HTPB复合固体推进剂的声发射特性及损伤模型的试验和理论研究

通过声发射（Ａｃｏｕｓｔｉｃ Ｅｍｉｓｓｉｏｎ简称ＡＥ）试验监测单轴定速拉伸试验试样的动态损伤破坏过程，阐述了ＨＴＰＢ复合固体推进剂材料的声发射特性，提出了具有明确物理意义的损伤变量定义，并给出了描述复合固体推进剂材料损伤发展的数学模型。     

关于现代飞机机体结构耐久性试验要求与方法的探讨

飞机机体结构耐久性很大程度上取决于制造过程中所形成的结构细节原始疲劳质量，可以用经济寿命来表征。要求经济寿命超过一倍设计使用寿命，在一倍设计使用寿命期内结构不允许出现功能性损伤。经济寿命必须取得全尺寸飞机机体结构耐久性试验的验证。探讨了全尺寸飞机机体经结构耐久性试验要求和方法，以及保证飞机试验质量的技术措施。耐久性试验和试验结束后拆毁检查与断口金相分析所得的试验数据和试验结论，可作为最终给定飞机机     

鹈鹕之喙——航空反潜武器

在茫茫大海上,反潜机发现潜艇已属不易,发现后对其攻击就更加困难。要想对潜艇进行有效打击,要求配备有效的航空反潜武器,从枪炮、火箭、深水炸弹,到后来的反潜鱼雷,航空反潜武器经历了曲折而又瑰丽的发展过程。     

超声速民机声爆理论、预测和最小化方法概述

超声速民机的低声爆设计涉及到多个相互制约的因素,要实现较理想的声爆水平设计难度相当大,发展准确快速有效的设计方法是非常必要的。在超声速民机概念设计阶段,关于声爆计算的理论方法寥寥可数,标准声爆理论和声爆最小化方法不仅有重要的理论意义,在概念设计中也很有实用价值,因此,我们需要对其有全面深入的认识。文中主要对这两个理论方法及应用进行评述和展望。标准声爆理论以F函数为核心建立了飞机横截面积与声压及声爆之间的关系。声爆最小化方法给出了设计合适的F函数以达到尽可能小的声爆的思路。声爆最小化方法的应用效果受制于初始构型,当应用声爆最小化方法不能达到设计目标时,可能不得不尝试修改初始构型。考虑到该方法的局限性,减小声爆还需要开拓新思路。     

基于功率谱形心SWF的SRM复合材料壳体脱粘缺陷识别方法

针对SRM复合材料粘接结构间隙型脱粘和紧贴型脱粘的识别问题,运用声-超声的方法进行检测,在综合分析不同脱粘类型时域和频域波形的基础上,提出采用功率谱形心SWF表征脱粘类型。实验结果表明,功率谱形心SWF能有效地对两种脱粘类型进行识别。     

汽车发电机冷却风扇旋转噪声预测方法

以汽车发电机冷却风扇为对象,针对其修改叶片分布角度前后的旋转噪声预测问题,提出一套较精确且节约计算机时的预测方法.该方法结合了声类比法和矢量合成方法,首先,用大涡模拟(LES)和Ffowcs-Williams和Hawkings(FW-H)方程相结合的声类比方法对原风扇总噪声和主要阶次旋转噪声幅值进行预测;然后,针对只改变叶片分布角度情况下,提出一种矢量合成方法,用于对修改叶片分布前后主要阶次旋转噪声变化量的预测;最后,得到修改后主要阶次旋转噪声的幅值.计算和实验结果表明,原风扇总噪声最大预测误差4.3dB,第12阶和第18阶主要阶次旋转噪声幅值预测误差为1.24dB和4.26dB;修改后风扇第12阶和第18阶主要阶次旋转噪声分别变小了9.3dB和10.5dB,其变化量预测误差分别为0.36dB和0.43dB.结果表明,这一整套对修改前后风扇旋转噪声进行预测的方法是可行的,且大大节省计算时间,为风扇叶片周向分布角度设计提供了很好的依据.      

充液容器流固耦合模态仿真分析研究

主要介绍目前容器类流固耦合模态分析最常用的两种计算方法:声固耦合法及虚拟质量法。从理论上分别对这两种方法进行分析,并指出它们之间的联系与区别:虚拟质量法采用了声固耦合法在不可压缩流体情况下的形式,并有所改进,即流体的作用完全由虚拟质量阵来体现,而流体的虚拟质量阵则通过具有解析解性质的边界元法获得。最后,通过开口方槽干状态、湿状态的无阻尼模态仿真分析研究,揭示出流体对结构模态特性影响的变化规律,同时指出了两种方法(虚拟质量法、声固耦合法)对结构湿模态计算结果有规律性的差异:随着振动频率的升高,不仅容器内流体对结构模态特性的影响在减小,分析湿模态的两种方法所得到的计算结果之间的差别也在逐渐减小。     

声衬试验段环境下航空声学定位试验技术研究

针对在风洞闭口试验段对 C919、MA700等民机进行航空声学定位试验的需求,首先采用声衬试验段、波束形成麦克风相位阵列算法、对角移除反卷积方法和声压级积分方法等措施,解决闭口试验段存在的背景噪声较高、气流对麦克风测量干扰问题,然后采用 MA60飞机模型进行了验证性风洞试验。风洞试验结果表明,声衬试验段有利于在闭口试验段内安装传声器相位阵列、传声器线阵等测量设备,同时背景噪声较常规闭口试验段显著降低,降噪量达5~10dB;MA60飞机模型航空声学定位试验结果量级合理、规律正确,主要声源集中在襟翼位置。这表明,在 FL-9风洞闭口试验段建立了航空声学试验环境和噪声源定位试验技术,可以承担机体气动噪声定位、降噪技术验证等民机型号研制急需的航空声学试验。     

地球弓激波的三维模拟

利用磁流体动力学(MHD)全球模拟结果,根据弓激波的跃变特性确定出弓激波位置,建立了一个新的综合考虑了快磁声马赫数、太阳风动压、行星际磁场强度以及磁层顶曲率半径的弓激波三维位型模型.将新模型与以往模型的模拟结果进行比较发现,新的弓激波全球模型结果可靠,解决了部分现有模型不能描述弓激波三维位型的问题.研究结果表明,在行星际磁场北向时,随着快磁声马赫数的增大,弓激波日下点距离减小,但是在行星际磁场南向时,快磁声马赫数的变化对弓激波日下点距离影响不大;弓激波位型在赤道面与子午面上存在明显的不对称性,而且随着行星际磁场的转向,这种非对称性也会发生相应改变;行星际磁场南向,B_z值较小时,子午面内弓激波位型已经不是简单的抛物线,出现了明显的类似于极尖区磁层顶的凹陷变化区.      

非相干雷达探测低电离层的结果分析

位于波多黎各的Arecibo非相干雷达可以获得低电离层电子和离子密度, 利用此非相干雷达数据对中纬度低电离层的运动特征进行研究. 得到了电子密度随时间和高度的变化 情况, 结果显著呈现出周日变化特征, 并分析了电子密度随高度的变化规律. 进一步对数据进行频谱分析, 深入研究低电离层电子密度的周日变化效应. 得到电子密度的高度剖面, 发现从F层底部到E层有明显的等离子体沉降. 低电离层的层结构特征及电子密度变化表明, 在该区域还存在不同程度的等离子体扰动, 由此对低电离层的作用因素 进行分析, 认为大气潮汐或声重波可能对低电离层产生扰动, 即低电离层与大气存在一定程度的耦合作用.