飞机登机门缝典型腔体噪声数值模拟

为了研究某飞机飞行中因登机门修型而产生的强烈啸叫问题,结合机身表面流动特征和登机门缝腔体的实际构型,建立符合实际流动特征的二维不规则腔体模型,采用脱体涡模拟结合Ffowcs Williams-Hawkings积分方程的混合方法对两种类型的登机门带肩壁腔体进行流动和噪声特性的数值模拟,分析了登机门缝纯音噪声的产生机理.结...     

声电换能超材料设计与性能

设计了一种将Helmholtz共振效应与压电效应结合的声电换能超材料结构及电路系统,通过传递矩阵法对超材料的能带结构进行了分析.以压电片作为Helmholtz共振器基底通过阵列形成超材料结构.当入射噪声频率与共振频率一致时,声电转换效率最高.利用COMSOL分别对超材料单元及系统进行仿真,验证了超材料单元对于噪声的抑制...     

多孔前缘抑制圆柱-翼型干涉噪声实验

为了抑制圆柱-翼型干涉噪声,提出了仿生多孔前缘结构的降噪措施,并在0.55 m×0.4 m声学风洞中进行了实验验证。针对典型构型,对比确定了多孔金属泡沫降低圆柱-翼型干涉峰值噪声和中高频噪声的效果。3种不同ppi（pores per inch）值多孔金属泡沫的详细声学测量结果表明,所提出的多孔前缘结构能在翼型迎角为0°和10°时,分别降低最多4.10 dB和4.67 dB的圆柱-翼型干涉峰值噪声,且能明显降低峰值频率右侧的中高频噪声;多孔材料的占比越大、ppi值越小,整体降噪效果越好。     

轴流压气机静子声辐射场的理论分析

本文利用随机脉动调制理论，建立了轴流压气机静子离和噪声和宽频噪声通用的计算模型，对静子声源及其辐射场进行了理论研究，依据现有粘性尾迹经验公式，基于薄翼阵风响应理论，给考虑翼型弯度及攻角影响时静叶叶片和上动叶片尾迹相互作用的脉动升力响应计算公式，分析了压气机几何参数和气动参数对声辐射的影响，并在声功率级频谱图上展示其变化趋势。本文对压气机气动噪声机理的探讨结果将为低噪声轴流压气机的设计提供理论依据。     

用测量的叶片表面非定常压力预估直升机旋翼桨涡干扰（BVI）噪声

利用最新发展的直升机旋翼气动声学程序计算了某模型旋翼桨涡干扰（ＢＶＩ）噪声,叶片表面非定常压力脉动数据由最新实验获得。计算的声压时间历程和指向性与实验结果符合得非常好     

后视镜罩边缘结构对流场和气动噪声的影响

采用大涡模拟(LES)的计算方法,对车外后视镜不同边缘结构引起的外部流场和镜后车身表面监测点处的气动噪声进行了数值仿真.研究表明:不同的镜罩边缘结构在较大程度上影响了流经后视镜罩的气流速度和流线方向,对后视镜后部流场和监测点处声压级产生较大影响.相较于原模型的光滑边缘结构,模型1后部流场涡团更远离车身表面,有利于降低气动噪声,某监测点1/3倍频程中心频率处声压级最大降幅接近10dB;模型2后部流场涡团产生分离,并更靠近车身表面,反而使气动噪声增大.模型1的镜罩边缘结构改进方案对车外后视镜-A柱区域的流场和气动噪声都有较好的改善.     

基于FLUENT的不同喷管形状喷流噪声分析

通过简化发动机喷口模型,研究喷管的喷口形状改变后对喷气噪声的影响,针对三种模型,即普通、三角形锯齿以及半圆形锯齿喷管,通过FLUENT软件进行计算分析,并将计算得到的流场以及监测点的声压级进行比较,结果表明,锯齿形尾喷口形状对降低排气噪声较为理想,在最小程度影响出口速度的情况下能减少排气噪声2～6 dB。     

变工况下超高负荷低压涡轮叶片边界层被动控制

以某超高负荷低压涡轮叶型为研究对象,利用数值模拟的方法通过改变来流雷诺数、自由来流湍流强度和攻角等工况,研究了其对叶片边界层特性的影响,并通过在叶片吸力面加凹槽、矩形拌线、圆形拌线等被动控制方式来改善叶型性能,结果表明:随着雷诺数的增大叶型损失逐渐降低;随着自由来流湍流强度的增加叶型损失先减小后增大;随着攻角向负攻角方向变大叶型损失先减小后增大,向正攻角方向变大时叶型损失迅速增大;在雷诺数和湍流强度变化时表面凹槽的控制方式较好,而攻角变化时加矩形拌线和圆形拌线的控制方式较好.3种被动控制方式促发转捩提前发生抑制分离泡,但都会引起湍流湿面积的增加.      

多动态参数同步测试系统构建及其应用

压气机试验过程中虽经常需要进行气动、振动、噪声等多种动态信号的测试与分析,但多是孤立进行的,信号的同步测试和统一分析面临困难。因此对一些多物理场耦合现象研究缺乏手段,不能完成细致的描述。本文主要针对这一问题,提出了一种可直接用于工程的多场动态信号统一同步测试分析方案。首先简要描述了动态测试技术在压气机气动非定常现象导致的气动、结构失稳研究方面所起到的作用,说明了针对压气机非定常现象进行多物理场动态信号同步测试分析技术研究的必要性。其次完成了多物理场动态信号同步测试分析方案设计,解决了时间同步、相位修正和同步测试分析等关键问题。最后将其应用于某航空发动机压气机的非定常故障机理研究方面,取得了较好的应用效果,充分展现了该动态测试平台在压气机非定常现象研究方面的广阔应用前景。     

非定常自由来流对飞机模型气动特性的影响

在国内首座非定常风洞中，研究了不同幅值、不同频率脉动的非定常自由来流对飞机模型气动特性的影响。结果表明，当来流减速时，升力系数增加，当来流加速时，升力系数减小；随着迎角的增大，非定常自由来流对升力系数的影响增大；当来流脉动频率一定时，随脉动幅值的增大，升力系数增大；当脉动幅值一定时，随脉动频率增大，升力系数增大。因此在研究飞机机动飞行的同时，考虑飞行速度变化的影响是十分必要的。