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DNW 在风洞测试方面的创新：用于大型低速设施的新型移动带系统
摘要 德荷风洞 DNW 是欧洲最先进、最专业的风洞测试机构之一。DNW 的 11 个风洞包括亚音速、跨音速和超音速设施，为全球用户群提供实验性空气动力学模拟功能。DNW 提供在受控环境中对比例模型进行空气动力学、气动声学或气动弹性模拟和测试的技术。其实验模拟技术抓住了要研究的问题的本质。位于荷兰马克内塞的大型低速设施 (LLF) 是一座用于低速领域的工业风洞。它是一个闭路、大气、连续低速风洞，带有一个封闭壁和一个可配置（开槽）壁测试段以及一个开放式喷射。低速意味着在起飞和降落飞行配置中测试飞机，因此 DNW 将对 LLF 的投资重点放在安全（近地、有动力和无动力）和环境问题（声学）相关的测试能力上。最近的 DNW-LLF 升级计划侧重于近地模拟（采购新的移动带系统）和降低风洞电路背景噪音水平，以提高其能力和市场吸引力。后者举措的主要驱动力是飞机特性的明显趋势，即飞机噪音水平的持续降低。资金支持由经济事务部提供
国际疲劳杂志 - mediaTUM
火箭发动机的再生冷却结构承受着极大的载荷。载荷是由热燃烧气体（对于 CH4/OX 约为 3500 K）和冷冷却通道流（对于 LCH4 约为 100 K）相互作用引起的，这导致结构中出现大的温度梯度和高温（对于铜合金最高可达 1000 K 左右），同时两种流体之间的压差也很大。本研究旨在更好地了解三个主要组成部分的物理行为：结构、热气体和冷却剂流以及它们之间的相互作用，特别是结构的寿命。自 1970 年代以来，已经进行了一些燃烧室结构的寿命实验。Quentmeyer 研究了 GH LOX 2/ 燃烧室的 21 个圆柱形 LH 2 冷却测试段的低周热疲劳 [1]。在微型燃烧室内安装了一个水冷中心体，以减少燃料消耗并形成火箭发动机的燃烧、音速喉部和膨胀区域。研究了三种不同的材料。热电偶被放置在冷却通道肋条和冷却剂的入口和出口歧管中。测试是在 41.4 bar 的腔室压力和 6.0 的混合比（氧气与燃料之比）下进行的。喉部区域的热通量达到 54 MW/m 2 。循环重复测试，直到通过感测冷却剂通道泄漏检测到燃烧室故障。没有定量研究热气壁的变形。单个冷却剂质量
对一些跨音速风洞试验的观察...
作为对风洞结构、仪器和流动质量定期健康监测的一部分，在贝尔格莱德军事技术学院 (VTI) 的 1.5 m T-38 三音速风洞中对 AGARD-C 校准模型进行了一系列测试。测试包括测量跨音速马赫数范围内的力和力矩，目的是根据标准模型测试所采用的程序，将模型获得的空气动力学特性与其他风洞实验室的空气动力学特性进行比较。设施间相关性基于在加拿大国家研究委员会（后来作为国家航空研究所运营）的 5 英尺三音速风洞、罗马尼亚国家科学技术创造研究所的 1.2 m 三音速风洞和调试期间的 T-38 风洞中物理上相同模型的测试结果。对相关测试结果的分析证实了 T-38 测试段的流动质量良好、风洞结构和仪器状况良好以及数据缩减算法的正确性。在“正常”和“倒置”模型配置中获得的俯仰力矩系数数据中观察到了细微的差异，初步得出结论，这种影响可能是由于风洞试验段后部的流动略有不对称造成的，AGARD-C 模型以对俯仰的高灵敏度而闻名
交通研究记录编号 1473，路面部分的强度和变形特性以及路面修复
介绍了一种用于北卡罗来纳州柔性路面挠度和反向计算沥青混凝土 (AC) 模量的温度校正程序。开发此程序所用的数据是从北卡罗来纳州皮埃蒙特地区的四条路面收集的，这些路面的层材料和厚度各不相同。对每条路面进行了四次测试，每个季节一次，以便在最大温度范围内获得挠度，而不会对路面造成重大结构损坏。每次测试期间，每个测试段每小时进行一次挠度测试，持续 1 整天。在挠度测试时，使用落锤挠度计测量路面表面和深度温度。测量的挠度和温度值用于验证 1993 年 AASHTO 路面结构设计指南中提出的温度校正程序。发现 AASHTO 程序在校正后的挠度中产生了重大错误。这些错误的主要原因是 AASHTO 平均温度不能解释加热和冷却循环期间温度深度梯度的差异，并且 AASHTO 温度校正因子在较高温度下过度校正了挠度。基于 AC 层的中深度温度是有效的 AC 层温度这一事实，开发了一种新的挠度和反算模量的温度校正程序。使用从北卡罗来纳州其他四个路面部分收集的挠度和表面温度数据验证了此程序的准确性。
国际疲劳杂志 - mediaTUM
火箭发动机的再生冷却结构承受着极大的负荷。负荷是由热燃烧气体（CH4/OX 约为 3500 K）和冷冷却通道流（LCH4 约为 100 K）相互作用引起的，这导致结构中存在较大的温度梯度和高温（铜合金最高可达 1000 K 左右），同时两种流体之间存在较高的压力差。本研究旨在更好地了解三个主要组成部分的物理行为：结构、热气体和冷却剂流，以及它们的相互作用，特别是结构的寿命。自 20 世纪 70 年代以来，已经对燃烧室结构进行了一些寿命实验。Quentmeyer 研究了 GH LOX 2/ 燃烧室 [1] 的 21 个圆柱形 LH 2 冷却测试段的低周热疲劳。在小尺寸燃烧室内安装了一个水冷中心体，以减少燃料消耗并形成火箭发动机的燃烧、音速喉部和膨胀区域。研究了三种不同的材料。热电偶被放置在冷却通道肋条和冷却剂的入口和出口歧管中。测试是在 41.4 bar 的室内压力和 6.0 的混合比（氧气与燃料之比）下进行的。喉部区域的热通量达到 54 MW/m 2 。循环重复测试，直到通过感测冷却剂通道泄漏检测到燃烧室故障。没有定量研究热气壁的变形。单个冷却剂质量均未