涡轮前温度是衡量航空发动机性能的重要参数,精确的温度测量对于发动机研发实验具有重要意义。气动测温探针相对于传统测量方法具有结构简单,成本低,可以使用量程小精度高的测温热电偶间接测量高温燃气温度等优点。然而在实验中发现存在较大偏差,本文结合探针的结构对误差产生原因进行分析,进而探讨探针测温误差的解决方法。

为满足某特种电子设备强制通风冷却的要求，提出了一种空气循环制冷与除湿方案，进行了热力分析、计算、装置试制和试验，结果证明：计算正确，结构布置合理，各部件性能参数匹配，方案可行。

超高压工况下,气动特性分析需考虑真实气体效应。针对超高压驱动系统的气动参数计算问题,提出一种以质量方程和能量方程为基础,联立实际气体状态方程的超高压气动特性分析方法。引入喷管背压和元件传热等边界条件,以及初始热力状态条件,再结合活塞阀门控制规律等,建立了超高压驱动系统气动特性分析模型。对长行程活塞式超高压驱动系统在基准条件下进行气动参数计算,通过对运行特性进行评估,得到的计算结果满足设计指标。

根据尼古拉兹实验曲线以及对应的阻力系数经验公式计算阻力系数时,为保证阻力系数与传热方程迭代过程的连续性,对过渡区和湍流过渡区提出了新的阻力系数计算经验公式以及过渡区传热系数计算经验公式,新的阻力系数经验公式在雷诺数从小到大范围内连续,使传热方程与其迭代过程易于收敛。新的阻力系数经验公式计算结果与已知判据进行了验证,过渡区相对误差在5%以内,湍流过渡区相对误差在10%以内,满足工程计算要求,计算结果更为准确。

位于大气边界层中的建筑结构受到非定常的风速影响会导致其结构破坏。为研究该现象,在风洞实验室中恰当地模拟大气边界层环境,不但要实现稳定风速的模拟,而且变动风速也要满足一定要求,即是阵风谱(Gustspectrum)的模拟。旨在通过分析影响风洞实验段风速的因素,采用改变动力段对电机输入的功率来实现要求的阵风谱,并在实际风洞中进行验证。结合流体力学原理,通过对空气以及动力系统进行分析来建立守恒方程,应用Matlab软件进行数值计算。模拟出在风速达到稳定后,输入正弦电压得到实验段的风速。模拟结果表明,在实验段风速呈现正弦曲线,经快速傅里叶分析与电压频率一致。经试验验证后与模拟结果吻合,振幅与风洞对应输入功率所标定的风速一致,故可用该方法模拟产生规定阵风谱下的非定常风。