04热空气可使之在超过临界马赫数之前达到更快的速度。
05来流马赫数的增加会造成进气道总压恢复系数的降低。
06热空气可以使它在超过临界马赫数之前达到更快的速度。
07由于流体的热力学性质，对于饱和蒸汽最大的阀门出口马赫数应限制在0.3。
08在该模型中，引入了桨涡垂直间距和轨迹马赫数两个关键影响参数的求解。
09以及需要在超出风洞马赫数极限的情况下获得试验结果时，用来作为风洞的延拓。
10本文提供了一个可计算马赫数到8、计算速度快的弹一翼组合体空气动力计算方法。
11在低亚音速范围，后体阻力基本不变化，随着马赫数增加至跨音速，出现激波阻力。
12某战术导弹高马赫数大迎角蒸汽屏流动显示和测力试验先后在中国空气动力研究与发展中心0。
13并以燃烧室的进口马赫数是2.2为例，对燃烧室的工况、壁型及参数变化进行了详细的分析研究。
14结果表明：来流马赫数和冲角对转捩起始点和结束点的位置，即转捩所占区域的大小有重要影响。
15这个例子显示，低阀门内件节流出口速度头不会保证阀门处于低声压级，除非阀门出口马赫数很低。
16对于过热蒸汽或干净的气体，阀门的出口马赫数推荐在连续操作情况下低于0.4，间歇操作时候低于0.5。
17随着对流马赫数的增加，流向脉动强度变化不大，横向和展向脉动强度减小，混合层的扩张率随之减小。
18通过许多算例，详细讨论了管道形状，喉部流动马赫数，入口声源强度及反声源强度对非线性声传播影响。
19研究发现，在不同反压下隔离段中的平均马赫数和平均压力值，从隔离段进口到激波串波前基本保持不变。
20由于局部地使用活塞理论假设，这种方法大大地克服了原始活塞理论对飞行马赫数、翼型厚度和飞行迎角的限制。
21结果表明转捩总是最先出现在来流马赫数不太大，或来流雷诺数较高并且具有较大的周向速度或周向波数的情况下。
22应用隐式时间推进法对不同马赫数的无粘和粘性流动进行数值分析，给出了基于预处理方法的高阶精度隐式求解方法。
23研究表明，随着气流马赫数的增加，吸声结构的消声系数明显下降，微穿孔板的非线性声阻和声质量修正值都略有减少。
24分析了小激波结构产生时的混合层流场参数，给出了从实验图像中确定对流马赫数的方法，避免了理论分析不必要的假设。
25通过数值计算给出了地基表面振动的动力时程和三维波动场的分布，发现当移动荷载的马赫数接近或大于1.0时地基中产生明显的波动传播现象。
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