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。     

大型客机前起落架气动噪声源三维阵列识别技术研究

起落架噪声作为现代大型飞机机体噪声在起降阶段的主要贡献成分,其噪声机理较为复杂,涉及到钝体湍流涡脱落噪声、腔体部件空腔噪声以及起落架舱腔体与支柱柱体之间的非线性耦合噪声。由于起落架中存在复杂的三维流场以及声波的反射和绕射会产生噪声,而二维麦克风阵列在垂向的分辨率较差,无法获得声源完整且准确的三维空间分布信息,因此采用三维麦克风阵列技术对起落架噪声进行研究。使用3D Beamforming算法(波束成形算法)和3D CLEAN-SC算法(空间相干的洁净算法)结合同步测量和非同步测量的方式实现了对模拟信号和实际测量数据所得频谱中特定的离散声进行声源识别定位,并在北航D5低速风洞进行开口段气动噪声实验,以1/2缩比的LAGOON起落架为研究对象,在过顶和流向方向布置两组平面阵列,构成三维阵列进行同步和非同步的噪声测量,确定了起落架中主要噪声源的位置,对认知噪声机理提供了新的借鉴和思考。     

飞机起落架噪声源定位的压缩感知算法

目前针对飞机起落架噪声源定位的研究方法主要是将麦克风阵列与波束成形算法相结合。常规波束成形（CBF）算法在计算时存在主瓣宽度过宽、结果易受旁瓣影响的问题。高级波束成形算法在计算时效率较差,有时会有违背物理现象的假声源出现。提出了一种将正交匹配追踪（OMP）算法与奇异值分解（SVD）相结合的起落架噪声源定位的OMP-SVD压缩感知算法。在消声实验室内进行飞机起落架噪声源定位试验,将OMP-SVD算法、CBF算法和OMP算法在不同频率下获得的结果进行对比。试验结果表明：①与OMP算法相比,OMP-SVD算法在不同频率下均能准确定位出起落架主声源;②与CBF算法相比,OMP-SVD算法显著提高了分辨率。     

基于改进的传声器阵列数据分析技术的飞机机体噪声实验研究

 发展了一种平面传声器阵列数据处理新方法——洁净信号处理算法,通过对传声器阵列混淆和旁瓣信号的有效抑制,改进了对声源的分辨。基于改进的数据分析方法,研究了真实飞机结构和真实飞行条件下飞机起落架、襟翼等声源的频谱特性、指向特性。研究结果表明,新的信号处理算法可以更加清晰地分离出飞机表面的气动噪声源。起落架噪声的频谱是由宽频随机噪声与一些较为明显的单音噪声源组成,在不同辐射角度时,起落架噪声的声级在不同频率范围有一定的差异。襟翼侧缘噪声频谱是一个包含有个别明显单音噪声的宽频噪声谱,襟翼内侧缘噪声谱和外侧缘噪声谱有明显的差异,在低频范围,襟翼侧缘噪声的指向性比较明显,但在高频范围,襟翼侧缘噪声没有明显的指向性。     

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。     

基于麦克风阵列小波分析的中低雷诺数尾缘噪声研究

随着机体噪声逐渐成为民机降噪的关键,作为典型气动噪声源的翼型噪声是未来更低噪声民机必须关注的部分。中低雷诺数下尾缘离散噪声存在阶梯的频率速度关系、层流要求以及偶极子噪声等特征,其噪声机理涉及稳定性理论和反馈回路。尽管尾缘噪声的产生出现和强度都得到比较广泛的研究,但尾缘噪声的空间分布研究尚不充分。基于二维平面麦克风阵列,小波系数和CLEAN-SC算法对于尾缘噪声进行时频域分析。实验在北航D5气动声学风洞进行,使用Kevlar布构成的闭口实验段对于300 mm的NACA0012翼型进行噪声研究。通过实验中发现的固定频率范围内存在强度维持现象,基于小波分析拆解出对应的空间时域上声源强度的位置间歇性移动,提供可能存在的反馈回路内部更为复杂噪声机理的依据。     

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.     

一种基于物理机制的飞机增升装置气动噪声快速预测方法研究

随着航空发动机先进噪声控制技术的使用,机体噪声已经成为飞机着陆阶段的主要声源。在民用飞机进场着陆与起飞过程中增升装置和起落架的气动噪声是机体噪声最强声源。本文研究了一种基于物理机制的增升装置气动噪声预测方法,编制了增升装置气动噪声快速预测程序,修正了增升装置气动噪声预估模型,采用国际公开的文献和试验数据与气动噪声快速预测程序计算结果进行对比。编制气动噪声快速预测程序为评估飞机概念设计阶段的部件噪声级提供了工程实用工具。     

民机机体噪声及其降噪研究

分析了机体噪声源的主要机理及其基本性质。机体噪声由绕起落架装置和高升力系统的流动引起的压强脉动产生。起落架和前缘缝翼产生的基本上是宽频噪声,它们和襟翼的宽频噪声的强度分别随速度的6次方、4.5次方和5次方变化。实际飞行中还应注意存在的"寄生"噪声。此外,较为详尽地讨论了包括QTD II、RAIN、SILENCE(R)和TIMPAN等降噪措施在内的研究项目及其可获得的效果,还讨论了噪声的计算方法,介绍了国外航空界提出的未来民机需降噪的目标,表明民机设计面临降噪的巨大挑战。     

大型民机起落架噪声分析

本文着重讨论了大型民用飞机起落架噪声的气动声学特性、预测方法以及如何降低起落架噪声等三个问题:先分析了气动声学特性,包括噪声的产生机制及声源的位置与频率分布;然后给出了风洞试验、半经验和计算气动声学(CAA)三种预测方法;最后讨论了两种降低起落架噪声的方法,即优化起落架外形和计算最优着陆速度和高度。