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- きみえ えいさか
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1 航空宇宙機設計論第 6 回 (2018/05/21) 6. 初期サイジング ver. 2018/05/28 初期サイジング : 第 2 回の講義の方法を 少し詳しく見直し ラバーエンジン/ 固定エンジン 形状 操舵面のサイジング サイジング例 Space Transportation Systems Engineering Laboratory, Kyushu Univ.2018
2 6.1 ラバーエンジンによるサイジング (1/11) 第 2 回の講義の方法 ; 0 fuel crew 0 payload 1 empty 0 f 搭載物を投下する機体に適用できるようにペイロードを分割 ; 0 crew Fixed_payl oad Dropped_payload fuel e crew Fixed_payl oad Dropped_payload fuel e 0 e
3 ラバーエンジンによるサイジング (2/11) 修正した空虚重量比の統計式 (1/2) vs 5 max e K M S T A b a C C C C C
4 ラバーエンジンによるサイジング (3/11) 修正した空虚重量比の統計式 (2/2)
5 ラバーエンジンによるサイジング (4/11) 参考以前の講義で用いた空虚重量比の ( 簡易な ) 統計式
6 ラバーエンジンによるサイジング (5/11) 燃料重量 ( 未知数 ) e 0 crew Fixed_payl oad Dropped_payload fuel e 0 ある飛行区間での燃料消費は i fuel_i 1 i i 1 全飛行区間での燃料消費は総和として 全搭載燃料は fuel x fuel_i fuel_missi on x 1 fuel_i ( 余裕 5% と使用不能燃料 1% を考慮 )
7 ラバーエンジンによるサイジング (6/11) エンジン始動 タキシング 離陸 1 / ~ 0.99 上昇 加速 (M=0.1 から巡航 Mach への加速 ) 亜音速 : 超音速 : M i / i1 i / M 0. 01M i1 2 ( 加速フェーズの計算例 ) M= : M= : M= : i / i 1 i / i 1 i / i
8 ラバーエンジンによるサイジング (7/11) 巡航 : ブレゲーの式による ジェット機 プロペラ機 L/D は L D i i1 i i1 RC exp V ( L / D) qc / exp D 0 S 550h ( L / D) 1 S RC p bhp 1 qae R : Range C : Specific fuel consumption, SFC V : Velocity L/D : Lift-to-drag ratio h p : Propeller efficiency
9 ラバーエンジンによるサイジング (8/11) ロイター : ブレゲーの式による ジェット機 i i1 EC exp L / D E : Endurance time C : Specific fuel consumption, SFC V : Velocity L/D : Lift-to-drag ratio h p : Propeller efficiency プロペラ機 i i1 exp EVC 550h ( L / D) p bhp
10 ラバーエンジンによるサイジング (9/11) 戦闘 x 回の旋回として計算 ; ただし d T C 1 1 i i n g Vx x d D L T n max n n S qc n L / max Ae q S n S n C D L D ) / ( ) / ( Ψ = g n2 1 V Ψ
11 ラバーエンジンによるサイジング (10/11) 着陸降下 i i ~ 着陸及びタキシング i i ~ 0.997
12 ラバーエンジンによるサイジング (11/11) 計算の流れ
13 6.2 固定エンジンによるサイジング エンジンが決まっている場合 ; 必要 T/ は 全ての要求性能を満足するように決定する 離陸重量 0 は エンジンの離陸推力の合計を必要離陸推力重量比で割った形で与えられる (N はエンジン数 ) 0 NT T / 戦闘中の消費燃料は 投下物の重量として取り扱う CTd fuel per Engine (d : 戦闘時間 ) なお 機体が性能要求を満足しない場合は 性能要求を見直す必要がある
14 6.3 形状のサイジング ~ 胴体 統計値により 初期サイジングの目安とする 旅客機では 乗客数と座席配置から胴体長と径は決定される 細長比は 亜音速では 3.0 のとき 超音速では 14 のときに抵抗が最小となる ( 0 [lb], Length [ft] )
15 胴体長の計算例 6.3 形状のサイジング ~ 胴体 Length (ft) General aviation - single engine General aviation - twin engine Twin turboprop Jet fighter 100 Military Cargo/Bomber Jet Transport ,000 10, ,000 1,000,000 0 (lb)
16 形状のサイジング ~ 主翼 主翼面積は サイジングで求めた以下の値 ; 離陸重量 ( 0 ) 離陸時の翼面荷重 ( 0 /S) により算出する S 0 / S) ( 0
17 形状のサイジング ~ 尾翼 (1/8) 尾翼容積係数 (Tail Volume Coefficient ) c c VT HT L b L C VT HT S S S S VT HT S S VT HT c c VT HT b C S S / / L L VT HT
18 形状のサイジング ~ 尾翼 (2/8) 尾翼容積係数 (Tail Volume Coefficient ) の統計値
19 形状のサイジング ~ 尾翼 (3/8) 水平尾翼容積係数の統計値 航空機データシート集第 1 集 日本航空宇宙学会編
20 形状のサイジング ~ 尾翼 (4/8) 垂直尾翼容積係数の統計値 航空機データシート集第 1 集 日本航空宇宙学会編
21 形状のサイジング ~ 尾翼 (5/8) 水平尾翼容積係数の統計値 山名 中口著 飛行機設計論
22 形状のサイジング ~ 尾翼 (6/8) 垂直尾翼容積係数の統計値 山名 中口著 飛行機設計論
23 形状のサイジング ~ 尾翼 (7/8) Tail Arm(L) の設定 トラクタ型のプロペラ機 : 約 60 %L B エンジンを主翼に搭載 : 約 50~55 %L B エンジンを後部に搭載 : 約 45~50 %L B 滑空機 : 約 65 %L B (L B : 胴体長 ) 形式による修正 All moving tail : 尾翼容積係数は約 10~15% 減 T 尾翼 : 垂直 水平尾翼容積は約 5% 減 H 尾翼 : 水平尾翼容積は約 5% 減 V 尾翼 : 前述で尾翼容積を求めた後 2 つの尾翼面積の合計と同一面積となるよう V 尾翼の面積を決定 上反角は 垂尾面積を水尾面積で割った値の tan -1 で求める
24 形状のサイジング ~ 尾翼 (8/8) Control Canard の場合 ; 水平尾翼容積は約 0.1 アーム長は約 30~50%C Lifting Canard の場合 ; ここでの方法は適用できない 面積分担は 設計者の選定に依存 典型的な面積分担比は カナード25%+ 主翼 75% Active Flight Control システムを有する機体の場合 ; トリム エンジン停止 離陸引き起こしの条件が満足できるならば 従来の約 10% 低減できる可能性がある
25 舵面のサイジング ~ エルロン (1/3) エルロン舵面サイズのガイドライン エルロン位置 : 主翼の 50~90% スパン位置 一般的には エルロンより内舷側はフラップ より高い揚力係数が必要 ; フルスパンフラップ エルロンの代わりにスポイラを採用
26 舵面のサイジング ~ エルロン (2/3) スポイラ採用機の例 MU-2 MU-300
27 舵面のサイジング ~ エルロン (3/3) 内舷エルロン ; 高速機における エルロン操舵時の主翼ねじれによる逆効き ( エルロンリバーサル ) 対策 Boeing 767
28 舵面のサイジング ~ inlay spoiler
29 舵面のサイジング ~ inlay spoiler
30 舵面のサイジング ~ 舵面翼弦長 通常は翼弦長比を一定とするが エルロン, フラップ : 15~25%C ラダー, エレベータ : 25~50%C F/A-18E/F F-22 IAI Kfir
31 舵面のサイジング ~ バランス マスバランス : フラッタ対策として ヒンジラインより前方に 重量物を追加 空力バランス : フラッタ及び操舵力軽減のために ヒンジライン前方に舵面面積を持たせる
32 零戦での採用例 舵面のサイジング ~ バランス
33 ( 参考 ) 統計データ ~ 主翼 山名 中口著 飛行機設計論
34 ( 参考 ) 統計データ ~ 翼面荷重 Egbert Torenbeek, Synthesis of Subsonic Airplane Design
35 6.4 初期設計の例
36 Single seat aerobatic homebuilt (1/) 固定エンジンで設計 設計要求 PITTS S-15 GREAT LAKES
37 Single seat aerobatic homebuilt (2/) Lycoming O-320 engine Cessna 172 などに使用されている
38 Single seat aerobatic homebuilt (3/) シート エンジン 主尾翼 脚等の配置検討
39 Single seat aerobatic homebuilt (4/) 主翼 水平尾翼 垂直尾翼形状の設定
40 Single seat aerobatic homebuilt (5/)
41 Single seat aerobatic homebuilt (6/)
42 Single seat aerobatic homebuilt (7/) 馬力荷重の設定
43 Single seat aerobatic homebuilt (8/) 翼面荷重の設定 [ 参考のための他機値 ]
44 Single seat aerobatic homebuilt (1 /) 設計要求
45 Single seat aerobatic homebuilt (9/) 翼面荷重 [ 失速 ] C 0.9( C flapped Lmax l max ) flapped ( Cl max ) unflapped Sref S S unflapped S ref / S Vstall CLmax
46 Single seat aerobatic homebuilt (10/) 翼面荷重 [ 離陸 ] TOP / S C LTO / S ( BHP / ) TOP C ( hp / ) LTO
47 Single seat aerobatic homebuilt (11/) 翼面荷重 [ 上昇 ] T G S 550h p hp V T D 零揚力抵抗係数 C D0 [( T / ) G] [( T / ) G] 2 (4CD0 2 / qae = 0.02 (clean propeller aircraft) Oswald efficiency, 飛行機効率 e = 0.8 ( other ) / Ae)
48 Single seat aerobatic homebuilt (12/) 翼面荷重 [ 巡航 ] ( / S) MaxRange_p rop qcl q AeC D0 最小の /S を選択 Stall / S 10.2 Lb/ft 2 Takeoff / S 14.9 Climb / S 62 Cruise / S 20
49 Single seat aerobatic homebuilt (13/) [ 空虚重量の推算 ] 類似機を参考に修正を行う STEVENS ACRO
50 General characteristics Crew: One Length: 19 ft 1 in (5.82 m) ingspan: 24 ft 6 in (7.47 m) Height: 5 ft 8 in (1.73 m) ing area: 94.0 sq ft (8.73 m2) Airfoil: NACA Empty weight: 849 lb (385 kg) Max takeoff weight: 1,199 lb (544 kg) Fuel capacity: 32 US gal (27 Imp gal; 121 L) Stephens Akro Powerplant: 1 Avco Lycoming AIO-360-A1A air-cooled flat-four, 180 hp (134 k) Propellers: 2-bladed Sensenich Type 7660, 6 ft 4 in (1.93 m) diameter fixed pitch, metal ref., ikipedia, Airliners.net
51 Stephens Akro at Museum of Flight, Sep. 2008
52 Stephens Akro ref. Airliners.net
53 Single seat aerobatic homebuilt (14/) 離陸条件の /S から巡航条件の /S を計算 ( ( / S) / S) takeoff cruise 10.2 ( / S) takeoff ( cruise / takeoff ) 巡航条件 L D qcd / S 0 1 S 1 qae i i1 exp RC 550h ( L / D) p bhp 1.06 f
54 Single seat aerobatic homebuilt (15/) ラバーエンジンとして 繰り返し計算の実施 0 crew payload 1 ( f / 0 ) ( e / 0 ) 求められた 0 が重すぎるため 固定エンジンで 性能を調整する
55 Single seat aerobatic homebuilt (16/) 得られた 0 が重すぎ 設計要求の見直し 巡航フェーズを調整して 離陸重量が 1200LBS になる航続距離を求める
56 Single seat aerobatic homebuilt (17/) 初期レイアウト [ 主翼平面形の設定 ] b C C root tip AS 2S b(1 ) C root C Croot 3 1 b 1 2 Y 6 1
57 Single seat aerobatic homebuilt (18/) [ 胴体 ]
58 Single seat aerobatic homebuilt (19/) [ 尾翼 ] S S VT HT c c VT HT b C S S / L / VT L HT
59 Single seat aerobatic homebuilt (20/) [ 燃料タンク容積 ]
60 Single seat aerobatic homebuilt (21/) 三面図の作成
61 課題 課題 3 : 以下の飛行プロファイルを有する航空機の離陸重量を推算乗員 : 400 lb ペイロード : 5000 lb 飛行速度 : 0.7 Mach 巡航 : 500 nm~5000 nm ( この範囲で適当に選択すること ) ロイター : 30 min 前回のミッションを 今回の方法で再計算し 比較
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<4D F736F F D2089A182CC88C092E894F78C CC90848E5A2E646F63>
横の安定微係数の推算. 垂直尾翼の効果横すべり角 に対し, 垂直尾翼と胴体から負の横力 Y と正のヨーイング モーメントN が発生する. 尾翼により発生する横力 Y = V S L ) r a) ) =- ) - s) + ) d ) S : 垂直尾翼面積 ) L a ) Ld 胴体により発生する横力 L La Ld r : 垂直尾翼揚力傾斜 : 方向舵変化に対する垂直尾翼揚力係数変化 s : サイドウォッシュ角
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CA-134 Des Moines Class Data for Harpoon2
Type CA Name Des Moines Model No. CA 134 Orig DP 395 Length 2135 Displacement 17000 Crew 1800 Max Sea State 5 Repair Capacity 0 Troop Capacity 0 Ship Type General Armor Engneering Armor Bridge Armor Sensor
3 ( 9 ) ( 13 ) ( ) 4 ( ) (3379 ) ( ) 2 ( ) 5 33 ( 3 ) ( ) 6 10 () 7 ( 4 ) ( ) ( ) 8 3() 2 ( ) 9 81
1 ( 1 8 ) 2 ( 9 23 ) 3 ( 24 32 ) 4 ( 33 35 ) 1 9 3 28 3 () 1 (25201 ) 421 5 ()45 (25338 )(2540 )(1230 ) (89 ) () 2 () 3 ( ) 2 ( 1 ) 3 ( 2 ) 4 3 ( 9 ) ( 13 ) ( ) 4 ( 43100 ) (3379 ) ( ) 2 ( ) 5 33 ( 3 )
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自家用座学資料機体の性能と運用限界 公益財団法人日本学生航空連盟 2011 年 6 月作成 最終改定 2018 年 2 月 1 運動包囲線図 n 制限運動荷重倍数 A n1 D + 正の失速 n2 Vsl Va Vd 飛行速度 V 曲技 A 実用 U n1 7.0 5.3 n2 7.0 4.0 n3 5.0 1.5 n4 5.0 2.65 負の失速 n4 n3 Va までは大きな操作でも 制限荷重倍数を超えない
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第 2 章バックサイド (1) 旋回 Turn 図 2.4 は 一定の重量で 水平直線飛行 Straight & level flight しているときと同一の迎え角で旋回したときのバンク角と Tr の関係を示したものであるが 旋回中は 荷重倍数 n( 第 4 章 1 節参照 ) が増加するので見かけ上の機体重量が nw に増加するため バンク角が大きいほど 特に低速度域で抗力 D すなわち Tr
サブマリン707
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C O N T E N T S 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 26 27 28 29 30 31 32 33 34 35 36 37 38 39 40 41 42 43 44 45 46 47 48 49 50 51 52 53 54 55 56 57 58 59 60 61 62 第6章 航空エンジン工業の歩み
YS YX/ YXX/7J7 7 4YSX 9 5B B HSTP
1 1 1. 3 1YS-11 3 2YX/767 5 3YXX/7J7 7 4YSX 9 5B777 11 6B787 13 7HSTP 15 2. 17 1 17 2 18 3 19 3. 20 1 20 2 21 3 23 4 24 5 26 6 27 7 28 4. 29 5. 30 6. 32 7. 33 8. 34 9. 35 10. 40 2 : First
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30 (Electrical Engineering I) () LED IC 1. LED, IC D () 2 2 LED 6 4 ANDORNOTEXOR : : () () () () () 1 LED, IC 2 LED, IC LED, I
30 (Information Processing I) () 2 1 2 Word Excel WordExcel 1. EXCEL,WORD 2. D () 2 10 4 2 10 2 30 : () () () () () 1 EXCEL,WORD EXCEL,WORD EXCEL,WORD EXCEL,WORD 2 30 (Electrical Engineering I) () 2 1
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()(H) () / (havng) W W mg ρg d (.) m ρ d d () ( d ) F ρg (.) ρg m () G B :m :W W mg ρg m ρ (.3) η ( d η) F ρg ( d η) (.4) G B :m :W η F()- F()- η ρ ρ d F W d d m g g η ρ ρ d d m g g (.5) a (.5) Laplac
(1.2) T D = 0 T = D = 30 kn 1.2 (1.4) 2F W = 0 F = W/2 = 300 kn/2 = 150 kn 1.3 (1.9) R = W 1 + W 2 = = 1100 N. (1.9) W 2 b W 1 a = 0
1 1 1.1 1.) T D = T = D = kn 1. 1.4) F W = F = W/ = kn/ = 15 kn 1. 1.9) R = W 1 + W = 6 + 5 = 11 N. 1.9) W b W 1 a = a = W /W 1 )b = 5/6) = 5 cm 1.4 AB AC P 1, P x, y x, y y x 1.4.) P sin 6 + P 1 sin 45
平成16年度超高効率民間輸送機に関する調査研究(JADCF05)
16 17 3 http://www.jadc.or.jp 17 3 ii iii 20 4.1 4.4 35 29 29 26 B767 A300/A310/A330 B787/ A350 230309 20 2,800 787 2008 2024 17 2,600 B787 A350 $60 160 Crude Oil (L) Jet Fuel (R) $50 140 Crude Oil:
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Ver. 3.6 2 3 4 c e Live Active 5 6 c c e 7 8 10 c e 1 11 12 1 13 14 1 2 1 3 4 5 11 10 9 8 7 6 1 2 3 4 5 15 6 7 8 9 10 11 16 c 1 17 1 2 3 4 5 6 18 1 e 19 c 20 1 21 c e 22 1 23 c 2 e 25 26 2 27 1 2 28
.... 1. 9.. 9.. 11.. 12.. 13.. 14. 19 23. 24.. 25.. 27.. 28.. 30. 33.. 33.. 37 iv.. 42. 43.. 43.. 44. 46.. 46.. 49.. 49 50. 52. 53. 54.. 54.. 55.. 57.. 58. 59. 60. 61 62. 64. 65.. 66.. 67.. mission fuel
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不確かさ 資料 /8 天びんの校正の不確かさの目安 表 に 代表的な電子天びんの校正の不確かさ ( 目安 ) 示します 表 校正の不確かさ ( 目安 ) 最小表示 機種 校正ポイント拡張不確かさ ( 風袋なし ) (k=2) 0.00mg BM-20 g 0.09 mg GH-202 50 g 0.7 mg 0.0mg GH-252 00 g 0.3 mg BM-252 00 g 0.29 mg GR-20/GH-20
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CDEIR1D5ME Description Metal alloy core construction Magnetically shielded L W H: 11.5 1.7 5.mm Max. Product weight :.7 g (Ref.) Moisture Sensitivity Level: 1 Applications Ideally used in Notebook, PDA
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() () Page () & Page 110kg 67kg 138kg Page Page Page Page, Page () (S3)(S1 (S2) (S1) (S2)(S1) (S3) (S1) (A2)(A1) (A3)(S1) (S3)(S1) (A2)(A1) (A3)(A1) (A3) (A1) (S2) (S1) Page () 10 () () () () () () ()
FC 正面 1. 地震入力 1-1. 設計基準 準拠基準は以下による 建築設備耐震設計 施工指針 (2005 年版 ): 日本建築センター FH = KH M G KH: 設計用水平震度 KH = Z KS W : 機械重量 FV = KV M G = 機械質量 (M) 重力加速度 (G) KV =
FC 正面 1. 地震入力 1-1. 設計基準 準拠基準は以下による 建築設備耐震設計 施工指針 (2005 年版 ): 日本建築センター FH = KH M G KH: 設計用水平震度 KH = Z KS W : 機械重量 FV = KV M G = 機械質量 (M) 重力加速度 (G) KV = (1/2) KH Z : 地域係数 KS: 設計用標準震度 KV: 設計用鉛直震度 1-2. 設計条件耐震クラス
第 42 回流体力学講演会 航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム 2010 論文集 161 低レイノルズ数における矩形翼とデルタ翼の空力特性比較野々村拓 1, 小嶋亮次 2, 福本浩章 2, 大山聖 1, 藤井孝蔵 1 1. 宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究所,2. 東京大学大学院 Comp
第 42 回流体力学講演会 航空宇宙数値シミュレーション技術シンポジウム 2 論文集 6 低レイノルズ数における矩形翼とデルタ翼の空力特性比較野々村拓, 小嶋亮次 2, 福本浩章 2, 大山聖, 藤井孝蔵. 宇宙航空研究開発機構宇宙科学研究所,2. 東京大学大学院 Comparative Study of Aerodynamic Characteristics of Rectangular and
Microsoft Word - 767Y 飛行規程.DOC
様式 Ⅰ 2 1 シェンプ ヒルト式 ディスカス CS 型 飛行規程 個別飛行規程 (JA 767Y) 発行 :NPO 法人羽生ソアリングクラブ無断複写厳禁 発行 : 2002 年 12 月 22 日改定 : 航空機型式証明書番号 飛行 追加 ( 表題 : ) 規様式 Ⅰ 2 2 飛行規程承認書 第 号 種類滑空機 型式および製造者 シェンプ ヒルト式ディスカス CS 型シェンプ ヒルト航空機製作所
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8- My + Cy + Ky = f () t 8. C f () t ( t) = Ψq( t) () t = Ψq () t () t = Ψq () t = ( q q ) ; = [ ] y y y q Ψ φ φ φ = ( ϕ, ϕ, ϕ,3 ) 8. ψ Ψ MΨq + Ψ CΨq + Ψ KΨq = Ψ f ( t) Ψ MΨ = I; Ψ CΨ = C; Ψ KΨ = Λ; q
11 月新製品案内 B TEL:047-(498)-3537 AZ Model( インジェクション ) スケール 参考予定上代 AZ7540 メッサーシュミット Bf109H-0 Hohenjager 1:72 3,100 AZ7541 メッサーシュミット Bf109H-1 1:72 3,100 A
11 月新製品案内 A TEL:047-(498)-3537 A&W Models ( レジンキット ) スケール 参考予定上代 AW144070 三菱キ-97 双発輸送機 1:144 5,500 A&W 1:144 シリーズ最新作!! 実機解説 : 実機データ : 昭和 17 年末 百式輸送機にかわるべき高性能輸送機の必要性を予測した三菱は 小沢久之丞 全長 :20.00m 技師を主務者として キ-67
２
( 公財 ) 航空機国際共同開発促進基金 解説概要 22-7 この解説概要に対するアンケートにご協力ください FSW( 摩擦撹拌接合 ) の航空機への適用動向 1. 概要 1991 年に TWI(The Welding Institute : 英国にある公立の溶接 / 接合研究所 ) によって開発された FSW(Friction Stir Welding : 摩擦撹拌接合 ) は 従来接合法に比べ
10 2 2 10 6.5 78 1 65 / 30 / - 2 -
- 1 - 10 2 2 10 6.5 78 1 65 / 30 / - 2 - 3 3 30 8 4 8 6 11 14 45 14 7 8 1-3 - 4 1 () 20 4 9 4 9 3 9 4 PR 4 3-4 - - 5 - PR 15 4 PR 7 8 4 9 10-6 - 9 10 9 10 4 9 10 3 9 10 9 9 9 10 PR 1-7 - PR - 8 - 30 100-9
2006
2006 6cm 2 6cm 2 60m 60m 10kHz 31m 2006 3 3 2 1 2 3 3 3 3 1 16 2 3 1 3 1 4 1 2 1 2 3 4 1 4 19,11,21,29 4,4-2 8 15 9-3 51 39 1 32, 7 2 39 3 19,20,21,22,24,27 4 44,45,,, 30 1 20m 5 77 1 26, 15 2 27,95,
A: 中心光度の 98% の光度となるレンズ 部分 B: 直接光が図面上入射するレンズ部分 照明部の大きさとは 別に定めるもののほか 自動車の前方又は後方に向けて照射又は表示する灯火器又は指示装置にあっては車両中心面に直角な鉛直面への投影面積とし 自動車の側方に向けて照射又は表示する灯火又は指示装置
別添 94 灯火等の照明部 個数 取付位置等の測定方法 ( 第 2 章第 2 節及 び同章第 3 節関係 ) 1. 適用範囲第 2 節及び第 3 節の規定における灯火器及び反射器並びに指示装置の照明部 個数 取付位置等の測定方法は この別添に定めるところによる 2. 照明部 個数 取付位置等の測定方法 2.1. 照明部及び反射部の測定方法第 2 節及び第 3 節に定める灯火等の照明部又は反射部 (
SQ2.1 SQ2.2 ( ) 19971998 1981-97 細線同軸コネクタ 製品シリーズ
細線同軸コネクタ / Horizontal mating type / 0.5 mm pitch ( 関連シリーズ FPC コネクタ ) Product name CABLINE -VS II CABLINE -VS IIF CABLINE -VS CABLINE -VSF 製品写真をクリックすると 各製品紹介ページがご覧いただけます Feature EMI シールドカバー付きメカニカルロック EMI
GEH-1011ARS-K GEH-1011BRS-K 1. 地震入力 参考 1-1. 設計基準 使用ワッシャー 準拠基準は以下による M10 Φ 30 内径 11 t2 建築設備耐震設計 施工指針 (2005 年版 ): 日本建築センター FH = KH M G KH: 設計用水平震度 KH =
GEH-1011ARS-K GEH-1011BRS-K 1. 地震入力 参考 1-1. 設計基準 使用ワッシャー 準拠基準は以下による M10 Φ 30 内径 11 t2 建築設備耐震設計 施工指針 (2005 年版 ): 日本建築センター FH = KH M G KH: 設計用水平震度 KH = Z KS W : 機械重量 FV = KV M G = 機械質量 (M) 重力加速度 (G) KV =
http://www.ike-dyn.ritsumei.ac.jp/ hyoo/wave.html 1 1, 5 3 1.1 1..................................... 3 1.2 5.1................................... 4 1.3.......................... 5 1.4 5.2, 5.3....................
(1) 擁壁の設計 東京都 H=2.0m < 常時に関する計算 > 2000 PV w1 w2 w3 PH GL 350 1800 97 4 土の重量 16.0, コンクリートの重量 24.0 摩擦係数 0.30, 表面載荷 9.8 ( 土圧係数は直接入力による ) 安定計算用の土圧係数 0.500 壁体計算用の土圧係数 0.500 W1 = 12.6, W2 = 12.3, W3 = 78.1 PH
第６２巻 第１号 平成２４年４月／石こうを用いた木材ペレット
Bulletin of Japan Association for Fire Science and Engineering Vol. 62. No. 1 (2012) Development of Two-Dimensional Simple Simulation Model and Evaluation of Discharge Ability for Water Discharge of Firefighting
特-2.indd
LNG IHI-SPB IHI-SPB Tank for LNG Fueled Ship NO x SO x 3 2015 ECA ( Emission Control Area ) 2 NO x 80 0.1 LNG IHIMU IHI-SPB LNG LNG IHIMU IHI-SPB LNG Much attention is being paid to LNG fueled vessels
() () () 200,000 160,000 120,000 80,000 40,000 3.3 144,688 43,867 3.1 162,624 52,254 170,934 171,246 172,183 3 2.8 2.6 57,805 61,108 65,035 3.5 3 2.5 2 1.5 1 0.5 0 0 2 7 12 17 22 10.1 12.7 17 22.3 73.4
P01
0.7 1.5ton3way 01 車両の向きを変えずに 左 右 前方に 3 方向の荷役が可能 シフト ローテート フォークが左右にシフト ローテート 回転 シフト することで 車 両の向きを変えずに左 右の ラックへの荷役が可能です ジョイスティックレバー レバー1本でシフト ローテート操作が可能 シフト ローテート シンクロ シフト ローテートのシンクロ動作もワンタッチ 従来の3本レバーもオプションで設定できます
本日話す内容
6CAE 材料モデルの VV 山梨大学工学部土木環境工学科吉田純司 本日話す内容 1. ゴム材料の免震構造への応用 積層ゴム支承とは ゴムと鋼板を積層状に剛結 ゴム層の体積変形を制限 水平方向 鉛直方向 柔 剛 加速度の低減 構造物の支持 土木における免震 2. 高減衰積層ゴム支承の 力学特性の概要 高減衰ゴムを用いた支承の復元力特性 荷重 [kn] 15 1 5-5 -1-15 -3-2 -1 1
POWER-直接基礎Ⅱの出力例（表形式）
page < 出力例 > 地盤の支持力の計算 S01 (1F Y1@X1 ) BxL hf hw C,O r2 r1 基礎底面の形状 長方形 基礎最小幅 B 1.20 (m) 基礎の長さ L 2.60 (m) 基礎下端の深さ hf GL- 1.20 (m) 地下水位 hw GL- 3.90 (m) 根入れ深さ Df 1.20 (m) 土質定数 砂層 基礎下の土重量 γ1 18.14 (kn/m 3
: Optitron Meter : Except : w/ Daytime unning Light : w/o Daytime unning Light : Diesel : AD FT, AD FH : ND T E Combination Meter Master ( ) P/S SS Dr
(AT) (I) 0A ECU. A METE H S M P 0 C TAIL Fuse PANEL elay ( ) PANEL Fuse ( ) 0 0 N N E Combination Meter P I+ IND ILL+ Display Tachometer Speedometer Fuel ( ) Temp. ( ) IC Fuel ( ) Tail I/F Illumination
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SECURE LINK TECHNOLOGY Copyright 2013 Hitec Multiplex Japan, Inc. All Rights Reserved. Ver.1.022013/10/01 02 03 04 05 06 07 08 09 10 11 フライトの基本知識 フライトトレーニング フライトエリア フライト場所には 障害物のない広い空間を選んでください 屋外で飛行する場合は
Microsoft PowerPoint - 講演6 787
B787 にみる CNS/ATM の将来ー空域の効率的利用と安全性の向上ー 2006 年 1 月 31 日第 6 回 CNS/ATM シンポジウム ANA 運航本部技術部 B777 機長樋上一誠 1 B787 にみる CNS/ATM の将来空域の効率的利用と安全性の向上 (1)B787 の概要 (2)B787 における CNS/ATM 機能 (3) RNAV 運航の充実と RNP への発展 Non