模型表面温度对光电特性影响的实验研究

对在JF-10氢氧爆轰驱动高焓激波风洞中开展烧蚀材料模型表面温度对光电特性影响的实验方法进行了探索。风洞实验状态的驻室总压约为20MPa,驻室总温约为6000K,自由流速度约为4km／s。实验以锑化铟多单元红外成像系统与电离列阵测试装置为测量手段,用以烧蚀材料为头部的球头钝锥体模型,实验测量激波层中红外辐射的横向剖面分布和壁面附近电离密度的剖面分布,并在烧蚀材料加热和不加热两种情况下进行了对比实验。实验结果表明：烧蚀材料的加热加强了模型头部激波层中的红外辐射,同时也增大了模型表面的电子密度。     

汕头大学大气边界层风洞的设计和研制

介绍了汕头大学大气边界层风洞和其配制的测控系统及流场校测结果,汕大风洞主要做建筑物的抗风实验和风环境实验,为模拟大气边界层,实验段较长,实验模型放在实验段后部,为减小曲轴向静压梯度顶板同度分段可调,风速比航空风洞低,配置了建筑物测压和测力实验后所需的电子压力扫描测量系统和高频底座天平。流场校测表明,该风洞的气动性能已达合同规定的指标。     

高超声速表面摩擦应力油膜干涉测量技术研究

针对高超声速摩阻测量的需求,将基于表面图像的摩擦应力油膜干涉测量技术（SISF）应用于Φ0.5m常规高超声速风洞。通过平板模型的风洞实验,进行了硬件设备平台研制、模型表面材料、油膜物性参数的影响特性以及干涉图像数据处理方法研究。结果表明,建立的SISF硬件设备和技术能够获得清晰的干涉条纹,平板模型表面摩擦应力测量结果与数值模拟结果一致,研制的SISF系统可以可靠地应用于高超声风洞模型表面摩擦应力测量。     

高焓激波风洞自由流参数测量的数值重建

高焓风洞中参数测量本身受到高温非平衡效应影响,单纯依靠实验测量不足以确定详细的风洞自由流参数.本文以JF-10高焓激波风洞为背景,通过喷管-试验段-测量仪模型非平衡流场的连贯计算,开展自由流参数测量的数值重建.在比较分析测量仪模型绕流场的计算结果和实验测量值的基础上,结合喷管流场的数值模拟结果,共同确定高焓风洞的详细自由流参数.     

10°尖锥标模高超声速动导数的实验测量

在中科院力学所JP－4B高超声速脉冲风洞中，用模型自由飞方法对1°尖锥开展动态实验测量，并用参数微分法辨识得到了该模型的俯仰阻尼导数。文中还介绍了在模型优化设计，模型工艺以及实验测量记录和数据判读技术方面的一些进展。实验结果表明；脉冲风洞中模型自由飞方法得到的10°尖锥标模高超声速动态气动特性测量值与国外可比数据一致，重复测量精度与弹道把试验相当。     

PIV技术在直接空冷模型风洞实验中的应用

本文利用PIV技术在生产性风洞中对某发电厂直接空冷系统模型的空间流场进行了测量，得到了绕模型的空间流场结构。PIV测量结果可以为数值模拟空冷系统流场提供可靠的数据，为空冷系统的改进优化提供指导和依据。     

关于提高低速风洞实验准精度问题

本文给出了DBM-01标模在DFVLR Gttingen 3米×3米低速风洞和CAE HARI 2.5米×3.5米 低速风洞对比实验的主要结果,并与国内规定的“标准参考曲线”和NACA TN 4041-4042的结果作了比较;分析了影响低速风洞实验数据准精度的主要因素;针对国内低速风洞现状,提出了提高低速风洞实验数据准精度的主要措施。 本文认为,应该立足于发展实验设备和测试技术,采取如下措施:即使用尾撑系统、盒式应变天平、实时测量的模型姿态角度仪和精良的数据采集和处理系统,才可能使国内低速风洞实验的准精度有一个实质性的明显提高。     

水洞动态测力和流动显示一体化实验技术

研制能够用于低速水流中的三分量内式测力天平，结合氢气泡(或染色液)方法，在水洞(槽)中实现测力和流动显示实验同步进行的动态实验系统，克服了通常测力和流动显示分别在风洞和水洞中进行，实验条件不同给结果分析带来的困难。天平采用高精度位移传感器，避开传统的应变片技术应用于水中所遇到的技术困难。简易飞行器模型的静态和等速俯仰实验结果表明了测量系统的可靠性。     

无肋双曲线型冷却塔风压分布的全尺寸测量和风洞研究

本文叙述了广东茂名热电厂双曲线型自然通风冷却塔风压分布的风洞实验和全尺寸测量结果。该塔高90米,无塔肋。风洞实验给出了在均匀气流和大气边界层气流中,不同雷诺数和塔面集中粗糙度时的平均风压分布。全尺寸测量给出了雷诺数约为5.4×10~7时无肋塔内外壁面的平均风压分布。文中还讨论了风洞实验时模型表面适当布置粗糙度,可使低雷诺数时的实验结果应用于大雷诺数的问题。     

脉冲风洞天平-模型支撑一体化测力技术研究

机体/推进一体化气动性能评估是超高速技术发展的关键之一，一体化试验模型具有扁平比很高的特点，内部空间十分有限，传统测力天平安装时将占用模型大量空间，导致发动机相关设备难以安装，从而影响风洞试验的开展。针对上述问题，设计了天平-模型支撑一体化测力装置，并对其进行了强度分析和模态分析，验证了测力装置的强度和频响特性；其次，对一体化测力装置进行了静态校准，获得了相应的载荷计算公式；最后针对2.0m试验模型在Φ600mm脉冲燃烧风洞中开展了Ma5.0、Ma5.5、Ma6.0状态下的气动力载荷测量试验，并对该测量结果与成熟的盒式天平测量结果进行了对比，两者一致性较好，最大测量误差为Ma5.5状态下的法向输出结果，最大值为6.45%，能满足脉冲风洞测力要求。本研究提出的一体化测力装置可为脉冲风洞中机体/推进一体化气动力实验提供参考，进一步发展了脉冲风洞测力技术。     

模型振动对风洞实验数据分散性的数值模拟研究

研究模型振动对风洞实验结果的影响对于修正风洞实验数据和加深空气动力学的理解具有重要的现实意义。基于κ－ω的SST两方程湍流模型,在时间域求解雷诺平均N—S方程,研究了模型振动在不同迎角下流场和气动力的变化规律。结果表明：模型振动在小迎角条件下对气动力测量结果几乎没有影响,但在大迎角存在一定分离的条件下,可以引起分离涡的非线性演化,导致气动力平均值的改变,从而引起风洞气动力测量值的分散性。结论从物理机理上解释了大迎角风洞实验的重复性和数据分散性。     

超声速高超声速风洞测力数据衔接性的研究

本文叙述半锥角θc=1 0°尖锥模型和HB 2标模在FD 0 7风洞的气动力测量结果。通过与FD 0 6跨超声速风洞及国内外其它风洞实验数据的比较 ,讨论从超声速到高超声速的不同风洞设备中气动力测量数据随 Ma数的衔接变化 ,分析新建的FD 0 7风洞气动力测量的准确性和可靠性。     

用强迫振动法测量跨超音速风洞模型的俯仰阻尼导数

本文叙述了测量俯仰阻尼导数的试验装置及其数据处理方程。在FL-23风洞中,测量了AGARD-C模型俯仰阻尼导数,结果表明:阻尼导数随M数的变化趋势是合理的,M=2.5 C模型在FL-23的测量结果同在AEDC 4英尺风洞所得的数据有很好的一致性。重复性实验结果表明,该装置可用在跨超音速风洞中测量飞行器模型的俯仰阻尼导数。     

基于激光多普勒原理的极低风速测量实验

介绍了利用激光多普勒效应进行风速测量的原理及定点遥测原理,分析了探测气溶胶颗粒大小的要求,并以此搭建了一套极低风速测量系统。同时分析了系统的测速精度,以及安装角度对测量结果的影响。最后分别开展了转台实验、直线导轨实验和风洞实验,实验结果表明,该极低风速测量系统的测量误差基本可以控制在001 m/s以内,当风洞工作介质为未经处理的环境空气时,系统可以获得稳定可靠的信号,测量结果与高性能仪器十分接近。     

DSP技术在风洞实验中的应用

本文对激光流速测量（LDV，PIV）技术中如何应用DSP技术，使流速测量系统和技术在风洞实验得到长足发展做了简要的介绍。     

非烧蚀型防热材料烧蚀性能初步试验研究

介绍了在CARDC等离子体风洞中开展的非烧蚀型防热材料超高温陶瓷（UHTC）的试验研究结果。对Ф20mm平头圆柱体试验模型,采用亚声速驻点试验技术,在驻点热流478W／cm2,气流焓值27．9MJ／kg,环境压力18kPa条件下,分别对代号C（15、10）型、Y型、S（30、15、10）型3种材料模型进行了试验研究,并对模型试验前后的长度变化、质量变化以及模型表面温度进行了测量,初步分析了模型的表观变化、抗氧化特性和表面辐射特性。结果表明：Y型模型试验前后表观变化不大,表面温度达到1930℃;S型模型表面生成一层薄氧化层,稳定情形下模型表面温度达到1964℃;C型模型表面烧蚀严重,模型表面温度达到2462℃,防热性能最差。     

激波风洞中三角翼体模型的大攻角气动力测量和局部方法的应用

在激波管风洞中，用模型自由飞方法测量了两种不同迎风面三角翼体模型的大攻角气动力。应用局部方法以一种迎风面外形的实验结果为依据，估算了另一迎风面外形的的气动特性，结果与实验值吻合较好。另外，本文还进一步估算了航天飞机外形的气动特性，结果与实验值吻合较好，另外，本文还进一步估算了航天飞机外形的气动特性，与美国ＣＡＬＳＰＡＮ公司４８英寸（１．２米）激波风洞中的实验值相比，结果也令人满意，从而表明，局部方     

光学压力敏感涂料测量技术及其在内流场应用

本文介绍了应用基于发光强度的全域压力测量方法进行叶片表面压力分布的一系列实验结果。在自主建立光学压力测量系统和自主研发国产压力敏感涂料的基础上,对高亚音速叶栅风洞出口处大弯度孤立叶片吸力面和对转压气机实验平台出口整流叶片吸力面的压力分布进行了测量,并采用传统电子静压扫描装置在高亚音速叶栅风洞中进行了同步测量。光学压力测量与电子压力扫描结果的对比表明所建立的光学压力测量系统可用于内流场测量,其精度达到了工程应用水平。     

支杆及船尾对超声速弹丸底压影响的实验研究和理论计算

普通弹丸的底阻约占弹丸总阻的１／３。因此，准确测量底阻是准确测定弹丸总阻的关键。在超声速风洞中进行测力实验时，模型底部大都用一根天平支杆将模型支撑在风洞中。由于尾支杆的存在，使得模型底部流动发生畸变，引起底阻测量的不准确性。本文介绍了天平尾尾支杆以及模型船尾对超声速弹丸底压测量影响的实验研究和理论计算。研究表明：尾支杆直径从小到大变化时，底压经历了一个由大到小再由小到大的过程；在一定的范围内船尾起     

桥梁简化断面颤振的实验研究

本文介绍一种用于闭口风洞的桥梁节段动力模型颤振实验装置。该装置使模型处于良好的二维流场之中;能方便地对模型系统的质量和转动惯量进行精确的调节;采用了运动的分解测量方法,直接测量模型在每个自由度上的运动。 在风洞中用该装置对包括平板在内的三种简化桥梁断面的八种动力学状态进行了不同攻角下的颤振实验。结果证明,装置是成功的,澄清了几个感兴趣的问题。实验还给出了一个与传统概念不同的结果。