跨音速机翼的方案设计方法

阐述了跨音速机翼的方案设计方法，文中所描述的研究是开发该技术用于方案设计，建立并存取跨音速气动力数据库的第一步，该研究的主导思想是开发一种可以进行非线性气流数据叠加的方法，用轻型公务机的实际设计对该方法进行了测试。     

多加速度计振动分离惯性补偿测力技术

为解决在高超声速脉冲风洞中进行大长细比等特殊模型测力实验所面临的惯性补偿问题,笔者提出了多加速度计振动分离惯性补偿方法。这一方法应用在长细比达20 :1 的模型气动力实验中,得到了较为理想的实验结果     

WINDOWS环境下的风洞测量,控制,处理与管理系统

用ＰＣ－５８６微机取代ＰＤＰ系列机实现ＮＥＦＦ７２０模拟和数字量数据采集及处理系统，风洞控制系统，ＰＳＩ７８０Ｂ电子扫描测压系统的全部功能。自行开发了３２位代码软件，使用标准ＷＩＮＤＯＷＳ风格的人机交互界面，中文显示，操作简便。引入虚拟仪器概念，适时图形显示实验进程及实验数据，可扩展成多媒体的风洞实验数据采集、马赫数控制、迎角控制、数据处理及风洞管理、培训一体化系统。     

风洞模型投放试验轻模型法重力效应影响

风洞模型投放试验是研究超声速机弹分离问题的一种有效手段，相似参数的选取是影响试验准度的关键因素。有初始弹射速度的超声速机弹分离研究中，通常采用"轻模型法"得到模型的运动学及动力学相似参数，但该相似参数中模型重力模拟不足。为了研究重力效应对投放试验结果的影响，采用CTS试验技术对全尺寸真实参数与缩比尺寸轻模型法相似参数条件下得到的结果进行了对比研究。研究结果表明：在载弹与载机分离过程中，载弹位姿相互耦合，垂直下落位移的快慢会影响载弹姿态角的变化；轻模型法相似参数条件下，载弹垂直下落位移较慢，虚拟重力的修正方法只能近似修正下落位移，不能对导弹姿态角进行修正，而姿态角会影响下落的位移；机弹分离安全性方面，轻模型法相似参数条件下的试验结果较真实参数偏危险。     

JF—10氢氧爆轰驱动激波风洞自由流的测量和诊断

针对ＪＦ－１０氢氧爆轰驱动风洞动行的高焓高速状态，采用吸收光谱技术、皮托压力瞬态测量技术、电离探针等的测试方法，测量了自由流中一氧化氮的含量和离子浓度、皮托压力及其沿喷管出口半径方向的分布。并根据以上各项测量结果判断了自由流的非平衡程度。     

跨声速风洞斜孔壁非线性流动试验

为分析跨声速风洞斜孔壁近壁区域的流动特性，评估气流偏角-压力系数的非线性关联，在0.6 m跨超声速风洞中开展了基于七孔探针的流动特性测量试验。通过气流偏角和压力系数分布分析了斜孔壁流动的差阻特性，以及马赫数、模型升力对斜孔壁流动的影响，最后基于试验结果发展了计算斜孔壁特性参数的微分法，并与经验方法结果进行对比。结果表明，斜孔壁流动呈现出明显的差阻性和非线性，在负压差范围内，近壁流动仍以出流为主；高亚声速时，空风洞模型区孔壁流动特性趋于实壁；安装模型后，随着升力的增大，升力面对应的孔壁区域流动向入流发展，孔壁流动特性趋于开口边界。     

几种机翼气动布局试验研究

本文介绍了在某背景机平台上进行的八种机翼布局方案在FL-1风洞中的高速试验研究，分析了机翼不同平面形状及参数变化的试验结果，可以作为新一代战斗机机翼气动设计的参考。     

弹体与助推器的干扰

并联式助推器分离时与弹体之间的气动干扰，影响到导弹飞行初始轨迹。当分离不适合时，还可能损坏弹体。