区分空气传声和结构传声的研究

降低飞机舱内的噪声首先要弄清引起舱内噪声的主要来源,以便采取合理有效的降噪措施。进入飞机舱内的噪声一般可分成两大类:空气声激励和机械激励下舱壁的声辐射。前者对舱内声场的贡献称为空气传声,后者称为结构传声。本文根据飞机壁板在机械激励和声场激励时,声辐射系数的差异,借助声强方法推导出两种不同激励下壁板辐射声功率的区分公式,并利用这些公式分别对均匀平板和加肋板进行了区分空气传声和结构传声的实验,计算区分结果和实验结果吻合较好。

选择声强法用于强背景噪声下声源识别

选择声强法是一种新的测试方法,它集中了传统声强法和偏相干方法的优点,可以在声源间存在相干和高背景噪声的情况下,进行声源辐射声强的识别.本文首先论述了选择声强法的理论,并在多输入、双输出的频域模型基础上,讨论了如何利用选择声强法将声强矢量分解为与各噪声源有关的分量,然后结合在强背景噪声下扬声器辐射声强的区分实验,给出了此方法在实际应用中可能遇到的一些问题以及相应的解决办法.

提高背景噪声下结构辐射声强测量精度的研究

背景噪声存在会引起薄壁结构表面辐射声强和声功率的测量误差。将探头屏蔽起来是降低这一误差的方法之一。本文分别对两种声屏蔽罩和局部声屏蔽空间进行了研究。结果表明,屏蔽罩虽然使用方便,但对薄壁结构表面声辐射这类抗性很强的声场.它的放入将破坏局部声场,引起测量的偏度误差,不宜采用。就本身声学特性来说.吸声材料构成实心锥的声屏蔽罩明显优于空心锥形的.在被测声场抗性不强的情况下可以采用。本文提出的局部声屏蔽空间解决了声屏罩引起的问题,当背景噪声的总声压级比信号的总声压级高出10dB时,总声强的测量误差低于1dB,声强细谱的误差小于2dB,有效地抑制了背景噪声引起的声强测量误差。

AS350B2直升机飞行噪声的试验研究

中国航空研究院和德国宇航院合作开展直升机噪声研究,选择一架AS350B2直升机在哈尔滨平房机场进行了噪声测量。介绍了这次飞行试验的设备和试验方法,列出了全部十个试验飞行状态的暴露噪声级,并对试验直升机起飞爬升、水平飞行和下滑飞行时的噪声信号进行了频谱分析及小波分析。结果表明:试验直升机在起飞爬升和下滑飞行时的噪声水平较高,起飞爬升时噪声主要来自尾桨,下滑飞行时噪声主要来自旋翼的桨涡干扰,而且在直升机以中等飞行速度和大约6°的下滑角飞行时最为严重,并且桨涡干扰噪声指向前行桨叶一侧。

直升机噪声信号的小波分析

基于小波变换研究了典型飞行状态下直升机噪声所具有的特征．通过对直升机噪声信号小波细节的描述，使我们了解到桨涡干扰噪声分量对直升机噪声的贡献，并能够清楚地观察到直升机噪声的低频拍振荡现象．

声激励抑制空腔流激振荡的实验研究

实验研究了声激励对高速外流下矩形空腔振荡流动的抑制效应。实验发现了空腔流激振荡的主导模态随来流速度的敏感变化现象。通过在空腔前缘加纯音声激励，在Ｍ≤０．６的情况下取得了较好的抑制振荡效果。测量了腔口自由剪切层的平均速度型及速度脉动频谱，证实了前缘声激励对自由剪切层内不稳定波的激发作用，探讨了空腔振荡机理及声激励抑制机理。

空腔流激振荡的实验研究

介绍了在消声室内低噪声高亚音速喷流装置上进行的矩形空腔流激振荡特性的实验研究．试验马赫数Ｍａ为０．２～０．８，研究了来流Ｍａ、空腔深度Ｄ对振荡特性的影响．实验发现：对Ｌ／Ｄ＝４的较浅腔流动，振荡以自由剪切层的流体动力自激振荡为主；而对Ｌ／Ｄ＝２的情形，振荡属于空腔声学模态共振类型，并发现了可预估这类“不深不浅”空腔振荡频率的一个较好的预估公式．振荡峰值及宽带脉动部分基本上都是随Ｍａ增大而增大，但当其他非主导峰值有较大上升时，随Ｍａ增大，最大振荡峰值也有可能下降；Ｍａ较大时，Ｄ对振荡频率影响不太大，但对模态振幅有较大影响．振荡通常是多个并非谐波的峰值同时出现，靠近腔后壁区域振荡最剧烈．

空腔流激振荡的简化模型分析及振荡频率预估

本文由矩形空腔后缘声扰动反馈激励腔口自由剪切层不稳定波的观点出发，把空腔流动振荡问题构造成一个关于空腔内外扰动波的非齐次边值问题，应用Ｆｏｕｒｉｅｒ－Ｌａｐｌａｃｅ变换技术求解，可以预估振荡频率，对Ｌ／Ｄ＝４亚声速空腔流动的预估结果与实验符合很好，揭示了此类空腔流动振荡的机理。

声强测量中背景噪声引起的误差

在声强测量中引起测量误差的主要原因之一是背景噪声的干扰。背景噪声引起的测量误差的大小不但与背景噪声场有关,而且与辐射体表面的吸声特性有关。本文对此问题作了理论分析。为了确定在飞机座舱内测量声强时的误差判据,对不同的材料进行了试验,给出了实用的工程判据及在强背景噪声环境下避免背景干扰的作法。

地面反射和衰减效应对声源频谱的影响

噪声源辐射的声波在传播过程中,由于地面的存在会引起声波的反射和衰减,并产生地表面波使得声源频谱特性发生显著的变化。为利用观察点处实测声频谱来预估实际声源自由场频谱特性,必须适当地计及地面反射和衰减效应的影响。本文采用Chien—Soroka地面反射衰减效应理论模型以及Delany—Bazley地面导纳函数,在局部反应地面假设基础上,给出了存在地面反射和衰减时实测声源频谱与实际声源自由场频谱之间的换算公式,并编制了相应的计算程序。文中给出的算例与文献[3][7]中给出的测量结果进行了比较,两者基本吻合。最后还对地面流阻和接收点高度对地面反射和衰减效应的影响进行了数值计算,结果表明,随地面流阻增加和接收点高度的降低都会使得第一个声波干涉低谷向高频移动。因此,实际测量小,若地面流阻未知,可采用紧贴地面设置传声器的方法测量声源频谱,此时地面影响的修正量,在第一声波干涉低谷以下,均为6dB。

射流反馈旋转发声器的研究

用声能进行消灰除尘是噪声控制的一个新的领域。研究的关键是设计出一种既具有高声强又具有低频率的发声器。本文通过自行设计的射流反馈旋转发声器的实验研究。表明：（１）该发声器可以提供高达１４０ｄＢ的强声。（２）作为清灰除尘系统的核心部件。该声源在频谱上显示出良好的低频特性。（３）该发声器具有实用性，因为它可以在低耗气量和低的工作压力下工作。（４）导声管具有增强低频声的效果。

流动诱导空腔振荡、空腔纯音的研究现状及展望

本文讨论了空腔流动的分类，对开式空腔流动诱导振荡的已有研究结果作了概述。评述了现有的几种描述空腔流动的物理分析模型及预估空腔流动振荡的方法。回顾了抑制空腔流动振荡的不同方法。对用求解雷诺平均ＮＳ方程来预估的方法作了评述。指出了未解决的问题，对进一步研究提出了建议。

不同飞行状态下施翼与大气湍流的干扰噪声

本文简述了一种直升机旋翼与大气湍流入流相干扰产生的噪声预估方法。这一方法考虑了桨叶上非定常载荷的弦向及展向非紧致性，桨叶－桨叶载荷之间的相关，通过结合大气湍流能量谱模型与快速畸变湍流收缩模型来确定旋翼平面处非均匀、各向异性湍流场的特性，使得这种方法可用于直升机在真实飞行状态下的旋翼与湍流场干扰噪声计算。利用文献中模型旋翼试验的结果，验证了本方法的可行性，并计算了某型直升机在六种飞行状态下的流场畸变情况及旋翼与湍流干扰的远场噪声谱，结果表明：在准悬停及低速爬升状态，湍流场的畸变较大，而在中、快速前飞状态，湍流场的畸变最小，在低速爬升状态，线性总声压级最小。

高速气流中传声器探管声学特性的实验研究

本文通过气流马赫数Ｍ＝０￣０．８风速下的研究了在高速气流中进行声学测量用的开缝式传声器探管的声学特性。结果表明，探管缝口覆盖材料的声流阻对探管的声学特性影响很大；在探管内放入一根吸声内管可以改善探管的声学特性，另外指出，探管的静、动态标定对于气流中声学测量结果的修正具有重要意义。

一种定向选择性噪声测量法的研究与实践

研究了一种能用于识别强背景噪声污染下噪声源的定向选择性噪声测量法的理论及其实验技术。作为实例,采用该方法对一个位于强背景噪声污染下的恒定声源进行了测量,并将其结果与该声源在消声室所测量的结果进行比较,表明定向选择性噪声测量法在很大程度上能消除背景噪声对被测声源噪声数据的干扰,从而为强背景噪声下获取被测声源的噪声数据开辟了新的途径。

混响场中用相关传声器识别声源直达声的近似工程法

本文研究了在混响场中用相关传声器识别主声源直达声的近似工程法，包括理论及实验技术．采用该方法对一个置于混响声污染下的恒定声源进行了直达声测量，并将测量结果与该恒定声源的消声室测量结果进行了比较．结果表明：相关传声器近似工程法在很大程度上能减少混响声对主声源声压测量的干扰，从而能在混响声场中获取一定精度的主声源声压级．

洞壁吸声内衬在风洞中的应用研究

发展和完善航空声学的新理论和新技术离不开气动声学的实验研究，而对于从事该项实验研究的风洞来说，则必须具备良好的空间声学品质。为此，本文改善常规风洞的空间声学品质为目的，着重研究洞壁吸声内村在常规风洞中的应用。通过实验研究表明：洞壁吸声内衬的实施不仅能降低风洞中的混响效应，而且能大大消弱风洞中的驻波，增加风洞的霍尔半径，从而能达到改善风洞空间声学品质的目的。作为实例，对南京航空航天大学ＮＨ－２风洞试验段实施洞壁吸声内衬的声学处理取得了良好的结果。

地面反射和衰减效应对声源频谱的影响

本文采用Chien-soroka地面反射和衰减效应理论模型以及Delany-Bazley地面导纳函数,在局部反应地面假设基础上,给出了存在地面反射和衰减时实测声源频谱与声源自由场频谱之间的换算公式。文中给出的算例与文献[3][7]中给出的测量结果进行了比较,两者基本吻合。最后就地面有效流阻和接受点高度对地面反射和衰减效应的影响进行了讨论。

一座高速低噪声气流流动装置的研制

本文介绍了一座高速低噪声气流流动装置的设计与使用。通过对这座流动装置的性能测试表明：在气流马赫数Ｍ＝０～０．８条件下，该装置具有良好的流场性能和声学性能。目前，这座装置已投入使用，并在发展用于高速气流中进行声学测量的传声器探管研究和气动噪声的机理研究中取得很好的结果。

流动诱导空腔振荡及其声激励抑制的实验研究

实验研究了矩形空腔在外部高速气流作用下诱导的空腔内流动振荡问题，以及从空腔前缘加入纯音声激励以抑制空腔内流动振荡的技术。实验发现，在一定的气流速度和空腔几何尺寸下，空腔内流动会出现强烈的自持振荡。采用前缘声激励，在某些声激励频率和适当强度下，通过控制腔口前缘剪切层的初期发展，可使原来处于振荡状态下空腔内的脉动压力级峰值降低１４ｄＢ以上。