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升力的無粘性理論，不過在典型的空氣動力學應用中，可以用來模擬實際的黏性流。 對於圍繞機翼的流體，环量被定義為與閉合回路相切的「流體切線速度的線積分」，其速度的大小及方向會沿著路徑而改變。 库塔-儒可夫斯基定理建立升力和环量的關係，類似馬格努斯效應建立旋轉和側向力的關係一樣。不過此處的环量不是因為機翼的旋轉而產生，而是因為以下提及的機制而產生。由於機翼的存在，氣流的變化可以視為平移流場及旋轉流場（渦旋）的疊加。此旋轉流是由翼型的外傾角、攻角及銳利的後緣角所產生，不同於外形像龍捲風的渦旋。若離機翼夠遠時，旋轉流可以視為是由渦旋所引發的，渦旋的中心線平行二維平面。在描述機翼的库塔-儒可夫斯基定理時，一般會假設機翼是圓柱形或是其他的茹科夫斯基翼型。 此定理和在二維流場中的翼型（或是翼展無窮大的圓柱）有關，可以計算單位翼展下的升力。當环量 Γ {\displaystyle \Gamma \,} 已知，其升力 L {\displaystyle L\,} 除以翼展下的單位翼展升力（或表示為 L ′ {\displaystyle L'\,} ）可以表示為以下的方程式： 其中 ρ ∞ {\displaystyle \rho _{\infty }\,} 及 V ∞ {\displaystyle V_{\infty }\,} 分別為流體密度及在翼型上游，遠離翼型位置的流體速度， Γ {\displaystyle \Gamma \,} 為以下線積分定義的环量（逆時針為正值） Γ = ∮ C V ⋅ d s = ∮ C V cos ⁡ θ d s {\displaystyle \Gamma =\oint _{C}V\cdot d\mathbf {s} =\oint _{C}V\cos \theta \;ds\,} 上述环量是沿著一個封閉圍道 C {\displaystyle C} 進行，此圍道包覆著翼型或是圓柱，且沿著其正方向（逆時針）進行。其路徑需在位流的範圍內，不能在圓柱的邊界層內。被積分式 V cos ⁡ θ {\displaystyle V\cos \theta \,} 是局部流體速度沿著曲線 C {\displaystyle C\,} 切線方向的分量，且 d s {\displaystyle ds\,} 為曲線 C {\displaystyle C\,} 的無窮小面積。方程式(1)是库塔-儒可夫斯基定理中的一個形式。 Kuethe和Schetzer用以下的話描述库塔-儒可夫斯基定理： 任意截面積的柱形物體，其單位長度的受力等於 − ρ ∞ V ∞ Γ {\displaystyle -\rho _{\infty }V_{\infty }\Gamma } ，方向和 V ∞ . {\displaystyle V_{\infty }.} 垂直。 在使用库塔-儒可夫斯基定理時，需注意环量 Γ {\displaystyle \Gamma } 的計算。 一個產生升力的翼型或者具有彎度，或者是在均勻的流體中以一定攻角 α > 0 {\displaystyle \alpha >0\,} （机翼弦线和平移方向的角度）平移。而且翼型需要有一個銳利的後緣。上述條件類似鳥的翅膀，有銳利的後緣，有彎度，在天空中有一定的攻角。 實際的流體是有黏性的，流體速度在翼型邊緣為零，因此若考慮黏性流體，且以翼型形狀為圍道計算環量，其環量也為零。甚至由翼形上方及下方的流體會在後緣相會，而黏滯耗散會使流體不旋轉。這稱為真實流場的库塔條件。普朗特發現若雷諾數 R e = ρ V ∞ c A μ {\displaystyle Re={\frac {\rho V_{\infty }c_{A}}{\mu }}\,} 夠大，攻角夠小，翼型夠薄，則流場可以分為靠近機翼小區域的黏滯層（稱為邊界層），以及其他區域的非黏性流。 库塔和儒可夫斯基發現在計算雷諾數夠大，攻角夠小，厚度夠薄的翼型之壓力和升力時，若假定已考慮库塔條件，可以假設整個流場是非黏性流。這稱為位流理論，在實務上結果相當接近。在非黏性流施加库塔條件相當於計算环量。 簡單來說，類似鳥翅膀的機翼自然會產生升力，在飛行中的流場滿足库塔條件。若使用位流理論（在計算壓力及升力時假設是非黏性流及無旋轉流，計算阻力時用普朗特邊界層來近似），要求飛行時間符合库塔條件，會得到一個由=库塔-儒可夫斯基定理和環量產生的升力，和實際的升力非常接近。 以下有二種推導方式，第一個是基於物理的直覺，較启发式的推導，第二種是比較正式及技術式的推導，需要用到向量分析及複變分析的知識。 以較啟發式的說法，考慮一個薄的機翼，其翼弦為 c {\displaystyle c} ，有無限長的翼展，在密度為 ρ {\displaystyle \rho } 的空氣中移動。令翼和氣流有一個攻角，使翼的一側的氣流速度為 V {\displaystyle V} ，另一側的氣流速度為 V + v {\displaystyle V+v} ，因此其環流為 Γ = V c − ( V + v ) c = − v c . {\displaystyle \Gamma =Vc-(V+v)c=-vc.\,} 機翼兩側的壓力差 Δ P {\displaystyle \Delta P} 可以由伯努利定律求得 ρ 2 ( V ) 2 + ( P + Δ P ) = ρ 2 ( V + v ) 2 + P , {\displaystyle {\frac {\rho }{2}}(V)^{2}+(P+\Delta P)={\frac {\rho }{2}}(V+v)^{2}+P,\,} ρ 2 ( V ) 2 + Δ P = ρ 2 ( V 2 + 2 V v + v 2 ) , {\displaystyle {\frac {\rho }{2}}(V)^{2}+\Delta P={\frac {\rho }{2}}(V^{2}+2Vv+v^{2}),\,} Δ P = ρ V v (ignoring  ρ 2 v 2 ) , {\displaystyle \Delta P=\rho Vv\qquad {\text{(ignoring }}{\frac {\rho }{2}}v^{2}),\,} 因此單位翼展的浮力為 L = c Δ P = ρ V v c = − ρ V Γ . {\displaystyle L=c\Delta P=\rho Vvc=-\rho V\Gamma .\,} 此理論的微分版本可應用在機翼中的每一個元素，也是薄翼理論（thin-airfoil theory）的基礎。 库塔-儒可夫斯基定理預測的升力是以無粘性流的勢流理論為基礎，但若流場是穩定且無分離的，库塔-儒可夫斯基定理的結果很接近實際的黏性流。 在推導库塔-儒可夫斯基定理時，有假設流場是無旋轉流，若在物體外有自由渦流，就像許多不穩定流的情形，此流場為旋轉流，在推導升力時就需要一些更複雜的理論。 小攻角下突然啟動的流場：若是機翼突然加速，或是攻角較小的情形下突然啟動的流場，在機翼後緣會連續的出現涡片（英语：vortex sheet）泄离，此時的升力是時變不穩定的。若是小攻角下啟動的流場，涡片會延著平面的路徑，升力係數的曲線會隨時間而變化，其形式會是Wagner函數。此時最終升力會如同库塔-儒可夫斯基定理所預測的一樣，但初升力只有最終升力的一半。當機翼前進七倍翼弦的距離時，其升力才會達到最終升力的90%。 大攻角下突然啟動的流場：若攻角夠大的話，機翼後緣的涡片一開始會是螺旋形的，理論升力在一開始會是無限大。一般認為升力的曲線是隨時間單調遞增的，但在大攻角下，會有一段很短暫的時間會有升力下降的情形。 大攻角下啟動，有銳利的機翼前緣：若針對一片平粄，也有銳利的前緣，涡片泄离會出現在前緣，而前緣的涡片泄离有二種不同的效果： 1.若仍接近前緣，可以提昇Wagner升力曲線，可以增加升力。 2.若前緣的涡片泄离和後緣有關，引入新的後緣螺旋形涡片，延著升力增加的方向移動，則會破壞升力。 對於這種流場，涡升力线（VFL）圖可以用來了解不同情形下涡流帶來的效果（包括流場啟動及其他的條件），也可以控制涡流以增強或降低升力。涡升力线圖是一個二維的圖，其中會繪出涡升力线，其對升力的貢獻和其速度、環量及渦升力線和流線的餘弦成正比，因此渦升力線可以看出涡流對升力的提升或破壞程度。 Lagally定理：若在機翼外面有固定的渦源，其對升力的修正可以表示為渦源的強度，及因其他因素造成渦源處誘導速度，這稱為Lagally定理。。 針對二相的非黏性流，傳統的库塔-儒可夫斯基定理預測阻力為零，不過若機翼外有渦源，會產生阻力，其形成原因類似升力。 馬格努斯效應 马蹄形旋涡 升力係數 庫塔條件 翅膀 Lift on rotating cylinders. NASA Glenn Research Center. 2010-11-09 [2013-11-07]. （原始内容存档于2014-01-11）.  Anderson, J.D. Jr., Introduction to Flight, Section 5.19, McGraw-Hill, NY (3rd ed. 1989.) Clancy, L.J., Aerodynamics, Section 4.5 A.M. Kuethe and J.D. Schetzer, Foundations of Aerodynamics, Section 4.9 (2nd ed.) Batchelor, G. K., An Introduction to Fluid Dynamics, p 406 Anderson J Fundamentals of Aerodynamics, Mcgraw-Hill Series in Aeronautical and Aerospace Engineering, McGraw-Hill Education, New York 2010 Wagner H Uber die Entstehung des dynamischen Auftriebes von Tragflueln. Z. Angew. Math. Mech.1925, 5, 17. Saffman PG Vortex dynamics, Cambridge University Press, New York, 1992 . Graham JMR，The lift on an aerofoil in starting flow |publisher= Journal of Fluid Mechanics, 1983, vol 133, pp 413-425 Li J and Wu ZN. Unsteady lift for the Wagner problem in the presence of additional leading trailing edge vortices. 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