桨扇后掠降噪规律及声学机理数值研究

结合三维流场数值模拟方法和声学Ffowcs Williams-Hawkings方程声类比方法,对对转桨扇流动及声学特征进行仿真分析,研究了桨叶后掠角对对转桨扇的气动性能和气动噪声的影响规律。结果表明：对转桨扇桨叶后掠角从0°增加至40°,高速巡航状态推进效率可提高接近1.5个百分点,起飞状态推进效率提升不大;桨扇噪声大小与后排桨叶吸力面压力脉动强度有直接关系,增大桨扇桨叶后掠角可明显降低压力脉动强度,从而降低起飞状态下对转桨扇整个角向范围内的噪声大小;在噪声最大的75°角向位置,后掠角从0°增至40°声压级降低达3 dB以上。     

基于扇声源理论的螺旋桨负载噪声频域预报

为了准确计算螺旋桨噪声,以均匀进流条件下船用E779A螺旋桨为研究对象,采用扇声源方法结合边界元方法对螺旋桨的负载噪声进行了数值预报,研究了扇声源方法中等效偶极子不同划分方案对螺旋桨负载噪声计算精度的影响。结果表明:采用扇声源方法结合边界元方法能够准确预报螺旋桨的负载噪声,在低频处计算值与文献值相差最大不超过4d B;不同频率对应的指向性均呈现8字形分布,其中叶频和二倍叶频对应的指向性在桨轴方向声压级最大,而三倍叶频对应的指向性在径向方向声压级最大;叶片等效的旋转偶极子越多,低频噪声的计算精度越高,在叶频和二倍叶频处的计算值与文献值相差最大不超过1.2d B。     

基于FW-Hpds方法的直升机旋翼气动噪声指向性分析

本文使用基于可穿透数据面的Ffowcs Williams-Hawkings方程(FW-Hpds)的预测方法分析了跨声速直升机悬停旋翼气动噪声的指向性。通过求解三维非定常欧拉方程计算了近场噪声,通过延迟时积分方法和求解FW-Hpds方程计算远场噪声。预测了跨声速UH-1H悬停旋翼的高速脉冲噪声(HSI),然后计算了不同观测点处的声压级,并通过声压级在不同方向上的分布分析了HSI噪声的方向性。根据本文研究发现HSI噪声在桨盘平面上最大,在转轴方向上最小,和其它研究者的结论一致。     

飞机螺旋桨低噪声多学科优化设计与试验验证研究

为进一步降低飞机螺旋桨气动噪声,针对飞机螺旋桨开展综合考虑气动、噪声和结构强度的低噪声多学科优化设计与试验验证。采用基于涡格法的升力面理论进行螺旋桨气动性能计算,基于Hanson频域远场噪声计算方法进行螺旋桨远场噪声评估,2种计算方法都通过与试验对比验证精度,由此组成螺旋桨气动-噪声联合算法;以桨叶沿叶高分布的弦长、安装角和侧掠为设计变量,充分考虑桨叶结构强度对设计变量的约束,以螺旋桨推力、效率不降低和远场噪声降噪最大为优化目标;优化桨叶通过了离心载荷试验、气动载荷试验、动态特性试验等强度试验;在气动声学风洞内完成了气动与声学性能验证,优化螺旋桨相比原始桨气动性能基本保持不变,优化螺旋桨在设计工况的1阶离散分量处的远场气动噪声峰值降低2.7dB,较小推力下降噪量最高可达4dB,2阶离散分量处也有明显的降噪效果。提出的方法同时满足气动、噪声和结构强度要求。     

飞机螺旋桨噪声的数值计算

介绍一种螺旋桨厚度噪声和载荷噪声声压时间历程的计算方法。本方法是基于对FW-H方程的准确求解,并限制螺旋桨叶尖相对速度为亚音速。螺旋桨几何参数以及观察点位置等在三个坐标系中描述,应用Newton迭代法求解延迟时间方程,表面积分是应用标准三次样条函数计算,最后应用标准FFT程序计算噪声的频谱。通过实例计算发明本文方法计算的时域和频域结果均令人满意。     

考虑飞机舱壁影响的螺旋桨声场时域预测法

通过引入镜像法,给出了一种能近似包含舱壁边界曲率影响的螺旋桨噪声时域预测法,其基本思想是把飞机舱壁当作无限长圆柱边界,在时域里求解该边界空间中的FW-H方程来预测螺旋桨辐射声场。数值计算结果表明,飞机舱壁对螺桨辐射声场有影响,且随舱壁曲率变化而变化,计及这些影响将有助于预测合理的舱壁表面螺桨辐射声场;另外,对螺桨飞机多个螺桨之间的干涉机制进行了一些初步的研究,计算结果表明,多桨之间的干涉严重,可以通过改变螺桨之间的相位差改变其干涉机制,以获得较低的舱壁表面噪声分布。     

开式转子发动机对转桨扇性能建模研究

对转桨扇开式转子发动机性能计算的难点在于对转桨扇部件的性能计算。传统方法是将对转桨扇简化处理为涡轮螺桨进行计算,但精度较低。本文基于传统涡轮螺桨性能模拟方法,考虑前排桨扇出口气流对后排桨扇的影响,对前、后排桨扇进行独立建模,建立了开式转子发动机对转桨扇部件级性能计算模型,并使用美国NASA风洞试验数据进行验证。结果表明,对转桨扇性能模型计算精度较高,采用此模型可较准确地模拟不同设计参数和不同控制规律下的对转桨扇性能,并评估其对开式转子发动机总体性能的影响。     

船舶桨轴舵及船体艉部耦合振动噪声数值研究

为研究船舶桨轴舵及船体艉部耦合振动噪声特性,将CFD整体计算得到的非定常力作为激励源,以分布载荷的形式加载于有限元模型上,并结合模态叠加法和声学边界元法建立了桨轴舵及船体艉部耦合振动噪声的数值计算方法。通过分析振动响应计算结果,发现频率较低时耦合系统振动响应受工况影响比频率较高时更加明显;振动响应最大幅值所在频率受结构特性和激励源的共同影响;在桨-轴系统中,桨叶的振动传递损失最大。通过对比不同模型的桨叶振动计算结果,发现桨-轴系统模型的计算值与桨-轴-船系统模型更为接近且不复杂,比单桨模型更为实用。通过分析振动噪声计算结果,发现振动响应频谱和声场分布均可反映结构的固有特性;船体振动贡献的总声压在耦合系统中占90%以上,而桨叶振动仅为1%左右,在预报螺旋桨引起的振动噪声时,需要将船体振动噪声考虑在内。     

开式转子发动机对转桨扇设计

高推进效率的对转桨扇是开式转子发动机最关键的部件之一。国外航空强国对其开展了大量的CFD计算分析及试验验证工作,优化气动性能,降低噪声等级,以满足适航标准;国内目前尚缺乏对开式转子对转桨扇设计技术和CFD分析的相关研究。本文在现有压气机设计技术的基础上,改进CFD设计分析方法,探索设计出开式转子发动机的对转桨扇,并进行了三维定常流场分析。通过与国外文献研究结果的分析对比,初步验证了本文设计和计算结果的合理性。     

悬停状态倾转旋翼噪声试验及数值计算

结合消声室试验和数值计算研究了悬停状态倾转旋翼气动噪声特性。消声室试验采用孤立倾转旋翼模型,测试了不同总距角和桨尖马赫数状态的气动噪声数据。数值计算基于CFD(computational fluid dynamic)结合FW-H(Ffowcs Williams-Hawkings)声学方程的方法,采用试验数据验证了计算模型的可靠性。分析了倾转旋翼的噪声传播特点以及拉力系数和桨尖马赫数对噪声总声压级的影响,并对比了孤立旋翼和双旋翼状态的气动噪声特性。结果表明:倾转旋翼噪声随着拉力系数和桨尖马赫数的增加均有所增加,维持旋翼拉力不变时降低桨尖马赫数虽然使得拉力系数增加,旋翼噪声水平仍然降低;倾转双旋翼噪声相对纵向平面对称分布,在多个方位角区域存在着局部最大值,这和双旋翼噪声传播时的相互叠加以及双旋翼间气动干扰相关。      

Kirchhoff方法在旋翼前飞噪声预测中的应用研究

将CFD(计算流体力学)技术与噪声预测的Kirchhoff方法相结合,发展了前飞状态下直升机旋翼远场气动噪声的定量预测方法,得到了旋翼噪声的时域解。先用具有解析解的“点源”流动代替旋翼流动,通过比较计算值与理论值,验证了该预测方法的可行性和可靠性;尔后针对AH—1／OLS旋翼模型的两种前飞状态进行计算,通过比较计算值与实验值,进一步验证了本文方法及其所发展的程序的正确性。     

An adaptive integration surface for predicting transonic rotor noise in hovering and forward flights

In this paper, a new permeable adaptive integration surface is developed in order to evaluate transonic rotor noise in accordance with FW-H_pds equations(Ffowcs Williams-Hawkings equations with penetrable data surface). Firstly, a nonlinear near-field solution is computed on the basis of Navier-Stokes equations, which is developed on moving-embedded grid methodology.The solution calculated through the present CFD method is used as the input for acoustic calculations by FW-H_pds equations. Then, two criteria for constructing integration surfaces are established based on the analysis of the quadrupole source strength and the nonlinear characteristic.A new surface is determined adaptively by the pressure gradient or density in a given flowfield,eschewing the uncertainties associated with determining cylinder-shaped integration surfaces. For varying hover cases, transonic noises are simulated with new integration surfaces for a UH-1 model rotor. Furthermore, numerical results of the new integration surface derived from the density perturbation value conform better to experimental data than results derived from the pressure gradient.Finally, the integration surface given by jrqj being 0.1, which is an applicable criterion obtained from hover cases, is used to predict transonic rotor noise in forward flight. The computational accuracy of the new integration surface method has been validated in predicting transonic rotor noise of an AH-1 model rotor at different advance ratios.     

非线性扰动方程研究平面混合层发声机制

在流动过程中由脉动引起的噪声问题在自然界和工业界中广泛存在,研究流动过程中不稳定波的发声机制对于理解、预测并最终控制气动噪声有着重要意义。本文以二维 Blasius 相似性解作为基本流场,以超声速混合层作为研究对象,采用非线性扰动方程(NLDE)研究超声速混合层不稳定波的近场动力学特性与远场声辐射之间的内在联系。针对不同类型的对流马赫数,分别研究对流马赫数 Mc =0.5(<1)和 Mc =1.2(≥1)两种情况下的扰动发声机制,结果表明：当对流马赫数 Mc <1时,流场中的发声机制主要由大尺度结构的涡条发声,且基本波与亚谐波之间的非线性作用能增强辐射强度;当对流马赫数 Mc ≥1时,根据扰动相速度是相对于上层还是下层自由流速度为超声速,可以进一步分为快慢两种模态,分别对快慢两种模态以及其相互作用模态进行了数值模拟研究,计算得到流场中的发声机制是以马赫波形式辐射向远场,即马赫波辐射,其辐角的计算结果与理论值相符。     

高阶谐波控制对旋翼桨-涡干扰载荷和噪声的影响

直升机小速度平飞和斜下降飞行时会产生严重的桨-涡干扰(BVI)噪声。基于修正Beddoes尾迹/桨叶动力学耦合方法和Farassat 1A公式,建立了一个新的能够计入高阶谐波控制(HHC)影响的旋翼桨-涡干扰气动载荷和噪声计算模型。在该模型中,高阶谐波控制引起的桨尖涡附加位移通过对高阶入流进行时间积分推导得出,而单一阶次的谐波输入引起的各阶谐波响应通过传递函数来确定,传递函数则由桨叶的动力学特性计算。首先对HARTⅡ旋翼斜下降飞行状态的桨-涡干扰气动载荷进行了计算模拟,验证了所建立方法的可靠性。然后,着重研究了在典型的三阶谐波桨根激励下,不同输入相位对HARTⅡ旋翼桨-涡干扰气动载荷和噪声特性的影响。结果表明:桨叶的动力学特性尤其是扭转特性对高阶谐波控制效果影响显著,且高阶谐波输入的相位选择对桨-涡干扰噪声的控制至关重要,若控制相位选择不当,反而会增大旋翼噪声。     

风扇出口导向叶片低噪声设计Ⅱ:数值验证

作为风扇出口导向叶片（Outlet Guide Vanes，OGV）低噪声设计系列文章的第2篇，本文对气动/声学一体化设计获得的2个OGV低噪声方案的降噪效果进行了数值验证。为了对低噪声优化方案的降噪效果进行详细评估，首先，采用非线性谐波法对优化前后的风扇/增压级开展了数值仿真，对OGV不同截面和叶片表面脉动压力进行了对比分析，发现低噪声优化设计方案有效降低了转/静干涉引起的脉动压力；然后，通过掠形和倾斜的合理组合，改变了叶片表面的相位分布，沿径向的相位变化增加了OGV对尾迹响应相互抵消的机会，从而有利于噪声的降低；最后，采用Wilson的波分解方法开展了对各方案的模态分析，对降噪效果进行了量化评估。结果显示，优化后的低噪声方案除起飞状态1BPF外，降噪量均超过了5 dB。     

航空交流电机的电磁噪声分析

研究了航空电机定子径向振动模数，分析了电磁力波产生的原因，给出了径向电磁力波引起的振动及噪声的阶次，其值可由谐波磁场谱表求出。结合实例，分析了航空电机定转子激振力波阶次及电磁噪声的频率范围。     

应用于跨声速旋翼气动声学计算的两种时域方法的比较

高速脉冲噪声(HSI)与流动非线性效应密切相关,是跨声速旋翼的主要声源之一。采用理论分析和数值实验相结合的方法,对预测HSI噪声的FfowcsWilliams-Hawkings方法(简称FW-H方法)和Kirchhoff方法进行了比较和分析。理论分析从两种方法的控制方程出发,采用广义函数方法对方程源项进行整理和比较,证实在线性区域Kirchhoff方程可视为FW-H方程的有效近似。数值实验以UH-1H悬停旋翼跨声速气动噪声计算为例,由三维Euler方程数值模拟提供近场气动数据,并在同一控制面上分别采用FW-H方法和Kirchhoff方法对远场噪声进行定量预测。计算结果表明,如果适当构造控制面,2种方法均能有效地预测跨声速旋翼非线性HSI噪声。进一步研究了控制面位置及控制面上物理参数时间导数计算精度对计算结果的影响,发现控制面位置对Kirchhoff方法计算结果具有决定性的影响,而控制面上物理参数时间导数的计算精度对FW-H方法计算结果具有重要影响。     

风扇/压气机转子、静子干涉噪声的预测方法

 本文采用管道声学模型计算了由转子尾迹与静子相互作用产生的干涉声音的大小。分析了转子、静子相对距离的变化对声音大小的影响,并与试验结果进行了对比。     

航空声学风洞3/4开口试验平台地板对远场噪声测量的影响

利用Kirchhoff-Helmholtz声学理论建立了地板声波反射问题的时域理论模型,推导了地板面上反射波的幅值函数和延迟时间的表达式,并引入了恰当的数值方法对反射声场进行求解,理论方法的正确性得到了实验结果的验证。以典型的高斯调制正弦波脉冲和连续正弦波为例,用建立的理论方法对噪声信号的传播过程和平台地板对远场噪声测量的影响进行了数值模拟研究,结果表明：地板的存在将使得远场接收到的噪声信号中出现直达波和反射波,反射波包含了中心波和边缘波。在低频段,地板宽度增加,远场噪声声压级增大;在高频段,地板宽度增加对远场总噪声级影响不明显。对于高速列车（HST）模型,车底位置的声源比车顶位置的声源在高频段受到地板反射的影响更大。