喷流气动噪声仿真计算

针对内外涵分开双喷流的噪声问题进行了仿真计算研究。计算采用"CFD+CAA"的混合方法,流场计算采用大涡模拟(LES),捕捉流场中的主要噪声源;声场计算采用FW-H(Ffowcs WilliamsHawkings equation)方程积分得到远场噪声信息。为了降低喷流噪声,在内涵安装了锯齿形喷嘴。安装锯齿形喷嘴后,内外涵气流掺混增强,增加了内涵的喷流有效面积,使得中低频噪声降低,高频噪声略有增加,总体降噪量3～5 d B。喷流噪声具有明显的指向性,喷流下游噪声明显高于上游,总体指向喷流下游。     

某型飞机前起落架降噪试验

流经起落架的流场非常复杂,并会产生强烈的噪声。以某飞机前起落架1/6缩比模型为研究对象进行气动噪声试验,通过在扭力臂处安装翼形整流罩和防扭支架处安装圆台形整流罩的被动方法降低起落架噪声。试验采用粒子图像测速仪(PIV)对起落架不同特征截面的的流场进行观测,探究起落架降噪的机理。试验结果表明,安装整流罩可以改善起落架周围的流场,降低起落架的高频噪声;安装整流罩后,起落架的特征尺寸长度变大,导致中低频噪声增幅明显。试验结果可以用于指导起落架降噪和外形优化,并可作为进一步探索实用的起落架降噪方法的基础。     

声子晶体材料与有源控制相结合的宽频噪声抑制方法

电力变压器噪声除了本体噪声产生的低频分量,还包含冷却风扇产生的中高频噪声。有源降噪方法对低频噪声控制性能好,且灵活可控,但降噪效果受制于通道数量。在不增加通道数量的前提下,为了拓宽降噪频率范围,提出声子晶体材料与有源控制相结合的降噪方法。以DSP为核心控制器搭建了基于LMS算法的双通道有源降噪系统,在此基础上开展了嵌入声子晶体材料的有源降噪系统降噪性能验证实验研究。实验结果表明,针对变压器100～400 Hz的低频噪声,双通道有源降噪系统单频最大降噪量约20 dB,多频总降噪量可达9 dB。设计了对500～1 000 Hz中高频噪声抑制作用明显的声子晶体材料,对600 Hz单频降噪量约14 dB。嵌入声子晶体材料的双通道有源降噪系统,最大总降噪量可达16 dB,优于单纯的有源降噪。可见,声子晶体材料与有源控制相结合,拓宽降噪频率范围、提高降噪性能的方法是可行性的。     

PBN进近航线噪声敏感点规避降噪方法

降低机场航空噪声是促进机场发展的重要因素,随着基于性能的导航(PBN)实施的推进,这一新的导航方式为降噪提供了新方法。航空噪声是人的声量感受,机场周围人口较为集中的学校、医院、居民区等构成了航空噪声敏感点,进近航线避开这些噪声敏感点可以达到降噪的效果。根据飞机性能和飞行程序特点,通过确定飞机空间位置,构建了飞行架次-推力-距离(N-F-d)进近航线噪声敏感点规避计算模型;并进行噪声计算模型修正。选取LWECPN为噪声评价量,结合INM噪声评价软件对广州白云机场进行了降噪分析。分析结果表明,噪声敏感点的噪声值显著减小,噪声等值线的影响范围也明显缩小,降噪效果较好。     

发动机正时系统噪声诊断与降噪研究

以某发动机正时系统噪声为研究对象,对其进行相干检波和汉宁窗函数处理后,采用频谱细化分析方法,并结合经由特征频率函数标记的阶次跟踪方法,准确诊断了发动机带传动正时系统的噪声源,验证了直接、间接不同降噪方法的影响.研究结果表明:该噪声由曲轴齿轮啮合激起的皮带跨度的谐振产生;间接降噪时采用罩盖对1.4kHz以上的高频噪声有抑制作用,对1.4kHz以下的噪声有放大作用;直接降噪时将皮带初始张力值下调至200N,可以有效降噪.     

航空材料声学特性的研究

本文主要对通用的航空材料的声学特性进行研究,研究为噪声控制提供了选材基础。研究得出,当飞机舱内噪声主要处于低频时,选用适当的阻尼材料能够起到很好的抑制效果,而选用适当的吸声材料,则能够有效地吸收高频噪声。     

非均匀入口条件下SCR脱硝系统精准喷氨策略

采用数值计算的方法,根据全尺度数值模拟计算结果和实际测量数据获得符合工程实际情况的SCR非均匀入口边界条件,模拟了整个SCR系统的烟气流动过程.根据喷氨格栅处速度场和浓度场获取NO通量,以此为基准精确分配各喷管喷氨量.研究了不同喷口布置的氨气与NO的对流扩散混合特性,分析了喷氨格栅中喷口密度N、开孔率φ、喷口角度α三个结构参数对SCR反应器内氨氮混合质量、氨氮比分布均匀性的影响.结果表明:增大喷口密度N可以有效地优化氨氮混合效果.当N15.34个/m~2时,增加N对氨氮混合效果的影响不再显著;混合指数β随着喷口开孔率φ的增大会出现先减小后增大的趋势;改变喷口角度α可以改善氨氮混合效果,喷口垂直布置时氨氮混合效果最佳.     

喷管入口气温影响下的射流流场及声场特性

为了研究亚声速喷管入口气温对射流流场及声场的影响,建立了亚声速喷管计算模型,在与实验及模拟数据对比验证的基础上,分别计算了不同喷管入口气温作用下的喷管外流场和远场噪声,探究了喷管入口气温改变时喷管出口射流速度沿轴向及径向的分布规律以及喷管出口轴线上射流温度的变化特性,同时也分析了喷管入口气温对射流流场发展和远场噪声的影响。研究结果表明:射流温度增加会较为显著地缩短势流核心区域长度,势流核心区域宽度会有少许降低;射流轴线上的静温和总温在喷管后一定距离存在一个温度上升过程,各工况静温最高处比总温最高处有延后,且射流温度越高,温度开始上升位置越接近喷管出口;温度的升高对不同频率噪声影响有很大差别,降低工质入口温度有利于降噪。该研究内容为进一步探究射流噪声形成机制打下基础,同时也可为喷流噪声的控制提供新的思路。     

压力比对高压SF6断路器喷口中冷态气流场影响的研究

为了辅助高压SF6断路器灭弧室的设计和优化,以拉法尔喷口结构为基础,对3种长度喷口结构下的冷态SF6气流场进行了数值计算和分析,通过对比压力与马赫数的变化特点,研究了上、下游压力以及喷口长短对气流场分布的影响.确定了3种长度喷口对应的临界压力比值,并着重分析了压力比与激波产生和运动之间的关系,讨论了物性参数所引起的计算误差.结果表明:不同长度的喷口结构,临界压力比不同,当上下游压力比低于临界值时,喷口中产生激波,反之则无激波产生;激波的位置随着压力比以及喷口的长度而变化;当喷口下游气体始终处于超音速流动时,出口压力与设定值无关,仅随着入口压力的增加而增大.此外,有效地导入气体属性能够降低数值仿真中的误差,提高仿真结果的精度.     

一种改进的自适应中值滤波方法

非线性滤波方法中中值滤波因其有效的噪声抑制技术,得到广泛应用。针对传统的自适应中值滤波易将高频信号点误分为噪声点,同时容易模糊图像细节的问题,提出一种改进的自适应中值滤波方法。在进行噪声点检测时,引入了最小集合距离测度,有效地避免了将高频信号误判为噪声。实验结果表明,该方法在检测正确率、降噪和保留细节方面都优于改进前的算法。     

凹凸板冲击射流噪声特性的实验研究

冲击射流噪声研究可为减轻垂直起降型飞机的声致疲劳提供思路。用快速Fourier变换得到了不同形状冲击面条件下冲击射流的远场噪声,并分析了噪声频谱。结果表明:对于凹、凸、平三种形状的冲击面,当冲击距离较小时,冲击单音主导了离散频率噪声;冲击单音最强音的频率随压比增大呈现频级阶越的现象;射流噪声总声压级随压比成类似对数增长的关系,当喷嘴压比大于2.5后,总声压级随压比的增长趋于缓慢;对于冲击面为凹面的冲击射流,远场噪声总声压级对喷嘴位置改变非常敏感。     

喷嘴噪声性能的实验研究

应用麦克风、频谱分析软件等相关工具，研究了三通道喷嘴无水条件下的噪声性能。实验结果表明：随着三通道气流马，赫数逐渐增大，噪声强度随之增大，峰值频率基本不变，但能量变强；随着一通道气流马赫数增大，噪声强度先减小后增大，并且频谱图上出现高频峰，该峰能量逐渐变强；改变一、三通道气体喷口流速比，噪声强度呈现减小、增大、减小的非均匀变化趋势，峰值频率逐渐变大。     

基于FWH方程的V型尾缘气动声学数值模拟

本文基于Navier-Stokes方程组对V型尾缘喷口喷流的外流场进行非定常数值模拟,利用流场模拟结果使用FWH方程计算V型尾缘喷口远声场气动声学分布。首先通过与实验进行对比验证该计算方法,后计算得到V型尾缘喷口远声场总声压级大小及指向性分布,从而对V型尾缘喷口的降噪性能有了进一步认识,通过对比找出了较为理想的V型尾缘喷口形式,为今后的实际运用打下一定基础。     

复合材料环状声衬降噪特性试验研究

根据民用飞机结构轻质化、高性能化的发展需求,利用发动机声模态模拟试验平台开展复合材料环状声衬的降噪特性试验研究,探索复合材料声衬在发动机短舱的可行性。针对发动机短舱声衬的某特定工况,以高分子树脂基复合材料,利用无缝拼接和环装整体成型等先进工艺研制出无拼缝的、两种不同长度的环状声衬试验件;通过基于旋转轴向传声器阵列方法的管内声模态测试和指向性测试开展声衬降噪效果试验。试验结果表明,声衬的降噪效果具有强烈的模态选择性,切向来流速度对声衬的降噪效果具有显著影响。     

公路声屏障降噪性能数值模拟及结构优化

为提高公路声屏障的降噪性能,本文从声波绕射和反射两个角度考虑,通过声学有限元法（FEM）分别探究声屏障顶端类型和表面扩散体间距、宽度以及高度对声屏障插入损失的影响,基于以上分析,提出一种适用于治理公路交通噪声的复合结构声屏障。研究表明,改变声屏障顶端和扩散体结构,对低频噪声影响较小;对于中、高频段,90°夹角的Y型声屏障降噪效果较好,在1 250~2 000 Hz频段内其插入损失较其他顶端类型可提升13 dB;当频率在1 000 Hz附近时,增加矩形扩散体的宽度、高度和间距可提高声屏障降噪效果;针对主要集中在800~1 250 Hz的公路交通噪声,设置复合结构声屏障可有效抑制声影区噪声辐射,附加扩散体后的复合声屏障与Y型声屏障相比,其插入损失最大可提高6 dB。     

基于波音算法的航空发动机风扇噪声预测

作为涡扇发动机的一个关键噪声源,随着涵道比的不断加大,风扇噪声在飞机起飞时对整机噪声的贡献量也日益增加;因此预测风扇噪声对飞机噪声适航评估工作有极大意义。采用Boeing风扇噪声预测算法,结合飞机起飞航迹,利用MATLAB软件编程,经过多普勒效应修正、几何发散衰减修正和大气吸声衰减修正,得到起飞时风扇噪声预测模型。以某型发动机为算例,计算出实际飞机起飞时噪声适航审定中所需测量的每隔0. 5 s动态声压级的预测值。把最终得到的有效感觉噪声级预测值与欧洲航空安全局提供的有效感觉噪声级真实值进行对比,验证了该模型的准确性;此模型能有效降低新飞机的研发成本和风险,缩短噪声适航审定周期。     

增升装置连式襟翼噪声抑制技术试验研究

针对L1T2翼型增升装置襟翼边缘噪声的特征，设计了两种不同偏角下的连式襟翼模型，通过声学风洞试验，开展了连式襟翼的襟翼边缘噪声的抑制技术研究。试验采用传声器相位阵列以及远场线阵，结合波束形成、声压级积分、频谱分析等方法，测量了不同襟翼偏角和迎角下连式襟翼的降噪效果。研究表明：襟翼偏度30°时，襟翼边缘噪声是L1T2翼型増升装置襟翼噪声的主要噪声源，集中在5kHz-16kHz频率范围内；襟翼偏度30°时，连式襟翼的噪声效果明显，部分频率下的最大降噪量可达9dB；此外，连式襟翼的降噪效果随着迎角的增大略有减小。     

利用声学共振降低离心风机噪声的研究

对一个实用离心风机用实验系统地研究了在不同风舌间隙条件下，声学共振器的空 穴长度、穿孔率和孔径对风机噪声及气动力性能的影响，得到了良好的隆噪效果。还提 出一种解析模型来建立共振频率与共振器几何参数的关系式，该式己为现有的一些实验 结果所证实。