提高风洞天平阻力测量精确度的研究

本文从三个方面研究提高天平测量精确度，包括：设计一种小干扰的元件结构；精心选优，精心粘贴，高质量的温度自补偿箔式应变计，尽可能实行体轴校正，无法实行体轴校时，应对载荷进行轴系修正。Φ１８六分量天平作为课题研究的实例，标模动校测量精度达到国家标准标规定的先进指标。地轴校载荷修正后的标模动校结果与体轴校的标模动校结果吻合。     

大客车局部优化造型对其使用性能的影响

随着车速的提高,汽车在行驶中受到的空气阻力便成为不可忽视的问题,因此与减阻节能相关的汽车优化造型也就显得越来越重要了。由于运动物体所受到的空气阻力系数的大小主要取决于它的头部的形状,因而我们对厢式大客车驾驶室前风窗区的几种不同造型在低速风洞中进行了测力的实验研究。实验结果表明,驾驶室前围不同形式的过渡是影响厢式客车空气阻力的重要因素。其中在适当的风窗倾角下,经过良好的圆化处理后,可使厢式大客车的空气阻力减小27%左右。这不仅节省了燃料的消耗,还可以提高汽车的最大行驶速度,改善其加速和爬坡能力。     

跨音速翼型风洞的洞壁干扰研究

利用三个几何相似的 RAE104翼型模型,用实验方法确定西工大翼型风洞(TAWX)的无堵塞干扰开闭比。对于不带测压轨及带测压轨两种状态的开槽壁分别采用2%及4%开闭比可认为近似于无堵塞干扰。利用测压轨测量该翼型风洞上下壁附近控制面的静压分布,并利用快速富里叶变换法计算马赫数及迎角修正量。由 TAWX 风洞与西德 DFVLR TWB 风洞实验结果的比较可以看出,当迎角为零时,两者结果吻合较好,说明无堵塞干扰开闭比的确定基本上是正确的,经过快速富里叶变换法进行马赫数及迎角修正后的 TAWX 有升力的实验结果也与 TWB 结果接近。     

3 m×2 m结冰风洞热流场品质提高及评估

结冰风洞热流场品质符合性是大型结冰风洞适航应用的基础。为明晰制冷系统性能升级优化对3 m×2 m结冰风洞热流场品质的影响,开展了热流场符合性验证试验,评估了热交换器出口和试验段两位置处热流场品质,给出了气流总温修正关系,形成了热流场控制包线。结果表明:热交换器出口和试验段模型区内热流场品质在主要试验工况下均优于SAE ARP5905指标;与升级优化前（2019年）试验结果对比,优化后试验段模型区内热流场空间均匀性显著增强,尤其在高风速、低总温工况下,模型区内均未出现超标的非均匀峰值点。结冰风洞制冷系统的升级优化显著扩展了3 m×2 m结冰风洞主试验段热流场控制包线,增强了结冰风洞试验模拟能力。     

基于RCS观测序列的空间目标识别算法

针对低分辨率雷达体制下的空间目标识别问题,提出了基于RCS观测序列的空间目标识别算法.该算法首先对空间目标的低分辨雷达RCS观测序列进行离散小波变换,然后在时间-尺度平面上提取十个有效的统计特征,最后基于模糊分类来识别空间目标.应用四类空间目标的实测数据进行了仿真实验,取得了比较好的识别效果.     

NEPE固体推进剂动态力学性能的研究

利用傅立叶红外光谱仪及扭辫法研究了不同粘合剂系统中异氰酯活性基团与羟基基团的当量比值，扩链剂以及预聚时间对ＮＥＰＥ固体推剂的次级转变温度、等参量的影响。研究结果对该类推进剂配设计和工艺参量选择提供了必要的实验依据。     

一种低RCS无人飞行器外形的气动特性实验研究

根据气动布局的基本原理,结合低RCS要求,设计了一种鸭式布局、带边条的翼身融合无人飞行器外形,实验结果表明,该外形不仅具有低RCS特征,而且具有良好的气动特性,升阻比达到8左右。     

塞式喷管单元发动机实验与数值模拟研究

简要介绍固体推进剂模拟塞式喷管单元发动机实验系统，给出了实验塞式喷管型面设计方法和特征线法在塞式喷管流场计算中的应用，癖结了实验研究结果，并同数值模拟计算结果进行了比较，主要结果包括燃烧室压力，底部气锥流量，内膨胀比，侧喷管倾角，底部压缩角等对塞式喷管性能的影响，并得出了塞式喷管单元发动机推力方向与其轴线方向夹角的高度特性。     

固体火箭冲压发动机地面试验装置及测控系统

介绍了固体火箭冲压发动机地面实验装置及测控系统组成，功能、技术指标和可以开展的研究工作。     

旋转固体火箭发动机内弹道理论与实验研究

本文系统地总结了我们在旋转固体火箭发动机内弹道理论与实验研究方面的某些成果，其中包括含铝丁羟推进剂的试片实验和装药发动机实验以及燃速敏感性预示和内弹道预示，得出了一些有益的结论，可供发动机设计及推进剂配方设计参考。