暂冲式风洞大开角扩散段性能的实验研究

布置有多层孔板（丝网）的大开角扩散段通过参数的优化设计,可有效缩短暂冲式风洞启动时间,均匀进入稳定段的气流速度,并降低阀后噪声和气流脉动。针对某大型暂冲式风洞大开角扩散段设计关键技术开展专题研究,设计并进行了不同扩散段扩开角角度和中心体分流锥型式的组合实验,从压力损失、出口截面速度分布和降噪特性三个方面进行了对比分析。试验结果表明：试验件45°扩开角＋65°平底锥的压力损失相对最小,而增加导流尾锥的中心分流锥由于底部难以形成稳态的分离涡使得其压力损失明显偏大,其它试验件组合的压力损失值则相接近;各试验件出口截面的速压分布均呈现以中轴线对称分布的双驼峰趋势,且孔板的开孔率偏高时出口剖面速度分布相对更平滑;试验马赫数下的大开角段对气流噪声的消声量约为12～14dB,对频率在2kHz以上的气流噪声具有相对较强的消声能力,同时气流经过设置有多层孔板的大开角扩散段后,气流波动幅值明显降低,气流脉动得到有效地抑制。     

高速列车压力舒适性环境特征的实车试验研究

列车高速通过隧道过程中诱发了隧道内剧烈的压力波动,同时也引发了乘务人员和旅客的耳部不适感,由此产生了高速列车车内压力舒适性环境的问题.本文采用线路实车试验方法,获得了特定线路下350?km/h中国标准动车组通过隧道时车内外压力变化特征.以车内每1?s、3?s、10?s和60?s内最大压力变化量作为描述压力舒适性环境的参数变量,对其时间历程特征进行研究,开展了线路坡度、隧道长度、列车速度和"隧道群"对车内压力舒适性环境影响特征分析,并探讨了整车气密效率与车内人员耳部不适性的关系.研究结果为进一步认识高速列车压力舒适性环境及其设计与控制方法的研究提供了较好基础.     

连续式跨声速风洞试验段降噪技术

利用中国空气动力研究与发展中心（CARDC） 0.6 m连续式跨声速风洞试验平台,分析了试验段噪声源产生及回路传播的机理,对压缩机尾罩和第四拐角段进行声学处理以降低来流噪声,并采用风洞二喉道节流状态运行抑制试验段下游噪声的前传,有效屏蔽了回路噪声对试验段的影响。据此开展了试验段不同通气壁型式、不同设计参数的主动降噪方案优化设计及其对比试验研究,获取了较优的试验段壁板设计方案,最终实现了风洞试验段气流压力脉动系数低于0.8%的噪声设计指标要求。      

亚声速半开式离心叶轮叶顶间隙的流动特征

针对半开式离心叶轮的间隙泄漏和间隙气流对气动性能的影响,采用数值方法分析了3种叶顶间隙值下叶轮的气动性能、设计工况下的叶片载荷分布、间隙流动气流角以及泄漏涡的分布特征.结果表明:叶轮叶片表面的压力分布规律不受叶顶间隙的影响,但叶片载荷在叶片的中后部有不同程度的减小;间隙处的内泄漏流动本身引起的流动损失较小;与零间隙相比,间隙处的内泄漏气流对流道前半段主流的影响甚微,但在流道中部以后,间隙流扰乱了主气流方向,并在叶顶吸力面附近形成涡流聚集区,造成明显的熵增,带来不可忽视的能量损失.希望所得结果能为建立半开式离心叶轮的间隙气动模型提供参考.      

大宽高比弯曲混合喷管排气红外和射流噪声抑制

针对大宽高比弯曲混合喷管排气红外和射流噪声抑制的需求，在狭长矩形喷口的基础上对混合喷管喷口结构进行重新设计，包括不同尺寸参数的波瓣喷口和不同侵入程度的冠状锯齿喷口。针对上述喷管，采用数值模拟的方法，获得大宽高比弯曲混合喷管的射流流场，并通过正反射线追踪法和Fluent软件FW-H声学模块分别计算了混合喷管的排气红外辐射强度和射流噪声总声压级。对研究结果进行分析，揭示了狭长矩形喷口、波瓣喷口和冠状锯齿喷口对混合喷管的引射性能、压力损失以及排气红外和噪声特性的影响机制，阐释了喷口激励的流向涡在射流与环境气流掺混过程中的强化主导作用及其抑制排气红外辐射和噪声的兼容性。     

高速列车转向架区域气动噪声风洞实验研究

转向架区域是高速列车最主要的气动噪声源.通过风洞试验的方法,测量了1:20转向架区域的舱内气动噪声和压力,分析了动车转向架、拖车转向架舱内气动噪声和脉动压力的速度标度律,及其随雷诺数的变化规律.结果表明:近场气动噪声标度律分析可以区分转向架舱内湍流脉动压力和声压,舱内湍流脉动压力能量随速度的3.2～3.9次方增加,声压级随速度的6～8次方增加,两者的分界线频率,转向架舱后壁高于舱顶部.气动噪声为具有多个峰值的宽频带噪声,频率不随雷诺数变化的峰值噪声由声共振导致,频率随雷诺数增加而增大的峰值噪声为气流冲击轮对下部导致.转向架区域的气动噪声的峰值频率与转向架舱、轮对尺寸有关,宽频带噪声受转向架形式影响.该研究结果可为理解转向架区域气动噪声源特性及降噪控制提供理论和数据支撑.     

高速车辆侧窗风振噪声仿真分析与控制

采用大涡模拟的计算方法,对某轿车在不同侧窗开启工况下风振噪声特性进行了数值仿真.揭示了侧窗风振噪声的产生机理,分析了不同侧窗开启方式下驾驶员耳旁声压级存在差异的原因.分析结果表明:后窗附近湍流强度弱,能量耗散少,开启时风振噪声最大;开启2个侧窗时,由于气流导出效应,可以有效地降低风振噪声.提出了使用扰流装置抑制风振噪声的措施,探讨了不同形状扰流装置对风振噪声影响.仿真结果表明:方形扰流装置的降噪效果最明显,最大降幅可达15dB.      

顶部间隙对超声速膨胀器流动特性的影响

隔板与机匣之间留有间隙,间隙的存在势必会对超声速膨胀器的内部流场和总体性能产生影响,为了获得超声速膨胀器内部间隙流动的流动细节,采用三维雷诺平均Navier-Stokes方程和标准k-ε湍流模型,就顶部间隙对超声速膨胀器流动特性的影响进行了数值研究。结果表明:膨胀流道出口斜激波导致吸力面压力高于压力面,隔板尾缘附近部分泄漏流体经间隙流回压力面侧;间隙的存在导致吸力面进口及中、后部近下端壁压力上升,而压力面前缘附近压力下降,对比同一隔板位置,间隙高度每增加1%喉部高度,超声速膨胀器隔板载荷系数最高下降2.6%;端壁损失和斜激波损失降低,但产生了泄漏损失,三维流道内总的流动损失增加,膨胀器效率降低,本文研究范围内效率最多下降8.8%;马蹄涡、泄漏涡及二者之间的相互作用是顶部区域的主要涡系结构;前缘附近气流经间隙流到吸力面侧和尾缘附近泄漏流体越过间隙重新流回压力面侧是间隙内气流的主要运动形式。     

核心机驱动风扇级气动设计方案

以某核心机驱动风扇级（CDFS）设计指标为牵引,采用CFD数值模拟方法分析了不同结构形式进口导向器（IGV）对CDFS性能的影响.结果表明:进口导向器可调、静子不可调的气动设计方案能够满足CDFS设计指标;进口导向器的调节方式对CDFS性能影响很大,对于可变弯度进口导向器,需要选择合适的可变弯度位置和关闭角度;模式转换中,在单外涵模式静子选择偏负攻角设计有利;CDFS单外涵模式与双外涵模式产生损失的原因不同,前者主要是转子通道激波,后者主要是进口导向器吸力面附面层气流分离.      

双下侧布局二元超声速进气道掺混气动特性

针对一种冲压发动机用设计飞行马赫数范围为2.5～3.5的双下侧布局二元超声速进气道掺混气动特性开展了高速风洞实验和一体化数值仿真研究.研究结果表明:(1)在混和段内气流是通过两股气流的撞击以及横截面上二次流形成的旋涡不断掺混的,这也是混和段气流损失的主要原因.采用二元进气道的双下侧布局在整个混和段内气流除了在射流区内不均匀外,在1.5D截面至掺混段出口截面4.5D处慢慢趋向均匀.(2)掺混段出口截面与进气道出口截面总压恢复系数变化规律一致.随着来流马赫数和侧滑角的增大,掺混段出口截面总压恢复系数均是逐渐下降,而随着迎角的增大其总压恢复系数是提高的.(3)导流段损失和混和段损失均随着来流马赫数和侧滑角的增大而增大,整个掺混段损失增大.而随着迎角的增大,由于导流段损失逐渐下降,混和段损失变化不大,所以整个掺混段损失是降低的.(4)随着导流角的增加,进气道的总压恢复系数几乎未受影响,而掺混段的总压损失呈线性提高.研究范围内随着导流角的增大,气流导流段的总压损失几乎不变的,而由于径向速度分量增大,混和段损失增加,同时掺混出口截面承受反压能力降低.     

应用统计能量方法分析小型飞机座舱内部振动和噪声

飞机座舱内部振动／噪声的预测对改进飞机性能具有重要意义，并为实际飞机设计和噪声控制措施提供理论依据。建立了小鹰-500飞机（LB500）全机的统计能量分析模型，应用统计能量分析方法对该小型飞机在发动机作用下和紊流边界层的激励下舱内前后排乘员耳部噪声及结构振动响应进行了分析，预测了飞机舱内的振动／噪声分布。通过采用隔振和吸声改进措施，降低了飞机座舱内的振动和噪声水平。     

组合临界流文丘里喷嘴空气流量测量方法高空舱应用分析

为满足发动机高空试验低流速进气条件下空气流量精确测量,减小进气导管气流附面层影响,弱化空气流量测量与被试发动机相关性。分析了单件/组合临界流文丘里喷嘴的工作特性,给出了组合临界流文丘里喷嘴(ACFVN)空气流量计算方法,依据给定试验发动机和高空舱尺寸设计了临界流文丘里喷嘴组合结构,得到了组合临界流文丘里喷嘴在高空舱应用的控制方法和测试布局。采用小尺寸喷嘴对组合喷嘴设计和应用方法进行了验证,结果表明:采用打开/关闭喷嘴数量和调节进气压力两种组合方式在高空舱内应用方法可行,测试布局满足测量要求,下游发动机进口截面气流紊流度优于0.3%,满足发动机高空模拟试验要求。      

载机武器舱盖表面压力计算研究

对带有内埋武器舱盖的载机,采用结构重叠网格方法保证各舱盖与载机网格质量,通过求解三维定常、非定常Navier-Stokes方程,得到内埋武器舱盖开启过程的静态、动态复杂流场,分析了内埋舱盖开启过程中其内外壁的气动特性,通过分析发现内外壁分布压力变化各有特点,动态压力分布居于静态压力分布包络中,舱盖结构强度设计宜采取"动-静结合"方式。     

一种可用于声衬优化设计的管道声传播有限元模型

以航空发动机消声短舱声学设计为目标, 发展了一种管道声传播有限元模型, 它包含了壁面声阻抗、管道截面积和形状变化、以及管内非均匀流动等典型影响因素.应用该模型针对一种真实的高速转子声源进行了管道消声的数值模拟, 不仅得到了细致的管内声场分布情况, 更利用其快速的特点完成了声衬声阻抗的优化计算.结果表明该模型具有工程应用价值.      

基于旋转轴向阵列的风扇宽频噪声实验

航空发动机降噪研究迫切需要一种叶轮机械管道内宽频噪声测量方法来指导降噪设计。本文通过对阵列测量的声压信号进行互相关分析,得到管道内顺流和逆流传播的模态声功率结果。安装在风扇实验台进口段的传声器阵列由2排周向间隔180°的轴向阵列组成,每排阵列有14个等间距的传声器。阵列安装在可周向旋转的测量段上,实验中测量段每隔6°旋转一次,共获得840个测点位置的声场信号。结果表明入射波与反射波最大可相差10dB。模态分解结果表明,转静干涉模态是转子通过频率及其谐频处的主导模态。利用不同参考信号计算出的声场结果相同,说明该实验测试方法对参考信号位置没有特殊要求,进一步说明该方法有很好的适用性。     

客机发动机转子噪声主动控制研究

基于飞机结构的振动信号和舱内噪声信号,采用FXLMS(Filtered-x Least Mean Square)算法设计主动降噪系统对发动机转子引起的飞机客舱内噪声进行区域化降噪控制。首先对主动降噪技术的基本原理以及采用的算法进行了阐述和推导;然后对客舱中布置的麦克风及振动传感器采集到的舱内噪声和结构振动信号进行分析,依据分析结果计算出舱内空间的声场分布情况,并在噪声较大区域安装麦克风作为主动降噪系统的降噪目标。基于相干性原理,计算了飞机结构振动信号与舱内噪声信号之间的相干性,并依据计算结果选取相干性最高的一组振动信号作为主动降噪系统的参考输入信号。最后在客舱中安装若干扬声器作为次级声源,实际测试其到目标区域麦克风之间的误差通道,根据测试的误差通道传递函数并结合振动、噪声数据进行主动降噪仿真。仿真结果表明设计的主动降噪系统能够在目标区域取得明显的降噪效果。     

服装新贵—宇航服设计探微

宇航服作为服装成员中新贵是近几十年出现的 ,它的设计元素、设计法则、设计理念是鲜为人知的。维系生命系统的功能设计、高科技成果综合体现、功能与审美结合是它设计的重要元素与理念。从功能上分 ,有舱内用和舱外活动用宇航服 ;从服装内的压力上分 ,有高压和低压宇航服 ;从结构上分 ,有软式、硬式和软硬结合式宇航服。宇航服的设计能力与制作水平 ,是一个国家的综合国力、高科技发展水平和航天事业发展水平的体现。     

螺桨飞机缩比座舱模型噪声传播的试验研究

本文使用Ｙ１２飞机的１／３缩比模型桨进行了螺桨地面噪声试验，使用圆柱型缩比座舱模型测量了舱内声压。试验中发现时间平均增强法是去除地面湍流影响的有效方法，利用舱内传声器阵可以测量舱内声场分布，经改进，使用户外螺桨模型噪声试验来作为螺桨噪声预测结果的验证手段是可行的。     

某型直升机进气舱流场数值仿真

针对某型直升机在悬停状态下发动机所出现的喘振问题, 提出了进气舱的7种结构改进方案, 用数值方法研究了在进气舱内增设圆弧形导流板和下移进气口下唇缘时进气舱/进气道的流场分布.仿真区域离散采用了非结构化网格和网格自适应技术.结果表明, 各方案进气舱/进气道在悬停状态下均存在不同程度的气流分离;在舱内侧增设导流板和改变进气口下唇缘尺寸可以改善气流品质.试飞试验表明, 增设导流板并下移进气口下唇缘可以防止发动机在悬停状态下发生喘振, 保证发动机性能.      

民用飞机声振耦合特性分析与控制

舒适性是评价民机性能的一项重要指标,民机噪声与振动直接影响到飞机的舒适性。基于控制民机舱内噪声的目的,通过对民机舱内声振耦合特性的分析,提出了控制民机舱内结构声的思路和设计方案,以期为提高民机的舒适性提供技术支持。