超声速造句怎么写

超声速旋流分离器依靠喷管膨胀形成低温超声速流动，依靠超声速翼形成旋流实现水及重烃分离。

亚声速气动力采用面源法计算，高超声速气动力采用修正的牛顿流理论计算。

实验是在日本室兰工业大学的压力—真空型超声速风洞中进行的。

实验是在日本室兰工业大学的超声速风洞中进行。

研究了空天飞行器超声速和高超声速飞行条件下六自由度*模型，该模型包含了完整的六自由度动力学方程和运动方程。

作为平均迎角趋于零的特殊情况，本文的数值结果与超声速线化的位流理论是一致的，在高超声速情况与活塞理论一致。

得到了高速旋转工况下对应于不同来流攻角和旋转角速度，临界工况时，超声速进气道内外流场复杂的波系结构。

实验结果表明：混合过程的总压损失随两种超声速流的密度比、静温比增大而增加。

空天飞行器以高超声速返回再入大气层时，气动加热会使其表面达到极高的温度。

结合对应的数值计算，对一种带亚声速预燃室和流向涡掺混器的超声速燃烧模型燃烧室实验台，在其进口马赫数为来流条件下，进行了冷态流场的实验研究。

用这种方法研究了不同凹腔长深比、凹腔后缘倾角和不同燃料喷注方案对超声速燃烧火焰结构的影响。

在一个有突扩台阶的*燃料高超声速冲压发动机模型内研究了*燃料喷注方式对点火与燃烧效果的影响。

本文介绍用低超声速喷管代替声速喷管，解决了大迎角大堵塞度跨声速实验时的风洞壅塞问题。

冲压发动机是新一代超声速导*理想的动力装置，超声速空气进气道是它的一个重要部件。

本文叙述了大口径锂超声速流中*化器的研制。

本论文进行了高超声速*丸的气动热研究。

该研究简报介绍了用膨胀波管产生高超声速气流的实验结果。

结果表明，无论是亚声速孤立子还是超声速孤立子都能被激发，并且这种非对称耦合致使亚声速孤立子的波形振幅、能量及动量增大，孤立子的形成能降低。

这些防空导*不但能够击落各类亚声速和超声速作战飞机,甚至可以在一定条件下拦截末速度达4马赫的战术导*。

采用*道*方法来求取超声速反舰导*蛇形机动突防舰空导*的突防概率。

提出了利用高焓气体自发光作为高超声速流场显示的方法，介绍了在使用高焓运行的激波风洞中，对二维模型的高超声速绕流流场使用此种方法的初步结果，可观察到二维棱形柱的尾流和马赫波的相交。

采用自由振荡法数值模拟了平头、钝头外形的超声速俯仰振荡时间历程，并应用奇异分解线*最小二乘法辨识稳定*导数，得到动导数随马赫数和攻角非线*变化的规律。

本文给出计算超声速和高超声速尖前缘三维机翼俯仰导数的一个近似解析方法。

超声速风洞的起动过程涉及到湍流、激波及低亚声速和高超声速混合流动，是一个非常复杂的瞬态过程。

在非结构网格上对二维高超声速化学非平衡粘*绕流进行了数值模拟，并应用此方法对涵道构型高超声速减阻特*进行了数值分析。

结果表明激波风洞用于超声速燃烧研究的一些必要的技术问题已基本解决。

运用此方法，本文数值模拟了三维开式空腔的超声速、跨声速、亚声速流动。

最后阐明了高超声速技术全球化将会引发新一轮*备竞赛。

对超声速冲压发动机进气道—喉道段进行了二维稳态流场数值模拟，给出了反压与攻角变化对冲压发动机进气道起动状态影响的数值模拟结果。

根据某无人机的设计要求，以亚声速和超声速气动特*为设计目标的无人机外形综合优化设计，取得了良好的优化设计结果。

提出超声速旋流分离器的设计思想、设计方法。