1) transonic aircraft
跨音速机
2) transonic plane
跨音速飞机，近音速飞机
3) Transonic compressor
跨音速压气机
1.
Unsteady loss analyses of the flow in single-stage transonic compressor
单级跨音速压气机内流场的非定常模拟及损失分析
2.
The calculation and drafting of the typical transonic compressor diff user grid flow are taken as an example, supported by program compilation and its flow chart.
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。
3.
The numerical studies of three dimensional periodic unsteady flows generated by the interaction of rotor/stator blades in a transonic compressor stage were made.
对跨音速压气机级动静叶排相干形成的三维非定常流场进行了数值研究，利用时间推进ＬＵ－ＳＧＳ稳式迭代法求解三维非定常欧拉方程，对流项采用高分辨率ＮＮＤ格式离散。
4) transonic transport
跨音速运输机
5) 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
6) 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 。
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