0155 全尺寸风洞实验
接技术员始进飞机模型态性测试，整飞机运程影响非常巨。
果测量完全，整飞机平衡极影响。
风洞实验重，三点，态模型实验
确定模型气流相运模型气力随间变化实验，包括颤振实验、抖振实验、稳定性实验、操纵嗡鸣实验、非定常压力测量等。
颤振实验，颤振飞器气力、结构弹性力惯性力相互气流吸取量引激振。
它旦，很造结构破坏。进风洞颤振试验，旨选择防颤振利结构方案（见颤振试验）。
抖振实验，抖振气流分离激飞器结构振。
低速攻角飞，举力气流分离达定程度抖振，类抖振称举力型抖振。
跨声速飞由激波诱导，使抖振始攻角明显减。
此外，由气流分离造非举力型抖振。抖振影响飞机结构强度疲劳寿命，使武器系统电仪器工正常，使乘员舒适。
抖振始攻角应举力系数（见举力）随马赫数变化曲线，称抖振边界。
抖振边界越高，飞机平飞速度越低，飞机性安全性越。
抖振实验测定抖振边界抖振载荷。测定抖振边界采方均根弯矩法缘静压散法等。
抖振实验风洞噪声级、湍流度及模型表边界层状态较严格求。
稳定性实验测定导数实验。导数气力力矩运参量间变化率导数。
风洞测量导数般采由振法或受迫振法。
由振法给模型定初始位移它释放，使它气流由衰减振，根据记录模型位移间历程确定导数。
此法设备简单，受风洞背景噪声等外界干扰影响较，准确度高。
受迫振法模型系统施加定频率正弦激振力矩，此程，通测量仪器，测定它激振力矩模型振角位移间相位差，确定导数。
此外，风洞模型由飞方法测量导数。
操纵嗡鸣实验，操纵嗡鸣飞器跨声速飞由翼激波、波边界层分离操纵偏转相互产单由度稳定运。
操纵嗡鸣马赫数很敏感。
嗡鸣降低操纵效率甚至使操纵失效，严重将导致结构疲劳破坏。
通嗡鸣实验，确定飞器操纵振性质，提供排除振方法确定刚度指标。
嗡鸣实验模型由刚性主翼操纵组，弹黄片模拟操纵系统刚度。
操纵系统结构阻尼应致实物相。
实验应变测量系统测定振波形，方均根电平记录仪测量振强度。
非定常压力测量，测量研究非定常气力基本段。
测量方法两：埋模型微型压力传感器测量许点非定常压力；另模型安置许压力管，通压力管测量非定常压力，压力管则通扫描阀与传感器相连。
采方法，必须吹风状态管路态传递特性修正。
态实验，风洞背景噪声实验结果准确度很影响，因此，除风洞噪声级限制外，必须实验技术减风洞噪声影响，数据处理，采相关滤波、体平均等方法。
配备进快速傅叶变换态分析设备，明显提高态实验力，实实分析。
流态观察实验，借助物理化段使风洞色透明气流见气流实验方法。
利技术够肉眼或其辅助段直接观察气体流物理图像，加深气体流机理解并及气体流存问题。
观察结果验证理论、假并帮助建立复杂流问题数模型。技术空气力实验基该方法。
界存许显示流体流象。
水飘浮物体运往往表明水流方向；火产烟则显示热空气升扩散图形。
实验室内流态显示技术进科研究始19世纪末。
1883O.雷诺股染色水引入管流，根据染色水色彩清晰规则流紊乱流判别管流层流湍流。
1893，L.马赫风洞丝线烟流观察气流绕垂直安放块平板流况。
随风洞展科技术进步，流态观察方法越越。
风洞流态观察方法致分两类：类示踪方法；二类光方法。
风洞实验既模拟实验，完全准确。
概括，风洞实验固模拟足主三方。
与此，相应展许克服足或修正其影响方法。
边界效应或边界干扰。
真实飞，静止气边界。风洞，气流边界，边界存限制边界
附近流线弯曲，使风洞流场别真实飞流场。
其影响统称边界效应或边界干扰。克服方法尽量风洞试验段做（风洞尺寸相应增），并限制或缩模型尺度，减边界干扰影响。
将导致风洞造价驱功率幅度增加，模型尺度太便雷诺数变。
近展称“修正风洞“技术。
风洞试验段壁做弹性调。
试验程，利计算机，粗略快速计算相壁处流线应真实形状，使试验段壁与逼近，基本消除边界干扰。
支架干扰。
风洞实验，需支架模型支撑气流。
支架存，产模型流场干扰，称支架干扰。
虽通试验方法修正支架影响，很难修正干净。
近，正展称“磁悬模型“技术。
试验段内产控磁场，通磁力使模型悬浮气流。
满足影响
风洞实验理论基础相似原理。相似原理求风洞流场与真实飞流场间满足相似准则，或两流场应相似准则数相等。风洞试验很难完全满足。
常见主相似准则满足亚跨声速风洞雷诺数够。音737飞机例，它巡航高度（9000m），巡航速度（927km/h）飞，雷诺数2.4×107，3米亚声速风洞风速100m/s试验，雷诺数仅约1.4×106，两者相距甚远。
提高风洞雷诺数方法主：
⑴增模型风洞尺度，其代价风洞造价风洞驱功率将幅度增加。
文星全尺寸风洞。
⑵增空气密度或压力。
已很压力型高雷诺数风洞，工压力几至十几气压范围。正研制高雷诺数风洞。
⑶降低气体温度。
90K(-1830C）氮气工介质，尺度速度相，雷诺数常温空气9倍。世界已经建几低温型高雷诺数风洞。
今青云号飞机！
直接花整周间，青云号飞机模型性进整风洞实验。
已经二次风洞实验，次风洞实验，整飞机机身任何问题。
二次实验确保整参数稳定性，今二次风洞实验已经全部完。
武光候非常放始零部件产，整体零部件概两月间内完。
整青云号研项目组，候争分夺秒始进整项目研，定百灵战斗机完将青云号飞机进首飞，替百灵战斗机打头阵。
此刻林宇科研，普通型风洞实验室，技术员始百灵战斗机模型进整风洞实验。
百灵战斗机风洞实验比青云飞机难，因整风洞需模拟高速十马赫速度。
速度飞机，做，每巨挑战。
整风速加快，整战斗机机身承受压力及气压非常，且优整风速加快，百灵战斗机模型表温度始急剧提升。
整飞机温度传导实验非常关键，今隐身涂层隔热涂层材料完全研完，飞机模型整体隔热性非常完。
其实验，整飞机表非常完，整飞机流体设计，空气推升设计达完步。
相比设计战斗机，整体流体设计外形技术明显提高档次。
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风洞实验做完，杨巍项目组整飞机性初步解。
整飞机始进零部件产，且新风洞实验室已经建造，风洞实验室全尺寸风洞实验室。
技术星够做，今林宇提供技术够进全尺寸风洞实验建造。
全尺寸风洞实验室，战斗机整性测试非常准确。
全尺寸风洞实验室称“巨型风洞”，达飞机真实飞雷诺数(称全尺寸雷诺数)风洞。
直接将真实飞机或部件放入试验段吹风，进力相似模型由飞试验、真机装置运转实验等，比较飞试验或风洞模型实验结果，验证雷诺数影响。
早全尺寸风洞1933即已建，星建立。
至四十代，全尺寸风洞试验段截尺寸已达24.4×12.2米2(宽X高)，风速超100米/秒，电机功率达36000马力。
世界全尺寸风洞，星北熊研力，规划全尺寸风洞，尺寸越越。
全尺寸风洞优点母庸置疑，够更加准确全反映飞机相应速度各性，及够遇各突况。
经全尺寸风洞实验，整飞机首飞候基本任何问题。
完全保证飞机首飞功率，极节省飞机研间。
知果飞机首飞，直接坠毁，整飞机研周期将致命性。
全部套，且分析飞机坠毁各数据，找设计足加改进。
全尺寸风洞实验室，整装配完飞机风洞测量各参数，分析整飞机性，各速度问题。
且风洞实验问题，很进解决掉，改变参数停风洞进实验够解决问题。
因重新造台新飞机进再次试飞，整本太！
全尺寸风洞飞机研非常重，林宇科研次研重点，果技术突破整夏飞机研领域更突破。
候杨巍亲盯全尺寸风洞研项目，风洞实验室建，整夏飞机研领域将节省很间本。
仅仅次百灵战斗机使技术，更整夏飞机领域够技术。