连续超声速射流对撞的试验研究

为研究2级脉冲爆震发动机中射流对撞的机理,开展了自由空间内连续超声速射流对撞的试验,通过分析流场阴影、动态压力和辐射噪声揭示连续超声速射流对撞的机理。结果表明:自由空间内连续超声速射流对撞后产生的激波出现3种运动模态:拉锯脉动模态、左右摇摆模态和弓型旋拧模态。激波的拉锯脉动模态导致的压力脉动幅值较大,具有周期性;左右摇摆模态和弓型旋拧模态导致的压力脉动幅值较小,具有随机性;射流对撞产生的啸叫频率低于声源的压力脉动频率。     

高超声速1 MHz 高频脉动压力测试技术及其应用

为了研究高超声速边界层内的高频脉动结构,特别是第二模态不稳定波,在 FD-07风洞中搭建了一套1MHz 量级高频脉动压力采集系统。风洞背景噪声和电磁噪声是影响高频脉动结构测量的主要原因。在风洞流场品质无法改变的前提下,对高频脉动压力采集系统的信号传输进行了改进,包括工频电源隔离、传输电缆屏蔽和采集设备接地等。通过改进措施,采集系统的抗电磁干扰和信号衰减的能力得到改善,其信噪比得以显著提升。结果表明,改进前后各频段噪声的能谱密度大幅降低(在频率400 kHz 以下,噪声能谱密度降低了一个量级以上)。最后,利用该测试技术成功地在 FD-07高超声速风洞中进行了边界层稳定性实验,捕捉到了第二模态不稳定波,其主导频率范围与线性稳定性理论预测结果吻合。     

飞机结冰在线辨识方法研究

开展飞机结冰气动特性在线辨识研究,不仅可以用于分析结冰对飞机气动特性的影响,而且对于飞机结冰在线识别具有重要的意义。近年来卡尔曼滤波和 H ∞算法在飞机结冰在线辨识中应用较多,二者均具有可靠性高、收敛快等特点,但对于噪声环境下算法的可靠性和精度评估还不够充分。本文针对飞机结冰在线辨识需求,探讨了扩展卡尔曼滤波和 H ∞算法作为结冰在线辨识算法的应用。首先通过 NASA 双水獭结冰研究飞机算例,利用扩展卡尔曼滤波和 H ∞算法,辨识双水獭飞机结冰后的俯仰方向导数,通过考虑阵风扰动和测量噪声后的仿真数据快速估计该飞机俯仰方向上的三个稳定和控制导数,并将辨识结果与参考值对比,发现两种算法均能在2s 之内快速收敛到参考值附近,且滤波得到的状态量与仿真数据吻合较好,说明算法可靠性高且收敛快,具备飞机结冰在线探测的能力。在此基础上利用不同测量噪声统计特性的仿真数据,评估测量噪声对两种算法辨识精度的影响,经分析发现随着测量噪声标准差取值增大,扩展卡尔曼滤波辨识结果精度明显降低,而 H ∞算法的辨识精度变化较小,说明扩展卡尔曼滤波辨识精度依赖于噪声先验信息的准确性,而 H ∞算法不依赖于噪声先验信息,即使数据质量较差,H ∞算法也能得到精度相当的辨识结果。     

基于H∞算法的飞机机翼结冰气动参数辨识

针对国内大型飞机结冰防护需求,开展针对大型结冰研究样机的H_∞算法参数辨识结冰探测研究。首先通过参数调节选取一组合适的H_∞算法参数,利用考虑测量噪声的结冰研究样机飞行仿真数据验证H_∞算法的辨识能力,由结果对比发现辨识算法能够跟踪飞机气动导数随结冰累积过程的变化趋势,辨识精度较高,其最大归一化平方根（RMS）误差仅为真值的11%;分析了H_∞算法对81种不同结冰累积过程的辨识能力,通过结果分析发现结冰累积时间较长且结冰速度较慢的情况辨识效果较差,结冰累积时间在100~300 s之间辨识精度较高;最后利用蒙特卡罗仿真分析了不同测量噪声大小对H_∞算法辨识精度和跟踪延时的影响,给出了3个纵向气动导数在随机误差影响下的辨识误差和跟踪延时的统计结果,发现在给定噪声标准差变化范围内,升力和俯仰力矩关于迎角的导数能够得到较为准确的辨识结果,二者的归一化平方根误差均值仅为各自真值的1.8%和4%,其预报延时均值最大仅为3 s和9.5 s。     

前缘直板扰流对高速空腔的降噪效果分析

高速空腔复杂流动和噪声一直是航空航天领域所关注的问题,高强度的空腔噪声不仅影响腔内仪器设备的正常运行,还会对其自身的结构产生疲劳破坏,进而影响飞行器的飞行安全和品质,因此空腔噪声的抑制研究和典型控制方法的降噪效果分析对提高飞行器结构安全性意义重大。本文通过开展高速风洞试验研究跨超声速（Ma=0.9和Ma=1.5）来流条件下前缘直板装置对空腔（长深比为6）流动和噪声的控制机理,通过对比多种前缘直板控制条件下的腔内噪声声压级（SPL）分布,确定直板控制参数的优化选择方法及最优参数;利用静态/动态压力传感器和油流试验采集腔内静压、脉动压力和壁面流谱,着重分析前缘直板对腔内流动结构、声压级和声压频谱的影响规律。结果表明：前缘直板可以大幅度抬高剪切层的位置,使得后缘的撞击区域后移,从而削弱流体进入腔内的流量和强度;可以有效降低腔内静压、减小回流强度和范围,对腔内声压级和峰值噪声也具有显著的抑制效果,Ma=0.9和Ma=1.5时后缘声压级降低幅值可达11.13 dB和8.0 dB。前缘直板流动控制为高速来流条件下空腔噪声的抑制提供了一种新的方法,可有效应用于飞行器上空腔结构的流动/噪声控制,具有重要的工程应用价值和前景。     

航空涡扇发动机涡轮噪声适航性评估

通过对涡轮噪声产生机理和主要影响因素的分析研究,建立航空涡扇发动机涡轮噪声级评估模型,编写了涡轮噪声级适航评估软件,使用该软件对比模型评估噪声与涡轮静态实验噪声,验证了模型的正确性,并结合某型发动机静态实验噪声数据和飞机噪声适航规章,对该型涡轮不同阶段的噪声进行适航性评估.结果显示:涡轮噪声在该型发动机进近转速下对发动机总噪声贡献量大,为了使涡轮噪声不影响发动机适航认证,该型发动机低压涡轮叶片数应小于50或者大于100,低压涡轮叶片直径应该小于0.9m.      

涵道比对大型客机经济性和环保性的影响

为了综合评估配装发动机的涵道比对客机的经济性和环保性的影响,建立了一套包括动力、几何、气动、质量、性能、经济性、噪声、排放分析模型的多学科分析流程.以典型宽体客机为应用算例,分析了不同涵道比（8~14）发动机对宽体客机经济性和环保指标的影响.综合分析结果表明:增大发动机涵道比有利于降低客机噪声和起降循环氮氧化合物污染物的排放;而发动机涵道比为11左右时,客机的现金使用成本最低,航线氮氧化合物污染物排放量最少.      

基于Kirchhoff方法的跨音速螺旋桨的气动声学计算

本文采用Kirchhof方法计算双桨叶Hartzel跨音速螺旋桨的远场气动噪声。Kirchhoff面为包围整个螺旋桨的固定圆柱面,首先采用FLOWer软件包直接求解Euler方程得到圆柱内和圆柱面上的近场气动流场解,然后根据Kirchhof方法求解远场声场。通过计算详细研究了圆柱的直径和高度对远场声场的影响,以及圆柱各部分对远场声压的贡献,文中同时给出了Farassat线性方法的计算结果。      

基于小波变换的干涉SAR图像的降噪方法

根据干涉合成孔径雷达(SAR)图像的噪声来源和性质以及干涉合成孔径雷达信号处理的特点,选择了具有对称性和紧支性的双正交小波变换应用于干涉SAR图像的噪声抑制,提出了基于小波标架表示的干涉SAR相位图像的降噪算法.与传统的低通滤波器及中值滤波器处理的结果对比显示,利用小波变换方法处理干涉合成孔径雷达图像以提高干涉相位精度的方法是可行的,并且小波变换方法是基于观测数据的自适应算法.      

RF低噪音放大器的仿真设计方法

探讨了使用惠普公司的微波电路仿真软件EESOF/Libra设计射频集成电路(RFIC)接收端的低噪音放大器(LNA)的方法.设计采用惠普砷化稼场效应管(HP ATF-21186).由于ATF-21186的稳定性欠佳,且放大器的整体增益在33?dB以上,噪声系数小于2,输入、输出驻波系数小于2,因此对如何提高电路的稳定性、降低噪声系数及具有较好的输入输出匹配特性进行了研究.设计过程首先从等效集总元件电路模型设计入手,然后使用平面结构实现各集总元件以便易于集成.经过EESOF的整体仿真,表明该方法正确有效.