轴流风扇自噪声强度特性的数值研究

利用流场/声场混合模型计算分析轴流风扇自噪声的强度特性。使用大涡模拟(LES)数值计算方法获取湍流流场信息,以此为输入,使用声类比方法噪声预测模型获得了不同来流条件下的自噪声频谱。0°攻角条件下,叶片噪声源主要位于叶片尾缘区域,并且叶背上的噪声强度大于叶盆;攻角增大和速度增大都会引起叶片自噪声强度的增大;攻角增大引起的噪声增大主要集中在低频区域。     

飞机起落架气动噪声特性仿真与试验

 对某型飞机前起落架的气动噪声特性进行了数值仿真分析和声学风洞试验研究。在典型飞机着陆速度下,采用分离涡(DES)方法模拟起落架周围非定常湍流流场,通过涡声理论计算声源的强度和位置,并利用FW-H(Ffowcs-Williams/Hawkings)方程积分外推法求解出不同部件及其组合件产生的声场,分析其噪声的产生机制、频谱特性及远场指向特性,同时评估各部件对总噪声的贡献量。在声学风洞中对轮胎和轮叉组合件进行气动声学试验,借助麦克风测量获得了噪声的频谱特性。基于部件固体表面积分计算的仿真结果与试验结果在声学远场条件下吻合较好。仿真结果表明:起落架气动噪声是钝体绕流噪声和空腔噪声的叠加,呈现宽频噪声的特性。强度最大的声源主要分布在起落架各部件的固体表面;轮胎噪声对总噪声的贡献最大,其次是轮叉噪声,支柱噪声对总噪声贡献最小。各部件噪声和总噪声均具有偶极子声源的辐射特性。空间可穿透积分面计算的声压级结果比固体表面计算的声压级结果大5 dB左右。该研究结果为低噪声起落架设计提供了一定的参考。     

基于集总虚拟湿源的民机客舱湿度预测

 热湿环境是影响国内及国际航线民机客舱舒适性的主要因素,准确获得客舱热湿动态变化特性,对于飞机客舱舒适性研究具有重要意义。从现役国内及国际航线民机热湿环境现状测试分析入手,引入集总虚拟湿源(LVMS)项,建立客舱湿度预测模型,并利用跟机测试数据辨识得到相关机型的模型参数,使用该模型来提高涵盖飞行包线的湿度预测精度。该集总虚拟湿源项能使用简单的集总方程整体地反映所有内饰材料湿气吸收和脱附过程。研究结果表明:提出的湿度预测方法与实测数据吻合较好,能够反应不同机型不同飞行剖面下的客舱湿度变化特性,可为未来我国民机客舱热湿控制系统的设计与控制策略的制定提供依据。     

车用异步电机的电磁噪声分析与抑制

分析车用异步电机的电磁噪声问题。分析一台电动汽车牵引用异步电机空载噪声过大的原因,定位噪声的主要来源。基于Ansys Workbench多物理场仿真分析平台建立样机的电磁-结构-声场仿真模型,对样机的电磁噪声进行仿真预测,并通过试验测试和有限元仿真的噪声频谱对比验证电磁噪声仿真的正确性。对样机电磁噪声过大的原因进行理论分析,通过更改槽配合抑制电磁噪声,并通过噪声测试验证理论分析的正确性。     

相阵列技术在民机机体气动噪声研究中的应用

麦克风相阵列测量技术是进行民机机体气动噪声研究的主要手段。针对民机机体气动噪声,开展了闭口风洞麦克风相阵列测量技术研究。提出了一种适用于闭口风洞气动噪声测量的阵列优化设计方法,分别设计了适用于民机增升装置、起落架气动噪声测量的阵列。将麦克风相阵列技术应用于某飞机增升装置缩比模型、起落架缩比模型气动噪声闭口风洞试验。研究结果显示：利用侧壁阵列清晰地识别出了增升装置主要气动噪声源,并显示出降噪措施的降噪效果;利用组合阵列,实现了较宽频率范围内起落架气动噪声源探测,识别出了起落架主要气动噪声源。     

航空发动机涡轮噪声适航性评估平台设计及应用

涡轮噪声是航空发动机的重要噪声源,其噪声评估对飞机适航取证非常重要.为解决涡轮噪声适航性评估难的问题,将NASA涡轮噪声预测方法和中国航空发动机噪声适航标准相结合,利用Matlab GUI软件设计了航空发动机涡轮噪声适航性评估平台.该平台具有界面友好、操作简单、可视化显示等优点.通过将预测结果与涡轮静态测试噪声数据进行对比以及软件对包括涡轮转速、涡轮叶片数和涡轮直径对涡轮噪声适航性影响分析功能展示,验证了所设计平台的有效性和实用性.     

基于加速栅溅射腐蚀失效的离子推力器寿命预测

离子推力器加速栅溅射腐蚀失效是制约离子推力器寿命的关键失效模式之一.针对离子推力器长寿命、多功率条件下运行的特点,基于坑和凹槽的溅射腐蚀数据,建立模型对其进行寿命预测.通过研究离子推力器加速栅中心凹槽腐蚀深度在不同功率段下随工作时间的变化规律发现:运行功率顺序对加速栅凹槽腐蚀率影响较小,进而采用累积损伤理论建立离子推力器多功率段下运行的寿命预测模型.最后, 对美国的NASA's Evolutionary Xenon Thruster(NEXT)进行了寿命预测,预测结果寿命为46041h,与试验结果符合较好.      

等离子体抑制双柱绕流噪声实验研究

由于飞机起落架的很多结构可以简化为圆柱,可以通过研究等离子体抑制双柱绕流的噪声来研究等离子体抑制起落架气动噪声的可能性.实验在低速风洞中进行,来流速度分别为34、51、68和85 m/s,采用在上游圆柱体模型后半部的内外表面铺设四组等离子体激励器的方法,验证等离子体激励抑制双柱绕流气动噪声的效果.结果表明:应用等离子体主动流动控制技术,单频降噪量最大为6 dB,总声压级最大降低了3 dB,并对噪声峰值频率产生了影响,激励前的二阶频率约为390 Hz,激励后的二阶频率约为510 Hz.     

航空声学风洞3/4开口试验平台地板对远场噪声测量的影响

利用Kirchhoff-Helmholtz声学理论建立了地板声波反射问题的时域理论模型,推导了地板面上反射波的幅值函数和延迟时间的表达式,并引入了恰当的数值方法对反射声场进行求解,理论方法的正确性得到了实验结果的验证。以典型的高斯调制正弦波脉冲和连续正弦波为例,用建立的理论方法对噪声信号的传播过程和平台地板对远场噪声测量的影响进行了数值模拟研究,结果表明：地板的存在将使得远场接收到的噪声信号中出现直达波和反射波,反射波包含了中心波和边缘波。在低频段,地板宽度增加,远场噪声声压级增大;在高频段,地板宽度增加对远场总噪声级影响不明显。对于高速列车（HST）模型,车底位置的声源比车顶位置的声源在高频段受到地板反射的影响更大。     

尾缘锯齿结构对叶片边界层不稳定噪声的影响

实验研究了不同雷诺数（2×10⁵~8×10⁵）、不同攻角状态下,3种相同波长（4%弦长）不同振幅（分别为5%、10%、15%弦长）尾缘锯齿结构对叶片层流边界层不稳定噪声的影响。研究表明,在0°攻角状态下,尾缘锯齿会增强甚至诱导产生新的不稳定噪声,显著增大叶片自噪声;在大攻角状态下,尾缘锯齿会减弱甚至完全抑制不稳定噪声,降噪量高达40 dB,降噪机制在于尾缘锯齿结构破坏了不稳定噪声产生所需的声学反馈回路。尾缘锯齿会降低不稳定噪声频率,且锯齿振幅越大,不稳定噪声频率越低。