某型涡喷发动机喷声源的识别与研究

通过对某型涡喷发动机噪声的近场声压级测量获取了对该机噪声源进行定性分析与识别的有用信息，利用细化谱分析得出该机噪声谱上存在轴转频及其3、4阶谐频分量，与同步振动信号分析相比较，可初步推断该发动机很可能存在轴不对中的故障；且由功率谱分析还识别出压气机旋转离散音，为进一步实现声学监测发动机状态提供了一定依据，通过某型涡喷发动机转子结构分析和电-声模拟处理，找出了等效亥姆霍兹共振频率处产生空腔鸣音的原因。     

原子力显微镜下LY12铝合金的微生物腐蚀行为

采用原子力显微镜对硫酸盐还原细菌引起的LY12铝合金腐蚀进行了研究.分别研究了不同质 量分数 的Fe²⁺, Cl^-, SO^2-₄离子对硫酸盐还原细菌(SRB)引起的LY12铝合金腐 蚀 的影响.Fe²⁺质量分数的增加会使腐蚀程度增加.随着Cl^-质量分数的增加,局部腐 蚀也会严 重.在一定质量分数范围内,SO^2-₄加速腐蚀;当超过一定质量分数后,SO^2- ₄会减 缓腐蚀.当SO^2-₄离子质量分数从0.80%增加到1.50%时,溶液腐蚀性有所降低.通过 原子力显微镜的研究,可以直观的说明电化学研究的结果和各影响因素的作用.     

亚、超音喷管中声传播的数值模拟

采用计算气动声学方法研究了管道近音速区的声传播和声波与激波的相互作用问题。空间离散采用高阶DRP格式,时间离散采用低耗散低频散的龙格库塔方法,边界条件采用Giles的特征变量一维非定常无反射边界条件。计算结果和解析解的精确吻合表明,计算中应用的这种高阶的DRP格式有很高的分辨率和很好的稳定性,适合声传播的计算。      

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。     

声波与剪切流作用的数值模拟

基于完整的可压缩流体力学方程 ,利用特征分析的方法给出了气动声学中数值计算扰动的边界处理方法。采用所提出的边界处理方法 ,模拟了静止流场、不同来流速度的均匀流场及均匀剪切流场中扰动的演化 ,结果表明 :给出的边界条件的处理方法是合适的。文中还模拟了混合层中扰动的演化 ,给出了扰动在混合层中传播的特征      

大型气动声学装置的研制

研制了一种气动声学装置用于模拟流管内部的流场和声场.在流管试验装置中,通过流场和声场的测量计算声衬的声阻抗等声学性能参数,包括声衬材料表面的流动速度和声压的频率和幅值等.该气动声学装置已研制成功并应用于试验中.     

摇臂式起落架结构件气动噪声试验研究

在航空声学风洞中进行了摇臂式起落架结构件的气动噪声试验,获取起落架结构件气动噪声的频谱特性曲线,研究了起落架的噪声产生机制和噪声源特性.通过对起落架局部构型的调整,探索降低起落架噪声的方法.结果表明:摇臂式起落架部件辐射的噪声随着来流速度的增加而增大;噪声频谱呈现宽频的特性,频谱中具有明显的优势频率;噪声源具有偶极子声源性质,且具有一定的指向性;噪声频谱中所包含的某种纯音成分为起落架上某些孔洞所致的自激振荡噪声;封堵起落架上的这些孔洞或者减小起落架的长度能降低噪声声压级.     

高频不稳定燃烧的声学数值仿真

高频不稳定燃烧一直是液体火箭发动机研制过程中所要面临的重大难题之一.采用具有低色散低耗散特点的计算气动声学方法,对自燃推进剂变轨发动机(OME)的高频不稳定燃烧进行时域下的数值仿真.由Crocco的压力时滞模型对燃烧热释放和声波之间的耦合进行模拟,并对不同的时滞模型参数对稳定性结果的影响进行了分析,给出发动机的稳定性极限图,确定一阶切向及一阶径向振型为主的不稳定振型,与地面试车实验捕捉到的不稳定振型相一致.结果表明:采用计算气动声学方法对带有Crocco压力时滞模型的声波扰动方程进行时域下的数值求解,可以对发动机的高频不稳定燃烧进行成功地预测.      

声衬试验段环境下航空声学定位试验技术研究

针对在风洞闭口试验段对 C919、MA700等民机进行航空声学定位试验的需求,首先采用声衬试验段、波束形成麦克风相位阵列算法、对角移除反卷积方法和声压级积分方法等措施,解决闭口试验段存在的背景噪声较高、气流对麦克风测量干扰问题,然后采用 MA60飞机模型进行了验证性风洞试验。风洞试验结果表明,声衬试验段有利于在闭口试验段内安装传声器相位阵列、传声器线阵等测量设备,同时背景噪声较常规闭口试验段显著降低,降噪量达5~10dB;MA60飞机模型航空声学定位试验结果量级合理、规律正确,主要声源集中在襟翼位置。这表明,在 FL-9风洞闭口试验段建立了航空声学试验环境和噪声源定位试验技术,可以承担机体气动噪声定位、降噪技术验证等民机型号研制急需的航空声学试验。     

超声速空腔流激振荡与声学特性研究

基于高速风洞试验研究了超声速时空腔流激振荡与声学特性.试验马赫数为1.5,基于每米的雷诺数为2.26×107,来流边界层厚度为0.024 m,试验空腔长深比分别为15,12和6.结果表明:空腔内形成的剪切层与腔后壁相撞诱发腔内较强烈噪声,噪声从腔后缘向腔前缘传播时受到腔内流动的干扰,故同频率下腔后缘处的声压均高于腔前中部区域的声压.闭式和过渡式空腔长深比较大,剪切层与腔底面相撞在腔内形成的压缩波或激波,干扰了从腔内声波反馈回路、限制了流激振荡的形成,故腔内未出现明显的声压峰值激振频率;开式空腔长深比较小,剪切层直接跨过空腔中部与腔后壁相撞,产生的噪声向腔前缘传播,腔内形成流激振荡,并出现多个声压峰值激振频率.