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％。     

米定义发展的启示

通过简要介绍米定义发展的历史，人们从中得到的启示是：这样严密的定义，还在不断地进行修改，使其更加完善。诸如量块长度的定义、测量方法、测量原理和测量可靠性的评估等原来的定义和规定也断地更晚是理所当然的事。     

FL—23风洞洞壁对跨声速颤振的干扰影响

本文提供了在FL-23风洞中进行的试验研究结果。试验采用动力相似的四种不同尺寸的60°三角机翼平板半模型。结果表明:洞壁干扰提高了跨声速颤振临界速压,当模型展长对试验段宽度的比值Lm/B为0.687、0.600和0.512时,使颤振临界速度的压缩性修正系数分别减小3.8％、2.5％和1.4％。改变开孔率的试验定性验证了上述结果的合理性。     

风洞试验中风剖面的模拟及近流场特性分析

首先简单介绍了日本东京工艺大学风工程研究中心新建的开环流低速边界层风洞中风剖面模拟的试验情况.基于试验结果,采用被广泛应用的三角尖劈加上布置粗糙元的方法,成功地模拟出日本建筑学会定义的四类不同场地对应的风剖面.通过对试验数据的比较分析,就所采用的立方体粗糙元及三角尖劈对最终模拟得到的风剖面特性的影响进行了比较分析.其次,对风剖面模拟及特性判定中的几个重要问题,如三角尖劈的形状优化、风速功率谱的一致性、积分尺度的分析方法等进行了分析.最后,基于以上分析,对在边界层风洞中模拟预定的风剖面提出几点参考意见.     

组合叶栅的实验研究(一)

首次提出了用于可逆风机叶片设计的组合叶栅设想及其评价准则，并对组合叶栅进行了叶栅的性能实验，通过实验数据的分析，肯定了组合叶栅设想的可行性，适当地选取叶栅的组合参数B、T，可以使组合叶栅的整体性能得到大幅度的提高，与现有的翼型相比，Cymax^N R,αCymax^N R均有不同程度的提高。     

高负荷跨音压气机转子ATS-3气动设计

ATS-3的设计工作是在已有的设计较为成功的风扇压气机 ATS-2的基础上 ,进行细致的优化 ,主要是想提高失速裕度 ,也为高负荷、高压比跨声速压气机的设计提供更为直接、有用的设计数据。优化设计的重点是在根部应用可控扩散叶型的思想进行二维反问题优化、并对整体的安装角进行调整。其特性的数值模拟结果表明 ATS-3较 ATS-2有更大的失速域度 ,效率有所提高 ,但设计点的压比和流量略微有所降低     

三维四向编织复合材料等效热特性数值分析和试验研究

 采用“米”字型枝状胞体有限元模型和试验方法对三维四向编织复合材料的整体等效热膨胀系数和等效热传导系数进行了分析并将计算结果和试验值进行了比较。研究表明枝状胞体模型能较为真实的反映三维四向编织复合材料的结构构形;有限元方法在分析热膨胀、热传导方面具有较好的精度;三维四向编织复合材料编织方向的热膨胀系数随着纤维体积比的增加而减小,随着编织角的增加而减小;热传导系数随着纤维体积比的增加而增大,随着编织角的增大而增大。     

用自适应小波神经网络辨识动态实验数据

在气动动态实验中，往往飞行器气动模型是非线性的，很难对动态系统进行正确建模，因此无法得到准确的气动参数值。而采用自适应小波神经网络，无需对该动态系统建模，就可准确地辨识出气动动稳定特性，同时，精度较高、收敛速度较快。采用该方法对某导弹模型风洞自由飞实验结果进行了辨识与动稳定性分析，结果表明用自适用小波神经网络辨识安全可靠。     

X—38飞行器无粘绕流的非结构网格模拟

本文采用非结构网格，利用DLR所发展的计算软件TAU对X－38飞行器高超声速无粘绕流进行数值计算。为了生成有效的计算网格及提高对流场细节的分辨率，在求解过程中应用了网格自适应,并研究了网格密度对气动力的影响程度；同时与现有的实验结果和用结构网格得到的结果进行了比较，符合程度令人满意。     

飞船返回舱再入阶段高超声速六分量测力试验研究

介绍了在气动中心超高速所激波风洞中进行的飞船返回舱再入阶段高超声速六分量测力试验研究以及马赫数、雷诺数变化对返回舱外形纵向三分量气动特性的影响研究。在试验方案和天平设计中提出和采用了“5 l”方案，即五分量主天平和单分量滚转力矩天平实现六分量测量，模型分段连接使大轴向力对小滚转力矩测量的干扰降至最低。为考核该方案的可行性，还进行了一系列验证性试验，如对比性试验和缝隙影响试验，试验研究结果表明：采用该方案是可行的，成功地测量出了返回舱模型上的小滚转力矩。