翼尖渦流
翼尖涡流（Wingtip vortices）又称为翼尖涡，是機尾亂流的一種。当机翼产生正升力时，下翼面的压强比上翼面高，在上、下翼面压强差的作用下，下翼面的气流就绕过翼尖流向上翼面，这样就使下翼面的流线由机翼的翼根向翼尖倾斜，而上翼面的流线则由翼尖偏向翼根。 由于上、下翼面气流在后缘处具有不同的流向，于是就形成漩涡，并在翼尖卷成翼尖涡，翼尖涡向后流即形成翼尖涡流。机翼上产生的升力越多，翼尖涡也就越强。 从飞机的后部向前看，右翼尖涡是逆时…
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黏度
{{Infobox Physical quantity | bgcolour = {default} | name = 黏度 | image = | caption = 具有不同黏度物質的模擬。右側流動物質的黏度比左側流動物質高 | unit = Pa·s = (N·s)/m2 = kg/(s·m) | symbols = η, μ | derivations = μ = G·t }} 黏度（）即“流体黏稠的程度”，是度量流体黏滞性大小…
升阻比
在空气动力学中，升阻比（L/D）是指飞行器在同一迎角下升力与阻力的比值。飞行器的升阻比越大，其空气动力性能越好，对飞行越有利，也會有較佳爬升性能。升阻比的公式如下 :L/D = {L \over F_D} 其中L為升力，F_D為阻力。 一般飛機的阻力會和升力使用相同的參考面積，也就是其翼面積，因此升阻比可簡化為升力係數及阻力係數之間的比值 :L/D = {C_L \over C_D} 其中C_L及C_D分別是升力係數及阻力係數。 一般此…
可壓縮流
可压缩流是一種氣流，而且此類氣流密度會出現显着变化。尽管所有氣流都是可压缩的，但是当马赫数（流速与声速的比值）小于0.3时，因為速度造成的密度變化通常小於5%，此時氣流會视为不可壓縮流。 可压缩流的研究与高速飞机、喷气发动机、火箭发动机、高速进入行星大气、天然气管道、商业应用（例如喷砂处理）以及许多其他领域有关。 历史 气体动力学研究與航太發展息息相關，现代飞机的高速飞行、太空飞行器的大气重返等問題，以往都未曾深入研究。但其實早在19世…
库塔-儒可夫斯基定理
库塔-儒可夫斯基定理（Kutta–Joukowski theorem）是空气动力学的基本定理，計算機翼或是二維物體（例如圓柱）在均勻流體中的升力，且此流場的速度夠快，使物體的速度場是穩定及無分離的。定理顯示出，機翼產生的升力與機翼通過流體的速度、流體密度以及环量有所關聯。库塔-儒可夫斯基定理得名自德國科學家馬丁·威爾海姆·庫塔及俄國科學家尼古拉·葉戈羅維奇·茹科夫斯基，他們在二十世紀初首次提出這様的概念。库塔-儒可夫斯基定理是考慮壓力及…
汽車空氣動力學
空氣動力學（英語：Aerodynamics）主要研究物體穿過空氣時產生的各種力及物體運動的模式（空氣動力學與氣體動力學常常混用，但後者研究的氣體不局限於空氣）。 而汽車的空氣動力學（英語：Automotive Aerodynamics）則是指四輪的汽車的空氣動力學研究（不包括四輪以下的汽車的原因是英語“Automotive”只是指四輪的汽車）。這門科學主要用於減少汽車的空氣阻力、風噪聲，減低噪音排放，和消除汽車高速運動時產生對汽車有負面…
马赫环
所使用的普惠J58发动机打开後燃器时，高速高温的尾气，形成了明显的马赫环]] 马赫环（，又称马赫盘、钻石型震波）是一种喷气发动机、火箭、冲压发动机或超音速燃烧冲压发动机等在大气层中工作，喷出超音速尾气时，噴嘴后形成的明亮耀眼的钻石型駐波。高温气体高速喷出时，产生的激波形成波峰波谷，造成一明一暗间隔的现象。马赫环是以第一个解释其成因的物理学家恩斯特·马赫命名的。 参见 後燃器 尾气 火箭发动机喷管 激波 参考资料
马蹄涡
马蹄涡（）是一种简化的机翼涡系模型，由跟随机翼运动的等环量附着涡（）和在左、右翼尖处形成的翼尖涡组成。这三条涡线形成类似马蹄的形状，马蹄涡也因之得名。此外，当机翼在流场中从静止开始起动时，另有一起动涡从机翼后脱落，但很快因黏性而耗散。同时，远离飞行器的翼尖涡也同样因此而耗散。 翼尖涡会导致下洗气流的产生，进而引起诱导阻力。 马蹄涡模型假设环量沿翼展不变（此时由库塔-儒可夫斯基定理可知升力亦沿翼展不变），但这与实际情形并不相符。在更接近实…
面積法則
面積法則（），又稱面積律、面積法。幫助人類突破音障兩個很大的幫手，一個是面积律，另一個則是超臨界翼型（supercritical airfoil）。 概觀 穿音速面积律 二次世界大戰以後，許多飛機開始改成使用噴射發動機作為動力來源，但是它們的速度都在馬赫數1以下，因為它們遇到同樣的問題，就是音障。 即使到了1950年代，美國空軍的YF-102使用三角翼，依然無法突破音障。1951年至1952年，經過多次的實驗以後，NACA蘭利航空實驗室…
起动涡
起动涡（），又作启动涡、起始涡等，在空气动力学中是指当翼型从静止的流场中起动后，从翼型后缘脱落的涡旋。当翼型尚未启动时，流场中处处无旋。起动之后，则产生了一个保持在翼型上的“附着涡”（）以及与附着涡涡量大小相同、方向相反的起动涡（开尔文环量定理）。此后，起动涡被冲向下游（相对流场保持静止），其能量则很快会因黏性而耗散。 起动涡对于理解库塔条件、翼型绕流环量的产生以及升力的计算十分重要。 啟動渦流與 "啟動羽流 "有一定的相似之處，當某流…
裝置角
裝置角（），又稱入射角（）。是機翼根部翼剖面的翼弦線與機身水平方向的夾角，與反角、掠角一樣，除了某些特殊設計的機型，一般在飛機安裝時就被決定了。 不只主翼，許多前翼、尾翼設計也都會帶有裝置角，如此一來，飛機不必达到水平控制面就可以有額外的作用力協助其穩定飛行。 附圖為飛機側視圖，該飛機翼根弦線的延長線 ( 紅線 ) 與機身俯仰軸線 ( 藍線 ) 之間的夾角即為裝置角。通用航空的機翼設計上通常會帶有些微 ( 大約六度 ) 的裝置角。請注意…
蒸汽锥
]] 核试验]] 蒸汽锥（）是指当物体在湿空气中高速飞行时物体周围产生的冷凝水雾，常见于跨音速飞行的飞行器。 对跨音速飞行器而言，膨胀扇会导致空气压力、密度与温度陡降，温度低于露点后使水汽凝结成为小水珠，从而形成可见的云雾。这一低压、超音速区域呈圆锥状，故称为“蒸汽锥”。该区域经激波后恢复至常压、亚音速状态。此外，核试验也可能会形成类似效果，如1946年十字路口行动核试验中形成的凝结云（又称为“威尔逊云”）。 参见 激波 凝结 声爆 普…
翘曲机翼
翘曲机翼（）是由莱特兄弟发明的一种用于控制固定翼飞机滚转运动的系统。经由这一系统，飞行员可通过操纵滑轮与鋼線扭曲机翼从而改变两侧升力，进而由升力差产生滚转力矩以帮助飞机保持平直飞行或进行转弯。在许多方面，通过弯曲纸飞机机翼后缘以助其平直飞行的方式与翘曲机翼十分相似。 参见 副翼 参考文献 [http://www.grc.nasa.gov/WWW/Wright/airplane/warp.html NASA] – interactive …
空气动力中心
空气动力中心（，简称）在空气动力学中是指翼型上的一个定点，绕该点的俯仰力矩不随迎角的改变而变化，即 :{dC_m\over d\alpha} =0, 其中C_m为该点的俯仰力矩系数，\alpha为迎角。根据薄翼理论，空气动力中心位于翼型的四分之一弦长处。 空气动力中心是飞机稳定性分析中的重要参数。当空气动力中心靠后时，飞机更为稳定。 参考文献 *
機尾亂流
的翼尖涡流研究的图片定性地说明了机尾乱流。]] 机尾乱流（）（简称：尾流）是飞机飞行时在其后方形成的一种大气扰动。主要包括翼尖涡流和喷气尾流，即喷气发动机排出的高速气流。 在飞机起飞和降落阶段，机尾乱流特别危险。此时，飞机通常以较大的迎角飞行，这种姿态更容易形成强烈的涡流。在机场附近，可能有多架飞机以低速和低空飞行，飞机在遭遇异常时的恢复空间也相应减少。 定义 机尾乱流是晴空乱流的一种。重型飞机的机翼会产生旋转的双涡流，这种涡流在飞机经…
椭圆形机翼
]] 椭圆形机翼（）是指平面形状近似椭圆形的机翼。 当机翼没有扭转和后掠时，椭圆形机翼的升力分布呈椭圆形。根据升力线理论，椭圆形升力分布具有最小的诱导阻力。然而椭圆形机翼加工困难、造价高昂，加之有其他设计途径可以使机翼获得近似椭圆形的升力分布，椭圆形机翼在实际设计中并不常见，目前已经绝迹。 采用椭圆形机翼的著名飞机包括第二次世界大战中英国的喷火战斗机与美国的P-47雷霆式战斗机。 参考文献 Clancy, L.J. (1975), Ae…
晴空亂流
晴空亂流（，簡寫為CAT），又稱「晴空湍流」，是晴空中幾乎無法用肉眼或傳統雷達的方式觀察到此種亂流。然而，遠距離的狀況，一些使用光學原理運作的亂流偵測方式是可以偵測到這種亂流，包括閃爍計、都卜勒效應光學雷達、及N-slit interferometer。 晴空亂流是因為不同速度的氣團相遇而造成，晴空亂流多半沒有雲。 最可能造成晴空亂流的區域是在对流层較高處，約在海拔7,000至12,000公尺的高度，大約接近對流層頂。在有高速氣流的區域…
普朗特-迈耶膨胀扇
普朗特－迈耶膨胀扇（）是指超音速流绕外凸转角时所形成的膨胀扇。膨胀扇由无穷多条从尖锐转角发散、角度逐渐偏转的马赫波组成。而当转角为光滑圆角时，这一系列马赫波则反向交汇于一点。物理上，绕凸角的超音速流不可能仅穿过一条“激波”，因为那样会违背热力学第二定律。当流动穿过膨胀扇时，流速与马赫数增加，静压、温度与密度则减小。由于该过程为等熵过程，滞止性质则保持不变。 流动性质 膨胀扇由无穷多条马赫线组成，其中第一条马赫线与入流方向的夹角为\mu_…
普朗特-迈耶函数
普朗特－迈耶函数（）是气体动力学中的一个函数，其值为一个角度，音速流（M = 1）绕外凸角转过该角度可以达到指定马赫数。对理想气体而言，普朗特－迈耶函数的表达式为 : \begin{align} \nu(M) & = \int \frac{\sqrt{M^2-1}}{1+\frac{\gamma -1}{2}M^2}\frac{\,dM}{M} \\ & = \sqrt{\frac{\gamma + 1}{\gamma -1}} \cd…
斜激波
斜激波（）是指相对于来流方向倾斜的激波，与正激波相对。超音速流绕角转向并压缩时会产生斜激波。来流流线经激波后转过的角度相同。制造斜激波常见的方法之一是在超音速流中放置楔形物。与正激波相似，气体热力学性质在穿过非常薄的斜激波区域时有近似不连续的变化。但与正激波不同的是，正激波不会改变来流方向，而斜激波则会。 通过伽利略变换，可以将斜激波转化为正激波。 斜激波理论 已知来流马赫数M1与偏转角θ，可以计算斜激波角度β与穿过激波后的马赫数M2。…