内部声激励对汽车减阻降噪的研究

减小汽车行驶中的空气阻力，抑制行驶时的气动噪声具有十分重要的意义。汽车车身模型风洞实验表明，用内部声激励可获得有效的减阻效果，而且还能起到抑制气动噪声的效果。实验得出声激励的频率、强度、位置等参数与减阻率的关系，以及有、无声激励时模型表面压力系数分布情况，还得到了声激励对气动噪声频谱特性影响的有关规律。     

基于声阵列信号的风扇喘振先兆特征识别

提出了一种基于麦克风声阵列信号的航空发动机风扇喘振先兆特征识别方法,有效避免了传统侵入式传感器在测量过程中对管道流场产生的外来干扰.开展多级风扇试验器由稳定旋转至喘振的瞬态测试试验,利用短时傅里叶分析、频谱分析和声模态分解的方法,对喘振先兆特征实现了辨识.结果表明:风扇在进入喘振前有非同步共振频率的强烈单音噪声,约为叶...     

模化设计对离心压气机气动噪声的影响

采用数值计算方法研究了模化设计对压气机气动噪声的影响,三维流场计算结果表明模化设计压气机与原始机型满足相似准则,整级性能参数误差在2%以内;流场结构的分析进一步证实了模化机型与原始机型流场相似。基于非定常雷诺平均方法和声学边界元方法的混合气动声学方法对模化前后的压气机气动噪声进行了数值预测,结果表明:压气机气动噪声主要由离散单音噪声和宽频噪声组成,且离散单音噪声占主导。模化机型总声压级随着模化比减小逐渐减小,相比于原始机型,模化机型离散单音噪声峰值仅略有降低,而宽频噪声大幅提高。压气机气动噪声在进气管口有明显指向性,模化机型声压幅值和指向性较原始机型降低,且变化趋势与模化比成正比。      

航天器在轨泄漏声发射信号特征分析

载人航天器的防护要求不断增强, 在轨泄漏检测的重要性日益凸现。文章阐述了航天器在轨泄漏声发射检测的基本原理, 介绍了泄漏检测系统的基本组成及性能参数。通过泄漏声发射检测实验, 利用频谱分析法和特征参数分析法对不同孔径圆形漏孔泄漏产生的声发射信号进行研究, 得到了泄漏声发射信号的频谱和特征参数。实验结果表明, 机械泵运行产生的背景噪声信号主要分布在10 kHz以下, 而气体泄漏产生的是高频声发射信号, 且漏孔越小, 信号能量越小, 高频成分所占比例越大。该研究对于航天器在轨泄漏的检测及泄漏量评估等具有实际意义。     

超声速燃烧不稳定性研究进展

对超声速燃烧不稳定性这一新兴领域的研究进行了综合评述,并对未来研究进行了展望。首先分析了超声速燃烧不稳定性现象的基本特性及其影响因素;随后讨论了超声速燃烧不稳定性的多种机理;接着概括了基于上述机理的超声速燃烧不稳定性建模;最后对超声速燃烧不稳定性还需重点研究的方向给出建议。综述表明,超声速燃烧不稳定性的现象、机理和建模都还需持续开展研究,特别需要关注的是燃烧室构型布局和燃料喷注方式对超燃冲压发动机燃烧不稳定性现象的影响,在超声速混合层和射流等典型流动中更深入探索超声速燃烧不稳定性机理,基于超声速燃烧系统的湍流时空演化特性进一步发展超声速燃烧不稳定性模型。     

基于流场/声场混合模型的叶轮机械单音噪声研究

基于叶轮机械三维非定常黏性数值模拟(URANS)与管道内叶片排气动噪声声类比理论(DBAA),成功地发展了叶轮机械单音噪声混合预测模型(URANS/DBAA),该模型能够实现叶轮机械叶片详细设计参数与噪声辐射强度的关联。由于采用了Lighthill声类比理论,使得该模型并不需要耗费大量计算资源。基于URANS/DBAA混合模型,对某单级轴流风扇的单音噪声及其噪声源分布特性进行了详细的计算分析,结果表明,该混合模型能够准确模拟叶轮机械单音噪声,实现了对叶轮机械单音噪声基本规律的分析和认识。     

非均匀温度场下声发射源定位方法

针对非均匀温度场下声发射信号传播速度不一致导致时差定位法定位精度下降的问题,研究基于波束形成法的声发射源定位效果.首先,基于板波理论研究声发射信号的传播特性,分析频散现象等对声发射信号速度测试的影响;然后通过数值仿真研究声发射波束形成法定位精度对不同重建速度的定位效果,进而发现在声发射波束形成法在阵列方向具有速度不敏感性.在加热前后的薄钢板上进行断铅定位实验,其结果表明声发射波束形成法可以在非均匀温度场中保持较高的定位精度,在机匣温度不均的航空发动机碰摩定位领域有良好的应用前景.      

某固体火箭发动机工作末期不稳定燃烧

针对某固体火箭发动机工作末期出现的压力振荡现象开展了数值研究与线性预估.通过有限元方法得到了燃烧室空腔的声模态及固有声振频率,轴向1阶与2阶声振频率随燃面退移先减小后增大;利用大涡模拟方法分析了燃烧室内的流场特性及压力振荡特性,振荡频率与试验结果一致,判定该发动机出现了以轴向1阶声振频率为主导的不稳定燃烧;其次分析了发动机内阻尼特性,其阻尼随燃面退移不断减小;最后通过不稳定燃烧线性理论解释了该发动机工作末期出现压力振荡的机理,表明燃面退移过程中喉通比下降是导致发动机由线性稳定转向线性不稳定状态的关键因素.      

激励方式对多段翼型升力特性影响的实验研究

缝道流动参数对多段翼型气动特性非常重要。通常采用改变翼型外形、缝道几何参数组合以及流动主／被动控制来改变缝道流动参数,提高多段翼型的气动性能。在不同的声激励方式下,通过风洞实验的方法研究多段翼型升力特性变化的规律,以探索提高增升效果的新途径。采用NF-3风洞实验,着重研究声源在模型表面的位置及排列方式对翼型升力特性影响的规律,包括单点激励、单排多点激励、多排多点激励、M型多点激励等四种不同的激励方式。结果表明：在GAW一1两段翼型的襟翼上表面加入弱声激励,翼型的升力系数有了一定变化;不同的激励方式对翼型升力系数的影响不同;在研究范围内,单点声激励使翼型的升力系数减小,M型多点声激励使翼型的升力系数少量增加。     

基于Kirchhoff方法的亚声速平面混合层主涡对并声场分析

为拓展主涡对并气动声场计算分析方法研究,针对亚声速平面混合层主涡对并流动,采用直接数值模拟(DNS)方法求解获取近场声源,利用二维Kirchhoff频域法和时域法外推声辐射远场,并应用Kirchhoff频域法对主涡二次对并声辐射特征进行分析。研究结果表明:Kirchhoff频域法和时域法具有一定差异性,但与主涡对并直接声计算结果对比,显示二者计算精度相当且均具有较高的精确性。通过Kirchhoff频域法应用分析,清晰揭示出主涡二次对并各声模态与主涡卷起、对并过程的对应相关性,利用频域法这种良好的计算分析性能,本文进一步研究了混合层入口扰动相位差对涡并声场的影响,展现出主导声波在声场中的重要作用。