轴流风扇/压气机管道周向声模态的测量

利用管道内部周向均匀分布的麦克风阵列对某单级风扇在高背景噪声和较大硬壁反射条件下的管道周向声模态进行了实验测量.利用与参考信号互相关(CC)模态分解技术和传统的方均根(RMS)模态分解技术得到了主要的周向声模态振幅.通过与Tyler和Sofrin的理论分析对比,发现在高背景噪声和较大硬壁反射条件下,两种模态分解技术都能获得较为理想的模态分解结果;并且发现CC模态分解技术获得的模态振幅较低,初步分析这是由于和RMS模态分解技术相比,CC模态分解技术可以降低随机噪声对模态振幅分解结果的影响.此外,周向麦克风个数大于所要分解周向声模态阶数的4倍时,使用CC模态分解技术获得的模态振幅误差可以控制在1dB之内.      

尾缘锯齿结构的降噪物理机制实验

对比分析了常规尾缘翼型与锯齿尾缘翼型尾缘湍流流场的基本特征,并通过线阵列的方法测量了两种尾缘结构的噪声.结果表明:锯齿尾缘翼型尾缘湍流流场的湍流强度以及3个方向上的湍流强度都相比于常规尾缘翼型有显著减少,声场结果显示锯齿尾缘翼型对尾缘噪声有显著减小,对前缘噪声影响很小.锯齿结构加宽了尾迹区域并加快了大涡的破碎,产生了额外的马蹄涡,湍流脉动衰减率沿着流动方向变大.      

尾缘锯齿降低叶栅噪声的数值模拟

采用大涡模拟与声类比的方法研究了尾缘锯齿对涡轮叶栅噪声的影响.设计了两种不同的尾缘锯齿,对比了Re=3.3×105(基于叶片弦长与叶栅出口速度)下两种不同结构锯齿尾缘叶栅与直尾缘叶栅的声功率.结果表明:尾缘锯齿可以降低叶片吸力面边界层分离噪声约5dB,降低尾缘涡脱落噪声约10dB.进一步的研究表明,尾缘锯齿可以降低叶片尾缘附近表面的压力脉动幅值约50%,将展向相关尺度较大的涡破碎成展向相关尺度较小的涡,并消除尾缘脱落涡,这三者的综合作用使噪声得到降低.      

风扇进口噪声预测模型的改进

针对Heidmann模型对风扇进口低频噪声(1k Hz)预测结果偏低的情况,通过引入风扇叶尖弦长雷诺数和相关几何参数改进了Heidmann模型中风扇进口宽频噪声的频谱修正函数,确定了其中频谱修正系数为0.085。对比改进模型和Heidmann模型的风扇进口噪声预测结果发现:在亚声速工况下,改进的模型很好地改善了风扇进口低频噪声的预测结果,改进幅值可以达到约45d B;而在超声速工况下,由于风扇进口产生的组合单音噪声成为风扇进口噪声的主要组成部分,除了在小于100Hz的频域内,改进的模型与Heidmann模型的预测结果差别不大。     

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。     

超磁致伸缩电静液作动器磁场分析与优化

提出一种超磁致伸缩电静液作动器（GMEHA）结构,采用永磁体与控制线圈组合提供驱动磁场.首先建立了该组合磁路数学模型,并给出了超磁致伸缩棒内磁感应强度计算解析式;其次,对以上结构进行了有限元分析（FEA）,得出了磁路主要结构参数与磁场分布均匀性之间映射规律;最后进行了作动器磁场试验研究并与有限元分析结果进行了对比,验证了理论与有限元模型的可预测性,给出了该电静液作动器结构设计方法.结果表明:该电静液作动器的最佳驱动频率为250Hz,最大无负载体积流量为0.85L/min,最大阻断力达到了120N.      

风扇湍流宽频噪声特性的数值计算分析

基于Gliebe发展的风扇自噪声经验预测模型与Mugridge-Morfey发展的湍流-叶片干涉噪声分析预测模型,以GE公司R4风扇为研究对象,详细分析了风扇自噪声与转子尾迹湍流-出口导叶干涉宽频噪声(湍流干涉噪声)的特性.研究了不同的风扇设计参数和湍流参数对风扇自噪声与湍流干涉噪声的影响.计算结果表明:湍流干涉噪声对风扇宽频噪声起着主要作用,湍流干涉噪声比转子自噪声大约6~10dB,比出口导叶自噪声大约20dB.此外,出口导叶来流速度对湍流干涉噪声的影响最大,来流速度增大15%时,声功率可增大4dB左右.湍流强度对湍流干涉噪声影响较大,当湍流强度增加30%时,声功率增大约1.5dB.      

涡扇发动机缩尺风扇管道声学试验数据分析

降低噪声是民用飞机适航性的要求,降低飞机噪声必须控制飞机的主要噪声源发动机噪声向外辐射。飞机的主要噪声源为发动机,对于高速发动机,离散噪声占主导地位,在管道内以模态形式传播。对于超声速风扇,除了离散噪声,还有叶片与超声速来流相互作用形成的激波噪声,主要分布在叶片轴频率及其谐波处。本文主要通过在风扇试验件上开展声学测试获得声源的模态信息和管道内激波噪声轴向衰减特性,用于验证声模态和激波噪声分析工具。试验是在几种不同风扇工况下进行的,用布置在进气道中轴向不同位置的两圈传声器进行测量,周向各均布40个传声器,得到周向模态信息。在同一周向位置沿轴向布置10个传声器,用于获得激波轴向衰减。为能在试验中准确地量化各个测量值,并真正反映风扇管道声源特征,需要规范频谱处理的方法以及对高速风扇管道的声源有深刻的了解。本文阐述了管道声模态的基本理论,对管道内声模态的测量值进行了分析,最后跟数值结果进行对比,得到了较一致的结果。根据经验模型,激波主要分布在1BPF以内的轴频处,对试验数据展开分析,获得激波声功率级,与数值计算结果进行了对比分析,发现了试验中存在的问题,同时分析了幅值差异产生的原因。     

仿生学翼型尾缘锯齿降噪机理

采用大涡模拟与声类比的方法研究了尾缘锯齿对翼型自噪声的影响。以SD2030翼型为研究对象,设计的尾缘锯齿幅值为10%弦长,周期为4%弦长。模拟了来流速度为31 m/s、0° 攻角下直尾缘翼型与锯齿尾缘翼型的流场,对应的基于弦长的雷诺数约为310 000。详细分析了尾缘锯齿对翼型尾缘湍流流场的影响,并通过FW-H方程计算大涡模拟提取的声源项,得到直尾缘翼型与锯齿尾缘翼型的声场。研究发现,锯齿尾缘可以明显降低翼型中低频范围内的噪声,在4 000 Hz以下,窄带噪声最多可降低约16 dB。但尾缘锯齿对翼型气动性能有着不利影响。进一步研究表明,该状态下翼型噪声主要由层流边界层引起的涡脱落噪声主导,尾缘锯齿可以抑制层流边界层引起的涡脱落现象,降低翼型升力脉动与尾缘附近的表面压力脉动,减弱尾缘处的低频湍流脉动与涡量,并有效降低尾缘附近涡的展向相关性,这些因素的综合作用使得翼型自噪声降低。     

普通室内机翼尾缘噪声降噪的实验研究

为了研究锯齿形尾缘对SD2030低雷诺数翼型尾缘噪声的影响,在普通室内,采用由31路麦克风组成的线性阵列对SD2030吹风试验进行了声学测量。实验过程中,基于机翼弦长的雷诺数范围为2.1×105~3.2×105。在考虑混响、驻波和壁面反射影响的基础上,设计了一长为1.72m的非等间距线性阵列。当频率大于1k Hz时,墙壁反射对测量结果的影响在0.5d B以内,驻波的影响也可以忽略。采用时域波束成形算法对声学信号进行处理之后,成功识别出了风洞噪声源、机翼前缘噪声源和尾缘噪声源。比较直尾缘机翼和锯齿形尾缘机翼的声源分布图发现,在1k~10k Hz的频率范围内,采用锯齿形尾缘设计能够降低尾缘噪声声压级最大约5d B。