低速風洞試驗

低速風洞試驗的發展概況，可以分兩個方面來敍述，即低速風洞設備建設的發展概況和低速風洞試驗技術的發展概況。試驗技術的發展包括試驗原理、試驗方法和相應測量技術的發展。

世界上最早建立的風洞是低速風洞。在風洞出現之前，早期的實驗空氣動力學學者曾經用自然風做過飛機模型實驗。在18世紀，羅賓斯（Robins）用旋臂機構使多種形狀的物體在空氣中運動，測量其空氣動力；18世紀末和19世紀初，凱利（Cayley）用旋臂機構系統地研究了翼型的升力和阻力。旋臂機構的主要缺點是試驗物體在其自己擾動的氣流尾跡中運動，於是人們想到了應該在試驗中保持模型不動，而讓運動氣流流過模型，這就導致了風洞的產生。據説，1871年世界上出現了第一個低速風洞，那是一個兩端開口的風箱，風箱截面為邊長47.5cm的正方形，風箱長3.05m，通過風箱的風速為17.9m/s。本世紀初，美國人萊特兄弟在他們研製出第一架飛機之後不久開始建造風洞，起初是較小的簡單風洞，而後是較大的複雜的風洞，試驗段的尺寸達到了4m×4m，且設計安裝了測力天平。1902年，他們使用自己研製的第三號滑翔機在風洞中試驗獲得了有用的數據，在他們的飛機氣動設計中明確地驗證了風洞的使用價值。在1903年至1914年間，由歐洲人投資，在使用政府基金的航空實驗室中建立了許多座風洞，歐洲人由此取得了當時航空界技術領先地位。 ^[2] 

此後，世界各國按其本身的技術能力和航空發展的需求，陸續建造自己的風洞，在歐洲相繼出現了兩種形式的風洞：直流式風洞和迴流式風洞，由此奠定了現代風洞的基本形式；在美國國家航空與航天局的有關實驗室裏都建造了為航空航天試驗用的各種形式、各種尺寸、為各種試驗目的服務的風洞。歐洲各國、蘇聯和美國等國家和地區的航空航天技術的高度發達和它們擁有的先進技術，同其龐大的風洞試驗設施建設和擁有先進的風洞試驗技術密切相關。目前，世界上規模最大的低速風洞是美國國家航空與航天局的全尺寸風洞，其試驗段尺寸為約24m×36m，試驗段最大風速為45m/s。 ^[2] 

中國的空氣動力學研究事業也是20世紀初起步的。1906年，中國人馮如在美國的奧克蘭布市成立了廣東機器製造廠，開創了中國人制造飛機的事業。1909年，馮如駕駛由他自己設計製造的第一架中國飛機飛上藍天，其性能在當時堪稱一流，次年他又帶着自制的單翼飛機回到廣州宣傳航空救國。1934年，清華大學航空工程系自行設計了中國第一個中型低速風洞，1936年建成後，日本侵華戰爭爆發，北平淪陷，風洞被毀。此後又在南昌籌建4.57m×4.57m的低速風洞，1937年基本建成，1938年日本飛機轟炸南昌，風洞被破壞。1940年清華航空研究所建造了1.52m×1.52m的低速風洞，試驗段的風速為57.2m/s。1942年成都航空研究院建造了1.52m×2.13m的矩形低速風洞。抗戰勝利後，清 華大學航空系又建造了1.02m×1.02m、速度為45m/s的低速風洞。當時的中國幾乎沒有什麼航空工業，這些風洞當然無法為中國的航空工業發展做什麼有益的工作，但當時從事空氣動力學研究的教師和學生也在風洞中做過許多試驗，這些風洞為中國空氣動力學研究事業和人才培養做出了一定的貢獻。

新中國成立之初，我國沒有一座可供科研生產用的大中型風洞。為了改變我國空氣動力學研究的落後狀態，獨立自主地發展我國的航空航天事業，黨和國家對空氣動力學研究事業發展高度重視，把空氣動力學研究工作列為建設現代國防工業的重要方面，設置空氣動力學研究試驗機構，制定全國風洞建設規劃，並且着手進行風洞建設。1955年在哈爾濱建成新中國第一座Φ1.5m圓形開口低速風洞；1958年在北京大學建成Φ2.25m圓形開口低速風洞；1959年當時的西北空氣動力研究院在瀋陽完成4m×3m低速風洞的洞體建設，雖然這座風洞因洞體結構方面的不足未能投入使用，但人們從中積累了大型低速風洞的建設經驗；1965年哈爾濱軍事工程學院建造了2.5m×3.5m閉口低速風洞；1966年北京空氣動力研究所建造了3m×3m閉口低速風洞。在20世紀60年代，我國低速風洞的建設和使用已經初具規模。 ^[2] 

從20世紀60年代中期開始建設的中國空氣動力研究與發展中心（簡稱氣動中心或CARDC），目前擁有國內規模最大的低速風洞羣。這個風洞羣體，包括亞洲最大的8m×6m低速風洞（FL-13風洞），國內低速風洞中流場品質最好的4m×3m低速風洞（FL -12風洞），以及國內低速風洞中試驗速度最高的Φ3.2m亞聲速風洞（FL-14風洞）。除了這些大尺寸生產性風洞外，還有供試驗技術研究用的1.4m×1.4m風洞，供翼型特性試驗研究用的1.2m×0.3m二元低速風洞，供流態試驗研究用的二元及三元煙流風洞和0.4m×0.4m水洞，供陣風效應試驗研究用的0.4m×0.3m小型低速風洞。 ^[2] 

風洞試驗技術的發展一方面是風洞的試驗裝置和試驗方法的建立、改進與發展，另一個重要方面就是試驗測量技術的進步。人們在航空技術發展的各個階段，都會發現和提出相應的空氣動力學問題，都想用風洞試驗的方法來解決它們，但能否解決它們，在很大程度上取決於當時的技術手段。有一些所謂古老的氣動力問題，幾十年來人們孜孜以求，努力探索，仍然不能取得滿意的結果， 就是因為還沒有找到有效的測量手段。

1、試驗裝置的發展

1）模型支撐裝置

支撐裝置的用途一是解決試驗模型的支撐問題，二是解決試驗模型的姿態控制問題。早期的模型支撐方式只有模型的腹部支撐形式。這種支撐模型的方式角度變化範圍較小，一般情況下，迎角為-10°～25°左右，偏航角為-45°～45°左右。隨着殲擊機機動 性能的提高，為了研究其大迎角特性，特別是失速特性，目前大部分風洞都配置有大迎角試驗裝置，模型的迎角範圍可達-90°～110°左右；張線支撐裝置可以實現模型迎角在-180°～180°範圍任意變化；旋轉天平裝置可以定量地測量飛機的尾旋特性。近年來 氣動中心低速所還研製出迎角連續掃描裝置，試驗時可以在迎角連續變化過程中把氣動力測量出來。 ^[2] 

2）動力模擬試驗裝置

飛行器在天空中運動，只要不是滑翔飛行，都有動力驅動。起先是螺旋槳驅動，爾後是噴氣發動機驅動，動力模擬試驗當然是空 氣動力學研究試驗的重要課題。在國內，差不多在風洞建成投入運行之後，人們就立即開展帶動力試驗。在20世紀60年代，北京 空氣動力研究所、北京大學的低速風洞，都設計了螺旋槳試驗裝置，進行了螺旋槳及螺旋槳飛機組合試驗。氣動中心低速所在其第一座低速風洞FL-12風洞建成之後，從70年代開始，就開展了螺旋槳帶動力試驗；在80年代和90年代，在不斷改進試驗裝置的基礎上，做過許多螺旋獎飛機型號帶動力試驗，與此同時噴氣發動機的噴流試驗、進排氣試驗、進氣道性能試驗等方面都取得了許多有益的成果。 ^[2] 

3）地面效應模擬試驗裝置

飛機的風洞試驗主要針對飛機的所謂“空中”狀態，但飛機的起飛和着陸接近地面飛行，空氣動力與“空中”狀態會有所差別。因此是低速風洞試驗特有的課題。人們在模型下方安置一塊地板來模擬地面效應，起先是使用固定式地板，爾後是使用活動帶式地板。無論是哪種形式的地板，在模擬真實流動狀態方面都還有許多問題需要研究。

4）非定常氣動力試驗裝置

風洞試驗認為試驗流場是均勻穩定的，即飛機在天空中勻速運動。按照這種定常運動的假設，確實解決了許多空氣動力學的重要問題。但是實際情況並不總是如此。飛機要加速減速，飛行中還會遇到陣風作用，運動是非定常的。還有飛機本身結構上的顫振抖振運動，火箭起飛狀態下的風振運動，運動狀態下的所謂動導數問題，降落傘開傘的動態過程等等，都需要非定常氣動力試驗裝置來解決相應的氣動力問題。 ^[2] 

5）流動顯示與空間流場測量裝置

流動顯示與空間流場測量始終是風洞試驗的重要方面。通過流動顯示直接觀察繞試驗模型的流動狀態，有助於深入地瞭解流動現象的本質，對空氣動力學問題的解決和新理論的建立、完善與發展都有所幫助。低速風洞試驗中常用的流動顯示試驗方法有絲線法、油流法、水洞及煙流風洞試驗觀察以及以移測架為中心的壓力彩色顯示和空間流場測量。

2、數據採集技術的發展

通常把測量模型表面法線方向氣動力分佈的風洞試驗稱為測壓試驗。當把飛行器的運動看成質點運動時，風洞試驗要測量的是其整體氣動力，這種試驗稱為測力試驗。無論是測力還是測壓試驗，試驗數據採集都是風洞試驗的重要環節。模型試驗能否進行，試驗能否取得預期的效果，取決於能否準確而有效地採集到試驗數據。早期的壓力測量使用單管或多管壓力計，以聯結測壓孔的壓力計液柱高度來表徵壓力的大小；測力試驗則使用氣動力天平，氣動力天平中用與之相連的機械平衡機構的平衡位置來表徵氣動力的大小。無論是壓力計的液柱高度還是天平的平衡位置，其數據都用人工方式讀取。 ^[2] 

從20世紀70年代中期開始，國內的低速風洞陸續完成了壓力計和天平讀數從機械信號到電信號的改造，實現了電信號的數字編碼，先後配置了超聲波測壓裝置，配置了壓力傳感器及相應的機械掃描閥、電子掃描閥裝置，配置了應變式天平，改造了機械天平的感力元件。在此基礎上，研製出數據檢測裝置，實現了測量信號的數字化輸出，在檢測裝置的輸出端聯上紙帶穿孔機，將測量數據記錄在穿孔紙帶上。後來，技術人員又研製出數據檢測裝置與計算機的數據傳送接口板和各種型號數據採集板（A/D變換板），直接將測量數據送進計算機，實現了試驗數據的自動化採集。 ^[2] 

3、數據處理和數據管理技術的發展

在20世紀60年代，國內風洞試驗的數據都用手工方式處理。人們按照數據處理的過程設計好計算表格，抄下原始數據，最先是在稿紙上手工演算，爾後是使用計算尺、機械式手搖計算機、電動計算機計算。70年代初，風洞試驗室開始配置電子計算機，試驗數據則由人工製作成穿孔紙帶，然後用光電輸入機輸入計算機處理。數據檢測裝置使用後，其自動輸出的穿孔紙帶輸入計算機進行批量處理。80年代初，在實現了試驗數據的自動化採集後，試驗數據就可以聯機實時處理了。同試驗數據的事後處理相比，這時，在試驗現場人們就可以得到試驗結果，不僅提高了試驗效率，而且克服了試驗的盲目性，大大地降低了試驗的報廢率。目前，各風洞試驗室都已經建立了集試驗數據聯機採集處理、試驗結果圖形化顯示、試驗數據分析管理於一體的綜合性計算機系統。 ^[2] 

4、風洞試驗過程自動化控制系統

風洞試驗有幾個重要的環節，一是建立試驗流場的動力調節控制（稱動壓控制），二是試驗模型的姿態控制，三是試驗數據的測量與處理。這些環節有其獨立的功能與操作方式，它們相互聯繫，缺一不可。早先，這些環節是獨立操作的，即首先操作動力裝置， 建立流場，再調整模型試驗姿態，爾後是採集數據，各個環節之間人工聯絡協調，既影響試驗效率，也容易出錯。80年代開始，各風洞試驗室陸續研製了計算機管理的動壓自動調節系統、模型姿態角控制系統，並以準網絡方式將有關的控制信息與數據採集處理 系統聯結起來，形成了試驗過程控制、數據採集處理、數據管理一體化的風洞試驗系統，從而實現了試驗過程自動化控制，數據實時採集處理，試驗結果圖像化顯示的全計算機管理，風洞試驗自動化提高到一個新的水平。

電子技術在風洞試驗中的應用，特別是計算機技術的應用，產生了許多風洞試驗的自動化系統。這些自動化系統極大地影響了風洞試驗的設備、風洞的試驗運行方式和風洞試驗數據採集處理與管理，拓展了風洞試驗的領域和試驗研究的深度，極大地提高了風洞試驗的效率，但是，風洞試驗的基本原理和試驗方法並未改變。這些自動化系統只是幫助人們比以前更清楚地瞭解和實現試驗目的，更好地掌握和應用試驗技術，更合理地安排試驗計劃的執行，獲得更加準確的試驗數據。 ^[2] 

飛機在天空中翱翔，漫遊在廣闊無垠的空氣的海洋中。對飛機在空氣中的運動，按照運動的相對性原理，在空氣動力研究中，可以認為飛機靜止不動，流動的空氣繞過飛機，飛機上承受的空氣動力與飛機運動在靜止的空氣中承受的空氣動力完全相同，求解飛機與空氣間的相互作用力的數學模型是一樣的，這便是飛機風洞試驗的基本原理。所謂風洞，就是用人工方法構造一個流動的空氣區域，這個區域我們稱之為流場。所謂風洞試驗，就是把一個飛行物體或其模型放置在人造流場中，觀察其流動狀態，測量飛行物或其模型承受的空氣動力。 ^[1] 

物體在空氣中運動，由於空氣的慣性、粘性、彈性和重力作用而產生作用於物體的力，稱為氣動力。慣性力與受擾動的空氣質量以及這些質量所具有的加速度成正比，即：

（1）慣性力～

其中，ρ——空氣密度，kg/m³；

l——物體的特徵長度，m；

v——氣流速度，m/s

（2）粘性力～

其中，μ——粘性係數，N·s/m²；

（3）重力～

其中，g——重力加速度，m/s²；

（4）彈性力～

其中，a——空氣中聲音傳播速度，m/s；

這些重要力的比值用那些最先導出其重要性質的氣動力學專家名字命名，依次為

雷諾數：

馬赫數：

弗勞德數：

空氣動力學理論研究認為，如果試驗模型和實物級幾何相似，二者又具有相同的雷諾數、馬赫數、弗勞德數、斯特勞哈爾數、普朗特數、比熱容等，則繞模型和實物的流動完全一致。對於常規試驗而言，如果試驗模型具有與全尺寸飛行器相同的雷諾數和馬赫數，則繞模型的流動和繞全尺寸飛行物的流動是一致的。在此條件下，用模型試驗得到的力和力矩可以直接按比例應用到全尺寸的情況。因此，這些參數被稱作風洞試驗模擬的相似準則。 ^[1] 

在實際的風洞試驗中，全部滿足這些相似準則是很困難的。絕大多數風洞試驗都是將剛性模型以固定姿態安裝在風洞中進行，並不需要模擬弗勞德數相同，而在低速範圍內雷諾數效應有重要影響，馬赫數效應則不那麼嚴重。儘管如此，對於任何試驗，為了保證試驗結果可靠，應該對雷諾數和馬赫數的影響有一個精確的估計。 ^[1] 

要進行風洞試驗就必須建立一個風洞試驗系統，這個試驗系統有四個組成部分，它們是：

(1)有一個一定輪廓的在這個管道中包含可控制的空氣流場，試驗物可放置其中，這個管道流場稱為試驗段。 ^[3] 

(2)氣流驅動系統，又稱動力系統。其功能是驅動空氣以一定的速度流過特定的試驗段。

(3)試驗對象，可以是試驗的實物，也可以是試驗物的全尺寸模型或縮尺模型，一般情況下使用縮尺模型。

(4)觀察和測量設備，藉助於這些設備人們能夠觀察流動狀態，測量試驗物體承受的空氣動力。 ^[3] 

空氣動力學研究有三個基本手段，它們是理論研究、風洞試驗和飛行試驗。在理論研究工作中，人們根據對空氣動力學現象的觀察分析，對這些現象進行抽象和簡化，提出一些假設，構造描述其物理本質的數學模型，建立相應的數學物理方程並根據相應的邊界條件求解這些數學方程，如求解無粘空氣動力學（理想可壓縮 流動）的歐拉方程，求解粘性空氣動力學的納維-斯托克斯方程等。 求解這些方程需要強有力的計算手段。在計算技術發展的每一個階段，人們都利用當時能夠提供的計算技術得到這些方程的數值 解。在空氣動力學研究領域現在已建立了計算空氣動力學分支，人們在數學模型的構造、主管方程與定解條件的數值離散方法、計算網格佈置以及邊界條件的處理等方面都做了許多探索和深入的研究，也取得了許多重要的成果。

風洞試驗無需對試驗模型及其周圍的複雜流動進行理論描述 (實際上很困難，有時甚至是不可能的，這正是理論空氣動力學發展的困難所在），在人工構造的流場中，放入飛行器的模型進行試驗，然後測量其空氣動力，直觀而真實。許多重大的空氣動力學問 題正是用風洞試驗方法來解決的。風洞試驗成果最強有力地推動空氣動力學研究和飛行器研製的發展。空氣動力學問題的理論計算結果，其可靠程度要通過風洞試驗來驗證。目前使世界上任何一種航空航天飛行器的產生，從初步設計到機型選擇、定型的各個階 段裏，總相伴着風洞中成千上萬次的模型試驗，而每一次風洞試驗數據都被作為飛行器設計的重要依據。在當代，可以説沒有風洞試驗就沒有新型飛機上天。

飛行試驗主要指模型的自由飛試驗和樣機的試飛試驗。飛行試驗方法可用來驗證風洞試驗數據的可靠性，解決那些風洞試驗難於解決的問題；飛行試驗能克服風洞試驗模擬方式上的不真實因素，如流場模擬差異、飛行器尺寸差異、流動不能完全相似等等；用真實飛行的測量數據來修正風洞試驗數據，解決所謂風洞試驗數據與飛行數據的相關性問題。

空氣動力學的發展史表明，實驗空氣動力學乃是空氣動力學這門學科發展的基本手段。空氣動力學的基本現象和基本原理，人們都是通過實驗逐步認識的。空氣動力學研究上的重大突破，都首先是實驗上的突破，空氣動力學的理論本身都是在實驗研究的基礎上發現和發展起來的。理論計算只能解決流動的物理機理已經通過實驗研究認識清楚的，不是過於複雜的流動問題，但是流動機理方面的研究以及數值計算結果的驗證，仍然要依靠實驗。用風洞試驗方法來解決空氣動力學問題，測量方便，試驗參數如氣流速度、試驗狀態易於控制，不受外界條件的影響，且費用較低，而飛行試驗的試驗條件不容易控制，測量方法複雜。因此，理論研究、風洞試驗和飛行試驗作為空氣動力學研究的三種手段，它們相互依存、相互補充、相互驗證、相互促進，它們像三台獨立發力的發動機共同推動空氣動力學研究事業之航船破浪前進。誠然，當代計算機技術的發展，大容量高速度的巨型計算機使精確求解氣動力方程成為可能，進而大大推動計算空氣動力學的發展，但是不能由此斷言理論計算可以取代風洞試驗。風洞試驗方法乃是空氣動力學研究中最為經濟、效果最好、應用得最為廣泛的方法。風洞試驗將伴隨科學技術的進步，特別是測控技術的發展，在空氣動力學 研究領域深度和廣度的擴展中，愈益發揮其重要的作用。

自從英國人Frank H.Wenham於1871年建造了世界上第一座低速風洞以來，低速風洞的建設及相應的試驗技術已走過了120多年的發展歷程。低速風洞試驗起初主要是為了理解飛行原理並應用於飛機的設計。隨着科學技術的發展，低速風洞試驗的領域不僅包括航空器、航天器，而且已涉及到與國民經濟建設和日常生活密切相關的風工程和工業空氣動力學等許多方面。

國外低速風洞大多數建於20世紀40年代。當時，航空技術的發展對空氣動力研究提出了許多亟待解決的研究課題，從而促進了低速風洞試驗技術的迅速發展。五六十年代，國外又陸續建造了一些高質量的風洞。七八十年代，由於科技進步，各主要低速風洞多次進行技術改造，更新測控設備，極大地提高了風洞試驗的質量和試驗效率。世界上低速風洞大部分分佈在美、俄、歐洲等發達國家和地區，數量有上百座之多，其中主要的低速風洞美國有40多座，俄羅斯有10餘座，歐洲和日本約有30多座，我國也有近10座3m量級的低速風洞。這些低速風洞概括起來有以下幾種類型：

全尺寸低速風洞。如美國NASA24m×36m/12m×24m風洞，俄羅斯T101風洞等，這些風洞主要用於全尺寸實物或大型飛機和直升機的模型試驗，這些風洞還具有模型自由飛試驗能力。

大中型低速風洞。這些風洞大都是生產或研究型風洞，風洞流場品質好，測試設備優良，主要用於飛機常規測力、測壓試驗、飛 機帶動力試驗、垂直起降試驗等。其中有代表性的如德國、荷蘭的DNW風洞，ONERA的S-1MA風洞和NASA的4m×7m風洞以及中國空氣動力研究與發展中心的8m×6m/16m×12m低速風洞和4m×3m風洞。

大型低速增壓風洞。這類風洞較普通低速風洞總壓變化範圍寬.Re數變化範圍大，風洞試驗能力強，是低速風洞中最先進的。如RAE的5m低速風洞，ONERA的F1風洞，NASA的4m增壓風洞等。

特種風洞。如研究飛機尾旋的立式風洞、航空聲學風洞、結冰風洞、工業空氣動力學和風工程專用風洞等。

小型研究性風洞。這類風洞數量多，建造和運行的成本相對較低。大多數分佈於各學術研究機構或院校，主要用於基礎性研究或教學活動。

利用風洞，人們進行了大量基礎理論研究和試驗技術研究：在民機方面，主要開展先進翼型、超臨界機翼、翼梢小翼以及氣動佈局研究；進行高旁路比渦扇發動機性能研究以及飛機發動機一體化風洞試驗研究。在戰鬥機方面，除開展先進氣動佈局研究外，還進行了飛機起降性能、大迎角機動性、動導數以及推力矢量等方面的研究；利用一些特種風洞或特殊試驗手段，對飛機在一些特殊狀態下的氣動特性進行研究。在風工程和工業空氣動力學領域，開展了大氣邊界層的風洞模擬，對近地風的梯度及分佈廓線，湍流強度與大氣對流現象進行研究，開展了汽車、列車、高層建築、橋樑、風能利用、污染擴散等課題的研究。

隨着科學技術發展，低速風洞試驗的領域越來越寬廣。這必將促進低速風洞試驗設備的發展。由於計算機與計算空氣動力學的發展，計算機與風洞一體化，激光、熱線、紅外等非侵入測試技術將越來越多地用於氣動力試驗，使低速風洞試驗能力迅速提高，獲 取的信息量增多，費用下降，試驗數據質量明顯提高。從發展趨勢看，各飛機制造公司將加強聯合，加速研製高性能的未來飛行器，世界風洞試驗市場趨於開放。這一切必將使風洞試驗市場的競爭日益加劇，可以説，先進的試驗技術和優良的風洞性能是贏得市場的重要保證。

進入20世紀90年代以來，歐洲、美國都注重低速風洞試驗設備的更新改造和建設，因為這關係到21世紀在低速試驗領域能否居於領先地位，能否贏得這場競爭的重要問題。美國首先全面更新了NASA艾姆斯中心Φ4m增壓風洞的試驗設備，該風洞主要用於運輸機高升力系統以及戰鬥機大迎角下的高雷諾數研究。除此之外，NASA已啓動了一個發展國家空間試驗設備的綜合長期計劃，其中包括建設一座低速-跨聲速風洞。這座低速-跨聲速風洞具有三個可更換的試驗段和一個可移動的駐室來提高試驗效率，作為低速風洞運行時還具有聲學試驗能力，建設費用預計32億美元。這些設備將成為NASA現有設備的補充，以滿足美國空間技術發展和設計先進高效飛行器的需要，其中待建的低速風洞 LSWT，主要目的是增加低速、高升力試驗能力以模擬較高數下的起飛、着陸性能，其最大全翼展試驗數可達20.4×10⁶，比現有低速風洞有很大提高。

歐洲所擁有的各主要風洞如英國RAE的5m風洞裝備了新的壓縮空氣系統，主要用於運輸機和短距、垂直起落戰鬥機試驗。ONERA的S-1MA和F1風洞也都進行了一系列技術改造，使歐洲主要低速風洞更具競爭性。此外，德、英、荷、法四國合建的ETW風洞運行速度範圍特寬，0.15 -1.3，使用氮氣做工作介質，雷諾數可達50×10⁶/m。風洞迴路和試驗段經過精心設計，使其成為世界上流場最均勻，湍流度最低的風洞之一。另外，航空聲學不論在常規飛機還是垂直起降飛機的設計中，都日益受到重視並得到發展。風洞試驗是航空聲學研究的重要手段之一，特別是對於直升機的噪聲研究尤為重要。目前，世界惟一的一座真正具備航空聲學試驗研究能力的風洞是DNW大型低速風洞。意大利國家航天研究機構已確定建造一座結冰風洞和一座可用於氣動力學/聲學試驗研究的風洞。

為了適應高性能航空器的發展需要，低速風洞試驗設備發展趨勢是高品質、寬領域、多功能，而那些性能差、效率低的低速風洞將逐漸被淘汰，如美國已關閉9m×18m全尺寸風洞。美、英、法、德等國採用增壓或低温手段，相繼改造了現有風洞設備。為了贏得21世紀的競爭，它們根據各自的情況，正在籌劃新建低速風洞試驗設備。

低速風洞最早是人們為了解和認識飛行原理以及為解決飛行器的設計問題而建造的，低速風洞試驗技術發展也是隨着人們對飛行器飛行問題研究的深入而不斷髮展。從目前來看，低速風洞試驗技術的發展趨勢主要表現在以下幾個方面。 ^[1] 

隨着科學技術發展，低速風洞試驗對象早已不再限於航空飛行器，低速風洞試驗技術在航空、航天、水中兵器、能源、交通、建 築、環境等領域中都將會有長足發展。

風洞試驗技術和計算流體力學（CFD）將進一步密切結合，互為補充、相互促進。例如，低速空氣動力學中的湍流效應，這是長 期以來未能解決好的難題，可望隨着計算機技術迅速發展，巨型機計算速度提高，採用數值模擬與試驗研究相結合而得到突破。

流動顯示技術向流動可視、定量顯示的方向發展。計算機技術和圖像處理技術的發展，使流動顯示技術向計算機輔助流動顯示方向發展。虛擬現實技術在非接觸測量、風洞試驗數據處理等方面將得以應用。隨着測量和傳感器技術的發展，流動顯示從獲取定性信息向定量信息、從局部流場信息向全流場信息方向發展。如用粒子成像測速和數字成像測速技術，可以測量模型三維流場速度分佈和壓力分佈，這對試驗數據分析是很有幫助的，是低速風洞試驗技術的一個重要發展方向。 ^[1] 

低速風洞試驗模擬將更接近於真實情況。目前，風洞模型試驗與繞飛行器的實際流動相比主要存在有三個方面的差異，一是風洞試驗雷諾數不夠大；二是風洞試驗存在有洞壁干擾；三是風洞模型試驗存在有支架干擾。為了減少前兩種因素的影響，主要辦法是建造大尺寸風洞、高雷諾數風洞和自適應壁風洞，其中高雷諾數風洞（指增壓風洞和低温風洞）和自適應壁風洞更具發展潛力。為了減少模型的支架干擾，張線支撐、甚至磁懸掛系統都是從事風洞試驗技術研究人員的努力方向。可以預見，由於超導技術、計算機技術、自動控制技術、傳感器技術的發展，磁懸掛系統應用前景是廣闊的。目前該系統在世界範圍內已安裝了二十餘套，但多數處於開發研究階段。

風洞與計算機一體化將會使試驗效率和試驗質量大幅度提高。風洞試驗效率的提高首先表現在模型姿態的控制、數據測量、採集、處理、顯示、分析及試驗過程控制自動化方面。除此之外，模型測力、測壓的一體化、發動機與機體一體化試驗以及靜態、動態一體化試驗也是未來發展的重要方面。 ^[1] 

我國是一個發展中國家，隨着人民的生活水平和綜合國力的提高，從維護領土完整、保衞人民和平勞動和提高人民生活質量的目的出發，根據我國航空航天工業的發展要求，要有選擇地建造一些新的低速空氣動力學試驗設備和發展新的試驗技術。例如，在近期內建造我國的立式風洞、增壓風洞，在不遠的將來建設航空聲學風洞、低温風洞和磁懸掛風洞。今後，還要繼續發展低速風洞試驗技術。例如，用於研究飛行器起降特性以及車輛地面效應的活動地板試驗技術，全模型的顫振和抖振試驗技術，全流場顯示定量化的離子圖像測速（PIV）技術、非侵入測量的紅外、超聲測量及壓敏漆技術、以渦扇發動機模擬器（TPS）為標誌的帶動力試驗技術、 在風洞中進行模型自由飛試驗技術、洞壁干擾實時處理技術和磁懸掛試驗技術等。與此同時，我們還要研究新的測量、控制、處理 技術及編制相應的空氣動力性能預測、分析、評估軟件。 ^[1]