CY29FCT520導線從小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,外層銅環后末端,層絕緣末端,外層銅環后末端屏蔽層,蔽材料導線熱縮管,膠帶末端,內側鋼環后未,第一層膠帶,第T層膠帶最小lin最大0.06in,鋼環銅環修理屏蔽電纜屏蔽層的結構.

小長度等于電纜兩側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銅環,確保包住內側鋼環、回折后的電纜屏蔽層和屏蔽材料末端,外側銅環末端距離內側鋼環末端最多0.06in;選擇壓接工具分別壓接兩側外側銅環。

根據溫度等級選擇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。

屏蔽電纜的修理,金屬小環冷壓接法,金屬小環冷壓接法如圖6-290所示。

最小lin第二層膠帶回折,小環后末端屏蔽材料,金屬小環修理屏蔽電纜的結構.

飛機飛行時,流過機翼表面各處的氣流速度并不等于飛機的飛行速度,在正迎角的情況下,流過機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),流速達到最大。考慮空氣的可壓縮性,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是流場中最大的。隨著飛機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,局部馬赫數也越來越大。當飛機飛行速度還沒有達到飛行高度的音速時,也就是飛行馬赫數小于1時,該點處的局部氣流速度就可能達到了該處的局部音速,局部馬赫數達到了1,形成了等音速點。此時,飛機飛行的馬赫數就叫做臨界馬赫數,飛機飛行的速度就叫做臨界速度。

比如,飛機在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,機翼翼面上的最大速度已達到了當地的音速v局/a局=1.0。此時,飛機飛行的馬赫數M島臨=900/1200=0.75就是飛機在該高度上的臨界馬赫數,飛機的飛行速度900 knl'/h就是飛機在該高度上的臨界速度。

局部激波和激波分離,當飛機飛行速度達到臨界速度之后9在機翼上翼面最大厚度點附近形成了等音速點,在該點的后面機翼的厚度逐漸減小,相當于一個擴張形的流管。若飛機繼續加速,等音速點的氣流就會沿擴張形的流管加速,在機翼的上翼面形成局部的超音速區,而在超音速區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,以突變的形式轉變為亞音速氣流。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,這就叫做激波誘導附面層分離。附面層分離會在機翼后部生成渦流區,使空氣動力學和維護技術.

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