导读:本文包含了旋翼噪声论文开题报告文献综述及选题提纲参考文献，主要关键词:直升机,强旋翼噪声,话音处理系统,数字话音信号
旋翼噪声论文文献综述
李声飞[1]（2019）在《一种适用于直升机强旋翼噪声环境的话音处理系统研究与实现》一文中研究指出为了解决直升机平台强旋翼噪声对飞行员通话干扰问题,设计一种基于Xilinx ZYNQ~?-7000平台的话音处理系统。该系统由模拟音频处理单元和数字音频处理单元组成,模拟音频单元完成飞行员模拟话音信号的匹配、滤波、预处理和A/D变换,数字音频处理单元利用ZYNQ平台强大的综合处理能力,完成数字话音信号的协议解析和混音控制,并针对直升机舱内噪音的特点,设计一套适用于直升机强噪声平台的话音处理算法。最后通过外场飞行试验表明,该系统能够有效抑制直升机驾驶舱内通话噪声,增强语音信号,提高飞行员通话的可听可懂度和舒适度。(本文来源于《现代电子技术》期刊2019年10期）
赵庆贺,李晓东[2]（2019）在《悬停状态下旋翼噪声声源反演的正则化方法》一文中研究指出根据旋翼辐射的气动噪声求解气动声学反问题,给定合理的旋翼表面载荷并结合声类比方法得到观测点的信号,以此进行表面载荷反演。对建立的大型不适定性方程组采用奇异值分解结合正则化方法进行求解,为克服反演结果存在的数值振荡,采用多项式函数来表示未知量,并引入库塔条件作为先验信息。结果表明:理想条件下,该方法得到的旋翼表面的压力分布更接近输入值,尤其在载荷分布较大的叶尖区域,考虑干扰噪声影响后,该方法得到的展向截面吸力峰位置的最大相对误差从15%减小到4%。(本文来源于《航空动力学报》期刊2019年04期）
唐朝[3]（2019）在《直升机旋翼噪声源分离方法与试验验证》一文中研究指出直升机旋翼噪声是当前直升机技术的研究热点之一。本文针对复杂流场中旋翼气动噪声源的分离识别问题,基于设计的新型试验模型和测量手段,提出了一种旋翼不同类型噪声的分离识别试验新方法。第一章,介绍了本文的研究背景、研究意义及国内外研究现状,总结了关于直升机旋翼噪声的数值模拟和试验研究两方面的新进展,在此基础上提出了本文的主要研究工作。第二章,设计并研发了一种能够产生稳定高强度涡的新型双级涡流发生器。首先建立其不同类型出口段仿真模型,并对其产生的涡流场特性进行了数值分析,在此基础上采用PIV技术进行流场测量,测得其在不同来流风速下产生的涡强度和涡核半径,测试结果与CFD分析结果吻合较好,为后续桨/涡干扰噪声试验提供了技术支撑。第叁章,建立了悬停状态下旋翼不同类型噪声的试验测量方法。首先在无升力状态下,开展了对称NACA0015翼型无扭转模型旋翼的噪声测量试验,获得了无载荷噪声时的噪声。此时对应单纯的厚度噪声;然后给旋翼加上不同的总距,即可测得旋翼不同工况下厚度噪声加载荷噪声的合噪声。随后,基于自主设计的新型涡流发生器,对无升力情况下的模型旋翼增加涡干扰,试验测量获得了包含厚度噪声和桨/涡干扰噪声在内的总噪声特性。在此基础上,通过不同的旋翼总距角和桨尖马赫数,进行厚度噪声、载荷噪声与桨/涡干扰噪声的综合测量,同时得到不同类型噪声的空间辐射方向和影响其强弱的参数特征。试验结果还表明新型涡流发生器与模型旋翼的组合能有效地测量分析旋翼桨/涡干扰噪声特征,并通过不同总距角和转速等获得了旋翼各类型噪声特性,为直升机旋翼气动噪声特性的参数影响规律研究和噪声源的分离识别提供了有效的研究手段和丰富的试验数据。第四章,开展了悬停状态下高速脉冲噪声的试验测量研究。首先基于二维欧拉方程,计算NACA0015翼型阻力发散马赫数,得到其阻力突增的马赫数。然后根据计算结果更换相应试验设备后逐步提高桨尖马赫数至0.894,测量高速脉冲噪声的声压值并进行了时频分析,获得了旋翼高速脉冲噪声的发声机理与传播特性。第五章,对本文的主要工作做了总结,概括了本文的创新点,并对该课题后续的研究工作进行了展望。(本文来源于《南京航空航天大学》期刊2019-01-01）
卫瑞智,陆洋,董祥见,冯剑波[4]（2018）在《悬停状态电控旋翼噪声主动控制试验》一文中研究指出为研究电控旋翼襟翼高阶谐波噪声控制规律,在电控旋翼综合试验台上进行了悬停状态下的噪声主动控制试验。首先搭建了用于旋翼噪声测量和襟翼控制的测控系统,基于该系统,施加了不同谐波阶数下的襟翼幅值、相位控制,通过对试验数据的分析表明:旋翼转速为500r/min时,旋翼噪声声压级最多可降低4dB;最佳的旋翼噪声控制襟翼谐波阶数为2/rev,襟翼谐波的最优控制幅值小于6°,最优控制相位在180°~300°之间。(本文来源于《南京航空航天大学学报》期刊2018年02期）
牛凯华[5]（2017）在《基于非谐波控制的电控旋翼噪声控制研究》一文中研究指出桨涡干扰(Blade Vortex Interactions,BVI)噪声一旦出现便会成为直升机噪声的主要成分。电控旋翼桨距控制通过安装于桨叶后缘的襟翼偏转实现,其独特的结构使其可采用主动控制方法对BVI噪声施加控制。非谐波式独立桨叶控制方法可针对控制目标在任意方位角范围内对桨距施加任意波形的控制。本文以电控旋翼为对象,对电控旋翼BVI噪声的非谐波式独立桨叶控制方法开展研究。主要研究内容如下:(1)首先结合电控旋翼气动力模型及FW-H噪声方程,建立了电控旋翼BVI噪声计算模型;以此为计算核心,建立了电控旋翼BVI噪声主动控制优化分析模型,包括多岛遗传算法+序列二次规划法和自适应模拟退火法+序列二次规划法两种组合优化算法,为后续BVI噪声的主动控制优化研究奠定了基础。(2)针对电控旋翼BVI噪声控制问题,基于上述优化分析模型,首先对谐波式主动控制方法进行了仿真研究,以之为参考,进一步研究了局部方位角谐波、方波、斜坡-方波-斜坡、谐波-方波-谐波、拟合曲线等不同形式的非谐波控制波形对BVI噪声的影响规律;提出了适用于电控旋翼BVI噪声控制的非谐波式主动控制方法,并对其进行了优化设计。仿真结果表明:对于样例电控旋翼,在谐波式主动控制中,2Ω的谐波式主动控制对观测点BVI噪声控制效果最佳;在以第二象限为中心的局部方位角范围内,优化后的谐波-方波-谐波式与二次曲线拟合式波形对电控旋翼BVI噪声的控制效果接近全桨盘谐波式主动控制方法的最佳控制效果。(3)利用电控旋翼综合试验台,开展了电控旋翼BVI噪声主动控制的风洞试验研究。对谐波式主动控制方法和谐波-方波-谐波式与二次拟合曲线式等非谐波主动控制方法的控制参数进行了扫略试验。试验结果表明:谐波式与非谐波式主动控制方法对旋翼前行边峰值BVI噪声的控制规律与仿真结果类似,变化趋势基本相同。(本文来源于《南京航空航天大学》期刊2017-12-01）
章佳荣,王冠,王娟娟,朱知萌[6]（2016）在《直升机旋翼噪声特性研究》一文中研究指出通过对直升机噪声特性的研究,可为进一步提升对直升机目标的探测与识别能力提供理论支撑。文章通过查阅大量文献和技术资料,对直升机的噪声产生源、不同噪声源的频谱特征等内容进行了研究,并以某轻型直升机为研究对象进行了验证性实验测试。研究结果表明:直升机旋翼产生的低频噪声具有明显的线谱特征,并且相对于发动机产生的宽带噪声具有更好的传播特性,是进行远距离直升机探测的有利目标特征;旋翼噪声的频率特征与叶片数量、旋转速度等因素有关,可以此作为直升机类型识别的依据之一;噪声强度与飞机姿态、飞行阶段等因素有关,且声传播损失基本满足球面波衰减规律,据此可进行飞机姿态的判别和目标距离的粗略估计。(本文来源于《2016年中国造船工程学会水中目标特性学组学术交流会论文集》期刊2016-10-25）
段广战,陈平剑[7]（2009）在《基于CFD的直升机旋翼噪声计算》一文中研究指出应用CFD技术和气动声学的时域理论,研究直升机旋翼悬停流场及气动噪声。噪声计算以旋翼流动解为基础,采用了气动声学时域理论,文中对该理论进行了推导和说明,并给出了旋翼旋转噪声的预测算例。(本文来源于《空气动力学学报》期刊2009年03期）
孙曜,汪鸿振[8]（2003）在《直升机旋翼噪声研究概述》一文中研究指出直升机旋翼噪声是直升机工业发展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。本文对直升机旋翼噪声的研究进行概述,介绍了旋翼空气动力学的发展,旋翼噪声的理论与试验研究,降低旋翼噪声的方法和智能旋翼研究。最后对未来旋翼噪声研究做出了展望。(本文来源于《噪声与振动控制》期刊2003年04期）
徐国华,高正[9]（1996）在《悬停状态下模型旋翼噪声试验的初步研究》一文中研究指出本文介绍了模型旋翼在消声室进行噪声试验的方法和在南京肮空航天大学航空声学实验室的消声室进行的悬停模型旋翼噪声试验，给出了旋翼桨盘平面内和桨盘平面下不同测量点的试验结果，着重分析了旋翼噪声的组成特点及频谱特性。试验数据和分析表明：旋翼噪声不仅随测量点至源点的距离变化，而且随测量点与桨盘平面的夹角不同而不同，低叶尖马赫数、高拉力系数的悬停模型施翼约在桨盘平面下４５°附近噪声最大(本文来源于《空气动力学学报》期刊1996年01期）
旋翼噪声论文开题报告
（1）论文研究背景及目的
此处内容要求：
首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。
写法范例：
根据旋翼辐射的气动噪声求解气动声学反问题,给定合理的旋翼表面载荷并结合声类比方法得到观测点的信号,以此进行表面载荷反演。对建立的大型不适定性方程组采用奇异值分解结合正则化方法进行求解,为克服反演结果存在的数值振荡,采用多项式函数来表示未知量,并引入库塔条件作为先验信息。结果表明:理想条件下,该方法得到的旋翼表面的压力分布更接近输入值,尤其在载荷分布较大的叶尖区域,考虑干扰噪声影响后,该方法得到的展向截面吸力峰位置的最大相对误差从15%减小到4%。
（2）本文研究方法
调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。
观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。
实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。
文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。
实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。
定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。
定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。
跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。
功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。
模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。
旋翼噪声论文参考文献
[1].李声飞.一种适用于直升机强旋翼噪声环境的话音处理系统研究与实现[J].现代电子技术.2019
[2].赵庆贺,李晓东.悬停状态下旋翼噪声声源反演的正则化方法[J].航空动力学报.2019
[3].唐朝.直升机旋翼噪声源分离方法与试验验证[D].南京航空航天大学.2019
[4].卫瑞智,陆洋,董祥见,冯剑波.悬停状态电控旋翼噪声主动控制试验[J].南京航空航天大学学报.2018
[5].牛凯华.基于非谐波控制的电控旋翼噪声控制研究[D].南京航空航天大学.2017
[6].章佳荣,王冠,王娟娟,朱知萌.直升机旋翼噪声特性研究[C].2016年中国造船工程学会水中目标特性学组学术交流会论文集.2016
[7].段广战,陈平剑.基于CFD的直升机旋翼噪声计算[J].空气动力学学报.2009
[8].孙曜,汪鸿振.直升机旋翼噪声研究概述[J].噪声与振动控制.2003
[9].徐国华,高正.悬停状态下模型旋翼噪声试验的初步研究[J].空气动力学学报.1996