風洞實驗室裝置分布圖

『壹』 風洞的結構

風洞主要由洞體、驅動系統和測量控制系統組成，各部分的形式因風洞類型而不同。 驅動系統共有兩類。
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。風扇旋轉或壓縮機轉子轉動使氣流壓力增高來維持管道內穩定的流動。改變風扇的轉速或葉片安裝角，或改變對氣流的阻尼，可調節氣流的速度。直流電動機可由交直流電機組或可控硅整流設備供電。它的運轉時間長，運轉費用較低，多在低速風洞中使用。使用這類驅動系統的風洞稱連續式風洞，但隨著氣流速度增高所需的驅動功率急劇加大，例如產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。使用這種驅動系統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]]較高，它的工作時間可由幾秒到幾十秒，多用於跨聲速、超聲速和高超聲速風洞。對於實驗時間小於 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，模擬參數高。 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.埃菲爾設計的直流式風洞；另一種是德國人L.普朗特設計的迴流式風洞，圖1是這兩種風洞結構示意圖。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。
風洞就是用來產生人造氣流(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 分別為驅動裝置系統效率和電機的輸入功率。對於閉口實驗段風洞Er為3～6。雷諾數Re是低速風洞實驗的主要模擬參數，但由於實驗對象和項目不同，有時尚需模擬另一些參數，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Fr，在直升機實驗中尚需模擬飛行馬赫數和旋翼翼尖馬赫數等。
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，還有高雷諾數增壓風洞等。為了研究發動機外部雜訊，進行動態模型實驗，一些風洞作了改建以適應聲學實驗和動態實驗要求。為了開展工業空氣動力學研究，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定段。穩定段的蜂窩器和阻尼網使氣流得到梳理與和勻，然後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據。這種風洞的氣流速度是靠風扇的轉速來控制的。中國氣動力研究和發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。
迴流式風洞實際上是將直流式風洞首尾相接，形成封閉迴路。氣流在風洞中循環迴流，既節省能量又不受外界的干擾。風洞也可以採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。 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接的固定噴管；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節的柔壁噴管（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年在德國格丁根建造的，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。
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 受到普遍重視。跨聲速風洞的模型實驗雷諾數通常小於1×109，大型飛行器研製需要建造雷諾數更高（例如大於4×109）的跨聲速風洞，因而出現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、提高雷諾數的低溫風洞等新型風洞。低溫風洞具有獨立改變馬赫數、雷諾數和動壓的能力，因此發展很快。 馬赫數大於 5的超聲速風洞。主要用於導彈、人造衛星、太空梭的模型實驗。實驗項目通常有氣動力、壓力、傳熱測量和流場顯示，還有動穩定性、低熔點模型燒蝕、質量引射和粒子侵蝕測量等。高超聲速風洞主要有常規高超聲速風洞、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生足夠的壓力差，這時在風洞下游出口處接上一隻容積很大的真空容器，靠上沖下吸便可形成很大的壓差，從而產生M≥5的高超音速氣流。不過氣流在經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於穩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。暫沖式常規高超音速風洞 較為典型，它很像常規的超音速風洞。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展中心的高壓－引射驅動的暫沖式常規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。 它是在超聲速風洞的基礎上發展起來的。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。
常規高超聲速風洞的運行原理與超聲速風洞相似，主要差別在於前者須給氣體加熱。因為在給定的穩定段溫度下，實驗段氣流靜溫隨馬赫數增加而降低，以致實驗段氣流會出現液化。實際上，由於氣流膨脹過程很快，在某些實驗條件下，存在不同程度的過飽和度。
所以，實際使用的穩定段溫度可比根據空氣飽和曲線得到的溫度低。根據不同的穩定段溫度，對實驗氣體採用不同的加熱方法。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。
早期常規高超聲速風洞常採用二維噴管。在高馬赫數條件下，喉道尺寸小，表面高熱流引起的熱變形使喉道尺寸不穩定，邊界層分布也非常不均勻，都會影響氣流均勻性。所以，後期大多數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，但產生錐型流場，所以後來逐漸被型面噴管代替。在馬赫數大於 7的情況下，對高溫高壓下工作的噴管喉道，一般用水冷卻。
常規高超聲速風洞的典型氣動性能以實驗馬赫數和單位雷諾數來表徵。以空氣作實驗氣體的典型風洞的實驗馬赫數為5～14,每米雷諾數的量級為3×106。為進一步提高實驗馬赫數和雷諾數，採用凝結溫度極低（4 開）的氦氣作實驗氣體，在室溫下馬赫數可達到25；加熱到1000開時馬赫數可達到42。
世界上第一座常規高超聲速風洞是德國在第二次世界大戰時建造的。這是一座暫沖式風洞。馬赫數上限為10，實驗段尺寸為1米×1米。德國戰敗，風洞未能完全建成。戰後，美國建造了多座尺寸在0.45米以上的常規高超聲速風洞，少數為連續式，大多為暫沖式。 利用激波壓縮實驗氣體，再用定常膨脹方法產生高超聲速實驗氣流的風洞。它由一個激波管和連接在它後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，噴管後面被抽成真空。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，引起驅動氣體的膨脹，產生向上游傳播的膨脹波，並在實驗氣體中產生激波。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。當實驗條件由於波系反射或實驗氣體流完而遭到破壞時，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於1951年提出的。它的發展與中、遠程導彈和航天器的發展密切相關。50年代初至60年代中期，由於急需研究高超聲速飛行中出現的高溫真實氣體效應，激波風洞主要用於模擬高溫條件。60年代中期以後，由於需要戰略彈頭在低空作機動飛行，它即轉向於模擬高雷諾數，並於1971年首先實現了這種模擬的運行。早期的激波風洞採用直通型（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（甚至短於1毫秒），難以應用，因此又發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，並已成為高超聲速氣動力數據的主要來源。
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。現有激波風洞運行的最高參數是：驅動壓力約為3400大氣壓（1大氣壓等於101325帕）；可以模擬 6.7千米/秒的飛行速度；氣流馬赫數達24；雷諾數達108（當馬赫數為8時）。 利用電弧脈沖放電定容地加熱和壓縮實驗氣體，產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(一般不低於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；氣體經過噴管膨脹加速，在實驗段中形成高超聲速氣流；然後通過擴壓器排入真空箱內。
與常規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於實驗條件和時間，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，並採用一套專門的數據處理技術。熱沖風洞的研製開始於20世紀50年代初，略後於激波風洞。原來是要利用火花放電得到一個高性能的激波管驅動段，後來就演變成熱沖風洞。「熱沖」這個詞是 R.W.佩里於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。採取的措施有：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於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。前者常用於儲存10兆焦耳以下的能量，後者多用於儲存5～100兆焦耳的能量。
還有一種方式是電網直接供電，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。熱沖風洞的模擬范圍一般可以達到：馬赫數 8～22，每米雷諾數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風洞實驗，而且可以進行風洞的動態實驗，測量動穩定性，以及採用空氣作實驗氣體（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。 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新塘村源頭壠老屋上的風洞，秋冬季節和春季，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，由於風聲過於強大，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。洞內生活一種類似貓的動物，全身花紋酷似斑馬。對於風洞的形成還沒有人解開謎底，在當地成為一種陰影，有不祥之徵兆。

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層高的建築拔地而起。
「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像中完全不一樣。新建成的立式風洞不算高大，也不顯得很威武，甚至不如城市裡常見的摩天大樓。
從外表看，與普通房屋唯一不同的是，該建築身上「背」著一根粗大的鐵管。技術人員對記者介紹：「可不能小瞧這鐵傢伙，它是產生氣流的主要通道。」
其實，風洞普通的外表下有著神奇的「心臟」。步入其中，記者發現這片人造「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、跨專業的系統集成課題，囊括了包括氣動力學、材料學、聲學等20餘個專業領域。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，不如說是風格前衛的建築藝術品。
一路參觀，記者發現該風洞「亮點」多多：實現了兩個攝像頭同時採集試驗圖像，計算機自動判讀處理；率先將世界最先進的中壓變頻調速技術用於風洞主傳動系統控制，電機轉速精度提高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，只有極少數發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？它是指飛機在持續的失速狀態下，一面旋轉一面急劇下降的現象。在人們尚未徹底了解它之前，尾旋的後果只有一個：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。
控制中心裡，值班員輕啟電鈕，巨大的電機開始轉動。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」。可沒想到，想像中的巨響沒有到來，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/秒風速是什麼概念？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有水平式風洞中的大多數常規試驗項目，還能完成飛機尾旋性能評估、返回式衛星及載人飛船回收過程中空氣動力穩定性測試等。

『貳』 風洞實驗室中可以產生水平方向的、大小可調節的風力，現將一套有小球的細直桿放入風洞實驗室，小球孔徑略

解答：12＝10N
桿對小球的作用力F指的是彈力與摩擦力的合力，由於小球處於靜止狀態，則F=mg=20N
答：（1）風力大小為6N，則此時小球受到的摩擦力f₁的大小為6N；（2）繼續增大風力，則小球受到的摩擦力f₂為20N；（3）小球所受到的摩擦力f及桿對小球的作用力為20N．

『叄』 在南京航空航天大學內，有一個風洞實驗室，一架模型飛機固定在托盤測力計上（如圖所示）．無風時，托盤測

無風時，托盤測力計示數為15N說明飛機受到的重力為15N．
對飛機吹風時托盤測力計的示數變為為9牛，示數減小，說明飛機受到了一個向上的升力，升力的大小為F′=G-F=15N-9N=6N；方向豎直向上；
根據流體流速越快的地方壓強越小可知，等質量的空氣在相同的時間內同時通過機翼的上表面和下表面，空氣通過機翼上表面的流速大，壓強較小；通過下表面的流速較小，壓強大；所以飛機受到一個向上的升力，所以機翼上表面彎曲，下表面平直，也就是上凸下平．
故答案為：6，豎直向上，流體流速越快的地方壓強越小，上凸下平．

『肆』 如圖所示，在某科技館內陳列著一個模擬「風洞實驗室」，一架重15N的飛機模型固定在台秤的秤盤上，當迎風

（1）物體間力的作用是相互的，台秤的示數是7N，台秤給飛機的支持力是7N，飛機受到重力15N，飛機還受到的空氣的升力．飛機靜止在台秤上，受到平衡力的作用，向上的升力與支持力的和等於重力，所以升力=重力-支持力=15N-7N=8N．
（2）如圖相同時間內，空氣經過上方的路程長，流速大，壓強小；空氣經過下方的路程短，流速小，壓強大．
故答案為：8；＜．

『伍』 如圖所示，風洞實驗室中可產生水平方向的，大小可調節的風力，現將一套有小球的細直桿放入風洞實驗室，小

（1）小球做勻速直線運動，由平衡條件得：0.5mg=μmg，則動摩擦因數μ=0.5；
（2）以小球為研究對象，在垂直於桿方向上，由平衡條件得：F_N+0.5mgsin37°=mgcos37°，
在平行於桿方向上，由牛頓第二定律得：0.5mgcos37°+mgsin37°-μF_N=ma，解得：a=7.5m/s²，
小球做初速度為零的勻加速直線運動，由位於公式得：s=

1

2

at²，運動時間t=

『陸』 如圖甲所示，在風洞實驗室里，一根足夠長的細桿與水平面成θ=37°固定，質量m=1kg的小球穿在細桿上靜止於

v3?v2

t2

=-10m/s²，負號表示方向沿桿向下．
（2）有風力時的上升過程，小球的受力情況如圖所示
在y方向，由平衡條件得：
F_N1=Fsinθ+mgcosθ
在x方向，由牛頓第二定律得：
Fcosθ-mgsinθ-μF_N1=ma₁
停風後上升階段，小球的受力情況如圖所示
在y方向，由平衡條件得：
F_N2=mgcosθ
在x方向，由牛頓第二定律得：
-mgsinθ-μF_N2=ma₂
聯立以上各式可得：F=60N．
答：（1）在0～2s內的加速度大小為20m/s²，方向沿桿向上；2～4s內的加速度大小為10m/s²，方向沿桿向下．
（2）風對小球的作用力F的大小為60N．

『柒』 國內唯一的高科技風洞訓練科研基地在哪裡( )

河北淶源縣七山滑雪度假區。

國家高山跳台滑雪訓練科研基地建成的水平風洞實驗室，是我國首個供跳台滑雪運動員使用的訓練專用實驗室。在這座高17米、長40米、寬21米，總建築面積僅1152平方米的空間內，涉及土建施工、水暖管道鋪設、機電安裝、鋼結構拼裝、設備調試等多專業交叉作業。空間不足，機械設備作業受限，幾乎每個環節都是「卡脖子」工程。

國家高山跳台滑雪訓練科研基地項目位於河北淶源縣七山滑雪度假區，是世界規劃最大的跳台滑雪場館群，並同步建設世界級別最高、國內唯一的高科技訓練風洞，規劃佔地面積51.8公頃，計劃分三期建設。

(7)風洞實驗室裝置分布圖擴展閱讀

世界首次將高鐵施工技術應用於跳台工程

該基地建造的初衷，是讓國家隊運動員提前熟悉位於張家口賽區的國家跳台滑雪中心——「雪如意」的賽道，助力備戰北京冬奧會。為此，項目聘請清華大學建築學院院長、「雪如意」設計負責人張利主持賽道設計，結合這里獨特的山體條件，最終讓「雪如意」的兩條賽道按照1:1的比例在此重現。

基地已建成的這兩條賽道，分別是大跳台(HS140)和標准跳台(HS106)賽道，無論長度、坡度、寬度，都與「雪如意」一致。甚至連賽道旁的裁判塔、賽道上的模擬草皮，都與「雪如意」相仿。

考資料來源：新華網-國內首個高山跳台滑雪訓練科研基地投入使用

『捌』 （2014豐台區二模）風洞實驗室能產生大小和方向均可改變的風力．如圖所示，在風洞實驗室中有足夠大的光

（1）小球在y軸方向的加速度為a1，2s末速度大小為v₁
a1＝

F1

m

＝

0.2

0.5

m/s2＝0.4m/s2
v₁=a₁t₁=0.4×2m/s=0.8m/s
（2）在F₁作用下，經過2s，小球沿y軸運動的距離為y
則y＝

1

2

a1t12＝

1

2

×0.4×4m＝0.8m
在F₂作用下，小球加速度為a₂，經過2s小球回到x軸．?y＝v1t2?

1

2

a2t22
代入數據解得：a2＝1.2m/s2
在F₂作用下，經過時間t小球在y軸方向速度為零時，小球速度與初速度相同0=v₁-a₂t
代入數據解得：t＝

2

3

s
（3）當小球回到x軸上時，沿y軸的速度為v₂v₂=v₁-a₂t₂=0.8-1.2×2m/s=-1.6m/s，
小球動能為：Ek＝

1

2

m(v02+v22)＝

1

2

×0.5×2.72J＝0.68J．
答：（1）2.0s末小球在y方向的速度為0.8m/s；
（2）風力F₂作用

2

3

s時間後，小球的速度變為與初速度相同．
（3）小球回到x軸上時的動能為0.68J．

『玖』 風洞的中國風洞實驗室

位於川西山區的中國空氣動力發展與研究中心裝備有亞洲最大風洞群，已累計完成風洞試驗50餘萬次，獲得各級科技進步成果獎1403項，是中國規模最大、綜合實力最強的國家級空氣動力試驗、研究和開發中心，其綜合試驗能力躋身世界先進行列。
該中心先後建成以低速風洞和亞、跨、超和高超聲速風洞52座，擁有8座「世界級」風洞設備；建成峰值運算速度達每秒10萬億次的計算機系統；風洞試驗、數值計算和模型飛行試驗三大手段齊備，能夠進行從低速到24倍聲速，從水下、地面到94公里高空范圍，覆蓋氣動力、氣動熱、氣動物理、氣動光學等領域的空氣動力試驗。

中國空氣動力發展與研究中心為我國武器裝備發展和國民經濟建設作出重大貢獻。從「殲-10」、「梟龍」戰機和「神舟」系列飛船，到磁懸浮、「和諧號」高速列車；從高達300多米的東方明珠塔，到橫跨30多公裏海面的杭州灣跨海大橋，都在這里進行過風洞試驗。至今，基地已累計取得國家級科技成果獎44項。 北京交通大學風洞實驗室為雙試驗段迴流式閉口風洞，具有先進的電子壓力測量系統、控制系統和結構測振系統，隸屬於國家級「985工程」優勢學科創新平台。可用於建築物、橋梁測壓和風環境試驗，以及其它工業空氣動力學試驗。風洞洞體平面尺寸為41.0m×18.8m，2010年年底正式投入使用。高速試驗段尺寸為：3.0m× 2.0m× 15.0m，低速試驗段尺寸為5.2m×2.5m×14.0m。高速試驗段最大試驗風速為40m/s。

『拾』 請問風洞的原理是什麼具體的操作是怎麼樣的

在流體力學和昆蟲化學生態學方面兩個相同的名詞。它們都叫做「風洞實驗」。

可以指飛行器（包括飛機）的流體力學設計實驗；而昆蟲上則是在一個有流通空氣的矩形空間中，觀察活體蟲子對氣味物質的行為反應。
分類和原理

空氣動力學實 驗分實物實驗和模型實驗兩大類 。實物實驗如飛機飛行實驗和導彈實彈發射實驗等，不會發生模型和環境等模擬失真問題，一直是鑒定飛行器氣動性能和校準其他實驗結果的最終手段，這類實驗的費用昂貴，條件也難控制，而且不可能在產品研製的初始階段進行，故空氣動力學實驗一般多指模型實驗。空氣動力學實驗按空氣（或其他氣體）與模型（或實物）產生相對運動的方式不同可分為3類：①空氣運動，模型不動，如風洞實驗 。②空氣靜止，物體或模型運動，如飛行實驗、模型自由飛實驗（有動力或無動力飛行器模型在空氣中飛行而進行實驗）、火箭橇實驗（用火箭推進的在軌道上高速行駛的滑車攜帶模型進行實驗）、旋臂實驗（旋臂機攜帶模型旋轉而進行實驗）等。③空氣和模型都運動，如風洞自由飛實驗（相對風洞氣流投射模型而進行實驗）、尾旋實驗（在尾旋風洞上升氣流中投入模型，並使其進入尾旋狀態而進行實驗）等。進行模型實驗時，應保證模型流場與真實流場之間的相似，即除保證模型與實物幾何相似以外，還應使兩個流場有關的相似准數，如雷諾數、馬赫數、普朗特數等對應相等（見流體力學相似准數）。實際上，在一般模型實驗（如風洞實驗）條件下，很難保證這些相似准數全部相等，只能根據具體情況使主要相似准數相等或達到自准范圍。例如涉及粘性或阻力的實驗應使雷諾數相等；對於可壓縮流動的實驗，必須保證馬赫數相等，等等。應該滿足而未能滿足相似准數相等而導致的實驗誤差，有時也可通過數據修正予以消除，如雷諾數修正。洞壁和模型支架對流場的干擾也應修正。空氣動力學實驗主要測量氣流參數，觀測流動現象和狀態，測定作用在模型上的氣動力等。實驗結果一般都整理成無量綱的相似准數，以便從模型推廣到實物。
風洞和風洞實驗 風洞是進行空氣動力學實驗的一種主要設備，幾乎絕大多數的空氣動力學實驗都在各種類型的風洞中進行。風洞的原理是使用動力裝置在一個專門設計的管道內驅動一股可控氣流，使其流過安置在實驗段的靜止模型，模擬實物在靜止空氣中的運動。測量作用在模型上的空氣動力，觀測模型表面及周圍的流動現象。根據相似理論將實驗結果整理成可用於實物的相似准數。實驗段是風洞的中心部件，實驗段流場應模擬真實流場，其氣流品質如均勻度、穩定度（指參數隨時間變化的情況）、湍流度等，應達到一定指標。風洞主要按實驗段速度范圍分類，速度范圍不同，其工作原理、型式、結構及典型尺寸也各異。低速風洞：實驗段速度范圍為0～100 米／秒或馬赫數Ma＝0～0.3左右 ；亞聲速風洞：Ma＝0.3～0.8左右；跨聲速風洞：Ma＝0.8 ～1.4（或1.2）左右；超聲速風洞：Ma＝1.5～5.0左右；高超聲速風洞Ma＝5.0～10（或12)；高焓高超聲速風洞Ma＞10（或12）。風洞實驗的主要優點是：①實驗條件（包括氣流狀態和模型狀態兩方面）易於控制。②流動參數可各自獨立變化。③模型靜止，測量方便而且容易准確。④一般不受大氣環境變化的影響 。⑤ 與其他空氣動力學實驗手段相比，價廉、可靠等。缺點是難以滿足全部相似准數相等，存在洞壁和模型支架干擾等，但可通過數據修正方法部分或大部克服。
風洞實驗的主要項目有測力實驗、測壓實驗、傳熱實驗、動態模型實驗和流態觀測實驗等。測力和測壓實驗是測定作用於模型或模型部件（如飛行器模型中的一個機翼等）的氣動力及表