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性能，飛機(jī)部件（如機(jī)尾）與尾噴管噴射流之間的相互作用，外界自由流與噴射流的相互作用等。
發(fā)動機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)是將發(fā)動機(jī)或其部件裝在風(fēng)洞的試驗(yàn)段中，使其處于風(fēng)洞噴管所產(chǎn)生的超聲速射流的“試驗(yàn)菱形區(qū)”內(nèi)。這種試驗(yàn)所需的供氣量很大，一般為發(fā)動機(jī)流量的 " 倍之多。所需設(shè)備及其復(fù)雜性大大超過自由流試驗(yàn)，但目前為止，只有美國擁有這種設(shè)備。
%發(fā)動機(jī)風(fēng)洞的組成發(fā)動機(jī)風(fēng)洞與一般閉式回路的風(fēng)洞不同，它應(yīng)該設(shè)有排氣的排除系統(tǒng)，因?yàn)橛捎诎l(fā)動機(jī)的工作，空氣中的氧氣含量會有所減少。
發(fā)動機(jī)風(fēng)洞的主要部分為噴管、工作段和燃?xì)馀艢庀到y(tǒng)及空氣供氣和排氣系統(tǒng)，燃?xì)馀艢庀到y(tǒng)與溫壓艙中相同。把氣流加速到所要求的馬赫數(shù)的噴管是一種組合結(jié)構(gòu)，兩塊相對噴管壁是柔性的。對每個 &’，所必需的噴管型面是靠每塊柔性壁面 ( ")個點(diǎn)上千斤頂?shù)淖饔昧Φ玫降�。千斤頂由順序機(jī)構(gòu)操縱。從一個 &*轉(zhuǎn)換到另一 &’時，千斤頂改變噴管的臨界截面 +’和柔性隔的型面，以使面積比 +’, +-能得到所要求的馬赫數(shù)，而管壁型面是最佳的，它能保證最小的壓力損失和噴管出口截面有最好的速度場。
安裝發(fā)動機(jī)的風(fēng)洞工作段加有開孔的壁，空氣通過它抽出。開孔壁和抽氣系統(tǒng)能消除試驗(yàn)時激波的干擾和跨聲速吹風(fēng)中工作段的堵塞，沒有這些措施，激波會從風(fēng)洞壁面反射到試在風(fēng)洞工作段中，發(fā)動機(jī)被懸掛在與測力裝置連接的定位銷上，把發(fā)動機(jī)與試驗(yàn)臺設(shè)備連接起來的所有管路如燃油管、儀表導(dǎo)線和脈沖管路等都敷設(shè)在定位銷內(nèi)。氣流繞飛機(jī)元件流過而產(chǎn)生的力包括在阻力部分中。
作為例子，美國阿諾德工程發(fā)展中心發(fā)動機(jī)風(fēng)洞之一的典型尺寸為（.% /.%）01（工作段），馬赫數(shù)為 %( ".%2(，靜壓力模擬相當(dāng)于 )30，進(jìn)口最高總溫 4 為 )126。主
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壓氣機(jī)的傳動功率為 738，開孔壁工作段抽氣系統(tǒng)的功率為 7238。 1%有效推力 9-::的確定有效推力 9-::等于內(nèi)部推力 9;<和外部推力 9*=>之差，
9-::  ? 9;<  @ 9*= 
9;<  ? A5 +-［:（ -）@ B -9 B5  @ ］@ C0’ D9
式中E  B5 ———給定飛行高度下按標(biāo)準(zhǔn)大氣表查得的大氣壓力； 
D9  —
—飛行速度； 
:（-）———氣流沖量換算密度（噴口截面）； 
B -9 —
—噴口截面飛行狀態(tài)總壓； 
+-———噴口截面積； 
F0’ ———流徑發(fā)動機(jī)的空氣流量。 
9*=> ? & AG+ H & "GI（7 @ 7）
式中E  & AG9———作用在發(fā)動機(jī)短艙外表面的壓力的合力； 
& "G’ —
—發(fā)動機(jī)短艙外表面空氣摩擦力的合力； 
"———切向摩擦力； 
•7.•

 

" ———發(fā)動機(jī)短艙外表面的微元面積。
內(nèi)部推力很少依賴于外部流動，它取決于作用在發(fā)動機(jī)內(nèi)表面的壓力和摩擦力，并完全可由發(fā)動機(jī)的內(nèi)部流動過程來確定。而作用在外表面上的力完全取決于外部流動條件和繞流表面的外形。因此，由發(fā)動機(jī)和發(fā)動機(jī)短艙組成的動力裝置（帶有進(jìn)氣道和尾噴管），在風(fēng)洞里試驗(yàn)時要帶上與動力裝置毗鄰的那部分飛機(jī)結(jié)構(gòu)件，這一點(diǎn)尤為重要。因?yàn)樵诿撾x機(jī)身和機(jī)翼部分的激波中，可由速度頭造成很大部分的空氣壓縮，以致將需要重新調(diào)整發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道的調(diào)節(jié)計劃。
二、發(fā)動機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)
先進(jìn)航空發(fā)動機(jī)與飛機(jī)多采用一體化設(shè)計。機(jī)體與發(fā)動機(jī)進(jìn)口和噴管出口流場之間產(chǎn)生相互干擾，在發(fā)動機(jī)與機(jī)體表面之間也會產(chǎn)生流動干擾。特別是安裝在機(jī)翼附近涵道比大的發(fā)動機(jī)，其干擾影響甚大，其干擾阻力可達(dá)總阻力的 。對于民航飛機(jī)，巡航阻力降低 %，每次飛行可節(jié)省燃油 &’’—(’’)*，可減少直接使用費(fèi)約 %+ &。因此，以渦扇發(fā)動機(jī)為動力裝置的民用飛機(jī)均要進(jìn)行裝發(fā)動機(jī)的風(fēng)洞模型試驗(yàn)，以確定發(fā)動機(jī)對機(jī)體的干擾阻力，增加發(fā)動機(jī)的安裝推力。
%+模擬方法
一個理想的發(fā)動機(jī)模擬器，以下幾個參數(shù)應(yīng)與全尺寸發(fā)動機(jī)相同：
•
進(jìn)口與出口的流量比；

•
出口氣流的壓力和溫度；

•
進(jìn)口和出口的單位推力；

•進(jìn)口和出口流管的速度和壓力分布。堵體整流模型是在模型發(fā)動機(jī)短艙進(jìn)氣口和排氣口加整流堵體；能粗略模擬由于進(jìn)氣流動量變化對飛機(jī)氣動力和力矩的影響，不能精確模擬流動狀況和相互干擾。通氣模型可以模擬進(jìn)、排氣口的幾何外形，不能模擬起飛狀態(tài)的進(jìn)氣流和排氣流動以及它們之間的相互干擾。噴流模擬模型能較好模擬排氣口流動和溫度，但不能模擬進(jìn)氣口的幾何外流和流動狀況。引射器模擬器能模擬進(jìn)氣道和噴管幾何外形、排氣流動和進(jìn)、排氣之間的相互干擾，能模擬 ,’ -.’的進(jìn)氣流量。
渦輪動力模擬器，簡稱 /01是當(dāng)前最先進(jìn)的發(fā)動機(jī)模擬器，它除了內(nèi)涵道排氣不是高溫燃?xì)�、進(jìn)排氣流量比不等于 %外，其他和真實(shí)發(fā)動機(jī)很相似，并能模擬進(jìn)排氣間的相互干擾。對于低涵道比和長涵罩的渦扇發(fā)動機(jī)可采用引射器模擬器；對于高涵道比和短涵罩渦扇發(fā)動機(jī)，以采用 /01最佳。
下面將主要論述引射器模擬器和 /01。
&+引射器模型模擬器
圖 ( 2, 2&（ 3）示出我國和德國 456共同研制的 78,渦扇發(fā)動機(jī)動力模擬引射器。其
縮尺比為 % 9 %，驅(qū)動壓力為 :03，內(nèi)、外涵流量分別為 %+ .)* 9 "和 + .)* 9 "。改變供氣壓力或引射噴嘴直徑可得到不同的進(jìn)、排氣量和內(nèi)外涵流量比。在內(nèi)、外涵道分別裝 %,個和 ;& •%%,<•
 
個總、靜壓和溫度探頭，內(nèi)、外涵表面開 "個靜壓測孔。

圖 "  %&發(fā)動機(jī)動力模擬引器圖 "  %（’）示出渦噴發(fā)動機(jī)動力模擬引射器。其長 ()*++，最大直徑 (*)++，進(jìn)口直徑 ++。通過尾支承改變引射器的迎角和偏航角。引射器可進(jìn)行單級和雙級引射。后級引射采用單、多個收斂噴嘴；單、多個拉瓦爾噴嘴，直噴嘴、外環(huán)形噴嘴及筒形噴嘴等。
　
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