轴流风扇宽频噪声声功率实验研究

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。为了研究管道内宽频噪声,利用沿管道内壁面布置的环形麦克风阵列对单级轴流风扇进行了噪声测量,通过测量信号与参考信号互相关以及奇异值分解(SVD)方法成功地得到管道内宽频噪声结果。结果表明:该方法不仅可以计算出管道内主要单音,而且可以计算宽广频率范围内的宽频噪声;并能有效分辨出管道内向前和向后传播的声功率。宽频噪声结果证实该方法可以应用到高背景噪声和硬壁反射下的管道内声场研究。     

基于压缩感知的多级风扇周向声模态重构

基于风扇单音噪声周向声模态在叶片通过频率下稀疏的特性,研究压缩感知方法在多级风扇周向主导声模态识别和幅值重构中的应用。开展多级风扇试验器的声场测量试验,利用压缩感知方法对管道周向声模态进行准确识别与分解。建立声模态重构的压缩感知模型,实现少数传声器对主导声模态的阶数识别和幅值精确重构,同时研究传声器数量和布局策略对重构精度的影响。试验结果表明:对于确定声场,当压缩感知常量C大于3.6时,随机布局的传声器有90%以上的概率可以以较高精度重构主导声模态幅值;建立压缩感知模型观测矩阵时应避免传声器的均匀和近似均匀布局,均匀布局的感知模型难以精准重构声模态。      

基于模态发生器的进气道风扇噪声及声衬降噪实验

为研究发动机进气道风扇噪声特性及声衬降噪效果,使用模态发生器提供声源,采用固定麦克风阵列和旋转扫描耙装置测量进气道内噪声信号,进而利用周向和径向模态分解方法得到声模态幅值,对影响模态分解结果的关键因素进行了研究。对周向模态在时域内进行分解,得到幅值和相位的时变特性。最后完成了2套声衬实验件降噪效果测试。结果表明:模态发生器提供的声源可获得风扇噪声的主要模态特征,包括模态幅值、旋转角速度等;满足采样定理条件,径向模态n=0情况下模态发生器产生的主模态和扬声器数量无关;使用旋转扫描耙装置测量声模态,旋转扫描耙的采样位置数对测量结果影响可忽略;在设计频率下,声衬降噪效果良好。模态发生器提供的进气道风扇噪声源可用于对声衬设计方法进一步实验验证。      

某涡轮级转静干涉噪声数值研究

通过采用结合相位延迟方法的非定常数值计算,得到真实叶片数下某高压涡轮级叶片通过频率及其倍频下的脉动压力.然后在转子后管道中利用模态匹配方法,摒除了管道末端非物理反射及其非声压脉动的影响,从而获得转子后管道中向下游传播的转静干涉噪声分量.结果分析表明:该涡轮级在叶片通过频率下,周向模态m=3未被截止,且为主要转静干涉噪声源;在2倍叶片通过频率下,周向模态m=6,-64未被截止.      

单级风扇声模态相关性研究及其影响

航空发动机轮毂比的增加使得处于“截通”状态的管道声模态数目急剧增加,为了提高风扇管道宽频噪声模态识别及分解技术的准确性,就需要对管道声模态相关性进行分析研究。本文以一台单级低速轴流风扇实验台为实验对象,研究了单级风扇的模态相关性以及声场相关性。进一步结合参考传声器模态分解法和互相关模态分解法,对比了模态相关性对管道进口声功率级产生的影响。结果表明,管道模态相关性对入射声波影响较小,对反射声波影响较大。因此,在高精度模态分解实验中,有必要考虑到模态相关性,并采用更加合理的模态分解技术。     

风扇单音噪声模态识别及其误差传递特性研究

为了探究不同阵列对风扇单音噪声模态识别的影响,对径向耙和轴向传声器阵列在模态分解中的优缺点和误差传递特性进行了数值和实验研究。数值研究中通过在人造声场中加入随机扰动研究了不同阵列在径向模态分解中的误差传递特性,从而对两种阵列在径向模态分解方面的适用性和局限性进行评估。以此为指导,实验中通过旋转轴向阵列测量了风扇管道内顺流和逆流传播的模态波结构。结果表明中低频时径向耙式阵列误差较大,在模态截通频率处其传递函数的条件数大于100,而轴向阵列的条件数要小于10。轴向阵列在径向模态分解时,其精度强烈依赖于阵列轴向间距。实验结果表明管道内入射声波比反射声波能量高10d B左右。在入射声波中,转静干涉模态是其主导模态,而在反射声波中,模态能量分布规律不明显。     

压气机旋转不稳定性的周向模态特性及其分解方法

基于实验和数值模拟的方法,研究压气机叶顶区域不稳定压力波的周向模态特性。使用基于空间傅里叶变换的周向模态分解方法对实验和数值计算结果进行了分析,给出了实验和数值计算结果的频谱模态分解结果,得到了压气机连续周向模态特征频谱峰值。对压气机叶顶区域各模态幅值和相位的时变特性做了详细分析,得到了叶顶旋转不稳定性周向模态传播速度和传播方向。结果表明:旋转不稳定性的主模态具有稳定的周向传播结构,而其他模态波的幅值和相位存在较大波动。利用多组有限测点组合方式消除了模态混叠现象影响,将可以分析的模态上限提高数倍,取决于测点数的选择;基于该方法可以用有限测点捕捉高阶模态,大大减少了实验所需的传感器数目。      

倾对某单排叶片进口流场的影响机理

采用降维的方法考察了倾对某单排叶片进口流场的影响,利用进口流场的变化解释了倾改善端壁流动的机理.通过推导周向平均的Navier-Stokes(N-S)方程得到了周向不均匀源项的表达形式.在均匀来流条件下,周向不均匀源项的径向和周向分量在叶片通道前已经存在,表征了进口流场周向不均匀性的强弱.通过对不同倾叶栅模型的三维数值计算和周向平均后处理发现,倾会改变叶片通道进口周向不均匀源项的大小和分布,引发进口气流的径向迁移,其中正倾使进口气流有从叶根到叶尖的迁移趋势,从而可以改善端壁的流动,负倾的作用与之相反.来流马赫数、叶片稠度和安装角等气动设计参数也会对倾叶片进口周向不均匀源项产生影响,过高的来流马赫数和过大的安装角均不利于体现倾对进口流场的作用效果.      

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。     

单级低速轴流压气机噪声特性实验研究

为研究单级低速轴流压气机的噪声特性,在压气机进气道的壁面上,采用由20路传声器组成的周向均布阵列对其前传噪声信号进行测量,获取频谱特性及周向模态特性,并将实验测得的结果与理论预测的结果进行对比分析。实验结果显示,在Tyler-Sofrin转静干涉理论上不存在可传播声模态的1倍和2倍叶片通过频率下,却检测到明显的信号峰值。进一步分析模态分解结果后发现,在这类低速轴流压气机的1倍和2倍叶片通过频率下存在其它的声模态产生机制。     

压气机内部噪声特征与转子叶片声固耦合机理分析

航空发动机压气机转子叶片故障多由机械激励和气动激励造成，而高强声波对转子叶片的激振因素不容忽视。通过开展某型涡扇发动机压气机内部噪声测试试验，研究压气机转子叶片振动机理及其与噪声信号的对应关系。阐述了压气机内部旋转不稳定性非定常压力波作用机制，提出了基于刚性壁声波导管技术的导出式噪声测量方法，完成了某型涡扇发动机压气机内部噪声信号测试，对噪声信号进行了频谱分析和声传播特性分析。研究结果表明，某型涡扇发动机压气机内部噪声信号频谱呈现高峰值纯音分量1 402 Hz，并且该纯音分量与转子叶片通过频率呈现特定的频率组合关系。该纯音分量的噪声源在压气机内部沿发动机顺航向方向从后向前传播。利用旋转不稳定性理论，将声源频率在不同坐标系下进行转换，当噪声源周向模态数为13时，该纯音分量可调制出与高压一级转子叶片一阶振动频率相对应的激振频率。     

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。     

有声腔推力室的声学振型及其阻尼特性研究

为确定多声学模态压力振荡条件下带有1/4波长管声腔推力室的声学振型及其阻尼特性,揭示1/4波长管声腔对推力室压力振荡的抑制作用机理,对有声腔推力室和无声腔推力室进行近圆周壁面的定容弹激励仿真,激发了多模态的声学振型,给出了推力室压力分布的时空演化,并采用半带宽法定量评价每个激发声学振型的阻尼特性。结果表明：1/4波长管声腔成功抑制了目标振型（一阶切向振型）压力振荡,大幅度减小其幅值,而不是大幅度增加其半带宽,但可能增强其它非目标振型的压力振荡。声腔通过削弱目标振型波峰波谷压力差、声腔入口漩涡和增加壁面面积等三种方式来抑制目标振型压力振荡,主要以前者为主,前者旨在降低目标振型幅值,后两者是增加其半带宽。     

民用飞机增升装置气动噪声学风洞试验初步研究

采用模拟退火法阵列优化设计技术设计了对数螺旋麦克风阵列,开发了基于“波束成型理论冶的阵列试验数据处理软件。将风洞麦克风相阵列噪声识别技术用于SCCH模型增升装置气动噪声研究,开展了增升装置气动噪声源的远场定位探测和强度测量,并用数据处理软件对风洞试验数据进行处理。试验结果表明,随着观察频率的变化缝翼噪声声源的位置与强度会发生变化,襟翼侧缘噪声是一个宽频噪声,不同频率下其强度分布存在差异。同时也发现缝翼安装支架对缝翼和襟翼气动噪声声源有较大影响。文中也给出了多种工况下缝翼和襟翼噪声源分布。     

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。     

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。     

低速航空声学风洞背景噪声测试技术研究

介绍了在国内第一个全新设计的0．55m×0．4m航空声学引导风洞开展风洞背景噪声测量的技术方案和方法,对电容式麦克风、脉动压力传感器、预极化和非预极化传声器、自由场和压力场传声器、传声器安装方式以及声学频谱算法进行了比较实验和分析。在初期实验过程中,根据测试结果优化了风洞降噪方案,达到了较为理想的风洞背景噪声指标。测试结果表明：采用电容式麦克风比采用脉动压力传感器得到的频谱和声压级精度高;在消声部段前后的同一侧洞壁上测量,可以得到消声部段传声损失;压力场和自由场传声器在修正后可以互换使用;为得到重复性较好的背景噪声频谱和有效声压级,采用频谱线性平均算法。实验结果对低速航空声学风洞背景噪声测试具有一定的指导意义。