为此，应运而生出现了许多"大气边界层风洞 "。在这种风洞中，试验段的气流并不是均匀 的，从风洞底板向上，速度逐渐增加，模拟 地面"风"的运动情况(称为大气边界层)。国内 已出现了十几座这样的风洞。
3.2 风洞试验模拟的不足及其修正
风洞试验既然是一种模拟试验，不可能完全 准确。概括地说，风洞试验固有的模拟不足 主要有以下三个方面。与此同时，相应也发 展了许多克服这些不足或修正其影响的方法。
3.4 低速风洞
低速风洞实验段Ma<0.4，按实验段尺寸大 小可分为：
D＝几十毫米的微型风洞； D=1－1.5m的小型风洞； D＝2－4m的中型风洞； D>8m以上的大型风洞。
(1) 低速风洞用途
航空航天：飞行器实验、低速空气动力学实验 风工程 环境风洞
（2）国内一些大型低速风洞性能表
新飞机研制所需的风洞实验时数随时间的变化
3.3 风洞类型
一百多年来，人们根据不同用途和特征 建造了不同形式的风洞。对于风洞类型，根 据不同的分类方法，提出不同的类型。
(1) 按Ma数分类表
序号
风洞名称
实验段Ma 数的大小
基本特征
1
低速风洞
<0.3--0.4
2
亚音速风洞 0.4--0.8
空气压缩性忽略不计 轴流式风扇
为了试验炮弹的气动力作用和研究超声速流动，瑞 士阿克雷特(G.Ackttet)于1932年建成了世界第一座超 声速风洞，试验段面积0.4米×0.4米，马赫数(风速与 声速之比）2;
适应跨超声速飞行器的发展，1956年美国建成世界 最大的跨超声速风洞，试验段面积4.88米×4.88米， 马赫数0.8-4.88，功率为16.1万kW。1958年，美国航 天局建成试验段直径0.56米，马赫数可高达18-22的 高超声速风洞。
6.0m×6.0m（闭口），设计风速145.0m/s
美国 2.74m×2.74m，设计风速87.5m/s （非循环式）
美国 4.0m×7.0m，设计风速62.0m/s
4 NASA－Ames
80年代，美国建成一座低温风洞，以氮气(氮气凝固 点低，适于低温下工作)为工作介质，温度范围34078K，压力可达9个大气压，试验段2.5米×2.5米，马 赫数0.2-1.2，雷诺数高达120×106。
我国的风洞建设发展迅速。1977年，中国空
气动力研究与发展中心建成亚洲最大的低速 风洞，串联双试验段：8米×6米和16米×l2米， 风速100m/s，功率7800kW。1999年，又建成 具有世界规模的跨声速风洞，试验段口径2.4 米，马赫数0.6-1.2。
风洞试验的理论基础是相似原理。相似原理要求风 洞流场与真实飞行流场之间满足所有的相似准则， 或两个流场对应的所有相似准则数相等。风洞试验 很难完全满足。最常见的主要相似准则不满足是亚 跨声速风洞的雷诺数不够。以波音737飞机为例，它 在巡航高度(9000m)上，以巡航速度(927km/h)飞行， 雷诺数为2.4×107，而在3米亚声速风洞中以风速 100m/s试验，雷诺数仅约为1.4×106，两者相距甚远。 提高风洞雷诺数的方法主要有:
二元风洞
要求实验段截面为矩形，两边长之比多取 2.5-4.0。二元风洞主要用于研究翼型空气动 力特性的，模型两端与实验段侧壁相贴合， 消除气流沿模型的展向流动。
三元风洞
是一种最常见的低速风洞。主要用于各种 飞行器模型的三元气流实验（测力、测压实 验，流动显示），是用途最广的风洞设备。 实验段风速是可控制的，压力接近大气压， 具有很好的封闭性。
200
0
250
内125外 /100
内117/外 97 内125/外 103
10 95
3 30 8 88
90
1200 0.10 1000 0.10 1120 0.078
280/ 1小时
170/ 1小时
0
外 127
（3） 低速风洞型式
按型式分:直流式和回流式风洞 直流式：一般闭口（电机位于实验段后，避免空气
（1）边界效应或边界干扰
真实飞行时，静止大气是无边界的。而在风洞中， 气流是有边界的，边界的存在限制了边界附近的流 线弯曲，使风洞流场有别于真实飞行的流场。其影 响统称为边界效应或边界干扰。克服的方法是尽量 把风洞试验段做得大一些(风洞总尺寸也相应增大)， 并限制或缩小模型尺度，减小边界干扰的影响。但 这将导致风洞造价和驱动功率的大幅度增加，而模 型尺度太小会便雷诺数变小。近年来发展起一种称 为"自修正风洞"的技术。风洞试验段壁面做成弹性 和可调的。试验过程中，利用计算机，粗略而快速 地计算相当于壁面处流线应有的真实形状，使试验 段壁面与之逼近，从而基本上消除边界干扰。
从开口实验段处直接流入）
直流式风洞也称为开路式风洞。其特点是气流经过实验 段后排出风洞，无专门的管道系统导回。一般小型直流风洞 建在实验室内，大型直流风洞两段都直通大气。直流风洞可 分为进口吸气段，实验段，扩压段和风扇段。直流风洞的实 验段可以是闭口，也可以是开口，但开口实验段必须是密闭 室。
优点：模型后的受扰动流不会带入回流，无冷却 问题
第三章 风 洞 （Wind Tunnel）
在实验室内进行模型试验，必须创 造一个可调节的均匀气流场。而风洞就 是产生这个均匀气流场的气动设备。实 质上是一个特殊设计的管道。
本章主要介绍低速风洞、超音速风 洞、跨音速风洞的基本工作原理和气流 特点。
主要内容
风洞的发展 风洞试验模拟的不足及其修正 风洞类别 低速风洞 超音速风洞 跨音速风洞 风洞发展动向
型建筑物如大桥、电视塔、大型水坝、高层建筑群
等，己规定必须要进行风洞试验，而且模型必须模 拟实物的刚度 (即弹性模型)，测量"风振特性"。这 方面已有教训。1940年，美国塔科马(Tacoma)大桥， 一座大型钢索吊桥，因为并不很大的风载荷，导致
桥体强迫振动和共振，引起断塌，因而受到学界广
泛重视。对于大型工厂、矿山群，也要做成模型， 在风洞中进行防止污染和扩散的试验。
（4） 低速风洞模拟参数
Re数 低湍流度
湍流度对层流到湍流的转捩，边界层内部结构及 其分离，大迎角分离流，旋涡的稳定性研究，非定常 的气动力测量以及战斗机气动特性的风洞试验结果等 均产生明显影响。
Re数和湍流度是风洞实验结果与飞行实验结果相
关的重要相似参数。
低噪声指标
声学风洞和低噪声风洞对于当代飞机的研制、高 速列车和轿车、高层建筑、及其航空气动声学理论 的发展等领域均是必不可少的实验设备。
风洞应用扩大到一般工业
随着工业技术的发展，从60年代开始， 风洞试验(主要是低速风洞)从航空航天领域 扩大到一般工业部门。反映各行各业的发展 越来越需要空气动力学和风洞试验的参与， 已经形成了新的学科：“工业空气动力学” 和“风工程学”
汽车风洞、气象风洞、环保风洞、风沙风洞
例如，当汽车速度达到180km/h时，空气阻力可占总 阻力的1/3。对小汽车模型进行风洞试验，合理修形。 可使气动阻力减小75%。对建筑物模型进行风载荷 试验，从根本上改变了传统的设计方法和规范，大
（4）提高Re的方法
增大模型和风洞的尺度，其代价同样是风洞造价和 风洞驱动功率都将大幅度增加。如上文所说美国的 全尺寸风洞。
增大空气密度或压力。已出现很多压力型高雷诺数 风洞，工作压力在几个至十几个大气压范围。我国 也正在研制这种高雷诺数风洞。
降低气体温度。如以90K(-1830C)的氮气为工作介质， 在尺度和速度相同时，雷诺数是常温空气的9倍多。 世界上已经建成好几个低温型高雷诺数风洞。我国 也研制了低温风洞，但尺度还比较小。
（2）支架干扰
风洞试验中，需要用支架把模型支撑在气流 中。支架的存在，产生对模型流场的干扰， 称为支架干扰。虽然可以通过试验方法修正 支架的影响，但很难修正干净。近来，正发 展起一种称为"磁悬模型"的技术。在试验段内 产生一可控的磁场，通过磁力使模型悬浮在 气流中。
（3）相似准则不能满足的影响
序 风洞 号 名称
型式
实验段尺寸 宽×高×长
（m）
1 北京大学 开 口 2.25×3.65
4＃
回流
2 701所 FD－9
闭口 回流
3×3×12
3 702所 FD－02
闭口 回流
3×3×8.5
4 29基地 闭 口 FL－12 回 流
4×3×8
5 29基地 FL－13
闭口 直流
12×16×25 8×6×15
5 93
10 100
2.1 21 20 100 10 60
电机输 出功率
kW
实验段 湍流度 (湍流球)
％
300 0.10
2060 0.10
1250 0.09
2050 0.12
3× 0.10 2600
450 0.24
温升值 T
实验段 噪声 （dB）
30/ 2小时 150
50/ 0.5小时
（a）噪声会引起压力脉动，进而引起速度脉动 （b）噪声会直接影响非定常压力的测量 （c）噪声影响物面上边界层的转捩和分离 （d）噪声会妨碍降噪的实验研究
国外一些大型声学风洞有关参数汇总表
序 风洞名称 号 1 ngley
国家
实验段参数
德国- 9.5m×9.5m（闭口），设计风速62.0m/s 荷兰 8.0m×6.0m（闭口），设计风速100.0m/s
6 627所 FL－8
闭 口 3.5×2.5×
回流
5.5
7 520厂 开 口 2.5×4.5 DFD－03 回 流
8 南航 NH－2
闭 口 4.25×5.1×7 回 流 3×2.5×6