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World File Search System超音速
超音速的计算和实验研究...
本研究涉及光束-目标相互作用模拟的开发和验证，以确定给定目标几何形状、表面辐射强度和自由流条件的目标温度分布随时间的变化。通过数值和实验研究了湍流超音速流动的影响。实验在弗吉尼亚理工大学超音速风洞中进行，喷嘴速度为 4 马赫，环境总温度，总压力为 1。1 × 10 6 Pa，雷诺数为 5 × 10 7 / m。目标由涂成平黑色的 6.35 毫米不锈钢板组成。用 300 瓦连续光束镱光纤激光器照射目标，产生 4 毫米高斯光束，光束直径为 1.08 微米，距前缘 10 厘米，其中存在 4 毫米湍流边界层。吸收的激光功率为 65、81、101、120 瓦，最大热通量在 1035 至 1910 W/cm2 之间。使用中波红外摄像机测量目标表面和背面温度。还使用八个 K 型热电偶测量背面温度。进行了两次测试，一次是流动，另一次是流动。对于流动情况，隧道启动后开启激光器，流动达到稳定状态。对于流出情况，板以相同功率加热，但没有超音速流动。通过从流出温度中减去流动温度可以看到冷却效果。此温度减法有助于消除偏差误差，从而显着降低整体不确定性。使用 GASP 共轭传热算法模拟 81 和 65 瓦的实验。大多数计算都是使用 Spalart-Allmaras 湍流模型在 280、320 单元网格上进行的。进行了网格收敛研究。与 65 瓦的情况相比，81 瓦的情况显示出更多的不对称性，并且在上游发现了一个冷却增加的区域。通过热电偶和红外温度测量也可以看到背面的不对称性增加。对于流出的情况，计算低估了表面温度 7%。对于 65 瓦和 81 瓦的情况，靠近中心的表面冷却都被低估了。对于所有功率设置，对流冷却都会显著增加达到给定温度所需的时间。
Trisonic Wind 实时健康监测系统...
CSIR-NAL，国家三音速空气动力学设施 (NTAF) 部门，1.2m*1.2m 三音速风洞用于亚音速、跨音速和超音速马赫数测试（0.2-4.0）。柔性喷嘴 (FN) 是三音速风洞的重要组成部分。喷嘴由一对柔性钢板制成，设置为沿流道顶部和底部形成适当的轮廓。它由位于 17 个站点的液压执行器操作和控制。这些钢板上的过应力是由于曲率设置错误（过度弯曲）或液压千斤顶故障（例如执行缸卡住）或曲率传感器问题造成的。曲率传感器组件安装在柔性喷嘴边缘的不同位置，以识别过应力。由于风洞测试持续时间限制（约 30-40 秒）和串联传感器，通过选择开关扫描来识别特定站点的应力发生情况非常具有挑战性。为了解决这个问题，在 1.2 米 Trisonic 风洞中实施了柔性喷嘴的实时健康监测系统。在这里，限位开关输出并联连接到基于 NI 的硬件。如果板上出现应力，它将被记录并显示在实时软件中。关键词：- 柔性喷嘴、马赫数、风洞、Trisonic、亚音速、跨音速、超音速
PSAD-76-133 美国国家航空航天局对风洞的获取和利用
速度能力通常以音速（称为数学 1）为单位进行分类，在标准海平面条件下，音速约为每小时 760 英里。接近音速的空气速度被归类为跨音速。亚音速是低于音速的速度。超音速范围从音速到大约五倍音速（数学 S），高超音速则高于数学 5。按速度能力分类只是风洞的几个重要特征之一。根据流经测试部分的气流来源和速度，风洞也称为：
PSAD-76-133 美国国家航空航天局对风洞的获取和利用
速度能力通常以音速（称为 math 1）为单位进行分类，在标准海平面条件下，音速约为每小时 760 英里。接近音速的空气速度被归类为跨音速。亚音速是低于音速的速度。超音速范围从音速到大约五倍音速（math S），高超音速则高于 math 5。按速度能力分类只是风洞的几个重要特征之一。根据流经测试部分的气流来源和速度，风洞也称为：
移动杂质算子动力学中的马尔可夫到非马尔可夫相变
我们研究了杂质在混沌介质中移动的随机幺正电路模型。介质和杂质之间的信息交换通过改变杂质的速度vd （相对于信息在介质中传播的速度v B ）来控制。在超音速以上，vd > v B ，信息在进入介质后无法流回杂质，由此产生的动力学是马尔可夫的。在超音速以下，vd < v B ，杂质和介质的动力学是非马尔可夫的，信息能够流回杂质。我们表明，这两个状态由连续相变分隔，其指数与介质中算子的扩散扩展直接相关。通过监测非时间序相关器（OTOC），在中间时间替换杂质的场景中证明了这一点。在马尔可夫阶段，来自介质的信息无法转移到被替换的杂质上，表现为没有显著的算子发展。相反，在非马尔可夫阶段，我们观察到算子获得了对新引入的杂质的支持。我们还使用相干信息来表征动态，并提供两个解码器，可以有效地探测马尔可夫和非马尔可夫信息流之间的转换。我们的工作表明，马尔可夫和非马尔可夫动态可以通过相变来分离，我们提出了一种观察这种转变的有效协议。
自动吸气式推进测试设施
在新型发动机概念开发的早期，重点放在对发动机循环及其部件的分析评估上，以将设计方案的选择范围缩小到最有利于进一步开发的设计方案。重复的地面测试虽然昂贵且困难，但却是必要的下一步，因为通常不可能从第一原理对发动机的所有物理现象进行分析建模。对于新型高速（高超音速）发动机尤其如此，因为大多数技术领域（流体动力学、燃烧、材料等）的最新技术水平都超出了传统界限。因此，地面测试的重要性得到了强调。地面飞行模拟可能是一项复杂的任务。将测试发动机牢固地安装在地面上，通过将发动机放置在高速气流中来模拟飞行，该气流会在发动机内部和外部产生适当的速度、压力和温度条件。为了产生这种气流，来自高压高温供应的空气通过超音速（或高超音速）喷嘴膨胀。根据能量守恒定律，当高供应压力和温度条件下的空气膨胀到所需的超音速时，会产生适当的局部静压和温度条件来模拟所需的高度。因此，地面测试设施必须具有压缩、储存和加热大量空气的能力，并且必须配备控制系统来为这些大型喷气机提供适当的流量。此外，还必须有燃料供应系统、水供应系统、排气抽吸系统等。
斜飞翼：简介和白皮书1
美国宇航局艾姆斯研究中心于 20 世纪 90 年代初对超音速商用客运斜全翼概念进行了设计研究。这项研究的参与者包括美国宇航局艾姆斯研究中心在斜翼设计方面拥有长期专业知识的工作人员，以及来自西雅图波音商用飞机公司和加州长滩道格拉斯飞机公司的工程师，以及斯坦福大学的研究团队。行业合作的目的是确保研究中包含现实世界的设计约束，并获得行业设计专业知识。斯坦福大学的团队建造并试飞了一架 17 英尺跨度的斜全翼无人机，展示了 3% 负静态稳定性的飞行。设计研究最终产生了两种机翼设计，称为 OAW-3 和 DAC-1。OAW-3 机翼由 NASA Ames 团队设计，代表了基于配置约束和任务性能指标的高度优化设计。DAC-1 机翼由道格拉斯飞机公司的团队设计。它是一种经典的椭圆形平面形状，具有高度的气动形状优化，但设计并未根据整体任务性能指标进行优化。虽然两个机翼都在 9 x 7 超音速风洞中进行了测试，但只有 OAW-3 机翼拥有完整的控制面和发动机舱。本报告中描述的风洞数据仅在 NASA OAW-3 配置上获得。