CN116046334B - 一种基于弹道靶设备的声爆测量系统及测量方法 - Google Patents
一种基于弹道靶设备的声爆测量系统及测量方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN116046334B CN116046334B CN202310277643.XA CN202310277643A CN116046334B CN 116046334 B CN116046334 B CN 116046334B CN 202310277643 A CN202310277643 A CN 202310277643A CN 116046334 B CN116046334 B CN 116046334B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- test model
- laser diode
- test
- pressure sensor
- speed camera
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
- 238000004880 explosion Methods 0.000 title claims abstract description 55
- 238000005259 measurement Methods 0.000 title claims abstract description 26
- 238000000691 measurement method Methods 0.000 title claims abstract description 10
- 238000012360 testing method Methods 0.000 claims abstract description 162
- 230000003287 optical effect Effects 0.000 claims abstract description 21
- 229910052724 xenon Inorganic materials 0.000 claims abstract description 16
- FHNFHKCVQCLJFQ-UHFFFAOYSA-N xenon atom Chemical compound [Xe] FHNFHKCVQCLJFQ-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 16
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 claims abstract description 14
- 238000000576 coating method Methods 0.000 claims abstract description 14
- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 25
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 claims description 12
- 230000008569 process Effects 0.000 claims description 12
- 230000035939 shock Effects 0.000 claims description 12
- 230000004044 response Effects 0.000 claims description 7
- 238000010304 firing Methods 0.000 claims description 6
- 230000008859 change Effects 0.000 claims description 4
- 238000009434 installation Methods 0.000 claims description 4
- 230000003213 activating effect Effects 0.000 claims description 3
- 239000003623 enhancer Substances 0.000 claims 1
- 230000009471 action Effects 0.000 description 3
- 238000004088 simulation Methods 0.000 description 3
- 238000011161 development Methods 0.000 description 2
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 2
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 2
- 238000005086 pumping Methods 0.000 description 2
- 238000004458 analytical method Methods 0.000 description 1
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 230000000007 visual effect Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- G01M9/00—Aerodynamic testing; Arrangements in or on wind tunnels
- G01M9/06—Measuring arrangements specially adapted for aerodynamic testing
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
- B64F5/60—Testing or inspecting aircraft components or systems
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation
Landscapes
- Physics & Mathematics (AREA)
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Manufacturing & Machinery (AREA)
- Transportation (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Measurement Of Mechanical Vibrations Or Ultrasonic Waves (AREA)
- Measuring Fluid Pressure (AREA)
Abstract
一种基于弹道靶设备的声爆测量系统及测量方法，属于高速风洞试验技术领域。本发明靶室内设置有前置激光二极管、后置激光二极管、测试板，前置激光二极管、后置激光二极管平行安装于靶室的侧壁上，靶室表面设置有光学窗口，光学窗口外布置有PSP高速摄像机、氙气闪光灯、纹影高速摄像机，PSP高速摄像机上安装有图像增强器，图像增强器和纹影高速摄像机的镜头前设置有光学滤波片；测试板上具有PSP涂层，测试板上安装有高频压力传感器；前置激光二极管、后置激光二极管、测试板、PSP高速摄像机、氙气闪光灯、纹影高速摄像机分别和数据采集系统连接；试验模型通过弹道靶设备的炮口发射进入靶室进行声爆测量。本发明实现声爆精确测量。
Description
技术领域
本发明属于高速风洞试验技术领域，具体涉及一种基于弹道靶设备的声爆测量系统及测量方法。
背景技术
超声速民机作为更高效的远距离旅行手段，能够更高效率的提高旅行效率以及改善旅客的舒适性，然而超声速飞行会引起特有的声爆现象，导致处于地面的人听到类似爆炸的声音。强烈的声爆会使人产生不适感，甚至造成听力的永久损伤以及建筑物的损坏，致使声爆现象成为制约超声速民机发展的核心瓶颈问题之一，因此开展超声速飞行器的声爆预测技术尤为重要。
目前针对声爆现象的预测方法主要有数值仿真、飞行试验及风洞试验，数值仿真不能完全真实的完全反映出实际情况，飞行试验所需实际飞行成本较高，利用风洞试验对声爆现象进行预测具有既可以进行直接验证，又可以降低成本的优点，所以利用风洞试验对超声速飞行器声爆现象进行预测及测量结果进行分析更为直观和便利。但是风洞试验中存在的支撑干扰问题会影响试验模型的近场声爆测试结果，尤其是对尾激波影响严重，需要研发更加准确的声爆现象的预测方法。
发明内容
本发明旨在解决提高声爆现象的预测准确性的问题，提出一种基于弹道靶设备的声爆测量系统及测量方法。
为实现上述目的，本发明通过以下技术方案实现：
一种基于弹道靶设备的声爆测量系统，包括试验模型、前置激光二极管、后置激光二极管、PSP高速摄像机、氙气闪光灯、测试板、光学窗口、图像增强器、纹影高速摄像机、光学滤波片、数据采集系统、计算机、靶室、PSP涂层和高频压力传感器；
所述靶室为弹道靶设备的试验舱，所述靶室内设置有前置激光二极管、后置激光二极管、测试板，所述前置激光二极管、后置激光二极管平行安装于靶室的侧壁上，所述靶室表面设置有光学窗口，所述光学窗口外布置有PSP高速摄像机、氙气闪光灯、纹影高速摄像机，所述PSP高速摄像机上安装有图像增强器，所述图像增强器和纹影高速摄像机的镜头前设置有光学滤波片；
所述测试板上具有PSP涂层，所述测试板上安装有高频压力传感器；
所述前置激光二极管、后置激光二极管、测试板、PSP高速摄像机、氙气闪光灯、纹影高速摄像机分别和数据采集系统连接；所述数据采集系统和计算机连接；
所述试验模型通过弹道靶设备的炮口发射进入靶室进行声爆测量。
进一步的，所述前置激光二极管、后置激光二极管发射的激光与所述试验模型的运动方向垂直。
进一步的，所述高频压力传感器的个数为2个，2个所述高频压力传感器与测试板螺纹连接。
进一步的，所述靶室安装有抽真空设备。
进一步的，所述数据采集系统具有脉冲发生器和延迟发生器。
一种基于弹道靶设备的声爆测量方法，依托于所述的一种基于弹道靶设备的声爆测量系统实现，包括如下步骤：
S1、弹道靶设备将试验模型以设定速度从弹道靶设备的炮口发射，使试验模型沿靶室轴向飞行；
S2、试验模型飞行过程中穿过前置激光二极管和后置激光二极管产生的光路：当试验模型遮挡到前置激光二极管的光路时触发试验信号，激活数据采集系统、PSP高速摄像机、图像增强器、纹影高速摄像机、氙气闪光灯和高频压力传感器，数据采集系统以一定的延迟时间控制高频压力传感器、PSP高速摄像机和纹影高速摄像机进行数据采集，所述延迟时间是根据试验模型飞行时间法测得的试验模型的飞行速度和后置激光二极管与测试板之间的距离来确定；
S3、当试验模型飞行通过测试板时，利用PSP高速摄像机拍摄测试板上的PSP涂层区域的压力变化过程，利用高频压力传感器测量试验模型飞行通过测试板时产生的压力信号，即为声爆压力信号。
进一步的，步骤S1中通过弹道靶设备的发射压力控制试验模型的设定速度，弹道靶设备的发射压力的计算公式为：
其中，
为试验模型的设定速度，γ为弹道靶设备高压段气体比热比，ar为弹道靶设备高压段声速，Pr为弹道靶设备高压段驱动压力，Al为试验模型底部面积，m为试验模型质量，Xm为试验模型底部距试验模型发射端距离。
进一步的，步骤S2中的计算试验模型的飞行速度的计算公式为：
其中，u为试验模型的飞行速度，
为前置激光二极管和后置激光二极管之间的距离，t为试验模型遮挡前置激光二极管和后置激光二极管的光路的时间。
进一步的，步骤S3的具体实现方法包括如下步骤：
S3.1、选取高频压力传感器的响应频率：根据试验模型长度L和试验模型的飞行速度u计算试验模型飞行通过高频压力传感器点位的时间t1，计算公式为：
t1=L/u
根据t1得到高频压力传感器采集点的对应频率f，设置高频压力传感器的响应频率为所述频率f的10-15倍；
S3.2、选取高频压力传感器的量程：根据试验模型进入靶室自由飞行时的马赫数Ma1和激波角β，计算得到波前压力P1与波后压力P2的关系，波前压力与波后压力的关系的计算公式为：
根据计算得到的波前压力P1与波后压力P2的关系确定试验模型飞过靶室时靶室中的压力变化范围，从而确定高频压力传感器的量程；
S3.3、当试验模型飞过测试板及高频压力传感器时，试验模型产生的弓形激波扫过高频压力传感器，高频压力传感器测量声爆现象发生时产生的N形波，其中第一个N形波为试验模型飞行时弓形激波首次扫掠高频压力传感器测量面时的超压信号，即为所需测量的声爆压力信号，根据高频压力传感器的安装位置测量试验模型飞过测试板时不同位置的压力信号变化，从而确定声爆的分布特点。
本发明的有益效果：
本发明所述的一种基于弹道靶设备的声爆测量系统，弹道靶设备作为一种能够产生超声速飞行现象并对之进行分析研究的地面模拟试验设备之一，炮口将试验模型加速到超声速进入基于弹道靶设备的声爆测量系统进行声爆测量，避免了洞壁干扰、支架影响的问题。弹道靶设备由弹道靶设备的炮口、靶室及相关测试系统组成，试验模型发射后进入靶室开展自由飞，通过非接触的测试手段进行相关测试，利用弹道靶设备可以实现试验模型的自由飞并完成声爆现象的复现，提高声爆现象的预测准确性。
本发明所述的一种基于弹道靶设备的声爆测量系统，在现有弹道靶设备基础上进行简单改造及测量系统布置，实现地面设备中针对超声速飞行声爆信号的精确测量，在实际工程中具有重要意义。
本发明所述的一种基于弹道靶设备的声爆测量方法，当试验模型飞过测试板及高频压力传感器时，试验模型产生的弓形激波扫过高频压力传感器，此时高频压力传感器感受到压力变化，测量出声爆现象发生时产生的N形波，N形波为试验模型飞行时弓形激波首次扫掠高频压力传感器测量面时的超压信号，即为所需测量的声爆压力信号，根据高频压力传感器的安装位置测量试验模型飞过测试板不同位置的压力信号变化，从而确定声爆的分布特点。测试板上的PSP涂层选择快响应PSP涂料，搭配PSP高速摄像机以及氙气闪光灯拍摄试验模型飞过测试板过程的PSP图像，得到试验模型飞行过程中产生的弓形激波的传播过程。
附图说明
图1为本发明所述的一种基于弹道靶设备的声爆测量系统的结构示意图；
图2为本发明所述的一种基于弹道靶设备的声爆测量系统的测试板上的PSP涂层和高频压力传感器的布置示意图；
图中1为弹道靶设备的炮口，2为试验模型，3为计算机，4为前置激光二极管，5为PSP高速摄像机，6为氙气闪光灯，7为测试板，8为光学窗口，9为图像增强器，10为纹影高速摄像机，11为光学滤波片，12为数据采集系统，13为后置激光二极管，14为靶室，15为PSP涂层，16为高频压力传感器。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及具体实施方式，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施方式仅用以解释本发明，并不用于限定本发明，即所描述的具体实施方式仅仅是本发明一部分实施方式，而不是全部的具体实施方式。通常在此处附图中描述和展示的本发明具体实施方式的组件可以以各种不同的配置来布置和设计，本发明还可以具有其他实施方式。
因此，以下对在附图中提供的本发明的具体实施方式的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定具体实施方式。基于本发明的具体实施方式，本领域技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他具体实施方式，都属于本发明保护的范围。
为能进一步了解本发明的发明内容、特点及功效，兹例举以下具体实施方式，并配合附图1和附图2详细说明如下 ：
具体实施方式一：
一种基于弹道靶设备的声爆测量系统，包括试验模型2、前置激光二极管4、后置激光二极管13、PSP高速摄像机5、氙气闪光灯6、测试板7、光学窗口8、图像增强器9、纹影高速摄像机10、光学滤波片11、数据采集系统12、计算机3、靶室14、PSP涂层15和高频压力传感器16；
所述靶室14为弹道靶设备的试验舱，所述靶室14内设置有前置激光二极管4、后置激光二极管13、测试板7，所述前置激光二极管4、后置激光二极管13平行安装于靶室14的侧壁上，所述靶室14表面设置有光学窗口8，所述光学窗口8外布置有PSP高速摄像机5、氙气闪光灯6、纹影高速摄像机10，所述PSP高速摄像机5上安装有图像增强器9，所述图像增强器9和纹影高速摄像机10的镜头前设置有光学滤波片11；
所述测试板7上具有PSP涂层15，所述测试板7上安装有高频压力传感器16；
所述前置激光二极管4、后置激光二极管13、测试板7、PSP高速摄像机5、氙气闪光灯6、纹影高速摄像机10分别和数据采集系统12连接；所述数据采集系统12和计算机3连接；
所述试验模型2通过弹道靶设备的炮口1发射进入靶室14进行声爆测量。
进一步的，所述前置激光二极管4、后置激光二极管13发射的激光与所述试验模型2的运动方向垂直。
进一步的，所述高频压力传感器16的个数为2个，2个所述高频压力传感器16与测试板7螺纹连接。
进一步的，所述靶室14安装有抽真空设备。
进一步的，所述数据采集系统12具有脉冲发生器和延迟发生器。
进一步的，所述靶室14上设置有多个光学窗口8。
具体实施方式二：
一种基于弹道靶设备的声爆测量方法，依托于具体实施方式一所述的一种基于弹道靶设备的声爆测量系统实现，包括如下步骤：
S1、弹道靶设备将试验模型以设定速度从弹道靶设备的炮口发射，使试验模型沿靶室轴向飞行；
进一步的，步骤S1中通过弹道靶设备的发射压力控制试验模型的设定速度，弹道靶设备的发射压力的计算公式为：
其中，
为试验模型的设定速度，γ为弹道靶设备高压段气体比热比，ar为弹道靶设备高压段声速，Pr为弹道靶设备高压段驱动压力，Al为试验模型底部面积，m为试验模型质量，Xm为试验模型底部距试验模型发射端距离；
S2、试验模型飞行过程中穿过前置激光二极管和后置激光二极管产生的光路：当试验模型遮挡到前置激光二极管的光路时触发试验信号，激活数据采集系统、PSP高速摄像机、图像增强器、纹影高速摄像机、氙气闪光灯和高频压力传感器，数据采集系统以一定的延迟时间控制高频压力传感器、PSP高速摄像机和纹影高速摄像机进行数据采集，所述延迟时间是根据试验模型飞行时间法测得的试验模型的飞行速度和后置激光二极管与测试板之间的距离来确定；
进一步的，步骤S2中的计算试验模型的飞行速度的计算公式为：
其中，u为试验模型的飞行速度，
为前置激光二极管和后置激光二极管之间的距离，t为试验模型遮挡前置激光二极管和后置激光二极管的光路的时间；
S3、当试验模型飞行通过测试板时，利用PSP高速摄像机拍摄测试板上的PSP涂层区域的压力变化过程，利用高频压力传感器测量试验模型飞行通过测试板时产生的压力信号，即为声爆压力信号；
进一步的，步骤S3的具体实现方法包括如下步骤：
S3.1、选取高频压力传感器的响应频率：根据试验模型长度L和试验模型的飞行速度u计算试验模型飞行通过高频压力传感器点位的时间t1，计算公式为：
t1=L/u
根据t1得到高频压力传感器采集点的对应频率f，设置高频压力传感器的响应频率为所述频率f的10-15倍；
S3.2、选取高频压力传感器的量程：根据试验模型进入靶室自由飞行时的马赫数Ma1和激波角β，计算得到波前压力P1与波后压力P2的关系，波前压力与波后压力的关系的计算公式为：
根据计算得到的波前压力P1与波后压力P2的关系确定试验模型飞过靶室时靶室中的压力变化范围，从而确定高频压力传感器的量程；
S3.3、当试验模型飞过测试板及高频压力传感器时，试验模型产生的弓形激波扫过高频压力传感器，高频压力传感器测量声爆现象发生时产生的N形波，其中第一个N形波为试验模型飞行时弓形激波首次扫掠高频压力传感器测量面时的超压信号，即为所需测量的声爆压力信号，根据高频压力传感器的安装位置测量试验模型飞过测试板时不同位置的压力信号变化，从而确定声爆的分布特点。
需要说明的是，术语“第一”和“第二”等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。
虽然在上文中已经参考具体实施方式对本申请进行了描述，然而在不脱离本申请的范围的情况下，可以对其进行各种改进并且可以用等效物替换其中的部件。尤其是，只要不存在结构冲突，本申请所披露的具体实施方式中的各项特征均可通过任意方式相互结合起来使用，在本说明书中未对这些组合的情况进行穷举性的描述仅仅是出于省略篇幅和节约资源的考虑。因此，本申请并不局限于文中公开的特定具体实施方式，而是包括落入权利要求的范围内的所有技术方案。
Claims (3)
1.一种基于弹道靶设备的声爆测量方法，依托于一种基于弹道靶设备的声爆测量系统实现，所述的一种基于弹道靶设备的声爆测量系统包括试验模型(2)、前置激光二极管(4)、后置激光二极管(13)、PSP高速摄像机(5)、氙气闪光灯(6)、测试板(7)、光学窗口(8)、图像增强器(9)、纹影高速摄像机(10)、光学滤波片(11)、数据采集系统(12)、计算机(3)、靶室(14)、PSP涂层(15)和高频压力传感器(16)；
所述靶室(14)为弹道靶设备的试验舱，所述靶室(14)内设置有前置激光二极管(4)、后置激光二极管(13)、测试板(7)，所述前置激光二极管(4)、后置激光二极管(13)平行安装于靶室(14)的侧壁上，所述靶室(14)表面设置有光学窗口(8)，所述光学窗口(8)外布置有PSP高速摄像机(5)、氙气闪光灯(6)、纹影高速摄像机(10)，所述PSP高速摄像机(5)上安装有图像增强器(9)，所述图像增强器(9)和纹影高速摄像机(10)的镜头前设置有光学滤波片(11)；
所述测试板(7)上具有PSP涂层(15)，所述测试板(7)上安装有高频压力传感器(16)；
所述前置激光二极管(4)、后置激光二极管(13)、测试板(7)、PSP高速摄像机(5)、氙气闪光灯(6)、纹影高速摄像机(10)分别和数据采集系统(12)连接；所述数据采集系统(12)和计算机(3)连接；
所述试验模型(2)通过弹道靶设备的炮口(1)发射进入靶室(14)进行声爆测量；
所述前置激光二极管(4)、后置激光二极管(13)发射的激光与所述试验模型(2)的运动方向垂直；
所述高频压力传感器(16)的个数为2个，2个所述高频压力传感器(16)与测试板(7)螺纹连接；
所述靶室(14)安装有抽真空设备；
所述数据采集系统(12)具有脉冲发生器和延迟发生器；
其特征在于，包括如下步骤：
S1、弹道靶设备将试验模型以设定速度从弹道靶设备的炮口发射，使试验模型沿靶室轴向飞行；
S2、试验模型飞行过程中穿过前置激光二极管和后置激光二极管产生的光路：当试验模型遮挡到前置激光二极管的光路时触发试验信号，激活数据采集系统、PSP高速摄像机、图像增强器、纹影高速摄像机、氙气闪光灯和高频压力传感器，数据采集系统以一定的延迟时间控制高频压力传感器、PSP高速摄像机和纹影高速摄像机进行数据采集，所述延迟时间是根据试验模型飞行时间法测得的试验模型的飞行速度和后置激光二极管与测试板之间的距离来确定；
S3、当试验模型飞行通过测试板时，利用PSP高速摄像机拍摄测试板上的PSP涂层区域的压力变化过程，利用高频压力传感器测量试验模型飞行通过测试板时产生的压力信号，即为声爆压力信号；
步骤S3的具体实现方法包括如下步骤：
S3.1、选取高频压力传感器的响应频率：根据试验模型长度L和试验模型的飞行速度u计算试验模型飞行通过高频压力传感器点位的时间t1，计算公式为：
t1＝L/u；
根据t1得到高频压力传感器采集点的对应频率f，设置高频压力传感器的响应频率为所述频率f的10-15倍；
S3.2、选取高频压力传感器的量程：根据试验模型进入靶室自由飞行时的马赫数Ma1和激波角β，计算得到波前压力P1与波后压力P2的关系，波前压力与波后压力的关系的计算公式为：
根据计算得到的波前压力P1与波后压力P2的关系确定试验模型飞过靶室时靶室中的压力变化范围，从而确定高频压力传感器的量程；
S3.3、当试验模型飞过测试板及高频压力传感器时，试验模型产生的弓形激波扫过高频压力传感器，高频压力传感器测量声爆现象发生时产生的N形波，其中第一个N形波为试验模型飞行时弓形激波首次扫掠高频压力传感器测量面时的超压信号，即为所需测量的声爆压力信号，根据高频压力传感器的安装位置测量试验模型飞过测试板时不同位置的压力信号变化，从而确定声爆的分布特点。
2.根据权利要求1所述的一种基于弹道靶设备的声爆测量方法，其特征在于，步骤S1中通过弹道靶设备的发射压力控制试验模型的设定速度，弹道靶设备的发射压力的计算公式为：
其中，u0为试验模型的设定速度，γ为弹道靶设备高压段气体比热比，ar为弹道靶设备高压段声速，Pr为弹道靶设备高压段驱动压力，Al为试验模型底部面积，m为试验模型质量，Xm为试验模型底部距试验模型发射端距离。
3.根据权利要求2所述的一种基于弹道靶设备的声爆测量方法，其特征在于，步骤S2中的计算试验模型的飞行速度的计算公式为：
其中，u为试验模型的飞行速度，Δs为前置激光二极管和后置激光二极管之间的距离，t为试验模型遮挡前置激光二极管和后置激光二极管的光路的时间。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202310277643.XA CN116046334B (zh) | 2023-03-21 | 2023-03-21 | 一种基于弹道靶设备的声爆测量系统及测量方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202310277643.XA CN116046334B (zh) | 2023-03-21 | 2023-03-21 | 一种基于弹道靶设备的声爆测量系统及测量方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN116046334A CN116046334A (zh) | 2023-05-02 |
| CN116046334B true CN116046334B (zh) | 2023-06-09 |
Family
ID=86124089
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202310277643.XA Active CN116046334B (zh) | 2023-03-21 | 2023-03-21 | 一种基于弹道靶设备的声爆测量系统及测量方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN116046334B (zh) |
Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN112924131A (zh) * | 2021-01-28 | 2021-06-08 | 西北工业大学 | 考虑大气边界层湍流效应的远场声爆预测方法 |
Family Cites Families (13)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7634941B2 (en) * | 2008-01-18 | 2009-12-22 | Gulfstream Aerospace Corporation | Sub-scale sonic boom modeling |
| CN102539393B (zh) * | 2010-12-27 | 2014-07-09 | 中国航空工业第一集团公司沈阳空气动力研究所 | 激波法压敏涂料压力响应时间测量系统 |
| CN106595394B (zh) * | 2016-11-30 | 2018-05-18 | 西北工业大学 | 一种利用音爆测量超音速弹体弹着点的方法 |
| CN108120583A (zh) * | 2018-01-20 | 2018-06-05 | 南京航空航天大学 | 用于测量高超声速风洞试验动态压力和空间流场的装置 |
| CN208818458U (zh) * | 2018-11-15 | 2019-05-03 | 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 | 一种空间近场声爆特征高精度测量装置 |
| CN109612679A (zh) * | 2018-11-20 | 2019-04-12 | 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学 | 基于激光能量沉积减阻的超声速飞行器波阻测量装置 |
| CN110132528A (zh) * | 2019-06-27 | 2019-08-16 | 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 | 一种暂冲式超声速风洞音爆测量试验装置及测定方法 |
| CN112924136B (zh) * | 2021-03-12 | 2022-05-06 | 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 | 一种风洞试验气流平均速度测量装置及测量方法 |
| CN114580142A (zh) * | 2021-12-24 | 2022-06-03 | 内蒙航天动力机械测试所 | 一种固体火箭发动机主动引射高模试验抽吸质量流率方法 |
| CN114354124B (zh) * | 2022-03-11 | 2022-07-29 | 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 | 一种用于脉冲风洞喷流干扰试验的高精度同步控制方法 |
| CN115343016B (zh) * | 2022-07-18 | 2024-08-06 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种高焓激波风洞流场动压的测量方法及系统 |
| CN115165289B (zh) * | 2022-09-07 | 2022-11-18 | 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 | 一种超声爆现象风洞试验模拟系统及方法 |
| CN115452313B (zh) * | 2022-11-14 | 2023-03-24 | 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 | 一种声爆试验探针角度敏感性快速标定方法 |
-
2023
- 2023-03-21 CN CN202310277643.XA patent/CN116046334B/zh active Active
Patent Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN112924131A (zh) * | 2021-01-28 | 2021-06-08 | 西北工业大学 | 考虑大气边界层湍流效应的远场声爆预测方法 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN116046334A (zh) | 2023-05-02 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN106842128B (zh) | 运动目标的声学跟踪方法及装置 | |
| CN109506875B (zh) | 非药式水下爆炸冲击波与高速破片耦合加载的实验系统 | |
| WO1993016395A1 (en) | Methods and apparatus for determining the trajectory of a supersonic projectile | |
| KR101914264B1 (ko) | 근접신관의 지상 공간 폭발위치 측정방법 | |
| CN104459650A (zh) | 一种毫米波测云雷达实时标校系统及方法 | |
| CN109654953B (zh) | 一种大靶面弹丸着靶坐标及速度测量方法 | |
| CN105223271A (zh) | 一种有限空间条件下水声无源材料隔声量时反聚焦测量方法 | |
| Rossignol et al. | Analysis of the noise shielding characteristics of a NACA0012 2D wing | |
| CN116046334B (zh) | 一种基于弹道靶设备的声爆测量系统及测量方法 | |
| JP7117729B2 (ja) | 非接触音響解析システム及び非接触音響解析方法 | |
| Klingenberg | Investigation of combustion phenomena associated with the flow of hot propellant gases. III: Experimental survey of the formation and decay of muzzle flow fields and of pressure measurements | |
| US9817015B2 (en) | System for predicting exterior ballistics | |
| CN113806866B (zh) | 基于光线偏折量的高速飞行器探测方法及仿真方法 | |
| Rice | Spinning mode sound propagation in ducts with acoustic treatment | |
| CN109269923B (zh) | 一种气炮加载实验样品回收及测速装置 | |
| Ukai et al. | Validation of measurement accuracy for near-field pressure around supersonic projectiles in a ballistic range | |
| CN108061812B (zh) | 一种弹丸速度的激光测速系统及其方法 | |
| Jensen et al. | Computational Evaluations of Experimental Data for Sonic Boom Models with Nozzle Jet Flow Interactions | |
| KR101442685B1 (ko) | 라인레이저와 포토다이오드를 이용한 발사체의 탄착군 및 속도 측정 장치 및 방법 | |
| US2968987A (en) | Method and apparatus for measuring depths of water and detecting submerged bodies byemploying pulsed light | |
| KR101914266B1 (ko) | 근접신관의 지상 공간 폭발위치 측정장치 | |
| US8300501B2 (en) | Supercavitating projectile tracking system and method | |
| Long | Jet noise source location via acoustic holography and shadowgraph imagery | |
| Tinney et al. | Laboratory scale testing of ignition overpressure for space vehicle launch pad environments | |
| CN111024987A (zh) | 基于球面反射扩大光幕面积装置及其使用方法 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |