1) transonic area rule
跨音速面积律
1.
The blended wing-body is optimized by the transonic area rule,and the aerodynamic force of the blended wing-body before and after optimization of the shape is simulated by solving the 3-D,Euler equations.
本文用跨音速面积律对某翼身融合体进行修形设计,并通过三维欧拉方程对修形前、后的融合体气动力进行了数值模拟。
2) transonic
[英][træn'sɔnik] [美][træn'sɑnɪk]
跨音速
1.
An intelligent method on transonic flight control system;
跨音速飞行状态下的一种智能控制方法
2.
Volterra series based transonic unsteady aerodynamics modeling;
基于Volterra级数的跨音速非定常气动力建模
3.
Numerical simulation of transonic flutter based on agglomeration multigrid method;
基于聚合多重网格方法的跨音速颤振的数值模拟
3) transonic flow
跨音速
1.
Because of the non-linearity arised in the problems concerning transonic flow,existed transonic aeroservoelastic researches focus on the direct aeroelastic simulation in time domain,and the studies on the effects of the given feedback control laws on the responses of the aeroelastic system.
运用基于非定常Eu ler方程的气动力辨识技术,得到跨音速非定常气动力的降阶模型。
2.
In this paper, the adaptive parallel Multigrid algorithm is applied in solving transonic flow equation with large disturbance in the axial direction and small disturbance in the transverse direction.
本文运用自适应并行多重网格法求解了轴向大扰动、径向小扰动的跨音速方程。
3.
Computations of the three dimensional transonic flowfield about a spinning and nonspinning axisymmetric projectiles are carried out by using Osher s approximate Riemann solver.
用黎曼分解和Osher近似方法 ,计算了旋转和非旋转弹丸三维跨音速绕流场 。
4) transonic flow
跨音速流
1.
The transonic flows in the convergent-divergent nozzles with the secondary flow are computed by the definite element method.
本文用有限元法数值分析带二次流可调收—扩喷管跨音速流动，紊流粘性采用ｋ—ε双方程模型来描述，并利用加权余量法中的Ｇａｌｅｒｋｉｎ法建立有限元方程，求解可压缩粘性流体流动Ｎ－Ｓ方程，喷管壁面采用壁面函数。
2.
To compute transonic flows over a complex three dimensional aircraft configuration,a viscous/ inviscid interaction method was developed by coupling an boundary-layer solver with Eluer solver.
采用求解Euler方程结合附面层修正的方法在结构网格上对翼身组合体跨音速流场进行了数值模拟。
5) transonic speed; transonic
跨音速<火>
6) transonic aircraft
跨音速机
补充资料：面积律
在跨音速或超音速飞行时飞行器零升波阻力与飞行器横截面积沿飞行器纵轴分布之间的关系。根据面积律，人们就有可能在设计飞行器时降低跨音速或超音速波阻力，提高飞机的跨音速和超音速飞行性能(见飞行速度)。面积律还能提供估算飞机波阻力的简化方法，用计算简单的当量旋成体的波阻力来代替计算复杂飞机的波阻力（见空气动力特性）。因此，面积律在跨音速和超音速飞机的设计中得到广泛的应用。
跨音速面积律 1952年R.T.惠特科姆通过风洞实验发现,当飞行马赫数接近于1时，飞行器的零升波阻力是飞行器横截面积(与飞行方向垂直的截面积)分布的函数，而且近似地等于具有相同横截面积分布的旋成体（称为当量旋成体）的零升波阻力。因此，可根据最小波阻力旋成体的横截面积分布来调整飞行器的横截面积，以获得较小的波阻力。机翼-机身组合体（图1 ）横截面积 A-A与其当量旋成体的对应横截面积 B-B相等。因为光滑（母线无反曲）旋成体的波阻最小，所以为了降低飞行器跨音速飞行时的零升波阻力，可以修改机身横截面积沿纵轴的分布，例如缩小机翼、尾翼与机身连接区的机身横截面积和增大机翼、尾翼前后方的机身横截面积,形成蜂腰形机身,使飞行器当量旋成体的横截面积分布与最小波阻旋成体的相接近或做到尽量光滑。美国的YF-102战斗机在1954年试飞时由于跨音速波阻力过大而未超过音速，后来采用了跨音速面积律和其他措施,使其改型机YF-102A于同年试飞时顺利地超过音速。这是世界上第一架采用跨音速面积律的飞机。
超音速面积律 1953年美国空气动力学家O.琼斯提出超音速面积律。与跨音速面积律相比，所不同的是决定超音速飞行时飞行器的零升波阻力的截面积不是飞行器的横截面积，而是在给定的飞行马赫数下通过机身纵轴上某一点的后马赫锥的切平面（称马赫平面，图2a）所切割的飞行器截面积（图2b ）。由于每个子午角θ都对应着一个马赫平面，不同子午角θ的马赫平面所切割的飞行器截面积是不同的，因此应取θ从零到2π中各马赫平面所切割飞行器截面积投影的平均值作为机身纵轴上这一点的当量旋成体的截面积。同样，为了降低超音速飞行时飞行器的零升波阻力，必须使这一当量截面积沿纵轴的分布尽量光滑。
参考书目
H.Ashley and M.Landahl, Aerodynamics of Wingsand Bodies,Addison Wesley Publ.Co.,Massachusetts, 1966.
跨音速面积律 1952年R.T.惠特科姆通过风洞实验发现,当飞行马赫数接近于1时，飞行器的零升波阻力是飞行器横截面积(与飞行方向垂直的截面积)分布的函数，而且近似地等于具有相同横截面积分布的旋成体（称为当量旋成体）的零升波阻力。因此，可根据最小波阻力旋成体的横截面积分布来调整飞行器的横截面积，以获得较小的波阻力。机翼-机身组合体（图1 ）横截面积 A-A与其当量旋成体的对应横截面积 B-B相等。因为光滑（母线无反曲）旋成体的波阻最小，所以为了降低飞行器跨音速飞行时的零升波阻力，可以修改机身横截面积沿纵轴的分布，例如缩小机翼、尾翼与机身连接区的机身横截面积和增大机翼、尾翼前后方的机身横截面积,形成蜂腰形机身,使飞行器当量旋成体的横截面积分布与最小波阻旋成体的相接近或做到尽量光滑。美国的YF-102战斗机在1954年试飞时由于跨音速波阻力过大而未超过音速，后来采用了跨音速面积律和其他措施,使其改型机YF-102A于同年试飞时顺利地超过音速。这是世界上第一架采用跨音速面积律的飞机。
超音速面积律 1953年美国空气动力学家O.琼斯提出超音速面积律。与跨音速面积律相比，所不同的是决定超音速飞行时飞行器的零升波阻力的截面积不是飞行器的横截面积，而是在给定的飞行马赫数下通过机身纵轴上某一点的后马赫锥的切平面（称马赫平面，图2a）所切割的飞行器截面积（图2b ）。由于每个子午角θ都对应着一个马赫平面，不同子午角θ的马赫平面所切割的飞行器截面积是不同的，因此应取θ从零到2π中各马赫平面所切割飞行器截面积投影的平均值作为机身纵轴上这一点的当量旋成体的截面积。同样，为了降低超音速飞行时飞行器的零升波阻力，必须使这一当量截面积沿纵轴的分布尽量光滑。
参考书目
H.Ashley and M.Landahl, Aerodynamics of Wingsand Bodies,Addison Wesley Publ.Co.,Massachusetts, 1966.
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