大飛機(jī)噪聲問(wèn)題研究的首要任務(wù)：了解噪聲源

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

大飛機(jī)噪聲問(wèn)題研究首要任務(wù)是了解其主要的噪聲源。大型民機(jī)主要噪聲源可分為:(1)動(dòng)力系統(tǒng)噪聲,即發(fā)動(dòng)機(jī)部件(風(fēng)扇、壓氣機(jī)、渦輪、燃燒室和噴管等)產(chǎn)生的噪聲;(2)無(wú)動(dòng)力(機(jī)身)噪聲,包括湍流邊界層、展開(kāi)的起落架、起落架艙門(mén)和蓋板繞流、展開(kāi)的副翼和活動(dòng)輔助翼繞流、展開(kāi)的阻力板繞流、機(jī)翼和機(jī)身繞流、發(fā)動(dòng)機(jī)安裝與機(jī)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(dòng)機(jī)入口,不均勻軸向氣流進(jìn)入風(fēng)扇葉片。葉片旋轉(zhuǎn)時(shí),由于攻角變化,不均勻流引起葉片上的不穩(wěn)定載荷。這個(gè)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(dòng),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(guò)頻率諧波的偶極噪聲。由于葉片載荷幅值和相位的隨機(jī)脈動(dòng),它也產(chǎn)生寬帶噪聲。噪聲強(qiáng)度與風(fēng)扇葉梢速度有關(guān)。

針對(duì)風(fēng)扇噪聲的特性,第二代渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)如JT9D、CF6R 和B211 在設(shè)計(jì)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(guò)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(jī)降落和爬升時(shí)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(guó)。M.J. Lighthill 發(fā)展了聲類(lèi)比理論,用對(duì)流湍流的密度和速度脈動(dòng)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(jī)降落時(shí)噴流噪聲占主導(dǎo),因此,降低飛機(jī)降落時(shí)的發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)性能損失。當(dāng)飛機(jī)陡直爬升副翼收回時(shí),渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)的噴管出口速度為200~400m/s,此時(shí)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(dòng)機(jī)的飛機(jī)降落時(shí),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(dòng)機(jī)在低噴流速度(<300m/s)時(shí),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(shí)測(cè)量結(jié)果遵循這個(gè)趨勢(shì)。暗示著存在一個(gè)額外的不依賴(lài)于速度特性的噪聲位勢(shì)源,稱(chēng)作發(fā)動(dòng)機(jī)的核心噪聲。核心噪聲可以通過(guò)從測(cè)量的低頻發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲中扣除噴流噪聲和無(wú)動(dòng)力噪聲得到。

發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng),(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(dòng)力影響噴管周?chē)橘|(zhì)產(chǎn)生的噪聲。核心噪聲發(fā)聲機(jī)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(guò)聲支配。除了通過(guò)頻率聲之外,在通過(guò)頻率附近還集中有寬頻“haystack”噪聲。P&WA 證實(shí),“haystack”噪聲是由于葉片通過(guò)頻率處與渦輪聲相關(guān)的脈動(dòng)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(lài)試驗(yàn)數(shù)據(jù)的經(jīng)驗(yàn)方法,有待發(fā)展描述渦輪噪聲產(chǎn)生機(jī)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(wú)動(dòng)力噪聲是飛機(jī)進(jìn)場(chǎng)時(shí)的一個(gè)主要的噪聲源。它源自湍流邊界層、展開(kāi)的起落架、起落架艙門(mén)和蓋板繞流、展開(kāi)的襟翼副翼和阻力板繞流、機(jī)翼和機(jī)身的尾流和發(fā)動(dòng)機(jī)安裝與機(jī)身的相互干擾(圖1)。

圖1 無(wú)動(dòng)力噪聲源

當(dāng)飛機(jī)是流線型時(shí),主要噪聲源是機(jī)翼湍流尾跡與機(jī)翼表面的相互作用。湍流尺度很大時(shí),在整個(gè)機(jī)翼表面出現(xiàn)升力阻力脈動(dòng),產(chǎn)生低頻噪聲;湍流尺度與機(jī)翼弦長(zhǎng)可以比擬時(shí),在尾緣出現(xiàn)小尺度壓力脈動(dòng),產(chǎn)生高頻噪聲。當(dāng)起落架、副翼和阻力板展開(kāi)時(shí),主要的噪聲源是突出部分的當(dāng)?shù)亓鲃?dòng)。

無(wú)動(dòng)力機(jī)身噪聲是商用飛機(jī)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(jì)比FAR-36 低10dB。如果無(wú)動(dòng)力機(jī)身噪聲源達(dá)到或高于FAR 36-10dB 等級(jí),這個(gè)稱(chēng)作FAR 36-10 的噪聲標(biāo)準(zhǔn)就不能只通過(guò)處理動(dòng)力噪聲源實(shí)現(xiàn)。起落架展開(kāi)時(shí)噪聲增加,但是不同類(lèi)型飛機(jī)的氣動(dòng)結(jié)構(gòu)輻射噪聲趨勢(shì)不完全一致,因此需要理解機(jī)身噪聲對(duì)不同參數(shù)響應(yīng)的細(xì)節(jié)。

無(wú)動(dòng)力噪聲預(yù)示可以采用部件法,預(yù)示機(jī)翼、副翼、支柱、起落架、掛架和發(fā)動(dòng)機(jī)引擎艙等飛機(jī)每個(gè)部件產(chǎn)生的噪聲,再合并各部件噪聲得到飛機(jī)整體的無(wú)動(dòng)力噪聲。另一種預(yù)示方法稱(chēng)作“阻力元法”,Revell 設(shè)想無(wú)動(dòng)力噪聲是由于阻力引起的機(jī)械能耗散的副產(chǎn)品,飛機(jī)降落時(shí)主要是機(jī)翼剖面阻力噪聲和機(jī)翼誘導(dǎo)阻力噪聲。噪聲產(chǎn)生機(jī)理是飛機(jī)各部件的尾緣偶極子分布,機(jī)身各部件輻射進(jìn)遠(yuǎn)場(chǎng)的噪聲與部件的阻力系數(shù)相關(guān)。

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