空间站核心舱的全频域声振环境仿真预示研究

空间站的设备功率大、噪声源数目多、声振环境特性复杂,为确保舱段噪声指标满足要求,基于声学有限元、统计能量分析以及FE-SEA混合方法,建立了整舱全频段的复杂声振耦合精细化噪声仿真模型。对环控、热控及推进分系统等多种噪声源单独工作或同时工作时密封舱内的噪声进行仿真,得到了舱内全频域噪声水平特性分布,并对现有吸声降噪措施进行了对比评价。研究结果表明:目前设计状态下,三个睡眠区、小柱段工作通道和大柱段工作通道总的声压级在个别频率点处略微偏高,是后续噪声控制的重点。     

飞机舱内噪声的研究现状

飞机舱内噪声是影响乘客舒适性的一项重要指标,舱内噪声的最小化是国内外共同追求的目标。在对飞机外部噪声源特性进行介绍的基础上,对噪声源/传递路径识别、舱内降噪措施以及声学试验计算等方面进行了综述。其中,噪声源以及噪声传递路径识别主要从各种识别技术手段方面展开了讨论,包括频率分析法、相关技术、修改噪声传递路径、空气传声以及结构传声的识别。而舱内降噪方法主要从被动降噪与主动降噪两方面进行全面介绍,指出被动降噪是一种修改与优化噪声传递路径的方法,而主动降噪能自动感应识别并控制噪声源,并分别给出了两者的优点及其局限性。在噪声测试与仿真模拟方面则介绍了国内外地面实验室舱内噪声的研究情况,并指出了国内的不足,对仿真计算理论进行了梳理,列出各自的适用范围。最后,指出了目前舱内噪声研究依然存在的问题与挑战,并给出了未来的研究方向。     

内埋武器舱动态流动特性及降噪控制方法研究

流动经过武器舱会产生诸如边界层分离、剪切层失稳、气动噪声等一系列复杂流动特征,进而可能对舱内设备和结构造成破坏。本文以近真实复杂内埋武器舱为研究对象,通过高精度数值仿真获取内埋武器舱动态流动特性;根据流场特性,分析武器舱内噪声产生机理,提出了前缘扰流片、导波管以及前缘吹气三种流动控制方案。通过高速风洞试验,系统分析了舱门开度、内埋武器挂载等因素对武器舱内噪声水平的影响,并且对不同扰流装置的降噪效果进行了测试分析。结果表明：内埋武器舱内流动以小尺度湍流结构为主;前舱在舱门小开度时总声压级较高,随开度增加后舱总声压级增大,舱门开到一定程度后,舱内总声压级分布基本一致。舱内挂载武器减弱流动对各壁面的拍击强度,使得舱内各壁面总声压级降低。三种控制方式均能够抬高剪切层,减弱武器舱内的能量注入,进而对武器舱内总声压级产生一定的降噪效果。在本文研究范围内,前缘扰流片的降噪效果最为显著,降噪幅值达5 dB。     

基于流场仿真的空间站睡眠区不同进风口位置睡眠舒适性研究

空间站睡眠区的气流分布对航天员睡眠舒适性和安全性有重要影响。为保证睡眠区内空气对流充分,以及航天员的人身安全和舒适性,参照试验样机建立了空间站睡眠区三维模型,选择顶部、侧部、底部三种不同进风口位置,利用Fluent对睡眠区内部空气流场、温度场以及浓度场进行数值仿真分析,并选取舒适速度比例、换气效率、以及吹风感作为睡眠舒适性和安全性评价指标。结果显示,底部进风时睡眠区流场均匀性以及舒适速度比例最高,综合效果最佳,可达到优化睡眠区流场的目的,为我国空间站睡眠区的设计提供参考。     

高速列车转向架区域气动噪声风洞实验研究

转向架区域是高速列车最主要的气动噪声源.通过风洞试验的方法,测量了1:20转向架区域的舱内气动噪声和压力,分析了动车转向架、拖车转向架舱内气动噪声和脉动压力的速度标度律,及其随雷诺数的变化规律.结果表明:近场气动噪声标度律分析可以区分转向架舱内湍流脉动压力和声压,舱内湍流脉动压力能量随速度的3.2～3.9次方增加,声压级随速度的6～8次方增加,两者的分界线频率,转向架舱后壁高于舱顶部.气动噪声为具有多个峰值的宽频带噪声,频率不随雷诺数变化的峰值噪声由声共振导致,频率随雷诺数增加而增大的峰值噪声为气流冲击轮对下部导致.转向架区域的气动噪声的峰值频率与转向架舱、轮对尺寸有关,宽频带噪声受转向架形式影响.该研究结果可为理解转向架区域气动噪声源特性及降噪控制提供理论和数据支撑.     

载人航天器设备隔舱噪声预测与控制方法研究

针对某载人航天器设备隔舱安装了多个高声级辐射噪声源设备,可能导致密封舱内噪声过大的问题。综合采用有限元法与统计能量分析法进行舱内噪声分析,并依据分析结果进行噪声控制。仿真结果表明密封舱噪声超过73 dBA,舱内声环境恶劣。采用吸声泡沫对设备隔舱内表面进行吸声处理,降低噪声高频能量;对设备隔舱仪器板用埋梁方式改变其低频模态特性,以降低设备低频噪声的透射。仿真结果表明,采取两项噪声控制措施可使噪声总声级降至60 dBA以下。     

空间站睡眠区气流组织仿真分析

为了营造舒适安全的空间站睡眠区气流组织环境,建立了三维睡眠区仿真模型,使用FLUENT对空间站睡眠区的流场、温度场以及CO2浓度场进行了数值计算,选取面部速度舒适比例和空气龄作为评价指标,对乘员面部区域气流组织质量进行了评价。结果表明:乘员面部区域速度舒适比例能够达到70%,满足航天员的安全与舒适性要求指标;乘员头部区域空气龄均值为28.4 s,空气较为新鲜;乘员头部区域温度在25℃左右,满足散热需求;乘员口鼻区CO2浓度低于1000 ppm,满足安全性要求。该通风方式满足空间站睡眠区的环控生保设计要求。     

亚声速矩形射流的噪声辐射特性和声源分布

基于射流噪声模拟试验台，对出口面积相同的圆形喷口及宽高比分别为1、1.5、2、10的矩形喷口亚声速射流的远场噪声辐射特性和噪声源分布位置进行了较为系统的研究。通过远场噪声测量，获得了不同宽高比矩形喷口在不同方位角平面的射流噪声频谱分布结果相对于圆形射流的差异，揭示了矩形射流潜在的降噪潜力。通过基于波束成形算法的传声器阵列，得到了矩形射流噪声源峰值位置随频率的变化情况，系统分析了射流速度、方位角、宽高比等参数对矩形射流噪声源分布的影响。射流速度和方位角对矩形射流噪声源分布的归一化结果影响很小，而宽高比对矩形射流噪声源分布有较大影响：随着矩形宽高比的增加，矩形射流低频段噪声源向上游偏移，高频段噪声源向下游偏移。     

穿舱路径对空间站内航天员定向任务绩效影响的仿真试验研究

航天员在空间站内的不同舱段间穿行时常常会遇到失定向的问题。为了探究不同穿舱路径对航天员完成定向任务的影响,建立了多舱段的空间站虚拟环境,并开展试验,研究了不同穿舱路径中完成定向任务绩效的差异。结果表明:定向任务的绩效在不同种类的穿舱路径间具有显著差异,失重条件下运动方式的变化会造成定向任务绩效的下降。研究结果可以为航天员空间站内定向训练和空间站内导航辅助标识的设计提供参考。     

涡桨飞机噪声综述

噪声是飞机设计的重要指标之一,长期以来,国内外对飞机的噪声开展了大量研究工作。随着我国航空工业的发展,涡桨飞机的需求不断增多,本文将涡桨飞机的噪声区分为适航噪声和舱内噪声,适航噪声从涵义、量测、噪声指标现状和噪声研究现状等方面,舱内噪声从噪声源、降噪控制措施、噪声传递路径和噪声研究现状等方面进行较为全面的介绍,希望能为我国涡桨飞机研制的噪声问题提供参考。     

舱外航天服头部空间主动降噪技术研究

为降低舱外航天服头部空间噪声水平,以保障通话效果和航天员听力,进行舱外航天服头部空间主动降噪技术研究。根据多入多出技术构建声场主动降噪模型,求解空间三维声全息函数,实现头部空间的噪声声场建模。考虑到实际部署的环境限制,设计基于部署约束的主动降噪算法,在空间场主动降噪系统中通过全局控制,完成空间场的主动降噪。经过实际场景的测试,提出的主动降噪算法在人耳处降噪效果为13.88 dB,有效降噪频率范围为450～2000 Hz,可有效降低低频段噪声。     

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。     

航天员舱外行走的多体动力学与稳定性仿真

通过开展航天员舱外行走全过程的多体动力学建模、开发并应用基于MATLAB平台的航天员舱外行走动力学与姿态稳定性分析仿真软件,对航天员全过程行走的动力学特性、扰动力矩和飞船的相关总体参数对喷气次数、喷气冲量的影响、飞船受扰的姿态稳定性,以及航天员身体受飞船姿控发动机喷气作用时受扰特性等问题完成了初步的研究分析。     

国内主流机型客舱声品质表现分析

舱内声环境是决定飞机乘坐舒适性的主要因素之一,而声品质是声环境的一个重要特征。目前声品质分析通常采用主观评价和客观评价两种途径,其中声品质客观评价通过分析噪声数据的频谱特性等物理参数,能更客观的反映声音特性。本文通过高精度的双耳采集设备实测了国内主流机型在巡航阶段的声环境数据,并对相关数据进行声品质客观分析。根据本文测量结果的分析,飞机客舱内的A声级在69.4 dB（A）~83.9 dB（A）之间,响度在28.4 sone~52.5 sone之间,尖锐度分布较均匀,数值在1.1 acum~1.4 acum之间。根据频谱云图结果,噪声源主要集中在200 Hz~400 Hz频段,并且噪声强度在客舱中后部有明显增强。总体来说,各个采样机型客舱内的声品质表现整体处于可接受的水平,其中客舱前部的声品质表现要优于客舱中后部位置。     

基于波动耦合的复杂结构动力响应分析与研究

有限元法(FEM)适合低频分析,统计能量分析(SEA)方法适合高频分析,而一类较宽频带(中频段)的声振响应问题不适合单独用FEM或SEA方法解决。基于波动耦合的混合FE-SEA方法兼顾了FEM与SEA方法的优点,可预测中频段含一定不确定性的声振系统的稳态响应。本文阐释了混合FE-SEA方法的理论,分别通过典型结构的蒙特卡罗仿真与复杂系统的噪声试验两案例对该方法进行了验证,其中梁-板典型结构能量响应计算值与蒙特卡罗仿真值具有较好的一致性;复杂飞行器系统的振动响应与试验结果较为吻合,舱内噪声声压级(SPL)误差小于3dB,证明了混合FESEA方法的有效性,解决了FEM与SEA方法在中频复杂声振响应中的局限性这一问题。     

一种微型载人操作舱系统设计

针对未来载人深空探测任务中太空基地建造、设施在轨加工制造、星体资源抵近勘探和原位利用等复杂舱外操作需求,设计了一种微型载人操作舱系统。首先,根据舱外操作任务开展功能和性能需求分析,确定了微型载人操作舱的供配电、环控生保、测控通信等功能基线;然后进行了结构、能源、环控生保、热控等系统设计;最后,通过仿真分析了重量、功耗和任务时间,并与传统舱外活动装备进行了比较。结果表明,微型载人操作舱总重量小于900 kg,可容纳1名航天员,单次舱外操作时间大于12 h,支持航天员从母体航天器快速进入操作舱执行舱外任务,适用于未来复杂的空间设施建造、资源开发利用和空间站扩展应用任务。     

内埋武器舱关键气动及声学问题研究

以风洞试验为手段,在高速风洞中对内埋武器舱关键气动问题进行了深入研究。利用静态压力测量、脉动压力测量、网格测力等测试手段,获取了典型弹舱流场静压分布特性、气动声学特性以及武器分离特性。研究结果表明：舱内静压分布变化明显,可以此定义弹舱流场类型;开式弹舱流场气动声学环境恶劣,总声压级强度可达170dB 以上,且频谱曲线上存在多个明显的能量尖峰;武器从舱内分离过程中可能产生较大的抬头力矩,影响机/弹安全分离;在弹舱前缘施以流动控制能降低舱内静压梯度、抑制气动噪声,且有利于改善武器分离特性。     

直升机主减速器噪声源控制技术概述

主减速器噪声是影响直升机舱内乘坐舒适度的关键因素。为实现主减速器噪声的有效控制,基于直升机主减速器内部结构特点,概括了国内外在齿轮、齿轮轴、轴承和机匣位置开展的噪声源控制技术的发展状况,包括被动、主动和半主动控制方法。已有研究结果表明,噪声源控制技术可在满足直升机轻量化需求的基础上,实现主减速器总体降噪超过10 dB,是改善直升机舱内噪声环境的关键技术储备。根据目前国内外研究现状,结合直升机舱内噪声环境需求,从主减速器噪声分析、控制及试验技术3方面提出了该领域的一些研究方向,为主减速器噪声源控制技术发展提供了思路。     

整流罩用降噪材料与结构及声场分析方法

为了有效改善整流罩内声振环境,最常见并且高效的方法是通过在整流罩的壁面铺覆降噪材料来降低噪声的声压级。本文总结了国内外整流罩降噪材料的工程应用及研究进展,详细介绍了几种主要降噪材料的基本性能和降噪原理,对不同频段下适用的声场分析方法及过程作了阐述,并提出了对我国在降噪材料领域研究发展的建议。     

基于双螺旋张拉整体式结构的空间可展舱段方案研究

针对中国未来空间站的更新换代以及地外星球基地建设任务,提出了一种由可展刚性骨架、可展中心承力柱、蒙皮及舱内设施组成的双螺旋张拉整体式可展舱段方案,并为其设计了双螺旋张拉整体式可展舱段骨架结构,开展了骨架结构参数优化,试制了双螺旋张拉整体式可展舱段骨架原理样机并进行了力学特性测试,验证了骨架拓扑结构设计的可行性和有效性。