第１５卷第４期２０１５年２月 科学技术与工程 Ｖｏｌ＿１５ Ｎｏ．４ Ｆｅｂ．２０１５ １６７１—１８１５ｆ２０１５）０４—０２８７—０４ Ｓｃｉｅｎｃｅ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ ａｎｄ Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ ＠２０１５ Ｓｃｉ．Ｔｅｃｈ．Ｅｎｇｒｇ． 基于电动控制平流层飞艇排气阀设计与研究 何小辉王立祥 （中国科学院光电研究院，北京１０００９４） 摘要排气阀是平流层飞艇压力调节控制系统的核心部件，其性能直接影响飞艇的安全运行。针对传统排气阀灵活性差 以及控制精度不高等缺点，提出一种基于电动控制的平流层飞艇排气阀新方案。介绍了阀门的设计要求、结构特点以及控制 原理。运用流体力学基本原理并结合地面测试试验，分析了排气阀的实际流量系数，获得了排气阀的精确流量。通过平流层 飞艇飞行试验验证了新方案的可行性，结果表明，采用该方案的排气阀能够满足平流层飞艇飞行要求，为飞艇长时间飞行和 压力调节提供了技术支持。 关键词平流层飞艇 排气阀 电动控制 流体力学 飞行试验 中图法分类号Ｖ２７４； 文献标志码Ａ 平流层飞艇是比重轻于空气的、依靠空气浮力 升空的软式飞行器 。它具有驻空时间长、效费 节需求，提出一种电动控制平流层飞艇排气阀，介绍 了排气阀的设计要求、结构特点、控制原理以及流量 研究，并通过平流层飞艇飞行试验对其性能进行了 试验验证。 比高、安全性好等优点，在预警监测、导航、通信中继 等领域有广泛的应用前景，近年来成为了国内外高 度重视和研究的热点 Ｊ。排气阀是平流层飞艇压 力控制的核心部件，其性能直接影响飞艇的安全运 行，一旦出现问题将给飞艇带来致命的后果，是飞艇 平台最基本、最重要的因素之一 。在飞艇上升过 １ 排气阀设计要求与结构特点 平流层飞艇排气阀主要分为空气排气阀和氦气 排气阀 ，它们分别布设于飞艇的空气囊和氦气 囊，主要作用是当飞艇内外压差达到设计时，通 过排气阀排出部分空气或氦气，调节飞艇内外压差 至预定范围。根据飞行控制要求，排气阀应具有重 程中，随着飞行高度增加，外界空气密度和大气压力 逐渐减小，飞艇的浮升气体体积迅速膨胀，为了避免 飞艇压差过大引起爆裂，就需要排出一定的内部气 体；飞艇锚泊在地面或高空定点期间，随着环境温度 升高，也会使飞艇内部压强增大，因此，平流层飞艇 在地面锚泊，成形升空和高空驻留过程中均需要排 量轻 ’加 、响应快、灵活性强、开闭平稳、控制精度 高、密封性好、排气速度快以及状态反馈准确等特 点，以平流层飞艇验证试验排气阀为例，其设计主要 参数见表１。 表１排气阀设计主要参数 Ｔａｂｌｅ １ Ｍａｉｎ ｐａｒａｍｅｔｅｒｓ ｏｆ ｅｘｈａｕｓｔ ｖａｌｖｅ 气阀排出一定的气体来调节内外压差至一定范围， 这个范围是由材料强度、控制策略、气动参数 决定 ， 。 传统排气阀结构依靠弹簧预紧的方式有两大缺 点：①被动控制、灵活性差。这是因为该阀门为纯机 参数类型 设计环境温度／℃ —．设计值 ７０ ８５ 械结构，仅依靠弹簧和飞艇内部气压的作用开启关 闭阀门，气压大，阀门开，气压小，阀门关，无法主动 控制阀门的开启和关闭，缺乏灵活性，应用范围窄； ②控制精度不高，无反馈。这是因为内压的控制完 设计环境压力／Ｐａ 设计排气流量／（ｎｌ ・ｓ ） 打开时间／ｓ ５ ０００ １Ｏ ≥１（压差５００ Ｐａ） ≤５ ≤５ ≥５００ ≥５Ｏ 关闭时间／ｓ 工作最大压强／Ｐａ 行程高度／ｒａｍ 全靠调节弹簧来实现，精度无法保证，而且无状态反 馈，不利于飞控的实施。 为解决上述技术问题，满足平流层飞艇压力调 ２０１４年８月１日收到 排气阀结构形式如图１所示，此时为阀门关闭 状态，飞艇内气体无法流出 ；图２为排气阀开启 至预定高度示意图，此时为排气量最大状态，气体从 阀口流出。该排气阀为电动控制阀门，打开时靠执 行机构的作用垂直提升阀盖，结合限位组件控制阀 门的行程高度（阀盖开启高度），达到排气目的。 第一作者简介：何小辉（１９８Ｏ一），男，高级工程师。研究方向：平流 层飞艇结构设计与分析，飞艇压控的设计。Ｅ－ｍａｉｌ：ｈｅｘｈ＠ｉｈｅｐ． ２８８ 科学技术与工程 １５卷 图１排气阀关闭状态 Ｆｉｇ．１ Ｃｌｏｓｅｄ ｍｏｄｅ ｏｆ ｅｘｈａｕｓｔ ｖａｌｖｅ Ｌ—Ｊ ｛ ｌ图２排气阀打开状态 Ｆｉｇ．２ Ｏｐｅｎ ｍｏｄｅ ｏｆ ｅｘｈａｕｓｔ ｖａｌｖｅ 阀体布局于飞艇囊体，阀体上开有阀口，用于排 气，阀口外圈安装密封圈，阀盖在启闭装置的作用下 紧紧压在密封圈上，覆盖阀口，使排气阀在阀盖关闭 时处于密封状态。当控制电路收到开的指令后，阀 盖被垂直提起，离开阀口，开始排气，直至限位杆触 动上限位开关，如图３所示，电机停转，阀盖上升至 最大高度，链路反馈为开；当控制电路收到关的指令 后，电机反转，阀盖下移，直至限位杆触动下限位开 关，电机停转，阀盖压紧密封圈，覆盖阀口，气路关 闭，链路反馈为关。 图３ 限位组件工作示意图 Ｆｉｇ．３ Ｗｏｒｋ ｄｉａｇｒａｍ ｏｆ ｌｉｍｉｔ ｃｏｍｐｏｎｅｎｔｓ 平流层飞艇排气阀的这种结构，是一种探索和 创新，结构优，重量轻，阀盖运行平稳，通过监测限位 组件和阀门作动情况能够及时反馈排气阀所处 状态 ２排气阀控制电路 平流层飞艇排气阀电缆通常较长，为防止电磁 干扰 ，造成阀门误动作，设计成供电缆即为控制 缆，通过选择＋１２ Ｖ或者一１２ Ｖ直流供电，控制阀 门的作动，排气阀控制电路原理图如图４所示。其 中，Ｄ１和Ｄ２为二极管，ｓ１、Ｓ２为配套的限位开关。 Ｄ１和ｓ１，Ｄ２和ｓ２分别构成了阀门的上限位行程组 件和下限位行程组件。 ａ——一．—。ｗ位 Ｗ Ｆ限位 图４排气阀控制电路原理图 Ｆｉｇ．４ Ｃｉｒｃｕｉｔ ｓｃｈｅｍａｔｉｃ ｏｆ ｅｘｈａｕｓｔ ｖａｌｖｅ 初始时，对于Ｓ１开关，触点ｂ和触点 连通，对 于ｓ２开关，触点２和触点３连通，控制过程如下 １）当ＵｃＤ＝一１２ Ｖ，Ｄ２导通，Ｄｌ截止，形成 Ｄ—Ｄ２一电机Ｍ—ｗ—ｂ—Ｃ的通路。电机正向转 动，直至限位杆触动上限位开关，ｓｌ开关的Ｗ、ｂ切 断，ｗ、ａ连通，电机停转； ２）当ＵｃＩ ＝＋１２ Ｖ，Ｄ１导通，Ｄ２截止，形成 Ｃ—Ｄｌ一电机Ｍ一２—３一Ｄ的通路。电机反向转 动，ｓ１开关的ｗ、ａ切断，ｗ、ｂ连通，直至限位杆触 动下限位开关，Ｓ２开关的２，３切断，２，１连通，电机 停转。 ３排气阀流量研究 ３．１理论分析 通过多年的分析和试验总结，排气阀流量的精 确掌握直接影响平流层飞艇的飞行策略实施，尤其 是多副气囊结构平流层飞艇的飞行控制，因此，精确 掌握排气阀在不同飞艇内压下的排气量对飞艇的飞 行意义重大 ＇Ｈ］。飞艇排气阀可近似为薄壁容器 上简单孔口，其流速的公式可由伯努利方程获得： ＝ √２ ㈩ 式（１）中 为排气阀排出气体的流速；ｋ为孔口流 量系数；△Ｐ为飞艇气囊内外压差；ｐ为飞艇气囊内 气体密度。 ４期 何小辉，等：基于电动控制平流层飞艇排气阀设计与研究 ２８９ Ｑ： Ａ （２） 式（２）中Ｑ为排气阀排气流量；Ａ为排气阀排气 面积。 ３．２地面测定试验 对于薄壁容器，孔口流量系数ｋ理论取值０．６１ ～０．６３，为了验证飞艇排气阀的实际流量系数是否 和理论一致，实施了排气阀流量地面测定试验。排 气阀流量系数计算公式如下 ＾ １．６７３ ３（￣／ １一ｊａｐ２）（Ｖ＋△ ），¨ ｎ一 一 Ｊ／ ｔＣ ｐ 式（３）中ｋ为排气阀流量系数；ａｐ．为初始飞艇内外 压差；ａｐ：为开排气阀一定时间后飞艇内外压差；Ｖ 为试验飞艇的体积；ＡＶ为试验飞艇体积变化量；ｔ 为排气阀开启后，飞艇压差从△ｐ 降至△ｐ 时间；Ｃ 为试验介质中的音速；Ｐ为试验时外界大气压强。 除了ＡＶ外，其余参数均可以直接检测获得， △Ｖ可以通过飞艇超压变形体积公式推导得出 ＡＶ＝ Ｒ （４） Ａ百Ｒ＝ （５） Ｒ Ｓ 即体积变形率为径向变形率的２倍，径向变形 可以通过非接触测量的方式获得，这也是飞艇常用 的测量方式，由此得到ＡＶ。 将排气阀布设于一定体积的试验飞艇上，通过 测量排气阀打开的时间和飞艇的压差变化情况，如 图５所示，当试验飞艇的内外压差为５１０ Ｐａ时，排 气阀打开，开始排气，飞艇压差降低，当试验飞艇的 内外压差降至５０ Ｐａ时，排气阀关闭，选取该排气过 程中所关注的１６个压差值，并记录其所对应的排气 时间，为一组数据，分别进行１１次试验，记录１１组 数据，从图５看出，数据几乎相同，重复性好，可以选 择平均值作为飞艇的压差变化值和对应的排气时 间。根据流量系数计算公式，结合飞艇材料的变形 分析，计算得出排气阀的实际流量系数，进而推导出 排气阀的准确流量。 通过理论分析和试验检测，平流层飞艇排气阀 实际测试流量与理论值十分接近，掌握排气阀在飞 艇不同压差下的排气流量对飞艇上升、平飞、下降过 程中压力调节更有理论依据，为飞行控制策略实施 提供理论基础。 ４飞行试验验证 平流层飞艇飞行试验需要经历３个阶段：爬升、 平飞和下降¨ 。在爬升和平飞阶段，随着飞行高度 和外界大气压强的变化需要开启空气囊排气阀来调 图５排气阀地面检测试验 Ｆｉｇ．５ Ｇｒｏｕｎｄ ｄｅｔｅｃｔ ｔｅｓｔ ｏｆ ｅｘｈａｕｓｔ ｖａｌｖｅ 整飞艇的压力至设定值；下降阶段需要开启氦气囊 排气阀来排氦下降。这３个阶段排气阀均发挥了至 关重要的作用，每个阶段对排气阀都是一次考验，并 且在平流层高度，排气阀需要适应低温低气压环境， 满足飞行控制要求，一旦出现问题，将影响整个飞艇 的运行，是飞行试验成败的关键之一。下图是在 １８～２０ ｋｍ高度，平流层飞艇排气阀验证试验中平 飞阶段调节飞艇内外压差工况记录，如图６所示。 －主囊压差 。排气阀１ ＾排气 ２ ’排气阀 ・排气阀４ 图６ 艇平 阶段排气阀调节压力情况 Ｆｉｇ．６ Ｐｒｅｓｓｕｒｅ ｃｏｎｔｒｏｌ ｉｎ ｌｅｖｅｌ ｆｌｉｇｈｔ ｐｅｒｉｏｄ ｏｆ ａｉｒｓｈｉｐ 由图６可以看出，在排气阀开启的情况下，飞艇 内外压差持续下降，直至达到控制预设值，阀门关 闭。排气阀完全按照飞行控制要求自动开启和关 闭，开启时间以及调节压差范围和预设值完全吻合。 通过平流层飞艇飞行试验，证实排气阀可以长时间 在平流层高度运行，适应平流层环境需求，响应快、 可靠性高、压力调节可控，满足平流层飞艇各个阶段 试验要求。 ５结论 排气阀是平流层飞艇压力调节的核心部件，其 性能直接影响整个飞艇平台的安全运行，介绍了一 ２９０ 科学技术与工程 ｌ５卷 种用于平流层飞艇的电动控制排气阀，论述了排气 阀的设计要求、结构特点、控制原理以及流量测定， Ｇｕｏ Ｊｉａｎｇｕｏ，Ｚｈｏｕ Ｊｕｎ．Ｒｅｖｉｅｗ ｏｆ ｔｈｅ ｃｏｎｔｒｏｌ ｏｆ ｌｏｗ ｄｙｎａｍｉｃ ｖｅｈｉ— ｃｌｅｓ ｉｎ ｎｅａｒ ｓｐａｃｅ．Ａｃｔａ Ａｅｒｏｎａｕｔｉｃａ ｅｔ Ａｓｔｒｏｎａｕｔｉｃａ Ｓｉｎｉｃａ，２０１４；３５ 并通过平流层飞艇排气阀验证试验对其性能进行了 试验验证。该阀门结构优、重量轻、行程可调可控、 限位响应快、灵活性好、控制精度高，能够及时准确 的反馈阀门的开关状态，解决平流层飞艇压力控制 难题，具有一定的理论研究意义和广泛的实际应用 前景，不仅限用于平流层飞艇领域，在其他浮空器领 （２）：３２０－－３３１ ９吴莘馨，彭木彰．ＨＴＲ一１０氦气阀门设计要求．清华大学学报（自 然科学版），１９９８；３８（５）：８４—８７ Ｗｕ Ｓｈｅｎｘｉｎ，Ｐｅｎｇ Ｍｕｚｈａｎｇ．Ｄｅｓｉｇｎ ｒｅｑｕｉｒｅｍｅｎｔｓ ｏｆ ＨＴＲ—ｔＯ ｈｅｌｉｕｍ ｖａｌｖｅｓ．Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ｔｓｉｎｇｈｕａ Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ（Ｓｃｉ＆Ｔｅｃｈ），１９９８；３８（５）： ８４—＿８７ １０吴大转，刘巧玲，赖周年．微型自动排气阀的工作机理与排气特 性．排灌机械工程学报，２０１３；３１（７）：５９２－－５９７ Ｗｕ Ｄａｚｈｕａｎ，Ｌｉｕ Ｑｉａｏｌｉｎｇ，Ｌａｉ Ｚｈｏｕｎｉａｎ．Ｗｏｒｋｉｎｇ ｍｅｃｈａｎｉｓｍ ａｎｄ ｅｘｈａｕｓｔｉｎｇ ｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓ ｏｆ ｍｉｎｉ－ｅｘｈａｕｓｔ ｖａｌｖｅ．Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ｄｒａｉｎａｇｅ 域同样适用。 参考文献 ａｎｄ Ｉｒｒｉｇａｔｉｏｎ Ｍａｃｈｉｎｅｒｙ Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，２０１３；３１（７）：５９２—－５９７ １ Ｇｒｉｆｉｎ Ｄ Ｋ，Ｐｅｒｒｏｔｔａ Ｇ．Ｆｅａｓｉｂｉｌｉｔｙ ｓｔｕｄｙ ｏｆ ｔｈｅ ｇｅｏｓｔａｔｉｏｎａｒｙ ｓｔｒａｔｏ－ ｓｐｈｅｒｉｃ ｌｉｇｈｔ－ｔｈａｎ－ａｉｒ ｐｌａｔｆｏｒｍ．ＡＩＡＡ－２０１３－２３０５，２０１３ ２ Ｍａｓａｈｉｋｏ Ｏ．Ｄｅｓｉｇｎ ａｎｄ ａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎｓ ｏｆ ａ ｓｔｒａｔｏｓｐｈｅｒｉｃ ｌｏｎｇ ｅｎｄｕｒ－ ｌ１ 闻邦椿．机械设计手册．北京：机械工业出版社，２０１３：２２０－－２３０ Ｗｅｎ Ｂａｎｇｅｈｕｎ．Ｍｅｃｈａｎｉｃａｌ Ｄｅｓｉｇｎ Ｈａｎｄｂｏｏｋ．Ｂｅｉｊｉｎｇ：Ｃｈｉｎａ Ｍａ— ｃｈｉｎｅ Ｐｒｅｓｓ，２０１３：２２０—＿２３Ｏ ａｎｃｅ ＩＪＴＡ ｐｌａｔｆｏｒｍ．ＡＩＡＡ－２０１ １－５２６６．２０１ １ ｌ２邱关源．现代电路理论．北京：高等教育出版社，２０１４：６８—７５ Ｑｉｕ Ｇｕａｎｙｕａｎ．Ｍｏｄｅｍ Ｃｉｒｃｕｉｔ Ｔｈｅｏｒｙ．Ｂｅｉｊｉｎｇ：Ｈｉｇｈｅｒ Ｅｄｕｃａｔｉｏｎ Ｐｒｅｓｓ，２０１４：６８－－７５ ３ Ｋｈｏｕｒｙ Ｇ Ａ，Ｇｉｌｌｅｔｔ Ｊ Ｄ．Ａｉｒｓｈｉｐ ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ．Ｌｏｎｄｏｎ：Ｃａｍｂｒｉｄｇｅ Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ Ｐｒｅｓｓ，２０１３：２０—＿３０ ４ Ｄｏｎｇ—Ｍｉｎ Ｋｉｍ．Ｋｏｒｅａ ｓｔｒａｔｏｓｐｈｅｒｉｃ ａｉｒｓｈｉｐ ｐｒｏｇｒａｍ ａｎｄ ｃｕｒｒｅｎｔ ｒｅ－ ｓｕｈｓ．ＡＩＡＡ－２００３－６７８２，２００３ １３李楷，李红刚．浮空飞行器压力调节控制系统工程研究．工程 设计学报，２００９；１６（５）：３４４—３４８ Ｌｉ Ｋａｉ，Ｌｉ Ｈｏｎｇｇａｎｇ．Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ ｒｅｓｅａｒｃｈ ｏｎ ａｅｒｏｓｔａｔ ｐｒｅｓｓｕｒｅ ｃｏｎ— ｔｒｏｌ ｓｙｓｔｅｍ．Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ Ｄｅｓｉｇｎ，２００９；１６（５）：３４４－－３４８ ５ Ｓｃｈｍｉｄｔ Ｄ Ｋ．Ｍｏｄｅｌｉｎｇ ａｎｄ ｎｅａｒ—ｓｐａｃｅ ｓｔａｔｉｏｎ ｋｅｅｐｉｎｇ ｃｏｎｔｏｌｒ ｏｆ ａ ｌａｒｇｅ ｈｉｇｈ—ａｌｔｉｔｕｄｅ ａｉｒｓｈｉｐ．Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ｇｕｉｄａｎｃｅ，Ｃｏｎｔｒｏｌ，ａｎｄ Ｄｙ— ｎａｍｉｃｓ，２００７；３Ｏ（２）：５４０－－５４７ ６ Ｙｏｓｈｉｋａｚｕ Ｉｎａｍｏｔｏ，Ｋａｔｓｕｙａ Ｓａｉｔｏ，Ｋｏｕｉｃｈｉ Ｓｈｉｂａｓａｋｉ．Ｆｌｉｇｈｔ ｃｏｎｔｒｏｌ ｔｅｓｔｉｎｇ ｆｏｒ ｔｈｅ ｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔ ｏｆ ｓｔｒａｔｏｓｐｈｅｒｉｃ ｐｌａｔｆｏｒｍ ａｉｓｈｉｒｐｓ．ＡＩＡＡ一 ２００３－６７９９，２００３ １４高海健，陈务军，付功义．平流层验证飞艇结构体系比较研究． 宇航学报，２０１１；３２（４）：７ｌ３—７２０ Ｇａｏ Ｈａｉｊｉａｎ，Ｃｈｅｎ Ｗｕｊｕｎ，Ｆｕ Ｇｏｎｇｙｉ．Ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎ ｉｎｖｅｓｔｉｇａｔｉｏｎ ｆｏｒ ａｒｃｈｉｔｅｃｔｕｒｅ ｏｆ ｓｔｒａｔｏｓｐｈｅｒｉｃ ｄｅｍｏｎｓｔｒａｔｉｏｎ ａｉｒｓｈｉｐ．Ｊｏｕｍａｌ ｏｆ Ａｓｔｅ—ｒ ７钟华飞，屈卫东．飞艇压力控制系统的算法设计与仿真．微计算 机信息，２００８；２４（３４）：３—－５ Ｚｈｏｎｇ Ｈｕａｆｅｉ，Ｑｕ Ｗｅｉｄｏｎｇ．Ｔｈｅ ａｒｉｔｈｍｅｔｉｃ ｄｅｓｉｇｎ ａｎｄ ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ ｏｆ ａｉｓｈｉｒｐ ｐｒｅｓｓｕｒｅ ｃｏｎｔｒｏｌ ｓｙｓｔｅｍ．Ｃｏｎｔｒｏｌ＆Ａｕｔｏｍａｔｉｏｎ，２００８；２４ ｎａｕｔｉｃｓ，２０１ｌ；３２（４）：７１３—７２０ ｌ５ 张礼学，王中伟．平流层飞艇环境适应性评价模型．航空学报， ２０１３：３４（４）：７１９—７２６ Ｚｈａｎｇ Ｌｉｘｕｅ，Ｗａｎｇ Ｚｈｏｎｇｗｅｉ．Ｅｎｖｉｒｏｎｍｅｎｔｌ ａｄａｐｔａａｂｉｌｉｔｙ ｅｖａｌｕａ— ｔｉｏｎ ｍｏｄｅｌ ｆｏｒ ｓｔｒａｔｏｓｐｈｅｒｉｃ ａｉｒｓｈｉｐ．Ａｃｔａ Ａｅｒｏｎａｕｔｉｃａ ｅｔ Ａｓｔｒｏｎａｎｆｉｃａ （３４）：３—５ ８郭建国，周军．临近空间低动态飞行器控制研究综述．航空学 Ｓｉｎｉｃａ，２０１３；３４（４）：７１９—－７２６ 报，２０１４；３５（２）：３２Ｏ一３３１ Ｄｅｓｉｇｎ ａｎｄ Ｒｅｓｅａｒｃｈ ｏｆ Ｅｘｈａｕｓｔ Ｖａｌｖｅ ｆｏｒ Ｓｔｒａｔｏｓｐｈｅｒｉｃ Ａｉｒｓｈｉｐ Ｂａｓｅｄ－ｏｎ Ｅｌｅｃｔｒｏｎｉｃ Ｃｏｎｔｒｏｌ ＨＥ Ｘｉａｏ—ｈｕｉ，ＷＡＮＧ Ｌｉ—ｘｉａｎｇ （Ａｃａｄｅｍｙ ｏｆ Ｏｐｔｏｅｌｅｃｔｒｏｎｉｃｓ，Ｃｈｉｎｅｓｅ Ａｃａｄｅｍｙ ｏｆ Ｓｃｉｅｎｃｅ，Ｂｅｉｊｉｎｇ １０００９４，Ｐ．Ｒ．Ｃｈｉｎａ） ［Ａｂｓｔｒａｃｔ］ Ｅｘｈａｕｓｔ ｖａｌｖｅ ｉｓ ｔｈｅ ｋｅｙ ｃｏｍｐｏｎｅｎｔ ｏｆ ｐｒｅｓｓｕｒｅ ｃｏｎｔｒｏｌ ｓｙｓｔｅｍ ｆｏｒ ｓｔｒａｔｏｓｐｈｅｒｉｃ ａｉｒｓｈｉｐ；ｉｔｓ ｐｅｒｆｏｒｍ— ａｎｃｅ ｄｉｒｅｃｔｌｙ ａｆｆｅｃｔｓ ｔｈｅ ｓａｆｅ ｏｐｅｒａｔｉｏｎ ｏｆ ａｉｒｓｈｉｐ．Ｏｎ ｔｈｅ ｂａｓｉｓ ｏｆ ａｎａｌｙｚｉｎｇ ｔｒａｄｉｔｉｏｎａｌ ｅｘｈａｕｓｔ ｖａｌｖｅ ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，ａ ｎｅｗ ｓｃｈｅｍｅ ｏｆ ｓｔｒａｔｏｓｐｈｅｒｉｃ ａｉｒｓｈｉｐ ｅｘｈａｕｓｔ ｖａｌｖｅ ｂａｓｅｄ—ｏｎ ｅｌｅｃｔｒｏｎｉｃ ｃｏｎｔｒｏｌ ｗａｓ ｇｉｖｅｎ．Ｔｈｅ ｄｅｓｉｇｎ ｒｅｑｕｉｒｅｍｅｎｔ， ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ ｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃ ａｎｄ ｃｏｎｔｒｏｌ ｐｒｉｎｃｉｐｌｅ ａｒｅ ｉｎｔｒｏｄｕｃｅｄ．Ｔｈｅ ｆｌｕｉｄ ｍｅｃｈａｎｉｃｓ ｐｒｉｎｃｉｐｌｅ ｉｓ ｅｍｐｌｏｙｅｄ ａｎｄ ｃｏｍｂｉ— ｎｉｎｇ ｗｉｔｈ ｔｈｅ ｇｒｏｕｎｄ ｄｅｔｅｃｔｉｏｎ ｔｅｓｔ，ｔｈｅ ａｃｔｕａｌ ｆｌｏｗ ｏｆ ｅｘｈａｕｓｔ ｖａｌｖｅ ｗａｓ ａｎａｌｙｚｅｄ．Ｔｈｅ ｓｔｒａｔｏｓｐｈｅｒｉｃ ａｉｒｓｈｉｐ ｆｌｉｇｈｔ ｔｅｓｔ ｉｓ ｕｓｅｄ ｔｏ ｖａｌｉｄａｔｅ ｔｈｅ ｆｅａｓｉｂｉｌｉｔｙ ｏｆ ｔｈｅ ｎｅｗ ｓｃｈｅｍｅ．Ｒｅｓｕｌｔｓ ｓｈｏｗ ｔｈａｔ ｔｈｅ ｎｅｗ ｅｘｈａｕｓｔ ｖａｌｖｅ ｉｓ ｒｅａｓｏｎａｂｌｅ ａｎｄ ｒｅｌｉａｂｌｅ，ｗｈｉｃｈ ｐｒｏｖｉｄｅｓ ｔｅｃｈｎｉｃａｌ ｓｕｐｐｏｒｔ ｆｏｒ ｓｔｒａｔｏｓｐｈｅｒｉｃ ａｉｒｓｈｉｐ ｉｎ ｌｏｎｇ ｔｉｍｅ ｆｌｉｇｈｔ ａｎｄ ｐｒｅｓｓｕｒｅ ｃｏｎｔｒｏ１． ［Ｋｅｙ ｗｏｒｄｓ］ ｓｔｒａｔｏｓｐｈｅｒｉｃ ａｉｒｓｈｉｐ ｅｘｈａｕｓｔ ｖａｌｖｅ ｅｌｅｃｔｒｏｎｉｃ ｃｏｎｔｒｏｌ ｌｆｕｉｄ ｍｅｃｈａｎｉｃｓ ｌｆｉｇｈｔ ｔｅｓｔ
