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空气动力学基础知识飞机的飞行原理第一章空气动力学基础知识一、空气的物理参数二、空气的物理性质三、大气分层四、国际标准大气五、气流特性空气是飞机的飞行介质。
随着高度的增加，空气的密度、温度、压力、音速和空气的物理参数和性质也随着变化，影响着飞机飞行中的空气动力性能、发动机的工作状态、飞机的机体结构连接间隙的变化和飞机的座舱环境的控制等。
基于上述原因，在讨论飞机的飞行原理之前，首先要对空气的物理参数和基本性质、大气的分层和国际标准大气、气流特性及气流流动的基本规律、附面层等有所了解，作为了解和掌握飞机飞行原理的基础。
一、空气的物理参数空气的密度、温度和压力是确定空气状态的三个主要参数，飞机空气动力的大小和飞机飞行性能的好坏，都与这三个参数有关。
1、空气的密度空气的密度是指单位体积内空气的质量，取决于空气分子数的多少。
即：ρ＝m/V公式中：ρ为空气的密度，单位是“千克/米3”；m为空气的质量，单位是“千克”；V为空气的体积，单位是“米3”。
空气的密度大，说明单位体积内空气的分子数多，我们称为空气稠密；空气的密度小，说明单位体积内空气的分子数少，我们称为空气稀薄。
大气的密度随高度的增加而减小。
2、空气的温度空气的温度是指空气的冷热程度。
空气温度的高低表明空气分子作不规则热运动平均速度的大小。
空气温度的高低可以用温度表（计）来测量。
空气的温度一般用“t”来表示。
我国和世界上大多数国家通常采用的是摄氏温度，单位用摄氏度（℃）表示。
西方的一些国家和地区采用的是华氏温度，单位用华氏度（℉）表示。
摄氏温度（℃）和华氏温度（℉）可以用下式进行换算：℉＝9/5℃十32℃＝(℉—32)5/9例如：0℃为32℉；15℃为59℉。
工程计算中经常采用“绝对温度”的概念，用“T”表示，单位用开氏度（oK）表示。
当空气分子停止不规则的热运动时，即分子的运动速度为零时，我们把这时的温度作为绝对温度的零度。
绝对温度（T）与摄氏温度（t）之间的关系可以用下列公式进行换算：T＝t＋273绝对温度的0oK等于摄氏温度－273℃3、空气的压力空气的压力（也称气压）是指空气的压强，即单位面积上所承受空气垂直方向的作用力。
空气动力学基础I. 研究背景1. 空气动力学是航空航天工程领域的重要基础学科，它主要研究空气在物体表面流动时产生的力和力矩，以及由此产生的运动和变形。
2. 空气动力学的研究内容包括流体力学、气动力学和飞行力学等多个领域，涉及了空气流动的基本规律、飞行器的设计与性能分析等方面。
II. 基本理论1. 流体力学：流体是连续介质，它可以是液体也可以是气体。
流体力学研究流体的运动规律和作用力学，主要涉及流体流动的基本方程、流速场、压力场等内容。
2. 气动力学：气动力学是研究气体在物体表面流动时所受到的压力和摩擦力，以及由此产生的升力和阻力等问题。
它在飞行器设计与性能分析中发挥着重要作用。
3. 飞行力学：飞行力学是研究飞行器在空气中运动规律的学科，主要包括飞行器的姿态稳定性、飞行性能和操纵性等方面。
III. 实际应用1. 航空航天工程：空气动力学是航空航天工程中不可或缺的基础学科，它在飞行器设计、气动外形优化、飞行性能分析等方面发挥着重要作用。
2. 车辆设计：除了航空航天领域外，空气动力学知识也广泛应用于汽车、列车等车辆的设计与优化，以降低空气阻力并提高运行效率。
3. 建筑工程：在建筑结构设计中，空气动力学对于建筑物的抗风性能分析、风荷载计算等方面都起着重要作用。
IV. 研究现状1. 数值模拟：随着计算机技术的不断发展，数值模拟已成为空气动力学研究的重要手段，其在流场仿真、气动外形优化等方面发挥着重要作用。
2. 实验研究：实验研究是空气动力学研究中不可或缺的部分，通过风洞实验等手段可以获取流场数据和气动力学参数，为理论研究和工程应用提供重要支撑。
3. 多学科交叉：当前，空气动力学正逐渐向多学科交叉发展，与材料科学、控制科学、计算机科学等学科融合，形成了新的研究热点和领域。
V. 总结与展望1. 空气动力学作为航空航天工程的基础学科，对于飞行器设计与气动外形优化至关重要，其在航空、汽车、建筑等领域的应用前景广阔。
空气动力学学报(双月刊)第35卷 第6期(总第167期)(K O N G Q I D O N G L I X U EX U EB A O )2017年12月目 次综述现代大型飞机起落架气动噪声研究进展刘沛清,邢 宇,李 玲,郭 昊 (751)…………………………………………………研究论文基于P O D 方法的复杂外形飞行器热环境快速预测方法聂春生,黄建栋,王 迅,李 宇 (760)………………………………高超声速风洞轴对称喷管收缩段设计胡振震,李震乾,陈爱国,石义雷 (766)……………………………………………………高超声速壁湍流入口条件生成方法的比较禹 旻,袁湘江,朱志斌 (772)………………………………………………………尖楔前体飞行器F A D S 系统的神经网络算法王 鹏,胡远思,金 鑫,张卫民 (777)……………………………………………翼吊布局民机短舱位置气动影响张冬云,张美红,王美黎,向传涛 (781)…………………………………………………………一种仿H X 扁平面对称类升力体布局气动特性分析刘深深,解 静,冯 毅,唐 伟,桂业伟 (787)…………………………过失速薄翼增升流动控制方法吴继飞,王志金,G U R S U LI s m e t (792)……………………………………………………………电大尺寸目标电磁散射的并行F V T D 计算许 勇,黄 勇,余永刚 (797)………………………………………………………城市地貌高空台风特性及湍流积分尺度的研究王澈泉,李正农,胡佳星,张学文,周利芬,曹守坤 (801)……………………基于网格框架的结构网格自动重构技术庞宇飞,卢风顺,蔡云龙,张书俊,孙俊峰 (807)………………………………………基于P a r e t o 分布的风压极值计算方法李正农,曹守坤,王澈泉 (812)……………………………………………………………荧光油流显示技术在高超声速风洞中的应用陈 磊,朱 涛,徐 筠,江 涛 (817)……………………………………………民用飞机静压孔布局规律周 峰,赵克良,张 淼,汪君红 (823)…………………………………………………………………电弧风洞转动部件动密封试验杨远剑,陈德江,赵文峰,张松贺,江 波 (828)…………………………………………………飞翼布局气动外形设计余永刚,黄 勇,周 铸,黄江涛 (832)……………………………………………………………………导弹侧向喷流干扰及多喷口耦合效应数值模拟贾洪印,吴晓军,周乃春,赵 辉 (837)…………………………………………大展弦比机翼跨声速静气动弹性风洞试验郭洪涛,陈德华,吕彬彬,余 立,祖孝勇 (841)……………………………………考虑隐身约束的舰载飞翼无人机翼尖装置气动设计和分析李继广,陈 欣,李 震 (846)……………………………………飞翼布局飞行器舵面缝隙对操纵效率的影响姚军锴,曹德一,何海波 (850)……………………………………………………移动式冰风洞试验方法研究和应用李 斯,于 雷,金 沙,裴如男 (855)………………………………………………………空气动力分析中动网格技术的数值阻尼赵张峰,邓洪洲 (860)……………………………………………………………………渐扩后倾肩臂孔平板气膜冷却特性数值模拟黄 康,马护生 (866)………………………………………………………………低速高雷诺数风洞腹撑支架干扰研究郑新军,焦仁山,苏文华,马洪雷,张连河 (870)…………………………………………8mˑ6m 风洞大尺度模型进气道和喷流试验技术陈 洪,刘李涛,巫朝君 (875)………………………………………………扇翼飞行器气动特性优化设计李仁凤,乐贵高,马大为,陈 帅 (879)……………………………………………………………偏转头弹箭飞行特性张志勇,陈志华,黄振贵 (883)………………………………………………………………………………分离形式后体喷流试验技术及阻力修正方法邓祥东,郭大鹏,季 军,白玉平,杨庆华 (887)…………………………………基于自适应重叠网格的三角翼跨声速流场计算王 娜,叶 靓 (893)……………………………………………………………低亚声速火箭橇尾流场特性分析房 明,孙建红,王从磊,余元元,张延泰 (897)………………………………………英文编审: 姜 屹 责任编辑: 王 颖期刊基本参数:C N 51-1192/T K*1980*q *16*168*z h +e n *P *￥30.00*1000*30*2017-12A C T A A E R O D Y N A M I C A S I N I C AC h i n e s eA e r o d y n a m i c sR e s e a r c hS o c i e t yV o l .35,N o .6, D e c .,2017C O N T E N T S R e v i e wP r o g r e s s i na e r o a c o u s t i c i n v e s t i g a t i o no fm o d e r n l a r g e a i r c r a f t l a n d i n gge a r L I UP e i q i n g ,X I N G Y u ,L IL i n g ,G U O H a o (751)……R e s e a r c hA r t i c l e sF a s t a e r o h e a t i n gp r e d i c t i o nm e t h o d f o r c o m p l e x s h a p e v e h i c l e sb a s e do n p r o p e r o r t h o g o n a l d e c o m po s i t i o n ……………… N I EC h u n s h e n g ,HU A N GJ i a n d o n g,WA N G X u n ,L IY u (760)……………………………………………………………………C o n t r a c t i o nd e s i g n f o r a x i s -s y mm e t r i cn o z z l e s i nh y p e r s o n i cw i n d t u n n e l …………………………………………………… HUZ h e n z h e n ,L I Z h e n q i a n ,C H E N A i g u o ,S H IY i l e i (766)…………………………………………………………………………A s s e s s m e n t o f i n f l o wb o u n d a r y c o n d i t i o n s f o r h y pe r s o n i cw a l l b o u n d e d t u r b u l e n tf l o w s …………………………………… Y U M i n ,Y U A N X i a ng j i a n g,Z HUZ h i b i n (772)……………………………………………………………………………………N e u r a l n e t w o r ka l g o r i t h mf o rF A D Ss y s t e ma p p l i e d t o t h e v e h i c l e sw i t hs h a r p w e d g e d f o r e -b o d i e s ……………………… WA N GP e n g,HU Y u a n s i ,J I N X i n ,Z HA N G W e i m i n (777)………………………………………………………………………A e r o d y n a m i c i n f l u e n c e o f n a c e l l e p o s i t i o no f aw i n g -m o u n t e d c i v i l a i r c r a f t …………………………………………………… Z H A N G D o n g y u n ,Z H A N G M e i h o n g,WA N G M e i l i ,X I A N GC h u a n t a o (781)………………………………………………………A e r o d y n a m i c c h a r a c t e r i s t i c s a n a l y s i s f o rH Xa n a l o g l i f t i n g b o d y……………………………………………………………… L I US h e n s h e n ,X I EJ i n g,F E N G Y i ,T A N G W e i ,G U IY e w e i (787)………………………………………………………………L i f t e n h a n c e m e n t c o n t r o lm e t h o do f t h i n f l a t -p l a t e a t p o s t s t a l l a n g l e s o f a t t a c k …………………………………………… WUJ i f e i ,WA N GZ h i j i n ,G U R S U LI s m e t (792)……………………………………………………………………………………P a r e l l e l F V T Dc o m p u t a t i o n f o r e l e c t r o m a g n e t i c s c a t t e r i n g o f e l e c t r i c a l l y l a r g e o b je c t s …………………………………… X U Y o n g ,HU A N G Y o n g ,Y U Y o n g g a n g(797)……………………………………………………………………………………S t u d y o n t y p h o o n c h a r a c t e r i s t i c s a t h i g hu r b a n l a n d f o r ma l t i t u d e a n d t u r b u l e n c e i n t e g r a l l e n gt hs c a l e …………………… WA N GC h e q u a n ,L I Z h e n g n o n g ,HUJ i a x i n g,Z HA N G X u e w e n ,Z H O U L i f e n ,C A Os h o u k u n (801)………………………………A u t o m a t i c r e m e s h i n g t e c h n i qu e f o r s t r u c t u r e d g r i db a s e do n g r i d f r a m e w o r k ……………………………………………… P A N G Y u f e i ,L U F e n g s h u n ,C A IY u n l o n g ,Z H A N GS h u j u n ,S U NJ u n f e n g(807)…………………………………………………M e t h o do f e s t i m a t i n g ex t r e m ew i n d p r e s s u r eb a s e do n t h eP a r e t od i s t r i b u t i o n ……………………………………………… L I Z h e n g n o n g ,C A OS h o u k u n ,W a n g C h e qu a n (812)………………………………………………………………………………A p p l i c a t i o n s o f f l u o r e s c e n c e -o i l -f l o wv i s u a l i z a t i o n t e c h n i q u e i nh y p e r s o n i cw i n d t u n n e l t e s t ……………………………… C H E NL e i ,Z HU T a o ,X U Y u n ,J I A N G T a o(817)…………………………………………………………………………………S t a t i c p o r t o r i e n t a t i o n r u l e f o r c i v i l a i r c r a f t Z HO U F e n g ,Z HA O K e l i a n g ,Z H A N G M i a o ,WA N GJ u n h o n g(823)……………………S e a l c o m pl e m e n t a t i o n t e s t f o r r o t a t a b l e p a r t s i na r ch e a t e dw i n d t u n n e l ……………………………………………………… Y A N G Y u a n j i a n ,C H E N D e j i a n g ,Z H A O W e n f e n g ,Z H A N GS o n gh e ,J I A N GB o (828)……………………………………………A e r o d y n a m i c d e s i g no f a f l y i n g -w i n g a i r c r a f t Y U Y o n g g a n g ,HU A N G Y o n g ,Z H O UZ h u ,HU A N GJ i a n g t a o (832)…………………N u m e r i c a l i n v e s t i g a t i o no n c o u p l i n g e f f e c t s o fm u l t i p l e s p o u t s a n d l a t e r a l j e t i n t e r a c t i o no v e rm i s s i l e c o n f i gu r a t i o n …… J I A H o n g y i n ,WU X i a o ju n ,Z HO U N a i c h u n ,Z H A O H u i (837)……………………………………………………………………W i n d t u n n e l t e s t o n t r a n s o n i c s t a t i c a r e o e l a s t i c i t y o f h i g h -a s p e c t -r a t i ow i n g ………………………………………………… G U O H o n g t a o ,C H E N D e h u a ,L Y U B i n b i n ,Y U L i ,Z U X i a o y o n g (841)……………………………………………………………A e r o d y n a m i c d e s i g na n da n a l y s i s o f t i p d e v i c e s o n c a r r i e r -b a s e d f l y -w i n g U A V w i t hs t e a l t hc o n s t r a i n t s ………………… L I J i gu a n ,C H E N X i n ,L I Z h e n (846)………………………………………………………………………………………………G a p i n f l u e n c e o n r u d d e r e f f i c i e n c y o f f l y i n g w i n g ai r c r a f t Y A OJ u n k a i ,C A O D e y i ,H E H a i b o (850)………………………………S t u d y a n da p p l i c a t i o no fm o v a b l e i c i n g wi n d t u n n e l t e s tm e t h o d L I S i ,Y U L e i ,J I NS h a ,P E IR u n a n (855)………………………N u m e r i c a l d a m p i n g o f d y n a m i cm e s h f o r a e r o d y n a m i c a n a l ys i s Z HA OZ h a n g f e n g ,D E N G H o n g z h o u (860)…………………………N u m e r i c a l s i m u l a t i o no n c o o l i n g c h a r a c t e r i s t i c s o f p l a t e f i l mf r o mb a c k w a r d -e x p a n d i n g s h o u l d e r a r mh o l e ……………… HU A N G K a n g ,MA H u s h e n g (866)…………………………………………………………………………………………………V e n t r a l s u p p o r t i n t e r f e r e n c e i n l o w -s p e e da n dh i g hR e y n o l d sn u m b e rw i n d t u n n e l ………………………………………… Z H E N G X i n j u n ,J I A O R e n s h a n ,S U W e n h u a ,MA H o n g l e i ,Z H A N GL i a n h e (870)…………………………………………………I n l e t a n d j e t t e s t t e c h n i q u e s f o r l a r g e s c a l em o d e l i n8mˑ6m L o wS pe e d W i n dT u n n e l …………………………………… C H E N H o n g ,L I U L i t a o ,WU C h a o ju n (875)………………………………………………………………………………………O p t i m i z a t i o nd e s i g n f o r a e r o d y n a m i c p e r f o r m a n c e o f f a n -w i n g a i r c r a f t L IR e n f e n g ,L EG u i g a o ,MA D a w e i ,C H E NS h u a i (879)…F l i g h t c h a r a c t e r i s t i c s o f d e f l e c t e dn o s e p r o je c t i l e Z H A N GZ h i y o n g ,C H E NZ h i h u a ,HU A N GZ h e n g u i (883)…………………………S l e e v e -t y p e af t e r b o d y j e t e x p e r i m e n t t e c h n i q u e a n d i t s d r ag c o r r e c t i o nm e th o d ……………………………………………… D E N G Xi a n g d o n g ,G U O D a p e n g ,J I J u n ,B A IY u p i n g ,Y A N G Q i n g h u a (887)………………………………………………………N u m e r i c a l s i m u l a t i o no f t r a n s o n i c f l o wf i e l do v e r d e l t aw i n g w i t ha d a p t i v e o v e r l a p p e d g r i d s ys t e m ……………………… WA N G N a ,Y EL i a n g(893)…………………………………………………………………………………………………………A n a l ys i s o fw a k e f l o wc h a r a c t e r i s t i c s f o r l o ws u b s o n i c r o c k e t s l e d …………………………………………………………… F A N G M i n g ,S U NJ i a n h o n g ,WA N GC o n g l e i ,Y U Y u a n y u a n ,Z h a n g Ya n t a i (897)…………………………………………………现代大型飞机起落架气动噪声研究进展(751-759,d o i:10.7638/k q d l x x b-2017.0063)刘沛清,邢宇,李玲,郭昊主要概括了国内外在大型飞机起落架气动噪声研究领域,利用风洞试验㊁飞行试验和数值模拟等手段,所取得的研究成果和最新进展㊂主要包括起落架噪声的产生机理㊁起落架降噪的主要方法㊁风洞试验需要遵循的相似律和工程预测起落架噪声方法的发展等㊂并对起落架噪声的未来研究进行了展望㊂基于P O D方法的复杂外形飞行器热环境快速预测方法(760-765,d o i:10.7638/k q d l x x b-2015.0157)聂春生,黄建栋,王迅,李宇采用本征正交分解对数据库进行降阶处理,结合相应的基系数插值方法,快速预测出未知状态热流㊂与C F D结果的对比表明,该方法可大幅提高计算效率且不损失预测精度,实现了沿给定弹道的三维热环境快速预测,能够反映真实的热流空间分布特征,快速获得激波干扰区热流,有力地弥补了工程算法的不足㊂高超声速风洞轴对称喷管收缩段设计(766-771,d o i:10.7638/k q d l x x b-2015.0141)胡振震,李震乾,陈爱国,石义雷构造了A Q A曲线,分析了高超声速风洞轴对称喷管喉道曲率半径是否连续对喉部流动和喷管出口流场的影响㊂研究结果表明喉道曲率半径连续时结果达到最佳,而上游曲率半径偏大优于偏小的情况㊂基于三角/双曲函数设计了一种新的收缩曲线,与B样条函数构造的曲线一样可达到出入口曲率半径任意可调的目的,但控制更为方便,是确保喉道曲率连续的不错选择㊂高超声速壁湍流入口条件生成方法的比较(772-776,d o i:10.7638/k q d l x x b-2015.0177)禹旻,袁湘江,朱志斌给定恰当的入口条件是开展壁湍流数值模拟的关键问题㊂采用直接数值模拟,讨论了自然转捩㊁波纹壁面促发的"B y p a s s"转捩和利用时间发展湍流场进行参数回收这几种方法在高超声速条件下的可行性,分析了各自存在的优点和不足㊂计算表明,B y p a s s转捩和参数回收方法与自然转捩相比,能更快速促发转捩,但自然转捩得到的湍流场品质更好㊂尖楔前体飞行器F A D S系统的神经网络算法(777-780,791,d o i:10.7638/k q d l x x b-2015.0064)王鹏,胡远思,金鑫,张卫民对人工神经网络算法在尖楔前体飞行器用嵌入式大气数据传感系统中的应用进行了探讨㊂通过合理选择网络结构参数及训练验证,分别建立了F A D S系统的含有单隐含层的三层神经网络模型及含有双隐含层的四层神经网络模型,对攻角等飞行参数参数进行求解㊂数值仿真结果表明,建立的用于尖楔前体飞行器的F A D S系统的神经网络算法求解精度较高,且含有双隐含层的网络模型精度优于单隐含层的模型精度㊂Ⅰ文章导读췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍翼吊布局民机短舱位置气动影响(781-786,d o i :10.7638/k q d l x x b -2015.0069)张冬云,张美红,王美黎,向传涛使用C F D 方法对孤立通气短舱㊁某型民机机翼/机身组合体以及机翼/机身/短舱组合体构型进行粘性绕流数值模拟,分析流场特征,得出短舱安装干扰阻力水平;分别改变短舱安装的前伸量㊁下沉量㊁俯仰角㊁内撇角等参数,研究短舱不同在翼位置对高速巡航升阻特性的影响㊂一种仿H X 扁平面对称类升力体布局气动特性分析(787-791,d o i :10.7638/k q d l x x b -2015.0187)刘深深,解静,冯毅,唐伟,桂业伟提出了一种对H T V -2进行改进的仿H X 气动模型,对二者气动特性进行了对比分析㊂探究了仿H X 外形的横侧向稳定性,对两侧小翼关键气动布局参数进行了分析,对控制舵进行了匹配设计㊂结果表明H X 外形能够增强偏航稳定性,其效果与翼高及面积呈正相关,小安装角度下对安装角度不敏感㊂经过匹配设计,该方案具备较高的控制效率和合理的配平攻角范围㊂过失速薄翼增升流动控制方法(792-796,d o i :10.7638/k q d l x x b -2015.0068)吴继飞,王志金,G U R S U LI s m e t采用吸气流动控制方法对薄翼升力特性进行了试验研究,来流速度为5m /s ,雷诺数R e =6.7ˑ104㊂研究表明,过失速条件下,合适的吸气控制可以使翼型失速迎角延迟近7ʎ,最大升力系数可增大近一倍;在翼型前缘进行吸气流动控制时,较小吸气流量即可延缓翼型失速;流动控制参数存在优化空间,当吸气相对位置位于x /c =0.4附近时,吸气流量小于3%即可产生较大的升力增量㊂电大尺寸目标电磁散射的并行F V T D 计算(797-800,d o i :10.7638/k qd l x x b -2015.0071)许勇,黄勇,余永刚电大尺寸目标电磁问题的高精度数值计算通常伴随着大存储量和大计算量的沉重负担㊂本文构建了直接求解电磁学麦克斯韦方程组的时域有限体积法(F V T D )解算器,解决大规模网格的大计算量,采用M P I 并行编程,进行网格分割㊁负载平衡以及通信设置,对电大尺寸飞翼外形进行了L 波段双站电磁散射计算㊂结果表明p m b R C S 3d 这一并行高精度电磁模拟软件具有稳定和鲁棒特性,适合应用于目标更高频段电磁计算㊂城市地貌高空台风特性及湍流积分尺度的研究(801-806,822,d o i :10.7638/k q d l x x b -2015.0090)王澈泉,李正农,胡佳星,张学文,周利芬,曹守坤基于2014年第10号台风麦德姆 在城市地貌的高空实测风场资料,共选取五个时距分析其特性㊂然后采用两种基于T a y l o r 假定的方法来计算湍流积分尺度,分别从平均风速㊁湍流度和阵风因子等要素来探讨不同时距对湍流积分尺度的影响㊂分析结果表明当平均时距为5m i n 时最为合理㊂Ⅱ文 章 导 读췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍基于网格框架的结构网格自动重构技术(807-811,d o i:10.7638/k q d l x x b-2015.0179)庞宇飞,卢风顺,蔡云龙,张书俊,孙俊峰针对多学科耦合计算过程中出现的外形剧烈变化情况,提出了一种基于网格框架的多块结构网格自动重构技术,基本思想是:首先提取多块分区结构网格的网格框架,然后借助其它学科计算得到的物面变形信息以及拟合样条曲线来重构框架线,最后利用更新的框架线自动生成变形网格㊂该方法已被应用到某翼身组合体外形的气动弹性计算㊂基于P a r e t o分布的风压极值计算方法(812-816,d o i:10.7638/k q d l x x b-2015.0143)李正农,曹守坤,王澈泉通过P a r e t o分布I型分布拟合峰值样本的高尾部数据,利用广义极值分布和广义P a r e t o分布之间的关系对风压的极值做出估计,得到基于P a r e t o分布的风压极值计算方法㊂利用高层建筑风洞试验多次独立采样得到的数据,将基于P a r e t o分布的风压极值计算方法从风压极值的期望值和指定保证率的极值两个方面进行了验证㊂荧光油流显示技术在高超声速风洞中的应用(817-822,d o i:10.7638/k q d l x x b-2015.0150)陈磊,朱涛,徐筠,江涛通过原理性试验分析了系统组成中主要部件的参数指标,搭建了试验平台,完成不同颜色和类型荧光示踪剂的对比试验,筛选出性能可靠的荧光示踪剂,制作了荧光油膜,最后成功地将荧光油流技术应用到C A R D C 中的Φ1m高超声速风洞中㊂该技术具有信噪比高㊁精度高㊁获取到信息的细节量多等优点㊂最后对荧光油流图像定量化显示技术进行了研究,结果表明,根据荧光油膜发出的荧光信号,能够推算出荧光油膜的厚度信息㊂民用飞机静压孔布局规律(823-827,d o i:10.7638/k q d l x x b-2015.0140)周峰,赵克良,张淼,汪君红对民用飞机静压孔布局规律进行了研究㊂利用数值模拟方法得到机身表面静压随马赫数㊁攻角变化较小的区域,定义为稳压线;通过圆柱绕流压力分布理论,获得与数值模拟结果一致的稳压线分布规律㊂开展高/低速测压风洞试验,结果表明稳压线及静压孔布局规律的正确㊁普适㊂所得稳压线分布规律可为常规布局民用飞机静压孔布局提供直接参考㊂电弧风洞转动部件动密封试验(828-831,d o i:10.7638/k q d l x x b-2015.0147)杨远剑,陈德江,赵文峰,张松贺,江波翼/舵等部件在转动条件下热结构/匹配/密封考核一直是高超声速飞行器研制阶段的技术难点㊂为此在电弧风洞上开展了相应的试验技术研究,针对关键技术问题提出了解决方案㊂试验结果表明:试验模型表面热流分布与飞行条件下较为一致,转动过程中流场稳定,在国内首次实现了高超声速飞行器转动部件动密封地面试验考核㊂Ⅲ文章导读췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍飞翼布局气动外形设计(832-836,878,d o i :10.7638/k q d l x x b -2015.0163)余永刚,黄勇,周铸,黄江涛双后掠前缘飞翼布局的纵向气动特性设计主要难点是如何在小俯仰力矩的约束下实现高升阻比设计㊂本文从平面形状㊁重心位置㊁翼型选择/优化与配置等方面提出了一些设计思路,并以此设计了气动外形㊂通过数值模拟和风洞试验两种手段,验证了设计思路的合理性㊂该布局在亚声速设计点具有较高升阻比和较小的俯仰力矩系数㊂导弹侧向喷流干扰及多喷口耦合效应数值模拟(837-840,d o i :10.7638/k q d l x x b -2015.0083)贾洪印,吴晓军,周乃春,赵辉利用数值模拟手段对导弹的侧向喷流干扰流场进行了研究,重点讨论了采用空气冷喷流模拟的相似准则问题㊂通过与燃气喷流的对比,验证了方法的可靠性㊂对某导弹外形的多喷口耦合效应进行了研究,分析了侧向多喷口耦合干扰下的放大因子及流场结构,相关结论可为导弹喷流控制系统设计提供参考依据㊂大展弦比机翼跨声速静气动弹性风洞试验(841-845,d o i :10.7638/k q d l x x b -2015.0075)郭洪涛,陈德华,吕彬彬,余立,祖孝勇基于风洞试验研究了某翼身组合体的跨声速静气动弹性效应㊂研究结果表明:在设计巡航点,静气动弹性可使机翼的升力系数减小㊁升阻比增加㊁焦点前移,并在超过巡航马赫数后使得气动特性恶化㊂试验结果表明,跨声速时,马赫数和速压对静气动弹性效应具有较大影响,且影响规律呈复杂非线性特征,难以仅靠理论分析准确预计㊂考虑隐身约束的舰载飞翼无人机翼尖装置气动设计和分析(846-849,d o i :10.7638/k q d l x x b -2015.0061)李继广,陈欣,李震在隐身要求约束下,设计了舰载飞翼无人机翼下增升装置㊂并针对未来雷达探测的反隐身技术,分析了增升装置对尾流消弱的作用,从而提高了该探测方式的隐身效果㊂计算结果表明,该增升装置可以较好地增加升力㊁减弱诱导阻力㊁提高升阻比,并能起到减弱尾流的作用㊂最后分析了其机理,解释了大迎角条件下气动优化效果更好的原因,并与常规布局飞机翼尖小翼的作用作了对比㊂飞翼布局飞行器舵面缝隙对操纵效率的影响(850-854,d o i :10.7638/k q d l x x b -2015.0088)姚军锴,曹德一,何海波采用数值模拟方法分析了飞翼布局飞行器舵面缝隙对各舵面操纵效率的影响㊂结果表明:舵面缝隙使得内侧㊁外侧升降副翼的操纵效率均有所降低;有缝隙存在时开裂式方向舵的操纵效率比无缝隙高㊂内㊁外侧升降副翼操纵效率降低的原因是下表面气流通过舵面缝隙流至上表面从而降低了上下表面压力差和阻滞了主流;开裂式方向舵大舵偏时操纵效率增加的机理在于有缝隙时下翼面高压气流通过缝隙注入上翼面回流区从而降低回流范围㊂Ⅳ文 章 导 读췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍移动式冰风洞试验方法研究和应用(855-859,d o i:10.7638/k q d l x x b-2015.0121)李斯,于雷,金沙,裴如男开展了移动式冰风洞喷雾参数测量,进行了发动机短舱唇口模型㊁N A C A23012翼型模型的结冰和防/除冰试验,掌握了移动式冰风洞云雾校测㊁试验的基本方法㊂移动式冰风洞在户外模拟结冰条件虽然受环境因素影响较大,但喷雾性能良好,试验结果能够反映一般结冰规律,可以满足飞机进气系统防/除冰试验要求㊂空气动力分析中动网格技术的数值阻尼(860-865,d o i:10.7638/k q d l x x b-2015.0080)赵张峰,邓洪洲在F L U E N T中动网格宏模块由于数据传递方式的限制,修改了常加速度N e w m a r k法的原有算法,模块软件算法的有效性存在质疑㊂针对这个问题,首先给出算例来显示软件算法的缺陷特征,提出了软件算法会引入数值阻尼的假定;而后通过数学手段证明数值阻尼的存在,并给出数值阻尼的理论计算公式;之后通过算例验证理论公式的有效性;最后给出了理论的工程应用㊂渐扩后倾肩臂孔平板气膜冷却特性数值模拟(866-869,d o i:10.7638/k q d l x x b-2015.0081)黄康,马护生为进一步改善气膜冷却效果,提出了渐扩后倾肩臂孔的构型㊂对圆形孔㊁扩张孔㊁原肩臂孔和渐扩后倾肩臂孔在吹风比0.5~2.0情况下的平板气膜冷却特性进行了数值计算㊂结果表明,采用渐扩后倾肩臂孔的平板模型可提高展向平均气膜冷却效率,在各吹风比方案下气膜冷却性能均优于其它三种孔型㊂低速高雷诺数风洞腹撑支架干扰研究(870-874,d o i:10.7638/k q d l x x b-2015.0114)郑新军,焦仁山,苏文华,马洪雷,张连河针对F L-9低速高雷诺数风洞腹撑支架干扰问题,采用风洞试验研究的方法,开展了F L-9风洞内式天平腹撑支杆的二维截面形状㊁三维外形㊁支杆直径选取等相关研究㊂获得了对雷诺数不敏感㊁支架干扰量小且稳定的腹撑支杆方案,并通过与其他风洞试验结果的对比,进一步验证了F L-9风洞内式天平单支杆腹撑系统的精准度㊂8mˑ6m风洞大尺度模型进气道和喷流试验技术(875-878,d o i:10.7638/k q d l x x b-2015.0133)陈洪,刘李涛,巫朝君采用单台抽吸流量达383m3/m i n的真空泵抽吸系统和最大落压比达3.5的喷流模拟器,在8mˑ6m风洞建立了大尺度模型进气道和喷流试验技术,可实现8mˑ6m试验段大尺度战斗机100%进气流量和高落压比模拟要求,能够更为精细地模拟战斗机气动外形,获得更为准确的进气道性能㊁喷流对战斗机气动特性影响及矢量喷管性能参数㊂Ⅴ文章导读췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍扇翼飞行器气动特性优化设计(879-882,892,d o i :10.7638/k q d l x x b -2015.0173)李仁凤,乐贵高,马大为,陈帅采用多目标优化和数值模拟结合的方法对扇翼飞行器气动特性进行了优化设计㊂计算得到多结构参数影响下扇翼飞行器高升力㊁低阻力的优化结构参数和主要影响因素㊂研究结果表明,建立的近似数学模型和优化结果精度较高,满足工程需要㊂优化后,扇翼飞行器的升力和推力较大,飞行器气动特性得到显著改善㊂偏转头弹箭飞行特性(883-886,d o i :10.7638/k q d l x x b -2015.0182)张志勇,陈志华,黄振贵偏转头弹箭通过头部偏转来改变气动力,达到增加弹箭射程与提高机动性的目的㊂对头部偏转角0ʎ~8ʎ㊁马赫数2~5条件下的飞行流场进行数值模拟并验证仿真的可靠性㊂然后利用仿真数据计算偏转头弹箭的外弹道轨迹,结果表明,偏转头弹箭能带迎角稳定飞行,其升阻比远大于普通弹箭,弹箭射程提高且机动性能优于普通弹箭㊂分离形式后体喷流试验技术及阻力修正方法(887-892,d o i :10.7638/k qd l x x b -2015.0113)邓祥东,郭大鹏,季军,白玉平,杨庆华详细介绍了分离形式后体喷流模型设计中需要注意的关键技术问题,以及相应的设计方法㊂针对某型飞机,精细化设计后体喷流模型的密封以及内外腔压力监测点,并对天平阻力项结果进行修正,得到与国外同类型试验阻力测量精度相一致的结果,阻力测量精度达到0.0005㊂证明该修正方法能有效地应用于分离形式后体喷流试验阻力数据的修正,精度满足国军标阻力测量指标㊂基于自适应重叠网格的三角翼跨声速流场计算(893-896,d o i :10.7638/k q d l x x b -2016.0138)王娜,叶靓在自适应重叠网格系统下,数值求解N a v i e r -S t o k e s 方程,开展了钝前缘三角翼跨声速流场的计算研究㊂网格方面采用了贴体网格与可自适应的直角网格交叠来捕捉脱体涡系的发展变化及涡与激波的干扰㊂比较了雷诺平均与D E S 计算的结果差异㊂在重叠网格系统下,网格构建简便,适用性好;对于大迎角状态,D E S 方法能够有效地模拟脱体涡系的发展变化㊂低亚声速火箭橇尾流场特性分析(897-901,d o i :10.7638/k qd l x x b -2017.0132)房明,孙建红,王从磊,余元元,张延泰采用不可压N a v i e r -S t o k e s 方程和R e a l i z a b l e k -ε湍流模型,对低亚声速条件下火箭橇试验的流场进行数值模拟,得到了火箭橇的流场特性,并与飞机流场进行了对比㊂结果表明,低亚声速情况下(60~90m /s ),火箭橇的阻力系数约为0.65,升力系数约为-0.005,并且气动升力小于自重的1.9%㊂速度对流场特性影响小,护板可改善尾流特性,与飞机尾流特性具有较好的相似性㊂Ⅵ文 章 导 读췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍第35卷 第6期空气动力学学报V o l .35,N o .62017年12月A C T AA E R O D Y N A M I C AS I N I C A D e c .,2017췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍文章编号:0258-1825(2017)06-0751-09现代大型飞机起落架气动噪声研究进展刘沛清*,邢 宇,李 玲,郭 昊(北京航空航天大学航空科学与工程学院,北京 100083)摘 要:起落架部件是现代大型飞机在起飞㊁着陆阶段时最主要的一类机体气动噪声源㊂本文主要概括了国内外利用风洞试验㊁飞行试验和数值模拟等手段在大型飞机起落架气动噪声研究领域所取得的研究成果和最新进展,主要包括起落架噪声的产生机理㊁起落架降噪的主要方法㊁风洞试验需要遵循的相似律和工程预测起落架噪声方法的发展等㊂已有的研究表明,起落架宽频噪声主要包括分离噪声和上下游部件相互干扰噪声两类,而纯音噪声主要来自空腔结构的声激振现象㊂使用整流罩㊁等离子体激励等主㊁被动控制技术抑制钝体分离和流动干扰现象,这些方法能够显著降低起落架噪声㊂文末还对起落架噪声的未来研究进行了展望㊂关键词:起落架;气动噪声;风洞试验;噪声机理;降噪技术中图分类号:V 226;T B 533+.3 文献标识码:A d o i :10.7638/k q d l x x b -2017.0063 收稿日期:2017-04-19; 修订日期:2017-06-13基金项目:国家自然科学基金(11772033)作者简介:刘沛清*(1960-),男,教授,博导,主要从事空气动力学㊁水动力学实验和数值模拟工作.E -m a i l :l p q@b u a a .e d u .c n 引用格式:刘沛清,邢宇,李玲,等.现代大型飞机起落架气动噪声研究进展[J ].空气动力学学报,2017,35(6):751-759.d o i :10.7638/k q d l x x b -2017.0063 L I UPQ ,X I N GY ,L I L ,e t a l .P r o g r e s s i n a e r o a c o u s t i c i n v e s t i g a t i o no fm o d e r n l a r g e a i r c r af t l a n d i n gg e a r [J ].A c t aA e r o d yn a m i c aS i n i c a ,2017,35(6):751-759.P r o g r e s s i na e r o a c o u s t i c i n v e s t i g a t i o no fm o d e r n l a r g e a i r c r a f t l a n d i n g ge a r L I U P e i q i n g *,X I N G Y u ,L IL i n g,G U O H a o (S c h o o l o f A e r o n a u t i cS c i e n c e a n dE n g i n e e r i n g ,B e i h a n g U n i v e r s i t y ,B e i j i n g 100083,C h i n a ) A b s t r a c t :L a n d i n g g e a ri so n eo ft h e m o s ti m p o r t a n ta e r o a c o u s t i cn o i s es o u r c e sd u r i n gm o d e r n l a r g ea i r c r a f t st a k e o f fa n dl a n d i n g .T h i s p a pe rs o m er e s e a r c ha c h i e v e m e n t sa n dl a t e s t d e v e l o p m e n t s m a d e t h r o u g h w i n d t u n n e l e x p e r i m e n t s ,f l y o v e r e x pe r i m e n t s a n d n u m e r i c a l s i m u l a t i o n s i n t h e a e r o a c o u s t i c i n v e s t i g a t i o nf i e l d o f l a n d i ng g e a r i n th e l a s t d e c a d e s .T hi s p a pe r a b r i ef o v e r v i e w o f f o u ra s p e c t s i n c l u d i ng th en o i s e g e n e r a t i o n m e c h a n i s m s ,t h en o i s er e d u c t i o n t e c h n i q u e s ,t h e s i m i l a r i t y r u l e o f w i n d t u n n e la e r o a c o u s t i c e x pe r i m e n t s a n d t h e p r e d i c t i o n m e t h o d sf o r l a n d i n gg e a r s .L a n d i n gg e a rb r o a d b a n dn o i s ec a nb e g e n e r a l l y c a t e g o r i z e d i n t ot w o p a r t s i s th e f l o ws e p a r a ti o n i n d u c e dn o i s e a n d t h e o t h e r i s t h e i n t e r a c t i o nn o i s e b e t w e e nu ps t r e a m a n dd o w n s t r e a m c o m p o n e n t s .M o r e o v e r ,t h er e s o n a n t p h e n o m e n o na p p e a r e di ns o m ec a v i t yc o n f i g u r a t i o n s c a na l s o g e n e r a t et o n a ln o i s e .S o m ea c t i v ea nd p a s s i v en o i s ere d u c t i o n m e t h o d s s u c ha sf a i r i ng a n d p l a s m aa c t u a t o r s whi c hc a ns u p p r e s st h ef l o w s e pa r a t i o na n di n t e r a c t i o n p h e n o m e n aa r eu s e dt or e d u c el a n d i n gg e a rn o i s e .F i n a l l y,p r e d i c t i o no ff u r t h e rr e s e a r c h o n l a n d i n gge a r n o i s e i s p r e s e n t e d . K e yw o r d s :l a n d i n gg e a r ;a e r o a c o u s t i c s ;w i n dt u n n e le x p e r i m e n t ;n o i s e g e n e r a t i o n m e c h a n i s m ;n o i s e r e d u c t i o nm e t h o d0 引 言随着航空运输业的迅猛发展,在近地面起飞㊁降落阶段,大型客机产生的噪声问题日益受到人们的关注和重视㊂国际民用航空组织(I C A O )对航空器噪声的适航标准越来越严格,对于飞越㊁横侧及近场三个测量点(分别位于与跑道中心线及其延长线相平行且距离跑道中心线450m 的边线上㊁跑道中心线的延长线上且距起飞滑跑起点6500m 处和跑道中心线的延长线上且距跑道入口2000m 处)测得的有效感知声压级(E f f e c t i v eP e r c e i v e dN o i s eL e v e l ,E P N L ),其第四阶段的有效感知声压级噪声指标要比第三阶段还要低10d B[1]㊂美国N A S A的未来航空器减噪目标要求在2020年和2050年,比目前第四阶段的适航标准有效感知声压级分别降低42d B和71d B[2]㊂欧洲的A C A R E计划也提出类似的要求,预计在2020年和2050年民机的噪声水平相比于2000年分别降低50%和65%㊂中国民航部门也针对航空器噪声提出了相应的审定标准,并写入中国民航规章第36部(C C A R-36)[3-4]㊂现代大型民用飞机的噪声水平已成为制约飞机取得适航证的关键因素之一[5]㊂因此,国内外相关单位对飞机的主要噪声源㊁噪声产生机理和控制方法开展了大量的研究㊂现代大型飞机的主要噪声源包括发动机噪声和机体噪声两大类㊂早在1970年代,G i b s o n[6-7]㊁R e v e l l[8]等人通过飞行试验测量了滑翔机㊁运输机等不同种类的飞机飞过机场时产生的噪声大小和噪声源分布,并指出机体部件是一类可能的噪声源㊂自20世纪80年代初以来,随着民用飞机大涵道比涡轮风扇发动机的广泛应用,发动机噪声已经显著下降㊂尤其在飞机起飞㊁降落阶段,起落架放下且增升装置打开,发动机处于低功率状态,此时起落架㊁增升装置等机体部件产生的气动噪声已经与飞机发动机噪声处于相同的水平,甚至超过发动机噪声[9-13]㊂因此机体噪声已经成为大型客机一类重要的噪声源㊂无论是从航空适航条例还是从舒适性㊁环保等方面来看,开展机体噪声相关问题的研究并进行相应的减噪是十分必要的㊂ D o b r z y n s k i[9]总结过去40年间国内外在飞机机体气动噪声领域的成果后指出,若按产生的噪声强度依次排列,现代大型飞机的机体噪声源包括起落架㊁前缘缝翼㊁后缘襟翼㊁襟翼侧缘㊁增升装置导轨,及扰流板和部件间的相互影响;但对于窄体飞机和支线飞机,增升装置噪声的强度几乎与起落架噪声相当㊂因此起落架噪声被认为是现代大型飞机最重要的一类机体噪声㊂本文主要综述起落架相关的气动噪声问题的研究进展㊂1起落架噪声产生机理航空部件气动噪声的研究方法主要有风洞试验㊁飞行试验㊁数值模拟和理论分析等多种方法㊂综合考虑研究成本㊁时间㊁结果精度等因素,过去几十年对起落架进行气动声学研究最常用的方法还是风洞试验㊂起落架噪声主要为宽频噪声,其产生机理包括两大类:一类是钝体分离噪声,即气流流过起落架钝体部件发生流动分离㊁再附着等流动现象而辐射的噪声;另一类是干扰噪声,即上游部件的非定常湍流尾迹作用于下游部件而产生的噪声[1,4]㊂但是主要噪声源位置和远场噪声特性与起落架构型密切相关㊂20世纪70年代末,H e l l e r和D o b r z y n s k i[14]对一个简化的两轮小车式起落架进行了远场噪声大小和指向性的测量,并分析了各个起落架部件对总噪声的贡献㊂结果表明起落架过顶方向的噪声主要产生于起落架轮胎,而侧边方向的噪声则主要来自于支撑杆部件㊂D o b r z y n s k i等人[15]在D NW-L L F风洞中对全尺寸A320和A340的前起落架和主起落架进行了试验研究,发现起落架辐射的总声压级与起落架的支柱尺寸㊁轮胎直径和支柱数目等参数密切相关,会随着支柱尺寸和数目的增加而增大㊂G u o等人[16]在L S A F 气动声学风洞中对全尺寸B737飞机的主起落架辐射的噪声进行了测量,发现起落架低频㊁中频和高频的噪声源分别为起落架轮胎㊁主支柱和细小部件㊂Y o k o k a w a等人[17]在日本R T R I风洞对40%缩放的两轮主起落架模型进行了远场噪声测量,发现两轮中间的连接轴区域是最主要的噪声源㊂L a z o s[18]测量了四轮起落架的时均流场,并指出前后两轮之间存在一个非定常的旋涡,这被认为是四轮起落架主要的噪声源㊂除了两轮和四轮起落架外,人们对现代大型宽体客机中更常见的六轮小车式主起落架构型也进行了深入的研究㊂S t o k e r[19-20]㊁H o r n e[21-22]㊁R a v e t t a[23]㊁R i n g s h i a[24]等人分别对B o e i n g777六轮小车式主起落架的缩比模型进行了试验研究,J a e g e r[25]㊁O e l e m a n s[26]㊁H u m p h r e y s[27]等人分别对其它六轮小车式起落架进行了试验研究,从他们的试验结果中,能够总结出一些非常重要的起落架噪声特点,一是起落架轮胎的数量不仅会改变低频噪声的大小,也会影响高频噪声的大小,另一个就是真实起落架上存在的小尺寸细小零部件,会产生额外的高频噪声㊂此外,起落架的安装效应会导致真实起落架与风洞试验中起落架产生的噪声存在差异㊂除试验研究外,C F D和F W-H方程相结合的混合方法㊁C A A计算气动声学等数值计算方法逐渐成为研究起落架等飞机部件气动噪声的另一类主要方法㊂X i a o等人[28]用D D E S方法模拟了四轮起落架的流场,结果显示从起落架前轮会脱落出很强的旋涡,周期性地撞击后轮,同时旋涡也会与前轮的后侧有周期性地相互作用,这些流动现象可以产生很强的辐射噪声㊂D r a g e[29]等人对简化的B747前起落架进行了数值模拟,并将得到的结果运用F W-H方程进行远场噪声的计算,他们发现对起落架的几何形状进行很小的改动,可能会导致辐射的噪声场有很大的差别㊂S o u l i e z等人[30]采用C F D和F W-H方程相结合的混合方法计算稍复杂四轮起落架的远场噪声,但是他在257空气动力学学报第35卷。
空气动力学基础知识目录一、空气动力学概述 (2)1. 空气动力学简介 (3)2. 发展历史及现状 (4)3. 应用领域与重要性 (5)二、空气动力学基本原理 (6)1. 空气的力学性质 (7)1.1 气体状态方程 (8)1.2 空气密度与温度压力关系 (8)1.3 空气粘性 (9)2. 牛顿运动定律在空气动力学中的应用 (10)2.1 力的作用与动量变化 (11)2.2 牛顿第二定律在空气动力学中的体现 (13)3. 空气动力学基本定理 (14)3.1 伯努利定理 (15)3.2 柯西牛顿定理 (16)3.3 连续介质假设与流动连续性定理 (17)三、空气动力学基础概念 (18)1. 流体力学基础概念 (19)1.1 流速与流向 (20)1.2 压力与压强 (21)1.3 流管与流量 (22)2. 空气动力学特有概念 (23)2.1 空气动力系数 (25)2.2 升力与阻力 (26)2.3 空气动力效应与稳定性问题 (27)四、空气动力学分类及研究内容 (28)1. 空气动力学分类概述 (30)2. 理论空气动力学研究内容 (31)一、空气动力学概述空气动力学是研究流体（特别是气体）与物体相互作用的力学分支，主要探讨流体流动过程中的能量转换、压力分布和流动特性。
空气动力学在许多领域都有广泛的应用，如航空航天、汽车、建筑、运动器材等。
空气动力学的研究对象主要是不可压缩流体，即流体的密度在运动过程中保持不变。
根据流体运动的特点和流场特性，空气动力学可分为理想流体（无粘、无旋、不可压缩）和实际流体（有粘性、有旋性、可压缩）两类。
在实际应用中，理想流体问题较为简单，但现实生活中的流体大多具有粘性和旋转性，因此实际流体问题更为复杂。
空气动力学的基本原理包括牛顿定律、质量守恒定律、动量守恒定律、能量守恒定律等。
这些原理构成了空气动力学分析的基础框架，通过建立数学模型和求解方程，可以预测和解释流体流动的现象和特性。
我把Introduction to flight的第四章Basic aerodynamics略读了一遍，提炼了其中的重点要点，将其总结在一起分享给同学们，希望对大家空气动力学的学习有所帮助。
这个文档内容涉及的气流都是无黏的（书134—228页），没有包含黏性研究的部分。
因为领域导论书对黏性没怎么研究，基本都是只给结论，所以就不总结了。
本文档包括两部分，一是一些基本方程，二是这些方程的一些应用。
我读书只是蜻蜓点水，对一些公式的理解可能有错误；写的只是大致的推导过程，难免有不细致严谨之处；对一些英文的翻译可能不标准，同时可能输入有误。
希望大家批评指正、私下交流。
真心希望我们共同为之润色添彩，使其更加准确无误。
同时，大家有什么学习资料都记得共享啊，让我们共同进步！大家可以再看看领域导论书，看了这个总结，再看书就比较简单了。
看书最好也看看例题，例题不仅是对公式的简单应用，而且有些还包含新的知识，能增进我们对公式的理解。
这些内容只能算是一些变来变去的简单代数问题，大家不要有压力。
不过有几条注意事项：1、注意公式的限定条件，避免错误地加以应用。
2、大物书上的理想气体方程是Pv=RT，其中的R是普适气体常量（universal gas constant），领域导论书上的P=ρRT是经过变换的等价形式，其中的R是个别气体常量(specific gas constant)，等于普适气体常量R普适/M，大家变一下马上就懂了。
2、谈谈我的一个理解：本书中的研究好像不太强调质量和体积，可能是因为空气动力学研究没必要也不方便强调。
在一、基本方程——7、能量方程的推导中，v=1/ρ，这里的1应理解为单位质量，后面的能量方程中的V2也包含单位质量1，不然与h的量纲就不统一了；在二、公式应用——3、空速测定——C、高速亚声速流中，我们可以看出在本书中，Pv=RT，同样把大物书上的状态方程Pv=R普适T中的m当成单位质量1，并利用普适气体常量和个别气体常量的关系R个别=R普适/M，即可推出Pv=RT。
