基于蒙特卡罗方法的冷原子干涉仪物理仿真

由于现有的噪声分析方法无法很好地评估在复杂环境下冷原子干涉仪的输出特性,本文提出了一种新的冷原子干涉仪仿真方法,可以模拟大动态条件下各项噪声及其之间的耦合对冷原子干涉仪的影响。利用单粒子波包演化的处理方式对冷原子干涉仪进行全过程物理建模,并采取蒙特卡罗方法对大量确定初态的原子进行全过程统计,最终得到冷原子干涉仪在多种噪声同时存在的情况下的响应。该方法主要优势体现在能够对噪声耦合情形进行高精度仿真,并且可以根据实际数据对干涉仪输出进行实时处理,以提升冷原子干涉仪的性能指标。     

典型金属民机机身结构坠撞特性试验

为验证典型金属飞机机身结构的适坠性,开展了机身等直段结构在5.91 m/s下的垂直坠撞试验,得到了地面撞击载荷、机身结构变形及机身结构典型位置和假人的动态响应数据,分析了坠撞过程中机身结构的变形失效机理、载荷传递规律及能量吸收特性,提出了提高机身结构适坠性的设计方法。试验研究表明,在坠撞冲击载荷作用下,客舱地板横梁以下结构出现较为严重的变形,机身结构呈现非对称的破坏模式。在坠撞过程中,由于机身框和横梁变形吸收了大部分冲击能量,因此,相较于立柱处加速度峰值,传递至乘员处加速度峰值减小了90%左右。由综合适坠性评估指数可知,机身结构在5.91 m/s的坠撞速度下,具有良好的适坠性。     

并联混合动力齿轮传动涡扇发动机建模与性能分析

为对比探究未来大推力航空混合动力系统与传统航空发动机的优劣,本文依托某概念型齿轮传动涡扇(Geared turbofan,GTF)发动机,设计了一个并联航空油-电混合动力系统(hybrid GTF,hGTF),在Matlab /Simulink数字仿真软件中建立相匹配的电动力模型以及氮氧化物NOx排放和噪声预测等性能参数计算模型,并在稳态和飞行任务剖面下初步分析了电动力系统的引入对原基线GTF发动机的性能改变状况。稳态仿真结果表明,大推力等级的并联油-电混合动力系统中,至少需要兆瓦级的电动力系统进行匹配;当电动力系统处于电动模式时,可能会带来低压压气机喘振的隐患;当电动力系统处于再生模式时,电能源相当于经过了电能到机械能再到电能的二次效率损失,不建议采用。飞行任务剖面动态仿真结果表明,相比于传统GTF发动机,hGTF推进系统的燃油消耗率最高下降15%,总燃油消耗节省8.3%, NOx总排放量减少18.8%,各部件起飞噪声总声压级减少1.5~3.3dB。分析结果表明采用并联混合动力系统具有显著提升省油、减排效果的能力,同时也具有一定的降噪潜力。     

助推器支承的火箭地面风载荷非定常气动系数（上）

根据新一代运载火箭CZ-5及其动力学相似缩比模型的助推支承、两个弯曲模态主方向的模态参数有显著差别的特点,推导了火箭地面风载荷在模态主方向的非定常气动弯矩系数,给出了非定常气动弯矩的计算方法,并通过坐标转换,得到风轴气动弯矩系数的计算公式。将非定常气动弯矩系数中与动特性有关的参数统称为动态弯矩因子,从而统一了所有类型火箭的地面风载荷非定常气动弯矩系数的计算公式。此外为简化助推器支承火箭地面风载荷的试验方法,给出了气动加速度和位移系数的计算方法,提出了加速度因子和动态位移因子的概念。通过对CZ-5缩比弹性模型的动特性和弯矩因子的计算,分析了支承筒和不同构型模型的影响,并根据各阶弯曲模态对应的不同响应因子的变化,证明了地面风载荷试验只计及一阶模态的合理性。建议采用弯矩和位移测量数据分析非定常气动系数,不宜直接采用加速度数据计算气动系数。     

悬停状态下旋翼旋转噪声的分析

对直升机悬停时旋翼的旋转噪声进行了初步研究，分别用单极子和偶极子声源描述旋翼的厚度噪声和载荷噪声，并根据悬停状态下旋翼气动载荷的特点，用傅立叶级数表示旋翼桨盘上各点的气动力和法向气流速度，然后代入单极子和偶极子声源声辐射公式中，求出旋翼桨盘外某观察点的声压值。最后结合一算例，分析悬停状态下旋翼旋转噪声的辐射特性和不同的展向载荷分布模型对计算结果的响应。     

回转体头部空化噪声特性的实验研究

为了分析回转体头部空化噪声特性,利用高速水洞实验室对实验测得的回转体圆头头体、平头头体模型空化噪声的谱特性进行了测量。测量结果表明:在空化形态不变的条件下,空化噪声宽带谱级将随空泡数的减小而单调增加;随着空化的发展,其空化噪声谱的低频段升高,而高频段的噪声则相对下降;在空泡数基本相同的条件下,模型空化噪声的宽带谱级和谱形基本相同。     

航空声学风洞的声学设计研究

随着航空运输业的发展,飞机的噪声问题日益引起人们的关注.开展航空声学试验研究的地面试验设备主要是航空声学风洞.笔者阐述了航空声学风洞声学设计的基本要求、应考虑的主要问题,提出了航空声学风洞声学设计的方法等.并将这些研究成果应用于引导风洞研制中,得到了在开口试验段风速80m/s时,气流外2m测点处背景噪声76.5dB(A)的结果.     

常规闭口风洞相阵列气动声学试验

传统气动声学研究观点认为,精确的声学测量要求风洞背景噪声和洞壁反射足够低,传声器测量结果有足够高的信噪比,这是大多数风洞无法达到的要求.近些年,基于声纳和雷达技术发展起来的麦克风相阵列技术可以通过增加阵列的传声器数目从而大幅提高声学测量的信噪比,具有噪声源研究和定位能力,并被成功地应用于非声学固壁风洞噪声源测量和噪声物理机制研究.作者基于相阵列波束生成频域算法研制出常规闭口风洞相阵列系统及相关技术,在FD-09风洞尝试进行了相阵列校准试验和某民机噪声测量试验.结果表明:相阵列技术能够准确捕捉到真实的校准声源,并从技术上验证了相阵列系统在常规闭口风洞测量气动噪声是有效的.     

星载GPS观测数据的模拟研究

重点分析了星载GPS观测值模拟的原理、数学模型等，并用模拟软件模拟了CHAMP卫星的星载GPS观测值情况．结果表明，根据本文提供模拟方法所模拟的CHAMP星载GPS观测值，与实测值相比，无论是在大小还是观测噪声水平上都很接近，因此能满足不同层次人员对星载GPS模拟观测值的需要．     

拨开战场迷雾舰载主动电子反制系统（下）

50—60年代时由于发射机技术的单一，当时的发射机不是只能发射连续波信号，就是只能发射脉冲信号．因此干扰机也只能够在单模式下使用，舰艇需各配备一套噪声与欺骗干扰机才能同时具有干扰与欺骗干扰能力。70年代后由于能够工作在连续波与脉冲波两种模式的行波管放大器的实用化，同时出现了具备噪声干扰与欺骗干扰的双模式干扰机，同一部干扰机既能发射压制性的连续波噪声干扰，又能产生应答式的欺骗脉冲干扰，发射脉波时的峰值功率可较发射连续波时高数十倍．从而增加了干扰机的运用弹性：干扰机依据状况的不同可产生压制性的连续波噪声干扰，也可产生欺骗的脉波信号．目前绝大部分的主动干扰机都已同时拥有噪声与欺骗干扰2种作业模式，可在双模式下作业。而拜微波集成电路技术进步之赐．90年代后小型．可以火箭动力擦布或置于小艇上拖曳的舷外主动雷达诱饵也逐渐实用化．可与现有电子战系统整合以对抗单脉冲导弹导引头的威胁。