风洞实验指在风洞中安置飞行器或其他物体模型，研究气体流动及其与模型的相互作用，以了解实际飞行器或其他物体的空气动力学特性的一种空气动力实验方法。

风洞实验的理论依据是运动相对性原理和流动相似性原理。根据相对性原理，飞机在静止空气中飞行所受到的空气动力，与飞机静止不动、空气以同样的速度反方向吹来，两者的作用是一样的。但飞机迎风面积比较大，如机翼翼展小的几米、十几米，大的几十米（波音747是60米），使迎风面积如此大的气流以相当于飞行的速度吹过来，其动力消耗将是惊人的。根据相似性原理，可以将飞机做成几何相似的小尺度模型，只要保持某些相似参数一致，试验的气流速度在一定范围内也可以低于飞行速度，并可以根据试验结果推算出真实飞行时作用于飞机的空气动力。

风洞实验尽管有局限性，但有如下四个优点：①能比较准确地控制实验条件，如气流的速度、压力、温度等；②实验在室内进行，受气候条件和时间的影响小，模型和测试仪器的安装、操作、使用比较方便；③实验项目和内容多种多样，实验结果的精确度较高；④实验比较安全，而且效率高、成本低。因此，风洞实验在空气动力学的研究、各种飞行器的研制方面，以及在工业空气动力学和其他同气流或风有关的领域中，都有广泛应用。

风洞实验的理论依据是流动相似原理。由于风洞尺寸、结构、材料、模型、实验气体等方面的限制，风洞实验要作到与真实条件完全相似是不可能的。通常的风洞实验，只是一种部分相似的模拟实验。因此，在实验前应根据实际内容确定模拟参数和实验方案，并选用合适的风洞和模型。模型的设计和制造是风洞实验的一个关键。模型应满足如下要求：形状同实物几何相似或符合所研究问题的需要（如内部流动的模拟等）；大小能保证在模型周围获得所需的气流条件；表面状态（如光洁或粗糙程度、温度、人工边界层过渡措施等）与所研究的问题相适应；有足够的强度和刚度，支撑模型的方式对实验结果的影响可忽略或可作修正；能满足使用测试仪器的要求；便于组装和拆卸。此外，某些实验还对刚度、质量分布有特殊要求。模型的材料在低速风洞中一般是高强度木材或增强塑料，在高速和高超声速风洞中常用碳钢、合金钢或高强度铝合金。有些实验根据需要还采用其他材料。模型通常都是缩尺的，也有全尺寸的，有时还可以按一定要求局部放大。对于几何对称的实物，还可以利用其对称性做成模拟半个实物的模型。

对风洞实验结果通常须进行处理和分析。其主要内容是：将测量值换算成所需的空气动力学特性数据；分析综合各个实验环节可能引入的误差；对实验结果作出物理解释和数学说明；根据模型流动和实物流动的差别，修正实验结果。模型流动和实物流动的差别主要有：由风洞和模型造成的模拟失真，如雷诺数的差别、进气和喷流的模拟失真等；其次是风洞洞壁和模型支架的干扰影响；还有风洞流场的非均匀性、湍流度和噪声影响等。其中有些可以通过计算或者实验进行修正，更重要的是要注意积累使用风洞实验结果的经验。

流体力学方面的风洞实验的主要分类有测力实验、测压实验、传热实验、动态模型实验和流态观测实验等。测力和测压实验是测定作用于模型或模型部件（如飞行器模型中的一个机翼等）的气动力及表面压强分布，多用于为飞行器设计提供气动特性数据。传热实验主要用于研究超声速或高超声速飞行器上的气动加热现象。动态模型实验包括颤振、抖振和动稳定性实验等 ，要求模型除满足几何相似外还能模拟实物的结构刚度、质量分布和变形。流态观测实验广泛用于研究流动的基本现象和机理。高速计算机在在以上风洞实验中的应用极大地提高了实验的自动化、高效率和高精度的水平。

测力实验是利用风洞天平（见风洞测试仪器）测量作用在模型上的空气动力和力矩的风洞实验。它是风洞实验中最重要的实验项目之一。测力实验主要有：全模型和部件的纵向和横向测力实验、喷流实验、静气动弹性实验、外挂物测力和投放轨迹实验等。

全模型和部件的纵向和横向测力实验是测量沿模型上三个互相垂直轴的力和绕三个轴的力矩的实验，其中无测滑的实验为纵向实验，有测滑的为横向实验。模型由腹部支杆或尾支杆支撑于风洞中（图1和图2）。

为研究各部件的贡献和干扰，除采用全模和部件组拆实验外，更精确的方法是在模型内安装多台天平，同时测量全机和部件的气动力。对于有对称面的飞行器，在绕流对称的条件下，可以洞壁或反射平板为对称面，取模型的一半做实验。这种实验称为半模实验，其优点是模型可做得大些，雷诺数可以高些，无尾支杆干扰，制造方便和经济。缺点是存在洞壁边界层和缝隙的影响以及仅能进行纵向实验。喷流实验是测量飞行器发动机喷流对飞行器机体气动特性影响的实验。在风洞中要精确模拟喷流是很困难的。除模拟自由流马赫数Mα∞、比热比γ和喷管几何形状外，还要模拟出口与自由流静压比pj/p∞、出口马赫数Mαj、喷流比热比γ1、普适气体常数与热力学温度乘积比(RT)j/(RT)∞等相似参数。通常只能有选择地模拟其中一些项目，例如，一般当喷口处于飞行器底部时，可用冷空气模拟喷流。当喷口处于飞行器底部上游时，还应模拟γ1和(RT)j/(RT)∞。火箭发动机喷流模拟以用缩尺火箭发动机为宜。喷流实验的关键在于研制高精度天平、小干扰的支架和不传力的输气密封系统。

静气动弹性实验是测量模型刚度对气动特性影响的实验。通常风洞实验中的模型都是用强度和刚度较大的金属制作的，而真实飞行器的刚度比模型低得多。因此，需制造一种由金属作骨架、用轻木或塑料作填料、能模拟飞行器各部件弯曲和扭转刚度的弹性模型，把它放在风洞中作模拟飞行条件的高动压实验，测量对模型刚度的影响，修正刚体模型实验的数据。

外挂物测力和投放轨迹实验是测量飞行器外挂油箱、炸弹或其他物体的气动力和外挂物投放轨迹的实验。由于风洞尺寸的限制，风洞中外挂物模型很小，测量很困难。早期的实验是设计专门的外挂物天平。天平可以放在外挂物模型或者它的挂架内直接测量。外挂物投放轨迹是用高速摄影或多次曝光技术对自由投放的模型进行照相记录。图3是在低速风洞中用多次曝光法拍摄的外挂物投放轨迹照片。这种方法简便、直观，但要模拟弗劳德数，所以模型设计和调整很困难。20世纪60年代以来，发展出一种双天平测量系统，母机模型和外挂物分别支撑在各自的天平上。实验时首先测量外挂物和母机的气动力，输入计算机，由运动方程和给定的时间间隔算出外挂物在气动力作用下运动的下一个位置，然后操纵外挂物运动到计算位置再进行测量。一直到所要求的轨迹测出为止。这时，母机和外挂物所有瞬间的气动力也同时测出。这种方法不要求模型动力相似，模型可多次使用。同时，这套装置也可以用于其他双体实验或大攻角失速后运动轨迹测量等。缺点是精度要求较高，制造费用大。

除上述实验外，还有一些专门的测力实验，如铰链力矩测量、摩阻测量、进气道阻力测量、马格纳斯力和力矩（见马格纳斯效应）测量等，这些都要有专门设计的天平。

测压实验 　风洞洞壁、模型表面上各点和气流中各点的当地压力参数测量。对应于流场的每一点，有一个总压p0和一个静压p∞。总压是假想气流等熵绝热地滞止，最后流速降为零时所能达到的压力。静压是气流内部相互作用的流层之间的法向力。在不可压缩流体中，总压和静压之差，即该流动点上由于气流动力效应引起的压力增高（p0－p∞），称为动压或速压q∞。气流压力的测量，是空气动力实验中最基本的测量项目之一。

1738年，丹尼尔第一·伯努利就确立了无粘性不可压缩流体中压力与速度之间的关系，后称为伯努利定理。这个定理后来被推广到可压缩流体。因为测量气流压力比较容易，故风洞实验中常借助测量气流的压力来推求速度。

物体表面某一点（如第i点）的压力pi，常以无量纲形式的压力系数Cρii表示。如果p∞和q∞分别代表远前方未扰动气流的静压和动压，则Cρii是该点的剩余压力（pi－q∞）与动压q∞之比。

风洞中最常见的测压实验是模型表面压力分布测量。模型表面上直接开有测压孔。通过实验，可以了解局部流动特性并积分出总的气动特性。常见的有飞行器测压、汽车测压和建筑物测压等。进气道测压实验是通过进气道表面测压孔和管道内排管的压力测量，以得到进气道的流量- 总压恢复特性。风洞流场校测中速度场、压力场、方向场的测量也是通过测压进行的。此外，边界层压力测量也是经常进行的实验项目。有时还通过二元物体尾流压力测量来推算物体的阻力。所以风洞测压实验在工程设计和研究工作中得到广泛应用。

风洞中气流总压、静压测量用总压、静压探测管和压力计或压力传感器。图4和图5示出一般总压管和静压管的结构。总压或静压排管可同时获得许多测压数据。但管与管之间的相互影响要小。模型表面压力测量孔要求垂直当地物面，孔缘处平滑不得有毛刺。静压探测管上静压孔位置的选择特别重要，应使它受静压管头部和支柄的综合影响最小。测压设备中压力传输的管路不能太长，否则管内压力达到平衡要用很长时间。

在气流和模型作相对高速运动的条件下，测定气流沿模型绕流所引起的对模型表面气动加热的一种实验。当飞行器飞行马赫数大于3时，必须考虑气动加热对飞行器外形、表面粗糙度和结构的影响。风洞传热实验的目的是为飞行器防热设计提供可靠的热环境数据，实验项目包括：光滑和粗糙表面的热流实验，边界层过渡、质量注入对热流影响的实验，台阶、缝隙、激波和边界层等分离流热流实验等。在风洞传热实验中一般略去热辐射，只考虑对流加热，要模拟的是马赫数、雷诺数、壁温比、相对粗糙度（粗糙度与边界层位移厚度之比）、质量注入率、自由湍流度等参数。在一般高超声速风洞、脉冲风洞、激波风洞、电弧加热器、低密度风洞和弹道靶中都能进行传热实验，但都不能全面模拟上述参数。因此，必须对不同设备的实验数据进行综合分析。风洞传热实验的方法有两类：一类是确定热流密度分布的热测绘技术，如在模型表面涂以相变材料，通过记录等温线随时间的扩展过程进行热测绘；又如在模型表面涂以漆和粉末磷光材料的混合物，通过记录磷光体的亮度分布转求热流密度分布（后一方法响应快，灵敏度高）。热测绘技术可以提供丰富的气动加热资料，但精度较低。另一类是热测量技术，利用量热计进行分散点的热测量，一般是在一维热传导的假定下通过测量温度随时间的变化率测量热流密度。在一般高超声速风洞中常用的量热计有两种：①薄壁量热计，使用它时要求模型的壁做得很薄，以使模型在受热时，内外表面的温度接近相等，在内表面安装温差电偶，用以测量温度随时间的变化来推算热流密度。②加登计，是R.加登在1953年提出的，它是基于受热元件的中心和边缘之间的温度梯度和热流密度有一定的关系进行测量的。薄壁量热计和加登计由于达到温度平衡需要较长的时间，不能用于脉冲风洞。在脉冲风洞中，可采用塞形量热计和薄膜电阻温度计进行测量。塞形量热计是利用量热元件吸收传入其中的热量，然后测量元件的平均温度变化率再计算表面热流密度。

风洞传热实验必须恰当地解决模型设计、防护、冷却和信号传输等问题，还要研究模拟技术，缩小传感器尺寸，解决传感器的稳定性问题，以及确定实验中各种不确定因素对实验结果精度的影响。

确定模型对气流的相对运动和模型上的气动力随时间变化的实验，包括颤振实验、抖振实验、动稳定性实验、操纵面嗡鸣实验、非定常压力测量等。

颤振实验 颤振是飞行器在气动力、结构弹性力和惯性力相互作用下从气流中吸取能量而引起的自激振动。它一旦发生，就很可能造成结构的破坏。进行风洞颤振试验，旨在选择对防颤振有利的结构方案（见颤振试验）。

抖振实验 抖振是气流分离所激起的飞行器结构振动。作低速大攻角飞行时，举力面上气流分离达一定程度后就会出现抖振，这类抖振称为举力型抖振。作跨声速飞行时由于激波的诱导作用，使抖振起始攻角明显减小。此外，还有由于气流分离造成的非举力型抖振。抖振影响飞机的结构强度和疲劳寿命，会使武器系统和电子仪器的工作不正常，使乘员不舒适。抖振起始攻角所对应的举力系数（见举力）随马赫数的变化曲线，称为抖振边界。抖振边界越高，飞机的最小平飞速度越低，飞行中的机动性和安全性越好。抖振实验是要测定抖振边界和抖振载荷。测定抖振边界可采用方均根弯矩法和后缘静压发散法等。所谓方均根弯矩法，就是在模型翼根粘贴应变片，测定某一马赫数不同攻角下与翼根弯矩成比例的方均根电平值，将电平值开始急剧增大的转变点所对应的攻角确定为抖振起始攻角的方法。所谓后缘静压发散法，就是利用气流分离后翼面后缘静压迅速增加的原理来进行测量的方法。除要求模型与实物保持气动力相似外，还要求模拟一阶弯曲频率。抖振实验对风洞噪声级、湍流度以及模型表面的边界层状态都有较严格的要求。

动稳定性实验 测定动导数的实验。动导数是气动力和力矩对运动参量时间变化率的导数，例如是滚转力矩mx对滚转角速度ωx的导数，通常起阻尼作用，又称滚转阻尼导数。动导数实验一般采用刚性模型，除气动力相似外，还要求减缩频率ωL/v与实物相同，其中ω为振动频率；L为特征长度；v为气流速度。在风洞中测量动导数一般采用自由振动法或受迫振动法。自由振动法是给模型以一定的初始位移后把它释放出去，使它在气流中作自由衰减振动，根据所记录的模型位移时间历程来确定动导数。此法设备简单，但受风洞背景噪声等外界干扰影响较大，准确度不高。受迫振动法是对模型系统施加一定频率的正弦激振力矩，在此过程中，通过测量仪器，测定它的激振力矩和模型振动角位移之间的相位差，从而确定动导数。此外，还可以用风洞模型自由飞的方法测量动导数。

操纵面嗡鸣实验 　操纵面嗡鸣是飞行器作跨声速飞行时由于翼面上的激波、波后的边界层分离和操纵面偏转的相互作用而产生的单自由度不稳定运动。操纵面嗡鸣对马赫数很敏感。发生嗡鸣会降低操纵效率甚至使操纵失效，严重时将导致结构的疲劳破坏。通过嗡鸣实验，可以确定飞行器操纵面振动的性质，提供排除振动的方法和确定刚度指标。嗡鸣实验模型由刚性主翼和操纵面组成，可用弹簧片模拟操纵系统刚度。操纵系统结构阻尼应大致和实物相当。实验时用应变测量系统测定振动波形，也可用方均根电平记录仪测量振动强度。

非定常压力测量 　这种测量是研究非定常气动力的基本手段。测量方法有两种：一种是用埋在模型里的微型压力传感器同时测量许多点的非定常压力；另一种是在模型里安置许多压力管，通过压力管测量非定常压力，而压力管则通过扫描阀与传感器相连。采用后一种方法，必须作吹风状态下管路动态传递特性的修正。

在动态实验中，风洞背景噪声对实验结果的准确度有很大的影响，因此，除对风洞的噪声级作出限制外，还必须在实验技术上减小风洞噪声的影响，如在数据处理中，采用相关滤波、总体平均等方法。配备能进行快速傅里叶变换的动态分析设备，可以明显提高动态实验的能力，实现实时分析。

流态观察实验 　借助物理和化学的手段使风洞中无色透明的气流成为可见气流的实验方法。利用这种技术能够用肉眼或其他辅助手段直接观察到气体流动的物理图像，从而加深对气体流动机理的了解并及时发现气体流动中存在的问题。还可以用观察的结果验证一些理论、假说并帮助建立复杂流动问题的数学模型。这种技术是空气动力实验的一种基该方法。

自然界中存在着许多能显示流体流动的现象。水面飘浮物体的运动往往表明水流方向；生火时产生的烟则显示了热空气上升和扩散的图形。在实验室内用流态显示技术进行科学研究始于19世纪末。1883年O.雷诺把一股染色水引入管流中，根据染色水是色彩清晰的规则流动还是紊乱流动来判别管中流动是层流还是湍流。1893年，L.马赫在风洞中用丝线和烟流观察了气流绕垂直安放的一块平板流动的情况。随着风洞的发展和科学技术的进步，流态观察方法也越来越多。

风洞中流态观察方法大致为分两类：第一类是示踪方法；第二类是光学方法。

示踪方法

是在流场中添加物质，如有色液体、烟、丝线和固体粒子等，通过照相或肉眼观察添加物随流体运动的图形。只要添加物足够小，而且比重和流动介质接近，显示出来的添加物运动的图形就表示出气流的运动。这是一种间接显示法，特别适合于显示定常流动。常用的有丝线法、烟流法、油流法、升华法、蒸汽屏法和液晶显示法等六种：

①丝线法　将丝线、羊毛等纤维粘贴在要观察的模型表面或模型后的网格上，由丝线的运动（丝线转动、抖动或倒转） 可以判明气流的方向和分离区的位置以及空间涡的位置、转向等。图6为一个模型实验时机翼的丝线显示气体流动图。现在又发展到用比丝线更细的尼龙丝，有时细到连肉眼都看不清。将尼龙丝用荧光染料处理后再粘在模型上。这种丝线在紫外线照射下显示出来，并且可以拍摄下来。粘丝很细，对模型没有影响，可同时进行测力实验。此法称为荧光丝线法。

②烟流法　用风洞中特制烟管或模型上放出的烟流显示气体绕模型的流动图形。这是一种很好的观测方法。世界各国建设了不少烟风洞。通常是在风洞外把不易点燃的矿物油用金属丝通电加热而产生的烟引入风洞；也有将涂有油的不锈钢或钨丝放在模型前，实验时通电将钨丝加热，产生细密的烟雾。为了保证烟束清晰不散，必须采用大收缩比的收缩段、稳定段或风洞入口加装抗湍流网和采用吸振性能好的材料制造洞壁等措施，保持烟流为层流状态。烟流法除用于观察绕模型的流动，还可用来测量边界层过渡点位置和研究涡流结构。图7为模型烟流实验中拍摄的照片。

③油流法　在粘性的油中掺进适量指示剂（如炭黑）并滴入油酸，配制成糊状液态物，均匀地涂在模型表面。实验时通过指示剂颗粒沿流向形成的纹理结构，显示出模型表面的流动图形。如果油中加入少量荧光染料，则在紫外线照射下可以显现出荧光条纹图，称为荧光油流图。它可以显示模型表面气流流动方向、边界层过渡点位置、气流分离区、激波与边界层相互干扰等流动现象。图8为模型油流实验照片。

④升华法　将挥发性的液体或容易升华的固体喷涂在模型表面，依据涂料从模型上散失的速度与边界层状态有关的原理（在湍流边界层内由于气流的不规则运动导致该处蒸发量或升华量大于层流处）来区分边界层状态，确定过渡点的位置。

⑤蒸汽屏法　在风洞中形成过饱和的蒸汽，在需要观察的截面，垂直气流方向射入一道平行光，气流经过光面时，由于离心力的作用，旋涡内外蒸汽的含量是不同的，光的折射率因此不同，便能显示出涡核的位置。此法多用来观察大攻角脱体涡的位置。

⑥液晶显示法　利用液晶颜色随温度而改变的特性来识别层流、湍流边界层和激波。液晶是一种油状有机物，温度较低时，无色透明，随着温度上升，便以红、黄、绿、蓝、无色的顺序改变，能鉴别有微小温差的层流和湍流边界层流动以及激波前后的温差。它适用于高速和超声速流态观察。液晶的涂法与漆类似，先稀释，再喷涂。液晶对污物杂质敏感，喷涂时，模型表面必须干净。

根据光束在气体中的折射率随气流密度不同而改变的原理制造出来的光学仪器，如阴影仪、纹影仪、干涉仪（见风洞测试仪器）和全息照相装置等，都可用来观察气体流动图形。这种方法不在流场中添加其他物质，不会干扰气体流动，而且可以在短时间内采集大量的空间数据。它是一种直接显示方法，特别适合于观察可压缩流动和非定常流动，如激波、尾流和边界层过渡等。

除了以上两大类方法外，还有一种向流场中注入能量的方法。如在低密度风洞中向气流发射电子束，使气体分子激发出荧光，荧光的光通量与气流密度大小有关。根据光通量的变化，就可以显示出气流密度的变化，这种方法可以显示高超声速稀薄气体流动的激波位置和形状以及用于定量测量流场密度。

70年代后期，发展出一种彩色照相图示流态观察技术。它用总压探管在所测流场区域扫描，并将感受的压力转换成电压值。根据不同的电压触发不同颜色的光，在照相机上曝光。通过多种颜色信号光记录的流场等压线图，可以清晰地看到涡旋分布和飞机模型后的涡流图像。这项技术最近发展成为直接把传感器感受的压力信号记录在磁带上，并输入计算机处理。传感器探头可以用压力探头也可以用热丝或热膜或其他探头。处理后的数据可由彩色电视显示。因为不用照相装置，而代之以计算机，这就带来了很大的方便：可以一次处理很多数据（可以是一个也可以是好几个探头感受的数据）；显示的颜色可多达4096种（但由于人眼分辨率的限制，常用的也只有20～30种）；对于特别有兴趣的区域可以放大和增加颜色详细显示；此外，还可以根据需要，旋转显示的数据平面，以得到从不同角度观察的流场彩色显示图像。例如，可以在垂直风洞轴线的平面观察，也可以在平行风洞轴线的平面或其他任意平面观察。高分辨率的彩色电视屏幕可以用颜色和箭头表示流动方向。

风洞实验既然是一种模拟实验，不可能完全准确。概括地说，风洞实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。

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

风洞实验中，需要用支架把模型支撑在气流中。支架的存在，产生对模型流场气流中。

风洞实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：

⑴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。

⑵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。中国也正在研制这种高雷诺数风洞。

⑶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。中国也研制了低温风洞，但尺度还比较小。