增升装置多段翼型气动声学风洞实验研究

随着航空运输业的蓬勃发展,飞机的噪声污染受到越来越多的关注。在大型飞机起降阶段,增升装置作为主要的机体部件,其辐射出的噪声量级已经占据飞机总体噪声的很大一部分,是未来飞机能否进一步降低噪声达到适航标准的关键性因素。针对增升装置多段翼型30P30N的气动噪声问题进行实验研究,实验在北航D5气动声学风洞中开展,使用Kevlar布和穿孔板对实验段进行了气动声学改造,以满足透声不透气的气动声学实验要求。通过远场传声器和麦克风阵列测量得到30P30N模型的远场气动噪声特性和定位主要声源位置,引进小波变换的信号分析方法得到噪声的时频特性,全面揭示多段翼型的气动噪声产生机理。     

飞机螺旋桨低噪声多学科优化设计与试验验证研究

为进一步降低飞机螺旋桨气动噪声,针对飞机螺旋桨开展综合考虑气动、噪声和结构强度的低噪声多学科优化设计与试验验证。采用基于涡格法的升力面理论进行螺旋桨气动性能计算,基于Hanson频域远场噪声计算方法进行螺旋桨远场噪声评估,2种计算方法都通过与试验对比验证精度,由此组成螺旋桨气动-噪声联合算法;以桨叶沿叶高分布的弦长、安装角和侧掠为设计变量,充分考虑桨叶结构强度对设计变量的约束,以螺旋桨推力、效率不降低和远场噪声降噪最大为优化目标;优化桨叶通过了离心载荷试验、气动载荷试验、动态特性试验等强度试验;在气动声学风洞内完成了气动与声学性能验证,优化螺旋桨相比原始桨气动性能基本保持不变,优化螺旋桨在设计工况的1阶离散分量处的远场气动噪声峰值降低2.7dB,较小推力下降噪量最高可达4dB,2阶离散分量处也有明显的降噪效果。提出的方法同时满足气动、噪声和结构强度要求。     

飞机起落架气动噪声特性仿真与试验

 对某型飞机前起落架的气动噪声特性进行了数值仿真分析和声学风洞试验研究。在典型飞机着陆速度下,采用分离涡(DES)方法模拟起落架周围非定常湍流流场,通过涡声理论计算声源的强度和位置,并利用FW-H(Ffowcs-Williams/Hawkings)方程积分外推法求解出不同部件及其组合件产生的声场,分析其噪声的产生机制、频谱特性及远场指向特性,同时评估各部件对总噪声的贡献量。在声学风洞中对轮胎和轮叉组合件进行气动声学试验,借助麦克风测量获得了噪声的频谱特性。基于部件固体表面积分计算的仿真结果与试验结果在声学远场条件下吻合较好。仿真结果表明:起落架气动噪声是钝体绕流噪声和空腔噪声的叠加,呈现宽频噪声的特性。强度最大的声源主要分布在起落架各部件的固体表面;轮胎噪声对总噪声的贡献最大,其次是轮叉噪声,支柱噪声对总噪声贡献最小。各部件噪声和总噪声均具有偶极子声源的辐射特性。空间可穿透积分面计算的声压级结果比固体表面计算的声压级结果大5 dB左右。该研究结果为低噪声起落架设计提供了一定的参考。     

简化起落架噪声相似准则及马赫数比例律

真实飞机部件的气动噪声问题可以通过缩比模型气动声学试验研究,但是必须要遵循合适的相似准则。频率相似准则一般选择Helmholtz数或Strouhal数相似,而声源强度的相似准则在一定的雷诺数范围内通常采用Mach数相似。噪声随来流马赫数的比例律可用于外推风洞试验测量数据到真实飞行条件下,并判断声源类型。在北京航空航天大学D5气动声学风洞中对1/2缩比的LAnding Gear nOise database for civil aviation authority validatiON(LAGOON)简化起落架模型进行了气动声学试验研究。试验结果表明:该起落架模型的噪声频率遵循Helmholtz数相似准则而非Strouhal数相似准则。起落架噪声的马赫数比例律与频率有关,在低频范围内满足6次方关系,而在中高频范围内满足7次方关系。将D5风洞测得的噪声频谱按Helmholtz数相似及相应的马赫数比例律转换后与LAGOON原型试验结果对比,发现两者的测量结果吻合得非常好。     

计算流体力学在气动-声学风洞设计中的应用

传统的气动-声学风洞设计一般参考现有风洞设计经验和沿用工程估算方法,风洞各主要部件的设计依据均来自前人大量实验的归纳统计结果.本文使用计算流体力学方法(CFD)对气动-声学模型风洞流场进行模拟,得到最大喷口速度下,流道各部件压力损失系数和关键截面的流场分布.结合模型风洞实验结果,比较了某一速度工况下,实验段轴向静压系数变化和收集口出口的速度分布.CFD结果与模型风洞实验结果的一致性,表明CFD作为一种新方法,能够应用于气动-声学风洞设计中.     

航空发动机气动声学设计的理论、模型和方法

根据对飞机噪声控制技术历史发展演化过程的总结分析，研究了民用航空发动机气动与声学一体化设计的目标、方法、流程、理论模型和发展趋势等。基于对航空发动机气动设计过程的分析，给出了航空发动机气动与声学一体化设计的流程和方法。分别从“发动机总体热力循环设计”“发动机部件通流设计”“发动机部件三维详细设计”等三个流程，介绍了航空发动机声学设计理论和技术国内外的发展情况，详细论述了发动机气动声学设计的理论、模型和方法，分析了目前航空发动机声学设计理论的主要问题及未来的研究重点，并以具体发动机设计实例分析了不同设计阶段航空发动机的气动与声学一体化设计方法思想。     

基于声学风洞的麦克风阵列测试技术应用研究

根据声学风洞气动噪声试验研究的需求,介绍了一种适用于声学风洞试验的麦克风阵列测试技术,并针对声学风洞的特点,利用风洞射流剪切层修正方法,提高了麦克风阵列识别声源的精准度。通过数值仿真和在0．55m×0．4m声学风洞的试验研究,验证了麦克风阵列测试系统和麦克风阵列数据处理方法识别声源的能力。研究结果表明所采用的麦克风阵列测试技术可用于声学风洞试验。最后还采用36通道的麦克风阵列在0．55m×0．4m声学风洞开展了NACA23018翼型气动噪声试验研究,试验明显地观察到翼型后缘噪声,获得不同迎角下翼型的噪声特性。     

某型飞机起落架结构件气动噪声仿真与试验研究

起落架噪声是飞机着陆阶段噪声的主要组成部分。以某型飞机前起落架为研究对象,通过分离涡模拟方法对其支柱及扭力臂结构件简化模型的周围流场进行非定常计算,利用Fw—H方程积分法对各部件表面产生的声场进行求解,分析缓冲支柱及扭力臂结构件气动噪声的产生机制、声源特性。对该飞机起落架支柱及扭力臂结构件进行声学风洞试验,通过麦克风对噪声的测量获得结构件噪声频谱特性。仿真及试验结果均表明：支柱及扭力臂结构件气动噪声包含支柱和扭力臂引起的钝体扰流噪声和两者相对位置引起的干扰噪声,支柱噪声对总噪声的贡献大于扭力臂噪声,噪声辐射特性具有偶极子声源的辐射特性。     

常规闭口风洞相阵列气动声学试验

传统气动声学研究观点认为,精确的声学测量要求风洞背景噪声和洞壁反射足够低,传声器测量结果有足够高的信噪比,这是大多数风洞无法达到的要求。近些年,基于声纳和雷达技术发展起来的麦克风相阵列技术可以通过增加阵列的传声器数目从而大幅提高声学测量的信噪比,具有噪声源研究和定位能力,并被成功地应用于非声学固壁风洞噪声源测量和噪声物理机制研究。作者基于相阵列波束生成频域算法研制出常规闭口风洞相阵列系统及相关技术,在FD-09风洞尝试进行了相阵列校准试验和某民机噪声测量试验。结果表明：相阵列技术能够准确捕捉到真实的校准声源,并从技术上验证了相阵列系统在常规闭口风洞测量气动噪声是有效的。     

涡桨飞机螺旋桨气动噪声特性试验研究

随着航空公司短途航线由涡扇发动机转向涡轮螺旋桨发动机,以及机场周边噪声污染的限制越来越严格,商用螺旋桨飞机的声学特征正成为关键的设计参数。为研究螺旋桨的气动性能和声学特性,以某型涡桨飞机六叶螺旋桨为研究对象,在北京航空航天大学沙河校区D5气动声学风洞开展实验研究。实验中对螺旋桨在固定桨叶角设置和旋转速度条件下不同来流风速的组合工况进行测量,以获取不同工况下螺旋桨的天平测力数据和远场声压信号,经过快速傅里叶变换得到来流速度对螺旋桨远场噪声的影响规律。实验结果表明:在较大来流条件下离散部分噪声能激发出更高阶的谐波噪声,各阶谐波噪声幅值随着谐波数增大逐渐降低;当风速较低时宽频噪声声压级增大,这是由于在低前进比条件下,叶片处于失速状态,拉力系数处于非线性段,与叶片表面复杂流场引起的湍流噪声增加有关。通过指向性分析可知,位于桨盘上游位置的总声压级水平大于桨盘下游位置的总声压级水平,主要是因为螺旋桨桨盘前后的相对速度发生了变化,导致了声传播距离的延迟和加速现象。     

5.5m×4m声学风洞在中俄民机起落架噪声特性及控制技术联合研究中的应用

以中国-俄罗斯民用飞机起落架噪声特性及控制技术联合研究中所使用的5.5 m×4 m声学风洞（FL-17风洞）为例，介绍了大型声学风洞在科研工作中的应用情况。首先介绍了FL-17风洞的研制历程与各项性能指标；然后基于中俄联合研究中的大尺度起落架气动噪声风洞试验，概述了起落架噪声相关领域的研究现状，以及利用FL-17风洞开展的起落架噪声机理与控制技术方面的研究内容与成果，如试验、数值模拟和噪声预测数据库，以及基于非常规截面方法和空气幕方法的起落架降噪技术等；最后，对于大型声学风洞的科研使用给出了一些经验和建议。     

飞机机体气动噪声计算方法综述

随着发动机噪声的不断降低,机体气动噪声的影响越来越显著。特别是飞机在进场着陆状态下,增升装置、起落架等已成为最重要的噪声源。长期以来,国外在飞机气动噪声研究方面开展了大量的理论分析、实验研究与数值计算工作,取得了大量的研究成果。尤其是近年来,随着计算流体力学和气动噪声计算方法的日趋成熟,数值计算正在成为飞机气动噪声计算的主要工具,而国内这方面的研究相对滞后。本文针对这种现状试图从气动噪声的基本理论出发,对飞机气动噪声计算方法和已有研究成果等方面进行较全面的介绍,希望能为我国大飞机研制的噪声问题提供一定的参考。     

民机设计中的气动声学问题——北航孙晓峰教授访谈

航空运输的快速发展在给人们带来方便的同时,也产生了严重的噪声污染.随着人们环保意识的加强,限制飞机噪声的要求也越来越高,国际民航组织出台的噪声标准也越来越严格.中国的航空产品要想真正打入国际市场,首先面临的就是飞机噪声标准这一技术壁垒.为了了解气动声学的相关问题,本刊专访了北京航空航天大学动力系的气动声学专家孙晓峰教授.     

声学风洞风扇段流场特性数值模拟

风扇段是声学风洞的核心部段之一,风扇气动性能和声学性能对风洞的能耗与试验段背景噪声有重要影响。为了获得静叶构型的优化设计参数,采用数值模拟方法,对0.55m×0.4m低湍流度航空声学风洞风扇段的流场特性进行了研究,根据叶片的流动现象,分析了风扇段内部的工作形态,并将其性能与试验数据进行了对比,结果证明该方法能对风扇段性能进行较为准确的模拟。采用该方法得到了动静叶间距、静叶后掠、静叶倾斜对风扇气动性能、流场形态和噪声的影响,静叶后掠对气动性能的影响较小,有助于减小出口的旋转速度,增大动静叶间距对气动性能的影响较大,会增大出口的旋转速度,而静叶倾斜是最适宜的降噪方式。     

气动噪声风洞试验技术发展概述

在大量查阅国内外相关技术文献的基础上,对风洞声学试验技术的发展历程进行了分析与总结,并对目前试验的两大关键技术领域——声学风洞与麦克风相阵列作了比较详细的介绍与讨论。通过对国内外气动噪声试验技术状况的调查研究,充分阐释了目前中国发展该项技术的必要性和迫切性,并提出了相应的建议。     

风扇/增压级气动声学试验器设计及试验验证

风扇/增压级气动声学试验器是大涵道比涡扇风扇部件进行前传远场噪声特性评估、后传噪声特性评估、管道声模态特性评估、主/被动降噪措施验证等声学性能以及均匀流场气动性能测试的重要试验平台,在大涵道比发动机研制过程中发挥重要的作用。针对中国首个以适航噪声评估为主要目标的风扇/增压级气动声学试验器,介绍了其关键组成部分湍流控制屏和进气消声室的结构,进行了试验器功能验证和消声室声学性能鉴定。结果表明：消声室尖劈截止频率为125 Hz,在40 kHz的高频条件下,消声室满足自由场传播条件的区域达到22 m,消声室内设备空载运行时噪声低于45 dBA,在全转速范围内试验件及设备运行状态良好,其振动幅值均低于报警限制值,该试验器的各项性能指标均满足设计要求。该试验器已经完成了多项风扇/增压级部件声学及气动性能试验工作,具备相对成熟的风扇/增压级气动与声学性能试验测试技术能力。     

相阵列技术在民机机体气动噪声研究中的应用

麦克风相阵列测量技术是进行民机机体气动噪声研究的主要手段。针对民机机体气动噪声,开展了闭口风洞麦克风相阵列测量技术研究。提出了一种适用于闭口风洞气动噪声测量的阵列优化设计方法,分别设计了适用于民机增升装置、起落架气动噪声测量的阵列。将麦克风相阵列技术应用于某飞机增升装置缩比模型、起落架缩比模型气动噪声闭口风洞试验。研究结果显示：利用侧壁阵列清晰地识别出了增升装置主要气动噪声源,并显示出降噪措施的降噪效果;利用组合阵列,实现了较宽频率范围内起落架气动噪声源探测,识别出了起落架主要气动噪声源。     

飞机舱门类部件气动载荷风洞试验研究

总结了飞机舱门类部件气动载荷的多种预测方法,并对舱门类部件载荷试验技术进行了讨论。在工程实践中,发现使用部件测力风洞试验和表面测压试验两种方法给出的舱门类部件关闭状态气动载荷相差较大。经试验验证,缝隙效应导致关闭状态下舱门类部件测力方法存在较大的误差,难以准确预计气动载荷。建议采用表面测压的方法给出关闭状态下舱门类部件的气动载荷。     

一种基于物理机制的飞机增升装置气动噪声快速预测方法研究

随着航空发动机先进噪声控制技术的使用,机体噪声已经成为飞机着陆阶段的主要声源。在民用飞机进场着陆与起飞过程中增升装置和起落架的气动噪声是机体噪声最强声源。本文研究了一种基于物理机制的增升装置气动噪声预测方法,编制了增升装置气动噪声快速预测程序,修正了增升装置气动噪声预估模型,采用国际公开的文献和试验数据与气动噪声快速预测程序计算结果进行对比。编制气动噪声快速预测程序为评估飞机概念设计阶段的部件噪声级提供了工程实用工具。     

大型客机前起落架气动噪声源三维阵列识别技术研究

起落架噪声作为现代大型飞机机体噪声在起降阶段的主要贡献成分,其噪声机理较为复杂,涉及到钝体湍流涡脱落噪声、腔体部件空腔噪声以及起落架舱腔体与支柱柱体之间的非线性耦合噪声。由于起落架中存在复杂的三维流场以及声波的反射和绕射会产生噪声,而二维麦克风阵列在垂向的分辨率较差,无法获得声源完整且准确的三维空间分布信息,因此采用三维麦克风阵列技术对起落架噪声进行研究。使用3D Beamforming算法(波束成形算法)和3D CLEAN-SC算法(空间相干的洁净算法)结合同步测量和非同步测量的方式实现了对模拟信号和实际测量数据所得频谱中特定的离散声进行声源识别定位,并在北航D5低速风洞进行开口段气动噪声实验,以1/2缩比的LAGOON起落架为研究对象,在过顶和流向方向布置两组平面阵列,构成三维阵列进行同步和非同步的噪声测量,确定了起落架中主要噪声源的位置,对认知噪声机理提供了新的借鉴和思考。