基于模态发生器的进气道风扇噪声及声衬降噪实验

为研究发动机进气道风扇噪声特性及声衬降噪效果,使用模态发生器提供声源,采用固定麦克风阵列和旋转扫描耙装置测量进气道内噪声信号,进而利用周向和径向模态分解方法得到声模态幅值,对影响模态分解结果的关键因素进行了研究.对周向模态在时域内进行分解,得到幅值和相位的时变特性.最后完成了2套声衬实验件降噪效果测试.结果表明:模态发...     

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。     

风扇前传噪声及声衬特性研究

为了探究航空发动机的风扇噪声,通过试验研究了缩尺风扇前传噪声在不同转速工况下的频谱特性和周向模态特性,并对所设计的环形声衬降噪效果进行了验证。研究结果表明,基于试验测量数据分析得到的频谱特性和周向模态特性满足转静干涉噪声理论。随着转速的提高,风扇纯音噪声越显著,高转速工况下纯音噪声的能量约占风扇前传噪声的85%。在所研究的工况范围内,该声衬对目标频率及模态均有显著的降噪效果,且在85%转速工况时的纯音降噪效果最优,其主模态的传声损失约为59dB。该声衬对于设计频率附近的宽频噪声也有一定降噪效果,在85%转速时的宽频噪声平均传递损失约为3dB。     

排气道钛合金环形声衬声学特性试验

根据钛合金蜂窝声衬潜在的应用环境,提出了考虑温度梯度影响的环形声衬消声效果的试验方法并研制了模拟发动机风扇排气道声学试验台,开展了钛合金环形声衬的声学特性试验研究。针对2 500 Hz、2阶周向模态的入射噪声和马赫数为02的切向来流工况,设计并制备了钛合金环形声衬,分别通过管道内声模态测试和远场指向性测试研究钛合金环形声衬的声学特性。试验结果表明:设计的钛合金声衬在目标工况下管道内降噪量为319 dB,远场1 m半径、30°~120°范围内的降噪量都超过20 dB;增加切向流速会扩展降噪频谱带宽,使降噪频谱峰值由低频向高频移动;增加背板温度对降噪频谱带宽几乎没有影响,但会使得降噪频谱峰值由低频向高频移动。     

锯齿型喷口抑制热喷流噪声的实验研究

利用位于全消声室中的热喷流噪声实验台对涵道比为5.5的分开式排气系统进行了吹风实验,研究了在热喷流状态下带有挂件的锯齿型喷口对分开式排气系统远声场的影响,进一步分析了锯齿的分布方式以及结构参数对喷流噪声降噪特性的影响。结果表明,锯齿型喷口可以降低喷流低频段的噪声,并且在下游方向具有最好的低频段降噪效果;锯齿的分布方式对降噪效果的影响最大,仅在内涵添加锯齿结构的喷口可以抑制高频噪声的产生,在下游的总声压级降噪量为1.4~2.4d B;齿数的增加可以抑制高频噪声的增加;切入角的变化对降噪效果有一定的影响,但是远小于分布方式的影响。     

大宽高比弯曲混合喷管排气红外和射流噪声抑制

针对大宽高比弯曲混合喷管排气红外和射流噪声抑制的需求，在狭长矩形喷口的基础上对混合喷管喷口结构进行重新设计，包括不同尺寸参数的波瓣喷口和不同侵入程度的冠状锯齿喷口。针对上述喷管，采用数值模拟的方法，获得大宽高比弯曲混合喷管的射流流场，并通过正反射线追踪法和Fluent软件FW-H声学模块分别计算了混合喷管的排气红外辐射强度和射流噪声总声压级。对研究结果进行分析，揭示了狭长矩形喷口、波瓣喷口和冠状锯齿喷口对混合喷管的引射性能、压力损失以及排气红外和噪声特性的影响机制，阐释了喷口激励的流向涡在射流与环境气流掺混过程中的强化主导作用及其抑制排气红外辐射和噪声的兼容性。     

风扇后传声降噪声衬设计方法及实验验证

针对航空发动机风扇后传声降噪问题,开展了外涵道降噪声衬设计方法研究。将声衬设计过程分为两步,通过采用基于半经验声阻抗模型的声衬设计方法针对给定的声源频率进行初步设计,获得较优的声阻抗及相应的声衬几何参数。之后在初步设计结果的基础上,利用基于高精度计算气动声学的声传播计算软件对声阻抗进行优化,并得到最终的优化方案。为验证提出的设计方法,在全消声室内的风扇后传声降噪声衬测试台分别对初步设计声衬和优化声衬进行了实验验证。实验中采用扬声器模拟风扇声源,给定声源模态为(1,0),频率为3150Hz,内涵出口马赫数为0.8,外涵出口马赫数为0.6。结果表明:在给定的声源模态和频率下,初步设计的声衬可以取得10dB的降噪效果。优化设计的声衬相较于初步设计声衬,远场噪声可以再降低3~4dB。      

改进CEEMD–MRSVD降噪方法及应用研究

针对总体经验模态分解（Ensemble empirical mode decomposition,EEMD）阈值降噪处理方法难以取得理想效果问题,提出了改进互补集合经验模态分解–多分辨率奇异值分解（Complementary ensemble empirical mode decomposition–multi-resolution singular value decomposition,CEEMD–MRSVD）降噪方法。含噪信号经CEEMD处理,克服了EEMD时效性差及EMD模式混叠缺陷,然后利用信号和噪声的相关特性对分解得到的本征模态分量进行信号主导和噪声主导分量区分,根据噪声强度不同,提出对噪声主导和信号主导的本征模态分量进行策略性优化的多分辨率奇异值处理方法,最后经Savitzky–Golay平滑滤波,剔除信号粗糙细节,重构达到降噪目的。试验通过仿真信号和超声回波信号降噪处理,结果表明,此方法不仅有效剔除了噪声干扰,而且减少了有用细节流失。     

模态声发射--飞机结构无损检测新方法

模态声发射是材料声发射检测的新方法.在模态声发射中,声发射波形被高度真实地采样,故能顺利解决源定位不准确、信号解释和噪声剔除困难等阻碍声发射推广应用的一些问题.本文介绍了模态声发射检测技术的基本原理、信号特征、噪声剔除和源定位等内容.     

多段组合穿孔板声衬降低对旋风机噪声的实验研究

通过对一台自行设计的高效高噪声对旋轴流通风机进行降噪实验研究表明:多段组合穿孔板声衬可大幅度降低对旋风机的离散噪声。使用有效长度为600mm的多段组合穿孔板声衬降噪,风机的总声压级降低了9dB.      

基于压缩感知的多级风扇周向声模态重构

基于风扇单音噪声周向声模态在叶片通过频率下稀疏的特性,研究压缩感知方法在多级风扇周向主导声模态识别和幅值重构中的应用。开展多级风扇试验器的声场测量试验,利用压缩感知方法对管道周向声模态进行准确识别与分解。建立声模态重构的压缩感知模型,实现少数传声器对主导声模态的阶数识别和幅值精确重构,同时研究传声器数量和布局策略对重构精度的影响。试验结果表明:对于确定声场,当压缩感知常量C大于3.6时,随机布局的传声器有90%以上的概率可以以较高精度重构主导声模态幅值;建立压缩感知模型观测矩阵时应避免传声器的均匀和近似均匀布局,均匀布局的感知模型难以精准重构声模态。      

基于传递单元方法的局域反应声衬设计与试验

航空声衬的优化设计是指在发动机管道结构内铺设具有最优阻抗的声衬,以达到最大降噪效果,此过程一般需要对目标进行全尺寸的模拟计算。应用传递单元方法对单级低速轴流压气机试验台进行局域反应声衬的优化设计,并进行声衬消声效果的试验验证。试验结果显示,在设计频率下局域反应声衬对目标模态有良好的降噪效果,传声损失达到44.01 dB,而且具有一定的宽频降噪特性。利用传递单元方法计算的传声损失与实际测试结果趋势一致,声衬的实际降噪效果满足设计需求。研究表明,传递单元方法作为一种快速声学计算方法,适用于管道声传播的全尺寸理论评估,能够有效降低航空声衬的设计周期和成本,适合于工程应用。     

飞机短舱声衬声学性能实验技术

飞机短舱声衬作为飞机降噪的关键手段，其设计的成功与否强烈依赖于声学性能验证实验技术的发展。短舱声衬的声学设计一般分为两个层面，各自关注不同的研究目的与验证对象。在初步设计层面，一般借助声衬声阻抗提取技术对阻抗设计进行验证；在详细设计层面，一般使用缩比尺度和全尺寸短舱样件、借助声模态测控技术对整体声学效果进行验证。本文对比了基于双传声器法和直接提取方法发展而来的声衬阻抗提取技术，和基于相位控制阵列方法发展而来的声模态测控技术，以及这两种技术在发动机进排气道声衬设计中的应用。研究结果表明，双传声器法在低频下具有更高的精度，高频范围内双传声器法和直接提取方法的精度均降低，中频范围内双传声器法和直接提取方法的无量纲声阻和无量纲声抗差别小于0.2,均展示了较好的适用性。基于相位精细控制的旋转声模态发生技术研制的发生器能够产生超过10 dB以上的模态分辨率，能够用于测试声衬对多个目标模态的调控效果。为了进一步研究无缝声衬降噪量提升的主要机制，实验中使用模态发生器依次发出单独纯净的声模态，对两型声衬实验件开展对比测试。采用新一代技术研制的无缝声衬相比上一代成型工艺制成的带拼缝声衬在多声模态调控和关键...     

模态声发射的噪声剔除技术

全波采样模态声发射的发展使声发射检测技术在航空航天结构中的应用进入了现场实用阶段 ,从而使模态声发射技术成为声发射检测的新方向 ,噪声剔除则是这项技术的关键。本文论述了模态声发射信号的特点 ,介绍了裂缝信号与噪声信号的判别以及现场环境的噪声剔除技术     

大型飞机增升装置气动噪声研究进展

目前,机体气动噪声的研究方法分成实验和数值预测两大部分,实验包含飞行实验和风洞试验;而数值预测包含有纯理论方法、半经验方法、纯数值方法、CFD与"声类比"相结合的方法。经过大量的飞行实验,风洞试验和数值计算,研究表明在飞机起飞爬升和着陆进场阶段,除机轮气动噪声外,增升装置气动噪声是机体噪声的主要声源,经过多年的研究基本明确了增升装置气动噪声源的定位和机理,并在降噪技术方面已取得一定进展。增升装置的噪声主要是由前缘缝翼凹槽产生的低频噪声、襟翼侧缘的中频宽带噪声和前缘缝翼尾缘的高频尖峰噪声三部分组成,降噪技术主要有被动流动控制降噪技术和主动流动控制降噪技术两类,被动降噪技术有凹槽遮挡、凹槽填充、展向连续技术等;主动流动控制手段有吹吸气、等离子体激励器等。     

直升机主减机匣结构振动噪声分析与优化

针对直升机主减速器机匣的振动噪声问题,对机匣进行基于频率响应和模态贡献量的结构动力学特性分析,给出机匣的振动特性,并确定对结构振动特性起主要影响的模态.利用间接边界元与有限元相结合的方法,应用基于结构面板声功率贡献量的分析方法,进行结构噪声功率分析和结构噪声功率面板贡献量分析,给出机匣的声学辐射特性,找出相应激励频率下对结构噪声功率贡献量最大的面板.以该面板为设计域进行结构拓扑优化,并根据优化结果合理布置加强筋,以提高结构刚度,达减振降噪的目的.结果表明:结构速度频率响应峰值下降了36%,减振效果良好,结构声功率级有了明显的降低,其中声功率级峰值下降了5dB,降噪效果良好,为直升机主减机匣提供了一种可行的减振降噪方法.      

基于 DDES 算法的有扰流片腔体气动噪声分析北大核心CSCD

为了进一步了解腔体流场的物理特性以及锯齿形扰流片这种被动控制方法对腔体噪声振荡的抑制效果,对马赫数0.85下、长深比为5∶1的矩形腔体进行了气动声学分析。分析过程采用了基于Spalart-Allmaras单方程模型的延迟分离涡模拟(DDES)的CFD方法。计算结果以声压级(SPL)形式与英国QinetiQ基地进行的实验研究结果进行比较。计算准确地预测出了第二阶和第三阶主导模态的声调噪声幅值,其误差均不超过2dB。为了验证腔体前缘安装扰流片这种广泛应用的腔体噪声被动控制方法,计算重点分析了带有锯齿形扰流片的腔体结构噪声等级。计算分析结果与空腔结果对比分析后认为前缘锯齿形扰流片可以降低第二阶主导模态的峰值噪声等级10dB以上,其它频率下的腔体噪声等级可降低接近5dB,降噪效果较好。     

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。     

单级风扇声模态相关性研究及其影响

航空发动机轮毂比的增加使得处于"截通"状态的管道声模态数目急剧增加,为了提高风扇管道宽频噪声模态识别及分解技术的准确性,需要对管道声模态相关性进行分析研究.以一台单级低速轴流风扇实验台为实验对象,研究了单级风扇的模态相关性以及声场相关性.进一步结合参考传声器模态分解法和互相关模态分解法,对比了模态相关性对管道进口声功率...     

基于DDES算法的有扰流片腔体气动噪声分析

为了进一步了解腔体流场的物理特性以及锯齿形扰流片这种被动控制方法对腔体噪声振荡的抑制效果,对马赫数0.85下、长深比为5∶1的矩形腔体进行了气动声学分析。分析过程采用了基于Spalart-Allmaras单方程模型的延迟分离涡模拟(DDES)的CFD方法。计算结果以声压级(SPL)形式与英国QinetiQ基地进行的实验研究结果进行比较。计算准确地预测出了第二阶和第三阶主导模态的声调噪声幅值,其误差均不超过2dB。为了验证腔体前缘安装扰流片这种广泛应用的腔体噪声被动控制方法,计算重点分析了带有锯齿形扰流片的腔体结构噪声等级。计算分析结果与空腔结果对比分析后认为前缘锯齿形扰流片可以降低第二阶主导模态的峰值噪声等级10dB以上,其它频率下的腔体噪声等级可降低接近5dB,降噪效果较好。