風洞
風洞實驗指在風洞中安置飛行器或其他物體模型，研究氣體流動及其與模型的相互作用，以了解實際飛行器或其他物體的空氣動力學特性的一種空氣動力實驗方法。
風洞實驗的理論依據是運動相對性原理和流動相似性原理。根據相對性原理，飛機在靜止空氣中飛行所受到的空氣動力，與飛機靜止不動、空氣以同樣的速度反方向吹來，兩者的作用是一樣的。但飛機迎風面積比較大，如機翼翼展小的幾米、十幾米，大的幾十米（波音747是60米），使迎風面積如此大的氣流以相當于飛行的速度吹過來，其動力消耗將是驚人的。根據相似性原理，可以將飛機做成幾何相似的小尺度模型，只要保持某些相似參數一致，試驗的氣流速度在一定範圍內也可以低于飛行速度，並可以根據試驗結果推算出真實飛行時作用於飛機的空氣動力。
背景
減小和消除洞壁干擾，一直是氣動研究人員追求的目標。為了獲得無洞壁干擾的試驗結果，一般有三種方法:一是在大尺寸鳳洞中使用小尺寸模型做試驗，通常使其阻塞度小於1%；二是計算出洞壁干擾量，然後對試驗結果進行修正，如目前發展中的壁壓信息法；三是使用自適應壁試驗段。
由於閉口和開口風洞的洞壁干擾具有相反的符號，啟示了人們使用部分閉部分開的洞壁，即通氣壁減小或部分消除洞壁干擾。
相關研究
在低速風洞中，對於大攻角、高升力等試驗，通常仍沿用常規的線性修正方法，有時採用馬斯克爾方法修正阻塞效應。近來壁壓信息法發展迅速，它比常規修正方法進了一大步，然而還沒有進入實用階段。由於假設和計算方法本身的近似，此法仍有一定誤差，總的來看修正仍不足。為此，人們根據閉口風洞和開口風洞誘導下洗相反的性質，藉助跨聲速開縫壁風洞的概念，利用低速開縫壁風洞來解決這一困難。許多國家正在使用這種風洞(DNW NWB等)，研究工作也在不斷深人。為了把11 L-8風洞改造成低速開縫壁風洞，從1984年起開展了研究工作。一方而改裝FL-5風洞試驗段，使之成為簡易的開縫壁風洞。鑒於大攻角開縫壁試驗尚無修正方法，只對附體流利用開縫壁的均勻邊界條件用渦格法對三個機翼模型進行了計算，得出了若干規律。並用此規律指導了YF-16 1:12和1:21兩個全機模型的風洞試驗，結果是令人滿意的。另一方面與聯邦德國宇航院合作，在NWB風洞和FL-5簡易開縫壁風洞用DBM-01標準模型進行了試驗研究。同時在FL-8風洞作了壁壓信息法的研究。
開縫壁的跨聲速風洞
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。
