低速风洞试验就是用试验的手段研究航空航天飞行器的空气动力性能，特别是起飞着陆阶段的空气动力性能；研究水中兵器的流体动力性能和航空航天救生器具的气动特性；研究汽车、列车的空气动力性能；研究风力机械的空气动力特性；研究单体或群体建筑构筑物在风场中的受力状态及其对风载的响应特性；研究桥梁的风载状态和风振规律等等。

低速风洞试验的发展概况，可以分两个方面来叙述，即低速风洞设备建设的发展概况和低速风洞试验技术的发展概况。试验技术的发展包括试验原理、试验方法和相应测量技术的发展。

世界上最早建立的风洞是低速风洞。在风洞出现之前，早期的实验空气动力学学者曾经用自然风做过飞机模型实验。在18世纪，罗宾斯（Robins）用旋臂机构使多种形状的物体在空气中运动，测量其空气动力；18世纪末和19世纪初，凯利（Cayley）用旋臂机构系统地研究了翼型的升力和阻力。旋臂机构的主要缺点是试验物体在其自己扰动的气流尾迹中运动，于是人们想到了应该在试验中保持模型不动，而让运动气流流过模型，这就导致了风洞的产生。据说，1871年世界上出现了第一个低速风洞，那是一个两端开口的风箱，风箱截面为边长47.5cm的正方形，风箱长3.05m，通过风箱的风速为17.9m/s。本世纪初，美国人莱特兄弟在他们研制出第一架飞机之后不久开始建造风洞，起初是较小的简单风洞，而后是较大的复杂的风洞，试验段的尺寸达到了4m×4m，且设计安装了测力天平。1902年，他们使用自己研制的第三号滑翔机在风洞中试验获得了有用的数据，在他们的飞机气动设计中明确地验证了风洞的使用价值。在1903年至1914年间，由欧洲人投资，在使用政府基金的航空实验室中建立了许多座风洞，欧洲人由此取得了当时航空界技术领先地位。

此后，世界各国按其本身的技术能力和航空发展的需求，陆续建造自己的风洞，在欧洲相继出现了两种形式的风洞：直流式风洞和回流式风洞，由此奠定了现代风洞的基本形式；在美国国家航空与航天局的有关实验室里都建造了为航空航天试验用的各种形式、各种尺寸、为各种试验目的服务的风洞。欧洲各国、苏联和美国等国家和地区的航空航天技术的高度发达和它们拥有的先进技术，同其庞大的风洞试验设施建设和拥有先进的风洞试验技术密切相关。目前，世界上规模最大的低速风洞是美国国家航空与航天局的全尺寸风洞，其试验段尺寸为约24m×36m，试验段最大风速为45m/s。

中国的空气动力学研究事业也是20世纪初起步的。1906年，中国人冯如在美国的奥克兰布市成立了广东机器制造厂，开创了中国人制造飞机的事业。1909年，冯如驾驶由他自己设计制造的第一架中国飞机飞上蓝天，其性能在当时堪称一流，次年他又带着自制的单翼飞机回到广州宣传航空救国。1934年，清华大学航空工程系自行设计了中国第一个中型低速风洞，1936年建成后，日本侵华战争爆发，北平沦陷，风洞被毁。此后又在南昌筹建4.57m×4.57m的低速风洞，1937年基本建成，1938年日本飞机轰炸南昌，风洞被破坏。1940年清华航空研究所建造了1.52m×1.52m的低速风洞，试验段的风速为57.2m/s。1942年成都航空研究院建造了1.52m×2.13m的矩形低速风洞。抗战胜利后，清 华大学航空系又建造了1.02m×1.02m、速度为45m/s的低速风洞。当时的中国几乎没有什么航空工业，这些风洞当然无法为中国的航空工业发展做什么有益的工作，但当时从事空气动力学研究的教师和学生也在风洞中做过许多试验，这些风洞为中国空气动力学研究事业和人才培养做出了一定的贡献。

新中国成立之初，我国没有一座可供科研生产用的大中型风洞。为了改变我国空气动力学研究的落后状态，独立自主地发展我国的航空航天事业，党和国家对空气动力学研究事业发展高度重视，把空气动力学研究工作列为建设现代国防工业的重要方面，设置空气动力学研究试验机构，制定全国风洞建设规划，并且着手进行风洞建设。1955年在哈尔滨建成新中国第一座Φ1.5m圆形开口低速风洞；1958年在北京大学建成Φ2.25m圆形开口低速风洞；1959年当时的西北空气动力研究院在沈阳完成4m×3m低速风洞的洞体建设，虽然这座风洞因洞体结构方面的不足未能投入使用，但人们从中积累了大型低速风洞的建设经验；1965年哈尔滨军事工程学院建造了2.5m×3.5m闭口低速风洞；1966年北京空气动力研究所建造了3m×3m闭口低速风洞。在20世纪60年代，我国低速风洞的建设和使用已经初具规模。

从20世纪60年代中期开始建设的中国空气动力研究与发展中心（简称气动中心或CARDC），目前拥有国内规模最大的低速风洞群。这个风洞群体，包括亚洲最大的8m×6m低速风洞（FL-13风洞），国内低速风洞中流场品质最好的4m×3m低速风洞（FL -12风洞），以及国内低速风洞中试验速度最高的Φ3.2m亚声速风洞（FL-14风洞）。除了这些大尺寸生产性风洞外，还有供试验技术研究用的1.4m×1.4m风洞，供翼型特性试验研究用的1.2m×0.3m二元低速风洞，供流态试验研究用的二元及三元烟流风洞和0.4m×0.4m水洞，供阵风效应试验研究用的0.4m×0.3m小型低速风洞。

风洞试验技术的发展一方面是风洞的试验装置和试验方法的建立、改进与发展，另一个重要方面就是试验测量技术的进步。人们在航空技术发展的各个阶段，都会发现和提出相应的空气动力学问题，都想用风洞试验的方法来解决它们，但能否解决它们，在很大程度上取决于当时的技术手段。有一些所谓古老的气动力问题，几十年来人们孜孜以求，努力探索，仍然不能取得满意的结果， 就是因为还没有找到有效的测量手段。

1、试验装置的发展

1）模型支撑装置

支撑装置的用途一是解决试验模型的支撑问题，二是解决试验模型的姿态控制问题。早期的模型支撑方式只有模型的腹部支撑形式。这种支撑模型的方式角度变化范围较小，一般情况下，迎角为-10°～25°左右，偏航角为-45°～45°左右。随着歼击机机动 性能的提高，为了研究其大迎角特性，特别是失速特性，目前大部分风洞都配置有大迎角试验装置，模型的迎角范围可达-90°～110°左右；张线支撑装置可以实现模型迎角在-180°～180°范围任意变化；旋转天平装置可以定量地测量飞机的尾旋特性。近年来 气动中心低速所还研制出迎角连续扫描装置，试验时可以在迎角连续变化过程中把气动力测量出来。

2）动力模拟试验装置

飞行器在天空中运动，只要不是滑翔飞行，都有动力驱动。起先是螺旋桨驱动，尔后是喷气发动机驱动，动力模拟试验当然是空 气动力学研究试验的重要课题。在国内，差不多在风洞建成投入运行之后，人们就立即开展带动力试验。在20世纪60年代，北京 空气动力研究所、北京大学的低速风洞，都设计了螺旋桨试验装置，进行了螺旋桨及螺旋桨飞机组合试验。气动中心低速所在其第一座低速风洞FL-12风洞建成之后，从70年代开始，就开展了螺旋桨带动力试验；在80年代和90年代，在不断改进试验装置的基础上，做过许多螺旋奖飞机型号带动力试验，与此同时喷气发动机的喷流试验、进排气试验、进气道性能试验等方面都取得了许多有益的成果。

3）地面效应模拟试验装置

飞机的风洞试验主要针对飞机的所谓“空中”状态，但飞机的起飞和着陆接近地面飞行，空气动力与“空中”状态会有所差别。因此是低速风洞试验特有的课题。人们在模型下方安置一块地板来模拟地面效应，起先是使用固定式地板，尔后是使用活动带式地板。无论是哪种形式的地板，在模拟真实流动状态方面都还有许多问题需要研究。

4）非定常气动力试验装置

风洞试验认为试验流场是均匀稳定的，即飞机在天空中匀速运动。按照这种定常运动的假设，确实解决了许多空气动力学的重要问题。但是实际情况并不总是如此。飞机要加速减速，飞行中还会遇到阵风作用，运动是非定常的。还有飞机本身结构上的颤振抖振运动，火箭起飞状态下的风振运动，运动状态下的所谓动导数问题，降落伞开伞的动态过程等等，都需要非定常气动力试验装置来解决相应的气动力问题。

5）流动显示与空间流场测量装置

流动显示与空间流场测量始终是风洞试验的重要方面。通过流动显示直接观察绕试验模型的流动状态，有助于深入地了解流动现象的本质，对空气动力学问题的解决和新理论的建立、完善与发展都有所帮助。低速风洞试验中常用的流动显示试验方法有丝线法、油流法、水洞及烟流风洞试验观察以及以移测架为中心的压力彩色显示和空间流场测量。

2、数据采集技术的发展

通常把测量模型表面法线方向气动力分布的风洞试验称为测压试验。当把飞行器的运动看成质点运动时，风洞试验要测量的是其整体气动力，这种试验称为测力试验。无论是测力还是测压试验，试验数据采集都是风洞试验的重要环节。模型试验能否进行，试验能否取得预期的效果，取决于能否准确而有效地采集到试验数据。早期的压力测量使用单管或多管压力计，以联结测压孔的压力计液柱高度来表征压力的大小；测力试验则使用气动力天平，气动力天平中用与之相连的机械平衡机构的平衡位置来表征气动力的大小。无论是压力计的液柱高度还是天平的平衡位置，其数据都用人工方式读取。

从20世纪70年代中期开始，国内的低速风洞陆续完成了压力计和天平读数从机械信号到电信号的改造，实现了电信号的数字编码，先后配置了超声波测压装置，配置了压力传感器及相应的机械扫描阀、电子扫描阀装置，配置了应变式天平，改造了机械天平的感力元件。在此基础上，研制出数据检测装置，实现了测量信号的数字化输出，在检测装置的输出端联上纸带穿孔机，将测量数据记录在穿孔纸带上。后来，技术人员又研制出数据检测装置与计算机的数据传送接口板和各种型号数据采集板（A/D变换板），直接将测量数据送进计算机，实现了试验数据的自动化采集。

3、数据处理和数据管理技术的发展

在20世纪60年代，国内风洞试验的数据都用手工方式处理。人们按照数据处理的过程设计好计算表格，抄下原始数据，最先是在稿纸上手工演算，尔后是使用计算尺、机械式手摇计算机、电动计算机计算。70年代初，风洞试验室开始配置电子计算机，试验数据则由人工制作成穿孔纸带，然后用光电输入机输入计算机处理。数据检测装置使用后，其自动输出的穿孔纸带输入计算机进行批量处理。80年代初，在实现了试验数据的自动化采集后，试验数据就可以联机实时处理了。同试验数据的事后处理相比，这时，在试验现场人们就可以得到试验结果，不仅提高了试验效率，而且克服了试验的盲目性，大大地降低了试验的报废率。目前，各风洞试验室都已经建立了集试验数据联机采集处理、试验结果图形化显示、试验数据分析管理于一体的综合性计算机系统。

4、风洞试验过程自动化控制系统

风洞试验有几个重要的环节，一是建立试验流场的动力调节控制（称动压控制），二是试验模型的姿态控制，三是试验数据的测量与处理。这些环节有其独立的功能与操作方式，它们相互联系，缺一不可。早先，这些环节是独立操作的，即首先操作动力装置， 建立流场，再调整模型试验姿态，尔后是采集数据，各个环节之间人工联络协调，既影响试验效率，也容易出错。80年代开始，各风洞试验室陆续研制了计算机管理的动压自动调节系统、模型姿态角控制系统，并以准网络方式将有关的控制信息与数据采集处理 系统联结起来，形成了试验过程控制、数据采集处理、数据管理一体化的风洞试验系统，从而实现了试验过程自动化控制，数据实时采集处理，试验结果图像化显示的全计算机管理，风洞试验自动化提高到一个新的水平。

电子技术在风洞试验中的应用，特别是计算机技术的应用，产生了许多风洞试验的自动化系统。这些自动化系统极大地影响了风洞试验的设备、风洞的试验运行方式和风洞试验数据采集处理与管理，拓展了风洞试验的领域和试验研究的深度，极大地提高了风洞试验的效率，但是，风洞试验的基本原理和试验方法并未改变。这些自动化系统只是帮助人们比以前更清楚地了解和实现试验目的，更好地掌握和应用试验技术，更合理地安排试验计划的执行，获得更加准确的试验数据。

飞机在天空中翱翔，漫游在广阔无垠的空气的海洋中。对飞机在空气中的运动，按照运动的相对性原理，在空气动力研究中，可以认为飞机静止不动，流动的空气绕过飞机，飞机上承受的空气动力与飞机运动在静止的空气中承受的空气动力完全相同，求解飞机与空气间的相互作用力的数学模型是一样的，这便是飞机风洞试验的基本原理。所谓风洞，就是用人工方法构造一个流动的空气区域，这个区域我们称之为流场。所谓风洞试验，就是把一个飞行物体或其模型放置在人造流场中，观察其流动状态，测量飞行物或其模型承受的空气动力。

物体在空气中运动，由于空气的惯性、粘性、弹性和重力作用而产生作用于物体的力，称为气动力。惯性力与受扰动的空气质量以及这些质量所具有的加速度成正比，即：

（1）惯性力～

其中，ρ——空气密度，kg/m3；

l——物体的特征长度，m；

v——气流速度，m/s

（2）粘性力～

其中，μ——粘性系数，N·s/m2；

（3）重力～

其中，g——重力加速度，m/s2；

（4）弹性力～

其中，a——空气中声音传播速度，m/s；

这些重要力的比值用那些最先导出其重要性质的气动力学专家名字命名，依次为

雷诺数：

马赫数：

弗劳德数：

空气动力学理论研究认为，如果试验模型和实物级几何相似，二者又具有相同的雷诺数、马赫数、弗劳德数、斯特劳哈尔数、普朗特数、比热容等，则绕模型和实物的流动完全一致。对于常规试验而言，如果试验模型具有与全尺寸飞行器相同的雷诺数和马赫数，则绕模型的流动和绕全尺寸飞行物的流动是一致的。在此条件下，用模型试验得到的力和力矩可以直接按比例应用到全尺寸的情况。因此，这些参数被称作风洞试验模拟的相似准则。

在实际的风洞试验中，全部满足这些相似准则是很困难的。绝大多数风洞试验都是将刚性模型以固定姿态安装在风洞中进行，并不需要模拟弗劳德数相同，而在低速范围内雷诺数效应有重要影响，马赫数效应则不那么严重。尽管如此，对于任何试验，为了保证试验结果可靠，应该对雷诺数和马赫数的影响有一个精确的估计。

要进行风洞试验就必须建立一个风洞试验系统，这个试验系统有四个组成部分，它们是：

(1)有一个一定轮廓的在这个管道中包含可控制的空气流场，试验物可放置其中，这个管道流场称为试验段。

(2)气流驱动系统，又称动力系统。其功能是驱动空气以一定的速度流过特定的试验段。

(3)试验对象，可以是试验的实物，也可以是试验物的全尺寸模型或缩尺模型，一般情况下使用缩尺模型。

(4)观察和测量设备，借助于这些设备人们能够观察流动状态，测量试验物体承受的空气动力。

空气动力学研究有三个基本手段，它们是理论研究、风洞试验和飞行试验。在理论研究工作中，人们根据对空气动力学现象的观察分析，对这些现象进行抽象和简化，提出一些假设，构造描述其物理本质的数学模型，建立相应的数学物理方程并根据相应的边界条件求解这些数学方程，如求解无粘空气动力学（理想可压缩 流动）的欧拉方程，求解粘性空气动力学的纳维-斯托克斯方程等。 求解这些方程需要强有力的计算手段。在计算技术发展的每一个阶段，人们都利用当时能够提供的计算技术得到这些方程的数值 解。在空气动力学研究领域现在已建立了计算空气动力学分支，人们在数学模型的构造、主管方程与定解条件的数值离散方法、计算网格布置以及边界条件的处理等方面都做了许多探索和深入的研究，也取得了许多重要的成果。

风洞试验无需对试验模型及其周围的复杂流动进行理论描述 (实际上很困难，有时甚至是不可能的，这正是理论空气动力学发展的困难所在），在人工构造的流场中，放入飞行器的模型进行试验，然后测量其空气动力，直观而真实。许多重大的空气动力学问 题正是用风洞试验方法来解决的。风洞试验成果最强有力地推动空气动力学研究和飞行器研制的发展。空气动力学问题的理论计算结果，其可靠程度要通过风洞试验来验证。目前使世界上任何一种航空航天飞行器的产生，从初步设计到机型选择、定型的各个阶 段里，总相伴着风洞中成千上万次的模型试验，而每一次风洞试验数据都被作为飞行器设计的重要依据。在当代，可以说没有风洞试验就没有新型飞机上天。

飞行试验主要指模型的自由飞试验和样机的试飞试验。飞行试验方法可用来验证风洞试验数据的可靠性，解决那些风洞试验难于解决的问题；飞行试验能克服风洞试验模拟方式上的不真实因素，如流场模拟差异、飞行器尺寸差异、流动不能完全相似等等；用真实飞行的测量数据来修正风洞试验数据，解决所谓风洞试验数据与飞行数据的相关性问题。

空气动力学的发展史表明，实验空气动力学乃是空气动力学这门学科发展的基本手段。空气动力学的基本现象和基本原理，人们都是通过实验逐步认识的。空气动力学研究上的重大突破，都首先是实验上的突破，空气动力学的理论本身都是在实验研究的基础上发现和发展起来的。理论计算只能解决流动的物理机理已经通过实验研究认识清楚的，不是过于复杂的流动问题，但是流动机理方面的研究以及数值计算结果的验证，仍然要依靠实验。用风洞试验方法来解决空气动力学问题，测量方便，试验参数如气流速度、试验状态易于控制，不受外界条件的影响，且费用较低，而飞行试验的试验条件不容易控制，测量方法复杂。因此，理论研究、风洞试验和飞行试验作为空气动力学研究的三种手段，它们相互依存、相互补充、相互验证、相互促进，它们像三台独立发力的发动机共同推动空气动力学研究事业之航船破浪前进。诚然，当代计算机技术的发展，大容量高速度的巨型计算机使精确求解气动力方程成为可能，进而大大推动计算空气动力学的发展，但是不能由此断言理论计算可以取代风洞试验。风洞试验方法乃是空气动力学研究中最为经济、效果最好、应用得最为广泛的方法。风洞试验将伴随科学技术的进步，特别是测控技术的发展，在空气动力学 研究领域深度和广度的扩展中，愈益发挥其重要的作用。

自从英国人Frank H.Wenham于1871年建造了世界上第一座低速风洞以来，低速风洞的建设及相应的试验技术已走过了120多年的发展历程。低速风洞试验起初主要是为了理解飞行原理并应用于飞机的设计。随着科学技术的发展，低速风洞试验的领域不仅包括航空器、航天器，而且已涉及到与国民经济建设和日常生活密切相关的风工程和工业空气动力学等许多方面。

国外低速风洞大多数建于20世纪40年代。当时，航空技术的发展对空气动力研究提出了许多亟待解决的研究课题，从而促进了低速风洞试验技术的迅速发展。五六十年代，国外又陆续建造了一些高质量的风洞。七八十年代，由于科技进步，各主要低速风洞多次进行技术改造，更新测控设备，极大地提高了风洞试验的质量和试验效率。世界上低速风洞大部分分布在美、俄、欧洲等发达国家和地区，数量有上百座之多，其中主要的低速风洞美国有40多座，俄罗斯有10余座，欧洲和日本约有30多座，我国也有近10座3m量级的低速风洞。这些低速风洞概括起来有以下几种类型：

全尺寸低速风洞。如美国NASA24m×36m/12m×24m风洞，俄罗斯T101风洞等，这些风洞主要用于全尺寸实物或大型飞机和直升机的模型试验，这些风洞还具有模型自由飞试验能力。

大中型低速风洞。这些风洞大都是生产或研究型风洞，风洞流场品质好，测试设备优良，主要用于飞机常规测力、测压试验、飞 机带动力试验、垂直起降试验等。其中有代表性的如德国、荷兰的DNW风洞，ONERA的S-1MA风洞和NASA的4m×7m风洞以及中国空气动力研究与发展中心的8m×6m/16m×12m低速风洞和4m×3m风洞。

大型低速增压风洞。这类风洞较普通低速风洞总压变化范围宽.Re数变化范围大，风洞试验能力强，是低速风洞中最先进的。如RAE的5m低速风洞，ONERA的F1风洞，NASA的4m增压风洞等。

特种风洞。如研究飞机尾旋的立式风洞、航空声学风洞、结冰风洞、工业空气动力学和风工程专用风洞等。

小型研究性风洞。这类风洞数量多，建造和运行的成本相对较低。大多数分布于各学术研究机构或院校，主要用于基础性研究或教学活动。

利用风洞，人们进行了大量基础理论研究和试验技术研究：在民机方面，主要开展先进翼型、超临界机翼、翼梢小翼以及气动布局研究；进行高旁路比涡扇发动机性能研究以及飞机发动机一体化风洞试验研究。在战斗机方面，除开展先进气动布局研究外，还进行了飞机起降性能、大迎角机动性、动导数以及推力矢量等方面的研究；利用一些特种风洞或特殊试验手段，对飞机在一些特殊状态下的气动特性进行研究。在风工程和工业空气动力学领域，开展了大气边界层的风洞模拟，对近地风的梯度及分布廓线，湍流强度与大气对流现象进行研究，开展了汽车、列车、高层建筑、桥梁、风能利用、污染扩散等课题的研究。

随着科学技术发展，低速风洞试验的领域越来越宽广。这必将促进低速风洞试验设备的发展。由于计算机与计算空气动力学的发展，计算机与风洞一体化，激光、热线、红外等非侵入测试技术将越来越多地用于气动力试验，使低速风洞试验能力迅速提高，获 取的信息量增多，费用下降，试验数据质量明显提高。从发展趋势看，各飞机制造公司将加强联合，加速研制高性能的未来飞行器，世界风洞试验市场趋于开放。这一切必将使风洞试验市场的竞争日益加剧，可以说，先进的试验技术和优良的风洞性能是赢得市场的重要保证。

进入20世纪90年代以来，欧洲、美国都注重低速风洞试验设备的更新改造和建设，因为这关系到21世纪在低速试验领域能否居于领先地位，能否赢得这场竞争的重要问题。美国首先全面更新了NASA艾姆斯中心Φ4m增压风洞的试验设备，该风洞主要用于运输机高升力系统以及战斗机大迎角下的高雷诺数研究。除此之外，NASA已启动了一个发展国家空间试验设备的综合长期计划，其中包括建设一座低速-跨声速风洞。这座低速-跨声速风洞具有三个可更换的试验段和一个可移动的驻室来提高试验效率，作为低速风洞运行时还具有声学试验能力，建设费用预计32亿美元。这些设备将成为NASA现有设备的补充，以满足美国空间技术发展和设计先进高效飞行器的需要，其中待建的低速风洞 LSWT，主要目的是增加低速、高升力试验能力以模拟较高数下的起飞、着陆性能，其最大全翼展试验数可达20.4×106，比现有低速风洞有很大提高。

欧洲所拥有的各主要风洞如英国RAE的5m风洞装备了新的压缩空气系统，主要用于运输机和短距、垂直起落战斗机试验。ONERA的S-1MA和F1风洞也都进行了一系列技术改造，使欧洲主要低速风洞更具竞争性。此外，德、英、荷、法四国合建的ETW风洞运行速度范围特宽，0.15 -1.3，使用氮气做工作介质，雷诺数可达50×106/m。风洞回路和试验段经过精心设计，使其成为世界上流场最均匀，湍流度最低的风洞之一。另外，航空声学不论在常规飞机还是垂直起降飞机的设计中，都日益受到重视并得到发展。风洞试验是航空声学研究的重要手段之一，特别是对于直升机的噪声研究尤为重要。目前，世界惟一的一座真正具备航空声学试验研究能力的风洞是DNW大型低速风洞。意大利国家航天研究机构已确定建造一座结冰风洞和一座可用于气动力学/声学试验研究的风洞。

为了适应高性能航空器的发展需要，低速风洞试验设备发展趋势是高品质、宽领域、多功能，而那些性能差、效率低的低速风洞将逐渐被淘汰，如美国已关闭9m×18m全尺寸风洞。美、英、法、德等国采用增压或低温手段，相继改造了现有风洞设备。为了赢得21世纪的竞争，它们根据各自的情况，正在筹划新建低速风洞试验设备。

低速风洞最早是人们为了解和认识飞行原理以及为解决飞行器的设计问题而建造的，低速风洞试验技术发展也是随着人们对飞行器飞行问题研究的深入而不断发展。从目前来看，低速风洞试验技术的发展趋势主要表现在以下几个方面。

随着科学技术发展，低速风洞试验对象早已不再限于航空飞行器，低速风洞试验技术在航空、航天、水中兵器、能源、交通、建 筑、环境等领域中都将会有长足发展。

风洞试验技术和计算流体力学（CFD）将进一步密切结合，互为补充、相互促进。例如，低速空气动力学中的湍流效应，这是长 期以来未能解决好的难题，可望随着计算机技术迅速发展，巨型机计算速度提高，采用数值模拟与试验研究相结合而得到突破。

流动显示技术向流动可视、定量显示的方向发展。计算机技术和图像处理技术的发展，使流动显示技术向计算机辅助流动显示方向发展。虚拟现实技术在非接触测量、风洞试验数据处理等方面将得以应用。随着测量和传感器技术的发展，流动显示从获取定性信息向定量信息、从局部流场信息向全流场信息方向发展。如用粒子成像测速和数字成像测速技术，可以测量模型三维流场速度分布和压力分布，这对试验数据分析是很有帮助的，是低速风洞试验技术的一个重要发展方向。

低速风洞试验模拟将更接近于真实情况。目前，风洞模型试验与绕飞行器的实际流动相比主要存在有三个方面的差异，一是风洞试验雷诺数不够大；二是风洞试验存在有洞壁干扰；三是风洞模型试验存在有支架干扰。为了减少前两种因素的影响，主要办法是建造大尺寸风洞、高雷诺数风洞和自适应壁风洞，其中高雷诺数风洞（指增压风洞和低温风洞）和自适应壁风洞更具发展潜力。为了减少模型的支架干扰，张线支撑、甚至磁悬挂系统都是从事风洞试验技术研究人员的努力方向。可以预见，由于超导技术、计算机技术、自动控制技术、传感器技术的发展，磁悬挂系统应用前景是广阔的。目前该系统在世界范围内已安装了二十余套，但多数处于开发研究阶段。

风洞与计算机一体化将会使试验效率和试验质量大幅度提高。风洞试验效率的提高首先表现在模型姿态的控制、数据测量、采集、处理、显示、分析及试验过程控制自动化方面。除此之外，模型测力、测压的一体化、发动机与机体一体化试验以及静态、动态一体化试验也是未来发展的重要方面。

我国是一个发展中国家，随着人民的生活水平和综合国力的提高，从维护领土完整、保卫人民和平劳动和提高人民生活质量的目的出发，根据我国航空航天工业的发展要求，要有选择地建造一些新的低速空气动力学试验设备和发展新的试验技术。例如，在近期内建造我国的立式风洞、增压风洞，在不远的将来建设航空声学风洞、低温风洞和磁悬挂风洞。今后，还要继续发展低速风洞试验技术。例如，用于研究飞行器起降特性以及车辆地面效应的活动地板试验技术，全模型的颤振和抖振试验技术，全流场显示定量化的离子图像测速（PIV）技术、非侵入测量的红外、超声测量及压敏漆技术、以涡扇发动机模拟器（TPS）为标志的带动力试验技术、 在风洞中进行模型自由飞试验技术、洞壁干扰实时处理技术和磁悬挂试验技术等。与此同时，我们还要研究新的测量、控制、处理 技术及编制相应的空气动力性能预测、分析、评估软件。