图 %& %&’ "安装在发动机短舱内简图
() "模型试验
带 "的模型试验主要是确定发动机工作时对机体的干扰气动力及机体对发动机推力的影响。为了测准干扰气动力，一般分下列三步。（*）"校准图 %& %+（,）示出 "校准用的专用校准箱，用于校准不同涡轮转速下， "的流量、推力及测理表面的压力分布。图 %& %示出德国 -./使用的校准箱。箱长 () 011，直径
*) &1，通过调压阀门与 *222213的真空箱相连。 "装在校准箱上，风扇前为大气压，风扇后为压力值可调的低压，从此来模拟发动机喷管的落压比。校准箱最大设计质量流在 4) +5",下为 *267 8 9，箱内气流流速约为 51 8 9。箱体前平板装六分量天平， "固定在天平上。高压空气通过弹性空气桥进入模拟器以驱动 "。在箱体后部平板上安装了 +个声速喷管，用于测量流人发动机的流量。校准箱内安装有抗冲击环与阻尼网，其作用是使喷管上游流动均匀。为了便于光学纹影仪观察，在校准箱侧壁上开了一个光学玻璃窗。
图 %& %+’带 "的模型试验方法
（0）单独带 "的短舱试验
如图 %& %+（:）所示，此试验测量有外流条件下，不同涡轮转速及不同。、卢角的 "推力，并与相同条件下 "校准（无外流）所测推力比较，两者之差即是外流对发动机推力
•**&+•
图 " " %&’校准箱简图的影响，此影响量计入干扰阻力之中。单独带 %&’的短舱试验一般采用边界层固定转换。（(）带 %&’的模型试验
如图 " "（)）所示，将 %&’装在模型机翼下，测量不同来流马赫数、不同 %&’工作状态及不同迎角 、偏航角 "下的气动力曲线，以准确地得到发动机的安装阻力（外流对发动机内流的干扰）以及发动机进、排气流对机体的干扰气动力，以此来预测飞机飞行性能，优化单独动力短舱以及机翼 *挂架 *短舱或机身 *挂架 *短舱的综合设计。
作为例子， +(,-飞机模型在低速风洞中做了带 %&’和不带 %&’的试验。图 " ".示出 %&’和通气短舱（ %/0）两种发动机模拟模型，在相同的条件下做地面效应试验时测得的地面效应气动力增量。从曲线可以看出：采用 %&’时，所有迎角。下的升力系数增量 (12都比 %/0小。这是因为 %&’的喷流和短舱绕流改变了机翼与地面之间的压力， %&’喷流的速度高，与周围气流形成了压力梯度，使当地压力降低；此外，流过 %/0的流量远大于流过 %&’的流量，故使绕 %&’短舱的流量小于 %/0，从而降低了机翼与地面之间的冲压效应。这些都使带 %&’模型的地面效应升力系数增量 (12减少。
三、风洞试验数据采集系统
34风洞试验测量参数和控制参数
（3）主要测量参数
风洞试验主要测量参数是压力，因为风洞试验段的马赫数 56、速压 7都是根据测量的总压 &、静压户来计算的。发动机表面压力系数也要由所测量的各点压力和速压来计算。
空气动力是风洞试验的重要测量参数。它包括气流与模型相对运动时作用在模型上的三个力（升力、阻力和侧力）和三个力矩（俯仰力矩、偏航力矩和滚动力矩）。
其他测量参数还有：温度（根据总温确定雷诺数 89），模型表面温度；角度（迎角和侧滑角）；位移（高速风洞柔壁喷管各点位置的测量和控制，自修正风洞试验段柔壁位置的测量等）；噪声；流量及湍流度等。
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图 " ". %&’和 %/0测得的气动力增量的比较
（）主要控制参数风洞试验的控制参数是能保持所要求的气流状态和试验状态所必须控制的参数。对高速风洞主要有：风洞气流的总压 "、马赫数 ，静压 "；模型的姿态角（迎角、侧滑
角和滚转角）等。对低速风洞主要有：风洞的速压 %；模型的姿态角。
（&）流场的显示和测量流场测量包括速度矢量 ’、压力 "场和温度 (场及脉动值的测量。 )风洞测控系统目前，多数风洞均采用分布式测控系统。包括下列子系统： 风洞气流流动状态控制子系统。 "模型姿态控制子系统。 自动校准子系统。 数据采集和处理系统。 %动态数据处理和分析子系统。要求测控参数准确度高（例如阻力系数测量误差(*+ , -.).../）；测量、采集和处理
高速度，即实时性好，先进风洞测力、测压试验只需 /.0；测量可靠、能报警并建立试验数据库。
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