数。
1.2.2三元机翼实验
人们做过的第一批风洞试验就是
关于机翼特性的实验，而且到现在机翼
实验是风洞中做过的最多的实验。人们
对机翼特性的了解，如展弦比、平面形状、扭转、剖面、根梢比和翼尖等，大都是从风洞试验开始的。
机翼实验通常最关心的气动参数：
o
P
x G
x P
b A
α
v∞
c y
m z
压力中心
有限翼展机翼的升力线斜率：c yα图 1.3 求压力中心的示意图
7)、襟翼的气动特性
1.2.4半模实验
飞机通常都有一个纵向对称面，有时候就可以利用相对于对称面两侧流动对称的原理，通过半模来研究全模型的某些气动特性。
相比全机模型实验，半模实验的主要优点：
1)、对相同的实验段截面，半模型尺寸可以增大，因而可以提高实验雷诺数，也便于模拟
几何外形；
2)、由于半模型实验时模型靠近侧壁，故测力天平可放置在侧壁外，使天平设计和加工比
较容易，天平工作时受气流温度的影响也比较小。
3)、由于半模型和风洞侧壁的接触而大，有利于管道系统等从模型内引出。因此，喷流实
验和测压实验等大都用半模型进行。
半模实验进行方式与全机模型实验基本相同。
1.2.5地面效应实验
飞机在起飞着陆过程中，当它距地面半个翼展或更近时，必将受到地面的影响。理论和实践均证实，地面的影响使飞机的升力线斜率、最大升力系数和纵向静稳定度增加，而最小阻力系数、诱导阻力和下洗角减小。这些空气动力特性的变化，都涉及飞机的安全，需要进行实验。在风洞中模拟地面影响的实验叫地面效应实验。
地面效应实验最常用最简单的方法是用平行于气流的近似水平的平板来模拟地面，不过地板在风洞中会产生附面层，这与实际情况不符，所以还应想办法应尽量消除地板附面层的影响。
1.2.6飞机大迎角实验
大迎角飞行是现代高性能战斗机为追求高机动性和高敏捷性而必备的一种能力。但飞行器在较大迎角飞行时会带来很多问题，诸如方向舵效率降低、机体产生很大的横向力等，因此在进行飞机设计时必须考虑这些问题。现在，飞行器低速大迎角风洞试验已是飞行器研制中必须进行的试验研究项目。
飞行器低速大迎角风洞试验通常采用尾撑方式进行支撑，而且尾撑会带有一定的预弯角度，比如20°、75°，使模型迎角可达-30°～105°。
1.2.7进气道实验
进气道就是喷气发动机所需空气的进口和通道。先进的发动机必须配有性能优越的进气道才可能组成高性能的动力装置，以产生大的推力。
进气道不仅供给发动机一定流量的空气，而且进气流场要保证压气机和燃烧室正常工作。进气道实验的目的在于测量进气道的静态和动态特性，以研究进气道与发动机的匹配。
进气道种类：亚音速进气道和超音进气道。
图 1.6 亚音进气道：钝圆形唇口 图 1.7 超音进气道：尖锐唇口 进气道几个关键性能参数：
1)、 流量系数?，01A A ?=
a) 自由流管面积与进气道进口面积之比
b) 评价进气道的流通能力
2)、 总压恢复系数σi ，20i t t P P σ=
a) 进气道出口气流平均总压与自由流总压之比
b) 评价气流在进气道内部的流动损失
3)、 总压恢复系数D c 60，60060022()c min D =P -P q
a) 进气道出口截面上任意一个60°扇形区内平均总压的最小值与进气道出口截面平
均总压之差和进气道出口截面平均动压之比。
b) 评价进气道出口截面气流的均匀度
进气道实验不仅包括对以上性能参数的测量还包括进气道出口喘振边界、出口旋流测量、载荷分布等能内容。
1.2.8投放实验
飞机投放副油箱、炸弹及挂架等时，这些投放物离开飞机的初期处于飞机的干扰流场中，它的运动轨迹和姿态对保证飞机安全十分重要，但这个流场特性与飞机外形、飞行速度、高度、迎角、侧滑角、外挂物的外形及安装位置等多种因素有关，投放物离开飞机初期的运动轨迹及姿态很难用理论计算的方法计算出来，风洞试验是研究投放物离开飞机初期的运动轨迹及姿态的重要途径。
与普通测力或测压实验不同的是，投放实验不仅要求模型和实物外形相似，而且模型质量、质心以及转动惯量等也必须符合动力相似。
常用实验方法：动力相似法以及捕获轨迹法。
图 1.8 投弹实验中的投放轨迹
1.2.9飞机铰链力矩实验
作用于飞机操纵面上的空气动力对操纵面铰链轴所形成的力矩，称为铰链力矩。为了保证飞机操纵自如，一方面要根据铰链力矩的实际大小设计或选择合适的操纵面助力器，另一方面要根据施加的力矩来设计操纵面及其转轴的位置尺寸。有关铰链力矩的数据，通常由铰链力矩实验来确定。
操纵面铰链力矩值与飞行高度、飞行马赫数、飞行姿态和操纵面偏角有关。
铰链力矩实验项目通常包括副翼铰链力矩、方向舵铰链力矩和平尾(或升降舵)铰链力矩等。
1.2.10 风洞尾旋实验
飞机在持续失速状态下飞行，发生急剧滚转和偏航，同时机头向下绕垂直轴以很小的半径沿螺旋轨迹急剧下降的现象称为尾旋。
尾旋风洞一般为立式风洞。采用动力相似的模型，遥控控制模型的舵面，通过高速摄影摄像记录模型尾旋的运动状态，探索飞机的尾旋特性、影响尾旋特性的因素、改出尾旋的控制技术。试验结果可与在常规风洞中通过大迎角试验、动导数试验、旋转天平试验、模型自由飞试验等方法获得的试验数据进行综合分析，带来准确预测飞机的尾旋特性。
1.2.11 风洞自由飞实验
用投放或发射装置将动力相似的模型置于风洞流场中，在无支架干扰的情况下自由飞行，通过高速摄像摄影机记录模型的运动姿态随时间的变化历程，从而计算出飞行器的气动力、动导数、热传导、底部阻力、尾旋以及多体分离干扰等特性。
1.3 风洞实验一些基本要求
为了得到准确的实验数据和结果，为了能将实验结果正确应用于实际飞机设计和飞行中，
风洞实验通常有几种基本要求。
风洞堵塞度的要求：
堵塞度指模型和支架风挡系统的最大迎风面积与风洞实验段横截面积之比。当模型尺寸过大，堵塞度超过一定的量值，实验段的流场将会产生较大的畸变，与真实流场不再相似，以致不能得到准确的实验结果。
通常要求风洞堵塞度不大于5%；二维模型的翼弦长度不应超过风洞实验段高度的1/3，三维模型的翼展一般应小于实验段宽度的70%。
相似准则的要求：
风洞来模拟气流，模型按一定比例模拟真实飞机，但是如何使模型扰流流场模拟原型流场、如何将模型实验结果正确地转换为原型流场的数据，这就需要满足一定的相似准则。
相似理论成为了解决这两个重要问题的理论基础，第二章中将做介绍。
第二章 相似理论
现代的空气动力学实验，通常都是在各式各样的风洞中进行模型实验，以取得原型流场(如飞机在大气中飞行)的空气动力数据。要做到这一点须解决两个重要的问题：
1．在模型实验前和实验中，如何使绕流模型的流场模拟原型流场?
2．在模型实验后，如何将模型实验的数据正确地转换为原型流场的数据?
解决这两个问题的理论基础是相似理论。
在本章中，阐述相似理论的基本内容，并介绍导出相似准则的量纲分析法，讨论如果不能完全模拟应该模拟的相似准则又该怎么办。
限于本课程的性质和任务，本章中着重于相似理论的应用，而不追求理论上的严格证明。
2.1 相似和相似定理
2.1.1相似的基本概念
1．几何相似 几何相似是人们熟知的相似现象。以三角形为例，彼此相似的三角形，其对应边长成比例。若1l 、2l 、3l 和是两个三角形的对应边长，则 l C l l l l l l ===332211''' (2-1)
对这两个三角形的所有对应边而言，式(2-1)中的l C 是常数，称为相似常数。设有三个相似三角形，第一与第=两个三角形的相似常数为1l C 第一与第三两个三角形的相似常数为2l C 。通常1l C 与2l C 不相等。通过不同的相似常数来变换相似图像的大小，称为相似变换。
2．物理现象的相似物理现象(过程)的相似是以几何相似为前提的，并且是几何相似概念的扩展。
两个属于同一类的物理现象，如果在空间、时间对应点上所有表征现象的对应的物理量都保持各自的固定的比例关系(如果是矢量还包括方向相同)，则两个物理现象相似。
两个流场的空间、时间对应点上所有表征流场的对应的物理量都保持各自的固定的比例关系(如果是矢量还包括方向相同)，则两个流场相似。
研究两个流场相似，是涉及到各种参数的综合问题。一般情况下，两个流场相似包括以下几个方面互相联系、互为条件的相似：
(1)几何相似 两个物体，如其中一个物体经过均匀变形(每个尺寸都扩大或缩小同一倍数)后能和另一物体完金重合，则称这两个物体几何相似。令l 和'l 是两个物体的对应长度，则
'
l l C l =(常数) (2)运动相似 两个流场对应点的速度，如果方向是相同的，大小保持固定的比例关系，则两个流场是运动相似的。若v 和v ＇是两个流场对应点的速度，则 '
v v C v =(常数) 速度相似也就决定了两个几何相似的流场对应点的加速度相似。运动相似，即速度矢量场和加速度矢量场均保持相似，对应流线谱经均匀变形后可相互重合。
(3)动力相似 如果两个流场对应点上作用在流体微团上的各种力所组成的力多边形是几何相似的，则两个流场是动力相似的。令F 和'F 对应的力，则 '
F F C F =(常数) 反之，如动力相似，则诸作用力的矢量场必保持几何相似。
(4)热相似 若在两个流场对应点上与热现象有关的物理量保持固定的比例关系，则两个流场是热相似的。如T 和'T 为对应点的温度，则 '
T T C T =(常数) (5)质量相似 若在两个流场对应点上密度保持固定的比例关系，则两个流场是质量相似的。如ρ和'ρ为对应点的密度，则 '
C ρρρ=(常数) 3．同类现象和单值条件 物理现象：(过程)是有一定规律的，在表征现象的各物理量之间存在着一定的关系，并可用物理方程来描述这一关系。若两个现象服从同一规律，也就是说，可以用同一物理方程描述这两个现象，则称这两个现象为同类现象。
两个现象如相似，则必为同类现象。这是两个现象相似的一个必要条件。
物理方程是对现象的一般描述，它只给出了现象内部的规律性，适用于一系列同类现象。对于一个具体的现象，它除符合物理方程所描述的内部规律外，还与包括现象发生的空间范围、时间范围、现象内部与外界的联系等外部条件有关。也就是说，一个现象有其不同于同类的另一现象的特殊性。能够把一个现象从同类现象中区分出来的条件，称为单值条件。涉及单值条件的物理量，称为单值量。单值条件一般有以下几类：
几何条件：现象的空间几何特征，如物体的几何形状和大小等。
物性条件：描述现象的物理方程中所包含的与物体性质有关的具体物理量的大小，如空气密度、粘性系数等。
边界条件：边界的性质和发生在边界上的流动情况，如远前方来流速度的大小、方向的具
体分布情况，非等温固体壁面上的温度分布具体情况，风洞壁面上的速度分布具体情况等。
时间条件：非定常现象的初(起)始条件。
4．单值条件相似 有了描述现象的物理方程，并给定了单值条件后，对现象的数学描述才是完整的。如果两个现象相似，除了物理方程相同外，单值条件还应保持相似。所谓单值条件相似，是指对单值条件分布的描述相同，且各对应单值量之间保持固定的比例。
单值条件相似，是现象相似的又一必要条件。这是因为，物理方程仅决定有关物理量之间的变化规律，如果现象的外部条件不相似，例如边界条件不相似，则两个现象也就不相似。前述的几何相似，也包含在单值条件相似之内了。
单值条件相似，对于现象的相似，是十分重要的。仍以三角形相似为例，边长是单值条件，面积不是单值条件。对应边长成比例，是三角形相似的必要条件，而面积之比等于对应边长之比的平方，是三角形相似的结果。又例如，作为同类现象的两个沿管道内的定常绝热流动，如果单值条件，包括几何条件、物性条件和管道进口速度分布等边界条件在内。也是相似的，那么，属于非单值条件的沿两个管道流动的流量之比，也就被决定了。由此可见，在两个相似的现象之间，单值条件的相似是起决定性作用的。
2.1.2相似准则
两个相似的现象遵守同一物理方程，而且对应的物理量保持各自固定的比例关系。由此可导出有关相似现象的重要性质。
以一个质量为m 的物体受到外力F 作用而产生加速度这一简单的力学现象为例，其物理方程为 dv F m dt = (2-2)
如果另一物体受力而产生加速度的力学现象与其相似，即
''''dv F m dt = (2-3)
而且 ''F v F C F v C v == ''m t m C m t C t ?=????=?? (2-4)
式(2-4)称为相似变换式，F C 、m C 、v C 和t C 是相似常数。
将式(2-4)代入式(2-2)，得
''''F t m v C C dv F m C C dt = (2-5) 式(2-5)与式(2-3)相比较，应有制约条件 1F t m v C C C C = (2-6)
式(2-6)表明，在相似现象中，各物理量的相似常数不能任意选择，而是相互制约的。在上例中只有满足式(2-6)，两力学现象的相似才能存在。式(2-6)所示的这种相似常数的组合，称为相似指标。在相似现象中，相似指标必等于1。这是相似现象的重要性质。
将式(2-4)代入式(2-6)，可得 ''
''Ft F t mv m v
==常数 Ft/(mv)是由相似指标等于1这一制约条件导出的、由几个特征物理量组合而成的无量纲量，称为牛顿数，并用符号Ne 表示，即 Ne Ft mv = (2-7)
当两个力学现象相似时，牛顿数的数值必然相同。用idem 表示同一数值之意，可写作 Ne=idem
牛顿数数值相同，是两个力学现象相似的特征和标志之一。在更复杂的彼此相似的物理现象中，这种数值相同的无量纲量会有若干个，各有不同的名称，牛顿数仅是其中之一。
彼此相似的现象所必具有的数值相同的由若干个特征量组成的同名无量纲量，称为相似准则。
同名相似准则数值相同，是两个现象相似的特征和标志。有些相似准则还是衡量现象相似与否的判据。相似准则，又称相似准数、相似判据、相似参数或相似模数等。空气动力学中常见的相似准则还有雷诺数Re 、马赫数Ma ，朗特数Pr ，弗劳德数Fr 、斯特劳哈尔数Sr 和比热比γ等。以人名命名的相似准则的符号均由两个字母组成，第一个字母大写，第二个字母小写，第二个字母不是第一个字母的下标。当这些双字母符号作为相乘的因子出现在乘积中且容易混淆时，可用乘号或括号隔开，或与其他相乘因子隔开一个间距。
顺便指出，牛顿数在不同的场合又有一些其他的名称。例如空气动力系数，本质上就是牛顿数。如果模型流场与原型流场相似，则两者的空气动力系数的数值相同。模型空气动力学实验的结果通常都整理成空气动力系数(牛顿数)，也就不难理解了。
2.1.3相似定理
相似第一定理：“彼此相似的现象，其同名相似淮则的数值相同。”
这一定理指明了相似现象的一个重要的基本性质。由此定理可知，为了应用模型实验的结果，实验中应测量相似准则或相似准则中所包含的物理量。当模型流场与原型流场相似时，只要求出模型流场的相似准则，即获得原型流场的相似准则。相似第一定理又可表述为，彼此相似的现象的相似指标等于1。这一表述的特点是从数学上指出了相似常数之间的制约条件，即相似指标等于1。相似第一定理的两种表述具有相同的意义。
相似第二定理：“现象的各物理量之间的关系，可以化为各相似准则之间的关系。”
由以上定理可知，应当以相似准则间关系的形式来处理实验结果，以便使实验的结果用到与之相似的现象上去。
相似第三定理：“如两个现象的单值条件相似，而且由单值量组成的同名相似准则数值相同，则这两个现象相似。”
这个定理告诉我们，单值条件相似，以及由单值量组成的同名相似准则的数值相同，是现象相似的必要充分条件。单值条件相似，除了其本身的含义之外，还包括了几何相似这一前提，并且包括了两个现象是同类现象这一条件(这是因为，不可能存在单值条件相似的不同类的物理现象)。因此，单值条件相似是现象相似的必要条件。但是，仅有这一条件还不够，还要满足由单值量组成的同名相似准则数值相同这一条件。在各种相似准则中，由单值量组成的相似准则对于现象相似来说是决定性的相似准则，其他相似准则是非决定性的相似准则。当单值条件相似、同名决定性相似准则数值相同时，就足以使现象相似了。而现象相似了，非决定性相似准则的数值自然会相同。当我们安排实验，使两个现象相似时，要求所有的相似准则数值相同是没有必要的，是多余的。要求那些需由实验确定的相似准则，在实验前满足数值相同，更是不可能的。当我们安排实验时，只要决定性相似准则数值相同，即可判定两个现象相似了。这是判定两个现象是否相似的可行的检查标准。由此可见，相似第三定理对于实验具有重要的指导意义。
由上述相似定理可知，当我们进行模型实验时，首先要使模型流场与原型流场相似，应根据相似的必要充分条件来安排实验。实验中应测量各相似准则或各相似准则中所包含的物理量。实验数据按相似准则进行整理，即可用到原型流场上去。
2.2 量纲分析
2.2.1关于量纲的基本知识
物理量，简称为量，是现象、物体或物质的可定性区别和定量确定的一种属性。人们分析了力学现象中各量之间的关系之后发现，力学中绝大多数量之间都存在着联系，由各种物理定律将它们联系在一起，只要适当地选定三个量，.即可根据描述各量之间关系的物理定律和定义
将其他的量导出。所选定这三个物理量，称为基本物理量，简称基本量。其他物理量称为导出物理量，简称导出量。在科学的所有领域或某一领域，约定地选取的基本量和相应导出量的特定组合，称为量制。作为量制基础的基本量，是人们通过协商统一选定了的，是人们公认的。在国际单位制所采用的量制中，力学的基本量是：长度、质量和时间。涉及热现象时再增加一个基本量：温度。.
除现行的国际单位制外，历史上还有过其他单位制，不同国家和地区也有不同的单位制。在一定的单位制中，对最初选定的基本量规定出它们的测量单位，叫做基本单位，导出量的测量单位叫做导出单位。在国际单位制中与力学、热学有关的基本单位有：长度单位m ，质量单位kg ，时间单位s ，热力学温度单位K 。
测量单位本身也是一个物理量，且与被测物理量属于同一类量。同一类量，是指从物理意义上说可以相加(减)或相互间可比较大小的量。例如，长度用m 或mm 作为单位，而不会用kg 作为单位。数值与单位的乘积，表示了被测物理量的大小(量值)，同时单位也表示了被测物理量的种类。用大小不同的同类单位表达一个量，不会改变这个量的种类和(客观上的)量值。例如，将某一量用另外的同类单位表达时，如果这个单位等于原来单位的R -1倍，则新的数值等于原来数值的R 倍。因此，量的种类和最值，与同类单位的选择无关。
量纲，是物理量的一种表达形式，用来指明物理量的类别，表示各物理量之间的关系。同一类量，具有相同的量纲。例如，某飞机翼展40m ，某圆柱体直径5cm ，它们的数值、单位虽不相同，但它们都属于同一类量——长度。长度的量纲用量纲符号L 表示。
量纲与单位，是两个密切相关而又有区别的概念。量纲只涉及量的本质或特点(种类)，而单位除涉及量的本质或特点外，还涉及量的大小；为了方便，通常单位仅限于表达定量关系，而用量纲来表达定性关系。
在一定的量制中，量纲又分为基本量纲和导出量纲，与基本单位和导出单位相对应。基本量纲就是该量制中的基本量。在国际单位制所采用的量制中，力学的三个基本量纲是：长度、质量和时间，相应的量纲符号是：L 、M 和T 。涉及热现象时，再增加一个基本量纲：热力学温度，相应的量纲符号是Θ。L 、M 、T 、Θ四个全纲符号均为正体大写，以便与量的符号(斜体)相区别。导出量纲，即导出量的量纲，可通过物理定律或定义用基本量纲表示出来。也就是说，量纲是用量制中的基本量的幂的乘积表示该量制中某物理量的表达式
3124dim c c c c q L M T =Θ (2-8)
在物理量q 的前面加上符号dim(正体)，表示这个量的量纲。式(2-8)称为量纲式，又称量纲积。c 1、c 2、c 3和c 4，称为量纲指数。式(2-8)中的等号给出量纲之间的相等关系，只表示性属，不涉及量的大小。顺便指出，量纲式中没有加减运算，这是因为加减运算不会产生新的量纲。
在一定的量制中，任一物理量的量纲，都决定于该物理量的物理本质。因此，可通过有关
的物理定律或定义，将量纲式中的量纲指数确定出来。例如，在国际单位制所采用的量制中，
速度v 的量纲1dim LT v -=，密度ρ的量纲-3dim L M ρ=，摩擦应力τ的量纲-1-2
dim L MT μ=，粘性系数μ的量纲借助于牛顿摩擦定律可确定之 -1-2
-1-1-1dim L MT dim =L MT dim(/)LT /L
dv dn τμ== 空气动力学中常用的有量纲物理量的量纲，列人附录Ⅰ中。从附录Ⅰ中可以看到，同类量具有相同的量纲，但不同类的量有的也具有相同的量纲。量纲相同的量不一定是同类量，例如，热量和力矩是不同类的量，却具有相同的量纲。
一个量的量纲式中，只要有一个量纲指数不为零，则该量为有量纲量；若所有的量纲指数都为零，则为无量纲量。无量纲量可以是两个同类量的比值，也可以是几个有量纲量的乘除组合。无量纲量不是一个单纯的数字，它具有特定的物理意义，具有量的特征和品质。有量纲量的数值(即与单位的比值)随所选用的单位制不同而改变，而无量纲量的数值不随所选用的单位制不同而改变。量纲分析的目的之一，就是要把有关的物理量正确地组合成完备的无量纲量。
有了量纲式，不难进一步给出基本量的定义。基本量是选定的彼此独立的可作为其他量基础的一组量的名称。“彼此独立”指这组量中任何一个量的量纲式，不能以幂次单项式的形式表示为其他各量量纲式的组合。因此，几个基本量本身不可能相互组合成无量纲量。“为其他量的基础”指由这几个基本量的量纲可导出其他量的量纲。“选定的”，是指人为地选择确定的。也就是说，彼此独立可作为其他量基础的基本量不是只有一组。前面谈到，作为量制基础的基本量，是人们在制定量制时统一选定(约定)的。而在某一具体力学问题中，究竟选哪三个量作为基本量，则应视具体间题的条件而定。在下面的内容中读者将会体会到这一点。
2.2.2物理方程的量纲一致性原理
在正确反映客观规律的物理方程中，相加减的各项的量纲应该是一致的。此即物理方程的量纲一致性原理。这一原理，也是一个基本常识，因为只有同类量才存在相加减的问题。
物理方程中各项的量纲一致，与各个物理量所共同选用的单位制无关。这是物理方程的又一个重要性质。
可根据物理方程的量纲一致性原理来校核物理方程、经验公式的正确性和完整性，量纲不一致的物理方程和经验公式是有错误的或是不完整的。
由于物理方程中各项的量纲相同，所以，只要用其中任一项通除全式各项，就一定能得到各项都是无量纲的方程。这种方法，在空气动力学中有很多应用实例。
量纲一致性原理也可用来确定某些公式中物理量的指数，并可用来建立物理方程。但这些不属于本课程的内容。
2.2.3Ⅱ定理及其意义
1.量纲矩阵和基本物理量的判别设有一物理现象，其各物理量之间存在函数关系
q 0=? (q 1，q 2，…，q k ，q k + 1，q k +2，…，q n ) k ≤n (2-9)
设这些物理量共包括了k 个基本量纲：G 1、G 2、G 3、…、G k ，则任一物理量q i (i=0，1，2，…，k ，k+l ，k+2，…，n)的量纲可写为
1212dim i i ki c c c i k q G G G = (2-10)
物理量q 1，q 2，…，q n 的量纲可写出如下
3111212122212112
21212dim dim dim k n n kn c c c k c c c k c c c n k q G G G q G G G q G G G ?=?=????=?
(2-11)
(2-12)
这种排列形式，叫做量纲矩阵。 在q o 、q 1、q 2、…、q n 这群物理量中，有k 个基本量纲，也有k 个基本量。设q 1、q 2、…、q n 中的前面k 个物理量q 1、q 2、 …、q k 是基本物理量，它们应同时满足两个条件：
首先，在q o 、q 1、q 2、…、q n 这群物理量中除q 1、q 2、…、q k 以外的任何物理量q m 的量纲式可写成
1212dim dim()m m km m k q q q q λλλ= (2-13)
式(2-13)中λ1m 、λ2m 、…、λkm 是待定指数(待定常数)，m=0，k+1、k+2，...，n 。式(2-13)表明，非基本物理量q m 的量纲等于基本物理量某一组合的量纲。
其次，由于被选作基本物理量的k 个物理量是相互独立的，它们本身不可能组合成一个无量纲量，故不可能存在下式
120001212dim()k k k q q q G G G βββ= (2-14)
即无论怎样选择指数自β1、β2、β3、…、βk ，都不能使式(2-14)中等号右侧的量纲指数皆为零。
根据上述的基本物理量性质，即根据基本物理量应同时满足上述两个条件，可导出判定所
空气动力实验 报告 拉阀尔喷管沿程M数分布试验及 二维斜激波前后气流参数测量试验 北京航空航天大学流体力学研究所 2008年8月
拉法尔喷管沿程M 数分布试验指导书 一. 实验目的： 了解暂冲式超音速风洞的基本工作原理，掌握拉伐尔喷管产生超音速的流动特性，根据沿拉法尔喷管各截面静压的测量值，确定沿喷管的M 数分布。 二. G1超音速风洞系统工作原理： 图1为G1超音速风洞系统原理图，G1超音速风洞是由气源和洞体两大部分组成。 气源部分由空气压缩机、油水分离器、单向阀、纯化器和储气罐组成。特别需要指出的是，气体经拉阀尔喷管到实验段是一个膨胀加速过程，气体到达实验段时的温度和密度会很低，此时若空气中含有水分和油的话，水汽就会凝结从而影响试验的精确性，而油分会增加这种凝结的危险性。所以油水分离器是超音速风洞致关重要的一个装置。 G1超音速风洞洞体部分由调压阀、稳定段、拉阀尔喷管、实验段、第二喉道和扩压段组成。 1. 调压阀：由于压缩空气不断的从储气罐中流出，气罐内的压力就要不断地下降，为了保证稳定 段内的总压P 0不变，使用调压阀调节气流的流通面积，使其逐步开大来满足稳定段总压的恒定。 2. 稳定段：经调压阀进入稳定段的气流是及不均匀的，气流中有许多旋涡存在。稳定段的作用就 是对这些不均匀气流进行调整。由于稳定段的截面尺寸是风洞洞体中最大的，因此气流进入稳定段后流速降低，另外稳定段内还装有蜂窝器和阻尼网，其作用是粉碎气流中的大旋涡从而使气流均匀。 3. 拉阀尔喷管：拉阀尔喷管是超音速风洞产生超音速气流的关键部件，见图1，它是一个先渐缩后 渐扩的管道装置，喷管的最小截面称为喉道，在喉道处气流达到音速。对于定常管流，流过任一个截面的流体质量都是相等的，即，)(常数C vA =ρ，式中密度ρ、速度v 和截面A 处于流 管同一截面内，对C vA =ρ式取对数，再微分，得： 0=++ A dA v dv d ρρ ， （2-1） 由定常一维流动的欧拉运动方程： ρ/dp vdv -= （2-2）
Aerodynamics History（空气动力学历史） 袁亚 011010836 摘要：空气动力学是一门比较年轻的科学，主要研究物体主要是飞行器在空气中的运动特性的一门科学。本文深入浅出，为读者介绍了空气动力学的历史，让大家对这门重要的科学有一些更深刻的认识。本文正文是摘要自：Aircraft Design:Synthesis and Analysis，中文名《飞机设计：综合与分析》 关键词：空气动力学Aerodynamics 引言： 关于空气动力学的传说： The dream was the subject of great myths and stories such as that of Icarus and his father Daedalus and their escape from King Minos' prison on Crete. Legend has it that they had difficulty with structural materials rather than aerodynamics 梦想的主题是伟大的神话故事：伊卡洛斯和他的父亲代达罗斯逃离克里特岛 米诺斯王的监狱那样，据说，他们在结构材料结构上有困难，而不是在空气动力 学上。（译者注：说明那个时候这对父子已经掌握了空气动力学的基本知识）Legends of people attempting flight are numerous, and it appears that people have been experimenting with aerodynamics for thousands of years. Octave Chanute, quoting from an 1880's book, La Navigation Aerienne, describes how Simon the Magician in about 67 A.D. undertook to rise toward heaven like a bird. The people assembled to view so extraordinary a phenomenon and Simon rose into the air through the assistance of the demons in the presence of an enormous crowd. 人们试图飞行的传说是众多的，而且看来，几千年历来人们一直在试验与空 气动力学的原理。Octave Chanute，引用来自1880的书，La Navigation Aerienne，介绍了在大约公元67年魔术师西蒙如何向一只鸟一样进行了上升到天堂。人们聚 集在一起观看如此特殊的现象，通过了现场恶魔的帮助西蒙上升到了空气中…… 正文
空气动力学实验之 二元翼型测压实验 班级 姓名 实验日期 指导教师
一、实验目的 1.了解低速风动的基本结构和熟悉风洞实验的基本原理。 2.熟悉测定物体表面压强分布的方法。 3.复习巩固空气动力学的相关知识。 3.测定NACA0012翼型的压力分布并计算其升力系数Cy ，掌握获得机翼气动特性曲线的实验方法。 二、实验设备及工作原理简介 1.测定翼型表面压力 在翼型表面上各测点垂直钻一小孔，各孔成锯齿状分布，小孔底与埋置在模型内部的细金属管相通，小管的一伸出物体外，然后再通过细橡皮管与多管压力计上各支管相接，各测压孔与多管压力计上各支管都编有号码，上表面为1号-14号，下表面为15号-27号，于是根据各支管内的液面升降高度，立刻就可判断出各测点的压强分布。 2.压力系数的计算 通过测压，可以得到翼型在给定迎角下的压力分布，（采用无黏流理论）根据伯努利方程： 2 22 121∞∞+=+v p v p i ρρ 可得压力系数q p p C p ∞-= ,其中2 2 1∞∞=v q ρ 本实验利用水排测压得 h g p p p ?=-=?∞ρ
3.升力系数计算 根据计算得出压力系数Cp,利用Matlab做出压力系数Cp与测压点分布位移X的图像，并分别拟合上下表面的压力分布曲线，通过对上下表面的压力分布曲线的所夹面积进行积分，其值除以弦长L可得出翼型的升力系数Cy。在不同的迎角α下，可分别求出翼型的升力系数，由此绘制翼型NACA0012的升力系数分布图，再与标准升力系数图比较，分析实验结果。 三．实验步骤 1.检查实验设备并进行人员分工。 2.记录实验环境下的温度与大气压。 3.安装翼型模型，并调整迎角为 ?0。 4.调整多管压力计液柱的高低，记下初读数0 h。 5.开风洞调到所需的风速,本实验对应的来流风速为25m/s。 6.当多管压力计稳定后，记下液柱末读数i h。 7.关闭风机等待测压液柱回复，依次将翼型迎角调整到 ? 1? 3? 5和? 7重复实验。 8. 关闭风洞，整理实验场地，将记录交老师检查。 9. 整理实验数据，写好实验报告。 四．实验数据及处理 1.实验环境数据： 实验室温度（C?）大气压强（Pa）空气密度（kg/3m） 12 98010 1.225
M8空气动力学基础及飞行原理 1、绝对温度的零度是(C) A、-273℉ B、-273K C、-273℃ D、32℉ 2、空气的组成为(C) A、78％氮，20％氢和2％其他气体 B、90％氧，6％氮和4％其他气体 C、78％氮，21％氧和1％其他气体 D、21％氮，78％氧和1％其他气体 3、流体的粘性系数与温度之间的关系是?(B) A、液体的粘性系数随温度的升高而增大。 B、气体的粘性系数随温度的升高而增大。 C、液体的粘性系数与温度无关。 D、气体的粘性系数随温度的升高而降低。 4、空气的物理性质主要包括(C) A、空气的粘性 B、空气的压缩性 C、空气的粘性和压缩性 D、空气的可朔性 5、下列不是影响空气粘性的因素是(A) A、空气的流动位置 B、气流的流速 C、空气的粘性系数 D、与空气的接触面积 6、气体的压力
、密度<ρ>、温度
空气动力学 科技名词定义 中文名称：空气动力学 英文名称：acerodynamics;aerodynamics 定义1：流体力学的分支学科，主要研究空气运动以及空气与物体相对运动时相互作用的规律，特别是飞行器在大气中飞行的原理。 所属学科：大气科学（一级学科）；动力气象学（二级学科） 定义2：研究空气和其他气体的运动以及它们与物体相对运动时相互作用规律的科学。 所属学科：航空科技（一级学科）；飞行原理（二级学科） 本内容由全国科学技术名词审定委员会审定公布 百科名片
同名书籍 空气动力学是力学的一个分支，它主要研究物体在同气体作相对运动情况下的受力特性、气体流动规律和伴随发生的物理化学变化。它是在流体力学的基础上，随着航空工业和喷气推进技术的发展而成长起来的一个学科。 目录
编辑本段 1．动量理论 推导出作用在风机叶轮上的功率P和推力T（忽略摩擦阻力）。 由于受到风轮的影响，上游自由风速V0逐渐减小，在风轮平面内速度减小为U1。上游大气压力为P0，随着向叶轮的推进，压力逐渐增加，通过叶轮后，压力降低了ΔP，然后有又逐渐增加到P0（当速度为U1时）。 根据伯努力方程 H=1/2（ρv2）+P (1) ρ—空气密度 H—总压 根据公式（1）， ρV02/2+P0=ρu2/2+p1 ρu12/2+P0=ρu2/2+p2 P1-p2=ΔP 由上式可得ΔP=ρ（V02- u12）/2 (2) 运用动量方程，可得作用在风轮上的推力为： T=m(V1-V2) 式中m=ρSV,是单位时间内的质量流量 所以：T＝ρSu（V0-u1） 所以：压力差ΔP＝T/S=ρu（V0-u1） 由（2）和（3）式可得： u＝1/2[（V0-u1）] (4) 由（4）式可见叶轮平面内的风速u是上游风速和下游风速的平均值，因此，如果我们用下式来表示u。 u=(1-a)*V0 (5) a 称为轴向诱导因子，则u1可表示为： u1=(1-2a)*V0 (6)
(1~6) 一、概念 1、理想流体：忽略粘性的流体。 2、粘性：当流体各流层间发生相对滑移时，流体内部表现出阻碍这种相对滑移的性质。 3、完全气体：忽略气体分子的体积，忽略分子间引力和斥力，忽略碰撞完全弹性。 4、等温压缩系数：在可逆定温过程中，压力每升高一个单位体积的缩小率。 5、绝热压缩系数：在可逆绝热过程中，压力每升高一个单位体积的缩小率。 6、热胀系数：在准平衡等压过程中，温度每升高一个单位体积的膨胀率。 7、功率系数：风（空气）实际绕流风机后，所产生的功率与理论最大值P max=1/2ρV02A之比。 8、贝兹极限：功率系数的最大值，其数值为0.593。 9、弦长：前、后缘点所连接直线段的长度。 10、骨架线（中轴线）：风力机叶片截面上内切圆圆心的连线。 11、弯度、最大弯度：中轴线与几何弦长的垂直距离称为弯度；中轴线上各点弯度不同，其中最大值为最大弯度。 12、拱度、最大拱度：截面上弦的垂线与轮廓线有两个交点，这两个交点之间的距离称为拱度；截面上弦的垂线上的拱度不同，其中最大值为最大拱度。13、NACA4412：“NACA”，美国航空总局标志；第一个“4”，表示最大弯度出现在弦上距前缘点4/10弦长处；第二个“4”，表示最大弯度为弦长的4%；“12”表示最大拱度为弦长的12%。 14、简述绕流翼型产生升力的原因。 无穷远处均匀来流，绕流如图所示翼型，在尾部锐缘点处产生一个逆时针的漩涡，均匀来流无涡，因此在翼型表面形成一个与尾涡大小相当，方向相反，顺时针漩涡，使上表面流速加快，下表面流速减慢，由伯努利方程，上表面流速减慢，压力增大，上下表面压差产生升力。 15、写出理想流体的伯努利方程（不计重力），并说明其物理意义。 P+1/2ρV2=常数（P/ρ+1/2=常数） 物理意义:流体压力势能与动能之间相互转化，二者之和守恒。 16、简述风能本身及当前风力发电产业链的优缺点。 风能本身优点：清洁、可再生、无污染、分布广 缺点:过于分散、难于收集、稳定性差 风力发电产业链优点：可再生、分布广 缺点：过于分散、难于集中与控制、稳定性差、使用寿命短、成本高17、风力机叶轮转速是多少？20~50r/min 励磁电机转速是多少？1000r/min、1500r/min、3000r/min 如何实现变速？通过变速齿轮箱来实现 二、图表分析与简答。 1、P27 图4.4 推力系数C T关于a=0.5对称。当a=0.5时，C T取最大值，C Tmax=1;当a=0或1时，C T取最小值C Tmin=0;功率系数C p在a≈0.33时，取最大值，C pmax≈0.59
《低速风洞标准飞机模型测力实验》 实验指导书 空气动力学与风洞实验室 2007年6月
低速风洞标准飞机模型测力实验 一．实验目的： 标准飞机模型测力实验是测量作用在标准飞机模型上的空气动力和力矩，为确定飞机气动特性提供原始数据。本次实验仅做标准飞机模型纵向实验，即实验时侧滑角β=0?。改变攻角，测量纵向三个分量（升力、阻力和俯仰力矩）系数C L、C D和M Z随攻角α的变化规律。 二．实验设备及其工作原理简介： 1）风洞：是产生人工气流的设备，本次实验所用风洞为开口回流式风洞，如下图所示。 其主要组成部分为实验段、扩压段、拐角和 导流片、稳定段、收缩段以及动力段。 实验段截面为椭圆面，其入口长轴为102cm，短轴为76cm，出口处长轴为107cm，短轴为81cm；实验段全长2m；实验段的最大流速为40m/s；紊流度为0.3%；实验段模型安装区内，速压不均匀度'3%。其上游收缩段的收缩比为8.4。 D1风洞采用可控硅控制无级调速；配置有尾撑式α—β机构及内式六分量应变天平。2）六分量应变天平：是是一种专用的测力传感器。用于测量作用在模型上的空气动力 的大小。所谓六分量是指该天平能测量升力、阻力、侧力、俯仰力矩、偏航力矩和滚转力矩。它由应变片、弹性元件、天平体和一些附件组成。 应变天平是一种将机械量转变为电量输出的专用设备。它是运用位移测量原理，利
用天平的变形来测量外力大小。将应变片贴在天平弹性元件上，弹性元件上的应变与外力大小成比例，应变片连接组成测量电桥，接入测量线路中，即可测出力的大小。应变天平在测量过程中的参量变化过程如下： → →ε ? → ? V U R → P? 其中： P—天平弹性元件上承受的气动力。 ε—在气动力P的作用下弹性元件上的应变。 ?—贴在弹性元件上的应变片在弹性元件 R 产生应变ε的情况下产生的电阻增量。 ?而引起的 ?—由应变片产生的电阻增量R U 测量电桥产生的输出电压增量（mV）。 ?—检测仪器所指示的读数增量（V）。 V 右图为一六分量应变天平测量电桥示意图。图中 标有号码处为粘贴有电阻应变片的天平元件。例 如号码1、2、3、4为天平升力元件的四个电阻 阻值相等的应变片，它们构成了一个全桥电路。 当天平升力元件受载后，在电桥AC端将会有电 压信号?U输出，该信号?U将被引入信号放大器。 3）信号放大器（GDA—10）： 其功用是将来自于天平各分量电桥的微小电压输出放大到能被计算机接受的电压值。 4）A/D模数转换数据采集板：由于计算机只能处理数字信号，而天平各分量的输出信号是模拟信号，因此须先用A/D模数转换数据采集板将天平输出的模拟信号转换成数字信号，方能由计算机对采集的信号数据进行处理。 5）计算机：通过已有程序软件对标准飞机模型的测力进行过程控制、数据采集和后处理。 6）标准飞机模型：机翼面积S=0.0184688（m2）；翼弦b=0.09133（m）；翼展l=0.2875（m）；
空气动力学实验指导书 零质量射流形成机理实验 一实验目的 1）学习和了解零质量射流的流场结构和形成机理 2）学习和掌握粒子图像激光测速仪的测试技术 二实验仪器和设备 1）零质量射流发生装置 由信号发生器、功率放大器、扬声器或压电陶瓷片、共振空腔和射流出口组成，实验中可研究驱动信号的波形、频率、射流出口形状对零质量射流形成的影响等。信号发生器具有波形任意给定，相位、频率、幅值精确可调的特点，输出信号经功率放大器放大来驱动扬声器振动膜或压电陶瓷片产生有规律的振动，将共振空腔内的空气吸入和挤出射流出口形成一系列涡环，从而产生单方向的射流。共振空腔和射流出口的几何参数设计和振动膜振动的规律决定了零质量射流的流场特性。可针对不同的教学目的设计制作两到三种形式的零质量射流发生器，以期获得最佳的实验效果。 2）二维粒子图像激光测速仪 由高分辨率的PIV-CCD（1K×1K）、图象采集板、同步器、50mJ的双脉冲激光器、片光发生组件、激光传输导臂、基于Windows NT操作平台的控制和测试软件组成。为了使该测速仪适合测试零质量射流流场，需要更换和购置的设备有：消球差变焦光学MICRO-CCD镜头（F-Mount）；数字示波器用来实时监视和测量驱动信号波形和相位并配合同步器进行锁相位流场测试实验；激光传输导臂可以灵活的传输和改变激光片光的入射点以及片光的扩散角，并可空间旋转片光平面以满足瞬态流场测试的需要。 三实验原理与方法 应用现代先进的瞬态流场测试技术粒子图像激光测速系统（PIV）可以在极短的时间内（可小于1个微秒）“冻结”流场结构；测得零质量射流的非定常瞬态流场，以及不同时刻流场的发展和演化过程。验证和演示零质量射流由一系列涡环组成，涡环之间的相互诱导作用是形成零质量射流的机理。 四实验步骤 1）开启零质量射流激振器； 2）开启脉冲激光器，调整激光片光平面在射流出口的中心位置上； 3）在射流出口附近播撒烟雾粒子； 4）调整CCD相机的聚焦平面在激光平面上以得到清晰的粒子图像；
第一章 一：绪论；1.1大气的重要物理参数 1、最早的飞行器是什么？——风筝 2、绝对温度、摄氏温度和华氏温度之间的关系。——9 5)32(?-T =T F C 15.273+T =T C K 6、摄氏温度、华氏温度和绝对温度的单位分别是什么?——C F K 二：1.1大气的重要物理参数 1、海平面温度为15C 时的大气压力为多少？——29.92inHg 、760mmHg 、 1013.25hPa 。 3、下列不是影响空气粘性的因素是(A) A 、空气的流动位置 B 、气流的流速 C 、空气的粘性系数 D 、与空气的接触面积 4、假设其他条件不变，空气湿度大(B) A 、空气密度大，起飞滑跑距离长 B 、空气密度小，起飞滑跑距离长 C 、空气密度大，起飞滑跑距离短 D 、空气密度小，起飞滑跑距离短 5、对于音速．如下说法正确的是: (C) A 、只要空气密度大，音速就大 B 、只要空气压力大，音速就大 C 、只要空气温度高．音速就大 D 、只要空气密度小．音速就大 6、大气相对湿度达到（100％）时的温度称为露点温度。 三：1.2 大气层的构造；1.3 国际标准大气 1、大气层由内向外依次分为哪几层？——对流层、平流层、中间层、电离层和散逸层。 2、对流层的高度．在地球中纬度地区约为(D) A 、8公里。 B 、16公里。 C 、10公里。 D 、11公里 3、现代民航客机一般巡航的大气层是（对流层顶层和平流层底层）。 4、云、雨、雪、霜等天气现象集中出现于（对流层）。 5、国际标准大气指定的依据是什么？——国际民航组织以北半球中纬度地区大气物理性质的平均值修正建立的。 6、国际标准大气规定海平面的大气参数是(B) A 、P=1013 psi T=15℃ ρ=1、225kg ／m3 B 、P=1013 hPA 、T=15℃ ρ=1、225 kg ／m3
空气动力学基础及飞行原理笔试题 1绝对温度的零度是： C A -273℉ B -273K C -273℃ D 32℉ 2 空气的组成为 C A 78％氮，20％氢和2％其他气体 B 90％氧，6％氮和4％其他气体 C78％氮，21％氧和1％其他气体 D 21％氮，78％氧和1％其他气体 3 流体的粘性系数与温度之间的关系是? B A液体的粘性系数随温度的升高而增大。 B气体的粘性系数随温度的升高而增大。 C液体的粘性系数与温度无关。 D气体的粘性系数随温度的升高而降低。 4 在大气层内，大气密度： C A在同温层内随高度增加保持不变。 B随高度增加而增加。 C随高度增加而减小。 D随高度增加可能增加，也可能减小。 5 在大气层内，大气压强： B A随高度增加而增加。 B随高度增加而减小。 C在同温层内随高度增加保持不变。 C随高度增加可能增加，也可能减小。 6 增出影响空气粘性力的主要因素 B C A空气清洁度 B速度梯度 C空气温度 D相对湿度 7 对于空气密度如下说法正确的是 B A空气密度正比于压力和绝对温度 B空气密度正比于压力，反比于绝对温度C空气密度反比于压力，正比于绝对温度 D空气密度反比于压力和绝对温度 8 “对于音速．如下说法正确的是” C A只要空气密度大，音速就大” B“只要空气压力大，音速就大“ C”只要空气温度高．音速就大” D“只要空气密度小．音速就大” 9 假设其他条件不变，空气湿度大： B A空气密度大，起飞滑跑距离长B空气密度小，起飞滑跑距离长 C空气密度大，起飞滑跑距离短 D空气密度小，起飞滑跑距离短 10一定体积的容器中。空气压力 D A与空气密度和空气温度乘积成正比 B与空气密度和空气温度乘积成反比
NACA0012翼型气动特性分析报告 报告人： 一、引言 现在，无论是我国还是世界上其他国家，都把航天事业的发展放到了重要的 位置，因此航天事业的发展可以说是非常的火热的，在这样的大背景下，我国更 应该加大发展力度，要保持在世界上的先进，将就必须从航天领域的大学生抓起。 因此老师知道我们进行了这次NACA0012翼型气动特性的实验，从大处说是为 了国家，从小处说也是为了我们莘莘学子，因此这次的实验是非常有意义的。 这份报告主要研究的是NACA0012翼型的气动特性，包括理论分析求出一 份气动特性，实验又得出一份气动特性，并将这两者比较观察实验值和理论值之 间是否有差异，差别有多大，并分析其中的原因，得出结论。 在具体进行之前首先要引入翼型的定义，翼型就是平行于机翼根部的剖面线 剖切机翼得到的剖面。而翼型的气动特性主要包括翼型表面压强分布，升力系数， 力矩系数。 这份报告的主要目的是，1、通过翼型求流函数和验证翼型本身是一条流线。2、通过理论分析求出翼型的气动特性。3、通过实验数据求翼型的气动特性。4、 分析这其中的差距及其原因。5、通过这次报告的写作，体验数据处理的具体过程。 二、实验过程： 该实验是在风洞中，用20m/s的速度吹NACA0012翼型，在翼型上布置27 个点，用管子将这27个点连接到排管上，通过排管中水柱的高度可得出各点处 的压强分布。变换不同的迎角（0 2 4 6 8 10 20），分别进行实验，记录排管中水 柱的高度。实验过程中的图片如下： 本来这儿有四张实验过程的图片，但加入图片后是文件过大无法发送，所以 将图片删除。 实验数据： hb=[3.8 4 3.8 3.78 3.8 4.05 3.82 3.88 3.85 3.9 3.85 3.8 3.95 3.8 3.82 3.95 3.85 3.9 3.8 3.85 3.85 3.8 3.8 3.87 3.89 3.81 3.9 3.85];静止时各点水柱高度。 h0=[4.2 4.58 7.32 7.68 7.7 7.78 7.6 7.3 7.4 7.3 7.1 6.95 6.72 6.7 6.52 6.6 6.8 6.81 6.85 6.92 7.22 7.42 7.5 7.61 7.65 7.52 7.5 6.48];有速度迎角为0时水柱高度（以下相同）。 h2=[4.15 5.5 8.7 8.8 8.65 8.3 8.28 7.85 7.7 7.65 7.35 7.28 6.85 6.75 6.62 6.55 6.62 6.7 6.71 6.8 7 7.1 7.12 7.15 6.98 6.55 6.25 5.15]; h4=[4.15 7.1 10.7 10.15 9.5 9 8.7 8.35 8 7.75 7.45 7.22 6.92 6.82 6.6 6.5 6.6 6.62 6.7 6.85 6.8 6.88 6.8 6.7 6.4 6 5.2 4.3]; h6=[4.1 8.7 12.1 11.2 10.3 9.68 9 8.6 8.18 7.7 7.48 7.22 6.9 6.7 6.6 6.55 6.6 6.6 6.62 6.65 6.7 6.68 6.52 6.35 6.05
空气动力学复习 一、基本概念 1 粘性 施加于流体的应力和由此产生的变形速率以一定的关系联系起来的流体的一种宏观属性，表现为流体的内摩擦。 以气体为例，气体分子的速度是由平均速度和热运动速度两部分叠加而成，前者是气体团的宏观速度，后者决定气体的温度。若相邻两部分气体团以不同的宏观速度运动，由于它们之间有许多分子相互交换，从而带来动量的交换，使气体团的速度有平均化的趋势，这便是气体粘性的由来。 2 压缩性 流体的压缩性是流体质点在一定压力差或温度差的条件下，其体积或密度可以改变的性质。其物理意义是：单位体积流体的体积对压强的变化率。 气体流速变化时，会引起气体的压强和密度发生变化。在低速气流中，由于气流速度变化而引起的气体密度的相对变化量很小，可以把气体看作不可压缩流体来处理；高速气流压缩性的影响不能忽略，必须按可压流体来处理。一般0.3Ma作为气体是否可压的分界点。 3 理想气体 忽略气体分子的自身体积，将分子看成是有质量的几何点；假设分子间没有相互吸引和排斥，即不计分子势能，分子之间及分子与器壁之间发生的碰撞是完全弹性的，不造成动能损失。这种气体称为理想气体。 严格遵从气体状态方程的气体，叫做理想气体(Ideal gas.有些书上，指严格符合气体三大定律的气体。）从微观角度来看是指：气体分子本身的体积和气体分子间的作用力都可以忽略不计，不计分子势能的气体称为是理想气体。 4 焓 热力学中表征物质系统能量的一个重要状态参量，焓的物理意义是体系中热学能（内能）再附加上PV（压能）这部分能量的一种能量。 5理想流体 不可压缩、不计粘性（粘度为零）的流体。欧拉在忽略粘性的假定下，建立了描述理想流体运动的基本方程。理想流体和理想气体是两个不同的概念，前者指流体没有粘性，后者指气体状态参量满足气体状态方程的气体。 6 音速 音速是介质中弱扰动的传播速度，其大小因媒质的性质和状态而异。在流动的气体中，相对于气流而言，微弱扰动的传播速度也是声速。在温度T不为常数的流场中，各点的声速是不一样的，与某一点的温度相当的声速称为该点的“当
空气动力学实验指导书 大攻角飞行器侧向力产生机理实验 一实验目的 1）大攻角细长旋成体前体非对称涡系及其侧向力控制，是航空航天领域中的重要而经典的研究课题。作为飞行器设计和流体力学专业的学生，学习和了解本学科的前沿课题是十分必要的。通过实验，了解细长旋成体在大攻角时侧向力的变化特性，特别是要明白侧向力产生的物理机制以及如何控制侧向力等重要问题。 2）学习和掌握风洞模型测力实验 二实验仪器和设备 1）1米低速风洞回流风洞 细长旋成体模型的试验，是在南京航空航天大学空气动力学系非定常回流低速风洞进行。该风洞是国内首座非定常风洞，通过水平并列旁路加上非定常流动控制机构实现试验段的非定常流场。在作为定常风洞使用时具有低湍流度（0.05%）、低噪声（75dB）等特点。开口实验段为矩形1.5×1米，实7验段长度1.7米，湍流度0.5‰，最大风速是30米/秒，最低稳定风速为0.5米/秒。风洞整体布局见图-1。 2）模型姿态角控制系统 模型姿态角控制系统由系统底盘、水平圆盘转台、弯刀支架、齿轮减速箱、步进电机和驱动器以及控制计算机组成。由步进电机通过齿轮减速箱驱动圆盘转台、弯刀支架做旋转运动，两者的旋转中心与天平的校心重合。该系统可分别和同时改变迎角α和侧滑角β，其控制精度优于2′，迎角α可做360o旋转，侧滑角β变化范围在-8o～30o。内置式天平通过天平杆固定在弯刀支架上，如图-2所示。 3）细长旋成体模型（小模型，用于1米低速风洞试验） 低速风洞测力模型的前段为尖拱型的锥柱体，长细比为2，后段为等直径段圆柱体（D=62mm），模型全长L=700mm，长细比L/D=11.3，模型采用硬铝材料加工。模型采用尾支撑方式，模型后段内部装有外径为24mm的六分量测力天平及天平尾撑杆，并通过弯刀支架安装在圆盘转台上，转台由步进电机驱动可做360o水平旋转，用来改变模型的攻角。 4）压力传感器 在模型X／D=3.2，周向角φ=±120o处开了两个内径为1mm的静压孔。在模型内部装
基于空气动力学的车身设计方法 14车辆卓越雷方龙1408032214 现如今工业技术急速进步，为汽车工业发展创造了良好的契机，汽车变得越来越普及、越来越高速，由此车身空气动力学曲线问题得到诸多研究人员的热点关注。 众所周知，车速越快阻力越大，空气阻力与汽车速度的平方成正比。如果空气阻力占汽车行驶阻力的比率很大，会增加汽车燃油消耗量或严重影响汽车的动力性能。据测试，一辆以100km/h速度行驶的汽车，发动机输出功率的80%将被用来克服空气阻力，减少空气阻力，就能有效地改善汽车的行驶经济性。如图1为空气流动对汽车的各方面影响。 图1 自卡尔·本次在1886年发明生产出世界上第一辆汽车起，汽车已有了百年的发展历史。从汽车造型角度而言，自最初的马车型汽车(无空气动力学阶段)，到现如今的复合型汽车(空气动力学高度化阶段)，车身空气动力学曲线发展收获了显著的成效[1]。车身空气动力学一方面重要影响着汽车的各式各样关键性能，好比动力性能、安全性能、环保性能以及经济性能等，另一方面也重要影响着汽车的外观转变及审美发展潮流。随着社会经济发展，人们生活水平日益改善，人们对于出行必备交通工具汽车的性能要求愈来愈高，汽车生产商对于车辆的气动特征也越来越关注，气动性能的好坏以转变成汽车行业竞争的关键因素。 汽车在行驶中由于空气阻力的作用，围绕着汽车重心同时产生纵向，侧向和垂直等三个方向的空气动力量，对高速行驶的汽车都会产生不同的影响，其中纵向空气力量是最大的空气阻力，大约占整体空气阻力的80%以上。
一、在研究汽车空气动力学的过程中的三种方法。 （1）、理论研究方法理论研究方法通过抓住所分析问题的主要影响因素，抽象出合理的简化理论模型，并根据总结出来的相关物理定律和有关介质性质的试验公式来建立描述介质运动规律的积分或微分方程。然后利用各种数学工具及相应的初始、边界条件解出方程组，通过对解分析来揭示各种物理量的变化规律，包括将它与实验或观察资料对照，确定解的准确度和适用范围。 （2）、数值计算研究方法由于数学发展水平的局限，理论研究只能建立较为简单的近似模型，无法完全满足研究更复杂更符合实际的气流的要求。于是近年来出现了依托快速电子计算机进行有效数值计算的方法CFD，其中包括有限元法、有限差分法等，它属于汽车计算机辅助空气动力学CAA的设计范畴，并已成为与理论分析和实验并列或具有同等重要性的研究方法。其优点是能够用来预测或解决一些理论及实验无法处理的复杂流动问题，取代部分实验环节，省时省工。但它要求事前对问题的物理特性有足够的理解，提炼出较精确的数学方程及相应的初始、边界条件等。但这些都离不开试验和理论方法的支持，并且数值方法通常无法直接反映同类问题中有普遍指导意义的结论或规律。 （3）、试验研究方法试验研究方法在空气动力学研究中占有重要地位，如风洞试验法、道路试验法。它使人们能在与所研究问题相同或相近条件下进行观测，提供建立运动规律及理论模型的依据，检验理论或计算结果的准确性、可靠性和适用范围，其作用是不可替代的。但试验方法受限于试验手段、设备和经费等物质条件，甚至有些问题尚无法在实验室中进行研究。 理论、数值计算和试验三种方法相互促进，彼此影响，取长补短从而推动汽车空气动力学的不断发展。 二、轿车外形设计的两种方法 （1）、局部最优化方法。基本思路是在满足功能、工艺学、人机工程学、安全法规以及美学造型等方面的要求下设计出汽车车身造型，然后再进行空气设计程序。此方法的优点是：操作简单，在流线型较差的车上有较好的效果。通过对原始模型仿真，从结果中得出某细节修改的模型，再重新进行仿真分析。像这样循环反复，最终达到自己预期的目标。这种方法在现实设计中运用广泛。 （2）、整体最优化方法。整体最优化是基于空气动力学原理，在汽车造型设计初期获得极佳的气动特性的理想外形，接着再根据功能结构需求，调整集合的局部外形，使其满足人机工程学、国家安全法规等各个必要因素的汽车[1]。所以，对于这种汽车的空气动力学设
纸飞机的空气动力学 作者：Ken Blac…文章来源：https://www.doczj.com/doc/711188845.html,点击数：5666 更新时间：2007-2-4 4:41:01 如果图片太小，你可以在图片上面滚动鼠标滑轮来放大图片观察，也可以在图片上单击右键选择〔图片另存为〕保存图片到你的电脑上面再进行查看。 1.介绍 这里打算介绍关于纸飞机的空气动力学知识。如果你想全面了解为什么飞机能飞行，为什么有时坠毁，可以参阅我的《世界记录纸飞机》和《孩童纸飞机》中的任何一本书。本来打算在这里也用一个章节来写一些这方面的知识，但限于篇幅，不能写了。希望这些内容不会过于专业性，其中一些细节可能比较复杂，但大多数原则是很简单明了的。我的目标是高中生能理解大部分内容。我希望能在不久的将来在我的网站上放一个全面的空气动力学介绍 了解纸飞机和真正的飞机飞行的基本原理很重要。它们同样产生升力和拖力，并且同样会因此而稳定或不稳定。但纸飞机不但外形看上去和真飞机不同，它的空气动力原理也和真飞机有不同之处。这些不同点虽然不明显，但确实影响纸飞机的飞行。 2.为什么纸飞机很真飞机外形不同大多数真飞机有机翼、尾翼和机身（来承载飞行员和乘客）。大多数纸飞机只是将纸折出一对翅膀和一个手可以握住、投掷的部分。有以下几点理由来说明这种不同： 2.1 折纸时间 造成纸飞机和真飞机外形不同的主要原因是折纸飞机的人总想又快又简单地折出一个纸飞机。加一个机尾或其他部分总需要将纸折更多次，有时侯还可能需要剪刀、胶带或胶水。最简单的纸飞机就是一个飞行的
翅膀。 2.2不需要尾翼真飞机的水平尾翼有一个升降系统，飞行员可以通过旋转该系统使飞机抬头而缓慢飞行，或低头加速飞行。纸飞机通过将翅膀后端边缘的纸折起而达到上升缓慢飞行或下降加速飞行的目的。 有一些真飞机没有尾翼也能成功飞行。Northrop XB-35 and B-2、贺顿兄弟的滑翔机都是很稳定，很好的飞行器。许多人都以为飞机尾翼是必要的稳定器，但上面提到的飞机及成百万的纸飞机都证明没有尾翼飞机也能平稳。 飞机通过尾翼向前后不同的方向倾斜来保持飞机的稳定性。飞机只有在重心点上时才能保持平衡，而这个重心点会因承载的人员和货物的多少，甚至燃料的多少而前后移动。如果飞机的重心移到飞机的中点之后，飞机会不平稳，如果重心移到中点之前，又会过于平稳，需要更多的升力。升降系统安装在尾翼比在机翼上更有效。所以有尾翼的飞机比没有尾翼的飞机更好控制重心。纸飞机的重心不移动，所以不需要尾翼。 尾翼也用来在飞机向下俯冲减缓速度时保持平衡，纸飞机飞行不需要减缓速度，所以也不需要尾翼来帮助保持平衡。 真飞机通常还有一个垂直尾翼，用来帮助保持方向。这也叫方向稳定器。纸飞机机身（就是你手拿着进行投掷的地方）的作用类似于真飞机的这个方向稳定器。有时，将纸飞机的翅膀两端（翼尖）向上折有助于飞机的稳定。纸飞机的机身和翼尖共同起到了令飞机稳定的作用，所以不需要垂直尾翼。 2.3机翼的形状 纸飞机通常有短而粗的机翼，我们叫做“低”机翼。从翼尖到另一个翼尖的距离叫机翼跨度，从机翼前端到后端的距离叫弦度。跨度与平均弦度的比例就叫“展弦比”。它是机翼的一个重要的特征。 对于亚音速飞机，增加“展弦比”，（即增大跨度或减小弦度）会减小飞机
高速列车空气动力学动模型试验 T约翰逊 摘要 AEA技术轨道动模型试验台是一个用来研究与评价高速列车在明线和隧道通过发射方式使列车模型沿150m长的测试轨道运行的装置，最高速度为305km/h。两平行轨道允许两列列车模型同时相向发射，以此来模拟列车交会效应。该装置适用于明线上的空气压力、隧道压力波，以及轨道间和平台上滑流空气速度的测量。 本文简要介绍了建造该试验台的原因，以及为了确保模型测试结果能够代表实车情况所需的技术要求，描述了该试验装置的工作原理，并且提供一些以前用该装置已经完成的研究案例插图。概述了该试验平台被引入研究铁路新的空气动力学要求的实用性。最后，介绍了该试验台未来在加快高速列车空气动力学领域发展的能力。 关键词：空气动力学，建模，测试，高速列车，压力，空气速度，隧道 引言 在20世纪80年代初，英国铁路研究组织认为需要一个移动的模型试验装置来研究铁路隧道空气动力学。原因是实车测试花费很大（现在依然是），需要复杂的规划，并且测试周期很长，属于劳动力密集型。此外，环境条件是不可控的，比如在恶劣的天气条件下，往往会使一天的测试失效，或者至少会对分析结果增加不确定性。最后，对于已经造好的列车和建好的基础设施的测试是有限的，限制了研究“可能性”设计潜力。尽管英国铁路组织在列车空气动力学方面所做的研究成果正在快速增加，但是完全排除实车测试的必要性只依靠理论研究和数值计算依然不能够充分研究空气动力学问题。 建立铁路空气动力学模型试验的技术要求：模型试验的雷诺数和马赫数必须足够的接近实车标准，以确保模型试验结果能代表实车情况。雷诺数确保了比例效应不重要，当列车进入隧道时，马赫数确保了压力波，表现在同一阶段作为其全尺寸当量。根据英国铁路研究人员丰富的风洞试验经验，众所周知，如果模型比例大于1/30时，雷诺数的影响将是很小的。列车马赫数，（即列车速度除以在空气中的声速），如果模型使用实车速度，那么其马赫数和实车也是相符合的（忽略外界对声速的影响）。最后，该试验装置列车模型比例为1/25（如果需要，可以更大），行驶速度为200km/h。最初的试验台是1988年建立的一个单一的发射轨道。 动模型（MMR）的发展始于1991年，最初欧洲和英国都是通过提高列车速度来推动其发展。MMR一个主要的扩展能力1992年完成的可以研究列车通过2个不同的分离轨道的二次发射轨道。达利和约翰逊在1999年对MMR未来的发展进行了详细的报道。
第1章 汽车空气动力学概念：汽车空气动力学是研究汽车与空气运动之间相互作用规律以及气动力对汽车各性能影响的一门科学。 汽车空气动力学重要性：1、汽车空气动力特性是汽车的重要特性之一，它直接影响汽车的动力性、燃油经济性、操纵稳定性、舒适性和安全性；2、在确定汽车外形初步方案阶段，就需对汽车的空气动力性进行估计，在进行汽车造型设计和确定汽车的样式时，应当综合考虑美学造型和气学造型，在实验样车进行结构设计和试制之前，应先解决空气动力学特性问题，并在全尺寸模型上进行验证。否则很难，甚至不可能预言汽车的性能和一般道路特性。 汽车空气动力学研究对象：实验研究、理论分析、数值计算 三者关系：实验研究、理论分析、数值计算这三种计算方法各有利弊、相辅相成。实验研究是理论分析和数值计算的基础，并用来检验理论结果的正确性和可靠性，不论理论分析和数值计算发展的如何完善其作用都是不可替代的；理论分析能指导实验和数值计算，使它们更加富有成效，并且可以把部分实验结果推广到一整类没有做过实验的现象中去，它在大量的实验基础上，归纳和总结出响应的规律，同时通过理论自身的发展反过来指导实验，并为数值计算提供理论模型；数值计算可以弥补实验研究和理论分析的不足，这样相互作用，共同促进汽车空气动力学的发展。 汽车空气动力学研究内容：1、气动力及其对汽车性能影响；2、流场与表面压强；3、发动机和制动器的冷却特性；4、通风、采暖和制冷；5、汽车空气动力学专题研究。 汽车空气动力学发展阶段：一、速度的追求；二、汽车空气动力学的发展时期：1、基本型时期：（a原始型阶段；b基本型阶段）2、流行性时期（a长尾流线型阶段；b短尾流线型阶段）3、最优化时期（a细部最优化阶段；b整体最优化阶段） 汽车空气动力学发展趋势：1、气动造型与美学造型完美结合；2、强调车身整体曲面光顺平滑；3、以低阻形体开发的整体气动造型与低车身高度；4、空气动力学附加和装置与整体造型协调融合；5、车身表面无附件化；6、充分利用后出风口隔栅及发动机排放改善后尾流状况；7、楔形造型基础上的具有最佳弯曲线的贝壳型。 第2章 空气动力学分类 （1）按速度范围：高速空气动力学（超高声速Ma14-高超声速5-14超声速=1.4-5跨声速=0.8-1.4 亚声速0.4-0.8,-0.4）低速空气动力学 （2）按用途：飞行器空气动力学，工业空气动力学 （3）按研究方法：理论—实验—计算— 自由行程：一个气体分子一次碰撞到下次碰撞所走过的距离。 连续性假设：在连续介质模型的前提下，把介质（空气）看成连绵一片，没有空隙存在。 气流运动的数学描述方法 1拉格朗日（质点法）：研究各个别流体质点（即空气微团）在不同时刻其位置和有关物理参数的变化规律。着眼于气流微团。2欧拉法：研究被运动气流所充满的空间中每一个固定点上的气流微团的物理参数随时间的变化。着眼于空间点。 区别：拉格朗日法中xyz是同一气流微团的空间的位置坐标；欧拉法中xyz是空间点的坐标，不同瞬时，许多不同的气流微团流过这些点。拉格朗日研究各气流微团的运动规律，欧拉法研究气流的空间物理场。后者是汽车空气动力学感兴趣的，故多用欧拉法。 优缺点：欧拉法描写气流运动更优，因为利用欧拉变数所得到的是场，能广泛利用以研究的较为成熟的场论数学工具。另外，拉格朗日法加速度是二阶导数，运动方程是二阶偏微分方程组；而欧拉法中加速度是一阶导数，运动方程将是一阶偏微分方程组。 气流运动的分类