0155 全尺寸风洞实验

接下来技术人员开始进行飞机模型动态的性能测试了，这个对于整个飞机在运行过程中的影响非常的巨大。

如果不测量完全，就会对于后面整个飞机的动平衡有着极大的影响。

风洞实验最重要的就是，第三点，动态模型实验

确定模型对气流的相对运动和模型上的气动力随时间变化的实验，包括颤振实验、抖振实验、动稳定性实验、操纵面嗡鸣实验、非定常压力测量等。

颤振实验，颤振是飞行器在气动力、结构弹性力和惯性力相互作用下从气流中吸取能量而引起的自激振动。

它一旦发生，就很可能造成结构的破坏。进行风洞颤振试验，旨在选择对防颤振有利的结构方案。

抖振实验，抖振是气流分离所激起的飞行器结构振动。

作低速大攻角飞行时，举力面上气流分离达一定程度后就会出现抖振，这类抖振称为举力型抖振。

作跨声速飞行时由于激波的诱导作用，使抖振起始攻角明显减小。

此外，还有由于气流分离造成的非举力型抖振。抖振影响飞机的结构强度和疲劳寿命，会使武器系统和电子仪器的工作不正常，使乘员不舒适。

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抖振起始攻角所对应的举力系数随马赫数的变化曲线，称为抖振边界。

抖振边界越高，飞机的最小平飞速度越低，飞行中的机动性和安全性越好。

抖振实验是要测定抖振边界和抖振载荷。测定抖振边界可采用方均根弯矩法和后缘静压发散法等。

抖振实验对风洞噪声级、湍流度以及模型表面的边界层状态都有较严格的要求。

动稳定性实验测定动导数的实验。动导数是气动力和力矩对运动参量时间变化率的导数。

在风洞中测量动导数一般采用自由振动法或受迫振动法。

自由振动法是给模型以一定的初始位移后把它释放出去，使它在气流中作自由衰减振动，根据所记录的模型位移时间历程来确定动导数。

此法设备简单，但受风洞背景噪声等外界干扰影响较大，准确度不高。

受迫振动法是对模型系统施加一定频率的正弦激振力矩，在此过程中，通过测量仪器，测定它的激振力矩和模型振动角位移之间的相位差，从而确定动导数。

此外，还可以用风洞模型自由飞的方法测量动导数。

操纵面嗡鸣实验，操纵面嗡鸣是飞行器作跨声速飞行时由于翼面上的激波、波后的边界层分离和操纵面偏转的相互作用而产生的单自由度不稳定运动。

操纵面嗡鸣对马赫数很敏感。

发生嗡鸣会降低操纵效率甚至使操纵失效，严重时将导致结构的疲劳破坏。

通过嗡鸣实验，可以确定飞行器操纵面振动的性质，提供排除振动的方法和确定刚度指标。

嗡鸣实验模型由刚性主翼和操纵面组成，可用弹黄片模拟操纵系统刚度。

操纵系统结构阻尼应大致和实物相当。

实验时用应变测量系统测定振动波形，也可用方均根电平记录仪测量振动强度。

非定常压力测量，这种测量是研究非定常气动力的基本手段。

测量方法有两种：一种是用埋在模型里的微型压力传感器同时测量许多点的非定常压力；另一种是在模型里安置许多压力管，通过压力管测量非定常压力，而压力管则通过扫描阀与传感器相连。

采用后一种方法，必须作吹风状态下管路动态传递特性的修正。

在动态实验中，风洞背景噪声对实验结果的准确度有很大的影响，因此，除对风洞的噪声级作出限制外，还必须在实验技术上减小风洞噪声的影响，如在数据处理中，采用相关滤波、总体平均等方法。

配备能进行快速傅里叶变换的动态分析设备，可以明显提高动态实验的能力，实现实时分析。

流态观察实验，借助物理和化学的手段使风洞中无色透明的气流成为可见气流的实验方法。

利用这种技术能够用肉眼或其他辅助手段直接观察到气体流动的物理图像，从而加深对气体流动机理的了解并及时发现气体流动中存在的问题。

还可以用观察的结果验证一些理论、假说并帮助建立复杂流动问题的数学模型。这种技术是空气动力实验的一种基该方法。

自然界中存在着许多能显示流体流动的现象。

水面飘浮物体的运动往往表明水流方向；生火时产生的烟则显示了热空气上升和扩散的图形。

在实验室内用流态显示技术进行科学研究始于19世纪末。

1883年o.雷诺把一股染色水引入管流中，根据染色水是色彩清晰的规则流动还是紊乱流动来判别管中流动是层流还是湍流。

1893年，l.马赫在风洞中用丝线和烟流观察了气流绕垂直安放的一块平板流动的情况。

随着风洞的发展和科学技术的进步，流态观察方法也越来越多。

风洞中流态观察方法大致为分两类：第一类是示踪方法；第二类是光学方法。

风洞实验既然是一种模拟实验，不可能完全准确。

概括地说，风洞实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。

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，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。

支架干扰。

风洞实验中，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。

不能满足的影响

风洞实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。以天音737飞机为例，它在巡航高度上，以巡航速度飞行，雷诺数为2.4x107，而在3米亚声速风洞中以风速100m\/s试验，雷诺数仅约为1.4x106，两者相距甚远。

提高风洞雷诺数的方法主要有：

1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。

如上文所说天星国的全尺寸风洞。

2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。中国也正在研制这种高雷诺数风洞。

3降低气体温度。

如以90k的风洞。

可直接将真实飞机或部件放入试验段吹风，可进行动力相似模型的自由飞试验、真发动机装置的运转实验等，也可用来比较飞行试验或小风洞模型实验的结果，验证雷诺数的影响。

最早的全尺寸风洞1933年前即已建成，是天星国建立的。

至四十年代，全尺寸风洞试验段截面尺寸已达24.4x12.2米2，最大风速超过100米\/秒，电机功率达马力。

世界上全尺寸风洞还不多，也只有天星国和北熊国有这样的研发能力，规划中的全尺寸风洞，尺寸越来越大。

全尺寸风洞的优点是母庸置疑的，他能够更加准确全面的反映出飞机在相应速度之下的各种性能，以及能够遇到的各种突发的情况。

经过全尺寸的风洞实验之后，整个飞机在首飞的时候基本上不会出现任何的问题。

可以完全保证飞机首飞的成功率，极大的节省了飞机的研发时间。

要知道如果飞机首飞之后，直接坠毁了，那对于整个飞机的研发周期将是致命性的。

所有的全部要来一套，而且要分析飞机坠毁之前的各种数据，然后找出设计之中的不足然后在加以改进。

但是有了全尺寸风洞实验室之后，整个装配完成的飞机就可以在风洞之中测量各种的参数，然后分析整个飞机的性能，在各种速度之下会不会出现问题。

而且在风洞实验中发现了问题之后，还可以很好的进行解决掉，只要改变参数不停的在风洞之中进行实验就能够解决问题。

因为重新的在造出一台新的飞机进行再一次的试飞，整个成本太大了！

所以说全尺寸风洞对于飞机的研发非常的重要，这也是林宇科研所这一次研发的重点，如果这个技术突破了整个夏国在飞机研发领域会有着更大的突破。

所以这个时候杨巍也是亲自盯着这个全尺寸风洞的研发项目，这个风洞实验室建成之后，那么整个夏国在飞机研发领域将会节省很多的时间和成本。

这不仅仅是这一次百灵战斗机使用到的技术，更是之后整个夏国在飞机领域能够用到的技术。