1) Jamming test of duct
进气道干扰试验
2) Inlet test
进气道试验
3) Interference test
干扰试验
1.
The feasibility study is validated for examination of bacterial endotoxin in amino acids for injection by tachypleus amebocyte lysate(TAL) interference test.
通过鲎试剂的干扰试验,研究注射用氨基酸原料中细菌内毒素检查法的可行性。
2.
By a series of tests,such as tachypleus amebocyte lysate check,trial test,interference test and samples check,the result shows that the present method is feasible for the bacterial endotoxin test of cisplatin.
mL-1之间,通过鲎试剂灵敏度复核、预试验、干扰试验和供试品的细菌内毒素检查,结果证明此方法检查顺铂原料药的细菌内毒素可行。
3.
Methods Tachypleus amebocyte lysate from two manufacturers was used to investigated the interference test of three batches of enoxacin gluconate injection.
方法按中国药典2005年版二部附录细菌内毒素检查法,采用2个厂家的鲎试剂对3批葡萄糖酸依诺沙星注射液进行干扰试验。
4) interfering test
干扰试验
1.
METHODS By interfering test,to study the inhibitive action of Vitamin B_6 Injection in bacterial endotoxin test.
方法用不同厂家的鲎试剂对不同批号的维生素B6注射液分别进行干扰试验,考察确立维生素B6注射液中细菌内毒素检测法。
2.
Methods:By interfering test,the inhibitive action of danqi in bacterial endotoxin test were studied.
方法:用不同厂家的鲎试剂对不同批号的丹芪注射液分别进行干扰试验,考察丹芪注射液细菌内毒素检测法。
3.
Methods: The interfering test for Herbe Houttuyniae Injection was carried out.
方法 :对鱼腥草注射液进行干扰试验。
6) interferential test
干扰试验
1.
Methods Tachypleus arnebocyte lysate(TAL)from different manufacturers was used to conduct the interferential test of products with different batch number.
方法用不同厂家的鲎试剂(TAL)对不同批号的产品分别进行干扰试验,考察确立氟康唑氯化钠注射液的细菌内毒素检查法。
2.
To study the interferential test of bovin e serum using tachypleus amebocyte lysate (TAL) with different factories,differe nt batch numbers and different sensitivities.
方法采用不同厂家生产的不同批号、不同灵敏度的鲎试剂进行干扰试验,按2005年版《中华人民共和国药典(三部)》附录收载的细菌内毒素凝胶限量检查法进行试验。
3.
Methods Tachypleus arneboeyte lysate from different manufacturers was used to conduct the interferential test in products of different batch number.
方法用不同厂家的鲎试剂对不同批号的样品分别进行干扰试验,建立乳酸左氧氟沙星氯化钠注射液的细菌内毒素检查法。
补充资料：进气道
空气喷气发动机所需空气的进口和通道。进气道不仅供给发动机一定流量的空气，而且进气流场要保证压气机和燃烧室正常工作。涡轮喷气发动机压气机进口流速的马赫数约为0.4,对流场的不均匀性有严格限制。在飞行中，进气道要实现高速气流的减速增压，将气流的动能转变为压力能。随着飞行速度的增加，进气道的增压作用越来越大，在超音速飞行时的增压作用可大大超过压气机，所以超音速飞机进气道对提高飞行性能有重要的作用。现代飞机的特点是飞行速度和高度变化范围大。歼击机还要经常在大迎角、大侧滑角状态下飞行。在一切飞行状态下进气道都应保证：发动机所需要的空气流量；能量损失小;流场均匀稳定;外部阻力低。高速状态性能好的进气道一般来说低速性能则要差一些，这在超音速飞机上尤其突出。在大迎角下进气道的性能显著恶化，流场不均匀性增大，以致引起进气道和发动机工作不稳定。此外，进口处的流场还要受到飞机其他部分，如机身、机翼的影响。进气道所占容积较大，对飞机的外形、内部安排以及其他部件的工作也有影响。
亚音速进气道 进气口前缘较为钝圆，以避免低速起飞时进口处气流分离。内部通道多为扩散形。在最大速度或巡航状态下，进入气流的减速增压过程大部分在进口外面完成，通道内的流体损失不大，因而有较高的效率。亚音速进气道在超音速工作时，进气口前会产生脱体正激波，超音速气流经过正激波减为亚音速，这时能量损失增大（激波损失）。激波前速度越大，损失也越大。但是，亚音速进气道构造简单、重量轻，在马赫数为1.6以下的低超音速飞机上也广为采用。
超音速进气道 超音速进气道通过多个较弱的斜激波实现超音速气流的减速。超音速进气道分为外压式、内压式和混合式三类（图1 ）。①外压式进气道：在进口前装有中心锥或斜板，以形成斜激波减速,降低进口正激波的强度,从而提高进气减速增压的效率。外压式进气道的超音速减速全部在进气口外完成，进气口内通道基本上是亚音速扩散段。按进气口前形成激波的数目不同又有2波系、3波系和多波系之分。外压式进气道的缺点是阻力大;②内压式进气道:为收缩扩散形管道，超音速气流的减速增压全在进口以内实现。设计状态下,气流在收缩段内不断减速至喉部恰为音速,在扩散段内继续减到低亚音速。内压式进气道效率高、阻力小，但非设计状态性能不好，起动困难，在飞机上未见采用；③混合式进气道：是内外压式的折衷。
进气口的位置 进气道按其在飞机上的位置不同大体上分为正面进气和非正面进气（图2 ）。①正面进气：进气口位于机身或发动机短舱头部,进气口前流场不受干扰,其优点是构造简单。机身头部正面进气口的最大缺点是机身头部不便于放置雷达天线，同时进气道管也太长；②非正面进气：包括两侧进气、翼根进气、腹部进气和翼下进气。它们在不同程度上克服了机头正面进气的缺点。在非正面进气方案中须防止进气口前面贴近机身或机翼表面的一层不均匀气流（附面层）进入进气道。为此，进气口与机身或机翼表面要隔开一定距离，并设计一定的通道把附面层抽吸掉，这相应地会增加一些阻力。腹部和翼下进气充分利用了机身或机翼的有利遮蔽作用，能减小进气口处的流速和迎角，从而改善进气道的工作条件。
可调进气道 在超音速条件下，不可调进气道只在设计状态下能与发动机协调工作，这时进气道处于最佳临界状态。在非设计状态下,譬如改变飞行速度,进气道与发动机的工作可能不协调。当发动机需要空气量超过进气道通过能力时，进气道处于低效率的超临界状态。当发动机需要空气量低于进气道通过能力时，进气道将处于亚临界溢流状态。过分的亚临界状态使阻力增加，并引起进气道喘振。为了使进气道在非设计状态下也能与发动机协调工作（即进气道与发动机匹配），提高效能，广泛应用可调进气道。常用的方法是调节喉部面积和斜板角度，使进气道的通过能力与发动机的要求一致。另外，在亚音速扩散通道处设有放气门，将多余的空气放掉，不使进气道处于亚临界溢流状态。同时，为了解决起飞状态进气口面积过小的问题，还设置有在低速能被吸开的辅助进气口。
亚音速进气道 进气口前缘较为钝圆，以避免低速起飞时进口处气流分离。内部通道多为扩散形。在最大速度或巡航状态下，进入气流的减速增压过程大部分在进口外面完成，通道内的流体损失不大，因而有较高的效率。亚音速进气道在超音速工作时，进气口前会产生脱体正激波，超音速气流经过正激波减为亚音速，这时能量损失增大（激波损失）。激波前速度越大，损失也越大。但是，亚音速进气道构造简单、重量轻，在马赫数为1.6以下的低超音速飞机上也广为采用。
超音速进气道 超音速进气道通过多个较弱的斜激波实现超音速气流的减速。超音速进气道分为外压式、内压式和混合式三类（图1 ）。①外压式进气道：在进口前装有中心锥或斜板，以形成斜激波减速,降低进口正激波的强度,从而提高进气减速增压的效率。外压式进气道的超音速减速全部在进气口外完成，进气口内通道基本上是亚音速扩散段。按进气口前形成激波的数目不同又有2波系、3波系和多波系之分。外压式进气道的缺点是阻力大;②内压式进气道:为收缩扩散形管道，超音速气流的减速增压全在进口以内实现。设计状态下,气流在收缩段内不断减速至喉部恰为音速,在扩散段内继续减到低亚音速。内压式进气道效率高、阻力小，但非设计状态性能不好，起动困难，在飞机上未见采用；③混合式进气道：是内外压式的折衷。
进气口的位置 进气道按其在飞机上的位置不同大体上分为正面进气和非正面进气（图2 ）。①正面进气：进气口位于机身或发动机短舱头部,进气口前流场不受干扰,其优点是构造简单。机身头部正面进气口的最大缺点是机身头部不便于放置雷达天线，同时进气道管也太长；②非正面进气：包括两侧进气、翼根进气、腹部进气和翼下进气。它们在不同程度上克服了机头正面进气的缺点。在非正面进气方案中须防止进气口前面贴近机身或机翼表面的一层不均匀气流（附面层）进入进气道。为此，进气口与机身或机翼表面要隔开一定距离，并设计一定的通道把附面层抽吸掉，这相应地会增加一些阻力。腹部和翼下进气充分利用了机身或机翼的有利遮蔽作用，能减小进气口处的流速和迎角，从而改善进气道的工作条件。
可调进气道 在超音速条件下，不可调进气道只在设计状态下能与发动机协调工作，这时进气道处于最佳临界状态。在非设计状态下,譬如改变飞行速度,进气道与发动机的工作可能不协调。当发动机需要空气量超过进气道通过能力时，进气道处于低效率的超临界状态。当发动机需要空气量低于进气道通过能力时，进气道将处于亚临界溢流状态。过分的亚临界状态使阻力增加，并引起进气道喘振。为了使进气道在非设计状态下也能与发动机协调工作（即进气道与发动机匹配），提高效能，广泛应用可调进气道。常用的方法是调节喉部面积和斜板角度，使进气道的通过能力与发动机的要求一致。另外，在亚音速扩散通道处设有放气门，将多余的空气放掉，不使进气道处于亚临界溢流状态。同时，为了解决起飞状态进气口面积过小的问题，还设置有在低速能被吸开的辅助进气口。
说明：补充资料仅用于学习参考，请勿用于其它任何用途。
参考词条