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针对浅海水下噪声传播特性,选取两种典型的声速剖面,在不同的限制条件下,通过改变海底底质、声源深度以及声源频率,对两种典型声速剖面的特性进行对比研究,分析不同声速剖面类型对水下声传播特性的影响。 相似文献
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目的预测有限尺寸加筋平板结构宽频范围内的隔声特性,指导飞行器结构声学设计。方法基于混合FE-SEA方法,对单向加筋平板结构开展宽频隔声预计。同时,在标准声学试验室对其进行隔声测试,并将FE-SEA法预计结果与测试结果、SEA方法计算结果进行对比分析。结果与SEA法相比,混合FE-SEA方法在50 Hz~10 kHz频带内的预计结果与试验结果更为吻合,其更适用于宽频隔声预计;在400 Hz~10 kHz的中高频段内,FE-SEA方法预计结果与试验结果基本相同;在50 Hz~400 Hz的低频段内,FE-SEA方法预计结果略高于试验结果,且随频率降低,偏差会逐渐增大。结论进行加筋板结构声学设计时,为了获得精确的宽频隔声预计结果,可首先选用FE-SEA方法。FE-SEA方法预计结果在中高频段可直接使用,在低频段仅能作为参考,使用时应当进行修正。 相似文献
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目的为飞行器环境试验数据的管理与交互式探索分析提供工具,并为飞行器环境试验条件设计提供支撑。方法环境试验数据管理与预示系统采用B/S MVC三层体系架构,在数据存储层,采用传统关系型数据库及大数据平台(Hadoop/Spark)相结合的混合存储结构;在数据处理层,主要采用基于Spring+Hibernate的轻量级J2EE技术框架。使用Myeclipse 2014 Java语言编程实现。结果所开发的环境试验数据管理与预示系统,客户端通过浏览器实现跨平台访问。基于JavaScript技术实现数据动态交互展示,支持Matlab、C++等多种语言算法的集成与动态扩展。结论软件系统适用于环境试验数据的管理与交互式探索分析。 相似文献
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目的获得高超声速飞行器翼前缘射流降热机理。方法通过计算流体力学(CFD)方法,针对典型高超声速带翼飞行器开展飞行马赫数为15条件下的射流干扰热环境规律研究,分析无射流翼前缘气动加热特性,确定热流严酷射流开孔区域,分别在翼前缘激波干扰及翼后段布置射流孔,并设计射流流动参数,开展射流总压与来流总压比率在0.002～0.02范围内的流场仿真计算,获得局部流动及表面热流分布特性,针对计算结果进行对比分析。结果随着总压比率逐渐增大,激波干扰以及机翼后段射流孔区域热流均显著降低,降幅达76%～99%。翼中段无射流典型位置总压比率为0.002时热流增高,增幅为11%～24%,随着射流总压增大热流降低,降幅达68%～86%。高射流总压比率局部射流孔前热流增大2倍以上。结论射流影响下降热机理是射流将高温气体推离壁面,局部表面热流显著降低。低射流总压比率亚音速射流作用区域向下游延伸距离短,不会引起局部再附热流增大。高射流总压比率音速射流降热影响向下游明显延伸,增强射流强度可以增加延伸区长度,同时会诱导局部射流孔前再附热流显著增大。 相似文献
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目的设计一种新型热流测量装置,使传感器满足长时间热流测量的需求,且传感器外表面可以适量打磨,与飞行器的气动外型面完好随型。方法采用铜和钢作为备选材料,施加相同的表面热流边界,对比敏感端内外壁温差情况。优化热流辨识传感器传热路径、敏感端厚度,通过有限元模型分析打磨对热流辨识结果的影响。基于优化结果,研制出热流测量装置,并通过地面试验验证该装置的有效性。结果从热响应获取时间延迟角度来看,Cu比钢具有较大的优势。综合考虑敏感端外表面需要与飞行器外表面随型打磨,选用5 mm的厚度具有一定的安全可靠性。敏感端的适度打磨基本不影响温度测量结果。辨识获得的热流数据与实际控制热流吻合较好,最大偏差约15%。结论成功研制了热流测量装置,并通过地面热试验证明了热流测量的有效性。 相似文献
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分析了多旋翼无人飞行器在灭火救援现场的常见问题及产生原因,对无人飞行器在灭火救援现场如何避免各类事故,安全高效使用提出了建议。 相似文献
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中国运载火箭技术研究院(以下简称“火箭院”)作为国有大型航天企业,是中国历史最久、规模最大的运载火箭和航天飞行器研制、试验和生产基地,是航天髙科技、多专业为一体的综合性系统工程的典范。多年来,火箭院一直致力于安全生产责任体系研究工作,按照“1+2+N”的整体思路,即以所承担业务流程为主线,以组织、岗位2个纬度进行安全责任纵、橫向双延伸,以“三个必须”“谁主管、谁负责”等要求,全面构建覆盖各级组织、各类人员的安全生产责任体系。 相似文献
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