試驗目的
風洞噴流試驗的目的：一是確定噴流對繞飛行器外流的干擾，從而充分利用噴流的有利干擾，合理布局飛行器的部件，從而減小飛行器的阻力，改善飛行器的操縱性和穩定性；二是確定外流對噴流的干擾，充分利用外流的影響，合理地布置發動機和噴管的位置，選擇最佳的噴管形式和尺寸，以獲得發動機的最大推力。此外，風洞試驗數據與飛行數據相關，也必須通過風洞噴流試驗得到噴流影響的修正數據。
噴流對飛行器氣動特性的影響主要表現為：①噴流反作用力的直接作用，包括噴流的反作用推力、推力線不通過重心時的附加力矩等；②噴流直接打到飛行器部件上的撞擊作用，例如翼下吊掛發動機噴流對襟翼的撞擊作用，類似現象在美國太空梭再入時出現過；③噴流的引射效應，高速噴流由於氣流的黏性作用，抽吸(引射)外流，使外流流線向噴流軸線方向彎曲，流速增加，靜壓降低；④噴流的體積效應，又稱自由邊界效應或位移效應。噴流羽流邊界類似一個實體邊界，對氣流產生阻塞作用，迫使外流流線向外彎曲，靜壓增高。
模型設計
噴流模型設計應在滿足高超聲速風洞試驗模型設計的基礎上展開。噴流模型的設計可參照GJB 4012-2000(高超聲速推進風洞飛彈冷/熱噴模型設計準則》進行。此外，噴流試驗模型設計中還應注意以下問題：
模型縮比確定
由於噴流會對風洞流場造成較大影響，特別是在大噴流壓比、大的相對噴流動量比(噴流動量與風洞自由來流動量之比)的情況下，如仍然按照常規風洞試驗確定模型縮比，噴流往往會導致噴流試驗時風洞流場堵塞，因此噴流試驗模型縮比往往要小於常規試驗模型縮比。
由於噴流干擾試驗中，飛行器的氣動外形、噴管布置位置、噴管數量以及射流方向等差異很大，難以用統一的標準簡單地確定噴流干擾試驗模型的合理縮比。因此，噴流干擾試驗模型的縮比通常採用以下幾種方式確定：①在常規試驗模型的基礎上，再適當縮小模型尺度，通常控制在常規試驗模型大小的25%～50%。②根據類似的風洞噴流干擾試驗的經驗數據確定模型縮比。需要指出的是，由於不同風洞、不同試驗條件下風洞的抗堵塞能力不同，在設計中應考慮該因素的影響。③通過帶噴流的堵塞模型試驗確定合理的模型縮比。即在正式設計前，通過設計加工簡化的不同尺度帶噴流堵塞模型進行風洞試驗，確定最終模型縮比。
防隔熱設計
由於外流對模型的氣動加熱，以及熱噴流發動機工作後的高溫對天平測量存在不利影響，一般應該在天平與模型之間、模型發動機與天平之間加裝隔熱套或水冷套，以減小溫度影響或對天平造成損壞。
冷噴流供氣支路
為了避免對模型氣動特性的干擾，供氣管路系統一般與模型支撐進行一體化設計，放置於模型尾部。如採用尾支撐，通常將尾支撐設計為中空的管道結構，作為噴流供氣管路的一部分，可以使試驗裝置結構緊湊並減小干擾。
試驗裝置
噴流裝置
噴流裝置有噴流氣源、閘閥、減壓閥(或調壓閥)、通氣管道、通氣支架，高壓空氣通過噴流接頭進入模型內的穩壓室(或稱儲氣室)，最後從模型噴管噴出。
在進行風洞噴流試驗時，關鍵問題是在測力試驗時怎樣把高壓氣通到模型噴管中而對天平無干擾或少干擾。根據模型支撐方式和採用的天平類型的不同，可以有不同的通氣方式和通氣裝置。通常採用的通氣裝置包括膠管、波紋管、迷宮盤、空氣軸承、空氣橋等。對於低速風洞使用機械天平的測力試驗，例如用迷宮盤和空氣軸承，都能較好地滿足要求。
另有一類通氣方式，其通氣系統不與天平相連，也不與模型相連，整個噴流系統是獨立的。這類通氣方式把噴流系統與天平及模型分開了，但要求這個系統與模型要同步地改變迎角和側滑角，並始終與模型保持恆定的相對位置和間隙，這就要求有一套比較複雜的操縱機構。
專門設計的空氣橋是被成功套用的通氣裝置。它是在管道之間安裝通氣的萬向接頭(通常為3個)。固定靠高壓氣源的一端使空氣橋懸掛，另一端通向外式天平空心支桿到模型內腔。對採用內式應變天平的尾撐模型(機翼下吊掛的發動機)，則可使用通氣天平。高壓空氣由尾撐系統輸送，有中心通孔的天平與空心尾支桿配合連線，空氣通道有相對應的密封波紋管，在模型端部密封。空氣通過四周上的孔進到包圍在波紋管的儲氣室中，再從貯氣室通到模型腔中。這裡，校準天平要用預計的試驗壓力為天平加壓，以計算出其微小的干擾和由空氣壓力引起的天平靈敏度的變化。
噴流模型支架
噴流模型支架形式有很多種，可根據不同的設備、不同的模型選用合適的支撐方式。下面介紹5種支架形式。
①腹部支架
低速試驗多用垂直機身的支架，高速試驗採用帶有後掠角或前掠角的葉片式支架，高壓空氣通過支架內腔流人模型內。其優點是結構相對簡單，容易滿足結構強度和剛度要求，為了減小干擾，要求支架相對厚度小於5%。其缺點是影響機身流場及其邊界層的發展，對模型流場干擾嚴重，特別是在跨聲速範圍內，並且不宜用於橫側試驗。
②翼尖支架
翼尖支架支撐在模型兩邊翼尖處，對模型流場的干擾比腹部支架明顯減小，但為了提供噴流所需的高壓空氣，必須改變機翼外形，從而改變機翼下洗對尾翼的影響。為了減小干擾，要求超聲速時在支桿尖部所產生的激波和膨脹波不會打到模型的測量部件，連線兩側支桿的後面水平支桿離模型尾部應有足夠遠的位置。
③尾支撐
與全機測力模型尾支桿支撐形式一樣。這種支撐形式對模型流場干擾最小，但尾支桿占據了模型尾部部分空間，要保證噴管有足夠的出口面積讓噴流流量通過比較困難，高壓氣流從支桿內部流人薦反噴出來，氣流總壓損失大，對於非圓形噴管，尾支撐形式也不適用。為了得到準確的噴流試驗數據，尾支桿直徑與噴管直徑之比應小於0.7。
④張線支撐
採用全機測力模型使用的張線支撐形式。進人模型的通氣系統可使用引氣桿、波紋管空氣橋等。其優點是支架干擾小、迎角變化範圍大、模型內可裝多台天平等。
⑤半模型反射面支撐
該支撐形式只能用於發動機安裝在機翼上的模型試驗。
試驗步驟
①根據確定的模擬狀態與模擬參數算得試驗所需的控制參數，如噴管出口氣流總壓等。
②測定噴管出口氣流總壓與調壓閥後壓力的關係曲線。測量時，總壓排管安裝在噴管出口截面上，其軸線與噴管軸線平行，通過調壓閥控制閥後壓力，測得不同的閥後壓力與噴管出口氣流總壓的對應關係。利用這一關係曲線，就可把對噴管出口總壓的控制變為對調壓閥後壓力的控制。
③動量係數的求法
可用安裝在供氣導管中的流量測量裝置測量流量，根據試驗落壓比、噴流總溫等參數算得噴流的動量係數。
④按一般測力試驗方法進行有噴流與無噴流的試驗。
