其中，u'是湍流脉动速度的均方根（又即风速的标准差），U是平均速度。如果湍动能为k，那么

Ux，Uy，Uz为平均速度U在x，y，z三个方向上的分量。

在进行CFD数值模拟的时候，往往需要估计计算入口处湍流强度的数值。如果想估计的准，必须要进行一些实际的测量或者要有一定的实际经验。以下是一些估计计算入口湍流度的方法。

1. 较高湍流度的情况：在复杂几何形状内部进行的高速流动一般湍流度在5%---20%。比如热交换机，涡轮，压缩机等。

2. 中度湍流度的情况：在类似于较粗的管子内流动的不太复杂的流动，较低速度(雷诺数)流动等。此时一般来说湍流度在1%---5%。

3. 低湍流度的情况：来源于静止的气流的流动。比如，汽车相对与静止的空气在运动，潜水艇外部的流动，航空飞行器的飞行。当然，高质量的风洞也可以产生较低湍流度的流动。此时湍流度一般都低于1%。对于无风时的时候，相对于航空飞行器的空气的湍流度大约为万分之八。

不同湍流状态，湍动强度数值有很大差异。例如，流体在圆管中流动时，湍动强度的数值范围为1一10%，而对于尾流、自由喷射流这样的高湍动流动，湍动强度的数值可达40% 。

对普通型旋风除尘器，湍流度在排气管以下的主分离空间内，呈较好的轴对称性。湍流度在外旋流区沿径向分布基本均匀，平均在4%~10%之间，而在内旋流区沿径向向内逐渐加大，中心部位可达30%以上，这时相当于脉动速度可达3~5m/s，与短路流区的时均径向速度相当，加剧了细颗粒湍流扩散，对分离不利，同时内旋流较高的湍流度意味着能量耗散也大。

在湍流度方面，姬忠礼等利用热线风速仪的测量表明，在外旋流区及上部环形空间内，湍流度与湍流脉动速度均方根值较小，并且沿径向只有微小变化，湍流度约为2~5%。而在内旋流区，尤其在排气管末端和排灰口附近，脉动速度和湍流度相当大，湍流度可高达30%，脉动速度均方根值可达6~9m/s。在这些部位，脉动速度与径向速度相近，流场极不稳定。

石油大学时铭显院士对蜗壳式旋风分离器内的湍流度进行了研究，结果表明:在分离器的分离空间的筒段，湍流度变化相对平稳，基本不随轴向高度而变化，而且被内外旋流的交界面分为两区，外区与r/R无关，基本是一定值，约为9%左右；内区的湍流强度则随r/R的减小逐渐增大，到中心轴线附近达到最大，轴向湍流度约为27%左右，切向湍流度约在27%~40%之间，在外区边壁处的切向湍流度陡升，说明浓集在边壁的颗粒很容易被二次扬起，影响了分离效率。在排尘口返混段，两个分量的湍流度沿轴向都逐渐变为不分内外区，均随r/R的减小而增大，切向湍流度沿轴向逐渐增大，从外向内陡升，比上段的值大得多。在排尘口附近，由于返混较严重，湍流度特别大。在蜗壳入口和排气管所形成的上部环形空间，湍流度随轴向的变化不大，两端近壁处都上升，中间随r/R的增大而有所上升，环形空间的轴向湍流度在数值上与分离空间外旋流的轴向湍流度数值相当，两侧近壁处轴向湍流度较大。切向湍流度几乎与轴向高度无关，而且沿轴向分布较平坦，但在靠近器壁和排气管边壁处急剧增大，与轴向湍流度类似。切向湍流度沿轴向变化较大，呈非轴对称性，在环形空间中下部，切向湍流度沿轴向高度不化不大。

风洞是进行空气动力学实验的一项基本设备，迄今为止的大部分气动力实验都是在风洞中完成的。而且，许多空气动力学方面的重要的理论，如俄国科学家儒科夫斯基的空气螺旋桨理论，德国科学家普朗特的附面层理论，都是在风洞实验中经过大量实验后才总结提出的。

世界风洞的发展是从低速风洞开始的。世界上公认的第一个风洞是英国人温罕姆（F.Wenham）于1871年建造的低速风洞。但真正的风洞是在二十世纪初飞机问世以后。世界上己建成具有规模的常规实验风洞和各种特种实验风洞三百余座。与此同时，风洞实验技术也得到了迅速发展，特别是70年代以来高机动性战斗机的发展、经济舒适的先进民用飞机的发展以及工业空气动力学的发展都对风洞实验设备和实验技术提出了新的、更高的要求。此外，随着电子计算机的迅速发展和各种高精度微型传感器的出现，激光、红外、超导、液晶和微电子等测试技术的问世，使风洞的测量精度越来越高，实验范围不断扩大，风洞效率大大提高。

实验段气流的脉动相对量(即湍流度或紊流度)很低的风洞称低湍流风洞，这是湍流机理性实验研究的重要设备之一。这种型式风洞可以是二元的或三元的。它的特点之一是实验段流场湍流度很低，接近于无风时大气的湍流度。即进行均匀各向同性湍流、剪切湍流、层流转捩等机理性风洞实验研究时，需要气流的背景湍流度很低，气流稳定均匀，以消除因气流湍流度对转扳雷诺数的影响，保证实验结果的准确性和可靠性。它为专门研究受到湍流度影响较大的那些流动规律，例如物体表面的附面层变化情况等，提供了强有力的试验平台。

为了使气动试验的雷诺数和马赫数尽可能接近需要，一些航空发达国家早在本世纪20至30年代就建成了变密度风洞和全尺寸风洞，但在湍流度不同的风洞中大量对比性试验使人们认识到。随着湍流度减小，圆球转捩的临界雷诺数明显增加，平板转捩的临界雷诺数也明显增加；更为人们所重视的是，由于风洞湍流度不同，使翼型、圆球的气动特性有很大变化，特别是型阻系数有2至4倍的差别。这些重要的气动现象和航空发展的实践使人们越来越认识到，要发展新的机种、发展低阻翼型，要研究边界层、层流化、湍流控制，要深入研究湍流模型理论及验证新的气动概念，必须有极低湍流度的、宽范围变湍流度的风洞。正是在这些科研的推动下，自30年代末国内外又建成了一大批性能极佳的、研究方向各异的低湍流度风洞。国外比较著名的有美国国家航空航天局兰利研究中心(NASA-Langley)的低湍流度压力风洞、乔治亚理工学院的低湍流度风洞和德国哥廷根航天研究院的DLR低湍流度风洞;国内有西北工业大学的低湍流度风洞和南京航空航天大学的NH-3低湍流度风洞。它们的湍流度最低可以达到0.02%，甚至更低。