民用飞机防火系统试验室气流模拟系统设计
飞机防火系统
案例一
某航班在飞行过程中货舱突然失火，火势迅速蔓延至机舱。由于机组人员及时发 现并果断采取措施，成功疏散乘客并控制火势，最终使乘客和机组人员全部安全 撤离。
案例二
某航班在降落后发现后舱门无法关闭，舱内出现烟雾。机组人员迅速将乘客疏散 至安全区域，并使用灭火器进行灭火。由于发现及时，灭火迅速，最终未造成人 员伤亡和财产损失。
抑制系统
通过喷洒灭火剂或采取其他措施抑 制火势，防止火势扩大。
飞机防火系统的分类
根据火源位置分类
分为发动机舱防火系统、货舱防火系统、洗手间防火系统等。
根据灭火剂种类分类
干粉灭火系统、二氧化碳灭火系统、泡沫灭火系统等。
飞机防火系统的基本原理
早期发现
通过探测器及时发现火源，并 采取相应措施进行隔离和抑制
机组人员逃生。
03
紧急出口
飞机上会设置多个紧急出口，方便乘客和机组人员在火灾时迅速撤离
。
04
飞机防火系统故障的后果与应对措施
飞机防火系统故障的后果
飞机失火
防火系统故障可能引发飞机失火， 造成人员伤亡和财产损失。
空中解体
飞机失火可能导致飞机结构受损， 在空中解体。
地面爆炸
着陆后飞机失火可能导致爆炸，对 地面人员和建筑物造成威胁。
对飞机防火系统进行整体试验，包括系统联动、故障报警 、灭火剂喷射等方面的测试，确保系统的完整性和可靠性 。
适航标准及符合性验证
根据国际民航组织和中国民航局的适航标准，对防火系统进行符合性验证，确保 其满足适航要求。
对防火系统进行飞行安全性评估，综合考虑系统故障的概率、影响和应对措施等 因素，确保飞机的安全运行。
06
新技术及发展趋势
新技术应用情况
实验一室内气流组织模拟实验 一、实验目的 通过室内气流组织模拟
实验一 室内气流组织模拟实验一、实验目的通过室内气流组织模拟实验，掌握常用风口、常见室内送回风口布置对室内气流分布、工作区温度速度均匀性的影响；掌握室内工作区温度和速度的测量方法、气流演示实验方法。
二、实验原理室内气流组织的优劣直接影响室内热环境的舒适性和空调设计的实现，同时也直接影响空调系统的能耗量。
通常室内工作区由余热而形成的负荷只占全室总负荷的一部分。
另一部分产生于工作区之上。
良好而经济的气流组织形式，应在保证工作区满足空调参数要求的前提下，使空调送风有效地排出工作区的余热，而不使工作区以外的余热带入工作区，从而达到不增加送风量且提高排风温度的效果，直接排除这部分热量，以提高空调系统的经济性。
为此引入评价室内气流组织经济性指标——能量利用系数η：on op t t t t --=η 式中，t n 、t o 、t p 分别为室内工作区空气平均温度、送风温度及排（回）风温度。
通过实测获得能量利用系数η，以评价室内气流组织的经济性。
三、实验方法1．气流组织测量方法 (1).烟雾法将棉球蘸上发烟剂（如四氯化钦、四氯化锡等）放在送风口处，烟雾随气流在室内流动。
仔细观察烟雾的流动方向和范围，在记录图上描绘出射流边界线、回漩涡流区和回流区的轮廓，或者采用摄影法直接记录气流形态。
由于从风口射出的烟雾不大而且扩散较快，不易看清楚流动情况，可将蘸上发烟剂的棉花球绑在测杆上，放到需要测定的部位，以观察气流流型。
这种方法比较快，但准确性差，只在粗测时采用。
(2).逐点描绘法将很细的合成纤维丝线或点燃的香绑在测杆上，放在测定断面各测点位置上，观察丝线或烟的流动方向，并在记录图上逐点描绘出气流流型，或者采用摄影法直接记录气流形态。
这种测试方法比较接近于实际情况。
应注意上述用于记录气流形态的摄影法对拍摄焦距、烟雾与背景的对比度等要求较高。
2．能量利用系数测量方法分别在室内工作区、送回风口处布置温度测点，温度测量仪器采用热电偶测量，工作区温度应采用多点布置取其平均值，计算求得能量利用系数。
一种民用直升机的大气数据测试系统设计
一种民用直升机的大气数据测试系统设计摘要：大气数据系统是民用直升机的重要子系统，为直升机的安全飞行提供不可获取的外部环境信息和飞行数据。
本文介绍了一种在地面环境中，基于直升机大气数据系统接口和自动测试诊断技术，采用外部仿真激励的方法，对大气数据系统进行综合测试的系统和方法，实现了大气数据系统绝对气压高度、总真空速等大气参数的测试。
关键字：总线检测；大气数据系统；数据激励仿真大气数据系统是航空电子系统的关键子系统，是机载平台的重要传感器，为机载其他系统提供了关键参数。
基于大气数据系统，直升机航电系统能够解算出多个与大气数据有关的参数，如飞行高度、升降速度、真实空速、指示空速、马赫数、大气总温、真实静压、真实攻角、大气静温、大气密度比等。
1 大气系统测试原理1.1大气数据系统工作原理大气数据系统对其采集到的大气总压、静压数据进行解算，从而测算出飞机当前的飞行高度、空速等飞行信息。
总压、静压作为大气数据系统传感器采集的原始数据，其物理含义也在某一方面反映了飞机当前所处大气的环境情况：一方面，静压是指在大气层中一定高度由空气内部分子本身不断进行的热运动而产生的压力，静压值随着海拔高度的升高而降低，因此可以在静压值与高度值之间建立某种函数关系；另一方面，总压是当前大气动压和静压之和，使用动压可以建立飞机当前空速的某种函数关系，因此，在机载系统中，往往将传感器直接获取到的总压数据与静压相减，从而测算当前直升机的飞行速度、飞行高度等参数。
1.2系统测试原理为对大气数据系统进行测试，本论文阐述了一种小型的、可对多型大气数据系统进行性能测试的软硬件平台，该平台通过模拟大气数据系统在空中的各种工作状态，由激励源向被测大气数据系统提供激励信号，并对其输出的总线接口信号进行检测、调理、分析及处理，通过信息比较对其进行性能测试，整个测试过程可以通过自动或手动的方式进行，兼顾了针对大气系统故障诊断的灵活度和便捷性。
总体而言，整个测试平台通过计算机程序调用大气激励设备等相关测试资源，为大气数据系统提供全静压、总温等激励信号，通过相应的数据采集卡对大气数据系统的输出数据进行采集，完成测试结果的判断。
民用飞机防火系统研究
民用飞机防火系统研究随着民用航空事业的不断发展，民用飞机的安全问题越来越受到广泛。
其中，防火系统作为飞机安全的关键部分，对于防止和减少火灾事故的发生具有重要意义。
本文旨在探讨民用飞机防火系统的研究现状、存在的问题以及应对措施。
在民用飞机防火系统研究方面，国内外学者已经开展了大量工作。
传统的研究主要集中在防火材料的开发、火源探测技术的改进以及灭火系统的设计等方面。
然而，由于民用飞机防火系统的复杂性和特殊性，仍然存在诸多问题，如火源探测的准确性、灭火剂的效能以及烟雾扩散等问题。
针对这些问题，本文采用了文献调研、实验测试以及数值模拟等方法进行深入研究。
首先，通过对国内外相关文献的梳理和分析，明确了民用飞机防火系统研究的关键问题。
接着，通过实验测试和数值模拟，对防火材料的性能、火源探测技术以及灭火系统的有效性进行了深入探究。
实验测试和数值模拟结果表明，当前民用飞机防火系统仍存在一定的问题。
具体而言，火源探测技术的准确性有待提高，灭火系统的响应时间和效果也需要进一步优化。
此外，烟雾扩散问题也需要引起重视，应该在设计阶段采取有效的措施加以控制。
针对这些存在的问题，本文提出了相应的应对措施。
首先，应该加强火源探测技术的研究，提高其准确性和可靠性。
其次，对灭火系统进行优化设计，提高其响应速度和灭火效果。
最后，在烟雾扩散方面，应重视飞机内部结构的优化设计，采取有效的烟雾排放措施。
综上所述，本文对民用飞机防火系统进行了深入研究，发现并提出了存在的问题以及相应的应对措施。
这些研究成果对于提高民用飞机的安全性能具有重要意义，并为今后民用飞机防火系统的研究和改进提供了有益的参考。
随着民用航空技术的不断发展，现代民用飞机成为了人们出行的重要工具。
然而，飞机发生火灾的事故也时有发生，因此现代民用飞机防火系统的研究显得尤为重要。
本文将围绕现代民用飞机防火系统展开探讨，分析其构成、设计思路、测试与监控技术以及未来发展趋势。
现代民用飞机具有高速度、高效率、舒适度高和安全可靠性要求严格等特点。
小型模拟风洞系统设计报告资料
综合电子设计小型模拟风洞系统刘石劬 22011231尹哲浩 22011214赵正扬 22011212董元 22011207一、引言二、设计思路2.1 整体功能设想2.2 模块实现方式确定三、设计内容及部分电路仿真3.1 输入模块设计部分3.1.1 按钮功能电路实现与仿真3.1.2 控制输入电路实现与仿真3.2 控制模块设计部分3.2.1 硬件选型及论证3.2.2 风扇控制信号的分析3.3 整体原理图与PCB设计四、整体实物图即测试结果五、课程收获与心得六、参考文献一、引言风洞是空气动力学研究的重要地面试验设备，通过对流体力学方法的计算，可以研究物体模型所受不同方向、不同大小的气动阻力影响，为汽车、高速列车等等的选型提供大量的参考依据。
同时，风洞也是试验高速飞行器必不可少的一种设备，是保证一个国家航空航天处于领先地位的基础研究设施]1[。
随着时代的发展，飞机研究制造业的竞争越加激烈，尤其在军事领域，现有风洞试验设备的模拟能力已经成为制约第四第五代战斗机的研制和未来高超声速飞行器发展的瓶颈。
这次课题设计，我们想以自己现有的能力和一些简单的器材来完成一个简易的小型风洞设计，用以模拟产生不同风力大小的气流。
我们采用电脑CPU风扇作为风力的发生装置，以输入信号的占空比来调节风扇转速的大小，并可以根据风扇所发出的风力大小来实现结果的反馈。
二、设计思路2.1 整体功能设想风扇的输入信号可以控制风扇实现不同的转速，也可以让风扇的工作处于测试模式下，即风扇的转速按预定的延时变化，风力将由大至小，再由小变大循环往复。
也可以通过键盘，让帆板到达指定高度。
2.2 模块实现方式确定(1) 输入模块：使用者将通过按钮进行输入信号的控制，工作时不会存在两个按钮同时有效的情况。
本模块的大体部分会以门电路的形式构成，功能上通过计数器不同的计数值来形成不同的输入信号，但必须保证信号的频率一致。
最后，所有档位的信号必须以同一个输出端口输送至风扇，对风扇进行相应的控制。
模拟气流实验室实验报告(3篇)
第1篇一、实验目的1. 了解和掌握模拟气流实验室的基本原理和操作方法。
2. 分析模拟气流在实验室环境中的分布和变化规律。
3. 评估模拟气流对实验室安全性能的影响。
4. 为实验室环境优化提供理论依据。
二、实验原理模拟气流实验室是一种模拟真实实验室环境的技术，通过模拟气流在实验室内的分布和变化，分析气流对实验室环境的影响。
实验中，采用泛美实验气流模拟测试平台，对实验室洁净度环境、气流组织、温度湿度环境进行模拟分析。
三、实验材料与设备1. 泛美实验气流模拟测试平台2. 高效送风口3. 排风口4. 安全柜（A2型，功率1800w）5. 温湿度传感器6. 压力传感器7. 数据采集与分析软件四、实验步骤1. 搭建模拟气流实验室：将泛美实验气流模拟测试平台放置于实验室中央，连接高效送风口、排风口、安全柜等设备。
2. 设置实验参数：预设场景中的安全柜为A2型，功率为1800w；高效送风口温度为20℃；初始温度为26℃。
3. 测量气流组织：在实验室A、B、C三个截面位置测量气流组织分布，分析送风口、排风口附近的气流流速。
4. 分析安全柜气流组织：在实验室安全柜附近取A、B两个截面，分析周边气流由四周到前窗操作口/由低到高定向均匀流动的情况。
5. 测量实验室温度：从A截面和B截面测量安全柜开启前后实验室温度变化。
6. 分析实验室压力梯度：在实验室压力取样，分析B截面压力梯度变化。
五、实验结果与分析1. 气流组织分析：A、B、C三个截面位置气流组织分布均匀稳定，送风口、排风口附近的气流流速相对较快。
安全柜附近周边气流由四周到前窗操作口/由低到高定向均匀流动，有效地防止生物危害物质的泄漏和扩散。
2. 温度分析：安全柜开启后，安全柜附近温度升高约为24℃，其他空间温度约为22℃。
送风处附近温度约为20-21℃，排风口附近温度约为22.5℃。
3. 压力梯度分析：B截面压力梯度为-25.4pa至-24.6pa，符合BSL-2实验室标准。
飞机防火系统
飞机防火系统ppt汇报人：***xx年xx月xx日•介绍•系统构成•设计原则•系统性能检测目•发展现状及趋势录01介绍预防和减少火灾对乘客和乘务员造成的伤害保护航班安全，提高航班准时率和可靠性确保客机货舱和行李舱内物品的安全存放飞机防火系统的重要性飞机防火系统的分类和组成根据使用范围和用途，飞机防火系统可分为客舱、货舱、发动机和辅助动力装置等几个部分货舱和行李舱防火系统包括：烟雾探测、灭火瓶、喷嘴、货舱门等客舱防火系统包括：火警探测、灭火瓶、喷嘴、旅客应急出口等发动机和辅助动力装置防火系统包括：火警探测、灭火瓶、喷嘴、防火墙等飞机防火系统的工作原理通过火警传感器对飞机内部进行实时监测，一旦发现火情，立即发出警报火警探测灭火瓶喷嘴旅客应急出口在飞机上设置干粉灭火瓶，一旦发生火情，通过释放干粉灭火剂进行灭火在灭火瓶上设置喷嘴，将灭火剂通过喷嘴喷洒到着火部位进行灭火在客舱两侧设置旅客应急出口，一旦发生火情，旅客可从应急出口迅速撤离02系统构成火焰探测器、温度探测器、烟雾探测器等。
探测系统探测器类型利用热能、光能、压力感应等技术对飞机内部进行监测。
工作原理根据飞机内部结构，选择适当的布局和数量。
探测器布局工作原理在发生火灾时，通过喷洒、压缩等方式将灭火剂送至着火点。
抑制装置类型喷水抑制装置、喷洒抑制装置、压缩空气抑制装置等。
抑制装置布局根据飞机内部结构，选择适当的布局和数量。
抑制系统警告设备类型工作原理警告设备布局通过声、光等方式向机组人员和旅客发出火灾警报。
根据飞机内部结构，选择适当的布局和数量。
03警告系统02 01火警警告器、烟雾探测器、温度传感器等。
03设计原则飞机防火系统必须符合国际和国内适航规章，确保飞行安全。
严格遵守适航规章采用先进的技术和设计理念，确保系统可靠、稳定，能够经受住恶劣环境和突发事件的考验。
先进性与可靠性系统应便于维护和升级，方便航空公司进行定制化改造和升级。
易于维护与升级飞机防火系统的设计要求需求分析收集客户需求和意见，明确防火系统的功能需求。
气流碰撞仿真实验报告(3篇)
第1篇一、实验目的1. 理解气流碰撞的基本原理和现象。
2. 通过仿真实验，验证气流碰撞的动力学特性。
3. 掌握气流碰撞仿真软件的使用方法。
4. 分析气流碰撞过程中的能量转换和动量传递。
二、实验原理气流碰撞是指两个或多个流体在高速运动过程中相遇并相互作用的现象。
在碰撞过程中，流体间的动量和能量会发生转移，从而改变各自的运动状态。
本实验采用仿真软件模拟气流碰撞，分析碰撞过程中的动力学特性。
三、实验设备1. 仿真软件：FLUENT2. 计算机一台四、实验步骤1. 建立模型：根据实验需求，在FLUENT中建立气流碰撞的几何模型。
模型应包括碰撞区域、边界条件等。
2. 设置边界条件：根据实验要求，设置碰撞区域的边界条件，如入口速度、出口压力等。
3. 设置物理模型：选择合适的湍流模型，如k-ε模型、k-ω模型等，以模拟流体的湍流特性。
4. 设置求解器：选择合适的求解器，如隐式求解器、显式求解器等，以提高计算效率和精度。
5. 求解与结果分析：启动求解器进行计算，得到碰撞区域的流场分布、压力分布、速度分布等数据。
对结果进行分析，验证气流碰撞的动力学特性。
五、实验结果与分析1. 流场分布：通过观察流线图和速度云图，可以看出碰撞区域的流体流动状态。
在碰撞区域，流体速度和压力分布发生明显变化，说明碰撞过程中流体间发生了能量和动量的传递。
2. 压力分布：碰撞区域的压力分布与碰撞前的压力分布存在较大差异。
在碰撞区域，压力波动较大，说明碰撞过程中流体间存在较大的压力梯度。
3. 速度分布：碰撞区域的流体速度在碰撞前后发生显著变化。
在碰撞区域，流体速度方向发生改变，且速度大小发生衰减，说明碰撞过程中动量发生了传递。
4. 能量转换：碰撞过程中，部分机械能转化为热能和声能。
通过对碰撞区域温度和声压的分布进行分析，可以了解能量转换的情况。
六、实验结论1. 气流碰撞过程中，流体间的动量和能量会发生传递，导致碰撞区域的流体流动状态、压力分布和速度分布发生变化。
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（ 上 海 飞机设 计研 究 院 ， 上海 ２ ０ １ ２ １ ０ ）
（ Ｓ ｈ ａ ｎ ｇ ｈ ａ ｉ Ａ ｉ ｒ ｃ ｒ ａ ｆ ｔ Ｄ ｅ ｓ ｉ ｇ ｎ ａ ｎ ｄ Ｒ ｅ ｓ ｅ ａ ｒ ｃ ｈ Ｉ ｎ ｓ ｔ ｉ ｔ ｕ ｔ ｅ ， Ｓ ｈ ａ ｎ ｇ ｈ ａ ｉ ２ ０ １ ２ １ ０ ， Ｃ ｈ ｉ ｎ ａ ）
Ｏ 引言
在 民用 飞机 防火 系统 地 面试 验 中 ． 需 要 模 拟 飞 机 在 正常飞 行 中舱 内 的气 流 特性 ， 需要 按 照 飞 行 中
在较 短 时间 内浓度 迅 速 上 升 。 直 至灭 火 剂 浓 度 达 到 ６ ％ 以上 。而 在这 期 间 ， 气流模 拟 系统 成为 灭火 剂运
一
种基 于 Ｐ Ｌ Ｃ控制 的气 流模拟 系统 ， 基于 Ｐ Ｉ Ｄ控 制算 法 ， 通 过变 频器 控制 电机 带 动风 机模 拟 所需 的气 流 ， 满 关键 词 ： 气 流模 拟 ； 变频器 ； Ｐ Ｉ Ｄ； 风机； 电机 ［ Ａ ｂ ｓ ｔ ｒ ａ ｃ ｔ ］Ｉ ｎ ｔ ｈ ｅ ｇ ｒ ｏ ｕ ｎ ｄ ｓ ｉ ｍ ｕ ｌ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｔ ｅ ｓ ｔ ｏ ｆ ｉ ｆ ｒ ｅ ｐ ｒ ｏ ｔ ｅ ｃ ｔ ｉ ｏ ｎ ｓ ｙ ｓ ｔ ｅ ｍ ｆ ｏ ｒ ｃ ｉ ｖ ｉ ｌ ａ ｉ ｒ ｃ ｒ ａ ｆ ｔ ， ｔ ｈ ｅ ａ ｍ ｏ ｕ ｎ ｔ ｏ ｆ ａ ｉ ｒ ｆ ｌ ｏ ｗ ｉ ｎ ｅ ｎ ｇ ｉ ｎ ｅ
足地 面试 验 的要求 。
ｆ ａ ｎ ｃ ａ ｂ ｉ ｎ，ｅ ｎ ｇ ｉ ｎ ｅ ｃ ｏ ｒ ｅ ｃ ａ ｂ ｉ ｎ，ＡＰＵ ｃ ａ ｂ ｉ ｎ ａ ｎ ｄ ｃ ａ ｒ ｇ ｏ ｉ ｓ ｎ ｅ ｅ ｄ ｅ ｄ ｔ ｏ ｂ ｅ ｓ ｉ ｍｕ ｌ ａ ｔ ｅ ｄ ｉ ｎ ｌｉ ｆ ｇ ｈ ｔ ａ ｓ ｔ ｈ ｅ ａ ｉ ｒ ｆ ｌ ｏ ｗ ｈ ａ ｓ ａ ｎ ｉ ｍｐ ｏ ｒ — ｔ ａ ｎ ｔ ｉ ｍｐ ａ ｃ ｔ ｏ ｎ ｔ ｅ ｓ ｔ ．Ｄｕ ｅ ｔ ｏ ｔ ｈ ｅ ｉ ｍｐ ｏ ｒ ｔ ａ ｎ ｔ ｉ ｎ ｌｕ ｆ ｅ ｎ ｃ ｅ ｏ ｆ ｌ ｆ ｏ ｗ ａ ｃ ｃ ｕ ｒ ａ ｃ ｙ ｔ ｏ ｔ ｅ ｓ ｔ ，ａ ｋ ｉ ｎｄ ｏ ｆ ａ ｉ ｒ ｌｏ ｆ ｗ ｓ ｉ ｍｕ ｌ ａ ｔ ｅ ｄ ｓ ｙ ｓ ｔ ｅ ｍ ｂ ａ ｓ ｅ ｄ
ｏ ｎ Ｐ Ｌ Ｃ ｃ ｏ ｎ ｔ ｒ ｏ ｌ ａ ｎ ｄ Ｐ Ｉ Ｄ ｃ ｏ ｎ ｔ ｒ ｏ ｌ ａ ｌ ｇ ｏ ｒ ｉ ｔ ｈ ｍ ｉ ｓ ｄ ｅ ｓ ｉ ｇ ｎ ｅ ｄ ． Ｔ ｈ ｅ ｄ ｒ ａ ｕ ｇ ｈ ｔ ａｎ ｆ ｄ ｒ ｏ ｖ ｅ ｂ ｙ￣ ｅ ｑ ｕ ｅ ｎ ｃ ｙ ｃ ｏ ｎ ｖ ｅ ｌ ｆ ｅ ｒ ｃ ｏ ｎ ｔ ｒ ｏ ｌ ｓ ｍｏ ｔ ｏ ｒ
民 用 飞 机 设计 与研 究
Ｃｉ ｖ ｉ ｌ Ａｉ ｒ ｃ ｒ ａ ｆ ｔ Ｄｅ ｓ ｉ ｇｎ ＆ Ｒｅ ｓ ｅ ａ ｒ ｃ ｈ
民 用 飞 机 防 火 系 统 试 验 室 气 流 模 拟 系 统 设 计
Ｔｈｅ Ｄｅ ｓ ｉ ｇ ｎ ｏ ｆ Ａｉ ｒ ｌｏ ｆ ｗ Ｓ ｉ ｍ ｕｌ ａ ｔ ｉ ｏｎ Ｓ ｙ ｓ ｔ ｅ ｍ ｉ ｎ Ｆｉ ｒ ｅ Ｐｒ ｏ ｔ ｅ ｃ ｔ ｉ ｏ ｎ Ｓ ｙ ｓ ｔ ｅ ｍ Ｌａ ｂｏｒ ａ ｔ ｏｒ ｙ ｆ ｏ ｒ Ｃｉ ｖ ｉ ｌ ｉ ｒ Ａ ｃ ｒ ａ ｆ ｔ
能反 映舱 内的真 实状 态 。
拟 系统 的 准确 性 对 试 验 结 果 具 有 重 要 的影 响 。 地面 模 拟 试 验 中 ， 由于 气 流 流量 对 试 验 具 有 重 要 的影 响 ， 因此 ， 需 要 模 拟 发 动 机 风 扇
舱、 发动机 核心舱 、 Ａ Ｐ Ｕ舱 和货 舱在 飞行 中的气 流流 量 。由 于流量 的精度 对试 验 结 果具 有 重要 的影 响 ， 设 计
提供 最接 近飞行 状态 的气 流环境 。 气流模 拟 值 的精 度 对 民用 飞 机 防火 系 统 试 验 结果 具 有 重 要 的 影 响 ， 气 流 影 响 灭 火 剂 的 释 放 效 果， 直接影 响 试 验 测 试 的准 确 性 『 】 ］ 。 因此 ， 气 流 模
浓度 的真 实数据 。 因此 气 流 流 量 控 制精 度 越 高 ， 模 拟舱 内气流 越接 近 真实 状 态 ， 测 得 的灭 火 剂 浓 度越
动扩散 、 浓度 降低 的一 部 分 动力 源 。舱 内气 流对 灭
火 剂浓度 有很 大 的影 响 ， 气 流 模 拟 系 统 只有 真 实 模 拟 进入舱 内气 流 的状 态 。 才 能 准 确 反 映舱 内灭 火 剂
的流量 值通 过气 流模 拟 系统 进行 有 效 仿 真 ， 为 试 验
ｓ ｉ ｍｕ ｌ ａ ｔ ｅ ｄ ｔ ｈ ｅ ｎ ｅ ｅ ｄ ｏ ｆ ａ ｉ ｌｏ ｆ ｒ ｗ ｔ ｈ ａ ｔ ｍｅ ｅ ｔ ｓ ｔ ｈ ｅ ｒｏ ｇ ｕ ｎ ｄ ｔ ｅ ｓ ｔ ｒ ｅ ｑ ｕ ｉ ｒ ｅ ｍｅ ｎ ｔ ｓ ．
［ Ｋ ｅ ｙ ｗｏ ｒ ｄ ｓ ］Ａ ｉ ｒ ｌ ｆ ｏ ｗ ｓ ｉ ｍ ｕ ｌ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ； Ｆ ｒ ｅ ｑ ｕ ｅ ｎ ｃ ｙ ｃ ｏ ｎ ｖ ｅ ￣ ｅ ｒ ； Ｐ Ｉ Ｄ； Ｆ ａ ｎ Ｍ ｏ ｔ ｏ ｒ