一种基于吸声材料的飞行器空腔降噪装置及方法制造方法及图纸

本发明专利技术提出了一种基于吸声材料的飞行器空腔降噪装置及方法，本申请涉及一种降噪装置及方法，尤其涉及一种基于吸声材料的飞行器空腔降噪装置及方法，属于降噪技术领域。首先，根据飞行器的飞行工况参数计算得到空腔自持振荡频率，其次，根据自持振荡频率及不同吸声材料在该频率下的吸声系数选择最佳的吸声材料，最后，将吸声材料作为空腔内腔的外表面固定在飞行器空腔上，保持飞行器空腔的长、深、宽尺寸不变的前提下，完成空腔降噪。本发明专利技术解决了飞行器在飞行时，空腔内剧烈噪声及自持压力振荡技术问题。实现了对飞行器空腔从流动、噪声两方面进行控制，不引入气源、控制系统等额外设备，进而实现更好的降噪。

【技术实现步骤摘要】
一种基于吸声材料的飞行器空腔降噪装置及方法
本申请涉及一种降噪装置及方法，尤其涉及一种基于吸声材料的飞行器空腔降噪装置及方法，属于降噪

技术介绍
空腔广泛存在于现代飞行器上。尽管其几何结构简单，但流动却相当复杂，包括高强度气动噪声、剪切层失稳、涡流、激波/膨胀波干扰、激波/剪切层干扰、流动诱导共鸣以及湍流等一系列的非定常流动特性。因此，采用噪声与流动综合控制的措施，降低气动噪声，改善空腔内非定常流动，具有重要的意义。对于飞行器的空腔，主要有以下几个问题需要解决：第一是高强度的气动噪声，即空腔暴露于自由来流后，会形成高频振荡的不稳定剪切层，剪切层撞击后壁后的反馈声波会在空腔内部形成自持振荡，从而形成高强度的气动噪声，声压级高达160-180dB；第二是结构耦合，即噪声的频率可能达到50-60Hz，接近机体耦合的固有频率，将对空腔结构、舱内电子设备产生声疲劳甚至破坏。同时在飞机结构设计方面，为了避免高强度噪声对空腔及机体带来的损害，只有通过提高机体结构强度来避免这种危害，而这样又势必会增加机体的结构重量，这对飞机的整体性能是大大有害的。目前，对于飞行器空腔研究主要集中在舱内流场及流场控制方面，在空腔前缘加装主被动控制器/激励器，带来飞机设备、重量、复杂度的增加等。因此迫切需要专利技术一种基于吸声材料的飞行器空腔降噪装置及方法，对空腔从流动、噪声两方面进行控制，不引入气源、控制系统等额外设备，进而实现更好的噪声一致，解决飞行器空腔内剧烈噪声及自持压力振荡问题。
技术实现思路
<br>为解决现有技术中存在的飞行器飞行时，空腔内剧烈噪声及自持压力振荡技术问题，本专利技术提供了一种基于吸声材料的飞行器空腔降噪装置及方法，弥补了现有技术的不足。一种基于吸声材料的飞行器空腔降噪方法，包括以下步骤：S1.根据飞行器的飞行工况参数计算空腔自持振荡频率；S2.根据空腔自持振荡频率及不同吸声材料在该频率下的吸声系数选择吸声材料；S3.将吸声材料作为空腔内腔的外表面固定在飞行器空腔上，保持飞行器的长、深、宽尺寸不变，完成空腔降噪。优选的，步骤S1所述计算空腔自持振荡频率的具体方法是：根据飞行器的飞行工况参数获得空腔前缘自由流速度U∞、空腔长度L和来流马赫数M，通过下述公式计算得到1-3阶空腔自持振荡频率：其中γ为比热比，n为模式数，κ为经验常数。优选的，步骤S2所述吸声材料包括多孔吸声材料和共振吸声结构。优选的，步骤S2所述多孔吸声材料是纤维状或颗粒状或泡沫状；所述共振吸声结构是微穿孔板共振吸声结构。优选的，步骤S2所述获取吸声系数具体方法是通过驻波管试验实测获得。优选的，步骤S2所述获取多孔吸声材料系数具体方法是通过下述公式计算获得：其中Eα为被吸收的能量，Ei为入射能量，R是反射系数为接触面处反射声压与入射声压的比值。优选的，步骤S2所述获取共振吸声结构的吸声系数具体方法是通过下述公式计算获得：其中c为声速，Sh为孔的面积，V为空腔体积，lh为孔的深度。优选的，步骤S3所述将吸声材料作为空腔内腔的外表面固定在飞行器空腔上的具体方法是通过粘贴或镶嵌或焊接的方式固定在飞行器空腔上。一种基于吸声材料的飞行器空腔降噪装置，其特征在于，包括穿孔板、吸声材料和刚性壁面，所述穿孔板与所述刚性壁面平行设置；所述穿孔板与所述刚性壁面形成腔室，所述吸声材料填充于腔室内，具体填充方式为，吸声材料充满腔室；或者吸声材料填充于腔室靠近刚性壁面侧，吸声材料与穿孔板间留有一定距离；或者吸声材料填充于腔室靠近穿孔板侧，吸声材料与刚性壁面间留有一定距离。一种基于吸声材料的飞行器空腔降噪装置，包括微穿孔板，所述微穿孔板与刚性壁面平行设置；所述微穿孔板与刚性壁面形成空腔体，所述微穿孔板的数量为1个及以上。本专利技术的有益效果如下：一种基于吸声材料的飞行器空腔降噪装置及方法，首先，根据飞行器的飞行工况参数计算得到空腔自持振荡频率，其次，根据空腔自持振荡频率及不同吸声材料在该频率下的吸声系数选择最佳的吸声材料，最后，将吸声材料作为空腔内腔的外表面固定在飞行器空腔上，保持飞行器空腔的长、深、宽尺寸不变的前提下，采用吸声材料固定在飞行器上作为空腔内腔，对空腔从流动、噪声两方面进行控制，不引入气源、控制系统等额外设备，进而实现更好的降噪。能够有效的解决飞行器飞行时，空腔内剧烈噪声及自持压力振荡问题。附图说明此处所说明的附图用来提供对本申请的进一步理解，构成本申请的一部分，本申请的示意性实施例及其说明用于解释本申请，并不构成对本申请的不当限定。在附图中：图1为本专利技术实施例所述的空腔降噪方法流程示意图；图2为本专利技术实施例2所述的吸声材料装置结构示意图；图3为本专利技术实施例3所述的吸声材料靠近穿孔板侧结构示意图；图4为本专利技术实施例4所述的吸声材料靠近刚性壁面结构示意图；图5为本专利技术实施例5所述的微穿孔板结构示意图；图6为本专利技术实施例6所述的多层微穿孔板结构示意图。图中，1.穿孔板；2.刚性壁面；3.吸声材料；4.空腔；7.微穿孔板；8.空腔体。具体实施方式为了使本申请实施例中的技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图对本申请的示例性实施例进行进一步详细的说明，显然，所描述的实施例仅是本申请的一部分实施例，而不是所有实施例的穷举。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。实施例1、参照图1，说明本实施例，本实施例的一种基于吸声材料的飞行器空腔降噪方法，包括以下步骤：S1.根据飞行器的飞行工况参数计算空腔自持振荡频率；根据飞行器的飞行工况参数计算得到空腔自持振荡频率，依据Rossiter反馈环理论，从空腔前缘周期性脱落的涡在剪切层内对流到下游。涡撞击在空腔后缘，导致一系列的声学脉动，它们在空腔内传播到上游。内部的分量撞击在空腔前壁上，导致了更多的涡脱落，形成一个自持振荡流场。当飞行器飞行时，根据空腔前缘自由流速度、空腔长度、来流马赫数等参数，依据Heller修正公式即可计算得到的该状态下空腔的空腔自持振荡频率，即为主要的噪声频率。具体的，计算空腔自持振荡频率的具体方法是：根据飞行器的飞行工况参数获得空腔前缘自由流速度U∞、空腔长度L和来流马赫数M，通过下述公式计算得到1-3阶空腔自持振荡频率：其中γ为比热比，n为模式数(n＝1,2,3)和α，κ为经验常数(α＝0.25，κ＝0.57)。具体的，计算空腔自持振荡频率的具体方法是：通过CFD计算得到。具体的，计算空腔自持振荡频率的具体方法是：通过缩比模型风洞试验测量得到。具体的，计算空腔自持振荡频率的具体方法是：通过飞行实验测量得到。S2.根据空腔自持振荡频率及不同吸声材料在该频率下的吸声系数选择吸声材料；根据空腔自持振荡频率及不同吸声材料在该频率下的吸声系数选择最佳的本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种基于吸声材料的飞行器空腔降噪方法，其特征在于，包括以下步骤：/nS1.根据飞行器的飞行工况参数计算空腔自持振荡频率；/nS2.根据空腔自持振荡频率及不同吸声材料在该频率下的吸声系数选择吸声材料；/nS3.将吸声材料作为空腔内腔的外表面固定在飞行器空腔上，保持飞行器的长、深、宽尺寸不变，完成空腔降噪。/n

【技术特征摘要】
1.一种基于吸声材料的飞行器空腔降噪方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1.根据飞行器的飞行工况参数计算空腔自持振荡频率；
S2.根据空腔自持振荡频率及不同吸声材料在该频率下的吸声系数选择吸声材料；
S3.将吸声材料作为空腔内腔的外表面固定在飞行器空腔上，保持飞行器的长、深、宽尺寸不变，完成空腔降噪。


2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，步骤S1所述计算空腔自持振荡频率的具体方法是：根据飞行器的飞行工况参数获得空腔前缘自由流速度U∞、空腔长度L和来流马赫数M，通过下述公式计算得到1-3阶空腔自持振荡频率：



其中γ为比热比，n为模式数，κ为经验常数；
或者，计算空腔自持振荡频率的具体方法是：通过CFD计算得到；
或者，计算空腔自持振荡频率的具体方法是：通过缩比模型风洞试验测量得到；
或者，计算空腔自持振荡频率的具体方法是：通过飞行实验测量得到。


3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，步骤S2所述吸声材料为多孔吸声材料或共振吸声结构。


4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，步骤S2所述多孔吸声材料是纤维状或颗粒状或泡沫状；所述共振吸声结构是微穿孔板共振吸声结构。


5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，步骤S2所述获取吸声系数具体方法是通过驻波管试验实测获得。


6.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，步骤S2所述获...

【专利技术属性】
技术研发人员：王铭宇，陈宝，赵效萱，张雪，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所，
类型：发明
国别省市：辽宁;21