大飛機噪聲問題研究的首要任務：了解噪聲源

2017-07-03  by:CAE仿真在線  來源:互聯網

大飛機噪聲問題研究首要任務是了解其主要的噪聲源。大型民機主要噪聲源可分為:(1)動力系統噪聲,即發動機部件(風扇、壓氣機、渦輪、燃燒室和噴管等)產生的噪聲;(2)無動力(機身)噪聲,包括湍流邊界層、展開的起落架、起落架艙門和蓋板繞流、展開的副翼和活動輔助翼繞流、展開的阻力板繞流、機翼和機身繞流、發動機安裝與機身相互干擾等產生的噪聲。

大尺度大氣湍流進入發動機入口,不均勻軸向氣流進入風扇葉片。葉片旋轉時,由于攻角變化,不均勻流引起葉片上的不穩定載荷。這個風扇轉子葉片尾跡撞擊下游葉片組產生的非定常壓力脈動,是風扇噪聲的主要噪聲源。這些不穩定載荷輻射葉片通過頻率諧波的偶極噪聲。由于葉片載荷幅值和相位的隨機脈動,它也產生寬帶噪聲。噪聲強度與風扇葉梢速度有關。

針對風扇噪聲的特性,第二代渦扇發動機如JT9D、CF6R 和B211 在設計中消除了導向葉片,選擇轉子和定子葉片數目,有意最小化亞音速轉子翼梢的葉片基礎通過頻率聲的幅值,轉子和定子葉片間保留較大的空間,使得風扇噪聲能量得到衰減。

飛機降落和爬升時噴管出口湍流流入大氣,產生噴流噪聲。噴流噪聲研究起源于二十世紀五十年代的英國。M.J. Lighthill 發展了聲類比理論,用對流湍流的密度和速度脈動描述噴流噪聲。如今,Lighthill 理論仍是研究噴流噪聲發聲的基礎。飛機降落時噴流噪聲占主導,因此,降低飛機降落時的發動機噴流噪聲十分重要。

噴流噪聲抑制通常采用如V 形噴嘴修正等方法減小噴流噪聲幅值,并最小化發動機性能損失。當飛機陡直爬升副翼收回時,渦噴發動機的噴管出口速度為200~400m/s,此時可用吹氣副翼、噴嘴混頻器和噴嘴聲學線紋路排氣口等噴流噪聲抑制設備減小吹氣副翼噪聲和噴流噪聲。當裝備渦扇發動機的飛機降落時,可用安裝較大的單組風扇代替兩組風扇,較大風扇從渦輪吸取更多的能量,相同的推力下有較小的噴流速度和噴流噪聲。

研究發現,噴氣發動機在低噴流速度(<300m/s)時,噪聲譜慢于Lighthill 預示的速度八次方法則,而在噴流速度高于300m/s 時測量結果遵循這個趨勢。暗示著存在一個額外的不依賴于速度特性的噪聲位勢源,稱作發動機的核心噪聲。核心噪聲可以通過從測量的低頻發動機噪聲中扣除噴流噪聲和無動力噪聲得到。

發動機核心噪聲源包括:(1)燃燒室中伴隨燃燒的非定常壓力,(2)燃燒室和渦輪轉子/定子相互作用產生的速度和溫度脈動,(3)渦輪排氣支柱與下游湍流和/或旋渦作用產生的噪聲,(4)噴嘴唇口處脈動力影響噴管周圍介質產生的噪聲。核心噪聲發聲機理還有待于深入研究,通常采用吸音襯墊抑制核心噪聲,由于核心噪聲的低頻譜特性,吸音襯墊要求有較大厚度。

渦輪噪聲受渦輪葉片高頻通過聲支配。除了通過頻率聲之外,在通過頻率附近還集中有寬頻“haystack”噪聲。P&WA 證實,“haystack”噪聲是由于葉片通過頻率處與渦輪聲相關的脈動壓力、排氣噴流與環境大氣的邊界層湍流的相互作用產生的。

渦輪噪聲預示主要依賴試驗數據的經驗方法,有待發展描述渦輪噪聲產生機理的數學模型。增加轉子和定子間的距離可以減小渦輪噪聲。轉子或定子尾跡可能是主要的離散噪聲源,選擇合適的轉子/定子葉片數目,在噪聲源處使用吸音襯墊可以減小渦輪噪聲。

無動力噪聲是飛機進場時的一個主要的噪聲源。它源自湍流邊界層、展開的起落架、起落架艙門和蓋板繞流、展開的襟翼副翼和阻力板繞流、機翼和機身的尾流和發動機安裝與機身的相互干擾(圖1)。

圖1 無動力噪聲源

當飛機是流線型時,主要噪聲源是機翼湍流尾跡與機翼表面的相互作用。湍流尺度很大時,在整個機翼表面出現升力阻力脈動,產生低頻噪聲;湍流尺度與機翼弦長可以比擬時,在尾緣出現小尺度壓力脈動,產生高頻噪聲。當起落架、副翼和阻力板展開時,主要的噪聲源是突出部分的當地流動。

無動力機身噪聲是商用飛機履行噪聲標準的障礙。一般公認的噪聲標準估計比FAR-36 低10dB。如果無動力機身噪聲源達到或高于FAR 36-10dB 等級,這個稱作FAR 36-10 的噪聲標準就不能只通過處理動力噪聲源實現。起落架展開時噪聲增加,但是不同類型飛機的氣動結構輻射噪聲趨勢不完全一致,因此需要理解機身噪聲對不同參數響應的細節。

無動力噪聲預示可以采用部件法,預示機翼、副翼、支柱、起落架、掛架和發動機引擎艙等飛機每個部件產生的噪聲,再合并各部件噪聲得到飛機整體的無動力噪聲。另一種預示方法稱作“阻力元法”,Revell 設想無動力噪聲是由于阻力引起的機械能耗散的副產品,飛機降落時主要是機翼剖面阻力噪聲和機翼誘導阻力噪聲。噪聲產生機理是飛機各部件的尾緣偶極子分布,機身各部件輻射進遠場的噪聲與部件的阻力系數相關。

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