CY29FCT520導(dǎo)線從小0.31in,外絕緣末端,外層絕緣末端屏蔽層,電纜屏蔽層去除尺寸,外層銅環(huán)后末端,層絕緣末端,外層銅環(huán)后末端屏蔽層,蔽材料導(dǎo)線熱縮管,膠帶末端,內(nèi)側(cè)鋼環(huán)后未,第一層膠帶,第T層膠帶最小lin最大0.06in,鋼環(huán)銅環(huán)修理屏蔽電纜屏蔽層的結(jié)構(gòu).

小長度等于電纜兩側(cè)屏蔽層回折后末端之間的距離;將屏蔽材料套在電纜上,屏蔽材料的末端與電纜屏蔽層回折后的末端對齊。

在電纜兩端套人外側(cè)銅環(huán),確保包住內(nèi)側(cè)鋼環(huán)、回折后的電纜屏蔽層和屏蔽材料末端,外側(cè)銅環(huán)末端距離內(nèi)側(cè)鋼環(huán)末端最多0.06in;選擇壓接工具分別壓接兩側(cè)外側(cè)銅環(huán)。

根據(jù)溫度等級選擇TFE絕緣膠帶,在裝配好屏蔽材料的電纜上纏繞兩層絕緣膠帶,確保膠帶纏繞時最少重疊50%;將熱縮管放置在纏繞好絕緣膠帶的電纜中心,完成熱縮施工任務(wù)。

屏蔽電纜的修理,金屬小環(huán)冷壓接法,金屬小環(huán)冷壓接法如圖6-290所示。

最小lin第二層膠帶回折,小環(huán)后末端屏蔽材料,金屬小環(huán)修理屏蔽電纜的結(jié)構(gòu).

飛機(jī)飛行時,流過機(jī)翼表面各處的氣流速度并不等于飛機(jī)的飛行速度,在正迎角的情況下,流過機(jī)翼上翼面的氣流被加速,在翼型最大厚度點的附近,壓力最低點處(見圖中的B點),流速達(dá)到最大�？紤]空氣的可壓縮性,氣流的流速增加,不但靜壓要下降,溫度和密度也要下降步這樣,在最大速度點處溫度也最低,音速也最小。所以,該點處的局部馬赫數(shù)是流場中最大的。隨著飛機(jī)飛行速度的不斷提高,該點處的局部氣流速度越來越高,局部音速越來越低,局部馬赫數(shù)也越來越大。當(dāng)飛機(jī)飛行速度還沒有達(dá)到飛行高度的音速時,也就是飛行馬赫數(shù)小于1時,該點處的局部氣流速度就可能達(dá)到了該處的局部音速,局部馬赫數(shù)達(dá)到了1,形成了等音速點。此時,飛機(jī)飛行的馬赫數(shù)就叫做臨界馬赫數(shù),飛機(jī)飛行的速度就叫做臨界速度。

比如,飛機(jī)在2000m高空以u=900 km/h的速度飛行。在此高度音速為@=1200 km/h。氣流在機(jī)翼上翼面最大速度點被加速到v局=1150 kn1//h,由于氣流被加速,最大速度點處的音速下降為@局=1150k吼/h。這樣,機(jī)翼翼面上的最大速度已達(dá)到了當(dāng)?shù)氐囊羲賤局/a局=1.0。此時,飛機(jī)飛行的馬赫數(shù)M島臨=900/1200=0.75就是飛機(jī)在該高度上的臨界馬赫數(shù),飛機(jī)的飛行速度900 knl'/h就是飛機(jī)在該高度上的臨界速度。

局部激波和激波分離,當(dāng)飛機(jī)飛行速度達(dá)到臨界速度之后9在機(jī)翼上翼面最大厚度點附近形成了等音速點,在該點的后面機(jī)翼的厚度逐漸減小,相當(dāng)于一個擴(kuò)張形的流管。若飛機(jī)繼續(xù)加速,等音速點的氣流就會沿擴(kuò)張形的流管加速,在機(jī)翼的上翼面形成局部的超音速區(qū),而在超音速區(qū)后面的氣流仍為亞音速氣流。亞音速氣流靜壓較大,對超音速氣流形成反壓,在超音速和亞音速流動之間形成正激波9使超音速氣流通過正激波減速增壓,以突變的形式轉(zhuǎn)變?yōu)閬喴羲贇饬鳌?/span>這個正激波就是局部激波。正如前面所述,氣流通過局部激波,壓力、密度和溫度上升并減速為亞音速氣流,溫度的升高說明氣流的流動受到了激波的阻力。

等音速點局部激波的形成,由于局部激波后面氣流的壓力高于激波前面氣流的壓力,形成了很大的逆壓梯度,引起了附面層的分離,這就叫做激波誘導(dǎo)附面層分離。附面層分離會在機(jī)翼后部生成渦流區(qū),使空氣動力學(xué)和維護(hù)技術(shù).

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