空气动力学科技名词定义中文名称：空气动力学英文名称：acerodynamics;aerodynamics定义1：流体力学的分支学科，主要研究空气运动以及空气与物体相对运动时相互作用的规律，特别是飞行器在大气中飞行的原理。
所属学科：大气科学（一级学科）；动力气象学（二级学科）定义2：研究空气和其他气体的运动以及它们与物体相对运动时相互作用规律的科学。
所属学科：航空科技（一级学科）；飞行原理（二级学科）本内容由全国科学技术名词审定委员会审定公布百科名片同名书籍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。
目录F1中空气动力学的最基本原理和公式空气动力学的发展简史空气动力学的研究内容空气动力学的研究方法其它力学分支学科主要物理学分支图书信息1图书信息2F1中空气动力学的最基本原理和公式空气动力学的发展简史空气动力学的研究内容空气动力学的研究方法其它力学分支学科主要物理学分支图书信息1图书信息2展开1．动量理论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+p1ρu12/2+P0=ρu2/2+p2P1-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+p1ρu12/2+P0=ρu2/2+p2P1-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)如图（２），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)如图（3），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。
如图（4），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。
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。
[1]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翼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。
Wingtip Vortex[2]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。