1) jet
喷气增升
2) air injection
喷气
1.
Numerical method is utilized to investigate the effects of discrete micro air injection from casing shroud upstream blade tip leading edge on the rotor tip flow in a low-speed isolated axial compressor rotor at the operating condition near stall point.
本文采用数值模拟方法研究了近失速工况动叶顶部前缘附近喷气对低速轴流压气机孤立转子叶顶区域流动的影响。
2.
The influence of air injection on the performance of compressor is analyzed by altering the mass flow rate, injection angle, yaw angle and collocation of injectors.
本文采用数值模拟方法研究了进口叶尖喷气对低速离心压气机稳定工作范围的影响。
3.
In this paper,The effect of air injection on the resistance reduction of stepped planing boat by the several selected combinations of 2 longitudinal centers of gravity,2 forms of step,2 forms of spray strip,5 air flow rates,is investigated experimentally.
StateLaboratoryofHydrodynamicsofChina本文通过2种重心位置、2种断阶方式、2种防溅条形式、5种喷气流量的选择组合 ,研究了在断级滑行艇上气层减阻的实施途径及效果。
3) jet
喷气
1.
A propulsion operating principle was put forward based on the lift operating principle,which introduces a blade-tip jet technique that can enhance the power coefficient of wind turbines significantly,i.
在水平轴风力机升力型工作原理的基础上提出一种新的推力型工作原理,提供一项显著提高风力机风能利用系数的桨尖喷气技术,即充分利用传统升力型风力机风轮旋转离心力在除去整流罩的空心轮毂内产生的低压,将轮毂前方的气体吸入,并通过中空的桨叶,再从桨尖处预先设置的切向孔中与旋转方向反向喷出,从而产生推动风轮旋转的“辅助”转矩,并使发电量和风能利用系数大大提高。
2.
Through analyzing work principle of the wind turbine, a new technique is proposed which uses a method of jet at the blade-tip of wind turbine to enhance the efficiency of wind turbine.
通过对风力机工作原理的分析，提出了一种利用叶尖喷气的方法来提高风力机效率的新型技术。
3.
A new type of trajectory correction execute mechanism - micro impulse jet engine - was put forward that is used in the infantry rocket grenade.
本文针对弹道修正的特点,以单兵火箭弹道修正为应用背景,提出了一种新型弹道修正执行机构——微型脉冲喷气发动机。
4) gas-puff
喷气
1.
The prepulses for the z-pinch neon gas-puff load and the single wire load were both analyzed using Pspice.
z箍缩负载分别采用氖气喷气负载及金属单丝负载。
5) ejection
喷气
1.
Numerical simulations and tests were carried out to investigate the effect of ejection from different trailing edge slots of a turbine cascade.
以某涡轮叶栅为研究对象,采用试验和数值模拟相结合的方式研究了涡轮叶片尾缘不同喷气形式对叶栅性能的影响。
2.
A turbine flow control technique using air ejection near blade trailing edge to achieve superior aerodynamic performance is proved numerically by CFD simulation.
研究结果表明:采用尾缘附近喷气的控制方法,能有效地控制涡轮叶片表面边界层分离,从而增大叶栅负荷,并降低气动损失。
6) Puffing gas
喷气
1.
Puffing gas can reduce the plasma temperature in the scrape o.
通过喷气和注入杂质获得的部分脱靶等离子体形成了动态气体靶。
参考词条
补充资料：增升装置
机翼上用来改善气流状况和增加升力的活动面。在起飞、着陆或机动飞行时使用增升装置可以改善飞机起飞、着陆和机动飞行的性能。飞机的增升装置主要由各种前、后缘襟翼组成。增升装置和襟翼的名称经常是混用的。增升装置通常装在机翼的前缘和后缘，非使用状态下是机翼剖面的一部分。位于前缘的有前缘缝翼和前缘襟翼；在后缘的有各种型式的后缘襟翼。
20世纪30年代开始在机翼上采用增升装置，最初采用的是简单的后缘襟翼和开裂式襟翼。增升装置的应用可在不恶化起飞、着陆性能的条件下大幅度减小机翼面积,有利于提高飞行速度。为了进一步提高飞机速度,又发展了各种高效率的增升装置，如后退襟翼和多缝襟翼。在短距起落飞机上，高效率的增升装置更是实现短距起落的主要手段。一般襟翼的增升能力已不能满足短距起落的要求，于是进一步利用发动机的喷流或螺旋桨后的滑流来增升，出现了增升能力更高的各种动力增升方法。增升装置按增加机翼升力原理的不同分为气动力增升装置和动力增升装置两大类。
气动力增升装置 指用增加机翼弯度、面积和延迟气流分离的方法增加升力的装置。其中包括简单襟翼、开裂式襟翼（襟片）、开缝襟翼（单缝襟翼、双缝襟翼和多缝襟翼）、后退式襟翼、前缘襟翼（简单前缘襟翼和克鲁格襟翼）、前缘缝翼、附面层吹除（或吸入）襟翼（包括前缘附面层吹除和后缘附面层吹除）（图1）。
①简单襟翼：襟翼是机翼后缘的一部分，类似于副翼，使用时只向下偏转一定的角度，起增加机翼弯度和迎角的作用,从而使升力增加（图1a）。它的增升效率低，但构造简单，多用在轻型飞机上。
②开裂式襟翼：处于收上位置时紧贴于机翼后缘下部，使用时可绕襟翼前缘铰链轴向下偏转，好像机翼后缘沿弦面裂开一样(图1b)，开裂处形成一低压区，对机翼上表面气流具有吸引作用，使机翼上表面流速增加，从而增加升力。开裂式襟翼增升效果比简单襟翼好，但阻力也较大,由于构造简单,在小型低速飞机上应用得较广泛。
③开缝襟翼：处于收上位置时与简单襟翼差不多。襟翼放下(偏转)时前缘与主翼间形成一条收缩缝隙（图1c）,除能增加机翼弯度和迎角外，收缩缝隙还可将下翼面的高压气流导向上翼面后部，可延迟上翼面气流的分离，从而提高增升效果。在有些高性能飞机上,襟翼由2～3个小翼片组成,襟翼下偏时可形成2～3个缝隙。这种型式的开缝襟翼分别称为双缝襟翼（图1d）和多缝襟翼，它们的增升效率比单缝襟翼要高,但构造复杂,重量大。现代多数大型旅客机上采用的双缝和多缝襟翼向下偏转时，还有一定的后移量，因而也起到增加机翼面积的作用。
④后退式襟翼：机翼后缘下半部为活动翼面。使用时襟翼沿滑轨后退,同时下偏（图1e），一方面增加机翼弯度，同时大大增加机翼后部的面积，所以增升效率较高。后退式襟翼的缺点除构造复杂外，使用时低头力矩较大，要求飞机平尾有足够大的平衡能力。有些后退式襟翼前缘与机翼后缘间保持一定的缝隙，还能起到开缝襟翼的作用，常被称为富勒襟翼。后退式襟翼在大、中型飞机上采用较多，特别是在有些高性能飞机上，机翼厚度较薄，不便于采用复杂的双缝和多缝襟翼时，可以采用较薄的后退式襟翼。
⑤前缘襟翼：简单前缘襟翼是机翼前缘的一部分，使用时绕后部的铰链轴向下偏转（下垂），增加机翼的弯度，能延迟机翼前缘气流的分离。常用于超音速飞机前缘较尖锐的机翼上。它和后缘襟翼配合能提高飞机起飞着陆时的升力，同时也可当作机动襟翼使用，即在飞行中根据速度和迎角的变化自动调整前缘襟翼和后缘襟翼的偏度，相当于自动改变机翼弯度，提高机动飞行中机翼的升阻比和升力。克鲁格襟翼也是前缘襟翼的一种。它是位于前缘下表面的可转翼面，可以绕前面的铰链轴向前翻转（图1g,图2b），即增加前缘弯度又增大机翼面积，起增升的作用。它经常与后退式襟翼或多缝襟翼配合使用，以减小增升时机翼力矩的变化。
⑥前缘缝翼：紧贴于机翼前缘的小翼面(图1h),打开时与机翼间形成一道缝隙，可延缓机翼前缘气流分离，增加起飞、着陆时的升力。在有些飞机上仅在翼梢布置前缝翼，可以改善飞机在大迎角时的横向稳定性和操纵性。
⑦附面层吹除（或吸入）襟翼：机翼的升力系数主要因气流分离而降低，因此延缓机翼气流分离是增加升力的一个重要途径。对于前缘钝圆的厚机翼，分离一般是从后缘开始，随迎角增大分离区向前缘发展扩大。在后缘襟翼下偏的情况下，气流更易于从襟翼前缘处分离。如从发动机压气机引出少量空气,沿襟翼上表面吹气,给附面层注入一定能量，则可以延缓气流分离，达到增加机翼升力的目的。这就是后缘附面层吹除襟翼。用吸气代替吹气的方法在理论上更为有利，但是在使用上吸气缝隙容易堵塞，很少采用。对于尖前缘的薄机翼，气流分离从前缘处开始，这时在前缘沿上表面吹气可获得较好的增升效果，这就是前缘附面层吹除襟翼。
在飞机上，经常是在上述各种襟翼中采取不同的组合,如用前缘襟翼加附面层吹除和后缘襟翼(图2a),或用克鲁格襟翼加后退式三缝襟翼（图2b）。
动力增升 让发动机喷流或螺旋桨后的滑流流过机翼，利用偏转后缘襟翼的方法使高速气流向下偏折，从而增大机翼升力。这种增升方法虽然是通过机翼实现的，但实质上是发动机的推力转向，从而得到附加升力（见垂直和短距起落飞机）。
20世纪30年代开始在机翼上采用增升装置，最初采用的是简单的后缘襟翼和开裂式襟翼。增升装置的应用可在不恶化起飞、着陆性能的条件下大幅度减小机翼面积,有利于提高飞行速度。为了进一步提高飞机速度,又发展了各种高效率的增升装置，如后退襟翼和多缝襟翼。在短距起落飞机上，高效率的增升装置更是实现短距起落的主要手段。一般襟翼的增升能力已不能满足短距起落的要求，于是进一步利用发动机的喷流或螺旋桨后的滑流来增升，出现了增升能力更高的各种动力增升方法。增升装置按增加机翼升力原理的不同分为气动力增升装置和动力增升装置两大类。
气动力增升装置 指用增加机翼弯度、面积和延迟气流分离的方法增加升力的装置。其中包括简单襟翼、开裂式襟翼（襟片）、开缝襟翼（单缝襟翼、双缝襟翼和多缝襟翼）、后退式襟翼、前缘襟翼（简单前缘襟翼和克鲁格襟翼）、前缘缝翼、附面层吹除（或吸入）襟翼（包括前缘附面层吹除和后缘附面层吹除）（图1）。
①简单襟翼：襟翼是机翼后缘的一部分，类似于副翼，使用时只向下偏转一定的角度，起增加机翼弯度和迎角的作用,从而使升力增加（图1a）。它的增升效率低，但构造简单，多用在轻型飞机上。
②开裂式襟翼：处于收上位置时紧贴于机翼后缘下部，使用时可绕襟翼前缘铰链轴向下偏转，好像机翼后缘沿弦面裂开一样(图1b)，开裂处形成一低压区，对机翼上表面气流具有吸引作用，使机翼上表面流速增加，从而增加升力。开裂式襟翼增升效果比简单襟翼好，但阻力也较大,由于构造简单,在小型低速飞机上应用得较广泛。
③开缝襟翼：处于收上位置时与简单襟翼差不多。襟翼放下(偏转)时前缘与主翼间形成一条收缩缝隙（图1c）,除能增加机翼弯度和迎角外，收缩缝隙还可将下翼面的高压气流导向上翼面后部，可延迟上翼面气流的分离，从而提高增升效果。在有些高性能飞机上,襟翼由2～3个小翼片组成,襟翼下偏时可形成2～3个缝隙。这种型式的开缝襟翼分别称为双缝襟翼（图1d）和多缝襟翼，它们的增升效率比单缝襟翼要高,但构造复杂,重量大。现代多数大型旅客机上采用的双缝和多缝襟翼向下偏转时，还有一定的后移量，因而也起到增加机翼面积的作用。
④后退式襟翼：机翼后缘下半部为活动翼面。使用时襟翼沿滑轨后退,同时下偏（图1e），一方面增加机翼弯度，同时大大增加机翼后部的面积，所以增升效率较高。后退式襟翼的缺点除构造复杂外，使用时低头力矩较大，要求飞机平尾有足够大的平衡能力。有些后退式襟翼前缘与机翼后缘间保持一定的缝隙，还能起到开缝襟翼的作用，常被称为富勒襟翼。后退式襟翼在大、中型飞机上采用较多，特别是在有些高性能飞机上，机翼厚度较薄，不便于采用复杂的双缝和多缝襟翼时，可以采用较薄的后退式襟翼。
⑤前缘襟翼：简单前缘襟翼是机翼前缘的一部分，使用时绕后部的铰链轴向下偏转（下垂），增加机翼的弯度，能延迟机翼前缘气流的分离。常用于超音速飞机前缘较尖锐的机翼上。它和后缘襟翼配合能提高飞机起飞着陆时的升力，同时也可当作机动襟翼使用，即在飞行中根据速度和迎角的变化自动调整前缘襟翼和后缘襟翼的偏度，相当于自动改变机翼弯度，提高机动飞行中机翼的升阻比和升力。克鲁格襟翼也是前缘襟翼的一种。它是位于前缘下表面的可转翼面，可以绕前面的铰链轴向前翻转（图1g,图2b），即增加前缘弯度又增大机翼面积，起增升的作用。它经常与后退式襟翼或多缝襟翼配合使用，以减小增升时机翼力矩的变化。
⑥前缘缝翼：紧贴于机翼前缘的小翼面(图1h),打开时与机翼间形成一道缝隙，可延缓机翼前缘气流分离，增加起飞、着陆时的升力。在有些飞机上仅在翼梢布置前缝翼，可以改善飞机在大迎角时的横向稳定性和操纵性。
⑦附面层吹除（或吸入）襟翼：机翼的升力系数主要因气流分离而降低，因此延缓机翼气流分离是增加升力的一个重要途径。对于前缘钝圆的厚机翼，分离一般是从后缘开始，随迎角增大分离区向前缘发展扩大。在后缘襟翼下偏的情况下，气流更易于从襟翼前缘处分离。如从发动机压气机引出少量空气,沿襟翼上表面吹气,给附面层注入一定能量，则可以延缓气流分离，达到增加机翼升力的目的。这就是后缘附面层吹除襟翼。用吸气代替吹气的方法在理论上更为有利，但是在使用上吸气缝隙容易堵塞，很少采用。对于尖前缘的薄机翼，气流分离从前缘处开始，这时在前缘沿上表面吹气可获得较好的增升效果，这就是前缘附面层吹除襟翼。
在飞机上，经常是在上述各种襟翼中采取不同的组合,如用前缘襟翼加附面层吹除和后缘襟翼(图2a),或用克鲁格襟翼加后退式三缝襟翼（图2b）。
动力增升 让发动机喷流或螺旋桨后的滑流流过机翼，利用偏转后缘襟翼的方法使高速气流向下偏折，从而增大机翼升力。这种增升方法虽然是通过机翼实现的，但实质上是发动机的推力转向，从而得到附加升力（见垂直和短距起落飞机）。
说明：补充资料仅用于学习参考，请勿用于其它任何用途。