CARDC2_4m引射式跨声速风洞设计与运行调试_董谊信
第15卷 第3期2001年09月
流 体 力 学 实 验 与 测 量
Experiments and Measurements in Fluid Mechanics
V ol .15N o .3Sep .,2001
收稿日期:2001-04-27
作者简介:董谊信(1939-),男,福建福州市人,中国空气动力研究与发展中心研究员.
文章编号:1007-3124(2001)03-0054-08
CARDC 2.4m 引射式跨声速风洞
设计与运行调试
董谊信,陈章云,周 平,罗宇轩,王维新
(中国空气动力研究与发展中心,四川绵阳621000)
摘要:中国空气动力研究与发展中心研制了可更换喷嘴的中压气体引射器,利用现有中压气源驱动,建成一座增压回流引射式跨声速风洞。试验段截面尺寸2.4m ×2.4m ,M =0.3～1.2。稳定段最高工作压力为0.45M P a ,最高模型试验雷诺数Re c =15×106(M =0.90,C =0.24m ),稳定吹风时间≥15s 。风洞气动回路上分别配置有多喷管引射器、栅指扩散段、跨声速试验段驻室抽气系统及特殊的主排气系统等装置。采用智能自适应解耦控制技术,实现总压和M 数独立、快速、精确地控制。该气动布局与部段配置及其功能设计,在国内跨声速风洞中均是首次采用。
关 键 词:引射式跨声速风洞;风洞设计与研究;测控系统;风洞调试;增压试验中图分类号:V 211.74+1 文献标识码:A
CARDC 2.4m injector powered transonic wind tunnel design and operation
DONG Yi -xin ,CHEN Zhang -yun ,ZHOU Ping ,LUO Yu -xuan ,WANG Wei -xin (China Aerody namics Research &Development Center ,M iany ang 621000,China )A bstract :This paper provides a technical overview of CARDC 2.4m ×2.4m injector pow -ered transonic w ind tunnel .2.4m wind tunnel is successful in operation debugging tests in december ,1998.It can operate over a Mach number range of 0.3～1.2,the maximum pres -sure of flow is 0.45M Pa ,the maximum Re c available is 15×106(M =0.9,c =0.24m ).The simulating capability of model testing Rey nolds number is advanced and superior than the fo reig n conventional pressurized transonic w ind tunnel .The overall perfo rmance and technologies are in leading place in domestic and can be compared to foreign advanced w ind tunnel .The successful development of 2.4m w ind tunnel fills in the gaps in the area of large -size transonic wind tunnels and relative technologies .The history of lacking wo rld -class tran -sonic wind tunnel in China comes to an end .
Key words :injecto r powered transonic wind tunnel ;wind tunnel desig n and research ;mea -surement and control system ;tunnel debug ;pressurized test
0 引 言
早在60年代,根据钱学森、郭永怀两位科学家的构想,国家风洞建设规划项目中就列有一座2.4m 连续式跨声速风洞。中国空气动力研究与发展中心设备设计与测试技术研究所于1988年9月开始了更改2.4m 风洞建设方案的技术论证工作。充分借鉴国外引射式风洞技术新发展,结合国情,本着立足国内技术力量、不降低主要技术性能指标、充分利用现有试验基地丰富的气源条件、大幅度节省建设资金以及缩短建设周期等原则,提出了2.4m 引射式跨声速风洞建设方案。该风洞于1998年12月起投入使用。
1 风洞设备简介
1.1 风洞设备组成
图1为风洞气动轮廓图。风洞主洞体由消声段、稳定段、喷管段、驻室抽气试验段
、图1 2.4m ×2.4m 引射式跨声速风洞气动轮廓图
Fig .1 Aerodyn amic lines of CARDC 2.4m injector
powered transonic wind tunnel 栅指段、主排气段、主引射器段以及构成风洞空气回路的三个扩散段和四个拐角段等14个主要部段组成。风洞回路水平布置,中心轴线尺寸66.5m ×33m ,中心轴线标高6m 。风洞回路支座可承受洞体回路整体水压试验时的13000t 载荷。目前,风洞配置声速喷管和跨声速试验段(半模试验段正在加工中),可以承担全机模型气动力试验。喷管和试验段通过位于驻室一侧的驻室大门(10.5m ×7.0m )出入风洞主回路。工作人
员通过位于第一扩散段入口处的驻室小门
进入试验段。风洞由位于第二拐角下游的多喷管中压气体引射器驱动。
在跨声速试验段外围为直径Υ10m 的驻室,由驻室流量阀节流控制驻室抽气量,实现对试验段M 数控制。位于支架段下游是正方形截面通道的栅指段,在其两侧壁分别设置有由六个对称截尾翼型指状物构成的栅指,通过栅指垂直于主气流通道的伸缩量调节,控制试验段M 数。主排气段位于第一、二拐角段之间,主排气段外围的排气驻室与风洞主排气系统相通。通过主排气阀开度调节,实施对风洞稳定段压力控制。位于风洞回路一侧有排气吸声道和排气消声器。风洞内气体经排气消声塔排入大气。增压试验状态,排气噪声为81.2dB (A )。1.2 风洞测控系统组成
风洞测控系统包括风洞控制系统、测量系统及控制与测量系统之间信息通讯网络。采用总线型以太网结构。由一个H UB 联接各接口,构成一个局域网。网上分别配置有一个ALPHA 服务器、七台586工作站和两个GE 公司PLC (可编程控制器)等设备。
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控制系统包括运行参数、安全联锁、监督管理、监控显示、洞体状态、移动部段机构和
液压伺服系统,以及控制系统内部及其与测量系统之间信息通讯的网络系统组成。
测量系统由VXI 系统,PSI8400系统和数据库管理系统组成。VXI 系统和PS I8400系统用来完成风洞测力、测压试验和风洞性能校测。数据库管理系统完成对风洞运行条件、电子扫描阀测压系统、VXI 数采系统以及控制系统等四部分试验数据的管理。1.3 风洞运行方式与基本试验程序
风洞运行参数控制是系统核心部分,包括压力控制、M 数控制和模型姿态控制。图2
图2 2.4m 风洞运行参数控制系统组成
Fig .2 Operation process diagram
为风洞运行流程图。风洞运行有常压和定压
(增压)两种状态。两种总压控制方式,即主调压阀和主排气阀控制。三种M 数控制方式,即栅指控制、驻室抽气控制或“栅指+驻室抽气”组合控制。采用主排气阀控制稳定段压力、由栅指(或驻室抽气)控制M 数,实现风洞定压(增压)运行是2.4m 风洞主要运
行方式。可以同时实现风洞总压和M 数的精确控制,保证在最短的时间内,完成预定的模型气动力试验程序。
2 总体设计与若干技术的解决
2.1 试验模拟能力与风洞性能指标
图3给出该风洞试验雷诺数模拟能力。表1
给出该风洞与国内外大尺寸常规跨声图3 2.4m 风洞试验雷诺数模拟能力Fig .3 Reynolds number for 2.4m wind tu nn el
速风洞试验Re 数模拟能力的比较。2.4m 风洞性能设计点:M =0.9,Re c =12×106
,最高工作压力P 0=4.5×105Pa 状态下,M =0.9,Re c =15×106。该风洞中,在满足气动细节模拟的同时,可以实现先进歼击机模型试验所期望的Re 数值Re b ≥40×106的试验条件,可以满足多数运输机试验所期望的风洞试验Re 数值Re b ≥10×106的要求(b 为试验模型平均气动力弦长)。若采用半模型,则可提供更高试验Re 数。
风洞性能调试结果指出,该风洞试验M 数下限可以从M =0.5(设计值)延拓到M =
0.30。实现了与大型低速风洞试验数据的衔接,完善了国内高低速风洞试验能力的配套。
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表1 国内外常规跨声速风洞试验Re 数模拟能力比较Tab .1 Reynolds num ber compared with other facilities
序国别单 位风 洞 名 称尺寸/m 压力/105Pa
Re c /1061美国AEDC 16英尺推进风洞4.801.8
10.02美国兰利中心16英尺跨声速风洞4.801.06.63美国罗克韦尔公司7英尺三声速下吹式风洞
2.102.07.04俄罗斯中央流体动力
研究院
T -1282.754.011.05瑞典F FA T -15001.504.39.06中国CA RDC 1.2m 跨超声速风洞1.201.22.17
中国
CA RDC
2.4m 引射式跨声速风洞
2.40
4.5
15.0
2.2 风洞驱动方式
法国T2引射式风洞和瑞典FFA T -1500引射式风洞均采用高压气体固定喷嘴多喷
管引射器驱动方案。其优点是可以使用高的引射压力容易获得高的引射效率并实现风洞增压运行试验能力。2.4m 风洞采用可更换喷嘴的多喷管中压气体引射器驱动方案。可使风洞在不同工作压力状态下,均可以正常运行,并有较高的运行效率和长的运行时间,达到高压气源驱动方案同样的效果。该方案在国际上是首创。在常用工况下,压缩空气消耗量仅为试验段运行流量的1/4。型号试验日吹风量曾达32次/天。2.3 风洞气动布局与设计
国内现有的跨超声速风洞所采用的直流下吹式或半回流引射式暂冲型风洞布局型式,M 数和总压的控制精度提高有一定局限性。本风洞采用增压回流引射式气动布局,采用多喷管引射器技术方案,可使大部分气体在风洞回路中重复循环使用。改变国内现有跨超声速风洞中超扩段的传统布局设计,在试验段下游配置栅指段,可采用“栅指”、“驻室抽气”、“驻室抽气+栅指”等组合控制M 数。由四个并行设置的风洞主排气阀和柱型开孔扩压器等部件组成特殊排气系统,它完全不同于国内现有跨超声速风洞直流式排气系统的设计概念。该排气系统提供部分低能气体排出通道,同时实现稳定段总压控制。在国内跨声速风洞中首次成功地实现M 数与总压独立控制,进而可实现多种试验程序,并大大地提高了试验数据精准度。M 数控制精度ΔM ≤0.002,总压控制精度Δp 0/p 0≤0.2%。2.4 水压试验技术与结构动态监测技术
对如此复杂结构的大型跨声速增压风洞进行整体水压试验,在我国风洞建设发展史上还从未有过。采用有限元计算对承压壳体作整体应力分析,为位移、应力实时监测区域点的正确选择提供的科学依据,保证了整体水压试验一次成功。由于采用主排气系统对栅指段下游激波位置与强度合理控制的技术,明显减轻了洞体振动与噪声强度,增压试验洞体结构动态特性实时监测表明,结构动应力满足设计要求。2.5 多变量解耦控制技术
2.4m 风洞总压与M 数控制系统是一个多输入、多输出、非线性、大滞后和强耦合的
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多变量控制系统。采用了智能自适应解耦控制技术,并以数值仿真结果和初步调试为基
础,实时引入专家知识,成功地实现了过程控制中的参数自整定和多变量解耦控制,确保了五种基本试验程序的实施和流场快速建立,并严格保证了总压与M 数精确控制。
采用了智能随动协调控制等策略,成功地解决了迎角机构和主排气阀等大惯性、大载荷机构的同步协调运动控制。通过多变量解耦补偿调节器补偿模型迎角变化对总压和M 数的影响或连续变化M 数时对总压的影响。
3 风洞性能测试结果
图4 栅指控制M 数性能曲线Fig .4 Control Mach num ber with fingers
根据风洞性能调试、流场校测、标模试验以及型号模型试验结果,可以综合给出风洞技术性能的最终评价。3.1 马赫数控制
(1)栅指控制M 数工作特性
M <1.0范围,使用“栅指”控制M 数。图4给出了栅指控制M 数工作特性(曲线A
为无驻室抽气时,曲线B 为给定适量驻室抽
气时),图5给出栅指控制实现M =0.5～
1.05范围,定压、连续变马赫数工作特性。图5上显示M 数是与核心流M 数相对应的控制参考M 数值(下同)
。
图5 “定p 0、定α、连续变M 数”工作特性(p 0=2.0×105Pa ,M =0.481～0.985(核心流M =0.50～1.05))
Fig .5 Example of Mach number sweep run in fingers control
(2)驻室抽气控制M 数工作特性
对于0.7≤M ≤1.2范围,通常可采用驻室抽气控制试验段M 数。图6给出M =1.20时,“定p 0、定M 、步进变α”驻室流量阀控制M 数工作特性。从图6中可清楚看出,随模型迎角变化(α=0～22°),为补偿模型迎角变化对流场M 数和气流总压的扰动,驻室流量阀开度和四个主排气阀开度作跟随性调节过程。
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图6 “驻室抽气控制M 数”工作特性(p 0=1.40×105Pa ,M =1.155(核心流M =1.20))
Fig .6 Example of a run in plenum exhaust control
(3)“驻室抽气+栅指”控制M 数工作特性
在近声速区,采用“预置驻室抽气+栅指”组合控制方式更为合适。也可采用“预置栅指位置+驻室抽气”组合方式实现M 数控制。对缩短启动过程非稳定时间、提高M 数控制精度均可收到良好效果。图7给出M =0.95时采用组合方式控制M 数工作特性
。
图7 “驻室抽气+栅指”组合控制M 数工作特性(p 0=1.40×105Pa ,M =0.918(核心流M =0.95))
Fig .7 Example of a run in “plenum exhaust +fingers ”control
3.2 风洞稳定段压力控制
稳定段总压探头压力测量值作为主排气阀控制系统的输入量,由主排气阀控制系统实施稳定段压力的控制,该运行方式是目前国内跨声速风洞所不具备的。图8给出主排气阀实施总压控制的过程曲线。当贮气罐压力下降到较低的压力时,即使主调压阀已全开,通过关小主排气阀的开度,系统仍然可保持风洞总压p 0=2×105Pa 和M =1.0的稳定控制
。
图8 风洞总压控制工作特性(p 0=2.0×105Pa ,M =0.966(核心流M =1.0))
Fig .8 Stagnation pressu re control
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3.3 风洞吹风时间
表2给出风洞测力试验吹风时间测试结果,表明各种试验程序的一次吹风时间均达到设计指标。增压试验运行过程包括风洞充压、启动及运行过程。风洞调试结果表明,2.4m 风洞气动回路具有良好的启动及运行过程特性。
表2 测力试验一次吹风时间(s )Tab .2 Aerodynamic test time of a runing
项 目设计指标
调试结果备 注
启动时间106.9～10-定M 数、连续变α35
21～25α角分别为15°和22°
定M 数、步进变α45(10个步进量)
60(15个步进量)
-定α、连续变M 数
4037.5M =0.5～1.05增压试验
20
35
M =0.90,Re c =12×10
6
图9给出M =1.20,增压试验风洞启动过程特性。启动过程时间t 0=9.92s ,满足使用要求(定义主排气阀开启时间为风洞吹风试验零时,在此之前为风洞充压过程,文中曲线时间坐标均以主调压阀打开瞬间开始计时)。增压试验性能设计点(M =0.9,P 0=3.5×105Pa ,Re c =12×106),风洞稳定运行时间25s (设计指标为10s )。M =0.90,P 0max =4.5×105
Pa ,Re cmax =15×106
状态下,风洞稳定运行时间约15s 左右
。
图9 风洞启动及运行过程工作特性(p 0=4.0×105Pa ,M =1.155(核心流M =1.20))
Fig .9 Operation process control of pressu rized test
3.4 试验段流场校测主要结果
流场稳定性良好,参考点M 数波动量ΔM max ≤0.0025。最长模型试验区长度为4m 。表3是试验段核心流区M 数均匀性测试结果,表4是运输机模型零升阻力系数均方根偏差。风洞性能校测表明,该风洞性能全面达到设计指标。
表3 2.4m 风洞核心流场均匀性
Tab .3 Uniformity in 2.4m wind tunnel flow field
M 0.300.40
0.50～0.951.00～1.20备 注εM 0.001220.00140
0.00150～0.003550.00397～0.00783
校测结果εM 无规定0.0050.010国家标准合格指标εM 无规定
0.0020.005国家标准先进指标
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表4 运输机标模零升阻力系数均方根偏差Tab .4 Deviation of transport zero -lift drag coef ficient
M 0.30
0.400.500.600.70
0.80
εC D 00.000150.000230.000061
0.000300.000110.00031
设计指标
--0.0002～0.0003
4 结 论
风洞测力、测压试验结果表明,该风洞洞壁干扰小,M =0.95升力和俯仰力矩特性具
有更高的准确性,测力试验精度已达国家标准先进指标。首次提供大尺寸模型全机压力分布数据。首次提供的M =0.3试验数据与低速风洞试验数据吻合良好,并与飞行数据有较好的相关性。
2.4m 风洞论证、设计直到投入运行使用,历经30个春秋,凝聚了两代气动人的智慧和艰辛,结束了我国无世界级跨声速风洞的历史。标志着我国跨声速风洞技术跨入世界先进水平的行列。
中国空气动力研究与发展中心设备设计与测试技术研究所“2.4m 风洞调试队”及高速所2.4m 风洞实验室有关人员与笔者一起完成了风洞调试工作。
参考文献:
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[10]周平,董谊信,何钺,葛思华,韩杰,李尚春,汤更生.2.4m 风洞M 数和稳定段总压控制策略研究.流体力学实
验与测量,2001,15(1):75～81.
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实验8 声速的测定
实验8 声速的测定 [实验目的] 1． 了解超声换能器的工作原理和功能。 学习不同方法测定声速的原理和技术。 2． 熟悉测量仪和示波器的调节使用。 3． 测定声波在空气及水中的传播速度。 [实验仪器] 1．ZKY —SS 型声速测定实验仪 一台 2．双踪示波器 一台 [仪器介绍] (示波器的使用见教材) 实验仪由超声实验装置（换能器及移动支架组合）和声速测定信号源组成。 超声实验装置中发射器固定，摇动丝杆摇柄可使接收器前后移动，以改变发射器与接收器的距离。丝杆上方安装有数字游标尺(带机械游标尺)，可准确显示位移量。整个装置可方便的装入或拿出水槽。 超声实验装置（换能器及移动支架组合） 声速测定信号源
声速测定信号源面板上有一块LCD显示屏用于显示信号源的工作信息；还具有上下、左右按键，确认按键、复位按键、频率调节旋钮和电源开关。上下按键用作光标的上下移动选择，左右按键用作数字的改变选择，确认按键用作功能选择的确认以及工作模式选择界面与具体工作模式界面的交替切换。 同时还有超声发射驱动信号输出端口（简称TR,连接到超声波发射换能器）、超声发射监测信号输出端口（简称MT,连接到示波器显示通道1）、超声接收信号输入端口（简称RE，连接到超声波接收换能器）、超声接收信号监测输出端口（简称MR，连接到示波器显示通道2）。 声速测定信号源具有选择、调节、输出超声发射器驱动信号；接收、处理超声接收器信号；显示相关参数：提供发射监测和接收监测端口连接到示波器等其它仪器等功能。 开机显示欢迎界面后，自动进入按键说明界面。按确认键后进入工作模式选择界面，可选择驱动信号为连续正弦波工作模式(共振干涉法与相位比较法)或脉冲波工作模式(时差法)。 选择连续波工作模式，按确认键后进入频率与增益调节界面；在该界面下将显示输出频率值；发射增益档位，接收增益档位等信息，并可作相应的改动。[实验原理] 声波是一种在弹性媒质中传播的机械波。声波在媒质中传播时，声速、声衰减等诸多参量都和媒质的特性与状态有关，通过测量这些声学量可以探知媒质的特性及状态变化。例如，通过测量声速可求出固体的弹性模量；气体、液体的比重、成分等参量。 在同一媒质中，声速基本与频率无关，例如在空气中，频率从20赫兹变化到8万赫兹,声速变化不到万分之二。由于超声波具有波长短，易于定向发射，不会造成听觉污染等优点，我们通过测量超声波的速度来确定声速。超声波在医学诊断，无损检测，测距等方面都有广泛应用。 声速的测量方法可分为两类： 第一类方法是直接根据关系式V=S／t，测出传播距离S和所需时间t后即可算出声速，称为“时差法”，这是工程应用中常用的方法。 第二类方法是利用波长频率关系式V=f·λ，测量出频率f和波长λ来计算出声速，测量波长时又可用“共振干涉法”或“相位比较法”，本实验用三种方法测量气体和液体中的声速。 本实验采用压电陶瓷超声换能器将实验仪输出的正弦振荡电信号转换成超声振动。当把电信号加在发射端时，换能器端面产生机械振动(逆向压电效应)并在空气中发出声波。当声波传递到接收端时，激发起端面振动，又会在产生相应的电信号输出(正向压电效应)。每一只换能器都有其固有的谐振频率，换能器只有在其谐振频率，才能有效的发射(或接收)。实验时用一个换能器作为发射器，另一个作为接收器，二换能器的表面互相平行，且谐振频率匹配。
如何进行白盒测试
摘要：单元测试是软件测试的基础，本文详细的论述了单元测试的两个步骤人工静态检查法与动态执行跟踪法，所需执行的工作项目及相关的策略和方法。通过对这两个步骤的描述作者将多年的单元测试经验及测试理论注入于全文。 关键词：单元测试、人工检查、白盒测试、测试用例、跟踪调试 1 概述 单元测试是针对软件设计的最小单位——程序模块，进行正确性检验的测试工作。其目的在于发现每个程序模块内部可能存在的差错。 单元测试也是程序员的一项基本职责，程序员必须对自己所编写的代码保持认真负责的态度，这是也程序员的基本职业素质之一。同时单元测试能力也是程序员的一项基本能力，能力的高低直接影响到程序员的工作效率与软件的质量。 在编码的过程中作单元测试，其花费是最小的，而回报却特别优厚的。在编码的过程中考虑测试问题，得到的将是更优质的代码，因为在这时您对代码应该做些什么了解得最清楚。如果不这样做，而是一直等到某个模块崩溃了，到那时您可能已经忘记了代码是怎样工作的。即使是在强大的工作压力下，您也还必须重新把它弄清楚，这又要花费许多时间。进一步说，这样做出的更正往往不会那么彻底，可能更脆弱，因为您唤回的理解可能不那么完全。 通常合格的代码应该具备以下性质：正确性、清晰性、规范性、一致性、高效性等(根据优先级别排序)。 1. 正确性是指代码逻辑必须正确，能够实现预期的功能。 2. 清晰性是指代码必须简明、易懂，注释准确没有歧义。 3. 规范性是指代码必须符合企业或部门所定义的共同规范包括命名规则，代码风格等等。 4. 一致性是指代码必须在命名上(如：相同功能的变量尽量采用相同的标示符)、风格上都保持统一。 5. 高效性是指代码不但要满足以上性质，而且需要尽可能降低代码的执行时间。 2 单元测试步骤 在代码编写完成后的单元测试工作主要分为两个步骤人工静态检查和动态执行跟踪。 人工静态检查是测试的第一步，这个阶段工作主要是保证代码算法的逻辑正确性(尽量通过人工检查发现代码的逻辑错误)、清晰性、规范性、一致性、算法高效性。并尽可能的发现程序中没有发现的错误。 第二步是通过设计测试用例，执行待测程序来跟踪比较实际结果与预期结果来发现错误。经验表明，使用人工静态检查法能够有效的发现30%到70%的逻辑设计和编码错误。但是代码中仍会有大量的隐性错误无法通过视觉检查发现，必须通过跟踪调试法细心分析才能够捕捉到。所以，动态跟踪调试方法也成了单元测试的重点与难点。 3 人工检查 通常在人工检查阶段必须执行以下项目的活动： 第一、检查算法的逻辑正确性;确定所编写的代码算法、数据结构定义(如：队列、堆栈等)是否实现了模块或方法所要求的功能。 第二、模块接口的正确性检查;确定形式参数个数、数据类型、顺序是否正确;确定返回值类型及返回值的正确性。 第三、输入参数有没有作正确性检查;如果没有作正确性检查，确定该参数是否的确无需做参数正确性检查，否则请添加上参数的正确性检查。经验表明，缺少参数正确性检查的代码是造成软件系统不稳定的主要原因之一。 第四、调用其他方法接口的正确性;检查实参类型正确与否、传入的参数值正确与否、
汽车测试技术--复习题库
二、填空题(每小题2分，共20分) 1. 傅里叶级数通常有复指数函数形式和三角函数形式两种展开形式。 2. 交流电桥各桥臂的复阻抗分别为Z1， Z2， Z3， Z4，各阻抗的相位角分别为? 1? 2? 3?4， 若电桥平衡条件为Z1/Z4=Z2/Z3，那么相位平衡条件应为 ? 1+ ? 3= ? 2+ ?4 3. 热敏电阻一般可分为正温度系数、负温度系数、临界温度系数 三种类型。 4. 在电阻应变片公式，dR/R=(1+2μ)ε+λE ε中，在电阻应变片公式，dR/R=(1+2μ)ε+λE ε中， λ代表_材料压阻系数 _E 代表材料的弹性模量_。 5. 测量系统的静态特性指标主要有非线性度、灵敏度、分辨力、回程误差和漂移等；其中 产生漂移的主要原因有仪器自身结构参数变化和周围环境变化对输出的影响。 6. 在光线作用下光电子逸出物体表面现象叫 外光电 效应,利用该现象制成的元 件有 光电管、光电倍增管；在光线作用下使材料内部电阻率改变现象叫 内光电 效应。 7. 变气隙式自感传感器，当街铁移动靠近铁芯时，铁芯上的线圈电感增加,这类传感器适 合测量较小位移的测量。 8. 热电偶所产生的热电势是由两种导体的接触电势和单一导体的温差电势组成。 9. 涡流传感器的高频线圈等效阻抗与金属板的 电阻率、磁导率、线圈的激磁频率及线圈 与金属板的距离 等有关。 10. 周期函数的频谱具有 周期性、谐波性和收敛性 等性质。 11. 集成化、多维化、多功能化、智能化 等已成汽车传感器的发展趋势。 12. 传感器是能把外界非电量转换成电量的器件和装置，通常由 敏感元件、转换元件、基 本转换电路 三部分组成。 13. 若随机信号x(t)、y(t)的均值都为零，当τ→∞时，它们的互相关函数R xy (τ)=__ 0___。 14. 固态图像传感器是利用光敏单元的 光电转换功能 将投射到光敏 单元上的光学图像 转换成电信号“图像“ 。 15. 光电阻的主要参数有 暗电阻、亮电阻、光电流等。 16. 电容传感器主要有变面积型、变极距型 、 变介电常数型等几种，其中除变极距型外， 其他类型灵敏度是常数。 17. 电磁感应式轮速传感器转子是齿圈，定子为感应头。 18. 热电偶的三大定律为中间导体定律、中间温度定律、参考电极定律。 19. ( ) t A 31sin 的傅里叶三角函数形式级数中的余弦a n = 0 20. 幅值、变量均连续 的信号称为模拟信号。 21. 传感器是能感受规定的被测量并按照一定的规律转换成可用信号的器件或装置。通常传 感器由敏感元件、转换元件、基本转换电路三部分组成。 22. 测量系统动态时域评价指标有 时间常数、上升时间、响应时间、超调量等 。 23. 常见硬件滤波器有 低通、高通、带通、带阻 等几种类型。 24. 测量系统动态特性的常见数学描述函数有 频率响应函数、脉冲响应函数、传递函数 。 25. 霍尔轮速传感器电子线路一般有 运算放大器、施密特触发电路、输出放大 几 部分组成。 26. 变磁阻式传感器主要有电感式和磁电式两种形式。 27. 采用变压器、 光电耦合器隔离等抗干扰手段主要是从破坏 破坏干扰途径 的 角度进行抑制干扰。 28. ( ) t A 31cos 的傅里叶三角函数形式级数中的正弦分量幅值b n = 0 。
跨音速动态风洞
解决方案-跨音速动态风洞 位于美国弗吉尼亚州汉普顿市美国宇航局（NASA）兰利研究中心的跨音速动态风洞是一座用于研究固定翼和旋转翼飞机的气动弹性力学的连续式跨音速风洞。跨音速动态风洞的测试区域截面积约为1.5平方米，长约2.5米。跨音速动态风洞被广泛运用于各种试验，包括推进系统测试、自由飞试验、颤振试验、抖振试验、空气声学试验，以及需要振颤抑制等实时主动控制的试验。自1960年以来，几乎所有美国建造的运载工具、高性能军用飞机和商业运输飞机都在跨音速动态风洞进行了测试。 跨音速动态风洞的测试需要进行256个通道静态和动态信号的实时采集和显示，要求同步进行数据的采集、显示、存储、分析，并传输数据给实时控制系统进行模型控制。该系统采用应变计、硅膜压力传感器、压阻式加速度计、热膜风速计等多种传感器来测量模型响应，并在需要时采用执行机构对模型进行控制。 传感器数据的时间相关性往往对研究模型动态响应至关重要，特别是在需要计算两个传感器数据相干特性的情况下。即使在不同的程控增益下，测量系统也必须有出色的通道匹配性能，以避免在相干分析中引入误差。在跨音速动态风洞进行的测试种类众多，涵盖从稳态流体测量到高速瞬态的颤振、抖振、空气声学测量模式。测量系统的传递函数必须同时满足瞬态和稳态测试要求。 对于一套具有256个传感器的测试系统，在每次测试前，必须要能够自动验证测量系统的性能，最好还能检查传感器和电缆的健康状态。长时间测试时，最好能连续监视传感器的激励电压或电流、传感器电阻来验证传感器的健康状态。此外，全自动、可溯源的年度校准系统也是必不可少的。 解决方案： 为了比较各个信号调理系统供应商，美国宇航局购买了多套小型系统进行试用评估，并对硬件进行一系列严格的认证测试。测试包括直流和交流增益精度、直流激励精度、直流稳定性、宽带和频谱噪声、全带宽/滤波频响、瞬态响应、通带平坦度、幅度、相位匹配。 美国宇航局最终选取了PFI28000信号调理系统对安装在测试模型上的256个传感器进行模拟信号调理。此系统采用PFI28124四通道传感器调理插卡，共有256通道，安装在42英寸高的机柜中，28124插卡的输出连接到NI的PXI数据采集系统。传感器和数据采集系统的连接布线通过28000的背板完成。在不断开输出电缆的情况下，28124插卡可在28000机箱中灵活插拔。
声速的测量
物理实验报告 一、【实验名称】 超声波声速的测量 二、【实验目的】 1、了解声速的测量原理 2、学习示波器的原理与使用 3、学习用逐差法处理数据 三、【仪器用具】 1、SV-DH-3型声速测定仪段 2、双踪示波器 3、SVX-3型声速测定信号源 四、【仪器用具】 1.超声波与压电陶瓷换能器 频率20Hz-20kHz的机械振动在弹性介质中传播形成声波，高于20kHz称为超声波，超声波的传播速度就是声波的传播速度，而超声波具有波长短，易于定向发射等优点，声速实验所采用的声波频率一般都在20～60kHz之间。在此频率范围内，采用压电陶瓷换能器作为声波的发射器、接收器效果最佳。 图1 压电陶瓷换能器根据它的工作方式，分为纵向（振动）换能器、径向（振动）换能器
及弯曲振动换能器。声速教学实验中所用的大多数采用纵向换能器。图1为纵向换能器的结构简图。 2.共振干涉法（驻波法）测量声速 假设在无限声场中，仅有一个点声源S1（发射换能器）和一个接收平面（接收换能器S2）。当点声源发出声波后，在此声场中只有一个反射面（即接收换能器平面），并且只产生一次反射。 在上述假设条件下，发射波ξ1=Acos （ωt+2πx /λ)。在S2处产生反射，反射波ξ 2 =A 1cos （ωt+2πx /λ)，信号相位与ξ1相反，幅度A 1＜A 。ξ1与ξ2在反射平面相交叠加， 合成波束ξ 3 ξ3=ξ1+ξ2=(A 1+A 2）cos （ωt-2πx /λ)+A 1cos （ωt+2πx /λ) =A 1cos(2πx /λ)cos ωt+A 2cos （ωt - 2πx /λ) 由此可见，合成后的波束ξ3在幅度上，具有随cos(2πx /λ)呈周期变化的特性，在相位上，具有随(2πx /λ)呈周期变化的特性。 图4所示波形显示了叠加后的声波幅度，随距离按cos(2πx /λ)变化的特征。 图2 换能器间距与合成幅度 实验装置按图7所示，图中S1和S2为压电陶瓷换能器。S1作为声波发射器，它由信号源供给频率为数十千赫的交流电信号，由逆压电效应发出一平面超声波；而S2则作为声波的接收器，压电效应将接收到的声压转换成电信号。将它输入示波器，我们就可看到一组由声压信号产生的正弦波形。由于S2在接收声波的同时还能反射一部分超声波，接收的声波、发射的声波振幅虽有差异，但二者周期相同且在同一线上沿相反方向传播，二者在S1和S2区域内产生了波的干涉，形成驻波。我们在示波器上观察到的实际上是这两个相干波合成后在声波接收器S2处的振动情况。移动S2位置（即改变S1和S2之间的距离），你从示波器显示上会发现，当S2 在某此位置时振幅有最小值。根据波的干涉理论可以知道：任何 发射换能器与接收换能器之间的距离
白盒测试方法
一、白盒测试概念 1、定义 白盒测试又称结构测试、透明盒测试、逻辑驱动测试、基于代码的测试。盒子指被测试的软件，白盒指盒子是可视的。白盒测试是一种测试用例设计方法，测试人员依据程序内部逻辑结构相关信息，设计或选择测试用例。白盒测试主要针对被测程序的源代码，主要用于软件验证，不考虑软件的功能实现，只验证内部动作是否按照设计说明书的规定进行。 2、目的 我们一方面注重软件功能需求的实现，另一方面还要注重程序逻辑细节，主要是因为软件自身的缺陷，具体如下： 1）逻辑错误和不正确假设与一条程序路径被运行的可能性成反比。日常处理往往被很好地了解，而“特殊情况”的处理则难于发现。 2）我们经常相信某逻辑路径不可能被执行，而事实上，它可能在正常的基础上被执行。程序的逻辑流有时是违反直觉的，只有路径测试才能发现这些错误。 3）代码中的笔误是随机且无法杜绝的。笔误出现在主流上和不明显的逻辑路径上的机率是一样的。很多被语法检查机制发现，但是其他的会在测试开始时才会被发现。 4）功能测试本身的局限性。如果程序实现了没有被描述的行为，功能测试是无法发现的，例如病毒，而白盒测试很容易发现它。 3、目标 采用白盒测试必须遵循以下几条原则，才能达到测试的目标： 1）保证一个模块中的所有独立路径至少被测试一次。 2）所有逻辑值均需测试真(true) 和假(false)两种情况。 3）检查程序的内部数据结构，保证其结构的有效性。 4）在上下边界及可操作范围内运行所有循环。 4、黑白灰区别 黑盒测试技术：也称功能测试或数据驱动测试，只关注规格说明中的功能，测试者在程序接口对软件界面和软件功能进行测试，它只检查实现了的功能是否按照“用户需求说明书”的规定正常使用，程序是否能适当地接收输入数据而产生正确的输出信息，并且保持外部信息（如数据库或文件）的完整性。主要用于软件确认测试，结合兼容、性能测试等方面，但黑盒测试不能保证已经实现的各个部分都被测试到。黑盒测试适用于各阶段测试。 白盒测试技术：只关注软件产品的测试，深入到代码一级的测试，它是知道产品内部结构，通过测试来检测产品内部动作是否按照“设计规格说明书”的规定正常进行，按照程
CARDC2_4m引射式跨声速风洞设计与运行调试_董谊信
第15卷 第3期2001年09月 流 体 力 学 实 验 与 测 量 Experiments and Measurements in Fluid Mechanics V ol .15N o .3Sep .,2001 收稿日期:2001-04-27 作者简介:董谊信(1939-),男,福建福州市人,中国空气动力研究与发展中心研究员. 文章编号:1007-3124(2001)03-0054-08 CARDC 2.4m 引射式跨声速风洞 设计与运行调试 董谊信,陈章云,周 平,罗宇轩,王维新 (中国空气动力研究与发展中心,四川绵阳621000) 摘要:中国空气动力研究与发展中心研制了可更换喷嘴的中压气体引射器,利用现有中压气源驱动,建成一座增压回流引射式跨声速风洞。试验段截面尺寸2.4m ×2.4m ,M =0.3～1.2。稳定段最高工作压力为0.45M P a ,最高模型试验雷诺数Re c =15×106(M =0.90,C =0.24m ),稳定吹风时间≥15s 。风洞气动回路上分别配置有多喷管引射器、栅指扩散段、跨声速试验段驻室抽气系统及特殊的主排气系统等装置。采用智能自适应解耦控制技术,实现总压和M 数独立、快速、精确地控制。该气动布局与部段配置及其功能设计,在国内跨声速风洞中均是首次采用。 关 键 词:引射式跨声速风洞;风洞设计与研究;测控系统;风洞调试;增压试验中图分类号:V 211.74+1 文献标识码:A CARDC 2.4m injector powered transonic wind tunnel design and operation DONG Yi -xin ,CHEN Zhang -yun ,ZHOU Ping ,LUO Yu -xuan ,WANG Wei -xin (China Aerody namics Research &Development Center ,M iany ang 621000,China )A bstract :This paper provides a technical overview of CARDC 2.4m ×2.4m injector pow -ered transonic w ind tunnel .2.4m wind tunnel is successful in operation debugging tests in december ,1998.It can operate over a Mach number range of 0.3～1.2,the maximum pres -sure of flow is 0.45M Pa ,the maximum Re c available is 15×106(M =0.9,c =0.24m ).The simulating capability of model testing Rey nolds number is advanced and superior than the fo reig n conventional pressurized transonic w ind tunnel .The overall perfo rmance and technologies are in leading place in domestic and can be compared to foreign advanced w ind tunnel .The successful development of 2.4m w ind tunnel fills in the gaps in the area of large -size transonic wind tunnels and relative technologies .The history of lacking wo rld -class tran -sonic wind tunnel in China comes to an end .
声速的测量
声速的测量 【一】实验目的 1．学习测量超声波在媒质中的传播速度的方法。 2．用共振干涉法、相位比较法和时差法测量声速，并加深对驻波、振动合成、波的干涉等理论知识的理解。 3．通过实验了解作为传感器的压电陶瓷的功能并培养综合使用仪器的能力。 【二】实验原理 1．声波 声波是一种在弹性媒质中传播的机械波，它能在气体、液体、和固体中传播。但在各种媒质中传播的速度是不同的。频率介于20Hz～20kHz的机械波振动在弹性介质中的传播就可形成声波。频率介于20kHz～500MHz的波称为超声波，在同一媒质中，超声波的传播速度就等于声波的传播速度。由于超声波具有波长短，易于定向发射和会聚等优点，因此在超声波段进行声速的测量比较方便。测量声速时可以利用声速与振动频率f和波长λ之间的关系（即v=λf）求出，也可以利用v=L/t求出，其中L为声波传播的路程，t为声波传播的时间。 声速测量的实验所采用的声波频率一般都在20KHz～60kHz之间。在此频率范围内，采用压电陶瓷换能器作为声波的发射器、接收器效果最佳。 2．共振干涉（驻波）法测声速 实验装置接线如图(1)所示，图中S1和S2为压电陶瓷超声换能器。由声源S1发出平面简谐波沿X轴正方向传播，接收器S2在接收超声波的同时还反射一部分超声波。这样，由S1发出的超声波和由S2反射的超声波在S1和S2之间形成干涉，出现驻波共振现象。 图（1）
设沿X 轴正方向入射波方向的方程为 )(2cos 1λ πx ft A Y ?= （1） 沿X 轴负方向反射波方程为 ) (2cos 1λπx ft A Y += （2） 在入射波和反射波相遇处产生干涉，在空间某点的合振动方程为 t x A Y Y Y ωλπ cos 2cos 2(21=+= （3） 由(3)式可知，当：2)12(2πλπ +=k x k = 0，1，2，3………. （4） 即4)12(λ +=k x k = 0，1，2，3……….时，这些点的振幅始终为零，即为波节。 当：πλπ k x =2 k = 0，1，2，3………. （5） 即2λ k x = k = 0，1，2，3……….时，这些点的振幅最大，等于2A ，即为波腹。 故知，相邻波腹（或波节）的距离为2/λ。 由上式可知，当S 1和S 2之间的距离L 恰好等于半波长的整数倍时，即 2λ k L = k = 0，1，2，3……… 形成驻波，示波器上可观察到较大幅度的信号，不满足条件时，观察到的信号幅度较小。移动S 2，对某一特定波长，将相继出现一系列共振态，任意两个相邻的共振态之间，S 2的位移为， 222)1(1λ λ λ =?+=?=Δ+k k L L L k k （6） 所以当S 1和S 2之间的距离L 连续改变时，示波器上的信号幅度每一次周期性变化，相当于S 1和S 2之间的距离改变了2λ 。此距离2λ 可由游标卡尺测得，频率f 由信号发生器读得，由f v ?=λ即可求得声速。 3．相位比较法 实验装置接线仍如图(1)所示，置示波器功能于X －Y 方式。当S 1发出的平面超声波通过媒质到达接收器S 2时，在发射波和接受波之间产生位相差为： v L f L πλπ???2221==?=Δ （7） 因此可以通过测量?Δ来求得声速。 ?Δ的测定亦可用相互垂直振动合成的李萨如图形来进行。设输入X 方向的入射波振动方程为： )cos(11?ω+=t A x （8） 输入Y 方向的是由S 2接收到的波动，其振动方程为：
汽车测试技术--复习题库
《汽车测试技术》复习题库 一、选择题(每小题2分，共10分) 1.非周期信号的频谱是( a ) A.连续的 B.离散的 C.基频的整数倍 D.脉冲函数 2.周期信号的自相关函数必为（ A ） A．周期偶函数 B．非周期偶函数 C．周期奇函数 D．非周期奇函数 3.已知函数x(t)的傅里叶变换为X（f），则函数y(t)=2x(3t)的傅里叶变换为（ B ） 4.将电阻应变片贴在( c )上，就可以分别做成测力、位移、加速度等参数的传感器。 A.质量块 B.导体 C.弹性元件 D.机器组件 5.一阶系统的动态表征参数是( d ) A.线性度 B.固有频率 C.阻尼比 D.时间常数 6.某周期偶函数f(t)，其傅立叶级数中 ( A ) A 不含正弦分量 B 不含余弦分量 C 仅有奇次谐波分量 D 仅有偶次谐波分量 7.一阶系统的动态表征参数是( d ) A.线性度 B.固有频率 C.阻尼比 D.时间常数 8.利用相邻双臂桥检测的应变式传感器，为使其灵敏度高、非线性误差小（ C ） A．两个桥臂都应当用大电阻值工作应变片 B．两个桥臂都应当用两个工作应变片串联 C．两个桥臂应当分别用应变量变化相反的工作应变片 D．两个桥臂应当分别用应变量变化相同的工作应变片 9.属于传感器动态特性指标的是（ D ） A．重复性 B．线性度 C．灵敏度 D．带宽 10.按照工作原理分类，固体图象式传感器属于（ A ） A．光电式传感器 B．电容式传感器 C．压电式传感器 D．磁电式传感器 1.不属于二阶系统的动态动特性指标的是( a )
A.线性度 B.固有频率 C.阻尼比 D.带宽 2.下列描述不正确的( b ) --3 A.周期信号可以展开无数个谐波信号之和形式 B.非周期信号不可以展开无数个谐波信号之和形式 C.周期信号谱线只出现在基波频率的整数倍 D.非周期信号的谱线是连续的 3.不属于热电偶定律的（ d ） --3 A.中间导体定律 B.中间温度定律 C.参考电极定律, D.和差特性 4.在测量电路中，一般使用（ b ）热敏电阻进行温度补偿，以提高精度。--3 A.PTC正温度系数 B.NTC负温度系数 C.CTR临界温度系数 5.汽车上的磁致伸缩式爆震传感器，属于（ c ）类型传感器--3 A.光电式 B.电容式 C.变磁阻式 d.压电式 6.对传感器抗干扰措施描述不正确的（b） A.消除或抑制干扰源 b.降低传感器的回程误差 C.削弱接收电路对干扰的敏感性 d.破坏干扰途径 7.脉冲响应函数h(t)、传递函数H(s)和频率响应函数)的关系描述不正确的（d） A. h(t)与H(s) 是一对拉氏变换对 B. h(t)与H(ω)一对傅里叶变换对 C. H(ω)是H(s) 在s=jω一种特例 D.他们都是测量系统的静态特性数学描述 8.同相放大器电压跟随器描述不正确的（d ） A. 对于低频信号增益近似为1 B. 具有较高的输入阻抗和降低的输出阻抗 C.常做阻抗匹配变换器和扩流作用 D.同相端、反向端容易引入差模干扰 9.一阶惯性环节的频率特性描述不正确(a) A. 相位角ψ(ω) 在（-90°，-180°）范围变换 B. 时间常数τ越小，频率响应特性越好 C. 其bode图在ω>1/τ段可用-20db/10倍频斜率直线近似表示 D. ω=1/τ点称转折频率 10.已知函数x(t)= t，则函数x(t)的拉氏变换（ c ） 11.一阶惯性环节的频率特性描述不正确(a) A. 相位角ψ(ω) 在（-90℃，-180℃）范围变换 B. 时间常数τ越小，频率响应特性越好 C. 其bode图在ω>1/τ段可用-20db/10倍频斜率直线近似表示 D. ω=1/τ点称转折频率 12.非周期信号的频谱特性描述不正确(c) A. 非周期信号频谱具有连续性和衰减性 B. 非周期信号的幅频谱X(f)严格意义上应称为频谱密度函数 C. 非周期信号的幅频谱|X(f)|与周期信号的|Cn|纲量相同 D. 非周期信号频谱具有衰减性
“曙光女神”高超音速战略侦察机
“曙光女神”高超音速战略侦察机 国别：美国 类型：侦察机 型号：“极光”/“曙光女神 研制单位：保密未公开 造价：研发费用大约为44亿到80亿美元，购买24架大约还要100亿到240亿美元 现状：保密未公开 “曙光女神”高超音速侦察机(Aurora)，又名“极光”，据称其正式编号为CP-140或SR-91 ，是美国续SR-71“黑鸟”战略侦察机之后新一代战略侦察机。尽管美国官方一再否认该机的存在，但有越来越多的证据表明该机已存在多年。 发展历史 20世纪80年代中期，美国空军和太空总署已经开始了曙光女神的一些研究计划，尽管这些研究并没有产生实际的结果，但是他们为曙光女神提供了一种有潜力的外形和能力。 “曙光女神”的谍影，首先在1985年曝光。1985年2月，美国向国会提出的1986年预算报告中，包含了一份非机密的武器采购文件。其中“战略侦察”分类中，正好在美国空军呈交国会审查的预算计划书U-2侦察机改良型：TR-1
的项目之下，出现了一个被命名为“曙光女神”的子项目，引起新闻媒体的高度兴趣。 这个项目特别之处在于，1986财年度仅要求八千万美金的预算，但是1987财年度却要求高达22亿美金的预算。但是一年后，在1987财年的预算中曙光女神条目就像他神秘出现一样神秘的消失了。而实际上1987财年的空军采购预算总共比1985财年减少了几十上百亿美元。而且1987财年的预算中也没有可能用于隐藏曙光女神计划的项目。除了预算大幅增加，可能标志着已经进入生产线之外，美国空军在当时还将著名的SR-71“黑鸟”高空高速战略侦察机退出现役，却没有提出接替“黑鸟”的新型战略侦察机。 根据这两个证据，人们普遍认为，一种新型的军用战略侦察机已经被研发出来，而且即将投入批量生产，只是美国政府出于保密需要不承认而已。因此，新闻媒体就以这一架侦察机的预算命名，称它为“曙光女神”（也被称为“极光”）。 很多推测后来认为有一个可以确认的长期债券是为了曙光女神计划而发行的。尽管并不明显，但是这暗示曙光女神计划虽然有较大幅度的削减，但是实际上已经开始进行了。 一些人假定CIA和NRO的资金完全是预算外资金，或者被分散在数目庞大的政府证券机构的户头中，或者隐藏在
声速的测量
声速的测量 1. 实验目的 （1）了解声速测量仪的结构和测试原理； （2）通过实验了解作为传感器的压电陶瓷的功能； （3）用共振干涉法和相位比较法测量声速，并加深有关共振、振动合成、波的干涉等理论知识的理解； （4）进一步掌握示波器、低频信号发生器和数字频率计的使用。 2. 实验仪器 SV-DH系列声速测试仪，SVX-5型声速测试仪信号源，双踪示波器(20MHz)。 3. 仪器简介 (1) 声波 频率介于20Hz～20kHz的机械波振动在弹性介质中的传播就形成声波，介于20kHz～500MHz的称为超声波，超声波的传播速度就是声波的传播速度，而超声波具有波长短，易于定向发射和会聚等优点，声速实验所采用的声波频率一般都在20KHz～60kHz之间。在此频率范围内，采用压电陶瓷换能器作为声波的发射器、接收器、效果最佳。 (2) 压电陶瓷换能器 SV-DH系列声速测试仪主要由压电陶瓷换能器和读数标尺组成。压电陶瓷换能器是由压电陶瓷片和轻重两种金属组成。 压电陶瓷片是由一种多晶结构的压电材料（如石英、锆钛酸铅陶瓷等），在一定温度下经极化处理制成的。它具有压电效应，即受到与极化方向一致的应力T时，在极化方向上产生一定的电场强度E且具有线性关系：E=CT；当与极化方向一致的外加电压U加在压电材料上时，材料的伸缩形变S与U之间有简单的线性关系：S=KU，C为比例系数，K为压电常数，与材料的性质有关。由于E与T，S与U之间有简单的线性关系，因此我们就可以将正弦交流电信号
4. 实验原理 根据声波各参量之间的关系可知V =λν,其中V 为波速,λ为波长, ν为频率。 在实验中,可以通过测定声波的波长λ和频率ν求声速。声波的频率ν可以直接从低频信号发生器(信号源)上读出,而声波的波长λ则常用相位比较法(行波法)和共振干涉法(驻波法)来测量。 (1) 相位比较法 实验装置接线如图2所示，置示波器功能于X －Y 方式。当S1发出的平面超声波通过媒质到达接收器S2，在发射波和接收波之间产生相位差： V L L πνλπ???2221==-=? （1） 因此可以通过测量??来求得声速。 ??的测定可用相互垂直振动合成的李萨如图形来进行。设输入X 轴的入射波振动方程为 )cos(11?ω+=t A x （2） 输入Y 轴的是由S2接收到的波动，其振动方程为： )cos(22?ω+=t A y （3） 图2 实验装置 上两式中：A 1和A 2分别为X 、Y 方向振动的振幅，ω为角频率，1?和2?分别为X 、Y 方向振动的初相位，则合成振动方程为 )(sin )cos(2122122 1222212????-=--+A A xy A y A x （4） 此方程轨迹为椭圆，椭圆长、短轴和方位由相位差21???-=?决定。当??＝0时，由式得
白盒测试的六种覆盖准则
白盒测试作为测试人员常用的一种测试方法，越来越受到测试工程师的重视。白盒测试并不是简单的按照代码设计用例，而是需要根据不同的测试需求，结合不同的测试对象，使用适合的方法进行测试。因为对于不同复杂度的代码逻辑，可以衍生出许多种执行路径，只有适当的测试方法，才能帮助我们从代码的迷雾森林中找到正确的方向。本文介绍六种白盒子测试方法：语句覆盖、判定覆盖、条件覆盖、判定条件覆盖、条件组合覆盖、路径覆盖。 白盒测试的概述 由于逻辑错误和不正确假设与一条程序路径被运行的可能性成反比。由于我们经常相信某逻辑路径不可能被执行, 而事实上,它可能在正常的情况下被执行。由于代码中的笔误是随机且无法杜绝的，因此我们要进行白盒测试。 白盒测试又称结构测试,透明盒测试、逻辑驱动测试或基于代码的测试。白盒测试是一种测试用例设计方法，盒子指的是被测试的软件，白盒指的是盒子是可视的,你清楚盒子内部的东西以及里面是如何运作的。 白盒的测试用例需要做到： ·保证一个模块中的所有独立路径至少被使用一次 ·对所有逻辑值均需测试true 和false ·在上下边界及可操作范围内运行所有循环 ·检查内部数据结构以确保其有效性 白盒测试的目的：通过检查软件内部的逻辑结构，对软件中的逻辑路径进行覆盖测试；在程序不同地方设立检查点，检查程序的状态，以确定实际运行状态与预期状态是否一致。 白盒测试的特点：依据软件设计说明书进行测试、对程序内部细节的严密检验、针对特定条件设计测试用例、对软件的逻辑路径进行覆盖测试。 白盒测试的实施步骤： 1.测试计划阶段：根据需求说明书，制定测试进度。 2.测试设计阶段：依据程序设计说明书，按照一定规范化的方法进行软件结构划分和设计测试用例。 3.测试执行阶段：输入测试用例，得到测试结果。 4.测试总结阶段：对比测试的结果和代码的预期结果，分析错误原因，找到并解决错误。 白盒测试的方法：总体上分为静态方法和动态方法两大类。
高超声速飞行器结构材料与热防护系统
本文2010201222收到,作者分别系中国航天科工集团三院310所助工、高级工程师 高超声速飞行器结构材料与热防护系统 郭朝邦 李文杰 图1 挂载在B 252H 机翼的X 251A 摘 要 随着人类对高超声速飞行器的不断探索,结构材料和热防护系统已成为高超技术发展的瓶颈。首先介绍了X 251A 和X 243A 的项目概况、结构材料和热防护系统,然后分别从高超声速试飞器超高温热防护材料、大面积热防护材料和热防护系统等几方面对X 251A 和X 243A 试飞器进行了分析,最后提出了结构材料和热防护系统发展的关键技术。 关键词 X 251A X 243A 结构材料 热防护 系统 飞行器 高超 引 言 随着高超声速飞行器飞行速度的不断提高,服役环境越来越恶劣,飞行器的热防护问题成为限制飞行器发展的瓶颈。而高超声速结构材料和热防护系统的研究与开发是高超声速飞行器热防护的基础,因此,各国都大力开展了高超声速飞行器热防护材料与结构的相关研究。尤其是以美国为代表的X 251A 和X 243A 高超声速飞行器在结构材料和热防护方面的研究比较突出,本文对这两种试飞器的结构材料和热防护技术分别进行详细介绍。1 X 251A 高超声速飞行器1.1 项目概况 X 251A 计划是由美国空军研究试验室(AFRL )、国防高级研究计划局(DARP A )、NAS A 、波音公司 和普惠公司联合实施的旨在验证高超声速飞行能力 的计划。终极目标是发展一种马赫数达到5～7的可以在1h 内进行全球打击的武器,包括快速响应的空间飞行器和高超声速巡航导弹。试验方式是使 用B 252H 轰炸机挂载X 251A 飞行,达到预定的飞 行条件,释放X 251A 进行飞行试验。图1是挂载在B 252H 机翼下的X 251A 。美国空军在2003年开始研 制试飞器,2004年12月完成初始设计评估,2005年1月开始详细设计,2005年9月27日被正式赋予X 251A 的代号,2007年5月该项目通过关键设计评审。2009年12月9日在加利福尼亚州爱德华兹空军基地进行了首次系留挂载飞行试验,X 251A 挂载在B 252H 重型轰炸机的机翼下向北起飞后爬升至15.24km 高空,随后该机携载X 251A 做了较柔和的机动动作。按计划,X 251A 将于2010年2月中旬进行了首次高超声速飞行试验。1.2 结构材料与热防护系统1.2.1 总体结构 X 251A 整个飞行器长7.62m ,质量1780kg,
白盒测试总结
白盒测试总结 从我参加白盒测试的工作开始，我负责的是一小部分测试代码编写的工作，通过这一段时间代码编写的工作，我学到了如何进行白盒测试测试代码的编写，了解到了白盒测试的方向，知道了白盒测试的步骤，明白了白盒测试的意义、白盒测试的必要性，白盒测试是通过对程序内部结构的分析、检测来寻找问题。在白盒测试的过程中，我学到了一些白盒测试的知识，并发现了一些自己的不足。 1.白盒测试代码的编写让我了解到了Cunit工具，并学会了如何使用Cunit工具 进行代码的编写与检测。Cunit以静态库的形式提供给用户使用，用户编写程序的时候直接链接静态库。它提供了一个简单的单元测试框架，并且为常用的数据类型提供了丰富的断言语句支持。 2.通过这段时间的白盒测试工作，我了解到了白盒测试的步骤，首先要根据源 程序代码编写测试用例，即编写实用的输入输出数据。编写用例的过程中，要考虑用例在代码的允许范围内与过界情况下代码的运行情况。其次根据测试用例进行测试代码的编写工作，在编写测试代码的过程中，要根据测试用例与被测代码分析如何进行测试代码的编写，对被测代码中影响测试代码运行但不影响测试结果的语句要注释掉，同时，要把注释掉的语句和在代码编写过程中如果发现被测代码的问题分别写入“源代码修改说明”和“白盒测试问题单”中。 3.在代码编写中，我发现了一些自己的不足，首先，我的C语言基础不牢，不 能很好的解决在编写代码中遇到的一些基础知识问题。其次，对白盒测试的不了解，使我在代码的编写过程中无法解决遇到许多白盒测试基础问题。4.学会了一些Excel表格的一些高级使用方法，在测试代码编写结束后，需要 对测试代码的运行情况在测试用例中说明一下，需要对问题单进行最后的整理，要把问题单中问题标注到所对应的用例表中，以方便研发人员检测。 根据这段时间的代码编写与学习，我一定程度的了解了自己的缺点与不足，在以后学习工作过程中，我会努力的弥补自己的不足，补习自己的基础知识，争取把自己的工作做到最好。
汽车测试技术期末复习提纲
汽车测试技术复习提纲第二章信号及其分类 第一节信号的分类及描述 1. 信号的分类、类型、特征 第二节周期信号与离散频谱 2. 什么是周期信号?有何特点 3. 什么是非周期信号?有何特点(第三节 4. 傅立叶级数与离散频谱 5. 周期函数的频谱特点 第三章测试装置的基本特性 第二节测试装置的静态特性 6. 测试装置的静态特性指标 7. 灵敏度的计算 8. 灵敏度的选择 9. 线性度的定义 第三节测试装置的动态特性 10. 线性系统的基本特性 11. 传递函数:定义、作用 12. 什么是一阶系统、什么是二阶系统,有何区别、特点 13. 一阶系统:特征参数,幅频特性、相频特性
14. 一阶系统:时间常数——定义、影响 15. 一阶系统的典型输入与相应输出(正弦信号、阶跃…… 16. 一阶系统的计算(振幅误差 -幅值比、相差 17. 二阶系统:特征参数 18. 二阶系统固有圆频率、阻尼比的计算、影响 第四章常用传感器原理及其测试电路 第一节传感器的分类 19. 什么是传感器 20. 传感器的分类(能量转换型、能量控制型…… 21. 传感器的性能要求 第二节常用传感器 22. 电阻应变式传感器工作原理、应用 23. 应变片的结构类型 24. 热电偶式传感器,工作原理 25. 涡电流式传感器的工作原理与应用,特点 26. 差动变压器式传感器的应用 27. 电容式传感器工作原理及其应用:测微、触摸屏、液位、料位… .. 28. 压电式传感器工作原理、应用及材料类型 29. 霍尔式传感器工作原理,性能(灵敏度 ,运用
30. 传感器的选用原则:灵敏度与精度的选择 第五章信号调理、处理与记录 第一节电桥 31. 电桥的类型:和差定律,差动电桥的应用,电桥的连接方法 32. 应变片、电桥的应用:扭矩的检测(应变法 第二节调制与解调 33. 什么是调制 34. 调制的类型 第三节滤波器 35. 滤波器的选频作用分类 第九章 第二节发动机参数的测试 36. 有哪些发动机参数 37. 台架的组成 38. 测功机的类型,特点 39. 功率的测量方法 第四节汽车动力学的测试 40. 底盘测功机的结构组成与工作原理 41. 功率吸收装置的类型
声速测量
实验十二 声速测量 编辑：李家望 赵斌 摘 要 本实验通过压电换能器将声波转换为电信号，从而利用示波器测量了空气中的声速。相对不确定度为1.9%和1.3%。 关键词 压电换能器，声波，电信号，示波器，声速 实验目的 1． 利用共振干涉法和位相比较法测量超声波在空气中的传播速度。 2． 加强对驻波及振动合成等理论的理解。 实验原理 1．声波在空气中传播速度：理想气体μ γRT v = V P C C /=γ为比热容比，μ是气体的摩尔质量。 在室温时，声速的近似理论公式为：15 .273145.33110 0t T t v v + ≈+= （m/s ） 2．压电换能器工作原理 压电换能器是一种多晶结构的压电陶瓷材料，被极化的压电陶瓷具有压-电效应。超声波的产生是利用压电陶瓷的逆压电效应使电压变化转变为声压变化，超声波的接收则是利用压电陶瓷的正压电效应使声压变化转变为电压变化。 3．共振干涉法（驻波法）测声速 实验装置如图一所示。图中S 1、S 2为压电陶瓷喇叭，S 1接函数信号发生器，作为超声波源； S 2为接收器，接二踪示波器，且能在接收声波的同时反射部分声波。这样，S 1发出的超声波和S 2反射的超声波在它们之间的区域内因同频率，同振动方向，传播方向相反相干涉而形成驻波。 移动S 2即改变L ，当S 2将经过波腹时，声波信号最强，在示波器上得到的信号振幅最大；当S 2将经过波节时，在示波器上得到的信号振幅最小（因反射声波（会衰减）振幅小于入射声波振幅，合成后波节振幅不为零）。S 2将经过一系列波腹，波节的位置，示波器上的信号幅度会周期性变化，任意两个相邻波腹（节）的距离，通过S 2的移动的距离由游标卡尺可测得：必满足 ΔL = L n +1- L n =λ/2 又声波频率f 由函数信号发生器上读得，可得声速： v =λ f =2ΔL f 4．位相比较法（行波法）测声速 实验装置如图二所示。将函数信号发生器的交变信号输入S 1的同时输入示波器的X 轴（CH1通道），将S 2输出的信号接入示波器的Y 轴（CH2通道），则示波器上就会出现李萨如图形。 当改变S 1和S 2之间的距离L ，相当于改变了发射波和接收波之间的相位差Δφ，示波器上图形也随之不断变化。当S 2与S 1的距离变化ΔL = L n +1- L n =λ，它们之间的相位差Δφ=2π，如图三所示。显然，根据李萨如图形的变化情况可测得波长λ,频率f 仍由函数信号发生器上读得, 由v =λ f =ΔL f 即可求得声速。 图 一 共振干涉法测声速