基于声学黑洞效应的直升机驾驶舱宽带降噪

声学黑洞（ABH）效应是利用结构阻抗的变化，使结构中传播的波相速度和群速度发生变化，在结构局部区域实现波的聚集，进而通过少量阻尼将能量耗损。该方法具有高效、轻质、宽频等优点，为结构振动噪声控制提供了新的思路，具有较强的潜能和应用前景。本文针对直升机驾驶舱复杂的噪声问题，根据噪声源和传递路径，提出基于ABH效应的内嵌式和附加式2种减振降噪设计方案。利用有限元软件建立了结构声振耦合模型，分析了直升机驾驶舱模型的声振特性，解释了ABH效应有助于降低舱室噪声的机理，并搭建了实验平台，开展了效果测试和性能评估。结果表明，内嵌式ABH结构可以有效降低舱内的中高频噪声，而低频控制能力略显不足。附加式ABH结构可以弥补这一局限性，拓宽有效频带。结合内嵌式和附加式ABH 2种控制方案，相比传统结构在总质量不增加甚至略有降低的前提下，舱室平均噪声水平在1/3倍频程内降低3~10 dB。该研究成果有助于推进ABH新技术在未来直升机工程减振降噪中的应用。     

特征无反射边界条件应用于二维圆柱绕流模拟

采用特征无反射边界条件和吸收层技术相结合的边界处理方法,研究了二维圆柱绕流模拟的边界反射问题。近年来在计算气动声学中提出了将大涡模拟和声学传播方程结合的混合方法求解声场,基于计算量的考虑,须在较小的计算区域内进行大涡模拟,这就需要在计算区域较小时,边界的反射尽可能小。作为大涡模拟研究的技术储备,将该方法应用于二维圆柱绕流的模拟中。数值结果表明这种方法在计算区域较小时,能起到很好的无反射效果,计算结果与前人在计算区域取得很大时的结果比较吻合。     

风扇出口导向叶片低噪声设计Ⅰ:方法与优化

作为"风扇出口导向叶片（Outlet Guide Vanes，OGV）低噪声设计"系列文章的第1篇，本文在现有压气机气动设计流程的基础上，加入了噪声评估过程，建立了基于通流设计的气动/声学一体化设计方法。为提高设计阶段的评估速度，以三维升力面理论与管道声学理论为基础，从通流设计和造型设计输出中提取参数，结合转子尾迹模型，建立了转/静干涉噪声的解析预测模型。以现代大涵道比涡扇发动机风扇/增压级为对象，采用该模型系统分析了OGV轴向掠形与周向倾斜对转/静干涉噪声的影响，获取了轴向掠形角与周向倾斜角等三维设计参数与风扇噪声的关系图谱，初步确定了低噪声设计较优降噪量的掠和倾组合方案。以此为基础，在保持叶尖子午投影位置和弦长不变的前提下，将叶片前缘和径向积叠进行参数化，采用遗传算法进一步开展了OGV的低噪声优化设计，最终获得了2个优化方案，预估的降噪量达到了8 dB。     

简化起落架噪声相似准则及马赫数比例律

真实飞机部件的气动噪声问题可以通过缩比模型气动声学试验研究,但是必须要遵循合适的相似准则。频率相似准则一般选择Helmholtz数或Strouhal数相似,而声源强度的相似准则在一定的雷诺数范围内通常采用Mach数相似。噪声随来流马赫数的比例律可用于外推风洞试验测量数据到真实飞行条件下,并判断声源类型。在北京航空航天大学D5气动声学风洞中对1/2缩比的LAnding Gear nOise database for civil aviation authority validatiON(LAGOON)简化起落架模型进行了气动声学试验研究。试验结果表明:该起落架模型的噪声频率遵循Helmholtz数相似准则而非Strouhal数相似准则。起落架噪声的马赫数比例律与频率有关,在低频范围内满足6次方关系,而在中高频范围内满足7次方关系。将D5风洞测得的噪声频谱按Helmholtz数相似及相应的马赫数比例律转换后与LAGOON原型试验结果对比,发现两者的测量结果吻合得非常好。     

压气机旋转失速声学特性及主动控制策略探讨

通过对轴流压气机旋转失速的声学特征的描述，从非定常角度出发对旋转失速发作的原因及其声学特性进行了分析。同时，对轴流压气机非定常现象具有的时间尺度进行了对比研究。建立了考虑旋转失速声学特性的开环系统控制的物理模型，对于揭示轴流压气机旋转失速机理以及进一步对旋转失速进行主动控制提供了理论基础。     

NF-3风洞螺旋桨实验段的声学改造

在分析螺旋桨噪声特性和声学实验对风洞的要求的基础上，结合NF-3风洞的特点和声学工程设计经验，对该风洞螺旋桨实验段进行了声学改造。检测结果表明，改造的效果令人满意，NF-3风洞已初步具备声学实验能力。     

二维平行剪切层声波产生和辐射的数值模拟

 在二维线化Euler 方程的基础上解决了第3 届计算气动声学专题讨论会的第5 类标准问题: 二维平行剪切层声波的产生和辐射。频散相关保持有限差分格式用于空间离散, 低频散低耗散的龙格库塔法用于时间积分。重点使用了远场无反射边界条件。计算结果与NASA GLENN 研究中心的解析解符合得很好。     

不同飞行状态下施翼与大气湍流的干扰噪声

本文简述了一种直升机旋翼与大气湍流入流相干扰产生的噪声预估方法。这一方法考虑了桨叶上非定常载荷的弦向及展向非紧致性，桨叶－桨叶载荷之间的相关，通过结合大气湍流能量谱模型与快速畸变湍流收缩模型来确定旋翼平面处非均匀、各向异性湍流场的特性，使得这种方法可用于直升机在真实飞行状态下的旋翼与湍流场干扰噪声计算。利用文献中模型旋翼试验的结果，验证了本方法的可行性，并计算了某型直升机在六种飞行状态下的流场畸变情况及旋翼与湍流干扰的远场噪声谱，结果表明：在准悬停及低速爬升状态，湍流场的畸变较大，而在中、快速前飞状态，湍流场的畸变最小，在低速爬升状态，线性总声压级最小。     

液体火箭发动机气液同轴式喷嘴声学特性的实验研究

对液体火箭发动机气液同轴式喷嘴声学特性进行了深入的实验研究，确定了不同缩进比的气液同轴式喷嘴工作时发生啸叫的参数范围、啸叫的频率和声压级分布，并考察了啸叫对喷嘴雾化特性的影响。结果表明；气液同轴式喷嘴的啸叫区间与喷嘴的结构尺寸有密切的关系．较大的喷嘴缩进比对啸叫有明显的抑制作用，啸叫的主要成分是高频噪声，这种喷嘴啸叫可能成为诱发发动机高频不稳定燃烧的重要因素。另外，实验还发现，在较低的气体喷注压降下，啸叫对喷嘴雾化有一定的强化作用。