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World File Search System零速度
风洞实验程序
c) 计算每个速度下通过四分之一弦点的俯仰力矩与攻角的关系，并将结果显示在表格中。5. a)。以 20、35 和 50 米/秒的空速运行风洞，并在攻角为 0°、4°、8°、12° 和 16° 时获取垂直安装的压力翼尾流中的尾流压力测量值。每次设置数据之前，务必检查机翼和皮托管的零速度压力测量值。您需要测量并校正零速度时压力传感器中的任何偏移。注意：在较小的攻角值（即最多约 8 度）下，可用的耙子可以充分覆盖整个尾流场。但是，在较高的攻角下，耙子可能无法完全覆盖尾流。为了正确测量这些极端值的尾流场，您需要将耙子移到机翼上方和下方。有关最高攻角尾流场测量设置的帮助，请咨询助教、教授或技术员）b) 绘制标准化尾流测量压力分布 q / q ∞ 与三种不同速度下每个攻角的尾流距离的关系。c) 通过对每个攻角和三个速度的尾流压力分布进行积分，用动量法计算翼型的阻力系数。绘制实验中使用的每个流速的阻力系数与攻角的关系，并将此结果与上面第 3 部分计算出的阻力进行比较。确保对两个不同阻力估计值中的任何差异或差异进行评论。6.确定雷诺数对升力、阻力和 1/4 弦俯仰力矩系数的影响。（绘制压力翼测量的升力和俯仰力矩系数，以及尾流测量的阻力系数与所有可用攻角的雷诺数的关系。）
低压IE5同步电动机
许多过程需要准确的速度控制。顾名思义，Synrm是同步电动机，在没有编码器的情况下总是以参考速度运行，几乎没有错误。即使是感应电动机逆变器中最佳的滑动综合系统也永远无法匹配synrm的精度。有时您的应用程序可能需要您以慢速运行电动机，例如以少于40 rpm的速度运行。如果您使用的是Synrm，并且您的驱动器无法提供必要的扭矩，则可能会绊倒。这意味着您可能会在问题调试时停机。ABB驱动器即使没有速度传感器，也可以完全控制速度至零速度。
ED 决定 2012-009-R 附件 II - EASA
(2) 起飞循环：50 个起飞循环应真实模拟跑道运行期间轮胎的性能，以适应最关键的起飞重量和速度组合以及飞机重心位置。在确定上述最关键组合时，请务必考虑高场高海拔运行和高环境温度（如适用）导致的速度增加。指定与轮胎测试范围相对应的适当负载-速度-时间数据或参数。图 1、2 和 3 是测试的图形表示。从零速度开始，将轮胎靠在测力计飞轮上。测试循环必须模拟图 1 或 2（适用于速度等级）或图 3 中所示的曲线之一。
对导航级 RLG SIMU 类型 iNAV-RQH 的调查
本研究介绍了使用我们的环形激光陀螺仪 ( RLG ) 导航级捷联惯性测量单元 ( SIMU ) 类型 iNAV-RQH 进行的特性和一些评估实验结果，精度为 1 nmi/h。在简要介绍 SIMU 的主要特征后，给出了惯性传感器构造原理和误差模型的描述。为了评估我们的捷联 IMU，我们设计了实验室和现场测试，在中等精度转盘和汽车导航任务框架内进行，使用 DGPS（差分 GPS）参考解决方案（在我们的案例中，是一种即时 ( OTF ) 运动学 DGPS 解决方案，在整数秒的常规时期提供精确的位置参考）。使用专用软件 Kingspad 获得后处理的 3-D 惯性或集成 GPS/INS 解决方案。还介绍了噪声和误差分析，以及实验室和现场测试的具体结果。位置精度在亚 dm 域内（与 cm 精度 DGPS 参考轨迹的差异，1-σ 相对误差约为 1 cm），驱动轨迹周长分别为数百米。加速度误差在 mGal 域内（经过约 60…100 秒的适当过滤后），姿态误差在角秒范围内，iMAR 的 RLG SIMU 类型 iNAV-RQH 被认为完全适合精确导航、测量和精确重力测定。[Dorobantu et al., 2004] 中已经给出了一些初步结果，目前的扩展形式包括传感器技术和误差模型的更多内部内容，以及使用 ZUPT s（惯性导航系统零速度更新）的室内 INS 导航实验。附录中介绍了补充实验，如静态倾斜、阻尼测试或 SIMU 的静态评估，以及对 ISA（惯性传感器组件）的更多了解，或从已注册的 SIMU 数据直接推导大地测量参数。
霍金辐射的洛伦兹不变方法
到自由落体进入黑洞的质量的辐射[6-9]）。同样，一个永恒的均匀加速边界（移动的镜子）显然不会向无穷远处的观察者发射能量，例如[10]。对于永恒均匀加速的微妙之处和非直观行为，目前尚未达成共识（有关选择真空态之间区别的可能理由，请参阅[11]）。另一个非常有趣的方面[12]是渐近静态镜子保持幺正性和信息[13]。我们探索了一个融合均匀加速和零加速度这两种状态的模型，并直观地表明该系统可以在较长时间内以恒定功率辐射粒子。该系统不仅会保存信息，还会发射热能，守恒总辐射能量，并发射有限的总粒子，而不会发生红外发散。这个模型可以模拟黑洞完全蒸发。相关的探索并非史无前例。黑洞蒸发具有相近的加速类似物[14]，包括移动镜像模型[4,15]。渐近无限加速轨迹[16]，如史瓦西黑洞、雷斯纳-诺德斯特伦黑洞和克尔黑洞的加速边界对应关系[17-19]，演化为永恒热平衡解[20]。渐近有限加速(渐近均匀加速)对应于极值黑洞[21-24]，而渐近恒定速度(零加速度)可以提供描述黑洞残余模型(例如[25-31])的信息保留准热解。最近，人们特别关注以渐近零速度镜为特征的幺正完全黑洞蒸发模型（例如 [ 32 – 38 ]）。纠缠熵 [ 39 ] 以及信息直接与镜轨迹相关 [ 40 ]。然而，远处的观察者探测到的是辐射功率，而不是熵。我们通过均匀加速的模拟情况研究了完全黑洞蒸发中这两者之间的联系。
在混乱的海洋环境中用于多USV采样任务的不间断路径计划系统
摘要 - 本文提出了一个不间断的无碰撞路径计划系统，可在海洋采样任务中促进多个无人地面车辆（USV）的操作性。根据新型B-Spline数据框和粒子群优化（PSO）基于基于的求解器引擎的集成，开发了所提出的不间断的路径计划系统。新的B-Spline数据框架结构提供了候选点的智能采样，而无需完全停止完成采样任务。这使USV可以平稳地环绕该区域，同时校正朝着下一个位置的朝向角度，并防止车辆朝向的急剧变化。然后，优化引擎为多个USV生成了最佳，平滑和约束意识的路径曲线，以从开始点到会议点进行采样任务。生成的路径在车辆的速度轮廓上结合了可控性，以防止经历零速度和频繁停止/开始切换控制器。为了实现优化程序的更快收敛，提出了合适的搜索空间分解方案。进行了模拟逼真的海洋采样任务的广泛模拟研究，以检查拟议的路径计划系统的可行性和有效性。这封装了建模在班达海中印尼群岛的现实海事环境，包括海浪，障碍和无飞行区域，并引入了几个性能指数，以基于路径计划系统的性能进行基准测试。此过程伴随着对拟议的路径计划系统进行的比较研究，并具有众所周知的最先进的片段，快速探索随机树（RRT）和基于差异进化的路径计划算法。模拟的结果证实了对不间断的海洋采样任务的拟议路径计划系统的适用性和鲁棒性。
轻盈飘逸：相对论量子加速辐射的简单解决方案
动态卡西米尔效应 (DCE) [1-4] 是一种著名的多学科现象，在量子场、原子物理、凝聚态和纳米技术应用，甚至天体物理学、宇宙学和引力等许多物理学领域都发挥着重要作用。DCE 的影响范围如此广泛，是因为它和盎鲁效应 [5] 一样，源于物理系统固有的量化场零点涨落。著名的理论研究 [6-8] 促成了实验（第一个是 [9]），这些实验成功验证了 DCE 的存在（见此处的教学概述：[10]）。DCE 的量子加速辐射与霍金效应 [11] 有着密切的联系，可能为引力和加速度之间的量子关系提供实验数据。研究有限能量产生的加速辐射在物理上具有很好的动机。例如，在黑洞蒸发的情况下，这是一个明显的迹象，表明演化已经完成，高能辐射已经停止，能量守恒得到维持。对于平坦 (1+1) 维时空中的一个完全反射边界点，DeWitt-Davies-Fulling 的正则移动镜像模型 [ 2 – 4 ] 可以得到简单的有限能量总产生解（例如，40 年前 Walker-Davies 的解首次得出了有限能量的产生 [ 12 ]）。最近，人们发现了几个有限能量镜像解，它们与强引力系统有着密切的联系。这些引力模拟模型被称为加速边界对应 (ABC)。无限能量 ABC 解对应于最著名的时空，例如 Schwarzschild [ 13 ]、Reissner-Nordström (RN) [ 14 ]、Kerr [ 15 ] 和 de Sitter [ 16 ]。有限能量 ABC 解紧密刻画了众所周知的有趣弯曲时空终态，包括极值黑洞（渐近均匀加速镜 [ 15 , 17 – 20 ]）、黑洞残余（渐近恒速镜 [ 21 – 26 ]）和完全黑洞蒸发（渐近零速度镜 [ 12 , 27 – 32 ]）。尽管取得了这些进展，但要找到粒子谱简单的镜像解却非常困难。只有两个已知解具有解析形式，其中一个的谱
用于低雷诺流应用的空气动力和力矩平衡设计、制造和测试
图 1-1：RIT 的风洞测试第 3 部分图 1-2：RIT 的闭路风洞图 5 图 2-1：用于测量三维流体动力的实验仪器。 （Sunada 等 [5]） 6 图 2-2：实验研究中使用的天平示意图 [3] 8 图 3-1：风轴参考系 14 图 3-2：体轴参考系 15 图 3-3：升力和阻力天平的装配图 16 图 3-4：用于测量升力的天平配置 17 图 3-5：用于测量阻力的天平配置 17 图 3-6：力矩分析图 - 升力配置 22 图 3-7：阻力天平配置的力矩分析图 23 图 3-8：俯仰和滚转力矩天平的装配图 24 图 3-9：俯仰和滚转力矩天平的测试平台装配图 25 图 3-10：装配式焊条测试平台 26 图 3-11：俯仰力矩天平配置 28 图 3-12：滚动力矩天平配置 28 图3-13: 俯仰力矩分析图 29 图 3-14: 滚转力矩分析图 30 图 4-1: 实验元素图 34 图 4-2: 升力配置 36 图 4-3: 阻力配置 36 图 4-4: 俯仰力矩配置 38 图 4-5: 滚转力矩配置 38 图 4-6: 平板力矩校准图（零速度且无翼型） 40 图 4-7: 平板俯仰力矩数据 40 图 4-8: 俯仰实验测试平台设置 42 图 4-9: LinAir 涡流面板法翼型 44 图 4-10: 二面角和滚转力矩系数 45 图 5-1: 升力和系数的实验值 53 图 5-2: 实验升力数据与已发布数据的比较 55 图 5-3: 实验阻力数据 56 图5-4：实验阻力数据与公布数据的比较 57 图 5-5：实验俯仰力矩数据 58 图 5-6：俯仰力矩实验值和公布值 60 图 5-7：实验数据；滚动力矩 61 图 5-9：滚动力矩系数与分析模型的比较 62 图 7-1：附加质量的平衡设计 68