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World File Search System前缘
航空学院！克兰菲尔德
如今，许多军用和民用飞机都普遍采用定制和集成结构来满足强度、刚度、疲劳和适用性。高速、薄型后掠翼军用飞机的出现带来了这种结构形式。由于载荷、刚度和燃料储存要求增加，单翼或双翼梁配置不适用于薄翼飞机。有必要将机翼弯曲材料分布在尽可能多的横截面上，同时考虑到需要提供襟翼、副翼、下垂机头前缘、起落架存放和发动机安装。飞机的这些基本特征不利于由恒定厚度板制成的传统结构材料制成的最佳结构。
AC 20-73A - 飞机防冰
R-2 Hybrid NACA 23012 2D（模拟 72 英寸弦长翼型）模型前缘冰面粗糙度，IPS 激活前。暴露时间包括 3 秒的冰探测器警报和 30 秒的机组激活 IPS。测试是在 14 CFR 第 25 部分附录 C 间歇性最大结冰条件下进行的。 （静态温度 = 14 q F、LWC = 1.95 g/m 3、MVD = 20 微米、喷涂时间 = 33 秒、隧道气流速度 = 195 英里/小时、模型 AOA = 4 q。）（参见参考文献 R1。）R-4
2024 AP 物理 C：电磁学学生样本
3. 一根导线连接到阻值为 R 的电阻器上，形成一个宽度为 L 、长度为 2L 的矩形环路。对环路施加外力，使环路始终以恒定速度沿 +x 方向移动，如图 1 所示。然后，环路进入区域 1，该区域具有大小为 B 的外部均匀磁场，磁场方向为 -:- 方向。区域 1 以 .x • L 和 .x • 2.SL 为边界。环路随后进入区域 2，该区域具有两个外部均匀磁场，每个磁场的幅度为 1F，彼此平行，但方向相反。区域 2 以 .x • 2.SL 和 .x • 3.SL 为边界。点 S 是环路前缘的中点，与区域 2 中分隔两个磁场的水平边界对齐。
ATS605LSG - Allegro MicroSystems
在图 4 中，顶部面板标记为“机械位置”，表示目标齿轮的机械特征和设备方向。底部面板标记为“输出选项 # 1”（-S 变体），显示正向旋转齿轮（齿轮齿从引脚 4 侧传递到引脚 1 侧，图 3）的通道 A 和 B 数字 SPEED 输出信号对应的方波。最终结果是，当齿的前缘（传感器检测到的上升机械边缘）经过传感器表面时，传感器输出从高状态切换到低状态。如果旋转方向反转，使齿轮从引脚 1 侧旋转到引脚 4 侧（图 3），则输出极性反转（即，当检测到上升沿时输出信号变为高，并且齿是离传感器最近的特征）。
抽水蓄能水力机械的最新发展
计算出的压力场还提供了有关空化安全裕度的信息。图 2 显示了与空化安全性直接相关的压力分布，在泵模式下，最大扬程工作点时吸入侧转轮前缘的压力分布，以及最小扬程工作点时压力侧的压力分布。这些是泵模式下空化的关键工作点，可以使用 CFD 进行精确评估。这是河南天池和辽宁清源水力开发过程中的重要工具。由于泵模式下要求扬程范围大，两个项目的最大扬程和最小扬程之比约为 1.18，因此改进了水力设计，以增加泵的运行范围，而不会在转轮叶片处产生空化。
理解战斗机的挑战与需求...
由于隐形技术和现代导弹的发展，未来空战的空战战术将发生重大变化。快速目视交战可以通过高攻角和跨音速下的快速瞬时机动来决定，而射击优势则通过快速导弹交换来确定。在更高的跨音速下，必须掌握受控涡流，以便控制所有三个轴的运动。飞机的平面形状、机翼后掠角和前缘类型必须在整个飞行包线内为这些复杂流动提供共同利益，同时还要考虑特征。通常在侧滑条件下会达到受控飞行极限。在这里，不对称涡流不稳定性会导致不稳定的滚动力矩和不利的偏航。为了突破这些极限，必须深入了解涡流分离、它们的相互作用和分解。设计气动特性的探测需要借助现代流动模拟工具，并在适当的物理理解的基础上进行验证。
双输出差分速度和方向传感器 IC
在图 4 中，顶部面板标记为“机械位置”，表示目标齿轮的机械特征和设备方向。底部面板标记为“输出选项 # 1”（-S 变体），显示正向旋转齿轮（齿轮齿从引脚 4 侧传递到引脚 1 侧，图 3）的通道 A 和 B 数字 SPEED 输出信号对应的方波。最终结果是，当齿的前缘（传感器检测到的上升机械边缘）经过传感器表面时，传感器输出从高状态切换到低状态。如果旋转方向反转，使齿轮从引脚 1 侧旋转到引脚 4 侧（图 3），则输出极性反转（即，当检测到上升沿时输出信号变为高，并且齿是离传感器最近的特征）。
幻影的九条命 II - YF-4E 的故事 #62-12200
YRF-4C 12200 经过进一步修改，成为 F-4E 项目的空气动力学原型机，1967 年 4 月 20 日，官方名称从 YRF-4C 更改为 YF-4E。从 1968 年开始，YF-4E 测试了由铍制成的方向舵，而不是标准铝制方向舵。空军飞行动力学实验室 (AFFDL) 的工程师建议使用铍来减轻重量，因为铍制方向舵比铝制方向舵轻 34.6%。YF-4E 62-12200 于 1968 年 5 月 14 日使用新方向舵进行了首次飞行，并在接下来的 39 个月内进行了 158 次试飞。在测试新方向舵时，空军对飞机进行了改装，以测试“敏捷鹰 IV”计划下的固定前缘机动缝翼，并在安装到 F-4E 机队之前测试了开槽水平尾翼。测试计划结束时，固定翼前缘缝翼被拆除。