利用海洋环境噪声估计浅海海底表层声速

为提高反演效率,提出一种快速估计浅海海底表层声速的方法。根据噪声能流理论,垂直阵接收的海洋环境噪声数据能够用于无源提取海底反射损失,反射损失曲线中具有明显的临界角效应,从而接估计海底表层声速。以射线模型为基础,推导了噪声提取的反射损失与理论值之间的差异,并讨论实际阵列波束形成在不同角度和频率下的性能。考虑到非等声速环境下声线会发生弯曲,需对角度进行修正以提高方法的广泛适用性。不同频率的临界角与有效深度之间存在对应关系,黄海某海区数据处理结果表明,在临界角不变的有效深度内,海底表层可以视为等声速层,该海区海底表层0.5 m内声速估计结果为1547 m/s,与有源反演结果相近。     

利用数字示波器测量空气中的超声速

利用数字示波器,采用驻波法、相位比较法、时差法测量了空气中的超声速.测量的结果准确度高,相对误差较小.数字示波器的自动测量功能可显示峰峰值、相位差,光标测量功能可测量时间差.这些功能为测量空气中的超声速带来了便利,同时使测量准确度得到提升.     

高超声速模型尾迹电子密度二维分布反演方法

弹道靶利用二级轻气炮将模型加速到高超声速状态,模型在靶室内超高速飞行时形成等离子体尾迹.为实现高超声速模型尾迹电子密度径向二维分布诊断,利用七通道微波干涉仪测量系统获得了高超声速模型尾迹截面不同位置处平均电子密度.该系统采用一发七收的方式,实现平面波照射等离子体及平面波接收,天线波束可完全覆盖尾迹径向范围.多通道微波干涉仪数据处理过程常将等离子体视为分层介质,考虑到分层界面上折射效应的影响,本研究利用射线追踪方式建立电磁传播模型,结合测量数据建立目标函数,通过遗传算法优化来反演高超声速模型尾迹电子密度径向二维分布.该数据处理方法的电子密度反演结果与相同来流条件下的数值模拟结果对比吻合较好,初步验证了该方法的有效性.分析了分层模型对电子密度分布特性的影响,结果表明利用七层模型对尾迹建模效果最佳,且适用于不同厚度尾迹,最大化利用接收通道数,确保了计算精度.利用该方法实现弹道靶高超声速球模型尾迹电子密度二维分布诊断,并给出了给定实验状态下模型尾迹电子密度二维分布的一些规律.     

双锥/双楔流动中的高温气体效应仿真模拟

在高超声速飞行和再入地球大气过程中, 气体分子的振动、电子态激发, 伴随离解、电离反应, 从而产生高温真实气体效应。不同数值方法对高温真实气体效应的模化会造成气体热物性参数的差异, 从而对流场模拟引入不确定度。以高超声速的双锥/双楔流动为例, 通过计算流体力学方法和直接模拟Monte Carlo (DSMC)方法, 研究高温真实气体模型对复杂干扰流动的预测能力。结果表明, 有别于量热完全气体, 若考虑真实物理过程的热化学非平衡过程带来气体热力学性质、输运特性的变化, 会导致激波角、边界层厚度、分离区尺寸等流动结构的改变。因此, 在研究高超声速模拟中应注意数值模型的正确应用。      

热流传感器传热特性电弧风洞实验及数值模拟

高超声速飞行器面临剧烈的气动加热环境, 电弧风洞是飞行器防热材料地面考核筛选的主力设备。热流密度是电弧风洞重要的模拟参数之一, 需要进行准确有效的测量。针对电弧风洞气流环境特点, 开展传统塞式量热计和新型同轴热电偶的对比测热试验, 并采用数值模拟对两种热流传感器的传热特性进行了分析。在电弧风洞平板自由射流试验热流密度分布在0~1 100 kW/m2范围内, 同轴热电偶的热流密度测试试验结果相对塞式量热计偏低10%~15%。数值模拟结果表明, 塞式量热计本身结构热物性参数不匹配会导致热流密度测量数值偏高至少10%, 而同轴热电偶测量数值偏高最大仅为2.19%, 相对塞式量热计具备更高的测量精度。同时, 电弧风洞中不同材质热流密度测试模型使用同轴热电偶进行测热试验时, 需要在同轴热电偶同模型之间增加适当厚度的不锈钢套以满足传感器周围环境的热匹配。      

聚苯硫醚纤维的抗张强度与工艺和结构的关系

以熔融纺丝法制备出不同结晶度的各向同性聚苯硫醚纤维作为样品,根据密度和声速测定值确定出PPS晶相和无定形相的本征横向声模量E0⊥,c(4.40 GPa)和E0⊥,am(1.99 GPa).利用密度梯度法测定出的结晶度Xc和X-衍射法测定的晶区取向因子fc,按照Samules模型计算出不同牵伸和定型工艺下制备的PPS纤维样品的非晶区取向因子(fam),在此基础上分析PPS纤维抗张强度与牵伸定型工艺参数、结构之间的关系.结果表明,PPS纤维的最佳牵伸温度及紧张热定型温度分别在90℃和190℃附近;提高PPS纤维的牵伸温度及紧张热定型温度可以增加纤维的结晶度,在一定范围内对纤维抗张强度的增加有促进作用;但较高的牵伸温度及紧张热定型温度不利于纤维非晶区取向的提高,造成PPS纤维抗张强度降低.牵伸倍数的增加可以有效提高PPS纤维的非晶区取向程度,抗张强度也随着增加.     

钝头体中的广义雷诺比拟关系

钝头体壁面的摩阻和热流分布规律不同,平板流动中的雷诺比拟关系在钝头体壁面失效. 文章在前期高超声速广义雷诺比拟理论研究工作的基础上,利用数值仿真的方法对不同外形和来流参数条件下的钝头体广义雷诺比拟关系开展进一步研究. 通过建立钝头体绕流边界层的理论分析模型,得到了钝头体壁面雷诺比拟系数的线性分布预示公式. 采用数值求解 N-S 方程的方法,计算了圆柱和幂次体壁面的摩阻和热流以及二者之间的比拟系数. 通过与前期数值和理论结果对比,以及计算收敛性和网格无关性检验,对数值方法进行了验证. 通过在不同雷诺数 ($Re_\infty = 3.98\times 10^2 \sim 1.59\times 10^6$) 和马赫数 ($M_\infty = 3\sim 12$) 条件下的计算结果对比分析雷诺比拟系数的分布,总结了钝头体中广义雷诺比拟关系受外形和来流条件的影响,评估了广义雷诺比拟理论的适用性. 研究发现,在较高雷诺数条件下,离驻点较远的下游 ($\theta > 60^\circ$) 部位,雷诺比拟系数的分布不同程度地偏离理论预示的线性规律. 相比于圆柱外形,幂次体壁面的雷诺比拟系数分布的线性规律相对较好,其分布斜率略低于圆柱壁面的结果. 研究表明,如果针对实际外形和雷诺数进行适当修正,可以提高广义雷诺比拟关系的预示精度.      

高超声速风洞马赫数4.5喷管气动设计和数值验证

常规跨超声速风洞进行马赫数4.5试验时,常常伴有空气液化现象,造成试验数据可信度低,在高超声速风洞研制马赫数4.5喷管,具有对气流加热的能力,可以提供更加准确的试验数据。目前国内0.5 m量级高超声速风洞还不具备马赫数4.5的试验能力。通过无黏流计算方法计算轴对称喷管型面,并采用Sivells-Payne方法进行附面层修正,然后进行数值验证,证明了计算出的型面满足国军标对马赫数的设计要求,可以投入加工生产。     

高温环境下结构模态试验技术

由于高超声速飞行器长时间在大气层内工作会面临恶劣的气动热环境,飞行器结构地面模态试验必须考虑高温影响,但高温环境下结构模态试验远比常规试验复杂,目前仍存在很多技术难点亟待解决.本文首先对高温环境下的结构模态试验技术国内外发展现状进行了综述,详细分析了现有的高温环境下结构模态试验中的激励力与振动响应测量技术的特点及适用性,最后展望了高温环境下结构热模态试验技术的发展方向和研究重点.