摘要：为探索倾斜/后掠静子叶片对风扇单音噪声的降噪机理并指导低噪声风扇的设计,采用基于三维黏性非定常雷诺平均数值模拟(URANS)和管道声类比理论(Ducted Acoustic Analogy,DAA)的流场/声场混合计算模型(CFD/AA)研究了不同转子叶尖间隙、倾斜静子、后掠静子等对NPU-Fan单音噪声的影响。计算结果表明:随着叶尖间隙增加,在1BPF (Blade Passing Frequency)和2BPF处,风扇前传、后传气动噪声均会增加,且1BPF处单音噪声增量大于其它谐频。在研究倾斜及后掠叶片的降噪机制时,须将管道特征函数与声源的耦合过程包含在内,并且要考虑真实风扇的尾迹特性及其向下游的输运过程。风扇静子负倾斜可以提升风扇的气动效率,但会增加噪声的声功率级;正倾斜叶片能够降低噪声声功率级,但风扇气动性能会有所降低。随着倾斜角的增加,降噪量增大,当倾斜角为+30°时,各谐波阶次的降噪量均超过2.3dB。后掠静子叶片相较于倾斜设计具有更好的气动性能和降噪效果。30°后掠角对于各谐波阶次的前传噪声降噪量均大于6.3dB,降低后传噪声超过10dB。正倾斜及后掠静子的降噪效果与噪声谐波阶次、传播方向紧密相关,谐波阶次越高,降噪效果越明显。倾斜-后掠综合设计方案对于前传噪声拥有最好的降噪效果,其综合了倾斜和后掠两者的优点。

摘要：“高效率、低噪声”的飞行特点为猫头鹰披上了一层神秘的面纱。本文根据其翅膀覆羽的仿生学构造,设计了新型的柔性锯齿形旋涡发生器,铰接在NACA0018二维翼型各弦长位置处。通过风洞实验,研究了不同面密度柔性材料的流动分离控制效果。实验中,首先利用高时间分辨率的热线风速仪单点扫掠测量尾流区的流场信息,通过小波变换同时在时域、频域对各个尺度涡包的破碎和掺混过程展开分析,确定湍动能较高的特征测点位置后,利用两根热线探针双通道同时测量,得到不同位置的同步流场数据,通过互相关分析,在时域和频域上得到不同空间位置之间扰动的相关性,并结合CCD高速相机的拍摄结果,研究柔性材料的自适应形变规律与扰流涡之间的关系。实验结果表明:中等面密度的柔性材料控制效果较优,安装在尾缘时可以有效吸收附近34%的湍动能用于自适应地振动和变形;剪切层的上边界向下移动0.05倍弦长,尾缘和前缘剪切层的低频段功率谱密度分别下降了70%和50%,前缘剪切层的大尺度结构被破碎为小尺度结构,具有潜在的降噪效果,两剪切层的相关性在频域上得到显著增强。当旋涡发生器的安装位置向前缘移动时,其在逆压梯度下产生的扰动将向低频段转移,大尺度的扰流涡可以诱导分离泡的上边界下移0.1倍弦长。

摘要：针对体声波(BAW)滤波器布局中芯片面积利用率低、设计周期长、制造成本高等问题,提出了一种基于改进人工蜂群算法的BAW滤波器自动布局方法。首先,构建了自动布局的评价模型,通过结合利用圆形容器的顺序布局和基于旋转角度编码的聚拢布局来简化自动布局的难度;同时,采用了一种改进人工蜂群算法去搜寻BAW滤波器的最优顺序布局和聚拢布局方案;最后,结合多组BAW滤波器的设计案例验证自动布局算法的有效性,其布局有效面积占比提升约17%,整体布局呈方形,且完成滤波器的自动布局仅需30 min。结果表明在保证BAW滤波器性能的前提下,提出算法可有效提升芯片面积利用率、大幅缩减滤波器的设计周期。

摘要：受猫头鹰寂静飞行能力的启发,锯齿尾缘设计被认为是一种有效的控制湍流边界层-尾缘干涉噪声的方法。本文采用隐式大涡模拟法,详细研究了嵌入式锯齿尾缘对NACA 0012翼型绕流的近场流动和噪声特性的影响,雷诺数为9.6×10^(4),远场马赫数为0.1631,攻角为4°,计算采用的非结构化网格具有约7000万的自由度。在实际计算时,为促进流动快速转捩,在直尾缘和锯齿尾缘算例的翼型表面均布置了锯齿形粗糙元转捩带。研究结果表明:相比于0°攻角状态,4?攻角下的噪声辐射增强,主辐射方向发生偏转,在该方向上锯齿尾缘实现了约2.5 dB的降噪,且在小攻角(4°)下,锯齿也会诱导出有利于降噪的侧边涡对结构。针对壁面压力脉动的分析表明:锯齿主要改变了尾缘附近的时空关联特性,且压力场不能直接由现有针对速度场的Taylor或椭圆近似模型定量描述;此外,锯齿在抑制尾缘噪声的同时,对翼型气动性能造成了一定损失。

摘要：受限于风洞尺寸和仿真计算规模,研究高速列车气动噪声问题时,通常采用缩比模型。然而,由于受电弓区域的流场结构复杂,缩比模型的使用会导致雷诺数减小,从而改变流场结构,进而影响气动噪声特性。为探明模型尺度对气动噪声声源分布和辐射噪声强度的影响,结合大涡模拟和Ffowcs Williams-Hawkings积分方程,研究高速列车受电弓区域不同缩比尺度下的气动激扰特征、表面偶极子声能和远场辐射噪声声压级。研究结果表明:随着模型尺寸减小,流动主尺度从受电弓上部迁移到受电弓下部。流场变化导致声场主发声源随之迁移,受电弓区域的整体辐射噪声呈下降趋势。1/4、1/8、1/16、1/25和1/50比例的缩比模型辐射噪声分别为97.40,95.39,94.30,92.48和88.1 dB(A)。其中,1/4比例的缩比模型受电弓上部声源声功率占比为32%,受电弓区域整体声源谱型存在2个峰值,峰值频率由弓头和上臂杆产生;而在1/50缩比模型中受电弓下部声源声功率占比为87%,受电弓区域整体声源谱型呈现宽频特征,与受电弓腔谱型特征一致。研究结果揭示模型缩小导致的误差是非线性的,进行缩比模型试验时,需要根据具体的缩比尺度对声源特征进行相应的修正,以便更准确地反映实际情况。研究结果可为缩比模型试验仿真以及未来高速列车的低气动噪声设计提供参考依据。

摘要：研究了基于鸟类仿生学设计的人工柔性锯齿形覆羽在平直机翼大攻角失速流动控制中的作用。实验在天津大学低速回流式低湍流度风洞中进行,以展长1.0 m、弦长300 mm的NACA0018平直机翼模型在15°攻角条件下产生的失速流动作为研究对象,基于弦长的雷诺数为Re=5.1×10^(5)。实验中,将柔性覆羽沿展向分别安装在机翼上翼面的不同位置处,利用单丝热线风速仪扫掠测量机翼尾流的速度信号,并与无控制工况的平均速度、脉动速度、功率谱密度等对比。实验结果显示:在20%c位置工况中,柔性覆羽装置吸收来流中的能量,随上翼面流动自适应振动;在80%c位置工况中,柔性覆羽处于准平衡位置,并伴随微小振动。两种工况的尾流区平均速度亏损恢复明显,同时前缘剪切层和尾缘剪切层中的湍流脉动均明显降低,两种工况均实现了流动失速的有效控制。进一步的功率谱密度和离散小波分析显示,柔性覆羽的自适应振动能有效地抑制剪切层中低频、大尺度结构(fc/U∞<1),并将其转化为高频、小尺度结构(fc/U∞≈3),增强了前缘剪切层和尾缘剪切层的相干性。该研究结论揭示了类鸟类柔性覆羽在平直机翼大攻角失速流动控制中的作用机理。

摘要：复合式垂直起降(VTOL)无人机结合多种飞行模式,适应多元化的飞行需求。该文提出一种变旋翼电动VTOL无人机结构设计方案,通过结合固定翼和旋翼机的飞行优势,改变旋翼的转向结构及其相对气流的工作方向,从而切换不同气动方式,达到增强机动性、提升续航性的设计目的。在选型和计算校核后,设计样机并搭建实验平台测试其升转速力特性,得出25°~30°为最优攻角,并验证了新系统最大可达传统旋翼1.8倍的升力。以CFD进行验证计算与实验间的偏差控制在7%,结果显示设计可行。