1) two-dimensional transonic cascade
二元跨音速叶
3) transonic diffuser grid flow
跨音速叶栅流动
1.
The paper describes the application of Extension o f the Finite Area Time Marching Method in the calculation of transonic diffuser grid flow.
论述了时间相关有限差分法在跨音速叶栅流动计算中的应用,并以具有代表性的跨音速压气机叶栅流场的计算和图样的制取为例,附以程序编制及其流程图,详细地讲解了计算程序的具体操作。
4) 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
5) 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 。
6) 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。
补充资料：跨音速飞行
飞行器以马赫数0.8～1.2的速度飞行(见飞行速度)。飞行器从亚音速到超音速或从超音速到亚音速飞行必须经过跨音速区。跨音速区从飞行器表面上某点气流出现音速的所谓临界速度起到整个流场都是超音速为止，是飞行器表面的气流既有亚音速又有超音速的"混合流动"区，在理论上属混合型方程。这时马赫数和雷诺数都影响飞机的空气动力特性。飞机达到临界速度时，其表面形成激波并随马赫数增大而发展。激波后压力剧增，导致翼面附面层内气流分离。激波与附面层又相互作用。激波产生波阻，使阻力比亚音速时增大若干倍，升力减小，压力中心后移，力矩突变，飞机可能出现振动或颤振（见气动弹性力学）。升降舵和副翼等操纵面效率大为降低，而其铰链力矩大增。纵向、横向和航向平衡受到局部影响，尤其是纵向平衡，还容易出现蹬舵反倾斜现象。低空大表速、高空大马赫数的跨音速飞行容易出现自动倾斜，或称翼下冲。此外，高度表、速度表、马赫数表和升降速度表指针因激波而晃动，高度表指示误差可达700～800米，这些都会给飞行员带来不便。
超音速飞机越过跨音速的时间短暂，这些影响还不致给驾驶员带来麻烦。持久的跨音速飞行不仅阻力剧增，耗油量大，而且上述不利影响还会使驾驶员操纵困难。现代很少有专为跨音速飞行设计的飞机。克服跨音速飞行的不利影响的措施是使用小展弦比、小厚度比的后掠机翼和研究超临界机翼以及机身按面积律修形等。
超音速飞机越过跨音速的时间短暂，这些影响还不致给驾驶员带来麻烦。持久的跨音速飞行不仅阻力剧增，耗油量大，而且上述不利影响还会使驾驶员操纵困难。现代很少有专为跨音速飞行设计的飞机。克服跨音速飞行的不利影响的措施是使用小展弦比、小厚度比的后掠机翼和研究超临界机翼以及机身按面积律修形等。
说明：补充资料仅用于学习参考，请勿用于其它任何用途。
参考词条