2.4m跨声速风洞大迎角试验技术研究

介绍了2.4m跨声速风洞的大迎角试验机构、试验技术,以及大迎角标模(CT-1)和某四代机等两个模型的调试试验情况。试验结果与国内、外其他风洞的试验结果具有较好的一致性,试验精度相当。标志着2.4m跨声速风洞的大迎角试验机构和试验技术研究取得了初步成功。     

底排环境效应风洞实验

环境温度和压力对底排减阻率有显著影响。介绍底排环境温度、压力效应的实验研究方法,主要结果和对弹丸射程的影响。     

用于高温测量的红外热成像技术

用于高焓风洞实验中模型表面温度测量的CCD红外热成像系统 ,测温范围 1 0 0 0～ 350 0K。笔者介绍系统原理和标定过程 ,并给出了初步风洞实验结果。通过与红外高温计测量结果的比较分析 ,验证了该系统的可靠性和实用性。系统的研制成功为地面防热 /热结构实验中模型表面温度测量提供了先进的手段。     

高超声速风洞引射器阀门系统的微机控制

本文介绍了高超声速风洞引射器阀门系统采用计算机控制的设计思想和原理框图。在软件和硬件设计过程中采取了一系列措施，成功地在风洞中实现了微机实时控制．     

用Calspan式管测量显示亚声速流动

用上、下二根 Calspan 式管可满意地测量亚声速风洞通气壁附近的流动状态,从而可以用来进行洞壁干扰修正或自适应壁风洞迭代计算。从理论上分析,根据 Calspan 式管上、下孔测得的压力分布值,可计算出流向与法向的扰动速度分量。文章对 Calspan 式管的构造作了详细的介绍,并对试验装置及所使用的仪器和传感器作了说明。由于所测得的量值很小,介绍了试验的方法和采集数据的处理方法。     

液晶热图技术在脉冲风洞中的应用

在短时间脉冲风洞中,对液晶热图实验技术进行了试验。在实验时间为20ms的炮风洞中,获得了清晰的三维高超声速分离流场的热图显示照片。热图照片不仅与油流图谱所显示的特征位置吻合,而且能半定量地显示表面热流的分布。该项技术的研究为国内空气动力学实验研究提供了一项新的方法。     

立式风洞与立式风洞试验

尾旋是飞机的一种非正常的复杂旋转飞行状态,飞机尾旋研究在航空工程中属于比较冷门的专业。立式风洞是专门进行飞机尾旋研究等特种试验的风洞设施,这种风洞在飞机研发过程中与常规风洞相比使用率较低。对立式风洞和立式风洞试验进行简要的回顾和阐述,为相关飞机型号设计单位进行立式风洞试验、研究飞机尾旋特性与改出特性提供参考。     

风洞实验测力模型的设计

本文主要通过风洞实验测力模型设计工作的一些实例，探索了有关风洞实验测力模型设计工作中有关冀型换算、样板设计、结构设计和强度核算的一些具体方法的应用．     

风洞系统角度机构的精确控制

介绍了风洞系统角度机构精确定位,提出定位控制电器精零的实现,详述角度精确控制的设计思路和方法.     

大型结冰风洞云雾场适航应用符合性验证

结冰风洞云雾场符合性是大型结冰风洞适航应用的基础。为验证3 m×2 m结冰风洞云雾场符合性，发展了基于SAE ARP5905的结冰风洞云雾场符合性验证方法，针对主试验段构型，开展了结冰云雾场符合性验证试验，获得了试验段内液滴尺寸和液态水含量拟合关系，考察了喷嘴水压、液滴尺寸、试验段气流速度和喷嘴数量对试验段液态水含量的影响，形成了主试验段结冰云雾控制包线。结果表明：主试验段内液滴尺寸分布具有显著的单峰分布特征，体积中值直径（MVD）模拟范围近似在10~75 μm之间；试验段中心处液态水含量随着喷嘴水压和MVD的增大而增大，同时近似与试验段气流速度成反比，与喷嘴数量成正比；增大喷嘴水压和喷嘴数量会提高试验段内云雾液态水含量空间均匀性，但是增大气流速度却会减弱试验段内云雾空间均匀性；3 m×2 m结冰风洞主试验段结冰云雾控制包线可以覆盖大部分适航条例25部附录C结冰气象条件，但对低液态水含量结冰条件的模拟仍存在局限。