对空气动力学的研究，可以追溯到人类早期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（Huygens）首先估算出物体在空气中运动的阻力；1726年，牛顿（Newton）套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徵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（Euler）得出了描述无粘性流体运动的微分方程，即欧拉运动微分方程。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，如伯努利方程。法国力学家J.le.T.达朗贝尔在不考虑黏性影响的情况下，得到运动不受阻力的佯谬（达朗贝尔佯谬），这一结果引起了很多学者的关注，19世纪上半叶，法国的纳维（Navier）和英国的斯托克斯（Stokes）提出了描述粘性不可压缩流体动量守恆的运动方程，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，这一过程中冯卡门对空气动力学的发展起了重要作用。

航空要解决的首要问题是如何获得飞行器所需要的升力、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（Lanchester）首先提出无限翼展机翼或翼型产生升力的环量理论，和有限翼展机翼产生升力的涡旋理论等。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（Kutta）和茹科夫斯基（Zhukovski）分别独立地提出了翼型的环量和升力理论，并给出升力理论的数学形式，建立了二维机翼理论。1904年，德国的普朗特（Plandtl）发表了着名的低速流动的边界层理论（又名附面层理论）。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升力线理论。但它不能适用于失速、后掠和小展弦比的情况。1946年美国的琼斯（Jones）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（Mach）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徵是根本不同的。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繫起来，十年后，马赫数这个特徵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。在绝热情况下，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（Rankine）在1870年、法国科学家希贡纽（Hugoniot）在1887年分别独立地建立了气流通过激波所应满足的关係式，为超声速流场的数学处理提供了正确的边界条件。对于薄翼小扰动问题，阿克莱特（Arkwright）在1925年提出了二维线化机翼理论，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，这就是航空史上着名的声障。大推力发动机的出现冲过了声障，但并没有很好地解决複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。

远程飞弹和人造卫星的研製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。

由于在高温条件下会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(Wenham)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40年代后期的风洞控制系统已由早期简单的手控设备发展成为部分电子控制设备。60年代以来，在风洞测控技术、仪器、测量项目、种类、精度要求、计算机自动控制和记录以及结果处理方面，都有很大的发展。模拟雷诺数的实验也引起人们的重视。

20世纪70年代以来，雷射技术、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複杂结构（如湍流）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。

通常所说的空气动力学研究内容是飞机，飞弹等飞行器在各种飞行条件下流场中气体的速度、温度、压力和密度等参量的变化规律，飞行器所受的升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：

1）根据流体运动的速度範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（这一数值接近于地面1atm，288.15K下0.3Ma的值）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。

2）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。

在空气动力学或流体力学中，一般有如下基本的流动问题：

①旋涡与分离流；

②激波与边界层；

③非定常气动力与动态失速；

④湍流现象与描述。

在飞行器设计与运用的丁程实践中．常m现的空气动力学及相关问题主要有以下类型(以直升机为例)：

①基本理论方面，阐明旋翼与周围空气相互作用的空气动力现象、流动现象、流场分布等，分析空气流动时桨叶的受力情况，以便对桨叶的几何外形进行改造，来改善旋翼的气动特性，提高直升机的性能，增进飞行品质。

②气动设计方面，在前面理论和实验的基础上，分析主要构造参数对旋翼性能乃至飞行性能的影响，建立直升机的空气动力计算方法，为直升机设计所用。

③飞行力学方面，主要包括性能计算，如速度、高度、航程和燃油消耗量的定量计算；飞行动力学正解技术以及飞行动力学逆解技术(即由给定的飞行轨迹求解所需的操纵规律等)。

④飞行品质方面，研究整架直升机的平衡问题及其对操纵动作及推力与功率变化的反应；分析直升机在各种飞行状态下的稳定性及操纵性，包括对大气紊流的反应及如何控制的问题，以便保证良好的驾驶品质。

⑤效能评估方面，利用上述研究结论，完成直升机机动飞行任务效能的最佳化运用，为直升机的机动飞行航迹规划和最佳化使用提供参考。

空气动力学学者用于解决飞行器设计与运用问题的工具可以归纳为三个方面。

空气动力学所用解析工具和力学的其他分支所用的基本相同，即套用数学方法。其通常较为严格，在一组规定的具体边界条件或初始条件下，去求解气体所遵循的微分方程。可以说，数学在求解空气动力学问题时是一种必不可少的、强有力的工具。

在计算方面最重要的事实是，在过去几十年间，计算机的套用根本改变了本学科原用的计算方法。我们知道，一架具体的飞机，外形是很複杂的．要想求得解析的解是不大可能的。现在，用计算机已经能够作数值模拟，把流动情况都解算出来，把作用在飞机上的各种气动力都算出来。过去所无法解决的複杂流场分析，现在几乎已成为例行之事了。当然这种数值计算，如何能算得準，如何能省时，还大有文章可做。这方面的技术突破必然要求空气动力学学者对诸多学科(例如流体力学、空气动力学等)有很深的理解和造诣。一旦有了好的算法之后，对同一类的飞行器就可以编成通用的计算程式，保存起来，随时可以使用。

空气动力学学者的实验工具一般是专用的。首要的是用以寻求空气动力输入量的实验工具。适应于大气飞行中大多数情况的风洞和激波管，目前已被世界各主要空气动力实验室採用。除固定实验设备外，还有作动力学研究用的空气弹道靶场以及火箭推进和火炮发射的自由飞模型没备。与这些通用设备发展的同时，发展了无数的探测设备和仪表，其中主要是为测力及压强、温度、加速度、角速度等用的电子设备和电子仪表。当今，计算流体力学CFD(Computational Fluid Dynamics)技术的发展大大减少了空气动力学学者对实验的依赖性。先前在风洞实验中所得到的许多结果现在藉助于CFD分析就能够计算得到。当然，CFD程式本身尚须通过和实验作比较来进行验证。本书中有很大篇幅介绍直升机空气动力学的数值模拟技术。

其次，还须提一提直接为直升机空气动力学学者服务的实验工具——旋臂机。旋臂机主要用于複杂的旋翼非定常气动特性研究，其由中心支柱、带动力系统的水平梁、模型旋翼和旋翼支撑结构(包括驱动旋翼的发动机和操纵测量系统)组成。模型旋翼通过支撑结构安装在旋臂梁一端随大梁绕支柱旋转，模拟前飞状态。同时，旋翼可瞬间改变桨叶总距。另外．倾斜旋翼轴便可实现不同的机动动作。与直轨道试验设备及风洞相比，旋臂机试验设备的优点在于可在一个试验状态下进行长时间测试，并且节省试验空间。此外，旋臂能自由地加减速，模拟各种迴转类型的曲线飞行，具有风洞无法企及的低速试验能力。