大型客机起飞着陆过程噪声辐射特性对比分析

 基于准稳态假设和分布点声源模型,并采用最新发展的噪声源半经验参数预测公式,发展和完善了用于飞机飞行过程中噪声辐射预测的计算模型和方法。该计算方法能够预测飞机起飞、着陆过程中的适航噪声,并能够对飞机不同噪声源的噪声辐射特性（声级、频谱特性和指向性等）进行计算分析。以某大型客机为对象,对飞机进场着陆过程和起飞过程中飞机噪声源进行了计算分析,计算结果表明,飞机进场着陆和起飞过程中,不同噪声源对远场噪声级的影响有明显的差异,起飞过程中发动机风扇噪声源是最主要的噪声辐射源,而在进场着陆过程中飞机机体噪声（包括起落架和襟翼等）是重要的飞机噪声源。文中也给出了不同噪声源频谱特性和指向特性等。     

风力机噪声的预测方法研究

研究了数值预测风力机气动噪声的一种半经验模型.通过分析风力机噪声产生的机理,该模型对几种不同形式的风力机噪声源进行叠加计算,包括湍流入流噪声、风力机叶片翼型自激励噪声,进而得到风力机全机的声压级和声功率级噪声谱,以及总声压级和总声功率级.为验证半经验模型的有效性,将模型应用于风力机的噪声预测,计算的声功率级及总声功率级与实验测量的声功率级进行比较,计算所得到的结果能够与实验结果基本吻合,表明研究的预测方法是可行的.     

普通室内机翼尾缘噪声降噪的实验研究

为了研究锯齿形尾缘对SD2030低雷诺数翼型尾缘噪声的影响,在普通室内,采用由31路麦克风组成的线性阵列对SD2030吹风试验进行了声学测量。实验过程中,基于机翼弦长的雷诺数范围为2.1×105~3.2×105。在考虑混响、驻波和壁面反射影响的基础上,设计了一长为1.72m的非等间距线性阵列。当频率大于1k Hz时,墙壁反射对测量结果的影响在0.5d B以内,驻波的影响也可以忽略。采用时域波束成形算法对声学信号进行处理之后,成功识别出了风洞噪声源、机翼前缘噪声源和尾缘噪声源。比较直尾缘机翼和锯齿形尾缘机翼的声源分布图发现,在1k~10k Hz的频率范围内,采用锯齿形尾缘设计能够降低尾缘噪声声压级最大约5d B。     

参数对风力机气动噪声的影响研究

基于现有风力机噪声预测的半经验模型,本文数值研究了几种重要参数对风力机噪声的影响。将在该模型中加入叶尖损失修正方法,以便更好地提高叶尖区域涡脱落噪声的预测能力。运用本文发展的风力机噪声预测方法,重点讨论了风力机叶片翼型、叶尖桨距角、旋转角速度以及叶片后缘厚度等对风力机噪声的影响,分析了不同频率区域内噪声级的变化规律,以及A-加权的总声功率级、总声压级的变化,这些影响规律可为低噪声风力机设计与制造提供一定的技术参考,从而有助于风力机降噪技术的研究。     

一种预测平板尾迹噪声的时域无网格方法

基于离散涡方法和涡声理论建立了一种预测二维平板尾迹发声的时域无网格方法。该方法应用解耦方式完成声场计算,首先使用离散涡方法计算了均匀来流作用下的平板尾迹流场,得到了流场中点涡的涡量、位置和速度等关键参数,然后基于涡声理论建立了自由空间中点涡发声模型,并引入了时域边界元方法来模拟平板表面对声场的散射作用,计算得到了平板尾迹涡发声的偶极子声场分布和指向性等关键特征。通过对上下表面涡以及平板散射对声场贡献的深入分析表明,从平板尾缘上下角点脱落并卷起的涡团均为偶极子源,平板的散射作用使得声场在一定程度上得到加强,并且使声场具有极大值方向垂直于平板表面的偶极子指向性特征。所建立的无网格方法计算快速,能同时获得流场和声场分布的关键特征,可提升对气动噪声产生机理的基本认识,同时还为尾迹噪声的理论研究提供了一种具有工程应用价值的可靠计算方法。     

基于气弹耦合的旋翼桨涡干扰噪声预测方法

建立了基于气动/弹性耦合的旋翼桨涡干扰（BVI）气动和噪声分析方法。气动模型包括修正Beddoes尾迹模型和CFD模型，噪声计算采用基于声学类比法推导出的FW H（Ffowcs Williams Hawkings）方程，弹性桨叶动力学建模采用有限元方法。应用所建立的方法，对刚性的OLS（operational load survey）旋翼桨涡干扰状态的气动和噪声特性进行了计算，对比了两种气动模型在研究桨涡干扰问题的有效性；以弹性的HART Ⅱ旋翼为研究对象，分析了桨叶弹性、时间步长对桨涡干扰气动载荷和噪声的影响。结果表明:进行桨涡干扰计算时所采用的时间步长不宜超过2°。CFD方法由于固有的数值耗散，计算出的OLS旋翼噪声声压峰值仅为试验值的60%，而修正Beddoes尾迹模型能够避免数值耗散，且具有高效率的优势。考虑桨叶气动弹性能够提高旋翼桨涡干扰噪声的预测精度。      

基于混合方法的膨胀腔非稳态流动及气动噪声分析

采用混合方法对气流作用下的膨胀腔的非稳态流动和气动噪声进了数值仿真分析。建立基于有限体积法的流体仿真模型,采用大涡模拟方法对膨胀腔内部非稳态流动进行计算。数值仿真结果捕捉到了腔体内部非稳态流动以及涡量的发展变化过程,并与实验观测结果基本吻合。采用积分插值的方法将流场结果插入声学网格上,基于气动声学理论计算腔体内部的流噪声源。建立声学仿真模型,将流噪声源导入声场网格中计算远场响应点的声压,并与实验结果进行对比,声压级以及共振频率都吻合良好。结果表明:混合仿真方法准确直观揭示出管内流噪声产生的机理和过程,尾管辐射噪声的仿真结果与实验结果及理论计算结果的偏差都在5%以内。      

匀速及加速行驶时带后视镜轿车气动噪声的研究

应用计算流体力学软件FLUENT对带后视镜简化直背式轿车外部流场及车外某接收点处的气动噪声进行了数值计算和分析.脉动流场计算采用大涡模拟湍流模型,动量方程的离散格式采用有限中心差分格式.分别对两种匀速运动情况和一种加速运动进行了计算,由此研究不同车速、匀速和加速运动对接收点处脉动流场和气动噪声的影响.对于匀速运动,车速越大,接收点处流速越大,压力越小,脉动压力的脉动幅度越大,在每个频率上所对应的声压级基本上越大,总声压级也越大;在同一行驶速度下,加速运动比匀速运动在接收点处的流速要大,压力要小,在每个频率上所对应的声压级基本上要大,总声压级要大,声压级随频率的变化情况与匀速运动一样.      

飞机机体气动噪声计算方法综述

随着发动机噪声的不断降低,机体气动噪声的影响越来越显著。特别是飞机在进场着陆状态下,增升装置、起落架等已成为最重要的噪声源。长期以来,国外在飞机气动噪声研究方面开展了大量的理论分析、实验研究与数值计算工作,取得了大量的研究成果。尤其是近年来,随着计算流体力学和气动噪声计算方法的日趋成熟,数值计算正在成为飞机气动噪声计算的主要工具,而国内这方面的研究相对滞后。本文针对这种现状试图从气动噪声的基本理论出发,对飞机气动噪声计算方法和已有研究成果等方面进行较全面的介绍,希望能为我国大飞机研制的噪声问题提供一定的参考。     

相阵列技术在民机机体气动噪声研究中的应用

麦克风相阵列测量技术是进行民机机体气动噪声研究的主要手段。针对民机机体气动噪声,开展了闭口风洞麦克风相阵列测量技术研究。提出了一种适用于闭口风洞气动噪声测量的阵列优化设计方法,分别设计了适用于民机增升装置、起落架气动噪声测量的阵列。将麦克风相阵列技术应用于某飞机增升装置缩比模型、起落架缩比模型气动噪声闭口风洞试验。研究结果显示：利用侧壁阵列清晰地识别出了增升装置主要气动噪声源,并显示出降噪措施的降噪效果;利用组合阵列,实现了较宽频率范围内起落架气动噪声源探测,识别出了起落架主要气动噪声源。     

STUDY ON FLAP SIDE-EDGE NOISE BASED ON THE FLY-OVER MEASUREMENTS WITH A PLANAR MICROPHONE ARRAY

After the significant progress that has beenachieved in engine noise reduction in the last twodecades,the airframe noise of civil transportshas now become a major concern for noise certi-fication and environmental considerations.Con-sequently,aircraft manufacturers and researchcenters have been working on airframe noisewith the objectives of developing reliable noiseprediction schemes and reducing aerodynamicnoise generation at the source in recentyears[1～ 2 ] .　　 Of all the airframe noise …     

尾缘锯齿降低叶栅噪声的数值模拟

采用大涡模拟与声类比的方法研究了尾缘锯齿对涡轮叶栅噪声的影响.设计了两种不同的尾缘锯齿,对比了Re=3.3×105(基于叶片弦长与叶栅出口速度)下两种不同结构锯齿尾缘叶栅与直尾缘叶栅的声功率.结果表明:尾缘锯齿可以降低叶片吸力面边界层分离噪声约5dB,降低尾缘涡脱落噪声约10dB.进一步的研究表明,尾缘锯齿可以降低叶片尾缘附近表面的压力脉动幅值约50%,将展向相关尺度较大的涡破碎成展向相关尺度较小的涡,并消除尾缘脱落涡,这三者的综合作用使噪声得到降低.      

基于边缘射流的起落架气动噪声控制研究

:起落架噪声可以看成是一系列结构件单独引起的气体扰流噪声以及这些不同结构件相对位置引起的干扰噪声的耦合.为了降低起落架气动噪声,提出一种基于边缘射流的主动控制技术.以某型飞机前起落架为研究对象,在其扭力臂背风面施加射流,利用分离涡脱模拟方法对其支柱和扭力臂结构简化模型的周围流场进行非定常计算,获取声源分布,采用FW-H积分获得远场噪声特性.结果表明:边缘射流能够有效抑制干扰噪声和支柱噪声,起落架的中频噪声得到一定幅度的下降,宽频噪声强度也有所减弱;射流改变扭力臂尾涡的脱落状况,可以减轻甚至消除涡脱落对支柱的冲击,从而减弱了支柱表面由于撞击而产生的脉动压力,达到降低声源强度的目的.     

空中交通中尾流间隔的研究

分析了雷达尾流间隔标准的分类，通过尾流的形成机理和对后机影响的分析，建立了后机的危险遭遇模型和前机的尾流消散模型，给出了在确定的时间间隔下确定尾流危险遭遇概率的方法。     

飞机起落架气动噪声特性仿真与试验

 对某型飞机前起落架的气动噪声特性进行了数值仿真分析和声学风洞试验研究。在典型飞机着陆速度下,采用分离涡(DES)方法模拟起落架周围非定常湍流流场,通过涡声理论计算声源的强度和位置,并利用FW-H(Ffowcs-Williams/Hawkings)方程积分外推法求解出不同部件及其组合件产生的声场,分析其噪声的产生机制、频谱特性及远场指向特性,同时评估各部件对总噪声的贡献量。在声学风洞中对轮胎和轮叉组合件进行气动声学试验,借助麦克风测量获得了噪声的频谱特性。基于部件固体表面积分计算的仿真结果与试验结果在声学远场条件下吻合较好。仿真结果表明:起落架气动噪声是钝体绕流噪声和空腔噪声的叠加,呈现宽频噪声的特性。强度最大的声源主要分布在起落架各部件的固体表面;轮胎噪声对总噪声的贡献最大,其次是轮叉噪声,支柱噪声对总噪声贡献最小。各部件噪声和总噪声均具有偶极子声源的辐射特性。空间可穿透积分面计算的声压级结果比固体表面计算的声压级结果大5 dB左右。该研究结果为低噪声起落架设计提供了一定的参考。     

基于马蹄涡模型的飞机尾流介电常数分布的快速建模方法

为便于研究飞机尾流电磁散射特性,提出了一种飞机尾流介电常数分布的快速建模方法。根据马蹄涡模型得到飞机尾流的诱导速度场,并利用Euler方程和等熵流方法求出了尾流的热力学参数分布,进而得到介电常数分布。同时,提供了一种将针对一种飞机计算出的结果外推到另一种飞机上的方法,避免了重复计算。该方法具有计算量小、涉及参数少的特点,是一种快速简便地模拟飞机尾流介电常数分布的方法。     

动态尾涡间隔计算工具的开发与实现

基于建立的尾涡消散模型、运动模型、遭遇模型,以Delphi 7.0为平台,采用面向对象的设计思想,开发了动态尾涡间隔计算工具,包括前机诱导尾涡流场计算、后机遭遇响应过程分析、安全间隔计算等功能模块。根据输入的飞机参数、气象数据、机场数据,实现对尾涡间隔的实时、高效计算。基于开发的计算工具,以B777-200和B737-800为前后机进行了验证计算。     

仿生学翼型尾缘锯齿降噪机理

采用大涡模拟与声类比的方法研究了尾缘锯齿对翼型自噪声的影响。以SD2030翼型为研究对象,设计的尾缘锯齿幅值为10%弦长,周期为4%弦长。模拟了来流速度为31 m/s、0° 攻角下直尾缘翼型与锯齿尾缘翼型的流场,对应的基于弦长的雷诺数约为310 000。详细分析了尾缘锯齿对翼型尾缘湍流流场的影响,并通过FW-H方程计算大涡模拟提取的声源项,得到直尾缘翼型与锯齿尾缘翼型的声场。研究发现,锯齿尾缘可以明显降低翼型中低频范围内的噪声,在4 000 Hz以下,窄带噪声最多可降低约16 dB。但尾缘锯齿对翼型气动性能有着不利影响。进一步研究表明,该状态下翼型噪声主要由层流边界层引起的涡脱落噪声主导,尾缘锯齿可以抑制层流边界层引起的涡脱落现象,降低翼型升力脉动与尾缘附近的表面压力脉动,减弱尾缘处的低频湍流脉动与涡量,并有效降低尾缘附近涡的展向相关性,这些因素的综合作用使得翼型自噪声降低。