锯齿形尾缘喷嘴射流增混与降噪机理研究
锯齿尾缘对叶片尾迹特性的影响
１．２ 数 值 模 型 及 参 数 设 置 采用 Fluent流体分析软件进行数值 仿 真,选 取 雷
诺时均 NＧS(NavierStokes)方程组作为控制方程.由
������国家自然科学基金资助项目 (１１６７２１０６);湖南省科技厅省科技创新平台与人才计划 (２０１７RS３０４９) 收 稿 日 期 :２０１８Ｇ０７Ｇ０９; 修 订 日 期 :２０１８Ｇ１２Ｇ０１ 作者简介:贺艳文 (１９９１Ｇ),男,江西萍乡人,在读硕士研究生,从事航空发动机气动噪声研究.
贺艳文,李学军,冯和英,蒋玲莉,屈 伟
(湖南科技大学 机械设备健康维护湖南省重点实验室,湖南 湘潭 ４１１２０１)
摘要:对某型轴流压气机叶片尾缘进行三角锯齿建模,利用 Fluent软件对基准叶片、短锯齿叶片、长锯齿叶片 进行数值模拟研究.研究表明:锯齿尾缘可以有效加强尾迹区与主流区之间的流动掺混,且长锯齿尾缘尾迹区 流动掺混程度比短锯齿尾缘更强;流动掺混的增强使得叶片出口速度更均匀,从而减小速度亏损.同时,由于 长锯齿尾缘叶片显著地降低了尾缘附近的湍流强度,导致湍流与叶片尾缘相互干涉作用降低,因而能有效降低 压气机叶片噪声,相比于基准叶片及短锯齿尾缘叶片,长锯齿叶片在降低噪声和减小流动损失方面效果更佳. 关键词:压气机;锯齿尾缘;尾迹;速度亏损 中 图 分 类 号 :TP３９１������７∶V２３５������１ 文 献 标 识 码 :A
１９７８年,Howe[１]在 理 论 上 证 明 了 平 板 翼 型 锯 齿 能有效地降低 尾 缘 噪 声,之 后 Oerlemans等 将 [２] 叶 片 加装在４７m 长 风 力 机 上,具 有 锯 齿 尾 缘 的 叶 片 降 低 了噪声大约３．２dB.Moreau 等 研 [３] 究 了 平 板 在 中 低 雷诺数下锯齿尾缘对 其 噪 声 的 影 响,结 果 表 明 锯 齿 尾 缘 能 对 低 频 范 围 内 的 噪 声 降 低 约 ３dB.
锯齿形尾缘结构对轴流风机气动特性及内流影响分析
锯齿形尾缘结构对轴流风机气动特性及内流影响分析叶片尾缘涡脱落及尾迹是影响轴流风机噪声及流动损失的重要因素之一,对叶片尾缘改型可影响尾缘涡脱落及尾迹流动,而尾缘锯齿结构为一种尾缘改形方法,众多研究显示其具有降低叶轮机械噪声的潜力,但其对轴流风机包括尾缘脱落涡、尾迹等内流影响的研究尚不多见。
本文以一款轴流风机为研究对象,在尾缘添加锯齿结构,结合数值模拟方法,旨在研究尾缘锯齿结构对轴流风机气动特性及内流的影响。
(1)通过数值模拟方法对一款轴流风机气动特性进行评估,并结合实验测试结果对数值模拟方法进行验证,结果表明,数值模拟与实验测试结果相比,全压及效率误差在5%以内,证明了数值计算方法的有效性。
(2)在轴流风机尾缘添加多种尺寸的正弦型锯齿结构,基于数值模拟对比分析各模型气动特性,结果表明正弦锯齿结构削弱叶片尾缘做功能力,使得风机全压降低,但提升了中小流量工况下风机效率1~2%,且齿宽和齿高两参数对风机全压及效率的影响程度不同,气动性能对齿高的变化更敏感。
(3)基于稳态及瞬态数值模拟对轴流风机内流进行分析,结果显示锯齿结构能切碎尾缘脱落涡,降低尾缘处涡的展向一致性,且形成锯齿间的涡对,拓宽了脱落涡的分布范围。
同时,锯齿结构有效减弱叶片中部以下位置尾缘附近的尾迹强度,对尾迹的抑制作用从叶片根部到中部逐渐减弱。
压力脉动分析结果表明锯齿结构能降低近尾缘处的压力脉动,且主要是低频压力。
(4)针对这种尾缘添加锯齿结构的特殊形式的叶轮叶片,其三维造型及结构化网格划分异常繁琐,为加速数值模拟前处理,对这种特殊形式的叶轮叶片进行参数化建模,且基于二维网格层叠形成空间六面体网格的思路完成叶轮域的结构化网格划分,并提出一种权重因子计算方法,经网格质量评估指标验证,其显著改善了超限插值法所生成二维网格的质量。
锯齿形尾缘喷嘴气动声学实验及数值分析
摘 要： 为 了研 究在低马赫数 Ｍａ ＝ ０ ． １ ２ 条 件下锯齿形 喷嘴射流气动 声学特 性 ， 对多种参数 的锯 齿形喷嘴射流速 度
剪 切 层 外 区域 进 行 声 压 近 场 测 量 和 远 场 测 量 。根 据 近 场 和 远 场 的 测 量 结 果 ， 分 析 声压 从近 场 向远 场 发 展 的趋 势 。 结
合射流场数值齿形尾 缘喷嘴的湍流性能与近远场声压之问 的
关 系 。分 析 表 明 ， 在相同渗透度下， 随着 齿 数 的增 加 ， 噪 声 总 声 压 级 在 整 个 指 向范 围有 明显 的 降低 。在 相 同齿 数 下 ， 随
渗透度的增加， 锯齿形喷嘴降低低频噪声， 增加高频噪声， 呈现 明显 的指 向性分布特点。 关键词：声学 ； 锯齿形尾缘喷嘴； 射流 ； 数值模拟 ； 湍动 能
ＧＵＯ Ｊ ｉ ｎ－ ｚ ｈ ｉ， ＯＵ Ｙ ＡＮ Ｇ Ｈ ｕ ａ Ｔ Ｉ ＡＮ Ｊ ｉ ｅ Ｗ Ｕ Ｉ ｒ ａ — ｄ ｏ ｎ ｇ ， ＤＵ Ｚｈａ ｏ－ ｈｕ ｉ
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中图 分 类 号 ： Ｖ２ ３ １ ． ３ 文献标识码： Ａ Ｄ ＯＩ 编码 ： １ ０ ． ３ ９ ６ ９ ／ ｊ ． ｉ ｓ ｓ ｎ ． １ ０ ０ ６ — １ ３ ３ ５ ． ２ ０ １ ３ ． ０ ５ ． ０ ４ ４
锯齿尾缘翼型近场湍流试验研究
0引言现代航空发动机已经达到很高的涵道比，如陈光介绍了波音787客机在设计中对声音的要求[1]，可见降噪成为了如今设计发动机翼型的另一目标。
在低马赫数时，风扇出口导流叶片的宽频噪声和喷流噪声同时成为翼型的2个最大噪声源。
在风扇出口导流叶片的宽频噪声中，尾缘噪声占大部分[2]。
Brooks [3]对尾缘噪声进行了首次试验研究，并由Amiet [4]成功得出预测模型。
为了对尾缘噪声进行降噪[5-6]，Adams 第1次提出可以借鉴猫头鹰的翅膀形状来对尾缘噪声进行控制。
20世纪60年代后，Lilley [7]重新采用该种方法，对猫头鹰的飞行进行了气动研究并得出降噪原理。
Lilley 提出鸟类柔软的羽毛可能会产生降噪的效果。
Bohn [8]进行了多孔边缘扩展研究，继而Revell [9]进行了声学研究，Sarradj [10]又进行了多孔翼型研究，对于翼型降噪，Fink [11]和Khorrami [12]都进行了多孔和锯齿尾缘研究。
翼型表面的优化造型会限制声音辐射，但往往会严重降低气动性能。
以前大量的试验研究着重对前缘锯齿优化，如Howe [13]对尾缘锯齿进行了大量研究，从开始的正弦齿状发展到尖的锯齿形状,得出锯齿结构可以有效的整合流动方向尾迹涡，锯齿与来流方向夹角兹<45毅时降噪效果更好，试验研究表明，这种方法至少可以降低噪声5dB 。
受叶片前缘湍流以及边界层湍流和尾缘湍流的互相影响，薄叶片尾缘噪声中的宽频部分与叶片边界层内剧烈剪切区域中发展的锯齿尾缘翼型近场湍流试验研究许坤波，叶英哲，仝帆（西北工业大学动力与能源学院，西安710072）摘要：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。
低马赫数下锯齿形尾缘喷嘴的气动声学特性研究
低马赫数下锯齿形尾缘喷嘴的气动声学特性研究锯齿形尾缘喷嘴是应用于航空尾喷管上的降噪技术,由于其具有降噪明显,推力损失小、加工简单等诸多优点,成为当前被动控制技术研究的热点。
将锯齿形尾缘喷嘴技术应用到低马赫数条件下,对其气动和声学特性进行研究,对于降低包括排空噪声在内的工业噪声有很好的帮助作用。
本文采用实验和数值模拟相结合的方法,对低马赫数下锯齿形尾缘喷嘴的气动和声学特性进行了研究。
分析了不同渗透度、不同齿数的锯齿形尾缘对射流流场、涡量场和湍动能分布的影响,以及射流远场噪声频谱和指向性的变化,对锯齿形尾缘改变流场结构并进一步影响声学特性进行了探索。
本文的主要研究工作包括:1.搭建了锯齿形尾缘喷嘴气动声学实验装置,设计并加工了不同的锯齿喷嘴。
该实验装置主要由进气消声风洞和气动消声室组成,可以方便进行喷嘴的流场分析以及气动噪声分布的研究。
设计加工的喷嘴主要用于分析锯齿渗透度和齿数对于射流流动和噪声的影响,剔除了锯齿形尾缘喷嘴其它参数影响,提高了研究针对性;2.通过时空分辨的TR-PIV技术测量了锯齿形尾缘喷嘴和圆锥喷嘴的射流流场。
分析了射流平均流场的轴向速度场、径向速度场和周向涡量场,同时对射流湍流强度分布等进行了处理,阐述了锯齿渗透度和齿数对于射流流动的影响;3.采用数值分析的手段对锯齿形尾缘喷嘴和圆锥喷嘴进行了模拟。
划分了非结构化的网格,在数值模拟软件中设定计算条件进行模拟计算。
计算结果与实验结果进行了对比分析,进一步阐述了锯齿形尾缘喷嘴渗透度和锯齿数对于射流流场的影响;4.对锯齿形尾缘喷嘴和圆锥喷嘴的远场噪声辐射进行了实验测量。
在不干扰流动情况下,在远场喷射流动的轴向平面上布置了多个测量点,噪声1/3倍频程频谱和指向性分布结果,分析了锯齿形尾缘渗透度和锯齿数对于射流噪声辐射的影响,同时探讨了流动和声学的关联。
尾缘锯齿对斜流叶轮气动噪声的影响
尾缘锯齿对斜流叶轮气动噪声的影响
智博文;张师帅;陈俊君;陈文昊
【期刊名称】《制冷与空调》
【年(卷),期】2018(018)009
【摘要】针对某型斜流叶轮的气动噪声问题,利用FLUENT软件对尾缘锯齿斜流叶轮的气动噪声进行数值模拟,获得尾缘锯齿斜流叶轮气动噪声的分布特性,并对比分析尾缘锯齿结构对气动噪声的影响规律.结果表明,尾缘锯齿结构可显著降低斜流叶轮整体噪声水平,并且形状越尖锐的锯齿降噪效果越明显,但同时存在叶轮气动性能的损失.研究结果可为斜流叶轮的降噪设计提供理论依据.
【总页数】5页(P15-19)
【作者】智博文;张师帅;陈俊君;陈文昊
【作者单位】华中科技大学;华中科技大学;华中科技大学;华中科技大学
【正文语种】中文
【相关文献】
1.叶片非均匀分布对斜流叶轮气动噪声的影响 [J], 智博文;张师帅;陈俊君;陈文昊
2.渗透度对锯齿形尾缘喷嘴气动声学影响 [J], 朱锡佳;欧阳华;田杰;杜朝辉
3.带尾缘吹气的空心叶轮轴流式风机内部流动和气动噪声模拟 [J], 张师帅;马如林;李刘杰;杨山坡
4.叶片几何参数对倾斜锯齿尾缘叶片气动及噪声特性的影响研究 [J], 邬长乐;王善彬;张文清;谢鸣;李乐;冷琳
5.锯齿尾缘叶片气动特性数值模拟研究 [J], 邹如萍;李传鹏;安志强;商超群;宣彬
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基于混合数值算法的锯齿形喷管气动噪声仿真
基于混合数值算法的锯齿形喷管气动噪声仿真
闫国华;冯叔阳
【期刊名称】《计算机仿真》
【年(卷),期】2022(39)4
【摘要】为了预测航空发动机喷流噪声远场声压级,满足未来的航空器噪声适航要求,采用计算流体力学(CFD)和计算航空声学(CAA)混合数值算法,对安装Chevron 型锯齿的喷管进行气动噪声仿真计算。
使用大涡模拟(LES)计算喷管的瞬态喷流流场。
在流场计算的基础上使用Ligthill声类比进行声源提取,结合有限元/无限元方法对喷流噪声近场/远场的辐射特性进行仿真计算及分析,并将喷流噪声的数值仿真结果与实验值进行对比验证。
数值仿真结果表明,混合数值计算方法的计算结果与实验所测远场声压级基本吻合,可以用于喷流噪声的预测。
【总页数】8页(P29-36)
【作者】闫国华;冯叔阳
【作者单位】中国民航大学航空工程学院
【正文语种】中文
【中图分类】V235.1
【相关文献】
1.基于混合方法的二维圆柱绕流气动噪声数值预测
2.基于气动(气动噪声)/结构耦合仿真研究
3.基于混合方法的轨道交通牵引电机离心风扇的气动及噪声性能计算
4.
基于混合雷诺平均/高精度隐式大涡模拟方法的高升力体气动噪声模拟5.基于混合法的船用离心风机气动噪声数值预报
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锯齿尾缘对风电机组气动性能的影响
锯齿尾缘对风电机组气动性能的影响
曾明伍;杨俊伟;孙振业;吴鑫波
【期刊名称】《东方电气评论》
【年(卷),期】2022(36)1
【摘要】随着我国风电场建设由三北地区向西南山区、沿海等地区转移,同时风力机的风轮直径已经突破200米,风力机的噪声问题越来越严重。
锯齿尾缘是目前最常用的风电叶片被动降噪附件,但也导致风电机组气动性能和载荷发生变化。
在扬州大学低速风洞开展了翼型升力、阻力、表面压力分布等风洞试验研究,验证了不同锯齿尾缘对翼型气动性能的影响。
采用大型风力发电机组设计与分析软件BLADED进行仿真模拟,探讨了锯齿尾缘对风电机组气动性能的影响,评估了锯齿对叶根稳态载荷的影响。
结果表明,锯齿尾缘会提高风电机组气动性能,也会增大叶根稳态载荷。
【总页数】6页(P50-55)
【作者】曾明伍;杨俊伟;孙振业;吴鑫波
【作者单位】东方电气风电股份有限公司;扬州大学
【正文语种】中文
【中图分类】TM315;TK83
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1.渗透度对锯齿形尾缘喷嘴气动声学影响
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3.叶片几何参数对倾斜锯齿尾缘叶片气动及噪声特性的影响研究
4.风电叶片锯齿尾缘材料选取及安装工艺要领
5.不同宽高比锯齿对风电机组气动噪声的影响
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锯齿形翅片对喷管流动及噪声特性的影响分析
气流 的起伏 运动会 产 生空气 动力性 噪声 。喷注 并且建立 了相对完整的实验理论ｕ 。随着计算流体 噪声 是其 中最 常见 的一种 ， 如工业 管道 的排 放气 、 飞 力学 技 术 及计 算 机技 术 的发 展 ， 值 模 拟结 合试 验 数 机 喷气 等 ， 是 噪声 污染 的重要 祸 源 。研 究 喷注 噪 手段 已成 为气 动 噪声 研 究 的 主要 方法 ， 且 数值 模 它 并
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关键词 ： 锥型喷管； 锯齿形翅片； 流动特性 ； 射流噪声 ； 数值计算
中图分类 号 ： Ｂ ３ Ｔ ５ 文 献标识 码 ： Ａ 文章编号 ： ６ ２ ２ ２ ２ １ ）３ ０ ０ ０ １ ７ —９ ４ （０ １０ —０ ９ — ４
Ａｎ ｌ ｓｓｏ ｆ ｃ ｆＳ ｒ ａ ｅ ｉ ｎ ｔ ｅ Ｆｌ ｗ ｉ ｎ ｉｅ Ｐｅ ｆ ｒ ａ ｃ ｆ ａ ｙ ｉ ｎ Ｅｆｅ ｔｏ ｅ ｒ ｔ ｄ Ｆ ｎ ｏ ｈ ｏ ｎｇａ ｄ Ｎｏ ｓ ｒ ｏ ｍ ｎ ｅ ｏ
第３ 期
汤 涛 等 ： 齿 形 翅 片对 喷 管 流 动及 噪 声 特 性 的影 响 分 析 锯
・ １・ ９
来分 析锯齿 形 出 口对 喷管 流场特 性和 噪声特性 的影
１ 喷 管排 气噪 声 分析
响 。为 排除 喷 流速度 的 因素 ， 取 “ 口面积 相 同 ” 采 出 的 原则 来 确定 喷 管 尺寸 ， ２ 喷 管 除 了喷 口形 状 即 种
渗透度对锯齿形尾缘喷嘴气动声学影响
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关键 词 ： 学 ； 齿 形 尾 缘 喷 嘴 ； Ｒ ＰＶ； 动 噪 声 ； 流 声 锯 Ｔ －Ｉ 气 射 中 图分 类号 ： ３ ， Ｖ２ １３ 文 献 标 识码 ： Ａ Ｄ 编 码 ：０ ９ ９ ．ｓ ． ０ —３ ５２ １．５ ２ ＯＩ １ ． ６ ／ｉ ｎ１ ６１ ５—０ １ ． ６ ３ ｊｓ ０ ００
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锯齿型喷口抑制热喷流噪声的实验研究
锯齿型喷口抑制热喷流噪声的实验研究标题：锯齿型喷口抑制热喷流噪声的实验研究摘要：本文旨在分析锯齿型喷口的噪声抑制效果，并研究其对热喷流的影响。
通过数值模拟方法，研究了不同流动特性参数（如压力、温度等）在不同宽度、深度和间距锯齿喷口中的改变情况，以及不同geometry锯齿喷口中流动对噪声抑制效果的影响。
关键词：锯齿型喷口，热喷流，噪声抑制，数值模拟正文：本文采用传统的数值模拟方法来研究热喷流噪声抑制的机理。
首先，使用ANSYS Fluent建立数值模型，评估不同宽度、深度和间距锯齿型喷口的流动模拟结果。
然后，使用空气吸声计对锯齿喷口的声音产生量进行测量，从而得出噪声抑制的结果。
最后，对模拟的结果进行分析，并与实验结果进行对比，探讨锯齿型喷口对热喷流噪声抑制的效果。
对于不同的应用场景，锯齿型喷口的噪声抑制作用是十分关键的。
例如，在飞机等航空器的起飞和降落过程中，热喷流的影响很大，而且它们的噪声也是航空交通系统最要注意的问题之一。
因此，利用锯齿型喷口安装在航空器上，能够有效地抑制热喷流所产生的噪声，从而实现了安全、安静的飞行。
此外，锯齿型喷口也可以用于改善建筑内部空气循环，降低其噪声水平。
例如，在处理大型火力发电厂的热排放物时，可以在出口处安装锯齿型喷口，以有效抑制热喷流的噪声。
同样，在内部空调系统中，使用锯齿型喷口来消除风声对建筑内部环境的影响，从而使得空调系统的性能得到提高。
另外，锯齿型喷口的引入还可以起到燃烧优化的作用。
例如，在发动机内部，可以使用锯齿喷口来进行空气・燃料混合优化，这将有助于提高发动机效率，并使发动机发出更少的噪声。
总之，锯齿型喷口在减小噪声方面发挥着重要的作用。
应用锯齿喷口可以有效地抑制热喷流的噪声，改善建筑内部的空气循环，从而实现安全、安静的环境。
此外，锯齿型喷口还可用于优化发动机内空气/燃料混合，进一步提高发动机效率和减少噪声。
为了更好地应用锯齿型喷口进行噪声抑制，科学家研究了多种参数对噪声降低的影响。
发动机外罩波纹形尾缘降噪机理初探
发动机外罩波纹形尾缘降噪机理初探苏彩虹【摘要】喷气发动机的射流是起飞过程中主要的噪声源之一.发动机外罩外的流动和外涵道内的环形射流在尾缘下游形成一个强剪切层.由剪切层的不稳定性产生的大尺度结构是一个重要的噪声源.近年发现,一些现代航空发动机外罩采用了波纹形尾缘的设计,被认为是一种降噪的措施.本文采用简化模型,即一个分割两层流体的平板后缘形成的剪切层,从流动稳定性的角度探讨其降噪的机理.研究发现,对于平直尾缘的情况,尾缘后会产生二维的非定常涡,对应的是剪切层中最不稳定的模态.而对于波纹形尾缘的情况,则不存在二维模态.对三维平均流的全局稳定性分析显示,所得三维最不稳定模态的增长率显著小于平滑尾缘的情况.数值模拟结果也证实了这一结论.因此,波纹形尾缘降噪的机理可以归结为,波纹形设计降低了平均流的不稳定性,从而降低了大尺度结构的增长率和幅值,使得Lighthill声源项中雷诺应力的二阶导数项也相应大幅减小,从而降低了噪声.%Jet engine exhaust is one of the main noise sources during airplane take-off.There is a strong shear layer formed between the flow outside the nacelle and the circular jet flow in its bypass duct downstream of the trailing edge.The large vortex structure due to the instability of the shear layer is an important noise source.Recently,some modern jet engines have chevrons at their trailing edge,which is believed to be a measure for noise reduction.In this paper,from the perspective of flow instability,a simplified model,i.e.the shear layer downstream of the trailing edge of a flat plate splitting two uniform streams,is proposed to explore the possible cause of the noise reduction.It was found that for the case without chevron,unsteady vortex roll-up appears downstream of thetrailing edge,whose frequency is actually chosen to match the most unstable 2-D shear mode by the stability characteristics of the mean flow.For the case with chevron,there is no 2-D layer mode.Biglobal stability analysis of the 3-D mean flow shows that the most unstable mode is significantly smaller compared with the case without chevron,which is also verified by the numerical simulation.Therefore,the mechanism of noise reduction for using chevron can be concluded as the following.The existence of chevron changes the stability characteristics of the mean flow,so that the amplification rate and the amplitude of large scale vortices are reduced.So are the second derivatives of Reynolds stress,which is one of source terms in noise generation and the noise is thus reduced.【期刊名称】《空气动力学学报》【年(卷),期】2018(036)003【总页数】7页(P410-416)【关键词】发动机;气动噪声;稳定性;波纹形;尾缘【作者】苏彩虹【作者单位】天津大学机械工程学院高速空气动力学研究室,天津 300072【正文语种】中文【中图分类】O427.4;V231.30 引言降低气动噪声是大型飞机研制中必然要面对的一个越来越重要的问题。
苍鹰翼尾缘结构的单元仿生叶片降噪机理研究
苍鹰翼尾缘结构的单元仿生叶片降噪机理研究刘小民;汤虎;王星;席光;高德康【摘要】利用逆向工程方法提取苍鹰尾缘非光滑形态的降噪特征元素,由此建立了仿生叶片结构模型；采用基于Smagorinsky亚格子应力模型的大涡模拟,结合基于Lighthill声类比的FW-H方程,分别对仿生尾缘锯齿叶片和标准叶片的流道模型进行了三维流场及声场的数值计算；通过分析仿生齿形结构对叶尾迹流场的影响,研究了仿生尾缘齿形结构的气流噪声控制机理.结果表明:仿生尾缘锯齿结构叶片的总A计权声压级比标准叶片降低了9.8 dB;叶片尾缘锯齿结构可以改变流场噪声峰值的分布规律,从而降低了噪声峰值,且大部分频率范围内的气动噪声均有所降低；仿生尾缘锯齿结构可以改变各截面尾迹涡的脱落位置,从而增大了涡心之间的距离,抑制了脱落涡对尾迹流动的扰动,进而减小了叶片表面的非定常压力脉动和尾迹涡引起的气动噪声.%A structural model of the bionic blade was established using the reverse reconstruction technique to extract the noise reduction characteristics of the non-smooth trailing edge shape of the goshawk wing. The LES with the Smagorinsky model and the FW-H equation based on Lighthill acoustic theory were adopted to simulate the flow field and the sound field of the bionic non-smooth trailing edge blade and the smooth blade. The aerodynamic noise control mechanism of the bionic tooth shaped trailing edge blade was examined on the basis of the analysis of the influence of the bionic tooth shaped structure on the trailing edge flow field. The results show that compared with the smooth blade, the total A-weighted sound pressure level of the bionic tooth shaped trailing edge blade decreases by 9. 8 dB. The bionic structure changes the distribution ofthe peak aerodynamic noise, reduces the peak size, and in most of the frequency range, the aerodynamic noise drops. The bionic non-smooth trailing edge of the blade changes the location of vortex shedding in the different cross-section and increases the distance between the corresponding vortex centers, thus suppressing the chaotic flow in the wake region effectively. Therefore, for the bionic blade, the unsteady pressure pulsation on the blade surface is inhibited and the aerodynamic noise caused by the wake vortex is reduced.【期刊名称】《西安交通大学学报》【年(卷),期】2012(046)001【总页数】7页(P35-41)【关键词】苍鹰;仿生叶片;齿形尾缘;流动控制;降噪机理【作者】刘小民;汤虎;王星;席光;高德康【作者单位】西安交通大学能源与动力工程学院,710049,西安;西安交通大学能源与动力工程学院,710049,西安;西安交通大学能源与动力工程学院,710049,西安;西安交通大学能源与动力工程学院,710049,西安;浙江德意控股集团有限公司,311215,杭州【正文语种】中文【中图分类】TB535;TH432空气动力噪声是影响多翼离心风机稳定性及工作性能的主要因素，涡流噪声是多翼离心风机气动噪声的主源之一.由于多翼离心风机叶轮叶片曲率较大，叶道短，叶片对气流导向能力差，叶片的过流叶表面容易形成紊流，出现边界层脱流，从而引发气流压力脉动，所以叶片是产生涡流噪声的主要根源［1］.优化流动、控制边界层脱流是控制涡流噪声的关键.目前，国内外已经提出了许多降低风机涡流噪声的方法，如方开翔［2］采用叶片穿孔方法通过引导部分气流自叶片的高压面流向低压面，促使叶片分离点向流动下方移动，以降低叶片出口分离区的涡流强度和尺寸，减小涡流噪声.Tarek等［3］在多翼离心风机叶轮的进出口通过加入紊流装置来抑制边界层过早出现，减少叶道内的分离流动，降低噪声.苏强等［4］在多翼离心风机叶轮的进口安装了整流丝网，以对气流进行整流，使得通过丝网的气流形成小尺度涡流，紊流附面层的分离点沿叶片出口方向移动至下游，涡流区相对宽度减小，从而达到降低风机噪声的目的.目前，上述各种降噪方法在实际运用中均存在一定的局限性，例如减小噪声的同时降低了风量和风压等.如何降低涡流噪声是噪声控制中的重点和难点，目前还没有理想的工程方法.研究表明：在自然界中，苍鹰等生物在运动过程中几乎不发声，这主要得益于苍鹰在长期适应周围生存环境的过程中，形成了独特的体表降噪系统.通过对苍鹰体表羽毛的生物耦合特征分析确定，苍鹰体表覆羽各羽毛间呈现的条纹结构和羽毛端部的锯齿形态为降噪的主要因素［5］.条纹结构可以改变翅膀表面附面层空气流动的状态，以使气流顺着条纹方向流动，从而减小了紊流气体产生的涡流噪声和压力脉动；锯齿形态可将尾随涡分割、离散成若干小涡，从而获得涡量黏性耗散，减小由尾随涡引起的气动噪声.多翼离心风机的叶片比较薄，条纹结构不便于工程实现，因此本文试图提取苍鹰翼尾缘锯齿的降噪特征参数，并将其应用于多翼离心风机的气动噪声控制，为此提出了一种新型降噪结构——耦合仿生叶片.通过建立苍鹰翼尾缘非光滑仿生模型，采用基于动力Smagorinsky亚格子应力模型的大涡模拟（LES），结合基于Lighthill声类比的FW-H方程，分别对仿生耦合模型和基准模型的噪声特性进行了数值分析，旨在揭示基于苍鹰翼尾缘耦合仿生叶片的流动控制及降噪机理.1 苍鹰翼尾缘非光滑仿生叶片图1为苍鹰翼，其羽毛为条纹状结构，羽毛的尾部为锯齿结构［6］.苍鹰翼在展开飞行时的长度约为400 mm左右，宽度在200 mm左右.苍鹰翼尾缘锯齿的宽度d 在15～35 mm之间，间距e在10～40 mm之间，高度f在20～60 mm之间.图2为双吸多翼离心风机叶轮结构，其由多个单圆弧叶片组成.图3为单圆弧叶片结构，叶片弦长L为24 mm，叶片展长H为68 mm.叶片的仿生结构按照几何相似设计原则确定.由以上的几何尺寸可知：苍鹰翼正压面面积s约为8×104 mm2，单圆弧叶片表面积为1 632 mm2，苍鹰翼和叶片面积之比约为50.按照比例相似原则，将苍鹰翼的条纹结构和锯齿结构缩小50倍，可确定仿生叶片锯齿结构的参数及取值范围，详见表1.图4为仿生叶片的锯齿结构.结合叶片弦长和展长，风机叶片仿生锯齿结构参数取值如下：锯齿宽度d为0.4 mm，锯齿间距e为0.6 mm，锯齿高度f为0.8 mm.图1 苍鹰翼的羽毛条纹和尾部锯齿结构图2 双吸多翼离心风机叶轮结构图3 单圆弧叶片结构图4 仿生叶片锯齿形结构表1 苍鹰翼和仿生叶片的锯齿结构参数锯齿结构 s／mm2 d／mm e／mm f／mm苍鹰翼8×104 15～35 10～40 20～60仿生叶片24×68 0.3～0.7 0.2～0.8 0.4～1.22 数值计算方法2.1 大涡模拟模型LES模型［7］是在傅里叶空间或构型空间将随时间变化的N-S方程时间项滤掉而得到的控制方程，在计算时其可以过滤掉比过滤网格更小的旋涡，从而获得大涡动量方程.对函数φ（X，t）的过滤可定义为式中：D为流场计算区域；G为决定过滤尺寸的函数.在数值计算中，离散化采用如下过滤操作，即式中：V为计算单元的体积.过滤函数G（X）定义为通过过滤N-S方程，得到式中为亚格子雷诺应力，用它可以实现大尺度脉动与小尺度脉动的动量传递.目前，常用的涡黏性模型方程为式中：μi为亚网格湍流黏性力定义如下本文采用Smagorinsky-Lilly亚格子应力模型［8］将亚网格尺度、网格尺度的相互作用与布朗运动产生的分子黏性相类比，由此提出亚网格黏性系数式中：L S 为网格的混合长度在数值计算中，L S可通过下式计算获得，即式中：k a 为von Kármán常数；d′为任意网格单元到壁面的最小距离；C S为Samagorinsky常数.对于大部分流体流动来说，C S=0.1是一个理想的值.2.2 FW-H方程Ffowcs Williams和 Hawkings在Lighthill的声模拟理论基础上，进一步考虑流体中运动的固体边界对流体诱发噪声的影响，从而得到了物体在流体中运动发声的一个普适计算模型——FW-H方程［9］，即该式等号右边第1项代表流体体积位移产生的声音，属于单极子源；第2项代表作用在流体边界上的脉动力产生的声音，属于偶极子源；第3项代表体积源产生的声音，属于四极子源.利用自由空间格林函数求解式（10），其完备解由面积分和体积分组成.面积分表示单极子和偶极子声源以及部分四极子声源的作用，体积分表示在声源面以外的四极子声源.由于流动属于低亚音速不可压缩流动，单极子和四极子声源对声场的贡献可以忽略，因此有式中：M R为声源在传播方向上的运动马赫数.有关的参数表达式如下3 计算网格与边界条件图5为多翼离心风机叶轮的单个通道的数值计算区域.通道上下边界条件为旋转周期性边界条件.由于叶片尾缘锯齿结构沿叶展方向周期性分布，所以计算域沿展向2倍于锯齿间距的长度.2个尾缘锯齿应位于计算区域之中，叶片展向边界条件为平移周期性边界条件.叶轮的进口边界是从叶片进口起沿叶轮径向延伸至R1=160 mm处，进口气流速度给定；叶轮的出口边界是从叶片出口起沿叶轮径向延伸至R 2=268 mm处，出口边界为自由出流边界；叶片壁面的边界条件为无滑移壁面.本文的锯齿宽度d为0.4 mm，锯齿间距e为0.6 mm，锯齿高度f为0.8 mm.计算域网格由多块结构化六面体网格拼接而成，在叶片壁面附近及叶片尾缘齿与叶轮流道的混合区域进行网格加密处理.图6为叶轮流通网格，网格数约为190万.图7为叶片尾缘区域网格，网格数约为1万.叶片表面第一层网格y+≈0.5～1.图5 多翼离心风机叶轮的单个通道的数值计算区域利用基于k-ω模型的SST湍流模型［10］进行了稳态计算，稳态结果将作为非定常计算的初值；采用大涡模拟的Smagorinsky模型进行模拟，当非定常计算平稳后进行声场的模拟计算.在流动区域的声场计算中，叶片表面的压力脉动将作为FW-H方程的声源项.控制方程离散采用有限容积法进行，时间项为二阶迎风格式，对流项中非守恒部分为二阶迎风格式，守恒部分为二阶中心差分格式，扩散项为二阶中心差分格式，压力-速度耦合计算采用SIMPLE算法.计算的时间步长满足CFL 条件，该时间步长Δt=0.000 01 s，总计算时间为0.1 s.图6 叶轮流道网格图7 叶片尾缘区域网格4 计算方法验证对典型的NACA0012翼型在Re=3×106、来流湍流度为1%、攻角为10°的工况下进行了数值模拟，以验证本文方法的正确性.图8为翼型计算网格，其展向网格均匀分布，流向网格非均匀分布，在叶片壁面附近进行网格加密处理，壁面法向第一层网格的y+≈0.5～1，时间步长Δt=1×10-5 s.图9为NACA0012叶片的表面时均压力系数Cp分布.从图9可以看出，叶片吸力面的Cp分布与实验结果［11］吻合.图8 翼型计算网格图9 NACA0012叶片的表面时均压力系数分布5 数值分析与计算在数值计算中，图3所示的单圆弧叶片将作为标准叶片，并在来流雷诺数Re=5 000的条件下研究了标准叶片流道和仿生尾缘锯齿叶片流道的流场和声场特征，分析了仿生叶片尾缘流动控制和降噪的机理.5.1 流场结果分析图10为标准叶片流道的时均压力云图和流线，图11为标准叶片流道的涡量等值线.从图10、11发现，叶轮流道尾迹区域的流动分离严重，还出现了尾迹涡.吸力面和压力面的涡从叶片尾缘交替脱落，叶片表面具有强烈的压力脉动.图10 标准叶片流道的时均压力云图和流线图11 标准叶片流道的涡量等值线图12 标准叶片流道声源项云图图12 为标准叶片流通声源项云图.根据Powell涡声理论导出的涡声方程，其声源项大小为▽·（ω×u）.从图12可以看出，主要的噪声源在叶轮的尾迹区域，表明叶片的过流叶表面容易形成紊流，出现边界层脱流，从而引起气流压力脉动噪声. 5.2 气动噪声结果分析5.2.1 叶片表面压力脉动图13为标准叶片和仿生叶片的表面压力脉动随时间的变化.在本文声场计算中，叶片的表面压力脉动将作为声场计算的声源输入项.流场中的气动噪声与压力的分布及变化是紧密相关的.图13结果表明，仿生叶片的表面静压及表面压力脉动幅值比标准叶片小，即流场中仿生叶片的表面压力脉动比较小，可见采用仿生叶片气动噪声得到了控制.图13 标准、仿生叶片的表面压力脉动随时间的变化5.2.2 声场的频谱分析图14为叶片的表面噪声频谱.模型流道的圆心为噪声的接受点，坐标为（0，0，0）.从图14可以看出，标准叶片的气动噪声频率在1 k Hz 和2 k Hz处存在波峰，仿生叶片的气动噪声频率在0.8 k Hz和1.6 k Hz处也存在波峰且峰值明显降低.大部分频率范围内的仿生叶片的气动噪声频率明显降低，声压级幅值约降低10～15 d B.图15为仿生和标准叶片A声压级的1／3倍频程噪声频谱.标准叶片噪声频率在中心频率为1 k Hz时为中高频，A声压级最大，约为56 dB；仿生叶片在中心频率为0.8 k Hz时，最大A声压级约为46 dB时，在其他频率上的最大A声压级均低于标准叶片.图14 叶片的表面噪声频谱图15 2种叶片A声压级的1／3倍频程噪声频谱表2为2种叶片的总A计权声压级.从表2看出，仿生尾缘锯齿叶片可使得叶片的总A计权声压级降低9.8 d B.总A计权声压级l A是由测得的1／3倍频的中心频率声压级在计入衰减和叠加后求得的，即式中：l pi为各中心频率的声压级；Δai为各中心频率的A计权声压级衰减值. 5.3 仿生叶片尾缘锯齿结构降噪机理分析图16为仿生叶片尾缘在3个观察截面上的位置，其沿Z方向分别为0、0.15、0.3 mm.表2 2种叶片总A计权声压级 dB注：Δl pi为仿生、标准叶片的l pi差值.l p i仿生叶片模型标准模型46.6 56.4 Δlp i 9.8图16 仿生叶片尾缘在3个观察截面上的位置图17 为Z=0 mm截面的速度矢量及流线分布，其中图17a为标准叶片尾缘的流场分布，图17b为仿生叶片尾缘的流场分布.从图17a可以看出，在叶片吸力面且靠近尾缘处，以及在叶片尾缘处端部，均存在脱落涡（涡1、涡2），涡1、涡2之间的距离比较近，涡2下游流线（沿叶片尾迹气流方向）变化较为剧烈.从图17b可以看出，齿形结构使得涡1的脱落位置沿叶片尾缘向右移动了0.6 mm，涡1与涡2之间的相对距离增加，涡2下游流线（沿叶片尾迹气流方向）变化较为平缓.图17 Z=0 mm截面的速度矢量及流线分布图18 为Z=0.15 mm截面的速度矢量及流线分布.从图18可以看出，标准叶片流场中2个涡的位置与图17a基本相同，仿生叶片尾缘流场中涡1脱落的位置沿叶片尾缘向右移动了0.4 mm，涡1与涡2相对距离增加，涡2下游流线（沿叶片尾迹气流方向）变化较为平缓.图18 Z=0.15 mm截面的速度矢量及流线分布图19 为Z=0.3 mm截面速度矢量及流线分布.从图19可以看出，虽然仿生叶片尾缘的位置与标准叶片相同，但是涡的脱落位置仍有差别，仿生下的涡1与涡2相对距离大于标准的情况，涡2下游流线（沿叶片尾迹气流方向）变化也比较平缓.上述分析表明，采用齿形叶片，可使得各截面尾迹涡的脱落位置发生变化，各涡之间的相对距离增大，脱落涡之间的相互影响有所降低，下游叶片尾迹沿气流方向的变化比较平缓，脱落涡对尾迹流动的扰动减小，叶片尾缘流场压力脉动降低，尾迹涡引起的气动噪声减小.图19 Z=0.3 mm截面的速度矢量及流线分布6 结论（1）气流绕叶片表面流动时容易形成紊流，引发边界层脱流，且在叶轮流道尾迹区域形成强烈的尾迹涡，由此引起气流压力脉动噪声.（2）由气动声学计算模拟分析表明，仿生叶片尾缘的总A计权声压级比标准叶片降低了9.8 dB，可见仿生结构可以改变流场噪声峰值的分布，降低噪声.（3）基于苍鹰翼尾缘锯齿形态的耦合仿生叶片设计，是多翼式离心风机气动噪声控制的有效方法之一.流场和声场的数值分析结果表明，采用仿生尾缘可以改变各截面尾迹涡的脱落位置，增大涡间距离，减小脱落涡对尾迹流动的扰动，降低叶片表面的压力脉动，最终使得尾迹涡引起的气动噪声显著减小.【相关文献】［1］曹志坤.抽油烟机用多翼离心风机本体降噪研究［D］.青岛：青岛理工大学，2006.［2］方开翔.基于Fluent 6.0的风机流场模拟与噪声预估［J］.江苏科技大学学报，2008，29（4）：42-47.FANG Kaixiang.Simulation of inside flow field and noise forecast for a fan based on fluent 6.0［J］.Jiangsu University of Science and Technology，2008，29（4）：42-47.［3］ TAREK M，SEUNG O.A study of impeller-diffuservolute interaction in a centrifugal fan［J］.ASME Journal of Turbomachinery，2005，127（5）：84-90.［4］苏强，陈花玲.前向式多叶片离心通风机噪声机理及治理研究：二整流丝网降噪的优化方法及实验研究［J］.噪声与振动控制，1995，15（2）：14-18.SU Qiang，CHENHualing.Research on mechanism and reduction of noise for forward curved blade centrifugal fan：part 2 experiment and optimum study of the rectifier screen used as noise reduction ［J］.Noise and Vibration Control，1995，15（2）：14-18.［5］陈坤.仿生耦合风机叶片模型降噪与增效研究［D］.吉林：吉林大学，2009.［6］刘庆萍.轴流风机叶片仿生降噪研究［D］.吉林：吉林大学，2006.［7］ LIU Q，QI putation of aerodynamic noise of centrifugal fan using large eddy simulation approach，acoustic analogy，and vortex sound theory ［J］.Mechanical Engineering Science，2007，221（5）：1321-1332.［8］马健锋，袁民建.不等距叶片离心风机气动噪声的数值与实验研究［J］.噪声与振动控制，2008，100（3）：86-90.MA Jianfeng，YUAN Minjian.Experimental and numerical study of aeroacoustics of a centrifugal fan with non-isometric blade impeller［J］.Noise and Vibration 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锯齿形尾缘喷嘴射流增混与降噪机理研究喷嘴的射流噪声问题是目前空气动力学和气动声学领域的一个研究热点。
锯齿形尾缘结构具有加工简单、降噪能力显著等优点，是已经应用于航空发动机尾喷管上的被动控制降噪技术，具有重大的研究意义。
本文借助实验和数值计算的手段，在低马赫数情况下，针对圆锥形喷嘴和不同参数锯齿形尾缘喷嘴的射流的气动声学特性进行了研究。
渗透度和齿数为本文研究的主要参数，为捕捉速度剪切层的变化，分别研究了射流的涡量场、速度场、湍流度场以及湍动能云图分布，并对射流近场噪声声压级分布、远场噪声频谱和指向性的分布进行了分析。
探索了锯齿形尾缘结构是如何通过改变流场结构从而影响声音向远场的辐射。
以下是本文的主要研究工作：（1）搭建了气动声学测试台架。
试验台架是在气动半消声室中搭建的，主要为进气消声风洞。
通过调节辅助风机的转速，保证各参数锯齿形尾缘喷嘴的势流核速度一致。
渗透度和锯齿数目是分析射流流动的主要参数，可以有针对性地研究锯齿形尾缘结构对射流气动声学特性的影响；（2）利用数值计算手段对锯齿形尾缘喷嘴和圆锥形喷嘴射流场进行了模拟。
首先对各种喷嘴划分了结构化网格，然后进行数值模拟计算。
对比了计算和实验结果，验证了不同参数锯齿形尾缘喷嘴对射流流场增混的影响；（3）利用热线技术测量了锯齿形尾缘喷嘴和圆锥形喷嘴的射流流场。
分析了不同参数喷嘴的射流平均流场，包括轴向速度场、湍流度场等，较好地说明了锯齿渗透度和齿数对于射流流动结构的影响；（4）用麦克风传声器测量了喷嘴射流远场的散点噪声分布，并在喷嘴出口区域进行了近场噪声场的测量。
得到远场噪声频谱和指向性分布结果以及近场噪声的声压级云图，分析了渗透度和锯齿数目对于射流近场噪声声压级的影响及其向场声辐射产生的指向性影响。
（5）利用实验和数值分析得到的流场结果和实验测得的声场结果，以气动声学理论为基础，详细地分析了锯齿形尾缘喷嘴射流流动和声学之间的关联，为选择具有优秀声学品质的锯齿形尾缘喷嘴提供了有价值的参考。