風洞測試儀器總焓測量儀器

風洞種類繁多，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。

風洞低速風洞

許多國家相繼建造了不少較大尺寸的低速風洞?；旧嫌袃煞N形式，一種是法國人A.-G.埃菲爾設計的直流式風洞；另一種是德國人L.普朗特設計的回流式風洞，圖1是這兩種風洞結構示意圖?，F(xiàn)在世界上最大的低速風洞是美國國家航空和航天局(NASA)埃姆斯(Ames)研究中心的12.2米×24.4米全尺寸低速風洞。這個風洞建成后又增加了一個24.4米× 36.6米的新實驗段，風扇電機功率也由原來25兆瓦提高到100兆瓦。

低速風洞實驗段有開口和閉口兩種形式，截面形狀有矩形、圓形、八角形和橢圓形等，長度視風洞類別和實驗對象而定。60年代以來，還發(fā)展出雙實驗段風洞，甚至三實驗段風洞。

風洞就是用來產(chǎn)生人造氣流(人造風)的管道。在這種管道中能造成一段氣流均勻流動的區(qū)域，汽車風洞試驗就在這段風洞中進行。

在低速風洞中，常用能量比Er衡量風洞運行的經(jīng)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(qū)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。

低速風洞的種類很多，除一般風洞外，有專門研究飛機防冰和除冰的冰風洞，研究飛機螺旋形成和改出方法的立式風洞，研究接近飛行條件下真實飛機氣動力性能的全尺寸風洞，研究垂直短距起落飛機(V/STOL)和直升機氣動特性的V/STOL風洞，還有高雷諾數(shù)增壓風洞等。為了研究發(fā)動機外部噪聲，進行動態(tài)模型實驗，一些風洞作了改建以適應聲學實驗和動態(tài)實驗要求。為了開展工業(yè)空氣動力學研究，除了對航空風洞進行改造和增加輔助設備外，各國還建造了一批專用風洞，如模擬大氣流動的速度剖面、湍流結構和溫度層結的長實驗段和最小風速約為0.2米/秒的大氣邊界層風洞，研究全尺寸汽車性能、模擬氣候條件的汽車風洞，研究沙粒運動影響的沙風洞等。

直流式閉口實驗段低速風洞是典型的低速風洞。在這種風洞中，風扇向右端鼓風而使空氣從左端外界進入風洞的穩(wěn)定段。穩(wěn)定段的蜂窩器和阻尼網(wǎng)使氣流得到梳理與和勻，然后由收縮段使氣流得到加速而在實驗段中形成流動方向一致、速度均勻的穩(wěn)定氣流。在實驗段中可進行飛機模型的吹風實驗，以取得作用在模型上的空氣動力實驗數(shù)據(jù)。這種風洞的氣流速度是靠風扇的轉(zhuǎn)速來控制的。中國氣動力研究和發(fā)展中心已建成一座開路式閉口串列雙試段大型低速風洞，第一實驗段尺寸為12×16×25米3,最大風速為25米/秒，第二實驗段尺寸為8×6×25米3，最大風速為100米/秒。

回流式風洞實際上是將直流式風洞首尾相接，形成封閉回路。氣流在風洞中循環(huán)回流，既節(jié)省能量又不受外界的干擾。風洞也可以采用別的特殊氣體或流體來代替空氣，用壓縮空氣代替常壓空氣的是變密度風洞，用水代替空氣的稱為水洞（見水槽和水洞）。

風洞高速風洞

實驗段內(nèi)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。

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(zhuǎn)所需的功率比低速風洞大一些。

風洞跨聲速風洞

風洞的馬赫數(shù)為0.5～1.3。當風洞中氣流在實驗段內(nèi)最小截面處達到聲速之后，即使再增大驅(qū)動功率或壓力，實驗段氣流的速度也不再增加，這種現(xiàn)象稱為壅塞。因此，早期的跨聲速實驗只能將模型裝在飛機機翼上表面或風洞底壁的凸形曲面上，利用上表面曲率產(chǎn)生的跨聲速區(qū)進行實驗。這樣不僅模型不能太大，而且氣流也不均勻。后來研究發(fā)現(xiàn)，實驗段采用開孔或順氣流方向開縫的透氣壁，使實驗段內(nèi)的部分氣流通過孔或縫流出，可以消除風洞的壅塞，產(chǎn)生低超聲速流動。這種有透氣壁的實驗段還能減小洞壁干擾，減弱或消除低超聲速時的洞壁反射波系。因模型產(chǎn)生的激波，在實壁上反射為激波，而在自由邊界上反射為膨脹波，若透氣壁具有合適的自由邊界，則可極大地減弱或消除洞壁反射波系。

為了在各種實驗情況下有效地減弱反射波，發(fā)展出可變開閉比（開孔或開縫占實驗段壁面面積的比例）和能改變開閉比沿氣流方向分布的透氣壁。第一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。

風洞超聲速風洞

洞內(nèi)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(jīng)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(nèi)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。通常采用由兩個平面?zhèn)缺诤蛢蓚€型面組成的二維噴管。

噴管的構造型式有多種，例如：兩側壁和兩個型面裝配成一個剛性半永久性組合件并直接與洞體連接的固定噴管；由可更換的型面塊和噴管箱側壁組成噴管，并將噴管箱與洞體連接而成的固塊噴管；由兩塊柔性板構成噴管型面，且柔性板的型面可進行調(diào)節(jié)的柔壁噴管（圖3）。實驗段下游的超聲速擴壓器由收縮段、第二喉道和擴散段組成(圖4),通過喉道面積變化使超聲速流動經(jīng)過較弱的激波系變?yōu)閬喡曀倭鲃?，以減小流動的總壓損失。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。

1920年A.布澤曼改進了噴管設計，得到了均勻超聲速流場。1945年德國已擁有實驗段直徑約 1米的超聲速風洞。50年代，世界上出現(xiàn)了一批供飛行器模型實驗的超聲速風洞，其中最大的是美國的4.88米×4.88米的超聲速風洞。

建設的許多風洞，往往突破了上述亞聲速、跨聲速和超聲速單一速度的范圍，可以在一個風洞內(nèi)進行亞聲速、跨聲速和超聲速實驗。這種風洞稱為三聲速風洞。中國氣動力研究與發(fā)展中心的1.2米×1.2米跨聲速、超聲速風洞（圖5）是一座三聲速風洞。

60年代以來，提高風洞的雷諾數(shù)受到普遍重視?？缏曀亠L洞的模型實驗雷諾數(shù)通常小于1×109，大型飛行器研制需要建造雷諾數(shù)更高（例如大于4×109）的跨聲速風洞，因而出現(xiàn)了增高駐點壓力的路德維格管風洞，用噴注液氮降低實驗氣體溫度、提高雷諾數(shù)的低溫風洞等新型風洞。低溫風洞具有獨立改變馬赫數(shù)、雷諾數(shù)和動壓的能力，因此發(fā)展很快。

風洞高超聲速風洞

馬赫數(shù)大于 5的超聲速風洞。主要用于導彈、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(zhì)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。

高超音速風洞 　如要在風洞中獲得更高 M數(shù)的氣流(例如M≥5),一般來說單靠上游高壓空氣的吹沖作用還不能產(chǎn)生足夠的壓力差，這時在風洞下游出口處接上一只容積很大的真空容器，靠上沖下吸便可形成很大的壓差，從而產(chǎn)生M≥5的高超音速氣流。不過氣流在經(jīng)過噴管加速到高超音速的過程中會急劇膨脹，溫度會隨之急劇下降，從而引起氣體的自身液化。為避免液化或模擬需要的溫度，必須在高超音速風洞中相當于穩(wěn)定段處裝設加熱裝置。高超音速風洞依加熱原理和用途的不同有多種型式。暫沖式常規(guī)高超音速風洞 較為典型，它很像常規(guī)的超音速風洞。其他型式的風洞有激波風洞、炮風洞、熱沖風洞、長沖風洞、氣體活塞式風洞、電弧風洞等（見超高速實驗設備）。中國氣動力研究和發(fā)展中心的高壓－引射驅(qū)動的暫沖式常規(guī)高超音速風洞實驗段直徑為 0.5米。這個中心還建成一座實驗段直徑為2米的激波風洞。

風洞常規(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。圖6為高超聲速風洞示意圖。圖7為一座實驗段直徑為0.5米的暫沖式高超聲速風洞照片。

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。因為在給定的穩(wěn)定段溫度下，實驗段氣流靜溫隨馬赫數(shù)增加而降低，以致實驗段氣流會出現(xiàn)液化。實際上，由于氣流膨脹過程很快，在某些實驗條件下，存在不同程度的過飽和度。

所以，實際使用的穩(wěn)定段溫度可比根據(jù)空氣飽和曲線得到的溫度低。根據(jù)不同的穩(wěn)定段溫度，對實驗氣體采用不同的加熱方法。在通常情況下，氣體燃燒加熱器加熱溫度可達750開；鎳鉻電阻加熱器可達1000開；鐵鉻鋁電阻加熱器可達1450開；氧化鋁卵石床加熱器可達1670開；氧化鋯卵石床加熱器可達2500開；以高純度氮氣為實驗氣體的鎢電阻加熱器可達2200開；石墨電阻加熱器可達2800開。

早期常規(guī)高超聲速風洞常采用二維噴管。在高馬赫數(shù)條件下，喉道尺寸小，表面高熱流引起的熱變形使喉道尺寸不穩(wěn)定，邊界層分布也非常不均勻，都會影響氣流均勻性。所以，后期大多數(shù)高超聲速風洞安裝了錐形或型面軸對稱噴管。錐形噴管加工容易，但產(chǎn)生錐型流場，所以后來逐漸被型面噴管代替。在馬赫數(shù)大于 7的情況下，對高溫高壓下工作的噴管喉道，一般用水冷卻。

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。為進一步提高實驗馬赫數(shù)和雷諾數(shù)，采用凝結溫度極低（4 開）的氦氣作實驗氣體，在室溫下馬赫數(shù)可達到25；加熱到1000開時馬赫數(shù)可達到42。

世界上第一座常規(guī)高超聲速風洞是德國在第二次世界大戰(zhàn)時建造的。這是一座暫沖式風洞。馬赫數(shù)上限為10，實驗段尺寸為1米×1米。德國戰(zhàn)敗，風洞未能完全建成。戰(zhàn)后，美國建造了多座尺寸在0.45米以上的常規(guī)高超聲速風洞，少數(shù)為連續(xù)式，大多為暫沖式。

風洞低密度風洞

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。低密度風洞的原理和結構同常規(guī)高超聲速風洞相仿。同常規(guī)高超聲速風洞相比，它有以下特點：穩(wěn)定段壓力和實驗模型尺寸均較常規(guī)高超聲速風洞成量級地減??；具有龐大的真空抽氣系統(tǒng)和優(yōu)良的風洞密封性能；普遍采用深冷拉瓦爾管或小孔自由射流實驗技術，以解決由于低雷諾數(shù)、高馬赫數(shù)而引起的噴管邊界層加厚問題，從而能在更大的克努曾數(shù)下獲得供實驗用的、足夠尺寸的稀薄氣流區(qū)域；在相同的馬赫數(shù)下預防工作氣體液化的加熱要求較一般高超聲速風洞為低。但在低密度風洞實驗中，由于氣流密度小，實驗模型尺寸小，所以模型的氣動力、熱、壓力等均甚微弱，測量技術難度大。電磁懸掛天平、電子束裝置等非接觸測量技術已用于有關測量。圖8為低密度風洞示意圖。

風洞激波風洞

利用激波壓縮實驗氣體，再用定常膨脹方法產(chǎn)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。圖9為反射型激波風洞原理示意圖。激波風洞的工作過程是：風洞啟動時主膜片先破開，引起驅(qū)動氣體的膨脹，產(chǎn)生向上游傳播的膨脹波，并在實驗氣體中產(chǎn)生激波。當此激波向下游運動達到噴管入口處時，第二膜片被沖開，因而經(jīng)過激波壓縮達到高溫高壓的實驗氣體即進入噴管膨脹加速，流入實驗段供實驗使用。當實驗條件由于波系反射或?qū)嶒灇怏w流完而遭到破壞時，實驗就結束。

激波風洞的實驗時間短，通常以毫秒計。激波風洞的名稱是赫茲伯格于1951年提出的。它的發(fā)展與中、遠程導彈和航天器的發(fā)展密切相關。50年代初至60年代中期，由于急需研究高超聲速飛行中出現(xiàn)的高溫真實氣體效應，激波風洞主要用于模擬高溫條件。60年代中期以后，由于需要戰(zhàn)略彈頭在低空作機動飛行，它即轉(zhuǎn)向于模擬高雷諾數(shù)，并于1971年首先實現(xiàn)了這種模擬的運行。早期的激波風洞采用直通型（入射激波在噴管入口處不反射而直接通過噴管）運行，因而實驗時間非常短（甚至短于1毫秒），難以應用，因此又發(fā)展出反射型激波風洞。這種風洞有不同的運行方法，如適當選擇運行條件，通常可取得5～25毫秒的實驗時間。激波風洞實驗已確立為一種標準的高超聲速實驗技術，并已成為高超聲速氣動力數(shù)據(jù)的主要來源。

實驗項目通常是傳熱、壓力、氣動力測量和流場顯示，此外還有電子密度測量等特殊項目?，F(xiàn)有激波風洞運行的最高參數(shù)是：驅(qū)動壓力約為3400大氣壓（1大氣壓等于101325帕）；可以模擬 6.7千米/秒的飛行速度；氣流馬赫數(shù)達24；雷諾數(shù)達108（當馬赫數(shù)為8時）。

風洞熱沖風洞

利用電弧脈沖放電定容地加熱和壓縮實驗氣體，產(chǎn)生高超聲速氣流的風洞。基本結構如圖10所示。運行前儲能裝置儲存電能，弧室充入一定壓力的氣體，膜片下游各部位被抽吸到真空狀態(tài)(一般不低于10⁵帕)。運行時，儲存的電能以千分之一毫秒到幾十毫秒的時間在弧室內(nèi)通過電弧放電釋放，以加熱和壓縮氣體；當弧室中壓力升高到某個預定值時，膜片被沖破；氣體經(jīng)過噴管膨脹加速，在實驗段中形成高超聲速氣流；然后通過擴壓器排入真空箱內(nèi)。

與常規(guī)高超聲速風洞和激波風洞不同，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。原來是要利用火花放電得到一個高性能的激波管驅(qū)動段，后來就演變成熱沖風洞?！盁釠_”這個詞是 R.W.佩里于1958年提出來的。

熱沖風洞的一個技術關鍵是將材料燒損和氣體污染減少到可接受的程度。采取的措施有：以氮氣代替空氣作為實驗氣體；減小暴露在熱氣體中的弧室絕緣面積；合理設計析出材料燒損生成微粒的電極和喉道擋板結構；適當選取引弧用的熔斷絲；限制風洞在弧室氣體溫度低于4000開下運行等。熱沖風洞的儲能裝置有電容和電感兩種方式。前者常用于儲存10兆焦耳以下的能量，后者多用于儲存5～100兆焦耳的能量。

還有一種方式是電網(wǎng)直接供電，其能量一般為10兆焦耳量級，不同的電能利用方式要求有相應的充電放電系統(tǒng)。熱沖風洞的模擬范圍一般可以達到：馬赫數(shù) 8～22，每米雷諾數(shù)1×10⁵～2×10⁸。長達上百毫秒的實驗時間，不僅使它一次運行能夠完成模型的全部攻角的靜態(tài)風洞實驗，而且可以進行風洞的動態(tài)實驗，測量動穩(wěn)定性，以及采用空氣作實驗氣體（溫度一般在3000開以下）進行高超聲速沖壓發(fā)動機實驗。

除上述風洞外，高超聲速風洞還有氮氣風洞、氦氣風洞、炮風洞（輕活塞風洞）、長沖風洞(重活塞風洞)、氣體活塞風洞、膨脹風洞和高超聲速路德維格管風洞等。

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。

風洞自然風洞

自然風洞指的是大自然形成的天然山洞，洞口往外有風刮出，具體位置有湖南省新化縣游家鎮(zhèn)新塘村源頭垅老屋上的風洞，秋冬季節(jié)和春季，風洞會停止刮風，只有夏天才會刮風，風溫很低，只有幾度，洞口寸草不生，人在洞口不能久留，否則會全身冰涼，一到晚上會聽到嗚嗚的風鳴聲，由于風聲過于強大，老一輩們在五六十年代將洞口堵住，但風仍然吹開一個口子，不過風速明顯減小，但風的溫度不變。洞內(nèi)生活一種類似貓的動物，全身花紋酷似斑馬。對于風洞的形成還沒有人解開謎底，在當?shù)爻蔀橐环N陰影，有不祥之征兆。

風洞立式風洞

陽春3月，記者走進中國自主設計建造的亞洲最大的立式風洞，領略風洞里獨特的風景。

置身人造“天空”

秦嶺之巔還殘雪點點，山腳之下已是桃花吐艷。汽車駛過一段蜿蜒的山路，眼前景象豁然開朗：翠綠的山林間，一座5層高的建筑拔地而起。

“我們到了，這就是亞洲最大的立式風洞。”聽到陪同人員介紹，記者感到有些失望，因為眼前的景象與想象中完全不一樣。新建成的立式風洞不算高大，也不顯得很威武，甚至不如城市里常見的摩天大樓。

從外表看，與普通房屋唯一不同的是，該建筑身上“背”著一根粗大的鐵管。技術人員對記者介紹：“可不能小瞧這鐵家伙，它是產(chǎn)生氣流的主要通道?！?

其實，風洞普通的外表下有著神奇的“心臟”。步入其中，記者發(fā)現(xiàn)這片人造“天空”完全是用高科技的成果堆砌而成。

風洞建設是一個涉及多學科、跨專業(yè)的系統(tǒng)集成課題，囊括了包括氣動力學、材料學、聲學等20余個專業(yè)領域。整個立式風洞從破土動工到首次通氣試驗僅用了2年半，創(chuàng)造了中國風洞建設史上的奇跡。

大廳里，螺旋上升的旋梯簇擁著兩節(jié)巨大的管道，好不壯觀！與其說它是試驗設備，不如說是風格前衛(wèi)的建筑藝術品。

一路參觀，記者發(fā)現(xiàn)該風洞“亮點”多多：實現(xiàn)了兩個攝像頭同時采集試驗圖像，計算機自動判讀處理；率先將世界最先進的中壓變頻調(diào)速技術用于風洞主傳動系統(tǒng)控制，電機轉(zhuǎn)速精度提高50%……

負責人介紹說，立式風洞是中國龐大風洞家族中最引人矚目的一顆新星，只有極少數(shù)發(fā)達國家擁有這種風洞。

感受“風”之神韻

風，來無影去無蹤，自由之極。可在基地科研人員的手中，無影無蹤無所不在的風被梳理成循規(guī)蹈矩、各種強度、各種“形狀”的氣流。

記者趕得巧，某飛行器模型自由尾旋改進試驗正在立式風洞進行。

何謂尾旋？它是指飛機在持續(xù)的失速狀態(tài)下，一面旋轉(zhuǎn)一面急劇下降的現(xiàn)象。在人們尚未徹底了解它之前，尾旋的后果只有一個：機毀人亡。資料顯示，1966年至1973年，美國因尾旋事故就損失了上百架F-4飛機。

控制中心里，值班員輕啟電鈕，巨大的電機開始轉(zhuǎn)動。記者不由自主地用雙手捂住耳朵，以抵擋將要到來的“驚雷般的怒吼”?？蓻]想到，想象中的巨響沒有到來，只有空氣穿流的淺唱低吟。30米/秒、50米/秒……風速已到極至，記者站在隔音良好的試驗段旁，卻沒有領略到“大風起兮”的意境。

你知道50米/秒風速是什么概念？勝過颶風！值班員告訴記者，如果把人放在試驗段中，可以讓你體驗被風吹起、乘風飛翔的感覺。

中國首座立式風洞已形成強大的試驗能力。負責人告訴記者：該型風洞除可完成現(xiàn)有水平式風洞中的大多數(shù)常規(guī)試驗項目，還能完成飛機尾旋性能評估、返回式衛(wèi)星及載人飛船回收過程中空氣動力穩(wěn)定性測試等。

風洞主要由洞體、驅(qū)動系統(tǒng)和測量控制系統(tǒng)組成，各部分的形式因風洞類型而不同。

風洞洞體

它有一個能對模型進行必要測量和觀察的實驗段。實驗段上游有提高氣流勻直度、降低湍流度的穩(wěn)定段和使氣流加速到所需流速的收縮段或噴管。實驗段下游有降低流速、減少能量損失的擴壓段和將氣流引向風洞外的排出段或?qū)Щ氐斤L洞入口的回流段。有時為了降低風洞內(nèi)外的噪聲，在穩(wěn)定段和排氣口等處裝有消聲器。

風洞驅(qū)動系統(tǒng)

驅(qū)動系統(tǒng)共有兩類。

一類是由可控電機組和由它帶動的風扇或軸流式壓縮機組成。風扇旋轉(zhuǎn)或壓縮機轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)動使氣流壓力增高來維持管道內(nèi)穩(wěn)定的流動。改變風扇的轉(zhuǎn)速或葉片安裝角，或改變對氣流的阻尼，可調(diào)節(jié)氣流的速度。直流電動機可由交直流電機組或可控硅整流設備供電。它的運轉(zhuǎn)時間長，運轉(zhuǎn)費用較低，多在低速風洞中使用。使用這類驅(qū)動系統(tǒng)的風洞稱連續(xù)式風洞，但隨著氣流速度增高所需的驅(qū)動功率急劇加大，例如產(chǎn)生跨聲速氣流每平方米實驗段面積所需功率約為4000千瓦，產(chǎn)生超聲速氣流則約為16000～40000千瓦。

另一類是用小功率的壓氣機事先將空氣增壓貯存在貯氣罐中，或用真空泵把與風洞出口管道相連的真空罐抽真空，實驗時快速開啟閥門，使高壓空氣直接或通過引射器進入洞體或由真空罐將空氣吸入洞體，因而有吹氣、引射、吸氣以及它們相互組合的各種形式。使用這種驅(qū)動系統(tǒng)的風洞稱為暫沖式風洞。暫沖式風洞建造周期短，投資少，一般[[雷諾數(shù)]]較高，它的工作時間可由幾秒到幾十秒，多用于跨聲速、超聲速和高超聲速風洞。對于實驗時間小于 1秒的脈沖風洞還可通過電弧加熱器或激波來提高實驗氣體的溫度，這樣能量消耗少，模擬參數(shù)高。

風洞測量控制系統(tǒng)

其作用是按預定的實驗程序，控制各種閥門、活動部件、模型狀態(tài)和儀器儀表，并通過天平、壓力和溫度等傳感器，測量氣流參量、模型狀態(tài)和有關的物理量。隨著電子技術和計算機的發(fā)展，20世紀40年代后期開始，風洞測控系統(tǒng)，由早期利用簡陋儀器，通過手動和人工記錄，發(fā)展到采用電子液壓的控制系統(tǒng)、實時采集和處理的數(shù)據(jù)系統(tǒng)。

煙風洞是利用煙流法觀察空氣流過物體時流動圖形的設備。用電阻絲將礦物油加熱，或用其他方法，如點香等方法產(chǎn)生煙，然后通過等距離分布的并排的金屬管將煙引入煙風洞中，這些管子裝置在物體的前面，氣流帶著煙流過物體，這些煙便明顯地讓人看出氣流的流動。

將流線型物體，如水翼、舵的模型，安裝在煙風洞中。流動圖形的特點是：流體流過物體時，煙流變密，流速加大，壓力降低。物體前部煙流的分叉處稱為“駐點”，在該點速度為零。在物體尾部某一區(qū)域煙流被沖散，反映流動極不規(guī)則，這里為“尾渦區(qū)”或“尾跡”。

當攻角不為零時，物體上部的煙流變得更密，下面的煙流變疏。上面流速大，壓力降低；下面的流速變小，壓力增大。于是上、下兩表面壓力不平衡，產(chǎn)生了向上的壓差力，即“升力”，這就是升力產(chǎn)生的原因。攻角越大，上、下兩表面處煙流的疏密程度相差越大，壓力相差越大，因而升力越大。當攻角增加時，尾渦區(qū)也在擴大，在達到某一定值后，由于尾渦區(qū)過于擴大，于是產(chǎn)生劇烈的振動，同時升力迅速下降，阻力也劇增，這種現(xiàn)象稱為“失速”。