发展单通道客机标模,特别是针对国内客机研制的标模,一方面利于确认CFD软件计算的可信度,从而促进CFD软件能力提升,为客机气动外形设计提供可靠的分析工具;另一方面有利于确认风洞试验品质,校对测量仪器,改良干扰修正方法,研发先进测量技术。本文介绍了用于确认风洞试验和CFD可信度的标模CHN-T1的气动外形设计。该标模包含机身、机翼、平尾、立尾、短舱、吊挂等部件。对机翼开展了详细优化设计,并配置单通道的窄体机身、满足稳定控制需求的平尾和立尾、翼下吊挂的通气模型短舱,组成全机干净构型,具有现代单通道客机的典型几何外形特征。标模设计马赫数为0.78,设计升力系数为0.5。机翼采用高气动效率的超临界翼型,在有/无短舱/吊挂组件的影响下,机翼均展示了良好的气动性能。相关信息可为即将召开的"第一届航空CFD可信度研讨会(AeCW-1)"提供基

在相似原理基础上设计了火箭推进剂实时温度测量装置.实验表明,以1/5比例缩小的模型测量得到的温度-时间曲线与实物曲线符合很好,误差不大于1℃.该测量装置体积小、结构简单、精度高、价格便宜,适用于各类无控或简控火箭实时弹道解算的要求.

在工程上,经常需要测量和控制温度,但由于不能直接安装或焊接测温传感器,温度测量常非易事.文中针对工程上一些温度测试的实际需要,对温度测试的外推方法进行了研究.基于物体的导热规律,阐述了该方法的原理,建立了相应的数学模型,并详细讨论了模型的求解方法.最后,采用模拟实验,通过实测值与外推计算值在变化规律、平稳段符合程度以及最大值处的重合程度等方面的比对,验证了外推方法的可行性与可靠性,从而在一定程度上拓宽了工程上温度的可测范围.

以测试压力变化规律为主的爆发器测试技术已经发展得相当完善,但对爆发器的温度测试问题研究还较少.在设计专用传感器以及实验测试装置的基础上,通过实验的方法对爆发器内壁温度的测试问题进行了研究.结果表明:该专用温度传感器与实验装置可以进行爆发器温度测试问题的研究,但由于传感器封装厚度的存在,测得的结果是离表面一定距离的温度,需要采用合适的方法才能获得真正表面温度,且表面温度曲线的平滑性取决于测得曲线的平滑程度.

密闭腔工况在工业、国防上有着广泛的应用和更广泛的发展前景,实现其内壁温度的测量具有重要的意义.在分析机理的基础上,采用软测量的方法,对密闭腔内毫秒级传热中内壁温度的测量进行了研究,获得了温度软测量的模型及相应的解法.实例表明:采用软测量方法,选择变化缓慢的温度为二次变量,并利用给出的软测量模型与解法,可以实现密闭腔内毫秒级传热中内壁温度的测量.

本文针对一些工程需要,提出了一种温度间接测定法,并阐述了该方法的原理和模型.通过实验,验证了该法的可行性和可靠性,从而在一定程度上拓宽了非接触式测温法的范围.

为满足某埋头弹火炮反后坐装置对不同弹种发射时的可调节适配性,并在满足最大后坐力的同时减小最大后坐位移,提出了一种基于多级环形通道的磁流变液缓冲器。利用有限元方法分析了缓冲器磁路,得出了阻尼通道平均磁感应强度与励磁电流的关系;利用安东帕流变仪测试数据,辨识了磁流变液在零磁场和磁场下的模型参数;建立阻尼通道中磁流变液的流动微分方程,在考虑惯性项和边界滑移条件下,得出了阻尼通道内磁流变液的流速分布特征,推导了缓冲器的阻尼力与活塞速度之间关系;根据理论研究结果,制作磁流变液缓冲器,构建了落锤冲击实验台,并进行不同冲击速度的冲击实验。研究表明:不同惯性效应和边界滑移条件下磁流变液流动速度分布规律相似,但流动速度峰值不同;边界滑移系数为0.000 1时磁流变液缓冲器的理论缓冲力与实验值接近;在冲击速度为