極超音速流 - Weblio 英和・和英辞典 (original) (raw)
例文
自由噴流式極 超 音速風洞試験装置例文帳に追加
FREE JET HYPERSONIC WIND TUNNEL TESTING APPARATUS - 特許庁
超 音速圧縮機ロータは、極めて高い回転速度で作動するよう設計され、ここで超 音速圧縮機ロータに流入するガスの速度は、ガスの局所音速よりも大きく、従って、記述表現「超 音速」である。例文帳に追加
The supersonic compressor rotors are designed to operate at very high rotational speed wherein the velocity of gas entering the supersonic compressor rotor is greater than the local speed of sound in the gas, hence the descriptor "supersonic". - 特許庁
レーザガスは、電極９０により亜音速領域部５で放電励起され、超 音速ノズル部１の最も幅が狭い部分のスロート部４で音速に到達し、スロート部４より下流側の流路が広がる部分で超 音速に加速される。例文帳に追加
Laser gas is subjected to discharge excitation by an electrode 90 in a subsonic region 5 and reaches the velocity of sound at the throat part 4, i.e., the narrowest part, of a supersonic nozzle section 1 before being accelerated to a supersonic velocity at a part on the downstream side of the throat part 4 where the channel is enlarged. - 特許庁
レイノルズ数が臨界レイノルズ数以下の遷音速領域において、翼型の背面側の流速分布がコード上で前縁から６％以内に超 音速の極大値を一つ有する。例文帳に追加
In a sub-sonic velocity region wherein a Reynolds number is equal to or smaller than a critical Reynolds number, a flow rate distribution on a back surface side of the airfoil has one maximum value of a supersonic velocity within 6% from a leading edge. - 特許庁
軸流圧縮機用翼列に用いられる高転向・高遷音速翼の前縁部の背面側の流速分布は、流速の最初の極大値ｊの後方であって前縁から翼弦長の１５％位置以内に流速が略一定の超 音速部分ｋ〜ｌを有する。例文帳に追加
A flow rate distribution at a backside of the leading edge of the high turn/high transonic aerofoil used for the blade cascade for the axial compressor has supersonic portions k to l which are located at a rear side of a first local maximum value j of the flow rate are approximately constant in flow rate and within a 15% position of a chord length. - 特許庁
流速が最初の極大値ｊになる位置で大きな第１の衝撃波を積極的に発生させることで、その後方の流速が略一定の超 音速部分ｋ〜ｌに発生する第２の衝撃波を弱め、第２の衝撃波に伴う境界層の剥離を抑制して翼の後流の圧力損失を大幅に低減することができる。例文帳に追加
A great first shock wave is positively generated at the position where the flow rate becomes the first local maximum value j to weaken the second shock wave generated at the transonic portions k to l whose rear flow rate is approximately constant so that pressure loss in a rear flow of the blade can be greatly reduced by suppressing a boundary-layer separation owing to the second shock wave. - 特許庁
例文
流速が最初の極大値ｊになる位置で大きな第１の衝撃波を積極的に発生させることで、その後方の流速が略一定の超 音速部分ｋ〜ｌに発生する第２の衝撃波を弱め、第２の衝撃波に伴う境界層の剥離を抑制して翼の後流の圧力損失を大幅に低減することができる。例文帳に追加
A pressure loss in an alternating current of an aerofoil can be largely reduced by restraining separation of a boundary layer caused by a second shock wave, by weakening the second shock wave generated in the supersonic parts k-l being substantially constant in its rear flow speed, by actively generating a large first shock wave in a position of becoming the first maximum value (j) in the flow speed. - 特許庁