超音速校准风洞中的喷管设计

随着航空技术的发展,需要建设超音速校准风洞,以满足传感器的相关校准需求。本文根据超音速喷管设计的一般原则和特征线理论以及附面层修正的方法,进行固定马赫数的超音速喷管设计,并对设计的喷管形面进行了数值仿真,结果表明该方法能够实现设计要求,满足超音速校准风洞的使用要求。

基于双屏吹气偶的现场K型参考温度传感器设计

以双屏吹气式热电偶为基本结构,采用计算与试验相结合的方式,设计了一种适用于航空发动机试车台现场的K型参考温度传感器,用以对现场测温的传感器进行校准,以期解决涡轮后气流温度传感器的校准问题,并为此类参考温度传感器的设计提供一定的参考。

基于激光干涉法精密测量材料线膨胀系数装置的研究

阐述了中国计量科学研究院自行设计和研制的基于激光干涉法材料线膨胀系数测量的装置。该装置采用单频激光干涉法测量样品长度变化。为了消除样品自重带来的影响，进行了新的光路设计，以实现材料线膨胀系数的绝对测量，其分辨率小于1nm。在常温下采用美国国家标准技术研究院（NIST）标准参考物质硼硅酸玻璃进行了测试，测得材料线膨胀系数与NIST公布值的相对偏差在1．2％以内，结果证明，该测量装置的性能是可靠的。

球窝型总压探针气动结构选型分析研究

该文根据典型的总压探针设计方法,设计出五种结构形式的总压探针,并在亚声速、常温、常压条件下对这五种典型的总压探针进行数值仿真,通过仿真得到的压力分布、速度分布等流场特性分析总压探针的测压特性,选出不敏感角及测压准确度最优的总压探针进行后续加工,用于现场测试。该文对传统的直杆球窝型总压探针进行结构改进,在考虑不敏感角度的影响下探究球窝型总压探针的最佳结构方案,并通过风洞试验对该方案进行验证。研究结果表明:相对于正吹而言,气流偏转角使得总压的测量结果偏低,总压系数也相对大些;球窝型偏心小内径结构的压力探针受气流偏转角度的影响相对较小,测压准确度较高,可以作为现场测试的最佳结构方案。

高温气流温度传感器测温偏差关键影响因素分析

为建立航空发动机高温气流温度传感器的数学模型,并给出其典型推荐结构,对高温气流温度传感器在热校准风洞上进行校准,得到不同温度传感器在不同工况条件下的测温偏差,并针对屏蔽罩长径比、冷却介质量、偶丝材料、传感器结构、外壳冷却方式以及偶丝倾角等关键影响因素,对其影响机理进行分析,得到了温度传感器测温偏差的影响规律。结果表明,采用大长径比、单屏蔽、干烧式结构,增大偶丝倾角,采用低导热系数的偶丝材料、以及减少冷却介质量,均可减小温度传感器的测温偏差,当长径比≥5时,温度传感器在1300℃以下的相对测温偏差不超过2.2%。

涡扇发动机试车台推力测量与校准技术概述

简单介绍了涡扇发动机试车台的类型与结构,重点阐述了台架推力测量与校准的方法,并对试车台推力测量系统的误差来源进行了初步分析。结合国内涡扇发动试车台校准现状,提出了开展试车台现场校准技术研究的重要意义。

瞬态超高温气流温度测量技术初探

以某导弹发动机燃烧室出口气流温度的测量为例,初步探索了瞬态条件下超高温气流温度的测量技术。对钨铼偶及其保护套管表面进行适当改性处理,使其能够成功应用于超高温氧化性环境的温度测量,同时对温度传感器的结构进行合理设计,使得温度测量的准确度达到较高的水平。

激光干涉法测量材料线膨胀系数的实验研究

本文主要利用中国计量科学研究院最新建立的基于激光干涉法的材料线膨胀系数测量装置，在300～770K（温度范围内，对美国国家标准技术研究院（NIST）提供的SRM738不锈钢样品进行测量，实验结果与NIST公布值的相对偏差在1．7％以内。

新一代发动机测试计量保障体系初探

面对国内与国外发动机差距在一代以上的严酷现实,为使新一代发动机的可测试性、可计量性能够满足GJB5109-2004《装备计量保障通用要求检测和校准》等标准的要求,本文分析研究了新一代发动机研制所需的测试计量保障体系,并提出有关建议,以支持新一代发动机研制的顺利实施。

单屏温度传感器内部流场数值模拟研究

单屏温度传感器普遍应用于航空航天领域中的气流温度测量,本文对单屏温度传感器的内部流场进行了数值模拟研究,获得了单屏温度传感器内部的速度分布、温度分布以及压力分布等参数,为该型传感器的结构设计和使用提供了理论支持。

温湿度计量检定系统的研制

介绍了一种温湿度计量检定系统,它能够在不同温度下产生高准确度的标准湿气,同时又可以进行常规的温度校准,十分适合于露点仪和各种小型温湿度传感器的计量检定.阐述了该系统的构成原理,对主要技术关键和解决措施进行了讨论.

航空发动机试验用气动探针的动力学分析研究

现代航空发动机正朝着高马赫数、高推重比、高可靠性方向发展,使得发动机的服役工作环境更加恶劣。在发动机试验中通常使用气动探针开展气流压力测量,因此航空发动机试验用气动探针必须具有可靠安全的动力学特性。针对这一需求,基于静力学分析及模态分析原理,对某型航空发动机试验用气动探针开展了基于有限元方法的动力学分析研究,建立了探针三维模型,结合探针的装配方式和实际安装情况,考虑了探针的装配体接触及工程约束问题,建立了探针动力学特性的计算分析模型,采用不同的网格划分策略,通过监测探针的固有频率变化,验证了网格无关性,提取了模态参数,分析了各阶模态振型,获得了探针的应力分布、变形量分布及安全系数分布。针对静力学分析结果,分析了最大应力及最小安全系数出现的位置,阐明了探针设计时应该注意的微孔倒角及避免探针发生共振的问题,为航空发动机试验用气动探针设计及动力学性能分析提供了思路,有利于提高探针的可靠性及安全性,保证发动机测试试验的安全开展。

短型热电偶导热误差影响因素数值仿真分析

在航空航天发动机技术的研究过程中,通常需要准确测量高温、高速环境下的气流温度以衡量发动机的性能,由于传感器强度等因素的限制,温度传感器插入高温气流深度较小,造成很大的导热误差,影响发动机工作特性的评判。对此专门开展了短型热电偶温度传感器导热误差的研究,建立相应的短型热电偶导热误差仿真模型,并进一步验证了仿真模型的准确性。在此基础上通过仿真手段研究不同热电偶插入深度、不同来流马赫数、不同来流总温和不同基底温度对导热误差修正系数的影响规律,并建立了热电偶导热误差修正系数的响应面模型。仿真研究结果可以为短型热电偶导热误差的抑制提供思路并为热电偶使用过程中测量数据的修正提供支持。