风洞结构
一种是由可控电机组和由其驱动的风机或轴流压气机组成。风扇或压缩机转子的旋转增加了空气压力，以保持管道中的稳定流动。可以通过改变风扇的转速或叶片安装角度，或者改变气流的阻尼来调节气流的速度。DC电机可以由交流/DC装置或可控硅整流器供电。运行时间长，运行成本低，多用于低速风洞。采用这种驱动系统的风洞称为连续风洞，但随着气流速度的增加，所需驱动功率急剧增加。例如，每平方米实验截面面积产生跨音速气流所需的功率约为4000千瓦，超音速气流约为16000 ~ 40000千瓦。
另一种是预先用小功率压缩机将空气储存在储气罐中，或者用真空泵将与风洞出口管道相连的真空罐抽空，在实验过程中迅速打开阀门，使高压空气直接或通过引射器进入洞内或被真空罐吸入洞内，因此有吹气、引射、吸气及其组合等多种形式。采用这种驱动系统的风洞称为临时脉冲风洞。临时脉冲风洞建设周期短，投资低，一般[[雷诺数]]高。其工作时间可从几秒到几十秒不等，多用于跨音速、超音速、高超音速风洞。对于实验时间小于1秒的脉冲风洞，也可以用电弧加热器或激波来提高实验气体的温度，这种方法能耗少，模拟参数高。许多国家建造了许多大型低速风洞。基本上有两种形式，一种是法国人A.-G. Eiffel设计的DC风洞；另一个是德国L. Planter设计的回流风洞。图1是这两个风洞的结构示意图。目前世界上最大的低速风洞是美国国家航空航天局(美国国家航空航天局)艾姆斯研究中心的12.2m× 24.4m全尺寸低速风洞。这座风洞建成后，新增了24.4 m× 36.6 m的实验段，风扇电机功率从25 MW提高到100 MW。
低速风洞实验段有开式和闭式两种形式，截面有矩形、圆形、八角形和椭圆形，长度取决于风洞的类型和实验对象。自20世纪60年代以来，发展了具有两个实验段甚至三个实验段的风洞。
风洞是用来产生人工气流(人工风)的管道。在这种风道中，一段空气可以均匀流动，汽车风洞试验就是在这一段风洞中进行的。
在低速风洞中，能量比Er常被用来衡量风洞运行的经济性。其中v0和A0分别为实验段的空气流速和横截面积；ρ是空气密度；η和n分别是驱动装置的系统效率和电机的输入功率。对于封闭实验段，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的不同，还有一些其他参数需要模拟。在一些重力起作用的场合(如旋转、释放和动态模型实验等。)，弗劳德数Fr需要模拟，直升机实验需要模拟飞行马赫数和旋翼桨尖马赫数。
低速风洞有很多种，包括通用风洞、专门研究飞机防冰除冰的冰风洞、研究飞机螺旋形成和改型方法的垂直风洞、研究真实飞机在飞行条件下气动性能的全尺寸风洞、研究垂直/短距起落飞机和直升机气动特性的垂直/短距起落风洞、高雷诺数增压风洞。为了研究发动机的外部噪声和进行动态模型实验，对一些风洞进行了改造，以满足声学实验和动态实验的要求。为了开展工业空气动力学研究，各国除了改造航空风洞和增加辅助设备外，还建造了许多专用风洞，如模拟大气流动速度剖面、湍流结构和温度层结的长实验段，最低风速约为0.2米/秒的大气边界层风洞，研究全尺寸车辆性能和模拟气候条件的汽车风洞，以及研究沙粒运动影响的沙风洞。
DC封闭实验段低速风洞是一种典型的低速风洞。在这种风洞中，风扇将空气吹向右端，使空气从左端外部进入风洞的稳定段。稳定段的蜂窝和阻尼网使气流梳理均匀，然后气流被收缩段加速，在实验段形成流向一致、速度均匀的稳定气流。在实验段，可以进行飞机模型的吹气实验，获得作用在模型上的气动实验数据。这个风洞中的气流速度由风扇的速度控制。中国空气动力学研究发展中心建成了大型低速风洞，采用开路闭合串联双试验段。第一试验段尺寸为12× 16× 25m3，最大风速为25m/s，第二试验段尺寸为8× 6× 25m3，最大风速为100m3/s。
事实上，回流风洞将DC风洞首尾相连，形成一个闭环。气流在风洞中循环，既节能又不受外界干扰。风洞也可以使用其他特殊气体或液体来代替空气。压缩空气代替大气是变密度风洞，水代替空气叫水洞(见水箱和水洞)。风洞马赫数为0.5 ~ 1.3。当风洞中的气流在实验段的最小截面处达到音速时，即使增加驱动功率或压力，实验段的气流速度也不会增加，这就是所谓的拥堵。因此，在早期的跨音速实验中，只能将模型安装在飞机机翼上表面的凸面或风洞底壁上，利用上表面曲率产生的跨音速区域进行实验。这样不仅模型不能过大，而且气流也不均匀。后来发现实验段采用了沿气流方向开有孔洞或狭缝的透气壁，使实验段的部分气流可以通过孔洞或狭缝流出，可以消除风洞内的堵塞，产生低超音速气流。这种带透空壁的实验段还可以减少洞壁的干扰，减弱或消除低超音速时洞壁的反射波系。模型产生的激波在固体壁面上反射为激波，在自由边界上反射为膨胀波。如果透空壁具有合适的自由边界，则隧道壁的反射波系统可以被大大削弱或消除。
为了有效削弱各种实验条件下的反射波，研制了可变开闭比(开口或狭缝与实验段壁面面积之比)和可沿气流方向改变开闭比的透气壁。第一个跨音速风洞由NACA于1947年建成。它是开缝壁风洞，启闭比为12.5%，实验段直径为308.4毫米，此后跨音速风洞发展迅速，到50年代，建成了大量实验段直径大于1米的模型实验风洞。马赫数1.5 ~ 4.5的风洞。风洞中的气流经过拉瓦尔管后进入实验段达到超音速。只要喷嘴前后的压力比足够大，实验段的气流速度只取决于实验段的截面积与喷嘴喉部的截面积之比。通常，使用由两个平面侧壁和两个轮廓组成的二维喷嘴。
有多种类型的喷嘴结构，例如:具有两个侧壁和两个轮廓的固定喷嘴组装成刚性半永久组件，并直接与型腔连接；喷嘴由可更换的型块和喷嘴盒侧壁组成，喷嘴盒与孔连接形成实心喷嘴；一种柔性壁喷嘴，其喷嘴轮廓由两个柔性板组成，柔性板的轮廓可以调整(图3)。实验段下游的超音速扩压器由收缩段、第二喉道和扩压段组成(图4)。通过改变喉部面积，超音速流通过弱激波系统变成亚音速流，以减少流动的总压损失。第一个超音速风洞是1905年普朗特在德国哥廷根建成的，实验马数可以达到1.5。
1920 A .布泽曼改进了喷管设计，获得了均匀的超音速流场。1945年，德国有了超音速风洞，实验段直径约1米。20世纪50年代，世界上出现了一批用于飞机模型实验的超音速风洞，其中最大的是美国的4.88米×4.88米超音速风洞。
很多建造的风洞往往突破了上述亚音速、跨音速、超音速的单一速度范围，可以在一个风洞中进行亚音速、跨音速、超音速的实验。这种风洞称为三速风洞。中国空气动力研究发展中心1.2m× 1.2m跨音速、超音速风洞(图5)为三速风洞。
自20世纪60年代以来，提高风洞雷诺数越来越受到人们的关注。跨音速风洞模型实验的雷诺数通常小于1×109。大飞机的研制需要建造更高雷诺数的跨音速风洞(例如4×109以上)，于是出现了滞止压力增加的路德维希管风洞、注入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，因此发展迅速。马赫数大于5的超音速风洞。主要用于导弹、卫星、航天飞机的模型实验。实验项目通常包括气动力、压力、传热测量和流场显示，以及动稳定性、低熔点模型烧蚀、质量喷射和颗粒侵蚀测量。高超声速风洞主要包括常规高超声速风洞、低密度风洞、激波风洞和热激波风洞。
一般来说，高超声速风洞要想获得M≥5的较高气流，仅靠上游高压空气的吹送作用是无法产生足够的压差的。此时在风洞的下游出口连接一个大的真空容器，向上冲和向下吸可以形成很大的压差，从而产生M≥5的高超声速气流。但当气流通过喷管加速到高超音速时，会急剧膨胀，温度急剧下降，从而导致气体自身液化。为了避免液化或模拟所需温度，必须在高超声速风洞中的等效稳定段安装加热装置。根据加热原理和用途的不同，高超声速风洞有多种类型。临时脉冲常规高超声速风洞是典型的，与常规超声速风洞非常相似。其他类型的风洞包括激波风洞、炮风洞、热激波风洞、长激波风洞、气体活塞风洞、弧形风洞等。(见超高速实验设备)。中国空气动力研究发展中心高压引射器驱动的临时脉冲常规高超声速风洞实验段直径为0.5m..这个中心还建造了实验段直径2米的激波风洞。它是在超音速风洞的基础上发展起来的。图6是高超音速风洞的示意图。图7是实验段直径0.5米的临时脉冲高超声速风洞照片。
常规高超声速风洞的工作原理与超声速风洞相似，主要区别在于前者需要加热气体。因为在给定的稳定段温度下，实验段的静温随着马赫数的增加而降低，所以实验段的气流会液化。事实上，由于气流的快速膨胀，在某些实验条件下存在不同程度的过饱和度。
因此，稳定段的实际温度可能低于从空气饱和曲线获得的温度。根据稳定段温度的不同，对实验气体采用不同的加热方式。一般情况下，燃气取暖器的加热温度可以达到750K；镍铬电阻加热器可达1000；铁铬铝电阻加热器可达1450；氧化铝球床加热器可达1670；氧化锆球床加热器可达2500 kHz以高纯氮气为实验气体的钨电阻加热器可达2200 kHz石墨电阻加热器可以达到2800 kHz。
在早期的常规高超音速风洞中经常使用二维喷管。在高马赫数条件下，喉部尺寸较小，高表面热流引起的热变形使喉部尺寸不稳定，边界层分布很不均匀，会影响气流的均匀性。因此，大多数高超音速风洞都安装了锥形或轴对称喷管。锥形喷嘴易于加工，但产生锥形流场，逐渐被仿形喷嘴取代。当马赫数大于7时，高温高压下工作的喷管喉部一般采用水冷。
常规高超声速风洞的典型气动性能由实验马赫数和单位雷诺数表征。以空气为实验气体的典型风洞实验马赫数为5 ~ 14，每米雷诺数为3×106。为了进一步提高实验马赫数和雷诺数，采用冷凝温度极低(4 kHz)的氦气作为实验气体，在室温下马赫数可以达到25。加热到1000时，马赫数可达42。
世界上第一个常规高超音速风洞是德国在二战期间建造的。这是一个临时风洞。马赫数上限为10，实验段尺寸为1m× 1m。德国战败，风洞没有完全建成。战后，美国建造了多座常规高超音速风洞，尺寸都在0.45米以上，少数是连续的，大部分是临时的。一种利用激波压缩实验气体，然后利用稳态膨胀方法产生高超声速实验气流的风洞。它由一个激波管和一个连接在其后的喷嘴组成。激波管通过一个隔板(第二隔板)与喷管隔开，喷管的后部被抽空。图9是反射冲击波风洞的示意图。激波风洞的工作过程是:风洞启动时，主膜片先破裂，引起驱动气体膨胀，产生向上游传播的膨胀波，在实验气体中产生激波。当激波向下游移动到达喷管入口时，第二层膜片被冲走，于是被激波压缩达到高温高压的实验气体进入喷管膨胀加速，流入实验段供实验使用。当实验条件被波反射破坏或实验气体流出时，实验结束。
冲击波风洞的实验时间较短，一般在毫秒级。激波风洞的名称是赫尔茨贝格在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。20世纪50年代初至60年代中期，由于迫切需要研究高超音速飞行中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，由于战略弹头需要低空机动，转向模拟高雷诺数，这种模拟操作在1971中首次实现。早期的激波风洞采用的是直通式(入射激波直接穿过喷管，不在喷管入口处反射)，所以实验时间很短(甚至短于1毫秒)，很难应用。因此，反射式激波风洞应运而生。这种风洞有不同的操作方法。如果操作条件选择得当，实验时间通常可为5 ~ 25ms。激波风洞实验已被确立为标准的高超声速实验技术，并成为高超声速气动数据的主要来源。
实验项目通常是传热、压力、气动测量和流场显示，此外还有电子密度测量等特殊项目。现有激波风洞的最高工作参数为:驱动压力约为3400个大气压(1个大气压等于101325 Pa)；可以模拟6.7 km/s的飞行速度；气流马赫数达到24；雷诺数达到108(马赫数为8时)。一种利用电弧脉冲放电加热压缩实验气体，使其体积恒定，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，电弧室内充有一定压力的气体，膜片下游部分抽至真空状态(一般不低于105 Pa)。工作时，储存的电能在弧室中通过千分之一毫秒到几十毫秒的电弧放电释放出来，加热压缩气体；当电弧室内的压力上升到预定值时，隔膜破裂；气体通过喷管膨胀加速，在实验段形成高超声速流动；然后通过扩散器排入真空箱。
与常规高超声速风洞和激波风洞不同，热激波风洞中的实验气流是准定常流(见非定常流)，实验时间约为20 ~ 200毫秒。实验过程中，电弧室内的气体压力和温度取决于实验条件和时间，比高超声速风洞和激波风洞中的气体压力和温度低10 ~ 50%左右。因此，需要瞬时同步测量实验段的气流参数和模型上的气动特性，并采用一套专门的数据处理技术。热激波风洞的发展始于20世纪50年代初，稍晚于激波风洞。最初是为了通过火花放电获得高性能的激波管驱动段，后来演变为热激波风洞。“热冲”这个词是R.W. Perry在1958中提出的。
热冲击风洞的技术关键之一是将材料的燃烧损失和气体污染降低到可接受的水平。采取的措施是:用氮气代替空气作为实验气体；减少暴露在热气体中的电弧室的绝缘面积；合理设计沉淀物料燃烧产生颗粒的电极和喉部挡板结构；引弧熔断器的合理选择:当电弧室内的气体温度低于4000时，限制风洞运行。热冲击风洞中有两种储能装置:电容和电感。前者常用于储存10 MJ以下的能量，后者多用于储存5 ~ 100 MJ之间的能量。
另一种方式是直接从电网供电，其能量一般在10 MJ量级。不同的电能使用方式需要相应的充放电系统。热冲击风洞的模拟范围一般可以达到:马赫数8 ~ 22，雷诺数1× 105 ~ 2× 108每米。数百毫秒的实验时间，不仅使其能够一次性运行模型所有攻角的静态风洞实验，还可以进行动态风洞实验，测量动态稳定性，进行以空气为实验气体的高超声速冲压发动机实验(温度一般在3000 K以下)。
除上述风洞外，高超声速风洞还包括氮气风洞、氦气风洞、火炮风洞(轻活塞风洞)、长冲击风洞(重活塞风洞)、气体活塞风洞、膨胀风洞和高超声速路德维希管风洞。自然风洞是指自然界形成的天然洞穴，洞口被风吹出。具体位置是湖南新化县游家乡新塘村源头老屋上的风洞。秋冬春三季风洞会停吹，只有夏天会吹，而且风温很低，只有几度。洞内寸草不生，人不能在洞中久留，否则会全身冰凉，晚上还会听到呜呜的风声。洞穴里生活着一种类似猫的动物，它的全身花纹看起来像斑马。至今无人解开该风洞形成之谜，在当地已成为阴影和不祥之兆。
阳春三月，记者走进中国自主设计建造的亚洲最大垂直风洞，领略了风洞中的独特风光。
身处人造“天空”
秦岭山顶还下着点点雪，山脚下桃花开。汽车驶过一条蜿蜒的山路，眼前的景象豁然开朗:一座五层小楼在青山间拔地而起。
“我们到了。这是亚洲最大的垂直风洞。”听到随行工作人员的介绍，记者感到有些失望，因为眼前的景象和他想象的完全不一样。新建的垂直风洞不高，看起来也不威武，甚至比城市里常见的摩天大楼还不如。
从外面看，和普通房子唯一的区别就是楼后面有一根粗大的铁管。技术人员告诉记者:“你可不能小看这个铁家伙，它是产生气流的主要通道。”
其实，在风洞平凡的外表下，有一颗神奇的“心”。步入其中，记者发现，这片人造的“天空”完全是用高科技成果堆砌而成。
风洞建造是一门多学科、跨学科的系统集成学科，涵盖空气动力学、材料科学、声学等20多个专业领域。整个垂直风洞从破土动工到第一次通风试验只用了两年半的时间，创造了我国风洞建设史上的奇迹。
在大厅里，旋转楼梯被两条巨大的管道环绕，十分壮观！与其说它是一个实验装置，不如说它是一件前卫的建筑艺术品。
一路走访，记者发现风洞有不少“亮点”:两台摄像机同时采集测试图像，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应用于风洞主传动系统控制，电机转速精度提高50%...
该负责人表示，垂直风洞是中国庞大风洞家族中最引人注目的新星，只有少数发达国家拥有这种风洞。
感受“风”的魅力
风，来去无踪，极其自由。但在基地科研人员手里，看不见的、无处不在的风，可以梳理成各种规则、强度、形状的气流。
记者正巧赶上，一架飞机模型的自由尾旋改进试验正在垂直风洞中进行。
什么是旋转？指飞机在连续失速状态下旋转时急剧下降的现象。在人们完全理解之前，自旋的后果只有一个:机毁人亡。数据显示，从1966到1973，美国因尾旋事故损失了数百架F-4飞机。
在控制中心，服务员轻弹按钮，巨大的马达开始转动。记者不由自主地用手捂住耳朵，以抵御即将到来的“雷鸣般的吼声”。没想到，想象中的噪音没有来，只有空气流过小溪的浅吟。30米/秒，50米/秒...风速已经到了极点，记者站在隔热良好的实验段旁，却没有领略到“风起云涌”的意境。
你知道50 m/s风速的概念吗？比飓风好！服务员告诉记者，如果把人放在实验段，就能体验到被风吹起，被风吹飞的感觉。
中国第一座垂直风洞已经形成了强大的试验能力。该负责人告诉记者，该型风洞不仅可以完成现有水平风洞中的大部分常规试验项目，还可以完成返回式卫星和载人飞船回收过程中的飞行器尾旋性能评估和气动稳定性试验。