0155 全尺寸風洞實驗(第1/4 頁)

接下來技術人員開始進行飛機模型動態的效能測試了，這個對於整個飛機在執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（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系數（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。

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。

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。

此法裝置簡單，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，透過測量儀器，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、波後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。

透過嗡鳴實驗，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：一種是用埋在模型裡的微型壓力感測器同時測量許多點的非定常壓力；另一種是在模型裡安置許多壓力管，透過壓力管測量非定常壓力，而壓力管則透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，如在資料