仿生学翼型尾缘锯齿降噪机理

采用大涡模拟与声类比的方法研究了尾缘锯齿对翼型自噪声的影响。以SD2030翼型为研究对象,设计的尾缘锯齿幅值为10%弦长,周期为4%弦长。模拟了来流速度为31 m/s、0° 攻角下直尾缘翼型与锯齿尾缘翼型的流场,对应的基于弦长的雷诺数约为310 000。详细分析了尾缘锯齿对翼型尾缘湍流流场的影响,并通过FW-H方程计算大涡模拟提取的声源项,得到直尾缘翼型与锯齿尾缘翼型的声场。研究发现,锯齿尾缘可以明显降低翼型中低频范围内的噪声,在4 000 Hz以下,窄带噪声最多可降低约16 dB。但尾缘锯齿对翼型气动性能有着不利影响。进一步研究表明,该状态下翼型噪声主要由层流边界层引起的涡脱落噪声主导,尾缘锯齿可以抑制层流边界层引起的涡脱落现象,降低翼型升力脉动与尾缘附近的表面压力脉动,减弱尾缘处的低频湍流脉动与涡量,并有效降低尾缘附近涡的展向相关性,这些因素的综合作用使得翼型自噪声降低。     

齿根倾斜锯齿尾缘叶片噪声控制实验

针对NACA0018翼型传统锯齿尾缘的钝型齿根部,设计了一种具有齿根倾斜的新型锯齿尾缘,并采用实验方法研究了齿根倾斜角对翼型尾缘噪声的影响规律。研究结果表明,新型锯齿尾缘在大攻角范围内（12°~18°）,可使叶片噪声下降3.2~17.1dB,在小攻角范围,对中频范围出现的“驼峰”有抑制作用,且齿根倾斜角为30°的新型锯齿尾缘叶片消除了声压频谱的“驼峰”窄带峰,整体噪声下降0.2~1.5dB。      

尾缘锯齿结构对叶片边界层不稳定噪声的影响

实验研究了不同雷诺数（2×10⁵~8×10⁵）、不同攻角状态下,3种相同波长（4%弦长）不同振幅（分别为5%、10%、15%弦长）尾缘锯齿结构对叶片层流边界层不稳定噪声的影响。研究表明,在0°攻角状态下,尾缘锯齿会增强甚至诱导产生新的不稳定噪声,显著增大叶片自噪声;在大攻角状态下,尾缘锯齿会减弱甚至完全抑制不稳定噪声,降噪量高达40 dB,降噪机制在于尾缘锯齿结构破坏了不稳定噪声产生所需的声学反馈回路。尾缘锯齿会降低不稳定噪声频率,且锯齿振幅越大,不稳定噪声频率越低。     

尾缘锯齿结构的降噪物理机制实验

对比分析了常规尾缘翼型与锯齿尾缘翼型尾缘湍流流场的基本特征,并通过线阵列的方法测量了两种尾缘结构的噪声.结果表明:锯齿尾缘翼型尾缘湍流流场的湍流强度以及3个方向上的湍流强度都相比于常规尾缘翼型有显著减少,声场结果显示锯齿尾缘翼型对尾缘噪声有显著减小,对前缘噪声影响很小.锯齿结构加宽了尾迹区域并加快了大涡的破碎,产生了额外的马蹄涡,湍流脉动衰减率沿着流动方向变大.      

亚声速扩压叶栅中弯叶片积叠规律的研究

为了探索负荷径向非对称分布的环形扩压叶栅中弯曲叶片造型参数的选取规律,通过数值模拟的方式,对比研究了不同弯高和正弯角对两种不同分离形态的环形扩压叶栅气动性能和流道内旋涡结构的影响。研究结果表明,随着弯叶片正弯角的增大,尾缘附近的一对集中脱落涡增强并向叶展中部靠拢,随之造成了集中脱落涡和壁角涡之间区域的损失降低,同时叶展中部的总压损失增大。在集中脱落涡尚未形成的叶栅中,弯叶片则是主要作用于流道中部的尾缘脱落涡,但作用效果相对较弱。在一定的弯叶片弯高下,扩压叶栅存在最佳弯角,研究所采用的50%弯高的CDA叶栅在进口条件2下的最佳弯角约为25°,并且相同的弯叶片正弯角对叶片展向负荷较高的一端作用效果更显著。当弯叶片正弯角较大(或接近于最佳弯角)时,叶片展向负荷较高的一侧在弯叶片作用下损失峰值增加更为明显,因而在保持弯叶片的周向相对偏移一致的前提下,最佳弯高在叶展中部偏向于负荷较低的一侧。换言之,最佳弯高应偏向于扩压因子展向不均匀度更大的一侧。     

锯齿尾缘叶片气动特性和绕流流场的数值研究

以基于NACA 0018翼型的锯齿尾缘仿生叶片为研究对象,采用大涡模拟的方法研究锯齿相对齿宽与相对齿高对锯齿尾缘叶片的气动特性和非定常绕流流场的影响规律和机制.研究表明,尾缘锯齿参数对叶片气动性能的影响是复杂的非线性过程,在一定来流攻角范围内能提高升阻比,但失速提前.如在9.4°~14.8°来流攻角范围内,不同相对齿宽系列叶片的升阻比高于原始叶片,升阻比与锯齿相对齿宽之间没有线性关系.研究还表明,锯齿尾缘能延迟边界层分离,加速尾迹的流动掺混和能量扩散,改变非定常涡结构和涡脱落频率.相对齿高的变化对非定常流动特性的影响更为显著.尾缘锯齿诱导的二次湍流射流和吸力面侧反向涡对改变了原始叶片的绕翼环量,进而影响锯齿尾缘叶片的气动特性和绕流流场特性.      

高速压气机叶栅旋涡结构及其流动损失研究

为揭示高亚声速来流条件下压气机叶栅内部流动特性,对高速压气机叶栅通道内旋涡结构和流动损失的产生与演变规律进行研究。首先建立了数值仿真模型并用实验验证,然后详细研究了叶栅通道内主要旋涡结构、拓扑规律和旋涡模型,最后分析了叶栅通道内流动损失与旋涡结构的内在联系。高速压气机叶栅通道内主要存在马蹄涡、端壁展向涡、通道涡、壁角涡、壁面涡、集中脱落涡和尾缘脱落涡7个集中涡系,通道涡由端壁来流附面层中发展而来,是角区复杂旋涡结构的主要诱因;攻角由0°增大为4°,通道涡的涡核更早地脱落端壁附面层向角区发展,但对角区流动的影响减弱,叶片尾缘未形成明显的集中脱落涡。伴随着集中脱落涡的消失,叶栅固壁面拓扑结构中,叶片尾缘吸力面上没有出现与集中脱落涡对应的分离螺旋点,并且与叶中脱落涡层相对应的分离线和再附线消失,尾缘脱落涡仅包含近端区的一个分支。由总压损失沿流向和展向的变化规律,叶栅通道流动损失主要来源于角区复杂旋涡结构引起的强剪切作用,近端壁区的总压损失与角区主要涡系结构的生成和发展密切相关;攻角由0°增大至4°,角区旋涡的影响能力变弱,近端区流动损失减小,与叶中部位总压损失的差异缩小。     

锯齿型翼型尾缘噪声控制实验研究

翼型湍流边界层与尾缘相互作用产生的尾缘噪声是翼型自噪声的最主要分量,多年来研究者们已经在理论、数值和实验方面开展了多方面研究,但有关翼型尾缘噪声的产生机理和抑制方法仍有待深化与发展.本文利用具有全消声环境的低速开口风洞研究了采用锯齿型翼型尾缘来控制翼型噪声的方法,重点研究了不同攻角情况下不同锯齿形对翼型远声场气动噪声的影响以及翼型表面压力的影响.实验结果表明,翼型尾缘附加锯齿是一种可行的降噪方案,尤其对中低频段的远场气动噪声有比较明显的降低效果;而且,降噪效果与锯齿的齿数和齿间倒角有关.附加锯齿对翼型壁面动态载荷的影响较小,基本不影响翼型的气动性能.     

大涵道比涡扇发动机喷流降噪实验

对大涵道比分开排气喷管的缩比模型进行了吹风实验,模拟了双涵道喷流在加热条件下的远场噪声特性,分析了4种不同几何参数的锯齿构型对喷流噪声的影响。结果表明:喷流噪声以大尺度涡产生的低频噪声为主导,主要贡献方向为下游150°附近;锯齿喷管可以有效抑制低频部分及下游方向的噪声,最高可降低峰值声压级(SPL)约6 dB;锯齿的切入程度可以显著的影响降噪量,4种锯齿构型中切入程度高的外涵锯齿构型降噪效果最优,总声压级(OASPL)最高可降低3 dB;内涵锯齿构型的降噪效果比外涵锯齿低,总声压级最高降噪量在1 dB以内;内外涵锯齿构型可以在外涵锯齿的基础上进一步抑制低频噪声,下游方向总声压级最高降噪量为17 dB。     

端壁附面层抽吸对大转角扩压叶栅旋涡影响的实验研究

为探明附面层抽吸技术对压气机叶栅气动性能的影响及其与栅内旋涡结构的关联,通过十个横截面的实验测量结果研究了高负荷压气机叶栅抽吸端壁附面层前后的主要旋涡结构以其对应损失的演变过程。研究对象为矩形低速扩压叶栅,来流马赫数约为0.23。研究结果表明,端壁附面层的变化对叶栅端区的主要旋涡发展过程影响显著。在原型方案中,壁面涡、尾缘脱落涡的演变过程对应着较高的流动损失,通道涡自身产生的损失较小,主要起到向远离端壁的方向输运低能流体的作用;在流向槽吸气方案中,壁面涡和尾缘脱落涡因端壁附面层径向迁移及角区分离受到抑制而被明显削弱;而来流附面层抽吸方案则最为有效地控制了通道涡的演变过程。      

压气机二维叶栅涡脱落的数值模拟

对某压气机二维叶栅的非定常分离流场进行了数值模拟,通过对多种工况的计算,进行了频谱分析,对叶栅非定常流动的流场结构和流动机理做了初步的探讨。在来流均匀,定常边界条件下,叶栅内流动仍然表现出强烈的非定常性;在大攻角下有类卡门涡的脱落;旋涡脱落的频率,随着攻角和马赫数的变化而变化;分离点的位置随着攻角和马赫数的变化而变化。     

空调器室外机轴流风机内部流动的PIV研究

采用粒子图像测速仪PIV,对具有半管道式结构特点的空调器室外机轴流风机内部流场进行了实验研究,并结合实验结果分析了叶片顶部的叶尖涡和叶片出口尾缘涡的流动特性。实验结果显示在轴流风机流道内部叶顶区域存在与叶轮旋转方向相反的叶尖涡结构。叶尖涡产生于叶片前缘叶顶近吸力面侧,在流道内部与主流发生干涉后朝向周向和出口传播并逐渐耗散。叶尖涡涡心轨迹与叶顶弦长方向的夹角为10°,在叶高方向上叶尖涡的径向位置并不固定。与普通管道内部流动不同,叶片顶部与导风罩间的间隙中未捕捉到明显的叶顶泄漏涡现象。叶片出口近尾缘处30％以上叶高明显捕捉到尾缘涡结构,叶片压力面和吸力面侧的径向速度存在明显的方向变化,切向速度在尾迹区增加。     

锯齿尾缘翼型近场湍流试验研究

基于锯齿尾缘结构在航空发动机上的应用,对其降噪机理进行研究。通过3维热线风速仪测量2种尾缘结构的尾迹流场揭示锯齿降噪的流动本质,其结果显示出锯齿尾缘后流场的细微湍流结构变化规律,并在尾迹流场可见单个锯齿的齿峰和齿谷。结果表明:锯齿尾缘后尾迹中心线速度的衰减率比直尾缘的高;湍流峰值因为锯齿尾缘的存在出现在离翼型更远处,锯齿在近尾迹区产生了额外的马蹄涡。     

机翼尾迹脱落涡噪声的理论研究

Ｍｉｃｈｅｌ等人１９９８年应用平面传声器阵列对飞机过顶噪声进行的测量研究首次发现，机翼尾迹脱落涡噪声是某些类型飞机重要的噪声源。为发展一种预测这种噪声源的理论预测模型，应用ｖｏｎ Ｋａｒｍａｎ涡街模型模拟二维机翼下游尾迹脱落涡，尾迹涡的强度和脱落频率应用这个模型进行计算。基于Ｈｏｗｅ后缘噪声理论，并结合尾迹模型，本文发展了一种预测脱落涡噪声声压级和指向特征的气动声学模型。对６架现代商用飞机的机翼尾迹脱落涡噪声的计算表明，本文理论模型预测的涡脱落频率、声压级以及噪声的指向性等与实验测量结果有较好的一致性。     

前缘锯齿对边界层不稳定噪声的影响

为探索仿生学前缘锯齿结构的降噪规律,试验研究了低雷诺数到中等雷诺数（Re=（2~8）×10⁵）不同攻角状态下9种前缘锯齿结构对叶片层流边界层不稳定噪声的影响。研究表明：前缘锯齿可以减弱甚至完全抑制边界层不稳定噪声,降噪效果对锯齿振幅和锯齿波长均比较敏感,锯齿振幅越大、波长越小,降噪效果越好,降噪量可达30 dB;前缘锯齿结构可以诱导产生流向涡,影响叶片下游边界层流动,破坏声学反馈回路;前缘锯齿对边界层不稳定噪声峰值频率没有影响。     

二维涡轮叶栅流场的直接数值模拟

采用高精度有限差分格式求解非定常N-S方程组,对低雷诺数下二维涡轮叶栅流动进行了直接数值模拟,计算了雷诺数为10000,VKI涡轮叶栅在0°,8°以及-8°攻角下的流场,对涡轮叶栅非定常流动机理做了初步的探讨。计算结果表明:在叶栅尾缘处,逆时针方向和顺时针方向的主涡交替在壁面产生,并和主流相互作用产生二次涡,而当二次涡与主流连通发生掺混时,将引起主涡被分割并从叶片表面脱落;攻角在一定范围内的变化对VKI涡轮叶片表面边界层发展影响不明显。文中还对尾迹区的统计量特性和速度亏损特性等进行了研究。