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本文分析了法国阿赫耶发动机轴流叶轮通道面积的检验要求;结合我国的实际情况,提出了叶轮通道面积测量系统。的方案;并阐述了该系统的测量装置、所用仪器及检验方法。 相似文献
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基于互相关技术的声波飞行时间测量系统的设计与实现 总被引:3,自引:0,他引:3
根据声学法测量温度场的需要,研制了基于互相关技术的声波飞行时间测量系统。文中阐述了声学测温原理,详细说明了该系统的设计与实现过程。利用该测量装置的软、硬件设计,能够较好地实现声波飞行时间的准确测量。实验结果表明该测量系统性能稳定,能满足声波飞行时间测量系统的要求。文中给出了声波飞行时间测量装置的系统框图和装置图。 相似文献
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四轴自由曲面非接触测量系统 总被引:3,自引:0,他引:3
提出一种四轴复合式自由曲面非接触测量系统,介绍了系统的组成及工作原理。阐述了该系统的两种测量功能,即回转式测量和多角度平面测量,并给出了测量实例。最后分析了系统的测量精度,实验证明本系统的精度优于0.1mm。 相似文献
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介绍了光学辐射温度计和激光衰减法测量固体火箭发动机尾流温度和粒子参数的基本原理.利用所建立的实验系统测量了固体火箭发动机实验时的温度和粒子参数.实验表明,测量结果是可信的. 相似文献
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根据货运飞船热平衡实验中对温湿度测量的需求,设计并搭建了一种以控制器局域网络(CAN)总线通信技术和智能温湿度传感器SHT15为核心的分布式测量系统,温湿度测量模块将采集到的温湿度数据通过CAN总线经分线器传递给下位机,进一步传输给上位机,实现了对数据的补偿、显示和保存等功能,给出了系统中软件的设计思路和流程图.并对该系统进行了真空贮存实验和标定实验,实验结果表明:该系统具有高可靠性和高测量精度,相对湿度的测量误差在2%以内,且使用方便,易于扩展节点,现已成功运用于实际的测量工作中. 相似文献
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为了研究飞机起落架受冲击载荷时的功量吸收状况,须在起落架落震试验中,对飞机着陆瞬间起落架机轮在空间三个方向上冲击位移的动态变化量进行测量。为此,本文设计了四自由度空间定位装置,并使其与计算机连接,实现了落震试验过程中,起落架在高速冲击状态下机轮三向位移的有效测量与记录。 相似文献
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风洞试验现场,特别是大型连续式风洞试验现场的电磁环境非常恶劣,而风洞实验中的测量信号又是毫伏级的微弱信号,采用传统测量方式难以克服恶劣的电磁环境对测量系统的干扰。对于运动物体或无法布线的试验环境进行参数测量时,传统测量方式完全不起作用。针对上述问题,笔者对风洞无线智能传感器网络和无线测量技术进行了研究,采用ZIGBEE技术实现了风洞无线智能传感器网络和基于该网络的无线测量模块。极大地增强了测量系统的抗干扰能力,提高了风洞试验的精细化程度,降低了测量系统的经济成本。 相似文献
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本文在片光遮挡式弹丸探测技术基础上发展了光电阵列探测亚毫米级弹丸技术,论述了光电阵列探测亚毫米弹丸的技术原理,详细介绍了光电阵列探测系统的探测光路和探测电路设计方案,研制了光电阵列探测系统的动态试验验证装置。在超高速碰撞靶上开展了动态验证试验,试验结果表明,采用光电阵列探测技术,大幅提高了弹丸信号的信噪比,能够可靠探测直径为0.6mm 的高速弹丸,通过分析表明该技术能可靠应用于直径为0.1mm高速弹丸的探测。 相似文献
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为了实现风扇轴在轴向力、主扭矩、振动扭矩和旋转弯矩载荷联合作用下,真实模拟试验件边界环境,且不引入额外载荷的要求下进行高/低周复合疲劳(HCF/LCF)试验.采用机械设计技术、液压技术、计算机技术和数据采集技术,提出了轴向力、主扭矩、振动扭矩和旋转弯矩载荷的加载方法,建立了4种载荷的控制系统和标定系统,并设计了大涵道比涡扇发动机风扇轴试验器.试验器利用计算机测控系统,通过信号提取、电液伺服阀和机械系统可同时实现轴向力、主扭矩、振动扭矩和旋转弯矩载荷的协调加载.结果表明:试验器高周载荷加载频率可达到9Hz,低周疲劳载荷加载精度优于±0.12%,振动扭矩载荷加载精度优于±2%,92.75%的旋转弯矩加载数据精度优于±5%,旋转弯矩误差范围为±9%.试验器具有良好的重复性和线性度. 相似文献
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直升机抗坠毁座椅用智能气囊缓冲器初步研究 总被引:4,自引:0,他引:4
抗坠毁座椅是提高直升机安全性的重要措施。本文首次研究了应用于直升机抗坠毁座椅的智能气囊缓冲器,论述了智能气囊缓冲器在直升机上应用的可行性。智能气囊采用了智能材料与结构新概念设计.可提高缓冲器的性能。与其它缓冲器比较,智能气囊能主动控制冲击过载,可使坠撞事故中乘员受到的冲击过载更为平缓,提高缓冲保护的有效性。初步实验结果证实智能气囊缓冲器的原理是正确的。 相似文献
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