基于参考信号方法的叶轮机械宽频噪声试验研究

航空发动机降噪研究迫切需要1种叶轮机械宽频噪声测量方法。通过在单级轴流风扇进口段布置的4圈环形麦克风阵列对管道内宽频噪声进行了测量,每圈阵列由8个环壁面布置的传声器组成。在40%~100%设计转速下,利用互相关方法对管道内宽频噪声进行了试验研究。结果表明:在相同转速不同工况下的噪声结果差别很小。该方法能准确地对管道内模态波进行分解,并分辨出顺流和逆流传播的模态波,进一步证实了互相关方法在管道宽频噪声测量方面有很好的鲁棒性。     

亚声速旋拧射流噪声中的温度效应

采用大涡模拟（LES）方法模拟亚声速旋拧射流,着重考察温度效应对旋拧射流近场流动演化过程、湍流脉动空间发展和远场噪声的影响。线性稳定性分析表明,旋拧射流中提高射流中心温度会增加剪切层的扰动增长率;数值结果显示,加热会促进剪切层中大尺度结构的产生及相互作用,促使流动更快进入湍流状态,并缩短射流势核区的长度。在初始层流发展阶段,加热会提高中心线上的流向速度脉动峰值,但是对剪切层中的流向速度脉动峰值几乎没有影响;在湍流发展阶段,提高射流中心温度会提高流向速度脉动衰减率,并降低脉动幅值。此外,在非等温射流中,密度脉动幅值要远高于等温射流。在30°方位角附近,等温射流的总声压级幅值最高,冷射流的噪声幅值最低。方位角大于50°时,加热使总声压级降低,且随着方位角幅值的增大,降低越明显;而冷却则会提高总的声压级幅值。     

前缘锯齿对边界层不稳定噪声的影响

为探索仿生学前缘锯齿结构的降噪规律,试验研究了低雷诺数到中等雷诺数（Re=（2~8）×10⁵）不同攻角状态下9种前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：前缘锯齿可以减弱甚至完全抑制边界层不稳定噪声,降噪效果对锯齿振幅和锯齿波长均比较敏感,锯齿振幅越大、波长越小,降噪效果越好,降噪量可达30 dB;前缘锯齿结构可以诱导产生流向涡,影响叶片下游边界层流动,破坏声学反馈回路;前缘锯齿对边界层不稳定噪声峰值频率没有影响。     

基于ANOPP2的航空发动机适航噪声预测方法研究

随着飞机噪声适航审定越来越严格,飞机降噪便成为了主要关注点.发动机噪声是飞机噪声的主要噪声源,因此准确的发动机噪声预测对噪声适航审定工作具有重要意义.本文基于ANOPP2的发动机各部件噪声预测模型并结合基准航迹对发动机总噪声进行噪声预测计算方法研究.以某飞机型号为算例进行发动机总噪声预测计算,计算结果与欧洲航空安全局提...     

基于梳状谱调制的LFM雷达噪声卷积干扰技术

为了解决现有的灵巧干扰,如:多延时复制叠加干扰、基于间歇采样干扰的复合干扰样式等干扰设备冗余、量大的问题,提出了一种基于梳状谱调制的灵巧噪声卷积干扰。介绍了干扰的基本原理,通过仿真验证了这种干扰方式能克服这些灵巧干扰以及梳状谱干扰本身会产生设备量大的问题,而且还克服了普通灵巧噪声的容易被识破的不足。最后,简单地给出了一个易于实现硬件实施方案。     

小功率表贴式永磁同步电机径向电磁力波特性研究

采用解析法推导出表贴式永磁同步电机径向电磁波的解析表达式,在此基础上求取了径向电磁力波分量的幅值、阶次和频率。分析了径向气隙磁密谐波对径向电磁力波的影响,提出了运用3p阶气隙磁密谐波削弱二倍频径向电磁力波,进而降低电机振动噪声的方法。建立有限元仿真模型对所提出的方法进行验证,证明了所提方法的正确性。     

综合载荷环境下高超声速飞行器结构多场联合强度试验技术

针对当前高超声速飞行器结构综合环境强度验证技术的迫切需求,开展考虑气动力、高温、噪声及机械振动等载荷的多场联合强度试验设计,提出了多系统集成方法,给出了多载荷联合加载解耦方法与控制策略,基于行波管建立了多场联合试验平台,对平台关键环境影响因素进行了分析,给出了具体的解决途径,最后基于该试验平台完成了某舵面构件的气动力/高温/噪声/振动多场联合试验,得到了联合载荷作用下结构应变、加速度及位移等响应的时域与频域变化特征,试验表明,多场联合环境下结构的响应水平较高,结构更容易发生破坏,通过该试验验证了多场联合试验技术的可行性及有效性,可为复杂载荷环境下高超声速飞行器结构的地面强度试验验证提供有力的技术支撑。     

基于IBC方法的旋翼BVI噪声主动控制机理

为揭示单片桨叶控制(IBC)主动控制技术抑制旋翼桨-涡干扰(BVI)噪声的降噪机理,建立了一套基于CFD/CSD/FW-H_pds方程的综合噪声分析方法。旋翼桨-涡干扰噪声与旋翼桨叶载荷特性、气动变形以及旋翼桨尖涡结构等密切相关,为有效模拟旋翼桨叶的载荷特性及桨尖涡结构,将Navier-Stokes方程作为前飞流场的主控方程,空间离散上采用三阶MUSCL插值格式与通量差分裂Roe格式相结合;时间方向上采用双时间法,使用隐式LU-SGS格式在伪时间方向上进行推进;湍流模型采用对分离流动具有较好捕捉能力的Spalart-Allmaras模型。为提高旋翼桨叶弹性变形运动的模拟精度,建立了基于Hamilton变分原理的CSD模型,并与高精度的CFD求解器结合,发展了适合旋翼桨叶变形及载荷特性模拟的流固耦合分析方法。在CFD/CSD耦合方法分析流场基础上,使用可穿透空间积分面的FW-H_pds方法对旋翼气动噪声特性进行计算。首先,对流场及噪声数值方法进行验证;然后,着重针对UH-60A旋翼的斜下降飞行状态,分别对有/无IBC噪声主动控制条件下的旋翼BVI气动噪声特性进行了模拟,相位角、幅值和频率等不同控制参数的影响对比分析结果表明:IBC主动控制减小了前行侧桨叶表面尤其是桨叶尖部的负压峰值,降低了桨-涡干扰发生位置附近的桨叶气动载荷;同时主动控制后的桨尖涡集中程度变弱,并且增加了桨叶与桨尖涡之间的相遇距离,从而显著降低了桨-涡干扰噪声;选取合理的相位角、幅值和频率等主动控制参数组合,BVI噪声降低可达5~7dB。     

基于旋转轴向阵列的风扇宽频噪声实验

航空发动机降噪研究迫切需要一种叶轮机械管道内宽频噪声测量方法来指导降噪设计。本文通过对阵列测量的声压信号进行互相关分析,得到管道内顺流和逆流传播的模态声功率结果。安装在风扇实验台进口段的传声器阵列由2排周向间隔180°的轴向阵列组成,每排阵列有14个等间距的传声器。阵列安装在可周向旋转的测量段上,实验中测量段每隔6°旋转一次,共获得840个测点位置的声场信号。结果表明入射波与反射波最大可相差10dB。模态分解结果表明,转静干涉模态是转子通过频率及其谐频处的主导模态。利用不同参考信号计算出的声场结果相同,说明该实验测试方法对参考信号位置没有特殊要求,进一步说明该方法有很好的适用性。     

直升机海上悬停海浪滤波器研究

基于直升机海上悬停飞行试验数据,使用对差分GPS数据和无线电高度数据综合对比的方法,进行了海浪噪声的识别,将其从无线电高度数据中分离了出来。基于此,进行了海浪滤波器的研究,对无线电高度表测得的高度信号和垂直加速度计测得的垂直加速度信号进行组合滤波,构成互补式卡尔曼滤波器,获得了质量比较好的高度信号。