航空发动机齿轮减速器振动噪声机理及其辐射噪声预测方法

航空发动机减速器齿轮箱的振动与噪声问题已经成为影响其传动系统可靠性、寿命和工作环境的关键因素。本文对减速器齿轮箱系统的振动噪声机理进行了分析与总结，确定其主要来源及传递路径，为设计阶段的各主要影响参数的选择提供依据。同时给出了一种比较实用的减速器齿轮箱辐射噪声的预测方法，可实现齿轮箱的噪声水平的评估和相应的齿轮箱结构薄弱部位定位，为结构优化提供依据。     

全桥变换器中寄生参数对传导干扰的影响

以全桥变换器为例，对其主要元器件的寄生参数进行测试，运用CADENCE软件提取印刷电路板上主要印制线的寄生参数。本文分析了全桥变换器主要寄生参数对电路噪声的影响，为开关型变换器的电磁兼容性研究打下了良好的基础。在SABER仿真环境中对传导性电磁干扰的噪声进行了仿真，结果表明，寄生参数对噪声的影响明显。     

流阻渐变型后缘抑制BWB发动机噪声衍射实验研究

在翼身融合体（BWB）飞机外形布局中，利用机体部件对发动机噪声源的遮挡作用可以降低发动机对地面的噪声影响。流阻渐变分布的吸声材料可以有效抑制由于声压突然变化而导致的粒子振动速度变大，根据此边缘效应抑制机理，提出了一种新型流阻渐变型后缘来进一步降低BWB发动机对地面的噪声影响。为此，在具有全消声环境的0.55 m×0.4 m声学引导风洞中，利用"NACA0012翼型+旁侧圆柱"的简化模型类比翼身融合体飞机机体与背部发动机之间的外形布局，分别从经典声学和气动声学的角度探讨填充3种不同流阻率吸声材料的翼型后缘对旁侧噪声源衍射噪声的抑制效果，分析在不同来流风速下不同翼型后缘对另一侧声场噪声的不同影响。研究结果表明:旁侧噪声源在有翼型遮挡的情况下，噪声的声压级明显降低，最多能降低约5 dB；而将标准后缘分别更换为3种不同流阻渐变型后缘后，在不同程度上额外抑制了噪声组成中的衍射噪声，从而进一步降低了噪声；且降噪效果与流阻率正相关，其中流阻率最大的吸声材料降噪效果最好，能进一步降低噪声声压级约3 dB；可推测吸声材料流阻率在0~∞的范围中，降噪效果随流阻率r增加呈先增强后减弱的现象。     

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。     

热喷流红外辐射特性的测试实验研究

以模型实验方法对热喷流的红外辐射特性进行了测试实验研究．着重介绍了以通用红外仪器组成的红外探测系统，对热喷流的红外辐射进行实验的测试方法和实测结果。得出了热喷流的红外辐射能的空间分布，热喷流的红外辐射光谱，热喷流辐射能按波段分布比例以及二元喷管与圆喷管的热喷流辐射特征比较等一系列测试结果。测试实验结果表明，测试系统和测试方法是有效的，由实测数据进行综合分析，得出了有意义的结果，并与理论分析相吻合。本文为热喷流的红外辐射特性测试，提供了一种可供借鉴的探测系统和测试技术。     

固体火箭发动机喷流噪声测量及声场分析

为了研究分析固体火箭发动机喷流噪声特性及其声场分布规律,设计实验发动机,采用LMS数据采集系统及噪声处理软件通过传感器对固体火箭发动机喷流噪声进行实验采集和测量分析.实验结果表明:同一测量位置处,随着推进剂燃温的降低,噪声峰值降低;随着燃烧室压力及喷管出口马赫数的增高,噪声峰值升高;该实验工况下,发动机喷流噪声声压级分布在120~140dB,峰值频率4500~5000Hz.实验结果对固体火箭发动机喷流噪声场的预测提供了实验依据.     

直升机气动噪声研究进展

对直升机气动噪声的研究进展进行了综述,内容包括试验技术、理论分析方法和噪声抑制技术。声学风洞试验是直升机气动噪声研究的基本手段,其中非定常载荷测试、流场显示和声源定位等先进测试技术已实现应用;飞行试验在直升机噪声适航标准完善和噪声控制技术研究等方面已成为必不可少的研究和验证手段。直升机气动噪声的理论体系不断完善,包括声类比法、Kirchhoff/CFD 混合法等旋翼气动噪声分析方法都已形成分析程序,成为直升机研发的有效工具。直升机气动噪声的抑制仍然以旋翼桨尖设计为主,飞行轨迹优化、旋翼噪声主动控制等新技术已实现飞行验证,但尚未进行型号应用。在用户和市场需求的推动下,在新型直升机的研发中,引入气动噪声的抑制技术将是必然的发展趋势。     

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.     

充气型紫外光敏管降噪研究

充气型紫外光敏管噪声过大是紫外火警探测系统最难克服的问题。本文从器件制造和使用的角度分析了影响紫外光敏管噪声的重要因素,探讨了降噪措施:制造工艺方面,采用高纯度金属镍基阴极材料和保持阴极表面质量良好,充分老化器件,选择高纯度氢气为主充气体并控制充入氦气比例不高于15%;使用方面,降低器件工作电流和工作电压可进一步减小器件噪声。最后采用锁相放大进行噪声测试,在120ms内,测得紫外光敏管噪声电压均值为0.0065V,测试不确定度为7.4%;在无外界紫外照射下,经脉冲计数,测得单位时间内紫外光敏管累积输出噪声脉冲为10cpm,显著降低器件噪声。     

脉冲爆震发动机试验室消声系统研究

为了改善脉冲爆震发动机(Pu lse detonation eng ine,PDE)试验室噪声向周围环境辐射、传播的现象,研究了消声装置设计方法,建立了进气、排气消声室系统,采用数值模拟和试验的方法,成功地将PDE试验室向外辐射、传播噪声降低30dB(A)以上,达到了降噪目的,已接近该处的本底噪声。通过数值模拟的方法获得消声室内流场的分布,分析了气流对消声器的声学性能影响,试验验证了从传播途径上降低PDE试验室向外辐射、传播噪声的方法是非常有效的,极大地减少了脉冲爆震发动机试验造成的噪声污染。     

一万氧压机轴振动控制分析与实践

本文介绍了一种非常规的高速轴振动抑制方法，主要是用振源分析技术，通过确诊设备故障原因来分析影响轴振动的主要因素，调节机器的系统刚度，再通过理论计算修订安装参数，制定设备故障处理对策，在涟源钢铁集团有限公司一万氧压机组上的实践取得了相当满意的效果，很有推广价值。     

基于改进灰狼优化算法的涡扇发动机性能/喷流噪声综合优化控制研究

为保证整个飞行过程中满足噪声适航标准和飞行器的安全性,需要按照最严苛的噪声要求进行发动机设计,并留有很大的安全裕度,因而导致发动机的性能潜力未能得到发挥。本文对传统灰狼算法进行了改进,提出自适应概率变异策略,在优化过程中调整狩猎模式,提升了算法的全局搜索能力;基于该算法开展涡扇发动机性能/喷流噪声综合寻优控制研究,根据不同飞行需求对航空发动机性能进行优化,获得最佳控制量,在满足安全性和噪声指标的同时,提高发动机的性能。仿真结果表明,改进后的算法具有更好的全局寻优性能,最大推力模式下可提升推力13.45%,最小油耗模式可降低油耗3.19%,最低涡轮前温度模式可降低涡轮前温度2.07%。     

螺旋桨旋转噪声等价声源中心的实验研究

本文研究了互谱分析法在噪声源定位应用上的理论和实验技术。为了得到用于噪声控制的螺旋桨旋转噪声的等价声源中心,研究涉及到互谱分析法的理论以及时间平均和空间平均的实验技术。这是一种工程方法。该方法可用于识别各种螺旋浆旋转噪声的等价声源中心,且可推广到其他声源的声源定位、声源识别领域。作为实例,识别AD—200轻型飞机的螺旋桨旋转噪声等价声源中心的测量取得了非常好的结果。 另外,本文对互谱分析法在声源定位上应用的有效性进行了理论分析,指出互谱分析法在声源定位方面有着广阔的应用前景。     

高性能传导EMI噪声分离网络及其在电力电子电磁兼容中的应用

针对电力电子噪声源的电磁兼容分析,本文基于Mardiguiana噪声分离网络提出一种新网络并对其特性进行了理论和实验研究。结果表明,新网络的插入损耗和噪声抑制性能有明显提高。此外,还研究了噪声分离网络在电力电子电磁兼容中的应用。实验表明,新网络可较好应用于电力电子的传导电磁兼容性分析,并对改善电力电子EMC性能有积极意义。     

腹下后置大偏距S弯进气道气动特性试验研究

对一种腹下后置大偏距S弯进气道进行高速风洞试验研究,得到了该进气道的工作特性:(1)随着流量系数的增加,进气道出口总压恢复系数略有下降,稳态周向畸变指数、紊流度和综合畸变指数均上升;当流量系数较大或较小时,进气道出口气流总压脉动均存在局部峰值。(2)在试验研究范围内,来流马赫数和侧滑角的变化对进气道性能影响不大;随着迎角的增大,总压恢复系数有所上升,畸变指数有所下降。(3)进/发匹配点处,进气道出口气流总压脉动功率谱密度分布呈现白噪声特征,对进气道/发动机匹配工作是有利的。     

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。     

利用温度测量结果反演三维热传导问题中热源项的算法研究

利用表面温度测量来反演热传导问题中的热源项是一类典型的热传导逆问题,在采用有限体积法对三维稳态热传导问题进行数值求解的基础上,将该热传导逆问题转化为优化问题,基于灵敏度分析建立了反演算法.采用该算法对一典型算例的计算结果表明:建立的算法是有效的,具有较好的抗噪性能.此外,对反演算法中计算收敛准则的选取进行了较深入的分析,结果表明,由于热传导逆问题的不适定性,优化过程中目标函数值越小并不意味着反演结果与真值更为接近,可以通过设定合适的收敛准则来模拟正则化项的作用,克服不适定性的影响.