北航周盛教授和“叶轮机先进气动布局”课题组介绍

周盛教授，北航博士生导师，国家重大基础项目负责人，曾获国家科技进步二等奖，全国科技大会重大成果奖等。研究范围涉醍气动弹性力学、气动声学、非定常气动力学等多个领域，至今发表专著4部，中英俄文论文百余篇。曾任国家教委科技委委员及军工学科组组长，已培养工学博士22名。     

燃烧室声学测量和仿真的误差影响因素分析

动态压力数据对于燃烧室声学特性及燃烧不稳定性的分析具有十分重要的意义,由于测点数量有限,实际工程分析中还需要借助声学仿真补充模态分布及频响曲线等多维信息。某些情况下,主次模态频率间隔较小、主模态幅值不太突出,声学测量和仿真之间的误差会严重影响对实际声模态类型的判断。通过燃气发生器缩尺件声学实验及仿真计算,具体分析了在燃烧室声学特性分析过程中的各种误差源,其中包括测量点位置、来流温度、喷注及测量缩进小腔等。研究表明:声学仿真能够准确得到实际的声学模态频率分布,平均温度引起的频率差异不可忽略,非波腹位置处测量的模态幅值需要考虑测点位置的影响,喷注缩进小腔能使特定模态幅值降低,而测量缩进小腔会导致某阶模态幅值的测量结果偏高。     

多目标多光谱高温仪的研制

根据固体火箭发动机羽焰特征研制了多目标多光谱高温仪。文中介绍了多光谱测温技术及测温仪系统构成。该系统可同时测量羽焰6个目标点的温度,每个目标点均有8个工作波长,可实现对发动机试验时羽焰流场轴向和环向多目标的温度动态测量。     

有声腔推力室的声学振型及其阻尼特性研究

为确定多声学模态压力振荡条件下带有1/4波长管声腔推力室的声学振型及其阻尼特性,揭示1/4波长管声腔对推力室压力振荡的抑制作用机理,对有声腔推力室和无声腔推力室进行近圆周壁面的定容弹激励仿真,激发了多模态的声学振型,给出了推力室压力分布的时空演化,并采用半带宽法定量评价每个激发声学振型的阻尼特性。结果表明：1/4波长管声腔成功抑制了目标振型（一阶切向振型）压力振荡,大幅度减小其幅值,而不是大幅度增加其半带宽,但可能增强其它非目标振型的压力振荡。声腔通过削弱目标振型波峰波谷压力差、声腔入口漩涡和增加壁面面积等三种方式来抑制目标振型压力振荡,主要以前者为主,前者旨在降低目标振型幅值,后两者是增加其半带宽。     

基于声学处理的风扇噪声预测模型改进

Heidmann风扇噪声模型没有考虑风扇外涵道中的声学处理对于噪声抑制的影响,导致风扇噪声的预测结果普遍大于 试验结果。为了提高预测结果精度,利用风扇噪声抑制模型分别求出风扇进口衰减系数和出口衰减系数,然后将其应用于Heid? mann模型中,计算修正后的风扇进口噪声和出口噪声的均方声压。将MATLAB软件作为风扇噪声预测模型的开发平台,以某型 涡扇发动机为例进行预测。结果表明：相较于原模型的预测结果,改进模型的风扇噪声明显降低,最大降幅达到7 dB;通过对比风 扇噪声在各工况下的预测结果和试验结果发现,改进模型预测值与实测值的平均误差从原模型的5 dB降低到3 dB以下。该改进 方法有效改善了Heidmann模型预测结果偏大的情况,使风扇噪声的预测结果更加准确。     

尾缘锯齿结构的降噪物理机制实验

对比分析了常规尾缘翼型与锯齿尾缘翼型尾缘湍流流场的基本特征,并通过线阵列的方法测量了两种尾缘结构的噪声.结果表明:锯齿尾缘翼型尾缘湍流流场的湍流强度以及3个方向上的湍流强度都相比于常规尾缘翼型有显著减少,声场结果显示锯齿尾缘翼型对尾缘噪声有显著减小,对前缘噪声影响很小.锯齿结构加宽了尾迹区域并加快了大涡的破碎,产生了额外的马蹄涡,湍流脉动衰减率沿着流动方向变大.      

航空声学风洞的声学设计研究

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.笔者阐述了航空声学风洞声学设计的基本要求、应考虑的主要问题,提出了航空声学风洞声学设计的方法等.并将这些研究成果应用于引导风洞研制中,得到了在开口试验段风速80m/s时,气流外2m测点处背景噪声76.5dB(A)的结果.     

金属材料表面涂层损伤的非线性超声评价

提出了一种金属材料表面涂层损伤的非线性超声评价方法。表面涂层的损伤以及涂层与基体材料间的界面粘接状况与超声信号的非线性效应密切相关。将存在表面涂层的AZ31镁铝合金试件加载到不同的拉伸载荷后,利用RitecSNAP-0.25-7-G2非线性超声测试系统激发和接收Rayleigh表面波,通过实验测试在不同载荷作用后涂层试件的声学非线性系数。研究结果表明,在应力不超过某一极限值的情况下,虽然不能观察到试件表面涂层外观的明显变化,但通过非线性超声实验测试得到的声学非线性系数随着加载应力的增加而不断增加。因此,对具有表面涂层的结构来说,可利用声学非线性系数对其表面涂层的损伤进行非线性超声无损评价。