基于改进的传声器阵列数据分析技术的飞机机体噪声实验研究

发展了一种平面传声器阵列数据处理新方法——洁净信号处理算法,通过对传声器阵列混淆和旁瓣信号的有效抑制,改进了对声源的分辨。基于改进的数据分析方法,研究了真实飞机结构和真实飞行条件下飞机起落架、襟翼等声源的频谱特性、指向特性。研究结果表明,新的信号处理算法可以更加清晰地分离出飞机表面的气动噪声源。起落架噪声的频谱是由宽频随机噪声与一些较为明显的单音噪声源组成,在不同辐射角度时,起落架噪声的声级在不同频率范围有一定的差异。襟翼侧缘噪声频谱是一个包含有个别明显单音噪声的宽频噪声谱,襟翼内侧缘噪声谱和外侧缘噪声谱有明显的差异,在低频范围,襟翼侧缘噪声的指向性比较明显,但在高频范围,襟翼侧缘噪声没有明显的指向性。

飞机机体噪声降噪方法研究进展

飞机机体噪声是飞机设计和环境保护面临的重大问题之一,因其问题复杂,涉及的学科多,一直吸引众多研究者的注意。对常规飞机机体噪声的研究进行概述,首先分析飞机机体噪声的本质和来源,其次阐述机体噪声的降噪方法,最后展望飞机机体噪声未来研究。

涡扇客机机体噪声适航预计方法研究

随着航空技术的发展,各国适航规章对新研民用客机的噪声要求越来越高。在客机研制初期必须开展飞机机体噪声适航预计工作,用于指导机体各主要参数的制订。Fink法是一个评估远场机体噪音的半经验方法,非常适合对涡扇飞机进行机体噪声预计。利用Fink法对某型涡扇飞机机体噪声进行适航预计,结果表明,该方法在机体噪声预计过程中所用到的机体参数比较少、计算速度快、计算结果比较理想,能够满足涡扇飞机初步研制阶段的机体噪声预计需求。

一种飞机进场机体适航噪声预计方法

本文以某型飞机为研究对象,采用ESDU_90023机体噪声预计方法计算了飞机进场过程基准噪声测量点处的机体噪声声压级,并依据CCAR-36-R1的规定将其转换为适航噪声评价指标-有效感觉噪声级,为类似的飞机进场机体适航噪声预计提供了一种预计方法。随着航空事业的发展以及环境保护要求的提高,飞机适航噪声的要求也越来越高,因此我们需要在飞机设计的过程中预计飞机的适航噪声及相关声源的大小以供相关专业参考改进,从而保证达飞机到适航噪声的要求。

大型客机机体噪声机理及控制技术

气动噪声问题不仅是大型客机适航取证的关键技术难题,更是关系到乘客舒适度的重要技术指标。增升装置噪声和起落架噪声是大型客机机体噪声的主要来源。本文针对我国大型客机研制中增升装置噪声和起落架噪声的产生机理及控制关键科学问题,开展噪声源、远场声辐射精细化数值模拟。针对噪声产生机理,发展了近壁面边界涡量流、拟涡能流等涡动力学过程与涡声理论相结合的噪声源分析方法;针对机体噪声控制难题,提出了缝翼凹腔小尺度波纹噪声控制方法和起落架支杆大尺度波纹噪声控制方法。数值模拟结果表明:缝翼凹腔是增升装置的重要噪声源之一;中低频噪声和纯音峰值主要来自缝翼凹腔和主翼前缘,后缘襟翼对噪声的贡献相对较小;起落架尾迹区域和轮胎空腔区域存在大量、复杂的大尺度湍流涡结构,是起落架的主要噪声源,起落架各部件噪声特性基本呈现宽频特性,支柱部件辐射噪声最大,轮胎次之,中间的连轴部件和扭杆部件辐射噪声相对较小;缝翼凹腔波纹噪声控制方法兼具减阻和降噪功效;起落架大尺度波纹噪声控制方法能有效降低远场辐射噪声。本文研究内容可为增升装置气动与噪声一体化设计、起落架降噪设计等提供技术支撑。

民机机体噪声及其降噪研究

分析了机体噪声源的主要机理及其基本性质。机体噪声由绕起落架装置和高升力系统的流动引起的压强脉动产生。起落架和前缘缝翼产生的基本上是宽频噪声,它们和襟翼的宽频噪声的强度分别随速度的6次方、4.5次方和5次方变化。实际飞行中还应注意存在的"寄生"噪声。此外,较为详尽地讨论了包括QTD II、RAIN、SILENCE(R)和TIMPAN等降噪措施在内的研究项目及其可获得的效果,还讨论了噪声的计算方法,介绍了国外航空界提出的未来民机需降噪的目标,表明民机设计面临降噪的巨大挑战。

民机机体边线噪声预测方法研究

随着大涵道比发动机的广泛应用以及发动机降噪技术的发展,机体噪声在飞机总噪声中的占比逐渐增大。为了能够快速、直接地获得飞机机体在适航状态下的噪声级,利用噪声预测方法,对机体边线噪声进行了研究。由于边线噪声适航审定测量点的位置并不固定,所以通过对噪声-功率-距离(noise-power-distance,NPD)数据作插值计算从而得到边线上任意一点的噪声级,进而确定出该点的具体位置。然后结合飞行航迹,在波音方法的基础上通过修正完善建立了一套应用于噪声适航审定领域内的机体噪声预测算法。最后通过实例计算,结果表明该算法不仅能够较好地预测出在实际情况下的机体噪声,还能够直观地反映出机体噪声的指向性,而这对于后续机体降噪工作的开展以及飞机适航取证都具有十分重要的意义。

基于FW-H声学模型的飞机机体气动噪声仿真

目前,利用发动机地面试车噪声特性预测飞机起飞着陆噪声级往往忽略了飞机机体气动噪声的影响。针对这一点,对机场飞机噪声进行了分析,提出利用Ffowcs-Williams&Hawkings声学模型对飞机机体气动噪声进行预测,并以空客A380飞机为例,采用Ansys Fluent仿真平台对其机体噪声进行了仿真分析,获得了流场流线和声压强度图。结果表明,飞机机体噪声是一种宽频噪声,漩涡强度和声压脉动主要集中在机翼和机腹面,由翼根至翼尖逐渐增大,在翼尖区域达到最大值,飞机正下方合成声压级远高于其他方向。

相阵列技术在民机机体气动噪声研究中的应用

麦克风相阵列测量技术是进行民机机体气动噪声研究的主要手段。针对民机机体气动噪声,开展了闭口风洞麦克风相阵列测量技术研究。提出了一种适用于闭口风洞气动噪声测量的阵列优化设计方法,分别设计了适用于民机增升装置、起落架气动噪声测量的阵列。将麦克风相阵列技术应用于某飞机增升装置缩比模型、起落架缩比模型气动噪声闭口风洞试验。研究结果显示:利用侧壁阵列清晰地识别出了增升装置主要气动噪声源,并显示出降噪措施的降噪效果;利用组合阵列,实现了较宽频率范围内起落架气动噪声源探测,识别出了起落架主要气动噪声源。

气动噪声源频域自适应区域积分算法及风洞试验应用

声源区域积分算法是风洞试验中提取飞机组成部件气动噪声源特征的有效数据处理方法。传统声源区域积分算法的积分区域固定,但是飞机机体的气动噪声分布特征会随频率发生明显变化,导致积分结果存在较大误差。为提高频域分布特征变化的声源积分结果准确性,提出了基于CLEAN-SC算法的频域自适应区域积分算法,核心思想是将声源积分区域离散划分,依据CLEAN-SC算法得到的子区域内最强声源位置进行积分区域的自适应优化,从而获取更准确的声源积分结果。通过仿真计算和声学风洞试验数据分析,频域自适应区域积分算法能够得到更为准确的声源积分结果,对于机体气动噪声等动态声源具有更好的适用性。

大型客机起飞着陆过程噪声辐射特性对比分析

基于准稳态假设和分布点声源模型,并采用最新发展的噪声源半经验参数预测公式,发展和完善了用于飞机飞行过程中噪声辐射预测的计算模型和方法。该计算方法能够预测飞机起飞、着陆过程中的适航噪声,并能够对飞机不同噪声源的噪声辐射特性(声级、频谱特性和指向性等)进行计算分析。以某大型客机为对象,对飞机进场着陆过程和起飞过程中飞机噪声源进行了计算分析,计算结果表明,飞机进场着陆和起飞过程中,不同噪声源对远场噪声级的影响有明显的差异,起飞过程中发动机风扇噪声源是最主要的噪声辐射源,而在进场着陆过程中飞机机体噪声(包括起落架和襟翼等)是重要的飞机噪声源。文中也给出了不同噪声源频谱特性和指向特性等。

基于麦克风阵列测量的机翼脱落涡噪声研究

应用由 1 1 1个麦克风组成的平面麦克风阵列对当前流行的民用客机进场着陆过程中的飞机噪声源进行了测量分析 ,在国际上首次发现了机翼脱落涡单音噪声源 ,并且得到了这种噪声源的频谱特性。

基于传声器阵列过顶测量结果的飞机起落架噪声研究

应用由１１１个传声器组成的平面传声器阵列对当前流行的民用客机进场着陆过程中的机体噪声源进行了实验测量，本文对七架窄体客机和七架宽体客机的起落架噪声进行了分析，得到了起落架噪声的频谱特性、指向特性和声级变化．研究发现，起落架噪声的频谱是由宽频随机噪声与一些较为明显的单音噪声源组成，起落架噪声的指向性类似于一个水平放置的偶极子．不同飞机起落架噪声的声级相差较大，这说明可以通过重新结构设计降低起落架噪声．

大型飞机增升装置噪声特性风洞试验

增升装置是大型飞机的主要噪声源之一,而大型飞机外部噪声是影响其适航取证的重要方面,因此开展其噪声分析与控制具有重要意义。基于5.5 m×4.0 m大型航空声学风洞与配套的大型飞机气动噪声试验全机模型,进行了大型飞机增升装置噪声风洞试验研究。首先,对试验平台、试验模型与测试系统等进行了介绍。进而,基于试验测试结果,分析了增升装置噪声特性,对比了模型迎角、风速对噪声特性的影响情况,并进一步分析了噪声传播方向特性。结果表明,增升装置噪声以宽频噪声为主,并可能叠加少量峰值噪声成份;随着迎角增加,中高频模型噪声总体上呈增加趋势,且迎角的影响程度随风速而发生变化;随着风速增加,模型噪声明显增加,同时频谱特性保持良好的相似性;无论是在横侧面还是飞越面,噪声传播均具有一定的方向性。

飞机巡航近场噪声经验预测方法研究

巡航状态下的机体表面噪声,其声源分为点声源和分布式声源。推进系统噪声中,风扇、压气机、核心、涡轮噪声可视为点声源,采用飞行修正的远场噪声预测方法。喷气噪声和机体噪声(机翼或尾翼后缘噪声、机身湍流边界层噪声)则为分布式声源,采用工程近场的方法进行预测。采用噪声源半经验参数关联模型,发展了巡航条件下的机体表面噪声预测计算方法。该计算方法可以对飞机机体(机身、机翼或尾翼等)外表面声场进行预测,并能够对各噪声源的辐射特性进行计算。以ARJ21—700为例:飞行高度10000m,飞行马赫数0.7,对机背表面(纵轴)5个点进行了声场预测。计算结果表明:风扇噪声是巡航条件下的最主要声源,其次为涡轮噪声、后缘噪声以及喷气混合噪声,各观察点的次要噪声源有所不同。

噪声技术在航空发动机中的运用

噪声是航空飞机在制造过程中的重要控制因素之一,一般情况下,会将飞机噪声的来源归为两个方面,一方面是机体噪声,另一方面是发动机噪声。随着飞机制造技术的逐渐提高,对航空发动机产生的噪声要求也变得更为严格。做好航空发动机的降噪处理,对于提高飞机的使用效果具有积极作用。本文简要对航空发动机的噪声分类进行了分析,并根据不同的噪声来源,探究了相应的噪声处理技术,以期对相关人士起到参考价值。

降低某中吨位叉车机外辐射噪声试验研究

针对某款国产中吨位叉车机外辐射噪声严重超标的现状,应用试验方法进行噪声源识别,并计算各主要噪声源的声能占比。根据噪声源识别的基础,分别对发动机机体辐射噪声、排气噪声以及风扇散热系统噪声进行针对性的有效改进,最终的测试结果发现综合治理后的叉车达到了国标要求,司机舒适度有了显著提升。

双螺旋浆干涉降噪试验研究

目的研究在机体两侧螺旋桨声波干涉状态下,机体假件表面的降噪效果。方法通过模拟双螺旋浆在机体两侧的分布结构,以壳体结构模拟机身壁板,两侧对称布置电机驱动的螺旋桨旋转台,搭建双桨干涉试验平台,控制螺旋桨运行状态,测量机身表面声压级分布,得到螺旋桨旋转平面内机身外表面的声压级分布规律。通过对比单桨运行状态与双桨干涉状态测点的声压级,验证双桨干涉对机体的降噪效果。结果双桨干涉具有明显的降噪效果,尤其是机体45°方向测点降噪效果最明显。与单桨运行状态相比,双桨对消状态下,最大降噪量为1.84 dB,靠近螺旋桨旋转中心测点(0°测点)声压级降低1.58 dB,机体最上方测点(90°)噪声略有上升,声压级增加0.29 dB。结论双桨同时运行状态下,降低了机体表面一定区域的声压级,且对其余区域声压级增加较小,通过控制双桨运行状态能达到降噪的目的。

防治噪声污染的好办法——介绍一种隔声室

当你从我厂八车间动力站的空压机厂房开门跨入隔声室,你就会感觉到仿佛换了一个世界。这是为什么呢? 我厂动力站厂房里安装着往复式空压机多台,开车时噪声隆隆。工人上班时,就在空压机厂房里值班、操作。由于他们受到发自空压机强大噪声的污染,工人患有不同程度的神经系统病变。噪声源有二:一是空压机吸气口噪声;二是空压机机体噪声。前者,通过在吸气管道上安装了抗性消声器的方法消除了噪声。后者是由于机体各部件例如活塞往复运动所造成的。这对于体积不大,不需经常观察、维护的机器(例如离心式风机、电机等)

振动对多旋翼飞行器姿态估计的影响分析

高速旋转的螺旋桨将使旋翼飞行器的机体产生振动,给MEMS加速度计带来有害的振动噪声,使得旋翼飞行器的姿态估计受到一定的影响,造成姿态估计精度降低,严重的可使姿态估计错误。通过实验分析了机体振动对MEMS加速度计的影响,提出设计低通滤波器的方法降低振动噪声对加速度计的影响。实验结果表明:经过低通滤波器处理后,仍采用原有梯度下降法进行姿态数据融合,姿态数据融合精度有较好的改善。