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161.
162.
空间尘埃等离子体中尘粒电荷的相关涨落对尘埃磁声波的影响 总被引:3,自引:0,他引:3
本文运用自洽的三流体方程组, 考虑了尘埃的充电过程, 得到均匀磁化尘埃等离子体中垂直于磁场传播的尘埃磁声波的色散关系, 结合空间环境讨论了尘埃电荷的相关涨落对尘埃磁声波的影响. 相似文献
163.
164.
建立了激波/边界层干扰脉动压力测试系统。对一组后掠压缩角产生的激波/边界层干扰脉动压力流场进行测量,结果表明,脉动压力时均值及其分布与静态测量得到的结果一致。测量还发现在实验的锥形干扰范围内,未出现类似于二维干扰中由非定常低频振荡激波引起的间歇现象。 相似文献
165.
磁流体斜激波的碰撞 总被引:1,自引:0,他引:1
讨论了磁流体斜激波之间的碰撞及其与接触间断的相互作用规律,主要结论如下:(1)两个快激波碰撞后交换位置,同时出现一接触间断和一慢稀疏波对。(2)两个慢激波碰撞后交换位置且强度减弱,同时出现一接触间断和一块激波对。(3)一前向快激波与一后向慢激波碰撞后交换位置,快激波强度增加,慢激波强度减弱,同时出现一后向快激波、一负接触间断和一前向慢稀疏波。(4)一前向快激波与一正(负)接触间断相互作用后交换位置,快激波减弱,同时出现一后向快稀疏波(快激波)、一后向慢激波和一前向慢激波(慢稀疏波).(5)一前向慢激波与一正(负)接触间断相互作用后交换位置,慢激波减弱,同时出现一后向慢稀疏波(慢激波)和一快稀疏波(快激波)对。 相似文献
166.
本文讨论太阳风里太阳耀班高能电子产生的Langmuir波的自发辐射。理论估计得出,在时间尺度γkm-1内,Langmuir波自发辐射的电场幅值约为10-3-10-2mV/m(依赖于高能电子速度分布的具体形式),这里γkm为在波数k处的峰增长率。此理论结果比飞船在太阳风里的观测值低2-3个数量级。因此认为,太阳风里自发辐射产生的Langmuir波辐射是可以忽略的。 相似文献
167.
Flow separation due to shock wave/boundary layer interaction is dominated in blade passage with supersonic relative incoming flow, which always accompanies aerodynamic performance penalties. A loss reduction method for smearing the passage shock foot via Shock Control Bump(SCB) located on transonic compressor rotor blade suction side is implemented to shrink the region of boundary layer separation. The curved windward section of SCB with constant adverse pressure gradient is constructed ahead of... 相似文献
168.
GJB150A采用冲击响应谱的形式来描述复杂冲击环境条件,有助于提升惯导系统等航天电子设备地面试验的真实性。但冲击响应谱试验结果的较大差异性也给产品研制过程中的试验研究带来很大困扰。为了解决试验真实性与试验结果较大差异性之间的矛盾,提出了一种将复杂冲击条件转换为经典冲击条件的等效方法,用经典冲击波形等效冲击响应谱,给出了等效转换的基本准则,基于数值试验结果导出了等效转换公式。经试验验证,按照该方法转换得到的经典波形冲击试验结果接近多次冲击响应谱冲击试验结果的平均水平,表明该方法有效。 相似文献
169.
Experimental investigation on aero-heating of rudder shaft within laminar/turbulent hypersonic boundary layers 总被引:1,自引:0,他引:1
The aero-heating of the rudder shaft region of a hypersonic vehicle is very harsh, as the peak heat flux in this region can be even higher than that at the stagnation point. Therefore, studying the aero-heating of the rudder shaft is of great significance for designing the thermal protection system of the hypersonic vehicle. In the wind tunnel test of the aero-heating effect, we find that with the increase of the angle of attack of the lifting body model, the increasement of the heat flux of the rudder shaft is larger under laminar flow conditions than that under turbulent flow conditions. To understand this, we design a wind tunnel experiment to study the effect of laminar/turbulent hypersonic boundary layers on the heat flux of the rudder shaft under the same wind tunnel freestream conditions. The experiment is carried out in the ?2 m shock tunnel(FD-14 A) affiliated to the China Aerodynamics Research and Development Center(CARDC). The laminar boundary layer on the model is triggered to a turbulent one by using vortex generators, which are 2 mm-high diamonds. The aero-heating of the rudder shaft(with the rudder) and the protuberance(without the rudder) are studied in both hypersonic laminar and turbulent boundary layers under the same freestream condition. The nominal Mach numbers are 10 and 12, and the unit Reynolds numbers are2.4 × 10~6 m~(-1) and 2.1 × 10~6 m-1. The angle of attack of the model is 20°, and the deflection angle of the rudder and the protuberance is 10°. The heat flux on the model surface is measured by thin film heat flux sensors, and the heat flux distribution along the center line of the lifting body model suggests that forced transition is achieved in the upstream of the rudder. The test results of the rudder shaft and the protuberance show that the heat flux of the rudder shaft is lower in the turbulent flow than that in the laminar flow, but the heat flux of the protuberance is the other way around,i.e., lower in the laminar flow than in the turbulent flow. The wind tunnel test results is also validated by numerical simulations. Our analysis suggests that this phenomenon is due to the difference of boundary layer velocities caused by different thickness of boundary layer between laminar and turbulent flows, as well as the restricted flow within the rudder gap. When the turbulent boundary layer is more than three times thicker than that of the laminar boundary layer, the heat flux of the rudder shaft under the laminar flow condition is higher than that under the turbulent flow condition. Discovery of this phenomenon has great importance for guiding the design of the thermal protection system for the rudder shaft of hypersonic vehicles. 相似文献
170.
为明晰壁温比对圆截面隔离段激波串的影响,采用RANS方法对圆截面隔离段进行三维数值计算,发现冷壁条件下,壁温比升高将导致隔离段抗反压能力减弱。在此基础上,通过理论分析研究了壁温比对边界层的影响,发现边界层主要通过剪切应力和亚声速流层携带的流体惯性的综合作用来抵抗反压,其中剪切应力与压升作用一致,而亚声速流层携带的流体惯性与压升作用相反。考虑壁温比影响,对经典Waltrup激波串预测公式进行修正,修正后公式可以动态反映壁温比变化导致的激波串长度改变,有助于隔离段优化设计。 相似文献