陳偉杰， 喬渭陽， 仝帆， 段文華， 劉團(tuán)結(jié)

西北工業(yè)大學(xué) 動力與能源學(xué)院， 西安 710129

尾緣鋸齒結(jié)構(gòu)對葉片邊界層不穩(wěn)定噪聲的影響

陳偉杰， 喬渭陽*， 仝帆， 段文華， 劉團(tuán)結(jié)

西北工業(yè)大學(xué) 動力與能源學(xué)院， 西安 710129

實(shí)驗(yàn)研究了不同雷諾數(shù)(2×105～8×105)、不同攻角狀態(tài)下，3種相同波長(4%弦長)不同振幅(分別為5%、10%、15%弦長)尾緣鋸齒結(jié)構(gòu)對葉片層流邊界層不穩(wěn)定噪聲的影響。研究表明，在0°攻角狀態(tài)下，尾緣鋸齒會增強(qiáng)甚至誘導(dǎo)產(chǎn)生新的不穩(wěn)定噪聲，顯著增大葉片自噪聲；在大攻角狀態(tài)下，尾緣鋸齒會減弱甚至完全抑制不穩(wěn)定噪聲，降噪量高達(dá)40 dB，降噪機(jī)制在于尾緣鋸齒結(jié)構(gòu)破壞了不穩(wěn)定噪聲產(chǎn)生所需的聲學(xué)反饋回路。尾緣鋸齒會降低不穩(wěn)定噪聲頻率，且鋸齒振幅越大，不穩(wěn)定噪聲頻率越低。

尾緣鋸齒； 層流邊界層； 不穩(wěn)定噪聲； 聲學(xué)反饋回路； T-S波

當(dāng)來流湍流度較弱時(shí)，葉片前緣干涉噪聲較小，尾緣自噪聲占主導(dǎo)作用。目前尾緣自噪聲問題已獲得廣泛研究，Howe[1]對尾緣噪聲理論模型進(jìn)行了綜述，Brooks等[2]實(shí)驗(yàn)研究了NACA0012翼型尾緣自噪聲，其將翼型尾緣自噪聲分為5類，并給出了尾緣噪聲半經(jīng)驗(yàn)預(yù)測模型。Paterson等[3]首次對層流邊界層不穩(wěn)定噪聲進(jìn)行了系統(tǒng)的實(shí)驗(yàn)研究，將其稱為渦脫落噪聲，發(fā)現(xiàn)了單音頻率隨速度變化的“階梯形”結(jié)構(gòu)。Tam[4]否定了Paterson的“渦脫落模型”，首次提出了介于振蕩尾跡與葉片尾緣之間的“聲學(xué)反饋回路模型”，解釋了Paterson實(shí)驗(yàn)中發(fā)現(xiàn)的“階梯形”結(jié)構(gòu)。此后，許多研究者采用熱線風(fēng)速儀、粒子圖像測速儀、激光多普勒測速儀、線性穩(wěn)定性理論和直接數(shù)值模擬等手段對此問題進(jìn)行了研究。Arbey和Bataille[5]提出了與Tam不同的聲學(xué)反饋回路，其認(rèn)為反饋回路介于葉片尾緣與上游最大速度點(diǎn)之間。許多研究表明，邊界層不穩(wěn)定噪聲的產(chǎn)生主要與葉片壓力面尾緣附近的流動分離相關(guān)，而與吸力面的邊界層流動無關(guān)[6-10]。Desquesnes等[11]提出了不同的看法，其認(rèn)為不穩(wěn)定噪聲的產(chǎn)生與壓力面、吸力面的邊界層流動均有關(guān)，壓力面為主要的反饋回路，吸力面為二次反饋回路。Arcondoulis等[12]對不同的聲學(xué)反饋回路進(jìn)行了總結(jié)，并提出了亟待解決的問題。

聲學(xué)反饋回路包含4個(gè)部分：層流邊界層不穩(wěn)定性誘導(dǎo)產(chǎn)生Tollmein-Schlicting(T-S)波；T-S 波向下游傳播，經(jīng)過邊界層分離區(qū)時(shí)被放大；經(jīng)過放大的T-S波在葉片尾緣散射為聲波；聲波向上游傳播，通過邊界層感受性增強(qiáng)T-S波，完成一個(gè)循環(huán)。由此可見，破壞反饋回路中的任一部分均可以減弱甚至抑制邊界層不穩(wěn)定噪聲。Inasawa等[13]研究了等離子體對NACA0012翼型邊界層不穩(wěn)定噪聲的影響，研究表明，等離子體控制器可以有效降低不穩(wěn)定噪聲。Howe[14-15]從理論上推導(dǎo)了尾緣鋸齒的降噪效果，但必須指出，Howe的理論模型主要針對葉片湍流邊界層噪聲，不適用于本文所要討論的層流邊界層不穩(wěn)定噪聲。此后，尾緣鋸齒結(jié)構(gòu)獲得了廣泛的研究，并被證明是一種有效降低湍流邊界層噪聲的構(gòu)型[16-18]，但關(guān)于其對層流邊界層不穩(wěn)定噪聲的影響研究較少。

本文采用實(shí)驗(yàn)手段研究低湍流度不同雷諾數(shù)、不同攻角條件下葉片層流邊界層不穩(wěn)定噪聲，分析不穩(wěn)定單音噪聲頻率和幅值與來流速度及攻角的關(guān)系，探索尾緣鋸齒結(jié)構(gòu)的降噪效果及降噪規(guī)律以及其對不穩(wěn)定單音噪聲頻率的影響。

1 實(shí)驗(yàn)裝置及測量方法

1.1 全消聲室

本實(shí)驗(yàn)在中國飛機(jī)強(qiáng)度研究所航空噪聲與動強(qiáng)度航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室進(jìn)行，全消聲室尺寸為6 m×4 m×6 m，風(fēng)洞出口為240 mm×300 mm的矩形，最高速度可達(dá)100 m/s，風(fēng)洞出口湍流度小于1%，如圖1(a)所示。葉片豎直安裝，上下端壁通過有機(jī)玻璃板夾持，為便于安裝葉片，在風(fēng)洞出口搭架了桁架，采用吸聲棉包裹桁架以減弱桁架對聲場的影響。通過分析背景噪聲可知，桁架對聲場的影響較小。

圖1 全消聲室實(shí)驗(yàn)裝置Fig.1 Anechoic chamber experiment set-up

遠(yuǎn)場指向性測量傳聲器布置方案如圖1(b)所示，采用25路傳聲器，測量角度范圍為30°～150°，間隔5°，傳聲器位于距離葉片半展長半弦長點(diǎn)1.5 m的圓環(huán)上，U0為來流速度，R為測量半徑。如無特殊說明，本文所給聲壓級頻譜為90°方位角頻譜。

1.2 尾緣鋸齒葉片

實(shí)驗(yàn)對象包括4種葉片：基準(zhǔn)葉片和3種尾緣鋸齒葉片，葉片弦長c=150 mm，展長為300 mm。尾緣鋸齒結(jié)構(gòu)如圖2所示，衡量鋸齒結(jié)構(gòu)的參數(shù)為鋸齒振幅2h和鋸齒波長λ，鋸齒結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)參數(shù)如表1所示，其中H=2h為鋸齒振幅,表中H5λ4表示鋸齒振幅為5%弦長、鋸齒波長為4%弦長，利用振幅、波長兩個(gè)參數(shù)組合表示不同的鋸齒結(jié)構(gòu)，其他類似。實(shí)物圖參見圖3，葉片由鋁合金機(jī)械加工而成，尾緣鋸齒在基準(zhǔn)葉片上線切割而成，在葉片20%及80%弦長位置處加工螺紋孔以便將葉片安裝于有機(jī)玻璃板，有機(jī)玻璃板上打有通孔用來改變?nèi)~片攻角。

圖2 尾緣鋸齒葉片結(jié)構(gòu)示意圖Fig.2 Sketch of blade with trailing edge serrations

表1 尾緣鋸齒結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)參數(shù)Table 1 Design parameters of trailing edge serrations

ConfigurationLabelλ/HNACA0012BaselineWithnoserrationH=0.05c,λ=0.04cH5λ40.80H=0.10c,λ=0.04cH10λ40.40H=0.15c,λ=0.04cH15λ40.27

圖3 尾緣鋸齒葉片F(xiàn)ig.3 Blade with trailing edge serrations

1.3 實(shí)驗(yàn)狀態(tài)及測量設(shè)備

實(shí)驗(yàn)中來流速度為20～80 m/s，對應(yīng)的基于葉片弦長的雷諾數(shù)Re=2×105～8×105，幾何攻角變化范圍為α=0°～15°。實(shí)驗(yàn)室條件下有限的風(fēng)洞出口尺寸會造成來流流線彎曲和下洗，導(dǎo)致有效攻角減小，Brooks等[19]基于升力面理論給出了如下攻角修正公式：

αe=αg/ζ

(1)

(2)

(3)

式中：αg為幾何攻角；αe為有效攻角；L為風(fēng)洞寬度。采用式(1)～式(3)對攻角進(jìn)行修正，結(jié)果如表2所示。

本實(shí)驗(yàn)采用BSWA公司1/4英寸預(yù)極化自由場傳聲器，其有效頻率范圍為20～20 000 kHz，最大可測量168 dB的聲壓信號，工作溫度范圍為-50～110 ℃，環(huán)境溫度系數(shù)為0.01 dB/K，環(huán)境

表2 攻角修正Table 2 Correction of angle of attack

壓力系數(shù)為-10-5dB/Pa。傳聲器的前置放大器與Mueller-BBM數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)相連，該系統(tǒng)最多支持32路傳聲器同步采集，數(shù)據(jù)采樣率最高達(dá)102.4 kHz。圖4所示為BSWA傳聲器及32路通道的BBM數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)。

圖4 BSWA傳聲器及BBM數(shù)據(jù)采集系統(tǒng) Fig.4 BSWA microphone and BBM data acquirement system

為了保證測量精度，在測量開始前，采用標(biāo)準(zhǔn)聲源(1 000 Hz，140 dB)對傳聲器進(jìn)行了校準(zhǔn)。本實(shí)驗(yàn)采樣頻率為32 768 Hz，采樣時(shí)間為10.75 s，每個(gè)狀態(tài)進(jìn)行了兩組測量，后處理取其代數(shù)平均。數(shù)據(jù)處理時(shí)取8 192個(gè)數(shù)據(jù)點(diǎn)進(jìn)行快速傅里葉變換(FFT),采用Welch法求取聲壓功率譜密度，數(shù)據(jù)重疊50%，平均170次，頻率分辨率為4 Hz。

2 實(shí)驗(yàn)結(jié)果

2.1 不穩(wěn)定噪聲頻譜特征

圖5所示為基準(zhǔn)葉片邊界層不穩(wěn)定噪聲典型聲壓級(SPL)頻譜，圖中，fmax表示幅值最大的離散單音頻率，f表示幅值較小的單音頻率。不穩(wěn)定噪聲頻譜形狀可以分為兩類：第一類為“鐘形”結(jié)構(gòu)，包含多重離散單音噪聲，如圖5(a)所示；第二類為頻帶較窄的單音噪聲，如圖5(c)所示。背景噪聲頻譜中568 Hz處存在一個(gè)單音，當(dāng)風(fēng)洞出口速度為0 m/s時(shí)此單音依然存在，推測為經(jīng)風(fēng)洞傳入消聲室內(nèi)的噪聲，由于其頻率較低且幅值較小，影響可以忽略。

圖6所示為基準(zhǔn)葉片總聲壓級(OASPL)隨來流速度的變化關(guān)系，總聲壓級求取范圍為 100～16 384 Hz。實(shí)驗(yàn)共測量了4個(gè)速度，20、40、60、80 m/s。以20 m/s狀態(tài)OASPL為參考值，分別用20、40、60、80m/s狀態(tài)下的OASPL減20 m/s狀態(tài)下的OASPL得到總聲壓級之差ΔOASPL。圖中包括0° 攻角和5° 攻角結(jié)果，0° 攻角狀態(tài)下聲功率近似與來流速度的6次方成正比。

圖5 基準(zhǔn)葉片不穩(wěn)定噪聲頻譜分析Fig.5 Spectrum analysis of baseline blade instability noise

圖6 基準(zhǔn)葉片總聲壓級與來流速度的關(guān)系Fig.6 Relationship between OASPL and inflow velocity of baseline blade

2.2 尾緣鋸齒對不穩(wěn)定噪聲的影響

2.2.1 0° 攻角狀態(tài)

圖7所示為0°攻角4個(gè)不同速度下仿生學(xué)尾緣鋸齒結(jié)構(gòu)對葉片尾緣自噪聲輻射特性的影響。由圖7(a)可知，在來流速度為20 m/s時(shí)，基于葉片弦長的雷諾數(shù)為2×105，基準(zhǔn)葉片與3種尾緣鋸齒結(jié)構(gòu)均產(chǎn)生了“干草垛”形的噪聲頻譜，其中包括多重離散單音噪聲，3種尾緣鋸齒結(jié)構(gòu)均增大了不穩(wěn)定噪聲，小振幅鋸齒H5λ4增大的最多，達(dá)10 dB以上。H10λ4尾緣鋸齒葉片在10 000 Hz附近產(chǎn)生了額外的單音噪聲，進(jìn)一步分析可知，此單音頻率不隨速度變化而變化。隨著來流速度的增加，雷諾數(shù)增大，基準(zhǔn)葉片不穩(wěn)定噪聲消失，但尾緣鋸齒葉片不穩(wěn)定噪聲始終存在，且鋸齒振幅越大，不穩(wěn)定噪聲越向低頻移動，噪聲幅值也越大。在高速狀態(tài)下，尾緣鋸齒“誘導(dǎo)”產(chǎn)生了不穩(wěn)定噪聲。

圖9所示為基準(zhǔn)葉片及3種尾緣鋸齒葉片總聲壓級隨來流速度的變化關(guān)系，0° 攻角狀態(tài)下尾緣鋸齒均增大了4個(gè)速度下的噪聲，但尾緣鋸齒的引入并未改變總聲壓級隨來流速度的變化關(guān)系，鋸齒葉片聲功率仍近似與來流速度的6次方成正比。圖中同時(shí)給出了未安裝葉片時(shí)的背景噪聲，由于有機(jī)玻璃板的存在，背景噪聲并不符合噴流噪聲的8次方定律。

圖7 尾緣鋸齒對葉片不穩(wěn)定噪聲的影響(α=0°)Fig.7 Effect of trailing edge serrations on blade instability noise (α=0°)

圖8 總聲壓級指向性(α=0°)Fig.8 OASPL directivity (α=0°)

圖9 鋸齒葉片總聲壓級與來流速度的關(guān)系Fig.9 Relationship between OASPL and inflow velocity of serrated blades

2.2.2 大攻角狀態(tài)

圖10所示為5° 攻角狀態(tài)下尾緣鋸齒結(jié)構(gòu)對葉片不穩(wěn)定噪聲的影響?？梢钥闯?，在兩個(gè)速度下，基準(zhǔn)葉片與尾緣鋸齒葉片均產(chǎn)生了邊界層不穩(wěn)定噪聲。尾緣鋸齒振幅越大，不穩(wěn)定噪聲越向著低頻移動。H10λ4尾緣鋸齒葉片降噪效果最為明顯，可見尾緣鋸齒振幅對不穩(wěn)定噪聲有較大影響，鋸齒振幅并非越大越好。

圖11所示為5°攻角下總聲壓級指向性結(jié)果， 當(dāng)來流速度為40 m/s時(shí)，H10λ4鋸齒翼型在各個(gè)方位角均取得了明顯的降噪效果。

圖12所示為10°攻角狀態(tài)下尾緣鋸齒結(jié)構(gòu)對葉片尾緣自噪聲的影響，在大攻角狀態(tài)下，基準(zhǔn)葉片邊界層不穩(wěn)定噪聲頻譜逐漸由“鐘形”結(jié)構(gòu)轉(zhuǎn)變?yōu)轭l帶較窄的單音噪聲，在高頻范圍出現(xiàn)了新的不穩(wěn)定噪聲，3種尾緣鋸齒均減弱甚至抑制了不穩(wěn)定噪聲。在兩個(gè)速度下，H10λ4尾緣鋸齒葉片降噪效果最好，降噪量最高可達(dá)30 dB。由此可知，在鋸齒波長一定的情況下，尾緣鋸齒振幅并非越大越好，在一定的流動狀態(tài)下，鋸齒振幅存在一個(gè)最佳值。

圖13所示為10°攻角下總聲壓級指向性結(jié)果，由于尾緣鋸齒減弱甚至完全抑制了不穩(wěn)定噪聲，降噪效果非常明顯，各個(gè)方位角均取得了5～10 dB的降噪效果。

圖14所示為15°攻角狀態(tài)下尾緣鋸齒結(jié)構(gòu)對葉片尾緣自噪聲的影響，在來流速度為40 m/s時(shí)，基準(zhǔn)葉片與3種尾緣鋸齒葉片不穩(wěn)定噪聲均消失，尾緣鋸齒結(jié)構(gòu)會增大葉片低頻段(800～2 000 Hz)尾緣自噪聲，且尾緣鋸齒振幅越大，噪聲增加的越多，最大可達(dá)6 dB。當(dāng)來流速度增大到60 m/s時(shí)，基準(zhǔn)葉片再次出現(xiàn)不穩(wěn)定噪聲，而3種鋸齒葉片均抑制了不穩(wěn)定噪聲，降噪量高達(dá)40 dB。但同時(shí)尾緣鋸齒會增大低頻段(1 000～2 500 Hz)噪聲，最大達(dá)6 dB?？梢姴环€(wěn)定噪聲對攻角以及雷諾數(shù)都是比較敏感的。

對照組給予經(jīng)皮腰椎間盤摘除術(shù)聯(lián)合臭氧消融治療,研究組患者給予射頻熱凝術(shù)聯(lián)合臭氧消融治療。射頻熱凝術(shù):患者取俯臥位,保持患者腰椎過曲位,常規(guī)消毒、鋪巾,確定穿刺點(diǎn),進(jìn)針到靶點(diǎn),設(shè)定頻率,檢出患者最大耐受溫度,采用最大耐受溫度連續(xù)治療180s,在治療過程中,注意患者的耐受性,及時(shí)調(diào)整射頻針的位置。臭氧消融:在射頻熱凝術(shù)治療之后,拔除電極針,接上已經(jīng)灌入10ml的臭氧的滅菌注射器,緩慢注射8ml。并觀察患者氣態(tài)彌散情況,觀察半小時(shí),結(jié)束治療。

圖10 尾緣鋸齒對葉片不穩(wěn)定噪聲的影響(α=5°)Fig.10 Effect of trailing edge serrations on blade instability noise (α=5°)

圖11 總聲壓級指向性(α=5°)Fig.11 OASPL directivity (α=5°)

圖12 尾緣鋸齒對葉片不穩(wěn)定噪聲的影響(α=10°)Fig.12 Effect of trailing edge serrations on blade instability noise (α=10°)

圖13 總聲壓級指向性(α=10°)Fig.13 OASPL directivity (α=10°)

圖14 尾緣鋸齒對葉片不穩(wěn)定噪聲的影響(α=15°)Fig.14 Effect of trailing edge serrations on blade instability noise (α=15°)

圖15所示為15°攻角下總聲壓級指向性結(jié)果。從圖中可以看出，來流速度為40 m/s時(shí)，不穩(wěn)定噪聲消失，尾緣鋸齒增大了葉片噪聲，來流速度為60 m/s時(shí)，尾緣鋸齒結(jié)構(gòu)抑制了不穩(wěn)定噪聲，降噪效果非常明顯。

圖15 總聲壓級指向性(α=15°)Fig.15 OASPL directivity (α=15°)

2.3 不穩(wěn)定噪聲峰值頻率

Paterson等[3]提出“渦脫落模型”，基于平板層流邊界層理論給出了不穩(wěn)定單音噪聲頻率預(yù)測公式：

(4)

式中：υ為運(yùn)動黏性系數(shù)。

Tam[4]否定了Paterson的“渦脫落模型”，首次提出了“聲學(xué)反饋回路模型”，給出了如下不穩(wěn)定離散單音噪聲頻率預(yù)測公式：

(5)

式中：n為正整數(shù)。

Brooks等[2]則通過大量實(shí)驗(yàn)給出了如下預(yù)測葉片邊界層不穩(wěn)定噪聲頻率的半經(jīng)驗(yàn)公式：

(6)

Stpeak=St×10-0.04αe

(7)

St=

(8)

(9)

(10)

圖16為不同攻角不同速度狀態(tài)下不穩(wěn)定單音噪聲頻率分布，為表示清晰起見，圖中并未給出圖7所示的10 000 Hz左右的高頻單音。圖中同時(shí)給出了采用Paterson模型、Tam模型和Brooks模型預(yù)測結(jié)果。從圖中可以看出，Paterson模型與Brooks模型預(yù)測結(jié)果相近，對基準(zhǔn)翼型而言，實(shí)驗(yàn)結(jié)果與Brooks模型吻合得更好。尾緣鋸齒會降低不穩(wěn)定單音峰值頻率，且鋸齒振幅越大，越向低頻移動，尾緣鋸齒葉片不穩(wěn)定噪聲頻率近似與來流速度的1.2次方成正比，如圖16(a)所示。需要指出的是，由于本文實(shí)驗(yàn)測量速度數(shù)目較少，并未觀察到Paterson實(shí)驗(yàn)所發(fā)現(xiàn)的“階梯形”結(jié)構(gòu)。

圖16 不穩(wěn)定單音噪聲頻率分布Fig.16 Frequency distribution of instability tonal noise

3 結(jié) 論

1) 葉片層流邊界層不穩(wěn)定噪聲對雷諾數(shù)及攻角均較為敏感，在一定的雷諾數(shù)及攻角組合狀態(tài)下才會出現(xiàn)不穩(wěn)定噪聲。

2) 0°攻角狀態(tài)下，尾緣鋸齒結(jié)構(gòu)會增強(qiáng)甚至誘導(dǎo)產(chǎn)生不穩(wěn)定噪聲，顯著增大葉片尾緣自噪聲；大攻角狀態(tài)下，尾緣鋸齒結(jié)構(gòu)可以減弱甚至完全抑制不穩(wěn)定噪聲，降噪量可達(dá)40 dB。當(dāng)基準(zhǔn)葉片與尾緣鋸齒葉片均不存在不穩(wěn)定噪聲時(shí)，尾緣鋸齒會增加低頻段尾緣自噪聲，且鋸齒振幅越大噪聲增加越多，最大可達(dá)6 dB。

3) 在鋸齒波長一定的情況下，鋸齒振幅并非越大越好，H10λ4鋸齒翼型降噪效果最好，尾緣鋸齒可以影響葉片尾緣附近流場，破壞不穩(wěn)定噪聲產(chǎn)生所需的聲學(xué)反饋回路，進(jìn)而降低不穩(wěn)定噪聲。

4) 尾緣鋸齒可以降低不穩(wěn)定噪聲頻率，且鋸齒振幅越大，不穩(wěn)定噪聲越向低頻移動，不穩(wěn)定噪聲頻率近似與來流速度的1.2次方成正比，小于基準(zhǔn)翼型的1.5次方冪次律。

[1] HOWE M S. A review of the theory of trailing edge noise： NASA CR-3021[R]. Washington， D.C.: NASA， 1978.

[2] BROOKS T F, POPE D S, MARCOLINI M A. Airfoil self-noise and prediction： NASA RP-1218[R]. Washington， D.C.: NASA， 1989.

[3] PATERSON R W, VOGT P G, FINK M R, et al. Vortex noise of isolated airfoils[J]. Journal of Aircraft, 1973, 10(5): 296-302.

[4] TAM C K W. Discrete tones of isolated airfoil[J]. Journal of the Acoustical Society of America, 1974, 55(6): 1173-1177.

[5] ARBEY H, BATAILLE J. Noise generated by airfoil profiles placed in a uniform laminar flow[J]. Journal of Fluid Mechanics, 1983, 134: 33-47.

[6] LOWSON M V, FIDDES S P, NASH E C. Laminar boundary layer aeroacoustic instabilities[C]//32nd Aerospace Sciences Meeting & Exhibit. Reston： AIAA， 1994.

[7] NASH E C, LOWSON M V, MCALPINE A. Boundary-layer instability noise on aerofoils[J]. Journal of Fluid Mechanics, 1999, 382: 27-61.

[8] KINGAN M J, PEARSE J R. Laminar boundary layer instability noise produced by an aerofoil[J]. Journal of Sound and Vibration, 2009, 322: 808-828.

[9] PLOGMANN B, HERRIG A, WURZ W. Experimental investigations of a trailing edge noise feedback mechanism on a NACA 0012 airfoil[J]. Experiments in Fluids, 2013, 54: 1480.

[10] GOLUBEV V V, NGUYEN L, MANKBADI R R, et al. On flow-acoustic resonant interactions in transitional airfoils[J]. International Journal of Aeroacoustics, 2014, 13(1): 1-38.

[11] DESQUESNES G, TERRACOL M, SAGAUT P. Numerical investigation of the tone noise mechanism over laminar airfoils[J]. Journal of Fluid Mechanics, 2007, 591: 155-182.

[12] ARCONDOULIS E J G, DOOLAN C J, ZANDER A C, et al. A review of trailing edge noise generated by airfoils at low to moderate Reynolds number[J]. Acoustics Australia, 2010, 38(3): 129-133.

[13] INASAWA A, NINOMIYA C, ASAI M. Suppression of tonal trailing-edge noise from an airfoil using a plasma actuator[J]. AIAA Journal, 2013, 51(7): 1695-1702.

[14] HOWE M S. Noise produced by a sawtooth trailing edge[J]. Journal of the Acoustical Society of America, 1991, 90(1): 482-487.

[15] HOWE M S. Aerodynamic noise of a serrated trailing edge[J]. Journal of Fluids and Structures, 1991, 5: 33-45.

[16] FINEZ A, JONDEAU E, ROGER M, et al. Broadband noise reduction of a linear cascade with trailing edge serrations[C]//7th AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference. Reston: AIAA, 2011.

[17] GRUBER M, JOSEPH P F, CHONG T P. Experimental investigation of airfoil self-noise and turbulent wake reduction by the use of traling edge serrations[C]//16th AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference. Reston: AIAA, 2010.

[18] MOREAU D, DOOLAN C J. Noise-reduction mechanism of a flat-plate serrated trailing edge[J]. AIAA Journal, 2013, 51(10): 2513-2522.

[19] BROOKS T F, MARCOLINI M A, POPE D S. Airfoil trailing-edge flow measurements[J]. AIAA Journal, 1986, 24(8): 1245-1251.

陳偉杰男， 博士研究生。主要研究方向： 葉輪機(jī)械氣動聲學(xué)。

Tel.: 13468775824

E-mail: cwj@mail.nwpu.edu.cn

喬渭陽男， 博士， 教授， 博士生導(dǎo)師。主要研究方向： 葉輪機(jī)氣體動力學(xué)， 航空發(fā)動機(jī)氣動聲學(xué)。

Tel.: 029-88482195

E-mail: qiaowy@nwpu.edu.cn

*Correspondingauthor.Tel.：029-88482195E-mail:qiaowy@nwpu.edu.cn

Bladeboundarylayerinstabilitynoisewithtrailingedgeserrations

CHENWeijie,QIAOWeiyang*,TONGFan,DUANWenhua,LIUTuanjie

SchoolofPowerandEnergy,NorthwesternPolytechnicalUniversity,Xi’an710129,China

Theeffectofthreetrailingedgeserrationsofthesamewavelength(4%ofthechordlength)anddifferentamplitudes(5%,10%and15%ofthechordlength)onbladelaminarboundarylayerinstabilitynoiseisinvestigatedexperimentallyatlowtomoderateReynoldsnumber(2×105-8×105)anddifferentangleofattacks.Itcanbeconcludedthatatzeroangleofattack,trailingedgeserrationscanreinforceoreveninduceboundarylayerinstabilitynoisetoleadtoanincreaseofthebladeself-noise.Atlargerangleofattack,instabilitynoiseisreducedoreventotallysuppressedbythetrailingedgeserrations,resultinginamaximumnoisereductionof40dB.Thenoisereductionmechanismcanbeattributedtothedestructionoftheacousticfeed-backloop,whichisessentialforthegenerationofinstabilitynoise,bythetrailingedgeserrations.Trailingedgeserrationswilldecreasetheinstabilitytonalnoisefrequency,andtheinstabilitynoisefrequencyislowerwithlargerserrationamplitude.

trailingedgeserrations;laminarboundarylayer;instabilitynoise;acousticfeed-backloop;T-Swave

2015-12-31；Revised2016-07-06；Accepted2016-08-10；Publishedonline2016-08-121059

URL：www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160812.1059.002.html

s：NationalNaturalScienceFoundationofChina(51276149,51476134);StateKeyLaboratoryofAerodynamicsResearchFund(SKLA20140201)

2015-12-31；退修日期2016-07-06；錄用日期2016-08-10； < class="emphasis_bold">網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間

時(shí)間：2016-08-121059

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160812.1059.002.html

國家自然科學(xué)基金 (51276149,51476134)； 空氣動力學(xué)國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室研究基金 (SKLA20140201)

*

.Tel.：029-88482195E-mailqiaowy@nwpu.edu.cn

陳偉杰， 喬渭陽， 仝帆， 等． 尾緣鋸齒結(jié)構(gòu)對葉片邊界層不穩(wěn)定噪聲影響的實(shí)驗(yàn)研究J． 航空學(xué)報(bào),2016,37(11):3317-3327.CHENWJ,QIAOWY,TONGF,etal.AnexperimentinvestigationofbladeboundarylayerinstabilitynoisewithtrailingedgeserrationsJ.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2016,37(11):3317-3327.

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2016.0232

V231

A

1000-6893(2016)11-3317-11