目的对含弹的内埋弹舱模型进行噪声仿真和试验研究。方法计算采用"CFD+CAA"的混合方法,采用DDES计算流场,基于M?hring声学类比方法得到测量点的噪声信息。采用该方法与空腔M219标准试验结果进行对比。内埋弹舱吹风试验在全消声室中进行,并采用传声器阵列识别主要噪声源。结果计算与试验得到的不同来流条件下,不同测量点的噪声频谱曲线基本一致。弹舱内最大声压级出现在中间弹翼附近的侧壁上,与声源识别的主要噪声源的位置一致。结论该研究可为内埋弹舱的设计提供参考和技术支持。

近年来,随着民航客机数量以及机场起落密度的不断增加,飞机噪声已成为人们普遍关注的问题。当气流流过起落架时会产生很大的噪声,起落架已成为机体噪声的主要来源。采用麦克风阵列测量技术与高级波束成形算法对起落架的气动噪声源进行定位。通过包含有24个麦克风的平面阵列对试验数据进行采集,并利用CLEAN-SC、DAMAS、DAMAS2等三类高级波束成形算法获取起落架的主要噪声源位置。通过对不同声源定位方法的结果进行对比,发现CLEAN-SC算法在起落架气动噪声源定位中最为适用。最终采用CLEAN-SC算法对不同频率段下起落架的噪声源进行定位。结果表明,随着频率的不断发生提高,起落架的主要噪声源位置出现由机轮沿着侧支撑不断发生移动的规律。

基于柱坐标下的二维瞬态可压缩Navier-Stokes方程、理想气体状态方程以及保强稳定的Runge—Kutta方法，提出了求解谐振管内非线性驻波的二维间断Galerkin计算方法。通过处理边界条件以及采取局部时间步长，利用所提出的二维间断Galerkin计算方法对圆柱形谐振管内非线性驻波进行求解，得到了谐振管内压力空间分布以及压力波形、速度波形、密度波形等物理特性，证明时间域、空间域内均产生激波，从而使压力幅值和密度幅值无法进一步提升；同时研究了激励加速度幅值对谐振管内非线性驻波压力波形及非稳态进程的影响。

在飞机着陆过程中，起落架已成为飞机的主要噪声源。因此，对起落架气动噪声进行研究，并建立其数值计算方法是从总体上降低飞机噪声的主要途径之一。在已提出的基于试验数据的飞机起落架气动噪声数值计算方法基础上，提出一类改进方法。该方法除保持原有方法计算效率高、指向性计算正确的优点外，还进行了如下改进：首先，通过对小部件进行建模，实现了高频噪声的计算。其次，建立了起落架气动噪声散射模型，并对机轮与声源距离，机轮与接收点距离以及机轮直径对散射系数的影响进行了详细分析。最终通过对波音737主起落架全尺寸简化模型气动噪声进行计算，并与试验结果进行对比验证了该方法的正确性。

我国目前正在自主研制民航大客机，噪声水平是其能否取得适航证的关键因素之一。在飞机着陆过程中，起落架噪声在飞机总噪声中已占据主体地位。基于试验数据，提出一种飞机起落架气动噪声的新型数值计算方法。该方法将起落架结构分解为圆柱体、机轮等基本部件。根据FfowcsWilliams．Hawkings方程，对每类基本部件提出对应的噪声预测方法。由这些基本部件组装成起落架，进而计算出起落架总体辐射噪声。该方法考虑多机轮存在情况，提出新型机轮模型，从而解决现有数值计算方法机轮模型过于简单，并导致不正确计算结果的问题；提出基于圆柱体方向仿真数据的圆柱体部件指向性确定方案，解决现有数值计算方法噪声辐射指向性错误的问题。另外，该方法能够确定出对起落架总体辐射噪声贡献最大的基本部件，为低噪声起落架设计提供依据。

基于大涡模拟（LES）和Ffowcs Williams-Hawkings （FW-H）方程相结合的方法对串联圆柱体绕流气动噪声进行三维数值仿真并对下游圆柱体在不同直径情况下进行对比研究.首先通过LES求解不可压缩Navier-Stokes方程得到串联圆柱体的非定常湍流流场;然后以圆柱体表面为积分面利用FW-H方程进行积分求解得到远场辐射噪声.通过与美国国家航空航天局（NASA）的基准实验对比验证仿真方法的正确性研究结果能够为起落架的低噪声设计和制造提供一定参考.