小样品中纵波超声波速的测量

要测量固体或液体中的超声波速,在薄样品的情况,由于对相继多次反射的分辨力低,用通常脉冲回波型探伤仪精确测量声速是困难的.     

一种测声速的新装置

声速的测定是物理学中一个基础实验, 就目前而言已有多种测定方法可以供我们选择, 本文中介绍一 种测声速的简单新装置, 本装置通过声波的反射、 叠加, 利用钢管中液体的振动来测定声音在液体中的传播速度, 该 实验操作简单, 实验仪器精度高, 可行性高, 可以在物理教学中推广使用     

高超声速气动试验模拟现状与面临的新挑战

高超声速飞行器的发展对地面试验模拟提出了新的要求, 但是, 现有条件还不能完全满足这些要求.文章首先回顾和概述了气动研究地面试验所应遵循的一般性相似准则, 分析了现行气动力热和推进试验模拟的不足和所面临的挑战.经分析认为, 面对这些挑战, 现行的主要参数模拟部件相似模拟和局部相似模拟等方法仍然有效, 但应加强相似理论对地面试验的指导和计算对试验的支撑性作用, 并在必要时通过飞行试验对不完全相似模拟结果进行验证与确认.      

垂直载荷下颗粒物质的声波探测和非线性响应

对于玻璃珠组成的颗粒介质样品,本文测量了横波和纵波声速,同时分析了剪切模量(G)与体积模量(B)的比值(G/B)随压强的变化规律.结果表明,在低压强下,颗粒体系的纵波声速(C_L)明显大于横波声速(c_T),且体系的CL,CT及G/B均随压强p变化呈幂律标度,即CL∝p~(0.3817),CT∝p~(0.2809)G/B∝p~(-0.4539),幂指数与文献[1]中预言的-1/2非常接近,暗示在我们实验压强范围内的颗粒样品处于L玻璃状态.此外,本文还利用快速傅里叶变换法测量了玻璃珠样品中的声学衰减特性及二阶谐波随压强的变化,发现:纵波声衰减系数(α)、接收端二倍频振幅(μ_(2ω))与基频振幅(μ_(1ω))平方的比值(μ_(2ω)/μ_(1ω)~2)均随压强的增大而幂率减小,分别为α∝p~-(-0.1879),和μ_(2ω)/μ_(1ω)~2∝p~(-0.866).     

高超声速飞行器磁控热防护系统建模分析

针对高超声速飞行器防热, 搭建了螺线管磁控热防护系统的物理模型. 采用低磁雷诺数磁流体数学模型, 分析了外加磁场强度及磁场形态对磁控热防护效果的影响. 对比了三种磁场类型(磁偶极子、螺线管、均布磁场)下磁控热防护效果的差异, 分析了螺线管几何参数对磁控热防护效果的影响. 研究表明, 磁场降低表面热流作用存在“饱和现象”; 三种磁场形态的磁控热防护能力从小到大依次为磁偶极子、螺线管、均布磁场; 相同驻点磁感应强度条件下, 增大螺线管半径有利于提高磁控热防护效果, 缩短螺线管与驻点距离不利于驻点和肩部防热, 螺线管长度对磁控热防护效果影响相对较小.     

深海海底反射区声场的相干结构及其有源声呐估距

有源声呐在探测深海海底反射区的目标时,由于声线大掠射角弯曲且声速沿声线传播路径不断变化,造成了常规估距方法产生较大的误差。有效声速法是减小常规估距方法误差的有效途径,但由于需要预先计算空间每一位置点的"声线时延有效声速"对,复杂度高,实时性差。针对有效声速法的实时性问题,本文基于深海海底反射区声场的相干结构,提出一种改进的有效声速估距方法.首先指出深海声场能量沿声源出射角强弱相间变化及其引起的海底反射区离散声呐可探测区现象,并利用深海近水面声源的声线干涉效应解释了该现象的物理机理,建立了声呐可探测区与高能量声线的量化关系。在此基础上,计算声呐可探测区边界位置的"声线时延-有效声速"对,并线性拟合出可探测区所有位置点对应的值。经仿真验证,该方法与传统的有效声速法均可实现对常规估距方法估距误差的有效校正。虽然该方法估距精度较传统的有效声速法略有增大,但计算复杂度和计算时间显著减小,实时性好,具有良好的工程应用前景。      

非等声速信道下的循环神经网络机动目标跟踪模型

针对水下非等声速信道声线弯曲导致传统滤波跟踪轨迹偏差的问题,提出一种循环神经网络的目标跟踪模型。该模型在缺乏声速剖面信息的情况下,通过数据驱动迭代训练,学习输入观测值与输出状态值之间的映射关系,实现目标位置和瞬态特征变化的精确获知。蒙特卡洛仿真实验结果表明,本文模型在非等声速信道下复杂机动场景中相较传统单模型滤波算法以及交互式多模型算法,水平距离跟踪精度分别提升4.06%,1.57%,深度估计精度分别提升0.87%,0.85%。本文模型相较于传统滤波方法具有更高的跟踪精度,并且能够在失配声速分布信道下进行迁移学习,提升模型在失配声场环境下的泛化性。      

二维高超声速后台阶表面传热特性实验研究

高超声速后台阶流动是大气层内高速飞行器发动机设计、表面热防护以及高超声速拦截器红外成像窗口气动光学效应校正等诸多先进高超声速技术研发过程中所涉及的一类基础流动问题. 研究高超声速后台阶流动特性对有效提升飞行器综合性能, 进一步掌握高超声速流动机理具有重大基础 意义. 本文以二维高超声速后台阶流动为研究对象, 在KD-01高超声速激波风洞中测量了二维后台阶模型表面传热系数和表面静压, 并将实测台阶下游表面传热系数分布同采用高超声速边界层理论所得估计值进行了比较. 为进一步验证实验结果, 使用NPLS技术测量了其中一种实验状态下台阶周围流动结构. 研究发现, 对于二维高超声速后台阶流动, 台阶下游表面传热分布受台阶处边界层外缘流动特性的直接影响; 在台阶下游分离区和再附区内, 气体黏性占主导作用; 在台阶下游远场区域, 边界层流动特性趋同于平板边界层; 下游边界层基本结构取决于台阶处边界层相对厚度. 对高超声速后台阶流动, 若使用数值模拟方法研究气动热问题, 应当使用湍流模型.     

基于 LabVIEW 声速测量系统研究声速与温湿度的关系

利用USB独立声卡结合虚拟仪器软件LabVIEW开发了声速测量系统,研究了声速与空气的温度、湿度之间的关系,得到了温湿度修正的声速经验公式。