液体火箭发动机声振环境试验及统计能量分析研究

对试车台上某型液体火箭发动机单机试车时发动机产生的喷流噪声和发动机上方目标声场进行了多次测量,并基于统计能量分析方法建立了该箭体-火箭发动机系统的声振分析模型,以试验和计算相结合的方法对有效载荷舱目标声场进行仿真计算,并和试车台上目标声场测试结果进行了对比分析,两者具有较好的一致性,表明该分析方法在中高频进行结构声振预示的可行性。     

窄带实高斯噪声对外差式零拍装置的干扰机理

以外差式CW多普勒引信为例分析了外差式零拍装置提取差频信号的基本原理,把外差式零拍装置在数学层面上抽象为对线性叠加信号求平方后提取低频分量的模型。根据该模型,从理论上证明了：窄带实高斯噪声单独通过外差式零拍装置后输出的低频噪声的带宽将得到加倍,噪声与本振信号相互作用后产生新的噪声分量将使低频噪声功率比无本振信号时得到增加;回波信号加窄带平稳实高斯噪声通过零拍装置后干信比将得到增强,且增强的程度将随本振信号功率的增加而降低。计算机仿真分析的结果验证了上述结论,也正好解释了早期CW引信极易受到频率对准噪声干扰而早炸的实际情况。     

轴流风扇宽频噪声声功率实验研究

航空发动机降噪研究迫切需要一种叶轮机械管道内宽频噪声测量方法来指导降噪设计。为了研究管道内宽频噪声,利用沿管道内壁面布置的环形麦克风阵列对单级轴流风扇进行了噪声测量,通过测量信号与参考信号互相关以及奇异值分解(SVD)方法成功地得到管道内宽频噪声结果。结果表明:该方法不仅可以计算出管道内主要单音,而且可以计算宽广频率范围内的宽频噪声;并能有效分辨出管道内向前和向后传播的声功率。宽频噪声结果证实该方法可以应用到高背景噪声和硬壁反射下的管道内声场研究。     

前缘高频振动对亚声速开式空腔内强噪声影响的数值研究

空腔流动现象广泛存在于各类航空飞行器中,对其包含的多种复杂物理现象的研究具有十分重要的工程及实际意义。采用大涡模拟方法对开式空腔噪声进行数值仿真,并研究了腔体前缘壁面施加高频振动后对腔体内部纯音噪声及模态的影响。研究发现随着壁面振动频率的提高,腔体内部的纯音噪声峰值逐渐降低,当腔体前缘壁面振动频率达到4000 Hz时,腔体内部1阶与2阶模态的纯音噪声峰值分别降低15 dB和17 dB。因此在腔体前缘壁面施加高频振动能显著地降低腔体内部的纯音噪声,为扩展开式空腔的工程应用奠定了良好的理论基础。     

V形槽喷管在分开式排气系统中的降噪实验

利用位于全消声室中的喷流噪声实验台研究了V形槽喷管在分开式排气系统中的降噪特性,比较了在剪切速度比为0.92工况下V形槽喷管的结构参数以及分布方式在冷喷流中对降噪效果的影响.结果表明:V形槽喷管降低了低频段的喷流噪声并增大高频段的喷流噪声;在喷管的下游方向有最好的低频段降噪效果,并具有最小的高频段喷流噪声增加量;增大V形槽喷管切入角可以增加低频段的降噪量,其降噪量最高为5dB;仅在外涵添加V形槽喷管可以增大低频段的降噪量并抑制高频段的喷流噪声的增加;V形槽喷管齿数的变化对降噪效果有一定的影响,但其影响远小于切入角的变化对降噪效果的影响;另外V形槽喷管可以显著地降低喷管下游方向的声压级大小.      

低噪声风力机翼型设计方法及实验分析

为了研究风力机翼型的噪声特性,基于翼型泛函集成理论与翼型噪声计算模型,建立了低噪声翼型优化设计数学模型,提出在设计攻角情况下升阻比与噪声比值最大为目标函数,对优化后的新翼型CQU-DTU-B18翼型与NACA-64-618翼型在相同的风洞实验及风速条件下进行了噪声对比分析.研究表明,理论噪声计算模型虽然与实验数据有一定的偏差,但是翼型的升压级随频率的变化趋势是一致的,表明了翼型噪声计算模型的准确性;相比NACA-64-618翼型,CQU-DTU-B18翼型具有更低的噪声特性,从而验证了该设计方法的可行性.对于如何设计低噪声翼型及怎样降低翼型噪声具有重要的指导作用.      

面向电动飞机应用的不同叶尖螺旋桨噪声特性

为了合理地设计与选取电动飞机螺旋桨,最大限度降低电动飞机整体噪声,以某型电动飞机平直、后掠及尖型桨尖形状螺旋桨为研究对象,通过大涡模拟模型计算分析了3种螺旋桨在巡航和爬升两个典型状态下的一阶频率声压值,计算结果表明平直桨尖螺旋桨噪声最低,尖形桨尖螺旋桨最高。为了验证计算结果,制造了缩比模型并在空气动力研究院的FL-9风洞中进行了试验,结果表明计算结果与风洞试验结果吻合度较高,验证了大涡模拟在螺旋桨噪声计算中具有一定的工程应用价值,计算和试验结果都表明平直桨尖有助于进一步发挥电动飞机安静环保的优势。     

基于二级声辐射模型的地面声场高效预测方法

建立了可用于直升机运动状态下噪声传播特性分析的高效地面声场预测方法。该方法包括计算旋翼气动、噪声的自由尾迹方法和时域FW-H方程;计入大气、地面等环境因素的声传播模型及地面声场计算模型;为提高计算效率,在声源计算与噪声传播之间引入基于“紧致球声源”的二级声辐射模型;在此基础上,还提出了通过建立“特征参数声辐射球库”以实现直升机运动状态下噪声实时预测的方法。以AH-1旋翼为算例,通过与地面声场直接计算法对比,说明了方法的有效性及高效性;此外,文中还分析了大气、地面等环境因素对噪声传播以及地面声场特性的影响。      

基于FE-SEA方法的航天器含支架组件噪声分析

安装在支架上的航天器设备的随机环境条件的制定一般是以经验为基础,并通过试验结果修正,而对于全新构型的航天器,其设备的随机环境条件的制定则只能依靠试验。鉴于目前没有一种成熟的分析方法能在航天器研制初期得出设备安装界面处的噪声响应,文章提出采用FE-SEA 方法,将含支架组件和航天器结构本体看成互相独立的两部分,分别采用不同子系统建模,并以“嫦娥三号”某推力器组件噪声试验数据进行了验证。分析结果表明,含支架组件和航天器结构本体分别采用FE 和SEA 子系统建模,可准确地获得设备安装界面处高频噪声响应,结合低频噪声分析,可作为制定设备随机环境条件的参考。