发动机喷管羽流对近场声爆特性影响的风洞试验技术

超声速飞行所引发的声爆问题是困扰新一代环保型超声速客机发展的关键技术难题，发动机喷管羽流对全机声爆特性尤其是后激波特性具有重要影响。设计了单喷管喷流试验模型及声爆试验装置，评估了风洞试验段洞壁反射激波对模型近场压力测量的影响，重点针对通气支臂对喷管羽流的支撑干扰问题进行了分析与优化。基于中国航空工业空气动力研究院FL-60风洞，开展了发动机喷管羽流对旋成体单喷管模型近场声爆特性影响试验技术研究，试验来流马赫数2.0、落压比（NPR）范围1～20.39。研究结果表明，通过对来流马赫数、通气支臂外形、喷流模型长度、通气支臂与模型的相对位置等参数的综合优化，消除了通气支臂带来的支撑干扰对喷管羽流的影响，确保在风洞试验段受限空间内模型近场压力测量不受洞壁反射和通气支臂波系的影响；喷管羽流主要对模型尾部的近场压力特征产生影响，在来流马赫数一定的条件下，提高喷管NPR使喷流状态从过膨胀到欠膨胀，喷管唇口激波逐渐增强、位置逐渐向上游移动，抑制了喷管船尾膨胀波的发展。     

某型号仪器舱组合体联合动强度试验方法

针对某型号导弹仪器舱组合体结构和设备的联合动强度考核需求，开展组合体的动强度试验方法研究:设计专门的气瓶过载弹性加载装置，实现了气瓶过载力的等效模拟；通过整舱振动试验边界模拟和传递特性分析，验证了噪声激励振动传递与机械振动传递的差异性，提出采用大刚度模拟边界代替级间段真实边界与仪器舱组合进行联合动强度试验的方法；针对3个重点结构部段提出各自的试验条件，并通过预试验和归一化输入响应的比较分析确定了舱段不同部位结构和设备的联合考核方法。该试验方法可以有效模拟由发动机脉动和气动噪声引起的声振环境，避免产品过试验，达到对舱段结构及设备的动强度考核和设备支架动特性及放大倍数评估的目的。     

发动机燃烧室中火焰对来流扰动的动态响应研究综述

以航空航天发动机和工业燃气轮机燃烧室中的热声振荡为背景，介绍了热声不稳定性的基本概念和物理特性。首先，讨论了燃烧室中火焰对来流扰动的动态响应，分析了受扰动影响时火焰热释放率的脉动过程，回顾了火焰传递函数和火焰描述函数的实验、仿真和理论研究方法及结果。之后，讨论并分析了横纵向扰动、纵向双频率扰动以及考虑火焰曲率效应下的火焰响应特性。最后，介绍了近年来学界发现的一种与火焰响应密切相关的热声不稳定现象——固有热声不稳定，探究了火焰响应对固有热声不稳定模态的影响作用，分析了火焰响应在燃烧室热声振荡系统中的作用。     

基于概率模型的声爆试验数据分析

声爆是研制超声速民用飞机所需解决的关键问题之一，风洞试验是开展声爆研究的重要方式。简要介绍了进行声爆试验的方法与困难及相应的应对措施，以及超声速风洞声爆试验模型近场空间压力精确测量技术。重点针对国际上通常采用的精确测量数据修正技术：参考车次方法及空间平均方法，分析其原理及不足。提出概率模型方法对声爆试验进行数据分析，将复杂的风洞环境中各种不确定因素所造成的干扰参数化，用概率模型表达其不确定性。概率模型方法无需进行参考车次试验，用更少的数据得到更为准确的结果，并在与传统方法结果对比中表现出了该方法的合理性及可行性。     

非线性燃烧不稳定振荡幅值演化特征信号辨识方法研究

固体火箭发动机非线性不稳定压强振荡信号存在明显的多阶模态共存现象，且各个模态幅值随时间变化特性不同，模态之间存在振荡能量的传递与演化过程。为研究非线性燃烧不稳定模态间能量传递的演化规律，首先需要对振荡信号进行准确的模态分解。基于变分模态分解(VMD)方法，提出了一种可用于固体火箭发动机非线性不稳定振荡信号的自适应模态分解方法SPSO-VMD,解决了传统VMD方法无法自适应问题，在提高信号分解精度的同时极大的降低了计算时间。基于该方法，对典型的非线性燃烧不稳定信号的各阶模态进行了分解和分析。结果表明，该方法能准确地获得非线性燃烧不稳定振荡信号中各阶模态的频率和幅值，频率误差为0,幅值误差小于0.5%。最后，将该方法应用于真实发动机振荡数据获得了各阶模态幅值信息，为后续各阶模态之间能量传递演化研究提供了关键、准确的数据支撑。     

分层大气湍流场对远场声爆传播的影响

研究大气湍流对声爆的影响对于新一代超声速民机的低声爆设计具有重要意义。在真实大气环境中，大气湍流是普遍存在的，其会使低声爆波形在由高空向地面传播的过程中发生扭曲、畸变和振荡，并改变波形的能量分布。利用基于单向近似假设的二维HOWARD方程，以类Tu-144飞机的N型波和经过JSGD声爆最小化理论设计的低声爆波形为对象，研究分层大气湍流对N型波和低声爆波形的影响。首先，介绍了考虑大气边界层湍流效应的声爆传播模拟方法，包括改进的二维HOWARD方程及其离散求解方法、分层大气湍流场的建模方法，并采用JAXA抛体试验数据对预测方法的有效性进行了验证，同时与KZK方程预测结果进行了对比。其次，运用本文发展方法研究了N型波和低声爆波形在分层大气边界层湍流场中的传播情况，对地面可观测波形的主观噪声级和超压峰值进行了统计分析，发现大气湍流对增大N型波和低声爆波形主观噪声级（ASEL、PLdB）的概率很小，但很大程度上会增强波形超压峰值。最后，通过改变大气湍流生成过程中3个参数的数值，研究了不同强度的大气湍流场对声爆波形的影响，结果表明：风速脉动幅值和湍流积分尺度的增强对N型波和低声爆波形的感觉声压级影...     

可渗透面对流FW-H方程伪声产生机制和抑制方法

可渗透面对流FW-H方程及其积分解在远场气动噪声预测中广泛应用，但当涡波通过可渗透面时会产生伪声传播。本文旨在清晰阐明这种伪声的产生机制，并提出有效抑制方法。耦合分析可渗透面对流FW-H方程的右端厚度源和载荷源，发现厚度源的物质导数和载荷源的散度操作可使积分面源自动过滤伪声源。伪声的产生源于对流FWH方程的求解采用了Farassat提出的分部积分公式，因部分积分项被忽略，导致伪声源自动过滤功能失效。从厚度源和载荷源中抽取含有涡波扰动的项，在对流波动方程求解过程中保留相应的物质导数和散度操作，以抑制涡波伪声传播。数值测试算例验证了伪声产生机制和抑制方法的正确性。     

水面舰艇宽频振动噪声结构影响因子量化分析

在水面舰艇声隐身论证阶段,由于设计输入不足,难以对振动噪声情况进行数值预报。文章提出了一种表征船体不同部位机械振源影响情况的结构影响因子方法,进行了典型水面舰艇主要振源、结构部位对局部自噪声的影响分析,建立了主要振源工况、结构部位与局部自噪声的量化关系,可为水面舰艇声隐身论证提供量化支撑。     

基于缩比模型的薄壁结构声振响应等效研究

声振试验是研究强噪声作用下结构动力学响应的一种有效方法。然而，高声强、宽频率噪声环境的试验室模拟是声振试验面临的挑战之一。为了降低声振动试验对严酷噪声环境的依赖性，本文提出了一种等效方法。根据该等效方法，缩比模型在等效外力作用下，可获得和全尺寸结构完全一致的结构响应。提出的等效方法可以评估不同类型的噪声激励，包括集中力、点声源、面声源和混响声场等激发的结构振动，而不需要模拟更宽频率的外激励。为了验证该等效方法的可靠性，研究对不同方法，包括数值计算、地面试验和等效方法等获得的结构频域响应结果进行对比，对比结果表明基于缩比模型的等效方法能准确地预测全尺寸结构的动载荷响应。此外，本研究还讨论了不同支撑边界和材料效应对等效方法的影响，进一步扩展了等效方法的适用范围。     

发动机参数测试的新型传感器——谐振式声表面波压力传感器

声表面波压力传感器的研究属于国际前沿领域,同其它类型的传感器相比,声表面波压力传感器有着自己独特的优势。它体积小、重量轻、精度高、数字量输出、功耗低、抗干扰、牢固可靠、成本低廉,代表了传感器的发展方向。本文首先研究了声表面波技术的理论基础,在此基础上又深入探讨了谐振式声表面波压力传感器的基本组成及工作原理。