介绍压力场测试中所采用的压电压力传感器的标定方法。压力场测试中所采用的传感器是一种以压电晶体做敏感元件的压力传感器,它可以将压力讯号直接转换成电荷输出,其输出量与被测量压力成正比。该传感器具有较大的测压范围、较好的线性、快速的上升时间、高的压力-电荷灵敏度和较小的几何尺寸。给出了压电压力传感器的实验室标定方法和野外使用环境条件下的现场标定方法,并进行了对比研究。

在超声速自由旋涡气动窗口应用中,高能激光束实际上是透过超声速自由旋涡射流的剪切层输出的,激光束会受到剪切层的退化畸变。为了减少这种畸变,优化超声速剪切层光学性能,提出了超声速自由旋涡射流的压力匹配和折射率匹配剪切层的设计方法。提出了两种类型的折射率匹配剪切层的设计方法,讨论了其设计过程。这两种剪切层分别为按照某种比例混合的He/Ar混合气体作为自由旋涡射流的工作气体时的折射率匹配剪切层,以及选用加热到某个温度的干燥空气作为自由旋涡射流工作气体时的折射率匹配剪切层。

由气体动力学基本定律,推导出燃烧室性能分析的一种一元流计算方法。该方法考虑了面积变化、质量添加、两相流、多组分效应、化学反应、壁面摩擦、壁面散热等因素的影响。与试验数据的对比分析表明,该方法能够准确描述超声速燃烧室两相参数分布,从而为燃烧室方案设计阶段的快速性能评估和设计优化提供了一种有效的手段。

将粒子图像测速技术(PIV,ParticleImageVelocimeter)应用到低速轴流通风机实验台上,在设计工况下对轴流通风机转子叶顶区域的瞬态速度场进行了实验测量。测量得到了三个不同周向位置下的涡量图和速度矢量图,并观测到了叶顶泄漏涡的涡旋结构。重点研究了叶顶泄漏涡位置的不稳定性和锁相平均后的叶顶泄漏涡涡心的轨迹,并将实验结果与原有模型进行了比较。结果表明叶顶泄漏涡涡心的运行轨迹与现有模型得出的估算公式的计算结果接近,基本吻合。

为了研究弹射过程中人体肢体的气动特性和防护方案的有效性,在1.2m×1.2m跨超声速风洞中进行了人椅组合模型肢体测力和局部压力测量试验研究,试验的M数范围为0.4～2.0,迎角范围为5°～30°,侧滑角范围为0°～90°.结果表明,这次试验是成功的,所研究的防护装置都是有效的,侧滑使背风侧肢体被吹开的趋势增强,抬腿对肢体气动特性的干扰影响是不利的.

在西北工业大学NF－3风洞中对OA212MK旋翼翼型加装Gurney襟翼进行了静、动态的测压实验。研究了不同高度的Gurney襟翼在翼型后缘有、无平板（TAB）状态时的增升效果。实验结果表明，高度为0．010c的Gurney襟翼使OA212MK旋翼翼型的最大静态和动态升力系数分别增加了22％和16％，而使OA212MK＋TAB的最大静态和动态升力系数分别增加了19％和5％。

为测量滚转力矩为g·cm量级的小不对称烧蚀弹头的滚转力矩系数，采用了以气浮轴承支撑模型，用天平来测量模型上的滚转力矩的测量方法，平天的设计载荷为0.02N·m，试验表明：所研制的气浮天平既具有常规天平经济，直观的优点，同时又具有比常规小滚转力矩天平高一个量级的测量精度，能用于10^-6级测量。

随着导弹技术的不断发展和非接触式作战样式的出现,需要有一套快速的工程方法来估算带进气道的战术导弹的空气动力性能.针对带有进气道的面对称布局战术导弹,基于大量的研究和实验结果以及工程经验,把进气道视作极小展弦比的部件,建立了进气道法向力与压心计算的简化模型,采用部件组合法发展了一种适用于带有进气道的布局形式、计及非线性影响的战术导弹气动力和动导数工程估算方法及程序,计算结果与实验数据吻合较好.