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文檔簡介
1、飛行器飛行中由于啟動過程以及發(fā)動機、伺服系統(tǒng)的工作,必然產(chǎn)生復(fù)雜的噪聲環(huán)境,隨著飛行性能的不斷提高,飛行器的強噪聲環(huán)境對其結(jié)構(gòu)的影響日益嚴(yán)重,聲振導(dǎo)致飛行器結(jié)構(gòu)的疲勞損傷,嚴(yán)重威脅著飛行器的安全。噪聲產(chǎn)生激振,對電子儀器工作也產(chǎn)生不利影響。因此,準(zhǔn)確測量噪聲環(huán)境的參數(shù)對評價飛行器總體方案、分析飛行情況具有重要的意義。另一方面,噪聲環(huán)境參數(shù)具有頻帶寬、動態(tài)范圍大、不確定因素多、地面無法模擬等特點,為現(xiàn)場實時測量飛行器噪聲環(huán)境提出了苛刻的要
2、求。
本為主要對噪聲在高速氣流環(huán)境、溫度變化環(huán)境以及振動環(huán)境下噪聲測試進行了一些研究。通過建立傳聲器膜片的理論模型,介紹傳聲器的力電換能原理,對傳聲器在飛行器振動環(huán)境、彈體表面溫度變化環(huán)境以及風(fēng)速場環(huán)境下的影響進行了簡單的理論分析。著重針對飛行器具體的高速氣流環(huán)境、表面溫度變化環(huán)境以及振動環(huán)境進行了理論分析,建立了各個具體環(huán)境的數(shù)學(xué)模型。并根據(jù)飛行器飛行中的高速氣流環(huán)境模型、表面溫度變化環(huán)境模型以及振動環(huán)境模型進行了相關(guān)模擬試
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