校准箱的基本结构和应用

简要地介绍了CARIA校准箱的基本构成和应用，并给出了该校准箱和荷兰NLR校准箱的一些比较。在这个校准箱中、推力和流量的测量精确度可分别达到0．2％和0．3％。     

飞行器动力模拟器校准箱试验技术研究

本文介绍了气动院飞行器动力模拟器校准箱系统的基本结构和组成、校准箱测控系统、校准箱工作原理、试验方法和数据处理方法，给出了引射式动力模拟器和TPS在校准箱中首次试验的结果和讨论。结果表明，CARIA校准箱是先进的飞行器动力模拟器校准设备，可以满足对动力模拟器推力和流量的精确校准，其总体试验技术和测量精度已经达到国际先进水平。     

迷宫密封在校准箱中的应用

中国航空工业空气动力研究院由德国宇航院哥延根空气动力研究所（DLR）引进了校准箱设备，在FL-8风洞开展了校准箱试验技术研究。本文针对在校准过程中比较重要的环节迷宫密封装置的基本原理及其在试验过程中的应用加以讨论．阐述了迷宫密封在消除高压供气对校准测力干扰中的作用，同时也表明合理可靠的密封是获得高精度测力数据的关键技术之一。     

高准确度直流电阻分压箱的校准

分析了直流电阻分压箱的技术指标和校准水平,提出了等分测量的校准方法,进行了不确定度分析,给出了验证方法。结果表明：用该方法校准的分压箱,比率误差为１０＾－７量级。     

基于Visual Basic的互感器负荷箱测量仪校准系统的实现

为解决互感器负荷箱测量仪同相分量和正交分量的校准问题,在分析互感器负荷箱测量仪工作原理的基础上,设计了基于电子/电工组合式的互感器负荷箱测量仪校准装置,并简要说明装置电工部分、电子部分以及上位机软件的实现。经省级计量研究院验证结果表明,该装置校准结果符合0.2级要求,可作为标准装置解决1级互感器负荷箱测量仪量值溯源问题。     

基于校准箱的低速风洞一体式喷流试验技术

为满足大型涡扇动力飞机的喷流试验需求,发展了基于校准箱的低速风洞一体式喷流试验技术。该技术的原理是将试验模型与喷流模拟器融合为一体进行喷流试验,风洞天平同时测量模型的气动力和喷流模拟器的推力,推力通过校准箱校准后从风洞天平测量试验数据中扣除。详细介绍了推力校准及扣除技术、空气桥技术、流量、落压比精确控制技术。为验证该试验技术可靠性,分别在校准箱和FL-13风洞开展了某飞机推力校准试验和全机喷流风洞试验,试验结果表明:推力校准精度优于0.24%,全机喷流试验的阻力系数重复性精度达到0.000 3,满足喷流风洞试验的精度要求。      

气动矢量喷管测力技术研究

本文主要介绍了在新型气动矢量喷管模型试验中，使用扣压式钢丝编织胶管(以下简称钢丝胶管)作为设备的次流供气管路与气动矢量喷管模型次流进气口之间的连接装置后进行的校准试验。经校准和试验证明，该连接方式可行，能满足试验要求，其测力误差≤0．5％．     

基于Visual Basic 6．0的大衰减量的自动校准

介绍了大衰减量的测试原理和测试方法,并着重介绍了利用这种测试方法并通过Visual Basic 6．0实现对大衰减量的自动校准;所开发的自动校准系统简洁明了、操作方便、性能可靠。     

航空发动机压力测量箱自动校准系统设计

介绍了航空发动机压力测量箱自动校准系统的结构组成及功能实现,并对其测量结果的不确定度进行分析评定。该系统的设计可提高工作效率,避免手动校准带来的不确定度因素,拓宽了航空发动机压力测量的校准渠道,为测量结果的准确性提供保障。     

基于Visual Basic的压电加速度计自动校准系统设计

介绍了一种压电加速度计比较法自动校准系统。该自动校准系统在Visual Basic6．0环境下编程,实现了登录、设定参数、测试、数据保存、证书打印等功能。     

某型号用的三套非标准设备通过验收

三0四所承担的“某型技改非标设备”研制任务已于1998年5月底进行了现场初步验收，致此为国营长风机械厂研制的100热校准风洞、GR－27热电偶静态校准装置、Y963单点静态校准装置等三套设备已全部完成，等待交付。在验收中，项目负责人向验收人员介绍了非标设备研制情况，其中包括非标准设备的结构特点及技术性能指标，然后对100热校准风洞等进行了现场验收，其测试结果如下：（1）100热校准风洞的试验风速范围5～100m／s连续可调，控制精度±0．5m／s，校准温差精度±1℃。（2）Y963单点标准装置采用了两极加热及自动控温方案，控制精度达…     

高精度单轴温控速率转台主要问题的研究

文章阐述了高精度单轴温控速率转台研制中的主要困难和问题，重点研究了解决方法，并结合CZD-13单轴温控台的研制，进行了实物仿真。实现了±0．0003o／s的超低速控制，使速率精度和速率平稳性都达到了0．0001°／s。采用变参数控制系统，使转台从超低速到高速都具备良好的速率特性，调速比达到了1．67×106.-45℃条件下台体和温控箱连接处结霜比较严重，超低速的控制难度很大，通过拓宽系统带宽、缩短控制周期等方法，保证了±0．0003o／s指标的实现。通过温控箱的合理设计，减小了温控箱振动对低速性能的影响。在轴系设计上，为了保证精度，从轴系分布、变形情况和刚度情况进行了优化设计，结合防锈蚀设计，防水冷凝设计、与温控箱的接口优化设计，有效地保证了低速性能的实现。     

精密模具叶片校验仪的校准方法及不确定度评定

由主标准器0．5～100mm三等量块、标准四方直角尺配套装置千分表等组成的标准装置，主要用于开展对精密模具叶片校验仪的校准。本文介绍了该装置对精密模具叶片校验仪的校准方法及相应的不确定度评定。     

燃油流量标准装置之间比对试验初探

介绍我站燃油流量标准装置在校准美国EG&G公司生产的液体涡轮流量传感器时，其检测结果与美国EG&G公司油流量标准装置的检测结果相一致，平均仪表系数两者相差Kmax=0．065％，进行了一次油流量标准装置间的量值比对工作。为今后进行同类流量标准装置间的比对积累了经验。     

三○四所校准实验室通过CNAL监督评审

评审组认为 :三○四所校准实验室按 CNAL/ AC0 1 :2 0 0 2《实验室认可准则》的要求重新编制了质量管理体系文件 ,对校准 /检测工作的质量起到了保证作用 ,运行比较正常。中国实验室国家认可委员会 (CNAL)是经原国家质量技术监督局授权、统一负责校准和检测实验室资格认可及获准认可后日常监督的国家认可机构。获得中国实验室国家认可委员会认可 ,表明三○四所校准实验室具备了按有关国际标准开展校准和检测服务的技术能力 ,赢得政府部门、社会各界的信任 ,并获得所有与 CNAL签署互认协议的 38个国家和地区实验室认可机构的承认。获准…     

X型热线探头的方向系数及其对湍流测量的影响

热线的方向系数对湍流测量精度很大的影响。对于Ｘ型探头，热线的方向系语在校准曲线里，这给热线校准带来一定的困难。本文提出一种同时求出Ｘ探头的热线方向系数和校准曲线的逐步逼近法，并测得两根热线的方向系数为０．３０７和０．２５８，此值单针探头的方向系数不同，在三角形钝体尾流的测量中，本文还评估了方向系数对雷诺应力测量值的影响。实验表明，如果不考虑方向系数，最大误差可达１０％。     

500N发动机新型推力架的研制

本文论述了一种新型推力架,采用了整体弹性元件和座控自动校准系统。推力架具有高的固有频率和良好的动态响应。不仅用于稳态推力测量,而且也用于变推力测量。推力测量范围是0～500N,保证精度为0.3％。     

防错技术在自动校准软件中的应用

为提高自动校准软件的质量和可靠性,在自动校准软件开发中应用了防错技术。经实践表明,采用防错技术后,开发的数字多用表自动校准软件的质量和可靠性有较大提高,工作效率提高10％以上。     

2．4米跨声速风洞推力矢量试验技术

针对先进战斗机推力矢量高速试验需求,研制了可用于校准通气不传力系统对推力天平性能影响的装置和基于数字流量阀的喷流质量流量闭环测控系统,在2．4 m 跨声速风洞建立了通气叶片支撑、金属波纹管通气不传力系统实现喷流供气转换、三台天平内置的双发战斗机推力矢量试验平台,实现了飞机气动力和两尾喷管转向喷流推进特性同时分别测量。系统调试和模型风洞试验表明：试验系统运行稳定、可靠,质量流量测控精度优于0．5％;全机气动力及两个喷管矢量喷流推进特性规律合理,重复性精度达到国军标常规测力合格指标;建立的试验技术系统可用于来流马赫数0．3～1．2、迎角－10。～60。、喷管偏角－20。～20。、喷流总质量流量0～3 kg／s 的双发战斗机推力矢量试验。     

激波风洞高超声速摩阻直接测量技术研究

介绍了在中国空气动力研究与发展中心（CARDC）激波风洞中进行的摩阻测量技术研究情况。在测量研究中,设计了压电型摩阻天平,为了提高摩阻天平的校准和风洞试验测量结果精度,便于风洞试验和校准之间安装的变换,本项研究的摩阻天平采用一种新结构,也就是测量表面和摩阻天平本体可以分离的分体式结构,由此确保在不同使用场合下,摩阻天平的测量表面或者校准加载块可拆卸和更换。验证性试验是在CARDC0．6m激波风洞中进行的,流场名义马赫数分别为8和10,单位雷诺数分别为2．85×10^7／m和1．58×10^7／m,试验中测量了带压缩拐角的进气道模型表面三个测点的摩擦阻力,也测量了摩阻测点及其附近热流,测量结果表明：模型表面的摩阻和热流与雷诺比拟准则符合得较好。