基于流管试验的管道声传播预测

通过平板声衬流管试验,测试了管道内无流动和有流动下不同入射声波频率的管道壁面复声压,并基于试验模型与数据分别开展了二维和三维管道声传播预测,将试验测量结果与预测结果进行了对比。结果表明:二维和三维的预测结果非常吻合,尤其是在无流动条件下;在不同流动条件和不同频率下,声传播预测给出了与试验数据较为吻合的结果,壁面声压级的趋势与试验结果一致,基本验证了管道声传播预测模型的准确性;对比不同流动条件和频率点,有流动下预测的壁面声压级的误差比无流动更大,低频下预测的壁面声压级的误差比高频更大。      

高声强下多狭缝共振腔的吸声性能

为深入理解高入射声强下多狭缝共振腔吸声机理,采用低频散低耗散的计算气动声学方法对二维多狭缝共振腔开展直接数值模拟研究.首先对标准单狭缝共振腔计算结果进行验证,随后相同的数值模拟方法被应用于相同穿孔率的多狭缝共振腔的数值模拟中.结果显示:高声强下涡脱落对吸声系数的贡献占据了主导地位,各入射频率下均超过68%.多狭缝低频时会导致脱落涡总能量的下降,而高频时升高;而黏性耗散作用随着共振腔狭缝数目的增加而增强.因此综合作用下低频时多狭缝共振腔对吸声效果影响不大,但在高频时多狭缝共振腔有更好的吸声效果.      

边界层厚度对腔体气动声学特性影响数值模拟

为了研究来流边界层厚度对开式腔体气动声学特性的影响,基于分离涡模拟方法,计算了来流马赫数为2.0条件下,不同来流边界层厚度与腔体深度比时,长深比为5.88的腔体流动特性,得到了该腔体声压级的频谱特性.计算结果表明:随着来流边界层厚度增加,形成的剪切层稳定性增强,失稳后上下摆动幅度减少,失稳生成的大尺度涡与超声速主流的相互作用减弱,使得大尺度涡发展到腔体后缘时所具有的平动动能和转动动能降低.大尺度涡撞击腔体后缘在腔体内形成的气动噪声的声压级降低,最大减小幅度达7.5dB.同时各阶模态的频率也发生偏移,偏移值在100Hz左右.基于新的假设重新推导了Rossiter公式,明确了经验常数的物理意义,并以此解释了频率偏移现象.      

直升机舱内噪声主动控制技术研究

随着社会的发展和科学技术的进步,驾乘人员对直升机的舒适性提出了更高的要求,该要求使舒适性成为直升机产品竞争性的要素之一.而将直升机舱内振动与噪声保持在较低的水平则是满足舒适性的重要条件.本文针对直升机舱内噪声主动控制的研究进展进行了概述.首先简要介绍了直升机舱内噪声的产生与频谱特征,以及常见的噪声控制方法;之后针对主动噪声控制进行了分类,分别按照主动消声控制技术和主动结构声振控制技术进行了归纳总结,并讨论了所采用主动控制律的发展趋势;最后对直升机舱内噪声主动控制的发展进行了展望.     

减阻表面换热特性的实验

采用实验方法对带"V"型沟槽表面通道在不同雷诺数下的流动与换热特性进行了研究.研究结果表明:宽与深均为0.5 mm的沟槽板通道在实验范围内具有明显的减阻效果, 减阻效果随着雷诺数的增大而减小;相比平板通道流动, 低雷诺数范围下(10000相似文献   

语音模式中基于启发式搜取的快速匹配算法

语音模式匹配是语音识别技术的关键步骤之一。本文介绍了如何运用SA算法实现语音模式的快速匹配的思想。SA算法与传统的动态时间弯变(DTW)算法相比较具有计算量大大减少而系统识别率几乎不降的特点。     

离心机微机监控系统的模拟调试

结合介绍国家七·五项目“离心机微机监控设备”的模拟调试，论述了实验室或现场模拟调试的重要性；研究了模拟调试的内容和被物理、电子模拟装置替代的实际系统中的对象的分类；探讨了如何设计与制作一个或若干个既简单又“逼真”的模拟调试辅助装置，建立一个高效率的模拟调试环境。     

混气电解加工中两相流音速及阻塞机理研究

着重分析研究气液两相流音速特性及其阻塞机理。通过测量由小药量电雷管爆炸而产生的压力波传播速度，然后修正到音速。试验结果表明，气液两相流音速与气泡率、当地压力及其流型有关。由于气液混合物强烈的压缩性，混气电解加工间隙中易于出现类似可压缩气体的阻塞现象。     

L形声学谐振器的吸声特性试验

从试验方法、试验装置、试验数据处理等方面对如何有效测试L型声学谐振器法向和切向的吸声特性(包括吸声系数和声阻抗)展开了详细论述,并得出有一定工程价值的试验结论.     

声强测量的有效性分析及其在国产轻型飞机上的应用

本文对声强测量的有效性作了较全面分析，为精确的声测量奠定了基础。分析结果应用于某型飞机的声强测量中，为该型飞机的降噪工作提供了可靠的数据来源。