简介：主要研究了小标距光纤布拉格光栅（FBG）在应力集中部位的应变场监测。通过对光纤光栅反射光谱的分析来获得应力集中部位的应变值，实现了对光纤光栅粘贴区域中应力集中最严重点的应变及应力集中系数的测量，试验结果与理论结果一致性较好，为应用小标距FBG监测结构应力集中部位应变场及塑性应变奠定技术基础。

简介：介绍了一种涡扇加力燃烧室模型混合扩压器三维流场的测量方法，并对测量结果及其测量方法进行了讨论分析。研究结果表明：（1）采用带热电偶的全方位校准五孔探针，完全可以满足工程上定量测量三维流场的要求，具有较高的工程实用价值；（2）针对加力燃烧室混合扩压器的一些流动特点，建议五孔探针测压孔孔径不小于0.5mm，校准速度范围λ=0.1-0.4，角度范围α=-15°-+15°，β=-50°-+50°。

简介：5.12汶川大地震，一场突如其来的灾难，山崩地裂，房屋、设备损毁，人员伤亡。中国燃气涡轮研究院遭受了历史上最大的创作。看到如此巨大的灾情，年轻的职工无不惊愕，年长的职工痛心疾首，是这一代人，用他们的双手在那个困难的年代建立起来的基地！

简介：存全尺寸压气机试验台上，用球形五孔压力探针测量了低压压气机转子后的二维流场。揭示了该型压气机转子后稳态流场的特点。并提出改进方向。

简介：介绍了现代流动测试技术的特点、发展趋势及本课题组在流体动力设备研发方面的应用研究工作.主要工作有:热线风速仪技术(HWA)用于离心压缩机扩压器流场测试研究、用于湍流边界层的减阻控制研究;粒子图像速度场仪技术(PIV)用于叶轮机械动静相干非定常流场的研究、用于管道内横向射流的研究;激光多普勒测速仪技术(LDV)用于风机叶轮流场的测试研究等.

简介：对常温常压下燃烧室头部各部件（一级涡流器、二级涡流器、套筒、喷嘴型式等）的几何特性对燃烧室内各主要截面温度场的影响进行了试验研究，并将其中两种典型头部组合进行了轴向温度场变化试验，得出由A型一级涡流器、A型二级涡流器与A型头部套筒组合时，有较理想的燃烧室内及出口的温度分布。

简介：老龄飞机结构（机身、机翼）大多数破坏为多处损伤所致。因此，及时发现多处损伤成为保证飞机飞行安全的关键问题之一。为了弄清飞机主要结构多处损伤发生过程及如何检测、维修及维修后寿命，我们做了加筋板多处损伤疲劳裂纹预制试验，并对试验结果做了一定分析，为飞机结构检修周期的制定提供一定参考依据。

简介：为提高小推力发动机的测量精度，对原测量误差大、测量结果易受环境情况影响的应变梁推力测量装置进行了改进。改进后采用双曲梁推力测量系统。从安装、校准等方面介绍了系统的改进措施及实际应用情况。试验结果表明，双曲梁推力测量系统测量精度高，内阻输出低、抗电干扰性能好。

简介：高速飞机设计必须考虑热应力影响,如何在高速飞机设计过程中进行热应力减缓已经成为设计人员关心的主要问题之一。针对膨胀梁结构,分别开展膨胀节和波纹板选型设计,对比了不同形状的膨胀节和波纹板的减缓热应力性能。数值仿真结果表明:采用膨胀节和波纹板设计的膨胀梁,Ω形最大应力水平为38.3MPa,而常规梁中产生的高水平热应力超过200MPa,说明Ω形热应力减缓效果非常明显。该研究可以为设计人员提供理论指导。

简介：通过分析及试验，研究了燃烧室出口温度场周向测点布置与掺混孔间的相对位置对出口平均温度、出口周向及径向温度分布测量结果准确性的影响。结果表明：（1）在渗拽孔正下游及相邻掺混孔正中间位置、分别安排一个周向测点，能准确地测出出口温度场；（2）在相邻两掺混孔间，距每个（或某个）掺混孔中心平面横向距离为1/4孔间距位置，分别安排一个（或仅安排一个）周向测点，能获得准确的出口平均温度及出口径向温度分布。但不一定能获得准确的周向温度分布；（3）仅在每个掺混孔正下游或仅在相邻两掺混孔正中间位置，安排一个周向测点，均不能获得准确的温度场测量数据。

简介：详细介绍了用油流显示法在SB301超，跨声速平面叶栅风洞的试验研究。用油流显示法准确地显示了压气机叶片表面层流附面层分离泡的准确位置和气流在叶栅通道中产生气流旋涡的形状，以及在涡轮叶片表面上的激波位置。在叶栅试验中，用油流显示法并结合试验中的叶片表面M数的分布的测量，是观察叶片表面气流流动情况的的最经济和最直观的一种有效的测试方法，同时还简要介绍了墨水喷注法在叶栅试验中的运用。

简介：利用CFD软件CFX-TASCflow对具有试验数据的跨声速HTA涡轮导向器流场进行了计算,结果表明,计算的叶面等熵马赫数分布和出口气流角与试验值吻合良好;而计算的总压恢复系数与试验数据存在一定的差别.

简介：提出了热阻元应用体元建模的设计方法，对于边界节点数据以边界单元材料输入其控制信息，进而通过边界单元的节点号排序并缩聚成边界节点信息，同时确定了相应的时间函数曲线的输入方式。该系统是应用MicrosoftDeveloPerStudio之VC＋＋6软件平台来实现的。

简介：针对高空模拟舱内逆向布置的推力室点火瞬时过程中舱内压力的变化规律进行了理论和数值仿真分析,推力室高速气流的动能是推力室短程点火过程中舱内压力大幅上升的主要原因.为保证推力室点火时舱内的真空度,需要在推力室出口配置导流装置将燃气导出真空舱.对单台和4台并联推力室进行点火试验,试验表明：采用燃气导流能够较好保持舱内真空度,是整机多推力室高空模拟试验的新思路.

简介：采用计算流体力学方法开展了超燃冲压发动机流场二维及三维数值仿真,获得了发动机流场结构及流动细节.探讨了二维简化计算的适用性及不足.通过对发动机各部件受力的分析,得到了发动机初步性能,并就支板及凹腔的减阻设计提供了一些参考.

简介：受附面层和二次流的影响,涡轮导向器出口流场呈现三维特性,需使用五孔探针进行测量。本文参考相关资料,发展了一种适用范围较广的五孔探针数据处理方法,并编制了计算程序。经验证,该程序对马赫数计算的不确定度不大于1.5%,气流角计算的不确定度不大于0.5°,精度满足工程需要。将其用于某导向器出口流场测量,取得了较好的效果。

简介：利用ANSYS/Thermal瞬态热分析功能对压气机盘腔进行了瞬态温度场数值模拟．并将模拟结果与试验数据进行比较，验证了压气机盘边界条件计算方法的可靠性和ANSYS软件作为压气机转子瞬态温度计算工具的有效性。

简介：为探寻一种良好的径向稳定器冷却方式,采用数值模拟的方法比较并分析了冲击冷却、冲击-发散冷却及其发散孔倾角和发散孔开孔数目对径向稳定器冷却和径向稳定器后方流场的影响。结果表明:在设计冷却气量下,冲击冷却基本能满足使用要求;冲击-发散冷却的冷却效果要比冲击冷却的好,但该冷却方式对径向稳定器后方流场的影响较大;可通过适当减小发散孔倾角和发散孔开孔数目可有效削弱冲击-发散冷却对径向稳定器后方流场的影响。

简介：基于压力隐式算子分裂（PISO）算法,通过求解Navier-Stokes方程,对燃烧室内一步反应和两步反应模型、无燃烧室三种情形下尾焰流场进行了数值仿真;采用结构和非结构网格并分别用TTM方法和Delaunay三角形方法来生成;利用高温气体高分辨率光谱参数数据库HITEMP对辐射传输方程进行求解,得到三种情形下尾焰中CO2和H2O的光谱辐射亮度分布.仿真结果表明：不同的燃烧模型影响尾焰流场及其辐射,无燃烧室时尾焰辐射较弱.

简介：利用位移机构移动四孔压力探针，对小展弦比涡轮转子出口不同试验状态下的流场进行了测量。试验前对四孔压力探针进行了标定，试验中利用同步锁相技术进行数据采集，采用等相位平均法进行数据处理，再通过插值算法对探针压力数据做进一步处理，准确得到了转子出口具有周期特性的马赫数、偏转角、俯仰角、总压、静压、速度等流场参数。测量结果清楚表明：泄漏流区域的速度低，对应的相对总压小，损失大；间隙大时，泄漏流显著，导致气流亏转，对应的静压高，膨胀程度小于主流。