简介：旋转爆震涡轮发动机正获得广泛的关注,但旋转爆震燃烧室出口存在着高频的压力波动,压力波动会降低涡轮的工作效率并减小涡轮的工作寿命.基于旋转爆震波的传播特点,开展了旋转爆震燃烧室与涡轮导向器组合结构的实验研究.燃料为H_2,由位于燃烧室前端的120个小孔喷入燃烧室;氧化剂为空气,由径向环缝喷入燃烧室.在燃烧室内起爆旋转爆震波后,爆震产物直接流入导向器内.研究结果表明,随当量比的增加,燃烧室内爆震波的传播速度呈先增大后减小的趋势.在导向器出口仍存在与燃烧室内旋转爆震波同主频的振荡压力,但相对于导向器前的振荡压力,出口压力振幅减小了约64%.旋转爆震波传播速度的相对偏差先减小后增大,并且爆震波传播越稳定,其速度损失越小.

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：－静电陀螺（ＥＳＧ）工程化应用是国防科技及惯性测量迫切需要解决的问题，其支承系统（ＥＳＳ）的工程化是关键之一。本文利用高压支承变压器高频载波下付边电感与负载电容的谐振特性，设计并研制了有源谐振的ＥＳＳ。它有利于消除ＥＳＳ的起支击穿，系统功耗比原有的ＥＳＳ降低了５０％，系统动态指标优良。

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：实验研究了水滴在冷表面结冰结霜,以及合成热射流除霜除冰过程.实验中采用-30.0℃的半导体制冷片作为制冷源,将水滴滴在半导体制冷片的标定位置,在水滴完全结冰结霜且形态不再改变后,合成热射流激励器工作.利用电子显微镜观测并记录合成热射流除霜除冰的整个过程.结果显示:合成热射流能够完全除去结霜冰滴表面的霜,并且能将凝固水滴完全融化为透明的水滴.并且与合成双射流除霜效果相比,合成热射流的除霜速度极大增加,并且完全除霜后,冰滴的高度比合成双射流除霜减少20%.

简介：介绍了在中国科学院力学研究所JF12长实验时间激波风洞上开展的10°尖锥标模的天平测力实验研究结果.JF12激波风洞的实验时间为100～130ms,名义Mach数为7.0,喷管出口直径为2.5m,总焓为2.5MJ/kg,复现了35km高空的飞行条件.采用六分量应变天平,攻角分别为-5,0,5,10和14°,模型长度为1.5m,质量为50kg.实验结果表明,在100～130ms的实验时间里,应变天平的输出信号含有3～4个完整周期,可以通过对天平的输出信号进行平均直接获得气动力/矩测量结果,而不再需要进行加速度补偿,且气动力系数重复测量的不确定度小于2%.JF12激波风洞气动力系数的测量结果与传统高超声速风洞的结果符合得较好,表明在2.5MJ/kg的总焓下,真实气体效应对该模型气动力特性的影响不明显.

简介：故障树在设备的故障诊断中被广泛应用.当系统复杂度较大时,故障模式和故障树的分支会剧烈增加,故障现象和故障原因因此出现复杂关系,这必然给故障检测和诊断推理带来极大的困难.在故障诊断中引入一种新的人工智能方法,即蚁群算法,可以确定故障树的最优检测次序,并指导系统多故障状态的决策.由于该方法具有平行性、鲁棒性等特点,可以很好地解决前面所提问题.仿真结果显示,在故障树中采用该新方法可行、有效.

简介：针对甲酸乙酯(H(CO)OCH2CH3)与羟基自由基(OH)的反应动力学展开了理论与实验研究.在理论方面,首先通过量化计算得到了在M06-2x/ma-TZVP水平下准确的反应势能面,随后利用多结构-扭转(multi-stucturetorsionMS-T)方法对转动非谐效应进行了研究,获得了非谐校正系数,最后基于传统过渡态理论并考虑Eckart隧穿效应获得了200~2000K温度范围的反应速率常数.在实验方面,开展了激波管实验来测定H(CO)OCH2CH3与OH的反应速率常数,基于激光吸收光谱技术探测OH自由基306.7nm的吸收线,并对反射激波后高温反应过程的OH浓度变化进行测量,从而获得了900~1321K温度范围的反应速率常数,并论证了理论计算结果的合理性与准确性.

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：－激光陀螺的精度主要取决于环形激光传感器的闭锁阈值和偏频装置引起的误差。本文对环形激光传感器的精度进行了实验研究，测定了闭锁阈值及标度因数稳定度；采用自行研制的精密速率转台进行了速率偏频激光陀螺的实验研究。实验结果表明，速率偏频激光陀螺具有较高的精度，应当重视。

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：文章提出了一种采用圆柱形汇聚激波实现可燃气体点火特性研究的新方法．通过采用激波动力学理论合理地设计壁面型线，将激波管中产生的平面运动激波近乎连续地转变为扇形区内圆柱形汇聚激波．以氢氧预混气体为考察对象，开展了相关激波管实验，实现了可控圆柱面激波汇聚诱导点火．实验发现两种点火现象：强点火和弱点火．在强点火过程中，点火由入射激波直接诱导产生；而在弱点火过程中，点火则是在波后气流经历热压缩过程后发生．

简介：针对低精度MEMS陀螺仪适合短时间工作的特点，在不同采样频率下测试了常用MEMS陀螺仪的短时漂移，对比研究并分析讨论了各种被测MEMS陀螺仪的短时漂移特性，发现石英系列MEMS陀螺仪的短时漂移在高频采样时表现出显著的周期性，并说明测试石英MEMS陀螺仪需要高采样频率，应用时需精确标定补偿其周期特性。

简介：受限混合层的流动主要是喷流与自由来流相互剪切形成的混合层受到壁面的限制而形成的一种流动．文章采用后向台阶平板模型研究了高速高压比条件下的受限混合层的典型流场结构以及冷却效率．实验自由来流Mach数为5，喷流的Mach数为1．28，喷流总压为0．2～0．7MPa，通过调整冷喷气流的总压，基于纹影流动显示技术获得喷口附近的激波结构特征和流动参数之间的关系．形成喷口附近波系的欠膨胀流动现象的深刻认识，提取波系特征与流动参数之间的规律．基于流动显示及实验测量结果，通过分析流场中大尺度结构的空间演化规律，揭示流动参数对于冷却效率的影响规律及物理内涵．采用快响应压敏漆（FRPSP）技术在高超声速风洞开展热流分布和冷却效率研究，获得了平板对受限混合层冷却效率的影响．

简介：传统地形辅助导航适配区选择主要根据某一个地形特征参数的大小决定,因此不可避免地存在对地形适配性评判的不全面性。为了克服传统方法的缺点,提出了一种基于熵值法赋权灰色关联决策的地形辅助导航适配区选择方法,该方法综合考虑了地形标准差、粗糙度、地形高度熵及相关系数对适配区选择的影响。首先,利用计算得到的各特征参数值构建灰色决策矩阵;其次,对决策矩阵进行极差变换以及归一化处理得到灰色关联判断矩阵;最后,采用熵值赋权法客观计算各决策属性的权重,得到地形适配性综合评价指标。仿真结果表明,在评价值高的区域进行地形辅助导航,其匹配误差将更小。

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：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：描述了剪切敏感液晶涂层（shear-sensitiveliquidcrystalcoatings,SSLCCs）在高超声速风洞中针对三角翼标模进行表面摩擦阻力（简称摩阻）测量的应用情况.建立了基于剪切敏感液晶涂层光学测量系统,在中国航天空气动力技术研究院FD-07风洞中进行了三角翼摩阻测量实验,给出了三角翼表面摩阻分布数据,表明流场结构的复杂.实验结果证明了此方法进行高超声速摩阻测量的可行性,有效解决了在高超声速流场条件下表面摩阻预测的难题,具有重要的应用价值.

简介：通过色流实验和粒子成像测速技术（particleimagevelocimetry,PIV）对扑翼近场尾流脱落涡的结构轨迹和能量进行了定性及定量研究.结果表明：因展向流动充分性的不同,存在两种牛角型涡系结构;上下扑时翅翼交替产生顺时针和逆时针脱落涡,两涡运动轨迹呈近似弧形对称,对称轴的仰角略大于攻角;脱落涡的涡心涡量在上下扑极点达到最大值,环量最大值出现在到达极点前的1/5~2/5周期之间;产生脱落涡的半周期内,涡的平均环量都随减缩频率的增大而增大,减缩频率较低时,下扑平均环量大于上扑平均环量,减缩频率较高时则相反;振幅对涡能量影响明显,减缩频率为2~2.5时,振幅±40°时的涡平均环量约是振幅±30°时的两倍,减缩频率越大振幅影响越明显.