BXB100-48S15FLT使用热缩套管,安装两层热缩套管修理绝缘层。使用合适的热风枪和反射头安装套管。1号热缩管端头最小比2号热缩管短5mm,1号热缩管端头至少比损伤处两端各长15mm。第一个热缩套管安装完成后必须完全冷却后才可以安装第二个热缩套管。如图6-297所示。

热缩套管,热缩套管修理,2号热缩套管,导线使用拼接管.

导线修理中使用拼接管施工工艺相对复杂,此处对拼接管及其施工做出介绍。拼接管在G线路、EFCS导线和敏感导线中使用时,不得作为永久修理。在一段电气线路中拼接管的安装一般不超过3个。若有两组拼接管,D的最小问隔为10mm。拼接管组间间距规范如图6-298所示.

靠近连接器端拼接管间距规范如图6-299所示。

1组拼接管,2组拼接管,拼接管组间间距,靠近连接器端拼接管的距离,最大300mm100mml连接器,连接器端拼接管安装规范,对接拼接管施工.

以ABSO249系列拼接管为例。ABSO249拼接管件号含义如图所示,适用工作温度为-52℃~649℃。从导线末端去除导线绝缘,如图所示。然后可使用AMP46673压接工具压接导线与拼接管。

面层分离飞行阻力中不但有激波阻力还有由于附面层分离产生了较大的压差阻力。这时,升力迅速下降,阻力迅速增大。飞机的这种失速现象叫做激波失速。激波失速和前面讲过的大迎角失速的区别在于:产生的原因和出现的时机都不同。飞机大迎角失速是由于迎角过大(达到临界迎角)造成的,出现在大迎角飞行时;飞机的激波失速是由于飞行速度过大(超过临界速度)造成的,出现在大速度飞行时。

当飞行马赫数超过临界马赫数之后,随着飞行马赫数的继续提高,局部超音速区逐渐扩大,局部激波的移动以及附面层的分离也使焦点的位置发生前后的移动。

心前移造成机头自动上仰,迎角增大,附面层进一步分离,最后导致飞机大迎角失速。翼梢部位的附面层先分离带来的另一个问题是大大降低了副翼的操纵效率,造成飞机的横向操纵性能不足。

后掠机翼结构的受力形式不好。特别是机翼根部三角区的结构受力复杂,承受扭矩比较大,机翼后梁与机身的接头受力比较大。所以,高亚音速民用运输机采用的后掠机翼的后掠角不会太大,一般都在30°左右,主要是用来提高临界马赫数。

小展弦比机翼,为了减小诱导阻力,亚音速飞机通常采用大展弦比机翼,入可达8~9。但进行跨音速和超音速飞行的飞机,展弦比大大减小,成为小展弦比机翼。当机翼展弦比人(4时,飞机的临界马赫数可以得到较大的提高,跨音速飞行急剧增加的阻力也可以得到减缓。

小展弦比机翼在保证产生升力所需要的机翼面积的情况下,可以使翼型的弦长加长。而使机翼的展长缩短。弦长较长就可以在翼型最大厚度不变的情况下,减小翼型的相对厚度,使气流在翼型表面加速缓慢,从而提高临界马赫数。另外,机翼展长缩短使沿杌翼前、后缘产生的激波也缩短了,气流流过机翼时要穿透的激波长度减小了,波阻自然也就小了。

小展弦比机翼也有不足之处,在低速飞行时,它的诱导阻力大,起飞着陆性能也不太好。

除了小展弦比机翼外,超音速飞机还可以采用大后掠机翼和三角形机翼。

涡流发生器和翼刀,涡流发生器,涡流发生进附面层,加快附面层内越过它的构造是一种低展弦比小翼段,垂直地安装在它们起作用的气动力面上,可以成对交错排列,也可以单个地都按一个方向排列。但小翼段都应与来流形成一定的迎角。当气流以一定的迎角流过小翼段时,在一侧加速,另一侧减速,在小翼段两侧造成压力差,因而在小翼段的端部生成了很强的翼尖旋涡。这些旋涡将外部气流中的高能量气流带人附面层,加快了附面层内气流流动,有效地抑制附面层分离。

涡流发生器可以安装在低速飞机的气动力面上,起到防止附面层分离和增升的效果,也可以用在高亚音速和跨音速飞机上,防止或减弱激波诱导的附面层分离,推迟波阻的急剧增加和减缓波阻增加的趋势,改善飞机的跨音速空气动力特性。

翼刀是一种较窄的刀条,平行于飞机的对称面,垂直地安装在机翼的表面上。在小迎角飞行时,翼丿丁下影响升力沿展向的分布,在迎角比较大,特别是接近临界迎角时,翼刀起到了阻止后掠翼附面层气流谄展向流动,防止翼梢部位附面层分离,改善后掠翼失速特性的作用。

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