一种基于吸声材料的飞行器空腔降噪装置及方法

摘要

本发明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。

说明书

技术领域

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。

背景技术

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。

因此迫切需要发明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。

发明内容

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，本发明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

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E

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，S

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。

本发明的有益效果如下：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为本发明实施例所述的空腔降噪方法流程示意图；

图2为本发明实施例2所述的吸声材料装置结构示意图；

图3为本发明实施例3所述的吸声材料靠近穿孔板侧结构示意图；

图4为本发明实施例4所述的吸声材料靠近刚性壁面结构示意图；

图5为本发明实施例5所述的微穿孔板结构示意图；

图6为本发明实施例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

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吸声材料，吸声材料的吸声机理主要是：首先是粘滞性和内摩擦的作用，由于声波传播时，质点振动速度各处不同，存在着速度梯度，使相邻质点间产生相互作用的粘滞力或内摩擦力，对质点运动起阻碍作用，从而使声能不断转化为热能。其次是热传导效应，由于声波传播时媒质质点疏密程度各处不同，因而媒质温度也各处不同，存在着温度梯度，从而相邻质点间产生了热量传递，使声能不断转化为热能。

具体的，吸声材料包括多孔吸声材料和共振吸声结构。

具体的，多孔吸声材料是纤维状或颗粒状或泡沫状。

具体的，共振吸声结构是微穿孔板共振吸声结构。

具体的，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可通过驻波管试验实测获得。

具体的，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，多孔吸声材料系数可通过下述公式获得：

其中E

具体的，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，共振吸声结构的吸声系数可以通过下述公式获得：

其中c为声速，S

当声波波长远大于管径(或小孔直径)时，需考虑端部修正。端部修正的近似表达式为

其中：φ为细管和空腔的横截面积之比，a

考虑端部修正后，共振频率计算公式为：

其中：D为空腔厚度，l′

吸声系数的变化范围在0～1之间，吸声系数越大，材料的吸声效果越好。因此针对空腔自持振荡频率选择最佳的吸声材料，确定吸声材料的种类、材质、厚度、是否加空腔、空腔的厚度等参数，明确用于空腔降噪的吸声材料。

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。

将吸声材料作为空腔内腔的外表面，将吸声材料与飞行器空腔固定，保持飞行器空腔的长、深、宽尺寸不变，以完成飞行器空腔降噪。

具体的，吸声材料与飞行器空腔之间可以通过粘贴的方式固定；

具体的，吸声材料与飞行器空腔之间可以通过镶嵌的方式固定；

具体的，吸声材料与飞行器空腔之间可以通过焊接的方式固定；

实施例2、参照图2，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装置，包括穿孔板1、吸声材料3和刚性壁面2，所述穿孔板1与所述刚性壁面2平行设置；所述穿孔板1与所述刚性壁面2形成腔室4，所述吸声材料3填充于腔室4内，具体填充方式为，吸声材料3充满腔室4。

本实施例中，穿孔板1可以起到保护、固定吸声材料3以及透声的作用；穿孔板1与刚性壁面2形成腔室4吸声材料3填充于腔室4内，这样的结构具有很好的高频吸声性能。

实施例3、参照图3，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装置，包括穿孔板1、吸声材料3和刚性壁面2，所述穿孔板1与所述刚性壁面2平行设置；所述穿孔板1与所述刚性壁面2形成腔室4，所述吸声材料3填充于腔室4内，具体填充方式为，吸声材料3填充于腔室4靠近刚性壁面2侧，吸声材料3与穿孔板1间留有一定距离；

本实施例中，穿孔板1可以起到保护、固定吸声材料3以及透声的作用；穿孔板1与刚性壁面2形成腔室4吸声材料3填充于腔室4靠近刚性壁面2侧，这样的结构具有很好的高频吸声性能。相较于实施例2，具有相同尺寸的穿孔板1和吸声材料3，增加腔室4后，该装置的低频吸声效果得到提高。

实施例4、参照图4，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装置，包括穿孔板1、吸声材料3和刚性壁面2，所述穿孔板1与所述刚性壁面2平行设置；所述穿孔板1与所述刚性壁面2形成腔室4，所述吸声材料3填充于腔室4内，具体填充方式为，吸声材料3填充于腔室4靠近穿孔板1侧，吸声材料3与刚性壁面2间留有一定距离。

本实施例中，穿孔板1可以起到保护、固定吸声材料3以及透声的作用；穿孔板1与刚性壁面2形成腔室4吸声材料3填充于腔室4靠近穿孔板1侧，这样的结构具有很好的高频吸声性能。相较于实施例2，具有相同尺寸的穿孔板1和吸声材料3，增加腔室4后，该装置的低频吸声效果得到提高。

实施例5、参照图5，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装置，微穿孔板7和刚性壁面2，微穿孔板7与所述刚性壁面2平行设置；微穿孔板7与所述刚性壁面2形成空腔体8。

本实施例中，微穿孔板7可以起到降噪的作用；微穿孔板7与板后的空气层组成了一个共振吸声结构，这样的结构具备吸声系数高，吸声频带宽的特点。

实施例6、参照图6，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装置，多个微穿孔板7和刚性壁面2，多个微穿孔板7与所述刚性壁面2平行设置；多个微穿孔板7与所述刚性壁面2形成多个空腔体。

本实施例中，微穿孔板7可以起到降噪的作用；微穿孔板7与板后的空气层组成了一个共振吸声结构，这样的结构具备吸声系数高，吸声频带宽的特点。

上述任一实施例所述的吸声材料可以分为多孔吸声材料和共振吸声结构。

具体的，吸声材料可以分为纤维状、颗粒状、泡沫状等。

具体的，吸声结构可以分为单个共振器、穿孔板共振吸声结构、薄膜共振吸声结构、薄板共振吸声结构等。

上述任一实施例所述的吸声材料固定在飞行器空腔内腔的外表面上。

具体的，吸声材料与飞行器空腔之间可以通过粘贴的方式固定；

具体的，吸声材料与飞行器空腔之间可以通过镶嵌的方式固定；

具体的，吸声材料与飞行器空腔之间可以通过焊接的方式固定；

本发明的工作原理：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修正公式计算得到的该状态下空腔的自持振荡频率；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，保持飞行器的长、深、宽尺寸不变，完成空腔降噪。

需要说明的是，在以上实施例中，只要不矛盾的技术方案都能够进行排列组合，本领域技术人员能够根据排列组合的数学知识穷尽所有可能，因此本发明不再对排列组合后的技术方案进行一一说明，但应该理解为排列组合后的技术方案已经被本发明所公开。

显然，本领域的技术人员可以对本申请进行各种改动和变型而不脱离本申请的精神和范围。这样，倘若本申请的这些修改和变型属于本申请权利要求及其等同技术的范围之内，则本申请也意图包含这些改动和变型在内。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。