火箭喷气强噪声模拟装置动态特性分析

首次建立了考虑电磁力与气动力耦合特性的火箭喷气强噪声模拟装置动态特性仿真分析模型.仿真结果表明,音环质量减轻、弹性元件力顺减小、磁场强度增大、音环振动频率快则系统响应特性好.环形喷口缝隙高度和激励信号电流增大,则音环振动位移增大,声辐射器喉部处声压提高.仿真结果为大推力火箭发动机噪声模拟装置的改进设计提供了理论研究数据.     

火箭强噪声模拟装置单元辐射器出口形状对远声场特性的影响

建立了火箭强噪声模拟装置辐射器不同出口形状声辐射器的远声场特性计算模型.仿真分析了被截面积的大小对被截圆形出口声辐射器远声场特性的影响.在不同输入信号频率下,比较分析了圆形和被截圆形出口声辐射器远声场特性,为小型化火箭强噪声模拟装置设计提供理论指导.仿真结果表明,当被截面积较小即圆心到被截边的距离大干某个值时,被截圆形口面声辐射器远场声压和指向性基本不受影响,远声场特性与圆形口面声辐射器一致.     

调制气流声源流场声场特性的实验研究

已有大功率调制气流声源的实验集中于声场的测量,但对与声场特性密切相关的声源内部流场的演化过程研究较少.本文设计了稳态流场粒子图像测速(PIV)实验系统和流动致声单点测试系统,并分别用于内流场稳态和瞬态流动特性的研究.稳态流场实验结果中,喉道内呈减速增压流动,外壁面流动分离和近壁面高低压区域交替成为高气窒压力下声源稳态流场的重要特征.流场扰动致声过程的测量数据表明,调制频率对内流场分布的变化有显著影响,强声波产生的频率相关性受气室压力、激励信号强度和声源几何参数等多种因素共同作用.气路系统的流动对调制部件的振动过程有一定影响.所测声源频率响应峰值位于0.5～1kHz.激励电流低于10 A时.声压级输出随着气室压力和激励信号强度的增加而增加.喷口出口和喉道入口宽度对于声源性能也有明显的影响.从提高声源输出声压级角度,实际应用中应根据加载激励信号选择合适的喷口参数使声源工作于满调制状态,同时适当减小喉道入口宽度.单频调制的声源产生过程伴有谐波分量,非均匀流动中传递压力扰动的强度随管道截面积的增大而降低.压力扰动量级和成分与所测量声信号间存在密切联系.     

流体激励下多级离心泵辐射噪声特性研究

为研究多级离心泵运行时产生的外场噪声,以一台五级导叶式离心泵为研究对象,研究了流体激励下泵的辐射噪声特性.通过外场噪声试验结果与计算结果之间的对比,验证了多级离心泵辐射噪声数值预测方法的有效性.提取泵全级数流体表面偶极子声源,并基于声振耦合方法计算了泵外场噪声.研究结果表明:泵外场噪声声压水平约为75~85dB,随着流量增大,噪声水平先减小再增大;流量变化对辐射声功率谱上特征频率处水平影响不明显,对宽频带影响较大;在大流量工况下,叶轮及正导叶叶片数对辐射噪声影响明显,反导叶叶片数影响较小;BPF2频率处声压水平比BPF1处高约11~20dB;在BPF2处辐射声压分布中0.4Qd工况下,上游噪声强于下游,随流量增大,噪声最大值区域向出口附近转移.     

横掠二维串列双圆柱绕流气动噪声的数值模拟

对横掠串列双圆柱绕流噪声问题进行数值模拟,首先通过二维大涡模拟(LES)求解非定常不可压缩N-S方程捕获瞬时流场声源数据;然后运用基于Lighthill’s声学类比的FW-H方程及其积分解,计算由流体流动诱发产生的噪声。通过比较不同流速、直径、间距比对绕流流场以及由其产生的气动噪声的影响发现:流速、直径增加,辐射噪声级相应增大;流速增加,旋涡脱落频率增大;不同间距比对圆柱旋涡脱落有一定影响,从而影响到辐射噪声,存在噪声最大的临界间距比;同时辐射声场具有较明显的指向性。     

高速列车外流场气动噪声的特性研究

针对高速列车外流场气动噪声完成了在线实验测试研究,对列车模型进行了简化并确定了合理性;进行了列车模型湍流流场模拟,完成了列车远场气动噪声的预测研究.研究表明,合理缩短列车不会改变车身表面声功率分布规律;高速列车气动噪声属于宽频带噪声;在频率范围(0～ 5000Hz)内气动噪声仿真与实验结果吻合较好,说明仿真方法准确度高;列车转向架处湍流最为剧烈,其次为车头鼻锥处;车身表面的气流最为平缓,进一步说明缩短列车模型的合理性.所提出的仿真方法能够为高速列车的结构优化设计提供依据,并能验证高速列车气动噪声控制方法的有效性.     

飞机起落架气动噪声试验

针对某型飞机前起落架1/6缩比模型及起落架支柱在声学风洞中进行了气动噪声试验研究。试验结果表明:起落架与起落架支柱噪声具有宽频噪声特性;噪声源主要是偶极子和单极子声源,远场噪声具有一定的偶极子指向性;噪声频谱出现明显的峰值噪声,其频率随流速的增大而增加,这是减振支柱与防扭臂的干涉噪声;噪声频率与起落架结构的特征尺寸长度相关,尺寸较大的结构引起中低频噪声,尺寸较小的结构引起高频噪声。     

双气室式液阻减振器阻尼特性的三维流-固耦合有限元仿真分析

利用双气室式液阻减振器的较精细三维流-固耦合有限元仿真分析模型获得了减振器的高速阻尼特性,并进行了实验验证。系统地分析了双气室式液阻减振器在不同初始气室容积、初始充气压强下的高速阻尼特性,并与相应的单气室式液阻减振器的阻尼特性进行了对比。单气室式液阻减振器压缩室内气室会增加压缩行程中油液的空化可能性,双气室式液阻减振器可克服这一问题,但会导致行程初期阻尼力的延迟反向。选择较小气室容积、较大充气压强的参数匹配方案可获得较好的阻尼特性;阻尼力反向迟滞时长比值随活塞振动频率的增大而增大;在活塞位移幅值相同的工况下,压缩行程迟滞阻尼力比值随频率的增大(2.5～15 Hz)而减小,伸张行程迟滞阻尼力比值随着活塞振动频率的增大先增大(2.5～10 Hz)、后减小(10～15 Hz)。该研究结果对于双气室式液阻减振器的设计具有重要意义。     

高速列车转向架部位气动噪声数值模拟及降噪研究

基于Lighthill声学理论,采用三维、LES大涡模拟和FW-H声学模型对高速列车转向架部位气动噪声进行数值模拟,并提出降噪改进意见.研究结果表明:转向架部位气动噪声在很宽的频带内存在,无明显的主频率,是一种宽频噪声;各监测点气动噪声频谱在低频时幅值较大,随着频率的升高,幅值下降,1/3倍频程A声压级主要集中在315～1 250 Hz频率范围内;当来流速度一定时,距离气动噪声源越远,声压级幅值和总声压级越小;在列车转向架部位设置裙板后,运行速度为300 km/h时,车外声压级幅值较无裙板时有所减小,平均降幅约为8％,总声压级平均降幅1.3 dBA;适当增加裙板面积后,声压级幅值平均降幅达到12％,总声压级平均降幅2.08dBA,降噪效果较明显.     

基于主动射流的汽车后视镜区域气动噪声控制

使用大涡模拟和声扰动方程求解后视镜区域气动噪声的非定常流场和声场.通过比较前侧窗19个测点能量平均总压力级的仿真和试验结果发现,两者仅相差2.3 dB(A),它们频谱变化趋势相同,量值差异较小.在此基础上,建立了主动射流模型,并改变射流位置、方向和速度等参数,采用子域仿真方法得到最优射流方案.将最优射流方案置于整车气动噪声仿真模型中,通过与原始模型对比发现,主动射流增大了后视镜尾部的时均压力,减小了压力梯度,降低了后视镜区域涡流强度,使整车气动阻力系数减少0.002,前侧窗网格节点能量平均的总声功率级降低1.8 dB(A),湍流脉动总功率级降低0.3 dB(A).     

火箭强噪声模拟装置结构对电声转换效率影响分析

建立了火箭强噪声装置单元工作特性参数计算模型。仿真分析了单元结构中谐振小孔数量和声道扩张角变化对单元内声场特性的影响。结果表明谐振小孔对声压和电声转换效率有着重要影响。当小孔数量减少时,谐振频率降低,喉部声压增大,电声转换效率呈现先升高后降低的趋势;声道扩张角增大时,喉部声压级降低,出口质点速度变小。     

火箭喷气强噪声模拟装置内声场特性分析

建立了火箭喷气强噪声模拟装置产生单元音圈振膜振速有效值的计算模型、电声转换效率计算模型.喉部声压计算模型以及有导流锥时锥形声辐射段和指数声辐射段出口声压计算模型,运用MATLAB软件对这些模型在不同频率下进行仿真分析.仿真结果表明:与无导流锥相比,有导流锥时声辐射段喉部声压较高;在谐振频率处电声转换效率达到最大值,并且声辐射段出口处的电声转换效率大于喉部;与锥形声辐射段相比,指数声辐射段沿轴线方向面积增加较缓慢,声波在声辐射段中传播时声压衰减较小.     

火箭整流罩内降噪装置低频声学性能仿真

针对运载火箭整流罩内降噪装置所具有的特殊曲线颈部Helmholtz共鸣器,基于仿真方法研究降噪装置的低频声学性能.应用虚拟阻抗管法分析了Helmholtz共鸣器共振频率及吸声系数与其壁面厚度的变化关系.研究了降噪装置不同安装位置对圆柱空腔内平均声压级的影响.仿真结果表明,随着壁面厚度增加,Helmholtz共鸣器共振频率逐渐趋于刚性壁面的值,但吸声系数先增大后减小.降噪装置不同的安装位置可使空腔内平均声压级相差10 dB以上,在工程应用中需将其放置于空腔模态振幅较大的位置.      

冰箱压缩机室噪声主动控制技术研究

在分析了冰箱压缩机室噪声与振动特性之后，对其声场规范化后的辐射噪声实施了主动控制技术措施，使平均噪声级降低了６．６０ｄＢ，其中峰值频率噪声降低１５ｄＢ，这一结果表明，文中提出的误差通道半在线识别方法及特点定加速度振动作为自适应噪声主动控制系统的参考信号的方法是可行的，实验表明，基于ＡＡＮＣ系统收敛后的ＦＩＲ滤波器系数而进行的开环控制技术策略，对于冰箱压缩机室噪声的主动控制是一种行之有效的技术途径。     

隐式有限体积TVD格式在羽流场中的应用

火箭羽流会造成噪声、烟雾、热辐射、环境污染和信号衰减等多种效应,因此研究排气羽流问题至关重要。采用三维隐式有限体积TVD格式,通过求解定常可压缩Euler方程,数值模拟了来流马赫数为1．0、1．5、2．0和喷管出口压力比为1．0、2．0、3．0时的火箭羽流场,并对各流场参数和噪声进行了计算和比较。所采用的二阶格式具有分辨率高、收敛快速稳定、可较好模拟复杂计算区域和流场波系等优点。声压级在相交激波点附近出现剧烈变化,喷管出口处的激波和排气羽流造成强噪声。     

风力机气动噪声测量分析

针对风力机气动调幅噪声,提出了一种新的测量和分析方法。在风力机前部左右45°位置测量调幅噪声。对测量数据高通滤波后,求取瞬时d BC值;傅里叶变换后得到调幅噪声幅值和叶片通过频率。采用此方法对1.5 MW风力机气动噪声进行测量分析,发现风机气动调幅噪声与来流风速和湍流有很强的关联。新方法有助于建立风力发电机组的气动噪声测量标准,以更好的控制风力机的调幅噪声。     

用于电晕放电远距离探测的螺旋天线的研究

为了降低输入噪声水平,实现在自然环境下对高压、特高压输电线上电晕放电的远距离探测。在实验室环境下搭建电晕放电实验平台,观察得到电晕放电信号具有频率分布广、信号幅度小、随机性强等特点。在自然环境下某放电强烈的超高压输电线附近的噪声和电晕信号进行了测试,确定信噪比最大的测试频段为200MHz—300MHz。以此为基础,仿真设计了中心频率为250MHz的高增益螺旋天线。根据仿真参数实际制作的螺旋天线,与仿真相符,并成功探测到实验场环境下约140米左右的电晕放电信号。此天线的设计与研制为进一步研究高压、特高压输电线远距离电晕放电探测技术奠定了基础。文中涉及到的电晕放电信号特征及探测方法对相关领域研究人员,具有重要的参考价值。     

火箭弹控制系统与弹体发生弹性耦合的条件分析

用数字仿真计算和理论分析方法,研究大长细比低速旋转火箭弹在控制段飞行中,陀螺仪输出信号中产生非正常频率干扰信号的因素.仿真结果表明,火箭弹弹体的弹性振动导致弹体结构与控制发生耦合.耦合的出现与初始扰动的大小以及弹体的固有频率有明显关系;耦合一般发生在控制段飞行的后半段;陀螺仪敏感到的干扰信号的频率为火箭弹旋转频率与弹体一阶固有频率之和.     

频移随机共振在信号检测中的应用

基于傅立叶变换的频移特性,探讨双稳态系统中的高频随机共振现象.仿真结果表明,将输入信号的大频率移动到一个小频率后,双稳态系统的输出功率谱在此频率处的值得到明显增强.在一个较大的频率范围内检测强噪声背景下的弱信号的能力大大增强.