圖 %& %&’ "安裝在發動機短艙內簡圖
() "模型試驗
帶 "的模型試驗主要是確定發動機工作時對機體的干擾氣動力及機體對發動機推力的影響。為了測準干擾氣動力，一般分下列三步。（*）"校準圖 %& %+（,）示出 "校準用的專用校準箱，用于校準不同渦輪轉速下， "的流量、推力及測理表面的壓力分布。圖 %& %示出德國 -./使用的校準箱。箱長 () 011，直徑
*) &1，通過調壓閥門與 *222213的真空箱相連。 "裝在校準箱上，風扇前為大氣壓，風扇后為壓力值可調的低壓，從此來模擬發動機噴管的落壓比。校準箱最大設計質量流在 4) +5",下為 *267 8 9，箱內氣流流速約為 51 8 9。箱體前平板裝六分量天平， "固定在天平上。高壓空氣通過彈性空氣橋進入模擬器以驅動 "。在箱體后部平板上安裝了 +個聲速噴管，用于測量流人發動機的流量。校準箱內安裝有抗沖擊環與阻尼網，其作用是使噴管上游流動均勻。為了便于光學紋影儀觀察，在校準箱側壁上開了一個光學玻璃窗。
圖 %& %+’帶 "的模型試驗方法
（0）單獨帶 "的短艙試驗
如圖 %& %+（:）所示，此試驗測量有外流條件下，不同渦輪轉速及不同。、盧角的 "推力，并與相同條件下 "校準（無外流）所測推力比較，兩者之差即是外流對發動機推力
•**&+•
圖 " " %&’校準箱簡圖的影響，此影響量計入干擾阻力之中。單獨帶 %&’的短艙試驗一般采用邊界層固定轉換。（(）帶 %&’的模型試驗
如圖 " "（)）所示，將 %&’裝在模型機翼下，測量不同來流馬赫數、不同 %&’工作狀態及不同迎角 、偏航角 "下的氣動力曲線，以準確地得到發動機的安裝阻力（外流對發動機內流的干擾）以及發動機進、排氣流對機體的干擾氣動力，以此來預測飛機飛行性能，優化單獨動力短艙以及機翼 *掛架 *短艙或機身 *掛架 *短艙的綜合設計。
作為例子， +(,-飛機模型在低速風洞中做了帶 %&’和不帶 %&’的試驗。圖 " ".示出 %&’和通氣短艙（ %/0）兩種發動機模擬模型，在相同的條件下做地面效應試驗時測得的地面效應氣動力增量。從曲線可以看出：采用 %&’時，所有迎角。下的升力系數增量 (12都比 %/0小。這是因為 %&’的噴流和短艙繞流改變了機翼與地面之間的壓力， %&’噴流的速度高，與周圍氣流形成了壓力梯度，使當地壓力降低；此外，流過 %/0的流量遠大于流過 %&’的流量，故使繞 %&’短艙的流量小于 %/0，從而降低了機翼與地面之間的沖壓效應。這些都使帶 %&’模型的地面效應升力系數增量 (12減少。
三、風洞試驗數據采集系統
34風洞試驗測量參數和控制參數
（3）主要測量參數
風洞試驗主要測量參數是壓力，因為風洞試驗段的馬赫數 56、速壓 7都是根據測量的總壓 &、靜壓戶來計算的。發動機表面壓力系數也要由所測量的各點壓力和速壓來計算。
空氣動力是風洞試驗的重要測量參數。它包括氣流與模型相對運動時作用在模型上的三個力（升力、阻力和側力）和三個力矩（俯仰力矩、偏航力矩和滾動力矩）。
其他測量參數還有：溫度（根據總溫確定雷諾數 89），模型表面溫度；角度（迎角和側滑角）；位移（高速風洞柔壁噴管各點位置的測量和控制，自修正風洞試驗段柔壁位置的測量等）；噪聲；流量及湍流度等。
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圖 " ". %&’和 %/0測得的氣動力增量的比較
（）主要控制參數風洞試驗的控制參數是能保持所要求的氣流狀態和試驗狀態所必須控制的參數。對高速風洞主要有：風洞氣流的總壓 "、馬赫數 ，靜壓 "；模型的姿態角（迎角、側滑
角和滾轉角）等。對低速風洞主要有：風洞的速壓 %；模型的姿態角。
（&）流場的顯示和測量流場測量包括速度矢量 ’、壓力 "場和溫度 (場及脈動值的測量。 )風洞測控系統目前，多數風洞均采用分布式測控系統。包括下列子系統： 風洞氣流流動狀態控制子系統。 "模型姿態控制子系統。 自動校準子系統。 數據采集和處理系統。 %動態數據處理和分析子系統。要求測控參數準確度高（例如阻力系數測量誤差(*+ , -.).../）；測量、采集和處理
高速度，即實時性好，先進風洞測力、測壓試驗只需 /.0；測量可靠、能報警并建立試驗數據庫。
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