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1、飞机基本知识1，中文名称：超临界翼型英文名称： supercritical aerofoil profile 定义：一种上翼面中部比较平坦，下翼面后部向里凹的翼型，在超过临界 M 数飞行时，虽有激波但很弱，接近无激波状态，故称超临界翼型。超临界翼型( Supercritical airfoil )是一种高性能的超音速 翼型 。它是由美国国家航空航天局(NASA)兰利研究中心的理查德. 惠特科姆 ( Richard T.Whitcomb 1921- )在 1967 年提出的。这种翼型属于 双凸翼型 的一种，但样子看起来像一个倒置的层流翼型，即下表面鼓起，而上表面 较为平坦。超临界翼型的最大优势是

2、可以将临界 马赫数 大大提高，一般可 以提高 0.06-0.1 ，因此可以获得较好的跨音速和 超音速 飞行性能。20 世纪 70 年代以来，超临界翼型开始在大型运输机上进行试验。 现在主要用于大型客机和超音速轰炸机上。 关于在战斗机上使用超临界 翼型的研究也早已展开。2，中文名称：展弦比英文名称： aspect ratio 定义：机翼或其他升力面的翼展平方与翼面积的比值。展弦比即机翼翼展和平 均几何弦之比， 常用以下 公式表示：=l/b=l2/S这里 l 为机翼展长， b 为几何弦长， S 为机翼 面积。因此它也可以表述 成翼展（机翼的长度） 的平方除以机翼面积， 如 圆形机翼就是直径的平 方

3、除以圆面积， 用以表现机翼相对的展张程度。 展弦比的大小对飞机飞行性能有明显的影响。展弦比增大时，机翼的 诱导阻力会降低，从而可以提高飞机的机动性和增加亚音速航程，但波阻 就会增加，以致会影响飞机的超音速飞行性能，所以亚音速飞机一般选用 大展弦比机翼；而超音速战斗机展弦比一般选择 2.0 4.0 。如大航程、低机动性飞机 B-52 轰炸机 展弦比为 6.5 ，U-2 侦察机 展 弦比 10.6 ，全球鹰无人机展弦比 25；小航程、高机动性飞机 J-8 展弦 比 2，Su-27 展弦比 3.5 ， F-117 展弦比 1.65 。展弦比还影响机翼产生的升力， 如果机翼面积相同， 那么只要飞机 没

4、有接近失速状态， 在相同条件下展弦比大的机翼产生的升力也大， 因 而能减小飞机的起飞和降落滑跑距离和提高机动性。3，中文名称：压力中心英文名称： pressure center 定义：作用在物体上的空气动力合力的作用点。4中文名称：临界马赫数英文名称： critical Mach number 定义：物体表面上最大流速达到当地声速时所对应的自由流的马赫数。当来流以亚声速度 v（相应的流动马赫数 Ma ，比如小于 0.6 ）流过翼型时，上翼面的最大速度点 c 的 vcv ，因为有可压缩性的影响，点 c 处的温度最低，该点处的声速也最小，故点 c 的局部马赫数 Mac 是流场中最大的，比如说现在

5、Mac1.0 。这时全流场都是亚声速流动。随着来流速度 v或来流马赫数 Ma 的增加， Mac 也会跟着增加。当 Mac=1.0 相应此时的来流马赫数 Ma 就称为该翼型的临界马赫数，用符号 Macr 表示5， 中文名称：高超声速激波层 英文名称： hypersonic shock layer 定义：在钝头体的高超声速绕流流场中， 在钝头体前方形成一个脱体的弓形 激波，该激波和物面边界层之间存在的一个受到强烈压缩并有一定厚度的高 温气体层。6， 科安达效应 (Coanda Effect) 又称康达效应、柯恩达效应 , 亦称附壁 作用。1.原理流体(水流或气流)有离开本来的流动方向，改为随著凸出

6、的物体 - 流动的倾向。当流体与它流过的物体表面之间存在 面 摩擦时，流体的流 速会减慢。只要物体表 的 曲率 不是太大，依据 流体力学 中的 伯努利 原理 ，流速的减缓会导致流体被吸附在物的表面上流动。这种作用是以罗 马尼 发明家 亨利康达 为名。2.事件亨利康达发明的一架飞机(康达 -1910 )曾经因这种效应堕毁，之徕 他便致力这方面的研究。3.实验打开水龙头，放出小小的水流。把 汤匙的背放在流动的旁边。水流会 被吠引，流到汤匙的背上。这是附壁作用和文丘里效应 (Venturi Effect)共同作用的结果。文丘里效应使汤匙和水流之间的压力降低，进而把水流 引向汤匙之上。当水流附在汤匙上

7、以后，附壁作用使水流一直在汤匙上的 凸出表面流 。4.应用在空气动力学中的应用 附壁作用是大部分飞机 机翼 的主要运作原 理。附壁作用的突然消失是飞机失速的主要原因。部分飞机特别使用引挤 吹出的气流来增加附壁作用，用来提高升力。 美国的波音 YC-14 及前 苏 联的安 -72 都是把喷射发动机装在机翼上方的前面，配合襟翼，吹出的气 流可以提高低速时机翼的升力。 波音 的 C-17 运输机亦有透过附壁作用增 加升力，但所产生的升力较少。 直升机 的无尾螺旋 (NOTAR) 技术， 亦是透过吹出空气在机尾引起附壁作用，造成推力平衡旋翼的作用力。7， 中文名称：爬升英文名称： climb定义：在飞

8、行中，当发动机推力大于空气阻力， 利用剩余的那部分推力做功， 使航空器增加高度的飞行。8， 中文名称：无限翼展机翼 英文名称： infinite span wing 定义：翼展无限长的机翼，实质指机翼处于二维流动。 9，中文名称：旋翼拉力英文名称： rotor thrust定义：旋翼工作时沿旋转轴向的气动合力投影。 在直升机上， 旋翼拉力相当 于飞机上的机翼的升力；在各种飞行状态其值都基本上等于气动合力。10，附面层 流体力学术语， 英文为 Boundary layer ，又称为边界层水、空气或其它低粘滞性流体沿固体表面流动或固体在流体中运动时，在高雷诺 数情况下，附于固体表面的一层流体称为边

9、界层。以空气为例，空气流过物体时 , 由于物体表面不是绝对光滑的 , 加之空气具有粘 性 , 所以 , 紧贴物体表面的一层空气受到阻滞 , 流速减小为零。这层流速为零的空气 又通过粘性作用影响上一层空气的流动 , 使上层空气流速减小。如此一层影响一层， 在紧贴物体表面的地方，就出现了流速沿物面法线方向逐渐增大的薄层空气，通常将 这一薄层空气称为附面层。边界层内的流速沿垂直于运动方向连续变化 ,该速度连续下降直到边界上流体质点相对静止为止。11，中文名称：流场品质 英文名称： flow quality 定义：评价风洞实验段气流品质的一些重要指标。包括气流速度 （马赫数 ） 均匀性、气流偏角、轴向

10、静压梯度、湍流度、噪声等。12，中文名称：迎角 英文名称： angle of attack 其他名称：攻角 定义：翼弦与来流矢量在飞机对称面内投影的夹角。对于 固定翼飞机 ，机翼的前进方向 （ 相当于气流的方向 ） 和翼弦 （ 与机身 轴线不同 ） 的夹角叫迎角， 也称为 攻角 ，它是确定机翼在气流中姿态的 基准 迎角大小与飞机的空气动力密切相关。飞机的升力与升力系数成正比； 阻力与阻力系数成正比。升力系数和阻力系数都是迎角的函数。在一定范 围内，迎角越大，升力系数与阻力系数也越大。但是，当迎角超过某一数值（称为临界迎角），升力系数与阻力系数反而减小。这时飞机就可能失 速。因此，迎角是重要的飞

11、行参数之一，飞行员必须使飞机在一定的迎角 范围内飞行。所以有的飞机有一块专门指示迎角的仪表迎角表。有的 飞机还有 失速警告系统 。当实际迎角接近临界迎角而使飞机有失速的危险 时，失速警告系统即发出各种形式的告警信号。对于直升机和旋翼机 ，迎角的表示方法与固定翼飞机略有不同， 它 是指与前进方向垂直的轴和旋翼的控制轴之间的夹角。13，中文名称：边条 英文名称： strake 定义：飞机机翼根部前缘向前延伸且后掠角很大的狭长翼片。 边条是指附加于机身或机翼机身结合处的小翼面，包括机身边条和机翼边条两 种。机身边条位于机身左右两侧，宽度相等；而机翼边条则是位于机翼机身结合处近 似三角形的小翼面。采用

12、 边条翼 结构可以减少阻力，改善飞机的操作性。飞机机身头部两侧或机翼根部 前缘向前延伸的水平狭长翼片。前者 称为机身边条，用来控制机身头部在 大迎角时的涡 流,改善飞机 的横侧稳 定性 ; 后者称为机翼边条。 边条通常指 机翼边条，主要用在展弦比为 3 4的薄机翼上。它可改善机翼在大迎角 时的气动特性 , 特别是升力特性。 边条好像一个前缘尖锐、大后掠角 （70 80）的细长三角翼。 在大迎角下， 在边条的前缘将形成强烈的涡流，它向后流经机翼的上方时，能延缓机翼的气流分离，增加机翼 升力，改善飞机在大迎角时的稳定性。机翼边条能提高飞机的机动性，在超音速 歼击 机上得到广泛应用。边条的缺点是使飞

13、机在小迎角下的阻力增加。但适当设计边条的 形状，使边条带有一定曲度，可减小这种不利影响。14，中文名称：升力 英文名称： lift;lift force 定义：作用于航空器上垂直于航迹的气动力分量。升力，就是向上的力。 使你上升的力。 有 很多种了。 一般都是说在空气中。 也就是向上 的力大于向下的力，其合力可以使物体上升。 这个力就是升力。从翼型流线谱中看出：相对 气流稳定而连续地流过翼型时，上下表面的流 线情况不同。上表面流线密集流管细，其气流流速快、压力小；而下表面流线较稀疏， 流管粗，其气流流速慢，压力较大。因此，产生了上下压力差。这个压力差就是空气动力 (R)，它垂直流速方向的分力就

14、是升力 (Y) 。流过各个剖面升力总合就是机翼的升 力。升力维持飞机在空中飞行。飞机的升力和阻力简述飞机是重于空气的飞行器，当飞机飞行在空中，就会产生作用于飞机 的空气动力，飞机就是靠空气动力升空飞行的。在了解飞机升力和阻力的 产生之前，我们还要认识空气流动的特性，即空气流动的基本规律。流动 的空气就是气流，一种流体，这里我们要引用两个流体定理：连续性定理 和伯努利定理：流体的连续性定理：当流体连续不断而稳定地流过一个粗细不等的管道时，由于管道中 任何一部分的流体都不能中断或挤压起来，因此在同一时间内，流进任一 切面的流体的质量和从另一切面流出的流体质量是相等的。连续性定理阐述了流体在流动中流

15、速和管道切面之间的关系。流体在 流动中，不仅流速和管道切面相互联系，而且流速和压力之间也相互联系。 伯努利定理就是要阐述流体流动在流动中流速和压力之间的关系。伯努利定理基本内容：流体在一个管道中流动时，流速大的地方压力小，流速小的地方压 力大。小结飞机的升力 绝大部分是由机翼产生， 尾翼 通常产生负升力，飞机其他 部分产生的升力很小，一般不考虑。从上图我们可以看到：空气流到机翼 前缘，分成上、下两股气流，分别沿机翼上、下表面流过，在机翼后缘重 新汇合向后流去。机翼上表面比较凸出，流管较细，说明流速加快，压力 降低。而机翼下表面，气流受阻挡作用，流管变粗，流速减慢，压力增大。 这里我们就引用到了

16、上述两个定理。于是机翼上、下表面出现了压力差， 垂直于相对气流方向的压力差的总和就是机翼的升力。这样重于空气的飞 机借助机翼上获得的升力克服自身因地球引力形成的重力，从而翱翔在蓝 天上了。机翼升力的产生主要靠上表面吸力的作用，而不是靠下表面正压力的 作用，一般机翼上表面形成的吸力占总升力的 60-80%左右，下表面的正压形成的升力只占总升力的 20-40%左右。 所以不能认为： 飞机被支托在空中， 主要是空气从机翼下面冲击机翼的结果。飞机飞行在空气中会有各种阻力，阻力是与飞机运动方向相反的空气 动力，它阻碍飞机的前进，这里我们也需要对它有所了解。按阻力产生的 原因可分为摩擦阻力、压差阻力、 诱

17、导阻力 和干扰阻力。四种阻力是对低速飞机而言， 至于高速飞机， 除了也有这些阻力外， 还会产生波阻等其他阻力。升力的产生 从空气流过机翼的流线谱可以看出：相对气流流过机翼时，分成上下两股， 分别沿机翼上表面流过，而在机翼的后缘重新汇合向后流去。因机翼表面 突起的影响，上表面流线密集，流管细，其气流流速快、压力小；而下表 面流线较稀疏，流管粗， 其气流流速慢，压力较大。因此，产生了上下压 力差。这个压力差就是空气动力 （R） ， 它垂直流速方向的分力就是升力 （Y） 升力维持飞机在空中飞行。机翼升力的着力点，即升力作用线与翼弦的交点叫压力中心。影响飞机升力和阻力的因素升力和阻力是飞机在空气之间的

18、相对运动中（相对气流）中产生的。 影响升力和阻力的基本因素有：机翼在气流中的相对位置（迎角）、气流 的速度和空气密度以及飞机本身的特点（飞机表面质量、机翼形状、机翼 面积、是否使用 襟翼 和前缘翼缝是否张开等）。1. 迎角对升力和阻力的影响相对气流方向与翼弦所夹的角度叫迎 角。在飞行速度等其它条件相同的情况下，得到最大升力的迎角，叫做临 界迎角。在小于临界迎角范围内增大迎角，升力增大：超过临界临界迎角 后，再增大迎角，升力反而减小。迎角增大，阻力也越大，迎角越大，阻 力增加越多：超过临界迎角，阻力急剧增大。2. 飞行速度和空气密度对升力阻力的影响飞行速度越大升力、阻 力越大。升力、阻力与飞行速

19、度的平方成正比例，即速度增大到原来的两 倍，升力和阻力增大到原来的四倍：速度增大到原来的三倍，升力和阻力 也会增大到原来的九倍。空气密度大，空气动力大，升力和阻力自然也大。 空气密度增大为原来的两倍，升力和阻力也增大为原来的两倍，即升力和 阻力与空气密度成正比例。3，机翼面积，形状和表面质量对升力、阻力的影响机翼面积 大，升力大，阻力也大。升力和阻力都与机翼面积的大小成正比例。机 翼形状对升力、阻力有很大影响，从机翼切面形状的相对厚度、最大厚 度位置、机翼平面形状、襟翼和前缘翼缝的位置到机翼结冰都对升力、阻力影响较大。 还有飞机表面光滑与否对摩擦阻力也会有影响， 飞机表 面相对光滑，阻力相对也

20、会较小，反之则大。15，升力系数定义及解释物体（如飞机、导弹）所受到的升力与气流动压和参考面积之比，是一个无量纲量。升力系数 - 概述物体（如飞机） 飞行时因为其本身的形状而受到气流所作用的向上的力与物体相应的动 压和参考面积之积的比率升力系数用 c表示,动压用 q表示,参考面积用 s表示,升力用 L 表示则 c=L/（qs） 它是一个无量纲的量计算公式Cy = Y/（qS）式中，Cy ：升力系数Y ：升力（升力垂直于气流速度方向，向上为正）q ：动压， q= v*v/2 （ 为空气密度， v 为气流相对于物体的流速）S ：参考面积（飞机一般选取机翼面积为参考面积）16， 中文名称：诱导阻力

21、英文名称： induced drag定义：机翼尾随涡诱生的阻力。机翼上除了产生摩擦阻力和压差阻力以外 ,由于升力的产生 ,还要产生一种附加的阻力。这种由于产生升力而诱导出来的附加阻力称为诱导阻力。可以说 ,诱导阻力是为产生升力而付出的一种 “代价 ”。诱导阻力是怎样产生的呢当机翼产生升力时 ,机翼下表面的 压力比上表面的大 ,而机翼翼展长度又 是有限的 ,所以下翼面的高压气流会绕过两端翼尖 , 向上翼面的低压区流去。当气流绕过翼尖时 ,在翼尖部份形成旋涡 ,这种旋涡的不断产生而又不断地向后流去即形成了所谓翼尖涡流。翼尖涡流使流过机翼的空气产生下洗速度 , 而向下倾斜形成下洗流。气流方向向 下倾

22、斜的角度 ,叫下洗角。由翼尖涡流产生的下洗速度 ,在两翼尖处最大 ,向中心逐渐减少 , 在中心处最小。这是因为空气有粘性 ,翼尖旋涡会带动它周围的空气一起旋转 ,越靠内圈 , 旋转越快 ,越靠外圈 ,旋转越慢。因此离翼尖越远 ,气流下洗速度越小。相关资料在日常生活中 , 也可观察到翼尖涡流的现象。例如大雁南飞 , 常排成人字 或斜一字形 , 领队的大雁排在中间 , 而幼弱的小雁常排在外侧。这样使得后 雁处于前雁翅梢处所产生的翼尖涡流之中。翼尖涡流中气流的放置是有规 律的,靠翼尖内侧面 ,气流向下 , 靠翼尖外侧 ,气流是向上的即上升气流。这 样后雁就处在前雁翼尖涡流的上升气流之中 , 有利于长

23、途飞行。从实验也可看出翼尖涡流的存在。当机翼产生正升力时 , 由于机翼下表 面的压力比上表面的大 , 故空气从下翼面绕过翼尖翻到上翼面。因而处在两 翼尖处的两个叶轮都放置起来 , 在左翼尖的向右放置 （ 从机尾向机头看 ）, 在 右翼尖的向左放置。升力增大 , 上下翼表面压力差增大 , 叶轮放置得更快。 升力为零 , 上下翼面无压力差 , 叶轮不转动。若机翼产生负升力 , 则上翼面的 压力比下翼面大 , 故两叶轮就会反转。飞行中 , 有时从飞机翼尖的凝结云也可看到翼尖涡流。因为翼尖涡流的范围 内压力很低 , 如果空气中所含水蒸汽膨胀冷却而凝结成水珠 , 便会看到由翼 尖向后的两道白雾状的涡流索

24、。升力是和相对气流方向垂直的。既然流过机翼的空气因受机翼的作用 而向下倾斜 , 则机翼的升力也应随之向后倾斜。实际升力是和洗流方向垂直 的。把实际升力分解成垂直于飞行速度方向和平等于飞行速度方向的两个 分力。垂直于飞行速度方向的分力 , 仍起着升力的作用 , 这就是我们经常使 用的升力。平行于飞行速度方向的分力 , 则起着阻碍飞机前进的作用 ,成为一部份附加阻力。而这一部分附加阻力 , 一部分附加阻力称为诱导阻力。是同升力的存在分不开的, 因此这实践表明 , 诱导阻力的大小与机翼的升力和 展弦比 有很大关系。升力越大 , 诱导阻力越大。展弦比越大, 诱导阻力越小。17， 中文名称：后掠角 英文

25、名称： sweep back angle 定义：在俯视图上，机翼有代表性的基准线 （ 一般取 25%等百分比弦线 ）与飞 机对称面法线之间的夹角。基准线向后折转时为后掠角。Su-22 是俄制变后掠翼机 后掠角是指从飞机的俯仰方向看，机 翼四分之一弦长连线 自翼根到翼尖向后歪 斜的角度。如果是机 翼前缘线的歪斜角， 则称前缘后掠角。高 速飞机的后掠角一般 很大。是机翼与机 身夹角的余角。18， 亚声速飞行subsonic flight飞行器以马赫数 （见飞行速度） 小于 0.8 的速度在大气中的飞行。飞行器在作亚声 速飞行时无激波产生， 这时影响其空气动力特性的主要因素是粘性和气流分离。 飞机作

26、小迎 角飞行时， 表面摩擦阻力是飞机阻力的主要部分。 作大迎角飞行时， 则要求延迟气流的分离 和防止失速。 亚声速飞机的最大飞行速度一般以临界马赫数 （飞机表面最大流速达到当地声 速的来流 Ma 数）为限，飞机表面的局部流速达到声速。 对飞机性能的主要要求是升阻比大， 最大升力系数高。在高亚声速（ Ma0.8 0.9）飞行时 ，降低最小阻力系数的要求就更为 突出。 超声速飞机进行亚声速飞行时，除某些动作受到性能限制外，主要是为了省油， 并可 用于起飞、巡航、待机、下滑返航、着陆、编队和某些特技飞行等。19，风洞效应风洞（ wind tunnel ），是能人工产生和控制 气流 ，以模拟 飞行器

27、或物体周围气体 的流动，并可量度气流对物体的作用以及观察物理现象的一种管道状实验设备，它是 进行空气动力实验最常用、最有效的工具。风洞实验是飞行器研制工作中的一个不可 缺少的组成部分。它不仅在航空和航天工程的研究和发展中起着重要作用，随着工业 空气动力学的发展，在交通运输、房屋建筑、风能利用和环境保护等部门中也得到越 来越广泛的应用。用风洞作实验的依据是运动的相对性原理。实验时，常将模型或实物固定在风洞内，使气体流过模型。这种方法，流动条件容易控制，可重复地、经济 地取得实验数据。为使实验结果准确 ,实验时的流动必须与实际流动状态相似 ,即必须满足相似律的要求。但由于风洞尺寸和动力的限制，在一

28、个风洞中同时模拟所有的相 似参数是很困难的，通常是按所要研究的课题，选择一些影响最大的参数进行模拟。 此外，风洞实验段的流场品质，如气流速度分布均匀度、平均气流方向偏离风洞轴线 的大小、沿风洞轴线方向的压力梯度、截面温度分布的均匀度、气流的湍流度和噪声 级等必须符合一定的标准，并定期进行检查测定。风洞的组成 风洞主要由洞体、 驱动系统和测量控制系统组成， 各部分的形式因风洞类型而异。 洞体它有一个能对模型进行必要测量和观察的实验段。实验段上游有提高气流匀直 度、降低湍流度的稳定段和使气流加速到所需流速的收缩段或喷管。实验段下游有降 低流速、 减少能量损失的扩压段和将气流引向风洞外的排出段或导回

29、到风洞入口的回 流段。有时为了降低风洞内外的噪声，在稳定段和排气口等处装有消声器。驱动系统它有两类，一类是由可控电机组和由它带动的风扇或轴流式压缩机组成。风扇旋 转或压缩机 转子 转动使气流压力增高来维持管道内稳定的流动。 改变风扇的转速或叶 片安装角，或改变对气流的阻尼，可调节气流的速度。直流电动机可由交直流电机组 或可控硅整流设备供电。它的运转时间长，运转费用较低，多在低速风洞中使用。使 用这类驱动系统的风洞称连续式风洞 ,但随着气流速度增高所需的驱动功率急剧加大例如产生跨声速气流每平方米实验段面积所需功率约为 4000 千瓦，产生超声速气流 则约为 16000 40000 千瓦。另一类是

30、用小功率的压气机事先将空气增压贮存在贮气 罐中，或用真空泵把与风洞出口管道相连的真空罐抽真空，实验时快速开启阀门，使 高压空气直接或通过引射器进入洞体或由真空罐将空气吸入洞体， 因而有吹气、 引射、 吸气以及它们相互组合的各种形式。使用这种驱动系统的风洞称为暂冲式风洞。暂冲 式风洞建造周期短，投资少，一般 雷诺数 较高，它的工作时间可由几秒到几十秒， 多用于跨声速、超声速和高超声速风洞。对于实验时间小于 1 秒的脉冲风洞还可通 过电弧加热器或激波来提高实验气体的温度，这样能量消耗少，模拟参数高。测量控制系统 其作用是按预定的实验程序，控制各种阀门、活动部件、模型状态和仪器仪表， 并通过天平、压

31、力和温度等 传感器 ，测量气流参量、模型状态和有关的物理量。随着电子技术和计算机的发展， 20 世纪 40 年代后期开始，风洞测控系统，由早期利用简陋仪器，通过手动和人工记录，发展到采用电子液压的控制系统、实时采集和处理的 数据系统。风洞的种类按实验段气流速度大小来区分，可以分为低速、高速和高超声速风洞。低速风洞 实验段气流速度在 130 米秒以下 （马赫数 0.4）的风洞。风洞介绍风洞就是用来产生人造气流 （人造风 ）的管道。在这种管道中能造成一段气流均匀流动的区域，汽车风洞试验就在这段风洞中进行。在低速风洞中，常用能量比 Er 衡量风洞运行的经济性。式中 v0 和 A0 分别为实 验段气流

32、速度和截面积； 为空气密度； 和 N 分别为驱动装置系统效率和电机的输 入功率。对于闭口实验段风洞 Er 为 3 6。雷诺数 Re 是低速风洞实验的主要模拟参 数，但由于实验对象和项目不同 ,有时尚需模拟另一些参数 ,在重力起作用的一些场合下（如尾旋、投放和动力模型实验等）还需模拟弗劳德数 Fr ，在直升机实验中尚需模拟飞行马赫数和旋翼翼尖马赫数等。低速风洞的种类很多，除一般风洞外，有专门研究飞机防冰和除冰的冰风洞，研 究飞机螺旋形成和改出方法的立式风洞， 研究接近飞行条件下真实飞机气动力性能的 全尺寸风洞，研究垂直短距起落飞机 （V/STOL） 和直升机气动特性的 V/STOL 风洞，还 有高雷诺数增压风洞等。为了研究发动机外部噪声，进行动态模型实验