空气动力学阻抗

Question

请问空气动力学阻抗的定义是什么？谢谢！

Answer 1

　　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。
　　空气动力学的发展简史

　　最早对空气动力学的研究，可以追溯到人类对鸟或弹丸在飞行时的受力和力的作用方式的种种猜测。17世纪后期，荷兰物理学家惠更斯首先估算出物体在空气中运动的阻力；1726年，牛顿应用力学原理和演绎方法得出：在空气中运动的物体所受的力，正比于物体运动速度的平方和物体的特征面积以及空气的密度。这一工作可以看作是空气动力学经典理论的开始。

　　1755年，数学家欧拉得出了描述无粘性流体运动的微分方程，即欧拉方程。这些微分形式的动力学方程在特定条件下可以积分，得出很有实用价值的结果。19世纪上半叶，法国的纳维和英国的斯托克斯提出了描述粘性不可压缩流体动量守恒的运动方程，后称为纳维-斯托克斯方程。

　　到19世纪末，经典流体力学的基础已经形成。20世纪以来，随着航空事业的迅速发展，空气动力学便从流体力学中发展出来并形成力学的一个新的分支。

　　航空要解决的首要问题是如何获得飞行器所需要的举力、减小飞行器的阻力和提高它的飞行速度。这就要从理论和实践上研究飞行器与空气相对运动时作用力的产生及其规律。1894年，英国的兰彻斯特首先提出无限翼展机翼或翼型产生举力的环量理论，和有限翼展机翼产生举力的涡旋理论等。但兰彻斯特的想法在当时并未得到广泛重视。

　　约在1901～1910年间，库塔和儒科夫斯基分别独立地提出了翼型的环量和举力理论，并给出举力理论的数学形式，建立了二维机翼理论。1904年，德国的普朗特发表了著名的低速流动的边界层理论。该理论指出在不同的流动区域中控制方程可有不同的简化形式。

　　边界层理论极大地推进了空气动力学的发展。普朗特还把有限翼展的三维机翼理论系统化，给出它的数学结果，从而创立了有限翼展机翼的举力线理论。但它不能适用于失速、后掠和小展弦比的情况。1946年美国的琼期提出了小展弦比机翼理论，利用这一理论和边界层理论，可以足够精确地求出机冀上的压力分布和表面摩擦阻力。

　　近代航空和喷气技术的迅速发展使飞行速度迅猛提高。在高速运动的情况下，必须把流体力学和热力学这两门学科结合起来，才能正确认识和解决高速空气动力学中的问题。1887～1896年间，奥地利科学家马赫在研究弹丸运动扰动的传播时指出：在小于或大于声速的不同流动中，弹丸引起的扰动传播特征是根本不同的。

　　在高速流动中，流动速度与当地声速之比是一个重要的无量纲参数。1929年，德国空气动力学家阿克莱特首先把这个无量纲参数与马赫的名字联系起来，十年后，马赫数这个特征参数在气体动力学中广泛引用。

　　小扰动在超声速流中传播会叠加起来形成有限量的突跃——激波。在许多实际超声速流动中也存在着激波。气流通过激波流场，参量发生突跃，熵增加而总能量保持不变。

　　英国科学家兰金在1870年、法国科学家许贡纽在1887年分别独立地建立了气流通过激波所应满足的关系式，为超声速流场的数学处理提供了正确的边界条件。对于薄冀小扰动问题，阿克莱特在1925年提出了二维线化机冀理论，以后又相应地出现了三维机翼的线化理论。这些超声速流的线化理论圆满地解决了流动中小扰动的影响问题。

　　在飞行速度或流动速度接近声速时，飞行器的气动性能发生急剧变化，阻力突增，升力骤降。飞行器的操纵性和稳定性极度恶化，这就是航空史上著名的声障。大推力发动机的出现冲过了声障，但并没有很好地解决复杂的跨声速流动问题。直至20世纪60年代以后，由于跨声速巡航飞行、机动飞行，以及发展高效率喷气发动机的要求，跨声速流动的研究更加受到重视，并有很大的发展。

　　远程导弹和人造卫星的研制推动了高超声速空气动力学的发展。在50年代到60年代初，确立了高超声速无粘流理论和气动力的工程计算方法。60年代初，高超声速流动数值计算也有了迅速的发展。通过研究这些现象和规律，发展了高温气体动力学、高速边界层理论和非平衡流动理论等。

　　由于在高温条件下全引起飞行器表面材料的烧蚀和质量的引射，需要研究高温气体的多相流。空气动力学的发展出现了与多种学科相结合的特点。

　　空气动力学发展的另一个重要方面是实验研究，包括风洞等各种实验设备的发展和实验理论、实验方法、测试技术的发展。世界上第一个风洞是英国的韦纳姆在1871年建成的。到今天适用于各种模拟条件、目的、用途和各种测量方式的风洞已有数十种之多，风洞实验的内容极为广泛。

　　20世纪70年代以来，激光技术、电子技术和电子计算机的迅速发展，极大地提高了空气动力学的实验水平和计算水平，促进了对高度非线性问题和复杂结构的流动的研究。

　　除了上述由航空航天事业的发展推进空气动力学的发展之外，60年代以来，由于交通、运输、建筑、气象、环境保护和能源利用等多方面的发展，出现了工业空气动力学等分支学科。

　　空气动力学的研究内容

　　通常所说的空气动力学研究内容是飞机，导弹等飞行器在名种飞行条件下流场中气体的速度、压力和密度等参量的变化规律，飞行器所受的举力和阻力等空气动力及其变化规律，气体介质或气体与飞行器之间所发生的物理化学变化以及传热传质规律等。从这个意义上讲，空气动力学可有两种分类法：

　　首先，根据流体运动的速度范围或飞行器的飞行速度，空气动力学可分为低速空气动力学和高速空气动力学。通常大致以400千米／小时这一速度作为划分的界线。在低速空气动力学中，气体介质可视为不可压缩的，对应的流动称为不可压缩流动。大于这个速度的流动，须考虑气体的压缩性影响和气体热力学特性的变化。这种对应于高速空气动力学的流动称为可压缩流动。

　　其次，根据流动中是否必须考虑气体介质的粘性，空气动力学又可分为理想空气动力学(或理想气体动力学)和粘性空气动力学。

　　除了上述分类以外，空气动力学中还有一些边缘性的分支学科。例如稀薄气体动力学、高温气体动力学等。

　　在低速空气动力学中，介质密度变化很小，可视为常数，使用的基本理论是无粘二维和三维的位势流、翼型理论、举力线理论、举力面理论和低速边界层理论等；对于亚声速流动，无粘位势流动服从非线性椭圆型偏微分方程，研究这类流动的主要理论和近似方法有小扰动线化方法，普朗特-格劳厄脱法则、卡门-钱学森公式和速度图法，在粘性流动方面有可压缩边界层理论；对于超声速流动，无粘流动所服从的方程是非线性双曲型偏微分方程。

　　在超声速流动中，基本的研究内容是压缩波、膨胀波、激波、普朗特-迈耶尔流动、锥型流，等等。主要的理论处理方法有超声速小扰动理论、特征线法和高速边界层理论等。跨声速无粘流动可分外流和内流两大部分，流动变化复杂，流动的控制方程为非线性混合型偏微分方程，从理论上求解困难较大。

　　高超声速流动的主要特点是高马赫数和大能量，在高超声速流动中，真实气体效应和激波与边界层相互干扰问题变得比较重要。高超声速流动分无粘流动和高超声速粘性流两大方面。

　　工业空气动力学主要研究在大气边界层中，风同各种结构物和人类活动间的相互作用，以及大气边界层内风的特性、风对建筑物的作用、风引起的质量迁移、风对运输车辆的作用和风能利用，以及低层大气的流动特性和各种颗粒物在大气中的扩散规律，特别是端流扩散的规律，等等。

　　空气动力学的研究方法

　　空气动力学的研究，分理论和实验两个方面。理论和实验研究两者彼此密切结合，相辅相成。理论研究所依据的一般原理有：运动学方面，遵循质量守恒定律；动力学方面，遵循牛顿第二定律；能量转换和传递方面，遵循能量守恒定律；热力学方面，遵循热力学第一和第二定律；介质属性方面，遵循相应的气体状态方程和粘性、导热性的变化规律，等等。

　　实验研究则是借助实验设备或装置，观察和记录各种流动现象，测量气流同物体的相互作用，发现新的物理特点并从中找出规律性的结果。由于近代高速电子计算机的迅速发展，数值计算在研究复杂流动和受力计算方面起着重要作用，高速电子计算机在实验研究中的作用也日益增大。因此，理论研究、实验研究、数值计算三方面的紧密结合是近代空气动力学研究的主要特征。

　　空气动力学研究的过程一般是：通过实验和观察，对流动现象和机理进行分析，提出合理的力学模型，根据上述几个方面的物理定律，提出描述流动的基本方程和定解条件；然后根据实验结果，再进一步检验理论分析或数值结果的正确性和适用范围，并提出进一步深入进行实验或理论研究的问题。如此不断反复、广泛而深入地揭示空气动力学问题的本质。

　　20世纪70年代以来，空气动力学发展较为活跃的领域是湍流、边界层过渡、激波与边界层相互干扰、跨声速流动、涡旋和分离流动、多相流、数值计算和实验测试技术等等。此外，工业空气动力学、环境空气动力学，以及考虑有物理化学变化的气体动力学也有很大的发展。

　　阻抗是指车载扬声器输入信号的电压与电流的比值，其单位为欧姆(Ω)。通俗的说阻抗也就是车载扬声器对电流所呈现出的阻力，阻抗并不等于就是电阻，而是包括电阻和电抗，即包括电阻和电感、电容产生的感抗和容抗三个部分，是这三者在向量上的总和。

　　在相同电压下，阻抗越高电流越小，阻抗越低电流越大。在功放与输出功率相同的情况下，低阻抗的车载扬声器可以获得较大的输出功率，但是阻抗太低了又会造成欠阻尼和低音劣化等现象。通常，车载扬声器的阻抗越低，便越难于推动。阻抗并不是一个常数值，而是随着播放的音乐的频率而不断变化起伏，可能在某频率高到十几欧姆或二十几欧姆，也可能在某频率低到一欧姆或以下，一般以其谐振频率下共振峰之间所呈现的最低阻抗值来作为其标称值。目前，大部分车载扬声器的阻抗是在2-8欧姆。我国国家标准规定的音箱阻抗优选值有4Ω、8Ω、16Ω（国际标准推荐值为8Ω）。

　　在选购车载扬声器时，也一定要注意与车载功放的阻抗匹配问题，也就是其阻抗要在车载功放的负载阻抗范围之内，只有这样车载功放才能安全工作并提供最理想的功率输出。

Answer 2

寻求气体动力学公式，着急啊！哪位大师知道啊 请联系我MSN,谢谢拉

参考资料：动力学公式？

Answer 3

F1中空气动力学的最基本原理和公式

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)

功率P和推力T可分别表示为：

T=ΔP*A (7)

P=ΔP*u*A (8)

根据方程（2），（3）和（6）可得：

P=2ρa(1-a) 2 * V03A (9)

T=2ρa(1-a) V02A (10)

通过定义功率和推力系数：

CP=4a(1-a)2 (11)

CT=4a(1-a) (12)

方程（9）和（10）可写成如下形式：

P=0.5ρV03 A CP （13）

T=0.5ρV03 A CT （14）

对方程（11）求极值

∂Cp/∂a=4(3a2-4a+1)=0 (15)

求得 a=(2±1)/3=1或1/3

根据公式（6）a〈0.5

所以a=1/3时，Cp有极大值

（Cp）max＝16/27≌0.59 (16)

当a=1/3时，Cp值最大。

2.尾涡的旋转

1. 中的公式推导是基于以下假设：力矩保持线性，没有旋转个发生。

然而，叶轮是通过作用在其上的扭矩Q来吸收风能的，根据牛顿第二定律，尾涡也在旋转，并且其旋转方向和叶轮相反。

U1=2ωrab (17)

ω: 叶轮角速度

b: 切向诱导因子

作用在环素dr上的力矩为：dQ=mutr

=(ρu*2πrdr)utr

=2πr2ρu*utdr (18)

m----- 通过环素的质量流

相应的功率为：

dp= *dQ (19)

用a,b和方程（18）可以写出

dp=4πr3Ρv0ω2(1-a)bdr (20)

叶轮吸收中的总功率为：

P=4π(V0/λ2R2) ρ∫0R(1-a)btr3dr (21)

尖速比 =V0/ωr (22)

空气动力学基础

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)

功率P和推力T可分别表示为：

T=ΔP*A (7)

P=ΔP*u*A (8)

根据方程（2），（3）和（6）可得：

P=2ρa(1-a) 2 * V03A (9)

T=2ρa(1-a) V02A (10)

通过定义功率和推力系数：

CP=4a(1-a)2 (11)

CT=4a(1-a) (12)

方程（9）和（10）可写成如下形式：

P=0.5ρV03 A CP （13）

T=0.5ρV03 A CT （14）

对方程（11）求极值

∂Cp/∂a=4(3a2-4a+1)=0 (15)

求得 a=(2±1)/3=1或1/3

根据公式（6）a〈0.5

所以a=1/3时，Cp有极大值

（Cp）max＝16/27≌0.59 (16)

当a=1/3时，Cp值最大。

2.尾涡的旋转

1. 中的公式推导是基于以下假设：力矩保持线性，没有旋转个发生。

然而，叶轮是通过作用在其上的扭矩Q来吸收风能的，根据牛顿第二定律，尾涡也在旋转，并且其旋转方向和叶轮相反。

U1=2ωrab (17)

ω: 叶轮角速度

b: 切向诱导因子

作用在环素dr上的力矩为：dQ=mutr

=(ρu*2πrdr)utr

=2πr2ρu*utdr (18)

m----- 通过环素的质量流

相应的功率为：

dp= *dQ (19)

用a,b和方程（18）可以写出

dp=4πr3Ρv0ω2(1-a)bdr (20)

叶轮吸收中的总功率为：

P=4π(V0/λ2R2) ρ∫0R(1-a)btr3dr (21)

尖速比 =V0/ωr (22)

诱导因子分别给V0和ωr一个诱导速度，并且产生一个相对速度W，因为假设的是无摩擦流动，诱导速度必定垂直于W，a和b并不是独立的，有以下关系：

〔bωr〕/[aV0]=[V0(1-a)]/[ ωr(1+b)] (23)

λ(r)=V0/ωr (24)

由以上两式可得：

a(1-a) λ2(r)=b(1+b) (25)

对于小的尖速比λ（r）来说，叶片转速相对风速来说较大，这时切向诱导系数b几乎可以忽略，轴向诱导系数几乎达到了0.333，对于大的尖速比λ（r），尾涡的影响较大，最大功率输出时,a减小到0.25。

理想的高速风机（无摩擦）其风能利用系数可达到贝兹极限（Cp=0.593），然而低速风力机如多叶片风机由于尾涡的影响其理论Cp值不会超过0.30。

扰流翼板在F1上的应用来得太猛了一些。一开始，扰流翼板还只是前后车身上的小小的凸起。但仅仅过了几个星期，工程师们就已经开始在车身上装置巨大的、突出车身许多的前翼和尾翼了。可惜的是，那个年代科技的发展还无法让工程师计算出翼板究竟给赛车带来多大的影响，而且翼板普遍装配得不够结实，高速下很容易折断，而这种情况一旦发生将会非常危险。

1969年，F1赛车设计得像火鸡的腿一样，扰流翼板的层数不断增多，高度不断提升，悲剧看来在所难免。西班牙巴塞罗那Montjuich赛道上两次严重的事故，使CSI(国际汽联主管赛事部门)得不痛下决心禁止F1赛车车身上出现任何扰流翼板。在那次事故中，两辆莲花赛车的尾翼先后脱落，险些造成重大人员伤亡。

扰流翼板本来应该全面禁止，但是一系列争执之后CSI做出了让步。扰流翼板没有完全取消，但是，对其非常严格限制，限制的内容包括尺寸、布置位置、强度以及连接等等。

表面的扰流翼板被限制了，赛车设计师开始想其他的办法来对抗，随后抽气机组件、地面效应组件开始出现，下压力还会继续提升，空气、设计师和FIA的游戏没有终止，悲剧也许也没有终结。