缝翼尖端延伸对流场及噪声特性的影响

尖端延伸可改变自由剪切层的形成和发展,并对缝翼噪声辐射产生影响。首先,基于 30P30N 多段翼型及 DDES 瞬态流场仿真方法,分析该翼型在两种尖端延伸方式下的压力、湍动能及瞬态涡量等参数的分布趋势;其次,利用 FW-H 积分法分析缝翼的远场噪声声压级与指向性分布特征;最后,基于 ?2ρ 瞬态流场结构分析方法,研究缝翼尖端延伸对剪切层涡结构的动态演变规律,及其对气动噪声特性的影响。结果表明：尖端延伸可有效改变缝翼流场参数分布,其中沿剪切层方向延伸,可减弱缝翼凹腔的湍动能强度,减小气流分离涡的特征尺度,在一定程度上抑制缝翼噪声的辐射（低频段窄带峰值降低约 3 dB）     

桨扇后掠降噪规律及声学机理数值研究

结合三维流场数值模拟方法和声学Ffowcs Williams-Hawkings方程声类比方法,对对转桨扇流动及声学特征进行仿真分析,研究了桨叶后掠角对对转桨扇的气动性能和气动噪声的影响规律。结果表明：对转桨扇桨叶后掠角从0°增加至40°,高速巡航状态推进效率可提高接近1.5个百分点,起飞状态推进效率提升不大;桨扇噪声大小与后排桨叶吸力面压力脉动强度有直接关系,增大桨扇桨叶后掠角可明显降低压力脉动强度,从而降低起飞状态下对转桨扇整个角向范围内的噪声大小;在噪声最大的75°角向位置,后掠角从0°增至40°声压级降低达3 dB以上。     

八毫米调频调幅噪声测试设备

振荡源的调频调幅噪声是一项重要的技术指标.在多卜勒雷达和制导系统中,对振荡源的调频噪声有严格的要求.介绍了8mm 调频调幅噪声测试设备的原理和设计,给出了完整的测试数据和误差分析.在研制中,自行设计了部分关键元件,制成了国内第一套8mm 调频调幅噪声测试设备.该设备测试门限低,结构小巧,携带方便,适合作外场测试.曾为各单位作了大量的测试工作.     

基于零均值特性的箕舌线变步长 LMS算法

针对基于箕舌线变步长LMS算法步长更新公式易受噪声干扰的问题,根据高斯自噪声的零均值特性,提出基于零均值特性的箕舌线变步长LMS算法,使算法的抗噪声干扰能力增强。若2算法选取相同参数α、β,则基于零均值特性的箕舌线变步长LMS算法相对于箕舌线变步长LMS算法具有小的稳态误差。在保证算法收敛的条件下,基于零均值特性的箕舌线变步长LMS算法相对箕舌线变步长LMS算法具有较快的收敛速度。     

前缘下垂远场低频宽频噪声特性

为了研究前缘下垂远场噪声特性,在北京航空航天大学D5风洞内开展前缘下垂增升构型远场噪声特性试验研究,并利用计算流体力学的方法补充提供增升构型附近流场信息。增升构型模型为前缘下垂搭配后缘襟翼,为了消除襟翼噪声干扰,后缘襟翼收起。研究表明,前缘下垂增升构型远场噪声频谱以宽频噪声为主。随着来流速度的增加,宽频幅值逐渐增加。其中,低频（200~400 Hz）宽频噪声幅值经过马赫数5次方归一化后吻合良好。随着迎角的增加,中高频宽频幅值变化不大,但是,低频宽频噪声幅值变化明显,先降低再增加。通过分析在不同迎角下,有效迎风面积、压力面DSM Dyneema布变形以及两者共同对远场噪声幅值的影响,发现远场低频宽频噪声幅值变化规律与模型附近流场变化有关。     

内埋弹舱流动/振动/噪声多场载荷实验

针对内埋武器系统设计面临的多学科交叉问题,通过高速风洞实验,开展内埋弹舱流动/振动/噪声多场载荷实验研究,为内埋弹舱气动/结构一体化设计和作战环境评估提供支撑。基于相似原理,建立内埋弹舱流动/振动/噪声多场载荷实验技术,采用高时间分辨率多场载荷同步测试方法与时频数据处理方法,获取亚、跨、超声速条件下内埋弹舱多场载荷特征,分析多场载荷作用下内埋弹舱流动特性、共振条件和结构响应规律。结果显示,内埋弹舱非定常绕流促进了舱内复杂噪声环境的形成,噪声载荷与结构振动数据呈现强相关性。当舱内噪声模态频率与结构固有频率耦合时,内埋弹舱结构响应明显增强,在噪声载荷主频位置,结构振动谱出现峰值,此时噪声/振动数据相关性最大,且耦合频率范围的噪声谱能量提高显著。     

内埋武器舱动态流动特性及降噪控制方法研究

流动经过武器舱会产生诸如边界层分离、剪切层失稳、气动噪声等一系列复杂流动特征,进而可能对舱内设备和结构造成破坏。本文以近真实复杂内埋武器舱为研究对象,通过高精度数值仿真获取内埋武器舱动态流动特性;根据流场特性,分析武器舱内噪声产生机理,提出了前缘扰流片、导波管以及前缘吹气三种流动控制方案。通过高速风洞试验,系统分析了舱门开度、内埋武器挂载等因素对武器舱内噪声水平的影响,并且对不同扰流装置的降噪效果进行了测试分析。结果表明：内埋武器舱内流动以小尺度湍流结构为主;前舱在舱门小开度时总声压级较高,随开度增加后舱总声压级增大,舱门开到一定程度后,舱内总声压级分布基本一致。舱内挂载武器减弱流动对各壁面的拍击强度,使得舱内各壁面总声压级降低。三种控制方式均能够抬高剪切层,减弱武器舱内的能量注入,进而对武器舱内总声压级产生一定的降噪效果。在本文研究范围内,前缘扰流片的降噪效果最为显著,降噪幅值达5 dB。     

基于麦克风阵列小波分析的中低雷诺数尾缘噪声研究

随着机体噪声逐渐成为民机降噪的关键,作为典型气动噪声源的翼型噪声是未来更低噪声民机必须关注的部分。中低雷诺数下尾缘离散噪声存在阶梯的频率速度关系、层流要求以及偶极子噪声等特征,其噪声机理涉及稳定性理论和反馈回路。尽管尾缘噪声的产生出现和强度都得到比较广泛的研究,但尾缘噪声的空间分布研究尚不充分。基于二维平面麦克风阵列,小波系数和CLEAN-SC算法对于尾缘噪声进行时频域分析。实验在北航D5气动声学风洞进行,使用Kevlar布构成的闭口实验段对于300 mm的NACA0012翼型进行噪声研究。通过实验中发现的固定频率范围内存在强度维持现象,基于小波分析拆解出对应的空间时域上声源强度的位置间歇性移动,提供可能存在的反馈回路内部更为复杂噪声机理的依据。     

消除CMOS管内部噪声的方法

介绍了一种通过改进电路结构来消除CMOS管内部的噪声,最终达到降低总输出噪声的技术。首先从理论上证明了这种技术的原理,然后把这种技术应用到具体的低噪声放大器电路中,通过PSPICE软件模拟仿真,比较和分析了采用这种技术前后LNA电路的总输出噪声、输出信噪比和电压增益。     

中山站电离层尖峰脉冲型吸收统计特性

通过对南极中山站成像式宇宙噪声接收机2000至2001年的观测数据进行分析,得到了189例电离层尖峰脉冲型吸收事件,按其发生时间可分为夜侧吸收事件(69例)和日侧吸收事件(120例).对这两类吸收事件进行对比统计研究,得到了其吸收发生时间、吸收持续时间、吸收强度、吸收区域形状和空间尺度、运动状况以及吸收事件与地磁Kp指数关系等特性,并对电离层尖峰脉冲型吸收的可能产生机制进行了讨论.