噪声对边界层转捩的影响

风洞流场的噪声和湍流度是影响层流边界层转捩实验结果的两个重要因素。本文通过实验初步研究噪声对转捩的影响,实验包括:输入声影响和风洞流场的噪声。本文的结果表明:声频和声压在数值上都存在敏感区,风洞噪声是宽带噪声,以低频为主(至少低速风洞是如此),这对层流边界层转捩有重要作用,风洞噪声会随风速加大而增高;在稳定段用栅格改变湍流度时,实验流场的噪声会随湍流度升高而增加。     

噪声对边界层转捩的影响

风洞流场的噪声和湍流度是影响层流边界层转捩实验结果的两个重要因素。本文通过实验初步研究了噪声对转捩的影响，实验包括：输入声影响和风洞流场的噪声。结果表明：声频和声压在数值上都存在敏感区，风洞噪声是宽带噪声，以低频为主（至少低速风洞是如此），这对层流边界层转捩有重要作用；风洞噪声会随风速加大而增高；在稳定段用栅格改变湍流度时，实验流场的噪声会随湍流度升高而增加。     

CARDC 0.24米×0.2米引射式跨声速风洞

本文简要地叙述了 CARDC0.24米×0.2米引射式跨声速风洞建设的目的,风洞回路、主要特点、风洞的运转和风洞的测控系统以及风洞的主要性能。     

国内跨超音速风洞噪声特性综述

本文对国内八座跨超音速风洞中气流的噪声特性进行了综合分析比较;探讨了影响风洞噪声特性的几个重要因素;为了解这些风洞的气流动态品质和今后的降噪,提供了基本数据。     

风洞引射器试验研究

本文简要地叙述了ＣＡＲＤＣ近期结合新型跨声速风洞对引射器进行试验研究的情况。研究表明：当采用中压气源（２５×１０５Ｐａ）为动力源时，设计合理的多喷嘴引射器在获得跨声速风洞（Ｍ＝０．４５～１．２）需要的增压比前提下，消耗的中压气源空气流量较目前国内常用的二元引射器成倍下降，引射后混合气体流量与消耗的气源气体流量之比可达３～６；气流噪声随喷嘴个数增加而下降；大型风洞的多喷嘴引射器喷嘴个数≥１６是有利的。     

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.     

露天矿通风实验风洞的噪声控制

本文论述了大型风机噪声谱估算和露天矿通风实验风洞的噪声与振动的控制。     

NF-3风洞螺旋桨实验段的声学改造

在分析螺旋桨噪声特性和声学实验对风洞的要求的基础上,结合NF-3风洞的特点和声学工程设计经验,对该风洞螺旋桨实验段进行了声学改造。检测结果表明,改造的效果令人满意,NF-3风洞已初步具备声学实验能力。     

低速风洞的消声降噪改造设计研究

对搬迁改造中的西北工业大学低(变)湍流度风洞进行了降噪设计研究.根据低速风洞噪声的机理及频率特性和该风洞的结构形式及风扇转速,采用两种降噪方法--主动降噪和被动降噪,对风洞进行降噪设计.主动降噪设计方法包括风扇动力段的气动、结构及振动的声学优化设计,被动降噪设计则采用在风洞洞体上安装微穿孔板,利用共振吸声技术进行降噪.结果表明:结合上述措施,55m/s风速下,相同测点和相同运行条件下,风洞噪声值下降约30%;76m/s最大设计风速下,风洞环境噪声被控制在78dB以下.     

一种基于EMD的低湍流度信号处理分析方法

采用热线风速仪在3座典型低速风洞中进行了流场湍流度测量，这3座低速风洞包括1个低湍流风洞、1个常规闭口风洞和1个开口射流风洞。针对湍流信号通常受噪声干扰的问题，在湍流度值处理中引入了经验模式分解（EMD)自适应滤波和HHT时频谱分析方法。将EMD方法与其他几种湍流度值处理方法进行了比较，包括带通滤波方法（BP)、电磁噪声解耦方法（ENC)和高通惯性衰滤波方法（HPIA)。采用EMD方法测得低湍流风洞的湍流度值，在流场速度30~100 m/s的范围内小于0.05%。采用HHT方法完成了脉动速度信号的时频分析，分析发现开口风洞试验段的脉动速度HHT时频谱有突出的低频信号。所构建的EMD自适应滤波器可以有效控制噪声对热线输出信号的影响，是一种有效的低湍流度信号处理方法。     

现代航空声学风洞技术现状与发展

随着航空运输业的发展,飞机的噪声问题日益引起人们的关注.开展航空声学试验研究的地面试验设备主要是航空声学风洞.笔者阐述了大型航空声学风洞的发展,介绍了目前世界上主要的大型航空声学风洞的性能和特点.指出了在航空声学风洞设计中,试验段构型和参数的选择以及试验大厅布置等应考虑的主要问题.论述了风洞的主要噪声源及声学处理技术.阐述了航空声学风洞中声学测量技术的发展.结论指出,目前专用航空声学风洞的背景噪声比常规气动风洞低5~25dB,而第二代汽车/航空声学风洞的背景噪声又比第一代航空声学风洞下降10~15dB.在建造现代航空声学风洞的同时,航空声学风洞中声学测量技术得到了迅速发展.突出的例子是相阵麦克风技术的开发与应用.     

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.     

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.     

刷毛翼型尾缘噪声控制实验研究

利用具有全消声环境的低速开口风洞研究了采用翼型尾缘刷毛来控制翼型噪声的方法,研究了不同迎角情况下不同长度和间距刷毛对翼型远声场气动噪声的影响以及翼型表面压力的影响,并把该方法与锯齿尾缘降噪方法对比,研究了不同工况下两种降噪方案对降噪效果的影响。实验结果表明,翼型尾缘附加刷毛是一种可行的降噪方案,尤其对中低频段具有比较明显的降低效果;降噪效果与刷毛的间距和长度有关;尾缘刷毛与锯齿尾缘相比具有更优的降噪效果。附加刷毛对翼型壁面动态压力载荷的影响较小。     

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。     

风扇翼型气动性能的实验研究

在西北工业大学NF-3风洞二元实验段内对两种风扇翼型的气动性能进行了对比实验研究,实验采用表面测压和尾排型阻测量技术。结果表明:在风扇的工作范围内,新设计的风扇翼型的升阻比要比传统的风扇翼型增大20%左右;通过两翼型翼面弦向压力分布特性的比较,可以推知,前者的气动噪声将会比后者小。