ARJ21壁板试验件隔声特性试验研究

介绍了利用噪声实验室中的混响一消声室隔声试验设施，用测试的手段来研究ARJ21机身壁板、声学试验平台吸声层和蜂窝装饰板经过不同方式组合构成的隔声结构件的隔卢特性。     

飞机机身声学设计试验平台的研制

描述了飞机机身段声学设计试验平台的建设，包括了机身段的改造、声源系统和测量系统的设备配置、该试验平台的性能指标和功能，并介绍了科用该试验平台进行的隔声试验、降噪效果试验和舱内吸声试验的部分试验结果，说明了该试验平台能合理地反映飞机结构的声学性能，是飞机结构声学设计和噪声控制试验研究的一种有效手段。     

切向流条件下短舱单/双自由度声衬实验

使用声学流管实验台对一件双自由度（DDOF）声衬和一件单自由度（SDOF）声衬的声学特性进行对比测试。在最大0.26Ma切向流速和管道的截止频率之下，采用直接提取法SFM测得声衬的无量纲声阻抗，同时使用双传声器分解驻波法计算声衬安装段管道的传声损失（TL）和吸声系数等，基于声能量理论的传声损失可直观地展示两件被测声衬的吸声性能差异。结果表明在流管声学实验台上，相较于单自由度声衬，双自由度声衬能够有效拓宽声衬的吸声频带，同时共振频率处的传声损失不如单自由度声衬，切向流也会明显改变声衬的共振频率、弱化吸声能力。基于声能量的传声损失和吸声系数也为无等效阻抗的非均匀结构声衬提供了一种声学性能评估方法。     

民用飞机舱内吸声材料性能研究（二）

描述了飞机客舱内起吸声作用的材料或结构及其吸声状况，给出了十多种飞机舱内材料的吸声系数测量结果，并进行了相关分析，为飞机舱内声学设计提供参考依据。     

高温吸声结构的声学性能研究

本文从分析温度对多孔材料的性能影响入手 ,对燃气轮机排气装置中常用的有限厚度吸声层在高温及存在温度梯度时的声学性能进行了理论分析 ,并通过高温试验验证 ,证明理论分析与实际是一致的。     

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。     

共振吸声结构在航空发动机上的应用进展

共振吸声结构是由穿孔面板、蜂窝及刚性背板形成的三明治夹层结构,该结构广泛应用于发动机消声短舱内,取得了良好的降噪效果。随着声学理论及制造工艺的不断进步,共振吸声结构从最初的单自由度逐步发展为多自由度甚至内嵌多自由度阶段,吸声效果也取得了较大进步。详细阐述共振吸声结构的吸声原理,并在此基础上介绍国内外发动机消声短舱的发展历程。指出发动机消声短舱的两个发展趋势及在进行短舱声衬结构的精细化设计时要考虑的细节问题,例如背景剪切流动、入射声压级、制造误差等。     

水发泡剂对聚酰亚胺泡沫结构与性能的影响

采用一步法制备了一种聚酰亚胺(PI)泡沫,研究了水含量对聚酰亚胺泡沫结构和性能的影响规律。采用红外光谱(FTIR)和扫描电镜(SEM)分别表征了聚酰亚胺泡沫的分子结构和泡孔结构;采用热机械分析(TMA)和热失重分析(TGA)分别测试了聚酰亚胺泡沫的玻璃化转变温度和热稳定性;采用双通道声学分析仪测试了聚酰亚胺泡沫的吸声性能。研究表明:在所研究的水含量范围内,用水含量对聚酰亚胺泡沫的分子结构、玻璃化转变温度和热失重性能几乎无影响;驻波管法测得PI泡沫的平均吸声系数最大为0.44;玻璃化转变温度为294.7～295.6℃,热失重5%时的温度大于377.5℃,800℃时的残余质量大于49.6%。     

微缝共振器的非线性吸声机理

为模拟高声压级时微缝处涡声相互作用现象并计算微缝声阻抗,发展了一种离散涡模型.联合微缝离散涡模型和一维声传播模型,计算了微缝共振器的声阻抗和吸声系数.数值结果表明,微缝声学性质主要取决于涡脱落和脱落涡层的演化;共振器的吸声系数随着入射声压级的增加而增大;入射声波频率对共振器吸声系数有显著影响.研究结果和先前直接数值模拟...     

风扇/增压级气动声学试验器设计及试验验证

风扇/增压级气动声学试验器是大涵道比涡扇风扇部件进行前传远场噪声特性评估、后传噪声特性评估、管道声模态特性评估、主/被动降噪措施验证等声学性能以及均匀流场气动性能测试的重要试验平台,在大涵道比发动机研制过程中发挥重要的作用。针对中国首个以适航噪声评估为主要目标的风扇/增压级气动声学试验器,介绍了其关键组成部分湍流控制屏和进气消声室的结构,进行了试验器功能验证和消声室声学性能鉴定。结果表明：消声室尖劈截止频率为125 Hz,在40 kHz的高频条件下,消声室满足自由场传播条件的区域达到22 m,消声室内设备空载运行时噪声低于45 dBA,在全转速范围内试验件及设备运行状态良好,其振动幅值均低于报警限制值,该试验器的各项性能指标均满足设计要求。该试验器已经完成了多项风扇/增压级部件声学及气动性能试验工作,具备相对成熟的风扇/增压级气动与声学性能试验测试技术能力。     

高声强下多狭缝共振腔的吸声性能

为深入理解高入射声强下多狭缝共振腔吸声机理,采用低频散低耗散的计算气动声学方法对二维多狭缝共振腔开展直接数值模拟研究.首先对标准单狭缝共振腔计算结果进行验证,随后相同的数值模拟方法被应用于相同穿孔率的多狭缝共振腔的数值模拟中.结果显示:高声强下涡脱落对吸声系数的贡献占据了主导地位,各入射频率下均超过68%.多狭缝低频时会导致脱落涡总能量的下降,而高频时升高;而黏性耗散作用随着共振腔狭缝数目的增加而增强.因此综合作用下低频时多狭缝共振腔对吸声效果影响不大,但在高频时多狭缝共振腔有更好的吸声效果.      

排气道钛合金环形声衬声学特性试验

根据钛合金蜂窝声衬潜在的应用环境,提出了考虑温度梯度影响的环形声衬消声效果的试验方法并研制了模拟发动机风扇排气道声学试验台,开展了钛合金环形声衬的声学特性试验研究。针对2 500 Hz、2阶周向模态的入射噪声和马赫数为02的切向来流工况,设计并制备了钛合金环形声衬,分别通过管道内声模态测试和远场指向性测试研究钛合金环形声衬的声学特性。试验结果表明:设计的钛合金声衬在目标工况下管道内降噪量为319 dB,远场1 m半径、30°~120°范围内的降噪量都超过20 dB;增加切向流速会扩展降噪频谱带宽,使降噪频谱峰值由低频向高频移动;增加背板温度对降噪频谱带宽几乎没有影响,但会使得降噪频谱峰值由低频向高频移动。     

离心喷嘴声学相关热试验频率分析与计算

针对采用离心喷嘴的氢氧预燃室，基于高频脉动压力的热试验数据，对比了试验频率的变化趋势和与之相关的主要测试参数的变化规律，初步推测影响热试验频率的根本因素是离心喷嘴内部液膜的声速和燃烧室压力。发展形成了基于声学理论计算喷嘴频率的半经验公式，使用喷前压力和修正了的液氧温度查询声速计算的喷嘴频率。半经验公式的计算结果与试验实测频率吻合很好，分析认为类似管路声学频率计算的半经验公式同样适用于离心喷嘴。声学频率决定了离心喷嘴液膜主导表面波波长的初始值，主导表面波流动所受气体阻力随压力及液膜速度升高而增大使其波长减小，液膜一次破碎的频率升高，可能是热试验频率与燃烧室压力正相关的影响机制。     

现代航空声学风洞及其声学测量技术

论述了航空声学试验的必要性；阐述了大型航空声学风洞的发展；指出了航空声学风洞的特点；简述了航空声学风洞中的声学测量技术的发展。     

基于声学特征信号提取的燃烧不稳定性试验研究

为研究航空发动机燃烧不稳定时的声学特征,对发动机燃烧室进行了燃烧不稳定状态下的声学测试试验。测试结果表明,燃烧不稳定现象发生时会伴随着明显的离散单音声学特征信号出现。采用特征频率信号加强的奇异值分解法对离散单音声学特征信号进行提取及分析,得出该型发动机燃烧室不稳定燃烧时的声源位置位于火焰筒内的火焰区域,声波传播为纵向传播,声模态为一阶纵向模态。可为今后航空发动机燃烧不稳定性研究提供参考。     

提高飞机壁板低频宽带隔声的层合声学超材料

针对飞机舱内的低频宽带噪声控制难题，提出了适用于飞机壁板隔声增强的层合声学超材料。该层合声学超材料由前、后2层不同构成参数的约束型薄膜声学超材料板，及其中间填充的多孔吸声材料复合而成。通过建立层合声学超材料的隔声计算有限元模型，分析各层约束型薄膜声学超材料，以及两者复合构成的层合声学超材料的隔声特性关系，着重研究层合声学超材料的负质量效应对其隔声特性的影响机理。基于四传声器法声阻抗管测试系统，测量层合声学超材料的法向入射隔声量，用以验证有限元模型的有效性。最后，在半消室开展大尺寸层合声学超材料的插入损失试验，结果表明在100～500 Hz的低频工作频段，面密度为1.5 kg/m²的层合声学超材料样件，其算术平均插入损失达到14 dB,体现了优异的低频宽带隔声能力。研究工作对于采用轻薄声学超材料提高飞机壁板的低频宽带隔声性能具有一定的理论和工程指导价值。     

飞机发动机噪声测试实验室研究

随着航空工业的迅速发展，飞机外部噪声问题日趋突出，而发动机噪声为飞机外部的主要噪声源。论述在半消声室内以球形声源和Y7声学试验平台为对象，模拟飞机发动机地面开车状态噪声源测试过程中机身表面对噪声源特性的影响，分析不同的反射面即对应不同的发动机位置，对噪声源声学特性的影响。选择三种不同的传声器安装方式和三种不同的测点布置轨迹，进行多种状态的测量，最后确定出了受反射面影响较小的传声器安装方式和测点布置轨迹，为开展飞机地面开车状态下发动机的声学特性试验测试技术研究打下一定的基础。     

缩比发动机喷嘴热喷流噪声试验

为深入了解涡扇发动机喷流噪声特性,验证喷流噪声降噪方法,建立发动机喷流噪声数据库,在法国国家航天航空研究中心的CEPRA19声学风洞开展了缩比发动机喷嘴热喷流噪声试验测试工作。针对发动机热喷流模拟系统,设计加工了面积比（外涵喷嘴面积与内涵喷嘴面积之比）为5和7的两种喷嘴构型试验模型。通过减小高温区域单个零件长度尺寸和零件壁厚的方法,降低热膨胀对模型尺寸的影响。在声学风洞中完成了不同工况条件下两种面积比圆形喷嘴和锯齿形喷嘴的远场噪声特性测试。通过对远场测量噪声频谱进行分析,发现随着来流速度的增大喷流噪声会减小,采用锯齿形喷嘴设计在中低频喷流噪声水平降低,在高频噪声水平有所增加。     

切向流与偏流条件下穿孔板吸声特性研究

穿孔板吸声结构广泛应用于发动机短舱中。针对消声短舱穿孔板吸声结构,在切向流与偏流条件下开展了穿孔板吸声特性研究,从边界层厚度这一纽带入手得到了切向流与偏流相互耦合时穿孔板吸声结构声阻抗的理论计算公式,使用双传声器法测量了穿孔板吸声结构的声阻抗值,并与理论计算结果进行了对比,同时分析了穿孔板结构特性参数对其吸声特性的影响,并对吸声系数进行了探讨,得到了一些重要的结论,为消声短舱中吸声结构的设计提供了参考。     

多孔径穿孔板控制液雾燃烧不稳定的研究

研究了一种带可调背腔的多孔径穿孔板声阻尼器的吸声特性,并通过声学模型预测了穿孔板的吸声特性。实验研究了偏流穿孔板对液雾燃烧器的燃烧室、气室内波动的动态压力及热释放率的控制效果。多孔径穿孔板存在两种孔径:小孔半径均为1.0 mm,大孔半径分别为1.5、2.0、2.5、3.0 mm。发现孔径差异过大的穿孔板消声性能不佳。但是大小孔径相近的穿孔板对腔室内的热声振荡有明显衰减效果。安装穿孔板后,燃烧室脉动压力下降59%~84%,放热波动下降47%~87%,同时火焰形态变得稳定。