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空气动力学研究的最新进展空气动力学这一学科，是研究物体在空气中的受力、受力作用和运动规律等问题的学科，它在众多领域中都具有很重要的作用，比如飞行器的设计、气动轮廓的研究、新能源车辆的运用等等。
这个领域的专家们一直是在探寻新的研究方法和新的技术手段，以推进这一领域的发展。
近年来，随着科技水平的不断提升，空气动力学的最新研究进展也越来越引人注目。
本文将介绍一些目前发展最迅速的空气动力学研究领域和最新成果。
一、超声速研究在空气动力学研究领域，涡轮引擎是一个非常复杂的系统，它涉及了压缩、燃烧和排放等多种问题，而这些问题中的细节和复杂性往往要依赖于超声速流控研究来解决。
随着超声速研究技术的进一步发展，科学家们可以更好地了解它们影响导管内部空气流动的因素，例如粘性、湍流和冲量等。
这些因素都需要得到精确的数值计算。
近年来，一种名为介电脉冲放电 (DEP) 的新技术被成功地应用于超声速研究中，它通过对涡轮引擎内流动的微小变化进行监测，以提高燃烧能效。
此外，超声速研究还在制造业、工程领域，以及最新的太空开发项目中得到了广泛应用。
二、风洞试验技术风洞是空气动力学研究领域非常重要的实验工具，科学家也在不断地探索新的风洞试验技术来提高其效率和准确性。
其中一个重要的研究方向是三维模型风洞试验研究。
在过去，由于缺乏先进的技术，三维模型的设计和试验往往是非常困难和昂贵的。
但随着现代计算机技术的提高和仿真技术的发展，研究人员可以更轻松地制造和测试三维模型。
这种技术可以实现更加准确的实验结果，从而使得空气动力学领域更加严谨和科学。
三、新型计算方法除了超声速研究和风洞试验技术外，新型计算方法也在空气动力学研究中不断涌现。
其中一个新的领域是基于人工智能的风洞试验技术，这是近年来非常热门的研究方向。
其主要原理是利用机器学习技术来模拟流场，并根据获得的模拟数据生成仿真模型。
这个方法可以简化试验过程，大大缩短研究周期，提高试验结果的精度和准确性。
中国空气动力研究与发展中心中国空气动力研究与发展中心是我国领先的空气动力学研究机构之一。
本中心成立于2008年，致力于推动中国空气动力学的发展和应用。
我们的使命是提升我国航空航天领域的技术水平，为国家经济建设和国防安全做出贡献。
中国空气动力研究与发展中心拥有一支专业强大的团队，包括航空航天工程师、力学专家、数学家和计算机科学家。
我们注重理论研究与实践相结合，通过开展基础理论研究、试验验证和工程应用等多方位的工作，推动中国空气动力学领域的创新和发展。
在基础理论研究方面，我们的团队集中力量研究空气动力学的基本原理和数学模型，探索空气流动的规律和特性。
我们还致力于开发新的计算方法和模拟技术，为航空航天领域的设计和优化提供科学依据。
在试验验证方面，我们拥有先进的实验设备和试验场地。
我们的团队通过模型试验和风洞试验等手段，验证理论模型的准确性和可靠性。
通过与实际工程数据的对比与分析，我们不断改进和完善现有的空气动力学模型，并为各类航空航天器的设计和改进提供支持和指导。
在工程应用方面，我们与航空航天工业界和相关科研机构保持密切合作。
我们团队的专家们积极参与各类航空航天项目的设计和开发，为工程实践提供技术支持和解决方案。
我们的研究成果已经成功应用于我国航空航天领域的飞行器、导弹、卫星等项目，得到了相关领域的认可和赞赏。
中国空气动力研究与发展中心将继续致力于空气动力学领域的研究与发展工作。
我们将继续加强基础理论研究，拓宽试验验证手段，扩大工程应用范围。
我们将继续为我国航空航天事业的发展做出努力，为实现中国空气动力学的自主创新和领先发展而努力奋斗。
（字数：385）中国空气动力研究与发展中心具备先进的研究设施和技术平台，为研究人员提供了良好的工作条件和科研环境。
我们拥有一流的超级计算机和高性能计算集群，为复杂的空气动力学计算和模拟提供强大的计算能力。
我们还拥有各类专业试验设备和实验室，能够满足各类试验验证的需求。
中国空气动力研究与发展中心注重人才培养和团队建设。
哈尔滨空气动力研究所:中国航空工业空气动力研究院隶属于中国航空工业第一集团公司，于2000年7月由哈尔滨空气动力研究所（627所）和沈阳空气动力研究所（626所）合并组建，注册地为哈尔滨市，地址在原哈尔滨军事工程学院院内。
气动院现有职工713人，专业技术人员488人，其中，高级技术职务140人，中级技术职务204人，研究生38人，大学本科283人，享受国家政府特贴专家22人。
气动院是国家第一批授予流体力学硕士研究生招生培养权单位，2002年10月国家人事部和全国博士后管委会批准设立博士后科研工作站。
自改革开放以来，先后有118人次出国培训、技术合作和技术考察。
获得国家级科技奖17项，部级科技奖100项。
气动院拥有先进的科研设备，现有低速风洞两座，亚跨音速风洞三座。
经国防科工委批复，填补国内空白的低速增压风洞2002年开始建设。
气动院充分利用自己的技术实力，在非军品科研生产方面取得了长足发展。
以传感器技术、计算机应用和工业自动控制等为主，在油田、烟草、制药、制革、橡胶、铁路和煤炭等行业均取得较好经济效益和社会效益。
1. 风洞设备2.风洞试验技术3.气动力设计与理论研究风洞风洞（wind tunnel），是能人工产生和控制气流，以模拟飞行器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。
简介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NF-3低速风洞翼型实验着重要作用，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。
A VIC Aerodynamics Research Institute中国航空工业空气动力研究院是一所拥有雄厚技术实力，集空气动力学基础理论研究、飞机先进气动布局研究和高低速风洞相配套的空气动力试验技术研究于一体，相应地开展计算空气动力学研究，在国内外享有较高声誉的综合科研单位，是我国航空空气动力学研究与试验中心。
气动院地处哈尔滨、沈阳两地，总占地面积约23万平方米。
全院共有职工700余名，其中专业技术人员588名。
1982年获得了空气动力学专业工学硕士招收培养权，2002年获国家批准设立博士后科研工作站，先后通过武器装备科研生产许可证的审核、国家二级保密资格认证、GJB9001A-2001质量体系换版认证、集团公司6S管理达标审核和省文明单位标兵荣誉称号。
我院现有低跨超声速风洞和试验设备8座：FL-1亚跨超三声速风洞；FL—2亚跨超三声速风洞；FL—3高速进气道试验台；FL—5低速风洞；FL—7跨声速风洞；FL—8低速风洞；FL—9低速增压风洞，动力模拟器标准箱。
其中：FL—2跨声速风洞是我国部级重点实验室；FL—1低速风洞和FL—8低速风洞是我国的功勋风洞，国内几乎所有的飞机型号都在该风洞做过试验；FL—9低速增压风洞是我国自行设计建造的一座大型低速增压风洞，雄居亚洲第一，也是世界上第三座同量级的风洞之一。
以上各风洞和设备均采用了世界最先进的测试设备，不仅能完成常规试验，而且能完成多种特种试验。
在研制与应用等领域有多项试验成果填补了我国的空白，至今仍处于国内领先水平。
多次获取得部和国家科技进步奖，为我国飞行器的研制提供了大量有实用价值的成果，被授予“中国航空工业重大贡献单位”。
中国航空工业空气动力研究院先后与美国，德国、法国、加拿大、俄罗斯和意大利等十几个国家和地区开展了广泛的技术交流与合作，促进了气动院高新技术的发展。
目前气动院正秉承“航空报国，强军富民”的集团宗旨，践行“敬业诚信，创新超越”的集团理念，积极倡导“以业为重，务实进取，真诚合作，共荣共赢”的价值观，全力以赴地做好各项工作，努力为祖国的航空事业做出更大贡献。
风洞实验的知识为什么要做风洞实验？我们人类所赖以生存的贴近地球表面的大气层里，有许多与我们的生活密切相关值得研究的现象。
其中最为普遍的现象就是风对物体的作用力，以及物体运动时所受的力。
大风呼啸而过时，可以折树倒屋，掀翻航船，造成严重的灾难，而利用风能的风车又可以提水发电，为人类效力。
车船在空气中前进，会受到阻力，而飞机要靠在空气中前进速度引起的空气动力才能够在空中飞行。
物体表面与空气接触，会产生两种力：一种是垂直于表面的，一种是与表面相切的。
这些力的大小，在表面和周围情况不变的条件下，只与物体和空气的相对速度有关。
也就是说，同样的物体，物体以同一姿态均匀速度在空气中运动，和物体在同样姿态下，空气以相同的速度流过物体，所受的力是相同的。
物体表面所受的这些力的合力，组成合力和合力矩。
决定了物体在空气中的行为。
特别是当物体在风作用下所受的力，或者物体在空气中运动时所受的阻力和升力，这是人们十分关心的问题。
最早为了测量这些力，是在英国数学家和工程师若宾(Benjamin Robins,1707-1751)所设计的悬臂机的设备上进行的。
将要测量的物体固定在悬臂的末端，当悬臂以一定的速度旋转起来时，从所加的驱动力P就可以换算出物体所受的阻力。
这种悬臂机使用了很长的时期。
不过它有一个缺点，就是当悬臂旋转了一些时间之后，空气或水会随着悬臂一同旋转，这样会使实验的精度大受影响。
既然在空气中物体所受的力只和物体与空气的相对速度有关，于是就可以让空气运动而物体固定来测量物体所受的力。
这就是原始的风洞的想法。
最早的风洞是为了研究物体在空中飞行时所受的升力与阻力的需要来设计的，也就是为了早期设计飞机所需要来设计的。
风洞的历史第一个设计与建造实验风洞的是英国人温翰姆(Francis Herbert Wenham,1824-1880)，他是英国航空学会创始人之一。
他在1871年设计建造了一个风洞。
1884年另外一个英国人菲里普(Hiratio Phllips,1845-1912)又建造了一座改进的风洞。
中国航天空气动力研究院59号风洞厂房施工方案编制：审核：审批：天津澳克兰防水工程有限公司2013年5月1. 编制依据 (2)1.1施工图纸 (2)1.2主要规范、标准及图集 (2)2. 工程概况 (2)2.1分项工程概况 (2)2.2工程特点及难点 (2)3. 施工安排 (3)4. 施工准备 (3)4.1技术准备 (3)4.2施工人员准备 (3)4.3现场准备 (4)4.4材料准备 (4)4.5机具准备 (5)4.6试验计划 (6)5. 施工工艺 (7)5.1 工艺流程说明 (7)5.2 施工做法 (8)5.3 细部节点 (11)5.4 检测与调试 (14)6. 质量标准 (16)7. 成品保护 (17)8. 安全措施 (17)9. 环保及文明施工 (17)10. 临时用电的安全管理 (18)11.编制依据1.1施工图纸《中国航天空气动力研究院59号风洞厂房》图纸。
1.2主要规范、标准及图集2.工程概况2.1分项工程概况工程名称：中国航天空气动力研究院59号风洞厂房。
项目所处位置为北京市丰台区云冈西路，钢网架结构，工程由风洞厂房及附楼组成，建筑以风洞厂房为中心东侧设四层附楼南侧为单层附楼(局部二层)。
采用混凝土柱+钢网架结构，柱网为33m x 6m，网架下弦标高21.0m电弧厂房共2层，一层为设备层，采用混凝土框架结构，主要柱网为(6.85 +8+6.15)m x 6m，层高5.7m；二层采用混凝土柱+钢网架结构，柱网为21m x 6m，网架下弦标高17.5m。
本工程占地面积7716m!，建筑面积16077m!，厂房最大高度为25.30m。
2.2工程特点及难点2.2.1 工期紧，任务重，为我单位的重点工程。
2.2.2本工程屋面面积大，设备孔洞较多，细部处理较多，施工难度大。
2.2.3用于本工程的TPO防水材料施工工艺先进，技术含量高，施工严谨，对工人施工经验要求较高。
2.2.4本防水工程经历雨季，防水面积大，成品保护等措施需给防水施工带来了较2大的困难。
中国空气动力研究与发展中心中国空气动力研究与发展中心（以下简称“中心”）是全国性的空气动力学研究机构，致力于空气动力学领域的研究与发展。
本文旨在介绍中心的背景、研究范围、研究成果以及面临的挑战和未来发展方向。
一、背景介绍中心成立于2010年，是经国家科学技术部批准设立的非营利性研究机构。
中心总部设在北京，下设多个研究分支机构，涵盖航空航天、交通运输、能源、环境等领域。
二、研究范围1. 飞行器气动性能研究：中心积极开展飞行器气动性能研究，包括气动外形设计、流场特性分析、气动参数计算和优化等方面的工作。
2. 高超声速技术研究：中心在高超声速技术领域具有较高的研究水平，开展高超声速飞行器的气动特性和热力学性能研究，提高高超声速飞行器的飞行性能和安全性。
3. 交通运输领域研究：中心对高速列车的气动性能进行研究，包括减阻优化、安全性分析和降噪等方面的工作，助力我国交通运输事业的发展。
4. 能源与环境领域研究：中心关注能源与环境领域的热力学、气动学等问题，为我国能源转型和环境治理提供科学支撑。
三、研究成果1. 高超声速飞行器研制：中心成功研制了我国第一架高超声速飞行器，实现了从理论研究到实际应用的转化。
2. 列车减阻技术：中心开展的列车减阻技术研究，有效降低了列车的气动阻力，提高了运行速度和节能效果。
3. 能源系统优化：中心开展了能源系统的气动优化研究，为能源的高效利用和环境保护作出了贡献。
四、面临的挑战1. 技术创新：随着科技的不断进步，空气动力学领域的发展也面临着新的挑战，中心需要不断进行技术创新和突破，以提高研究水平。
2. 人才培养：空气动力学领域需要高水平的科研人员和工程师，中心需要加大人才培养力度，吸引更多的人才从事研究工作。
五、未来发展方向1. 提高科研水平：中心将进一步加强与国内外优秀研究机构的合作，提高科研水平和创新能力。
2. 多领域融合：中心将加大交叉学科的研究力度，实现不同领域的融合，提高研究的综合性能。
1）石家庄铁道大学风洞实验室参数\\中帝冃吉1尺串飙说監目问国沁界总阳lb苴柱啦2昭卜口定* n伞£氏勺7点才斗斗米八翘咏'氐理咏・蚤杓!谑K汙如.供砖，高洼跑澹益誹，（02* "喲.ct米"呈士同淳丈于E 咏起.■!缸壬殺Hi贬剃tt就！!界层瓦坯锻抹准，高i±常吐段违域曲越工ilkh羽才学Riffl帕°她罐艮內配善有三址誓IW黑潮，虑诛诫总段內逋芒削嗟対“址般劫・=0哇尊收貝拱遞弋需戎烦的i!»區-跆4- —時拉沿桃色可L■綁”冊啊M加如顾亂订2斗」氐和議1. b财■散吐1趴JIHM世二iildi职刖中进11的慣也花氐还晟社扫高逐圉花卑护弟一捞便宝T中闷畝齐I的皆睛融図而*阪*可脚剛从L帀珈：显面^各広币曲W7B・协荷r-t-i配面丟郵，讪心y可fl傀刊晦调・岡7恬」亚TW0.nl TI“ mu “窗询，层词（TJ可iiWJ澤乐至少叮兰可的百槨和左求啄•棉于需孔谓观召・盅养进行的试尝頂目一、桥嘶凤常監：1、节段鰹型测振r测力诃验；2、桥塔气弹棋型JM振诃脸；久溜隹素凤雨抿试验；4＞部分大跨桥全桥气弾損型试验等口二、宦疏结构抗図悄验：1，高层*高耸结构根型测压、测力、測拆恒验；H大肾屋茴浚特伸结枸按型測压、況报礎；3、建疏群体风干扰履侃环境模型试验等=三、地面交逋工具至气动力学试验：1＞列车擂凤试验硏究：2、高速列车空气动力学複整试验；3. 汽车空％动力学模型试验；乐荷理住歸及桥梁行车安全性诃粒四、M t&PJ用艮工业空吒动力学试验：1.侃力机叶阳气动优昵试脸;邑闻场迤址履同也诜裔抗凤设计试验：3、站场及防风网设计诃髓：4. 工业产品与设备的抗凤性能试验口2）湖南大学风洞实验室湖南大学风工程试验研究中心目前拥有国内先进的大型边界层风洞实验室，风洞试验室占地2000m2,建筑面积3200 m2。
该风洞气动轮廓全长53m、宽18 m，为低速、单回流、并列双试验段的中型边界层风洞，其试验速度相对较高的试验段（高速试验段）长17 m,模型试验区横截面宽3 m、高m,试验段风速0〜60 m /s 连续可调。
中国风洞群中国空气动力研究与发展中心是我国最大的空气动力学研究、试验机构。
主要运用风洞试验、数值计算和模型飞行试验三大手段，广泛开展空气动力学、飞行力学和风工程诸领域的研究工作。
中心依靠科技进步不断提升综合科研试验能力，先后在中国西南等地建成以低速风洞和跨声速风洞为代表的52座风洞设备和专用设施，构成了总体规模居世界第三、亚洲第一的风洞群，拥有8座“世界级”风洞设备；建成峰值运算速度达每秒达百万亿次的计算机系统，其中2.4米跨声速风洞等8座为世界领先量级,形成大、中、小配套，风洞试验、数值计算和模型飞行试验三大手段齐备，低速、高速、超高速衔接的设备群，能够进行从低速到24倍声速，从水下、地面到94公里高空范围，覆盖气动力、气动热、气动物理、气动光学等领域的空气动力试验。
此外，这个中心还具有每秒200万亿次运算能力的计算机系统及各类飞行器彷真计算的应用软件体系；具备飞机和飞艇带飞、火箭助推的模型飞行试验和飞行力学研究能力，在无人飞行器的研制方面也取得重要成果常规高超声速风洞采用凝结温度极低（4 开）的氦气作实验气体，在室温下马赫数可达到25；加热到1000开时马赫数可达到42。
JF12风洞喷管直径可达2.5米，实验舱直径3.5米，都明显优于国外同类风洞。
JF12风洞里的‘风’，速度最高可达Ma 9，温度可达3000摄氏度左右。
复现了25—40公里高空、Ma5.0以上的高超声速飞行条件。
这为我们高超音速飞行器的超燃发动机研发和高温气体动力学基础研究创造了条件。
JF12风洞应用了最独特的爆轰驱动技术，克服了自由活塞驱动技术的弱点，参加JF12风洞验收的由权威专家组成的专家委员会一致认为，该项目面向国家重大科技项目和学科基础研究需求，利用中科院力学所独创的反向爆轰驱动方法及一系列激波风洞创新技术，研制成功了国际首座可复现25—40公里高空、马赫数5—9飞行条件、喷管出口直径2.5米/1.5米、试验气体为洁净空气，试验时间超过100毫秒的超大型高超声速激波风洞，整体性能处于国际领先水平。
高超声速风洞试验介绍摘要风洞即风洞实验室，是以人工的方式产生并且控制气流，用来模拟飞行器或实体周围气体的流动情况，并可量度气流对实体的作用效果以及观察物理现象的一种管道状实验设备。
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。
它在航空和航天工程的研究和发展中起着重要作用，这种实验方法，流动条件容易控制。
实验时，常将模型或实物固定在风洞中进行反复吹风，通过测控仪器和设备取得实验数据。
高超声速风洞是指马赫数大于 5的超声速风洞，主要用于导弹、人造卫星、航天飞机的模型实验。
本文主要介绍常规高超声速风洞和实验所用高超声速风洞。
1. 引言风洞（wind tunnel），是能人工产生和控制气流，以模拟飞行器或物体周围气流的流动，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。
风洞种类繁多，有不同的分类方法。
风洞种类繁多，有不同的分类方法。
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。
2. 高超声速风动高超声速风洞是指马赫数大于 5的超声速风洞，主要用于导弹、人造卫星、航天飞机的模型实验。
实验项目通常有气动力、压力、传热测量和流场显示，还有动稳定性、低熔点模型烧蚀、质量引射和粒子侵蚀测量等。
高超声速风洞主要有常规高超声速风洞、低密度风洞、激波风洞、热冲风洞等形式。
高超声速风洞如要在风洞中获得更高 M数的气流（例如M≥5）,一般来说单靠上游高压空气的吹冲作用还不能产生足够的压力差，这时在风洞下游出口处接上一只容积很大的真空容器，靠上冲下吸便可形成很大的压差，从而产生M≥5的高超音速气流。
不过气流在经过喷管加速到高超音速的过程中会急剧膨胀，温度会随之急剧下降，从而引起气体的自身液化。
为避免液化或模拟需要的温度，必须在高超音速风洞中相当于稳定段处装设加热装置。
高超音速风洞依加热原理和用途的不同有多种型式。
空气动力研究院
空气动力研究院作为一个专注于空气动力学研究的机构，致力于提高飞行器的性能和效率。
本研究院拥有一支高素质、专业的团队，致力于开展各种相关的研究，并取得了一系列显著的成果。
首先，空气动力研究院在飞行器气动设计领域积累了丰富的经验。
通过对不同形状、尺寸、速度的飞行器进行实验和仿真研究，研究院可以有效地优化飞行器的气动外形和布局。
根据实验数据和计算结果，研究院可以提供具有较低阻力和较好升力特性的飞行器设计方案，提高飞行器的整体性能。
其次，空气动力研究院还在飞行器的燃油效率和环境影响方面开展了一系列的研究。
通过对燃烧室、燃烧过程和燃料供给系统的优化，研究院可以提供燃油效率更高的发动机设计方案。
同时，研究院还致力于降低飞行器的噪声和排放，减少对环境的影响，并提供相关的研究结果和技术支持。
此外，空气动力研究院还在飞行器控制和稳定性研究方面取得了显著的突破。
通过对控制系统的深入研究和模拟实验，研究院可以提供具有良好飞行性能和稳定性的控制策略和算法。
研究院还开发了一系列飞行器模型和仿真平台，用于验证和测试各种控制算法和系统，有助于提高飞行器的安全性和可靠性。
最后，空气动力研究院在空气动力学领域还积极开展创新研究。
通过与国内外相关机构的合作和交流，研究院不断引进新的理论和技术，并将其应用于实际工程和项目中。
研究院还积极推
进先进制造技术和材料的研发，以提高飞行器的性能和可靠性。
总之，空气动力研究院作为一个专注于空气动力学研究的机构，通过深入研究和创新，努力提高飞行器的性能和效率。
相信在不久的将来，空气动力研究院将为飞行器制造和航空领域的发展做出更大的贡献。
哈尔滨中航气动院风洞群中国航空工业空气动力研究院中国航空工业空气动力研究院，即气动院，隶属于中航工业集团，简称中航工业气动院，是我国航空工业领域唯一的风洞试验基地。
气动院成立于1952年，前身为中国人民解放军军事工程学院（哈军工）的一个实验室，后哈军工解体，气动院独立为一个单独的国防事业单位，番号627所，坐落于哈尔滨市军工大院内，即哈军工所在地，为当时我国重要的低速风洞试验基地。
我国重要的型号飞行器，如J8，均在此完成了大量的选型、定型试验。
气动院所拥有的FL-8风洞是我国著名的功勋风洞之一。
2000年，627所与沈阳的626所（高速风洞试验基地）合并，成立气动院,总部在哈尔滨。
中国航空工业空气动力研究院（以下简称中航工业气动院或气动院）地处哈尔滨、沈阳两地，隶属中国航空工业集团公司航空技术基础研究院，是国家注册的科研型事业单位，其前身沈阳空气动力研究所（626所）和哈尔滨空气动力研究所（627所）分别是我国第一个高速和低速空气动力专业研究机构，现有员工近800人，1982年获得空气动力学专业工学硕士招收培养权，2002年获国家批准设立博士后科研工作站。
经过50多年的发展，中航工业气动院目前拥有七座工程型高低速风洞，其中FL-9风洞是国内唯一的大型低速增压高雷诺数风洞，FL-3风洞是国内唯一的1.5×1.6米亚、跨、超三音速风洞，正在建设中的FL-10风洞将是具有国际先进水平的8米×6米低速风洞，预计2011年建成使用。
作为中国航空工业系统唯一的专业空气动力研究机构，参与了几乎所有重点飞机型号的研制工作，包括歼七、歼八、歼十、“飞豹”、ARJ等系列飞机，拥有一批国内领先或特有的先进试验技术，如进气道试验技术、动态试验技术、推力矢量试验技术、流场显示与测量试验技术、高精度天平设计与标准技术、高雷诺数试验技术、动力模拟试验技术等，并已初步建成基于结构网格与非结构网格的航空高精度数值模拟计算平台，为我国众多飞机型号的研制做出了突出贡献，被授予“中国航空工业重大贡献单位”。
1）石家庄铁道大学风洞实验室参数\\中帝冃吉1尺串飙说監目问国沁界总阳lb苴柱啦2昭卜口定* n伞£氏勺7点才斗斗米八翘咏'氐理咏・蚤杓!谑K汙如.供砖，高洼跑澹益誹，（02* "喲.ct米"呈士同淳丈于E 咏起.■!缸壬殺Hi贬剃tt就！!界层瓦坯锻抹准，高i±常吐段违域曲越工ilkh羽才学Riffl帕°她罐艮內配善有三址誓IW黑潮，虑诛诫总段內逋芒削嗟対“址般劫・=0哇尊收貝拱遞弋需戎烦的i!»區-跆4- —時拉沿桃色可L■綁”冊啊M加如顾亂订2斗」氐和議1. b财■散吐1趴JIHM世二iildi职刖中进11的慣也花氐还晟社扫高逐圉花卑护弟一捞便宝T中闷畝齐I的皆睛融図而*阪*可脚剛从L帀珈：显面^各広币曲W7B・协荷r-t-i配面丟郵，讪心y可fl傀刊晦调・岡7恬」亚TW0.nl TI“ mu “窗询，层词（TJ可iiWJ澤乐至少叮兰可的百槨和左求啄•棉于需孔谓观召・盅养进行的试尝頂目一、桥嘶凤常監：1、节段鰹型测振r测力诃验；2、桥塔气弹棋型JM振诃脸；久溜隹素凤雨抿试验；4＞部分大跨桥全桥气弾損型试验等口二、宦疏结构抗図悄验：1，高层*高耸结构根型测压、测力、測拆恒验；H大肾屋茴浚特伸结枸按型測压、況报礎；3、建疏群体风干扰履侃环境模型试验等=三、地面交逋工具至气动力学试验：1＞列车擂凤试验硏究：2、高速列车空气动力学複整试验；3. 汽车空％动力学模型试验；乐荷理住歸及桥梁行车安全性诃粒四、M t&PJ用艮工业空吒动力学试验：1.侃力机叶阳气动优昵试脸;邑闻场迤址履同也诜裔抗凤设计试验：3、站场及防风网设计诃髓：4. 工业产品与设备的抗凤性能试验口2）湖南大学风洞实验室湖南大学风工程试验研究中心目前拥有国内先进的大型边界层风洞实验室，风洞试验室占地2000m2,建筑面积3200 m2。
该风洞气动轮廓全长53m、宽18 m，为低速、单回流、并列双试验段的中型边界层风洞，其试验速度相对较高的试验段（高速试验段）长17 m,模型试验区横截面宽3 m、高m,试验段风速0〜60 m /s 连续可调。
哈尔滨空气动力研究所:中国航空工业空气动力研究院隶属于中国航空工业第一集团公司，于2000年7月由哈尔滨空气动力研究所（627所）和沈阳空气动力研究所（626所）合并组建，注册地为哈尔滨市，地址在原哈尔滨军事工程学院院内。
气动院现有职工713人，专业技术人员488人，其中，高级技术职务140人，中级技术职务204人，研究生38人，大学本科283人，享受国家政府特贴专家22人。
气动院是国家第一批授予流体力学硕士研究生招生培养权单位，2002年10月国家人事部和全国博士后管委会批准设立博士后科研工作站。
自改革开放以来，先后有118人次出国培训、技术合作和技术考察。
获得国家级科技奖17项，部级科技奖100项。
气动院拥有先进的科研设备，现有低速风洞两座，亚跨音速风洞三座。
经国防科工委批复，填补国内空白的低速增压风洞2002年开始建设。
气动院充分利用自己的技术实力，在非军品科研生产方面取得了长足发展。
以传感器技术、计算机应用和工业自动控制等为主，在油田、烟草、制药、制革、橡胶、铁路和煤炭等行业均取得较好经济效益和社会效益。
1. 风洞设备2.风洞试验技术3.气动力设计与理论研究风洞风洞（wind tunnel），是能人工产生和控制气流，以模拟飞行器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。
简介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NF-3低速风洞翼型实验着重要作用，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低速风洞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。
随着亚音速、跨音速、超音速风洞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。
风洞的种类风洞种类繁多，有不同的分类方法。
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。
世界上第一座风洞是F.H.韦纳姆于1869～1871年在英国建造的。
它是一个两端开口的木箱，截面45.7厘米×45.7厘米，长3.05米。
美国的O.莱特和W.莱特兄弟在他们成功地进行世界上第一次动力飞行之前，于1900年建造了一个风洞，截面40.6厘米×40.6厘米,长1.8米,气流速度为40～56.3千米／小时。
以后,许多国家相继建造了不少较大尺寸的低速风洞。
基本上有两种形式,一种是法国人A.-G.埃菲尔设计的直流式风洞；另一种是德国人L.普朗特设计的回流式风洞,图1是这两种风洞结构示意图。
现在世界上最大的低速风洞是美国国家航空和航天局(NASA)埃姆斯(Ames)研究中心的12.2米×24.4米全尺寸低速风洞。
这个风洞建成后又增加了一个24.4米× 36.6米的新实验段，风扇电机功率也由原来25兆瓦提高到100兆瓦。
低速风洞实验段有开口(见图1实验段)和闭口两种形式,截面形状有矩形、圆形、八角形和椭圆形等，长度视风洞类别和实验对象而定。
60年代以来，还发展出双实验段风洞，甚至三实验段风洞。
图2为中国气动力研究与发展中心的8米(宽)×6米(高)、16米(宽)×12米(高)闭口串列双实验段开路式风洞示意图。
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。
汽车风洞中用来产生强大气流的风扇是很大的，比如奔驰公司的汽车风洞，其风扇直径就达8.5m，驱动风扇的电动功率高达4000kW，风洞内用来进行实车试验段的空气流速达270km／h。
建造一个这样规模的汽车风洞往往需要耗资数亿美元，甚至10多亿，而且每做一次汽车风洞试验的费用也是相当大的。
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分别为实验段气流速度和截面积；ρ为空气密度；η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，一些风洞作了改建以适应声学实验和动态实验要求。
为了开展工业空气动力学研究，除了对航空风洞进行改造和增加辅助设备外，各国还建造了一批专用风洞，如模拟大气流动的速度剖面、湍流结构和温度层结的长实验段和最小风速约为0.2米/秒的大气边界层风洞，研究全尺寸汽车性能、模拟气候条件的汽车风洞，研究沙粒运动影响的沙风洞等。
高速风洞实验段内气流马赫数为0.4～4.5的风洞。
按马赫数范围划分，高速风洞可分为亚声速风洞、跨声速风洞和超声速风洞。
亚声速风洞风洞的马赫数为0.4～0.7。
结构形式和工作原理同低速风洞相仿，只是运转所需的功率比低速风洞大一些。
跨声速风洞风洞的马赫数为0.5～1.3。
当风洞中气流在实验段内最小截面处达到声速之后，即使再增大驱动功率或压力，实验段气流的速度也不再增加，这种现象称为壅塞。
因此，早期的跨声速实验只能将模型装在飞机机翼上表面或风洞底壁的凸形曲面上，利用上表面曲率产生的跨声速区进行实验。
这样不仅模型不能太大，而且气流也不均匀。
后来研究发现，实验段采用开孔或顺气流方向开缝的透气壁，使实验段内的部分气流通过孔或缝流出，可以消除风洞的壅塞，产生低超声速流动。
这种有透气壁的实验段还能减小洞壁干扰，减弱或消除低超声速时的洞壁反射波系。
因模型产生的激波，在实壁上反射为激波,而在自由边界上反射为膨胀波,若透气壁具有合适的自由边界，则可极大地减弱或消除洞壁反射波系。
为了在各种实验情况下有效地减弱反射波，发展出可变开闭比（开孔或开缝占实验段壁面面积的比例）和能改变开闭比沿气流方向分布的透气壁。
第一座跨声速风洞是美国航空咨询委员会(NACA)在1947年建成的。
它是一座开闭比为12.5％、实验段直径为308.4毫米的开缝壁风洞。
此后跨声速风洞发展很快，到50年代就已建设了一大批实验段口径大于1米的模型实验风洞。
超声速风洞洞内气流马赫数为 1.5～4.5的风洞。
风洞中气流在进入实验段前经过一个拉瓦尔管而达到超声速。
只要喷管前后压力比足够大，实验段内气流的速度只取决于实验段截面积对喷管喉道截面积之比。
通常采用由两个平面侧壁和两个型面组成的二维喷管。
喷管的构造型式有多种,例如:两侧壁和两个型面装配成一个刚性半永久性组合件并直接与洞体连接的固定喷管；由可更换的型面块和喷管箱侧壁组成喷管，并将喷管箱与洞体连接而成的固块喷管；由两块柔性板构成喷管型面，且柔性板的型面可进行调节的柔壁喷管（图3）。
实验段下游的超声速扩压器由收缩段、第二喉道和扩散段组成(图4),通过喉道面积变化使超声速流动经过较弱的激波系变为亚声速流动，以减小流动的总压损失。
第一座超声速风洞是普朗特于1905年在德国格丁根建造的,实验马数可达到1.5。
1920年A.布泽曼改进了喷管设计,得到了均匀超声速流场。
1945年德国已拥有实验段直径约1米的超声速风洞。
50年代，世界上出现了一批供飞行器模型实验的超声速风洞，其中最大的是美国的4.88米×4.88米的超声速风洞。
现在建设的许多风洞，往往突破了上述亚声速、跨声速和超声速单一速度的范围，可以在一个风洞内进行亚声速、跨声速和超声速实验。
这种风洞称为三声速风洞。
中国气动力研究与发展中心的1.2米×1.2米跨声速、超声速风洞（图5）是一座三声速风洞。
60年代以来，提高风洞的雷诺数受到普遍重视。
跨声速风洞的模型实验雷诺数通常小于1×109，大型飞行器研制需要建造雷诺数更高（例如大于4×109）的跨声速风洞,因而出现了增高驻点压力的路德维格管风洞,用喷注液氮降低实验气体温度、提高雷诺数的低温风洞等新型风洞。
