简介：为了满足高温燃气流动研究的需求,提出了一种新的实验装置——爆轰波风洞.该风洞基本原理是利用高压气体驱动爆轰波后高温气体,为其提供消除Taylor稀疏波的运动边界条件,使爆轰波后气流保持均匀恒定所需状态.在结构布置上,爆轰波风洞与激波风洞类似,因此很容易利用激波风洞实现爆轰波风洞的运行模式,但两者的流动过程和参数间关系有明显的区别.首先理论分析了爆轰风洞流动过程并得出参数间关系,而后据此开展了实验验证.理论和实验结果表明该装置可以产生多种类型、不同状态的高温燃气,并可实现对燃气状态的准确控制.该装置实验能力和应用范围还能进一步扩展.

简介：基于氢气的旋转爆轰发动机研究较多,而碳氢燃料与空气混合较为困难,导致基于乙烯的旋转爆轰发动机燃烧技术难度很高.使用宽视野范围的可视化燃烧室观察旋转爆轰波的研究在国内尚未开展.在同一燃烧室内进一步开展了乙烯或氢气的吸气式旋转爆轰实验,来流总温为283~284K,燃烧室壁面有140°石英玻璃观察窗,便于观察旋转爆轰波运动过程.空筒燃烧室爆轰环腔外径为100mm,轴向长度为151mm.燃料通过150个直径0.8mm圆柱孔进入燃烧室,空气通过喉部1mm宽的收敛扩张环缝流入环腔.高速摄影和低高频压力传感器均验证了旋转爆轰波的存在和速度值.以氢气为燃料的旋转爆轰波速度最高可达理论值的101%,爆轰波增压效应可达40%左右,乙烯旋转爆轰波速度可达理论值的89%.旋转爆轰波结构容易发生变化,不规则.氢气旋转爆轰的维持对燃烧室的结构要求比碳氢燃料要低,比乙烯旋转爆轰波更加稳定.

简介：超燃冲压发动机的正推力问题和超声速燃烧的稳定性问题是制约超燃冲压发动机发展的两个关键气动物理问题.虽然经过50多年的研究,但是目前国内外对这两个关键问题的机理还没有研究清楚.文章首次将CJ爆轰理论应用于超燃冲压发动机推进性能分析,给出了这两个关键气动问题的理论分析结果.分析结果表明,燃烧室入口空气静温对发动机的推进性能产生重要影响.当爆轰波的爆速大于隔离段内空气来流的速度时,会向隔离段上游传播,导致发动机不起动.飞行Mach数Ma=6-8是超燃发动机的临界不稳定范围,飞行Mach数Ma〉9,超声速燃烧将变得稳定.

简介：对不同进口条件下的超燃冲压发动机燃烧室内氢气喷流超声速燃烧流动特性进行了数值模拟与分析．宽范围超燃冲压发动机是吸气式高超声速飞行器推进系统设计中的热点问题之一，受实验设备硬件条件及实验技术限制，数值模拟技术仍然是超燃冲压发动机燃烧室内燃气燃烧特性及流场特性的主要研究手段．采用基于混合网格技术的多组元N-S方程有限体积方法求解器，在不同进口Maeh数及压强条件下，对带楔板／凹腔结构的燃烧室模型氢气喷流燃烧流场进行了数值模拟，对比分析了氢气喷流穿透深度、喷口前后回流区结构、掺混效率及燃烧效率等流场结构与典型流场参数的变化特性及影响规律．研究成果可为宽范围超燃冲压发动机喷流燃烧流动特性分析提供参考．

简介：开式凹腔作为超燃冲压发动机中增加掺混和稳焰的装置,其流动稳定性的研究对深入理解凹腔增加掺混和稳焰机理以及凹腔的设计有着重要的学术意义和工程应用价值.基于大涡模拟方法对超燃冲压发动机开式凹腔流动进行数值模拟,分别米用动力学模态分解（dynamicmodedecomposition,DMD）和本征正交分解方法（properorthogonaldecomposition,POD）对自激振荡流动进行稳定性分析.DMD方法可准确提取凹腔的振荡频率,与Rossitei＇模型以及压力脉动FFT分析得到的频率吻合较好,且DMD中对应Roster前3阶频率的模态在流动中的主导作用顺序也与FFT分析结果一致,自激振荡中RossiterH模态占据主导作用,同时DMD方法对Rossiter3阶以上模态频率的预测能力明显强于FFT分析方法.在对低频的提取方面,DMD方法比Rossiter模型更具有优势.与前6阶Rossiter模态对应DMD模态均缓慢收敛,主要表现为剪切层中的分离涡结构和中部及下游区域中的涡结构.前3阶不稳定模态中的分离涡结构主要集中在中部剪切层以及后缘附近区域.POD方法中较少的模态包含流场绝大部分的能量.但是,通过POD方法提取的模态频率在分辨率上效果不佳,提取到最低频率为Rossiter3阶模态对应的频率,且模态中均存在次频,次频与主频之间的耦合导致模态的形态相差较大.另外,与DMD方法相比POD方法无法判断所提取的模态的稳定性.

简介：—本文通过对差分ＧＰＳ动态定位精度的飞行验证及以差分ＧＰＳ为基准测定组合导航系统精度的科研试飞说明：目前采用差分ＧＰＳ来鉴定组合导航系统的位置、速度精度是满意的。本报告还论述对组合导航系统飞行试验技术的设想

简介：由于液浮陀螺仪常规测试方法偏重于正常陀螺性能参数的测试以及试验条件脱离实际使用状态，常使存在缺陷的陀螺无法准确筛选出来。为了弥补液浮陀螺仪常规测试方法不足，提高陀螺仪的检测可靠性，在常规试验的基础上增加了浮子迟滞试验。对浮子迟滞试验检测技术从试验机理和技术实现上进行了较为详细的分析和研究。在力矩反馈测试系统反馈放大器的输入端施加高精度三角波信号，在陀螺仪浮子沿输出轴在选定的角度范围内周期性缓慢匀速摆动过程中完成了陀螺力矩、阻尼力矩、角弹性力矩、常值干扰力矩及摩擦型干扰力矩的检测。利用浮子迟滞试验技术在液浮陀螺仪多余物检测以及最佳工作温度优选方面取得了很好的实用效果，是提高陀螺仪性能检测可靠性和故障定位准确性的一种关键检测技术。

简介：风洞模型自由飞试验利用高速相机记录自由飞行模型的运动历程，再根据模型运动特征参数反演模型的气动特性．由于没有支撑系统的干扰，该试验能够较真实地模拟飞行状态，在飞行器静／动稳定特性研究中具有独特的优势．文章在JF-8A高超声速脉冲风洞中开展了10°尖锥模型自由飞试验，并以圆球模型的自由飞运动测量风洞动压，对模型运动特征参数的数字图像提取技术及气动参数的辨识方法等关键技术进行了研究．

简介：船用惯性系统试验安装标校和变形测量是提高测量精度,保证试验质量的关键技术,因此在对设备的安装误差和船体变形造成的测量误差进行分析的基础上,重点阐述惯性系统试验零位对准和变形测量的相关理论和工程技术.

简介：为了研究钝前缘翼面的高超声速颤振特性,获得典型翼面高超声速颤振参数以校验非定常气动力和CFD计算,采用具有简单结构动力学特性的钝前缘梯形翼模型,在中国航天空气动力技术研究院FD-07高超声速风洞进行了高超声速风洞颤振试验研究.模型为9mm厚钝前缘梯形平板翼,采用夹层设计：中间层为钢板,提供模型主要刚度和质量特性;两侧为泡沫,起维形作用.试验模型采用悬臂支撑安装于风洞试验段,试验Mach数分别为4.95和5.95.试验固定Mach数,通过缓慢增加动压以使模型达到颤振临界点,采用小波时频谱分析时域响应,结果显示试验模型发生了弯扭耦合经典颤振.试验采用直接观测法获得了颤振动压、颤振频率和对应的试验密度、总温等颤振相关参数.采用壳单元建立了结构有限元模型,并采用统一升力面理论对模型进行了颤振计算分析,研究了气流密度、结构阻尼、Mach数对颤振计算的影响,并对试验结果与理论计算的偏差进行了讨论.分析认为,计算气流密度、计算结构阻尼、结构建模偏差、试验结果散布特性等因素均会构成计算值和试验值之间的偏差,但即便在计算中考虑上述因素,计算结果与试验值仍存在较大偏差.

简介：为解决自由振动式动导数试验技术在大尺度高超声速风洞中,高气动载荷环境与低频率模拟要求之间的突出矛盾,进一步提高高超声速飞行器较低气动阻尼的测量精度,发展了基于组合式动导数天平的Ф1m量级高超声速风洞自由振动试验技术.设计组合式动导数天平,轴承组件承载模型轴向和法向气动力,弹性应变梁提供系统恢复力矩,并可根据减缩频率的要求调整系统自由振动频率,有效提高了天平承载能力,拓展了试验频率模拟范围.在中国空气动力研究与发展中心Ф1m高超声速风洞,利用本系统进行了10°半锥角不同钝度圆锥标模俯仰动导数校测试验,所测俯仰动导数与文献结果最大相对误差在6%以内,验证了试验系统和测试结果具有较好的稳定性与重复性.

简介：高超声速飞行器的发展对地面试验模拟提出了新的要求，但是，现有条件还不能完全满足这些要求．文章首先回顾和概述了气动研究地面试验所应遵循的一般性相似准则，分析现行气动力、热和推进试验模拟的不足和所面临的挑战．经分析认为，面对这些挑战，现行的主要参数模拟、部件相似模拟和局部相似模拟等方法仍然有效，但应加强相似理论对地面试验的指导和计算对试验的支撑性作用，并在必要时通过飞行试验对不完全相似模拟结果进行验证与确认．

简介：沿试验段侧壁发展的附面层是影响飞行器半模型实验数据精准度的主要因素之一．利用数值模拟方法验证了涡流发生器减小附面层影响的可行性，重点分析了安装角度、结构尺寸、安装位置及个数等设计参数对附面层内速度分布的影响规律，对涡流发生器尾涡强度以及沿流向的发展规律进行了初步探讨．结果表明，涡流发生器产生的尾涡能够有效改善附面层内的速度分布，进而减小附面层厚度，降低附面层影响；涡流发生器的后缘应略高于当地附面层厚度，安装角度、位置、个数等参数必须合理设计以减小涡流发生器对试验段主气流的影响．基于计算结果初步设计了可用于2．4m跨声速风洞半模试验段的涡流发生器，在亚声速范围内能够减小模型区侧壁附面层厚度66％左右，对核心流Mach数影响小于0．003，为涡流发生器的实际应用提供了依据．

简介：为了减小陀螺加速度表输入失调角,从理论上分析了陀螺加速度表输入失调角存在对陀螺加速度表测试精度的影响,提出了利用三轴转台设计减小陀螺加速度表输入失调角的试验方法.试验结果表明,利用三轴转台可以成功地将陀螺加速度表测试精度提高一个数量级.

简介：利用双轴精密离心机能产生不同加速度的特点,研究了在不同加速度半径的球面上选取测试点,应用D-最优准则辨识加速度计数学模型参数的方法,能辨识出加速度计数学模型的全部参数,解决了加速度计在转台上测试时由于信息矩阵降秩而不能辨识出模型全部参数的问题.

简介：提出了一种在带有反转平台的精密离心机上标定陀螺加速度计误差模型二次项系数K2的D-最优试验方案。应用该D-最优试验方案,通过重复试验,能够在测试点最少的情况下获得高测试精度,实现陀螺加速度计误差模型系数的最优（D-最优的）辨识。推导了测量随机误差、试验方案的测试点、测试点的重复测试次数以及误差模型系数方差之间的关系式。精度分析的结果表明,应用D-最优试验方案,采取重复试验的方法,能够有效地减小二次项系数K的估计量的方差,从而提高K的辨识精度。