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331.
应用超声进行航天器舱体及管道系统检漏是一种可快速定位漏点的无损检测方法,从试验方法及信号处理上可以有效提高各种工况下的检漏灵敏度。文章对非接触超声检漏提高有效湍流强度增强超声信号和接触超声检漏改变信号带通频率这两种方法进行了试验研究。结果显示,采用这两种方法均能增强有效信号强度,提高检漏灵敏度。 相似文献
332.
风扇湍流宽频噪声特性的数值计算分析 总被引:1,自引:0,他引:1
基于Gliebe发展的风扇自噪声经验预测模型与Mugridge-Morfey发展的湍流-叶片干涉噪声分析预测模型,以GE公司R4风扇为研究对象,详细分析了风扇自噪声与转子尾迹湍流-出口导叶干涉宽频噪声(湍流干涉噪声)的特性.研究了不同的风扇设计参数和湍流参数对风扇自噪声与湍流干涉噪声的影响.计算结果表明:湍流干涉噪声对风扇宽频噪声起着主要作用,湍流干涉噪声比转子自噪声大约6~10dB,比出口导叶自噪声大约20dB.此外,出口导叶来流速度对湍流干涉噪声的影响最大,来流速度增大15%时,声功率可增大4dB左右.湍流强度对湍流干涉噪声影响较大,当湍流强度增加30%时,声功率增大约1.5dB. 相似文献
333.
空间相关噪声中电磁矢量阵二维DOA估计算法 总被引:1,自引:1,他引:0
针对空间相关噪声中二维DOA估计性能下降的问题,提出一种基于双子阵结构的电磁矢量阵DOA估计算法。算法假设其中一个子阵由普通标量传感器组成而另一个子阵由电磁矢量传感器组成,并且所有的传感器空间位置均为未知。算法分三个步骤实现。首先,定义一个互相关矩阵来消除空间相关噪声;然后,采用传播算子算法估计电磁矢量传感器导向矢量;最后,通过导向矢量中电场矢量和磁场矢量的叉积计算得到闭式且自动配对的方位-仰角估计值。提出的算法不仅具有良好的估计性能,而且由于无需进行特征值分解估计信号子空间或噪声子空间,无需二维谱峰搜索,因此具有较低的计算量。蒙特卡罗实验证明了算法的有效性。 相似文献
334.
后壁倒角对空腔噪声的抑制效果 总被引:2,自引:0,他引:2
对不同后壁角度(δr)时长深比为9的空腔模型底面中心线上的声压级分布、不同测点声压频谱特性进行分析,着重研究了后壁倒角对空腔噪声的抑制效果。结果表明,无论是在亚声速还是在超声速,空腔后壁角度增大,使得空腔内不同测点的声压级都有所降低,特别是后壁处的声压级明显降低;对不同测点的声压频谱特性也有一定影响,特别是对空腔流激振荡峰值频率时的噪声声压级有较为明显的抑制效果。可见,增大空腔后壁角度对空腔噪声有一定的抑制效果。 相似文献
335.
超声速来流边界层厚度对浅腔声学特性的影响 总被引:1,自引:1,他引:0
通过分析不同来流边界层厚度与空腔深度比(δ/D)下腔内中心线上的脉动声压级的分布和不同测点的声压频谱特性,讨论了超声速来流边界层厚度对浅腔(长深比分别为12和15)声学特性的影响.试验来流马赫数为1.5,基于每米的雷诺数为2.26×107.结果表明,δ/D减小导致浅腔内的噪声更加强烈,腔前后部的声压级分布更不均匀;除了个别离散频率外,腔内不同测点其余离散频率对应的声压级都有不同程度的增大.δ/D减小引起空腔前部和后部区域几乎整个离散频率范围内的噪声声压级有明显升高;因超声速浅腔流动,腔中部产生的激波的干扰因素的影响,边界层流动特性对浅腔中部区域的声学特性影响较小. 相似文献
336.
一种基于谱域-空域组合特征支持向量机的高光谱图像分类算法 总被引:2,自引:1,他引:1
针对高光谱图像分类问题,提出了一种基于支持向量机的利用组合特征对高光谱图像进行分类的算法,组合特征综合了高光谱图像的光谱域和空域信息。针对图像的高维数据特性,利用最大噪声分量方法进行特征提取,对得到的主分量图像,采用虚拟维数估计算法来确定需要保留的主分量数目,并用数学形态学操作用保留的主分量图像中提取目标的形态信息。根据得到的空域特征并结合原始光谱域特征,构造用于分类的组合特征矢量。而且采用了支持向量机,利用了其支持小样本、效率高的优点。高光谱数据实验表明,本文提出的方法和单独使用谱域或空域信息进行分类相比,具有一定的优越性。
相似文献
相似文献
337.
338.
多种脉冲压缩方法已成为提高空气耦合超声检测信号信噪比(SNR)的有效手段,而实际使用中面临如何选取合适参数以获得更好压缩效果的问题.基于脉冲压缩技术的基本原理及其在超声检测中的实现,建立了具备超声信号脉冲压缩实时处理的空气耦合超声检测系统.使用窄带空气耦合超声换能器分别就线性调频、非线性调频及相位编码脉冲压缩方法的关键参数对压缩效果的影响开展了实验研究,获得了脉冲压缩参数选取准则.最后以模拟缺陷的蜂窝夹芯复合材料试样为对象,验证了参数选优后的脉冲压缩方法在空气耦合超声检测中的应用效果. 相似文献
339.
现代航空声学风洞技术现状与发展 总被引:2,自引:0,他引:2
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.笔者阐述了大型航空声学风洞的发展,介绍了目前世界上主要的大型航空声学风洞的性能和特点.指出了在航空声学风洞设计中,试验段构型和参数的选择以及试验大厅布置等应考虑的主要问题.论述了风洞的主要噪声源及声学处理技术.阐述了航空声学风洞中声学测量技术的发展.结论指出,目前专用航空声学风洞的背景噪声比常规气动风洞低5~25dB,而第二代汽车/航空声学风洞的背景噪声又比第一代航空声学风洞下降10~15dB.在建造现代航空声学风洞的同时,航空声学风洞中声学测量技术得到了迅速发展.突出的例子是相阵麦克风技术的开发与应用. 相似文献
340.