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。

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。

直升机主、尾桨自由尾迹相互干扰的数值模拟

本文给出了一种新的旋翼和尾桨干扰的数值计算方法，通过对常规直升机旋翼和尾桨自由尾迹相互干扰的数值模拟，给出干扰对旋翼和尾桨非定常气动力以及相应的非定常尾迹几何形状的影响。数值结果表明，悬停时尾桨叶面非定常压力脉动主要是由于在旋翼下洗流的诱导下，尾桨与其自身尾涡干扰引起的。随着旋翼和尾桨间距的增加，旋翼对尾桨气动特性的影响逐渐减弱。

旋翼表面非定常压力脉动计算的三维自由尾迹非定常面元法

利用最新发展的高分辨率三维自由尾迹非定常面元方法计算多叶片直升机旋翼的三线非定常气动力，将风洞实验数据与旋翼在悬停和出现严重桨润干扰的低速前飞下滑状态下的计算结果进行了比较。在悬停时，还与欧拉方法的结果进行了比较。本方法与欧拉方法的结果以及风洞实验结果都吻合很好。

动力吸振器用于抑制加肋薄板振动和声辐射的研究

本文以加肋薄板作为计算和实验的模型,从理论和实验上证明了动力吸振器对加肋薄板振动和声辐射抑制的有效性,给出了动力吸振器参数最优设计的图表。设计的悬臂梁吸振器具有较显著的抑振和降噪效果。最后对真实飞机壁板上安装动力吸振器进行了实验研究,得到了满意的降噪效果。

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。

用测量的叶片表面非定常压力预估直升机旋翼桨涡干扰（BVI）噪声

利用最新发展的直升机旋翼气动声学程序计算了某模型旋翼桨涡干扰（ＢＶＩ）噪声，叶片表面非定常压力脉动数据由最新实验获得。

AD－200轻型飞机舱内噪声源传声途径识别

为使建立在双传声器互谱声强基础上的识别方法在飞机上应用，进行了模拟测量。分别以带号筒的扬声器和激振器模拟空气传声和结构传声。模拟测量结果表明：空气传声和结构传声平均声强级识别值的误差分别为１．７ｄＢ（Ａ）和０．４ｄＢ（Ａ），满足工程应用要求。在此基础上，对ＡＤ－２００轻型飞机在发动机工作下进行了地面测量。结果表明机舱内噪声主要来自座舱后隔板的空气传声。