声扭预示及试验统计与置信限分析

本文利用统计能量分析（SEA）原理，对噪声引起的仪器舱段振动响应作了预示；文中还提出基于噪声试验的试验外推预示公式；用加速度组（参考1g）对舱段的多次噪声试验引起的结构振动数据及其外推预示结果进行了统计和比较及置信限分析，结果是满意的。     

动力学环境质量载荷效应的统计能量分析与试验研究

对质量载荷在冲击、振动及噪声等动力学环境上的影响作了统计能量分析（ＳＥＡ）与试验研究。分析与试验结果是满意的，其结论对工程系统动力学环境预示、评估和制定试验条件有重要意义。     

基于气动(气动噪声)/结构耦合仿真研究

声振综合力学环境是航空航天飞行器的重要环境之一。航天飞机或运载火箭、飞船在起飞段产生强噪声环境,这种强噪声会激发局部结构振动,损伤飞行硬件,所以飞行器强噪声环境和随机结构振动预示受到了各航空航天大国的重视。综述了国内外综合力学环境研究现状,提出了气动(气动噪声)/结构耦合思想,即基于物理声学、结构动力学以及空气动力学的三场耦合,对飞行器综合力学环境进行预示。分析了气动(气动噪声)/结构耦合综合力学环境仿真的关键技术,提出的仿真基本思路是在已有气动弹性研究的基础上引入噪声载荷,建立三场耦合平台。以舱段为研究对象,进行了气动/结构/声学(CFD/CSD/CAA)耦合建模及仿真,获得舱段时域结构响应,验证了方法的可行性。研究目的是拟开发空间飞行器结构/热/气动/气动噪声多力学耦合分析的仿真环境分析软件。为研究用于高超声速飞行器复杂力学环境预示积累理论基础。     

火箭复合材料结构的噪声振动环境复现与特性研究

噪声环境是火箭飞行过程中的主要激励源之一,会引起结构的强烈振动,并对安装的仪器设备的正常工作带来影响。目前火箭结构大量采用复合材料,其厚度薄、重量轻,在噪声环境激励下,不同位置处的随机振动存在很大差别,这给环境条件制定和试验考核带来了困难。根据飞行实测的局部位置随机振动结果,通过调整噪声外激励,预示了在实际飞行过程中复合材料舱段的振动环境,同时对噪声环境激励下不同位置处的随机振动特性开展了研究,为进行力学环境的精细化设计和仪器考核试验的真实模拟提供了参考。     

某舱段振动响应特性与边界条件及激励载荷的关系

应用多参考点最小二乘复指数法,通过对某舱段在不同载荷激励和不同边界条件(增加帽和底板)下进行工作模态分析,研究了某舱段的振动响应特性与边界条件和载荷的关系。     

喷流噪声引起的结构振动环境预示研究

箱式热发射时，发动机喷流噪声产生的振动环境多采用试验测量，环境预示手段应用较少。本文应用AutoSEA2软件对某喷流噪声产生的振动进行计算分析，并与试验结果作一比较，发现预示结果与试验结果比较相符，在型号研制初期具有一定参考价值。     

仪器舱惯组支架角振动传递特性分析

大型的仪器舱角振动试验对试验能力提出了新要求,仿真计算十分必要。建立了仪器舱和惯组小系统的有限元模型,研究了惯组系统置于仪器舱支架上后角振动传递特性的变化规律,分析了线角交联响应特性。分析表明,放置于支架上的惯组角振动传递特性变得恶劣,而且线振动输入下交联响应较大。研究结论对于仪器舱角振动试验的实施具有很大价值。     

固体火箭发动机地面热试车试验研究

从试验原理、试验环境和试验方案等方面对固体火箭发动机地面热试车试验进行了完整的介绍,对燃烧室内压力、发动机壳体的振动、冲击和试车台周围的噪声环境等试验结果进行了详细的分析。通过分析,揭示了发动机的内部工作原理,指出了燃烧室内脉动压力类似于白噪声,阐明了舱段的隔声、降噪特性和质量负载、阻尼衰减效应等。后续可通过对这些影响因素及其作用效应进行综合分析,利用数据推演或仿真分析等手段得到导弹真实的环境。     

再入飞行器复合材料舱段极限应力强度分析

由于缺少可靠实用的极限强度分析方法,复合材料结构的设计长久依赖于试验验证手段确保设计可靠度,产品研制难度大。该文发展此前研究提出的通用强度失效准则和算法,开展再入飞行器复合材料舱段的应力强度分析方法应用研究,对设计重点关注的典型蒙皮与端框结构,建立有限元模型,预示其极限承载能力并与实测数据对比,结果表明:复合材料舱段极限强度的预示与实测结果吻合良好,对端框复杂结构预示精度能够达到-14.2%量值水平,复合材料舱段的结构强度可靠度有条件通过设计计算来保证。     

航天器宽带随机振动响应分析

简要概述了航天器宽带随机振动试验和分析的必要性以及国内外预示技术的发展与现状；然后以某卫星为例，利用有限元方法和统计能量分析（SEA）对整星的宽带随机振动学环境进行了预示，经过与试验结果的对比，验证了上述方法的可行性。     

基于前缘边界层扰动的空腔压力脉动抑制研究

武器内埋是实现战斗机超声速巡航、低可探测性(隐身)等先进技术指标的关键气动布局措施之一。腔内流场结构复杂,在一定条件下存在严重压力脉动,诱发强烈噪声,声压级(SPL)甚至可高达170dB,可能造成结构与内部元器件的破坏,因此空腔噪声与抑制方法成为研究热点之一。为此,对亚、跨声速流动条件(Ma=0.6、0.95和1.2)下有、无斜劈(ramps)时过渡式空腔(长深比L/D=4)气动声学特性开展了风洞试验研究,通过综合对比分析空腔底面中心线上的声压级分布和不同测点的声压频谱(SPFS)特性,探讨了斜劈对空腔气动噪声的抑制效果。研究结果表明,在亚、跨声速条件下,采用前缘斜劈对空腔内噪声有一定抑制效果,使得空腔后部区域声压级降低幅度比前部区域大,同时对空腔前壁以及后壁噪声也有抑制效果,部分典型测点声压频谱曲线上的能量尖峰基本全部被削平,这表明空腔流场已不存在产生自持振荡的流动机制。     

多发涡扇飞机拍频噪声抑制原理及应用

多发涡扇民用飞机在巡航飞行阶段,客舱区域容易受到拍频噪声的影响。为研究抑制拍频噪声的飞机设计方法,采用管道声学理论对大涵道比涡扇发动机进行拍频噪声建模,明确了拍频噪声主要来源于风扇叶片通过频率的单音及其谐波。应用声波线性叠加原理,分别分析了双发、四发飞机拍频噪声产生的机理,得出抑制拍频噪声的方法是使所有发动机的物理转速一致。在研究四发飞机拍频噪声抑制过程中,推导了频率相近幅值不同单音声波干涉的计算公式,为三发等其他多发飞机的拍频噪声抑制设计提供了参考。为了促进该项技术的工程应用,研究了波音787飞机通过推力管理功能实现拍频噪声抑制的方法,设计了拍频噪声抑制控制律,并对拍频噪声调频的上限和下限进行分析,给出了相应的建议值。飞机系统在向发动机电子控制器(Engine electronic controller,EEC)提供N1转速同步修正量时,应选择发动机控制所用的目标转速进行比较,EEC则以叠加N1转速同步修正量的目标转速进行发动机控制。     

风洞声学测量系统研制

作为5.5m×4m 大型低速航空声学风洞的重要组成部分,声学测量系统主要用于准确识别试验模型气动噪声产生的区域,同时完成不同条件下的风洞背景噪声测试。根据国内外声学测量技术的现状,结合气动声学试验的特殊要求,研制了一套高性能的声学测量系统,用于完成气动噪声源定位和风洞背景噪声的准确测量。试验结果表明,该测量系统能够满足风洞声学试验的测试要求。分布式测试结构提高了系统的可靠性和信噪比;即插即用测试技术的应用有效减少了系统的搭建、配置和编程工作,提高了系统的灵活性和可配置性;多线程并行处理算法的设计和 TDMS 技术的使用实现了153.6MB/s 的数据实时流盘,同时构建的分组存储技术为海量数据的有序存储和快速检索提供了保证。     

运载火箭整流罩内声场空间相关特性研究

运载火箭起飞段发动机喷流经过导流槽、发射台产生的噪声载荷会对地面发射设备造成一定的破坏,由噪声引发的振动对于运载火箭自身也会造成严重影响。总声压级、声功率谱密度及空间相关系数3个参数可描述完整的噪声场,但空间相关系数关注很少。由于空间相关特性的差异,同一声压级不同性质的噪声场在结构上产生的振动响应不同。从噪声场空间相关的基础理论出发,给出了空间相关理论曲线,研究了混响室空间相关特性;以某型号运载火箭整流罩为研究对象,开展星箭系统级噪声试验,获取了运载火箭表面声场分布规律,并基于试验数据研究了空间相关归一化表征方法,对比分析了混响室和整流罩内声场特性,结果表明整流罩内声场与混响声场空间相关特性接近,为运载火箭载荷与环境设计提供输入,为整流罩及有效载荷噪声环境试验方案设计提供支持。     

飞机座舱结构声的弹性波主动控制研究

研究通过控制飞机座舱结构振动的弹性波的传播来减少由振动产生的辐射噪声的方法。制作了飞机座舱原理性模型，分析了外界气动力作用下弹性振动传播的主要路径，确定了压电元件的布置方案。利用弹性波控制的基本思想，采用IIR自适应滤波嚣识别被控通道的特性，实现对座舱结构振动的前馈控制，以抑制其辐射噪声．进行了不同单频激励下的振动和噪声控制试验，并测量了控制前后的振动和噪声。结果表明，控制后振动和噪声衰战了10dB以上。     

高焓电弧风洞试验热化学非平衡流场数值模拟

针对高焓电弧风洞内部流动的热化学非平衡效应及气体组分和振动能量冻结效应导致的试验数据外推困难问题，基于高焓风洞喷管/试验段/试验模型一体化数值模拟的思路，通过数值求解三维热化学非平衡Navier-Stokes方程，开展了FD-15高焓电弧风洞典型运行状态下流场的数值模拟，与典型试验状态的气动热数据进行了对比验证，研究了试验数据外推飞行条件的方法及有效性问题，分析了提高驻室总压对试验数据外推的影响。研究表明:（1）风洞试验段来流离解度高，热化学非平衡效应及其冻结现象严重；（2）热流校核试验测量数据位于一体化数值模拟的完全催化热流和非催化热流之间，分布合理，验证了计算方法和程序的正确性；（3）试验模型安放位置对模型表面压力和热流存在影响，模型与喷管出口的距离越大，模型表面压力和热流越低；（4）当驻室总压较低时，通过双尺度模拟准则（模拟飞行条件总焓和双尺度参数ρ_∞L）外推热流失效，使用部分模拟准则（模拟飞行条件总焓和驻点压力）外推热流也会出现较大差异，在非催化条件下这一现象更加明显；（5）当驻室总压较高时，使用双尺度模拟准则或部分模拟准则外推飞行条件，产生的热流差异明显减小。     

流动诱导空腔振荡预测方法的改进

详细地阐述了流动诱导空腔振荡的机理，并对小尺寸空腔（长深比L／D＝4）做了反复的实验。基于本文的实验结果和国外飞机弹舱噪声的飞行数据及空腔的风洞实验数据，并结合流动诱导空腔振荡的机理合理改进了预测流动诱导空腔振荡各阶模态的频率方程，以及预测自由剪切层自激振荡第一阶和第三阶模态的1／3倍频程声压级的工程算法，结果表明，采用改进后的计算方法对流动诱导空腔振荡噪声的预测具有较高的精度，并能用于工程计算。     

现代航空声学风洞技术现状与发展

随着航空运输业的发展,飞机的噪声问题日益引起人们的关注.开展航空声学试验研究的地面试验设备主要是航空声学风洞.笔者阐述了大型航空声学风洞的发展,介绍了目前世界上主要的大型航空声学风洞的性能和特点.指出了在航空声学风洞设计中,试验段构型和参数的选择以及试验大厅布置等应考虑的主要问题.论述了风洞的主要噪声源及声学处理技术.阐述了航空声学风洞中声学测量技术的发展.结论指出,目前专用航空声学风洞的背景噪声比常规气动风洞低5~25dB,而第二代汽车/航空声学风洞的背景噪声又比第一代航空声学风洞下降10~15dB.在建造现代航空声学风洞的同时,航空声学风洞中声学测量技术得到了迅速发展.突出的例子是相阵麦克风技术的开发与应用.     

强噪声环境试验的频谱模拟

评述了强噪声环境规范的发展和现有声源产生噪声的能力。讨论了噪声场频模拟的自支动控制系统并在计算机上进行了仿真，结果比较满意。     

应用Hybrid FE-SEA预示仪器舱动力学环境

应用Hybrid FE-SEA方法,对某导弹仪器舱在宽频混响声场中结构响应进行了分析计算,并将Hybrid FE-SEA方法预示结果与试验结果作了比较,初步验证了Hybrid FE-SEA方法计算复杂结构声振响应的可行性.