风洞实验室的分类

风洞即风洞实验室，它是进行空气动力实验Z常用、Z有效的工具之一。风洞实验室的种类很多，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

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。

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。diyi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。diyi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。

高超声速风洞

马赫数大于5的超声速风洞。主要用于、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。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。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。

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。

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。

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。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，并采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。

专用风洞

为了满足各种特殊实验的需要，还可采用各种专用风洞，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。

汽车风洞

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。