現(xiàn)貨SAIA BURGESS V9N供應(yīng)微動開關(guān)

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burster 99540-000F-0520050 電纜 Burster  99540-000F-0520050 connection cable 5m, for sensor 8661

burster 99540-000F-0520080 電纜 Burster  99540-000F-0520100  connection cable 10m, for sensor 8661

GEFRAN TPD32-EV-500/600-650-2B-B 直流調(diào)速器 Gefran S4TP11

ARGO HYTOS RPE4-102A51/02400E1K2S2   安全閥

Argo Hytos 33545300 RPE4-102A51/02400E1K2S1

GEMA GA03  1009139 傾斜噴嘴

GEMA GA03/1010198 噴槍

ROEMHELD      1543513 轉(zhuǎn)臺鎖定液壓缸Romheld 1543-513 

SUNTEC AT345A95594 油泵SUNTEC Industries 112100471 Suntec-pump AT 3 45 A 9559

GESS FW-VC21-024-L/PG7 閥插頭

HEB Z250-103-20/12/60，00-206/M1.1 /S8 彎頭模具液壓缸

HEB Z250-103-20/12/60,00-206/M1.1 /S8. M1.1: a4=15,0,a5=12,a6=M8; Type: Z250-20

ENIDINE PRO110MF-2 緩沖器 ENIDINE  PRO110MF-2

FUTURE DESIGN FDC9300-411110    9300-411110

FUTURE DESIGN L91-4111 L91-4111    

hoerbiger IVN221BE08PD 電磁閥Horbiger Origa IVN221BE08PD HV08967 

hoerbiger IVN221BE12PD Horbiger Origa IVN221BE12PD HV08724 

LIKA 158-L-2000ZCZ16R Lika I58-L-2000ZCZ16R 

LIKA I58-L-2000ZCZ16R

L+B 244Y074 機床編碼器

RIETSCHOTEN H200.551.01.....23156021014-14 Deutsche van Rietschoten & Houwens 200.551.01 

RIETSCHOTEN H100.550.01....2320100000014-11 Deutsche van Rietschoten & Houwens 100.550.01 

Gali 5117000.G01 A17 cl R

REVO    RS5012005800000 

COMPACT STE2B220×50×35mm

Compact Instruments Compact STE3 Electronic Stethoscope Headphones

SAYAMA RB-35GM-CA35 馬達(dá)

Spirax sarco    SV60 7DS SV274484 DN40/DN65

QUALITROL 208-60Z 壓力釋放閥 208-60Z 

ATI ATU-5X

ATI ATU-7X

ATI AT540S（0.401鉚桿)

ATI AT540S(0.498鉚桿)

ATI AT540E-5

ATI AT107A-2D

ATI STIIIIB-V401-V498

ATI ATI124B3

ATI AT124A-6

ATI AT501R/14009

ATI AT501S/10119

ATI 2-612

ATI AT141A33/32,AT141A31/8,AT141A35/32,AT141A33/32,AT141A33/16,AT141A31/4,AT141A35/16,AT141A33/8

取消與代替

編輯

取消

空速管是飛機重要的大氣數(shù)據(jù)傳感器，其利用皮托管原理來精確測量飛行時的大氣總壓和靜壓，數(shù)據(jù)計算機再通過伯努利全靜壓方程等計算式來換算得飛行控制所需的飛行速度、升降速度和大氣壓力等數(shù)據(jù)?？账俟茉谑褂弥幸艿綒饬鞲蓴_，空速管的長度越大，前端測壓口與機體的距離越遠(yuǎn)，所測量的靜壓就越接近大氣真實靜壓。因此，為提高測量精度，準(zhǔn)確測量總壓、靜壓，空速管軸向應(yīng)盡量與氣流方向平行，空速管的佳安裝位置就是在與機身軸線相同的機頭前方，數(shù)據(jù)計算機的誤差修正精度、換算得的數(shù)據(jù)更容易保證。在我軍裝備的戰(zhàn)斗機中，采用機頭進(jìn)氣方式的殲-6/7的空速管是安裝在機頭下，可以設(shè)置相當(dāng)長的探桿，缺點是結(jié)構(gòu)重量過大，對地面活動的影響也比較多；殲-7將空速管縮短后移到機頭側(cè)面；殲-8 II和殲轟7則采用較短的機頭錐空速管；蘇-27/殲-11和殲-10也是機頭雷達(dá)罩前空速管，只不過利用安裝位置優(yōu)勢縮短空速管長度。在2014年亮相的殲-10B和JF-17上則是進(jìn)一步取消了機頭空速管，這一特點也在國外多型戰(zhàn)斗機的新升級改型中出現(xiàn)。

取消了安裝在機頭雷達(dá)罩上的空速管，一定程度上了降低了這一機載雷達(dá)天線前方不透波結(jié)構(gòu)對雷達(dá)工作的影響。但實際上，無論是從早的圓錐掃描和單脈沖雷達(dá)，還是主力的平板縫隙PD雷達(dá)，再到進(jìn)的AESA相控陣天線，機頭空速管所產(chǎn)生的影響和問題都是一樣的，也是一直存在的。機載雷達(dá)的雷達(dá)波掃描到了絕緣的天線罩上的金屬結(jié)構(gòu)時，金屬反射回的雷達(dá)波會干擾雷達(dá)的正常工作，所以要采用泡沫結(jié)構(gòu)的金屬吸波材料來遮擋，吸收消耗照射到金屬部件位置上的雷達(dá)波束，來削弱雷達(dá)罩內(nèi)的反射信號。但在雷達(dá)罩上的金屬部件可不只是已經(jīng)可以取消的空速管，還有必需的防雷擊分流條。全天候各類復(fù)雜惡劣氣象條件下飛行的戰(zhàn)斗機，遭遇雷擊時，其雷達(dá)罩如果沒有分流條這一放電措施，就很容易破壞雷達(dá)罩結(jié)構(gòu)和內(nèi)部的雷達(dá)系統(tǒng)。所以說，取消雷達(dá)罩中心位上的機頭空速管，對機載雷達(dá)的益處可能并不會是理所當(dāng)然的那么突出。

其實機頭空速管的取消，較為直接體現(xiàn)的好處就是雷達(dá)罩的結(jié)構(gòu)設(shè)計難度的降低。飛行時空速管受到壓力和彎矩影響時，剛性管體的應(yīng)力會傳到復(fù)合材料的天線罩上，對作為基座的雷達(dá)罩的位置精度和受力不利，特別是在戰(zhàn)斗機高速機動時的影響更為明顯，結(jié)構(gòu)上的彈性變形會影響到空速管的測量效果。所以，機頭空速管對雷達(dá)罩*連接位置的材料強度要求和結(jié)構(gòu)重量都很高較大，不利于根據(jù)雷達(dá)技術(shù)合理化設(shè)計雷達(dá)罩的結(jié)構(gòu)。機頭空速管的取消，從而使機載雷達(dá)罩的結(jié)構(gòu)設(shè)計擺脫了空速管的桎梏，結(jié)構(gòu)設(shè)計、加工工藝上將更為自由，可*按照雷達(dá)信號的有利特點來確定雷達(dá)罩的層數(shù)、罩體厚度、鋪疊方式和纖維方向，獲得結(jié)構(gòu)強度與重量和雷達(dá)波透射性能間平衡的有利結(jié)構(gòu)。

后，再從飛行氣動上來看，飛機機頭頂著的這個大長桿，在與周圍大氣相互作用形成的激波干擾將影響飛行器的氣動性能；特別是在大迎角飛行狀態(tài)時，其是引起頭部渦流及側(cè)向不穩(wěn)定的因素之一，導(dǎo)致操控品質(zhì)的下降；還有就是作為突出于飛行器正向表面的部件也影響到了飛行器的隱身性能。

所以從70年代開始，國外的戰(zhàn)斗機轉(zhuǎn)而采用機身空速管設(shè)計。雖然在數(shù)據(jù)采集的精度上，機身空速管要差于佳位置上的機頭空速管，但通過對稱設(shè)置多個L型空速管，利用大氣數(shù)據(jù)計算機更強的數(shù)據(jù)處理和修正程序的誤差補償，也可保證測量的精度。機身空速管的更為輕便，安裝位置更為靈活，但前提是通過風(fēng)洞測試和試飛所取得的充足大量的氣動數(shù)據(jù)，測量出數(shù)據(jù)誤差與速度、攻角、側(cè)滑角的關(guān)系曲線，才能通過大氣數(shù)據(jù)計算機的修正程序，對空速管測量的靜壓數(shù)據(jù)進(jìn)行補償和修正。所以我們看到國內(nèi)外的諸多機型，在原型機試飛階段、氣動數(shù)據(jù)積累的早期階段還是都要在“頭頂”安裝測量精度高的機頭空速管，只是在大量的試飛測試中獲得了足夠充足準(zhǔn)確的氣動數(shù)據(jù)和可靠的修正系數(shù)，數(shù)據(jù)計算機的修正程序可以支撐起數(shù)據(jù)的修正補償后，機頭進(jìn)氣管才會在量產(chǎn)機型中取消。轉(zhuǎn)而使用機頭側(cè)面小巧的機身進(jìn)氣管或者像F-35、殲-20那般，采用嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感技術(shù)。所以2013號殲-20的機頭空速管的取消標(biāo)志著殲-20試飛工作進(jìn)入了又一新階段。

盡管空速管技術(shù)是目前較成熟、應(yīng)用較為廣泛的大氣數(shù)據(jù)測量技術(shù)，空速管直到現(xiàn)在仍然是飛機空速測量的重要手段。但遠(yuǎn)期來看隨著航空航天技術(shù)的發(fā)展，新技術(shù)的出現(xiàn)以及新飛行器特殊的飛行要求等綜合因素下，傳統(tǒng)的空速管的新問題和無法滿足新需要開始凸顯。特別是，在當(dāng)下幾個主要軍事強國爭相發(fā)展的高超音速飛行器領(lǐng)域，空速管的上述問題更為突出。不僅是高超聲速飛行狀態(tài)時，空速管所產(chǎn)生的激波將干擾飛行器的整體氣動特性，不利于對飛行器的攻角、側(cè)滑角等實現(xiàn)精確控制，而且高超音速飛行所產(chǎn)生的氣動熱更是很可能將傳統(tǒng)的空速管燒蝕。

代替

在60年代，美國國家航空*為了滿足航天飛機進(jìn)入大氣層時的大氣數(shù)據(jù)測量需求，提出了融于飛行器表面流線的大氣數(shù)據(jù)傳感器技術(shù)。這種技術(shù)依靠嵌入在飛行器前端或機翼的壓力傳感器陣列來測量飛行器表面的壓力分布，并由壓力分布間接獲得飛行參數(shù)的數(shù)據(jù)傳感系統(tǒng)，這就是嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感系統(tǒng)(Flush Air Data Sensing FADS)。

美國在60年代開始了對嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感系統(tǒng)的研究。在90年代初期，美國開始應(yīng)用于超聲速戰(zhàn)斗機的試驗研究上，當(dāng)時主要目的是解決戰(zhàn)斗機大攻角機動時的大氣數(shù)據(jù)測量問題。90年代中期時嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感系統(tǒng)應(yīng)用在了X-33上，整個系統(tǒng)算法的穩(wěn)定性基本得到解決。此后，又集中在嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感系統(tǒng)的算法執(zhí)行性、故障檢測與排除、誤差分析與校準(zhǔn)等問題上。直到嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感系統(tǒng)的日趨成熟在F-35上的應(yīng)用。以及我國的殲-20在完成早期試驗階段相關(guān)測試的大量數(shù)據(jù)收集工作后取消機頭的空速管，也由機頭側(cè)面的嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感系統(tǒng)代替。因此可以說，殲-20原型機的各種參數(shù)和狀態(tài)已經(jīng)趨于穩(wěn)定，進(jìn)一步接近服役的標(biāo)準(zhǔn)。那么，嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感系統(tǒng)在追求高機動性、超音速巡航能力的新一代隱身戰(zhàn)機中的應(yīng)用，也側(cè)面表明其將成為未來大氣數(shù)據(jù)傳感技術(shù)未來的發(fā)展方向。

嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感系統(tǒng)可測量包括動壓、靜壓、迎角、側(cè)滑角等飛行參數(shù)。由于嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感系統(tǒng)無需傳統(tǒng)機械裝置，只需將壓力轉(zhuǎn)化為電信號，系統(tǒng)更易于集成化、小型化；壓力感受裝置是內(nèi)嵌于飛行器內(nèi)與飛行器表面平齊，因此不會影響氣動外形，適用于大馬赫數(shù)、大迎角飛行狀態(tài)下大氣數(shù)據(jù)的精確測量，也便于氣動外形上的隱形。同時，嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感系統(tǒng)在硬件和軟件上的冗余容錯能力，使其在可靠性、穩(wěn)定性、精度和適應(yīng)范圍上都具有優(yōu)勢。另外，由于嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感系統(tǒng)的壓力傳感器一般置于機體內(nèi)，這使其更能適應(yīng)未來高超聲速飛行器的惡劣嚴(yán)苛的飛行環(huán)境。

技術(shù)上，嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感系統(tǒng)主要由壓力點(嵌入安裝的取氣裝置)、引氣管路、壓力傳感器及總溫傳感器組件(傳感器及信號處理單元)、數(shù)據(jù)預(yù)處理單元、軟件算法及相關(guān)連接器與數(shù)據(jù)電纜等組成。系統(tǒng)在工作時，繞特定氣動外形流動的氣流，被嵌入安裝的微小取氣裝置探測到，并通過引氣管路將各路壓力信號傳給高精度壓力傳感器，由各傳感器實現(xiàn)不同位置壓力測量，后通過特定算法解算出大氣參數(shù)。同時，系統(tǒng)可設(shè)計總溫傳感器、輔助修正單元等，用于測量大氣總溫，動態(tài)角度，從而進(jìn)行非標(biāo)準(zhǔn)大氣模型下的高程修正、角度修正補償?shù)取＠碚撋?，壓力點至少要布置4個以上才能測量出飛行器的攻角、側(cè)滑角、動壓和靜壓這個四個基本大氣參數(shù)。多個測壓點的冗余又可進(jìn)一步提高測量精度和可靠性，但壓力點的增多也在增加系統(tǒng)的復(fù)雜程度，對整個系統(tǒng)的動態(tài)特性和穩(wěn)定又是不利的。