風洞實驗室的種類很多，有不同的分類方法。按實驗段氣流速度大小來區(qū)分，可以分為低速、高速和高超聲速風洞。

　　風洞即風洞實驗室，它是進行空氣動力實驗最常用、最有效的工具之一。

　　低速風洞

　　在低速風洞中，常用能量比Er衡量風洞運行的經濟性。式中v0和A0分別為實驗段氣流速度和截面積;ρ為空氣密度;η和N分別為驅動裝置系統(tǒng)效率和電機的輸入功率。對于閉口實驗段風洞Er為3～6。

　　雷諾數(shù)Re是低速風洞實驗的主要模擬參數(shù)，但由于實驗對象和項目不同，有時尚需模擬另一些參數(shù)，在重力起作用的一些場合下(如尾旋、投放和動力模型實驗等)還需模擬弗勞德數(shù)Fr，在直升機實驗中尚需模擬飛行馬赫數(shù)和旋翼翼尖馬赫數(shù)等。

　　高速風洞

　　實驗段內氣流馬赫數(shù)為0.4～4.5的風洞。按馬赫數(shù)范圍劃分，高速風洞可分為亞聲速風洞、跨聲速風洞和超聲速風洞。

　　亞聲速風洞

　　風洞的馬赫數(shù)為0.4～0.7。結構形式和工作原理同低速風洞相仿，只是運轉所需的功率比低速風洞大一些。

　　跨聲速風洞

　　風洞的馬赫數(shù)為0.5～1.3。diyi座跨聲速風洞是美國航空咨詢委員會(NACA)在1947年建成的。它是一座開閉比為12.5%、實驗段直徑為 308.4毫米的開縫壁風洞。此后跨聲速風洞發(fā)展很快，到50年代就已建設了一大批實驗段口徑大于1米的模型實驗風洞。

　　超聲速風洞

　　洞內氣流馬赫數(shù)為1.5～4.5的風洞。風洞中氣流在進入實驗段前經過一個拉瓦爾管而達到超聲速。只要噴管前后壓力比足夠大，實驗段內氣流的速度只取決于實驗段截面積對噴管喉道截面積之比。第一座超聲速風洞是普朗特于1905年在德國格丁根建造的，實驗馬數(shù)可達到1.5。

　　高超聲速風洞

　　馬赫數(shù)大于5的超聲速風洞。主要用于、人造衛(wèi)星、航天飛機的模型實驗。實驗項目通常有氣動力、壓力、傳熱測量和流場顯示，還有動穩(wěn)定性、低熔點模型燒蝕、質量引射和粒子侵蝕測量等

　　。高超聲速風洞主要有常規(guī)高超聲速風洞、低密度風洞、激波風洞、熱沖風洞等形式。

　　常規(guī)高超聲速風洞

　　它是在超聲速風洞的基礎上發(fā)展起來的。常規(guī)高超聲速風洞的運行原理與超聲速風洞相似，主要差別在于前者須給氣體加熱。常規(guī)高超聲速風洞的典型氣動性能以實驗馬赫數(shù)和單位雷諾數(shù)來表征。以空氣作實驗氣體的典型風洞的實驗馬赫數(shù)為5～14,每米雷諾數(shù)的量級為3×106。

　　低密度風洞

　　形成稀薄(低密度)氣體流動的高超聲速風洞。它為研制航天器提供高空飛行的氣動環(huán)境，也是研究稀薄氣體動力學的實驗工具。低密度風洞主要進行滑移流態(tài)和過渡流態(tài)下的實驗，主要模擬克努曾數(shù)、馬赫數(shù)、物面平均溫度和滯止溫度(氣體速度變成零時的溫度)之比(約為0.06～1)等參數(shù)，以及高溫低壓下的真實氣體效應。

　　利用激波壓縮實驗氣體，再用定常膨脹方法產生高超聲速實驗氣流的風洞。它由一個激波管和連接在它后面的噴管等風洞主要部件組成。在激波管和噴管之間用膜片(第二膜片)隔開，噴管后面被抽成真空。

　　熱沖風洞

　　利用電弧脈沖放電定容地加熱和壓縮實驗氣體，產生高超聲速氣流的風洞。熱沖風洞的實驗氣流是準定常流動(見非定常流動),實驗時間約20～200毫秒;實驗過程中弧室氣體壓力和溫度取決于實驗條件和時間，與高超聲速風洞和激波風洞相比大約要低10～50%。

　　所以要瞬時、同步地測量實驗過程中實驗段的氣流參量和模型上的氣動力特性，并采用一套專門的數(shù)據(jù)處理技術。熱沖風洞的研制開始于20世紀50年代初，略后于激波風洞。

　　專用風洞

　　為了滿足各種特殊實驗的需要，還可采用各種專用風洞，冰風洞供研究飛機穿過云霧飛行時飛機表面局部結冰現(xiàn)象。

　　尾旋風洞供研究飛機尾旋飛行特性之用。這種風洞的實驗段垂直放置，氣流上吹呈碟形速度分布，而且風速可以迅速改變，能托住尾旋模型使其不致下墜。

　　汽車風洞

　　汽車風洞有模型風洞、實車風洞和氣候風洞等，模型風洞較實車風洞小很多，其投資及使用成本也相對小些。

　　在模型風洞中只能對縮小比例的模型進行試驗，其試驗精度也相對低些。實車風洞則很大，建設費用及使用費用極高。

　　目前世界上的實車風洞還不多，主要集中在日、美、德、法、意等國的大汽車公司。

　　氣候風洞主要是模擬氣候環(huán)境，用來測定汽車的一般性能(如空洞性能等)的風洞。

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