發展歷史
航空風洞世界上公認的第一個風洞是英國人於1871年建成的。美國的萊特兄弟於1901年建造了風速12米/秒的風洞，從而發明了世界上第一架飛機。風洞的大量出現是在20世紀中葉。德國在1907年就成立了“哥廷根空氣動力試驗院”，並在此後不惜巨資修建了一批低速、高速、超高速和特種風洞，在世界上率先研製出噴氣式飛機、彈道飛彈；美國於1915年成立了國家空氣動力研究機構。到目前為止，我國已建成配套齊全功能完備的各類風洞140餘座，在風洞試驗、數值計算、模型飛行試驗等領域取得長足進步，空氣動力學設備、技術和人才均跨入國際先進行列。
1936年，清華大學建造了中國第一座自行設計的風洞。風洞採用回流式，最大直徑為3米，試驗段剖面為圓形，直徑1.5米。4月24日，風洞第一次開車試驗成功。該校王士倬等4人關於此風洞的論文被評為1936年中國工程師學會論文第一獎。1937年，該校在南昌建造成4.5米回流式大風洞，圓形剖面試驗段正常直徑為4.57米，可以縮小一半，也可放大到6米，最大氣流速度58米/秒。1947年至948年，該校在北平又設計製造了鐵殼風洞，橢圓形剖面試驗段尺寸為0.762平方米×1.016平方米,氣流速度約為40米～50米/秒。
國民政府和義大利關係密切的時候，航委會花了75000元(一說是8萬元)從義大利買回來一個航空風洞。航委會資助中央大學創辦航空工程系時，就把這個風洞撥給了南京中央大學。
這是一個用鋼板製成的單回流式風洞。試驗段是開口式的，剖面是圓的，直徑有1.2米。風洞的收縮比是5，在擴壓段有克羅口式進氣喇叭口，在兩個180度轉彎處設有導流板。用75馬力柴油機帶動50千瓦直流發電機，轉動一個木製四葉螺旋槳。風洞的氣流速度可以達到55米/秒。風洞附帶的設備有吊掛式三分力天平，還有一套螺旋槳試驗設備。
1935年底，開始在中央大學安裝這個風洞，到1936年中開始運轉。以後給學生開實驗課，還作過流場測量工作。1937年抗日戰爭爆發後，由於風洞外殼尺寸太大，不便搬運，就拆卸了，埋藏在南京城外，把其他設備都運到重慶。
1942年秋，重慶中央大學航空系想利用從南京搬來的風洞設備，再配製一個風洞外殼。這是一個木製的直流式風洞。試驗段是開口的，有橢圓形剖面，尺寸是3英尺×5英尺(約0.9米×1.5米)。1943年風洞造成，1945年春開始試車。
在我國四川西北的群山深處，有一個總體規模居世界第三、亞洲第一的風洞群，在世界上僅次於美國和前蘇聯。我國自行研製的各種航空航天飛行器，都要在這裡進行空氣動力試驗。中國空氣動力研究與發展中心自主設計、建設了亞洲規模最大、功能最完備的風洞群，擁有50餘座配套的低速、高速、超高速氣動力和氣動熱試驗設備和特種試驗設備。
分類
按氣流速度分，風洞有亞音速風洞和超音速風洞兩類。
小型風洞採用高速風扇提供風力，其風速都在每小時1200千米之內。而中型與大型風洞採用事先儲存的氣體在短暫的幾秒，甚至幾毫秒中釋放，形成威力巨大的衝擊風力。測試的對象越是先進高級，其檢測的難度越大，風洞的規模也越大。例如美國和俄羅斯，他們的風洞內可放進整架飛機，不像其他國家的中小型風洞只能螞蟻啃骨頭似地以零代整分別測試。美國為了檢測當前最昂貴的F-22隱形戰鬥機的特殊的菱形機身，動用了22種不同的風洞檢測，得出機身表面每平方米的阻力係數僅為0.034。而美國的太空梭“哥倫比亞號”反反覆覆做各種不同的風洞儉測達3萬多小時，點點滴滴絲毫無誤，確保了其飛行的安全與正常運轉。然而建立一個大型風洞耗資非常巨大，美國在1968年建設的一個大型風洞，就耗費了5.5億美元巨資，風洞是高科技設施，施工難度大，例如2.4米超音速風洞，僅在基礎施工中便需澆注8000多噸水泥，打進地下的水泥柱多達700多個，最粗的達33米，其安裝設備的難度也非常之高。
低速風洞
實驗段氣流速度在130米/秒以下(馬赫數≤0.4)的風洞。世界上第一座風洞是F.H.韋納姆於1869～1871年在英國建造的。它是一個兩端開口的木箱，截面45.7厘米×45.7厘米，長3.05米。美國的O.萊特和W.萊特兄弟在他們成功地進行世界上第一次動力飛行之前，於1900年建造了一個風洞，截面40.6厘米×40.6厘米,長1.8米,氣流速度為40～56.3千米/小時。以後,許多國家相繼建造了不少較大尺寸的低速風洞。基本上有兩種形式,一種是法國人A.-G.艾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。現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。這個風洞建成後又增加了一個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，還發展出雙實驗段風洞，甚至三實驗段風洞。
高速風洞
實驗段內氣流馬赫數為0.4～4.5的風洞。按馬赫數範圍劃分，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
風洞的馬赫數為0.4～0.7。結構形式和工作原理同低速風洞相彷，只是運轉所需的功率比低速風洞大一些。
跨聲速風洞
風洞的馬赫數為0.5～1.3。當風洞中氣流在實驗段內最小截面處達到聲速之後，即使再增大驅動功率或壓力，實驗段氣流的速度也不再增加，這種現象稱為壅塞。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，利用上表面曲率產生的跨聲速區進行實驗。這樣不僅模型不能太大，而且氣流也不均勻。後來研究發現，實驗段採用開孔或順氣流方向開縫的透氣壁，使實驗段內的部分氣流通過孔或縫流出，可以消除風洞的壅塞，產生低超聲速流動。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諮詢委員會(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。此後跨聲速風洞發展很快，到50年代就已建設了一大批實驗段口徑大於1米的模型實驗風洞。
超聲速風洞
洞內氣流馬赫數為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。只要噴管前後壓力比足夠大，實驗段內氣流的速度只取決於實驗段截面積對噴管喉道截面積之比。通常採用由兩個平面側壁和兩個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並直接與洞體連線的固定噴管；由可更換的型面塊和噴管箱側壁組成噴管，並將噴管箱與洞體連線而成的固塊噴管；由兩塊柔性板構成噴管型面，且柔性板的型面可進行調節的柔壁噴管。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過較弱的激波系變為亞聲速流動，以減小流動的總壓損失。第一座超聲速風洞是普朗特於1905年在德國哥廷根建造的,實驗馬數可達到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。
