大飛機噪聲問題研究的首要任務(wù)：了解噪聲源

2017-07-03  by:CAE仿真在線  來源:互聯(lián)網(wǎng)

大飛機噪聲問題研究首要任務(wù)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(tǒng)噪聲,即發(fā)動機部件(風(fēng)扇、壓氣機、渦輪、燃燒室和噴管等)產(chǎn)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(fā)動機安裝與機身相互干擾等產(chǎn)生的噪聲。

大尺度大氣湍流進(jìn)入發(fā)動機入口,不均勻軸向氣流進(jìn)入風(fēng)扇葉片。葉片旋轉(zhuǎn)時,由于攻角變化,不均勻流引起葉片上的不穩(wěn)定載荷。這個風(fēng)扇轉(zhuǎn)子葉片尾跡撞擊下游葉片組產(chǎn)生的非定常壓力脈動,是風(fēng)扇噪聲的主要噪聲源。這些不穩(wěn)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(chǎn)生寬帶噪聲。噪聲強度與風(fēng)扇葉梢速度有關(guān)。

針對風(fēng)扇噪聲的特性,第二代渦扇發(fā)動機如JT9D、CF6R 和B211 在設(shè)計中消除了導(dǎo)向葉片,選擇轉(zhuǎn)子和定子葉片數(shù)目,有意最小化亞音速轉(zhuǎn)子翼梢的葉片基礎(chǔ)通過頻率聲的幅值,轉(zhuǎn)子和定子葉片間保留較大的空間,使得風(fēng)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(chǎn)生噴流噪聲。噴流噪聲研究起源于二十世紀(jì)五十年代的英國。M.J. Lighthill 發(fā)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(fā)聲的基礎(chǔ)。飛機降落時噴流噪聲占主導(dǎo),因此,降低飛機降落時的發(fā)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(fā)動機性能損失。當(dāng)飛機陡直爬升副翼收回時,渦噴發(fā)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(xué)線紋路排氣口等噴流噪聲抑制設(shè)備減小吹氣副翼噪聲和噴流噪聲。當(dāng)裝備渦扇發(fā)動機的飛機降落時,可用安裝較大的單組風(fēng)扇代替兩組風(fēng)扇,較大風(fēng)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(fā)現(xiàn),噴氣發(fā)動機在低噴流速度(<300m/s)時,噪聲譜慢于Lighthill 預(yù)示的速度八次方法則,而在噴流速度高于300m/s 時測量結(jié)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(fā)動機的核心噪聲。核心噪聲可以通過從測量的低頻發(fā)動機噪聲中扣除噴流噪聲和無動力噪聲得到。

發(fā)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(zhuǎn)子/定子相互作用產(chǎn)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(chǎn)生的噪聲,(4)噴嘴唇口處脈動力影響噴管周圍介質(zhì)產(chǎn)生的噪聲。核心噪聲發(fā)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(guān)的脈動壓力、排氣噴流與環(huán)境大氣的邊界層湍流的相互作用產(chǎn)生的。

渦輪噪聲預(yù)示主要依賴試驗數(shù)據(jù)的經(jīng)驗方法,有待發(fā)展描述渦輪噪聲產(chǎn)生機理的數(shù)學(xué)模型。增加轉(zhuǎn)子和定子間的距離可以減小渦輪噪聲。轉(zhuǎn)子或定子尾跡可能是主要的離散噪聲源,選擇合適的轉(zhuǎn)子/定子葉片數(shù)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(jìn)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(fā)動機安裝與機身的相互干擾(圖1)。

圖1 無動力噪聲源

當(dāng)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(xiàn)升力阻力脈動,產(chǎn)生低頻噪聲;湍流尺度與機翼弦長可以比擬時,在尾緣出現(xiàn)小尺度壓力脈動,產(chǎn)生高頻噪聲。當(dāng)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(dāng)?shù)亓鲃印?

無動力機身噪聲是商用飛機履行噪聲標(biāo)準(zhǔn)的障礙。一般公認(rèn)的噪聲標(biāo)準(zhǔn)估計比FAR-36 低10dB。如果無動力機身噪聲源達(dá)到或高于FAR 36-10dB 等級,這個稱作FAR 36-10 的噪聲標(biāo)準(zhǔn)就不能只通過處理動力噪聲源實現(xiàn)。起落架展開時噪聲增加,但是不同類型飛機的氣動結(jié)構(gòu)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(shù)響應(yīng)的細(xì)節(jié)。

無動力噪聲預(yù)示可以采用部件法,預(yù)示機翼、副翼、支柱、起落架、掛架和發(fā)動機引擎艙等飛機每個部件產(chǎn)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(yù)示方法稱作“阻力元法”,Revell 設(shè)想無動力噪聲是由于阻力引起的機械能耗散的副產(chǎn)品,飛機降落時主要是機翼剖面阻力噪聲和機翼誘導(dǎo)阻力噪聲。噪聲產(chǎn)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(jìn)遠(yuǎn)場的噪聲與部件的阻力系數(shù)相關(guān)。

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