實驗原理
風洞實驗的基本原理是相對性原理和相似性原理。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，其動力消耗将是驚人的。根據相似性原理，可以将飛機做成幾何相似的小尺度模型，氣流速度在一定範圍内也可以低于飛行速度，其試驗結果可以推算出其實飛行時作用于飛機的空氣動力。
優點
風洞實驗盡管有局限性，但有如下四個優點：①能比較準确地控制實驗條件，如氣流的速度、壓力、溫度等；②實驗在室内進行,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實驗項目和内容多種多樣，實驗結果的精确度較高；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、各種飛行器的研制方面，以及在工業空氣動力學和其他同氣流或風有關的領域中，都有廣泛應用。
模型要求
模型的設計和制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（如内部流動的模拟等）；大小能保證在模型周圍獲得所需的氣流條件；表面狀态（如光潔或粗糙程度、溫度、人工邊界層過渡措施等）與所研究的問題相适應；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；便于組裝和拆卸。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料，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采用其他材料。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。對于幾何對稱的實物，還可以利用其對稱性做成模拟半個實物的模型。
對風洞實驗結果通常須進行處理和分析。其主要内容是：将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别，修正實驗結果。模型流動和實物流動的差别主要有：由風洞和模型造成的模拟失真，如雷諾數的差别、進氣和噴流的模拟失真等；其次是風洞洞壁和模型支架的幹擾影響；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
流體力學方面的風洞實驗的主要分類有測力實驗、測壓實驗、傳熱實驗、動态模型實驗和流态觀測實驗等。
測力和測壓實驗是測定作用于模型或模型部件（如飛行器模型中的一個機翼等）的氣動力及表面壓強分布，多用于為飛行器設計提供氣動特性數據。傳熱實驗主要用于研究超聲速或高超聲速飛行器上的氣動加熱現象。動态模型實驗包括顫振、抖振和動穩定性實驗等，要求模型除滿足幾何相似外還能模拟實物的結構剛度、質量分布和變形。流态觀測實驗廣泛用于研究流動的基本現象和機理。計算機在風洞實驗中的應用極大地提高了實驗的自動化、高效率和高精度的水平。
測力實驗 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、外挂物測力和投放軌迹實驗等。
全模型和部件的縱向和橫向測力實驗 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。
為研究各部件的貢獻和幹擾,除采用全模和部件組拆實驗外,更精确的方法是在模型内安裝多台天平，同時測量全機和部件的氣動力。對于有對稱面的飛行器，在繞流對稱的條件下，可以洞壁或反射平闆為對稱面，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，無尾支杆幹擾，制造方便和經濟。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 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。在風洞中要精确模拟噴流是很困難的。除模拟自由流馬赫數∞、比熱比γ和噴管幾何形狀外,還要模拟出口與自由流靜壓比pj/p∞、出口馬赫數j、噴流比熱比γj、普适氣體常數與熱力學溫度乘積比(RT)j/(RT)∞等相似參數。通常隻能有選擇地模拟其中一些項目,例如，一般當噴口處于飛行器底部時,可用冷空氣模拟噴流。當噴口處于飛行器底部上遊時，還應模拟γj和(RT)j/(RT)∞。火箭發動機噴流模拟以用縮尺火箭發動機為宜。噴流實驗的關鍵在于研制高精度天平、小幹擾的支架和不傳力的輸氣密封系統。
靜氣動彈性實驗
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制作的，而真實飛行器的剛度比模型低得多。因此，需制造一種由金屬作骨架、用輕木或塑料作填料、能模拟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拟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。
外挂物測力和投放軌迹實驗
測量飛行器外挂油箱、炸彈或其他物體的氣動力和外挂物投放軌迹的實驗。由于風洞尺寸的限制，風洞中外挂物模型很小，測量很困難。早期的實驗是設計專門的外挂物天平。天平可以放在外挂物模型或者它的挂架内直接測量。外挂物投放軌迹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挂物投放軌迹照片。這種方法簡便、直觀,但要模拟弗勞德數,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，母機模型和外挂物分别支撐在各自的天平上。實驗時首先測量外挂物和母機的氣動力，輸入計算機，由運動方程和給定的時間間隔算出外挂物在氣動力作用下運動的下一個位置，然後操縱外挂物運動到計算位置再進行測量。一直到所要求的軌迹測出為止。這時，母機和外挂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，這套裝置也可以用于其他雙體實驗或大攻角失速後運動軌迹測量等。缺點是精度要求較高，制造費用大。
除上述實驗外，還有一些專門的測力實驗，如鉸鍊力矩測量、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。對應于流場的每一點，有一個總壓p0和一個靜壓p∞。總壓是假想氣流等熵絕熱地滞止，最後流速降為零時所能達到的壓力。靜壓是氣流内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，即該流動點上由于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·伯努利就确立了無粘性不可壓縮流體中壓力與速度之間的關系，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，故風洞實驗中常借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系數Cρii表示。如果p∞和q∞分别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并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内排管的壓力測量，以得到進氣道的流量-總壓恢複特性。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應用。
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傳感器。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别重要，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，否則管内壓力達到平衡要用很長時間。
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于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，隻考慮對流加熱，要模拟的是馬赫數、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、脈沖風洞、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，但都不能全面模拟上述參數。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：一類是确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，通過記錄等溫線随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（後一方法響應快，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随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，内外表面的溫度接近相等,在内表面安裝溫差電偶,用以測量溫度随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，它是基于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系進行測量的。薄壁量熱計和加登計由于達到溫度平衡需要較長的時間，不能用于脈沖風洞。在脈沖風洞中，可采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、冷卻和信号傳輸等問題，還要研究模拟技術，縮小傳感器尺寸，解決傳感器的穩定性問題，以及确定實驗中各種不确定因素對實驗結果精度的影響。
動态模型實驗
确定模型對氣流的相對運動和模型上的氣動力随時間變化的實驗，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。
顫振實驗
顫振是飛行器在氣動力、結構彈性力和慣性力相互作用下從氣流中吸取能量而引起的自激振動。它一旦發生，就很可能造成結構的破壞。進行風洞顫振試驗，旨在選擇對防顫振有利的結構方案(見顫振試驗)。
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。作跨聲速飛行時由于激波的誘導作用，使抖振起始攻角明顯減小。此外，還有由于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，使乘員不舒适。抖振起始攻角所對應的舉力系數（見舉力）随馬赫數的變化曲線，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。測定抖振邊界可采用方均根彎矩法和後緣靜壓發散法等。所謂方均根彎矩法，就是在模型翼根粘貼應變片，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，将電平值開始急劇增大的轉變點所對應的攻角确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，還要求模拟一階彎曲頻率。抖振實驗對風洞噪聲級、湍流度以及模型表面的邊界層狀态都有較嚴格的要求。
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m塟是滾轉力矩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。動導數實驗一般采用剛性模型，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為特征長度；v為氣流速度。在風洞中測量動導數一般采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曆程來确定動導數。此法設備簡單，但受風洞背景噪聲等外界幹擾影響較大，準确度不高。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，從而确定動導數。此外，還可以用風洞模型自由飛的方法測量動導數。
操縱面嗡鳴實驗 操縱面嗡鳴是飛行器作跨聲速飛行時由于翼面上的激波、波後的邊界層分離和操縱面偏轉的相互作用而産生的單自由度不穩定運動。操縱面嗡鳴對馬赫數很敏感。發生嗡鳴會降低操縱效率甚至使操縱失效，嚴重時将導緻結構的疲勞破壞。通過嗡鳴實驗，可以确定飛行器操縱面振動的性質，提供排除振動的方法和确定剛度指标。嗡鳴實驗模型由剛性主翼和操縱面組成，可用彈簧片模拟操縱系統剛度。操縱系統結構阻尼應大緻和實物相當。實驗時用應變測量系統測定振動波形，也可用方均根電平記錄儀測量振動強度。
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：一種是用埋在模型裡的微型壓力傳感器同時測量許多點的非定常壓力；另一種是在模型裡安置許多壓力管，通過壓力管測量非定常壓力，而壓力管則通過掃描閥與傳感器相連。采用後一種方法，必須作吹風狀态下管路動态傳遞特性的修正。
在動态實驗中，風洞背景噪聲對實驗結果的準确度有很大的影響,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，采用相關濾波、總體平均等方法。配備能進行快速傅裡葉變換的動态分析設備，可以明顯提高動态實驗的能力，實現實時分析。
風洞流态觀察技術
借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并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、假說并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本方法。
自然界中存在着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；生火時産生的煙則顯示了熱空氣上升和擴散的圖形。在實驗室内用流态顯示技術進行科學研究始于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别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闆流動的情況。随着風洞的發展和科學技術的進步，流态觀察方法也越來越多。
觀察方法
風洞中流态觀察方法大緻為分兩類：第一類是示蹤方法；第二類是光學方法。
示蹤方法 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随流體運動的圖形。隻要添加物足夠小，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，特别适合于顯示定常流動。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
将絲線、羊毛等纖維粘貼在要觀察的模型表面或模型後的網格上,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。将尼龍絲用熒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，并且可以拍攝下來。粘絲很細，對模型沒有影響，可同時進行測力實驗。此法稱為熒光絲線法。
2、煙流法
用風洞中特制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産生的煙引入風洞；也有将塗有油的不鏽鋼或鎢絲放在模型前，實驗時通電将鎢絲加熱,産生細密的煙霧。為了保證煙束清晰不散,必須采用大收縮比的收縮段、穩定段或風洞入口加裝抗湍流網和采用吸振性能好的材料制造洞壁等措施，保持煙流為層流狀态。煙流法除用于觀察繞模型的流動，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。
3、油流法
在粘性的油中摻進适量指示劑(如炭黑)并滴入油酸，配制成糊狀液态物，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。如果油中加入少量熒光染料，則在紫外線照射下可以顯現出熒光條紋圖，稱為熒光油流圖。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、激波與邊界層相互幹擾等流動現象。圖8為模型油流實驗照片。
4、升華法
将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态有關的原理（在湍流邊界層内由于氣流的不規則運動導緻該處蒸發量或升華量大于層流處）來區分邊界層狀态，确定過渡點的位置。
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，由于離心力的作用，旋渦内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
利用液晶顔色随溫度而改變的特性來識别層流、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,随着溫度上升，便以紅、黃、綠、藍、無色的順序改變，能鑒别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。它适用于高速和超聲速流态觀察。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，模型表面必須幹淨。
7、光學方法
根據光束在氣體中的折射率随氣流密度不同而改變的原理制造出來的光學儀器，如陰影儀、紋影儀、幹涉儀(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，不會幹擾氣體流動，而且可以在短時間内采集大量的空間數據。它是一種直接顯示方法，特别适合于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，使氣體分子激發出熒光，熒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于定量測量流場密度。
70年代後期，發展出一種彩色照相圖示流态觀察技術。它用總壓探管在所測流場區域掃描，并将感受的壓力轉換成電壓值。根據不同的電壓觸發不同顔色的光，在照相機上曝光。通過多種顔色信号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傳感器感受的壓力信号記錄在磁帶上，并輸入計算機處理。傳感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）；顯示的顔色可多達4096種（但由于人眼分辨率的限制,常用的也隻有20～30種）；對于特别有興趣的區域可以放大和增加顔色詳細顯示；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。高分辨率的彩色電視屏幕可以用顔色和箭頭表示流動方向。
不足之處
風洞實驗既然是一種模拟實驗，不可能完全準确。概括地說，風洞實驗固有的模拟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。
1.邊界效應或邊界幹擾
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，使風洞流場有别于真實飛行的流場。其影響統稱為邊界效應或邊界幹擾。克服的方法是盡量把風洞試驗段做得大一些(風洞總尺寸也相應增大)，并限制或縮小模型尺度，減小邊界幹擾的影響。但這将導緻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于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幹擾。
2.支架幹擾
風洞實驗中，需要用支架把模型支撐在氣流中。支架的存在，産生對模型流場的幹擾，稱為支架幹擾。雖然可以通過試驗方法修正支架的影響，但很難修正幹淨。近來，正發展起一種稱為"磁懸模型"的技術。在試驗段内産生一可控的磁場，通過磁力使模型懸浮在氣流中。
3.相似準則不能滿足的影響
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:
(1)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将大幅度增加。如上文所說美國的全尺寸風洞。
(2)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。我國也正在研制這種高雷諾數風洞。
(3)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。我國也研制了低溫風洞，但尺度還比較小。
昆蟲試驗
近年來風洞技術已成為昆蟲性信息素研究中不可缺少的實驗手段。它用于監測粗提物和分離餾分的生物活性，判斷鑒定出來的性信息素組分是否完整。一般來說，風洞實驗的結果是非常接近于田間情況的；利用風洞實驗可以模拟昆蟲的田間飛翔能力，其中最重要的一項研究是測量昆蟲的飛行周期和飛行的持久性；利用風洞實驗還可以研究性信息素濃度對昆蟲飛行行為的影響。
