螺桨飞机座舱模型振动模态分析

本文使用线性结构动力分析有限元法，对某型螺桨飞机座舱模型振动模态作了全面分析，并绘制了前几阶振频下结构的振型图。这也是建立螺桨噪声向舱内传播模型的重要依据。     

螺桨飞机缩比模型表面声压预测的验证试验

介绍了在室外进行的螺浆飞机缩比模型的噪声测量试验,目的是验证改进的螺浆飞机声场模型,它可预测任意形状机身边界的表面声压分布。介绍了试验,噪声测量以及预测方法,预测和试验结果的比较表明得到了较满意的符合。      

两个模型螺桨声场性质的实验研究

本文利用两个缩尺模型螺桨在地面上进行了一些声场性质对比实验 ,实验结果表明 ,ARA- D翼型 4叶桨的气动与声学性能均优于 NACA6 4翼型 3叶桨 ,螺桨辐射声场具有指向性特征 ,在螺桨噪声中 ,离散噪声居主导地位 ,其中前几次谐波所占份额又最多 ,这对新型螺桨设计和螺桨飞机舱壁隔声具有一定的参考价值。     

组合桨刀对模型螺桨的气动与声学性能影响的试验

某3叶模型螺桨在桨叶叶尖半径80%～90%范围内的弦向位置, 按桨刀的尺寸、数目、位置的不同组合安装桨刀, 以分隔叶面径向流和环向流的交互影响, 阻止桨尖附面层的分离和涡旋的形成。在地面静止条件下（V=0）进行了带有组成桨刀螺桨与不带桨刀螺桨的对比试验。结果表明, 带桨刀螺桨的气动性能都明显提高, 噪声显着下降, 在比较点有的高达4～5dB.      

螺桨气动性能的试验研究

介绍了我国第一次进行的螺桨风洞试验-某型螺桨模型及改型桨模型风洞对比试验。首次得到了系统的缩尺模型性能对比试验结果。试验表明改型桨在爬升、巡航效率、静拉力等方面均超过设计要求的指标。介绍了螺桨驱动装置、试验模型、测量系统、试验修正、结果分析等。      

基于叶间布置的球柔性缩比模型桨毂阻尼器设计与分析

主要介绍了叶间布置的球柔性缩比模型桨毂阻尼器的设计与分析,解决了由于缩比模型桨毂尺寸小,阻尼器难布置,以及与4米模型旋翼试验台“地面共振”的问题,设计出合适的阻尼器尺寸和满足要求的性能参数。     

桨刀对螺桨增效降噪的试验研究

某 3叶螺桨模型在桨叶叶尖半径 88%处的弦向位置安装桨刀 ,以分隔叶面径向流和环向流的交互影响 ,阻止桨尖附面层的分离和涡旋的形成。在风洞中进行了带桨刀与不带桨刀的对比试验。结果表明 ,在试验范围内的等值进距比 J条件下 ,带刀的螺桨效率提高 (1 .9～ 4.9) ,噪音下降 1 .3～ 2 .0 d B左右。在地面静止状态下进行试验时 ,也得到类似的结果     

锯齿状桨尖旋翼悬停气动特性试验研究

从仿生学角度出发，结合旋翼空气动力学特点，设计了一种全新的具有后缘锯齿桨尖的模型旋翼。定性分析了锯齿桨尖的桨尖涡，以及对旋翼气动性能、振动特性、气动噪声的影响。在旋臂机上分别对矩形、尖削、后缘锯齿桨尖的模型旋翼进行了悬停气动特性试验。试验结果表明，锯齿桨尖旋翼的悬停效率有显著提高，振动及噪声水平比另两种旋翼有明显降低。试验验证了分割离散桨尖涡思想的正确性和可行性。进一步的试验研究正在开展中。     

面向电动飞机应用的不同叶尖螺旋桨噪声特性

为了合理地设计与选取电动飞机螺旋桨,最大限度降低电动飞机整体噪声,以某型电动飞机平直、后掠及尖型桨尖形状螺旋桨为研究对象,通过大涡模拟模型计算分析了3种螺旋桨在巡航和爬升两个典型状态下的一阶频率声压值,计算结果表明平直桨尖螺旋桨噪声最低,尖形桨尖螺旋桨最高。为了验证计算结果,制造了缩比模型并在空气动力研究院的FL-9风洞中进行了试验,结果表明计算结果与风洞试验结果吻合度较高,验证了大涡模拟在螺旋桨噪声计算中具有一定的工程应用价值,计算和试验结果都表明平直桨尖有助于进一步发挥电动飞机安静环保的优势。     

旋翼地面效应的气动建模与特性

地面对旋翼气动特性影响明显，且导致旋翼流场更加复杂。为分析地面效应下的旋翼桨尖涡和流场变化特性，基于涡面和无滑移边界条件，求解第2类Fredholm方程获得地面涡面矢量分布，且将涡面矢量按涡扩散方程扩散到流体中，建立考虑黏性效应的地面气动模型，并耦合非定常面元/黏性涡粒子混合法以体现旋翼桨叶气动特性和旋翼尾迹的非定常效应，构建旋翼地面效应气动分析方法。通过计算Lynx尾桨地面效应下的性能和桨尖涡轨迹，并计算Maryland大学模型旋翼和NASA缩比旋翼地面效应下的垂向、径向速度分布，且与试验和CFD计算结果对比，验证了本文方法能较好捕捉地面效应下的旋翼尾迹变化特性和复杂速度场特性，且结果表明本文方法能较好模拟地面效应下旋翼桨尖涡的收缩、扩散、井喷、地面射流等物理现象。     

Scaling procedures of cabin noise generated by turbulent boundary layer excitation

This paper presents a new method for measuring the cabin noise of a structure in a wind tunnel. A method for scaling the cabin sound was derived to obtain the cabin noise of a structure, and the derivation of the scaling procedure was based on a theoretical hypothesis regarding the cabin noise prediction for a scaled model in a wind tunnel. A frequency offset was generated because of the error introduced by model manufacture and installation, and a proposed modal test method was used to eliminate the frequency offset. Both a full-scale structure and scaled structure were measured in the wind tunnel tests. The cabin noise of the full-scale model was compared with the results obtained using the scaling procedure based on the scaled model. The comparisons of the measurement results indicate that the scaling procedures developed in this paper are effective for vibro-acoustic predictions in wind tunnels. Moreover, background noise tended to affect the results of the cabin sound for the wind tunnel test, and thus background noise should be prevented through specific design efforts.     

声处理蜂窝夹层结构在飞机座舱降噪设计中的应用

 本文简要介绍了在螺旋桨飞机座舱降噪设计中采用的蜂窝刚度处理技木。通过对蜂窝夹层结构板的声透射理论分析,阐明了利用这种降噪处理方法改善低频螺旋桨飞机座舱噪声环境的原理;给出了机身侧壁壁板试件经过蜂窝刚度处理前后的隔声量试验结果。通过处理前后两种状态下隔声量曲线的比较,表明蜂窝刚度处理对改善机身侧壁壁板低频隔声量的效果。     

Aeroacoustic and aerodynamic optimization of propeller blades

It is of great significance to develop a high-efficiency and low-noise propeller optimization method for new-generation propeller aircraft design. Coupled with free form deformation method, dynamic mesh interpolation technology, optimization algorithm, surrogate model, aerodynamic calculation and aeroacoustic prediction model module, the integrated aerodynamic and aeroacoustic design method of propeller is built. The optimization design for the six-blade propeller is carried out. The non-reduction in efficiency, thrust coefficient and the minimum of aerodynamic noise is treated as the optimization design objective. The spatial vorticity distribution of the propeller before and after the design is also analyzed by using unsteady computational fluid dynamics method. The results show that the optimized propeller can effectively reduce the aerodynamic noise level. The maximum total sound pressure level can be reduced by 5 dB without reducing its aerodynamic performance. The developed method has good application potential in low-noise optimization design of propeller and other rotating machinery.     

AD－200轻型飞机舱内噪声源传声途径识别

为使建立在双传声器互谱声强基础上的识别方法在飞机上应用,进行了模拟测量。分别以带号筒的扬声器和激振器模拟空气传声和结构传声。模拟测量结果表明：空气传声和结构传声平均声强级识别值的误差分别为１．７ｄＢ（Ａ）和０．４ｄＢ（Ａ）,满足工程应用要求。在此基础上,对ＡＤ－２００轻型飞机在发动机工作下进行了地面测量。结果表明机舱内噪声主要来自座舱后隔板的空气传声。     

CABIN NOISE SOURCE-PATH IDENTIFICATIONFOR AD-200 ULTRALIGHT AIRCRAFT

ＣＡＢＩＮＮＯＩＳＥＳＯＵＲＣＥ－ＰＡＴＨＩＤＥＮＴＩＦＩＣＡＴＩＯＮＦＯＲＡＤ－２００ＵＬＴＲＡＬＩＧＨＴＡＩＲＣＲＡＦＴＹｉｎＪｉａｎｐｉｎｇ；ＨｕＺｈａｎｇｗｅｉ；ＺｈａｎｇＱｉａｎｇ（ＤｅｐａｒｔｍｅｎｔｏｆＡｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｓ，Ｎａｎｊ...     

平流层飞艇螺旋桨地面风洞试验

按照等雷诺数Re和等前进比λ相似准则,从平流层飞艇螺旋桨的运动和动力相似角度出发,建立了螺旋桨拉力系数、功率系数和效率等参数的相似公式,并在地面常规密度风洞中进行了螺旋桨的缩比模型试验.通过对有关试验结果与平流层原型桨的数值模拟和片条理论计算结果的对比分析可看出,三者基本吻合,从而说明地面风洞试验的环境密度大小基本不影响螺旋桨相似性参数,由此得到平流层飞艇螺旋桨可在地面常规密度风洞中按照等Re和等前进比相似准则进行缩比模型试验,而不必为此建立特制的昂贵的低密度环境风洞.同时,实验结果表明,在螺旋桨前进比小于0.3时的情况下,因滑流区侧向收缩大,片条理论计算的无量纲气动性能曲线需要进行侧收缩修正.      

无人机螺旋桨性能工程检验方法研究

目前工程上采用地面状态检测转速的方法对无人机螺旋桨性能合格与否进行判断,但实际使用中该方法的效果并不理想。以螺旋桨地面发动机测试台检验转速结果为基础,采用风洞试验方法对同一型号不同批次的螺旋桨在实际飞行状态下的气动特性进行有效测量,同时利用飞行性能仿真方法,对同一无人机匹配参试螺旋桨后的飞行性能变化情况进行比较。结果表明:螺旋桨的效率、推力系数和功率系数等气动性能与地面检测转速值并没有直接关系,即发动机地面台架试验方法在螺旋桨性能检验中应该仅起到参考作用,而非决定性作用。     

两个缩尺模型螺旋桨的气动与声学性能对比实验

本文介绍了两个缩尺模型螺旋桨的气动与声学性能对比实验。一个为三叶桨 (A桨),它是一种生产型号的缩尺模型,另一个为四叶桨 (B桨),是用当代气动与声学计算方法设计的新桨的缩尺模型。两桨的最大直径均为 0.6 6 m,转速均在 150 0～ 30 0 0 r/min之间运转。实验结果表明,在相同工作状态及功率系数的情况下,四叶桨的拉力系数比三叶桨高,而噪音比三叶桨低;在相同工作状态及拉力系数情况下,四叶桨的噪音也比三叶桨低。四叶桨效率及整个性能均优于三叶桨。