飞机噪声预测与仿真技术研究

为弥补现行飞机噪声环境影响评价方法的不足,根据飞行航线的几何特点,设计了一套科学实用飞机噪声评价量计算算法,给出了算法的基本思想和仿真模型。将GIS技术引入到飞机噪声预测与仿真过程中,探讨了GIS在噪声等值线的绘制和后续评价过程中的应用。实例表明,飞机噪声预测模型运行状况良好,计算噪声较为准确,GIS能极大地提升模型的空间数据处理与分析能力,使整个评价过程更科学、更直观。     

飞机滑行作用下水泥混凝土道面板动响应分析

摘 要：研究了飞机滑行作用下机场水泥混凝土道面板动响应问题。将道面结构视为粘弹性层状地基上单块四边自由的矩形板,采用半解析法,建立力学模型和计算方法。飞机滑行作用在道面板上的荷载是由自身重量和滑行产生的升力决定的;并计算了飞机滑行作用下道面板的响应。采用在道面内部钻孔安装位移传器的方法,对H-6飞机以不同滑行速度通过道面板时,道面板产生的动挠度进行了实测。计算结果与实测结果对比表明,两者误差在3%以内。说明本文所建立的计算方法是正确的。该方法可用来进行机场水泥混凝土道面板在飞机滑行作用下动响应的计算。     

矩形截面隧道交通噪声的计算机仿真

采用计算机仿真的方法计算了三维矩形截面隧道的洞内、洞口和洞外的交通噪声。该方法结合了微观交通仿真技术、噪声排放模型、洞口和洞外传播模型,实现单点声源和动态交通源的噪声分布计算。应用虚声源法计算20阶镜面反射,还考虑直达声或反射声的一阶衍射。结果表明,隧道内点声源在洞内相对于半自由场声压增加量随距离增加而增加,而在洞外呈台阶形下降;隧道外点声源在洞内的声压级增加量随距离呈台阶形增加;动态交通流仿真中,交通流变化对洞内外声压增加量关系不大,吸声系数越大洞内外声压增加量降低越大。     

基于统计与粗糙集理论的飞机垂尾抖振载荷分布假设选择与评价方法

研究飞机垂尾抖振问题的主要任务之一是编制抖振疲劳载荷谱、估算飞机结构的抖振疲劳寿命并校核飞机结构的强度等,一般通过统计方法来建立其抖振疲劳载荷时程的峰(谷)值分布模型,而分布模型的优劣对确定各飞行状态下的极限工况及抖振响应的循环次数与幅值分布等信息影响显著。通过分析五种常用于描述抖振疲劳载荷峰(谷)值的概率分布假设模型：正态分布、对数正态分布、威布尔分布、瑞利分布和极值分布,给出了基于参数估计的概率分布规律,并提出了一种采用各概率分布假设所对应模型的“拟合优劣指标”作为评价和选择的依据。同时,结合各分布模型的特性对飞机抖振载荷时程处理要求的匹配程度,运用粗糙集理论确定了系统评价指标的最小分辨距离与最大分辨率,来消除由于误差引入导致的评价指标数值差异而造成的误判。算例分析表明,该方法可合理且高效地实现对飞机抖振载荷概率分布假设的正确评价与选择     

内燃机噪声优化对车内声学的影响研究

提出了内燃机结构辐射噪声的仿真与优化方法,评价了内燃机噪声优化前后车内噪声的变化。建立了内燃机和前围板的有限元模型,通过模态分析验证了模型的精度。采用柔性多体动力学方法计算了内燃机的振动响应,并结合边界元算法得到了结构辐射噪声。完成了机体的结构优化,通过提升刚度使整体模态频率与激励峰值频率分离,从而降低机体结构响应,减小辐射噪声。搭建了内燃机与前围板的声学耦合模型,计算得到经机体结构优化前后的内燃机辐射噪声通过前围板后进入车内的声功率。结果显示,机体的优化方案大幅降低了其辐射噪声,从而减小了整机的辐射噪声。研究内燃机噪声与车内噪声的传递路径后,发现车内噪声有了明显的下降,从而证实了优化设计的可行性和有效性。     

完全互补小波噪声辅助集总经验模态分解

经验模态分解(EMD)是一种自适应非线性非平稳数据处理方法。噪声辅助的EMD方法能克服EMD方法在处理间歇信号时出现的"模态混叠"现象。在这些噪声辅助方法中,互补集总经验模态分解(CEEMD)和完全噪声辅助噪声集总经验模态分解(CEEMDAN)恢复了EMD分解的完整性。在现有分析方法上提出了完全互补小波噪声辅助集总经验模态分解(CCWEEMDAN)算法。该算法能用更小的集总数、更少的迭代次数和极小的计算消耗获得更好的光谱分离效果和数目较少的筛选模态。     

超高层建筑中应用风机发电的噪声模拟与评估

世界首创的风机发电“高性能”可持续性建筑-“珠江城”商务写字楼由于风洞口和风机的存在,在气流经过时,将有可能产生较大的噪声。为防止噪声对附近办公室工作人员及居民有较大影响,损害本建筑物的声誉和使用性,有必要对“珠江城”商务写字楼产生的噪声大小及分布进行预测和评估。采用基于SST湍流模型的宽频带噪声源模型方法的数值模拟,得到了“珠江城”商务写字楼风洞口和风机的噪声大小分布,并对比了风洞口风机的存在对大楼噪声分布产生的影响。分析结果表明：一年重现期或者累年最大月平均的风速下,“珠江城”商务写字楼周围局部最大噪声值不会超过《中华人民共和国环境噪声污染防治法》规定的限值。     

弹性飞机的混合 最优PID控制器参数优化

基于弹性飞机的降阶模型设计控制器时需要考虑模型降阶带来的降阶误差,这就需要设计的控制器具有较强的鲁棒性。为此,以某弹性飞机12阶模型为例,研究了基于弹性飞机降阶模型的混合 最优PID控制器的参数优化。首先基于平衡截断法得到了6阶降阶模型。然后,根据全阶模型和降阶模型的频域降阶误差选取了合适的鲁棒加权函数。之后,给出了闭环系统跟踪误差 范数的一种简化计算方法用于 优化指标的计算。最后基于差分进化算法进行了混合 最优PID控制器的参数寻化。仿真结果表明,与 混合灵敏度控制器相比,优化得到的混合 最优PID控制器具有更强的鲁棒性,能同时镇定参数和非参数两种不确定性。对弹性形变模态也有较好的抑制作用,刚性模态也取得了很好的响应效果。     

改进FSVM在发动机振动故障融合分析中的应用

摘 要：对模糊支持向量机中的传统隶属度确定函数进行了改进,得到了紧密度隶属函数的模糊隶属度确定方法;针对航空发动机整机振动中多类故障诊断的特点,引入模糊隶属度函数建立了更有效地FSVM融合诊断的数学模型,并将该模型应用到航空发动机整机振动故障诊断中。计算结果显示：该方法不但具有较高的正确诊断率,而且也具有很强的抗噪声能力,从而为航空发动机整机振动故障分析提供了一种新方法。     

飞机T型尾翼跨音速颤振特性研究

由于飞机T型尾翼的结构与气动布局特点,T型尾翼颤振计算不能套用常规尾翼的分析方法,而需要考虑平尾面内运动以及静升力等因素的影响。而跨音速空气压缩性效应和非定常气动力计算的不准确性,使得T型尾翼跨音速颤振计算更加困难,准确性较低。因此,需要采用试验为主计算为辅的方法来研究飞机T型尾翼跨音速颤振特性。针对某T型尾翼结构,用ZAERO软件等价片条势流跨音速颤振(ZTAIC)方法计算T型尾翼跨音速颤振特性,研究了马赫数、风洞气流密度和平尾迎角对T型尾翼颤振特性的影响。通过升力系数斜率空气压缩性修正计算方法和跨音速颤振模型风洞试验方法得到了飞机T型尾翼的跨音速颤振的凹坑曲线和空气压缩性特性,两种方法得到结果一致。     

单次飞行事件噪声等值线计算新方法的研究

针对现行单次飞行事件噪声等值线计算中存在的需要布点、插值繁琐等缺点,提出单次飞行事件噪声等值线的分段函数计算模型,将航迹各分段产生的噪声等值线表示成函数形式.该模型具有在计算单次飞行事件噪声影响等值线时不需要布点、程序设计简单等优点.根据某型飞机的基础飞行数据,将分段函数模型与常规模型的计算结果进行了对比,结果表明两种...     

机翼屏蔽对航空发动机噪声预测的影响分析

随着对飞机适航噪声的要求更加严格,利用机翼屏蔽效应对航空发动机进行噪声控制已成为一项有效策略与研究方向.基于惠更斯-菲涅尔原理,利用飞机噪声性能(Aircraft Noise and Performance,ANP)数据库计算飞机起飞航迹并在其上建立噪声源,声源位置作为噪声屏蔽计算坐标输入屏蔽效应算法,应用Matlab...     

基于平均飞行航迹的CCO减噪效用研究

近年来，通过优化飞行程序降低机场飞机噪声影响成为机场环境保护的重要研究方向。文章首先建立了基于飞机“噪声-功率-距离”数据的噪声计算模型，介绍了平均飞行航迹以及连续爬升运行(Continuous Climb Opera-tion, CCO)离场程序的相关理论，最后以大型国际机场为实例，使用飞机平均飞行航迹进行噪声预测，运用综合噪声模型计算出噪声影响面积并绘制噪声影响等值线图，比较了CCO离场相对常规的标准仪表离场(Standard Instru-ment Departure, SID)的降噪效果。结果表明，CCO离场程序可有效降低机场噪声影响，在高噪声级影响区域的降噪效果更佳。     

航空发动机噪声地面反射效应计算方法

为了获得准确性更好、适用范围更广的航空发动机噪声地面反射效应计算方法,文章对不同地面声阻抗模型以及噪声干涉效应模型下的地面反射效应进行频率响应特征分析。与公开的试验数据进行对比,结果表明地面声阻抗模型是影响噪声地面反射效应的关键因素。当地面有效声阻抗的不确定性较大时,选择变量个数较少的地面声阻抗特征方程,可以获得准确性更高的噪声地面反射效应的预测结果。根据对比结果,文章提出了一种航空发动机噪声地面反射效应计算方法,为发动机噪声适航性预测程序的升级提供了优化思路。     

利用ANP数据预测飞机边线噪声方法研究

不同于飞机进场和起飞时噪声的测量点位置基本固定,在实际噪声测量过程中,边线噪声测量点的位置无法固定,使得边线噪声级难以准确测量。而利用美国汽车工程师学会(Society of Automotive Engineers,SAE)提供的飞机噪声与性能数据库(Aircraft Noise and Performance,ANP),可以计算出不同飞机起飞过程中的边线噪声有效感觉噪声级。其中包括计算起飞剖面航迹,利用噪声-功率距离(Noise-Power-Distance,NPD)数据插值计算,确定噪声级修正参数等内容。通过得出的不同机型在标准状态下的边线噪声数据,可以进一步判定边线噪声测量点的摆放位置,从而使得在实际测量过程中可以得到更准确的噪声数据。这不仅对同类型飞机的边线噪声预测起到一定的帮助作用,还可以缩短新飞机噪声的合格审定周期。     

螺旋桨飞机舱内噪声的定量分析和预估

螺旋桨飞机由于能耗低、经济性好、安全可靠等优点重新受到航空界重视.我国支线飞机主要使用国产螺旋桨飞机,但是这类飞机存在舱内噪声偏高的缺点.本文阐述了舱内噪声定量分析及预估的理论、方法和有关技术问题,并进行了数值计算.通过与飞机噪声测量结果比较,证明这种方法的预估精度达到工程要求,可用于飞机舱内噪声的分析、预估及控制和飞机降噪结构的主动设计.     

飞越适航噪声时域信号预测方法研究

以往对发动机有效感觉噪声级的预测研究是通过1/3倍频程谱进行计算,从而得到发动机地面预测有效感觉噪声级,而使用时域噪声数据进行发动机有效感觉噪声级预测的研究相对较少。研究了飞机起飞飞越过程中的噪声传播特性的计算方法,使用该方法来模拟计算飞机一台发动机在起飞飞越过程中地面飞越噪声测量点接收到的时域噪声信号数据。根据ANP数据库数据计算飞机起飞飞越航迹,使用声线法计算使用某时刻噪声声压信号传递的路程和时间,根据飞机速度方向与飞越地面噪声测量点的角度来确定该时刻噪声信号的最大声压值,最后得出飞机发动机在起飞飞越过程中部分时间内地面噪声测量点接受的时域信号数据,对飞机噪声适航审定提供一定的理论依据。     

利用航空发动机静态远场噪声数据预测飞行噪声级

装备改进型航空发动机的飞机投入运行前,需对该飞机进行噪声适航再审定。通过发动机静态测试数据预测飞机飞行噪声级,将减少再审定成本。通过“以机代台”试验方法,获得某型航空发动机静态远场噪声数据,将静态测试数据修正到飞行状态,从而预测装配该型航空发动机飞机的飞行噪声级,通过与实际飞行测量结果比较,验证利用静态测试数据预测飞行噪声级的可行性。     

区域投影声束追踪法及其飞机表面载荷预测

舱内噪声影响乘客乘坐飞机的舒适性,同时噪声是影响民用飞机获得适航证和市场认可的重要因素之一。在飞机低噪声设计开发中,机体表面高频声载荷的数值预测方法起着至关重要的作用。使用区域投影声束追踪法进行飞机表面的声载荷预测可以解决经典几何声学方法在大空间下计算的不适应性。经典声线追踪法对不同空间下的声线接收域有着严格的要求,文章将飞机模型的单元网格作为模型的单个接收域,将接收域向声源包络面上投影确定接收域应该接收的声能量密度,通过与经典算法在标准模型下的计算结果对比,定量分析了改进方法与经典方法在计算结果与计算效率上的优劣;通过对比商业软件的声线法模块在飞机模型下的计算结果,验证了改进计算方法计算结果的准确性。     

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。