水流法测量涡轮导向器喉道面积

涡轮导向器喉道面积值是燃气涡轮发动机设计和生产中的重要参数，必须加以严格的控制。要有效地控制涡轮导向器的喉道面积，首先必须准确地进行测量。对用水流法测量涡轮导向器喉道面积进行了概述，包括测量原理、方法以及几种测量方法的比较等。     

多传感器融合目标跟踪

分析了基于成象和雷达两种传感器对目标状态的测量模型及其融合模型。针对两种传感器之间测量信息的不同步问题,给出了一种基于最小二乘法的不同步信息之间的时间配准和融合方法,并设计了跟踪滤波器。     

整体式固体火箭冲压发动机研制

概要介绍了我国第一种整体式固体火箭冲压发动机试验研究样机的研制,讨论了样机地面试验研究和飞行试验研究两大阶段中,整机（含主级和助推级）各部件及分系统的设计,试制和试验工作,样机结合合理,主级比冲比国外同类型号导弹发动机有较大提高,助推级综合性能和热防护也优于后者。     

飞机结构环境谱初探

本文给出环境谱的定义及编谱的基本方法。对总体气候/化学环境因素的分布和随时间变化的规律进行了探讨。统计分析了我国各气候区和飞机典型使用地区的总体环境,提供了气温、湿度、太阳辐射、二气化硫,海水盐度及盐雾等国内实测数据。     

薄膜温度传感器的研制及应用

一种新型的薄膜温度传感器,采用真空镀膜的方法制作在涡轮叶片表面,两者构成一体,可以真实反应表面温度。传感器的质量小、响应快,对叶片内部换热和表面燃气流无干扰。 传感器的敏感元件为铂姥_(10)-铂热电偶,测温上限可达1000℃,测量精度为±3％。     

固体发动机无损检测新技术评述

文中阐述了无损检测新技术在固体发动机推进剂及多界面脱粘方面取得进展的部分情况。探讨和展示了装药发动机采用无损检测新技术中存在的难点及前景。     

储存后的乳液丁羧胶对推进剂老化性能的影响

通过储存五年多的乳液丁羧胶合成的推进剂与新生产的乳液丁羧胶用同一配方合成的推进剂在同等的环境条件下同时进行加速老化对比试验,结果是常温最大强度σ_m、最大强度时的延伸率ε_m、断裂延伸率ε_b和断裂功W_b的变化不同,并且在50℃加速老化的情况下,以同样规律随老化时间变化。     

新型高超音速静压探针的设计和实验

参考了近40年来国外有关超音速和高超音速静压探针的研究成果,设计了多种并发展了二种高超音速静压探针。它们可精确地用于持续工作流场仅为30ms的流场静压测量。实测静压与自由流静压比p_(s,m)/p_(s,∞)=1.009;马赫数比M_(∞m)/M_(∞,)=0.993。实验在加拿大多伦多大学宇航研究院的高超音速炮风洞里完成。炮风洞喷管出口气流特性是:(空气)自由流总压比_(t,∞)=25.5MPa,总温T_(t,∞)=1000K;马赫数M_∞=8.30;自由流静压p_(s,∞)=2.13kPa;雷诺数R_e=3.2×10~7。以探针直径D为基准的R_(e,D)=34,000～52,800。这种探针己被用于“管内高超音速流场发展实验研究”中了。     

固体火箭发动机内绝热层烧蚀率实验研究

根据固体火箭发动机内绝热层烧蚀环境,设计研制了一种绝热层烧蚀试验发动机。利用该发动机不仅可进行绝热材料配方筛选,而且通过调节压强、流速及冲刷角进行缩比发动机烧蚀模拟试验和各种烧蚀率影响因素分析。在大量实验研究的基础上,提出了一种能较精确测量绝热层烧蚀率的测试方法和实验评定方法。分析了发动机工作压力、流速、气流冲刷角、裂纹,脱粘、气孔、夹层及搭接缝对绝热层烧蚀率的影响。测试结果与实际发动机解剖数据有较好的一致性。     

利用常规风洞进行二元翼型试验的竖置全跨方法

采用竖置全跨试验方案,在CARDC(中国空气动力研究与发展中心)4米×3米风洞进行了几个二元翼型模型风洞试验。最初选用的模型是NASA GA(W)-1翼型,并作为校验模型。试验雷诺数高达4.69×100~6,攻角范围为-10～24°,试验结果相当满意。