跨声,transonic
1)transonic[英][tr?n's?nik][美][tr?n'sɑn?k]跨声
1.Design and numerical simulation of a transonic swept fan;某掠形跨声风扇设计与数值模拟
2.The general performance and internal flow mechanism were analyzed in the stage condition by using numerical simulation method: the case of the self-design multigronp high specific speed transonic centrifugal/mixed-flow impeller.以自行设计的多组高比转速跨声离心/斜流叶轮为例,采用数值模拟方法,在级环境下分析了其总体性能及内部流动机理。
3.An arbitrary airfoils blade design procedure was adopted to redesign a transonic fan with compound swept.采用任意中弧线叶片造型程序,将某单级跨声、常规设计的风扇改进为复合掠形设计。
英文短句/例句

1.Histopathological Comparative Study between Transglottic Carcinoma and Supraglottic Carcinoma;跨声门癌与声门上癌的组织病理学比较研究
2.von kormon's transonic similarity rule卡尔曼的跨声速相似定律
3.A Static Aeroelastic Numerical Analytic Method of Transonic Flow About Wings跨声速机翼静气动弹性数值分析方法
4.The Research of Transonic Euler Equations Parallel Algorithms and It s Applications;跨声速欧拉方程并行算法研究及应用
5.Aerodynamic Performance Research on Transonic Hige Pressure Stage of Air-Cooled Turbine跨声速高压气冷涡轮级气动性能研究
6.Numerical Analysis of Effect of Mini-TED on Aerodynamic Characteristics of Airfoils in Transonic FlowMini-TED改变翼型跨声速性能的数值分析
7.A review of heat exchanger study for large-scale continuous transonic wind tunnels大型连续式跨声速风洞热交换器概述
8.CALCULATION OF THE PERTURBATION VELOCITY FIELD BEHIND THIN WINGS AT TRANSONIC SPEEDS跨声速绕流时薄翼后方扰动速度场的计算
9.Research on Numerical Simulation of N-S Equations for the Three-Dimensional Flow Field in Transonic Compressor Rotor;跨声速压气机转子三维流场Navier-Stokes方程数值模拟
10.Design and Numerical Investigations of Axial Aspirated Transonic Compressor Stage;跨声速吸气式轴流压气机设计及数值模拟研究
11.The Study of Blade Design of Aspirated Transonic Compressor;跨声速附面层吸气式压气机叶型设计研究
12.Numerical Research on the Unsteady Flow and Loss in the Transonic Compressor跨声速压气机非定常流动及损失的数值研究
13.Research of Second Throat Design of Continuous Transonic/Supersonic Wind Tunnel连续式跨声速风洞第二喉道设计技术研究
14.The Study on the Multi-objective Optimization Design of the Rotor of Transonic Compressor跨声速压气机转子多目标气动优化设计研究
15.Effect of bowed and swept rotors on wake transportation in a transonic compressor跨声速压气机中动叶弯和掠对尾迹输运的影响
16.Coupled heat transfer simulations of a transonic vane by taking account of transition flows考虑转捩的跨声速气冷涡轮叶片气热耦合计算
17.Three-dimensional viscous numerical investigations on the overall aerodynamic performance of transonic axial-flow compressors跨声速轴流压气机特性全三维黏性流动分析
18.Floating suspension system for full model flutter test in transonic wind tunnel跨声速风洞全模颤振试验悬浮支撑系统
相关短句/例句

transonic[英][tr?n's?nik][美][tr?n'sɑn?k]跨声速
1.Aerodynamic optimization of transonic cascade using global aerodynamic optimization method;基于全局气动优化方法的跨声速叶栅气动优化
2.Off-design performance prediction of multi-stage transonic axial compressor;跨声速多级轴流压气机非设计性能预测
3.Numerical investigation of boundary layer suction in an axial transonic compressor cascade;吸附式跨声速压气机叶栅流场数值模拟
3)supersonic and transonic超跨声
4)transonic flow跨声速流
1.The measurement of spontaneously condensationdroplet in transonic flow;跨声速流自发凝结水滴的测量
2.The applications as carried out by DLR range from low speed flows to transonic flows, from high lift configurations to propellers and rotor.DLR(德国宇航研究院)对这些技术的应用包括从低速流到跨声速流、从增升装置到螺旋桨和旋翼、从弹射装置和水塔储水罐尾迹流旋涡到三角翼上涡破裂现象等的研究。
3.A method of deduce the wind tunnel flexible wall nozzle throat has been used in FL24 wind tunnel to gain the M≥1 uniform transonic flow field with the big percentage blockage captive trajectory supports in the wind tunnel.2m)跨超声速风洞中,通过采用减小风洞柔壁喷管喉道截面积的方法,成功地在风洞超扩段内装有大堵塞度六自由度机构情形下建立了均匀M≥1跨声速流场。
5)transonic flow跨声速
1.Investigation of two aeroelasticity problems in transonic flow;两种跨声速气动弹性问题分析研究
2.Presented here is a computational procedure for generating a mesh system and for solving the Euler equation for transonic flow around a wing and fuselage combination.并用中心格式有限体积法求解跨声速ＥＵＬＥＲ方程，以某翼身组合体模型为例，计算结果与实验符合良好。
3.Presented here is a computational procedure for generating a mesh system and solving the Euler equation for transonic flow around a wing body tail combination .并用中心格式有限体积法求解跨声速Ｅｕｌｅｒ方程，以某翼－身－尾组合体模型为例，计算结果与实验符合良好。
6)transglottic carcinoma跨声门癌
1.ObjectiveOur paper was designed to explore the differences in original site^histopa-thology and local invasion between transglottic carcinoma and supraglottic carcinoma.目的 探讨跨声门癌与声门上癌两者组织病理学特点及局部侵润扩展规律的差异。
延伸阅读

跨声速流动　　流体在流场中速度接近声速的流动。通常把流场马赫数在0.8～1.3（或0.75～1.2）范围内的流动作为跨声速流动。对于飞机等外形较为复杂的飞行器，当来流马赫数在0.8～1.5 范围内,外流常出现许多跨声速流动的特点。　　　　跨声速流动可分为外部绕流（如绕翼型、机身等的流动）和内部流动（如喷管、叶栅等处的流动）两个方面。跨声速流动的研究有广泛的应用价值，因为各种类型的飞行器，包括大型客机、运输机、战斗机、巡航导弹和战术导弹的飞行，以及航天飞机返回地面时的飞行，大多在跨声速范围内；航空发动机中的叶栅流动，火箭发动机喷管的喉部流动以及各种气体流量计和截流阀中的流动常是跨声速流动。　　　　研究简况 　自从19世纪80年代拉瓦尔管问世和O.雷诺给出一维管流分析解以来，跨声速流动研究已有一百年历史，大致可分为三个阶段。从19世纪80年代到20世纪30年代末的60年为初期。在此期间，很多学者如С.А.恰普雷金、T.迈耶尔、F.G.特里科米、G.I.泰勒、格特等曾从事跨声速流动的研究。速度图法、级数法和小参量展开法等理论方法相继出现，并导出跨声速流动的简化方程。20世纪40年代初，由于飞机速度与日俱增，为解决声障问题，跨声速流动的研究发展很快。从40年代初到60年代中的25年间为中期。在此期间除了进一步充实初期的理论方法外，还先后提出了松弛法、跨声速相似律、条带积分法、积分方程法等，为后来的数值方法奠定了理论基础，起了承先启后的作用。60年代以来为近期，随着航空、航天事业的发展，为增加飞行器的承载能力、机动性能和有效航程，为提高喷管、叶栅的效率,要求尽可能利用跨声速流动的特点；同时,大型计算机和计算技术的发展，也促进了跨声速流动的研究。这一时期的主要工作是在前一时期的理论研究基础上寻找适当的差分格式和迭代方法，以便能在计算机上对复杂的问题进行数值计算。此外，还提出一些比较有效的计算方法，如通过引入时间变量，将跨声速流动的混合型方程转化为双曲方程，避免了求解混合型方程带来的困难。根据跨声速流场在亚声速区和超声速区内的不同特性，分别采用不同差分格式的混合差分法，对求解跨声速流动起了促进作用。有限元法也被用于计算跨声速流动问题（见跨声速流数值计算）。　　　　近年来，为了提高飞行器的效率，节省能源，提出了跨声速超临界翼型问题。即要求设计来流马赫数超过临界马赫数后，翼面上仍不出现激波的翼型。由于理论与实际的密切配合，这一具有很大实际意义的课题终于得到解决。　　　　为使跨声速流动的理论研究结果更符合实际，跨声速研究的重要发展趋势是着重研究马赫数更接近于1 的流动。这方面的理论和实验研究都存在许多困难。此外，目前的数值计算和实验研究都很难计算或模拟实际飞行中的高雷诺数情况。理论研究的结果与真实流动之间有较大差距，从而出现所谓跨声速高雷诺数问题。这些问题还有待解决。　　　　特点 　对于定常无旋位势流，亚声速时的控制方程是椭圆型偏微分方程，而超声速时的控制方程则是双曲型偏微分方程。跨声速流动的流场是既含有亚声速区域又含有超声速区域的混合型流场。亚声速区域和超声速区域的分界线是声速线。在求解以前，声速线的位置是未知的，需要求解混合型偏微分方程，这就给跨声速流动的理论分析和数值计算带来困难。　　　　气流中任何一个小扰动通常都以当地声速向周围传播。在跨声速流动中大部分气流速度接近声速，与上述扰动传播的速度相近，因而扰动主要集中在与来流方向差不多互相垂直的方向上。因此，在风洞实验中，自模型表面产生的扰动会从风洞壁面直接反射到模型，甚至来回反射多次。这种严重的洞壁干扰给跨声速流的实验研究带来很大困难。　　　　在跨声速流数值计算中，声速线的形状和位置是一个重要问题。来流马赫数愈接近于1,流场中流动接近声速的区域就愈大。流场中速度在数值上的微小差别都会引起声速线的位置和形状发生很大变化。声速线的变化直接影响到流场计算所采用的计算格式。声速线的计算略有偏差，会直接影响到计算结果。这就给跨声速流的数值计算带来许多困难。　　　　两个主要参数 　在跨声速流动研究中，反映流场特性的参数主要有两个：　　　　①临界马赫数　均匀气流绕过物体时，随着来流速度逐渐增大，物面上开始有一个点流速达到声速，这时对应的来流马赫数称为该物体的临界马赫数,记为。物体不同,临界马赫数也不同。若记来流马赫数为，则称<的流动为亚临界流动,>的流动为超临界流动。　　　　②流量系数　在拉瓦尔管流动中流量系数Cf定义为总流量与ρ＊c＊S的比值,其中c＊为临界声速(对应于Μa=1时的声速)；ρ＊为流速等于当地声速时的气体密度;S为喷管喉部截面面积。对于给定喷管,存在一个最大的流量系数,记为Cf0,它在喷管流动中是个重要参数。当Cff0时，喷管喉部截面两边都是亚声速流动，通常称为泰勒型喷管流动；当Cf＝Cf0时,气流在喷管喉部从亚声速流动转变成超声速流动，通常称为迈耶尔型喷管流动。　　　　跨声速相似律 　定常无粘性跨声速位势流，在小扰动的条件下可得到简化的但仍为非线性的小扰动方程和相应的边界条件(见空气动力学小扰动理论)。从方程和边界条件中可以看出,对于两个仿射相似的二维物体(无量纲物形方程相同),当无量纲组合参数相等时,这两种流动相似,在对应点上无量纲物理量相等，物体的气动力参量也对应相等。式中、δ 和γ分别为来流马赫数、物体相对厚度和气体比热比；K称为相似参数。上述相似规律称为跨声速流动相似律。对于仿射相似的轴对称物体或有限翼展机翼，具有流动相似的相似参数分别为或。根据研究对象不同，相似参数可有不同的组合形式。相似律提供了模型实验结果与实际流动之间如何比拟和换算的理论依据。在实验时，可根据相似律来确定各种实验参数和分析应用实验结果。