摘要：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。

摘要：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。

摘要：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。

摘要：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。

摘要：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。

摘要：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。

摘要：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。