低速风洞内气流速度较低，可按不可压缩流动来设计计算，设计的主要问题是合理组合收缩比与整流装置，使风洞具有高的能量比，低的湍流度，低的造价；设计高效率的风扇装置；设计没有气流分离的的收缩曲线以保证流动品质。

可遵循现有的性能良好的风洞所建立的准则进行设计。

相似准则：一个在静止空气中运动的物体或者在气流中保持静止的物体，其受到的空气动力R 取决于一系列有关气流与物体的参数，即R=f （L 、v 、ρ、h 、α、β、E 、n s 、m 、P 、μ、2v 、Cp 、Cv 、λ、V ）L ——物体的特性长度（m ）V ——物体的运动速度（m/s ）ρ——空气的密度（kg/m 3）h ——物体表面粗燥度的特性尺寸（m ）α——运动的迎角（°）β——运动的偏航角（°） E ——模型的体积弹性系数，V V p E /∆=（Pa ）n s ——运动部件的频率或转数（1/s ）m ——物体单位长度的质量（kg/m ）P ——空气的压力（Pa ）μ——空气的粘性系数（Pa ∙s ）2v ——空气平均脉动速度的平方（m 2/s 2）Cp ——空气的定压比热（J/（kg ∙K ））Cv ——空气的定容比热（J/（kg ∙K ））λ——空气的热传导系数（W/（kg ∙K ））V ——物体体积（m 3）以上影响气动力的参数共15个，根据量纲理论，由于这15个参数的单位中包括4个基本单位，则气动力系数C R （2221L v R C R ρ-=）将取决于12个无量纲参数，这些无量纲参数就称为相似准则。

)k e a m a (2P F R M S L C F C R 、、、、、、、、、、、ερβ∆=∆——物体表面相对粗糙度，L h =∆C ——表征物体弹性形变的相似准则，2v EC ρ=S ——斯特罗哈数，L n v S s =Ma ——马赫数，a v Ma =Re ——雷诺数，μρvL =Reε——湍流度，v v 2=εF ——佛劳德数，gL v F 2= K ——比热比，v p C C K =P r ——普朗特数，λμpr C P =a ——声速，m/s事实上，在一定的速度范围内，对于一定的研究对象，影响风洞实验的一般只有一二个主要的相似准则，即便是对于这些主要的相似准则，有的情况也不需要完全满足，只要达到一定的程度，再通过必要的修正就可以得到相当可靠的实验数据。

一：提高风洞雷诺数：雷诺数的物理意义是物体在静止空气中运动时所受到的惯性力与粘性力只比。

1、增大模型的特性尺寸2、提高试验速度来提高雷诺数是很不经济的3、改变风洞气流介质，大致有两个途径：其一是提高空气的压力，其二是采用比空气密度大的其他气体。

4、降低粘性系数也可以提高雷诺数。

粘性系数是温度的函数，粘性系数随温度降低而减小。

而降低温度的同时，密度增加（若压力保持不变，）因而雷诺数增加很快，随着温度降低，声速也减小了，因此在给定马赫数条件下，速度降低，因而动压及风洞驱动功率都减小了，有利于试验模型的设计和节省功率。

二：马赫数：马赫数的物理意义在于它表明了物体所受空气的惯性力与弹性力之比，由于弹性力反映了空气的压缩性，所以马赫数也体现了压缩性的影响。

对可压缩流动来说，马赫数是最主要的相似准则，马赫数对物体的气动特性的影响非常明显。

为了保持两个可压缩流场之间的相似关系，马赫数是必须满足的相似准则。

三：湍流度湍流度实质上是气流中三个方向的脉动气流速度的方根平均值与主流平均速度之比。

流体微团的无规则运动是形成脉动的原因。

高空静止大气的湍流度越为0.03%。

湍流度对某些气动特性，尤其是与边界层或分离有关的特性，有比较明显的影响。

风洞气流湍流度应该与真实飞行时的大气湍流度相同或相近，若相差很大，会引起试验结果不准确。

在风洞中减小湍流度的有效措施是加大风洞的收缩比，在稳定段安装蜂窝器及整流网。

四：比热比空气在常温常压下的比热比（k ）值保持为1.4，只要温度和压力变化不大，空气可以看作理想气体时，k 值保持1.4不变。

但是一般只在高速风洞中才会出现k 值是否相同的问题。

五：普朗特数普朗特数反映了气流的粘性作用和热传导之间的关系。

由于粘性的存在，气流在物体表面形成边界层。

在边界层内，气体的分子或微团之间有动量交换。

有关超声速飞行的热交换需要满足普朗特数。

六：斯特罗哈数斯特罗哈数反映了有周期性变化的流动的相似性。

对于带螺旋桨或涡轮风扇的飞机模型试验来说，必须满足斯特罗哈数。

七：佛劳德数表示流体惯性力与重力之比的相似准则。

对于大气中的飞行器来说，如果大气的重力作用可以忽略，佛劳德数也就无关紧要了。

但是，如果空气或其它流体的重力（即作用于物体的静浮力）与惯性力相比不可忽略时，就必须满足佛劳德数。

八：表示物体弹性形变的相似准则和表示物体质量分布的相似准则。

九：模型表面粗燥度。

十：α和β准则在风洞试验时，迎角α和偏航角β的准确性是由模型安装和变角度机构（α机构及β机构）的运动来保证的。

常规低速风洞气动设计：低速风洞所涉及的是“压缩性可忽略”的范畴。

航空飞行器模型在常规低速风洞中进行试验时，诸如边界层流态、气动阻力、分离流与失速特性等飞行器模型的气动特性，均与粘性有关，因此雷诺数是常规低速风洞最重要的相似参数。

试验段风速要求，主要是与雷诺数的要求有关。

通常常规低速风洞试验段的最大风速V max ≤130m/s 。

当试验段风速大于80m/s 时，闭口回流式风洞内气流的温升增加很快，必须设置冷却器及相应的冷却系统，以保证风洞达到国军标提出的温度控制标准。

常规低速风洞试验段气流品质的基本要求：在没有天平支架和模型的空试验段内，在其边界层以外的理想的流场应该是：气流稳定均匀。

气流方向均匀和没有湍流。

但在实际上，在风洞试验段中获得这样好的流场是不可能的。

因此，问题变成了在一个合理的风洞性能和造价的条件下，什么样的流场品质是可以接受的。

国军标的规定，在试验段模型区（闭口试验段取试验段高度、宽度、长度的75%；开口试验段取试验段高度、宽度、和长度的70%），气流品质的基本要求如下。

⑴动压场动压场用动压系数表示：1-=q q i i μ式中，i μ=第i 点的动压场系数 i q =第i 点的动压，Paq =模型区内各测点动压的平均值，Pa国军标规定，模型区内动压场系数i μ应达到的合格指标是i μ≤0.5%；先进指标是i μ≤0.2%或者用速度场来表示，试验段的速度变化值是平均速度的0.2%~0.3%⑵方向场国军标规定，模型区内各测点的局部气流偏角应达到的合格指标是：︒≤∆︒≤∆5.0,5.0βα，先进指标是︒≤∆︒≤∆1.0,1.0βα。

试验段平均气流偏角应该达到︒≤∆︒≤∆2.0,2.0βα。

⑶轴向静压梯度 国军标规定，在模型区内，轴向静压梯度dx dC p应该达到：005.0≤⨯dx dC L p ，L 为模型区长度。

轴向静压梯度，是指试验段静压沿中心轴向变化。

⑷气流的温度国军标规定，风洞在常用动压下，气流的温升每个小时不超过15℃，最高温度不应该超过45℃.⑸气流湍流度国军标规定。

模型区中心的湍流度ε应达到：%2.0≤ε常规风洞气动总体方案的确定： 长度低速风洞气动总体方案要确定以下内容：①风洞型式，采用回流式还是直流式风洞方案。

②试验段型式，闭口试验段还是开口射流试验段、或是开、闭口两用试验段。

③试验段截面形状和尺寸。

④风洞收缩比及稳定段内整流装置（蜂窝器和阻尼网）。

⑤是否采用大角度扩散角。

⑥风扇段直径及风扇段位置，⑦回流式风洞的冷却方案，当试验段内气流速度v ≥80m/s 时，必须对回流式风洞进行冷却。

⑧风洞回流道内各段截面形状。

上述内容确定后，绘出风洞气动轮廓图，并进行风洞各部段的损失和风洞运行功率的估算。

试验段：1、试验段口径试验雷诺数的要求这里的试验雷诺数是指基于飞机模型机翼平均几何弦长计算的雷诺数。

当代先进风洞，多以A 1.0（A 为试验段截面积）来表示该弦长。

2、防止过大的洞壁干扰。

做试验时需要考虑的。

3、试验段截面形状：扁矩形截面，截面宽大于高，有利于大展弦比飞机模型试验。

高矩形截面，截面高大于宽，有利于二元模型试验。

应该是扁矩形截面。

4、试验段的长度闭口试验段的长度：试验段的长度L ，通常是根据试验要求而定。

标准的常规低速风洞，其闭口试验段的长度可取为L=2.5D 0 。

D 0 为试验段入口截面的水力直径，即：试验段截面周长试验段截面积⨯=40D开口试验段的长度开口风洞试验段的损失，要比闭口时严重的多，有时开口试验段的损失可达到风洞总损失的一半左右；另一方面，顺开口试验段自由射流方向各截面的均匀区范围将随射流的长度的增加而减小。

因此，为了保证试验模型区气流的流场指标，节省风洞的运行功率，开口试验段的长度通常取L ≤1.5D 0 ，而一般的设计长度范围为L=（1.0~1.5）D 0 。

闭口试验段的边界层影响沿闭口试验段顺气流方向，壁面的边界层厚度是逐渐增加的。

这就使得闭口试验段顺气流方向的位流截面逐渐减小，从而使闭口试验段沿轴向产生一个负的静压梯度，这就使得试验模型受到了一个在大气飞行时所没有的附加阻力。

因此，在试验段设计时应该注意消除或减少轴向静压梯度。

为此，可根据边界层理论预测出沿壁面边界层的发展。

为此可以根据边界层理论预测出沿壁面边界层的发展，由于在不同风速下，位移厚度的增加率不是一个，这就要求洞壁的扩散角应随风速变化。

这在工程设计上显然会使其结构变得比较复杂，而且也很不方便，因此通常采用固定扩散角，即以风洞常用风速范围定出一个综合的扩散角。

根据国内外风洞的运转实践，可将试验段上下壁各扩散约0.5°。

对于方形或矩形截面这样的试验段，还可以通过沿轴向逐渐截面的切角来达到这个目的，这样可保持试验段的上下壁和左右壁都是平行的。

根据开口回流风洞产生振动的机理，可以采取相应的减震措施。

低速开口风洞的设计和使用经验表明，尽管减振措施各种各样，但归纳起来，最基本的减振措施是采用扰流片、减振孔和减振环。

3-8图。

稳定段1、稳定段直径和收缩比、稳定段直径直径关系到风洞的收缩比C 。

常规低速风洞的收缩比C ，是指稳定段截面积与试验段截面之比。

气流在通过收缩后，其速度大幅度增加，湍流度则明显下降。

理论早已表明，在低速不可压缩流中，收缩后气流的湍流度2ε与收缩前的湍流度1ε之比12εε与收缩比的平方成反比。

但实际上，实测到的湍流度的降低，远不如上述理论所预示的值，而是与按收缩比缩减的关系非常一致。

国外经过大量统计之后认为，收缩比C 对团流动纵向分量的减少为C m m 112=εε；而对横向分量的减少为C v v 112=εε。

常规低速风洞收缩比对风洞运转功率也有较大的影响，因为随收缩比C 的增大，气流在稳定段的流速将明显降低，使得气流在通过稳定段内各整流装置（蜂窝器、阻尼网）以及冷却器时的压降也相应降低。