导读:本文包含了宽频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:前缘下垂,高升力,气动噪声,航空声学
宽频噪声论文文献综述
陆维爽,刘沛清,郭昊[1]（2019）在《前缘下垂远场低频宽频噪声特性》一文中研究指出为了研究前缘下垂远场噪声特性,在北京航空航天大学D5风洞内开展前缘下垂增升构型远场噪声特性试验研究,并利用计算流体力学的方法补充提供增升构型附近流场信息。增升构型模型为前缘下垂搭配后缘襟翼,为了消除襟翼噪声干扰,后缘襟翼收起。研究表明,前缘下垂增升构型远场噪声频谱以宽频噪声为主。随着来流速度的增加,宽频幅值逐渐增加。其中,低频(200～400Hz)宽频噪声幅值经过马赫数5次方归一化后吻合良好。随着迎角的增加,中高频宽频幅值变化不大,但是,低频宽频噪声幅值变化明显,先降低再增加。通过分析在不同迎角下,有效迎风面积、压力面DSM Dyneema布变形以及两者共同对远场噪声幅值的影响,发现远场低频宽频噪声幅值变化规律与模型附近流场变化有关。(本文来源于《航空学报》期刊2019年10期）
亢银柱,张超,刘国强,王天正,晋涛[2]（2019）在《声子晶体材料与有源控制相结合的宽频噪声抑制方法》一文中研究指出电力变压器噪声除了本体噪声产生的低频分量,还包含冷却风扇产生的中高频噪声。有源降噪方法对低频噪声控制性能好,且灵活可控,但降噪效果受制于通道数量。在不增加通道数量的前提下,为了拓宽降噪频率范围,提出声子晶体材料与有源控制相结合的降噪方法。以DSP为核心控制器搭建了基于LMS算法的双通道有源降噪系统,在此基础上开展了嵌入声子晶体材料的有源降噪系统降噪性能验证实验研究。实验结果表明,针对变压器100～400 Hz的低频噪声,双通道有源降噪系统单频最大降噪量约20 dB,多频总降噪量可达9 dB。设计了对500～1 000 Hz中高频噪声抑制作用明显的声子晶体材料,对600 Hz单频降噪量约14 dB。嵌入声子晶体材料的双通道有源降噪系统,最大总降噪量可达16 dB,优于单纯的有源降噪。可见,声子晶体材料与有源控制相结合,拓宽降噪频率范围、提高降噪性能的方法是可行性的。(本文来源于《科学技术与工程》期刊2019年17期）
杨野[3]（2019）在《基于叁维声源模型的风扇/压气机宽频噪声快速预测方法研究》一文中研究指出对于现代高性能涡扇发动机,风扇/压气机宽频噪声对于航空发动机总噪声的贡献越来越大,严重时会造成噪声污染、威胁发动机的结构安全。目前,若用计算气动声学方法去解决航空发动机复杂内流的声学问题,需要庞大的计算资源与时间成本,因此建立风扇/压气机噪声高效快速预测方法,对获得风扇/压气机气动噪声数据、厘清噪声产生机理和传播规律,为发动机叶片声学设计提供准确输入条件非常关键。要研究风扇宽频噪声的快速预测方法,首先需要根据其产生机理建立声源的解析模型。风扇宽频噪声主要来自于转子尾迹中的湍流脉动与静子叶片的相互作用,在静子表面产生的非定常压力差使得管道内部形成了声场。基于这种认识,本文利用叁维升力面理论和湍流谱理论推导了叁维风扇宽频噪声源模型。在真实发动机环境中,管道中的声源会与声传播相互作用,常规计算方法难以对其进行统一考虑,但传递单元方法能将其都转化为模态波在边界上的匹配问题,进而联立求解声场。基于上述思想,本文发展了能够考虑声源与声传播相互作用的叁维风扇宽频噪声快速预测程序。通过对噪声预测程序输入中的几何参数、主流参数和湍流参数分别进行参数化研究,探究了9个主要输入变量对宽频噪声预测结果的影响规律。发现由于声波向上游、下游传播的固有特性,后传声功率级普遍大于前传声功率级,基本不受参数变化的影响。核函数和上洗速度谱是噪声预测的关键,这9个参数均会通过这两个因素来影响噪声预测结果,只是影响规律各有不同。参数中马赫数的变化会使声功率级有非常大的幅值变化。湍流参数对于宽频噪声的影响最为直接,4个湍流参数中背景湍流强度的影响最大。噪声预测程序还缺少转子尾迹作为输入,为进一步求解由于风扇干涉产生的管道内声场中声压分布情况,利用CFD方法计算了TA36单级风扇转静干涉流场,通过与试验测得的特性线图对比,验证流场结果可靠后,对转子尾迹中湍流脉动信息进行建模处理。在这个利用CFD方法得到转子尾迹的过程中,发现湍动能可能会出现耗散过大而迅速衰减的情况,主要原因是轴向网格过于稀疏以及部分求解参数的设置存在问题。根据TA36试验台4个不同转速的工作状态,本文利用CFD尾迹作为输入对其进行了宽频噪声的预测,讨论了湍流模型和进口湍动能的影响,当进口湍动能较小时,不同的湍流模型对宽频噪声预测结果的影响很小。当进口湍动能较大时,用SST模型求解得到的声场声压级比用k-?模型求解得到的声场声压级整体大5dB左右。通过对比利用两种湍流模型计算得到的湍流参数和噪声预测结果之间的关系,发现SST模型更加符合参数化研究得到的规律。另外,在涉及多个湍流输入参数的影响时,湍流输入参数会相互耦合地作用于宽频噪声,其影响规律与单独作用有明显区别。本文的进步点在于:与现有大多数的解析方法相比,本文发展的风扇/压气机宽频噪声快速预测方法能够考虑叶片几何的叁维特性,并且能通过传递单元方法统一计算声源与声传播,考虑两者的相互作用。与现有的CAA方法相比,具有计算量少,时间成本低的优点,在工程上具有较好的应用前景。(本文来源于《军事科学院》期刊2019-06-10）
马逊军[4]（2018）在《主减速器引起的直升机舱内宽频噪声主动控制方法研究》一文中研究指出多年来,直升机舱内噪声始终是一个令人困扰的问题。在直升机飞行过程中,整个动力传动系统均向直升机机舱内部辐射及传递噪声,使驾乘人员始终处于复杂且恶劣的噪声环境之中,不仅危害驾乘人员的身体健康,影响工作效率,其诱发的结构振动与声疲劳还可能会危及直升机的飞行安全。所以,降低直升机的舱内噪声水平已成为直升机研制工作中最为关键的技术问题之一。通过主动结构声振控制技术抑制主减速器引起的舱内噪声,是实现这一目标行之有效的方式。而智能材料和控制算法的发展逐渐使舱内宽频噪声控制成为可能。本文以减速器齿轮啮合引起的直升机舱内宽频噪声主动控制问题为工程背景,从以振治声的观点进行降噪设计,围绕主动撑杆在主动结构声振控制系统中的应用问题,开展相关研究,包括:主动控制律研究、声振系统动力学建模、主动结构声振控制仿真与试验验证等。主要研究工作包括以下几部分:(1)针对主减速器引起的直升机舱内宽频噪声问题,分析了前馈自适应控制算法难以实现宽频控制的具体原因。在此基础上,提出了主动结构声振控制混合控制算法。该算法通过滤波最小均方算法对基频噪声成分进行有效抑制,而通过专门设计的离散预测滑模反馈控制器对其它较强的宽频噪声成分进行控制,从而达到多频/宽频控制目标。(2)基于直升机声振系统状态空间模型和输入输出模型,设计了离散预测滑模反馈控制器。设计过程首先考虑了控制器的鲁棒性和响应速度,采用了符合这两点要求的离散滑模控制方法,设计了等效滑模控制器。为了提高控制器的复杂信号跟踪能力,在此基础上引入了复杂信号跟踪能力较强的预测控制方法,通过预测模型和滚动优化得到局部最优控制量,并削弱了滑模控制引起的抖振现象。同时,分析了反馈控制器的稳定性、鲁棒性及其多频信号跟踪能力。针对常规滑模控制无法直接用于非最小相位系统的问题,给出了将所设计反馈控制器应用于非最小相位系统控制的方法。(3)根据混合控制算法的基本构架及控制目标,提出了直升机舱内宽频噪声主动控制系统总体方案。以直-11直升机作为仿真和试验控制对象平台,设计了该型直升机模型及相应的减速器和智能撑杆系统。建立了安装有压电作动器的减速器撑杆动力学模型,以及安装有减速器撑杆的模拟机舱声振动力学模型,最终结合结构有限元和声学有限元法,获得了舱内声场分布规律,以及各个激励点到目标振动点或外部声场处的振动/声学传递函数,为主动结构声振控制算法仿真和试验研究提供了支撑。(4)为了验证所提出混合控制律的宽频噪声控制有效性及稳定性,进行了较为全面的算法仿真验证研究。首先进行了振动反馈的宽频控制仿真,分析了该控制策略情况下的控制特点,考察了各主要控制参数对控制效果的影响。进一步,开展了不同状态下以噪声信号作为反馈的仿真研究,以验证算法的宽频控制有效性。仿真结果表明:多种状态下基频噪声可降低30 d B以上,最大可达118 d B;宽频噪声最多可降低约17.5 d B;与振动反馈的控制效果相比,以噪声信号作为反馈的宽频降噪效果更佳。(5)基于直升机舱内宽频噪声主动控制系统总体方案,完成了试验系统的软硬件开发。基于该试验系统,针对主动结构声振控制算法完成了多种典型状态下的宽频噪声控制试验研究,验证了该试验系统的宽频噪声控制有效性。试验结果表明:多种状态下基频噪声可降低15 d B以上,最大可达31 d B;宽频噪声最多可降低约8 d B。对比分析了分别以振动信号和以噪声信号作为反馈的噪声主动控制试验效果,总结出减速器引起的舱内噪声主动控制规律,为深入研究直升机振动与噪声耦合特性提供了指导,并提出了改善控制效果的针对性措施。(6)针对直升机结构振动抑制的需求,将所提出的混合控制律引入直升机结构响应主动控制系统,以验证其可行性和有效性。以一个简化的直升机有限元模型为对象进行了混合控制律仿真,并与并联结构滤波最小均方算法在几种典型状态下进行了控制效果对比,结果表明所设计的混合控制律能同时抑制主通过频率振动和谐波分量,且具有更快的收敛速度和更强的稳定性。进一步,综合考虑直升机实际减振需求,针对自由-自由弹性梁结构的谐波响应开展了不同状态下的振动主动控制试验研究,以验证算法的宽频控制有效性和稳定性,取得了满意的控制效果。本文研究成果将为我国直升机舱内主动降噪系统的研制提供重要的理论分析基础和试验依据。(本文来源于《南京航空航天大学》期刊2018-07-01）
许坤波,乔渭阳,霍施宇,程颢颐,仝帆[5]（2017）在《基于旋转轴向阵列的风扇宽频噪声实验》一文中研究指出航空发动机降噪研究迫切需要一种叶轮机械管道内宽频噪声测量方法来指导降噪设计。本文通过对阵列测量的声压信号进行互相关分析,得到管道内顺流和逆流传播的模态声功率结果。安装在风扇实验台进口段的传声器阵列由2排周向间隔180°的轴向阵列组成,每排阵列有14个等间距的传声器。阵列安装在可周向旋转的测量段上,实验中测量段每隔6°旋转一次,共获得840个测点位置的声场信号。结果表明入射波与反射波最大可相差10dB。模态分解结果表明,转静干涉模态是转子通过频率及其谐频处的主导模态。利用不同参考信号计算出的声场结果相同,说明该实验测试方法对参考信号位置没有特殊要求,进一步说明该方法有很好的适用性。(本文来源于《航空学报》期刊2017年11期）
许坤波,乔渭阳,常心悦,银涛,霍施宇[6]（2017）在《基于组合传声器阵列方法的风扇宽频噪声》一文中研究指出针对叶轮机械管道内宽频噪声模态分解以及声功率测量,基于组合传声器阵列方法对风扇管道宽频噪声进行了研究。与当前的成熟测量方法相比,该方法最大的优势是所需声压测点的个数大大减少,仅需要安装由单独一圈传声器和一排轴向传声器组成的麦克风阵列,这种优势在中高频管道宽频噪声测量上尤为突出。针对该方法的有效性和准确性进行了数值研究,并首次试验验证了该方法的精确性。在数值模拟中,人工模拟的声场是由几圈不相干的单极子声源激发产生的,模拟结果表明宽频噪声模态相干特性严重依赖于单极子声源的个数以及其紧凑性。当频率段内的管道模态近似完全不相干时,该方法可以准确地计算出入射声波的宽频噪声声功率,最大误差小于3dB。在风扇管道宽频噪声声功率计算方面,该方法与现有的成熟方法符合得很好,在入射声波的估计上,最大误差小于1dB,而在反射声波的测量上最大误差小于3dB。(本文来源于《航空学报》期刊2017年12期）
纪良[7]（2016）在《叶轮机宽频噪声产生机理和抑制方法的实验及数值研究》一文中研究指出叶轮机噪声是航空发动机的主要噪声源,转静干涉离散单音噪声和湍流宽频噪声是它的组成成分。随着针对叶轮机转静干涉离散单音噪声抑制技术的日趋成熟,叶轮机湍流宽频噪声的重要性就日渐凸显。通常湍流干涉宽频噪声是叶轮机湍流宽频噪声的主要来源,而叶片尾缘噪声(自噪声)则决定了叶轮机湍流宽频噪声能够达到的最小值。然而实际上叶片尾缘噪声并不总是保持在很低的水平,尤其是当尾缘噪声的特殊现象:单音噪声出现时。针对叶轮机湍流宽频噪声,特别是尾缘噪声的特点、产生机理和抑制方法,本文开展了以下几个方面的研究工作:(1)将自由场环境下基于传声器阵列的声源识别测量方法扩展至普通室内环境下的声学测量中。(2)采用声源识别测量方法研究了微弯叶片前缘噪声与尾缘噪声的相对重要性问题、微弯叶片和大转折角叶栅的尾缘噪声特征、锯齿形尾缘对微弯叶片和大转折角叶栅尾缘噪声的降噪潜力。(3)采用流场/声场混合方法研究了微弯叶片、大转折角叶栅的尾缘噪声的产生机理,锯齿形尾缘对微弯叶片、大转折角叶栅尾缘噪声的降噪机理。(4)对现有的风扇、涡轮噪声经验预测模型的不足之处进行了改进和完善,以此研究了不同涵道比涡轮风扇发动机风扇宽频噪声的特征。通过上述实验和数值模拟研究得到了如下主要结论:(1)考虑混响、驻波、背景噪声以及喷流剪切层修正等影响因素后,即使在高背景噪声的环境下,通过合理设计的传声器阵列和合适的反卷积算法仍然能够得到清晰的目标声源的声场结果。(2)在本文的实验条件下,微弯叶片的前缘噪声和尾缘噪声都十分重要。0°攻角条件下,微弯叶片的前缘噪声与来流速度成6.5次方的比例关系,尾缘噪声与来流速度成5.1次方的比例关系,大转折角叶栅的尾缘噪声与叶栅出口气流速度成6.1次方的比例关系。锯齿形尾缘能够显着改变尾缘噪声的噪声特征,对于微弯叶片,尾缘噪声与来流速度的比例系数变为6.6,对于大转折角叶栅,该比例系数变为5.7。与此同时,锯齿形尾缘能够有效降低微弯叶片和大转折角叶栅的尾缘噪声:对微弯叶片尾缘噪声总声压级的降噪量最高约为9.2dB,对大转折角叶栅尾缘噪声总声压级的降噪量最高约为5.9dB。(3)流场/声场混合方法的计算结果发现,低湍流、中等雷诺数条件下,微弯叶片和大转折角叶栅吸力面层流边界层的分离转捩进程对其尾缘噪声的贡献十分重要。大转折角叶栅尾缘噪声的产生应包含两方面的物理机制:一方面与上游边界层内的气流扰动有关,另一方面与下游尾迹内的气流扰动有关。(4)流场/声场混合方法的计算结果发现,低湍流、中等雷诺数条件下,锯齿尾缘能够有效降低微弯叶片和大转折角叶栅的尾缘噪声,总声压级降噪量最大可达14dB。锯齿尾缘结构附近大尺度的流向漩涡是降噪效果的根源所在:一方面导致了叶片表面压力扰动幅值的降低,另一方面减小了尾缘附近流动的展向相关尺度,从而降低了尾缘噪声。此外,切开式的锯齿尾缘完全破坏了大转折角叶栅的钝尾缘结构,从而完全消除了涡脱落噪声。(5)随着涡轮风扇发动机工况的提高,风扇宽频噪声对风扇总噪声的贡献在逐步降低。不同极方向角不同工况条件下,风扇宽频噪声对总噪声的贡献最高可达90%,最低仅为5%左右。整体上看,涵道比越高,风扇宽频噪声对风扇总噪声的贡献越高。(本文来源于《西北工业大学》期刊2016-09-01）
李乐,孙立永,屈伟,张建川,尚运[8]（2016）在《减小柴油机凸轮轴齿轮啮合侧隙对整机宽频噪声改善的研究》一文中研究指出为改善某四缸增压柴油发动机的NVH(Noise Vibration and Harshness)性能,通过改变发动机凸轮轴传动齿轮啮合侧隙并对振动及噪声进行测试,结果显示:减小凸轮轴传动齿轮啮合侧隙对发动机宽频噪声有明显改善。(本文来源于《小型内燃机与车辆技术》期刊2016年02期）
柏宝红,李晓东[9]（2016）在《一种基于平均流场的翼型尾缘宽频噪声预测方法》一文中研究指出发展了一种基于平均流场的翼型尾缘宽频噪声预测方法.可压缩Navier-Stokes方程被重组为能描述气动噪声产生和传播的形式,包括准确描述声传播的线性算子和雷诺应力构成的声源项.为减少计算时间和避免格林函数空间奇异性,采用伴随格林函数方法求解格林函数;同时采用基于平均流场的声源模化方法生成声源项.为了验证该方法,预测了NACA0012翼型尾缘宽频噪声,其中平均流场使用OpenFOAM计算,格林函数采用均匀流动下半无限大平板近似.预测结果表明:对于不同来流速度和攻角,该方法不仅能准确预测噪声幅值及峰值频率,而且噪声频谱也都在实验结果的误差范围之内(±3dB),证明了该预测方法的精度和适用性.(本文来源于《航空动力学报》期刊2016年01期）
林华刚,闫云聚,李鹏博[10]（2016）在《飞行器结构在高强宽频噪声环境下的响应预示分析与试验研究》一文中研究指出超高声速飞行器的动力学环境频域宽,使用有限元/边界元方法预示其振动响应存在困难。基于统计能量分析(Statistical energy analysis,SEA)理论建立某型高速飞行器声振耦合动力学模型,用理论解析和经验公式的方法确定各子系统的输入参数,以实际噪声试验条件作为飞行器SEA模型的输入激励,对飞行器舱内噪声声压级和子系统振动加速度响应进行预示,并与试验结果进行比较。结果显示,子系统振动加速度功率谱密度(Power spectral density,PSD)在中高频与试验结果基本一致,舱内声压在整个频段内误差小于3 d B,因此建立的动力学模型和采用的计算方法是可靠的,解决了有限元、边界元在中高频声振响应问题计算的局限性。通过传递路径分析寻找出舱内声场的主要来源,提出以损耗因子为设计变量的噪声控制与优化方法,利用遗传算法实现了这一非线性约束问题求解,为研究飞行器结构和复杂动力学环境以及飞行器降噪优化设计提供有效的手段。(本文来源于《机械工程学报》期刊2016年03期）
宽频噪声论文开题报告
（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：
电力变压器噪声除了本体噪声产生的低频分量,还包含冷却风扇产生的中高频噪声。有源降噪方法对低频噪声控制性能好,且灵活可控,但降噪效果受制于通道数量。在不增加通道数量的前提下,为了拓宽降噪频率范围,提出声子晶体材料与有源控制相结合的降噪方法。以DSP为核心控制器搭建了基于LMS算法的双通道有源降噪系统,在此基础上开展了嵌入声子晶体材料的有源降噪系统降噪性能验证实验研究。实验结果表明,针对变压器100～400 Hz的低频噪声,双通道有源降噪系统单频最大降噪量约20 dB,多频总降噪量可达9 dB。设计了对500～1 000 Hz中高频噪声抑制作用明显的声子晶体材料,对600 Hz单频降噪量约14 dB。嵌入声子晶体材料的双通道有源降噪系统,最大总降噪量可达16 dB,优于单纯的有源降噪。可见,声子晶体材料与有源控制相结合,拓宽降噪频率范围、提高降噪性能的方法是可行性的。
（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。
宽频噪声论文参考文献
[1].陆维爽,刘沛清,郭昊.前缘下垂远场低频宽频噪声特性[J].航空学报.2019
[2].亢银柱,张超,刘国强,王天正,晋涛.声子晶体材料与有源控制相结合的宽频噪声抑制方法[J].科学技术与工程.2019
[3].杨野.基于叁维声源模型的风扇/压气机宽频噪声快速预测方法研究[D].军事科学院.2019
[4].马逊军.主减速器引起的直升机舱内宽频噪声主动控制方法研究[D].南京航空航天大学.2018
[5].许坤波,乔渭阳,霍施宇,程颢颐,仝帆.基于旋转轴向阵列的风扇宽频噪声实验[J].航空学报.2017
[6].许坤波,乔渭阳,常心悦,银涛,霍施宇.基于组合传声器阵列方法的风扇宽频噪声[J].航空学报.2017
[7].纪良.叶轮机宽频噪声产生机理和抑制方法的实验及数值研究[D].西北工业大学.2016
[8].李乐,孙立永,屈伟,张建川,尚运.减小柴油机凸轮轴齿轮啮合侧隙对整机宽频噪声改善的研究[J].小型内燃机与车辆技术.2016
[9].柏宝红,李晓东.一种基于平均流场的翼型尾缘宽频噪声预测方法[J].航空动力学报.2016
[10].林华刚,闫云聚,李鹏博.飞行器结构在高强宽频噪声环境下的响应预示分析与试验研究[J].机械工程学报.2016