風洞實驗指在風洞中安置飛行器或其他物體模型，研究氣體流動及其與模型的相互作用，以了解實際飛行器或其他物體的空氣動力學特性的一種空氣動力實驗方法。
基本介紹
- 中文名：風洞實驗
- 基本原理：相對性原理和相似性原理
- 優點：能控制實驗條件，效率高、成本低
- 關鍵：模型的設計和製造
- 分類：測力實驗、測壓實驗、傳熱實驗等
- 方法：示蹤方法，光學方法
原理,優點,要求,分類,測力和測壓實驗,傳熱實驗,動態模型實驗,光學方法,不足,邊界效應或邊界干擾,支架干擾,不能滿足的影響,
原理
風洞實驗的理論依據是運動相對性原理和流動相似性原理。根據相對性原理，飛機在靜止空氣中飛行所受到的空氣動力，與飛機靜止不動、空氣以同樣的速度反方向吹來，兩者的作用是一樣的。但飛機迎風面積比較大，如機翼翼展小的幾米、十幾米，大的幾十米（波音747是60米），使迎風面積如此大的氣流以相當于飛行的速度吹過來，其動力消耗將是驚人的。根據相似性原理，可以將飛機做成幾何相似的小尺度模型，只要保持某些相似參數一致，試驗的氣流速度在一定範圍內也可以低于飛行速度，並可以根據試驗結果推算出真實飛行時作用於飛機的空氣動力。
風洞實驗
優點
風洞實驗儘管有局限性，但有如下四個優點：①能比較準確地控制實驗條件，如氣流的速度、壓力、溫度等；②實驗在室內進行，受氣候條件和時間的影響小，模型和測試儀器的安裝、操作、使用比較方便；③實驗項目和內容多種多樣，實驗結果的精確度較高；④實驗比較安全，而且效率高、成本低。因此，風洞實驗在空氣動力學的研究、各種飛行器的研製方面，以及在工業空氣動力學和其他同氣流或風有關的領域中，都有廣泛套用。
風洞實驗
要求
風洞實驗的理論依據是流動相似原理。由於風洞尺寸、結構、材料、模型、實驗氣體等方面的限制，風洞實驗要作到與真實條件完全相似是不可能的。通常的風洞實驗，只是一種部分相似的模擬實驗。因此，在實驗前應根據實際內容確定模擬參數和實驗方案，並選用合適的風洞和模型。模型的設計和製造是風洞實驗的一個關鍵。模型應滿足如下要求：形狀同實物幾何相似或符合所研究問題的需要（如內部流動的模擬等）；大小能保證在模型周圍獲得所需的氣流條件；表面狀態（如光潔或粗糙程度、溫度、人工邊界層過渡措施等）與所研究的問題相適應；有足夠的強度和剛度，支撐模型的方式對實驗結果的影響可忽略或可作修正；能滿足使用測試儀器的要求；便於組裝和拆卸。此外，某些實驗還對剛度、質量分布有特殊要求。模型的材料在低速風洞中一般是高強度木材或增強塑膠，在高速和高超聲速風洞中常用碳鋼、合金鋼或高強度鋁合金。有些實驗根據需要還採用其他材料。模型通常都是縮尺的，也有全尺寸的，有時還可以按一定要求局部放大。對於幾何對稱的實物，還可以利用其對稱性做成模擬半個實物的模型。
對風洞實驗結果通常須進行處理和分析。其主要內容是：將測量值換算成所需的空氣動力學特性數據；分析綜合各個實驗環節可能引入的誤差；對實驗結果作出物理解釋和數學說明；根據模型流動和實物流動的差別，修正實驗結果。模型流動和實物流動的差別主要有：由風洞和模型造成的模擬失真，如雷諾數的差別、進氣和噴流的模擬失真等；其次是風洞洞壁和模型支架的干擾影響；還有風洞流場的非均勻性、湍流度和噪聲影響等。其中有些可以通過計算或者實驗進行修正，更重要的是要注意積累使用風洞實驗結果的經驗。
分類
測力和測壓實驗
測力實驗是利用風洞天平（見風洞測試儀器）測量作用在模型上的空氣動力和力矩的風洞實驗。它是風洞實驗中最重要的實驗項目之一。測力實驗主要有：全模型和部件的縱向和橫向測力實驗、噴流實驗、靜氣動彈性實驗、外掛物測力和投放軌跡實驗等。
全模型和部件的縱向和橫向測力實驗是測量沿模型上三個互相垂直軸的力和繞三個軸的力矩的實驗，其中無測滑的實驗為縱向實驗，有測滑的為橫向實驗。模型由腹部支桿或尾支桿支撐於風洞中（圖1和圖2）。
風洞實驗
風洞實驗
為研究各部件的貢獻和干擾，除採用全模和部件組拆實驗外，更精確的方法是在模型內安裝多台天平，同時測量全機和部件的氣動力。對於有對稱面的飛行器，在繞流對稱的條件下，可以洞壁或反射平板為對稱面，取模型的一半做實驗。這種實驗稱為半模實驗，其優點是模型可做得大些，雷諾數可以高些，無尾支桿干擾，製造方便和經濟。缺點是存在洞壁邊界層和縫隙的影響以及僅能進行縱向實驗。噴流實驗是測量飛行器發動機噴流對飛行器機體氣動特性影響的實驗。在風洞中要精確模擬噴流是很困難的。除模擬自由流馬赫數Mα∞、比熱比γ和噴管幾何形狀外，還要模擬出口與自由流靜壓比pj/p∞、出口馬赫數Mαj、噴流比熱比γ1、普適氣體常數與熱力學溫度乘積比(RT)j/(RT)∞等相似參數。通常只能有選擇地模擬其中一些項目，例如，一般當噴口處於飛行器底部時，可用冷空氣模擬噴流。當噴口處於飛行器底部上游時，還應模擬γ1和(RT)j/(RT)∞。火箭發動機噴流模擬以用縮尺火箭發動機為宜。噴流實驗的關鍵在於研製高精度天平、小干擾的支架和不傳力的輸氣密封系統。
靜氣動彈性實驗是測量模型剛度對氣動特性影響的實驗。通常風洞實驗中的模型都是用強度和剛度較大的金屬製作的，而真實飛行器的剛度比模型低得多。因此，需製造一種由金屬作骨架、用輕木或塑膠作填料、能模擬飛行器各部件彎曲和扭轉剛度的彈性模型，把它放在風洞中作模擬飛行條件的高動壓實驗，測量對模型剛度的影響，修正剛體模型實驗的數據。
外掛物測力和投放軌跡實驗是測量飛行器外掛油箱、炸彈或其他物體的氣動力和外掛物投放軌跡的實驗。由於風洞尺寸的限制，風洞中外掛物模型很小，測量很困難。早期的實驗是設計專門的外掛物天平。天平可以放在外掛物模型或者它的掛架內直接測量。外掛物投放軌跡是用高速攝影或多次曝光技術對自由投放的模型進行照相記錄。圖3是在低速風洞中用多次曝光法拍攝的外掛物投放軌跡照片。這種方法簡便、直觀，但要模擬弗勞德數，所以模型設計和調整很困難。20世紀60年代以來，發展出一種雙天平測量系統，母機模型和外掛物分別支撐在各自的天平上。實驗時首先測量外掛物和母機的氣動力，輸入計算機，由運動方程和給定的時間間隔算出外掛物在氣動力作用下運動的下一個位置，然後操縱外掛物運動到計算位置再進行測量。一直到所要求的軌跡測出為止。這時，母機和外掛物所有瞬間的氣動力也同時測出。這種方法不要求模型動力相似，模型可多次使用。同時，這套裝置也可以用於其他雙體實驗或大攻角失速後運動軌跡測量等。缺點是精度要求較高，製造費用大。
風洞實驗
除上述實驗外，還有一些專門的測力實驗，如鉸鏈力矩測量、摩阻測量、進氣道阻力測量、馬格納斯力和力矩（見馬格納斯效應）測量等，這些都要有專門設計的天平。
測壓實驗 風洞洞壁、模型表面上各點和氣流中各點的當地壓力參數測量。對應於流場的每一點，有一個總壓p0和一個靜壓p∞。總壓是假想氣流等熵絕熱地滯止，最後流速降為零時所能達到的壓力。靜壓是氣流內部相互作用的流層之間的法向力。在不可壓縮流體中，總壓和靜壓之差，即該流動點上由於氣流動力效應引起的壓力增高（p0－p∞），稱為動壓或速壓q∞。氣流壓力的測量，是空氣動力實驗中最基本的測量項目之一。
1738年，丹尼爾第一·伯努利就確立了無粘性不可壓縮流體中壓力與速度之間的關係，後稱為伯努利定理。這個定理後來被推廣到可壓縮流體。因為測量氣流壓力比較容易，故風洞實驗中常藉助測量氣流的壓力來推求速度。
物體表面某一點（如第i點）的壓力pi，常以無量綱形式的壓力係數Cρii表示。如果p∞和q∞分別代表遠前方未擾動氣流的靜壓和動壓，則Cρii是該點的剩餘壓力（pi－q∞）與動壓q∞之比。
風洞中最常見的測壓實驗是模型表面壓力分布測量。模型表面上直接開有測壓孔。通過實驗，可以了解局部流動特性並積分出總的氣動特性。常見的有飛行器測壓、汽車測壓和建築物測壓等。進氣道測壓實驗是通過進氣道表面測壓孔和管道內排管的壓力測量，以得到進氣道的流量- 總壓恢復特性。風洞流場校測中速度場、壓力場、方向場的測量也是通過測壓進行的。此外，邊界層壓力測量也是經常進行的實驗項目。有時還通過二元物體尾流壓力測量來推算物體的阻力。所以風洞測壓實驗在工程設計和研究工作中得到廣泛套用。
風洞中氣流總壓、靜壓測量用總壓、靜壓探測管和壓力計或壓力感測器。圖4和圖5示出一般總壓管和靜壓管的結構。總壓或靜壓排管可同時獲得許多測壓數據。但管與管之間的相互影響要小。模型表面壓力測量孔要求垂直當地物面，孔緣處平滑不得有毛刺。靜壓探測管上靜壓孔位置的選擇特別重要，應使它受靜壓管頭部和支柄的綜合影響最小。測壓設備中壓力傳輸的管路不能太長，否則管內壓力達到平衡要用很長時間。
風洞實驗
風洞實驗
傳熱實驗
在氣流和模型作相對高速運動的條件下，測定氣流沿模型繞流所引起的對模型表面氣動加熱的一種實驗。當飛行器飛行馬赫數大於3時，必須考慮氣動加熱對飛行器外形、表面粗糙度和結構的影響。風洞傳熱實驗的目的是為飛行器防熱設計提供可靠的熱環境數據，實驗項目包括：光滑和粗糙表面的熱流實驗，邊界層過渡、質量注入對熱流影響的實驗，台階、縫隙、激波和邊界層等分離流熱流實驗等。在風洞傳熱實驗中一般略去熱輻射，只考慮對流加熱，要模擬的是馬赫數、雷諾數、壁溫比、相對粗糙度（粗糙度與邊界層位移厚度之比）、質量注入率、自由湍流度等參數。在一般高超聲速風洞、脈衝風洞、激波風洞、電弧加熱器、低密度風洞和彈道靶中都能進行傳熱實驗，但都不能全面模擬上述參數。因此，必須對不同設備的實驗數據進行綜合分析。風洞傳熱實驗的方法有兩類：一類是確定熱流密度分布的熱測繪技術，如在模型表面塗以相變材料，通過記錄等溫線隨時間的擴展過程進行熱測繪；又如在模型表面塗以漆和粉末磷光材料的混合物，通過記錄磷光體的亮度分布轉求熱流密度分布（後一方法回響快，靈敏度高）。熱測繪技術可以提供豐富的氣動加熱資料，但精度較低。另一類是熱測量技術，利用量熱計進行分散點的熱測量，一般是在一維熱傳導的假定下通過測量溫度隨時間的變化率測量熱流密度。在一般高超聲速風洞中常用的量熱計有兩種：①薄壁量熱計，使用它時要求模型的壁做得很薄，以使模型在受熱時，內外表面的溫度接近相等，在內表面安裝溫差電偶，用以測量溫度隨時間的變化來推算熱流密度。②加登計，是R.加登在1953年提出的，它是基於受熱元件的中心和邊緣之間的溫度梯度和熱流密度有一定的關係進行測量的。薄壁量熱計和加登計由於達到溫度平衡需要較長的時間，不能用於脈衝風洞。在脈衝風洞中，可採用塞形量熱計和薄膜電阻溫度計進行測量。塞形量熱計是利用量熱元件吸收傳入其中的熱量，然後測量元件的平均溫度變化率再計算表面熱流密度。
風洞傳熱實驗必須恰當地解決模型設計、防護、冷卻和信號傳輸等問題，還要研究模擬技術，縮小感測器尺寸，解決感測器的穩定性問題，以及確定實驗中各種不確定因素對實驗結果精度的影響。
動態模型實驗
確定模型對氣流的相對運動和模型上的氣動力隨時間變化的實驗，包括顫振實驗、抖振實驗、動穩定性實驗、操縱面嗡鳴實驗、非定常壓力測量等。
抖振實驗 抖振是氣流分離所激起的飛行器結構振動。作低速大攻角飛行時，舉力面上氣流分離達一定程度後就會出現抖振，這類抖振稱為舉力型抖振。作跨聲速飛行時由於激波的誘導作用，使抖振起始攻角明顯減小。此外，還有由於氣流分離造成的非舉力型抖振。抖振影響飛機的結構強度和疲勞壽命，會使武器系統和電子儀器的工作不正常，使乘員不舒適。抖振起始攻角所對應的舉力係數（見舉力）隨馬赫數的變化曲線，稱為抖振邊界。抖振邊界越高，飛機的最小平飛速度越低，飛行中的機動性和安全性越好。抖振實驗是要測定抖振邊界和抖振載荷。測定抖振邊界可採用方均根彎矩法和後緣靜壓發散法等。所謂方均根彎矩法，就是在模型翼根貼上應變片，測定某一馬赫數不同攻角下與翼根彎矩成比例的方均根電平值，將電平值開始急劇增大的轉變點所對應的攻角確定為抖振起始攻角的方法。所謂後緣靜壓發散法，就是利用氣流分離後翼面後緣靜壓迅速增加的原理來進行測量的方法。除要求模型與實物保持氣動力相似外，還要求模擬一階彎曲頻率。抖振實驗對風洞噪聲級、湍流度以及模型表面的邊界層狀態都有較嚴格的要求。
動穩定性實驗 測定動導數的實驗。動導數是氣動力和力矩對運動參量時間變化率的導數，例如
是滾轉力矩mx對滾轉角速度ωx的導數，通常起阻尼作用，又稱滾轉阻尼導數。動導數實驗一般採用剛性模型，除氣動力相似外，還要求減縮頻率ωL/v與實物相同，其中ω為振動頻率；L為特徵長度；v為氣流速度。在風洞中測量動導數一般採用自由振動法或受迫振動法。自由振動法是給模型以一定的初始位移後把它釋放出去，使它在氣流中作自由衰減振動，根據所記錄的模型位移時間歷程來確定動導數。此法設備簡單，但受風洞背景噪聲等外界干擾影響較大，準確度不高。受迫振動法是對模型系統施加一定頻率的正弦激振力矩，在此過程中，通過測量儀器，測定它的激振力矩和模型振動角位移之間的相位差，從而確定動導數。此外，還可以用風洞模型自由飛的方法測量動導數。
非定常壓力測量 這種測量是研究非定常氣動力的基本手段。測量方法有兩種：一種是用埋在模型里的微型壓力感測器同時測量許多點的非定常壓力；另一種是在模型里安置許多壓力管，通過壓力管測量非定常壓力，而壓力管則通過掃描閥與感測器相連。採用後一種方法，必須作吹風狀態下管路動態傳遞特性的修正。
在動態實驗中，風洞背景噪聲對實驗結果的準確度有很大的影響，因此，除對風洞的噪聲級作出限制外，還必須在實驗技術上減小風洞噪聲的影響，如在數據處理中，採用相關濾波、總體平均等方法。配備能進行快速傅立葉變換的動態分析設備，可以明顯提高動態實驗的能力，實現實時分析。
流態觀察實驗 藉助物理和化學的手段使風洞中無色透明的氣流成為可見氣流的實驗方法。利用這種技術能夠用肉眼或其他輔助手段直接觀察到氣體流動的物理圖像，從而加深對氣體流動機理的了解並及時發現氣體流動中存在的問題。還可以用觀察的結果驗證一些理論、假說並幫助建立複雜流動問題的數學模型。這種技術是空氣動力實驗的一種基該方法。
自然界中存在著許多能顯示流體流動的現象。水面飄浮物體的運動往往表明水流方向；生火時產生的煙則顯示了熱空氣上升和擴散的圖形。在實驗室內用流態顯示技術進行科學研究始於19世紀末。1883年O.雷諾把一股染色水引入管流中，根據染色水是色彩清晰的規則流動還是紊亂流動來判別管中流動是層流還是湍流。1893年，L.馬赫在風洞中用絲線和煙流觀察了氣流繞垂直安放的一塊平板流動的情況。隨著風洞的發展和科學技術的進步，流態觀察方法也越來越多。
風洞中流態觀察方法大致為分兩類：第一類是示蹤方法；第二類是光學方法。
示蹤方法
是在流場中添加物質，如有色液體、煙、絲線和固體粒子等，通過照相或肉眼觀察添加物隨流體運動的圖形。只要添加物足夠小，而且比重和流動介質接近，顯示出來的添加物運動的圖形就表示出氣流的運動。這是一種間接顯示法，特別適合於顯示定常流動。常用的有絲線法、煙流法、油流法、升華法、蒸汽屏法和液晶顯示法等六種：
①絲線法 將絲線、羊毛等纖維貼上在要觀察的模型表面或模型後的格線上，由絲線的運動（絲線轉動、抖動或倒轉） 可以判明氣流的方向和分離區的位置以及空間渦的位置、轉向等。圖6為一個模型實驗時機翼的絲線顯示氣體流動圖。現在又發展到用比絲線更細的尼龍絲，有時細到連肉眼都看不清。將尼龍絲用螢光染料處理後再粘在模型上。這種絲線在紫外線照射下顯示出來，並且可以拍攝下來。粘絲很細，對模型沒有影響，可同時進行測力實驗。此法稱為螢光絲線法。
風洞實驗
②煙流法 用風洞中特製煙管或模型上放出的煙流顯示氣體繞模型的流動圖形。這是一種很好的觀測方法。世界各國建設了不少煙風洞。通常是在風洞外把不易點燃的礦物油用金屬絲通電加熱而產生的煙引入風洞；也有將塗有油的不鏽鋼或鎢絲放在模型前，實驗時通電將鎢絲加熱，產生細密的煙霧。為了保證煙束清晰不散，必須採用大收縮比的收縮段、穩定段或風洞入口加裝抗湍流網和採用吸振性能好的材料製造洞壁等措施，保持煙流為層流狀態。煙流法除用於觀察繞模型的流動，還可用來測量邊界層過渡點位置和研究渦流結構。圖7為模型煙流實驗中拍攝的照片。
風洞實驗
③油流法 在粘性的油中摻進適量指示劑（如炭黑）並滴入油酸，配製成糊狀液態物，均勻地塗在模型表面。實驗時通過指示劑顆粒沿流向形成的紋理結構，顯示出模型表面的流動圖形。如果油中加入少量螢光染料，則在紫外線照射下可以顯現出螢光條紋圖，稱為螢光油流圖。它可以顯示模型表面氣流流動方向、邊界層過渡點位置、氣流分離區、激波與邊界層相互干擾等流動現象。圖8為模型油流實驗照片。
風洞實驗
④升華法 將揮發性的液體或容易升華的固體噴塗在模型表面，依據塗料從模型上散失的速度與邊界層狀態有關的原理（在湍流邊界層內由於氣流的不規則運動導致該處蒸發量或升華量大於層流處）來區分邊界層狀態，確定過渡點的位置。
⑤蒸汽屏法 在風洞中形成過飽和的蒸汽，在需要觀察的截面，垂直氣流方向射入一道平行光，氣流經過光面時，由於離心力的作用，旋渦內外蒸汽的含量是不同的，光的折射率因此不同，便能顯示出渦核的位置。此法多用來觀察大攻角脫體渦的位置。
⑥液晶顯示法 利用液晶顏色隨溫度而改變的特性來識別層流、湍流邊界層和激波。液晶是一種油狀有機物，溫度較低時，無色透明，隨著溫度上升，便以紅、黃、綠、藍、無色的順序改變，能鑑別有微小溫差的層流和湍流邊界層流動以及激波前後的溫差。它適用於高速和超聲速流態觀察。液晶的塗法與漆類似，先稀釋，再噴塗。液晶對污物雜質敏感，噴塗時，模型表面必須乾淨。
光學方法
根據光束在氣體中的折射率隨氣流密度不同而改變的原理製造出來的光學儀器，如陰影儀、紋影儀、干涉儀（見風洞測試儀器）和全息照相裝置等，都可用來觀察氣體流動圖形。這種方法不在流場中添加其他物質，不會干擾氣體流動，而且可以在短時間內採集大量的空間數據。它是一種直接顯示方法，特別適合於觀察可壓縮流動和非定常流動，如激波、尾流和邊界層過渡等。
除了以上兩大類方法外，還有一種向流場中注入能量的方法。如在低密度風洞中向氣流發射電子束，使氣體分子激發出螢光，螢光的光通量與氣流密度大小有關。根據光通量的變化，就可以顯示出氣流密度的變化，這種方法可以顯示高超聲速稀薄氣體流動的激波位置和形狀以及用於定量測量流場密度。
70年代後期，發展出一種彩色照相圖示流態觀察技術。它用總壓探管在所測流場區域掃描，並將感受的壓力轉換成電壓值。根據不同的電壓觸發不同顏色的光，在照相機上曝光。通過多種顏色信號光記錄的流場等壓線圖，可以清晰地看到渦旋分布和飛機模型後的渦流圖像。這項技術最近發展成為直接把感測器感受的壓力信號記錄在磁帶上，並輸入計算機處理。感測器探頭可以用壓力探頭也可以用熱絲或熱膜或其他探頭。處理後的數據可由彩色電視顯示。因為不用照相裝置，而代之以計算機，這就帶來了很大的方便：可以一次處理很多數據（可以是一個也可以是好幾個探頭感受的數據）；顯示的顏色可多達4096種（但由於人眼解析度的限制，常用的也只有20～30種）；對於特別有興趣的區域可以放大和增加顏色詳細顯示；此外，還可以根據需要，旋轉顯示的數據平面，以得到從不同角度觀察的流場彩色顯示圖像。例如，可以在垂直風洞軸線的平面觀察，也可以在平行風洞軸線的平面或其他任意平面觀察。高解析度的彩色電視螢幕可以用顏色和箭頭表示流動方向。
不足
風洞實驗既然是一種模擬實驗，不可能完全準確。概括地說，風洞實驗固有的模擬不足主要有以下三個方面。與此同時，相應也發展了許多克服這些不足或修正其影響的方法。
邊界效應或邊界干擾
真實飛行時，靜止大氣是無邊界的。而在風洞中，氣流是有邊界的，邊界的存在限制了邊界
附近的流線彎曲，使風洞流場有別於真實飛行的流場。其影響統稱為邊界效應或邊界干擾。克服的方法是儘量把風洞試驗段做得大一些（風洞總尺寸也相應增大），並限制或縮小模型尺度，減小邊界干擾的影響。但這將導致風洞造價和驅動功率的大幅度增加，而模型尺度太小會便雷諾數變小。近年來發展起一種稱為"自修正風洞"的技術。風洞試驗段壁面做成彈性和可調的。試驗過程中，利用計算機，粗略而快速地計算相當於壁面處流線應有的真實形狀，使試驗段壁面與之逼近，從而基本上消除邊界干擾。
支架干擾
風洞實驗中，需要用支架把模型支撐在氣流中。支架的存在，產生對模型流場的干擾，稱為支架干擾。雖然可以通過試驗方法修正支架的影響，但很難修正乾淨。近來，正發展起一種稱為"磁懸模型"的技術。在試驗段內產生一可控的磁場，通過磁力使模型懸浮在氣流中。
不能滿足的影響
風洞實驗的理論基礎是相似原理。相似原理要求風洞流場與真實飛行流場之間滿足所有的相似準則，或兩個流場對應的所有相似準則數相等。風洞試驗很難完全滿足。最常見的主要相似準則不滿足是亞跨聲速風洞的雷諾數不夠。以波音737飛機為例，它在巡航高度（9000m）上，以巡航速度（927km/h）飛行，雷諾數為2.4×107，而在3米亞聲速風洞中以風速100m/s試驗，雷諾數僅約為1.4×106，兩者相距甚遠。提高風洞雷諾數的方法主要有：
⑴增大模型和風洞的尺度，其代價同樣是風洞造價和風洞驅動功率都將大幅度增加。如上文所說美國的全尺寸風洞。
⑵增大空氣密度或壓力。已出現很多壓力型高雷諾數風洞，工作壓力在幾個至十幾個大氣壓範圍。中國也正在研製這種高雷諾數風洞。
⑶降低氣體溫度。如以90K(-1830C）的氮氣為工作介質，在尺度和速度相同時，雷諾數是常溫空氣的9倍多。世界上已經建成好幾個低溫型高雷諾數風洞。中國也研製了低溫風洞，但尺度還比較小。
