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.     

基于波叠加方法的可视化声源识别

介绍了一种基于波叠加方法的可视化声源识别技术。应用波叠加基本理论,采用Burton-Miller型组合层势法或复数失径方法克服解的非惟一性问题,并通过Tikhonov正则化方法求解这一反问题。对两脉动球声源和两摆动球声源进行数值仿真,并与解析解进行对比,仿真结果可以很好地识别出两声源的位置。另外,稳健性分析结果表明该方法具有较好的稳健性。最后,通过实验进一步验证了波叠加方法用于声源识别的可行性。     

声发射检验技术进展

本文简要介绍了声发射技术的发展史，并从声发射技术的原理、波形分析法、参数分析法、声源定位技术和声发射仪器几个方面进行了综述，主要讨论了最新的波形分析技术和检测仪器的构成。最后指出了声发射检测的发展方向是声发射信号的模拟识别及人工神经网络模式识别分析。     

焊缝声发射源二维时间反转成像定位方法研究

焊缝检测一直是工业无损检测的一个重点检测对象,但是目前还没有一种可靠准确的动态检测方法,而应用声发射检测技术实现焊缝动态监测的一个重要方面就是声源定位问题。本文提出采用时间反转成像理论进行声发射源定位,主要对两种成像方法处理结果进行探讨。根据声发射检测特点,结合时间反转聚焦理论,推导了损伤声源信号时间反转过程,有效提高了信号的信噪比;根据四点圆弧成像方法,理论分析了两种成像方式的特点;最后通过数值仿真验证定位方法,从仿真实验结果可知,该成像定位算法可准确确定声源位置,同时发现两种成像方式的时反成像图存在一定差异,但经过阈值化处理后,成像结果一致,对定位精度没有影响。     

强反射和噪声干扰下的脉冲声源成像方法

针对强反射和背景噪声给脉冲声源成像定位辨识带来干扰的问题,本文以波束形成算法为基础,提出一种在强反射和噪声干扰下的脉冲声源成像方法。不同于常规的有效值输出模式的波束形成方法,本文在将各传声器阵列信号时延叠加后,以叠加信号的最大绝对值作为波束形成的输出,能够提高波束形成方法在强反射和背景噪声干扰下对脉冲声源定位辨识的灵敏度。通过在具有强反射和背景噪声干扰环境下的脉冲声源成像定位实验验证了方法的有效性。     

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。     

风啸声机理的实验研究

应用Lighthill的气动声学理论对气流绕过圆柱产生气动噪声的机理进行实验研究,设计和建立了低噪声、低湍流度的模型风洞,其实验段截面为1OOmm×100mm,气流核心区的湍流度低于0.4%。对风啸声的气动声学理论进行了局部性的验证,并对相关测量技术进行了研究。实验表明,雷诺数在4×10~3～1×10~4的范围内,空间相关长度 l_c/d 在3.7左右,相关系数曲线下面积的重心矩γ/d为1.3,基本上保持不变。应用热线风速仪和 B ＆ K 声级计同时测量了圆柱绕流的流场和声场。从流速和声压的自功率谱以及它们的互功率谱研究表明,这三种方法确定的 Strouhal 数是一致的。雷诺数在6×10~3到1.8×10~4范围内,Strouhal 数为0.192。结果说明了圆柱的脱落旋涡和风啸声之间存在着内在的联系。     

无人机螺旋桨实验天平的研制

螺旋桨实验是一种非常规实验 ,其特点决定了螺旋桨天平的特殊性。为了探索新的扭矩测量方法 ,准确研究螺旋桨的性能 ,设计了螺旋桨实验专用天平。该天平是同步旋转应变天平 ,实验中天平随螺旋桨高速旋转。天平设计要保证质量分布均匀 ,采用特制滑环引出电信号 ,并且天平后端用支架支撑以减小振动。该天平较一般固定式天平复杂 ,但更合理地解决了扭矩测量问题。实验结果表明 ,天平总体方案正确 ,设计合理 ,测量精度高 ,有效解决了小型螺旋桨实验问题     

小型螺旋桨二分量应变天平

本文介绍了一种小型螺旋桨二分量应变天平的设计与校准，并给出该天平的主要技术性能。经校测，天平性能良好，精度较高。目前，该天平已用于飞机型号螺旋桨设计造型实验。     

开口风洞剪切层对传声器及其阵列测量影响试验研究

开口风洞进行气动噪声测量及传声器阵列定位研究时必须考虑开口剪切层对声传播的影响。基于传统的二维剪切层折射修正公式的Snell定律和波传播对流效应,推导了更普遍的三维剪切层折射修正公式。针对0.55m×0.4m开口风洞,首先开展了风洞剪切层形态及位置的测量研究,70m/s风速下,该风洞剪切层略向外扩张,角度为1.14°;其次采用相位相关分析的方法研究了风速30,50和70m/s条件下,不同频段的声波穿过剪切层的折射现象,并与基于剪切层无限薄假设的Amiet等人的理论结果进行了比较,指出了折射角度的理论修正公式只有当声源到剪切层的距离大于4倍的目标声波波长时,即满足远场条件时,才与试验结果接近;最后,将剪切层修正方法应用于基于Beam-forming算法的传声器阵列的声源定位中,结果表明三维剪切层修正方法能够有效提高传声器阵列声源定位的准度。     

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.     

某涡轴发动机异常噪声源识别

通过对国产某涡轴发动机和原型机采用台架试车多测点噪声对比测试和频谱分析，确定了国产机产生噪声异常的主要噪声源，测试结果表明，国产机噪声异常主要是由于不稳定造成的。     

一种辐射噪声源快速重构与机理描述方法

针对现有辐射电磁兼容标准测试方法仅能得到辐射总噪声,而无法诊断辐射噪声机理,利用盲源信号分离算法进行辐射噪声源分析与定位,并结合近场波阻抗理论实现辐射噪声机理诊断。理论与实验结果表明,采用文中方法可提取辐射噪声源特性,抑制辐射噪声,并通过GB 9254 Class B标准,从而验证方法的有效性。     

地面反射和衰减效应对声源频谱的影响

噪声源辐射的声波在传播过程中,由于地面的存在会引起声波的反射和衰减,并产生地表面波使得声源频谱特性发生显著的变化。为利用观察点处实测声频谱来预估实际声源自由场频谱特性,必须适当地计及地面反射和衰减效应的影响。本文采用Chien—Soroka地面反射衰减效应理论模型以及Delany—Bazley地面导纳函数,在局部反应地面假设基础上,给出了存在地面反射和衰减时实测声源频谱与实际声源自由场频谱之间的换算公式,并编制了相应的计算程序。文中给出的算例与文献[3][7]中给出的测量结果进行了比较,两者基本吻合。最后还对地面流阻和接收点高度对地面反射和衰减效应的影响进行了数值计算,结果表明,随地面流阻增加和接收点高度的降低都会使得第一个声波干涉低谷向高频移动。因此,实际测量小,若地面流阻未知,可采用紧贴地面设置传声器的方法测量声源频谱,此时地面影响的修正量,在第一声波干涉低谷以下,均为6dB。     

悬停状态电控旋翼噪声主动控制试验

为研究电控旋翼襟翼高阶谐波噪声控制规律,在电控旋翼综合试验台上进行了悬停状态下的噪声主动控制试验。首先搭建了用于旋翼噪声测量和襟翼控制的测控系统,基于该系统,施加了不同谐波阶数下的襟翼幅值、相位控制,通过对试验数据的分析表明:旋翼转速为500r/min时,旋翼噪声声压级最多可降低4dB;最佳的旋翼噪声控制襟翼谐波阶数为2/rev,襟翼谐波的最优控制幅值小于6°,最优控制相位在180°~300°之间。     

一种基于白噪声的多点激励随机信号生成方法

为提高多输入多输出(Multiple input multiple output,MIMO)线性随机振动试验系统中具有相关特性的多路驱动信号生成精度,基于驱动谱非负定Hermite特性及矩阵分解理论提出了一种CD(Cholesky decomposition)白噪声滤波信号生成方法。构造具有特定"频响特性"的传递系统,将一系列独立白噪声通过该系统得到具有预期相干特性、相位差以及自谱的平稳随机信号。建立悬臂梁两输入两输出线性振动系统仿真模型,将传统傅里叶逆变换时频转换方法与CD滤波法生成的驱动信号进行对比分析。结果表明新方法精度与参考值误差不足1dB。两轴振动试验验证结果表明,应用CD法既满足工程实际标准需求,又为振动环境试验提供理论依据。     

大型圆柱壳体切削噪声控制的实验研究

在造纸机械烘缸加工的实验缩尺模型的基础上，分析了壳体切削噪声的一般特征以及切削用量对切削噪声的影响，证明了主要声源为切削过程中工件的声辐射。通过几种降噪方案的分析、比较、确定了以隔声措施为主，提高刀杆动态特性措施为补充的降噪方案。设计制作了仅罩住工件的实验性隔声罩，并分析了其隔声性能，指出了其不足与改进措施，在此基础上，设计制作了全封闭型的实验性隔声罩，取得了２５ｄＢ（Ａ）的降噪效果，对刀杆约束阻     

双拉力螺旋桨构型复合式高速直升机旋翼/螺旋桨干扰流场分析

基于动量源方法建立了针对双拉力螺旋桨构型(X3构型)复合式高速直升机旋翼/螺旋桨干扰流场分析的一个高效数值模拟方法,该方法适用于旋翼/螺旋桨之间相互干扰的计算与分析。在该方法中,旋翼和螺旋桨分别使用动量源代替,对干扰流场采用结构化网格进行划分。首先,进行了孤立旋翼、孤立螺旋桨、旋翼/机身干扰流场的算例计算验证了方法的有效性。然后,应用所建立的方法,着重进行了悬停及前飞状态下双拉力螺旋桨构型复合式高速直升机旋翼/螺旋桨干扰流场的数值模拟,分析了直升机迎角变化对前飞流场的影响,得到了一些关于旋翼/螺旋桨干扰流场的有意义的结论。     

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。     

基于时空浓度梯度反演扁平微通道中平均流速的优化算法

微流控通道内流速的准确测量在利用微流控芯片开展定量化学分析、样品制备、药物合成等领域具有重要应用价值。基于物质输运原理,提出了一种通过测量物质时空浓度梯度反演扁平微通道中平均流速的优化算法。首先,基于Navier-Stokes方程与Taylor-Aris弥散方程建立扁平微通道中速度场与浓度场的定量关系,分别提出了用直接反演法和优化算法求解平均流速的方法;其次,通过数值仿真系统地分析了时空浓度变化频率、振幅和扩散系数对反演流速准确度的影响;最后,通过荧光素实验验证了该方法的可行性。结果表明:无噪声情况下,优化算法反演结果与真实速度相关系数为1,具有很高的精度;有噪声情况下,增大物质浓度信号的频率与振幅、采用扩散系数较小的物质有助于提高算法的准确度;在微流控装置中,优化算法反演结果与流量传感器测量计算结果的相关系数为0.9814。