民机座舱负压差安全释压功能试飞研究

座舱压调系统是保障试飞安全的重要系统,座舱压差过大会对飞机结构造成损坏,严重影响飞行安全。对座舱负压差安全释压飞行试验进行了研究,首先介绍了座舱压力调节系统的基本原理和设计特点,随后从试飞方法、改装方法、数据处理、试飞风险几方面对座舱负压差安全释压试飞技术进行了分析总结,可为民机座舱负压差安全释压功能试验提供参考。     

电动机驱动的燃油切断阀

本规范业经国防部批准,陆军、海军、空军所属各部必须遵照执行 1. 范围 1.1 范围 本规范规定了飞机及导弹燃油系统所用的电动机驱动的燃油切断阀。 1.2 分类 燃油切断阀应分为下列形式和规格,订货时应予规定(见6.2节): Ⅰ型——电动机驱动的阀 Ⅱ型——带有手动超控装置的电动机驱动的阀 Ⅲ型——带有热释压装置的电动机驱动的阀     

三吨电液振动台动态初步分析

三吨电液振动台工作原理如图1所示。控制信号(由信号发生器发出)经过压控放大器,把信号输给功放(放大倍数K_3=3),功放用放大了的电流信号来控制伺服阀的开口,电液伺服阀的开口大小决定了供给油缸活塞运动的流量多少,流量的多少就决定了活塞的运动大小(电液伺服阀是把小的电信号放大成需要的大的液流起电液转换和功率放大作用)。这样振动台活塞的运动就由信号发生器发出的信号来控制。     

压力扫描阀系统的扫描速度特性研究

压力测量在气动力实验中是一项基本的测量技术,在测量飞行器表面压力分布时测压孔往往多达几百个甚至上千个。目前大多应用扫描阀系统来完成这类实验。由于这样的测压系统只需一个或几个压力传感器,所以其外形尺寸可以做得相当小,以至能方便地将整个压力扫描阀安装在实验模型内,可大大减小导管的长度,缩短压力平衡所需的时间。     

差压式流量计在伺服阀制造中的应用

分析了矩形及国影节流孔的流量特性。介绍了伺服阀制造过程中所需各种流量测试时的油路连接和流量关系式，并对差压式流量计的特点及在伺服阀制造工艺中的实际应用作了叙述。     

复合材料Ⅰ型结构热压罐零吸胶工艺树脂压力测试及硬模传压均匀性分析

针对977-2/IMS预浸料在热压罐零吸胶工艺下采用H型方式成型的Ⅰ型零件,分别采用标准固化制度及阶梯加压制度进行了树脂压力在线测试,基于测试结果,分析了树脂压力与罐压的等效性及硬模传压的均匀性,提出了实际零件硬模传压的测试制度参考.结果表明:单侧硬模传压区域的树脂压力在稳定后与罐压一致,验证了预浸料在热压罐零吸胶工艺下树脂压力与铺层压力的等效性;双侧硬模传压区域的树脂压力存在载荷平衡的过程,稳定后不同区域的树脂压力均匀并与罐压一致;与阶梯加压制度相比,标准固化制度下树脂压力在测试初期存在一定波动,稳定后两种工艺制度下的树脂压力一致,这为热分布差异相对较大零件的树脂压力测试提供了方法参考.     

地下原型坑道中油气爆炸的实验研究

在截面积为7．2m^2，长为700m的地下原型坑道中进行了油气混合物的爆炸实验，实验中使用了加速油料挥发气化的雾化装置以及远距信号传输和采集系统。通过光电火焰传感器和压阻传感器测试爆炸过程中火焰和压力信号，得到了地下原型坑道中油气爆炸过程的基本参数，揭示了爆炸过程中组分、湍流对燃烧与压力波发展影响的规律。     

多点压力扫描阀测量系统在激波／湍流边界层干扰实验中的应用

多点压力测量是航空气动力研究及高性能流体机械研究中的重要测试手段。利用计算机和多点压力扫描阀系统，可以高效地完成这项任务，并可能在实验中实现数据采集及整个实验过程的自动化。我们利用HP1000/A700计算机-HP2250-测控装置-压力传感器-高速扫描阀组成的测量控制系统，在超音速风洞对激波/湍流边界层干扰产生的流场进行了快速多点压力数据采集，并取得了可靠的结果。本文对测试和校正过程中的程序设计、测试方法和应用经验进行了介绍。     

航空发动机机载压力测试设备自动校准系统设计

介绍了航空发动机机载压力测试设备的自动校准系统设计。该系统可实现机载压力测量设备的全自动现场校准,已成功应用于某型发动机机载压力测试设备的自动校准工作中。在0～7 MPa(表压、绝压)下进行测试、校准,准确度可达0.01%FS。     

大弯角扩压叶栅吸力面全域压力分布的PSP实验

基于自行组建的PSP(pressure sensitive paint)测量系统,采用中国科学院化学研究所PSP,实验测量了来流马赫数分别为0.4和0.5时大弯角扩压叶栅叶片吸力面全域压力分布,并与传统测压技术所得结果进行了比较.研究结果表明:①采用PSP技术测量可以获得叶片表面全域的连续压力分布,具有空间分布率高、定量测量的特点;②叶片中部PSP测量压力值与压力扫描阀结果吻合得非常好,但受到叶片吸力面曲率的影响,叶片前缘与尾缘附近的误差较大,最大误差为4.48%;③随着来流速度的提高,PSP与压力扫描阀之间的误差逐渐减小.      

飞机座舱空气调节分系统测试仪设计

分析了飞机座舱空气调节分系统功能和性能测试需求,设计出由单片机、带RS485总线的工控仪表和程控电阻模块等构成的测试仪,实现对被测对象电源、增／减压电阻和阀门动作时间等重要指标的检测。实际应用表明,测试仪测试指标精确、操作使用简便、性能稳定可靠,能够很好满足空气调节分系统的测试需求。     

宽压强范围少烟无铝推进剂燃烧性能研究

针对固体火箭发动机对少烟无铝推进剂的需求,研究了宽压强范围（1~22MPa）少烟无铝推进剂的燃烧性能。通过添加高熔点燃烧稳定剂、压指调节剂复配等技术手段,采用静态燃速测试仪、标准试验发动机、全尺寸发动机以及静态烟箱法等研究了推进剂燃速、压强指数、能量性能和烟雾特征信号与燃烧稳定剂（CW-1）、复合压指调节剂（YZJ-A/B）含量的变化规律。试验结果表明：（1）采用高熔点的燃烧稳定剂（CW-1）取代铝粉,当燃烧稳定剂用量在1%~4%,推进剂在1~22MPa宽压强范围内可以稳定燃烧。（2）燃烧稳定剂（CW-1）取代铝粉后,推进剂比冲下降,烟雾特征信号降低。（3）添加有机钡盐和季铵盐-二茂铁类复合压指调节剂（YZJ-A/B）,推进剂在17 ~22MPa动态压强指数由0.39降低至0.275。     

调压阀快速开关定位控制算法研究

介绍了针对某车载气动试验设备中配置的特种高压调压阀而开发的一种控制算法,目的是将调压阀用于快速开关定位控制与压力调节双重任务。配置有快速阀和调压阀的系统,对调节过渡时间有严格的要求。调压阀用于根据实际系统工艺的要求,改变调压阀后的压力,以跟踪系统气源压力的变化。快速阀用于快速接通系统工作介质。由于受车载空间限制,通过本方案的改造,可以使系统不需使用快速阀,减小系统空间的占用,适合车载系统等对空间要求苛刻的场所。笔者提出的调压阀快速开关控制算法,经过实际验证,证明方法可行,效果良好,满足实际的需要。     

燃速仪压强的自动控制方案

本文介绍了一种燃速仪压强的自动控制方案.这种方案结构简单,工作可靠.经过燃速实验测定,在4MPa压强时,其压强波动相对误差小于±1%.该方案应用于固体推进剂中止实验时,没有废气回流污染中止表面,也不影响降压速率的测量.     

机上电缆无线测试仪设计

在分析目前机上电缆传统测试方法所存在弊端的基础上,提出了机上电缆无线测试仪的硬件设计方法;描述了关键的电缆连接关系测量方法及其电路实现方法;根据测试仪软件的需要,构建了电缆连接信息数据结构。实际样机对多芯电缆的测试结果表明,测试仪可以很好地满足机上电缆的测试需要。     

某型减压器安全阀持续放气故障试验研究

某型飞机氧气系统所用的集成减压器在使用过程中连续多次出现低压安全阀持续放气故障,为了分析故障原因,根据该型减压器结构和工作原理,结合对故障现象和故障树的分析,设计相关试验,提出改进措施,并进行试验验证。结果表明：减压活门的阻尼特性与减压器的输出流量不匹配是导致故障的主要原因。在大流量情况下,减压活门一直处于振动状态,使...     

An algorithm to separate wind tunnel background noise from turbulent boundary layer excitation

Wall pressure fluctuations generated by Turbulent Boundary Layers(TBL) provide a significant contribution in reducing the structural vibration and the aircraft cabin noise. However,it is difficult to evaluate these fluctuations accurately through a wind tunnel test because of the pollution caused by the background noise generated by the jet or the valve of the wind tunnel. In this study, a new technology named Subsection Approaching Method(SAM) is proposed to separate the wall pressure fluctuations from the background noise induced by the jet or the valve for a transonic wind tunnel test. The SAM demonstrates good performance on separating the background noise from the total pressure compared to the other method in this study. The investigation considers the effects of the sound intensity and the decay factor on the sound-source separation. The results show that the SAM can derive wall pressure fluctuations effectively even when the level of background noise is considerably higher than the level of the wall pressure fluctuations caused by the TBL. In addition, the computational precision is also analyzed based on the broad band noise tested in the wind tunnel. Two methods to improve the precision of the computation with the SAM are also suggested: decreasing the loop gain and increasing the sensors for the signal analysis.     

发动机泵后管路-汽蚀管系统水力激振试验

为了研究火箭发动机泵后管路-汽蚀管系统动力学特性,开展水力激振试验。在汽蚀管下游引入水力激振信号,测量供应管路和推力室头腔的脉动压力,建立描述系统动力学特性的传递函数。结果表明:该系统主要表现出1阶谐振特征,高阶谐振峰不明显。在谐振频率下,汽蚀管出口至氧主阀之间管路上脉动压力的幅值整体较高,脉动压力幅值沿流向逐步增大;经过氧主阀后,压力振荡幅值沿流向快速降低。发现了压力脉动通过此汽蚀管向上游传播的现象:即使汽蚀管处于汽蚀状态,仍存在部分压力脉动通过汽蚀管逆向传播至上游管路;而汽蚀管对整个管路仍然起到了明显的隔振效果。在过大的汽蚀裕度下,汽蚀管出口由声学闭端边界逐渐向声学开端边界转变。      

液体火箭推进剂加注模拟仿真系统的设计与实现

介绍了某战略导弹液体火箭推进剂加注模拟仿真系统的设计方法。该系统可以模拟实装进行操作训练,也可以用微机对电控台操作时所需要的阀门、液位、压力、流量、通讯及其它信号进行仿真,使电控台在脱离其它设备的情况下,达到了与安装相同的效果,并提供了动态显示、操作成绩考核等功能和灵活的操作训练方法。为战略导弹部队的操作训练开辞了一条新途径。     

基于IEEE1149．1标准的通用测试机的设计与实现

针对板级或系统级电路的测试问题,本文提出了一种基于IEEE1149．1标准的通用测试机的设计方案,从而实现了对被测电路的在线和离线测试。此外,由于DSP、FPGA等嵌入式技术的使用,使整个系统具有体积小、功耗低、通用性好和便于嵌入到被测电路板等特点。