可变形状空腔噪声的数值仿真研究 被引量：6

1

作者 宁方立 宁舜山 +2 位作者 石旭东 刘哲 韦娟 《振动与冲击》 EI CSCD 北大核心 2018年第19期231-238,258,共9页

空腔流动现象存在于各类航空飞行器中,由其引发的高强空腔噪声极易诱发空腔内结构共振而导致腔内元器件声疲劳破坏,因此针对空腔噪声的产生机理及有效控制方法的研究具有重要的工程实际意义。提出一种新型的可变形状空腔噪声主动控制方... 空腔流动现象存在于各类航空飞行器中,由其引发的高强空腔噪声极易诱发空腔内结构共振而导致腔内元器件声疲劳破坏,因此针对空腔噪声的产生机理及有效控制方法的研究具有重要的工程实际意义。提出一种新型的可变形状空腔噪声主动控制方法:使用安装于空腔内的机械装置调节空腔底面及后壁面的倾斜角度,实现随着流速的变化,改变空腔形状,以期有效改善空腔内的强噪声环境。采用大涡模拟结合计算气动噪声计算方法对典型开式空腔进行数值仿真。研究发现,随着后壁面倾斜角α的增大,纯音噪声主模态的声压级幅值随之降低,主模态频率会出现跳跃式上升。另外,研究还发现α角的增大对马赫数0. 6时纯音噪声主模态声压级幅值的降低作用显著于马赫数0. 85时;α角的增大对马赫数0. 85时纯音噪声主模态频率的升高作用却比马赫数0. 6时更为明显。可变形状空腔噪声主动控制方法不仅可以显著降低纯音噪声主模态声压级幅值,还可使得纯音噪声模态频率升高,从而避开空腔结构的固有频率以避免腔体发生共振破坏。研究工作为扩展可变形状空腔噪声主动控制的工程应用奠定了良好的理论基础。 展开更多

关键词 空腔噪声 主动控制 大涡模拟 开式空腔 纯音噪声

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前缘高频振动对亚声速开式空腔内强噪声影响的数值研究 被引量：6

2

作者 宁方立 史红兵 +1 位作者 丘廉芳 卫金刚 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第12期3843-3852,共10页

空腔流动现象广泛存在于各类航空飞行器中,对其包含的多种复杂物理现象的研究具有十分重要的工程及实际意义。采用大涡模拟方法对开式空腔噪声进行数值仿真,并研究了腔体前缘壁面施加高频振动后对腔体内部纯音噪声及模态的影响。研究发... 空腔流动现象广泛存在于各类航空飞行器中,对其包含的多种复杂物理现象的研究具有十分重要的工程及实际意义。采用大涡模拟方法对开式空腔噪声进行数值仿真,并研究了腔体前缘壁面施加高频振动后对腔体内部纯音噪声及模态的影响。研究发现随着壁面振动频率的提高,腔体内部的纯音噪声峰值逐渐降低,当腔体前缘壁面振动频率达到4 000Hz时,腔体内部1阶与2阶模态的纯音噪声峰值分别降低15dB和17dB。因此在腔体前缘壁面施加高频振动能显著地降低腔体内部的纯音噪声,为扩展开式空腔的工程应用奠定了良好的理论基础。 展开更多

关键词 开式空腔 大涡模拟 纯音噪声 噪声频谱 高频振动

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柔性变形后缘翼型阵风减缓及气动噪声分析

3

作者 张育鸣 戴玉婷 +2 位作者 黄广靖 杨超 蒋树杰 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第10期111-123,共13页

柔性变形后缘以无缝、光滑的气动外形不仅在气动方面相比传统铰链舵面有显著优势,在提升噪声性能方面也具有较大潜力。在大涡模拟模型和基于Lighthill声比拟方法的FW-H方程基础上,利用CFD数值仿真研究了有缝后缘和无缝后缘的气动噪声特... 柔性变形后缘以无缝、光滑的气动外形不仅在气动方面相比传统铰链舵面有显著优势,在提升噪声性能方面也具有较大潜力。在大涡模拟模型和基于Lighthill声比拟方法的FW-H方程基础上,利用CFD数值仿真研究了有缝后缘和无缝后缘的气动噪声特性对比。更进一步,在遭遇阵风时,通过无缝后缘柔性动态变形进行载荷减缓,并与无缝后缘刚性偏转进行载荷减缓效率和气动噪声特性对比。研究表明,在4°迎角下,无缝后缘相比有缝后缘纯音噪声峰值降低20.2 dB;在4°~20°等效迎角的正弦阵风下,基于无缝柔性变形后缘的翼型载荷减缓效率均在60%以上,比刚性偏转后缘的载荷减缓效率高出10%~30%;且在12°等效迎角的正弦阵风下,无缝后缘柔性变形纯音噪声峰值相比刚性偏转最高可降低7.2 dB。最后从动态特性和流场演化角度分析了无缝后缘两种偏转方式对阵风载荷减缓效率和气动噪声特性的影响机理。 展开更多

关键词 柔性变形 大涡模拟 FW-H方程 阵风减缓 纯音噪声

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单级轴流压气机纯音噪声实验与数值分析

4

作者 陈聪聪 王煜伟 +2 位作者 束王坚 杜林 孙晓峰 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第5期1239-1249,共11页

为了探索转/静干涉纯音噪声与静子前缘上洗速度之间的对应关系,使用已发展的风扇纯音噪声混合预测方法对一台单级、低速压气机实验台(TA36)节流过程中的转/静干涉纯音噪声进行了预测,并与实验结果进行了对比验证。为了准确获取作为转/... 为了探索转/静干涉纯音噪声与静子前缘上洗速度之间的对应关系,使用已发展的风扇纯音噪声混合预测方法对一台单级、低速压气机实验台(TA36)节流过程中的转/静干涉纯音噪声进行了预测,并与实验结果进行了对比验证。为了准确获取作为转/静干涉纯音噪声声源的静子叶片表面非定常压力脉动,首先比较了不同计算网格与时间步长设置对叶片表面非定常压力脉动计算的影响。随后,比较了静子叶片来流上洗速度和纯音噪声随质量流量的变化规律。研究表明:设计转速下,静子前缘70%、80%以及90%叶高的3阶叶片通过频率处的上洗速度幅值随质量流量的变化规律与混合预测方法估计的进气管道壁面声压级的变化趋势一致,并且与实验测量值的变化规律也保持了良好的一致性。此外,管道外远场声压级指向性的结果也表明:该实验台远场声辐射具有明显的指向性,并且不会随着节流过程产生明显的变化。 展开更多

关键词 压气机 转/静干涉 纯音噪声 非定常压力脉动 噪声预测

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推力螺旋桨噪声试验 被引量：3

5

作者 周家检 郝璇 +2 位作者 付增良 梁彬 周平 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第2期225-232,共8页

针对某推力螺旋桨开展了噪声测试,获得了定桨矩角、不同转速工况的螺旋桨噪声频谱特性和典型工况下的螺旋桨噪声辐射指向性,分析了螺旋桨噪声与转速、桨矩角的变化规律,以及螺旋桨的纯音噪声、宽频噪声和总噪声的辐射指向性。结果表明:... 针对某推力螺旋桨开展了噪声测试,获得了定桨矩角、不同转速工况的螺旋桨噪声频谱特性和典型工况下的螺旋桨噪声辐射指向性,分析了螺旋桨噪声与转速、桨矩角的变化规律,以及螺旋桨的纯音噪声、宽频噪声和总噪声的辐射指向性。结果表明:随桨矩角和转速增大,宽频噪声在总噪声中占比增大,在大桨矩角、高转速下,宽频噪声强度已经与纯音噪声相当。宽频噪声辐射指向性与螺旋桨桨叶自噪声相符。 展开更多

关键词 推力螺旋桨 宽频噪声 纯音噪声 桨叶自噪声 辐射指向性

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加速度传感器声灵敏度测试技术研究

6

作者 潘启铭 郑术力 范程刚 《环境技术》 2023年第9期158-162,共5页

本文对加速度传感器的声灵敏度产生原因进行分析,介绍了以纯音噪声声场的声灵敏度测试系统。通过实验对声灵敏度由声场声压级变化和频率变化的响应进行研究,提出一种随机噪声声灵敏度合成模型,并对模型进行技术研究。

关键词 声灵敏度 纯音噪声 合成模型

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声涡相互作用下翼型分离泡内流动动力学特征

7

作者 史泽奇 刘勇 +1 位作者 钟伯文 汤崇辉 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2023年第2期29-37,I0001,共10页

基于LBM-LES方法对中等雷诺数下NACA0012翼型气动噪声进行了直接模拟,得到了声涡相互作用下气动噪声声场和流场,分析了剪切层内流体动力学特征。结果表明:翼型壁面附近剪切层内,扰动从分离前T-S不稳定分离后向K-H不稳定转变,K-H不稳定... 基于LBM-LES方法对中等雷诺数下NACA0012翼型气动噪声进行了直接模拟,得到了声涡相互作用下气动噪声声场和流场,分析了剪切层内流体动力学特征。结果表明:翼型壁面附近剪切层内,扰动从分离前T-S不稳定分离后向K-H不稳定转变,K-H不稳定对扰动的增长起重要作用;分离泡内湍流强度显著增长直至转捩成湍流,但流动再附后,湍流强度有所降低;750 Hz的大尺度旋涡结构是在分离泡内形成并发展成稳定结构,而2次和3次谐波频率对应的旋涡结构形成于流动转捩后,在分离泡外发展成稳定结构,说明远场2次及3次谐波纯音噪声和750 Hz主纯音噪声生成机理不同。 展开更多

关键词 流动动力学 分离泡 声涡相互作用 纯音噪声

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基于LBM-LES方法翼型纯音噪声数值研究 被引量：3

8

作者 冯欢欢 刘勇 +1 位作者 王琦 邹森 《计算力学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第5期678-686,共9页

基于LBM-LES方法,对中低雷诺数下的NACA0012翼型纯音噪声进行了直接计算,研究了不同迎角和雷诺数对纯音噪声的影响。计算结果表明,翼型的声源主要位于翼型的分离区和后缘处,在不同迎角和雷诺数下的声辐射特征均具有偶极子声场的特点;迎... 基于LBM-LES方法,对中低雷诺数下的NACA0012翼型纯音噪声进行了直接计算,研究了不同迎角和雷诺数对纯音噪声的影响。计算结果表明,翼型的声源主要位于翼型的分离区和后缘处,在不同迎角和雷诺数下的声辐射特征均具有偶极子声场的特点;迎角的增大将引起较大的旋涡尺度和湍流强度,吸力面声源区域前移。声压级频谱分析表明,随着迎角的增大,纯音噪声逐渐消失,噪声谱最终呈现宽频特征;随着雷诺数的增大,后缘压力脉动增大。声压级频谱中,主频频率随着雷诺数的增大而增大,且符合Paterson公式的幂律关系。此外,声压级频谱特性随着雷诺数的增大表现出由离散特性向宽频特性转变的趋势。 展开更多

关键词 LBM-LES 中低雷诺数 纯音噪声 翼型 直接计算

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基于过量功率谱减的语音增强算法研究 被引量：2

9

作者 张悦 《兰州文理学院学报（自然科学版）》 2017年第5期89-92,共4页

针对在弱语音信号输入和低信噪比情况下,传统的谱减法处理后的语音性能下降的问题,本文提出了一种基于过量功率谱减的方法来增强带有白噪声的语音信号,其处理后产生的纯音噪声,可以利用中心限幅的方法加以高效的限制.同时,该方法使得信... 针对在弱语音信号输入和低信噪比情况下,传统的谱减法处理后的语音性能下降的问题,本文提出了一种基于过量功率谱减的方法来增强带有白噪声的语音信号,其处理后产生的纯音噪声,可以利用中心限幅的方法加以高效的限制.同时,该方法使得信噪比提高了8dB. 展开更多

关键词 语音增强 过量功率谱 低信噪比 纯音噪声

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带仿鳍式尾缘结构有限长翼型的噪声特性及降噪实验研究

10

作者 刘宴利 仝帆 +2 位作者 王勇 王超 黄奔 《西安交通大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第9期20-27,共8页

中低雷诺数条件下,翼型绕流时会产生窄带高强度的纯音噪声。为探究仿鳍式尾缘结构对壁面安装形式下有限长翼型产生的纯音噪声的抑制效果,通过实验研究了壁面安装形式下带有高度为2、4、6和8 mm的仿鳍式尾缘结构的有限长NACA0012翼型模... 中低雷诺数条件下,翼型绕流时会产生窄带高强度的纯音噪声。为探究仿鳍式尾缘结构对壁面安装形式下有限长翼型产生的纯音噪声的抑制效果,通过实验研究了壁面安装形式下带有高度为2、4、6和8 mm的仿鳍式尾缘结构的有限长NACA0012翼型模型的降噪效果及其噪声特性。在0.55 m×0.4 m声学风洞中测量了不同流速、不同迎角条件下翼型模型的远场传声器信号和传声器阵列信号。远场传声器频谱图和波束形成声源成像图表明:未安装仿鳍式尾缘结构的基础翼型产生了明显的中高频纯音噪声,且纯音噪声的频率随流速的增加向高频移动;仿鳍式尾缘结构可有效降低甚至消除基础翼型产生的纯音噪声,而对其他频带噪声几乎无影响;仿鳍式尾缘结构高度越大降噪效果越好;仿鳍式尾缘结构翼型产生的宽频噪声主要分布在翼型尾缘、叶尖、翼型前缘及尾缘与壁面的连接处,当仿鳍式尾缘结构高度较大时还会在叶尖产生高频噪声。 展开更多

关键词 有限长翼型 纯音噪声 仿鳍式尾缘结构 波束形成

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中/低雷诺数翼型后缘纯音噪声物理机制与主/被动控制研究综述

11

作者 李勇 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2024年第3期38-49,共12页

基于国内外研究成果,本文总结了中/低雷诺数下翼型后缘纯音噪声的物理机制与主/被动控制的研究现状,阐述了目前该研究还需回答与解决的部分问题,并对可能的新研究思路与方法进行了展望。在物理机制方面,边界层内声反馈和后缘涡脱落是公... 基于国内外研究成果,本文总结了中/低雷诺数下翼型后缘纯音噪声的物理机制与主/被动控制的研究现状,阐述了目前该研究还需回答与解决的部分问题,并对可能的新研究思路与方法进行了展望。在物理机制方面,边界层内声反馈和后缘涡脱落是公认的中/低雷诺数下翼型后缘纯音噪声的2种主要发声机制。前者由T–S不稳定波散射噪声向上游传播、在边界层与翼型后缘之间形成,产生的纯音噪声具有典型“阶梯状”离散频谱特性;后者由翼型尾流整体不稳定性引起,纯音噪声具有单一频率特性。2种发声机制之间如何竞争以及噪声频率如何选择等问题仍未完全解决。在研究方法方面,主要采用线性稳定性分析、风洞实验测量和DNS/LES数值模拟等研究方法。由于现有研究的翼型较为单一,所得结果无法满足翼型低噪声设计的需求。在噪声控制方面,被动控制方法多采用翼型前/后缘锯齿、多孔材料和柔性壁面,主动控制方法多采用表面吹/吸气和等离子体技术;在基于机理分析有效抑制翼型后缘纯音噪声方面,还有较多可改进之处。 展开更多

关键词 中/低雷诺数 翼型后缘纯音噪声 噪声机理 主/被动控制

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确定切入飞行等效剖面的方法研究 被引量：1

12

作者 闫国华 段子瑜 《噪声与振动控制》 CSCD 2014年第3期82-85,共4页

在飞机噪声适航审定过程中,基准飞行试验耗时费力,对试验场地要求严苛,使用切入飞行程序能够有效地节约运营成本,大幅降低所需的试验时间。使用切入飞行程序进行飞行试验时,需要确定切入飞行与基准飞行轨迹有效的结合点来作为切入点,飞... 在飞机噪声适航审定过程中,基准飞行试验耗时费力,对试验场地要求严苛,使用切入飞行程序能够有效地节约运营成本,大幅降低所需的试验时间。使用切入飞行程序进行飞行试验时,需要确定切入飞行与基准飞行轨迹有效的结合点来作为切入点,飞行切入点的确定将影响整个飞行试验数据的获得以及飞机的飞行成本。通过对某型飞机的基准飞行数据分析以及基于基准飞行剖面几何求解得到切入点的位置,确定整个切入飞行的等效剖面。 展开更多

关键词 声学 切入飞行程序 最大纯音修正感觉噪声级 切入点

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