软式加油方式中加油软管锥套受气流影响会发生气动不稳定现象,严重影响空中加/受油的成功率和安全性,其中加油机的尾流场是影响软管锥套稳定性的主要因素。本文研究了空中加油机加油软管锥套的气动稳定性风洞试验方法,建立并分析了相似准则,给出了双目系统测量软管锥套位移的具体方法,利用自动舵机实现了加油软管自动收放,形成了完整的加油软管锥套气动稳定性风洞试验技术,并将其应用于某型加油机加油吊舱、中心线平台等部件的选型优化。结果表明,该试验技术能有效模拟处于加油机尾流场下的软管锥套收放过程和固定管长时的气动稳定性,试验获得的锥套下沉量和振动幅值明确了不同加油吊舱、中心线平台构型的优劣性,能够为加油机关键加油部件选型优化及飞行试验提供可靠的试验数据。

8米×6米低速风洞特大攻角试验设备是＂十一五＂期间新研制的一套飞机模型风洞试验支撑装置目的是实现飞机模型在特大攻角状态下的风洞试验。该设备的液压系统可实现试验模型各种高难状态的自动驱动与控制液压系统主要由液压泵站（油源）、七个（四组）伺服液压缸及其控制元件等组成。该系统于2006年投入使用在2007年初的一次试验中模型上行出现了失控故障致使模型撞到风洞上洞壁直接导致模型和试验天平损坏。本文简要地介绍了该系统的原理、故障现象、故障排除以及系统改进。