QCM-D 原理

差压变送器工作原理及常见故障分析

差压变送器工作原理及常见故障分析 差压变送器工作原理及常见故障分析 差压变送器在工业自动化生产中对压力、压差流量的测最应用愈见广泛，生产中遇到的问题也越来越多，故障的及时判定分析和处理，对正在进行的生产来说是至关重要的。本文介绍日常维护中的经验和故障判定分析方法，供参考。 一、差压变送器工作原理 来自双侧导压管的差压直接作用于变送器传感器双侧隔离膜片上，通过膜片内的密封液传导至洲量元件上，测最元件将测得的差压信号转换为与之对应的电信号传递给转换器，经过放大等处理变为标准电信号输出。差压变送器的几种应用测最方式： 1 ．与节流元件相结合，利用节流元件的前后产生的差压值测量液体流量． 2 ．利用液体自身重力产生的压力差，测是液体的高度。 3 ．直接测量不同管道、魄休液体的压力差值。 二、差压变送器故障诊断方法 除了回顾故障发生前的打火、冒烟、异味、供电变化、雷击、潮湿、误操作、误维修等情况；以及观察回路的外部损伤、导压管的泄漏，回路的过热，供电开关状态等现象外，还应通过检测来诊断故障。 1 ．断路检侧：将怀疑有故障的部分与其他部分分割开来，查看故障是否消失，如果消失，则可确定故障在此处。否则可进行下一步查找，如：智能差压变送器不能正常Ha 性远程通讯，可将电源从仪表本体中断开 用现场另加电源的方法为变送器通电进行通讯，以查看是否叠加有约Zk - HZ 的电磁信号而干扰通讯。 2 ．短接检测：在保证安全的情况下，将相关部分回路直接短接，如：差压变送器输出值偏小，可将导压管断开，从一次取压阀外将差压信号直接引到差压变送器双侧，观察变送器输出，以判断导压管路有无堵、漏及连通性。 3 ．替换检测：更换怀疑有故障的部分，判断故障部位。如：怀疑变送器电路板发生故障，可临时更换一块，以确定原因。 4 ．分部检侧：将测皿回路分割成几个部分（如：供电电源、信号输出、信号变送、信号检测），按各部分分别检查，由简至繁，由表及里，缩小范围，找出故障位置。 三、常见故障检修 1 ．输出过大的可能原因和解决方法： ( l ）导压管。检查导压管是否泄漏或堵塞；检查截止阀是否全开；检查气体导压管内是否有液体，液体导压管内是否有气休；检查变送器压力容室内有无沉积物. ( 2 ）变送器的电气连接。检查变送器的传感器组件连接情况．保证接插件接触处清洁；检查8 号插针是否可靠接表壳地. ． ( 3 ）变送器电路故障。用备用电路板代换检查、判断有故障的电路板及更换有故障的电路板. ( 4 ）检查电源的输出是否符合所需的电压值. 2 ．输出过小或无输出的可能原因和解决方法： ( 1 ）导压管。检查导压管是否泄漏或堵塞；检查液体导压管内是否有气体；检查变送器压力容室内有无沉积物；检查截止阀是否开全，平衡阀是否关严。 ( 2 ）变送器的电气连接。检查变送器传感器组件的引出线是否短接；保证接插件接触处清洁；检查各调节螺钉是否在控制范围内。

直升机飞行原理(图解)

飞行原理（图解） 直升机能够垂直飞起来的基本道理简单，但飞行控制就不简单了。旋翼可以产生升力，但谁来产生前进的推力呢？单独安装另外的推进发动机当然可以，但这样增加重量和总体复杂性，能不能使旋翼同时担当升力和推进作用呢？升力-推进问题解决后，还有转向、俯仰、滚转控制问题。旋翼旋转产生升力的同时，对机身产生反扭力（初中物理：有作用力就一定有反作用力），所以直升机还有一个特有的反扭力控制问题。 直升机主旋翼反扭力的示意图 没有一定的反扭力措施，直升机就要打转转/ 尾桨是抵消反扭力的最常见的方法 直升机抵消反扭力的方案有很多，最常规的是采用尾桨。主旋翼顺时针转，对机身就产生逆

时针方向的反扭力，尾桨就必须或推或拉，产生顺时针方向的推力，以抵消主旋翼的反扭力。 抵消反扭力的主旋翼-尾桨布局，也称常规布局，因为这最常见/ 典型的贝尔407 的尾桨主旋翼当然也可以顺时针旋转，顺时针还是逆时针，两者之间没有优劣之分。有意思的是，美、英、德、意、日直升机的主旋翼都是逆时针旋转，法、俄、中、印、波兰直升机都是顺时针旋转，英、德、意、日的直升机工业都是从美国引进许可证开始的，和美国采用相同的习惯可以理解，中、印、波兰是从前苏联和法国引进许可证开始的，和法、俄的习惯相同也可以理解，但美国和俄罗斯为什么从一开始选定不同的方向，法国为什么不和选美国一样的方向，而和俄罗斯一致，可能只是一个历史的玩笑。

各国直升机主旋翼旋转方向的比较尾桨给直升机的设计带来了很多麻烦。尾桨要是太大了，会打到地上，所以尾桨尺寸受到限制，要提供足够的反扭力，就需要提高转速，这样，尾桨翼尖速度就大，尾桨的噪声就很大。极端情况下，尾桨翼尖速度甚至可以超过音速，形成音爆。尾桨需要安装在尾撑上，尾撑越长，尾桨的力矩越大，反扭力效果越好，但尾撑的重量也越大。为了把动力传递到尾桨，尾撑内需要安装一根长长的传动轴，这又增加了重量和机械复杂性。尾桨是直升机飞行安全的最大挑战，主旋翼失去动力，直升机还可以自旋着陆；但尾桨一旦失去动力，那直升机就要打转转，失去控制。在战斗中，直升机因为尾桨受损而坠毁的概率远远高于因为其他部位被击中的情况。即使不算战损情况，平时使用中，尾桨对地面人员的危险很大，一不小心，附近的人员和器材就会被打到。在居民区或林间空地悬停或起落时，尾桨很容易挂上建筑物、电线、树枝、飞舞物品。 尾桨可以是推式，也可以是拉式，一般认为以推式的效率为高。虽然不管推式还是拉式，气流总是要流经尾撑，但在尾桨加速气流前，低速气流流经尾撑的动能损失较小。尾桨的旋转方向可以顺着主旋翼，也就是说，对于逆时针旋转的主旋翼，尾桨向前转（或者说，从右

正态分布图的制作方法

参考資料：QC 数学の話(大村 平著) 日科技連出版 翻訳完成日期：2009年6月6日 品质管理的基石统计初步(翻訳:李琰) 目录 ·从互换性到品质管理 ·QC 是迈向文明社会的技术突破 ·从互换性到品质管理 ·SQC 的成熟与TQC ·数据整理的基本 ·代表值的选出 ·平均值的计算 ·标准偏差的计算 ·正态分布概念引入 ·正态分布的加法与减法 ·正态分布应用举例 第1章 从统计学的互换性到品质管理 20世纪人类历史上发生了3大震撼世界技术的突破。1，原子能的利用；2，高分子化合物的合成；3， 信息技术的飞跃发展。关于原子能的利用，主要在民生和军事方面得到了广泛的发展。在人类历史上原子能的出现翻开了历史新的一页，震撼了世界这是众所周知的。二次世界大战期间在広島，長崎投下的原子弹的爆炸，造成了人类的大量伤亡。在民生应用方面，随着碳素系列能源的枯竭和CO 2排出的控制， 原子能发电已经得到广泛应用。 另外在高分子化合物合成技术方面，给人类生活带来了极大的影响。用塑料做成的各种各样建材类，器 具类遍布了我们的生活周围。如果把我们生活中存在的塑料制品全部拿走的话，我们生活就象没有了文字一样，土蹦瓦解。化肥使粮食增产。人工纤维的合成，给我们提供了丰富多样的衣着。合成橡胶，洗剂，粘结剂，调味品等不胜枚举。 还有，信息技术的飞跃发展。首先让我们只看一下和我们切身利益相关的民生用品，各种各样的业务预 约，存款储蓄，通信网和铁道网的管理，天气预报，犯罪搜查等虽然眼睛直接看不到，却支撑着我们的近代生活。而且各种技术计算，生命科学，人工智能等先端事物已变成了我们生活中的神圣组织。如果说没有高分子化合物我们的生活会瓦解的话，那么没有信息我们的生活会瘫痪。 基于以上，我们可以说，原子能是能源方面的突破，高分子合成是硬件方面的突破，信息技术是软件方 面的突破，3个方面对我们的生活带来了震撼性的影响。 那么为什么以上3个方面可以在20世纪能够获得极大的技术突破呢？ 我认为是以下两个方面的原因： 1， 抗身抗生物质的发现。 2， 品质管理的普及。 为什么这么说呢？下面阐述理由。 最初的科学文明，把人类从严酷的劳动和疾病中解放出来。人类为了确保衣食住的安定，做出了很大的 QC 数学的 話题

《飞行原理》练习题汇总

飞机和大气的一般介绍单选 1. 翼型的中弧曲度越大表明 A:翼型的厚度越大 B:翼型的上下表面外凸程度差别越大 C:翼型外凸程度越大 D:翼型的弯度越大 B 2. 低速飞机翼型前缘 A:较尖 B:较圆钝 C:为楔形 D:以上都不对 B 3. 关于机翼的剖面形状（翼型），下面说法正确的是 A:上下翼面的弯度相同 B:机翼上表面的弯度大于下表面的弯度 C:机翼上表面的弯度小于下表面的弯度 D:机翼上下表面的弯度不可比较 B 4. 国际标准大气规定的标准海平面气温是 A:25℃ B:10℃ C:20℃ D:15℃ D 5. 按照国际标准大气的规定，在高度低于11000米的高度上，高度每增加1000米，气温随季节变化 A:降低6.5℃ B:升高6.5℃ C:降低2℃ D:降低2℃ A 6. 在3000米的高度上的实际气温为10℃，则该高度层上的气温比标准大气规定的温度 A:高12.5℃ B:低5℃ C:低25.5℃ D:高14.5℃ D 7. 在气温比标准大气温度低的天气飞行，飞机的真实高度与气压高度表指示的高度（基准相同）相比，飞机的真实高度 A:偏高 B:偏低 C:相等 D:不确定 B 简答 1. 请解释下列术语：（1）相对厚度（厚弦比）（2）相对弯度（中弧曲度）（3）展弦比（4）后掠角（1）翼型最大厚度与弦长的比值，用百分比表示；（2）最大弧高与翼弦的比值，用百分比表示；（3）机翼翼展与平均弦长的比值；（4）机翼四分之一弦线与机身纵轴垂直线之间的夹角。 2. 请叙述国际标准大气规定。 国际标准大气（International Standard Atmosphere），简称ISA，就是人为地规定一个不变的大气环境，包括大气压温度、密度、气压等随高度变化的关系，得出统一的数据，作为计算和试验飞机的统一标准。国际标准大气由国际民航组织ICAO制定，它是以北半球中纬度地区大气物理特性的平均值为依据，加以适当修订而建立的。 3. 实际大气与国际标准大气如何换算？ 确定实际大气与国际标准大气的温度偏差，即ISA偏差，ISA偏差是指确定地点的实际温度与该处ISA标准温度的差值，常用于飞行活动中确定飞机性能的基本已知条件。 飞机的低速动力学 单选 1. 空气流过一粗细不等的管子时，在管道变粗处，气流速度将 A:变大 B:变小 C:不变 D:不一定 B 2. 空气流过一粗细不等的管子时，在管道变细处，气流压强将 A:增大 B:减小C:不变 D:不一定 B 3. 根据伯努利定律，同一管道中，气流速度减小的地方，压强将 A:增大 B:减小 C:不变 D:不一定 A

压力变送器的工作原理

压力变送器的工作原理 压力变送器的工作原理 压力变送器主要由测压元件传感器（也称作压力传感器）、放大电路和支持结构件三类组成。它能将测压元件传感器测量到的气体、液体等物理压力参数变化转换成电信号(如4~20mA等)，以提供指示报警仪、记载仪、调理器等二次仪表进行显示、指示和调整。 压力变送器用于测量液体、气体或蒸汽的液位、密度和压力，然后转换为成4～20mA 信号输出。 压差变送器也称差压变送器，主要由测压元件传感器、模块电路、显示表头、表壳和过程连接件等组成。它能将接收的气体、液体等压力差信号转变成标准的电流电压信号，以供给指示报警仪、记录仪、调节器等二次仪表进行测量、指示和过程调节。 差压变送器根据测压范围可分成一般压力变送器（0.001MPa～20MPA）和微差压变送器（0～30kPa）两种。 差压变送器的测量原理是：流程压力和参考压力分别作用于集成硅压力敏感元件的两端，其差压使硅片变形（位移很小，仅μm级），以使硅片上用半导体技术制成的全动态惠斯登电桥在外部电流源驱动下输出正比于压力的mV级电压信号。由于硅材料的强性极佳，所以输出信号的线性度及变差指标均很高。工作时，压力变送器将被测物理量转换成mV级的 电压信号，并送往放大倍数很高而又可以互相抵消温度漂移的差动式放大器。放大后的信号经电压电流转换变换成相应的电流信号，再经过非线性校正，最后产生与输入压力成线性对应关系的标准电流电压信号。 压力传感器工作原理 压力传感器是工业实践中最为常用的一种传感器，其广泛应用于各种工业自控环境，涉及水利水电、铁路交通、智能建筑、生产自控、航空航天、军工、石化、油井、电力、船舶、机床、管道等众多行业，下面就简单介绍一些常用传感器原理及其应用 1 、应变片压力传感器原理与应用 力学传感器的种类繁多，如电阻应变片压力传感器、半导体应变片压力传感器、压阻式

飞行原理复习题(选择答案) 2

第一章：飞机和大气的一般介绍 一、飞机的一般介绍 1. 翼型的中弧曲度越大表明 A:翼型的厚度越大 B:翼型的上下表面外凸程度差别越大 C:翼型外凸程度越大 D:翼型的弯度越大 2. 低速飞机翼型前缘 A:较尖 B:较圆钝 C:为楔形 D:以上都不对 3. 关于机翼的剖面形状（翼型），下面说法正确的是 A:上下翼面的弯度相同 B:机翼上表面的弯度大于下表面的弯度 C:机翼上表面的弯度小于下表面的弯度 D:机翼上下表面的弯度不可比较 二、1. 国际标准大气规定的标准海平面气温是 A:25℃ B:10℃ C:20℃ D:15℃ 2. 按照国际标准大气的规定，在高度低于11000米的高度上，高度每增加1000米，气温随季节变化 A:降低6.5℃ B:升高6.5℃ C:降低2℃ D:降低2℃ 3. 在3000米的高度上的实际气温为10℃，则该高度层上的气温比标准大气规定的温度 A:高12.5℃ B:低5℃ C:低25.5℃ D:高14.5℃

4. 在气温比标准大气温度低的天气飞行，飞机的真实高度与气压高度表指示的高度（基准相同）相比，飞机的真实高度 A:偏高 B:偏低 C:相等 D:不确定 第二章：飞机低速空气动力学 1. 空气流过一粗细不等的管子时，在管道变粗处，气流速度将 A:变大 B:变小 C:不变 D:不一定 2. 空气流过一粗细不等的管子时，在管道变细处，气流压强将 A:增大 B:减小 C:不变 D:不一定 3. 根据伯努利定律，同一管道中，气流速度减小的地方，压强将 A:增大 B:减小 C:不变 D:不一定 4. 飞机相对气流的方向 A:平行于机翼翼弦，与飞行速度反向 B:平行于飞机纵轴，与飞行速度反向 C:平行于飞行速度，与飞行速度反向 D:平行于地平线 5. 飞机下降时，相对气流 A:平行于飞行速度，方向向上 B:平行于飞行速度，方向向下 C:平行于飞机纵轴，方向向上 D:平行于地平线 6. 飞机的迎角是 A:飞机纵轴与水平面的夹角 B:飞机翼弦与水平面的夹角 C:飞机翼弦与相对气流的夹角 D:飞机纵轴与相对气流的夹角 7. 飞机的升力

变送器的工作原理

常见变送器的工作原理 常见变送器的工作原理 作者：未知 文章来源：网络 点击数： 463 更新时间：2009-5-7 传感器和变送器在仪器、仪表和工业自动化领域中起着举足轻重的作用。与传感器不同，变送器除了能将非电量转换成可测量的电量外，一般还具有一定的放大作用。本文简单地介绍了各类变送器的特点，以供使用者选用。 一、一体化温度变送器 一体化温度变送器一般由测温探头（热电偶或热电阻传感器）和两线制固体电子单元组成。采用固体模块形式将测温探头直接安装在接线盒内，从而形成一体化的变送器。一体化温度变送器一般分为热电阻和热电偶型两种类型。 热电阻温度变送器是由基准单元、R/V 转换单元、线性电路、反接保护、限流保护、V/I 转换单元等组成。测温热电阻信号转换放大后，再由线性电路对温度与电阻的非线性关系进行补偿，经V/I 转换电路后输出一个与被测温度成线性关系的4～20mA 的恒流信号。 热电偶温度变送器一般由基准源、冷端补偿、放大单元、线性化处理、V/I 转换、断偶处理、反接保护、限流保护等电路单元组成。它是将热电偶产生的热电势经冷端补偿放大后，再帽由线性电路消除热电势与温度的非线性误差，最后放大转换为4～20mA 电流输出信号。为防止热电偶测量中由于电偶断丝而使控温失效造成事故，变送器中还设有断电保护电路。当热电偶断丝或接解不良时，变送器会输出最大值（28mA ）以使仪表切断电源。 一体化温度变送器具有结构简单、节省引线、输出信号大、抗干扰能力强、线性好、显示仪表简单、固体模块抗震防潮、有反接保护和限流保护、工作可靠等优点。 一体化温度变送器的输出为统一的4～20mA 信号；可与微机系统或其它常规仪表匹配使用。也可用户要求做成防爆型或防火型测量仪表。 二、压力变送器 压力变送器也称差变送器，主要由测压元件传感器、模块电路、显示表头、表壳和过程连接件等组成。它能将接收的气体、液体等压力信号转变成标准的电流电压信号，以供给指示报警仪、记录仪、调节器等二次仪表进行测量、指示和过程调节。 压力变送器的测量原理图如图3所示。其测量原理是：流程压力和参考压力分别作用于集成硅压力敏感元件的两端，其差压使硅片变形（位移很小，仅μm 级），以使硅片上用半导体技术制成的全动态惠斯登电桥在外部电流源驱动下输出正比于压力的mV 级电压信号。由于硅材料的强性极佳，所以输出信号的线性度及变差指标均很高。工作时，压力变送器将被测物理量转换成mV 级的电压信号，并送往放大倍数很高而又可以互相抵消温度漂移的差动式放大器。放大后的信号经电压电流转换变换成相应的电流信号，再经过非线性校正，最后产生与输入压力成线性对应关系的标准电流电压信号。 压力变送器根据测压范围可分成一般压力变送器（0.001MPa ～20MP3）和微差压变送器（0～30kPa ）两种。 三、液位变送器 1、浮球式液位变送器 浮球式液位变送器由磁性浮球、测量导管、信号单元、电子单元、接线盒及安装件组成。

压力变送器的原理安装和使用

压力变送器的原理安装和 使用 This model paper was revised by the Standardization Office on December 10, 2020

压力变送器的安装及使用 压力是重要的工业参数之一, 正确测量和控制压力对保证生产工艺过程的安全性和经济性有重要意义。压力及差压的测量还广泛地应用在流量和液位的测量中。压力变送器的任务是将检测出来的非电量（物理量）大小转换为相应的电信号，传输到显示仪表中进行监视和控制，将非电量转换为电量的方法有： 1电容式压力变送器 2扩散硅压阻变送器 3电感式变送器 4振弦式变送器 20世纪80年代中末期，国内开始引进国外生产的压力变送器，主要是非智能的，在选购变送器时，要根据生产工艺过程的不同压力检测点的压力，来选择不同压力变送器的量程，由于被测压力点数量多，订货时，所定压力变送器的规格多，同时，在备件上造成很大的资金积压。由于早期的压力变送器没有微处理器进行各种性能的补偿，容易受到环境的影响，造成仪表的漂移和测量不准确。 美国霍尼韦尔（HONEYWELL）公司于1983年独家率先向全世界推出智能化现场仪表ST3000 100系列全智能压力变送器，这是对传统现场仪表的一次深刻变革！它为工业自动化仪表及其系统应用，向更高层次的发展奠定了基础，全智能变送器的问世，开创了现场仪表的新纪元。 美国霍尼韦尔公司在92年4月向中国推出了ST3000/900系列全智能变送器，它具有数字式全智能变送器的全部优越性能，而价格接近传统模拟式常规变送器。97年底，霍尼韦尔公司又推出可测高温的压力变送器，现场环境温度最高可达150℃。通过使用专用的手操器，可以对运行中的变送器进行零点、量程、变送器的工作温度、使用单位等很多参

压力和差压变送器详细使用说明

压力和差压变送器详细使用说明 （一）差压变送器原理与使用 本节根据实际使用中的差压变送器主要介绍电容式差压变送器。 1. 差压变送器原理 压力和差压变送器作为过程控制系统的检测变换部分，将液体、气体或蒸汽的差压(压力)、流量、液位等工艺参数转换成统一的标准信号(如DC4mA～20mA 电流)，作为显示仪表、运算器和调节器的输入信号，以实现生产过程的连续检测和自动控制。 差动电容式压力变送器由测量部分和转换放大电路组成，如图1.1所示。 图1.1 测量转换电路 图1.2 差动电容结构 差动电容式压力变送器的测量部分常采用差动电容结构，如图1.2所示。中心可动极板与两侧固定极板构成两个平面型电容H C和L C。可动极板与两侧固定极板形成两个感压腔室，介质压力是通过两个腔室中的填充液作用到中心可动极板。一般采用硅油等理想液体作为填充液，被测介质大多为气体或液体。隔离膜片的作用既传递压力，又避免电容极板受损。

当正负压力(差压)由正负压导压口加到膜盒两边的隔离膜片上时，通过腔室内硅油液体传递到中心测量膜片上，中心感压膜片产生位移，使可动极板和左右两个极板之间的间距不相对，形成差动电容，若不考虑边缘电场影响，该差动电容可看作平板电容。差动电容的相对变化值与被测压力成正比，与填充液的介电常数无关，从原理上消除了介电常数的变化给测量带来的误差。 2. 变送器的使用 （1）表压压力变送器的方向 低压侧压力口（大气压参考端）位于表压压力变送器的脖颈处，在电子外壳的后面。此压力口的通道位于外壳和压力传感器之间，在变送器上360°环绕。保持通道的畅通，包括但不限于由于安装变送器时产生的喷漆，灰尘和润滑脂，以至于保证过程通畅。图1.3为低压侧压力口。 图1.3 低压侧压力口 （2）电气接线 ①拆下标记“FIELD TERMINALS”电子外壳。 ②将正极导线接到“PWR/COMN”接线端子上，负极导线接到“-”接线端子上。注意不得将带电信号线与测试端子（test）相连，因通电将损坏测试线路中的测试二极管。应使用屏蔽的双绞线以获得最佳的测量效果，为了保证正确通讯，应使用24AWG或更高的电缆线。 ③用导管塞将变送器壳体上未使用的导管接口密封。 ④重新拧上表盖。 （3）电子室旋转 电子室可以旋转以便数字显示位于最好的观察位置。旋转时，先松开壳体旋转固定螺钉。 3. 投运和零点校验

飞行原理

飞行原理 低速飞机翼型前缘较圆鈍 高速飞机翼型前缘较尖 平直机翼有极好的低速特性 椭圆机翼诱导阻力最小 梯形机翼矩形加椭圆优点，升阻比特性和低速特性 后掠翼、三角翼------ -------- ------ 高速特性 基本术语： 翼弦---翼型前沿到后沿的连线弦。 相对厚度（厚弦比）----翼型最大厚度与弦长的比值。 翼型的中弧曲度越大表明翼型的上下表面外凸程度差别越大。 翼展---机翼翼尖之间的距离。 展弦比---机翼翼展与平均弦长的比值。 飞机展弦比越大，诱导阻力越小。 后掠角---机翼1／４弦线与机身纵轴垂直线之间夹角。后掠角为了增大临界马赫数。 迎角---- 相对气流方向与翼弦夹角。 临界迎角---升力系数最大时对应的迎角。 有利迎角---升阻比最大时对应的迎角。

阻力 阻力=诱导阻力+废阻力 诱导阻力： 1.大展弦比机翼比小展弦比机翼诱导阻力小。 2.翼梢小翼可以减小飞机的诱导阻力。 3.诱导阻力与速度平方成反比。 废阻力： 废阻力=压差阻力+摩擦阻力+干扰阻力 1.摩擦阻力： 飞机表面积越大或表面越粗糙，摩擦阻力也越大。 2.压差阻力： 与迎风面积、机翼形状、迎角有关。 3.干扰阻力： 废阻力大小与速度的平方成正比。 总阻力是诱导阻力和废阻力之和。 在低速（起降）时诱导阻力占主要，在高速（巡航）时废阻力占主导。 诱导阻力=废阻力时，总阻力最小，升阻比最大。 放下起落架，升阻比减小。 增升装置----前缘缝翼+后缘襟翼 前缘缝翼：

位于机翼前缘，延缓机翼气流分离，提高最大升力系数和临界迎角。 在迎角较小时打开，会降低升力系数。 只有在接近临界迎角时打开，才能起到增升的作用。有的飞机装有“翼尖前缘缝翼”，其主要作用是在 大迎角下延缓翼尖部分的气流分离，提高副翼的效能，改善飞机横侧稳定性和操纵性。 后缘襟翼：简单襟翼+开缝襟翼+后退襟翼+后退开缝襟翼+前缘襟翼 1.简单襟翼—改变了翼型弯度—升阻比降低。 2.开缝襟翼—机翼弯度增大；最大升力系数增大 多，临界迎角降低不多。 3.后退襟翼—增大了机翼弯度和机翼面积，增升 效果好，临界迎角降低较少。 4.后退开缝襟翼（查格襟翼+富勒襟翼）—兼有 后退襟翼和开缝襟翼优点。 5.前缘襟翼—一方面减小前缘延缓气流分离；另 一方面增大了翼型弯度。使最大升力系数和临 界迎角得到提高。 增升装置通过三个方面达到增升目的： 一是增大翼型弯度，提高机翼上、下压强差，从而增大升力系数。

压力变送器工作原理

罗斯蒙特3051 智能型压力变送器 工作原理 工作时，高、低压侧的隔离膜片和灌充液将过程压力传递给中心的灌充液，中心灌充液将压力传递到δ- 室传感器中心的传感膜片上。传感膜片是一个张紧的弹性元件，其位移随所受压差而变化（对于GP表压变送器，大气压力如同施加传感膜片的低压则一样，AP绝压变送器低压侧始终保持一个参考电压）。传感膜片的最大位移量为0.004英寸（0.10毫米）且位移量与压力成正比，两侧的电容极板检测传感膜片的位置。传感膜片和电容极板之间的电容的差值被转换成相应的电流，电压或数字HATR输出信号。 线路板模块 变送器线路板模块采用专用集成电路（ASICS）和表面封装技术。 线路块接收来自传感器膜头的数字信号和修正系数后，对信号进行修正和显性化。线路板模块的输出部分将数字信号转换成一个模拟信号输出，并可与HATR手操器通讯。可选的夜晶表头插入线路板上，可

显示以压力工程单位或百分比为单位的数字输出。夜晶表头适用于标准变送器和低功耗变送器。 数据组态 组态数据存贮在变送器线路板上的永久性EEPROM存贮器中。变送器断电数据仍能保存，因此变送器一通电力可以工作。 数/模转换和信号传送 过程变量以数字方式存贮，可进行精确的修正和工程单位转换，之后经修正的数据被转换成一个模拟输出信号。HATR手操器存取传感器的数字信号，而不需要数/模转换从而达到更高精度。 通讯模式 1151型智能变送器采用HATR协议通讯，该协议采用工业标准bell202频移键控（FSK）技术，将一个高频信号叠加在电流输出信号上实现远程通讯。而不影响回路的一致性。 软件功能 HATR协议使用户很容易对1151智能型压力变送器进行组态，测试和具体设置。 组态 1151智能型可以很容易地用HATR手操器进行组态。组态包括两个方面。第一，对变送器可操作参数的设置，包括设置：·零点和量程设置点 ·线性或平方根输出 ·阻尼

飞行原理复习资料

飞行原理复习资料 140001 放襟翼的主要目的是（）。 A：增大升阻比 B：减小升阻比 C：增大最大升力系数 D：增大升力系数 140002 增升装置的主要作用是（）。 A：增大最大升阻比 B：增大最大升力 C：增大阻力 D：增大临界迎角 140003 通常规定升力的方向是（）。 A：垂直于地面向上 B：与翼弦方向垂直 C：与飞机纵轴垂直向上 D：与相对气流方向垂直 140004 前缘缝翼能延缓机翼的气流分离现象，主要原因是可以（）。 A：减小机翼对相对气流的阻挡 B：增大临界迎角 C：减小阻力使升阻比增大 D：增大上表面附面层中空气动能 140005 在通常情况下，放下大角度简单襟翼能使升力系数和阻力系数增大、临界迎角减小、升阻比（）。 A：增大 B：不变 C：难以确定其增减 D：减小 140006 有利迎角的（）最大。 A：升力系数 B：性质角 C：升阻比 D：性质角的正切值 140007 在额定高度以下，螺旋桨拉力随飞行高度的增高将（）。 A：增大 B：减小 C：难以确定 D：不变 140008 即使在发动机工作的情况下，如果（）螺旋桨也会产生负拉力。 A：飞行速度过大且油门也较大时 B：飞行速度过大且油门较小时 C：飞行速度小且油门较大时 D：飞行速度过小且油门也较小时 140009 对于没有顺桨机构的飞机，一旦发生停车，应该（）。 A：把变距杆推向最前 B：把变距杆拉向最后 C：立即关闭油门 D：增大飞机的迎角 140010 螺旋桨有效功率随飞行速度的变化规律是：在小于某一速度的范围内，随速度的增大而（），大于某一飞行速度的范围内，随飞行速度的增大而（）。 A：增大，保持不变 B：增大；减小 C：减小，增大 D：减小，保持不变 140011 在额定高度以上，螺旋桨有效功率随飞行高度的增高将（）。 A：减小 B：增大 C：难以确定 D：不变

直升机飞行操控的基本原理

直升机飞行操控的基本原理

图1 直升机飞行操纵系统- 概要图

（a） （b） 图2 直升机操纵原理示意图 1.改变旋翼拉力的大小 2.改变旋翼拉力的方向 3.改变尾桨的拉力 飞行操纵系统包括周期变距操纵系统、总距操纵系统和航向操纵系统。如图2所示，周期变距操纵系统控制直升机的姿态（横滚和俯仰），总距操纵系统控制直升机的高度，航向操纵系统控制直升机的航向。 一、周期变距操纵系统 周期操纵系统用于操纵旋翼桨叶的桨距周期改变。当桨距周期改变时，引起桨叶拉力周期改变，而桨叶拉力的周期改变，又引起桨叶周期挥舞，最终使旋翼锥体相对于机身向着驾驶杆运动的方向倾斜，从而实现直升机的纵向（包括俯仰）及横向（包括横滚）运动。 纵向和横向操纵虽然都通过驾驶杆进行操纵，但二者是各自独立的。 周期变距操纵系统（见图3）包括右侧和左侧周期变距操纵杆（1）和（3）、可调摩擦装置（2）、橡胶波纹套（4）、俯仰止动件（5）、横滚连杆（7）、俯仰连杆（8）、横滚止动件及中立位置定位孔（9）、横滚拉杆（10）、横滚协调拉杆（11）、俯仰扭矩管轴组件（12）、

总距拉杆（13）、与复合摇臂相连接的拉杆（14）、伺服机构（15）、伺服机构（横滚+总距）（16）、伺服机构（俯仰+总距）（17）和可调拉杆（18）等组件。 1.右侧周期变距操纵杆3.左侧周期变距操纵杆 2.可调摩擦装置 4.橡胶波纹套 5.俯仰止动件 6.复合摇臂7.横滚连杆8.俯仰连杆9.横滚止动件及中立位置定位孔10.横滚拉杆11.横滚协调拉杆12.俯仰扭矩管轴组件1 3.总距拉杆1 4.与复合摇臂相连接的拉杆1 5.伺服机构1 6.伺服机构（横滚+总距）1 7.伺服机构（俯仰+总距）1 8.可调拉杆 图3 直升机周期变距操纵系统 （一）纵向操纵情况 当前推驾驶杆时，通过俯仰扭矩管轴组件（9）及俯仰连杆（8），使复合摇臂（6）上的纵向摇臂逆时针转动，通过其后的拉杆、摇臂，使左前侧纵向伺服机构下移，自动倾斜器固

飞行原理和飞行性能基础教材

VERSION 0.1

飞行原理和性能是航空的基础。我们将简单介绍飞机的基本构成及其主要系统的工作，然后引入许多飞行原理概念，研究飞行中四个力的基础——空气动力学原理，讨论飞机的稳定性和设计特点。最后介绍飞行性能、重量与平衡等有关知识。 第一节飞机结构 本节主要介绍飞机的主要组成部件及其功用、基本工作原理，最后介绍飞机的分类。 飞机的设计和形状虽然千差万别，但它们的主要部件却非常相似(图1—1)。 *飞机一般由五个部分组成：动力装置、机翼、尾翼和起落架， 它们都附着在机身上，所以机身也被看成是基本部件。 图1—1 一、机体 1．机身 机身是飞机的核心部件，它除了提供主要部件的安装点外，还包括驾驶舱、客舱、行李舱、仪表和其他重要设备。现代小型飞机的机身一般按结构类型分为构架式机身和半硬壳式机身。构架式机身所受的外力由钢管或铝管骨架承受；半硬壳式机身由铝合金蒙皮承受主要外力，其余外力由桁条、隔框及地板等构件承受。单发飞机的发动机通常安装于机身的前部。为了防止发动机失火时危及座舱内飞行员和乘客的安全，在发动机后部与座舱之间设置有耐高温不锈钢隔板，称为“防火墙”(图1—2)。

图1—2构架式和半硬壳式机身结构形式 2．机翼 机翼连接于机身两侧的中央翼接头处，横贯机身形成一个受力整体。飞行中空气流过机翼产生一种能使飞机飞起来的“升力”。现代飞机常采用一对机翼，称为单翼。机翼可以安装于机身的上部、中部或下部，分别称为上翼、中翼和下翼。民用机常采用下单翼或上单翼。许多上单翼飞机装有外部撑杆，称为“半悬臂式”；部分上单翼和大多数下单翼飞机无外部撑杆，称为“悬臂式”(图1—3)。 图1—3半悬臂式和悬臂式机翼 机翼的平面形状也多种多样，主要有平直翼和后掠翼，小型低速飞机常采用平直矩形翼或梯形翼。 机翼一般由铝合金制成，其主要构件包括翼梁、翼肋、蒙皮和桁条。一些飞机的机翼内都装设有燃油箱。在机翼两边后缘的外侧铰接有副翼，用来操纵飞机横滚；后缘内侧挂接襟翼，在起飞和着陆阶段使用(图1—4)。 *金属机翼由翼梁、翼肋、桁条和蒙皮等组成。翼梁承受大部分弯曲载荷， 蒙皮承受部分弯曲载荷和大部分扭转载荷，翼肋主要起维持翼型作用。 图1—4

飞行原理练习题

1. 翼型的中弧曲度越大表明 A:翼型的厚度越大 B:翼型的上下表面外凸程度差别越大 C:翼型外凸程度越大 D:翼型的弯度越大 你的答案: 正确答案: B 2. 低速飞机翼型前缘 A:较尖 B:较圆钝 C:为楔形 D:以上都不对 你的答案: 正确答案: B 3. 关于机翼的剖面形状（翼型），下面说法正确的是 A:上下翼面的弯度相同 B:机翼上表面的弯度大于下表面的弯度 C:机翼上表面的弯度小于下表面的弯度 D:机翼上下表面的弯度不可比较 你的答案: 正确答案: B 1. 国际标准大气规定的标准海平面气温是 A:25℃ B:10℃ C:20℃ D:15℃ 回答: 错误你的答案: 正确答案: D 2. 按照国际标准大气的规定，在高度低于11000米的高度上，高度每增加1000米，气温随季节变化 A:降低6.5℃ B:升高6.5℃ C:降低2℃ D:降低2℃ 回答: 错误你的答案: 正确答案: A 3. 在3000米的高度上的实际气温为10℃，则该高度层上的气温比标准大气规定的温度A:高12.5℃ B:低5℃ C:低25.5℃ D:高14.5℃

回答: 错误你的答案: 正确答案: D 4. 在气温比标准大气温度低的天气飞行，飞机的真实高度与气压高度表指示的高度（基准相同）相比，飞机的真实高度 A:偏高 B:偏低 C:相等 D:不确定 你的答案: 正确答案: B 1. 空气流过一粗细不等的管子时，在管道变粗处，气流速度将 A:变大 B:变小 C:不变 D:不一定 回答: 错误你的答案: 正确答案: B 提示: 2. 空气流过一粗细不等的管子时，在管道变细处，气流压强将 A:增大 B:减小 C:不变 D:不一定 回答: 错误你的答案: 正确答案: B 提示: 3. 根据伯努利定律，同一管道中，气流速度减小的地方，压强将 A:增大 B:减小 C:不变 D:不一定 回答: 错误你的答案: 正确答案: A 提示: 4. 飞机相对气流的方向 A:平行于机翼翼弦，与飞行速度反向 B:平行于飞机纵轴，与飞行速度反向

第3章飞行原理(精简版)

C001、飞机的迎角是 A.飞机纵轴与水平面的夹角 B.飞机翼弦与水平面的夹角 C.飞机翼弦与相对气流的夹角【答案】C（解析：-） C002、飞机下降时，其迎角A．大于零 B．小于零 C．等于零 【答案】A（解析：-） C003、飞机上升时，其迎角A．大于零 B．小于零

C．等于零 【答案】A（解析：-） C004、影响升力的因素 A.飞行器的尺寸或面积,飞行速度,空气密度 B.CL C.都是 【答案】C（解析：-） C005、载荷因子是 A飞机压力与阻力的比值 B.飞机升力与阻力的比值 C.飞机承受的载荷【除升力外】与重力的比值

【答案】C（解析：-） C006、失速的直接原因是 A.低速飞行 B.高速飞行 C.迎角过大 【答案】C（解析：p63） C007、当无人机的迎角为临界迎角时 A.飞行速度最大 B.升力系数最大 C.阻力最小 【答案】B（解析：-） C008、相同迎角，飞行速度增大一倍，

阻力增加约为原来的 A．一倍 B．二倍 C．四倍 【答案】C（解析：-） C009、通过改变迎角，无人机驾驶员可以控制飞机的 A.升力，空速，阻力 B.升力，空速，阻力，重量 C.升力，拉力，阻力 【答案】A（解析：-） C010、无人机驾驶员操作副翼时，飞行器将

A.横轴运动 B.纵轴运动 C.立轴运动 【答案】B（解析：-） C011、无人机飞行员操纵升降舵时，飞行器将绕 A．横轴运动 B．纵轴运动 C．立轴运动 【答案】A（解析：-） C012、无人机飞行员操纵方向舵时，飞行器将绕 A．横轴运动

B．纵轴运动 C．立轴运动 【答案】C（解析：p71） C013、舵面遥控状态时，平飞中向前稍推升降舵杆量，飞行器的迎角A．增大 B．减小 C．先减小后增大 【答案】B（解析：-） C014、舵面遥控状态时，平飞中向后稍拉升降舵杆量，飞行器的迎角A．增大 B. 减小

压力和差压变送器详细详解使用说明书样本

压力和差压变送器详细使用说明 ( 一) 差压变送器原理与使用 本节根据实际使用中的差压变送器主要介绍电容式差压变送器。 1. 差压变送器原理 压力和差压变送器作为过程控制系统的检测变换部分, 将液体、气体或蒸汽的差压(压力)、流量、液位等工艺参数转换成统一的标准信号(如DC4mA～20mA 电流), 作为显示仪表、运算器和调节器的输入信号, 以实现生产过程的连续检测和自动控制。 差动电容式压力变送器由测量部分和转换放大电路组成, 如图1.1所示。 图1.1 测量转换电路

图1.2 差动电容结构差动电容式压力变送器的测量部分常采用差动电容结构, 如图 1.2所示。中心可动极板与两侧固定极板构成两个平面型电容 H C和L C。可动极板与两侧固定极板形成两个感压腔室, 介质压力是经过两个腔室中的填充液作用到中心可动极板。一般采用硅油等理想液体作为填充液, 被测介质大多为气体或液体。隔离膜片的作用既传递压力, 又避免电容极板受损。 当正负压力(差压)由正负压导压口加到膜盒两边的隔离膜片上时, 经过腔室内硅油液体传递到中心测量膜片上, 中心感压膜片产生位移, 使可动极板和左右两个极板之间的间距不相对, 形成差动电容, 若不考虑边缘电场影响, 该差动电容可看作平板电容。差动电容的相对变化值与被测压力成正比, 与填充液的介电常数无关, 从原理上消除了介电常数的变化给测量带来的误差。 2. 变送器的使用 ( 1) 表压压力变送器的方向 低压侧压力口( 大气压参考端) 位于表压压力变送器的脖颈处,

在电子外壳的后面。此压力口的通道位于外壳和压力传感器之间, 在变送器上360°环绕。保持通道的畅通, 包括但不限于由于安装变送器时产生的喷漆, 灰尘和润滑脂, 以至于保证过程通畅。图1.3为低压侧压力口。 图1.3 低压侧压力口 ( 2) 电气接线 ①拆下标记”FIELD TERMINALS”电子外壳。 ②将正极导线接到”PWR/COMN”接线端子上, 负极导线接 到”-”接线端子 上。注意不得将带电信号线与测试端子( test) 相连, 因通电将损坏测试线路中的测试二极管。应使用屏蔽的双绞线以获得最佳的测量效果, 为了保证正确通讯, 应使用24AWG或更高的电缆线。 ③用导管塞将变送器壳体上未使用的导管接口密封。 ④重新拧上表盖。 ( 3) 电子室旋转 电子室能够旋转以便数字显示位于最好的观察位置。旋转时, 先松开壳体旋转固定螺钉。

飞行原理论文

飞行原理论文 ——张兴鹏 要了解飞机的飞行原理就必须先知道飞机的组成以及功用，飞机的升力是如何产生的等问题。这些问题将分成几个部分简要讲解。 一、飞行的主要组成部分及功用 到目前为止，除了少数特殊形式的飞机外，大多数飞机都由机翼、机身、尾翼、起落装置和动力装置五个主要部分组成： 1. 机翼——机翼的主要功用是产生升力，以支持飞机在空中飞行，同时也起到一定的稳定和操作作用。在机翼上一般安装有副翼和襟翼，操纵副翼可使飞机滚转，放下襟翼可使升力增大。机翼上还可安装发动机、起落架和油箱等。不同用途的飞机其机翼形状、大小也各有不同。 2. 机身——机身的主要功用是装载乘员、旅客、武器、货物和各种设备，将飞机的其他部件如：机翼、尾翼及发动机等连接成一个整体。 3. 尾翼——尾翼包括水平尾翼和垂直尾翼。水平尾翼由固定的水平安定面和可动的升降舵组成，有的高速飞机将水平安定面和升降舵合为一体成为全动平尾。垂直尾翼包括固定的垂直安定面和可动的方向舵。尾翼的作用是操纵飞机俯仰和偏转，保证飞机能平稳飞行。 4.起落装置——飞机的起落架大都由减震支柱和机轮组成，作用是起飞、着陆滑跑，地面滑行和停放时支撑飞机。 5.动力装置——动力装置主要用来产生拉力和推力，使飞机前进。其次还可为飞机上的其他用电设备提供电源等。现在飞机动力装置应用较广泛的有：航空活塞式发动机加螺旋桨推进器、涡轮喷气发动机、涡轮螺旋桨发动机和涡轮风扇发动机。除了发动机本身，动力装置还包括一系列保证发动机正常工作的系统。 飞机上除了这五个主要部分外，根据飞机操作和执行任务的需要，还装有各种仪表、通讯设备、领航设备、安全设备等其他设备。 二、飞机的升力和阻力 飞机是重于空气的飞行器，当飞机飞行在空中，就会产生作用于飞机的空气动力，飞机就是靠空气动力升空飞行的。在了解飞机升力和阻力的产生之前，我们还要认识空气流动的特性，即空气流动的基本规律。流动的空气就是气流，一种流体，这里我们要引用两个流体定理：连续性定理和伯努利定理： 流体的连续性定理：当流体连续不断而稳定地流过一个粗细不等的管道时，由于管道中任何一部分的流体都不能中断或挤压起来，因此在同一时间内，流进任一切面的流体的质量和从另一切面流出的流体质量是相等的。

飞行原理基本词汇

ISA 国际标准大气 ICAO 国际民航组织Altitude 高度 Attitude 姿态 Indicated speed 表速IAS （指示空速） True airspeed 真速（真空速）TAS Ground speed 地速GS Mach number 马赫数Static pressure 静压Dynamic pressure 动压Total pressure 总压Venturi 文丘利管horizontal stabilizer 水平安定面 mean camber 中弧线aerofoil thickness 翼型厚度chord 翼弦 maximum camber 最大弧度coefficient of lift 升力系数coefficient of drag 阻力系数 induced drag 诱导阻力parasite drag 废阻力 skin friction drag 摩擦阻力viscosity 粘性 swept-back angle 后掠角airspeed indicator 空速表altitude indicator 高度表turn coordinator 转弯侧滑仪 throttle 油门 wing span 翼展 aspect ratio 展弦比 taper ratio 稍根比 normal category 正常类飞机 stick force 杆力 glide angle/ descent angle下滑角 configuration 构型 flap 襟翼 CG(center of gravity) 重心Controllability 操纵性 Stability 稳定性 Flaring 拉平 restoring moment 回复力矩 sideslip 侧滑 high wing 上单翼 low wing 下单翼 dihedral 上反角 anhedral 下反角 CP(center of pressure)压力 中心 Pitch 俯仰 Nose down/up 低/抬头 Longitudinal stability纵向稳 定性，即俯仰稳定性 Directional stability 方向稳 定性 Side-wise stability 侧向稳 定性 lateral stability 横侧稳定性 Tailplane 尾翼 Approach 进近 Normal(vertical) axis 立轴 control column 操纵杆 trim tab 调整片 fin 垂直安定面 longitudinal axis 纵轴 lateral axis 横轴 Dutch roll 荷兰滚 Spiral instability 螺旋不稳 定 Blade angle 桨叶角 Winglet 翼尖小翼 Clockwise 顺时针方向 Anticlockwise 逆时针方向 Fuselage 机身 Wing 机翼 Lateral axis 横轴 Normal axis 立轴 Longitudinal axis 纵轴 Rolling 滚转 Aileron 副翼 Pitching 俯仰 Elevator 升降舵 Yawing 偏航 Rudder 方向舵 Stabilator 安定面 Control surface 控制面 Control column/ Control wheel/ Stick 控制杆（杆， 盘） Rudder pedals 脚蹬（实现舵 的控制） Trim/ Tab 配平片，调整片 Trim wheel 配平轮 Stick force 杆力 Landing gear 起落架 Nose wheel airplane 前三点 飞机 Tail wheel airplane 后三点 飞机 Propeller 螺旋桨 Thrust/pull 拉力 Blade 桨叶 Chord line弦线（翼弦，桨 弦） Blade angle（pitch）桨叶角 Plane of rotation 旋转面 Blade twist 桨叶扭转 Angle of attack 迎角（桨叶 迎角） Relative flow/wind 相对气 流 Torque reaction 反作用力矩 Gyroscopic effect 进动作用 Spiral slipstream effect 滑流 作用 Stall 失速 Variable pitch propeller 变 距螺旋桨飞机 Propeller efficiency 螺旋桨 效率 Pitot tub比托管（用于测量 空速） Static pressure 静压 Dynamic pressure 动压 Total pressure 总压 Transition altitude 过渡高度