劉漢儒， 陳南樹

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

多孔滲透結(jié)構(gòu)影響尾緣噪聲的試驗(yàn)

劉漢儒*， 陳南樹

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

本文設(shè)計(jì)了一種尾緣(TE)上游多孔滲透結(jié)構(gòu)，通過在全消聲低速射流風(fēng)洞，利用遠(yuǎn)場麥克風(fēng)測量研究了不同工況和材料物性下尾緣輻射噪聲的影響。結(jié)果表明：所設(shè)計(jì)的多孔滲透結(jié)構(gòu)產(chǎn)生了額外的方腔噪聲特征，相對密度4.7%的泡沫金屬所產(chǎn)生的附加噪聲最小，顆粒狀多孔材料比泡沫金屬產(chǎn)生的附加噪聲小。對稱流動(dòng)條件下多孔平板尾緣噪聲中出現(xiàn)的方腔單音噪聲特征，在人工非對稱流動(dòng)條件干涉下消失，表明壓差推動(dòng)滲流穿過表面是這種設(shè)計(jì)的關(guān)鍵?？s小人工非對稱流動(dòng)與非對稱曲面翼型產(chǎn)生的壓力條件之間的差異以及避免過大面積多孔設(shè)計(jì)是改進(jìn)的方向。

翼型噪聲； 多孔材料； 氣動(dòng)聲學(xué)； 人工壓差； 聲學(xué)風(fēng)洞

翼型尾緣噪聲是航空飛行器、葉輪機(jī)械以及風(fēng)力發(fā)電裝置重要的噪聲源。如何降低尾緣噪聲一直是人們關(guān)注的熱點(diǎn)問題。特別是湍流-尾緣噪聲機(jī)理復(fù)雜，至今還沒有研究清楚，對其降噪措施還在研究之中[1]。但是，目前國內(nèi)外已經(jīng)有許多其他關(guān)于降低尾緣噪聲技術(shù)的研究。

Howe[2-3]理論分析了一種鋸齒形尾緣處理降噪的效果，并且指出降噪效果受鋸齒寬度和長度的影響。任露泉等[4]通過數(shù)值模擬研究了帶有仿生前緣圓弧齒狀結(jié)構(gòu)的NACA0015翼型的降噪機(jī)理，發(fā)現(xiàn)在雷諾數(shù)1.35×105流動(dòng)條件下，這種結(jié)構(gòu)在大部分頻段都能夠降低噪聲5～10 dB，且具有整流和控制分離的特性。Gruber等[5]試驗(yàn)研究了帶不同尺寸鋸齒的翼型尾緣結(jié)構(gòu)對噪聲的影響，降噪結(jié)果比Howe的理論預(yù)測值低，同時(shí)在低頻區(qū)域降噪效果優(yōu)于高頻區(qū)。宮武旗等[6]試驗(yàn)研究了鋸齒尾緣對風(fēng)機(jī)氣動(dòng)噪聲影響規(guī)律，結(jié)果表明鋸齒尾緣有明顯降噪效果, 正弦形鋸齒較正三角形更好。Moreau和Doolan[7]測量了帶有鋸齒尾緣平板的氣動(dòng)噪聲和流場，在雷諾數(shù) 1.6×105～4.2×105范圍，發(fā)現(xiàn)高頻窄帶噪聲能夠降低13 dB, 認(rèn)為原因是尾緣脫落渦的衰減。Liu等[8]試驗(yàn)發(fā)現(xiàn)尖尾緣鋸齒和帶有溝槽的尾緣具有最有效的降噪效果。Chong和Vathylakis[9]試驗(yàn)研究發(fā)現(xiàn)鋸齒尾緣降低寬頻噪聲的機(jī)理是尾緣渦結(jié)構(gòu)和局部湍流邊界層的干涉引起動(dòng)量傳輸和剪切應(yīng)力的再分配，從而引起了噪聲輻射效率改變。仝帆等[10]采用大渦模擬與聲類比的方法研究了尾緣鋸齒對翼型自噪聲的影響，窄帶噪聲最多可降低約16 dB,但尾緣鋸齒對翼型氣動(dòng)性能有著不利影響。尾緣鋸齒可以抑制層流邊界層引起的渦脫落現(xiàn)象，并有效降低尾緣附近渦的展向相關(guān)性，這些是潛在的降噪原因。陳偉杰等[11]試驗(yàn)研究表明尾緣鋸齒在大迎角狀態(tài)下可以顯著抑制邊界層不穩(wěn)定噪聲。許影博等[12]在消聲風(fēng)洞試驗(yàn)研究表明, 翼型尾緣附加刷毛是一種可行的降噪方案, 尤其對中低頻段具有比較明顯的降低效果，刷毛的間距和長度是影響降噪效果的重要因素。Finez等[13]試驗(yàn)發(fā)現(xiàn)刷式尾緣能夠減小邊界層渦的展向相關(guān)長度達(dá)25%，降低3 dB噪聲。多孔尾緣處理能夠產(chǎn)生類似的流體穿透作用，抑制邊界層湍流轉(zhuǎn)化為輻射聲波的效率[14]。Howe[15]最早理論提出多孔尾緣具有降低噪聲的可行性。Fink和Bailey[16]測試了多孔結(jié)構(gòu)的尾緣襟翼和前緣縫翼，發(fā)現(xiàn)了2～3 dB的噪聲降低量。Geyer等[17-18]用麥克風(fēng)陣列測量了多孔滲透翼型的氣動(dòng)噪聲，表明滲透性表面降低尾緣氣動(dòng)噪聲的潛力，但是會(huì)降低升力增加阻力。最近，Clark等[19]提出了一種改變尾緣上游邊界層流動(dòng)的“斗篷”結(jié)構(gòu)，具有極大的寬頻噪聲降低潛力，并且在0°～9° 迎角下都能夠發(fā)揮降噪作用。Afshari等[20]研究了在尾緣上游表面布置一種類似“籬笆”結(jié)構(gòu)，能夠降低尾緣表面壓力波動(dòng)和降低展向相關(guān)性，因而具有降低湍流邊界層噪聲的潛力。這種技術(shù)通過改變湍流邊界層，從而影響湍流邊界層-尾緣作用，達(dá)到降低尾緣噪聲目的的方法，表明上游邊界層的穩(wěn)定對于尾緣噪聲降低有潛在的作用。

基于對滲透性和上游處理作用的綜合考慮，本文探索了一種新的設(shè)計(jì)，通過在尾緣上游設(shè)置多孔滲透表面，改變尾緣上游流動(dòng)達(dá)到降低湍流邊界層-尾緣噪聲的目的。本文通過在消聲風(fēng)洞中對不同的材料物性，不同的流速以及來流條件進(jìn)行初步試驗(yàn)測試，研究了這種設(shè)計(jì)形式控制尾緣噪聲的可行性和指出了相應(yīng)的改進(jìn)方向。

1 試驗(yàn)設(shè)備和測試模型

1.1 試驗(yàn)設(shè)備

本文的氣動(dòng)聲學(xué)試驗(yàn)測試是在英國南安普頓大學(xué)聲學(xué)與振動(dòng)試驗(yàn)室(ISVR)的低噪聲、低湍流、開放噴射式聲學(xué)風(fēng)洞進(jìn)行的。該風(fēng)洞的測試段是一個(gè)8 m×8 m×8 m全消聲室，測試模型使用端板固定在風(fēng)洞噴口，如圖1所示。噴嘴出口兩側(cè)板用來支撐測試模型同時(shí)也保持了流動(dòng)的二維特性。該風(fēng)洞設(shè)計(jì)噴口出口的流體湍流度低于0.4%，最高馬赫數(shù)可達(dá)到0.3，風(fēng)速可調(diào)范圍是10～120 m/s而且能夠提供安靜的背景噪聲環(huán)境。具體的風(fēng)洞設(shè)計(jì)和性能參數(shù)可參考文獻(xiàn)[21]。

圖1 ISVR聲學(xué)風(fēng)洞大型消聲室及測試模型 Fig.1 Arechoic chamber of acoustics wind tunnel of ISVR and test model

1.2 測試設(shè)備

自由場噪聲測量使用的是1/2 inch Brüel & Kjaer Falcon麥克風(fēng)，位置處于模型展向中截面垂直距離尾緣1.25 m的位置，如圖2所示，圖中c為弦長。噪聲數(shù)據(jù)采集使用的是24通道National Instrument數(shù)字采集卡，采樣頻率是30 kHz，采集時(shí)間為13.33 s。得到的數(shù)字信號(hào)在15 kHz過濾避免信號(hào)混淆，然后經(jīng)過窗口-傅里葉變換以及平均獲得1 Hz帶寬的遠(yuǎn)場噪聲功率譜密度。為了減小干擾，整個(gè)數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)放置在隔離室內(nèi)。

圖2 氣動(dòng)聲學(xué)試驗(yàn)設(shè)置Fig.2 Aeroacoustics measurement test set up

1.3 測試模型

如何將多孔材料布置在翼型上，公開的研究資料非常少，多孔設(shè)計(jì)完全是依靠推測和經(jīng)驗(yàn)，是一個(gè)探索性工作[22]。湍流邊界層尾緣噪聲是邊界層對流通過較尖尾緣產(chǎn)生壓力波動(dòng)以及散射作用導(dǎo)致的氣動(dòng)噪聲[23]，與層流邊界層-尾緣以及鈍尾緣脫落噪聲機(jī)制是不同的。本文設(shè)計(jì)出發(fā)點(diǎn)是將多孔滲透區(qū)布置在靠近尾緣的地方通過影響邊界層發(fā)展來影響氣動(dòng)噪聲。試驗(yàn)加工了帶有尖尾緣的平板模型作為研究對象，尖尾緣避免了脫落噪聲，如圖2(b)所示。在靠近尾緣處設(shè)計(jì)了一段關(guān)于中心線對稱的0.625c×0.375c的活動(dòng)區(qū)域，用來靈活替換不同屬性的“材料模塊”(本文涉及到剛性固體、泡沫金屬、聚乙烯顆粒)。平板厚度是0.037 5c，前緣是光滑過渡的圓弧。各部件表面保持最大程度的光滑平整以減少額外粗糙度噪聲。為了確保尾緣邊界層是湍流邊界層，試驗(yàn)中在距離測試模型前緣0.1c處上下表面都設(shè)置了粗糙膠條，作為“湍流邊界層觸發(fā)(Boundary Layer Trip)”，強(qiáng)制層流邊界層在這個(gè)位置提前轉(zhuǎn)變?yōu)橥牧鬟吔鐚?。氣?dòng)噪聲測試分別在10，20，30，40，50 m/s流速下進(jìn)行，對應(yīng)雷諾數(shù)Rec范圍是1.79×105～8.9×105。同時(shí)試驗(yàn)也考慮了來流方向的影響。

當(dāng)可替換模塊只安裝光滑模塊時(shí)就是基準(zhǔn)模型(Baseline)。當(dāng)替換多孔材料時(shí)需要用到一個(gè)“多孔套”裝夾固定，如圖 3所示。試驗(yàn)除了使用泡沫金屬，還測試了聚乙烯顆粒，用來對比多孔材料形態(tài)差異的影響。材料從側(cè)面裝入穿孔金屬夾套，夾套另外兩側(cè)邊各有3個(gè)螺紋孔用來和平板主體連接，安裝好后如圖 4所示。測試中有3種不同表面孔密度的夾套，按照孔密度從小到大分別為C1、C2、C3，孔密度越小孔徑越大。泡沫金屬鋁有3種，相對密度ρ′分別為7.5%、5.7%和4.7%。相對密度ρ′和孔隙率φ的關(guān)系近似為φ≈1-ρ′。本文涉及的試驗(yàn)測試如表1所示,√對應(yīng)的結(jié)果將在本文給出。

圖3 多孔材料模塊夾套Fig.3 Cover for porous materials module

圖4 測試用不同的材料模塊及裝配方式Fig.4 Different material module and assembling method for test

表1不同多孔模塊的平板尾緣噪聲測試(10～50m/s)

Table1Trailingedgenoisetestofflatplatewithdifferentporousmodule(10～50m/s)

CaseBaselineRigidρ′/%4．75．77．5GranuleC1√√√√√C2√√C3√√

2 聲學(xué)試驗(yàn)結(jié)果

2.1 平行對稱流動(dòng)條件

圖5為10～50 m/s來流速度下光滑平板尾緣輻射噪聲聲壓級(jí)(Sound Pressure Level, SPL)頻譜，f為頻率，U為來流速度。顏色代表聲壓級(jí)，聲壓級(jí)計(jì)算的參考聲壓值是2×10-5Pa。從噪聲特征看屬于寬頻特性，沒有明顯的單音突峰，符合湍流邊界層尾緣噪聲機(jī)制的特點(diǎn)。這說明平板前緣“粗糙條”觸發(fā)了湍流邊界層。圖5(b)的彩色云圖右下角的紅色區(qū)塊處于低頻高速范圍，這說明在高風(fēng)速時(shí)(40 m/s 以上)出現(xiàn)有流體沖擊平板前緣產(chǎn)生的低頻噪聲。

為了評估穿孔夾套所產(chǎn)生的額外粗糙度噪聲，對3種不同穿孔夾套和剛性模塊組合進(jìn)行了氣動(dòng)噪聲測試，頻譜結(jié)果如圖 6所示?？梢钥闯鲈诮^大多數(shù)流速下，中等孔密度的夾套C2產(chǎn)生略高噪聲水平，在高速50 m/s時(shí)，孔密度較大的C3夾套產(chǎn)生了較高的噪聲水平。只有孔密度最小的C1夾套始終都保持和基準(zhǔn)模型一樣的噪聲水平。結(jié)果說明孔密度較小也就是孔徑較大的穿孔夾套造成的附加粗糙度噪聲最小，更適合用來作為后面研究多孔材料的裝載體。

圖5 光滑平板尾緣噪聲(基準(zhǔn)模型)Fig.5 Trailing edge noise of smooth flat plate (Baseline)

圖6 不同穿孔金屬夾套粗糙度噪聲Fig.6 Roughness noise of different perforated cover

圖7為不同相對密度的泡沫金屬多孔材料和夾套C1組合裝配后測試的氣動(dòng)噪聲結(jié)果。相對密度為4.7%的泡沫金屬在中低流速下都是噪聲水平最低的，但是速度大于40 m/s后，不同材料表現(xiàn)出來的噪聲水平逐漸一樣。而且，逐漸出現(xiàn)了“駝峰”特征，在這里并不是尾緣脫落噪聲。Rossiter[24]的方腔噪聲振蕩頻率經(jīng)驗(yàn)計(jì)算公式為

(1)

式中：m為模態(tài)數(shù)；Ma為來流馬赫數(shù)；L為空腔長度。根據(jù)Rossiter的經(jīng)驗(yàn)取值，常數(shù)r=0.54，k=0.57，分別為相位延遲、平均擾動(dòng)對流速度與自由來流的比值?？梢杂?jì)算出30、40、50 m/s對稱來流下m=1～5時(shí)的模態(tài)頻率。在本文試驗(yàn)中最為顯著的駝峰頻率(Hump Frequency)在對稱流動(dòng)條件30、40、50 m/s來流速度下分別為336、433、533 Hz，與經(jīng)驗(yàn)公式預(yù)測的模態(tài)數(shù)m=3對應(yīng)頻率(334, 438， 539 Hz)相當(dāng)接近。本文涉及的方腔長深比為7.5，根據(jù)Rossiter理論，對于長深比大于4屬于淺方腔(Shallower Cavity)，壓力波動(dòng)中隨機(jī)分量逐漸增加，周期性逐漸削弱，頻率特征則表現(xiàn)為寬帶主頻(Broader Hump)，這是由于方腔區(qū)域前緣剪切層的不穩(wěn)定增長，振蕩氣流撞擊到腔體后壁產(chǎn)生聲源。本文試驗(yàn)測得的對稱流動(dòng)條件下的聲學(xué)譜“駝峰”特征符合寬帶主頻的特征(Hump)， 所以是典型的淺方腔噪聲。

另外，也可以看出，速度越高，噪聲增量越大。相對密度小的材料孔隙率高，滲透作用強(qiáng)，它的噪聲水平相對較低，這暗示滲透作用較大在這里表現(xiàn)會(huì)相對較好。根據(jù)上面的結(jié)論，選擇相對噪聲量較小的4.7%和不同的“穿孔夾套”C1、C2、C3進(jìn)行試驗(yàn)，結(jié)果如圖 8所示?？梢钥闯?，當(dāng)使用4.7%相對密度的泡沫金屬鋁和夾套C1組合時(shí)，噪聲水平還是最低的，再次證明了C1夾套本身的附加粗糙度噪聲最小。但是這個(gè)組合在U≥30 m/s 以后，在頻譜上出現(xiàn)“駝峰”，具有單音方腔噪聲的特征。根據(jù)分析，目前的流動(dòng)形式類似湍流橫掠方腔。這種現(xiàn)象在“平板原型(Baseline)”和“剛性模塊(Rigid)”的時(shí)候基本不存在，正說明流體橫掠多孔區(qū)時(shí)出現(xiàn)類似橫掠方腔的情況，產(chǎn)生明顯單音噪聲。

圖7 不同相對密度泡沫金屬和穿孔夾套C1配裝的聲頻譜Fig.7 Sound spectrum of metalfoam of different relative densities with perforated cover C1

圖9為泡沫金屬和聚乙烯顆粒以及剛性固體3種材料模塊的氣動(dòng)噪聲測試結(jié)果?？煽闯鲈诘退伲?0 m/s 以下時(shí)，多孔模塊噪聲水平和基準(zhǔn)模型比較接近，當(dāng)U≥30 m/s時(shí)，駝峰噪聲逐漸出現(xiàn)，噪聲水平較高。但是聚乙烯顆粒多孔材料的噪聲水平略低于泡沫金屬，分析原因是聚乙烯顆粒較軟具有彈性變形并且可以移動(dòng)，使橫流撞擊方腔后壁減弱。至于聲壓級(jí)增大的原因和前文解釋一樣。雖然沒有達(dá)到有效的噪聲降低目的，但對進(jìn)一步試驗(yàn)指明了方向。具體的物理機(jī)制理解還需要更多的研究。

圖8 相對密度4.7%的泡沫金屬裝配不同多孔夾套的聲頻譜Fig.8 Sound sprctrum of metalfoam module of 4.7% relative density with different perforated covers

圖9 不同替換材料的聲頻譜Fig.9 Sound spectrum of different replace materials

2.2 非對稱流動(dòng)的“人工壓差”條件

在Geyer的試驗(yàn)研究中，測試對象是非對稱彎曲翼型，上下流速不同產(chǎn)生壓差，可推動(dòng)流體通過多孔區(qū)域，改變翼型附面流場，影響氣動(dòng)噪聲，因此有效降低了噪聲。本文測試的多孔對稱平板在平行來流條件下，并不會(huì)有預(yù)期的流動(dòng)控制作用，所以沒有出現(xiàn)噪聲降低。因此，考慮不改變測試模型情況下，人為產(chǎn)生非對稱來流的“人工壓差”條件。具體是通過干涉平板下面流場使流動(dòng)加速，造成上下面流速不同，表面壓力不同，產(chǎn)生壓差條件，推動(dòng)流體穿過多孔界面。試驗(yàn)設(shè)置和原理分別如圖10和圖11所示。圖12展示了在這種設(shè)計(jì)下的平板原型噪聲水平，從噪聲特征看還是屬于寬頻特性。非對稱流動(dòng)條件下平板原型噪聲水平比對稱流動(dòng)條件下的略高，因?yàn)檫@種上下表面流速不同的情形，也可類似有了一定來流迎角。

圖10 非對稱流動(dòng)“人工壓差”的設(shè)置 Fig.10 Set up of non-symmetric flow and artificial pressure difference

圖11 非對稱流動(dòng)“人工壓差”原理Fig.11 Concept of non-symmetric flow and artificial pressure difference

圖13是在非對稱流動(dòng)條件下多孔平板模型的氣動(dòng)噪聲測試結(jié)果，包括泡沫金屬和聚乙烯顆粒材料2種。2種材料的孔隙率控制在0.95左右，孔密度PPI(單位英寸上孔的個(gè)數(shù))大約在20?？梢钥闯?，在50 m/s以下，“駝峰”型噪聲基本消失。顆粒狀多孔材料似乎比泡沫金屬形態(tài)的多孔材料噪聲水平略低，分析原因，雖然孔隙率和孔密度相近，但是材料內(nèi)部形態(tài)的不同仍然能導(dǎo)致滲透性上的差異。按照Ergun[25]、Vafai和Kim[26]的滲透率與孔隙參數(shù)的經(jīng)驗(yàn)公式，估算聚乙烯顆粒填充的滲透率值為1.09×10-5m2，按照Calmidi和Mahajan[27-28]提出的經(jīng)驗(yàn)關(guān)系估算開孔泡沫金屬的滲透率為2.57×10-6m2，可見聚乙烯顆粒填充的滲透性更大一些，并且具有一定彈性變形和移動(dòng)性。需要指出的是，精確的滲透率數(shù)值需要通過流動(dòng)阻力試驗(yàn)測出，擬合壓降和速度關(guān)系，間接得出滲透率值[29]。圖 14單獨(dú)對比展示了不同速度下，相對密度為4.7%的泡沫金屬在對稱流動(dòng)和非對稱流動(dòng)條件下噪聲頻譜云圖。在圖14(a)中能清晰看到顏色此起彼伏變化，具有“駝峰(Hump Tone)”噪聲特征，而且高流速突出。但是這種現(xiàn)象在圖14(b)中幾乎消失，具有顯著寬頻噪聲特征。這是因?yàn)樵趯ΨQ流動(dòng)中，多孔腔體前緣剪切層振蕩與腔體后壁作用產(chǎn)生帶寬較寬的主頻聲學(xué)特征。而在非對稱流動(dòng)下，方腔上游剪切層傾斜離開多孔區(qū)域，氣流沖擊后壁的強(qiáng)度大為降低，造成聲譜“駝峰”特征消失。這說明人工非對稱流動(dòng)條件引起邊界層流體穿過多孔區(qū)域的重要性。作者的初步數(shù)值模擬也顯示出2種條件下多孔方腔附近的這種流動(dòng)變化。

圖12 非對稱流動(dòng)條件光滑平板噪聲(基準(zhǔn)模型)Fig.12 Noise of smooth flat plate under non-symmetric flow (Baseline)

圖13 非對稱流動(dòng)下的多孔平板氣動(dòng)噪聲Fig.13 Aeroacoustics of porous flat plate under non-symmetric flow

圖14 對稱流動(dòng)和非對稱流動(dòng)條件下泡沫金屬平板噪聲云圖對比Fig.14 Comparison of noise contours of metalfoam flat between symmetric and non-symmetric flow conditions

從前面的結(jié)論可知“多孔平板”設(shè)計(jì)有所改進(jìn)，但是沒有達(dá)到如Geyer的多孔翼型SD7003降噪效果。分析原因是：本文試驗(yàn)中的“人工非對稱流動(dòng)條件”可改變壓差分布的能力和特征和Geyer研究的非對稱翼型曲面壓力分布是存在差異的。深入揭示原因還需要更多的研究工作，所以下一步工作是用曲面翼型來驗(yàn)證。正如Herr和Reichenberger[30]指出的，滲透結(jié)構(gòu)對尾緣噪聲影響，與結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)有很強(qiáng)的敏感性關(guān)系，探索和嘗試不同結(jié)構(gòu)對于理解機(jī)理和改進(jìn)設(shè)計(jì)非常必要。

3 結(jié) 論

本文試驗(yàn)研究了一種多孔滲透表面對尾緣噪聲的影響。測試了不同材料相對密度、形態(tài)以及不同來流速度下的氣動(dòng)聲學(xué)響應(yīng)，為改進(jìn)降噪設(shè)計(jì)提供重要的參考信息。研究結(jié)論如下：

1) 對于所設(shè)計(jì)的多孔滲透結(jié)構(gòu)試驗(yàn)發(fā)現(xiàn)相對密度小的泡沫金屬配合大孔徑夾套時(shí)產(chǎn)生較小的附加噪聲。另外，顆粒狀多孔材料比泡沫金屬產(chǎn)生的附加噪聲更小。

2) 對稱流動(dòng)條件下多孔平板尾緣噪聲中出現(xiàn)額外方腔噪聲，非對稱流動(dòng)條件下壓差推動(dòng)流體穿過多孔區(qū)，方腔噪聲特征消失。表明這種設(shè)計(jì)的關(guān)鍵因素是要有壓差滲透流動(dòng)穿過表面。

3) 尾緣上游大面積的多孔滲透結(jié)構(gòu)會(huì)帶來額外的方腔噪聲，所以改進(jìn)的方向是將多孔部分設(shè)計(jì)成非完全穿透形式，比如許多孤立通道。并且下一步會(huì)在非對稱曲面翼型上進(jìn)行氣動(dòng)聲學(xué)測試。

致 謝

感謝國家留學(xué)基金委(CSC)公派留學(xué)項(xiàng)目資助。特別感謝布里斯托大學(xué)Mahdi Azarpeyvand博士的研究合作以及倫敦布魯內(nèi)爾大學(xué)Chong Tze Pei博士在試驗(yàn)中的幫助。

[1] GRUBER M. Airfoil noise reduction by edge treatments[D]. Southampton: University of Southampton, 2012.

[2] HOWE M S. Aerodynamic noise of a serrated trailing edge[J]. Journal of Fluids and Structures, 1991, 5(1): 33-45.

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

[4] 任露泉, 孫少明, 徐成宇. 鸮翼前緣非光滑形態(tài)消聲降噪機(jī)理[J]. 吉林大學(xué)學(xué)報(bào), 2009, 38(S1): 126-131.

REN L Q, SUN S M, XU C Y. Noise reduction mechanism of non-smooth leading edge of owl wing[J]. Jounral of Jilin University, 2009, 38(S1): 126-131 (in Chinese).

[5] GRUBER M, AZARPEYVAND M, JOSEPH P F. Airfoil trailing edge noise reduction by the introduction of sawtooth and slitted trailing edge geometries[C]//Proceeding of 20th International Congress on Acoustics. New York: Acoustical Society of America, 2010: 23-27.

[6] 宮武旗, 王芳, 田鎮(zhèn)龍, 等. 葉片鋸齒尾緣對降低空調(diào)室外機(jī)氣動(dòng)噪聲影響的試驗(yàn)研究[J]. 工程熱物理學(xué)報(bào), 2011, 32(10): 1681-1684.

GONG W Q, WANG F, TIAN Z L, et al. Experimental study of the effect of serrated blade trailing edge on axial fan noise reduction in an outdoor air conditioner[J]. Journal of Engineering Thermophysics, 2011, 32(10): 1681-1684 (in Chinese).

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

[8] LIU X, AZARPEYVAND M, THEUNISSEN R. Aerodynamic and aeroacoustic performance of serrated airfoils: AIAA-2015-2201[R]. Reston: AIAA, 2015.

[9] CHONG T P, VATHYLAKIS A. On the aeroacoustic and flow structures developed on a flat plate with a serrated sawtooth trailing edge[J]. Journal of Sound and Vibration, 2015, 354(10): 65-90.

[10] 仝帆， 喬渭陽，王良鋒， 等. 仿生學(xué)翼型尾緣鋸齒降噪機(jī)理[J]. 航空學(xué)報(bào), 2015, 36(9): 2911-2922.

TONG F, QIAO W Y, WANG L F, et al. Noise reduction mechanism of bionic airfoil trailing edge serrations[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2015, 36(9): 2911-2922 (in Chinese).

[11] 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)定噪聲的影響[J]. 航空學(xué)報(bào)， 2016, 37(11): 3317-3327.

CHEN W J, QIAO W Y, TONG F, et al. Blade boundary layer instability noise with trailing edge serrations[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2016, 37(11): 3317-3327 (in Chinese).

[12] 許影博, 李曉東, 何敬玉. 刷毛翼型尾緣噪聲控制試驗(yàn)研究[J]. 南京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào), 2011, 43(5): 612-616.

XU Y B, LI X D, HE J Y. Experiment on noise control of trailing edge brushes[J]. Journal of Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 2011, 43(5): 612-616 (in Chinese).

[13] FINEZ A, JONDEAU E, ROGER M, et al. Broadband noise reduction with trailing edge brushes: AIAA-2010-3980[R]. Reston: AIAA, 2010.

[14] LI Y, WANG X N, ZHANG D J. Control strategies for aircraft airframe noise reduction[J]. Chinese Journal of Aeronautics, 2013, 26(2): 249-260.

[15] HOWE M S. On the added mass of a perforated shell, with application to the generation of aerodynamic sound by a perforated trailing edge[J]. Proceedings of the Royal Society A, 1979, 365(1721): 209-233.

[16] FINK M, BAILEY D. Model tests of airframe noise reduction concepts: AIAA-1980-0979[R]. Reston: AIAA, 1980.

[17] GEYER T, SARRADJ E,FRITZSCHE C. Measurement of the noise generation at the trailing edge of porous airfoils[J]. Experiments in Fluids, 2010, 48(2): 291-308.

[18] GEYER T, SARRADJ E. Trailing edge noise of partially porous airfoils: AIAA-2014-3039[R]. Reston: AIAA, 2014.

[19] CLARK I A, ALEXANDER W N, DEVENPORT W, et al. Bio-inspired trailing edge noise control: AIAA-2015-2365[R]. Reston: AIAA, 2015.

[20] AFSHARI A, AZARPEYVAND M, DEHGHAN A A. Trailing edge noise reduction using novel surface treatments: AIAA-2016-2834[R]. Reston: AIAA, 2016.

[21] CHONG T P, JOSEPH P F, DAVIES P O A L. Design and performance of an open jet wind tunnel for aero-acoustic measurement[J]. Applied Acoustics, 2009, 70(4): 605-614.

[22] ROGER M, SCHRAM C, SANTANA L D. Reduction of airfoil turbulence-impingement noise by means of leading-Edge serrations and/or porous materials: AIAA-2013-2108[R]. Reston: AIAA, 2013.

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

[24] ROSSITER J E. Wind tunnel experiments on the flow over rectangular cavities at subsonic and transonic speeds: 64037[R]. Delft: Royal Aircraft Establishment, 1964.

[25] ERGUN S. Fluid flow through packed columns[J]. Chemical Engineering Progress, 1952, 48(2): 89-94.

[26] VAFAI K, KIM S. On the limitations of the Brinkman-Forchheimer-extended Darcy equation[J]. International Journal of Heat and Fluid Flow, 1995, 16(1): 11-15.

[27] CALMIDI V V, MAHAJAN R L. The effective thermal conductivity of high porosity fibrous metal foams[J]. Journal of Heat Transfer, 1999, 121(2): 466-471.

[28] CALMIDI V V, MAHAJAN R L. Forced convection in high porosity metal foams[J]. Journal of Heat Transfer, 2000, 122(3): 557-565.

[29] BAE Y, JEONG Y E, MOON Y J. Computation of flow past a flat plate with porous trailing edge using a penalization method[J]. Computers and Fluids, 2012, 66(11): 39-51.

[30] HERR M, REICHENBERGER J. In search of airworthy trailing-edge noise reduction means: AIAA-2011-2780[R]. Reston: AIAA, 2011.

(責(zé)任編輯： 張晗)

Test on effects of porous permeable section on trailing edge noise

LIUHanru*,CHENNanshu

SchoolofPowerandEnergy,NorthwesternPolytechnicalUniversity,Xi’an710072,China

A novel porous permeable section of the trailing edge (TE) is designed and tested in acoustics wind tunnel using far-field microphone to investigate the effects of various flow conditions and material properties on the TE noise. The results show that the current porous permeable section causes extra cavity noise component. The 4.7% relative density of metal foam causes the minimum extra noise, and the granular porous materials produces less extra noise than that of metal foam. Under the symmetrical flow condition, the TE noise of porous flat plate contains the cavity tonal component which disappears under the artificial nonsymmetrical flow condition. It indicates that the pressure difference pushing the airflow pass through the porous surface is crucial for the design of the porous section. It is found that reducing the discrepancy of pressure distribution between artificial nonsymmetrical flow and practical nonsymmetrical airfoil, as well as reducing the excessive porous area, should be focused on during the design of porous section for TE noise reduction.

airfoil noise; porous materials; aeroacoustics; artificial pressure difference; acoustics wind tunnel

2016-09-05；Revised2016-10-08；Accepted2016-12-02；Publishedonline2016-12-211520

URL：www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20161221.1520.008.html

s：NationalNaturalScienceFoundationofChina(51506179);theFundamentalResearchFundsfortheCentralUniversities(3102016ZY018)

2016-09-05；退修日期2016-10-08；錄用日期2016-12-02； < class="emphasis_bold">網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間

時(shí)間：2016-12-211520

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20161221.1520.008.html

國家自然科學(xué)基金 (51506179)； 中央高?；究蒲袠I(yè)務(wù)費(fèi)專項(xiàng)資金 (3102016ZY018)

*

.E-mailhrliu@nwpu.edu.cn

劉漢儒， 陳南樹． 多孔滲透結(jié)構(gòu)影響尾緣噪聲的試驗(yàn)J． 航空學(xué)報(bào),2017,38(6):120746.LIUHR,CHENNS.TestoneffectsofporouspermeablesectionontrailingedgenoiseJ.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2017,38(6):120746.

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

10.7527/S1000-6893.2016.120746

V231

A

1000-6893(2017)06-120746-11

*Correspondingauthor.E-mailhrliu@nwpu.edu.cn