风洞是能人工产生和控制气流以模拟飞行器或物体周围气体的流动，并可度量气体对物体的作用以及观察物理现象的一种管道状实验设备。按风洞试验段气流速度大小可将风洞分为低速风洞Ma≤0.4）、高速风洞（Ma=0.4～4.5）和高超声速风洞（Ma≥5.0）。在高声速风洞中，通常把 Ma 数为 0.4~0.8 称为“亚声速风洞”，Ma 数为 0.4~1.4 称为“跨声速风洞” ，把 Ma=0.4~4.5 称为“超声速风洞”。
基本介绍
- 中文名：高速风洞
- 外文名：High speed wind tunnel
- 马赫数範围：0.4～4.5
- 领域：航空航天
- 分类：亚声速、跨声速和超声速风洞。
- 常见支撑形式：尾部支撑、腹部（背部）支撑等
简介
风洞是能人工产生和控制气流以模拟飞行器或物体周围气体的流动，并可度量气体对物体的作用以及观察物理现象的一种管道状实验设备。风洞试验通常将模型或物体固定在风洞内，使气体流过模型。这种试验方法具有流动条件容易控制，可基本上不受外界环境影响，测量方便、精确，可重複地、经济地取得实验数据等优点。它是进行空气动力实验最常用、最有效的实验方式。
按风洞试验段气流速度大小可将风洞分为低速风洞（Ma≤0.4）、高速风洞（Ma=0.4～4.5）和高超声速风洞（Ma≥5.0）。在高声速风洞中，通常把 Ma 数为 0.4~0.8 称为“亚声速风洞”，Ma 数为 0.4~1.4 称为“跨声速风洞” ，把 Ma=0.4~4.5 称为“超声速风洞”。
地位
具有高空高速优良性能的航空器是提高航空科学技术水平的主要标誌。在设计这些航空器时，需要计算气动性能、稳定性与操纵性、气动弹性、以及高超音速中的气动热等问题。而且还应该把我们初步设计的航空器模型，在高速风洞里进行试验，测量出这些模型的各种需要的气动数据，进行理论分析研究。在进行航空器的设计任务中，只有经过风洞实验所确定或验证的设计，才能进行生产。按马赫数範围划分，高速风洞可分为亚声速风洞、跨声速风洞和超声速风洞。
高速风洞
高速风洞高速风洞常见支撑形式
模型支撑系统的用途是在风洞中支撑模型，并通过角度机构改变模型的姿态角，即模型的迎角、侧滑角或滚转角。模型支撑系统的机构形式多样，各风洞都有自己各具特色的支撑系统。高速风洞常见的模型支撑形式有尾部支撑、侧壁支撑、腹部（背部）支撑等。
尾部支撑
尾部支撑是目前套用最为广泛的支撑形式。通过模型底部向下游延伸的尾支桿与支架连线，尾部支撑可分为单支臂与双支臂支撑形式。尾部支撑的优点是：
1)支撑系统处于模型之后，不会破坏模型表面的流动状态，测量数据较準确。
2)结构简单且通用性好，对于大多数飞行器因其底部面积都较大，故都可以採用这种支撑形式。
侧壁支撑
侧壁支撑最适合半模型试验，常用的有以下几种方法：
1）反射板法，为了隔除风洞侧壁边界层的影响，在半模型与风洞侧壁之间加一块反射平板，它与模型同步改变迎角，其形状和大小因模型而异。
2）垫块法，同样是为了消除边界层的影响，在模型对称面处加一个与机身形状相同的垫块，其厚度随模型和试验 M 数的不同而改变。
3）影响法，类似垫块法，需要加一个映像机身，必要时还应加映像垂尾。
4）直接靠近洞壁法，将模型直接靠近洞壁安装，这种方法适用远离洞壁的飞行器部件的试验。
腹部支撑或背部支撑
对于实现常规尾部支撑形式有困难或是有特殊需要的试验模型（如喷流模型）可以採用腹部支撑或背部支撑。这是由于支架直接固定在模型腹部（背部），对模型气动外形有较大破坏，试验结果受干扰影响较大，因此试验数据要进行修正。但对于某些特殊试验，这种支撑形式将是最常用的。