為什么說(shuō)空氣動(dòng)力學(xué)對(duì)汽車很重要 我想知道一些有關(guān)空氣動(dòng)力學(xué)的事

熱心網(wǎng)友：當(dāng)汽車高速運(yùn)動(dòng)時(shí)空氣的作用就很可觀了，如果設(shè)計(jì)的不好就可能發(fā)飄。于是就有了尾冀來(lái)增加下壓力。下壓力過(guò)大又會(huì)造成動(dòng)力浪費(fèi)。

熱心網(wǎng)友：空氣動(dòng)力學(xué) 空氣動(dòng)力學(xué)是力學(xué)的一個(gè)分支，它主要研究物體在同氣體作相對(duì)運(yùn)動(dòng)情況下的受力特性、氣體流動(dòng)規(guī)律和伴隨發(fā)生的物理化學(xué)變化。它是在流體力學(xué)的基礎(chǔ)上，隨著航空工業(yè)和噴氣推進(jìn)技術(shù)的發(fā)展而成長(zhǎng)起來(lái)的一個(gè)學(xué)科。 空氣動(dòng)力學(xué)的發(fā)展簡(jiǎn)史 最早對(duì)空氣動(dòng)力學(xué)的研究，可以追溯到人類對(duì)鳥或彈丸在飛行時(shí)的受力和力的作用方式的種種猜測(cè)。17世紀(jì)后期，荷蘭物理學(xué)家惠更斯首先估算出物體在空氣中運(yùn)動(dòng)的阻力；1726年，牛頓應(yīng)用力學(xué)原理和演繹方法得出：在空氣中運(yùn)動(dòng)的物體所受的力，正比于物體運(yùn)動(dòng)速度的平方和物體的特征面積以及空氣的密度。這一工作可以看作是空氣動(dòng)力學(xué)經(jīng)典理論的開始。 1755年，數(shù)學(xué)家歐拉得出了描述無(wú)粘性流體運(yùn)動(dòng)的微分方程，即歐拉方程。這些微分形式的動(dòng)力學(xué)方程在特定條件下可以積分，得出很有實(shí)用價(jià)值的結(jié)果。19世紀(jì)上半葉，法國(guó)的納維和英國(guó)的斯托克斯提出了描述粘性不可壓縮流體動(dòng)量守恒的運(yùn)動(dòng)方程，后稱為納維-斯托克斯方程。 到19世紀(jì)末，經(jīng)典流體力學(xué)的基礎(chǔ)已經(jīng)形成。20世紀(jì)以來(lái)，隨著航空事業(yè)的迅速發(fā)展，空氣動(dòng)力學(xué)便從流體力學(xué)中發(fā)展出來(lái)并形成力學(xué)的一個(gè)新的分支。 航空要解決的首要問題是如何獲得飛行器所需要的舉力、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(shí)踐上研究飛行器與空氣相對(duì)運(yùn)動(dòng)時(shí)作用力的產(chǎn)生及其規(guī)律。1894年，英國(guó)的蘭徹斯特首先提出無(wú)限翼展機(jī)翼或翼型產(chǎn)生舉力的環(huán)量理論，和有限翼展機(jī)翼產(chǎn)生舉力的渦旋理論等。但蘭徹斯特的想法在當(dāng)時(shí)并未得到廣泛重視。 約在1901～1910年間，庫(kù)塔和儒科夫斯基分別獨(dú)立地提出了翼型的環(huán)量和舉力理論，并給出舉力理論的數(shù)學(xué)形式，建立了二維機(jī)翼理論。1904年，德國(guó)的普朗特發(fā)表了著名的低速流動(dòng)的邊界層理論。該理論指出在不同的流動(dòng)區(qū)域中控制方程可有不同的簡(jiǎn)化形式。 邊界層理論極大地推進(jìn)了空氣動(dòng)力學(xué)的發(fā)展。普朗特還把有限翼展的三維機(jī)翼理論系統(tǒng)化，給出它的數(shù)學(xué)結(jié)果，從而創(chuàng)立了有限翼展機(jī)翼的舉力線理論。但它不能適用于失速、后掠和小展弦比的情況。1946年美國(guó)的瓊期提出了小展弦比機(jī)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(jī)冀上的壓力分布和表面摩擦阻力。 近代航空和噴氣技術(shù)的迅速發(fā)展使飛行速度迅猛提高。在高速運(yùn)動(dòng)的情況下，必須把流體力學(xué)和熱力學(xué)這兩門學(xué)科結(jié)合起來(lái)，才能正確認(rèn)識(shí)和解決高速空氣動(dòng)力學(xué)中的問題。1887～1896年間，奧地利科學(xué)家馬赫在研究彈丸運(yùn)動(dòng)擾動(dòng)的傳播時(shí)指出：在小于或大于聲速的不同流動(dòng)中，彈丸引起的擾動(dòng)傳播特征是根本不同的。 在高速流動(dòng)中，流動(dòng)速度與當(dāng)?shù)芈曀僦仁且粋€(gè)重要的無(wú)量綱參數(shù)。1929年，德國(guó)空氣動(dòng)力學(xué)家阿克萊特首先把這個(gè)無(wú)量綱參數(shù)與馬赫的名字聯(lián)系起來(lái)，十年后，馬赫數(shù)這個(gè)特征參數(shù)在氣體動(dòng)力學(xué)中廣泛引用。 小擾動(dòng)在超聲速流中傳播會(huì)疊加起來(lái)形成有限量的突躍——激波。在許多實(shí)際超聲速流動(dòng)中也存在著激波。氣流通過(guò)激波流場(chǎng)，參量發(fā)生突躍，熵增加而總能量保持不變。 英國(guó)科學(xué)家蘭金在1870年、法國(guó)科學(xué)家許貢紐在1887年分別獨(dú)立地建立了氣流通過(guò)激波所應(yīng)滿足的關(guān)系式，為超聲速流場(chǎng)的數(shù)學(xué)處理提供了正確的邊界條件。對(duì)于薄冀小擾動(dòng)問題，阿克萊特在1925年提出了二維線化機(jī)冀理論，以后又相應(yīng)地出現(xiàn)了三維機(jī)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(dòng)中小擾動(dòng)的影響問題。 在飛行速度或流動(dòng)速度接近聲速時(shí)，飛行器的氣動(dòng)性能發(fā)生急劇變化，阻力突增，升力驟降。飛行器的操縱性和穩(wěn)定性極度惡化，這就是航空史上著名的聲障。大推力發(fā)動(dòng)機(jī)的出現(xiàn)沖過(guò)了聲障，但并沒有很好地解決復(fù)雜的跨聲速流動(dòng)問題。直至20世紀(jì)60年代以后，由于跨聲速巡航飛行、機(jī)動(dòng)飛行，以及發(fā)展高效率噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的要求，跨聲速流動(dòng)的研究更加受到重視，并有很大的發(fā)展。 遠(yuǎn)程導(dǎo)彈和人造衛(wèi)星的研制推動(dòng)了高超聲速空氣動(dòng)力學(xué)的發(fā)展。在50年代到60年代初，確立了高超聲速無(wú)粘流理論和氣動(dòng)力的工程計(jì)算方法。60年代初，高超聲速流動(dòng)數(shù)值計(jì)算也有了迅速的發(fā)展。通過(guò)研究這些現(xiàn)象和規(guī)律，發(fā)展了高溫氣體動(dòng)力學(xué)、高速邊界層理論和非平衡流動(dòng)理論等。 由于在高溫條件下全引起飛行器表面材料的燒蝕和質(zhì)量的引射，需要研究高溫氣體的多相流?？諝鈩?dòng)力學(xué)的發(fā)展出現(xiàn)了與多種學(xué)科相結(jié)合的特點(diǎn)。 空氣動(dòng)力學(xué)發(fā)展的另一個(gè)重要方面是實(shí)驗(yàn)研究，包括風(fēng)洞等各種實(shí)驗(yàn)設(shè)備的發(fā)展和實(shí)驗(yàn)理論、實(shí)驗(yàn)方法、測(cè)試技術(shù)的發(fā)展。世界上第一個(gè)風(fēng)洞是英國(guó)的韋納姆在1871年建成的。到今天適用于各種模擬條件、目的、用途和各種測(cè)量方式的風(fēng)洞已有數(shù)十種之多，風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)的內(nèi)容極為廣泛。 20世紀(jì)70年代以來(lái)，激光技術(shù)、電子技術(shù)和電子計(jì)算機(jī)的迅速發(fā)展，極大地提高了空氣動(dòng)力學(xué)的實(shí)驗(yàn)水平和計(jì)算水平，促進(jìn)了對(duì)高度非線性問題和復(fù)雜結(jié)構(gòu)的流動(dòng)的研究。 除了上述由航空航天事業(yè)的發(fā)展推進(jìn)空氣動(dòng)力學(xué)的發(fā)展之外，60年代以來(lái)，由于交通、運(yùn)輸、建筑、氣象、環(huán)境保護(hù)和能源利用等多方面的發(fā)展，出現(xiàn)了工業(yè)空氣動(dòng)力學(xué)等分支學(xué)科。 空氣動(dòng)力學(xué)的研究?jī)?nèi)容 通常所說(shuō)的空氣動(dòng)力學(xué)研究?jī)?nèi)容是飛機(jī)，導(dǎo)彈等飛行器在名種飛行條件下流場(chǎng)中氣體的速度、壓力和密度等參量的變化規(guī)律，飛行器所受的舉力和阻力等空氣動(dòng)力及其變化規(guī)律，氣體介質(zhì)或氣體與飛行器之間所發(fā)生的物理化學(xué)變化以及傳熱傳質(zhì)規(guī)律等。從這個(gè)意義上講，空氣動(dòng)力學(xué)可有兩種分類法： 首先，根據(jù)流體運(yùn)動(dòng)的速度范圍或飛行器的飛行速度，空氣動(dòng)力學(xué)可分為低速空氣動(dòng)力學(xué)和高速空氣動(dòng)力學(xué)。通常大致以400千米/小時(shí)這一速度作為劃分的界線。在低速空氣動(dòng)力學(xué)中，氣體介質(zhì)可視為不可壓縮的，對(duì)應(yīng)的流動(dòng)稱為不可壓縮流動(dòng)。大于這個(gè)速度的流動(dòng)，須考慮氣體的壓縮性影響和氣體熱力學(xué)特性的變化。這種對(duì)應(yīng)于高速空氣動(dòng)力學(xué)的流動(dòng)稱為可壓縮流動(dòng)。 其次，根據(jù)流動(dòng)中是否必須考慮氣體介質(zhì)的粘性，空氣動(dòng)力學(xué)又可分為理想空氣動(dòng)力學(xué)(或理想氣體動(dòng)力學(xué))和粘性空氣動(dòng)力學(xué)。 除了上述分類以外，空氣動(dòng)力學(xué)中還有一些邊緣性的分支學(xué)科。例如稀薄氣體動(dòng)力學(xué)、高溫氣體動(dòng)力學(xué)等。 在低速空氣動(dòng)力學(xué)中，介質(zhì)密度變化很小，可視為常數(shù)，使用的基本理論是無(wú)粘二維和三維的位勢(shì)流、翼型理論、舉力線理論、舉力面理論和低速邊界層理論等；對(duì)于亞聲速流動(dòng)，無(wú)粘位勢(shì)流動(dòng)服從非線性橢圓型偏微分方程，研究這類流動(dòng)的主要理論和近似方法有小擾動(dòng)線化方法，普朗特-格勞厄脫法則、卡門-錢學(xué)森公式和速度圖法，在粘性流動(dòng)方面有可壓縮邊界層理論；對(duì)于超聲速流動(dòng)，無(wú)粘流動(dòng)所服從的方程是非線性雙曲型偏微分方程。 在超聲速流動(dòng)中，基本的研究?jī)?nèi)容是壓縮波、膨脹波、激波、普朗特-邁耶爾流動(dòng)、錐型流，等等。主要的理論處理方法有超聲速小擾動(dòng)理論、特征線法和高速邊界層理論等。跨聲速無(wú)粘流動(dòng)可分外流和內(nèi)流兩大部分，流動(dòng)變化復(fù)雜，流動(dòng)的控制方程為非線性混合型偏微分方程，從理論上求解困難較大。 高超聲速流動(dòng)的主要特點(diǎn)是高馬赫數(shù)和大能量，在高超聲速流動(dòng)中，真實(shí)氣體效應(yīng)和激波與邊界層相互干擾問題變得比較重要。高超聲速流動(dòng)分無(wú)粘流動(dòng)和高超聲速粘性流兩大方面。 工業(yè)空氣動(dòng)力學(xué)主要研究在大氣邊界層中，風(fēng)同各種結(jié)構(gòu)物和人類活動(dòng)間的相互作用，以及大氣邊界層內(nèi)風(fēng)的特性、風(fēng)對(duì)建筑物的作用、風(fēng)引起的質(zhì)量遷移、風(fēng)對(duì)運(yùn)輸車輛的作用和風(fēng)能利用，以及低層大氣的流動(dòng)特性和各種顆粒物在大氣中的擴(kuò)散規(guī)律，特別是端流擴(kuò)散的規(guī)律，等等。 空氣動(dòng)力學(xué)的研究方法 空氣動(dòng)力學(xué)的研究，分理論和實(shí)驗(yàn)兩個(gè)方面。理論和實(shí)驗(yàn)研究?jī)烧弑舜嗣芮薪Y(jié)合，相輔相成。理論研究所依據(jù)的一般原理有：運(yùn)動(dòng)學(xué)方面，遵循質(zhì)量守恒定律；動(dòng)力學(xué)方面，遵循牛頓第二定律；能量轉(zhuǎn)換和傳遞方面，遵循能量守恒定律；熱力學(xué)方面，遵循熱力學(xué)第一和第二定律；介質(zhì)屬性方面，遵循相應(yīng)的氣體狀態(tài)方程和粘性、導(dǎo)熱性的變化規(guī)律，等等。 實(shí)驗(yàn)研究則是借助實(shí)驗(yàn)設(shè)備或裝置，觀察和記錄各種流動(dòng)現(xiàn)象，測(cè)量氣流同物體的相互作用，發(fā)現(xiàn)新的物理特點(diǎn)并從中找出規(guī)律性的結(jié)果。由于近代高速電子計(jì)算機(jī)的迅速發(fā)展，數(shù)值計(jì)算在研究復(fù)雜流動(dòng)和受力計(jì)算方面起著重要作用，高速電子計(jì)算機(jī)在實(shí)驗(yàn)研究中的作用也日益增大。因此，理論研究、實(shí)驗(yàn)研究、數(shù)值計(jì)算三方面的緊密結(jié)合是近代空氣動(dòng)力學(xué)研究的主要特征。 空氣動(dòng)力學(xué)研究的過(guò)程一般是：通過(guò)實(shí)驗(yàn)和觀察，對(duì)流動(dòng)現(xiàn)象和機(jī)理進(jìn)行分析，提出合理的力學(xué)模型，根據(jù)上述幾個(gè)方面的物理定律，提出描述流動(dòng)的基本方程和定解條件；然后根據(jù)實(shí)驗(yàn)結(jié)果，再進(jìn)一步檢驗(yàn)理論分析或數(shù)值結(jié)果的正確性和適用范圍，并提出進(jìn)一步深入進(jìn)行實(shí)驗(yàn)或理論研究的問題。如此不斷反復(fù)、廣泛而深入地揭示空氣動(dòng)力學(xué)問題的本質(zhì)。 20世紀(jì)70年代以來(lái)，空氣動(dòng)力學(xué)發(fā)展較為活躍的領(lǐng)域是湍流、邊界層過(guò)渡、激波與邊界層相互干擾、跨聲速流動(dòng)、渦旋和分離流動(dòng)、多相流、數(shù)值計(jì)算和實(shí)驗(yàn)測(cè)試技術(shù)等等。此外，工業(yè)空氣動(dòng)力學(xué)、環(huán)境空氣動(dòng)力學(xué)，以及考慮有物理化學(xué)變化的氣體動(dòng)力學(xué)也有很大的發(fā)展。

熱心網(wǎng)友：就好象在水里 你會(huì)感到有阻力在空氣中速度快了 一樣有阻力

熱心網(wǎng)友：空氣動(dòng)力學(xué)是力學(xué)的一個(gè)分支，它主要研究物體在同氣體作相對(duì)運(yùn)動(dòng)情況下的受力特性、氣體流動(dòng)規(guī)律和伴隨發(fā)生的物理化學(xué)變化。它是在流體力學(xué)的基礎(chǔ)上，隨著航空工業(yè)和噴氣推進(jìn)技術(shù)的發(fā)展而成長(zhǎng)起來(lái)的一個(gè)學(xué)科。 空氣動(dòng)力學(xué)的發(fā)展簡(jiǎn)史 最早對(duì)空氣動(dòng)力學(xué)的研究，可以追溯到人類對(duì)鳥或彈丸在飛行時(shí)的受力和力的作用方式的種種猜測(cè)。17世紀(jì)后期，荷蘭物理學(xué)家惠更斯首先估算出物體在空氣中運(yùn)動(dòng)的阻力；1726年，牛頓應(yīng)用力學(xué)原理和演繹方法得出：在空氣中運(yùn)動(dòng)的物體所受的力，正比于物體運(yùn)動(dòng)速度的平方和物體的特征面積以及空氣的密度。這一工作可以看作是空氣動(dòng)力學(xué)經(jīng)典理論的開始。 1755年，數(shù)學(xué)家歐拉得出了描述無(wú)粘性流體運(yùn)動(dòng)的微分方程，即歐拉方程。這些微分形式的動(dòng)力學(xué)方程在特定條件下可以積分，得出很有實(shí)用價(jià)值的結(jié)果。19世紀(jì)上半葉，法國(guó)的納維和英國(guó)的斯托克斯提出了描述粘性不可壓縮流體動(dòng)量守恒的運(yùn)動(dòng)方程，后稱為納維-斯托克斯方程。 到19世紀(jì)末，經(jīng)典流體力學(xué)的基礎(chǔ)已經(jīng)形成。20世紀(jì)以來(lái)，隨著航空事業(yè)的迅速發(fā)展，空氣動(dòng)力學(xué)便從流體力學(xué)中發(fā)展出來(lái)并形成力學(xué)的一個(gè)新的分支。 航空要解決的首要問題是如何獲得飛行器所需要的舉力、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(shí)踐上研究飛行器與空氣相對(duì)運(yùn)動(dòng)時(shí)作用力的產(chǎn)生及其規(guī)律。1894年，英國(guó)的蘭徹斯特首先提出無(wú)限翼展機(jī)翼或翼型產(chǎn)生舉力的環(huán)量理論，和有限翼展機(jī)翼產(chǎn)生舉力的渦旋理論等。但蘭徹斯特的想法在當(dāng)時(shí)并未得到廣泛重視。 約在1901～1910年間，庫(kù)塔和儒科夫斯基分別獨(dú)立地提出了翼型的環(huán)量和舉力理論，并給出舉力理論的數(shù)學(xué)形式，建立了二維機(jī)翼理論。1904年，德國(guó)的普朗特發(fā)表了著名的低速流動(dòng)的邊界層理論。該理論指出在不同的流動(dòng)區(qū)域中控制方程可有不同的簡(jiǎn)化形式。 邊界層理論極大地推進(jìn)了空氣動(dòng)力學(xué)的發(fā)展。普朗特還把有限翼展的三維機(jī)翼理論系統(tǒng)化，給出它的數(shù)學(xué)結(jié)果，從而創(chuàng)立了有限翼展機(jī)翼的舉力線理論。但它不能適用于失速、后掠和小展弦比的情況。1946年美國(guó)的瓊期提出了小展弦比機(jī)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(jī)冀上的壓力分布和表面摩擦阻力。 近代航空和噴氣技術(shù)的迅速發(fā)展使飛行速度迅猛提高。在高速運(yùn)動(dòng)的情況下，必須把流體力學(xué)和熱力學(xué)這兩門學(xué)科結(jié)合起來(lái)，才能正確認(rèn)識(shí)和解決高速空氣動(dòng)力學(xué)中的問題。1887～1896年間，奧地利科學(xué)家馬赫在研究彈丸運(yùn)動(dòng)擾動(dòng)的傳播時(shí)指出：在小于或大于聲速的不同流動(dòng)中，彈丸引起的擾動(dòng)傳播特征是根本不同的。 在高速流動(dòng)中，流動(dòng)速度與當(dāng)?shù)芈曀僦仁且粋€(gè)重要的無(wú)量綱參數(shù)。1929年，德國(guó)空氣動(dòng)力學(xué)家阿克萊特首先把這個(gè)無(wú)量綱參數(shù)與馬赫的名字聯(lián)系起來(lái)，十年后，馬赫數(shù)這個(gè)特征參數(shù)在氣體動(dòng)力學(xué)中廣泛引用。 小擾動(dòng)在超聲速流中傳播會(huì)疊加起來(lái)形成有限量的突躍——激波。在許多實(shí)際超聲速流動(dòng)中也存在著激波。氣流通過(guò)激波流場(chǎng)，參量發(fā)生突躍，熵增加而總能量保持不變。 英國(guó)科學(xué)家蘭金在1870年、法國(guó)科學(xué)家許貢紐在1887年分別獨(dú)立地建立了氣流通過(guò)激波所應(yīng)滿足的關(guān)系式，為超聲速流場(chǎng)的數(shù)學(xué)處理提供了正確的邊界條件。對(duì)于薄冀小擾動(dòng)問題，阿克萊特在1925年提出了二維線化機(jī)冀理論，以后又相應(yīng)地出現(xiàn)了三維機(jī)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(dòng)中小擾動(dòng)的影響問題。 在飛行速度或流動(dòng)速度接近聲速時(shí)，飛行器的氣動(dòng)性能發(fā)生急劇變化，阻力突增，升力驟降。飛行器的操縱性和穩(wěn)定性極度惡化，這就是航空史上著名的聲障。大推力發(fā)動(dòng)機(jī)的出現(xiàn)沖過(guò)了聲障，但并沒有很好地解決復(fù)雜的跨聲速流動(dòng)問題。直至20世紀(jì)60年代以后，由于跨聲速巡航飛行、機(jī)動(dòng)飛行，以及發(fā)展高效率噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的要求，跨聲速流動(dòng)的研究更加受到重視，并有很大的發(fā)展。 遠(yuǎn)程導(dǎo)彈和人造衛(wèi)星的研制推動(dòng)了高超聲速空氣動(dòng)力學(xué)的發(fā)展。在50年代到60年代初，確立了高超聲速無(wú)粘流理論和氣動(dòng)力的工程計(jì)算方法。60年代初，高超聲速流動(dòng)數(shù)值計(jì)算也有了迅速的發(fā)展。通過(guò)研究這些現(xiàn)象和規(guī)律，發(fā)展了高溫氣體動(dòng)力學(xué)、高速邊界層理論和非平衡流動(dòng)理論等。 由于在高溫條件下全引起飛行器表面材料的燒蝕和質(zhì)量的引射，需要研究高溫氣體的多相流?？諝鈩?dòng)力學(xué)的發(fā)展出現(xiàn)了與多種學(xué)科相結(jié)合的特點(diǎn)。 空氣動(dòng)力學(xué)發(fā)展的另一個(gè)重要方面是實(shí)驗(yàn)研究，包括風(fēng)洞等各種實(shí)驗(yàn)設(shè)備的發(fā)展和實(shí)驗(yàn)理論、實(shí)驗(yàn)方法、測(cè)試技術(shù)的發(fā)展。世界上第一個(gè)風(fēng)洞是英國(guó)的韋納姆在1871年建成的。到今天適用于各種模擬條件、目的、用途和各種測(cè)量方式的風(fēng)洞已有數(shù)十種之多，風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)的內(nèi)容極為廣泛。 20世紀(jì)70年代以來(lái)，激光技術(shù)、電子技術(shù)和電子計(jì)算機(jī)的迅速發(fā)展，極大地提高了空氣動(dòng)力學(xué)的實(shí)驗(yàn)水平和計(jì)算水平，促進(jìn)了對(duì)高度非線性問題和復(fù)雜結(jié)構(gòu)的流動(dòng)的研究。 除了上述由航空航天事業(yè)的發(fā)展推進(jìn)空氣動(dòng)力學(xué)的發(fā)展之外，60年代以來(lái)，由于交通、運(yùn)輸、建筑、氣象、環(huán)境保護(hù)和能源利用等多方面的發(fā)展，出現(xiàn)了工業(yè)空氣動(dòng)力學(xué)等分支學(xué)科。 空氣動(dòng)力學(xué)的研究?jī)?nèi)容 通常所說(shuō)的空氣動(dòng)力學(xué)研究?jī)?nèi)容是飛機(jī)，導(dǎo)彈等飛行器在名種飛行條件下流場(chǎng)中氣體的速度、壓力和密度等參量的變化規(guī)律，飛行器所受的舉力和阻力等空氣動(dòng)力及其變化規(guī)律，氣體介質(zhì)或氣體與飛行器之間所發(fā)生的物理化學(xué)變化以及傳熱傳質(zhì)規(guī)律等。從這個(gè)意義上講，空氣動(dòng)力學(xué)可有兩種分類法： 首先，根據(jù)流體運(yùn)動(dòng)的速度范圍或飛行器的飛行速度，空氣動(dòng)力學(xué)可分為低速空氣動(dòng)力學(xué)和高速空氣動(dòng)力學(xué)。通常大致以400千米／小時(shí)這一速度作為劃分的界線。在低速空氣動(dòng)力學(xué)中，氣體介質(zhì)可視為不可壓縮的，對(duì)應(yīng)的流動(dòng)稱為不可壓縮流動(dòng)。大于這個(gè)速度的流動(dòng)，須考慮氣體的壓縮性影響和氣體熱力學(xué)特性的變化。這種對(duì)應(yīng)于高速空氣動(dòng)力學(xué)的流動(dòng)稱為可壓縮流動(dòng)。 其次，根據(jù)流動(dòng)中是否必須考慮氣體介質(zhì)的粘性，空氣動(dòng)力學(xué)又可分為理想空氣動(dòng)力學(xué)(或理想氣體動(dòng)力學(xué))和粘性空氣動(dòng)力學(xué)。 除了上述分類以外，空氣動(dòng)力學(xué)中還有一些邊緣性的分支學(xué)科。例如稀薄氣體動(dòng)力學(xué)、高溫氣體動(dòng)力學(xué)等。 在低速空氣動(dòng)力學(xué)中，介質(zhì)密度變化很小，可視為常數(shù)，使用的基本理論是無(wú)粘二維和三維的位勢(shì)流、翼型理論、舉力線理論、舉力面理論和低速邊界層理論等；對(duì)于亞聲速流動(dòng)，無(wú)粘位勢(shì)流動(dòng)服從非線性橢圓型偏微分方程，研究這類流動(dòng)的主要理論和近似方法有小擾動(dòng)線化方法，普朗特-格勞厄脫法則、卡門-錢學(xué)森公式和速度圖法，在粘性流動(dòng)方面有可壓縮邊界層理論；對(duì)于超聲速流動(dòng)，無(wú)粘流動(dòng)所服從的方程是非線性雙曲型偏微分方程。 在超聲速流動(dòng)中，基本的研究?jī)?nèi)容是壓縮波、膨脹波、激波、普朗特-邁耶爾流動(dòng)、錐型流，等等。主要的理論處理方法有超聲速小擾動(dòng)理論、特征線法和高速邊界層理論等。跨聲速無(wú)粘流動(dòng)可分外流和內(nèi)流兩大部分，流動(dòng)變化復(fù)雜，流動(dòng)的控制方程為非線性混合型偏微分方程，從理論上求解困難較大。 高超聲速流動(dòng)的主要特點(diǎn)是高馬赫數(shù)和大能量，在高超聲速流動(dòng)中，真實(shí)氣體效應(yīng)和激波與邊界層相互干擾問題變得比較重要。高超聲速流動(dòng)分無(wú)粘流動(dòng)和高超聲速粘性流兩大方面。 工業(yè)空氣動(dòng)力學(xué)主要研究在大氣邊界層中，風(fēng)同各種結(jié)構(gòu)物和人類活動(dòng)間的相互作用，以及大氣邊界層內(nèi)風(fēng)的特性、風(fēng)對(duì)建筑物的作用、風(fēng)引起的質(zhì)量遷移、風(fēng)對(duì)運(yùn)輸車輛的作用和風(fēng)能利用，以及低層大氣的流動(dòng)特性和各種顆粒物在大氣中的擴(kuò)散規(guī)律，特別是端流擴(kuò)散的規(guī)律，等等。 空氣動(dòng)力學(xué)的研究方法 空氣動(dòng)力學(xué)的研究，分理論和實(shí)驗(yàn)兩個(gè)方面。理論和實(shí)驗(yàn)研究?jī)烧弑舜嗣芮薪Y(jié)合，相輔相成。理論研究所依據(jù)的一般原理有：運(yùn)動(dòng)學(xué)方面，遵循質(zhì)量守恒定律；動(dòng)力學(xué)方面，遵循牛頓第二定律；能量轉(zhuǎn)換和傳遞方面，遵循能量守恒定律；熱力學(xué)方面，遵循熱力學(xué)第一和第二定律；介質(zhì)屬性方面，遵循相應(yīng)的氣體狀態(tài)方程和粘性、導(dǎo)熱性的變化規(guī)律，等等。 實(shí)驗(yàn)研究則是借助實(shí)驗(yàn)設(shè)備或裝置，觀察和記錄各種流動(dòng)現(xiàn)象，測(cè)量氣流同物體的相互作用，發(fā)現(xiàn)新的物理特點(diǎn)并從中找出規(guī)律性的結(jié)果。由于近代高速電子計(jì)算機(jī)的迅速發(fā)展，數(shù)值計(jì)算在研究復(fù)雜流動(dòng)和受力計(jì)算方面起著重要作用，高速電子計(jì)算機(jī)在實(shí)驗(yàn)研究中的作用也日益增大。因此，理論研究、實(shí)驗(yàn)研究、數(shù)值計(jì)算三方面的緊密結(jié)合是近代空氣動(dòng)力學(xué)研究的主要特征。 空氣動(dòng)力學(xué)研究的過(guò)程一般是：通過(guò)實(shí)驗(yàn)和觀察，對(duì)流動(dòng)現(xiàn)象和機(jī)理進(jìn)行分析，提出合理的力學(xué)模型，根據(jù)上述幾個(gè)方面的物理定律，提出描述流動(dòng)的基本方程和定解條件；然后根據(jù)實(shí)驗(yàn)結(jié)果，再進(jìn)一步檢驗(yàn)理論分析或數(shù)值結(jié)果的正確性和適用范圍，并提出進(jìn)一步深入進(jìn)行實(shí)驗(yàn)或理論研究的問題。如此不斷反復(fù)、廣泛而深入地揭示空氣動(dòng)力學(xué)問題的本質(zhì)。 20世紀(jì)70年代以來(lái)，空氣動(dòng)力學(xué)發(fā)展較為活躍的領(lǐng)域是湍流、邊界層過(guò)渡、激波與邊界層相互干擾、跨聲速流動(dòng)、渦旋和分離流動(dòng)、多相流、數(shù)值計(jì)算和實(shí)驗(yàn)測(cè)試技術(shù)等等。此外，工業(yè)空氣動(dòng)力學(xué)、環(huán)境空氣動(dòng)力學(xué)，以及考慮有物理化學(xué)變化的氣體動(dòng)力學(xué)也有很大的發(fā)展。 阻抗是指車載揚(yáng)聲器輸入信號(hào)的電壓與電流的比值，其單位為歐姆(Ω)。通俗的說(shuō)阻抗也就是車載揚(yáng)聲器對(duì)電流所呈現(xiàn)出的阻力，阻抗并不等于就是電阻，而是包括電阻和電抗，即包括電阻和電感、電容產(chǎn)生的感抗和容抗三個(gè)部分，是這三者在向量上的總和。 在相同電壓下，阻抗越高電流越小，阻抗越低電流越大。在功放與輸出功率相同的情況下，低阻抗的車載揚(yáng)聲器可以獲得較大的輸出功率，但是阻抗太低了又會(huì)造成欠阻尼和低音劣化等現(xiàn)象。通常，車載揚(yáng)聲器的阻抗越低，便越難于推動(dòng)。阻抗并不是一個(gè)常數(shù)值，而是隨著播放的音樂的頻率而不斷變化起伏，可能在某頻率高到十幾歐姆或二十幾歐姆，也可能在某頻率低到一歐姆或以下，一般以其諧振頻率下共振峰之間所呈現(xiàn)的最低阻抗值來(lái)作為其標(biāo)稱值。目前，大部分車載揚(yáng)聲器的阻抗是在2-8歐姆。我國(guó)國(guó)家標(biāo)準(zhǔn)規(guī)定的音箱阻抗優(yōu)選值有4Ω、8Ω、16Ω（國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)推薦值為8Ω）。 在選購(gòu)車載揚(yáng)聲器時(shí)，也一定要注意與車載功放的阻抗匹配問題，也就是其阻抗要在車載功放的負(fù)載阻抗范圍之內(nèi)，只有這樣車載功放才能安全工作并提供最理想的功率輸出。 F1中空氣動(dòng)力學(xué)的最基本原理和公式 推導(dǎo)出作用在風(fēng)機(jī)葉輪上的功率P和推力T（忽略摩擦阻力）。由于受到風(fēng)輪的影響，上游自由風(fēng)速V0逐漸減小，在風(fēng)輪平面內(nèi)速度減小為U1。上游大氣壓力為P0，隨著向葉輪的推進(jìn)，壓力逐漸增加，通過(guò)葉輪后，壓力降低了ΔP，然后有又逐漸增加到P0（當(dāng)速度為U1時(shí)）。 根據(jù)伯努力方程 H=1/2（ρv2）+P…………（1） ρ—空氣密度 H—總壓 根據(jù)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） 運(yùn)用動(dòng)量方程，可得作用在風(fēng)輪上的推力為： T=m(V1-V2) 式中m=ρSV,是單位時(shí)間內(nèi)的質(zhì)量流量 所以： T＝ρSu（V0-u1） 所以： 壓力差ΔP＝T/S=ρu（V0-u1） 由（2）和（3）式可得：u＝1/2[（V0-u1）] ……………………（4） 由（4）式可見葉輪平面內(nèi)的風(fēng)速u是上游風(fēng)速和下游風(fēng)速的平均值，因此，如果我們用下式來(lái)表示u。 u=(1-a)*V0 (5) a 稱為軸向誘導(dǎo)因子，則u1可表示為： u1=(1-2a)*V0 (6) 功率P和推力T可分別表示為： T=ΔP*A (7) P=ΔP*u*A (8) 根據(jù)方程（2），（3）和（6）可得： P=2ρa(bǔ)(1-a) 2 * V03A (9) T=2ρa(bǔ)(1-a) V02A (10) 通過(guò)定義功率和推力系數(shù)： CP=4a(1-a)2 (11) CT=4a(1-a) (12) 方程（9）和（10）可寫成如下形式： P=0.5ρV03 A CP （13） T=0.5ρV03 A CT （14） 對(duì)方程（11）求極值 ?Cp/?a=4(3a2-4a+1)=0 (15) 求得 a=(2±1)/3=1或1/3 根據(jù)公式（6）a〈0.5 所以a=1/3時(shí)，Cp有極大值 （Cp）max＝16/27≌0.59 (16) 當(dāng)a=1/3時(shí)，Cp值最大。 2.尾渦的旋轉(zhuǎn) 1. 中的公式推導(dǎo)是基于以下假設(shè)：力矩保持線性，沒有旋轉(zhuǎn)個(gè)發(fā)生。 然而，葉輪是通過(guò)作用在其上的扭矩Q來(lái)吸收風(fēng)能的，根據(jù)牛頓第二定律，尾渦也在旋轉(zhuǎn)，并且其旋轉(zhuǎn)方向和葉輪相反。 U1=2ωrab (17) ω: 葉輪角速度 b: 切向誘導(dǎo)因子 作用在環(huán)素dr上的力矩為：dQ=mutr =(ρu*2πrdr)utr =2πr2ρu*utdr (18) m----- 通過(guò)環(huán)素的質(zhì)量流 相應(yīng)的功率為： dp= *dQ (19) 用a,b和方程（18）可以寫出 dp=4πr3Ρv0ω2(1-a)bdr (20) 葉輪吸收中的總功率為： P=4π(V0/λ2R2) ρ∫0R(1-a)btr3dr (21) 尖速比 =V0/ωr (22) 空氣動(dòng)力學(xué)基礎(chǔ) 由于受到風(fēng)輪的影響，上游自由風(fēng)速V0逐漸減小，在風(fēng)輪平面內(nèi)速度減小為U1。上游大氣壓力為P0，隨著向葉輪的推進(jìn)，壓力逐漸增加，通過(guò)葉輪后，壓力降低了ΔP，然后有又逐漸增加到P0（當(dāng)速度為U1時(shí)）。 根據(jù)伯努力方程 H=1/2（ρv2）+P…………（1） ρ—空氣密度 H—總壓 根據(jù)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） 運(yùn)用動(dòng)量方程，可得作用在風(fēng)輪上的推力為： T=m(V1-V2) 式中m=ρSV,是單位時(shí)間內(nèi)的質(zhì)量流量 所以： T＝ρSu（V0-u1） 所以： 壓力差ΔP＝T/S=ρu（V0-u1） 由（2）和（3）式可得：u＝1/2[（V0-u1）] ……………………（4） 由（4）式可見葉輪平面內(nèi)的風(fēng)速u是上游風(fēng)速和下游風(fēng)速的平均值，因此，如果我們用下式來(lái)表示u。 u=(1-a)*V0 (5) a 稱為軸向誘導(dǎo)因子，則u1可表示為： u1=(1-2a)*V0 (6) 功率P和推力T可分別表示為： T=ΔP*A (7) P=ΔP*u*A (8) 根據(jù)方程（2），（3）和（6）可得： P=2ρa(bǔ)(1-a) 2 * V03A (9) T=2ρa(bǔ)(1-a) V02A (10) 通過(guò)定義功率和推力系數(shù)： CP=4a(1-a)2 (11) CT=4a(1-a) (12) 方程（9）和（10）可寫成如下形式： P=0.5ρV03 A CP （13） T=0.5ρV03 A CT （14） 對(duì)方程（11）求極值 ?Cp/?a=4(3a2-4a+1)=0 (15) 求得 a=(2±1)/3=1或1/3 根據(jù)公式（6）a〈0.5 所以a=1/3時(shí)，Cp有極大值 （Cp）max＝16/27≌0.59 (16) 當(dāng)a=1/3時(shí)，Cp值最大。 2.尾渦的旋轉(zhuǎn) 1. 中的公式推導(dǎo)是基于以下假設(shè)：力矩保持線性，沒有旋轉(zhuǎn)個(gè)發(fā)生。 然而，葉輪是通過(guò)作用在其上的扭矩Q來(lái)吸收風(fēng)能的，根據(jù)牛頓第二定律，尾渦也在旋轉(zhuǎn)，并且其旋轉(zhuǎn)方向和葉輪相反。 U1=2ωrab (17) ω: 葉輪角速度 b: 切向誘導(dǎo)因子 作用在環(huán)素dr上的力矩為：dQ=mutr =(ρu*2πrdr)utr =2πr2ρu*utdr (18) m----- 通過(guò)環(huán)素的質(zhì)量流 相應(yīng)的功率為： dp= *dQ (19) 用a,b和方程（18）可以寫出 dp=4πr3Ρv0ω2(1-a)bdr (20) 葉輪吸收中的總功率為： P=4π(V0/λ2R2) ρ∫0R(1-a)btr3dr (21) 尖速比 =V0/ωr (22) 誘導(dǎo)因子分別給V0和ωr一個(gè)誘導(dǎo)速度，并且產(chǎn)生一個(gè)相對(duì)速度W，因?yàn)榧僭O(shè)的是無(wú)摩擦流動(dòng)，誘導(dǎo)速度必定垂直于W，a和b并不是獨(dú)立的，有以下關(guān)系： 〔bωr〕/[aV0]=[V0(1-a)]/[ ωr(1+b)] (23) λ(r)=V0/ωr (24) 由以上兩式可得： a(1-a) λ2(r)=b(1+b) (25) 對(duì)于小的尖速比λ（r）來(lái)說(shuō)，葉片轉(zhuǎn)速相對(duì)風(fēng)速來(lái)說(shuō)較大，這時(shí)切向誘導(dǎo)系數(shù)b幾乎可以忽略，軸向誘導(dǎo)系數(shù)幾乎達(dá)到了0.333，對(duì)于大的尖速比λ（r），尾渦的影響較大，最大功率輸出時(shí),a減小到0.25。 理想的高速風(fēng)機(jī)（無(wú)摩擦）其風(fēng)能利用系數(shù)可達(dá)到貝茲極限（Cp=0.593），然而低速風(fēng)力機(jī)如多葉片風(fēng)機(jī)由于尾渦的影響其理論Cp值不會(huì)超過(guò)0.30。 擾流翼板在F1上的應(yīng)用來(lái)得太猛了一些。一開始，擾流翼板還只是前后車身上的小小的凸起。但僅僅過(guò)了幾個(gè)星期，工程師們就已經(jīng)開始在車身上裝置巨大的、突出車身許多的前翼和尾翼了?？上У氖?，那個(gè)年代科技的發(fā)展還無(wú)法讓工程師計(jì)算出翼板究竟給賽車帶來(lái)多大的影響，而且翼板普遍裝配得不夠結(jié)實(shí)，高速下很容易折斷，而這種情況一旦發(fā)生將會(huì)非常危險(xiǎn)。 1969年，F(xiàn)1賽車設(shè)計(jì)得像火雞的腿一樣，擾流翼板的層數(shù)不斷增多，高度不斷提升，悲劇看來(lái)在所難免。西班牙巴塞羅那Montjuich賽道上兩次嚴(yán)重的事故，使CSI(國(guó)際汽聯(lián)主管賽事部門)得不痛下決心禁止F1賽車車身上出現(xiàn)任何擾流翼板。在那次事故中，兩輛蓮花賽車的尾翼先后脫落，險(xiǎn)些造成重大人員傷亡。 擾流翼板本來(lái)應(yīng)該全面禁止，但是一系列爭(zhēng)執(zhí)之后CSI做出了讓步。擾流翼板沒有完全取消，但是，對(duì)其非常嚴(yán)格限制，限制的內(nèi)容包括尺寸、布置位置、強(qiáng)度以及連接等等。 表面的擾流翼板被限制了，賽車設(shè)計(jì)師開始想其他的辦法來(lái)對(duì)抗，隨后抽氣機(jī)組件、地面效應(yīng)組件開始出現(xiàn)，下壓力還會(huì)繼續(xù)提升，空氣、設(shè)計(jì)師和FIA的游戲沒有終止，悲劇也許也沒有終結(jié)。