0155 全尺寸風洞實驗

接下來技術人員開始進行飛機模型動態的性能測試了，這個對於整個飛機在運行過程中的影響非常的巨大。

如果不測量完全，就會對於後面整個飛機的動平衡有著極大的影響。

風洞實驗最重要的就是，第三點，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。

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。

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后就會出現抖振，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。

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抖振起始攻角所對應的舉力係數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后緣靜壓發散法等。

抖振實驗對風洞雜訊級、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。

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后把它釋放出去，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，但受風洞背景雜訊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。

操縱面嗡鳴實驗，操縱面嗡鳴是飛行器作跨聲速飛行時由於翼面上的激波、波后的邊界層分離和操縱面偏轉的相互作用而產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，嚴重時將導致結構的疲勞破壞。

通過嗡鳴實驗，可以確定飛行器操縱面振動的性質，提供排除振動的方法和確定剛度指標。

嗡鳴實驗模型由剛性主翼和操縱面組成，可用彈黃片模擬操縱系統剛度。

操縱系統結構阻尼應大致和實物相當。

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。

採用后一種方法，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，風洞背景雜訊對實驗結果的準確度有很大的影響，因此，除對風洞的雜訊級作出限制外，還必須在實驗技術上減小風洞雜訊的影響，如在數據處理中，採用相關濾波、總體平均等方法。

配備能進行快速傅里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。

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。克服的方法是盡量把風洞試驗段做得大一些，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。以天音737飛機為例，它在巡航高度上，以巡航速度飛行，雷諾數為2.4x107，而在3米亞聲速風洞中以風速100m\/s試驗，雷諾數僅約為1.4x106，兩者相距甚遠。

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將大幅度增加。

如上文所說天星國的全尺寸風洞。

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。中國也正在研製這種高雷諾數風洞。

3降低氣體溫度。

如以90k的風洞。

可直接將真實飛機或部件放入試驗段吹風，可進行動力相似模型的自由飛試驗、真發動機裝置的運轉實驗等，也可用來比較飛行試驗或小風洞模型實驗的結果，驗證雷諾數的影響。

最早的全尺寸風洞1933年前即已建成，是天星國建立的。

至四十年代，全尺寸風洞試驗段截面尺寸已達24.4x12.2米2，最大風速超過100米\/秒，電機功率達馬力。

世界上全尺寸風洞還不多，也只有天星國和北熊國有這樣的研發能力，規劃中的全尺寸風洞，尺寸越來越大。

全尺寸風洞的優點是母庸置疑的，他能夠更加準確全面的反映出飛機在相應速度之下的各種性能，以及能夠遇到的各種突發的情況。

經過全尺寸的風洞實驗之後，整個飛機在首飛的時候基本上不會出現任何的問題。

可以完全保證飛機首飛的成功率，極大的節省了飛機的研發時間。

要知道如果飛機首飛之後，直接墜毀了，那對於整個飛機的研發周期將是致命性的。

所有的全部要來一套，而且要分析飛機墜毀之前的各種數據，然後找出設計之中的不足然後在加以改進。

但是有了全尺寸風洞實驗室之後，整個裝配完成的飛機就可以在風洞之中測量各種的參數，然後分析整個飛機的性能，在各種速度之下會不會出現問題。

而且在風洞實驗中發現了問題之後，還可以很好的進行解決掉，只要改變參數不停的在風洞之中進行實驗就能夠解決問題。

因為重新的在造出一台新的飛機進行再一次的試飛，整個成本太大了！

所以說全尺寸風洞對於飛機的研發非常的重要，這也是林宇科研所這一次研發的重點，如果這個技術突破了整個夏國在飛機研發領域會有著更大的突破。

所以這個時候楊巍也是親自盯著這個全尺寸風洞的研發項目，這個風洞實驗室建成之後，那麼整個夏國在飛機研發領域將會節省很多的時間和成本。

這不僅僅是這一次百靈戰鬥機使用到的技術，更是之後整個夏國在飛機領域能夠用到的技術。