流動(dòng)流體的物理量和參數(shù)<<<章節(jié)目錄課程目錄>>>影響流體流動(dòng)規(guī)律最重要的物理量，有流體的密度ρ，溫度T，壓強(qiáng)p，以及流體的可壓縮性、聲速c和粘度μ等氣體的狀態(tài)參數(shù)氣體的ρ，T和p三個(gè)參數(shù)稱做氣體的狀態(tài)參數(shù)。通過實(shí)驗(yàn)，它們之間有下列關(guān)系存在，即p=ρRT（R稱為氣體常數(shù)）。流體的可壓縮性流體的可壓縮性是當(dāng)壓力或溫度變化時(shí)流體改變自己體積或密度的性質(zhì)（也稱彈性）。液體對(duì)這種變化的反應(yīng)很小，因此一般認(rèn)為液體是不可壓縮的，即液體是ρ=常數(shù)的流體。氣體對(duì)這種變化的反應(yīng)卻很大，所以一般來講氣體是可壓縮的流體。聲速聲速（在航空界也俗稱音速）c是指聲波在流體中傳播的速度，單位是m/s。流體的可壓縮性越大，聲速越??；流體的可壓縮性越小，聲速越大。顯然，在不可壓縮流體中，聲速將趨于無限大。流體的粘性同一種流體相臨流動(dòng)層間產(chǎn)生滑動(dòng)時(shí)產(chǎn)生的摩擦叫內(nèi)摩擦，也叫做流體的粘性。理想流體不考慮粘性作用的流體，稱為理想流體或無粘流體，即μ值趨于零的流體。對(duì)于像空氣μ值這么小的流體，當(dāng)橫向速度又不是很大的時(shí)候，特別是流動(dòng)雷諾數(shù)比較大的時(shí)候，粘性的作用也就不會(huì)十分明顯，此時(shí)可以采用理想流體模型來作理論分析。流動(dòng)馬赫數(shù)流動(dòng)馬赫數(shù)Ma∞的定義是：Ma∞=v∞/c∞式中，v∞是遠(yuǎn)前方來流的速度（即飛行速度），c∞是飛行高度上大氣中的聲速。流動(dòng)馬赫數(shù)Ma∞的大小可作為判斷空氣受到壓縮程度的指標(biāo)。Ma∞越大，飛行引起的空氣受到壓縮的程度就越大；反之，就越小。從飛行實(shí)踐中知道，當(dāng)Ma∞≤0.3時(shí)，稱為低速飛行，這時(shí)可以把空氣當(dāng)作不可壓縮的流體作理論分析；當(dāng)0.3<Ma∞≤0.85時(shí)，稱為亞音速飛行；當(dāng)0.85<Ma∞<1.3時(shí)，稱為跨音速飛行；當(dāng)Ma∞≥1.3時(shí)，稱為超音速飛行；當(dāng)Ma∞≥5.0時(shí)，稱為高超音速飛行等等。除了低速飛行外，研究飛機(jī)的空氣動(dòng)力大小都必須考慮空氣的可壓縮性影響。流動(dòng)雷諾數(shù)流動(dòng)雷諾數(shù)Re∞＝ρ∞v∞l/μ∞式中，ρ∞，μ∞分別是飛行高度上大氣的密度和動(dòng)力粘度系數(shù)；l是飛機(jī)的一個(gè)特征尺寸，通常選取飛機(jī)機(jī)身的長(zhǎng)度作為該特征尺寸。Re∞是慣性力與粘性力之比，是一個(gè)無量綱量，它揭示的正是雷諾數(shù)Re∞代表的物理意義：Re∞越小，空氣粘性的作用越大；Re∞越大，空氣粘性的作用越小。對(duì)于理想流體或無粘流體，因?yàn)棣獭?，顯然，當(dāng)考慮理想流體以v∞流過飛機(jī)時(shí)，則流動(dòng)雷諾數(shù)Re∞＝ρ∞v∞l/μ∞必趨于無限大。

流體介質(zhì)假設(shè)<<<章節(jié)目錄課程目錄>>>流體是氣體（如空氣）和液體（如水）的統(tǒng)稱。本章講流體大多指空氣。流體介質(zhì)假設(shè)：流體介質(zhì)不是由分子所組成的，而是由連續(xù)介質(zhì)構(gòu)成。換句話說，在連續(xù)流體介質(zhì)中，任意取出一個(gè)微團(tuán)（尺寸可以很小，直到縮小為一個(gè)質(zhì)點(diǎn)），其中必然仍包含著很多的分子，如此眾多的分子共同作用的特性（統(tǒng)計(jì)特性）就體現(xiàn)為微團(tuán)的特性（如微團(tuán)的密度、壓力、溫度等），內(nèi)部沒有任何空隙而連綿一片。采用連續(xù)介質(zhì)假設(shè)后，不僅給描述流體的物理屬性和流動(dòng)狀態(tài)帶來很大的方便，更重要的是為理論研究提供了采用強(qiáng)有力的數(shù)學(xué)工具的可能性。

相對(duì)運(yùn)動(dòng)原理<<<章節(jié)目錄課程目錄>>>如果觀察者乘坐在高空氣球（固定在空氣中的某一位置）上來描述飛機(jī)在靜止大氣中做水平等速直線飛行這一運(yùn)動(dòng)狀態(tài)，則飛機(jī)將以速度向左飛行，并將擾動(dòng)周圍的空氣使之產(chǎn)生運(yùn)動(dòng)。按照牛頓力學(xué)第三定律（力的作用與反作用原理），運(yùn)動(dòng)起來的空氣同時(shí)將在飛機(jī)的外表面上產(chǎn)生空氣動(dòng)力。如果另一觀察者就乘坐在飛機(jī)上，觀察到的將是另一個(gè)情景：遠(yuǎn)前方空氣（連同前一個(gè)觀察者及乘坐的氣球）將以速度v∞流向靜止不動(dòng)的飛機(jī)，但方向相反。遠(yuǎn)前方空氣來流流過飛機(jī)外表面時(shí)，空氣的流動(dòng)速度v，壓力p等都將發(fā)生變化并產(chǎn)生空氣動(dòng)力。由上面的例子分析并引出飛行相對(duì)運(yùn)動(dòng)原理：作用在飛機(jī)上的空氣動(dòng)力不會(huì)因觀察者的角度發(fā)生變化而變化。利用這一原理，飛機(jī)以速度v∞作水平直線飛行時(shí)，作用在飛機(jī)上的空氣動(dòng)力大小與遠(yuǎn)前方空氣以速度v∞流向靜止不動(dòng)的飛機(jī)時(shí)所產(chǎn)生的空氣動(dòng)力應(yīng)完全相等。采用這種方法，無論從實(shí)驗(yàn)研究角度看或者從理論研究角度看都會(huì)帶來很大的方便。所以廣泛地被航空、航天以及航海部門、交通運(yùn)輸部門等所采用。

伯努利定理<<<章節(jié)目錄課程目錄>>>由不可壓、理想流體沿流管作定常流動(dòng)時(shí)的伯努利定理知，流動(dòng)速度增加，流體的靜壓將減?。环粗?，流動(dòng)速度減小，流體的靜壓將增加。但是流體的靜壓和動(dòng)壓之和，稱為總壓始終保持不變。

質(zhì)量守衡與連續(xù)性方程<<<章節(jié)目錄課程目錄>>>流體繞流物體時(shí)它的各個(gè)物理量，比如速度、壓力和溫度等都會(huì)發(fā)生變化。這些變化必須遵循的基本物理定律是：質(zhì)量守恒定律、牛頓運(yùn)動(dòng)第三定律、熱力學(xué)第一定律（能量守恒與轉(zhuǎn)換定律）和熱力學(xué)第二定律等。用流體流動(dòng)過程中的各個(gè)物理量描述的基本物理定律，就組成了空氣動(dòng)力學(xué)的基本方程組，它是理論分析和計(jì)算的出發(fā)點(diǎn)，也是解釋用實(shí)驗(yàn)方法獲得飛機(jī)空氣動(dòng)力特性與規(guī)律的基礎(chǔ)。ρ1v1A1=ρ2v2A2=ρ3v3A3上式說明通過流管各橫截面的質(zhì)量流量必須相等。對(duì)于不可壓縮流體，ρ1＝ρ2＝ρ3＝常數(shù)，則上式變?yōu)関1A1=v2A2=v3A3對(duì)于不可壓縮流體來講，通過流管各橫截面的體積流量必須相等。它表明，流管橫截面變小，平均流速必須增大；反之，流管橫截面變大，平均流速必須減小，否則將違背質(zhì)量守恒定律。

小擾動(dòng)波的運(yùn)動(dòng)情況<<<章節(jié)目錄課程目錄>>>

氣流在管道中的流動(dòng)情況<<<章節(jié)目錄課程目錄>>>低速氣流在管道內(nèi)的流動(dòng)變化低速氣流在管道內(nèi)的流動(dòng)變化，當(dāng)管道收縮時(shí)，A2<A1，由連續(xù)方程知v2>v1（流速增加），又由伯努利方程知p2<p1（靜壓減?。?；反之，當(dāng)管道擴(kuò)張時(shí)，A2>A1,v2<v1（流速減?。琾2>p1（靜壓增加）。亞音速氣流在收縮管道中的流速變化亞音速氣流在收縮管道中的流速變化：A2<A1，v2>v1（流速增加），p2<p1（靜壓減?。?<ρ1（密度減?。?，T2<T1（溫度下降），c2<c1（聲速減小），Ma2>Ma1（流動(dòng)馬赫數(shù)增加）；反之，A2>A1，v2<v1，p2>p1，ρ1>ρ2，T2>T1，c2>c1，Ma2<Ma1超音速氣流在變截面管道中的流動(dòng)超音速氣流在變截面管道中的流動(dòng)情況：在收縮管道中，A2<A1，有ρ1>ρ2，v2<v1，p2>p1，T2>T1，c2>c1，1<Ma2<Ma1；反之，在擴(kuò)張管道中，有ρ2<ρ1，v2>v1，p2<p1，T2<T1，c2<c1，Ma2>Ma1>1激波現(xiàn)象在迫使超聲速氣流減速變?yōu)閬喡曀贂r(shí)，將產(chǎn)生的特殊流動(dòng)現(xiàn)象，即激波現(xiàn)象。通過上面的研究，大家自然會(huì)產(chǎn)生一種想法：先用收縮管道使進(jìn)口超聲速氣流減速直到聲速（恰好在喉道截面上），然后再用擴(kuò)張管道使聲速氣流繼續(xù)減速變?yōu)閬喡曀贇饬?。也就是說，能否用一個(gè)“倒置拉瓦爾噴管”來實(shí)現(xiàn)這種流動(dòng)呢？回答是不可能！問題出在當(dāng)喉道截面變?yōu)槁曀俳孛妫∕a=1.0）后，繼續(xù)向后流動(dòng)時(shí)有兩種可能性：一種是像期望的那樣繼續(xù)減速變?yōu)閬喡曀贇饬?；另一種則由聲速氣流又重新加速變?yōu)槌曀贇饬鳌?shí)際觀察到的恰好是后一種變化情況，通過喉道后重新加速變?yōu)槌曀贇饬?，然后在擴(kuò)張管道中的某一個(gè)位置上，將出現(xiàn)一道正激波（因波前超聲速氣流vbq方向與波面處置而得名）。超聲速氣流流過正激波時(shí)，迫使氣流以接近與突躍的方式減速變?yōu)閬喡曀贇饬鳎唤又?，正激波后的亞聲速氣流在擴(kuò)張管道中繼續(xù)減速和提高壓力，直到與出口截面上的外界大氣壓力（又稱反壓）相等為止。當(dāng)進(jìn)口截面1上的馬赫數(shù)Ma1和壓力等參數(shù)一定時(shí)，在