光纤陀螺前置放大滤波电路的噪声分析

光纤陀螺的全数字闭环处理技术是解决光纤陀螺输出非线性问题的关键,其中光电转换及前置放大部分是保证闭环处理有序准确进行的前提和保障。光电转换及前置放大部分的噪声主要来自光电探测器的散粒噪声和前置放大器的噪声。因此,本文对全数字闭环处理过程中前放滤波部分的噪声进行了分析,针对现用的放大器芯片提出了对比优化方案并进行了试验验证,结果表明通过对比选择低噪声前置放大器会减小对陀螺零偏稳定性的影响,对光纤陀螺的工程应用有良好的参考价值。     

增升装置气动噪声研究现状与发展趋势

在对绿色航空发展要求、噪声适航标准、机体噪声概念介绍的基础上,对增升装置气动噪声进行了详细论述,包括数值分析技术、试验研究、飞行试验、降噪设计等的研究现状;阐述了增升装置气动噪声研究的重要性,提出重视机理研究和数值分析方法验证工作的观点,指出增升装置气动与噪声一体化设计的发展趋势。     

用柱面坐标法进行三维装药的设计计算

本文介绍了固体火箭发动机翼锥柱药型设计计算的一种方法——柱面坐标法.并针对某发动机给出了该方法的原理、步骤及计算结果与试车结果的比较.该方法以数值解与解析解相结合,计算公式简单明了,处理边界问题方便,计算速度快,提供结果多,是一种比较实用的方法.     

内埋武器舱关键气动及声学问题研究

以风洞试验为手段,在高速风洞中对内埋武器舱关键气动问题进行了深入研究。利用静态压力测量、脉动压力测量、网格测力等测试手段,获取了典型弹舱流场静压分布特性、气动声学特性以及武器分离特性。研究结果表明：舱内静压分布变化明显,可以此定义弹舱流场类型;开式弹舱流场气动声学环境恶劣,总声压级强度可达170dB 以上,且频谱曲线上存在多个明显的能量尖峰;武器从舱内分离过程中可能产生较大的抬头力矩,影响机/弹安全分离;在弹舱前缘施以流动控制能降低舱内静压梯度、抑制气动噪声,且有利于改善武器分离特性。     

BOC信号合成相关函数通用无模糊跟踪方法

针对全球导航卫星系统(GNSS)所使用的二进制偏移载波(BOC)调制信号存在跟踪模糊的问题,提出了一种能够应用于多种BOC类型信号的通用无模糊跟踪方法。首先基于调制形状码向量的概念提出了BOC信号通用表示方式。然后,推导了BOC信号互相关函数的调制形状码向量表达式。最后,在BOC通用模型的基础上,基于合成相关函数思想,设计了一种通用无模糊跟踪方法。仿真结果表明,该方法可以适用于各种相位和阶数以及复合和包含复信号的BOC调制信号,得到无模糊的窄单峰相关函数。通过分析该方法的抗噪声性能和多径抑制性能,证明其相对于传统的BOC无模糊跟踪方法具有更好的抗噪声性能。     

基于有色噪声自回归建模的惯性/卫星交互多模型滤波导航算法

针对卫星量测噪声为有色噪声导致惯性/卫星组合导航系统滤波精度降低的问题,提出了一种基于有色噪声自回归建模的自适应交互多模型滤波算法。建立了有色噪声自回归模型,通过量测残差序列获取拟合模型系数,从而对称扩展得到系数模型集;并构建了交互多模型滤波框架,实现不同模型滤波器之间的数据融合。仿真结果表明,相比于传统卡尔曼滤波算法,该方法能有效改善有色噪声对滤波带来的影响并提高组合导航系统定位精度,具有较好的工程应用参考价值。     

基于流道优化的局部进气高速涡轮机气动噪声控制实验研究

动静叶干涉是涡轮机气动噪声的主要来源之一。针对局部进气高速涡轮机,为了抑制由动静叶干涉引起的单音辐射噪声,提出了增大喷嘴的几何出气角、喷嘴下俯、喷嘴单侧修型和增大动静叶间距的流道优化设计方法以控制涡轮机内的流动状况进而降低噪声辐射,并设计了涡轮机气动噪声测试实验台,测量并分析了优化措施的降噪效果。结果表明,涡轮机流道优化设计方法有效抑制了单音辐射噪声,使各个转子谐频处的离散噪声均得到降低,并在3125Hz处实现了最高达7dB的降噪量;在大部分的三分之一倍频程内,优化设计的涡轮机噪声幅值低于原始设计的涡轮机,最大降噪量为2.1dB。     

高速飞行器空腔脉动压力主动控制与非线性数值模拟

空腔脉动压力(空腔噪声)预测是高速飞行器内埋弹舱的关键技术之一。非线性噪声求解方法是近年来新提出的一种噪声求解方法,为研究该方法对空腔噪声的预测性能,将雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程与之相结合。首先,通过RANS求解空腔周围流场,得到初始湍流统计平均解,其中包含平均流场基本特征及强制设定的湍流脉动的统计描述。然后,采用非线性噪声求解方法重构噪声源并高精度模拟压力脉动的传播,计算了马赫数Ma=1.5和Ma=5条件下的空腔噪声。结果表明,噪声特性计算值与试验结果基本吻合,说明非线性噪声求解方法对于高速空腔流动噪声具有较好的预测能力。在此基础上,研究了马赫数Ma=1.5和Ma=5条件下在空腔前缘加入气帘喷流主动控制措施对噪声的抑制作用,并得出在超声速和高超声速条件下,气帘喷流对于空腔脉动压力都有较好的抑制作用。     

民用客机缝翼气动噪声数值模拟研究

气动噪声水平是衡量民用客机设计水平的重要指标之一。在飞机着陆过程中,增升装置缝翼是机体气动噪声的重要噪声源。通过求解非线性扰动方程对增升装置缝翼噪声进行了二维数值模拟研究。分别针对不同来流攻角以及主翼钝后缘和尖后缘研究了缝翼噪音的频率特性。计算结果表明,缝翼缝道内的非定常涡是产生噪声的主要原因,随着来流攻角的减小,缝道内的非定常涡强度增大,活动区域变宽,进而辐射更多的噪声,从非定常声场及噪声的频率特性来看,缝翼噪声是一种偶极子声源,具有明显的宽频特性,主要噪声源集中在低频到中频段,随着频率增大,噪声幅值逐渐衰减。数值模拟较好地捕捉到了缝翼噪声源的发声机制和频率特性,为噪声控制打下了良好的基础。     

活塞式合成射流技术及其应用研究

设计了活塞式合成射流激励器,研究了合成射流特性及其影响因素,并在高速风洞中开展了合成射流应用于空腔流场气动噪声抑制的试验研究。研究结果表明：合成射流激励器设计合理,能够得到较高速度的射流,正向射流速度极值约160m/s;合成射流频率与激励器激励频率一致;激励器频率、活塞行程以及射流出口形状等参数会对合成射流速度极值产生明显影响;合成射流速度对射流出口厚度变化不敏感;该方法对空腔流场气动噪声的抑制效果与马赫数关系密切,跨声速条件下,采用该方法进行流动控制能够改善空腔流场的气动声学环境,而超声速时该流动控制方法基本失效。