CH 03 Launch Vehicle Unusable Propellant Reduction,20150929(非密)
【材料日报】战术固体火箭发动机首...
【材料日报】战术固体火箭发动机首...新材料国际发展趋势高层论坛International Forum on Advanced Materials“高性能纤维及复合材料国际论坛” 即将开幕”长按识别二维码了解会议详情1轨道ATK演示首个使用增材制造部件的战术固体火箭发动机2017年10月31日，全球领先的航空航天和国防技术领导者轨道ATK公司（纽约证券交易所代码：OA）宣布其已经完成了一系列静态测试，其中有一个使用增材制造技术（俗称3D打印技术）制备核心金属部件的战术固体火箭发动机原型。
这些测试标志着在战术火箭发动机中装配3D打印的复杂火箭喷口和盖板的首个工业演示。
该发动机是由美国陆军航空及导弹研发工程中心（AMRDEC）（位于阿拉巴马州Redstone市）开发。
它采用了前沿材料技术，旨在提高下一代反坦克导弹系统的性能和安全性。
原型推进发动机采用高强度石墨环氧树脂复合外壳、低敏最小化识别（无烟）火箭推进剂，以及3D打印组件。
原型机的组装和测试在轨道ATK公司位于西弗吉尼亚州火箭中心的战术推进和军械设备设施中进行。
测试成功验证了推进发动机和组件在-26度至+145华氏度的整个工作温度范围内的性能，紧密匹配于测试前预测值和所有的测试目标。
3D打印的单件高强度钢火箭喷嘴和盖板结构有望通过显著减少当前系统的零件数量和制造复杂性来提高系统的成本可担负性。
此外，在原型测试中使用的穿孔火箭发动机点火器罩和喷口耐候密封也是使用增材制造技术制备的。
作为陆军导弹科技企业目标的一部分，轨道ATK和AMRDEC开发了这款原型机，以进行新兴材料技术的演示和成熟化。
轨道ATK预期将在最近获得的火箭推进技术II研发合同下，在未来5年中继续这项工作。
2使用“无序”材料制造锂电池正极材料的重大进展美国能源部劳伦斯伯克利国家实验室近日发布消息，该校的研究人员报告了使用“无序”材料制造正极材料的重大进展，认为这是一种有希望的新型锂电池材料。
SOLAS公约II-2章
SOLAS公约第II-2章修正案第II-2章构造——防火、探火与灭火6. 第II-2章的现行内容由下文替代：“A部分通则第1条适用范围1 适用范围1.1 除另有明文规定外，本章适用于2002年7月1日或以后建造的船舶。
1.2 就本章而言：.1 “建造船舶”指安放龙骨或处于类似建造阶段的船舶；.2 “所有船舶”指在2002年7月1日以前、之日或以后建造的船舶，不论其类型；.3 无论何时建造的货船，一经改装为客船后，应于开始改装之日起视为建造客船处理。
1.3 就本章而言，“处于类似建造阶段”系指在该阶段：.1 可辨认出某一具体船舶建造开始；.2 该船业已开始的装配量至少为50 t，或为所有结构材料估算重量的1%，以较小者为准。
2 适用于现有船舶的要求2.1 除另有明文规定外，对在2002年7月1日以前建造的船舶，主管机关应确保其符合经MSC.1(XLV)、MSC.6(48)、MSC.13(57)、MSC.22(59)、MSC.24(60)、MSC.27(61)、MSC.31(63)和MSC.57(67)号决议修正的《1974年国际海上人命安全公约》第II-2章所适用的要求。
2.2 2002年7月1日以前建造的船舶，还应符合：.1 本条3、6.5和6.7；.2 第13.3.4.2至13.3.4.5条，13.4.3条以及除第16.3.2.2和16.3.2.3条以外的E部分的相应要求，不迟于2002年7月1日以后的第一次检验；.3 第10.4.1.3和10.6.4条仅适用于新的装置；和.4 对于2，000总吨及以上客船，不迟于2005年10月1日满足第10.5.6条的要求。
3 修理、改装、改建和舾装3.1 所有船舶在修理、改装、改建以及与之有关的舾装时，至少应继续符合这些船舶原先适用的要求。
上述船舶如在2002年7月1日以前建造，一般应符合对该日或以后建造船舶的要求，至少要达到该船修理、改装、改建和舾装之前的相同程度。
ATPL飞行员执照CDU显示信息
题目选项A选项B选项C选项D答案1、警戒信息：CUTBACKUNAVAILABLE(不可获得减推力)原因：修正措施：原因：FMC不能计算一个减推力N1值。
修正措施：清楚信息2、警戒信息：CYCLE IRSOFF-NAV（将惯性基准系统电门转至“关”位再转到“导航”位）原因：修正措施：原因：当前情况，惯性基准系统无法完成校准。
修正措施：将惯性基准系统方式选择电门置于“关”位，然后置于“导航”位3、警戒信息：DATA BASEINVALID（数据库无效）原因：修正措施：原因：永久导航数据库的自动有效测试失效。
修正措施：通知机务人员检查FMC并按需要重新输入数据库。
如需要考虑使用临时导航数据库。
4、警戒信息：DISCOINSRTD AFTR XXX（航路点XXX后的航路不连续）原因：修正措施：原因：由于后续航路点中存在非指定的航路中断，或有两个相联航路点被旁通，引起航路不连续。
修正措施：选择航路或航段页面并修改航路点5、警戒信息：DISCONTINUITY（不连续）原因：修正措施：原因：飞越航路不连续前的最后一个航路点（水平导航脱开）或在不连续航路中按压了水平导航电门。
修正措施：选择航段页面，在方框提示中输入所需的现用航路点，修正任何航路不连续并执行。
重新接6、警戒信息：DUAL FMCOP RESTORED（两部FMC恢复工作）原因：修正措施：原因：已成功恢复FMC工作（如安装两部FMC）。
修正措施：清除信息并使FMC选择电门回到正7、警戒信息：END OFOFFSET（偏航结束）原因：修正措施：原因：飞越偏航航段终点前两分钟。
修正措施：证实ATC许可8、警戒信息：END OFROUTE（航路终点）原因：修正措施：原因：水平导航接通且飞越航路最后一个航路点（水平导航脱开）。
修正措施：选择航段页面。
在虚线9、警戒信息：ENG OUTSID MOD（修改的发动机失效标准仪表离场程序）原因：修正措施：原因：一个单发失效标准离场程序，可自动加到飞行计划中。
红警游戏中的中英文对照(Red Alert game in English control)
红警游戏中的中英文对照（Red Alert game in English control）Every sentence in the original English alert RA2Who will say in what case?Mobilization Soldier: Da! (yes), Comrade? (comrade, please order!), Moving out! (start!) Waiting orders! (wait for instructions!),Conscript reporting! (mobilization report!), All that received! (receive!), For the Union! (for Soviets!),Attacking! (all-out attack!), You are shot! (you're finished!), For the mothers atRussia! (for the mother of Russia!), For the whole country! (for country!)2. American soldier: Sir! Yes sir! (yes, sir!), Huh! (understood), How about some actions!3. infantry: Elec-coat ready (magnetic insulation clothing! Good!), Going to source! (rally! To the energy region).4. flight: Roger that! (got no, You've!) place to hide (you can't hide!!)5. crazy Ivan: It's too quiet here! (this is too quiet!}, I've lost a bomb, do you haveIt? (I have a bomb missing. Is it somewhere you are?)6. Tan ya: Yeah, baby! (Wow, great!), Moving out, boss! (head, I'm off!), I've got theOrder! (I got orders!)7. Spies: Mission, sir? (Sir, action?), Under cover! (I have camouflage), Operation under way,This guy's Raggy! (act like that guy!)8. Yuri: My command is your wish! (you only obey my command!), Turn me your wish!(you'll finally join me!)9. Sniper: Sniper ready! (I'm sniper!), Eliminate them! (destroy them!), Proceeding to the vantagePoint! (occupy the commanding heights!)10.: My target has been self trucks found! (I find the target!), Let's make a delivery! (concentrate transport!),I'm preparing to die! (ready to dedicate!), You'll be a smoking Creator! (make enemy base into Inferno!)11. radiation Engineer: Desolator ready! (radiation gun!!), Scorch the earth! (tearing the land!)Base vehicleLocation is key. location is key.Let's find some flat land., let's find a flat ground.Let's setup sharpe., let's quickly build a base.The ApocalypseIt is judgement-day., this will be the trial day.SniperGive me a target., give me a goal.Chrono LegionnaireReloving....Deconstructing... Absorption, eliminationThey're history., they're going to be the past.Never Existed. never existed.Yes, commander. yes, sir.V3 rocket:Not too close, please., please don't get too close (target). BombWarning:nuclear silo detected. warning: nuclear launch silo detected.Nuclear missle launched. nuclear attack approaching.Lightning stormWarning:Weather control device detected.Warning: weather controller detected.Lightning storm created.Lightning storm approaching-----------------------------------------------------------------------------------------Allied male civilians respondedWhat should I do? What should I do? moveThis is scary., that's appalling. attackI 'll do it., I'm going to do it I see' em., I see them.You bet., you bet. *Allied women respondedWhat do you want. what do you want?.I like a man in uniform. I like people in uniform. 喜欢我的新发型？移动喜欢我的新发型吗？我可以带朋友来吗？我能带我的朋友吗？好吧，好的。
猎杀潜航3,4修改
我一直觉得二战时的潜艇很像大航海时代的私掠船，遇到商船打劫、情况有利时打军舰、甚至到港口里杀人防火……这个帖子的目的就是用Silent 3ditor这个工具，把你的潜艇变成一艘无法无天的海盗船。
首先去下Silent 3ditor这个工具，到这里下/downloads.aspx它会告诉你需要DX9，.net 2.0等等才能运行一堆话，装好之后打开，我们就可以开始修改了。
要让潜艇无敌，首先要让它的皮变厚，所以我们第一步来修改潜艇的装甲和HP打开Silent Hunter 4 Wolves of the Pacific\Data\Submarine\文件夹，你会看到很多子文件夹。
没错，每一个子文件夹都对应游戏中的一种潜艇，比如你用的是美军的小鲨鱼级，那么对应的文件夹就是NSS_Gato；你用的是U艇IXD2型，对应的就是NSS_Uboat9d2。
现在我们以小鲨鱼级为例：打开Silent Hunter 4 Wolves of the Pacific\Data\Submarine\NSS_Gato以后，有很多文件在里面其中以.zon结尾的文件就是用来控制潜艇装甲和HP的，用Silent 3ditor把这个文件打开，右边有一排列表，选下面的ColisionableObject，把它的卷展栏打开后选中，在右边的编辑框里就会出现相应的内容，选中每一个条目，在最下面的编辑框里就可以修改了其中ArmorLevel是指装甲的厚度，从数值从0~100都可以第二个Hit_Points是生命值，具体的数值范围没有说，不过大和级是1500，可见我们的潜艇（600）还是很结实的。
注：我改成了60000CrashDepth是船只在不损坏船体情况下的最大潜深，这个数值的单位我感觉不是米，可能是英尺CrashSpeed是指，船在最大潜深以下时，船身每秒所受的伤害。
Gato级这个值是2.0，意味着在最大潜深以下，你的潜艇最多只能坚持5分钟最后的Rebound是控制船只碰撞时的伤害，不建议修改。
法国航空公司FA4590班机事故最终调查报告(附录8)
CONCORDE: DESTRUCTION DU PANNEAU INTRADOSAnalyse du scénario de rupture en mode 2Dans l'explication de l'accident de Gonesse, le mode de rupture du panneaud'intrados retrouvé sur la piste est un élément important. Ce document résumel'analyse, qui en a été faite par EADS sur la base des éléments fournis par lesenquêteurs, des analyses théoriques et des essais réalisés depuis.Sans être en mesure de proposer une explication certaine, nous privilégionsl'hypothèse dite de la rupture en mode 2, c'est-à-dire l'enchaînement desévénements suivants:- Roulage sur une pièce métallique- Eclatement d'un pneu- Impact de(s) morceau(x) de pneu- Déformation de l'intrados dans une zone ayant été détruite par la suite- Mouvement interne de carburant dans le réservoir n°5- Rupture par expulsion du panneau retrouvé sur la piste.Ce scénario semble parfaitement plausible, et reste, pour EADS, le plus probable surla base des informations disponibles. A ce titre, il doit servir de référence dans lechoix des actions à entreprendre pour la remise en service des avions.J. GROUAS1Le contenu de ce document est la propriété d’ AIRBUS FRANCE. Il est fourni à titre confidentiel et le secret industriel quant à son contenu doit être gardé. Ilne doit en aucun cas être utilisé à d’autres fins que celles pour lesquelles il est fourni et les informations qu’il contient ne peuvent être divulguées à des tiers non habilités.Il ne peut être, en partie ou en totalité, reproduit sans autorisation écrite d ’AIRBUS FRANCE.© - AIRBUS FRANCE 2001. Tous droits réservésReproduit avec l’autorisation d’Airbus FranceCONCORDE: DESTRUCTION DU PANNEAU INTRADOSAnalyse du scénario de rupture en mode 2 suite à un impact de débris de pneu1 - Faits et hypothèses préliminairesLes faits pouvant concerner la tenue de la structure de l'intrados de voilure peuventse résumer ainsi:1.1 Destruction du pneuDes enquêtes et examens effectués à la suite de l'accident, il ressort les élémentssuivants:• Une lamelle métallique, élément de capot d'inverseur, a été perdue par unDC10 décollant quelques minutes avant Concorde.• Le pneu n°2 a éclaté en roulant sur la lamelle métallique en donnant desdébris de grande taille. Des essais de roulage de pneus similaire sur une lamemétallique ont confirmé ce point avec des débris de pneu pouvant atteindre7et 11kg.• Après l'accident il a été retrouvé des débris, dont les deux principaux pèsent4.45 kg et 2.6 kg. Ces derniers ont été trouvés proches l'un de l'autre sur lapiste.1.2 Rupture de l'intradosPour l'instant, sur la base des résultats d'analyses du CEAT et des informations quiont pu lui être transmises auparavant, EADS a retenu les éléments suivants:• Un morceau d'intrados du réservoir 5 de dimension 300x300 mm environ aété retrouvé sur la piste (scellé n° 7). Aucune trace d'impact n'est visible, maisla pièce est déformée vers l'extérieur comme si elle avait été soumise à unepression interne au réservoir• Un autre morceau d'intrados du réservoir 5 a été retrouvé sur le lieu du crashfinal de l'avion avec une perforation de 30x5mm environ (scellé n° 1). Le restede la structure avoisinante a été totalement détruit et il n'a pu être fait aucuneconstatation sur un impact éventuel de morceau de pneumatique surl'intrados.1.3 - Examen de la pièce (scellé n° 7)La pièce retrouvée sur la piste correspond à un morceau d'intrados côté gauche situéentre les nervures 23A et 24A et les longerons 55 et 56 (figure ci-dessous)1Le contenu de ce document est la propriété d’ AIRBUS FRANCE. Il est fourni à titre confidentiel et le secret industriel quant à son contenu doit être gardé. Ilne doit en aucun cas être utilisé à d’autres fins que celles pour lesquelles il est fourni et les informations qu’il contient ne peuvent être divulguées à des tiers non habilités.2 Le contenu de ce document est la propriété d’ AIRBUS FRANCE. Il est fourni à titre confidentiel et le secret industriel quant à son contenu doit être gardé. Ilne doit en aucun cas être utilisé à d’autres fins que celles pour lesquelles il est fourni et les informations qu’il contient ne peuvent être divulguées à des tiers non habilités.Des informations données sur l'examen de cette pièce, nous avons retenu leséléments suivants:• La pièce présente une déformation générale indiquant un effort de l'intérieurvers l'extérieur.• La déformation extérieure correspond à des rayons de courbure allant de 400à 1300 mm perpendiculairement aux raidisseurs, alors qu'il n'y a pas decourbure apparente parallèlement à ces raidisseurs• En dehors d'un des bords faisant apparaître un choc, qui a été identifiécomme une conséquence de la chute sur la piste, il n'a pas été identifiéd'autre trace d'impact sur cette pièce.• Le faciès de rupture des panneaux sur tout le pourtour de cette pièce a étéidentifié de la manière suivante:• L'ensemble des ruptures sont d'origine statique.• La rupture aurait pu commencer sur la partie BC de la figure ci-dessousselon des interprétations des experts du CEAT et du CEPR. Lapropagation se serait faite depuis B vers C, D puis E• Le long de BC les sommets de raidisseurs sont déformés en compression.• Une rupture en mode charnière vers l'extérieur suivant EF, le point F étantcertainement le dernier point à tenir.NB: Les experts de EADS émettent l'hypothèse d'une rupture à partir dusegment AB, les écaillages de peinture sur les zones BC, CD et DE,significatives d'une propagation, n'apparaissant pas sur ce segment.3 Le contenu de ce document est la propriété d’ AIRBUS FRANCE. Il est fourni à titre confidentiel et le secret industriel quant à son contenu doit être gardé. Ilne doit en aucun cas être utilisé à d’autres fins que celles pour lesquelles il est fourni et les informations qu’il contient ne peuvent être divulguées à des tiers non habilités.1- Initiation de la rupture AB(congé de raccordement)ou BC2- Propagation BC puis CD et DE 3- Charnière en flexion EF ③①②②②ABE DFC1.4 - Fuites de carburantsDans son rapport sur l'analyse de la combustion le CNRS confirme un niveau defuite de l'ordre de 50 à 100 l/s en s'appuyant sur l'examen de la combustion et surles quantités de carburant. Ceci est tout à fait cohérent avec les évaluations desdébits libérés par un trou de 300*300 mm telles qu'elles ont pu être faites parEADSOn peut donc estimer que la rupture correspondant au morceau d'intrados trouvésur la piste est la rupture principale à considérer dans la chaîne des événementsqui ont conduit à l'accident. On concentrera donc la suite de l'analyse sur cetterupture.1.5 - Hypothèse préliminaireAu vu de ces premières constatations, un scénario préliminaire de destruction dece panneau a pu être établi (cf.: Rapport d'Etape du BEA du 15-12-00)• Un morceau de pneu a percuté l'intrados dans une zone proche de celle de lapièce identifiée. Le choc a généré une déformation significative de cepanneau, vers l'intérieur sous l'impact, et vers l'extérieur autour de l'impact parcontinuité de la structure.• Cette déformation a entraîné un déplacement du carburant dans le réservoir• Et ce déplacement d'un fluide incompressible par un effet de convection dansle réservoir est venu amplifier la déformation vers l'extérieur du panneautrouvé sur la piste.• L'affaiblissement des raidisseurs pourrait dans ces conditions être laconséquence de l'impact initial. Le type de dommage constaté dépend de la4 Le contenu de ce document est la propriété d’ AIRBUS FRANCE. Il est fourni à titre confidentiel et le secret industriel quant à son contenu doit être gardé. Ilne doit en aucun cas être utilisé à d’autres fins que celles pour lesquelles il est fourni et les informations qu’il contient ne peuvent être divulguées à des tiers non habilités.position exacte de cet impact, de l'attitude du projectile au moment de cetimpact et de son énergie.1.6 - Chronologie des événementsLa succession des événements telle qu'elle apparaît dans cette hypothèse estpar ailleurs cohérente avec la reconstitution chronologique de l'accident réaliséepar le BEA.1.7 - Validations nécessaires• Néanmoins ce scénario doit bien sûr être validé par des analyses et desessais appropriés. L'objectif est à la fois d'en étayer le principe et de quantifierles phénomènes pour mettre en relation les dégâts constatés et les valeursdes paramètres d'entrée.• Dans un deuxième temps, il faut confronter les valeurs trouvées sur cesparamètres d'entrée avec les conditions de l'accident pour établir lavraisemblance du scénario de l'accident.2 - Moyens de validation des phénomènesEn dehors des constats de l'accident lui-même, où les informations disponiblessont trop partielles pour suffire à étayer le scénario, il a été procédé à denombreux travaux théoriques et expérimentaux:2.1 - Modèles de calculs et logiciels RADIOSS:Les études théoriques ont été menées sur la base de modélisations del'ensemble structure et carburant du réservoir 5 utilisant le logiciel RADIOSS.Ce logiciel, disponible chez EADS, est reconnu comme étant un outilreprésentatif de l'état de l'art pour traiter à la fois les phénomènes dedynamique rapide (inférieur à 10-4s) et les couplages fluide/structure. Laméthodologie et l'ensemble des travaux exposés par la suite ont été avaliséspar l'ONERA, nommé expert par le BEA.Ces modélisations ont porté sur le réservoir n°5 réel de Concorde et sur descaissons d'études qui ont été définis et fabriqués pour réaliser les essais devalidation. L'ensemble des rapports sur les études théoriques est répertoriédans l'annexe 1.2.2 - Caissons d'essais:• Pour identifier le phénomène, EADS a réalisé des essais sur des caissonsd'essais représentatifs de réservoirs, sur lesquels ont été tirés desmorceaux de pneumatique à grande vitesse, dans les installations duCEAT dites du "Tir au Canon".• Principe des essais5 Le contenu de ce document est la propriété d’ AIRBUS FRANCE. Il est fourni à titre confidentiel et le secret industriel quant à son contenu doit être gardé. Ilne doit en aucun cas être utilisé à d’autres fins que celles pour lesquelles il est fourni et les informations qu’il contient ne peuvent être divulguées à des tiers non habilités.Les installations du CEAT permettaient la réalisation d'essais suivant leprincipe décrit ci-dessous.Les limitations majeures étaient les suivantes:• Energie maximale de projection correspondant au couple (4.8kg - 106m/s)• Tir horizontal• Attitude du projectile imposée• Taille du caisson limitée• Nombre de tirs et de caissons limitésIl était bien sûr impossible de représenter sur ces essais tous les scénariospossibles de l'accident, et il a été choisi de réaliser des essais génériques,avec le souci d'y représenter les facteurs influents principaux. Il était donctout à fait improbable de retrouver les conséquences semblables à celle del'accident, mais seulement d'y trouver des indices permettant d'étayer unscénario de rupture.• Définition des éprouvettes (annexe 2):L'identification des paramètres influents s'est faite de manière progressive,au fur et à mesure des essais et analyses théoriques. La définition descaissons d'essais a donc évolué de la plus simple vers la plus complexe:• Caisson parallélépipédique avec panneaux raidis au standard de l'avionmais avec des épaisseurs de fond de maille constantes• Caisson parallélépipédique avec des fonds de mailles localementrenforcés• Caissons avec des panneaux réels, prélevés sur un avion arrêté de vol• MesuresTous ces caissons étaient équipés de mesures de déformation sur lesfonds de mailles et les raidisseurs, et de pression dans le liquide, dans la6 Le contenu de ce document est la propriété d’ AIRBUS FRANCE. Il est fourni à titre confidentiel et le secret industriel quant à son contenu doit être gardé. Ilne doit en aucun cas être utilisé à d’autres fins que celles pour lesquelles il est fourni et les informations qu’il contient ne peuvent être divulguées à des tiers non habilités.zone de l'impact et dans les zones voisines. Des mesures de déforméesrésiduelles ont été faites après essais et des caméras rapides ont permisde visualiser l'impact pendant le tir.• Les conditions d'essais ont été choisies pour recaler les modèlesthéoriques avec un objectif d'optimiser les conditions pour obtenir desrésultats quantifiables. Les valeurs des paramètres d'essais choisies nepréjugeaient en aucun cas de ce qui avait pu se passer au cours del'accident.• Programmes et rapports d'essaisL'ensemble des programmes et rapports d'essais est répertorié dansl'annexe 2.2.3 - Eprouvettes partiellesDes essais sur petites éprouvettes ont aussi été réalisés pour caractériser lesmatériaux et les modèles locaux de rupture dans les conditions aussi prochesque possible des conditions des tirs au CEAT et de celles, que l'on a puestimer être celles de l'accident:Ces essais d'éprouvettes ont eu lieu dans les laboratoires d'EADS à Toulouseet au CCR à Suresnes, et également au "Sowerby Research Center" de BAESYSTEMS en fonction des capacités de ces laboratoires à réaliser des essaisparticuliers.Le détail de ces essais sera développé dans la suite du document.3 - Effet d'un impact sur un caisson de voilure avec carburant3.1 - Mode 1 et Mode 2• Sur un panneau auto-raidi, sans carburant, le choc d'un morceau de pneuentraîne• dans la zone du choc, une déformation dans le sens du choc• dans les zones voisines, une déformation dans le sens opposé par effetde continuité structurale.• A cet impact primaire, s'ajoute un effet secondaire dû au fluide, qui estdéplacé et tend à repousser la structure par un processus de convection,d'abord dans les zones les plus proches. Ces zones proches peuvent êtreles mailles voisines sur l'intrados ou les parois verticales, en fonction de lagéométrie locale et de la position de l'impact. Sur les mailles voisines, ceteffet vient s'ajouter à l'effet primaire précédemment décrit.• Dans la pratique, il est impossible de séparer ces deux effets, en revanche,il est utile de distinguer les deux zones avec des sens de sollicitation ensens opposé:• Le principe de déformation sur la zone d'impact et dans le sens del'impact sera appelé Mode 1.• Le principe de déformation en sens inverse, correspondant à uneexpulsion vers l'extérieur, sera appelé Mode 2.7Le contenu de ce document est la propriété d’ AIRBUS FRANCE. Il est fourni à titre confidentiel et le secret industriel quant à son contenu doit être gardé. Ilne doit en aucun cas être utilisé à d’autres fins que celles pour lesquelles il est fourni et les informations qu’il contient ne peuvent être divulguées à des tiers non habilités.16/07/01 Remarque: L'existence des modes 1 et 2 est une caractéristique du type desollicitation de la structure, indépendamment de son intensité, c'est-à-dire qu'ilne préjuge pas de l'éventualité d'une rupture. L'événement de l'accidentcorrespond à un Mode 2, qui est allé jusqu'à rupture.3.2 - Résultats des analyses théoriques:Les études théoriques amènent au processus suivant:• Le panneau se déforme sous le choc vers l'intérieur du réservoir• Une onde de pression sphérique se propage dans le carburant à la vitessedu son, c'est-à-dire 1260 m/s environ, avec des valeurs de pression del'ordre de 200 bars au départ, elles n'atteignent plus que 10 bars environlorsqu'elles arrivent dans la zone où le mode 2 est attendu.• Une convection du carburant qui se déplace à une vitesse beaucoup plusfaible, soit une valeur maximale proche de la vitesse du projectile aumoment et à l'endroit de l'impact (80 m/s) et s'en allant décroissant pouratteindre des vitesses réduites de moitié sur le panneau voisin• Ce panneau se déforme vers l'extérieur sous l'action de la convection dufluide entre 3 et 6 ms après le choc, soit entre 2 et 5 ms après le passagede l'onde de pression.• L'ensemble des études sur des panneaux de géométrie différente faitapparaître une influence très importante de la cartographie des épaisseurset des rigidités. Pour atteindre la rupture:• La zone "mode 2" doit être une zone d'épaisseur faible (1.2 mm de fondde maille sur l'avion).• Elle doit être entourée d'une zone sensiblement plus rigide, poursupporter le choc primaire et pour limiter les possibilités de déformationà l'extérieur de la zone "mode 2".• La convection du fluide doit être en partie canalisée vers une directionprivilégiée, par exemple, grâce à une paroi latérale.La planche ci-dessous montre sur ce point la géométrie de la zone suravion:8Le contenu de ce document est la propriété d’ AIRBUS FRANCE. Il est fourni à titre confidentiel et le secret industriel quant à son contenu doit être gardé. Ilne doit en aucun cas être utilisé à d’autres fins que celles pour lesquelles il est fourni et les informations qu’il contient ne peuvent être divulguées à des tiers non habilités.16/07/019 Le contenu de ce document est la propriété d’ AIRBUS FRANCE. Il est fourni à titre confidentiel et le secret industriel quant à son contenu doit être gardé. Ilne doit en aucun cas être utilisé à d’autres fins que celles pour lesquelles il est fourni et les informations qu’il contient ne peuvent être divulguées à des tiers non habilités.3.3 - Les expérimentations sur caissonsLes essais sur caissons confirment globalement le principe mis en évidencepar les études théoriques. Une comparaison détaillée des essais et calculsfait l'objet des rapports cités dans l'annexe 2.Le bilan de ces essais peut se résumer de la façon suivante:• Des déplacements significatifs en mode 2 ont été observés sur tous lesessais, quelles que soient la géométrie et l'énergie des projectiles.• La séquence des phénomènes et l'évolution dans le temps desparamètres mesurés sont en accord avec le calcul.• On retrouve l'indépendance apparente entre l'onde de pression et lescontraintes. Les contraintes sont plutôt liées au déplacement d'ensembledu liquide.• Les valeurs des paramètres mesurés sont en bon accord avec les calculs.Les courbes et le tableau synthétique suivant le confirment.10Le contenu de ce document est la propriété d’ AIRBUS FRANCE. Il est fourni à titre confidentiel et le secret industriel quant à son contenu doit être gardé. Ilne doit en aucun cas être utilisé à d’autres fins que celles pour lesquelles il est fourni et les informations qu’il contient ne peuvent être divulguées à des tiers non habilités.11 Le contenu de ce document est la propriété d’ AIRBUS FRANCE. Il est fourni à titre confidentiel et le secret industriel quant à son contenu doit être gardé. Ilne doit en aucun cas être utilisé à d’autres fins que celles pour lesquelles il est fourni et les informations qu’il contient ne peuvent être divulguées à des tiers non habilités.Tableau de synthèse des valeurs de calcul et d'essai obtenu lors du tir n°5TEST SIMULATIONMaximum pressure (under impact)203 bars 280 bars Maximum pressure (away fromimpact, in expected mode 2 area)10 bars 14 bars Maximum skin strain (gaugesunder impact)5,5 % 3,7 % Maximum stiffener strain (gaugesunder impact)4,3 % 3,8 % Maximum skin strain (gaugesaway from impact)0,7 % 0,6 % Maximum stiffener strain (gaugesaway from impact)0,7 % 0,7 %Mais aucune rupture n'a pu être mise en évidence lors de ces essais.3.4 - Les désaccords entre les essais et les études théoriquesAu vu de ces résultats, on peut affirmer que le principe du Mode 2 est bienvalidé et que le calcul et les essais sont en bon accord à la fois sur lesphénomènes et les niveaux atteints sur les grandeurs mesurées.L'écart se situe essentiellement sur la capacité à prédire la rupture. C'est doncle phénomène très local du mode de rupture qu'il a fallu revoir.4 - Le mode de rupture4.1 - Rupture en mode 2Les modèles de rupture dépendent du type de sollicitation appliqué. On s'intéresseradonc essentiellement à celui du mode 2, reconnu comme l'élément majeur del'accident.Cette modélisation se fait en deux étapes:- identifier les zones fragiles sur la structure- modéliser dans le détail ces zones avec le support d'essais sur petiteséprouvettes pour en ajuster les paramètres.4.2 - Identification des zones fragilesSelon les informations en notre possession et au stade actuel des expertises faitessur la pièce, la rupture se serait initiée et propagée le long des congés au pied de lanervure 23A et des raidisseurs. L'ensemble des calculs avant rupture montre que ceszones correspondent à des niveaux de contraintes maximales.12 Le contenu de ce document est la propriété d’ AIRBUS FRANCE. Il est fourni à titre confidentiel et le secret industriel quant à son contenu doit être gardé. Ilne doit en aucun cas être utilisé à d’autres fins que celles pour lesquelles il est fourni et les informations qu’il contient ne peuvent être divulguées à des tiers non habilités.4.3 - Modélisation détaillée de la rupture4.3.1 - Le principe• Les modèles théoriques utilisés pour représenter les phénomènes étant à la limitedes moyens de calculs accessibles aujourd'hui, les congés situés au pied desraidisseurs de panneaux n’ont pas été représentés géométriquement dans lesmodèles d’impact. Il a fallu modéliser le phénomène de rupture dans les congéspar une approche en deux temps.• D’abord, on a effectué une première modélisation volumique fine de la zone decongé de façon à connaître le comportement à rupture de cette zone. Cettemodélisation a été confirmée par essais à rupture sur des éprouvettesspécialement définies. A titre d’illustration, on présente ci-après une de ceséprouvettes après rupture ainsi qu’une vue analogue du modèle ayant subi lemême chargement.• Ensuite, on a ajusté sur ce calcul très fin mais local, un modèle d'éléments destructure de taille susceptible d'être intégré dans une structure avion, mais ayantun comportement globalement équivalent.4.3.2 - Les résultats des essaisLes essais sur éprouvettes ont permis de confirmer que la zone fragile soussollicitation en traction se trouvait bien dans le congé.Modélisation ruptureet visualisation déformations plastiquesEprouvette d’essai après ruptureLe modèle de l'éprouvette représente bien l'essai, et pouvait servir de référence pourajuster les modèles de rupture sur les caissons et l'avion, en fournissant une courbeeffort/allongement particulière pour les éléments de cette zone.4.4 - Le comportement du matériau sous sollicitation très rapide.L'essai précédant n'a pu être fait qu'à des vitesses de chargement de l'éprouvetterelativement faibles pour des raisons de mise en œuvre.Lors de l'accident, et au vu des résultats théoriques et expérimentaux précédemmentévoqués, les vitesses d'allongement sont de l'ordre de 1000 s-1 à10000 s-1, (c'est-à-dire qu'une longueur initiale de référence double respectivement en un millième et undix-millième de seconde). Des essais ont été menés sur le matériau du Concorde(AU2GN) au laboratoire de BAE SYSTEMS (Sowerby Research Center),spécialement équipé pour ce type d'essais.Les résultats présentés sur les diagrammes suivants montrent une augmentationimportante des contraintes et allongement à rupture avec la vitesse de sollicitation.4.5 - Conditions de ruptureDe ces analyses, il en ressort que dans les conditions d'impact supposées, lastructure est capable d'absorber localement et avant rupture une énergiesensiblement plus grande en dynamique qu'en quasi-statique. Compte tenu de ladispersion des résultats obtenus avec des conditions initiales répétitives, lecoefficient "d'amplification dynamique" sur l'énergie à rupture au cours des tirs surcaissons ou au cours de l'accident peut se situer entre 1.5 et 2.5 avec une valeurmoyenne autour de 2.Dans ces conditions, au cours de l'essai n°5 sur un panneau réel avion, l'énergielocale de déformation dans les congés peut être estimée à 65% de l'énergie de13Le contenu de ce document est la propriété d’ AIRBUS FRANCE. Il est fourni à titre confidentiel et le secret industriel quant à son contenu doit être gardé. Ilne doit en aucun cas être utilisé à d’autres fins que celles pour lesquelles il est fourni et les informations qu’il contient ne peuvent être divulguées à des tiers non habilités.。
航海英语考前必看903题整理
加亮的为新题，要么是常考的，部分加亮的是154的不加亮的普通的题，还有一些简单的题被我删了。
ID="162977"意思是这个题在机考题库里面的位置是16万2977。
以前你们对一些题有怀疑的，在这里都以这里的答案为准！！！慢慢看吧。
620:Chart legends which indicate a conspicuous landmark are printed in __________.a. capital lettersb. italicsc. boldface printd. underlined letters2126:Your chart indicates that there is an isolated rock and names the rock using vertical letters. This indicates the __________.a. rock is visible at low water springs onlyb. rock is a hazard to deep draft vessels onlyc. rock is dry at high waterd. exact position of the rock is doubtfulA．海图标题栏，大写，斜体-实测水深，黑粗体-不准，下划线四套考卷[1440]Where would you find information about the time of high tide at a specific location on a particular day of the year?A.Tide TablesB.Tidal Current TablesC.Coast PilotD.Nautical AlmanacKEY:A在一年中某个特定的地方,你能从什么地方找到该地区的高潮信息?潮汐表中ID="162977"[2429] For details of these and other lights the larger scale charts and Admiralty Lists should be ________ .A．considered 考虑过 B．consulted 参考 C．concluded 推断 D．commanded 命令KEY:B 大比例尺海图的灯光资料和英版灯光表应该被参考过ID="218071"[2516]The error in the measurement of the altitude of a celestial body,caused by refraction,increases as the ______.A.horizontal parallax decreases 地平视差减少B.observer's height above sea level increases 观测者的高度在海平面以上增加C.humidity of the atmosphere decreases 大气的湿度减少D.altitude of the body decreases 天体高度降低KEY:D 误差在测量天体高度中,由于折射,随天体高度的降低而增加 .ID="218091"[2601]The compass rose on a nautical chart indicates both variation and______.A.deviationB.annual rate of variation changeC.precessionpass errorKEY:B海图上罗经花显示磁差和每年磁差的该变量ID="218101"[2401] The short-long dashed magenta line around Gardiners Island marks ________ .A.fish trap areasB.naval exercise areasC.underwater cablesD.recommended track lines KEY:A.一条洋红色长短虚线标记为捕鱼区ID="1653" 序号="6"答案="A" An important point to note when you open a navigation chart is to note whether the depths are ______. A.in meter or fathom B...in foot or kilometer C...by meter or fathom D...by foot or kilometer 题目ID=“217441"140. When should voyage planning be done?A. During the sailingB. Prior the sailingC. After sailingD. Before the pilot is leaving答案：B什么时候需要做航行计划？在航行以前ID="163200"[490]The Experimental Lighthouse-buoy has no navigational significance and may be removed at will．The above sentence means ______.同原题库1308A. It's of no use for navigation and would be removed with noticeB. It's useful in navigation and may be removed without noticeC. It's helpless in navigation and may be removed without noticeD. It's helpful in navigation and may be removed without noticeKEY: C实验用灯船没有航海上的意义并且可能随时被移走。
挑战者号事故报告原版
挑战者号事故报告原版National Aeronautics and Space AdministrationEditorial Head note: On July 28, 1986 Rear Admiral Richard H. Truly, NASA's Associate Administrator for Space Flight and a former astronaut, released this report from Joseph P. Kerwin, biomedical specialist from the Johnson Space Center in Houston, Texas, relating to the deaths of the astronauts in the Challenger accident. Dr. Kerwin had been commissioned to undertake this study soon after the accident on January 28, 1986. A copy of this report is available in the NASA Historical Reference Collection, History Office, NASA Headquarters, Washington, DC.RADM Richard H. TrulyAssociate Administrator for Space FlightNASA HeadquartersCode MWashington, DC 20546Dear Admiral Truly:The search for wreckage of the Challenger crew cabin has been completed. A team of engineers and scientists has analyzed the wreckage and all other available evidence in an attempt to determine the cause of death of the Challenger crew. This letter is to report to you on the results of this effort. The findings are inconclusive. The impact of thecrew compartment with the ocean surface was so violent that evidence of damage occurring in the seconds which followed the explosion was masked. Our final conclusions are:•the cause of death of the Challenger astronauts cannot be positively determined;•the forces to which the crew were exposed during Orbiter breakup were probably not sufficient to cause death or serious injury; and •the crew possibly, but not certainly, lost consciousness in the seconds following Orbiter breakup due to in-flight loss of crew module pressure.Our inspection and analyses revealed certain facts which support the above conclusions, and these are related below: The forces on the Orbiter at breakup were probably too low to cause death or serious injury to the crew but were sufficient to separate the crew compartment from the forward fuselage, cargo bay, nose cone, and forward reaction control compartment. The forces applied to the Orbiter to cause such destruction clearly exceed its design limits. The data available to estimate the magnitude and direction of these forces included ground photographs and measurements from on board accelerometer s, which were lost two-tenths of a second after vehicle breakup.Two independent assessments of these data produced very similar estimates. The largest acceleration pulse occurred as the Orbiter forwardfuselage separated and was rapidly pushed away from the external tank. It then pitched nose-down and was decelerated rapidly by aerodynamic forces. There are uncertainties in our analysis; the actual breakup is not visible on photographs because the Orbiter was hidden by the gaseous cloud surrounding the external tank. The range of most probable maximum accelerations is from 12 to 20 G's in the vertical axis. These accelerations were quite brief. In two seconds, they were below four G's; in less than ten seconds, the crew compartment was essentially in free fall. Medical analysis indicates that these accelerations are survivable, and that the probability of major injury to crew members is low.After vehicle breakup, the crew compartment continued its upward trajectory, peaking at an altitude of 65,000 feet approximately 25 seconds after breakup. It then descended striking the ocean surface about two minutes and forty-five seconds after breakup at a velocity of about 207 miles per hour. The forces imposed by this impact approximated 200 G's, far in excess of the structural limits of the crew compartment or crew survivability levels.The separation of the crew compartment deprived the crew of Orbiter-supplied oxygen, except for a few seconds supply in the lines. Each crew member's helmet was also connected to a personal egress air pack (PEAP) containing an emergency supply of breathing air (not oxygen) for ground egress emergencies, which must be manuallyactivated to be available. Four PEAP's were recovered, and there is evidence that three had been activated. The nonactivated PEAP was identified as the Commander's, one of the others as the Pilot's, and the remaining ones could not be associated with any crew member. The evidence indicates that the PEAP's were not activated due to water impact.It is possible, but not certain, that the crew lost consciousness due to an in-flight loss of crew module pressure. Data to support this is: •The accident happened at 48,000 feet, and the crew cabin was at that altitude or higher for almost a minute. At that altitude, without an oxygen supply, loss of cabin pressure would have caused rapid loss of consciousness and it would not have been regained before water impact.•PEAP activation could have been an instinctive response to unexpected loss of cabin pressure.•If a leak developed in the crew compartment as a result of structural damage during or after breakup (even if the PEAP's had been activated), the breathing air available would not have prevented rapid loss of consciousness.•The crew seats and restraint harnesses showed patterns of failure which demonstrates that all the seats were in place and occupied at water impact with all harnesses locked. This would likely be the case had rapid loss of consciousness occurred, but it does not constitute proof.Much of our effort was expended attempting to determine whether a loss of cabin pressure occurred. We examined the wreckage carefully, including the crew module attach points to the fuselage, the crew seats, the pressure shell, the flight deck and mid deck floors, and feedthroughs for electrical and plumbing connections. The windows were examined and fragments of glass analyzed chemically and microscopically. Some items of equipment stowed in lockers showed damage that might have occurred due to decompression; we experimentally decompressed similar items without conclusive results.Impact damage to the windows was so extreme that the presence or absence of in-flight breakage could not be determined. The estimated breakup forces would not in themselves have broken the windows. A broken window due to flying debris remains a possibility; there was a piece of debris imbedded in the frame between two of the forward windows. We could not positively identify the origin of the debris or establish whether the event occurred in flight or at water impact. The same statement is true of the other crew compartment structure. Impact damage was so severe that no positive evidence for or against in-flight pressure loss could be found.Finally, the skilled and dedicated efforts of the team from the Armed Forces Institute of Pathology, and their expertconsultants, could not determine whether in-flight lack of oxygen occurred, nor could they determine the cause of death./signed/Joseph P. Kerwin译文：编者案：1986年7月28日，卸任宇航员、时为NASA宇航事务副主管的海军少将理查德.H.楚黎（Richard H. Truly）公布了下面的报告，报告人约瑟夫.P.苛文（Joseph P. Kerwin）系生物医学专家，供职于德州休斯敦的约翰逊太空中心（Johnson Space Center）；报告的主题为挑战者号事故中七位遇难宇航员的死亡原因。
日本HTV货运飞船
飞船特征
结构特征
对接方式
HTV-9货运飞船 HTV飞船呈圆柱形结构，由铝合金制成，全长约10米，直径约4.4米，自重10.5吨，货物运 载能力约为6吨，满载后总重达16.5吨，由加压货舱、非加压货舱、电子设备舱和推进舱4部分组成。货物补给装 在加压货舱以及非加压货舱的暴露货架中；电子设备舱装有电子设备、锂电池和敏感器；推进舱内装有4个推进剂 贮箱、主推进装置和反作用控制系统。
后续计划
HTV-X货运飞船
发展计划
HTV-9货运飞船是日本第九次、也是最后一次使用HTV型号的货船向“国际空间站”运送补给物资。此次任务 后，HTV型号飞船将正式退役，2021年以后改用HTV-X型号飞船执行补给任务。
与HTV相比，HTV-X的整体结构做了重大改进，由加压货舱、非加压货舱、电子设备舱和推进舱组成的4舱改 为由加压舱和服务舱组成的2舱结构，发射质量由16.5t降为15.5t。HTV-X采用了一体化、集约式设计，加压舱内 部布局进行了优化，提高了可搭载货物的容积和质量。为了能够提供足够的电能，还改进了太阳电池的配置，由 原来的体装式太阳电池改为配备2个太阳电池翼，此外，HTV-X将大量采用日本国产器件和经过飞行验证的民用器 件。
感谢观看
HTV-3（KOUNOTORI-3）于2012年7月21日发射，执行再补给任务。
HTV-4（KOUNOTORI-4）于日本时间2013年8月9日晚8点22分抵达距离国际空间站，飞船上载有能进行会话的 小型机器人“KIROBO”和一批物资。
Ameco英翻中
所有LED灯熄灭约2秒。 当测试完成后，请确保在MAT的测试状态附近显示PASSED 。 确保跳开关断开，有安全标签： 连接同轴电缆到指点信标天线. 确保电阻小于25毫欧。 设置ATC控制板上的ATC应答机方式电门到ALT ON位置. 设置机长和副驾驶的高度表气压修正到29.92英寸汞柱 这个任务是做1个左和右ADF系统的基础操作测试. 在主设备中心里操作PMAT. FDR接收飞行数据并且存入固态存储器. DFDR被安装在后设备中心E8架上. 闭合头顶电路跳开关板P7上的HF通讯跳开关. 调节HF音量控制到它的最大位置. 从打印机上断开电插头. . AFDS由三个独立的自动驾驶通道和一个方式选择板组成。 The SDU is installed on electronic equiment rack,E42. Байду номын сангаас行数据记录系统能在CMC上进行测试。 这个程序有三个步骤，步骤有：音响警告喇叭的拆下，安 装，和测试。 如果左CMC故障，会自动转换到右CMC，使右CMC提供输出 用FMC选择器，在副驾驶显示选择板上，放到位置左。 当你进行通讯测试时确保选择可用的测试频率
题目 内容 编号 1 The HF communication transceivers are in the E6 rack 2 Push the WXR switch to the On postion. 3 The receivers get discrete input from the air/ground relays 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 TheRTPs send tuning data to the HF communication transceivers. The flight data recorder(FDR) is in the E7aft equipment rack. Make sure the air data inertial reference system is on. Set the mode switch on the WXR control panel to the TEST position. Do these steps on the captain’s and officer’s EFIS. Remove the DO NOT CLSOE tage and close these circuit breakers Make sure electrical power is supplied to the airplane. Set the IRS L C and R switches to the ALIGN or NAV position. Push the line select key adjacent to CMC. Make sure the radio altimeter is less than 50 feet. TRAFFIC shows on the right side of the ND. Remove the headphone from the control panel. Set the switch to off mode. Return the system back to normal condition.