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211.
研究大气湍流对声爆的影响对于新一代超声速民机的低声爆设计具有重要意义。在真实大气环境中,大气湍流是普遍存在的,其会使低声爆波形在由高空向地面传播的过程中发生扭曲、畸变和振荡,并改变波形的能量分布。利用基于单向近似假设的二维HOWARD方程,以类Tu-144飞机的N型波和经过JSGD声爆最小化理论设计的低声爆波形为对象,研究分层大气湍流对N型波和低声爆波形的影响。首先,介绍了考虑大气边界层湍流效应的声爆传播模拟方法,包括改进的二维HOWARD方程及其离散求解方法、分层大气湍流场的建模方法,并采用JAXA抛体试验数据对预测方法的有效性进行了验证,同时与KZK方程预测结果进行了对比。其次,运用本文发展方法研究了N型波和低声爆波形在分层大气边界层湍流场中的传播情况,对地面可观测波形的主观噪声级和超压峰值进行了统计分析,发现大气湍流对增大N型波和低声爆波形主观噪声级(ASEL、PLdB)的概率很小,但很大程度上会增强波形超压峰值。最后,通过改变大气湍流生成过程中3个参数的数值,研究了不同强度的大气湍流场对声爆波形的影响,结果表明:风速脉动幅值和湍流积分尺度的增强对N型波和低声爆波形的感觉声压级影... 相似文献
212.
以某双发涡桨飞机为对象,采用精细化笛卡尔网格与混合RANS/LES数值模拟,结合FW-H方程的声类比方法,对某涡桨飞机的有动力降落构型和无动力降落构型(均为1/6缩比模型)开展气动噪声预测与对比研究。通过对比分析近场流动结构、机身表面压力分布与压力脉动探测数据、Lamb矢量的散度分布和远场观测点噪声数据,发现对于无动力降落构型,翼尖、襟翼侧缘、襟翼连接件、襟翼与机身连接处等位置的表面压力脉动显著强于其他区域;对于有动力降落构型,除上述区域外,在螺旋桨滑流的干扰下,发动机舱、机翼前缘和襟翼表面压力脉动明显增大。远场噪声观测数据表明,采用的噪声预测方法不仅能够准确捕捉螺旋桨旋转噪声主频,还能够清晰观测到2倍、3倍及4倍谐频。最终结果显示,有动力降落构型的螺旋桨旋转噪声幅值最大,是最主要的噪声源。有动力降落构型相比于无动力降落构型的总声压级要高20 dB左右。因此,建议针对该涡桨飞机降落构型,其降噪设计重点应放在螺旋桨降噪优化设计方面。 相似文献
213.
214.
针对工业摄影测量基准尺在实际工程中实测值与标定值互差较大、比例缩放不准确等问题,以RRT为研究对象,推导出了基准长度误差模型。从RRT圆度、中心定位稳健性、基准尺长度标定一致性以及标准长度测量等方面进行了试验研究。通过研究发现,模切覆膜型RRT圆度和中心定位稳健性远高于其它类型的RRT。模切覆膜型RRT基准尺长度标定间的重复性为1μm,优于印刷型RRT基准尺长度标定的重复性。采用模切覆膜型RRT基准尺对标准长度的测量误差较印刷型RRT基准尺小约33%。选择模切覆膜型RRT作为基准尺的基准靶点对于提高工业摄影测量系统的测量精度具有重要参考意义。 相似文献
215.