上临界马赫数造句

• 上临界马赫数    所以，真正有实际意义的是上临界马赫数，而不是下临界马赫数。 发现了上临界马赫数，发展了奇异摄动理论中的变形坐标法，即国际上公认的PLK方法，倡导了我国的高超声速流、电磁流体力学、爆炸力学的研究，培养了优秀力学人才。 郭永怀的连续解说明，即使飞行速度超过了下临界马赫数，在理论上连续解依然可能存在，只有当飞行马赫数超过了上临界马赫数（即流场中第一次出现极限线的马赫数）时才会出现...
• 下临界马赫数    合作最早在跨声速流动问题中引入上下临界马赫数的概念。 所以，真正有实际意义的是上临界马赫数，而不是下临界马赫数。 郭永怀还进一步用稳定性理论解释实际临界马赫数会介于上下临界马赫数之间的原因，这也是对高性能气动外型的设计的先驱性工作。 尽管人们当时凭直觉已经意识到激波的出现是气动特性改变的主要原因，但起初往往只注意下临界马赫数（即流场中第一次出现声速的飞行马赫数）这个参数。 ...
• 临界马赫数    。这时的飞行马赫数称为临界马赫数。 想要提高飞行速度就要设法提高机翼临界马赫数。 ）可以提高临界马赫数，但是这样会增加机翼重量。 合作最早在跨声速流动问题中引入上下临界马赫数的概念。 定义：采用一种适用于超临界马赫数飞行的特殊翼型的机翼。 为了保持飞机飞行的经济性，飞行马赫数不宜超过临界马赫数。 所以，真正有实际意义的是上临界马赫数，而不是下临界马赫数。 棺材角(Coffi...
• 超临界马赫数    定义：采用一种适用于超临界马赫数飞行的特殊翼型的机翼。
• 低马赫数    显式一边的空间导数采用具有较高精度和良好数值稳定性的隐式高阶紧致差分格式，同时采用适于低马赫数流动计算的隐式高阶数值过滤方法。 本文对在低马赫数下绕naca0012翼型和naca4412翼型的定常流场进行了求解，结果和实验基本吻合，并对非定常运动情况进行了初步模拟研究，得出了一些有意义的结果。 ( 5 )针对三维低马赫数流动和爆炸冲击波模拟两个科学计算问题,将串行算法的改进...
• 出口马赫数    考虑这一因素后，喷管出口马赫数接近设计马赫数，其设计精度有较大提高。本方法可为超音速高超声速喷管设计和反设计提供参考。 本研究的蛇形进气道在出口马赫数为0 . 45时，总压恢复系数为0 . 90 ，综合畸变指数为13 . 85 % ，总压恢复较低，畸变较大，超出了一般航空发动机的承受范围。 研究结果表明： ( 1 )地面工作状态下，随着出口马赫数的增加，蛇形进气道出口截面的...
• 变马赫数    低温风洞具有独立改变马赫数、雷诺数和动压的能力，因此发展很快。
• 喷管出口马赫数    考虑这一因素后，喷管出口马赫数接近设计马赫数，其设计精度有较大提高。本方法可为超音速高超声速喷管设计和反设计提供参考。 为了验证所设计的喷管出口马赫数的大小和喷管出口流场的均匀性，采用nnd格式和b l湍流模型求解雷诺平均n - s方程，对设计结果进行了cfd验算，得出了在一定温度范围内，超音速、高超声速流动的条件下，不同马赫数范围内变比热容对喷管型面和喷管出口马赫数的影响...
• 局部马赫数    、气流速度的气流马赫数、复杂流场中某点流速的局部马赫数等等。 、气流速度之气流马赫数、复杂流场中某点流速之局部马赫数等等。 如果流场中的各点速度不同，那么某一点的流速与该点音速的比值称为当地马赫数（局部马赫数）。
• 巡航马赫数    超临界机翼由于其具有较高的气动效率、较高的巡航马赫数及较大的机翼相对厚度而被广泛应用于新一代民用飞机及军用运输机上。
• 平飞马赫数    最大起飞重量达30吨，最大平飞马赫数能达到2．35。 该机装备有A L-31 FP可操纵推力矢量发动机，具有高度机动性，最大起飞重量达30吨，最大平飞马赫数能达到2.35。 米格－29战斗机采用全后掠下单翼，双垂尾正常式布局，带有较宽的机翼前缘边条，液压助力机械式操纵系统，全金属半硬壳式机身，复合材料结构占全机重量的7％，作战半径574千米，最大平飞马赫数能达到2．3。
• 当地马赫数    当地马赫数M小于1而接近1称“亚音速”，当地马赫数M大于1称“超音速”。 如果流场中的各点速度不同，那么某一点的流速与该点音速的比值称为当地马赫数（局部马赫数）。
• 最大马赫数    制空性能：最大马赫数1。 这些飞机飞行的最大马赫数多在2.0以上。 的F-4B相当，即升限20公里，最大马赫数2。 它可同时拦截6个目标，制导12枚导弹，最大马赫数4。 弹长12.4米，弹径0.79米，翼展2.28米，最大马赫数为3.3。 定义：飞机强度规范中规定的在设计中使用的最大马赫数。 奈基1型防空导弹弹长12.4米，弹径0.79米，翼展2.28米，最大马赫数为3.3...
• 模拟马赫数    飞行器气动力试验的主要模拟参数是飞行马赫数和雷诺数，常规跨音速风洞虽能模拟马赫数，但其雷诺数却比实际飞行值低1—2个量级。
• 气流马赫数    根据此数学模型，分析了攻角和进口气流马赫数对进气道性能的影响，同时给出了斜板对进气道性能的影响。
• 激波马赫数    本文对脉动射流的型式及其对激波、管内流动及冷效应的影响进行了较系统的理论和实验研究,主要包括:探讨了脉动射流的型式对形成管内激波形成及激波强度的影响,给出了不同脉动射流的型式下振荡管开口端初始间断的类型,对初始间断进行了分解,导出了包含进气、排气参数及工质物性参数的管内入射激波马赫数mj的表达式,给出了管内激波形成的三种原因及其所对应的脉动射流型式和具体的工作状态。
• 磁马赫数    磁流体力学相似准数有雷诺数、磁雷诺数、哈特曼数、马赫数、磁马赫数、磁力数、相互作用数等。
• 自由流马赫数    除模拟自由流马赫数∞、比热比γ和喷管几何形状外,还要模拟出口与自由流静压比pj/p∞、出口马赫数j、喷流比热比γj、普适气体常数与热力学温度乘积比(RT)j/(RT)∞等相似参数。
• 设计马赫数    考虑这一因素后，喷管出口马赫数接近设计马赫数，其设计精度有较大提高。本方法可为超音速高超声速喷管设计和反设计提供参考。
• 试验马赫数    24英寸气体发生器弹射的尼龙/凯夫拉尔－29螺旋降落伞，允许在超音速状态下迅速减速（要求两秒钟将速度减至每小时35英里），试验马赫数达到1.2。
• 超音速马赫数    因此，实际激波是有厚度的，但数值十分微小，只有气体分子自由程的某个倍数，波前的相对超音速马赫数越大，厚度值越小。
• 跨音速马赫数    在跨音速马赫数范围内需要经验结果。
• 达到马赫数    第一代战斗机可以实现超音速飞行，其最大飞行速度可以达到马赫数1.3。 第一代战斗机已经可以实现超音速飞行，其最大飞行速度可以达到马赫数1.3。 这时X－1飞机的燃料几乎用尽，速度变得更快，达到马赫数1?06，这时的高度是13000米。 这种推进装置可使飞机速度达到马赫数为0.8,比一般装有涡轮风扇发动机的飞机省油30％～40％。 正确的表述是“这种飞机可达到马赫数×”或“这...
• 阀出口马赫数    阀出口马赫数
• 飞行马赫数    在飞行马赫数m _ = 3 - 7的范围内，为充分发挥冲压发动机的性能优势，高超声速飞行器采用了既能在亚声速燃烧模态，又能在超声速燃烧模态下工作的固定几何形状的双模态冲压发动机。 双模态冲压发动机是综合了亚燃冲压发动机和超燃冲压发动机优势的一种新型的吸气式动力装置，它可以在比较宽广的飞行马赫数范围内工作( m 3 8 ) ，具有良好的工作性能和广阔的应用前景。 根据流场计算...