实验流体力学风洞
合集下载
相关主题
- 1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
- 2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
- 3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。
风洞试验的理论基础是相似原理。相似原理要求风 洞流场与真实飞行流场之间满足所有的相似准则， 或两个流场对应的所有相似准则数相等。风洞试验 很难完全满足。最常见的主要相似准则不满足是亚 跨声速风洞的雷诺数不够。以波音737飞机为例，它 在巡航高度(9000m)上，以巡航速度(927km/h)飞行， 雷诺数为2.4×107，而在3米亚声速风洞中以风速 100m/s试验，雷诺数仅约为1.4×106，两者相距甚远。 提高风洞雷诺数的方法主要有:
风洞应用扩大到一般工业
随着工业技术的发展，从60年代开始， 风洞试验(主要是低速风洞)从航空航天领域 扩大到一般工业部门。反映各行各业的发展 越来越需要空气动力学和风洞试验的参与， 已经形成了新的学科：“工业空气动力学” 和“风工程学”
汽车风洞、气象风洞、环保风洞、风沙风洞
例如，当汽车速度达到180km/h时，空气阻力可占总 阻力的1/3。对小汽车模型进行风洞试验，合理修形。 可使气动阻力减小75%。对建筑物模型进行风载荷 试验，从根本上改变了传统的设计方法和规范，大
新飞机研制所需的风洞实验时数随时间的变化
3.3 风洞类型
一百多年来，人们根据不同用途和特征 建造了不同形式的风洞。对于风洞类型，根 据不同的分类方法，提出不同的类型。
(1) 按Ma数分类表
序号
风洞名称
实验段Ma 数的大小
基本特征
1
低速风洞
<0.3--0.4
2
亚音速风洞 0.4--0.8
空气压缩性忽略不计 轴流式风扇
（4）提高Re的方法
增大模型和风洞的尺度，其代价同样是风洞造价和 风洞驱动功率都将大幅度增加。如上文所说美国的 全尺寸风洞。
增大空气密度或压力。已出现很多压力型高雷诺数 风洞，工作压力在几个至十几个大气压范围。我国 也正在研制这种高雷诺数风洞。
降低气体温度。如以90K(-1830C)的氮气为工作介质， 在尺度和速度相同时，雷诺数是常温空气的9倍多。 世界上已经建成好几个低温型高雷诺数风洞。我国 也研制了低温风洞，但尺度还比较小。
（1）边界效应或边界干扰
真实飞行时，静止大气是无边界的。而在风洞中， 气流是有边界的，边界的存在限制了边界附近的流 线弯曲，使风洞流场有别于真实飞行的流场。其影 响统称为边界效应或边界干扰。克服的方法是尽量 把风洞试验段做得大一些(风洞总尺寸也相应增大)， 并限制或缩小模型尺度，减小边界干扰的影响。但 这将导致风洞造价和驱动功率的大幅度增加，而模 型尺度太小会便雷诺数变小。近年来发展起一种称 为"自修正风洞"的技术。风洞试验段壁面做成弹性 和可调的。试验过程中，利用计算机，粗略而快速 地计算相当于壁面处流线应有的真实形状，使试验 段壁面与之逼近，从而基本上消除边界干扰。
3.1 风ห้องสมุดไป่ตู้的发展
世界上最早的风洞是1871年英国Wenhan在格 林威治建造的（45.7×45.7cm，长3.05m）；
美国的莱特兄弟 (O.Wright和W.wright)于 1901年制造了试验段0.56米2，风速12m/s的 风洞，从而于1903年发明了世界上第一架实 用的飞机。风洞的大量出现是在20世纪中叶。
为此，应运而生出现了许多"大气边界层风洞 "。在这种风洞中，试验段的气流并不是均匀 的，从风洞底板向上，速度逐渐增加，模拟 地面"风"的运动情况(称为大气边界层)。国内 已出现了十几座这样的风洞。
3.2 风洞试验模拟的不足及其修正
风洞试验既然是一种模拟试验，不可能完全 准确。概括地说，风洞试验固有的模拟不足 主要有以下三个方面。与此同时，相应也发 展了许多克服这些不足或修正其影响的方法。
200
0
250
内125外 /100
内117/外 97 内125/外 103
10 95
3 30 8 88
90
1200 0.10 1000 0.10 1120 0.078
280/ 1小时
170/ 1小时
0
外 127
（3） 低速风洞型式
按型式分:直流式和回流式风洞 直流式：一般闭口（电机位于实验段后，避免空气
轴流式风扇
3
跨音速风洞 0.8--1.4
实验段壁采用透气孔
4
超音速风洞 1.4--5.0
5
高超音速风洞 5.0--14.0
设置超音速喷管 连续式和间歇式
安装加热器，防止气流液化
6 高焓高超音速风 >5.0，最高
总压：2000atm,总温:104k
洞
达25
激波管、激波管风洞、热射式风洞、等离子体电弧风 洞、炮风洞等
（2）支架干扰
风洞试验中，需要用支架把模型支撑在气流 中。支架的存在，产生对模型流场的干扰， 称为支架干扰。虽然可以通过试验方法修正 支架的影响，但很难修正干净。近来，正发 展起一种称为"磁悬模型"的技术。在试验段内 产生一可控的磁场，通过磁力使模型悬浮在 气流中。
（3）相似准则不能满足的影响
80年代，美国建成一座低温风洞，以氮气(氮气凝固 点低，适于低温下工作)为工作介质，温度范围34078K，压力可达9个大气压，试验段2.5米×2.5米，马 赫数0.2-1.2，雷诺数高达120×106。
我国的风洞建设发展迅速。1977年，中国空
气动力研究与发展中心建成亚洲最大的低速 风洞，串联双试验段：8米×6米和16米×l2米， 风速100m/s，功率7800kW。1999年，又建成 具有世界规模的跨声速风洞，试验段口径2.4 米，马赫数0.6-1.2。
低湍流度风洞
可以是三元或二元的，其主要特点是风洞 实验段湍流度要求很低（小于0.05%），主 要用于研究湍流度影响较大的流动问题，如 边界层的转捩、分离等复杂流动。一般高空 无风大气中的湍流度约0.01%-0.03%。
变密度风洞
为了获得实验段不同Re数，风洞中的气流 速度可人为地改变。改变气流密度有两种方 法，一种是采用比空气密度大的气体作为风 洞的工作介质，另一种是改变气流的总压 （压力风洞）
型建筑物如大桥、电视塔、大型水坝、高层建筑群
等，己规定必须要进行风洞试验，而且模型必须模 拟实物的刚度 (即弹性模型)，测量"风振特性"。这 方面已有教训。1940年，美国塔科马(Tacoma)大桥， 一座大型钢索吊桥，因为并不很大的风载荷，导致
桥体强迫振动和共振，引起断塌，因而受到学界广
泛重视。对于大型工厂、矿山群，也要做成模型， 在风洞中进行防止污染和扩散的试验。
（4） 低速风洞模拟参数
Re数 低湍流度
湍流度对层流到湍流的转捩，边界层内部结构及 其分离，大迎角分离流，旋涡的稳定性研究，非定常 的气动力测量以及战斗机气动特性的风洞试验结果等 均产生明显影响。
Re数和湍流度是风洞实验结果与飞行实验结果相
关的重要相似参数。
低噪声指标
声学风洞和低噪声风洞对于当代飞机的研制、高 速列车和轿车、高层建筑、及其航空气动声学理论 的发展等领域均是必不可少的实验设备。
5 93
10 100
2.1 21 20 100 10 60
电机输 出功率
kW
实验段 湍流度 (湍流球)
％
300 0.10
2060 0.10
1250 0.09
2050 0.12
3× 0.10 2600
450 0.24
温升值 T
实验段 噪声 （dB）
30/ 2小时 150
50/ 0.5小时
为了提高风洞实验的雷诺数(模拟尺度或粘性效应的 相似准则)，1980年，美国将一座旧的低速风洞改造 成为世界最大的全尺寸风洞(可以直接把原形飞机放 进试验段中吹风)，试验段面积24.4米×12.2米，风速 150m/s，功率10万kW。
1975年，英国建成一座低速压力风洞，试验段5米 ×4.2米，风速95-110m/s，压力3个大气压，功率1.4 万kW，试验雷诺数(它是一个无量纲数)8×106。
6.0m×6.0m（闭口），设计风速145.0m/s
美国 2.74m×2.74m，设计风速87.5m/s （非循环式）
美国 4.0m×7.0m，设计风速62.0m/s
4 NASA－Ames
从开口实验段处直接流入）
直流式风洞也称为开路式风洞。其特点是气流经过实验 段后排出风洞，无专门的管道系统导回。一般小型直流风洞 建在实验室内，大型直流风洞两段都直通大气。直流风洞可 分为进口吸气段，实验段，扩压段和风扇段。直流风洞的实 验段可以是闭口，也可以是开口，但开口实验段必须是密闭 室。
优点：模型后的受扰动流不会带入回流，无冷却 问题
二元风洞
要求实验段截面为矩形，两边长之比多取 2.5-4.0。二元风洞主要用于研究翼型空气动 力特性的，模型两端与实验段侧壁相贴合， 消除气流沿模型的展向流动。
三元风洞
是一种最常见的低速风洞。主要用于各种 飞行器模型的三元气流实验（测力、测压实 验，流动显示），是用途最广的风洞设备。 实验段风速是可控制的，压力接近大气压， 具有很好的封闭性。
为了试验炮弹的气动力作用和研究超声速流动，瑞 士阿克雷特(G.Ackttet)于1932年建成了世界第一座超 声速风洞，试验段面积0.4米×0.4米，马赫数(风速与 声速之比）2;
适应跨超声速飞行器的发展，1956年美国建成世界 最大的跨超声速风洞，试验段面积4.88米×4.88米， 马赫数0.8-4.88，功率为16.1万kW。1958年，美国航 天局建成试验段直径0.56米，马赫数可高达18-22的 高超声速风洞。
3.4 低速风洞
低速风洞实验段Ma<0.4，按实验段尺寸大 小可分为：
D＝几十毫米的微型风洞； D=1－1.5m的小型风洞； D＝2－4m的中型风洞； D>8m以上的大型风洞。
(1) 低速风洞用途
航空航天：飞行器实验、低速空气动力学实验 风工程 环境风洞
（2）国内一些大型低速风洞性能表
第三章 风 洞 （Wind Tunnel）
在实验室内进行模型试验，必须创 造一个可调节的均匀气流场。而风洞就 是产生这个均匀气流场的气动设备。实 质上是一个特殊设计的管道。
本章主要介绍低速风洞、超音速风 洞、跨音速风洞的基本工作原理和气流 特点。
主要内容
风洞的发展 风洞试验模拟的不足及其修正 风洞类别 低速风洞 超音速风洞 跨音速风洞 风洞发展动向
序 风洞 号 名称
型式
实验段尺寸 宽×高×长
（m）
1 北京大学 开 口 2.25×3.65
4＃
回流
2 701所 FD－9
闭口 回流
3×3×12
3 702所 FD－02
闭口 回流
3×3×8.5
4 29基地 闭 口 FL－12 回 流
4×3×8
5 29基地 FL－13
闭口 直流
12×16×25 8×6×15
（a）噪声会引起压力脉动，进而引起速度脉动 （b）噪声会直接影响非定常压力的测量 （c）噪声影响物面上边界层的转捩和分离 （d）噪声会妨碍降噪的实验研究
国外一些大型声学风洞有关参数汇总表
序 风洞名称 号 1 DNW
2 Boeing
3 NASA－Langley
国家
实验段参数
德国- 9.5m×9.5m（闭口），设计风速62.0m/s 荷兰 8.0m×6.0m（闭口），设计风速100.0m/s
缺点：受外界影响大（风雨雪等），实验段压强 低于外界大气压
回流式：环形回流式和普通回流式
其特点是气流经过实验段后由专门的管道 系统导回，循环使用。
优点：不受外界影响，温度可控 缺点：成本高，温升等
实验段分：开口和闭口实验段
按用途分： （1）二元风洞；(高度约为宽度的2.5～4倍，翼型研究） （2）三元风洞；（一般风洞） （3）低湍流度风洞（<0.08%）；（附面层研究） （4）变密度风洞；（改变Re，介质或增压） （5）尾旋风洞；（速度分布呈碟形） （6）阵风风洞； （7）自由飞风洞；（风洞轴线方向和气流速度大小均可迅速调节） （8）结冰风洞；（稳定段中前有冷却器，稳定段中有喷雾器） （9）垂直短距起落风洞（带式运动地板）
6 627所 FL－8
闭 口 3.5×2.5×
回流
5.5
7 520厂 开 口 2.5×4.5 DFD－03 回 流
8 南航 NH－2
闭 口 4.25×5.1×7 回 流 3×2.5×6
9 西 工 大 闭 口 2.5×3.5×12 NF－3 直 流
实验段 风速范围 （m/s）
65
10 100
风洞应用扩大到一般工业
随着工业技术的发展，从60年代开始， 风洞试验(主要是低速风洞)从航空航天领域 扩大到一般工业部门。反映各行各业的发展 越来越需要空气动力学和风洞试验的参与， 已经形成了新的学科：“工业空气动力学” 和“风工程学”
汽车风洞、气象风洞、环保风洞、风沙风洞
例如，当汽车速度达到180km/h时，空气阻力可占总 阻力的1/3。对小汽车模型进行风洞试验，合理修形。 可使气动阻力减小75%。对建筑物模型进行风载荷 试验，从根本上改变了传统的设计方法和规范，大
新飞机研制所需的风洞实验时数随时间的变化
3.3 风洞类型
一百多年来，人们根据不同用途和特征 建造了不同形式的风洞。对于风洞类型，根 据不同的分类方法，提出不同的类型。
(1) 按Ma数分类表
序号
风洞名称
实验段Ma 数的大小
基本特征
1
低速风洞
<0.3--0.4
2
亚音速风洞 0.4--0.8
空气压缩性忽略不计 轴流式风扇
（4）提高Re的方法
增大模型和风洞的尺度，其代价同样是风洞造价和 风洞驱动功率都将大幅度增加。如上文所说美国的 全尺寸风洞。
增大空气密度或压力。已出现很多压力型高雷诺数 风洞，工作压力在几个至十几个大气压范围。我国 也正在研制这种高雷诺数风洞。
降低气体温度。如以90K(-1830C)的氮气为工作介质， 在尺度和速度相同时，雷诺数是常温空气的9倍多。 世界上已经建成好几个低温型高雷诺数风洞。我国 也研制了低温风洞，但尺度还比较小。
（1）边界效应或边界干扰
真实飞行时，静止大气是无边界的。而在风洞中， 气流是有边界的，边界的存在限制了边界附近的流 线弯曲，使风洞流场有别于真实飞行的流场。其影 响统称为边界效应或边界干扰。克服的方法是尽量 把风洞试验段做得大一些(风洞总尺寸也相应增大)， 并限制或缩小模型尺度，减小边界干扰的影响。但 这将导致风洞造价和驱动功率的大幅度增加，而模 型尺度太小会便雷诺数变小。近年来发展起一种称 为"自修正风洞"的技术。风洞试验段壁面做成弹性 和可调的。试验过程中，利用计算机，粗略而快速 地计算相当于壁面处流线应有的真实形状，使试验 段壁面与之逼近，从而基本上消除边界干扰。
3.1 风ห้องสมุดไป่ตู้的发展
世界上最早的风洞是1871年英国Wenhan在格 林威治建造的（45.7×45.7cm，长3.05m）；
美国的莱特兄弟 (O.Wright和W.wright)于 1901年制造了试验段0.56米2，风速12m/s的 风洞，从而于1903年发明了世界上第一架实 用的飞机。风洞的大量出现是在20世纪中叶。
为此，应运而生出现了许多"大气边界层风洞 "。在这种风洞中，试验段的气流并不是均匀 的，从风洞底板向上，速度逐渐增加，模拟 地面"风"的运动情况(称为大气边界层)。国内 已出现了十几座这样的风洞。
3.2 风洞试验模拟的不足及其修正
风洞试验既然是一种模拟试验，不可能完全 准确。概括地说，风洞试验固有的模拟不足 主要有以下三个方面。与此同时，相应也发 展了许多克服这些不足或修正其影响的方法。
200
0
250
内125外 /100
内117/外 97 内125/外 103
10 95
3 30 8 88
90
1200 0.10 1000 0.10 1120 0.078
280/ 1小时
170/ 1小时
0
外 127
（3） 低速风洞型式
按型式分:直流式和回流式风洞 直流式：一般闭口（电机位于实验段后，避免空气
轴流式风扇
3
跨音速风洞 0.8--1.4
实验段壁采用透气孔
4
超音速风洞 1.4--5.0
5
高超音速风洞 5.0--14.0
设置超音速喷管 连续式和间歇式
安装加热器，防止气流液化
6 高焓高超音速风 >5.0，最高
总压：2000atm,总温:104k
洞
达25
激波管、激波管风洞、热射式风洞、等离子体电弧风 洞、炮风洞等
（2）支架干扰
风洞试验中，需要用支架把模型支撑在气流 中。支架的存在，产生对模型流场的干扰， 称为支架干扰。虽然可以通过试验方法修正 支架的影响，但很难修正干净。近来，正发 展起一种称为"磁悬模型"的技术。在试验段内 产生一可控的磁场，通过磁力使模型悬浮在 气流中。
（3）相似准则不能满足的影响
80年代，美国建成一座低温风洞，以氮气(氮气凝固 点低，适于低温下工作)为工作介质，温度范围34078K，压力可达9个大气压，试验段2.5米×2.5米，马 赫数0.2-1.2，雷诺数高达120×106。
我国的风洞建设发展迅速。1977年，中国空
气动力研究与发展中心建成亚洲最大的低速 风洞，串联双试验段：8米×6米和16米×l2米， 风速100m/s，功率7800kW。1999年，又建成 具有世界规模的跨声速风洞，试验段口径2.4 米，马赫数0.6-1.2。
低湍流度风洞
可以是三元或二元的，其主要特点是风洞 实验段湍流度要求很低（小于0.05%），主 要用于研究湍流度影响较大的流动问题，如 边界层的转捩、分离等复杂流动。一般高空 无风大气中的湍流度约0.01%-0.03%。
变密度风洞
为了获得实验段不同Re数，风洞中的气流 速度可人为地改变。改变气流密度有两种方 法，一种是采用比空气密度大的气体作为风 洞的工作介质，另一种是改变气流的总压 （压力风洞）
型建筑物如大桥、电视塔、大型水坝、高层建筑群
等，己规定必须要进行风洞试验，而且模型必须模 拟实物的刚度 (即弹性模型)，测量"风振特性"。这 方面已有教训。1940年，美国塔科马(Tacoma)大桥， 一座大型钢索吊桥，因为并不很大的风载荷，导致
桥体强迫振动和共振，引起断塌，因而受到学界广
泛重视。对于大型工厂、矿山群，也要做成模型， 在风洞中进行防止污染和扩散的试验。
（4） 低速风洞模拟参数
Re数 低湍流度
湍流度对层流到湍流的转捩，边界层内部结构及 其分离，大迎角分离流，旋涡的稳定性研究，非定常 的气动力测量以及战斗机气动特性的风洞试验结果等 均产生明显影响。
Re数和湍流度是风洞实验结果与飞行实验结果相
关的重要相似参数。
低噪声指标
声学风洞和低噪声风洞对于当代飞机的研制、高 速列车和轿车、高层建筑、及其航空气动声学理论 的发展等领域均是必不可少的实验设备。
5 93
10 100
2.1 21 20 100 10 60
电机输 出功率
kW
实验段 湍流度 (湍流球)
％
300 0.10
2060 0.10
1250 0.09
2050 0.12
3× 0.10 2600
450 0.24
温升值 T
实验段 噪声 （dB）
30/ 2小时 150
50/ 0.5小时
为了提高风洞实验的雷诺数(模拟尺度或粘性效应的 相似准则)，1980年，美国将一座旧的低速风洞改造 成为世界最大的全尺寸风洞(可以直接把原形飞机放 进试验段中吹风)，试验段面积24.4米×12.2米，风速 150m/s，功率10万kW。
1975年，英国建成一座低速压力风洞，试验段5米 ×4.2米，风速95-110m/s，压力3个大气压，功率1.4 万kW，试验雷诺数(它是一个无量纲数)8×106。
6.0m×6.0m（闭口），设计风速145.0m/s
美国 2.74m×2.74m，设计风速87.5m/s （非循环式）
美国 4.0m×7.0m，设计风速62.0m/s
4 NASA－Ames
从开口实验段处直接流入）
直流式风洞也称为开路式风洞。其特点是气流经过实验 段后排出风洞，无专门的管道系统导回。一般小型直流风洞 建在实验室内，大型直流风洞两段都直通大气。直流风洞可 分为进口吸气段，实验段，扩压段和风扇段。直流风洞的实 验段可以是闭口，也可以是开口，但开口实验段必须是密闭 室。
优点：模型后的受扰动流不会带入回流，无冷却 问题
二元风洞
要求实验段截面为矩形，两边长之比多取 2.5-4.0。二元风洞主要用于研究翼型空气动 力特性的，模型两端与实验段侧壁相贴合， 消除气流沿模型的展向流动。
三元风洞
是一种最常见的低速风洞。主要用于各种 飞行器模型的三元气流实验（测力、测压实 验，流动显示），是用途最广的风洞设备。 实验段风速是可控制的，压力接近大气压， 具有很好的封闭性。
为了试验炮弹的气动力作用和研究超声速流动，瑞 士阿克雷特(G.Ackttet)于1932年建成了世界第一座超 声速风洞，试验段面积0.4米×0.4米，马赫数(风速与 声速之比）2;
适应跨超声速飞行器的发展，1956年美国建成世界 最大的跨超声速风洞，试验段面积4.88米×4.88米， 马赫数0.8-4.88，功率为16.1万kW。1958年，美国航 天局建成试验段直径0.56米，马赫数可高达18-22的 高超声速风洞。
3.4 低速风洞
低速风洞实验段Ma<0.4，按实验段尺寸大 小可分为：
D＝几十毫米的微型风洞； D=1－1.5m的小型风洞； D＝2－4m的中型风洞； D>8m以上的大型风洞。
(1) 低速风洞用途
航空航天：飞行器实验、低速空气动力学实验 风工程 环境风洞
（2）国内一些大型低速风洞性能表
第三章 风 洞 （Wind Tunnel）
在实验室内进行模型试验，必须创 造一个可调节的均匀气流场。而风洞就 是产生这个均匀气流场的气动设备。实 质上是一个特殊设计的管道。
本章主要介绍低速风洞、超音速风 洞、跨音速风洞的基本工作原理和气流 特点。
主要内容
风洞的发展 风洞试验模拟的不足及其修正 风洞类别 低速风洞 超音速风洞 跨音速风洞 风洞发展动向
序 风洞 号 名称
型式
实验段尺寸 宽×高×长
（m）
1 北京大学 开 口 2.25×3.65
4＃
回流
2 701所 FD－9
闭口 回流
3×3×12
3 702所 FD－02
闭口 回流
3×3×8.5
4 29基地 闭 口 FL－12 回 流
4×3×8
5 29基地 FL－13
闭口 直流
12×16×25 8×6×15
（a）噪声会引起压力脉动，进而引起速度脉动 （b）噪声会直接影响非定常压力的测量 （c）噪声影响物面上边界层的转捩和分离 （d）噪声会妨碍降噪的实验研究
国外一些大型声学风洞有关参数汇总表
序 风洞名称 号 1 DNW
2 Boeing
3 NASA－Langley
国家
实验段参数
德国- 9.5m×9.5m（闭口），设计风速62.0m/s 荷兰 8.0m×6.0m（闭口），设计风速100.0m/s
缺点：受外界影响大（风雨雪等），实验段压强 低于外界大气压
回流式：环形回流式和普通回流式
其特点是气流经过实验段后由专门的管道 系统导回，循环使用。
优点：不受外界影响，温度可控 缺点：成本高，温升等
实验段分：开口和闭口实验段
按用途分： （1）二元风洞；(高度约为宽度的2.5～4倍，翼型研究） （2）三元风洞；（一般风洞） （3）低湍流度风洞（<0.08%）；（附面层研究） （4）变密度风洞；（改变Re，介质或增压） （5）尾旋风洞；（速度分布呈碟形） （6）阵风风洞； （7）自由飞风洞；（风洞轴线方向和气流速度大小均可迅速调节） （8）结冰风洞；（稳定段中前有冷却器，稳定段中有喷雾器） （9）垂直短距起落风洞（带式运动地板）
6 627所 FL－8
闭 口 3.5×2.5×
回流
5.5
7 520厂 开 口 2.5×4.5 DFD－03 回 流
8 南航 NH－2
闭 口 4.25×5.1×7 回 流 3×2.5×6
9 西 工 大 闭 口 2.5×3.5×12 NF－3 直 流
实验段 风速范围 （m/s）
65
10 100