許坤波，葉英哲，仝帆

（西北工業(yè)大學(xué)動(dòng)力與能源學(xué)院，西安710072）

鋸齒尾緣翼型近場(chǎng)湍流試驗(yàn)研究

許坤波，葉英哲，仝帆

（西北工業(yè)大學(xué)動(dòng)力與能源學(xué)院，西安710072）

基于鋸齒尾緣結(jié)構(gòu)在航空發(fā)動(dòng)機(jī)上的應(yīng)用，對(duì)其降噪機(jī)理進(jìn)行研究。通過(guò)3維熱線(xiàn)風(fēng)速儀測(cè)量2種尾緣結(jié)構(gòu)的尾跡流場(chǎng)揭示鋸齒降噪的流動(dòng)本質(zhì)，其結(jié)果顯示出鋸齒尾緣后流場(chǎng)的細(xì)微湍流結(jié)構(gòu)變化規(guī)律，并在尾跡流場(chǎng)可見(jiàn)單個(gè)鋸齒的齒峰和齒谷。結(jié)果表明：鋸齒尾緣后尾跡中心線(xiàn)速度的衰減率比直尾緣的高；湍流峰值因?yàn)殇忼X尾緣的存在出現(xiàn)在離翼型更遠(yuǎn)處，鋸齒在近尾跡區(qū)產(chǎn)生了額外的馬蹄渦。

鋸齒尾緣；湍流噪聲；湍流熱線(xiàn)測(cè)量；仿生學(xué)；噪聲機(jī)理；航空發(fā)動(dòng)機(jī)

0 引言

本文針對(duì)Howe提出的鋸齒尾緣進(jìn)行研究，著重通過(guò)對(duì)尾跡區(qū)域流場(chǎng)細(xì)節(jié)進(jìn)行測(cè)量分析，建立鋸齒尾緣流動(dòng)的流場(chǎng)模型，從而在流動(dòng)機(jī)理上解釋仿生鋸齒尾緣結(jié)構(gòu)的降噪緣由。

1 試驗(yàn)設(shè)備

試驗(yàn)是在西北工業(yè)大學(xué)動(dòng)力與能源學(xué)院低速風(fēng)洞（如圖1所示）上進(jìn)行，該風(fēng)洞由氣源壓縮機(jī)（如圖2所示）、擴(kuò)壓段、整流段、收斂段和試驗(yàn)段組成。試驗(yàn)段（如圖3所示）中翼型前緣距離氣洞出口為6.8 cm，翼型的2邊通過(guò)夾板固定。

試驗(yàn)翼型為SD2030，如圖4所示。彎度為4%，最大相對(duì)厚度為8.5%，翼型的弦長(zhǎng)為150 mm，展長(zhǎng)為300 mm，采用的鋸齒數(shù)據(jù)長(zhǎng)度為2 h=15 mm，鋸齒寬度λ=6 mm。

圖1 離心式壓縮機(jī)

圖2 風(fēng)洞及儀器

圖3 試驗(yàn)臺(tái)測(cè)量段

圖4 鋸齒翼型

翼型平面如圖5所示。分別測(cè)量了帶鋸齒和不帶鋸齒的2種尾緣結(jié)構(gòu)翼型的尾跡區(qū)。

圖5 鋸齒翼型平面

圖6 鋸齒尾緣尾跡測(cè)量

試驗(yàn)采用Dantec Dynamics 3D streamline恒溫?zé)峋€(xiàn)風(fēng)速儀（如圖6所示）。利用該風(fēng)速儀可以測(cè)得尾跡區(qū)速度的3個(gè)方向分量，測(cè)量速度范圍為1～100 m/s。試驗(yàn)典型誤差為0.5%，最大誤差小于2%。

2 試驗(yàn)結(jié)果和分析

風(fēng)洞出口速度U1=6.9 m/s，湍流度為3.75%。試驗(yàn)坐標(biāo)系設(shè)x為流向方向，y為垂直方向，z為翼型展向方向。測(cè)量時(shí)保持攻角為0°，由于熱線(xiàn)的工作原理，試驗(yàn)中不能將熱線(xiàn)安裝得離翼型太近，離尾緣最近的測(cè)量區(qū)域在流向位置距離尾緣為1 cm。為了捕捉尾緣優(yōu)化結(jié)構(gòu)對(duì)流動(dòng)產(chǎn)生的細(xì)微影響，在x方向測(cè)量了3個(gè)區(qū)域，分別為區(qū)域1（距尾緣1 cm）、區(qū)域2（距尾緣2 cm）、區(qū)域3（距尾緣4 cm）。每個(gè)面上y方向從3變化到-5，z方向從0變化到15，間距都是1 mm。其中y方向中0處為正對(duì)尾緣處，z方向中0、5、10、15對(duì)應(yīng)于鋸齒的齒尖位置。

2.1 原始翼型尾跡測(cè)量結(jié)果

2.1 肥料離種子要適宜，一般畝施肥料10kg以下距種子周?chē)坏蒙儆?cm；一次畝用量10～15kg，距種子不得小于10cm。假如畝用量再增加要在扶垅開(kāi)20cm深溝施農(nóng)家肥同時(shí)施化肥，有條件的話(huà)，施肥后用耙子等工具把化肥與農(nóng)家肥充分混均勻再扣垅更安全。

為了捕捉優(yōu)化結(jié)構(gòu)對(duì)尾跡區(qū)的細(xì)微影響，首先對(duì)原始翼型的尾跡區(qū)進(jìn)行測(cè)量，為了避免翼型加工誤差對(duì)試驗(yàn)結(jié)果的影響，對(duì)原始翼型尾跡區(qū)速度測(cè)量中在z方向測(cè)量的多個(gè)點(diǎn)進(jìn)行平均。紅色、藍(lán)色、綠色分別是區(qū)域1、2、3的湍流結(jié)果，如圖7所示。從圖中可見(jiàn)，沿著流動(dòng)方向，尾跡區(qū)的湍流度逐漸減小，在靠近尾緣區(qū)域呈現(xiàn)出經(jīng)典的尾跡圖樣，離翼型越遠(yuǎn)，翼型對(duì)氣流的影響作用逐漸減小。

圖7 直尾緣的尾跡區(qū)測(cè)量結(jié)果

2.2 鋸齒優(yōu)化翼型尾跡測(cè)量結(jié)果

為了捕捉鋸齒優(yōu)化帶來(lái)的尾跡區(qū)流動(dòng)變化，在展向每個(gè)齒距（5 mm）中布置了5個(gè)測(cè)量點(diǎn)，間距都是1 mm，展向測(cè)量了3個(gè)齒距。通過(guò)直尾緣（紅色）和鋸齒尾緣（藍(lán)色）尾跡在面1的測(cè)量結(jié)果對(duì)比，可以看出，加了鋸齒尾緣結(jié)構(gòu)的翼型在面1處的湍流度大于直尾緣結(jié)構(gòu)翼型的尾跡（如圖8所示），同位置湍流度差值最大為1%，其中直尾緣尾跡湍流度最大位置處于y=-2處，即尾緣垂直向下2 mm處，這是由翼型的非對(duì)稱(chēng)結(jié)構(gòu)造成的，其中吸力面為弧面結(jié)構(gòu)，壓力面為近平面結(jié)構(gòu)。鋸齒尾緣尾跡湍流度的最大處位于y=-1處，更接近于尾緣的正對(duì)位置。

圖8 直尾緣和鋸齒尾緣尾跡在面1的湍流度測(cè)量結(jié)果

通過(guò)直尾緣（紅色）和鋸齒尾緣（綠色）尾跡在面2的測(cè)量結(jié)果對(duì)比可見(jiàn)，加了鋸齒尾緣結(jié)構(gòu)的尾跡在面2處的湍流度依然大于直尾緣結(jié)構(gòu)翼型的尾跡，同位置湍流度差值最大為0.8%，如圖9所示，2種結(jié)構(gòu)翼型的尾跡湍流度在面2的最大值都在y=-2處。

圖9 直尾緣和鋸齒尾緣尾跡在面2的湍流度測(cè)量結(jié)果

通過(guò)直尾緣（紅色）和鋸齒尾緣（藍(lán)色）尾跡在面3的測(cè)量結(jié)果對(duì)比可見(jiàn)，鋸齒尾緣結(jié)構(gòu)尾跡的湍流依舊大于直尾緣結(jié)構(gòu)，但同位置湍流度差值減小到0.5%，如圖10所示。

從測(cè)量結(jié)果可知，通過(guò)對(duì)翼型尾緣進(jìn)行鋸齒結(jié)構(gòu)處理，尾跡區(qū)的湍流度有所增加，隨著流動(dòng)發(fā)展，鋸齒尾緣結(jié)構(gòu)帶來(lái)的湍流度變化量逐漸減小。

圖10 直尾緣和鋸齒尾緣尾跡在面3的湍流度測(cè)量結(jié)果

2.3 鋸齒優(yōu)化翼型尾跡區(qū)的細(xì)觀結(jié)果分析

為更細(xì)微地觀察尾跡區(qū)湍流的發(fā)展,利用3維熱線(xiàn)探針測(cè)得每個(gè)點(diǎn)3個(gè)方向速度的湍流以及在鋸齒方向布置多個(gè)測(cè)點(diǎn)來(lái)觀察鋸齒尾緣湍流的細(xì)觀結(jié)構(gòu)，從而為鋸齒尾緣降噪提供可靠的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)機(jī)理。

測(cè)點(diǎn)的湍流度沿展向的分布如圖11所示。圖中列舉了y=-1、-2、0這3條線(xiàn)，選取這3條線(xiàn)是依據(jù)圖8中在這個(gè)區(qū)域，該3條線(xiàn)的測(cè)點(diǎn)測(cè)出的湍流更劇烈。在y=-1線(xiàn)中，可以很明顯看出，湍流流動(dòng)在區(qū)域中正對(duì)鋸齒的齒尖和齒根中都變得強(qiáng)烈，y=0線(xiàn)也有這種特征，但在y=-2線(xiàn)時(shí)，這種特征已不甚明顯。

圖11 區(qū)域1中氣流湍流度的展向分布

區(qū)域2中湍流度的展向分布情況如圖12所示，從圖中可見(jiàn)，線(xiàn)y=-3依然有這種特點(diǎn)，但是其震蕩的量級(jí)已有所減小，而在y=-2線(xiàn)上看不到明顯的特征。

區(qū)域3湍流度的展向分布如圖13所示，在圖中，線(xiàn)y=-1還是有如此的特點(diǎn)，其他線(xiàn)上依然看不到明顯的特征。

圖12 區(qū)域2中氣流湍流度的展向分布

圖13 區(qū)域3中氣流湍流度的展向分布

從圖11～13中見(jiàn)，氣流湍流度的展向分布在特定的位置都呈現(xiàn)出一定的特征，而別的部分沒(méi)有強(qiáng)烈的特征而其他部分沒(méi)有強(qiáng)烈的特征，說(shuō)明在流動(dòng)過(guò)程中沿展向在鋸齒的齒尖和齒根部分都產(chǎn)生了細(xì)長(zhǎng)的比較強(qiáng)烈的湍流脈動(dòng)，隨著流動(dòng)的發(fā)展，湍流脈動(dòng)的量級(jí)逐漸減小。由于翼型的不對(duì)稱(chēng)形狀，這種細(xì)長(zhǎng)的湍流脈動(dòng)先沿著y的負(fù)方向發(fā)展，隨著流動(dòng)的發(fā)展，逐漸被主流帶到y(tǒng)=0處，即正對(duì)尾緣的方向。

為了得到在y和z方向上的速度湍流尺度，本文應(yīng)用自相關(guān)函數(shù)Ru計(jì)算得到湍流尺度。

泰勒公式被應(yīng)用到連續(xù)的長(zhǎng)度尺度計(jì)算，假設(shè)湍流度不變，用FFT方法得到Rux=0時(shí)的τ值，計(jì)算得到在y和z方向的速度湍流尺度。

在區(qū)域1中y=-2線(xiàn)上Y方向速度的湍流尺度的展向分布可見(jiàn)，每個(gè)齒距（0～5、5～10、10～15）內(nèi)部都有2個(gè)尖峰，說(shuō)明在Y方向上速度會(huì)在每個(gè)齒距產(chǎn)生2個(gè)尖峰，即每個(gè)齒尖的兩側(cè)會(huì)出現(xiàn)Y方向的速度大幅脈動(dòng)，如圖14所示。

圖14 區(qū)域1Y方向速度的湍流尺度展向分布

從區(qū)域1（y=-2）處測(cè)得的Z方向速度的湍流尺度的展向分布可見(jiàn)，在每個(gè)齒尖的位置出現(xiàn)了尖峰，如圖15所示。其結(jié)果表明，在正對(duì)齒尖位置的細(xì)長(zhǎng)湍流在Z方向也有強(qiáng)烈脈動(dòng)。

區(qū)域1、2、3的X方向速度的譜變化結(jié)果如圖16～18所示。從圖中可見(jiàn)，峰值點(diǎn)的頻率隨著流動(dòng)逐漸變小，分別為32、26、24 Hz。

圖15 區(qū)域1 Z方向速度的湍流尺度的展向分布

圖16 區(qū)域16中X方向速度的FFT結(jié)果圖17 區(qū)域2中X方向速度的FFT結(jié)果

圖18 區(qū)域3中X方向速度的FFT結(jié)果

從以上試驗(yàn)結(jié)果可以得到鋸齒尾緣尾跡的流動(dòng)模型，鋸齒尾緣翼型尾跡流動(dòng)的模型如圖19所示。從圖中可見(jiàn)，在每個(gè)鋸齒都產(chǎn)生了額外的馬蹄渦，在正對(duì)鋸齒的尖部和根部都產(chǎn)生了細(xì)長(zhǎng)的湍流，并且在齒尖位置產(chǎn)生的在展向方向也有強(qiáng)烈脈動(dòng)，隨著流動(dòng)的發(fā)展這些細(xì)長(zhǎng)的湍流對(duì)周?chē)绊懼饾u減弱。

圖19 鋸齒尾緣尾跡的流動(dòng)模型

3 結(jié)論

（1）鋸齒化的翼型尾跡區(qū)湍流脈動(dòng)比直尾緣尾跡區(qū)的湍流脈動(dòng)強(qiáng)烈，隨著流動(dòng)差別逐漸減小。

（2）鋸齒尾緣翼型尾跡中湍流度沿展向分布的結(jié)果表明，在正對(duì)鋸齒尖部和根部處都產(chǎn)生了細(xì)長(zhǎng)的湍流脈動(dòng)，隨著流動(dòng)發(fā)展對(duì)周?chē)a(chǎn)生的影響逐漸減弱。

（3）鋸齒尾緣翼型的尾跡區(qū)Y方向速度的脈動(dòng)結(jié)果表明，每個(gè)鋸齒都產(chǎn)生了附加的馬蹄渦，隨著流動(dòng)發(fā)展逐漸混合在細(xì)長(zhǎng)的湍流中。

（4）沿著鋸齒齒尖和齒根處都產(chǎn)生了細(xì)長(zhǎng)的湍流脈動(dòng)，在近尾緣處每個(gè)齒都產(chǎn)生了附加的馬蹄渦，隨著流動(dòng)發(fā)展逐漸減弱。

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Experimental Investigation on Near-field Turbulence of an Airfoil with Trailing-edge Serrations

XU Kun-bo1,YE Ying-zhe1,TONG Fan1
（SchoolofPowerandEnergy,NorthwesternPolytechnicalUniversity,Xi'an710072,China）

The mechanism of noise reduction for the trailing-edge serrations applied in the aeroengine was studied.Two kinds of serrated trailing structure for turbulence flow field were measured by three dimensional hot-wire anemometer in order to reveal the characteristics of serrations noise reduction.The results show the change rules of small turbulence structure behind the trailing-edge serrations flow field,and the individual trailing-edge serrations tips and valleys occur in the trailing-edge flow field.The experiment result shows that the decay rate of the centerline velocity behind the tailing is higher than its on the straight edge,the turbulence peak occurs further from the airfoil surface in the presence of the serrations,and the serrations generate additional horseshoe vortices shed in the tail region.

trailing-edge serrations;turbulence noise;turbulence hot-wire measurement;bionics;noise mechanism；aeroengine

V 211.71

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2014.05.013

2013-04-09基金項(xiàng)目：國(guó)家自然科學(xué)基金（51276149;）、空氣動(dòng)力學(xué)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室研究基金（SKLA20140201）資助

許坤波(1988),在讀博士研究生，研究方向?yàn)榱黧w機(jī)械及工程、氣動(dòng)聲學(xué)和仿生學(xué)降噪；E－mail：364398100@qq.com。

許坤波，葉英哲，仝帆.鋸齒尾緣翼型近場(chǎng)湍流試驗(yàn)研究[J].航空發(fā)動(dòng)機(jī)，2014，40（5）：67-71.XU Kunbo，YE Yingzhe，TONGFan1，et al.An Experimental investigation on near-field turbulence ofan airfoil with trailing-edge serrations[J].Aeroengine,2014,40（5）：67-71.