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World File Search System热气流
实用机载防撞系统的碰撞检测算法
本论文旨在解决上述出现的困难。虽然飞行员永远不应该停止关注周围环境，但该算法旨在检测危险，以防万一。这是通过使用 GPS 数据跟踪飞机的飞行并估计其可能的未来轨迹，然后与其他飞机交换和比较这些轨迹以找到潜在的碰撞路线来实现的。由于该问题尤其出现在热气流附近，因此热检测是使该算法有别于 FLARM [ 1 ] 等成熟技术的核心要素。热气流在飞行中被识别并在飞机之间在线传输，以最大限度地提高生成的预测的准确性。利用这一优势，可以更可靠地预测潜在的碰撞。
电动汽车电池组中的 BISCO 通风技术公告
热失控预防和延迟是电池组制造商在设计电池组时必须考虑的主要因素之一。如果电池组内的某个锂离子电池单元因穿孔、过度充电或制造缺陷而受损，它将释放气体和热量，损坏其他电池单元并可能导致热事件的连锁反应。一旦发生热失控事件，电池组内的压力会急剧增加，同时会有大量热气流从电池组中喷出。在电池组配置中加入通风口可以确保释放压力，防止电池爆炸。在发生灾难性故障的情况下，设计一条既定的热气排气路径可确保喷出的气体远离其他电池单元，最重要的是，远离客舱。
F900 系列风速和空气温度传感器
温度补偿范围：15-35°C (60-95°F)：测量范围：0-70°C (32-158°F) 准确度：读数的 ±5% 或 ±0.05m/s (10fpm) 测量准确度 1：±1°C (1.8°F) 读数的 ±10% 或 ±0.05m/s (10fpm) 分辨率：±0.1°C 重复性：读数的 ±1% 温度补偿范围：F900 是热气流传感器；它对空气密度的变化很敏感，并根据一组标准条件（25°C (77°F)、760mmHg (101.325kPa) 和 0%RH）指示速度。F900 的设计使得当在规定的温度补偿范围内使用时，传感器指示非常接近实际空气速度，并且只需要最小的补偿来考虑气压或高度的变化。相对湿度的变化影响很小，通常可以忽略不计。
PCO-7115-5-1 激光二极管驱动器模块数据表
说明 保修：材料和工艺缺陷保修一年，包括零件和人工。所有规格均在环境温度为 25°C 的自由空气环境中测量。由于电阻器 R1 和 R2 会产生约 3.7 W 的不必要的最坏情况热源，因此我们建议使用至少 17.66 CFM 的气流源对 PC 板进行空气冷却。排气理想情况下应位于 R1 和 R2 后面，以便热气流直接排出，而不会穿过模块。当以高于 3 A 的频率运行且频率大于 600 kHz 时，以及/或者当此模块在可能积聚热量的密闭区域中运行时，尤其建议使用这种额外的冷却。通常，用户应留出 15 分钟的预热时间以获得更稳定的输出。通过添加如上所述的气流冷却源可以大大提高稳定性。所有电气测量均在驱动短路负载时通过电流监视器连接进行。规格如有更改，恕不另行通知。
国际应用研究杂志...... - IJRASET
这个词最初仅指鸟类的前肢，但后来扩展到包括昆虫的翅膀（见昆虫翅膀）、蝙蝠、翼龙和飞机。该术语还适用于赛车中用来产生下压力的倒置机翼。机翼的空气动力学质量用升阻比来表示。机翼在给定速度和迎角下产生的升力可以比阻力大 1-2 个数量级。这意味着可以施加明显较小的推力来推动机翼在空中飞行，以获得指定的升力。固定翼飞机，通常称为飞机、飞机或简称飞机，是一种能够利用向前运动飞行的飞机，当机翼在空中移动时会产生升力。飞机包括喷气发动机和螺旋桨驱动的车辆，它们通过推力向前推进，以及无动力飞机（如滑翔机），它们使用热气流或暖气袋来获得升力。固定翼飞机不同于扑翼机，扑翼机的升力由扑翼产生，而旋翼机的机翼则围绕固定桅杆旋转。在英国和英联邦的大部分地区，“飞机”一词
AeroModeller 1956 年 10 月 - RC 书柜
我们相信，S.M.A.K. 在向 F.A.I. 提交有关国际力量和韦克菲尔德规则的最终提案时，会仔细研究这两项比赛的结果列表。尽管克兰菲尔德的条件变化很大，但起飞时的天气几乎完美。风漂移可以忽略不计，热活动几乎为零，晴朗的蓝天是后者条件的明确指示。在平均 14 秒的发动机运转中，参加飞行比赛的选手在这场决定性的比赛中平均成绩为 4:49，这表明在发动机运转 10 秒的情况下，这个数字不会偏离理想的三分钟标记。如果当时有热气流，那么这场飞行比赛很可能由计时员的视力决定，就像去年在芬森一样。我们得知，霍加纳斯的天气几乎令人震惊，而且看起来，再加上五次飞行系统，它成功地阻止了任何人达到他们的最高配额。尽管如此，尽管条件极其恶劣，前三名选手仍然完成了五次最高纪录中的四次。
相位和相位的多色希尔伯特诊断方法
摘要 本研究旨在解决反应射流和火焰的相场和温度场的无扰动诊断的科学和实际问题。以轴对称氢扩散火焰和蜡烛火焰的热气流为例，开发了一种适合于解决问题的方法，该方法基于相位光密度场的希尔伯特多色可视化，测量所研究介质选定区域的温度分布，逐像素处理由摄影矩阵在 RGB 通道中记录的 RAW 图像。可视化的希尔伯特结构携带有关温度场引起的相位光密度扰动的信息。使用阿贝尔变换分析了所研究火焰的轴对称近似中探测光场的相位结构。迭代选择径向温度分布、调整后的贝塞尔曲线，随后计算折射率和相位函数的空间结构。以氢气-空气火焰为例，在与 Gladstone-Dale 色散公式一致的模型中，考虑到混合气体部分光学特性的多样性，对温度场进行了重建。讨论了火焰周围空气扰动对其轴对称性的影响。研究结果可靠性的标准是比较实验中获得的希尔伯特图和从温度场引起的相结构重建的希尔伯特图。关键词 1 火焰的光学诊断、氢气-空气扩散火焰、希尔伯特光学、希尔伯特图
航天飞机主发动机
太空运输系统 HAER No. TX-116 第 248 页 第三部分 航天飞机主发动机 简介 航天飞机主发动机 (SSME) 是世界上第一台也是唯一一台适用于载人航天的完全可重复使用、高性能液体火箭发动机。分级燃烧发动机燃烧 LO2 和 LH2 的混合物将航天器送入太空。ET 为三个 SSME 提供燃料和氧化剂，SSME 在动力飞行的前两分钟与双 SRB 协同工作。发动机从点火到 MECO 总共运行了大约八分半钟，燃烧了超过 160 万磅（约 528,000 加仑）的推进剂。SSME 为航天飞机提供了超过 120 万磅的推力。SSME 分级燃烧循环分两步燃烧燃料。首先，双预燃室燃烧涡轮泵中的大部分氢气和部分氧气，产生高压和有限温度下的富氢气体。热气流推动高压涡轮泵中的涡轮。涡轮废气流入主燃烧室，燃料在这里完全燃烧，产生高压高温的富氢气体。主燃烧室的废气通过喷嘴膨胀产生推力。在海平面，推进剂为每个发动机提供大约 380,000 磅的推力，额定功率水平 (RPL) 或 100% 推力；390,000 磅的标称功率水平 (NPL) 或 104.5% 的 RPL；420,000 磅的全功率水平 (FPL) 或 109% 的 RPL（或在真空中分别约为 470,000 磅、490,000 磅和 512,000 磅）。发动机可在 67% 至 109% RPL 的推力范围内以百分之一的增量进行节流。所有三个主发动机同时收到相同的节流命令。这在升空和初始上升期间提供了高推力水平，但允许在最后的上升阶段降低推力。发动机在上升过程中采用万向节来控制俯仰、偏航和滚转。SSME 的运行温度比当今常用的任何机械系统都要高。点火前，地球上第二冷的液体 LH2 的温度为零下 423 华氏度。点火后，燃烧室温度达到 6,000 华氏度，比铁的沸点还要高。为了满足严酷操作环境的要求，开发了特殊合金，例如 NARloy-Z（Rocketdyne）和 Inconel Alloy 718（Special Metals Corporation）。 1036 后者是一种镍基高温合金，用于大约 1,500 个发动机部件，按重量计算约占 SSME 的 51%。