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421.
利用一维粒子模拟方法研究了损失锥电子速度分布激发的哨声波非线性演化过程, 并与双麦克斯韦电子分布激发哨声波的情况进行了比较. 结果表明, 这两种情况下, 在线性增长阶段哨声波的主导频率 (能量最集中的一个频率) 是一样的, 波动的激发使得平行于背景磁场方向的电子温度有所提高. 比较而言,在损失锥分布情况下, 哨声波具有主导频率的波模可较早地被激发, 而在线性增长阶段, 哨声波的能量更倾向于集中在高频(短波长)波段. 部分粒子被散射到损失锥中, 而使损失锥分布得以补充. 本文还研究了不同各向异性分布和磁场强度条件下的激发过程. 相似文献
422.
423.
Detonation-based engines offer a potential surge in efficiency for compact thermal power systems. However, these cycles require ad-hoc components adapted to the high outlet velocity from the detonation combustors. This paper presents the design methodology of turbine stages suitable for supersonic inlet conditions and provides a detailed analysis of optimized turbine geometries. A reduced-order solver examines the supersonic blade rows’ functional design space, quantifies the turbine’s non-isent... 相似文献
424.
425.
应用 TVD格式求解二维非定常全 N- S方程 ,以研究运动激波绕射现象。考虑粘性后 ,绕凹角流动时 ,压缩拐角附近表面压力分布与实验结果更为符合 ;绕凸起物时 ,出现反射激波因边界层干扰根部加宽 ,前、后角点附近有局部分离与再附 ,并引起局部压力上升 (与无粘流场模拟相比 )等现象。结果表明 ,全 N- S方程可较好地模拟实际粘性流中复杂激波障碍物干扰流场特性 相似文献
426.
给出了前缘后掠65°、双弧形剖面的细长梯形翼背风面流动显示结果。实验Mach数为1.10,1.53,2.53,3.01和4.01,攻角范围为5°~25°。应用蒸汽屏、纹影和油流技术拍摄了空间和表面流型照片。蒸汽屏显示表明:在机翼背风面三角形区域的空间流型随法向攻角αN(在垂直于前缘的平面内流速与弦线间的夹角)和法向Mach数MaN(来流Mach数在垂直于前缘平面内的分量)变化,并可在αN和MaN为坐标的平面上划分出7种流型存在的区域。侧缘区有侧缘分离涡形成;后缘有尾涡拖出。从纹影照片与横截面上的蒸汽屏照片对照可获得机翼锥面激波位置随Mach数的变化;以及激波-诱导分离线位置随Mach数和攻角变化曲线。机翼表面油流谱显示出了主再附线、二次分离线、二次再附线和侧缘涡区。显示出的流型与其他有关实验和数值计算结果比较符合得很好 相似文献
427.
428.
429.
声重波激发的ESF的波长效应 总被引:1,自引:0,他引:1
通过对赤道地区声重波激发的Spread-T扰动的非线性制约方程的拓扑特性,在不同扰动波长和扰动振幅的条件一进行数值计算,以及对原始非线性方程组在不同参数范围内进行数值模拟,显示了声重波的垂直扰动分量对ESF演化的影响,为赤道地区Spread-F形态的多样性提供了一种非线性的解释。 相似文献
430.
利用Millstone Hill(288.5E,42.6N)地区的数字测高仪漂移模观测数据,统计分析了中尺度电离层行扰(TID)的色散特性.分析结果表明,该地区的TID在扰动频率-相速度平面的分布中存在若干明显的扰动出现率峰值.比较相应的理论研究结果发现,观测到的TID大都可以用不同的受导重力波传播模式加以解释: 频率较高的TID可以用地面和热层底部维持的各阶完全制导模解释,频率相对较低的TID可以用传统理论给出的由热层底部陡峭的温度梯度维持的L1模和我们新近提出的由热层背景风场所维持的各阶导管模解释. 相似文献