一种航天飞行器用高性能气体减压器的设计
低气压长间隙介质阻挡放电的光谱诊断
体 。采用发射光谱法 ，研究 了放 电空腔 内等离 子体 电子温度和电子密度随空间位置的变化规律 。等离子体 电 子温度 的变化通 过使 用 Ｃ ｏ ｒ ｏ ｎ ａ 模型计算获得 ， 等离子体 电子密度 的变化通过分析 Ａｒ 原子 ７ ５ ０ ． ４ ｎ ｎ ｌ 谱线强 度变化得到 。实验发现空腔 内不 同位 置的等离子体 电子温 度和 电子密度是 不 同的。当测 量位 置从 阴极 向 阳 极移动时 ，电子温度先略上升 而后迅速 下降 ， 再缓慢上 升 ；电子密度先缓慢而后迅速地增大 。 关键词 介质阻挡放 电 ； 发射光谱 ；电子温度 ；电子密度
电源 电压 由高压探头 （ Ｔ ｅ ｋ ｔ ｒ ｏ ｎ ｉ ｘ Ｐ ６ ０ １ ５ Ａ， ｌ Ｏ ０ ０ Ｘ） ￣ ］ 量 ，电流
等离子体 的需求 。 发射光谱法是一种非 接触性 的被动测量方 法 ，因其独 特优 点 ，在 等 离 子体 参 数诊 断 中得 到广 泛 的应 用ｒ ７ ］ 。 但 传统的光谱分析 方法都 是 在等离 子体 满足 局部热 平衡 （ Ｌ Ｔ Ｅ） 近似的条件下完成 ，对于低 密度 的非 平衡态等离
文献标识码 ：Ａ Ｄ ＯＩ ：１ ０ ． ３ ９ ６ ４ ／ ｊ ． ｉ ｓ ｓ ｎ ． １ ０ ０ ０ — ０ ５ ９ ３ （ ２ ０ １ ３ ） ０ ８ — ２ ０ ４ ３ — ０ ４
中图分类号 ：０ ６ ５ ７ ． ３ Fra bibliotek引 言
等离 子体技 术 在工 业化 应 用 如材 料表 面改性 、消毒 灭 菌、 环 境保 护等方面 已得 到广 泛应 用［ 】 。 ］ 。近年来 ， 在 流动控
（ Ｚ Ｄ Ｚ － ５ ２ Ｍ， 成都瑞普 电子仪器公 司） ，以监控腔 室 内部 压力
本 文设计 了一种长 间隙介 质阻挡放 电装置 ，实现了低气 压 下介 质阻挡放 电产生较 大面积的氩等离子体 。采用 发射光
压缩机考核题目
西安航西安航空发动机集团公司题目：RR燃驱压缩机组基础知识考核题目（补充）编写：西航公司驻甘肃管理处服务代表王智忠2006.7.30（一）RB211-24G-T燃气发生器（GG）1.GG 压气机的功用是什么?答：将尽可能多的空气吸入GG并予以增压。
吸入的空气越多，经燃烧产生的燃气量越大，机组的功率也就越大。
合适的增压空气使燃烧效率提高到几乎100%，节省燃料。
2.GG 燃烧室的功用是什么？答：天然气和空气的混合气烧起来很容易，但将燃烧效率提高到100%却绝非易事。
精心设计的环形燃烧室主要用来提高燃烧效率，而且要保证在高温下经久耐用。
3. GG 涡轮的功用是什么？答：GG的压气机只有旋转起来才能吸气增压，这就需要有高压涡轮带转高压压气机，低压涡轮带转低压压气机。
4. GG由哪几大部件组成？答：由压气机+燃烧室+涡轮，三大部件构成。
5. 排气温度T455超温对GG有什么危害？答：T455超温实际上是过多供入燃料气的结果。
多供入的燃料使燃烧室排出的燃气温度提高，超过了涡轮部件的耐温极限，有可能造成涡轮叶片烧伤。
根据超温程度，轻则降低涡轮叶片使用寿命，重则马上就得更换涡轮叶片。
所以机组控制系统对T455是严格监控的。
6. 高压轴转速NH或低压轴转速NL超转对GG有什么危害？答：NH 或NL超转对GG的危害主要也是对涡轮叶片的危害。
NH 和NL超转使涡轮转子叶片所承受的离心力负荷增大。
处于高温下的叶片对离心力增大很敏感，增大过度的离心力有可能使叶片伸长断裂，或与涡轮外环机匣相碰而折断。
所以机组控制系统对NH、NL是严格监控的。
7. 装在低压涡轮壳体（05单元体）上的过热探测热电偶超温意味着什么？答：正常工作状态下的从 05单元体排出的冷却空气指示温度不超过450℃。
在冷却空气温度超过550℃的情况下，并持续10秒时，燃气发生器会应急停车。
冷却空气超温意味着可能是GG内部滑油着火或者是GG内部的静止件与转动件发生了相碰摩擦。
航空航天概论复习重点
民航概论总复习题（说明：黑体字题目系分析题和简答题，其余为选择题和填空题）一、绪论部分1、飞行器一般分为几类？分别是什么？3 类：航空器，航天器，导弹和火箭2、大气层如何分层，各有什么特点？适合飞机飞行的大气层是哪层？根据各层温度特征，分为五层逃逸层适合飞行的为平流层：温度基本不变；没有水蒸汽，几乎 没有云雨等气象现象，对飞行有利，这层几乎没有上下对 流，只有水平方向的风，空气质量不多约总重的 1/4不到。
以大气中温度随高度的分布为主要依据， 可将大气层划分层温度随高度而降低，空气对流明显，集中了全部大气质量的约3/4 和几乎全部的水气，是天气变化最复杂的层90ozontLayer 3020 stratosphere 7060 40km(25mi> A 、 、Mdojp kre 中间80 km SO mi)J -1WT^roposphfcr^x80 创刑 200 20 40 60 80 Ttl$ill$ I '1 i4*120次，其厚度随纬度和季节而变化，低纬度地区平均16- 18km，中纬度地区平均10-12km ，高纬度地区平均8-9km。
（2 ）平流层位于对流层之上，顶部到50-55km ，随着高度增加，起初气温不变或者略有升高；到20-30km 以上，气温升高很快，可到270k-290k ;平流层内气流比较稳定，能见度好。
（3 ）中间层，50-55km伸展到80-85km，随着高度增加，气温下降，空气有相当强烈的铅垂方向的运动，顶部气温可低至160k-190k o（4 ）热层，从中间层延伸到800km高空，空气密度级小，声波已难以传播，气温随高度增加而上升，空气处于高度电离状态。
（5 ）散逸层，是地球大气的最外层，空气极其稀薄，大气分子不断向星际空间逃逸。
飞机主要在对流层上部和同温层下部活动。
3、第一架飞机诞生的时间是哪一天，由谁制造的？1903年12月17日莱特兄弟4、何谓国际标准大气？因为大气物理性质（温度、密度、压强等）是随所在地理位置、季节和高度而变化的，为了在进行航空器设计、试验和分析时所用大气物理参数不因地而异，也为了能够比较飞机的飞行性能，所建立的统一标准。
氧气减压表的检测报告样本
氧气减压表的检测报告样本氧气减压表，又称为氧气调压器、氧气减压阀等。
这种仪表适用于任何需要氧气调压器来控制供给流量及压力的设备中使用。
例如：氧气呼吸器、空分装置、稀有气体系统（氦气、氖气、氢气）、高纯度氧气系统（高纯氮气、高纯氧气）、各类气体激光器、电子管扩散泵、精密减压阀、放电管以及钢瓶气体回收等，也可作火箭、喷气发动机、潜水艇、轮船、宇宙飞行器、深海潜水装置和载人深海潜水器等特殊工业中使用的各种高纯气体调压器的配套仪表之一。
当前，此产品已广泛应用在化工、石油、电子、医药、食品等行业，起着重要作用。
大家好！下面我就给大家介绍一下氧气减压表，让大家对它更加了解一些。
首先，我们从名字上看，“氧气”两个字很容易理解，说明该减压表所测定的气体为氧气；那么“减压表”三个字，则表示该减压表只能够降低气体的压强，并不具备提升气体压强的功效，而且该减压表所检测的气体只能与其配合使用。
顾名思义，该表只能在压力不超过20公斤时使用。
虽然该减压表没有直接显示读数的标尺刻度盘，但其上有指针，将手指或笔套入指针后，即可得到准确的读数。
氧气减压表主要采用氧气专用调压器、电磁阀、三通、四通及单向止回阀、波纹管、安全膜片、弹簧等组成。
是由进口的表芯和内部零件构成。
氧气减压表工作原理：正常情况下减压器输出压力接近大气压力（其值约为30千帕左右），调节螺杆可使出口压力达到所需要的要求值，当出口压力达到所需压力时，可顺时针旋转调节螺杆以控制输出压力的大小。
本实用新型是根据氧气生产工艺的特点，利用氧气作为控制元件研制开发而成。
它具有结构简单、操作方便、安全可靠、耐腐蚀性强、压力稳定等优点。
其技术特征在于：所述减压器壳体上设置有三条呈同心圆排列的通孔，孔径均为3mm。
孔中间的通孔处连接安全膜片，壳体外侧固定设置有把手，表头通过螺钉固定在壳体上。
安全膜片通过螺栓固定在孔中央，减压器正常工作时可防止阀门倒闭伤害人员。
减压器正常工作时可以通过调整阀芯位置来改变氧气出口压力，方便维修。
2009年国防科技大学学报总目次
考虑 随 机 回放 的 卫 星数 传 调 度 问题 的 一 种求 解 方 法 …… … … …… … … …… … … … … 靳 肖闪 ， 李 军 ， 王 大规 模 无 线传 感 器 网络 中面 向 Ａ Ｙ型 查询 的能 量 高 效数 据 分 发算 法 Ｎ
… … … … … … … … … … … … … … … … … … … … … … … … … … … … … … … … … …
一
种天基测向初轨确定方法 …………………………………………………………………… 刘 磊 ， 郗晓宁， 陈海萍（ ） １ １ 桢 ， 建平 ， 周 程文科 ， １ ） 等（ ６
环月轨道交会 的奔月方案 ………………………………………………………………… 李
固体发动机尾部点火性能影响因素分析 ……………………………………………………………… 樊 超 ， 张为华（ １ ２ ） 战术导弹多学科设计优化 ……………………………………………………………………… 邹汝平 ， 李晓斌 ， 张为华（ ６ ２ ）
静 （０ ） １４
六轮月球车移动机构分析与综合 ……………………………………………………………… 罗 自荣， 尚建忠， 张志雄 （ｏ ） １９
某两栖车绕流场数值模拟研究及外形优化分析 ……………………………………………… 高富东， 姜乐华 ， 潘存云（ １） １４ 基于 咖 的不确定性无尾飞行器鲁棒变增益控制器设计 …………………………………… 李文强， 马建军， 郑志强（２ ） １０
基 于 多线 程 的 Ｃ Ｂ Ｃ并 行 编 码方 法 ＡＡ 机 电工 程 ・ 制工 程 控 … … … …… … … … …… … …… … … … …… … … …… 陈胜 刚 ， 书 为 ， 书明 （ ９） 孙 陈 ９
安全阀样本--HTO-HTB-HTOA-HTBA样本
4
目 录 Contents
简
介
性 能、特 点
型号编制
结
构
材
料
北航课程设计-气氧酒精火箭发动机
课程设计说明书院（系）名称：宇航学院***名：***学号：********专业名称：飞行器动力工程（航天）***师：***2016.1.22课程设计任务书一、课程设计题目：设计实验用液体火箭发动机推力室二、课程设计题目的原始数据及设计技术要求推力：500N燃料：气氧+75%酒精余氧系数：α=0.8燃烧室压力：2MPa出口压力：0.1MPa三、课程设计任务：1进行热力计算、推力室结构参数计算：确定圆柱形燃烧室直径、长度，喉部直径，喷管收敛段、扩张段长度，喷管出口直径。
2进行喷嘴设计、推力室水冷却计算。
3 详细设计并绘制推力室部件总图。
4 零件设计：5 撰写设计说明书。
四、课程设计日期：自2015年12月14日至2016年1月22日学生：李东来指导教师：张黎辉班级：121516 教研室主任：目录1.设计参数 (1)2.推力室参数计算结果 (1)3.推力室结构参数计算 (1)4.推力室头部设计 (3)4.1 燃料喷嘴设计 (3)4.2 氧化剂喷嘴： (3)5.推力室身部设计 (4)5.1 推力室圆筒段冷却计算 (4)5.1.1 燃气的气动参数 (4)5.1.2 计算燃气与内壁面的对流换热密度 (4)5.1.3 计算燃气与内壁面的辐射热流密度 (5)5.1.4 计算总热流密度、总热流量及冷却剂流量 (6)5.1.5 确定冷却通道参数 (6)5.1.6 计算内壁面和外壁面温度 (6)5.2 推力室喉部冷却计算 (7)5.2.1 燃气的气动参数 (7)5.2.2 计算燃气与内壁面的对流换热密度 (7)5.2.3 计算燃气与内壁面的辐射热流密度 (8)5.2.4 计算总热流密度、总热流量及冷却剂流量 (8)5.2.5 确定冷却通道参数 (9)5.2.6 计算内壁面和外壁面温度 (9)6.推力室强度校核 (10)6.1推力室圆筒段强度校核 (10)6.2喷管强度校核 (10)7.点火器设计 (11)8.螺栓强度校核 (12)9.整体结构分析 (12)9.1头部结构 (12)9.2喷注器 (13)9.3点火器 (13)9.4推力室 (13)9.6密封结构 (13)10.感悟 (14)参考文献 (15)1.设计参数推力：F tc=500N推进剂：气氧+75%酒精余氧系数：α=0.8燃烧室压力：p c=2MPa出口压力：p e=1atm2.推力室参数计算结果化学当量混合比r m0=1.485，实际混合比r mc=1.188，地面理论比冲I stctℎ= 2317.87m/s，特征速度c∗=1649.35m/s，扩张比εe=3.635。
飞机螺旋桨
飞机螺旋桨航空航天技术科普知识讲座之三齐寿祥:高级工程师北京航空航天学会科普与教育委员会副主任，中国科学院科普宣教团成员。
科普作家。
飞机螺旋桨在发动机驱动下高速旋转，从而产生拉力，牵拉飞机向前飞行。
这是人们的常识。
可是，有人认为螺旋桨的拉力是由于螺旋桨旋转时桨叶把前面的空气吸入并向后排，用气流的反作用力拉动飞机向前飞行的，这种认识是不对的。
那么，飞机的螺旋桨是怎样产生拉力的呢,如果大家仔细观察，会看到飞机的螺旋桨结构很特殊，如图1所示，单支桨叶为细长而又带有扭角的翼形叶片，桨叶的扭角(桨叶角)相当于飞机机翼的迎角，但桨叶角为桨尖与旋转平面呈平行逐步向桨根变化的扭角。
图1 双桨叶螺旋桨桨叶的剖面形状与机翼的剖面形状很相似，前桨面相当于机翼的上翼面，曲率较大，后桨面则相当于下翼面，曲率近乎平直，每支桨叶的前缘与发动机输出轴旋转方向一致，所以，飞机螺旋桨相当于一对竖直安装的机翼。
图2 螺旋桨的工作示意图桨叶在高速旋转时，同时产生两个力，一个是牵拉桨叶向前的空气动力，一个是由桨叶扭角向后推动空气产生的反作用力。
图3 桨叶剖面图从桨叶剖面图中可以看出桨叶的空气动力是如何产生的，由于前桨面与后桨面的曲率不一样，在桨叶旋转时，气流对曲率大的前桨面压力小，而对曲线近于平直的后桨面压力大，因此形成了前后桨面的压力差，从而产生一个向前拉桨叶的空气动力，这个力就是牵拉飞机向前飞行的动力。
另一个牵拉飞机的力，是由桨叶扭角向后推空气时产生的反作用力而得来的。
桨叶与发动机轴呈直角安装，并有扭角，在桨叶旋转时靠桨叶扭角把前方的空气吸入，并给吸入的空气加一个向后推的力。
与此同时，气流也给桨叶一个反作用力，这个反作用力也是牵拉飞机向前飞行的动力。
由桨叶异型曲面产生的空气动力与桨叶扭角向后推空气产生的反作用力是同时发生的，这两个力的合力就是牵拉飞机向前飞行的总空气动力。
早期飞机大多使用桨叶角固定不变的螺旋桨，它的结构简单，但不能适应飞行速度变化。
火箭的发射原理
火箭的发射原理航空和航天航空和航天是当今人类认识和改造自然过程中最活跃，最有影响力，也最有发展前途的科学和技术领域，是人类文明高度发展的重要标志，也是衡量一个国家科学和技术水平，以及综合实力的重要标志。
航空航空是指载人或不载人的飞行器在地球大气层中的航行活动。
航空活动的范围主要限于离地面30公里的大气层内。
在大气层中航行的飞行器（航空器），只要克服自身的重力就能升空。
比空气轻的航空器，如气球、飞艇，用空气静力升空；比空气重的航空器，如飞机、直升机，则要利用空气动力才能升空，风筝也是利用空气动力升空的一种最原始的航空器。
可见，航空离不开地球的大气圈，也摆脱不了地球的引力作用。
航天航天是指载人或不载人的飞行器在太空的航行活动，也叫做空间飞行或宇宙航行。
航天包括：环绕地球的运行、飞往月球或其它星球的航行（包括环绕某一天体运行、从其近旁飞过或在其上着陆）、行星际空间的航行及飞出太阳系的航行。
可见，航天活动的范围要比航空活动的范围大得多。
一类在太阳系内的航行活动叫做航天；一类，在太阳系以外的航行活动叫做航宇。
航天不同于航空，航天要在极高真空的太空以类似于自然天体的运行规律飞行。
因此，航天首先，必须有不依赖空气，且具有巨大推力的运载工具——火箭。
火箭的概念和原理火箭是一种依靠火箭发动机喷射工作介质产生的反作用力推动前进的飞行器。
火箭的飞行原理是它借助了物体的反作用力，就像一只充足气体的气球，当我们把它从手中放开后，气球内的气体便顺着气球的气嘴喷出，同时气球向前冲去。
因自身携带氧化剂，用不着像飞机那样依靠大气中的氧，所以火箭可以飞出大气层，在真空条件下飞行。
火箭的三大系统运载火箭是将人造卫星、宇宙飞船、空间站和宇宙探测器等航天器送入太空的运载工具，是人类一切航天活动的基础。
它主要包括三大系统：动力系统、结构系统和控制系统。
动力系统即火箭发动机系统，是火箭的动力装置，堪称火箭的心脏。
它依靠推进剂在燃烧室内燃烧，形成高温高压燃气，通过喷管高速排出后产生反作用力推动火箭前进。
航天气化炉先进控制与优化系统的设计和实现
航天气化炉先进控制与优化系统的设计和实现薛美盛1徐智康1秦宇海2（1.中国科学技术大学信息科学技术学院;2.江苏庞景节能科技有限公司）摘要采用广义预测控制算法，利用神经网络建模和遗传算法寻优，设计并实现了一套航天气化炉先进控制与优化系统。
该系统成功应用于某煤化工企业。
现场应用表明：该系统的投运明显改善了气化炉控制品质，达到了节能降耗的效果。
关键词航天气化炉广义预测控制神经网络氧煤比中图分类号TP273文献标识码B文章编号1000-3932（2021）03-0206-06煤炭约占世界能源储量的79%,煤炭利用技术的开发和研究是我国能源战略的重要内容之一2017年,我国相继发布了%煤炭深加工产业示范“十三五”规划＞[2]和％现代煤化工产业创新发展布局方案》。
二者都不同程度地指出,目前我国煤化工行业仍处于产业化初级阶段,产业发展初具规模，但尚存在一些问题亟待解决$长期以来，在煤化工行业缺乏自主知识产权的粉煤加压气化技术，限制了国内煤化工大规模地发展,需要引进国外先进技术$2007年,航天长征化学工程股份有限公司借鉴荷兰Shell）美国Texaco等公司先进技术设计研发了航天气化炉[3]$截至2019年,全国共建成航天气化炉101台，航天气化炉势必将成为煤气化技术未来发展的重心$由于涉及到许多复杂的化学反应过程，航天气化炉是一个复杂的大惯性、大滞后、时变和非线性系统，相应的控制理论和应用都尚不成熟[4]$实现航天气化炉先进控制和优化,关键在于稳定气化炉气化过程炉温，同时在稳定工况的前提下优化气化炉系统氧煤比$笔者以机架式服务器为硬件平台，将选择控制策略与广义预测控制算法结合来稳定控制炉温，采用神经网络建模和遗传算法寻优相结合优化氧煤比，设计并实现了一套航天气化炉先进控制与优化系统,取得了良好的应用效果$1航天气化炉简介某煤化工企业配备3台（两运一备）航天气化炉。
气化炉直径4m,高24.5m,气化温度1400~ 1600!,气化压力4MPa,日投煤量2kt以上,有效气（CO和出）产量140~180Nkm3/h,年产乙二醇30万吨$现场采用PLC控制，在Microsoft Windows Server2008上采用美国霍尼韦尔公司的EPKS4.0.8系统完成气化炉的操控$航天气化炉工艺流程简图如图1所示，主要包括原煤处理、炉内气化、灰渣处理和合成洗涤4部分。
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强等特点阴。本文着重探讨一种航天飞行器用气体减压器
的设计和应用，并通过试验验证其理论计算的正确性，为
工程应用提供参考。
1 设计方案
1.1 组成及工作原理
减压器主要由调压螺钉、调压弹簧、紧固螺母、调压
l 盖、上弹簧座、
膜片、气顶杆、
阀座、阀芯、下
弹簧座、复位
弹簧、壳体等
组成，其结构
示意图如图 1
所示。
为调压弹簧作用力 ;Kj 为调压弹簧刚度 ;Sj 为调压弹簧压
缩量;几为复位弹簧作用力 ;K2为复位弹簧刚度均为复位
弹簧压缩量 ;Fi为输入压力作用力 ;Pj为入口压力 ;D为密
封座进口直径;尺为输出压力作用力 ;P2为输出压力 ;Dj为
膜片直径。 输入压力作用力尺为一变量，此变量由输入压力决
Qz=l13APj V写写T 0
(2)
式中 :Pj为输入压力， MPa;P2为输出压力， MPa;T 为环境
温度 ， K;A 为节流口进气有效面积， mm2;Qz为减压器输出
流量， Umin 。 阀座与阀芯组成的节流孔如图 3所示，组成面积A ， 远
大于式 (2) 计算的面积，所以产品不会形成节流，节流孔 设计满足要求。
1.2.3 膜片受力分析
D,
D
2
图3 阀座〈阀芯结构示意图
1.阀座 2 阀芯
图4 膜片受力示意图
产品采用平衡膜片式结构，为了简化分析，在静态平
衡受力分析时忽略密封件的摩擦力影响，受力图如图 4所
示，平衡膜片受力方程:
Fj 二 F;+几+尺。
(3)
式中 :Fj=时 ， F2=K2S2 ， F;=PjτD2/4 ，瓦 = P2 τD:/40 其中 :Fj
空气的临界参数: Ct1 =Ü.528(25 "c时，比热
图 2 阀体结构示意图
I 109 网址 WWW.] 电邮 hrbengineer@ 2018 年第 7 期
机械工程师
MECHANICAL ENGINEER
容比 k= 1.4 ) 。当输入压力为最低工作压力时的产品节流 口有效面积A 最大，要保证最小流量，此时乓IPj <0.5280 当 乓IPj <0.528 ，为声速流动。流量计算公式:
制诫压器阀芯、阀座形成的节流口来调节气体的流量，同
时借助膜片前后调压弹簧、复位弹簧及压力的变化调节
节流口的开度，使输入压力在某一范围不断变化时，保持
流量和输出压力不变的调压装置问。
应用于航天飞行器的减压器，各项性能远远高于普
通行业的减压器，具有入口压力范围较宽、流量大、输出
压力低、输出稳定、动态特性好、密封性好及环境适应性
机械工程师
MECHANICAL ENGINEER
-种航天飞行器用高性能气体减压器的设计
王俊丽， 王抓， 卢猛， 全继钢 (凯迈(洛阳)气源有限公司，河南洛阳 471000)
摘 要:介绍了一种航天飞行器用高性能气体减压器的理论设计方法，并通过样机试制、试验验证及随总体试飞，stract: A theoretical design method of high performance gas pressure reducer for aerospace vehicle is introduced, The correctness of the theoretical design method is verified by the prototype trial, experimental verification and the
如图 1 所
12
11
图 1 减压器结构示意图
示，减压器的 工作原理为:
1.调压螺钉 2.调压弹簧 3. 紧固螺母 4. 调 压盖 5 上弹簧座 6.膜片 7. 气顶杆 8. 阀
座 9. 阀芯 10.下弹簧座 1 1.复位弹簧 12.
壳体
初始状态密封 座和密封杆形 成的节流口全 开，当进口有
压力输入时，气流经节流口进入出口腔，当出口压力达到 调压弹簧设定的压力时，此时出口压力作用在膜片上的 向上作用力、复位弹簧及输入压力通过密封杆作用在膜 片上的向上作用力，二者之和与调压弹簧作用在膜片上 的向下作用力达到平衡，出口压力达到稳定，当出口压力 继续升高，膜片受到向上的作用力大于调压弹簧向下作 用力，膜片向上运动，同时密封杆在复位弹簧的作用力下 也向上移动，阀口开度减小，使得出口压力仍保持在稳定 值;同理当出口压力下降时，膜片向下移动，膜片推动密 封杆向下移动，阀口开度变大，使得出口压力维持在稳定 值附近。
关键词:减压器;调压精度;航天飞行器;气动系统
中图分类号: TH 138.521
文献标志码 :A
文章编号 :1002-2333(2018)07-0109-03
Design of a High Performance Gas Pressure Reducer for Aerospace Craft WANG Junli, WANG Zhua, LU Meng, TONG Jigang (GAMA(Luo Yang) Gas Supply Co.,Ltd.,Luoyang471000, China)
保证该处设计的合理性，按照式( 1)进行安全系数的计算:
n= 主0= 旦旦z且L
PD
PD2
/ ， 目 飞
咽 ' 且
、l /
、
、
式中 :σb为马氏体沉淀不锈钢的抗拉强度 ;5为退刀槽处
壁厚。 通过计算得到的安
全系数为 7.89 ，要求安全 系数应不小于2.5 ，因此 满足使用安全性。 1.2.2 减压器节流口进 气有效面积计算
overall flight test.
Keywords: pressure reducer; pressure regulation accuracy; aerospace craft; pneumatic system
。冒|言
气体减压器是气体控制的工业设备，主要应用于航
空航天、机械动力、石油化工及车载消防等领域，通过控
1.2 理论计算过程 1.2.1 安全性设计
壳体是减压器的主要承压零件，决定着减压器的耐 压安全性。壳体材料宜选用力学性能和耐候性较好的马 氏体沉淀不锈钢，对于减压器的耐压安全性来说，壳体输 入接口的退刀槽处为最薄弱的地方，如图 2所示，该处的 内、外径分别为D， 、鸟，壳体所承受的最高工作气压为P，为