气波制冷效率影响因素的实验研究

通过实验本文研究了气波制冷机工作管充气时间，分界面混合效应以及工作管内反射激波等因素对气波制冷效率的影响，并结合管内流动波图对实验结果进行了分析，提出了采用激波吸收腔缩短工作管长，消除反射激波，提高制冷效率的方法。     

进气道动态测试风洞实验技术

本文阐明了进气道动态测试实验技术的特点，对该项实验技术在风洞实验中的应用作了详细介绍。实验证明，该技术完全满足进气道实验要求，具有很高的实用性，在进气道动态实验技术研究方面取得了突破，具有较高的推广价值。     

FL—2风洞大攻角自动转γ接头实验技术软件设计

本文旨在阐明FL－2风洞大攻角自动转γ接头试验技术应用软件的开发，研制，实现过程，同时介绍了软件的组成，功能，运行情况。     

低速风洞设计中的导流片损失问题

低速回流式风洞中拐角部位的流动损失占总损失的比重很大，该位置导流片绕流的流动状况对于流动损失有明显的影响。与常规的工程估算方法不同，风洞实验与数值计算相结合，并通过正交优化能够对不同工作条件下导流片流动及其性能指标的变化规律进行研究，对特定的导流片找到了最佳的工作条件。     

高速风洞支架干扰数值修正研究

提出了一种计算高速风洞支架系统对飞行器模拟纵向气动力干扰量的数值计算方法，从跨声速全位势积分方程出发，编制了适用于飞行器全机模型及其带支架情况下的跨声速绕流计算程序。通过对双垂尾模型和GBM－03模型两个算例的计算，讨论了尾支撑位置及其几何外形参数对模型气动力的影响，并对GBM－03模型带短支杆情况下的纵向实验结果进行了修正。表明该方法对于分析研究风洞模型支架干扰问题并进行支架干扰修正是可行的、有效的、可以作为选择尾支撑位置及其几何外形参数和对跨声速风洞纵向实验结果进行支架干扰修正的工具。     

颤振逼近和退出方法的研究

本文介绍了风洞颤振试验时颤振的逼近和退出的方法。此方法是保持马赫数为常值，逐步增加前室总压来逼近颤振点，一旦模型出现颤振，快速拉小风洞第二喉道面积并紧急关车（快速关闭调压阀和启动阀），从而快速降低速压及马赫数，使模型快速安全地退出颤振。本文也给出了用此方法对歼八飞机单独机翼模型在ＦＬ－１风洞中进行颤振试验的结果。同时对其它几种退出颤振的方法进行了分析比较。     

风洞高次曲线收缩段壁型及其性能

介绍的五次曲线收缩段壁型是一种新型风洞壁型，与通常采用的壁型相比，具有边界层厚度薄，流场湍流度低，气流均匀性好等综合效果，该收缩段壁型有推广价值。     

GPR格式推广用于多维复杂流动的数值计算

采用算子分裂技术，将原始求解一维流动问题的高精度、高分辨率ＧＲＰ格式推广用于包含各种不同间断解及其相互作用的多维复杂流动计算。以轴对称管端出口处激波绕射传播为例，作了数值模拟，得到了与实验结果吻合很好的流场精细结构。     

风洞红外热成象实验技术的初步研究

本文介绍风洞实验红外热成像测技术的工作原理，特点和在西北工作大学速翼型风洞和低湍流度风洞应用红外热像仪诊翼型边界层转捩与ＣＦＤ和热线风速仪测量结果的比较和分析。