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囊式代偿抗荷服的热负荷分析及对策 总被引:1,自引:0,他引:1
本世纪70年代末至80年代初,航空生理学家实验证明,采用代偿服施加对抗压力,协调面罩内余压加压呼吸与抗荷服联合作用时,可以显著提高飞行员的g耐力.从此开始,在高空飞行中代偿服便与抗荷服合在一起使用,称为代偿抗荷服.目前,我国航空医学和航空工程专家们对研制和发展囊式代偿抗荷服的必要性已取得了共识,或许可以说,这就是我国飞行员高空防护救生装备的发展方向.的确,囊式与现行侧管式代偿抗荷眼相比较,具有呼吸省力、发挥作用快、减轻呼吸疲劳、抗g性能好等优点.但是采用囊式代偿抗荷服,必然要增大体表覆盖面积,不仅使人体活动受限制,而且将显著增加 相似文献
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从苏-27一体化防护服看抗高过载措施 总被引:1,自引:0,他引:1
本世纪70年代中期,随着第三代高性能战斗机的问世,飞行员遭遇到了9g以上的高过载。因此,航空工程师和航空生理学家共同研制了大面积覆盖的囊式代偿抗荷服。有代表性的是美国海军的先进战术生保系统(ATLSS);美国空军的“空战优势系统”;英国、德国和意大利等国空军的覆盖胸部及全下身(从肚脐到脚趾)的囊式代偿抗荷服Z瑞典空军的躯干和下身全覆盖囊式代偿抗荷服;俄罗斯空军的BKK—15K大面积覆盖的囊式代偿抗荷服等。上述大面积覆盖的囊式代偿抗荷服,热阻值很大,蒸发散热效能很低,严重的热应激在30分钟左右就可达到人的耐受限… 相似文献
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经证实,采用大面积覆盖体表的囊式代偿抗荷服,可以防护9g的加速度过载对飞行员的不良影响。但是,飞行员穿着这种服装,即使不穿防化服和抗浸服,热负荷也很大。在热环境中,当人体代谢产热为160瓦~200瓦时,按照生理学要求,为了发挥飞行员的正常工作能力,应该控制中心体温不超过38℃,这就必须在飞行员着装完毕至完成飞行任务的全过程中,不停地使用个体降温系统。否则,严重的热应激将会危及飞行安全。 相似文献
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抗荷阀-抗荷服系统的动态响应模型 总被引:2,自引:2,他引:0
抗荷阀 -抗荷服系统的动态特性是决定其抗荷效果的关键指标。本文在理论分析和系统辨识研究的基础上提出采用 4极点、1零点、1延迟的线性模型作为机械式抗荷阀 -囊式抗荷服系统的动态特性模型,该模型的理论输出与实验数据符合甚好。给出了模型的一般型式,同时分析了气源压力、阀门安装角、抗荷服容积等系统结构参数对模型的影响。 相似文献
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《载人航天》2015,(2)
为探讨中长期空间飞行(30 d以上)后飞船应急返回对机体超重耐力的影响及防护技术,首先选用42只健康雄性成年猕猴,随机分为4组,进行中长期模拟失重再超重的病理生理影响及其机理研究;之后选22名健康被试者,随机平均分为2组,分别穿着绳索拉紧式和充气式抗荷服,测定各自选定的高低2种压力制度时的下体负压耐力;最后选8名健康志愿者,测试在不穿抗荷服、穿着绳索拉紧式和充气式抗荷服三种状态下承受超重过载时的生理反应。实验表明,高+Gx作用,使猕猴脏器出现病理性损伤,相同G值猕猴头低位卧床后再超重组引起的病理损伤要比单纯超重组严重;绳索拉紧式抗荷服和充气式抗荷服可以提高人体下体负压耐力和超重耐力。 相似文献
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研究建立了飞行员抗荷系统动态模型,包括过载—眼动脉血压子模型、人体正加压呼吸子模型、抗荷阀—抗荷服子模型、面罩子模型、后倾座椅子模型、抗荷动作子模型、抗荷服压力—主动脉输出压子模型等部分。该模型可计算不同过载谱、不同抗荷装备条件下的飞行员过载耐限和耐受时间。研究结果表明,在GOR、ROR、SACM等不同过载谱条件下人体过载耐限值的计算结果与实验数据符合良好。 相似文献
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先进囊式抗荷系统与侧管式抗荷系统抗荷性能的比较 总被引:5,自引:0,他引:5
对先进囊式抗荷系统的抗荷性能进行了离心机评价,并与侧管式抗荷系统进行比较。研究结果证实了先进囊式抗荷系统的抗荷性能明显高于侧管式抗荷系统,其配套方案是可行的。 相似文献
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《航空标准化与质量》1979,(Z4)
本规范业经空军部及海军武器局批准 1. 范围 1.1 范围 本规范规定了飞机用可拆卸的内部非自封式发动机工作液系统的液箱。 1.2 分类 液箱应是下列通用型式,订货时应予规定(见6.2节): Ⅰ型——金属 Ⅱ型——非金属柔性囊式液箱结构 A级——连续支撑 B级——连续支撑,耐磨 C级——间隔支撑 Ⅲ型——非金属自撑式囊式结构 相似文献
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目前在国外飞机上使用较多的环控系统是升压式高压除水空调系统(简称系统A),其优点是涡轮出口空气温度很低,进入座舱的空气干燥;缺点是系统流量及冲压空气流量大,制冷系统低,系统性能代偿损失大。 现在飞机空调系统的发展趋势是:(1)减少空调系统的代偿损失及成本。(2)利用燃油作为热交换器的冷源。(3)用液体来冷却电子设备。(4)增加系统引气温度和压力。为适应此趋势,国外逐步用高温动力涡轮驱动闭式空调系统(下文简称系统B)来代替系统A。 系统B是目前国外最先进的飞机空调系统。它用高温压缩空气驱动动力涡轮,以此来充分利用高温压缩空气的能量。高温动力涡轮冷却高温压缩空气,并驱动一套闭式升压式空 相似文献
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优化方法在空调系统设计中的应用 总被引:1,自引:0,他引:1
本文以涡轮风扇式冷却系统对歼击机座舱进行空调为例,以系统所引起的起飞燃油重量代偿损失为目标函数,保证驾驶员舒适的条件,对优选飞机空调系统参数的方法进行了探讨。计算表明文内所建立的数学模型是合理的,所采用的罚函数法及单纯形加速法是适宜的。 相似文献
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多电式环控系统电动机功率选定及其经济性分析 总被引:2,自引:1,他引:1
提出多电式环控系统参数匹配计算模型,获得不同飞行工况下电动机功率的选定值,分析其影响因素以及系统的经济性.结果表明:对于一定的供气压力,飞行高度越高,电动机功率越大,而同一高度马赫数越大,电动机功率越小;对于给定的飞行工况,供气压力越高,电动机功率越大;对于相同的供气压力与飞行工况,多电式环控系统的性能代偿损失比传统环控系统要小,飞行时间越长,系统的经济性越好. 相似文献
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(一)高空代偿服的功用当飞机的飞行高度超过12—15公里、座舱失去气密性时,就要确保飞行员安全及拯救生命.高空代偿服与余压氧气面罩配套使用,则极限飞行高度可为16—17公里;而若与密闭头盔、代偿手套、代偿袜配套使用,则飞行高度可达40—50公里,不过只能保证几分钟的时间,以便飞机下降到安全高度. 相似文献