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World File Search System马赫数
基于 KPLS 的多模风洞流动系统马赫数预测
摘要：风洞中需要对马赫数进行精确监测与控制，而直接在线获取马赫数非常困难，尤其当风洞系统处于多模态时。针对这一问题，提出了一种基于核偏最小二乘法的针对多模态风洞系统的马赫数预测算法。首先，为了反映实时变化，采用时间片偏最小二乘回归方法；然后，为了使模型能够代表除以关键过程变量后的整个工作模式的信息，建立了均值偏最小二乘模型，并与时间片模型进行了比较；然后，考虑到风洞系统具有较强的非线性特性，采用适用于非线性系统的核偏最小二乘法对马赫数进行预测。结果表明：均值模型优于时间片模型，单模态模型的预测能力优于多模态模型，核偏最小二乘法比偏最小二乘法更适用于风洞系统。
湍流边界层的气动光学畸变
四个直接数值模拟 (DNS) 数据集涵盖了 8 至 14 的有效自由流马赫数，用于研究高超音速边界层中湍流引起的气动光学畸变行为。数据集包括两个来自平板边界层（马赫数 8 和 14）的模拟数据集和两个来自尖锥流（马赫数 8 和 14）的模拟数据集。来自每个 DNS 的瞬时三维密度场被转换为折射率并进行积分以产生由湍流引起的光程差 (OPD) 分布。然后将这些值与文献中的实验数据和现有的 OPD 均方根模型进行比较。虽然该模型最初是为马赫数 ≤ 5 的流动开发的，但它为我们比较高超音速数据提供了基础。
迎角作战使用 - 波音
在大多数情况下，上面讨论的影响是可以补偿的，而且根据飞机的不同，许多影响已经得到补偿。但应注意，每项修正都有其固有的不确定性，如果输入数据不正确，也会导致错误读数。在“保持简单”的理念中，对其他数据的依赖越少，AOA 系统就越强大。例如，马赫数会影响传感器校准。虽然这种关系可以得到补偿，但这会使传感器输出依赖于良好的马赫数信息。如果空速数据不准确，计算出的马赫数以及校准的 AOA 读数将不正确。这将在空速系统发生故障时影响 AOA 的实用性。请注意，由于
使用 Mach VS 对 UAS 进行性能模型验证。 CL 方法
作为遥测 (TM) 监控屏幕的一部分，创建了表格的自动版本。自动版本考虑了飞机的实时重量和基于当前燃油流量预测的未来重量。这允许飞行测试工程师 (FTE) 计算飞行事件期间即将到来的测试点。图 5 中可以看到此类预测工具的一个示例。目标马赫数和 C L 的值、所需的 C L 增量以及测试点执行时间 (Delta Time) 将输入到绿色框中。根据这些输入，该工具将计算每个 C L 增量的高度和空速。增量 C L 值提供了潜在的测试条件和相关的马赫数误差。随后将根据所需马赫数和 C L 组合可用的最低马赫数误差（选定的行以蓝色突出显示）确定即将到来的测试点。FTE 将确保测试速度在飞机包络线内，如最小速度和最大速度列所示。随后 FTE 将向测试指挥 (TC) 提供四舍五入高度框和测试速度框中的值，以供下一个测试点使用。
基于 CFD 的替代风洞数据校正...
本文介绍了一种通过使用 CFD 解决方案来校正风洞数据的替代方法。校正基于风洞中测量的压力与 CFD 在自由流动条件下预测的压力之间的差异，在风洞数据点周围的攻角和马赫数下。优化用于找到攻角和马赫数的组合，以最小化测量压力和预测压力之间的差异。使用替代模型来近似 CFD 数据，以提高该方法的计算效率。优化的结果是校正后的攻角和马赫数，它对应于自由飞行条件下的压力分布，就所使用的目标函数而言，该压力分布最适合风洞实验。结果表明，当在目标函数中使用所有机翼压力时，得到的校正与使用壁面压力特征方法预测的壁面干扰校正一致。
车辆检测与高分辨率跟踪...
当物体穿过大气的速度大于当地音速时，该物体就是超音速物体。马赫数定义为物体速度除以当地音速。对于马赫数大于 1（超音速流），由于空气的压缩性，在流场中和物体表面附近会产生冲击波。传统上，所谓高超音速速度范围的马赫数下限约为 5 马赫（1.7 公里/秒）。“低高超音速”值的范围在 5 马赫到 10 马赫左右，而“高高超音速”值的范围在 10 马赫到 30 马赫或以上。例如，30 马赫（10 公里/秒）接近航天飞机的再入速度。很少有物体能够以高超音速飞行。我们看到以这种速度移动的最常见物体是进入地球大气层的流星。当流星坠落到地球表面时，它们的速度可能达到每秒 30 英里（48 公里/秒），1 而当它们进入大气层上层时，它们对应的马赫数将超过 150。流星在路径上立即压缩空气时，会先出现弓形冲击波。冲击波的温度和压力急剧增加，直到空气中的气体电离并分解，从而导致可见光和无线电波的发射。这些条件还会导致流星表面快速升温，导致它们在进入大气层时破裂和解体。光学和基于雷达的监视系统现在用于扫描外太空，以探测小行星和其他可能与地球相撞的轨道物体。
AC66-2.5 Rev 2，飞机维修工程师执照
1.1.1 描述以下标准并说明影响每个标准的因素：a. 马赫数 b.区分亚音速、跨音速和超音速飞行的近似马赫数 c. 临界马赫数 d. 马赫锥 e. 亚音速飞行 f. 超音速飞行 g. 跨音速飞行 h. 超音速气流特性 i.大气特性对声速的影响 j. 气动/动能加热 k. 面积律 l. 压缩性和压缩性冲击 m. 不可压缩性 n. 膨胀波 o.冲击引起的阻力 p. 冲击引起的失速 q.尾流湍流 r. 与边界层相关的气流 s. 压力扰动传播及其对超音速气流的影响 t. 压力扰动的近似速度 u.边界层及其对飞机空气动力学性能的影响 v. 翼型最大弯度点与弦长百分比的关系 w. 超音速气流通过发散管道
NASA Lewis 8×6 英尺超音速风洞用户手册
刘易斯研究中心的 8 x 6 英尺超音速风洞 (SWT) 可供合格研究人员使用。本手册包含风洞性能图，其中显示了总温度、总压力、静压、动压、高度、雷诺数和质量流量随测试段马赫数变化的范围。这些图适用于空气动力学和推进循环。8 x 6 英尺超音速风洞是一个大气设施，其测试段马赫数范围为 0.36 至 2.0。还描述了一般支持系统（空气系统、液压系统、氢系统、红外系统、激光系统、激光片系统和纹影系统）以及仪器和数据处理和采集系统。概述了预测试会议格式。还说明了隧道用户责任和个人安全要求。