摘要：针对大涵道比涡扇发动机低频风扇噪声的宽频降噪需求,开展可吸收低频宽带噪声的声衬结构研究,并加工样件进行声学性能验证。该声衬由不同尺寸的带延长颈亥姆霍兹共振器组成,通过耦合不同参数的共振器引入多个共振峰,实现共振频率的拓宽。首先,根据传递矩阵理论建立带有延长颈的亥姆霍兹共振器的表面声阻抗模型,在此基础上,建立不同共振器耦合后的非均匀声衬吸声性能预测模型。然后,以该模型为基础,将宽频噪声的平均吸声系数作为目标函数,利用粒子群算法对共振器的参数进行反演,寻找针对该频段噪声的共振器最优参数。最后,加工制作950Hz的传统声衬和800Hz~1kHz的宽带声衬样件,通过阻抗管试验对比两者的吸声性能。结果表明,宽带声衬的测试结果与预测结果在整体吸声趋势上保持一致,证实了预测模型的有效性和优化结果的准确性,比较吸声系数大于0.8的带宽,传统声衬为100Hz,宽带声衬为230Hz,宽带声衬的吸声频带拓宽113%。

摘要：针对航空发动机风扇管道径向声模态模拟与测试问题,研究了径向声模态模拟技术以及径向声模态识别技术。采用基于径向排布的声源阵列形式,调节阵列预设的各扬声器幅值及相位实现径向模态声源模拟。建立声源管道下游多圈环形阵列,根据阵列位置信息构造求解模态的传递函数矩阵,运用Tikhonov正则化方法减小传递函数矩阵的条件数,从而实现径向声模态识别能力。通过理论推导和数值计算,设计风扇管道径向声模态试验装置,并在消声室进行试验验证。通过试验验证了该系统具备周向4阶以内,径向2阶以内的径向声模态模拟与识别能力。

摘要：复合材料在桨叶上广泛应用的同时使桨叶的受力、刚度特性比传统的桨叶更为复杂。为了降低桨叶工作时动应力和旋翼的振动水平,有必要对旋翼桨叶进行动力学特性分析。对旋翼总体参数及桨叶气动参数进行设计,采用CFD方法对旋翼悬停状态进行气动特性分析,将桨叶三维非线性弹性模型分解为二维线性剖面模型和一维非线性梁模型进行动力学特性分析。结果表明:该旋翼能够成功拉起230 kg级无人直升机,悬停效率大于0.65,工作转速下桨叶的固有频率与8阶以下的气动激振力频率保持一定的范围,避开了转速共振区,满足桨叶动力学设计要求。

摘要：为研究后视镜镜臂对其产生的气动噪声的影响,针对某SUV后视镜采用脱体涡(detached eddy simulation)方法分析其流场和近场噪声特性。通过改变镜臂外形设计了两种降噪模型,在航空工业气动院FL-53风洞开展了3个后视镜模型的气动噪声风洞试验。结果显示:通过改变镜臂周围曲率,能够减小涡的尺度,改变涡脱落的方向,降低后视镜尾流区域近场噪声,且风速会影响部分频段的降噪效果;从远场指向性看,3个后视镜在尾流区声压级较大,降噪模型没有改变远场指向性。

摘要：基于中国航空工业空气动力研究院FL–52航空声学风洞试验条件,对直升机涵道尾桨模型的气动噪声特性进行了试验研究。对试验数据进行了射流剪切层影响修正,获得了涵道尾桨在悬停、前飞状态下的噪声频谱及远场指向性。分析了噪声随桨尖马赫数的变化规律,结果显示涵道尾桨气动噪声符合载荷噪声特性。对比了桨叶沿桨毂周向分布规律对气动噪声频谱特征的影响。获得了悬停和前飞状态下涵道对噪声传播的遮蔽效果影响,悬停状态下尾桨旋转平面内噪声降低约2 dB,前飞状态下尾桨旋转平面内噪声降低5~8 dB。

摘要：风洞试验是进行民用飞机机体噪声研究的重要手段。为了满足航空飞行器低噪声设计在大型风洞中进行气动噪声试验的需求,中国航空工业空气动力研究院建设了FL-10大型低速风洞全消声室。通过在FL-10风洞试验大厅壁面安装吸声尖劈、对洞体外表面进行声学处理、对支撑系统进行隔声处理、对消声换气窗进行降噪处理等手段,建成了气动噪声风洞试验所需的声学环境。按照国家标准中给定的方法,利用张线方法实现了校准声源的布置,测量了消声室内沿不同路径、不同频率噪声的衰减规律,表明FL-10风洞消声室自由场特性达到了相应标准的要求,为后续在该风洞中进行大尺寸机体模型噪声试验奠定了基础。

摘要：机体噪声控制是当前民用飞机降噪技术研究的热点,增升装置的襟翼边缘噪声是机体噪声的重要组成。为了研究增升装置降噪技术,以L1T2翼型增升装置为对象,设计了两种不同偏角下的连式襟翼模型,通过声学风洞试验对其降噪效果进行研究。采用传声器相位阵列以及远场线阵等测试设备,结合波束形成、声压级积分、频谱分析等分析方法,研究了不同襟翼偏角和迎角下L1T2增升装置气动噪声特性以及连式襟翼的降噪效果。研究表明:襟翼偏角0°/30°时,襟翼边缘噪声成为L1T2翼型襟翼噪声的主要噪声源,并随着迎角的增大而增大;襟翼偏角为0°/20°和0°/30°时,连式襟翼均能产生明显的降噪效果,且偏角越大,降噪效果越明显;此外,连式襟翼的降噪效果随着迎角的增大略有减小。

摘要：声学风洞试验是进行飞行器、汽车等气动噪声机理研究、降噪设计验证和获取声学性能数据的重要手段。针对我国大型客机等航空器对声学风洞机体气动噪声试验的需求,从噪声源识别算法、麦克风相位阵列设计、洞壁干扰修正和支架干扰修正等方面进行了研究,并采用某民机模型在FL-10风洞完成了试验技术的验证。试验结果表明,本文采用的噪声源识别算法、洞壁干扰修正方法是有效的,提出的麦克风相位阵列设计方法、低噪声支架设计方法等有效提高了气动噪声风洞试验精准度,试验数据与国际标杆风洞具有可比性,表明我国基本掌握了机体气动噪声风洞试验技术。

摘要：针对直升机旋翼风洞试验台旋翼运动控制的需求,采用高性能变频器以及独立式位置控制器完成系统硬件搭建,并基于LabWindows/CVI开发平台设计旋翼系统控制软件,软件实现转速高精度控制以及旋翼操纵装置中电动缸的运动控制。利用4m直径旋翼模型在FL-10风洞开展了试验验证。实际应用表明,该系统响应速度快,运行效率高,额定转速下控制精度达0.03%、总距控制精度达0.1°,满足直升机旋翼气动力风洞试验对控制精度的需求。