浅谈流体在流管出口下游形成“缩脉”的物理实质

一般流体,在流出管口后均有形成“缩脉”的现象.该文就流体在流出管口后,形成“缩脉”的物理实质进行了定性的分析,将其归结为在流管出口附近,流体受管口发出的扰动波的影响,而形成“缩脉”.     

不同形状拉伐尔喷嘴中气粉流的理论研究

根据作者关于拉伐尔喷嘴中气粉流的数学模型，采用确定喷嘴临界截面的马赫数检验法，对不同形状拉伐尔喷嘴中气粉流的行为做了理论研究，数值计算表明，气体速度和粉粒速度均随曲粒半径的增大而增大，拉伐尔喷嘴的长度则随曲率半径的增大而减小。     

高速机动下附面层聚焦效应对机载激光通信性能影响

针对机间光通信中的附面层效应问题,通过对附面层结构的分析,将飞机舱壁外侧附面层视为负透镜,在飞机高速机动和高空大气条件下,对其在机载光通信光束传播中的聚焦效应进行了仿真研究。结果表明:保持飞行高度不变,随着飞行马赫数的增加,附面层的聚焦效应增强。位于海平面高度,马赫数为2以上的飞行平台,附面层焦距和平台曲率半径的比值-F/Rs下降到8以下;当海拔升高到10km和15km,该比值可分别达到16和25;当-F/Rs达到6.3以上,则可满足通信误码率条件。     

现代干涉度量术在会聚冲击波观测中的应用

在阐述现代干涉度量术的原理及其会聚冲击波的特点、会聚圆柱形冲击波的数字模拟方程式基础上，利用现代干涉技术设计了一种用于观测圆柱形冲击波的干涉仪，观测了会聚圆柱形冲击波不稳定性的全过程，得到了清晰的干涉图像，并对该测试系统获得的实验干涉图、圆柱形冲击波的畸变以及此测量过程所产生的马赫盘作了分析讨论．给出了关于会聚冲击波的三相点、随机的马赫数等结论．     

垂直轴风力机二维流场数值模拟

采用数值模拟的方法研究不同攻角、不同风速条件下naca0015翼型二维流场中的马赫数、雷诺数．通过比较叶片升、阻力系数变化,得出攻角为15°时翼型获得最佳的升、阻力系数．通过比较表面压强分布图、速度图和流线图,分析马赫数、雷诺数对naca0015翼型的影响,得出在相同的攻角、马赫数的条件下．随着雷诺数的增大翼型升力系数增大．阻力系数变小;在小攻角、低风速以及相同马赫数条件下,雷诺数较小时更易获得稳定的流场．     

喷管中超音速粘性流场的数值计算

应用以压力为求解变量的数值方法求解Navier-Stokes方程,对2个拉伐尔喷管和1个双喉喷管中的超音速粘性流场进行了数值分析,计算结果和文献结果符合很好,表明该方法对于马赫数变化范围较大的流场具有很高的模拟精度和较快的收敛速度,有广泛的应用前景。     

固体中激光等离子体波前传输特性的研究

根据激光等离子体波前在固体中传播的约束条件，导出固体中激光等离子体波前中远场传播公式，定义了准马赫数。发现固体中激光等离子体波前的马赫数等于该波前相对于电磁声子的准马赫数与电磁声子相对于空气中声速马赫数的乘积，波前传输半径和速度随时间而迅速减小。     

Effect of Mach number on transonic flow past a circular cylinder

The effect of Mach number on transonic flow past a circular cylinder is investigated numerically for the free-stream Mach number M∞ from 0.85 to 0.98 and the Reynolds number 2×10^5 based on the diameter of the cylinder. The work provides an insight into several salient features, including unsteady and quasi-steady flow state, formation of local supersonic zone, and evolution of turbulent shear layer. Results show that there exist two flow states dependent of a critical Mach number Mcr around 0.9. One is an unsteady flow state characterized by moving shock waves interacting with the turbulent flow in the near region of the cylinder for M∞〈Mcr, and the other is a quasi-steady flow state with nearly stationary shock waves formed in the near wake for M∞〉Mcrs, suppressing vortex shedding from the cylin- der. Some flow behaviors in the unsteady and quasi-steady flow states are revealed. From time evolu- tion of flow structures, local supersonic zones are identified in the wake and generated by two typical processes, i.e. reverse flow behind the cylinder and shed vortices in the near wake. The convective Mach number Mc of turbulent shear layers shed from the cylinder is identified nearly as Mc〈I in the unsteady flow regime and Mc〉I in the quasi-steady flow regime, resulting in different evolutions of the shear layers.     

基于飞行马赫数和高度控制的逆升压电子设备冷却系统

该文介绍了国内最具有代表性的机载电子设备冷却系统的2种形式,即冲压空气冷却系统和逆升压冷却系统。冲压空气冷却系统适用于飞机低速飞行时的机载电子设备冷却,逆升压冷却系统适用飞机高速飞行时的机载电子设备冷却。当前逆升压系统温度控制采用3点温度控制方法,该系统温度控制方法从冲压空气于基于飞行速度和高度的递升电子设备冷却系统的控制方案。