气压式电磁调节阀对气顶油制动系统压力传递影响的分析

介绍了在多轴重型越野车应用ABS系统的研究过程中。针对气项油等气液混合制动系统在确定系统工作频率时需要考虑的压力传递滞后问题。通过试验分析。说明在气顶油制动系统中。气压式电磁调节阀能迅速将气压的调节情况传递给制动阀。产生的滞后不会影响电磁阀调节。     

气压膝关节下肢假肢的分析与研究

本文应用机构学、生物力学和流体力学等方面的理论，对气压膝关节大腿假肢进行了较为系统的分析和研究。在对实现假肢站立相稳定性和摆动相控制性分析的基础上，用平面多杆机构模拟大腿假肢的多中心膝机构，建立了该机构的力学模型，并进行了最优化方法设计；根据正常人体的步态数据，用气压控制装置来模拟假肢摆动相控制性，并达到良好效果；最后进行了假肢膝关节的结构设计。     

基于薄膜热电堆的新型高温瞬态热流密度传感器的研制

目前针对国内薄膜瞬态热流传感器一致性较差、制备工艺不成熟等问题，提出了一种基于光刻工艺和离子束溅射镀膜工艺的制备方法，200对T型金属薄膜热电偶沉积在10mm×10mm的水冷块上，测量1μm的氧化铝热阻层温差，从而得到瞬态热流密度值。对新型高温瞬态热流密度传感器进行比对法标定，一致性误差为0.211%，即工艺的一致性约为99.79%。实验表明，研制的新型高温瞬态热流密度传感器的一致性好,制备工艺具备良好重复性和可移植性，能够满足高温瞬态热流检测需要，为热流传感器的推广应用及标准化、批量化生产提供了良好的技术支撑。     

基于直动电磁阀的气压控制系统仿真研究

基于直动电磁阀的气压控制是结构最为简单的控制系统,为确保其具有稳定、快速的控制输出,应考虑气容延时环节和电磁阀增益等影响因素。文章首先介绍了基于电磁阀的自动气压控制系统结构,分析了系统工作过程;然后在对各功能部件进行理论简化的基础上,给出系统数学模型;其次建立了基于连续系统的仿真结构,就延时环节、电磁阀增益、气源压力等影响因素进行了仿真分析。仿真结果表明,这种简单控制系统仅适用于小容积、低速、低精度气压控制系统,并需要在系统响应快速性和稳定性间进行取舍。     

气压垂直导航保护区内障碍物自动评估的算法研究

为了降低飞行程序设计过程中障碍物评估工作的复杂度和提高飞行程序设计效率,本文尝试以气压式垂直进近程序为例,在分析相关设计规章基础上,提出了一种保护区自动生成算法,实现障碍物自动评估。经GIS呈现技术进行结果验证,此算法能有效辅助飞行程序设计工作。     

气象因素对飞机进近飞行燃油效率的影响

气象因素对航空飞行意义重大。为了考察航空飞行的燃油效率,基于飞机性能数据库（BADA）模型,考虑气象因素,建立飞机燃油消耗的修正模型。以广州白云国际机场某进港航班为例,开展飞机进近飞行仿真试验,从燃油流量和燃油消耗量2个维度分别讨论气温、气压、风速变化对飞机燃油效率的影响。结果表明:气象因素与飞机燃油效率存在明显的相关性。当飞机飞行高度一定时,气温升高,燃油流量和燃油消耗量增大,燃油效率降低;气压增强,燃油流量无明显变化,燃油消耗量略有降低,燃油效率升高;风速增加,燃油流量和燃油消耗量先减小后增大,燃油效率先升后降,风速为4 m/s时燃油效率最高。当飞机飞行高度下降时,气温和气压升高,风速下降,燃油流量小幅度波动上升,燃油效率降低。最佳气象条件下,一次进近飞行能减少约3%的燃油消耗。研究结果对提高实际飞行的燃油效率有一定的参考意义。      

霍尔推力器羽流对太阳翼的溅射影响规律

霍尔推力器羽流对太阳翼的溅射作用是影响翼板工作性能、卫星供能稳定性的重要因素。为深入研究霍尔推力器羽流在不同布置工况下对太阳翼的溅射影响规律,采用单元粒子/直接蒙特卡洛碰撞模型（PIC/DSMC）求解羽流等离子体的输运过程,其中对离子的扩散作用采用基于菲克定律的求解模型,并以Yamamura溅射模型来求解等离子体对太阳翼表面的溅射产额。为验证修正扩散模型后的算法精度,在真空舱内开展羽流诊断试验,以试验与计算结果的对比来修正扩散经验参数以及验证计算精度。试验结果表明,在扩散系数kd=126×10-36N·m4时,该模型计算误差在87%左右。在此基础上,对不同的推力器方位角、推力器与翼板距离工况,开展羽流对太阳翼的溅射产额计算。计算结果给出太阳翼表面溅射分布随方位角、距离增加的依变规律,并进行了相关透光率影响程度的讨论,可对推力器的星上布置提供参考依据。