接下来技术人员开始进行飞机模型动态的性能测试了，这个对于整个飞机在运行过程中的影响非常的巨大。

　　如果不测量完全，就会对于后面整个飞机的动平衡有着极大的影响。

　　风洞实验最重要的就是，第三点，动态模型实验

　　确定模型对气流的相对运动和模型上的气动力随时间变化的实验，包括颤振实验、抖振实验、动稳定性实验、操纵面嗡鸣实验、非定常压力测量等。

　　颤振实验，颤振是飞行器在气动力、结构弹性力和惯性力相互作用下从气流中吸取能量而引起的自激振动。

　　它一旦发生，就很可能造成结构的破坏。进行风洞颤振试验，旨在选择对防颤振有利的结构方案（见颤振试验）。

　　抖振实验，抖振是气流分离所激起的飞行器结构振动。

　　作低速大攻角飞行时，举力面上气流分离达一定程度后就会出现抖振，这类抖振称为举力型抖振。

　　作跨声速飞行时由于激波的诱导作用，使抖振起始攻角明显减小。

　　此外，还有由于气流分离造成的非举力型抖振。抖振影响飞机的结构强度和疲劳寿命，会使武器系统和电子仪器的工作不正常，使乘员不舒适。

　　抖振起始攻角所对应的举力系数（见举力）随马赫数的变化曲线，称为抖振边界。

　　抖振边界越高，飞机的最小平飞速度越低，飞行中的机动性和安全性越好。

　　抖振实验是要测定抖振边界和抖振载荷。测定抖振边界可采用方均根弯矩法和后缘静压发散法等。

　　抖振实验对风洞噪声级、湍流度以及模型表面的边界层状态都有较严格的要求。

　　动稳定性实验测定动导数的实验。动导数是气动力和力矩对运动参量时间变化率的导数。

　　在风洞中测量动导数一般采用自由振动法或受迫振动法。

　　自由振动法是给模型以一定的初始位移后把它释放出去，使它在气流中作自由衰减振动，根据所记录的模型位移时间历程来确定动导数。

　　此法设备简单，但受风洞背景噪声等外界干扰影响较大，准确度不高。

　　受迫振动法是对模型系统施加一定频率的正弦激振力矩，在此过程中，通过测量仪器，测定它的激振力矩和模型振动角位移之间的相位差，从而确定动导数。

　　此外，还可以用风洞模型自由飞的方法测量动导数。

　　操纵面嗡鸣实验，操纵面嗡鸣是飞行器作跨声速飞行时由于翼面上的激波、波后的边界层分离和操纵面偏转的相互作用而产生的单自由度不稳定运动。

　　操纵面嗡鸣对马赫数很敏感。

　　发生嗡鸣会降低操纵效率甚至使操纵失效，严重时将导致结构的疲劳破坏。

　　通过嗡鸣实验，可以确定飞行器操纵面振动的性质，提供排除振动的方法和确定刚度指标。

　　嗡鸣实验模型由刚性主翼

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