超声流量计探头安装位置会对其测量产生影响。对DNS00超声流量计在探头全伸位置安装时的流场以及对超声流量计测量性能的影响进行了数值仿真研究。仿真结果表明，入口速度为0．3～8m／s时，由于探头伸人管道而造成超声流量计的测量误差为-1．25％--1．9％，且随着入口速度增大，测量误差逐渐增大；当速度达到一定范围后，测量误差基本趋于稳定。在此基础上通过流场分析指出，由于探头附近区域存在回流，造成各声道线平均速度减小，导致测得的流量值偏小，因此测量误差为负。

探讨了用Nd：YAG脉冲激光器作为泵浦光源对激波管内瞬态非定常流场进行平面激光诱导荧光（Planar laser induced fluorescence，PLIF）测量的时序同步问题。由于该激光器需要预热以获得稳定的倍频输出，作者研制了低压大电流的电热破膜装置，实现对激波产生时机的控制。在大尺寸矩形截面的激波管上搭建了PLIF测量平台，并在此平台上进行了丙酮示踪流场显示和氢氧基分布测量。

建立了全新的用于多相流量计测的单元阻力模型,并在此基础上开发出多相流量计测系统实验样机和配套计测软件.通过自建多相流测试环道上大量的模拟现场工况实验研究,对计测模型进行了评价.实验数据表明:该计测模型可以适用于多相流中不同粘度的液相流量计量;可适用于较宽的气、液相流量变化范围;模型计测误差稳定在可接受的水平,适当延长计测周期可以明显改善计测误差.

准确测量模型表面的脉动压力对于研究建筑物表面风荷载具有重要的意义。在实验室中通常采用管道系统和传感器对物体表面压力进行测量。然而，模型表面的压力信号通过管道系统后会在幅值和相位两方面发生畸变。在管路系统中加限流器能在很大程度上改善管路系统的频率响应特性。笔者应用Tijdeman的管道频率响应理论进行了不同管子和限流器尺寸参数组合的计算，并且进行了系统的对比实验。结果表明：计算和实验结果符合良好，文中进而讨论了有关参数对管路系统频率响应特性的影响。结果对如何正确测量建筑物表面脉动压力提供了一种有效的方法。

为了获得高温射流中微粒的速度，建立了一套显微照像系统。该系统由双脉冲YAG激光光源、粒子放大成像系统、图像接收系统组成。在采用显微成像技术、补偿式滤光技术、序列成像技术后，克服了喷射粒子直径小、流场发光强、温度高等困难，实现了对同一粒子的两序列照像，根据两幅序列照片，获得了粒子的喷射速度。对该系统的组成、原理及试验结果进行了介绍。

风洞试验中，模型姿态的测量是影响数据精准度的一个重要因素，而测量上的一个微小变化，常常对实际应用价值造成巨大影响。当代测量技术发展的一个新领域是应用光学技术。概述了国外主要的风洞模型位移光学测量系统，包括测量依据、应用风洞、模型要求、数据后处理以及精度情况。这些测量系统应用于静态试验和动态试验中，用于模型位移、姿态角和弯曲变形的测量。从应用现状、应用环节、操作步骤、发展趋势等方面进行了描述，并给出了结论。比较这些模型位移光学测量技术可知它们各有优缺点，应用条件不一样。

为研究翼型结冰状态下的载荷变化规律，对翼型进行测力实验。研制一台三分量翼型测力天平。天平设计的突出难点为设计载荷极不匹配，阻力测量载荷很小。设计时，针对翼型载荷的特点，采用片梁组合方式测量阻力，四柱梁测量法向力及俯仰力矩，并采用有限元方法对结构进行了验证计算。主要介绍天平的设计、校准及应用情况。

针对高焓电弧风洞内部流动的热化学非平衡效应及气体组分和振动能量冻结效应导致的试验数据外推困难问题,基于高焓风洞喷管/试验段/试验模型一体化数值模拟的思路,通过数值求解三维热化学非平衡NavierStokes方程,开展了FD-15高焓电弧风洞典型运行状态下流场的数值模拟,与典型试验状态的气动热数据进行了对比验证,研究了试验数据外推飞行条件的方法及有效性问题,分析了提高驻室总压对试验数据外推的影响。研究表明:(1)风洞试验段来流离解度高,热化学非平衡效应及其冻结现象严重;(2)热流校核试验测量数据位于一体化数值模拟的完全催化热流和非催化热流之间,分布合理,验证了计算方法和程序的正确性;(3)试验模型安放位置对模型表面压力和热流存在影响,模型与喷管出口的距离越大,模型表面压力和热流越低;(4)当驻室总压较低时,通过双尺度模拟...

采用运动自由度不受约束的风洞自由飞试验技术,研究大钝头、小升阻比的类“联盟号”返回舱在跨声速区自由飞行时的运动特性与气动特性规律。以单平面光路拍摄返回舱模型在风洞中自由飞动态运动过程图像,经图像自动判读获取其运动轨迹与姿态角,并以参数微分法对模型运动姿态角进行线性与非线性气动参数辨识,得到模型俯仰方向的静、动稳定导数系数。研究结果表明:采用线性与非线性气动参数辨识所获得的静稳定导数系数Cmα均小于零,在数值上差距不大;从非线性气动参数辨识结果看,返回舱静稳定导数系数的数值主要由线性项Cmα0决定,非线性项Cmα^2α^2所占比例较小;类“联盟号”返回舱静稳定导数系数的非线性较弱,可近似用线性气动模型进行辨识。在试验迎角范围内,返回舱的动稳定导数系数呈现出非线性性质,且在小迎角范围内由线性项(Cmq+...

在有限长度圆柱气动力测试风洞试验中,端部状态的变化对气动力有很大影响。在雷诺数为6.43×10~4时,通过刚性模型风洞测压试验对3种端部状态下的斜置圆柱气动力特性进行研究,基于平均风压系数沿斜置圆柱的轴向和周向分布规律,分析端部状态对斜置圆柱气动力测试结果的影响。结果表明:斜置圆柱表面风压沿轴向可分为近上游端部区、中间区和近下游端部区;由于马蹄涡的存在,在近上游端部区的背风面,风压沿轴向有一个突变,端部状态对马蹄涡强度有很大影响;在中间区,背风面风压沿轴向出现交替变化,可能是由于在近上游端部区形成的旋涡受到轴向流作用向中间区流动导致的,端部状态对交替风压变化的幅度和阻力系数有很大影响;当下游端部封闭时,近下游端部区的迎风面和背风面风压都会出现突变,且迎风面的突变幅度更大,下游端板对近下游端部区...