什么是汽车风洞实验,汽车风洞从结构上划分为

1.实拍观致7风洞测试，先进程度令人惊叹，风阻系数达到0.3

2.F1风洞详解（译）

3.汽车风洞的作用是什么

4.风洞效应的种类

5.风洞实验的分类

6.风洞有什么作用？

7.汽车风洞是什么啊？

风洞（wind tunnel）即风洞实验室，是以人工的方式产生并且控制气流，用来模拟飞行器或实体周围气体的流动情况，并可量度气流对实体的作用效果以及观察物理现象的一种管道状实验设备，它是进行空气动力实验最常用、最有效的工具之一。

研究空气动力学的重要实验装置。。。

实拍观致7风洞测试，先进程度令人惊叹，风阻系数达到0.3

就是用来产生人造气流(人造风)的管道。在这种管道中能造成一段气流均匀流动的区域，汽车风洞试验就在这段风洞中进行。汽车风洞中用来产生强大气流的风扇是很大的，比如奔驰公司的汽车风洞，其风扇直径就达8.5m，驱动风扇的电动功率高达4000kW，风洞内用来进行实车试验段的空气流速达270km／h。建造一个这样规模的汽车风洞往往需要耗资数亿美元，甚至10多亿，而且每做一次汽车风洞试验的费用也是相当大的。

汽车风洞有模型风洞、实车风洞和气候风洞等，模型风洞较实车风洞小很多，其投资及使用成本也相对小些。在模型风洞中只能对缩小比例的模型进行试验，其试验精度也相对低些。实车风洞则很大，建设费用及使用费用极高。目前世界上的实车风洞还不多，主要集中在日、美、德、法、意等国的大汽车公司。

F1风洞详解（译）

如何让一台SUV拥有轿车般的低风阻系数，来转换它的能量让节能减排更加明显？且降低车内的噪音，这就要用到环境风洞、空气动力学-声学风洞进行测试收集参数，不断地进行测试修改。风洞没有面世之前，一个车企要做到这些，必须经历长达两年以上并且百万公里的路程，在中国最北端寒冷的漠河，再到炎热的西北部吐鲁番盆地，多位工程师付出大量精力、物力、财力才能完成。而风洞的出现打破了这一规则，只需要短短几个月便可以完成所有测试。

但是这不是说国内众多车企就不用这样测试了，由于自主品牌起步较晚，对汽车风洞这块比较短缺，早前整个国内只有一家汽车风洞实验室，在上海同济大学，由于只有一个风洞，想要测试必须排队长达半年的时间；以至于很多车企只能进行三冬两夏进行漫长的测试。

什么是汽车风洞？

汽车风洞就是用来研究汽车空气动力学的一种大型试验设施。其实风洞不是个洞，而是一条大型隧道或管道，里面有一个巨型扇叶，能产生一股强劲气流。气流经过一些风格栅，减少涡流产生后才进人试验室。风洞的最大作用是用来测量汽车的风阻，风阻的大小用风阻系数CD表示，风阻系数越小，说明它受空气阻力影响越小。当然，除了用来测量风阻外，风洞还可以用来研究气流绕过车身时所产生的效应，如升力、下压力，还可以模拟不同的气候环境，如炎热二寒冷、下雨或下雪等情况。这样，工程师们便可以知道汽车在不同环境下的工作情况，特别是冷却水箱散热、制动器散热等问题。

中国汽研汽车风洞的建成，被列为亚洲最先进的汽车风洞

去年6月28日，投资5.5亿元落户重庆，中国全尺寸大型汽车风洞投入使用，先进程度令人惊叹，被列为亚洲最先进的汽车风洞。目前已与奇瑞、吉利、比亚迪等十余家车企展开合作，这一刻比外国品牌奔驰全尺寸风洞晚了50年。如今中国汽研汽车风洞的建成，相信能够让更多正向研发的自主品牌进行高速的发展。

今天要说的观致7，就第一批受益于中国汽研汽车风洞实验室，我们都知道观致汽车以质量而闻名，虽然这款观致7前脸设计造型备受争议，引来不少谩骂，他们认为还是何歌特主导的设计最为经典。但是在质量上没有放低要求。进行了风洞测试+实际路况测试相结合，据了解观致7风阻测试系数可以达到0.3，再搭配奇瑞出色的1.6TGDI发动机，相信在油耗、噪音、舒适性更进一步的提高。下面我们就来一起看下观致7风洞测试现场传回的。

观致7风洞测试准备

观致7风洞测试实拍

早前出现在工信部目录中五幅轮毂，样式很是新颖，看上去和瑞虎7高配版本的轮毂相似，不知道大家觉得怎么样？

观致7风洞测试尾部

观致7CD柱用了悬浮熏黑设计元素，尾灯样式比观致5更美观，长度恰当，双排双出的排气管，并且整个尾部视觉上要比观致5宽大，不像观致5那么圆润。

观致7风洞测试斜侧面

观致7的前脸抛弃了和观致标志造型相关的元素，大量使用了黑色元素，从熏黑的大灯到中网，再到下包围处，以及大灯两侧的镀珞造型，形成很强的冲击力。虽一眼望去并不经验，但多看两眼还是很耐看的，再说目前基本也没人看到实车，所以不好说很多人接受不了的前脸，到底是不是真的接受不了。

观致7风洞测试正侧面

观致7的侧面腰线并不明显，比较简洁，亮点全部集中在CD柱悬浮车窗，和车顶的弧线，个人觉得侧面要比观致5更协调。

观致7风洞测试侧尾部

动力方面：观致7预计会搭载奇瑞的1.6GDI发动机，和绵阳1.8T发动机，最大功率分别为150kW（204Ps）和170kW（231Ps），峰值扭矩分别为280N·m和300Nm。尺寸方面：观致7的长宽高分别为4679mm/18mm/1679mm，轴距为2720mm，定位为紧凑级5座SUV。

观致7风洞测试多角度实拍

观致7风洞测试中

总结：观致7作为观致一款全新的SUV，外观以及内饰方面，加入了当前流行的时尚元素，并且三大件也进行了系统升级。同时有风洞测试+真实路况测试质量加特，相信在上市之初价位定位合理，以及让消费者能方便买这款车，也许能拯救目前观致不温不火的低迷市场。

本文来源于汽车之家车家号作者，不代表汽车之家的观点立场。

汽车风洞的作用是什么

本文译自JALOPNIK，作者Elizabeth?Blackstock。来自原文和互联网

因成本和环保的原因，?F1一直在考虑在赛车研发过程中禁止或至少严格限制风洞的使用。但要真正理解这个决定，你必须对风洞试验有所了解：它的重要性，历史，用途等等。

风洞历史

曾经有一段时间，在赛车领域没有人知道空气动力学是什么，而是去制造可以承载强大引擎动力的最轻的底盘。直到?Colin?Chapman意识到如果在车上安装一个倒立机翼，就可以通过气流把汽车"粘"在地面上。

随着技术在整个70年代和80年代的不断进步，一种更规范的研究形式对于确定空气动力学变化的影响至关重要——风洞试验。

第一支在F1中使用风洞的车队是1963年的Brabham，直到20世纪80年代风洞试验才成为标准。

风洞试验的目标就是确保接触赛车的每一丝气流都得到优化，用来提高性能。

工作原理

风洞本质上是一种管道状的试验设备，用非常大的风扇使强气流通过车身，用来模拟赛车周围气体的流动情况，并分析气流对车身的作用效果。

风洞有两种形式。第一种是直流式风洞，它有一个通向外界大气的空气入口。第二种是回流式风洞，它可以防止外界的影响，从而提供更均匀的气流。没错，F1车队使用的是回流式风洞。

回流式风洞实际上是将直流式风洞首尾相接，形成封闭回路。气流在风洞中循环回流，既节省能量又不受外界的干扰。这种风洞的气流速度是靠风扇的转速来控制的。为了研究F1赛车，一队技术高超的模型制作者会制作一个赛车的比例模型，通常是实际赛车尺寸的50-60%。这个模型被放置在风洞中的实验段。

风洞的驱动系统或者叫主风机，如果选用单个大风扇，产生的湍流更少，而且比多个小风扇同时工作要高效得多。风洞的洞壁设计应尽可能平滑，以防止气流中出现任何不必要的干扰。每个拐角设置导流片引导空气流向，这些导流片的设计同样是为了尽可能少地干扰气流。

风洞本身还有一些值得注意的地方：

实验段或者叫测试段，将汽车固定在一个测试台上，测量由风产生的下压力或升力。这里是风洞最窄的地方，使气流加速到所需流速；

驱动段或者主风机，风通过风扇的地方；

扩散段，是隧道中逐渐变宽的部分，有助于减缓空气流速，使其更容易引导气流；

稳定段，试验区前的风洞部分，空气通过蜂窝状整流网，将气流重新定向到一条预设的直线上；

换热器位于回路内的某个地方，以防止空气流动引起的升温导致的气压变化；

实验段本身也由几个不同的部分组成：

一个或两个固定汽车的长臂；

汽车下面的滚动路面，它与风速相匹配，防止空气在路面上的粘滞力引起的测试不准。

数据集

赛车的设计目标非常明确：以最高效的方式破风，以便能跑得更快。设计一辆汽车不可能只考虑一点，所以某些部件被设计成以最小的干扰将空气带走，而其他部件，如前翼，则被设计成将气流引导到其他地方，以增加赛车下压力或速度。

那么如何知道实际效果呢？有几种简单的方法，但基本上都依赖于空气流动路径的可视化方法。

如果你曾经看过F1赛车上涂有荧光漆，那就是空气流动可视化一种具体方式。

这种荧光漆叫做flo-vis，它显示了空气是如何在汽车表面流动。

而其他形式的可视化包括：

丝线法：与汽车风向一致的毛线或毛绒。

皮托管，测量静止空气和流动空气之间的差异。这些由大量Kiel探针组成网格状物体固定在赛车上，被称为空气耙或者尾流耙。可以测量前轮，扩散器，侧箱后的气流，通过一系列的数据绘制云图，对比数值计算、风洞和实测数据的差别。

烟流法：烟雾可视化。往风洞里释放烟气，你就可以看到它在车上流淌的样子。

粒子图像测速法，这是一种更先进的烟雾可视化形式。在这种情况下，烟雾的密度与周围空气的密度相同，启动风扇，直到整个风洞充满烟雾。拍摄照片并将其输入计算机，就可以在烟雾粒子经过汽车时对其进行分析。比较两个或更多的图像，你可以看到不同或相似之处，这有助于预测在比赛环境中空气的流动状态。

除了直接的气流测试，F1车队还能够重现赛道条件，比如用来分析赛车在巴西和法国赛上的表现差异。目标就选出合适的部件，进行测试和分析，为下一季比赛做准备。

争议所在

目前，在风洞问题上还存在着相当大的争议。风洞的建造成本高达数千万美元，而运营成本则高达数百万美元。有些车队承担不起自有风洞的成本，不得不使用另一支车队的风洞，而另一些车队却可以有两个或者更多的风洞。在风洞中测试赛车很贵很贵，而且能源消耗也很惊人。在2009年开始实施限制之前，F1车队每天都会进行风洞测试。

而通过更有效地使用计算流体力学（CFD）是可以减少风洞测试时间的，CFD是一种数值计算方法，可以在计算机中输入汽车的所有尺寸，通过程序计算汽车的预期性能。CFD软件一直在发展，所需的工作量、资金和物理空间相比风洞测试都要少得多。

在未来几年会逐步减少风洞测试的时间。目前来看，模拟测试手段将从风洞转向更全面的数值计算。

本文来源于汽车之家车家号作者，不代表汽车之家的观点立场。

风洞效应的种类

汽车风洞可以模拟空各种驾驶环境中遇到的空气阻力、噪声、热力学状态、天气环境甚至太阳辐射，从而测试原型车的安全性和操纵稳定性，是汽车外形设计和整车热管理开发过程中不可或缺的环节。

汽车风洞包括模型风洞、实车风洞和气候风洞等。模型风洞比实车风洞小得多，投资和使用成本相对较小。只有缩尺模型才能在模型风洞中进行试验，其试验精度相对较低。实际的风洞非常大，建造成本和运行成本极高。目前全球实车风洞并不多，主要集中在日本、美国、德国、法国、意大利等国家的大型汽车公司。

风洞是一种可以人工产生和控制气流来模拟飞机或物体周围气流，测量气流对物体的影响，观察物理现象的管道实验设备。它是空气动实验最常用、最有效的工具。风洞主要由洞身、驱动系统和测控系统组成，各部分的形式因风洞类型而异。

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风洞实验的分类

风洞种类繁多，有不同的分类方法。按实验段气流速度大小来区分，可以分为低速、高速和高超声速风洞。

低速风洞

实验段气流速度在130米/秒以下(马赫数≤0.4)的风洞。世界上第一座风洞是F.H.韦纳姆于1869～1871年在英国建造的。它是一个两端开口的木箱，截面45.7厘米×45.7厘米，长3.05米。美国的O.莱特和W.莱特兄弟在他们成功地进行世界上第一次动力飞行之前，于1900年建造了一个风洞，截面40.6厘米×40.6厘米,长1.8米,气流速度为40～56.3千米/小时。以后,许多国家相继建造了不少较大尺寸的低速风洞。基本上有两种形式,一种是法国人A.-G.埃菲尔设计的直流式风洞；另一种是德国人L.普朗特设计的回流式风洞,图1是这两种风洞结构示意图。现在世界上最大的低速风洞是美国国家航空和航天局(NASA)埃姆斯(Ames)研究中心的12.2米×24.4米全尺寸低速风洞。这个风洞建成后又增加了一个24.4米× 36.6米的新实验段，风扇电机功率也由原来25兆瓦提高到100兆瓦。

低速风洞实验段有开口(见图1实验段)和闭口两种形式,截面形状有矩形、圆形、八角形和椭圆形等，长度视风洞类别和实验对象而定。60年代以来，还发展出双实验段风洞，甚至三实验段风洞。图2为中国气动力研究与发展中心的8米(宽)×6米(高)、16米(宽)×12米(高)闭口串列双实验段开路式风洞示意图。

风洞介绍

风洞就是用来产生人造气流(人造风)的管道。在这种管道中能造成一段气流均匀流动的区域，汽车风洞试验就在这段风洞中进行。汽车风洞中用来产生强大气流的风扇是很大的，比如奔驰公司的汽车风洞，其风扇直径就达8.5m，驱动风扇的电动功率高达4000kW，风洞内用来进行实车试验段的空气流速达270km/h。建造一个这样规模的汽车风洞往往需要耗 资数亿美元，甚至10多亿，而且每做一次汽车风洞试验的费用也是相当大的。

在低速风洞中，常用能量比Er衡量风洞运行的经济性。式中v0和A0分别为实验段气流速度和截面积；ρ为空气密度；η和N 分别为驱动装置系统效率和电机的输入功率。对于闭口实验段风洞Er为3～6。雷诺数Re是低速风洞实验的主要模拟参数，但由于实验对象和项目不同,有时尚需模拟另一些参数,在重力起作用的一些场合下（如尾旋、投放和动力模型实验等）还需模拟弗劳德数Fr，在直升机实验中尚需模拟飞行马赫数和旋翼翼尖马赫数等。

低速风洞的种类很多，除一般风洞外，有专门研究飞机防冰和除冰的冰风洞，研究飞机螺旋形成和改出方法的立式风洞，研究接近飞行条件下真实飞机气动力性能的全尺寸风洞，研究垂直短距起落飞机(V/STOL)和直升机气动特性的V/STOL风洞，还有高雷诺数增压风洞等。为了研究发动机外部噪声，进行动态模型实验，一些风洞作了改建以适应声学实验和动态实验要求。为了开展工业空气动力学研究，除了对航空风洞进行改造和增加设备外，各国还建造了一批专用风洞，如模拟大气流动的速度剖面、湍流结构和温度层结的长实验段和最小风速约为0.2米/秒的大气边界层风洞，研究全尺寸汽车性能、模拟气候条件的汽车风洞，研究沙粒运动影响的沙风洞等。

高速风洞

实验段内气流马赫数为0.4～4.5的风洞。按马赫数范围划分，高速风洞可分为亚声速风洞、跨声速风洞和超声速风洞。

亚声速风洞

风洞的马赫数为0.4～0.7。结构形式和工作原理同低速风洞相仿，只是运转所需的功率比低速风洞大一些。

跨声速风洞

风洞的马赫数为0.5～1.3。当风洞中气流在实验段内最小截面处达到声速之后，即使再增大驱动功率或压力，实验段气流的速度也不再增加，这种现象称为壅塞。因此，早期的跨声速实验只能将模型装在飞机机翼上表面或风洞底壁的凸形曲面上，利用上表面曲率产生的跨声速区进行实验。这样不仅模型不能太大，而且气流也不均匀。后来研究发现，实验段用开孔或顺气流方向开缝的透气壁，使实验段内的部分气流通过孔或缝流出，可以消除风洞的壅塞，产生低超声速流动。这种有透气壁的实验段还能减小洞壁干扰，减弱或消除低超声速时的洞壁反射波系。因模型产生的激波，在实壁上反射为激波,而在自由边界上反射为膨胀波,若透气壁具有合适的自由边界，则可极大地减弱或消除洞壁反射波系。为了在各种实验情况下有效地减弱反射波，发展出可变开闭比（开孔或开缝占实验段壁面面积的比例）和能改变开闭比沿气流方向分布的透气壁。第一座跨声速风洞是美国航空咨询委员会(NACA)在1947年建成的。它是一座开闭比为12.5%、实验段直径为 308.4毫米的开缝壁风洞。此后跨声速风洞发展很快，到50年代就已建设了一大批实验段口径大于1米的模型实验风洞。

超声速风洞

洞内气流马赫数为1.5～4.5的风洞。风洞中气流在进入实验段前经过一个拉瓦尔管而达到超声速。只要喷管前后压力比足够大，实验段内气流的速度只取决于实验段截面积对喷管喉道截面积之比。通常用由两个平面侧壁和两个型面组成的二维喷管。喷管的构造型式有多种,例如:两侧壁和两个型面装配成一个刚性半永久性组合件并直接与洞体连接的固定喷管；由可更换的型面块和喷管箱侧壁组成喷管，并将喷管箱与洞体连接而成的固块喷管；由两块柔性板构成喷管型面，且柔性板的型面可进行调节的柔壁喷管（图3）。实验段下游的超声速扩压器由收缩段、第二喉道和扩散段组成(图4),通过喉道面积变化使超声速流动经过较弱的激波系变为亚声速流动，以减小流动的总压损失。第一座超声速风洞是普朗特于1905年在德国格丁根建造的,实验马数可达到1.5。1920年A.布泽曼改进了喷管设计,得到了均匀超声速流场。1945年德国已拥有实验段直径约 1米的超声速风洞。50年代，世界上出现了一批供飞行器模型实验的超声速风洞，其中最大的是美国的4.88米×4.88米的超声速风洞。

现在建设的许多风洞，往往突破了上述亚声速、跨声速和超声速单一速度的范围，可以在一个风洞内进行亚声速、跨声速和超声速实验。这种风洞称为三声速风洞。中国气动力研究与发展中心的1.2米×1.2米跨声速、超声速风洞（图5）是一座三声速风洞。

60年代以来，提高风洞的雷诺数受到普遍重视。跨声速风洞的模型实验雷诺数通常小于1×109，大型飞行器研制需要建造雷诺数更高（例如大于4×109）的跨声速风洞,因而出现了增高驻点压力的路德维格管风洞,用喷注液氮降低实验气体温度、提高雷诺数的低温风洞等新型风洞。低温风洞具有独立改变马赫数、雷诺数和动压的能力，因此发展很快。

高超声速风洞

马赫数大于 5的超声速风洞。主要用于导弹、人造卫星、航天飞机的模型实验。实验项目通常有气动力、压力、传热测量和流场显示，还有动稳定性、低熔点模型烧蚀、质量引射和粒子侵蚀测量等。高超声速风洞主要有常规高超声速风洞、低密度风洞、激波风洞、热冲风洞等形式。

常规高超声速风洞

它是在超声速风洞的基础上发展起来的。图6为高超声速风洞示意图。图7为一座实验段直径为0.5米的暂冲式高超声速风洞照片。

常规高超声速风洞的运行原理与超声速风洞相似，主要差别在于前者须给气体加热。因为在给定的稳定段温度下，实验段气流静温随马赫数增加而降低，以致实验段气流会出现液化。实际上，由于气流膨胀过程很快，在某些实验条件下,存在不同程度的过饱和度。所以,实际使用的稳定段温度可比根据空气饱和曲线得到的温度低。根据不同的稳定段温度，对实验气体用不同的加热方法。在通常情况下，气体燃烧加热器加热温度可达750开；镍铬电阻加热器可达1000开;铁铬铝电阻加热器可达1450开；氧化铝卵石床加热器可达1670开；氧化锆卵石床加热器可达2500开；以高纯度氮气为实验气体的钨电阻加热器可达2200开；石墨电阻加热器可达2800开。早期常规高超声速风洞常用二维喷管。在高马赫数条件下，喉道尺寸小，表面高热流引起的热变形使喉道尺寸不稳定，边界层分布也非常不均匀，都会影响气流均匀性。所以，后期大多数高超声速风洞安装了锥形或型面轴对称喷管。锥形喷管加工容易,但产生锥型流场,所以后来逐渐被型面喷管代替。在马赫数大于 7的情况下，对高温高压下工作的喷管喉道，一般用水冷却。

常规高超声速风洞的典型气动性能以实验马赫数和单位雷诺数来表征。以空气作实验气体的典型风洞的实验马赫数为5～14,每米雷诺数的量级为3×106。为进一步提高实验马赫数和雷诺数，用凝结温度极低（4 开）的氦气作实验气体，在室温下马赫数可达到25；加热到1000开时马赫数可达到42。

世界上第一座常规高超声速风洞是德国在第二次世界大战时建造的。这是一座暂冲式风洞。马赫数上限为10，实验段尺寸为1米×1米。德国战败，风洞未能完全建成。战后，美国建造了多座尺寸在0.45米以上的常规高超声速风洞，少数为连续式，大多为暂冲式。

低密度风洞

形成稀薄(低密度)气体流动的高超声速风洞。它为研制航天器提供高空飞行的气动环境，也是研究稀薄气体动力学的实验工具。低密度风洞主要进行滑移流态和过渡流态下的实验，主要模拟克努曾数、马赫数、物面平均温度和滞止温度（气体速度变成零时的温度）之比（约为0.06～1）等参数,以及高温低压下的真实气体效应。低密度风洞的原理和结构同常规高超声速风洞相仿。同常规高超声速风洞相比，它有以下特点：稳定段压力和实验模型尺寸均较常规高超声速风洞成量级地减小；具有庞大的真空抽气系统和优良的风洞密封性能；普遍用深冷拉瓦尔管或小孔自由射流实验技术，以解决由于低雷诺数、高马赫数而引起的喷管边界层加厚问题，从而能在更大的克努曾数下获得供实验用的、足够尺寸的稀薄气流区域；在相同的马赫数下预防工作气体液化的加热要求较一般高超声速风洞为低。但在低密度风洞实验中，由于气流密度小，实验模型尺寸小，所以模型的气动力、热、压力等均甚微弱，测量技术难度大。电磁悬挂天平、电子束装置等非接触测量技术已用于有关测量。图8为低密度风洞示意图。

激波风洞　利用激波压缩实验气体，再用定常膨胀方法产生高超声速实验气流的风洞。它由一个激波管和连接在它后面的喷管等风洞主要部件组成。在激波管和喷管之间用膜片（第二膜片）隔开，喷管后面被抽成真空。图9为反射型激波风洞原理示意图。激波风洞的工作过程是：风洞启动时主膜片先破开，引起驱动气体的膨胀，产生向上游传播的膨胀波，并在实验气体中产生激波。当此激波向下游运动达到喷管入口处时，第二膜片被冲开，因而经过激波压缩达到高温高压的实验气体即进入喷管膨胀加速，流入实验段供实验使用。当实验条件由于波系反射或实验气体流完而遭到破坏时，实验就结束。激波风洞的实验时间短，通常以毫秒计。激波风洞的名称是赫兹伯格于1951年提出的。它的发展与中、远程导弹和航天器的发展密切相关。50年代初至60年代中期，由于急需研究高超声速飞行中出现的高温真实气体效应，激波风洞主要用于模拟高温条件。60年代中期以后，由于需要战略弹头在低空作机动飞行，它即转向于模拟高雷诺数，并于11年首先实现了这种模拟的运行。早期的激波风洞用直通型（入射激波在喷管入口处不反射而直接通过喷管）运行，因而实验时间非常短（甚至短于1毫秒）,难以应用，因此又发展出反射型激波风洞。这种风洞有不同的运行方法，如适当选择运行条件,通常可取得5～25毫秒的实验时间。激波风洞实验已确立为一种标准的高超声速实验技术，并已成为高超声速气动力数据的主要来源。实验项目通常是传热、压力、气动力测量和流场显示，此外还有电子密度测量等特殊项目。现有激波风洞运行的最高参数是:驱动压力约为3400大气压（1大气压等于101325帕）；可以模拟 6.7千米/秒的飞行速度；气流马赫数达24；雷诺数达108（当马赫数为8时）。

热冲风洞

利用电弧脉冲放电定容地加热和压缩实验气体，产生高超声速气流的风洞。基本结构如图10所示。运行前储能装置储存电能，弧室充入一定压力的气体，膜片下游各部位被抽吸到真空状态(一般不低于105帕)。运行时,储存的电能以千分之一毫秒到几十毫秒的时间在弧室内通过电弧放电释放，以加热和压缩气体;当弧室中压力升高到某个预定值时,膜片被冲破;气体经过喷管膨胀加速,在实验段中形成高超声速气流；然后通过扩压器排入真空箱内。与常规高超声速风洞和激波风洞不同，热冲风洞的实验气流是准定常流动(见非定常流动),实验时间约20～200毫秒；实验过程中弧室气体压力和温度取决于实验条件和时间，与高超声速风洞和激波风洞相比大约要低10～50%。所以要瞬时、同步地测量实验过程中实验段的气流参量和模型上的气动力特性，并用一套专门的数据处理技术。热冲风洞的研制开始于20世纪50年代初，略后于激波风洞。原来是要利用火花放电得到一个高性能的激波管驱动段，后来就演变成热冲风洞。“热冲”这个词是 R.W.佩里于1958年提出来的。

热冲风洞的一个技术关键是将材料烧损和气体污染减少到可接受的程度。取的措施有：以氮气代替空气作为实验气体;减小暴露在热气体中的弧室绝缘面积;合理设计析出材料烧损生成微粒的电极和喉道挡板结构；适当选取引弧用的熔断丝；限制风洞在弧室气体温度低于4000开下运行等。热冲风洞的储能装置有电容和电感两种方式。前者常用于储存10兆焦耳以下的能量，后者多用于储存5～100兆焦耳的能量。还有一种方式是电网直接供电，其能量一般为10兆焦耳量级，不同的电能利用方式要求有相应的充电放电系统。热冲风洞的模拟范围一般可以达到：马赫数 8～22，每米雷诺数1×105～2×108。长达上百毫秒的实验时间，不仅使它一次运行能够完成模型的全部攻角的静态风洞实验，而且可以进行风洞的动态实验，测量动稳定性，以及用空气作实验气体（温度一般在3000开以下）进行高超声速冲压发动机实验。

除上述风洞外，高超声速风洞还有氮气风洞、氦气风洞、炮风洞（轻活塞风洞）、长冲风洞(重活塞风洞)、气体活塞风洞、膨胀风洞和高超声速路德维格管风洞等。

产生人工气流并能观测气流或气流与物体之间相互作用的管道装置。风洞是空气动力学研究和试验中最广泛使用的工具。它的产生和发展是同航空航天科学的发展紧密相关的。风洞广泛用于研究空气动力学的基本规律,以验证和发展有关理论,并直接为各种飞行器的研制服务，通过风洞实验来确定飞行器的气动布局和评估其气动性能。现代飞行器的设计对风洞的依赖性很大。例如50年代美国B-52型轰炸机的研制,曾进行了约10000小时的风洞实验，而80年代第一架航天飞机的研制则进行了约100000小时的风洞实验。

设计新的飞行器必须经过风洞实验。风洞中的气流需要有不同的流速和不同的密度，甚至不同的温度，才能模拟各种飞行器的真实飞行状态。风洞中的气流速度一般用实验气流的马赫数(M数)来衡量。风洞一般根据流速的范围分类：M<0.3的风洞称为低速风洞,这时气流中的空气密度几乎无变化；在 0.3<M<0.8 范围内的风洞称为亚音速风洞，这时气流的密度在流动中已有所变化； 0.8<M<1.2 范围内的风洞称为跨音速风洞；1.2<M<5范围内的风洞称为超音速风洞;M≥5的风洞称为高超音速风洞。风洞也可按用途、结构型式、实验时间等分类。

低速风洞

直流式闭口实验段低速风洞（图1 ）是典型的低速风洞。在这种风洞中，风扇向右端鼓风而使空气从左端外界进入风洞的稳定段。稳定段的蜂窝器和阻尼网使气流得到梳理与和匀，然后由收缩段使气流得到加速而在实验段中形成流动方向一致、速度均匀的稳定气流。在实验段中可进行飞机模型的吹风实验，以取得作用在模型上的空气动力实验数据。这种风洞的气流速度是靠风扇的转速来控制的。中国气动力研究和发展中心已建成一座开路式闭口串列双试段大型低速风洞，第一实验段尺寸为12×16×25米3,最大风速为25米/秒，第二实验段尺寸为8×6×25米3，最大风速为100米/秒。

回流式风洞实际上是将直流式风洞首尾相接，形成封闭回路。气流在风洞中循环回流，既节省能量又不受外界的干扰。风洞也可以用别的特殊气体或流体来代替空气，用压缩空气代替常压空气的是变密度风洞，用水代替空气的称为水洞（见水槽和水洞）。

亚音速、跨音速、超音速风洞 暂冲下吹式三音速风洞(图2 )是这种风洞的代表。这种风洞左端最上游为一压缩空气贮气罐，其中压强一般在 8个大气压以上。当隔断贮气罐与风洞的快速阀被打开时，压缩空气即经快速阀和调压阀而流入稳定段。调压阀能跟随贮气罐内的压力下降而自动地逐渐开大，使稳定段保持恒定的压强（以超音速实验来说，这类风洞一般能保持恒定压强约数十秒时间）。稳定段中的恒压气流经拉瓦尔喷管加速而达到超音速状态，以一定的马赫数(M>1)进入实验段,以供超音速飞行器模型实验之用。气流流过实验段后，再由超音速扩压段和亚音速扩压段降速升压，并排放到外界大气中去。为了降低排气噪声,在排气口处设有消音塔。在进行跨音速实验时,由于模型上产生局部激波，风洞实验段的壁面必须做成多孔或开槽壁，以保证实验段气流的均匀性和消除壁面上的反射激波。中国建成的具有柔壁喷管的三音速风洞实验段尺寸为1.2×1.2米2,跨音速时用部分排气在回流道内循环的下吹－引射工作方式，超音速时为下吹工作方式。

高超音速风洞 如要在风洞中获得更高 M数的气流(例如M≥5),一般来说单靠上游高压空气的吹冲作用还不能产生足够的压力差，这时在风洞下游出口处接上一只容积很大的真空容器，靠上冲下吸便可形成很大的压差,从而产生M≥5的高超音速气流。不过气流在经过喷管加速到高超音速的过程中会急剧膨胀，温度会随之急剧下降，从而引起气体的自身液化。为避免液化或模拟需要的温度，必须在高超音速风洞中相当于稳定段处装设加热装置。高超音速风洞依加热原理和用途的不同有多种型式。暂冲式常规高超音速风洞（图3 ）较为典型，它很像常规的超音速风洞。其他型式的风洞有激波风洞、炮风洞、热冲风洞、长冲风洞、气体活塞式风洞、电弧风洞等（见超高速实验设备）。中国气动力研究和发展中心的高压－引射驱动的暂冲式常规高超音速风洞实验段直径为 0.5米。这个中心还建成一座实验段直径为2米的激波风洞。

专用风洞

为了满足各种特殊实验的需要，还可用各种专用风洞，冰风洞供研究飞机穿过云雾飞行时飞机表面局部结冰现象。尾旋风洞供研究飞机尾旋飞行特性之用。这种风洞的实验段垂直放置，气流上吹呈碟形速度分布，而且风速可以迅速改变，能托住尾旋模型使其不致下坠。

风洞是飞行器研制中必不可少的设备，风洞的规模和完善往往反映航空航天科学技术的发展水平。全世界的风洞总数已达千余座，最大的低速风洞是美国国家航空航天局艾姆斯中心的国家全尺寸设备(NF)，实验段尺寸为24.4×36.6米2,足以实验一架完整的真飞机；雷诺数最高的大型跨音速风洞是美国兰利中心的国家跨音速设备(NTF)，它是一座实验段尺寸为2.5×2.5米2的低温风洞，用了喷注液氮的技术，用以降低实验气体温度，从而使风洞实验的雷诺数达到或接近飞行器的实际飞行值。现代最大的高马赫数、高雷诺数气体活塞式风洞还配有先进的测量显示仪器和数据集处理系统。风洞的发展趋势是进一步增加风洞的模拟能力和提高流场品质，消除跨音速下的洞壁干扰，发展自修正风洞。计算机在风洞中的广泛使用和计算空气动力学的发展将大大提高风洞的实验能力。（见彩图）

汽车风洞

汽车风洞中用来产生强大气流的风扇是很大的，比如奔驰公司的汽车风洞，其风扇直径就达8.5m，驱动风扇的电动功率高达4000kW，风洞内用来进行实车试验段的空气流速达270km/h。建造一个这样规模的汽车风洞往往需要耗资数亿美元，甚至10多亿，而且每做一次汽车风洞试验的费用也是相当大的。

汽车风洞有模型风洞、实车风洞和气候风洞等，模型风洞较实车风洞小很多，其投资及使用成本也相对小些。在模型风洞中只能对缩小比例的模型进行试验，其试验精度也相对低些。实车风洞则很大，建设费用及使用费用极高。目前世界上的实车风洞还不多，主要集中在日、美、德、法、意等国的大汽车公司。气候风洞主要是模拟气候环境，用来测定汽车的一般性能(如空洞性能等)的风洞。国外的汽车公司在进行汽车开发时，其车身大都是先制成l：1的汽车泥模，然后在风洞中做试验，根据试验情况对车身各部分进行细节修改，使风阻系数达到设计要求，再用三维坐标测量仪测量车身外形，绘制车身图纸，进行车身冲压模具的设计、生产等技术工作。

风洞风景

阳春3月，记者走进我国自主设计建造的亚洲最大的立式风洞，领略风洞里独特的风景。

置身人造“天空”

秦岭之巅还残雪点点，山脚之下已是桃花吐艳。汽车驶过一段蜿蜒的山路，眼前景象豁然开朗：翠绿的山林间，一座5层高的建筑拔地而起。

“我们到了，这就是亚洲最大的立式风洞。”听到陪同人员介绍，记者感到有些失望，因为眼前的景象与想象中完全不一样。新建成的立式风洞不算高大，也不显得很威武，甚至不如城市里常见的摩天大楼。

从外表看，与普通房屋唯一不同的是，该建筑身上“背”着一根粗大的铁管。技术人员对记者介绍：“可不能小瞧这铁家伙，它是产生气流的主要通道。”

其实，风洞普通的外表下有着神奇的“心脏”。步入其中，记者发现这片人造“天空”完全是用高科技的成果堆砌而成。

风洞建设是一个涉及多学科、跨专业的系统集成课题，囊括了包括气动力学、材料学、声学等20余个专业领域。整个立式风洞从破土动工到首次通气试验仅用了2年半，创造了中国风洞建设史上的奇迹。

大厅里，螺旋上升的旋梯簇拥着两节巨大的管道，好不壮观！与其说它是试验设备，不如说是风格前卫的建筑艺术品。

一路参观，记者发现该风洞“亮点”多多：实现了两个摄像头同时集试验图像，计算机自动判读处理；率先将世界最先进的中压变频调速技术用于风洞主传动系统控制，电机转速精度提高50%……

负责人介绍说，立式风洞是我国庞大风洞家族中最引人瞩目的一颗新星，目前只有极少数发达国家拥有这种风洞。

感受“风”之神韵

风，来无影去无踪，自由之极。可在基地科研人员的手中，无影无踪无所不在的风被梳理成循规蹈矩、各种强度、各种“形状”的气流。

记者赶得巧，某飞行器模型自由尾旋改进试验正在立式风洞进行。

何谓尾旋？它是指飞机在持续的失速状态下，一面旋转一面急剧下降的现象。在人们尚未彻底了解它之前，尾旋的后果只有一个：机毁人亡。资料显示，1966年至13年，美国因尾旋事故就损失了上百架F-4飞机。

控制中心里，值班员轻启电钮，巨大的电机开始转动。记者不由自主地用双手捂住耳朵，以抵挡将要到来的“惊雷般的怒吼”。可没想到，想象中的巨响没有到来，只有空气穿流的浅唱低吟。30米/秒、50米/秒……风速已到极至，记者站在隔音良好的试验段旁，却没有领略到“大风起兮”的意境。

你知道50米/秒风速是什么概念？胜过飓风！值班员告诉记者，如果把人放在试验段中，可以让你体验被风吹起、乘风飞翔的感觉。

我国首座立式风洞已形成强大的试验能力。负责人告诉记者：该型风洞除可完成现有水平式风洞中的大多数常规试验项目，还能完成飞机尾旋性能评估、返回式卫星及载人飞船回收过程中空气动力稳定性测试等。

资料链接

世界上公认的第一个风洞是英国人于1871年建成的。美国的莱特兄弟于1901年建造了风速12米/秒的风洞，从而发明了世界上第一架飞机。风洞的大量出现是在20世纪中叶。到目前为止，我国已经拥有低速、高速、超高速以及激波、电弧等风洞。

中国川西大型风洞群

中国川西大型风洞群试验能力进入世界先进行列，具有我国自主知识产权的磁悬浮模型今天在中国空气动力研究基地低速风洞通过试验鉴定。至此，该基地位于川西山区的亚洲最大风洞群已累计完成风洞试验50余万次，获得各级科技进步成果奖1403项，成为我国规模最大、手段齐备、综合实力最强的国家级空气动力试验、研究和开发机构，其综合试验能力跻身世界先进行列。

改革开放以来，该基地依靠科技进步不断提升综合科研试验能力，先后建成以低速风洞和跨声速风洞为代表的52座风洞设备和专用设施，构成了亚洲最大的风洞群，拥有8座“世界级”风洞设备；建成峰值运算速度达每秒10万亿次的计算机系统，形成大、中、小配套，风洞试验、数值计算和模型飞行试验三大手段齐备，低速、高速、超高速衔接的设备群，能够进行从低速到24倍声速，从水下、地面到94公里高空范围，覆盖气动力、气动热、气动物理、气动光学等领域的空气动力试验。

基地科研试验能力大幅跃升，为武器装备发展和国民经济建设作出重大贡献。从“歼-10”、“枭龙”战机和“神舟”系列飞船，到磁悬浮、“和谐号”高速列车；从高达300多米的东方明珠塔，到横跨30多公里海面的杭州湾跨海大桥，都在这里进行过风洞试验。至今，基地已累计取得国家级科技成果奖44项。

风洞有什么作用？

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、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。

物测力和投放轨迹实验是测量飞行器油箱、或其他物体的气动力和物投放轨迹的实验。由于风洞尺寸的限制，风洞中物模型很小，测量很困难。早期的实验是设计专门的物天平。天平可以放在物模型或者它的挂架内直接测量。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，母机模型和物分别支撑在各自的天平上。实验时首先测量物和母机的气动力，输入计算机，由运动方程和给定的时间间隔算出物在气动力作用下运动的下一个位置，然后操纵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。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，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、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，必须用大收缩比的收缩段、稳定段或风洞入口加装抗湍流网和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。

汽车风洞是什么啊？

风洞，是产生人工气流并能观测气流或气流与物体之间相互作用的管道装置。凡要生产各类飞机的飞行器，必须通过风洞实验，否则就无法确定飞行器的气动布局和评估其气动性能。风洞的产生和发展是同航空航天技术的发展密切相关的，它直接为各种飞行器的研制服务。

现代飞行器的设计对风洞的依赖性很大。例如20世纪50年代美国B-52型轰炸机的研制，就进行了约10000小时的风洞实验。而第一架航天飞机的研制，就进行了约100000小时的风洞实验。这就是说，设计新的飞行器必须经过风洞实验。风洞中的气流要有不同的速度和不同的密度，甚至不同的温度，这样才能模拟各种飞行器的真实飞行状态。因此，风洞是飞行器研制中必不可少的设备，风洞的规模和完善往往反映航天航空技术的发展水平。全世界的风洞总数已达千余座，凡能制造飞机和其他飞行器的国家，必有风洞。

在上世纪50年代，风洞是专门用来研究飞机的

气动性能

的。从70年代开始，为了追求更好的气动效果，各大车队开始关注赛车气动性能的研究。而目前的F1竞赛规则对车体外形、

空气动力学

指数有着极其严格的规定，就使得与其有

直接联系

的风洞测试显得比以往任何年代都更有价值。如今

几乎所有的

大车队都有自己的一个乃至数个

风洞试验

室，

米纳尔迪

拥有一个价值300万美元的二手风洞，法拉利建在

博洛尼亚

的带有金属滚道的风洞价值2200万美元，

索伯车队

在瑞士建造的全新风洞造价高达4500万美元！所有的风洞都会保证最少50米／秒的强力风速，用以模拟

F1赛车

在高速行驶时车体各部位所受到的

空气阻力

和下压力。风洞试验让F1赛车的外形向着更符合空气动力学的方向不断进步。

汽车风洞

就是用来产生人造气流(

人造风

)的管道。在这种管道中能造成一段气流均匀流动的区域，汽车风洞试验就在这段风洞中进行。汽车风洞中用来产生强大气流的风扇是很大的，比如

奔驰公司

的汽车风洞，其风扇直径就达8.5m，驱动风扇的电动功率高达4000kW，风洞内用来进行实车试验段的空气流速达270km／h。建造一个这样规模的汽车风洞往往需要耗资数亿美元，甚至10多亿，而且每做一次汽车风洞试验的费用也是相当大的。

汽车风洞有模型风洞、实车风洞和气候风洞等，模型风洞较实车风洞小很多，其投资及使用成本也相对小些。在模型风洞中只能对

缩小比例

的模型进行试验，其试验精度也相对低些。实车风洞则很大，建设费用及使用费用极高。目前世界上的实车风洞还不多，主要集中在日、美、德、法、意等国的大汽车公司。气候风洞主要是模拟气候环境，用来测定汽车的一般性能(如空洞性能等)的风洞。国外的汽车公司在进行汽车开发时，其车身大都是先制成l：1的汽车泥模，然后在风洞中做试验，根据试验情况对车身各部分进行细节修改，使

风阻系数

达到设计要求，再用三维坐标测量仪测量车身外形，绘制车身图纸，进行

车身冲压

模具的设计、生产等技术工作。