喬渭陽, 仝 帆, 陳偉杰, 王勛年, 陳正武(. 西北工業(yè)大學(xué) 動力與能源學(xué)院, 陜西 西安 709; . 中國空氣動力研究與發(fā)展中心 空氣動力學(xué)國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 四川 綿陽 6000;. 中國空氣動力研究與發(fā)展中心 氣動噪聲控制重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 四川 綿陽 6000)

0 引 言

隨著民用航空的快速發(fā)展，飛機(jī)噪聲問題已成為目前航空界普遍關(guān)心的問題之一。面對未來迅速發(fā)展的航空運(yùn)輸市場，特別是面對未來人類對環(huán)境保護(hù)要求的不斷提高，飛機(jī)適航噪聲標(biāo)準(zhǔn)進(jìn)一步嚴(yán)格，對大型客機(jī)及其發(fā)動機(jī)的氣動噪聲控制，已成為目前影響飛機(jī)研制與適航取證的關(guān)鍵技術(shù)之一[1]。因此，國內(nèi)外眾多航空研究機(jī)構(gòu)都將氣動噪聲控制列為未來航空技術(shù)發(fā)展的重要方向，投入巨大的研究力量，為使其飛機(jī)能滿足未來更嚴(yán)格的噪聲適航標(biāo)準(zhǔn)和市場競爭而進(jìn)行新的努力。NASA根據(jù)美國NextGen計(jì)劃將亞聲速固定翼民用飛機(jī)發(fā)展計(jì)劃分為N+1、N+2、N+3代，并分別制定了它們相應(yīng)的評價指標(biāo)，對噪聲的要求是相比于第4階段分別降低32、42、71 dB。歐洲也制訂了類似的降噪計(jì)劃，到2020年新飛機(jī)必須滿足CO2、噪聲和油耗各降低50%, NOx減少80%的環(huán)境目標(biāo)[2]?？梢娢磥砻駲C(jī)面臨著巨大的降噪要求挑戰(zhàn)。

然而，與巨大的降噪要求相矛盾的是，目前飛機(jī)降噪技術(shù)進(jìn)步的趨勢趨于緩慢[1]，傳統(tǒng)的飛機(jī)氣動噪聲控制技術(shù)越來越困難。這是由于一方面隨著發(fā)動機(jī)降噪技術(shù)的不斷進(jìn)步，發(fā)動機(jī)內(nèi)部已經(jīng)沒有一個明顯大的噪聲源，同時發(fā)動機(jī)的噪聲與飛機(jī)機(jī)體噪聲相接近，這時飛機(jī)降噪必須進(jìn)行很多個噪聲源的同時降噪。另一方面，目前對于容易控制的單音噪聲源已經(jīng)有了有效的控制措施，湍流寬頻噪聲重要性逐漸凸顯出來，由于湍流寬頻噪聲源機(jī)理復(fù)雜，噪聲輻射與湍流、非定常流等復(fù)雜流體力學(xué)問題相互交織、互相影響，使得對湍流寬頻噪聲的控制非常困難。目前還嚴(yán)重缺乏針對湍流寬頻噪聲的有效控制方法。因此，不斷探索和發(fā)展具有創(chuàng)新性的湍流寬頻噪聲的降噪設(shè)計(jì)理論，成為當(dāng)前氣動聲學(xué)理論的重要發(fā)展方向[3-4]。

近年來，基于仿生學(xué)原理的降噪設(shè)計(jì)概念的出現(xiàn)，為降低飛機(jī)/發(fā)動機(jī)湍流寬頻噪聲提供了新的研究思路，獲得了當(dāng)代氣動聲學(xué)領(lǐng)域廣泛的重視和發(fā)展。

在自然界中，許多動物已經(jīng)經(jīng)過了幾百萬年以至上千萬年的生存競爭和進(jìn)化，為了生存的需要，許多飛行類動物和魚類形成了一些特殊的、超群的飛行/游動本領(lǐng)，這些特殊的飛行/游動本領(lǐng)包含著豐富多彩的對流動的控制原理。例如，大多數(shù)鳥類，包括白天活動的貓頭鷹，飛行時羽毛拍打空氣都會發(fā)出嗖嗖的聲響，而夜行貓頭鷹是一個例外，它的翅膀和羽毛有消聲作用，飛起來悄無聲息，顯得神秘莫測。這類貓頭鷹在白天、黑夜特別是在黃昏時從3～6 m高度的棲息處急速地俯沖向獵物，能夠保持身體的平衡并且不發(fā)出任何可能導(dǎo)致獵物逃跑的聲響(也稱為寂靜飛行)。通過對動物界中這一特殊寂靜飛行本領(lǐng)進(jìn)行深入細(xì)致的觀察，研究其基本原理，并把這些原理應(yīng)用到低噪聲飛行器/發(fā)動機(jī)設(shè)計(jì)中去，就構(gòu)成了氣動聲學(xué)領(lǐng)域特有的仿生學(xué)降噪研究方向。

自發(fā)現(xiàn)貓頭鷹靜音飛行本領(lǐng)和座頭鯨超常的機(jī)動能力以來，人們在理論、實(shí)驗(yàn)與數(shù)值模擬方面開展了大量的研究以期望將動物的這些超常本領(lǐng)用于低噪聲飛行器設(shè)計(jì)。

20世紀(jì)90年代，Howe首次公開發(fā)表了模仿貓頭鷹翅膀的鋸齒尾緣翼型降噪的理論分析研究結(jié)果[5-6],并給出了鋸齒尾緣降噪的預(yù)測模型。在Howe的理論研究后，眾多研究證實(shí)了鋸齒尾緣的降噪效果。Dassen[7]、Braun[8]、Oerlemans[9]等在風(fēng)力機(jī)上初步證實(shí)了尾緣鋸齒的降噪效果。2010年后，針對尾緣鋸齒人們做了大量的工作。如Gruber[10-14]、Chong[15-20]與Moreau[21,22]等針對NACA65、NACA0012翼型及平板開展了大量的尾緣鋸齒降噪實(shí)驗(yàn)研究。Arina[23]與Jones[24-25]分別采用大渦模擬(LES)與直接數(shù)值模擬(DNS)研究了尾緣鋸齒的降噪效果與降噪機(jī)理。此外，F(xiàn)inez[26]、Weckmüller[27]與Jaron[28]等還研究了尾緣鋸齒對壓氣機(jī)葉柵與開式轉(zhuǎn)子的降噪效果。Vathylakis[29]、Leon[30-31]、Avallone[32]等對尾緣鋸齒結(jié)構(gòu)的流場進(jìn)行了詳細(xì)測量。理論方面，最近Lyu[33]還提出了新的尾緣鋸齒降噪模型。國內(nèi)的黃迅[34]也提出一個鋸齒平板對聲波的散射模型。關(guān)于仿生學(xué)尾緣鋸齒降噪，國內(nèi)的吉林大學(xué)[35-36]、西北工業(yè)大學(xué)[37-45]、西安交通大學(xué)[46-47]、清華大學(xué)[48]、北京航空航天大學(xué)[49]、上海交通大學(xué)[50-51]等也開展了大量的研究。最近，Avallone[52]、Clark[53-54]等還提出了新型的尾緣鋸齒結(jié)構(gòu)和仿生學(xué)尾緣結(jié)構(gòu)。

此外，模仿座頭鯨鰭肢前緣凸起結(jié)構(gòu)的波浪狀前緣結(jié)構(gòu)也得到了人們的關(guān)注。Fish首次發(fā)表了座頭鯨鰭肢前緣凸起結(jié)構(gòu)的流體動力學(xué)性能研究[55]。之后，大量研究者開展了波浪狀前緣結(jié)構(gòu)對翼型氣動性能影響的研究[56-71]。Hansen[72]首次研究了波浪狀前緣對翼型單音噪聲的控制效果。Polacsek[73]、Gruber[74]、Clair[75]、Narayanan[76-77]、Chaitanya[78]等針對波浪狀前緣降低湍流寬頻噪聲的效果開展了大量的實(shí)驗(yàn)研究。Clair[75]、Haeri[79]、Turner[80]、Kim[81]、Aguilera[82]等數(shù)值模擬研究了波浪狀前緣的降噪效果與降噪機(jī)理。理論方面，Mathews[83]、Lyu[84]等提出了波浪/鋸齒狀前緣降低平板噪聲的理論模型。國內(nèi)方面，西北工業(yè)大學(xué)也開展了大量的波浪狀前緣降噪的實(shí)驗(yàn)與數(shù)值模擬工作[85]。最近，Chaitanya[78]等還提出了新型的仿生學(xué)葉片前緣結(jié)構(gòu)。

近年來針對仿生學(xué)降噪國內(nèi)外開展了大量的研究，并且不斷提出新型的仿生學(xué)降噪思路，推動仿生學(xué)降噪成為一個快速發(fā)展的方向。筆者對近年來的仿生學(xué)降噪工作進(jìn)行了系統(tǒng)的梳理，回顧了仿生學(xué)氣動噪聲控制技術(shù)的研究歷史，并詳細(xì)介紹了機(jī)翼/葉片尾緣和前緣的仿生學(xué)降噪研究現(xiàn)狀和發(fā)展動態(tài)，分析了目前仿生學(xué)氣動噪聲控制理論和技術(shù)的主要問題及未來的研究重點(diǎn)和發(fā)展方向。

1 仿生學(xué)氣動噪聲控制研究的歷史回顧

“仿生學(xué)”概念于1960年首先由美國Steele等提出，“師法自然”是仿生學(xué)的核心，人類社會文明的起源源于人類非凡的智慧，而人類的智慧體現(xiàn)為學(xué)習(xí)、創(chuàng)新與創(chuàng)造，向自然學(xué)習(xí)無疑成為推動人類文明進(jìn)程的重要方式，人類在學(xué)習(xí)、模仿、改造自然中不斷前進(jìn)，催生了生機(jī)勃勃的現(xiàn)代文明?！胺律鷮W(xué)”本質(zhì)上就是模仿生物的特殊本領(lǐng)的一門科學(xué)?！胺律鷮W(xué)” 籍了解和研究生物的結(jié)構(gòu)和功能原理，為工程技術(shù)提供新的設(shè)計(jì)思想及工作原理，并通過“仿生學(xué)”原理，研制新的機(jī)械和新技術(shù)，或解決技術(shù)上的難題。而仿生學(xué)流動控制和氣動噪聲控制僅僅是“仿生學(xué)”領(lǐng)域中非常細(xì)小的一個學(xué)科分支，它屬于“力學(xué)仿生”中的一個研究方向。

1.1 寂靜飛行鳥類生物學(xué)結(jié)構(gòu)觀察研究的回顧

盡管“仿生學(xué)”作為一門學(xué)科在20世紀(jì)60年代被確認(rèn)，但是仿生學(xué)流動控制和氣動噪聲控制卻早在20世紀(jì)初就得到人類的關(guān)注和研究。

早在1904年，德國科學(xué)家Mascha就研究了鳥類翅膀和羽毛的生態(tài)學(xué)特征[86]，他首次注意到了夜行貓頭鷹翅膀和羽毛的特殊性，觀察到夜行貓頭鷹翅膀中向上彎曲羽支形成的梳狀結(jié)構(gòu)和很長末梢羽小支(如圖1所示)，并認(rèn)為這是其寂靜飛行的根源。1934年，英國科學(xué)家Graham第一次全面研究了貓頭鷹寂靜飛行的原理[87]，他仔細(xì)比較了具有寂靜飛行本領(lǐng)的貓頭鷹和不具備寂靜飛行本領(lǐng)的老鷹的翅膀和羽毛，通過全面分析比較，他總結(jié)出具有寂靜飛行本領(lǐng)的貓頭鷹的翅膀和羽毛具有如下三個特征：1)貓頭鷹翅膀上的特殊的初級羽毛呈鋸齒狀排列，構(gòu)成翅膀前緣梳狀結(jié)構(gòu)，像一把梳子(如圖1右下角所示)；2)在翅膀后端上的特殊曳尾羽毛排列得像一條圍巾的須邊，構(gòu)成翅膀尾緣的流蘇結(jié)構(gòu)(如圖1右上角所示)；3)貓頭鷹翅膀上的其它部分和腿部都被厚實(shí)柔軟的絨羽覆蓋著。Graham認(rèn)為上述3個獨(dú)特的生態(tài)學(xué)特征，是貓頭鷹能夠寂靜飛行的原因。但是，Graham并沒有實(shí)驗(yàn)證實(shí)這些特殊生態(tài)學(xué)特征的降噪能力。1962年，Thorpe和Griffin等第一次真正進(jìn)行了貓頭鷹飛行時的噪聲輻射特性實(shí)驗(yàn)測量分析[88]，他們的實(shí)驗(yàn)使得人們首次認(rèn)識到了在拍打飛行中夜行貓頭鷹與其他飛鳥噪聲輻射的區(qū)別。到了20世紀(jì)70年代，Kroeger等首次全面地研究了貓頭鷹低噪聲飛行特征并探討了在低噪聲飛機(jī)設(shè)計(jì)中的工程實(shí)現(xiàn)性，這項(xiàng)工作獲得的許多結(jié)果，成為后來進(jìn)行低噪聲機(jī)翼/葉片設(shè)計(jì)的重要基礎(chǔ)[89-90]。為精確測量貓頭鷹飛行中的聲學(xué)特性，Kroeger等在一個專門的實(shí)驗(yàn)大廳對貓頭鷹飛行噪聲進(jìn)行測量，他們讓經(jīng)過訓(xùn)練的“大林鸮”從距離地面3 m高的棲息處向前下方食物放置處飛去，然后測量了大林鸮的飛行路線、飛行速度及其不同飛行高度時的噪聲大小。這項(xiàng)重要的實(shí)驗(yàn)工作，首次證實(shí)了Graham對貓頭鷹低噪聲翅膀與低噪聲結(jié)構(gòu)的分析，他們的實(shí)驗(yàn)發(fā)現(xiàn)，當(dāng)剪去貓頭鷹翅膀前緣梳狀結(jié)構(gòu)的初級羽毛和尾緣流蘇結(jié)構(gòu)的曳尾羽毛，則大林鸮的飛行噪聲就像與其重量和大小相同的其他類型飛鳥一樣強(qiáng)烈，而且會影響其飛行穩(wěn)定性，這時大林鸮已經(jīng)不能沿著直線從棲息處飛向食物，毫無疑問，如果不是上述羽毛和翅膀的特殊結(jié)構(gòu)，貓頭鷹是無法獲取獵物和生存的。但是，由于實(shí)驗(yàn)條件的限制，Kroeger等的實(shí)驗(yàn)只能在很短的飛行距離下測量貓頭鷹的噪聲，無法模擬貓頭鷹在自然飛行狀態(tài)下的特性，而且，他們的實(shí)驗(yàn)也沒有與其他飛鳥噪聲輻射進(jìn)行比較。德國科學(xué)家Neuhaus等實(shí)驗(yàn)對比分析了黃褐鷹與綠頭鴨的飛行噪聲特性[91]，他們在大型室內(nèi)體育館分別對保留和剪去翅膀前緣梳狀結(jié)構(gòu)后的黃褐鷹的飛行噪聲特性進(jìn)行了測量，在室外湖邊則測量了綠頭鴨的飛行噪聲。 Neuhaus等通過與飛行速度、飛鳥重量的關(guān)聯(lián)分析計(jì)算，發(fā)現(xiàn)在最大噪聲幅值，綠頭鴨的噪聲輻射功率是貓頭鷹的30倍，而在整個頻率范圍內(nèi)比較，綠頭鴨的噪聲輻射功率是貓頭鷹的200倍。Neuhaus等的實(shí)驗(yàn)進(jìn)一步證實(shí)貓頭鷹確實(shí)比其他鳥類飛行噪聲低很多。

圖1 貓頭鷹翅膀的特征Fig.1 Characteristics of owl wing

隨著實(shí)驗(yàn)測試技術(shù)的不斷發(fā)展，近年來對貓頭鷹低噪聲輻射特性的實(shí)驗(yàn)測量分析更加深入細(xì)致。2009年德國科學(xué)家Geyer等在聲學(xué)風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)測量了食雀鷹和黃褐鷹翅膀的噪聲輻射特性[92]。而為了實(shí)驗(yàn)測量完全真實(shí)飛行狀態(tài)下貓頭鷹噪聲輻射特性，最近(2011年)，德國勃蘭登堡工業(yè)大學(xué)的Sarradj等[93]采用傳聲器陣列技術(shù)和雙通道錄像技術(shù)，在野外對自由飛行狀態(tài)下茶隼、哈里斯鷹、倉鷹等種類的飛鳥的噪聲特性進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)，50多個飛行實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)一步證實(shí)，即便是飛行速度相同，貓頭鷹的飛行噪聲也要比其他鳥類低幾個分貝，特別是在頻率1.6 kHz以上范圍，貓頭鷹飛行的噪聲非常低，貓頭鷹捕食獵物的聽覺最敏感范圍為2～20 kHz，而貓頭鷹滑行或拍打翅膀產(chǎn)生的噪聲大多處于2 kHz以下，貓頭鷹在2 kHz以上產(chǎn)生的噪聲很小，對于獵物來講，貓頭鷹的飛行幾乎是“寂靜”的。

A/F:前緣； B/G: 尾緣；C/H: 絨毛； D/I: 孔隙度對比；E/J: 絨羽倒鉤圖2 貓頭鷹與鴿子翅膀羽毛的對比(上：貓頭鷹，下：鴿子)[94]Fig.2 Comparison of wing feathers between owl and pigeon[94] (up: owl, down: pigeon)

近年來，國內(nèi)針對飛鳥的聲學(xué)特殊結(jié)構(gòu)也開展了相關(guān)的研究工作。吉林大學(xué)的陳坤以及中國科學(xué)院的孔德義等對貓頭鷹的微觀結(jié)構(gòu)也進(jìn)行了詳細(xì)的研究[35-36,95]。他們發(fā)現(xiàn)雕鸮(貓頭鷹的一種)較長的遠(yuǎn)端羽小枝能夠延伸到相鄰甚至更遠(yuǎn)的羽枝，如圖3(a)所示。而普通鵟的遠(yuǎn)端羽小枝一般只延伸到相鄰羽枝，如圖 3(b)所示。此外，雕鸮羽毛腹面形貌的高度差要高于普通鵟的羽毛，如圖 3(c，d)所示。雕鸮羽毛延長的遠(yuǎn)端羽小枝會覆蓋并穿插于其他羽枝之間，形成多層的網(wǎng)格狀多孔結(jié)構(gòu)(圖3a)，多孔結(jié)構(gòu)能有效地吸收高頻聲，這也與雕鸮能有效地抑制高頻聲的結(jié)果相一致。雕鸮這種似絨毛的柔軟表面使氣流流過其翅膀表面時變得柔順，并能夠減弱邊界層的湍流[35]。

(a) 雕鸮羽毛腹面，(b)普通鵟羽毛腹面，(c)雕鸮羽毛腹面3D圖，(d)普通鵟羽毛腹面3D圖

圖3雕鸮(貓頭鷹)與普通鵟羽毛表面的微觀結(jié)構(gòu)[35]

Fig.3Themicrostructureoftheowlandthegeneralbuzzardfeathersurface[35]

1.2 飛機(jī)仿生學(xué)降噪潛力預(yù)測分析

1998年，國際著名氣動聲學(xué)專家英國的Lilley教授在法國圖盧茲召開的第4屆AIAA/CEAS國際氣動聲學(xué)學(xué)術(shù)會議中，發(fā)表了“貓頭鷹的靜音飛行研究”一文[96]。該文以氣動聲學(xué)基本原理和機(jī)翼湍流噪聲輻射模型為指導(dǎo)，基于對飛機(jī)與貓頭鷹的相似性分析，探索了飛行器所能實(shí)現(xiàn)的最低噪聲水平。盡管該論文并未對仿生學(xué)降噪的基本原理進(jìn)行研究，但是由于Lilley教授在國際氣動聲學(xué)領(lǐng)域巨大的影響力，也由于當(dāng)時航空聲學(xué)在基本理論和方法取得巨大成就的情況下進(jìn)而面臨進(jìn)一步降低飛機(jī)噪聲的巨大挑戰(zhàn)和技術(shù)瓶頸，由此Lilley教授的這篇論文在氣動聲學(xué)領(lǐng)域產(chǎn)生了巨大的影響，進(jìn)入21世紀(jì)之后，一直未得到重視的“仿生學(xué)氣動噪聲控制”很快進(jìn)入了快速發(fā)展時期。

Lilley教授假設(shè)飛機(jī)飛行時具有與展翅飛行的鳥類相似的發(fā)聲原理，他采用基于Lighthill氣動聲學(xué)理論獲得的機(jī)翼遠(yuǎn)場噪聲強(qiáng)度預(yù)測公式(Brooks和Hodgson公式[97])，并基于對貓頭鷹飛行氣動力學(xué)與機(jī)翼繞流氣動力學(xué)的理論分析，獲得了質(zhì)量在1 kg到400000 kg之間的寬廣范圍內(nèi)，類似于飛鳥展翅飛行構(gòu)型的飛行物(包括飛機(jī)、滑翔機(jī)、鳥類等)，其噪聲輻射強(qiáng)度(不包含發(fā)動機(jī)噪聲，僅展翅飛行鳥類及類似構(gòu)型飛行器)統(tǒng)一的關(guān)聯(lián)式：

(1)

Lilley教授發(fā)現(xiàn)，全尺寸的飛行數(shù)據(jù)與上述簡單公式能夠大致匹配，并與測量的飛鳥噪聲輻射也吻合。Lilley教授認(rèn)為，上述簡單公式盡管是一個十分粗略的外推公式，但是它傳遞出十分重要的結(jié)論。它表明：對于鳥類、滑翔機(jī)、飛機(jī)來說，盡管它們的幾何外形有較大的區(qū)別，但是它們的遠(yuǎn)場噪聲都是遵循相似的速度關(guān)聯(lián)定律。

但是，Lilley教授發(fā)現(xiàn)，上述研究結(jié)論對于具有“寂靜”飛行能力的貓頭鷹并不適用。反之，當(dāng)貓頭鷹翅膀的前緣及尾緣梳狀羽毛切除的話，上述氣動聲學(xué)公式則對其是成立的。

如前所述，具有寂靜飛行本領(lǐng)的貓頭鷹的翅膀和羽毛具有三個獨(dú)特的性質(zhì)。例如，貓頭鷹尾緣結(jié)構(gòu)主要是多個分隔的部分或者類似于鋸齒形尾緣，這種結(jié)構(gòu)將會明顯減少尾緣散射噪聲甚至消除散射噪聲。此外貓頭鷹翅膀前緣的梳狀結(jié)構(gòu)減少了通過尾緣的湍流強(qiáng)度，對于貓頭鷹翅膀這種特殊尾緣，消除了散射噪聲影響之后其噪聲與飛行速度關(guān)聯(lián)關(guān)系則是速度的6次方。假如貓頭鷹飛行速度為6 m/s 時，由于其獨(dú)特的翅膀構(gòu)型，其噪聲比其他鳥類將會減少18 dB。類似地，對于飛機(jī)在馬赫數(shù)0.3時，這樣的構(gòu)型能夠降噪約為5 dB。Kroeger等對貓頭鷹噪聲的實(shí)驗(yàn)測試證實(shí)了貓頭鷹前緣及尾緣寬頻噪聲特征[89]。由于空氣流過鳥類身體、翅膀、尾巴以及腿部時產(chǎn)生的邊界層內(nèi)的小尺度湍流是其噪聲的重要來源，并且由于這些湍流渦團(tuán)較小，其產(chǎn)生的噪聲主要集中在高頻。而貓頭鷹全身覆蓋的厚厚的絨毛使得空氣流過時能夠減弱邊界層氣體的湍流，并且體積足夠小的羽毛纖維可以吸收掉小湍流渦的能量，因此這種羽毛提供了一個能量耗散的旁路機(jī)理，使得其噪聲頻率范圍小于與黏性耗散相關(guān)的頻率范圍，也使得貓頭鷹輻射噪聲的頻譜在2 kHz以上接近截止頻率，即在高頻段，貓頭鷹全身厚厚的羽絨起到了吸聲作用。

正是由于以上三個方面獨(dú)特的特性，且三種結(jié)構(gòu)的組合效應(yīng)，導(dǎo)致了貓頭鷹具備了寂靜飛行能力，也使得貓頭鷹不會產(chǎn)生能夠讓獵物感知到的噪聲。Kroeger等[89]的實(shí)驗(yàn)測試結(jié)果證實(shí)，對于獵物來說，在距離地面1 m范圍之前，貓頭鷹的飛行幾乎是“寂靜的”，這使得獵物并沒有足夠的反應(yīng)時間來逃脫。

Lilley教授指出，如果貓頭鷹在長期進(jìn)化過程中形成的噪聲抑制本領(lǐng)可以用于當(dāng)代民用運(yùn)輸飛機(jī)著陸階段的降噪，這一創(chuàng)舉將具有非凡的意義。然而，如果我們忽視貓頭鷹等生物低噪聲飛行背后隱藏的特殊物理機(jī)制與科學(xué)機(jī)理研究，我們將會錯失設(shè)計(jì)未來安靜飛行器的黃金機(jī)會。

2 機(jī)翼/葉片尾緣仿生學(xué)降噪研究現(xiàn)狀和發(fā)展動態(tài)

基于對具有寂靜飛行能力貓頭鷹生態(tài)學(xué)結(jié)構(gòu)的認(rèn)識，人們首先提出并發(fā)展了仿照貓頭鷹翅膀尾緣構(gòu)型的降噪設(shè)計(jì)方法。1991年，Howe[5-6]第一次從理論上研究了半無限長平板的鋸齒尾緣造型的降噪效果和降噪機(jī)理，Howe認(rèn)為，波數(shù)垂直于尾緣的陣風(fēng)與尾緣干涉輻射噪聲的效率高于傾斜陣風(fēng)的噪聲輻射效率，而鋸齒形尾緣由于構(gòu)成了傾斜尾緣結(jié)構(gòu)因此具有降噪能力?；谶@種分析，Howe給出了鋸齒形尾緣降噪的預(yù)測模型(如圖4所示)，并將鋸齒形尾緣的降噪量與鋸齒間距λ和鋸齒深度2h等參數(shù)關(guān)聯(lián)起來。對于鋸齒狀尾緣，當(dāng)ωh/U?1時，降噪效果約為10lg(1+(4h/λ)2)/dB。圖5是基于Howe模型的尾緣鋸齒降噪效果預(yù)測。

圖4 Howe尾緣鋸齒理論模型與鋸齒參數(shù)[6]Fig.4 Theory model of serrated trailing edge of Howe and definition of trailing edge serrations parameters[6]

圖5 基于Howe模型的降噪效果預(yù)測[39] Fig.5 Noise reduction predicted using Howe’s model[39]

在Howe的開創(chuàng)性研究工作之后，許多研究人員采用實(shí)驗(yàn)和數(shù)值模擬的方法，對鋸齒形尾緣降噪的原理和方法展開了深入的研究，眾多的研究成果證實(shí)了鋸齒形尾緣構(gòu)型降低機(jī)翼/葉片尾緣噪聲的有效性，其中Dassen[7]、Braun[8]和Oerlemans[9]等的研究成果證實(shí)了鋸齒形尾緣設(shè)計(jì)能夠有效降低風(fēng)力機(jī)葉片的尾緣噪聲(圖6)，對總聲壓級的降噪量可達(dá)3 dB左右。

(a) 尾緣鋸齒降低翼型噪聲的實(shí)驗(yàn) (b) 尾緣鋸齒在風(fēng)力發(fā)電機(jī)上的應(yīng)用

圖6鋸齒形尾緣降噪的實(shí)驗(yàn)研究及應(yīng)用[10]

Fig.6Experimentalstudyoftrailingedgeserrationsandits’application[10]

表1列舉了自Howe提出鋸齒尾緣降噪理論以來，針對鋸齒形尾緣降噪效果和降噪機(jī)理的主要研究工作?？偨Y(jié)分析可以發(fā)現(xiàn)，早期的研究工作大部分主要著眼于鋸齒形尾緣的降噪效果，對其降噪機(jī)理并未給以太多的關(guān)注，針對仿生學(xué)降噪機(jī)理的研究較為缺乏。近年來，國內(nèi)外的許多研究者逐漸將研究工作的重點(diǎn)放在仿生學(xué)流動控制與降噪機(jī)理方面。

下面分別從嵌入式尾緣鋸齒降噪研究、切開式尾緣鋸齒降噪研究和真實(shí)葉片尾緣鋸齒降噪研究、尾緣鋸齒降噪流動與聲學(xué)物理機(jī)制研究等四個方面，評述過去十多年來仿生學(xué)尾緣構(gòu)型降噪研究工作的進(jìn)展情況。

2.1 嵌入式尾緣鋸齒降噪研究

所謂嵌入式的鋸齒形尾緣，就是在實(shí)際翼型或葉片尾緣，增加一個鋸齒形尾緣，并嵌入到原來翼型或葉片，該鋸齒尾緣實(shí)際上是由一個薄平板構(gòu)成。而所謂切開式鋸齒形尾緣，即通過對基礎(chǔ)葉片的直尾緣直接切割，從而構(gòu)成鋸齒形尾緣結(jié)構(gòu)(如圖7所示)。

(a) 嵌入式 (b) 切開式

圖7鋸齒形尾緣[16]
Fig.7Serratedtrailingedges[16]

Gruber等[10-14]采用NACA65翼型作為基礎(chǔ)葉型，針對嵌入式尾緣鋸齒(不破壞葉片原有幾何，在直尾緣之后附加鋸齒形尾緣結(jié)構(gòu))的降噪機(jī)理進(jìn)行了大量研究 (如圖6a所示)，得到了豐富的研究結(jié)果。Gruber等[10]首先通過理論和實(shí)驗(yàn)方法比較了鋸齒形尾緣和開縫式尾緣的降噪效果，結(jié)果表明采用這兩種結(jié)構(gòu)都能顯著降低噪聲5 dB左右。此外當(dāng)頻率超過某個臨界值時，鋸齒形尾緣的降噪效果不再明顯，噪聲反而有可能增加，這個頻率對應(yīng)fδ/U0≈1(δ為尾緣處的邊界層厚度，U0為主流速度)。Gruber等[10-14]設(shè)計(jì)了多種不同尺寸結(jié)構(gòu)的尾緣鋸齒，并實(shí)驗(yàn)研究了尾緣鋸齒的降噪機(jī)理。他們發(fā)現(xiàn)： 1) 鋸齒形尾緣設(shè)計(jì)能夠有效降低低頻范圍內(nèi)的尾緣噪聲，同時會增大高頻范圍內(nèi)的尾緣噪聲，臨界頻率對應(yīng)的斯特勞哈爾數(shù)約為1。Gruber等認(rèn)為該現(xiàn)象可能是由于鋸齒根部由壓力面向吸力面的微射流引起的，如圖8所示； 2)鋸齒尺寸λ/h越小，即鋸齒越尖銳，降噪效果就越好。這與Howe理論的結(jié)論相同，然而，研究發(fā)現(xiàn)， Howe的理論嚴(yán)重高估了鋸齒形尾緣的降噪效果，尤其是在高頻范圍內(nèi)；3)當(dāng)h/δ>0.5時，對于0.01

表1 尾緣鋸齒的降噪研究Table 1 Studies on noise reduction using trailing edge serrations

(a) 直尾緣 (b)鋸齒尾緣

(a) 湍流渦輸運(yùn)速度的對比 (b) 展向相關(guān)性的對比

Jones等[24-25]采用DNS的方法對Gruber實(shí)驗(yàn)中觀察到的降噪現(xiàn)象進(jìn)行了進(jìn)一步的研究。數(shù)值模擬結(jié)果表明，鋸齒形尾緣能夠有效降低尾緣噪聲，最高可達(dá)9 dB左右。研究發(fā)現(xiàn)，長的鋸齒(更尖銳)相比短的鋸齒降噪效果要好。此外，Jones指出鋸齒形尾緣并未明顯改變尾緣上游葉片表面的流動現(xiàn)象(如雷諾應(yīng)力、湍流譜和展向相干性等)，這表明尾緣噪聲的降低僅僅是由于聲散射過程本身的變化和鋸齒區(qū)域局部流場的變化引起的。Jones等認(rèn)為鋸齒形尾緣降噪的機(jī)理在于鋸齒結(jié)構(gòu)產(chǎn)生了大量的馬蹄形渦，該馬蹄形渦促進(jìn)了尾跡的混合，從而使尾緣區(qū)域的展向相干性降低。

Finez等[26]研究了嵌入式尾緣鋸齒在壓氣機(jī)葉柵上的降噪效果(如圖10所示)，同樣得到了可觀的降噪量(最大可達(dá)5 dB)。在整個頻率范圍內(nèi)，鋸齒形尾緣的降噪表現(xiàn)和Gruber等的實(shí)驗(yàn)結(jié)果相似。實(shí)驗(yàn)測量結(jié)果表明鋸齒形尾緣使葉片的阻力增大了14%，鋸齒間的微射流現(xiàn)象使葉片尾跡變得更寬，但是速度虧損變小。Finez等給出了三個可能的降噪機(jī)理：1) 微射流現(xiàn)象將鋸齒吸力面的邊界層“抬高”，使得邊界層距離葉片表面更遠(yuǎn)，根據(jù)Ffowcs Williams的理論，該現(xiàn)象能夠降低固體壁面對各種波的散射效率；2) 鋸齒結(jié)構(gòu)降低了由Kutta條件產(chǎn)生的展向脫落渦的展向相干性，根據(jù)Howe理論這有助于降低尾緣噪聲；3) 根據(jù)Howe的鋸齒尾緣降噪理論，當(dāng)尾緣不再與來流方向垂直時，聲散射效率會有效降低。

圖10 鋸齒形尾緣結(jié)構(gòu)降低壓氣機(jī)葉柵噪聲的實(shí)驗(yàn)[26] Fig.10 Experiment of compressor cascade noise reduction with trailing edge serrations[26]

2012年，Moreau等[21]以平板為對象，研究了中低雷諾數(shù)范圍下(Re=1.6×105～4.2×105)尾緣鋸齒對平板噪聲的影響。Moreau對比了長度相同但寬窄不同的兩種鋸齒結(jié)構(gòu)，一種是2h=30mm、λ=3 mm、λ/h=0.2，另外一種是2h=30 mm、λ=9 mm、λ/h=0.6。Moreau發(fā)現(xiàn)鋸齒長度相同時，λ較大的寬鋸齒對平板的降噪效果更好，如圖11所示。

Moreau在后續(xù)的工作中用相同的鋸齒還研究了更低雷諾數(shù)下(Re=1×105～1.3×105)鋸齒的降噪效果[22]，如圖12所示。可以看出，寬鋸齒對平板的降噪效果明顯好于窄鋸齒。同時，Moreau發(fā)現(xiàn)窄鋸齒在低雷諾數(shù)下會產(chǎn)生較強(qiáng)的單音噪聲。為了揭示鋸齒降噪以及窄鋸齒產(chǎn)生額外單音的機(jī)理，Moreau測量了平板下游1mm處速度脈動沿展向的分布，見圖13。從圖13中可看出，尾緣鋸齒結(jié)構(gòu)明顯改變了尾緣附近的流動，這里正是尾緣噪聲的聲源區(qū)域。對比圖12與圖13可以發(fā)現(xiàn)，湍流脈動在頻域內(nèi)的分布與尾緣噪聲的頻譜是緊密相關(guān)的?？梢酝茰y尾緣鋸齒是通過改變尾緣附近局部湍流流場而影響尾緣噪聲的。對比圖13(a)與圖13(c)可以看出，對于直尾緣平板，尾緣附近具有強(qiáng)烈的湍流場，湍流脈動非常強(qiáng)烈，而采用寬鋸齒后，低頻范圍內(nèi)(<1 kHz)湍流脈動強(qiáng)度明顯得到降低。寬鋸齒可以降低尾緣附近的低頻湍流強(qiáng)度，進(jìn)而降低平板的寬頻噪聲。對于窄鋸齒情況，從圖13(b)可以看出在300 Hz與400 Hz附近處有強(qiáng)烈的湍流脈動，而這正好對應(yīng)圖12中的兩個單音噪聲。與單音噪聲頻率相一致的這兩個強(qiáng)的速度脈動來自于鋸齒尖部的渦脫落，窄鋸齒會使沿平板展向產(chǎn)生強(qiáng)烈的渦脫落，進(jìn)而產(chǎn)生強(qiáng)烈的單音噪聲。

圖11 寬、窄鋸齒降噪效果的對比(1/3倍頻程)[21] Fig.11 Comparison of noise reduction effects between narrow and wide serrations (1/3 octave)[21]

Moreau[21-22]的實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，寬鋸齒能夠在整個關(guān)心的頻率范圍內(nèi)有效降低尾緣噪聲，在單音噪聲存在時，寬鋸齒能夠降低總聲壓級達(dá)13 dB。而窄鋸齒設(shè)計(jì)則基本沒有降低尾緣噪聲，甚至部分結(jié)果顯示窄鋸齒設(shè)計(jì)顯著增大了尾緣噪聲。Moreau指出，尾緣鋸齒結(jié)構(gòu)顯著改變了尾緣區(qū)域的流動，這是尾緣噪聲降低的主要原因。Moreau認(rèn)為這甚至比尾緣鋸齒對聲輻射效率的影響更為重要。在較低的雷諾數(shù)下，窄鋸齒在齒尖處能夠誘發(fā)大量的旋渦，這是窄鋸齒未能降噪反而增大噪聲的原因所在。許影博等[49]的實(shí)驗(yàn)結(jié)果也表明，較寬的尾緣鋸齒降噪效果稍優(yōu)于窄鋸齒，該結(jié)果與Gruber等[10]的研究結(jié)果不同。

2.2 切開式尾緣鋸齒降噪研究

Chong等[15-20]對切開式尾緣鋸齒的降噪效果和降噪機(jī)理進(jìn)行了大量的實(shí)驗(yàn)研究，與Gruber[10]、Jones[24-25]和Finez[26]等不同，Chong重點(diǎn)研究了尾緣鋸齒對單音噪聲的抑制效果和抑制機(jī)理。他們發(fā)現(xiàn)，切開式鋸齒形尾緣的降噪效果整體上要優(yōu)于嵌入式的鋸齒形尾緣，并給出了切開式鋸齒形尾緣誘發(fā)的流向?qū)u的物理圖畫(如圖14所示)。Chong指出，對于尾緣噪聲中不同機(jī)制產(chǎn)生的單音噪聲，并且鋸齒形尾緣都能夠進(jìn)行有效的抑制：1) 尾緣鋸齒可以通過微射流現(xiàn)象減弱鈍尾緣下游脫落渦的展向相干性，從而抑制由鈍尾緣脫落渦產(chǎn)生的單音噪聲，并且尾緣鋸齒越大，該抑制效果越好；2) 尾緣鋸齒能夠通過抑制尾緣附近的層流分離泡現(xiàn)象，來減弱層流分離泡對T-S不穩(wěn)定擾動波的放大效率，從而抑制由不穩(wěn)定擾動波與尾緣干涉產(chǎn)生的不穩(wěn)定單音噪聲，并且鋸齒結(jié)構(gòu)越大，層流分離泡越接近尾緣區(qū)域，該抑制效果越好。

(c) wide serration

圖13脈動速度譜沿展向的分布(平板下游1mm位置，y=0對應(yīng)鋸齒尖位置，U0=9m/s)[22]
Fig.13Distributionofspectrumoffluctuationvelocityalongthespanwisedirection(1mmdownstreamoftheplate,y=0correspondstoserrationtiplocation)

圖14 鋸齒形尾緣結(jié)構(gòu)產(chǎn)生的流向?qū)u[17] Fig.14 Counter-rotating vortexes around the serrated trailing edge[17]

Chong針對層流翼型不穩(wěn)定單音噪聲進(jìn)行了專門研究，并研究了尾緣鋸齒對于這種不穩(wěn)定單音噪聲的影響[15-20]。在低雷諾數(shù)下，當(dāng)來流是二維流動，湍流度很低時，尾緣噪聲會表現(xiàn)出一種獨(dú)特的窄帶特征：噪聲頻譜會有寬頻的凸峰，且此凸峰上會有數(shù)個高幅值的單音。與這種噪聲特性相對應(yīng)的翼型邊界層主要是層流，而且有可能處于不穩(wěn)定狀態(tài)。在某些狀態(tài)下，流動中的不穩(wěn)定性(如T-S波)會在邊界層中發(fā)展、增大，并在尾緣輻射出聲，即Brooks提出的機(jī)翼自噪聲產(chǎn)生的第二種機(jī)理。Chong發(fā)現(xiàn)尾緣鋸齒可以顯著降低翼型的不穩(wěn)定單音噪聲。圖15是不同尾緣鋸齒對不穩(wěn)定單音噪聲的影響[18]。國內(nèi)陳偉杰等[45]在低湍流度來流情況實(shí)驗(yàn)中也觀察到類似的現(xiàn)象，實(shí)驗(yàn)發(fā)現(xiàn)在大迎角狀態(tài)下，尾緣鋸齒可以極大降低翼型不穩(wěn)定單音噪聲，如圖16所示。然而，在0°迎角狀態(tài)下，尾緣鋸齒可能會增大翼型噪聲。

西北工業(yè)大學(xué)的仝帆、紀(jì)良等[37-44]采用數(shù)值模擬與實(shí)驗(yàn)的方法研究了尾緣鋸齒對SD2030翼型以及渦輪葉柵的降噪效果。研究發(fā)現(xiàn)尾緣鋸齒可以降低層流邊界層分離-渦脫落噪聲約16 dB，同時可以降低中低頻范圍內(nèi)寬頻噪聲，高頻范圍內(nèi)噪聲稍有增大。研究發(fā)現(xiàn)，尾緣鋸齒可以促進(jìn)翼型壓力面與吸力面氣流的混合(如圖17所示)，抑制尾緣處層流邊界層渦脫落現(xiàn)象，顯著降低翼型升力脈動。此外，尾緣鋸齒可以降低尾緣附近低頻湍流脈動強(qiáng)度與翼型表面壓力脈動幅值，并改變尾緣附近翼型表面壓力脈動的相位。同時，尾緣鋸齒也有利于尾緣附近渦量強(qiáng)度的減弱，并能有效降低尾緣處渦的展向相關(guān)性，以上幾種因素的共同作用使得翼型自噪聲降低。此外，清華大學(xué)的黃乾[48]數(shù)值模擬研究了尾緣鋸齒對NACA0018翼型的降噪效果，獲得了1.5 dB的降噪量。

(a) S1 (2h=20 mm,λ=4.9 mm)

(b) S2(2h=20 mm,λ=8.5 mm)

(c) S3(2h=10 mm,λ=4.3 mm)

(d) S4(2h=20 mm,λ=18.7 mm)

(a)U0=40 m/s (b)U0=60 m/s

圖16尾緣鋸齒對不穩(wěn)定單音噪聲的抑制(10°迎角)

Fig.16Instabilitytonalnoisesuppressionwithtrailingedgeserrations[45]

(a) 尾跡速度分布

(b) 湍流強(qiáng)度分布

Arina等[23]通過LES模擬并耦合FW-H方程的混合計(jì)算方法，研究了切開式鋸齒尾緣對NACA65微彎葉片尾緣噪聲的降噪。研究結(jié)果表明，鋸齒形尾緣有效降低了低頻范圍內(nèi)的尾緣噪聲，最大可達(dá)10 dB，但是卻增大了高頻范圍內(nèi)的尾緣噪聲。該結(jié)果與Gruber等[10]的實(shí)驗(yàn)結(jié)果相似。他們認(rèn)為，鋸齒形尾緣結(jié)構(gòu)對尾緣附近流動的影響是噪聲降低的主要原因，鋸齒結(jié)構(gòu)在尾緣附近產(chǎn)生了強(qiáng)烈并且結(jié)構(gòu)復(fù)雜的旋渦流動現(xiàn)象，同時降低了尾緣附近的展向相干性。

2.3 真實(shí)葉片尾緣鋸齒降噪研究

國內(nèi)外學(xué)者還研究了尾緣鋸齒對真實(shí)葉片的降噪效果[27-28,46-47,98]。2016年，德國宇航院(DLR)的Jaron等[28]針對“潔凈天空聯(lián)合技術(shù)計(jì)劃”中空客設(shè)計(jì)的AI-PX7開式轉(zhuǎn)子，開展了尾緣鋸齒降低開式轉(zhuǎn)子干涉單音噪聲的最優(yōu)化研究，尾緣鋸齒位于前面轉(zhuǎn)子尾緣以減弱前面轉(zhuǎn)子的尾跡，如圖18所示。噪聲計(jì)算通過定常計(jì)算結(jié)果和分析噪聲預(yù)測模型完成。研究表明，尾緣鋸齒可以降低開式轉(zhuǎn)子干涉單音噪聲約0.5 dB。不過，Jaron指出，這種通過定常計(jì)算結(jié)果和分析噪聲預(yù)測模型進(jìn)行的噪聲預(yù)測不能夠準(zhǔn)確預(yù)測絕對的降噪量，這是由于鋸齒周圍流場強(qiáng)烈的三維特征造成的，進(jìn)行更準(zhǔn)確的噪聲預(yù)測需要高精度的非定常模擬。采用尾緣鋸齒后，前面轉(zhuǎn)子尾跡速度虧損的幅值與相位沿轉(zhuǎn)子展向產(chǎn)生明顯振蕩，Jaron等[28]認(rèn)為速度虧損相位沿展向的振蕩是噪聲抵消的重要物理機(jī)制。同時，Jaron等還指出，寬頻噪聲也是開式轉(zhuǎn)子的重要噪聲源，尾緣鋸齒對開式轉(zhuǎn)子寬頻噪聲也將會產(chǎn)生影響，未來的工作是評估尾緣鋸齒對開式轉(zhuǎn)子寬頻噪聲的影響。

圖18 針對AI-PX7開式轉(zhuǎn)子的尾緣鋸齒設(shè)計(jì)[28]Fig.18 Trailing edge serrations for AI-PX7 open rotor[28]

最近，Ryi[98]實(shí)驗(yàn)研究了常規(guī)尾緣鋸齒與傾斜尾緣鋸齒對縮比尺寸風(fēng)力機(jī)轉(zhuǎn)子噪聲的影響，如圖19所示。實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，常規(guī)尾緣鋸齒可以成功降低風(fēng)力機(jī)轉(zhuǎn)子噪聲2.79 dB(A)，傾斜式尾緣鋸齒可以降低風(fēng)力機(jī)轉(zhuǎn)子噪聲2.22 dB(A)。

圖19 帶鋸齒形尾緣的風(fēng)力機(jī)縮比轉(zhuǎn)子模型[98] Fig.19 Scaled model of wind turbine with trailing edge serrations[98]

在國內(nèi)方面，吉林大學(xué)的陳坤[35]將尾緣鋸齒用于軸流風(fēng)機(jī)，獲得了4.9 dB的降噪效果。西安交通大學(xué)的劉小民等[46]研究了尾緣鋸齒對離心風(fēng)機(jī)的降噪效果，數(shù)值模擬結(jié)果表明，尾緣鋸齒可以降低離心風(fēng)機(jī)噪聲多達(dá)9.8 dB，采用仿生尾緣可以改變各截面尾跡渦的脫落位置，增大渦間距離，減小脫落渦對尾跡流動的擾動，降低葉片表面的壓力脈動，最終使得尾跡渦引起的氣動噪聲顯著減小。此外，上海交通大學(xué)郭晉之等[50-51]還研究了鋸齒形尾緣對噴嘴噪聲的影響。

2.4 尾緣鋸齒降噪流動與聲學(xué)物理機(jī)制研究

為研究尾緣鋸齒的降噪機(jī)理，近年來許多學(xué)者對鋸齒尾緣結(jié)構(gòu)的流場進(jìn)行了詳細(xì)測量[29-32]，Vathylakis等[29]通過壁面?zhèn)鞲衅骱鸵壕э@示技術(shù)研究了鋸齒尾緣的降噪機(jī)理，他們的實(shí)驗(yàn)研究結(jié)果表明，鋸齒形尾緣能夠增大尾緣附近的對流效應(yīng)，但是鋸齒結(jié)構(gòu)附近的流向渦對流速度和展向相干性并沒有得到很大的改變。Vathylakis等指出，鋸齒兩側(cè)的傾斜壁面是噪聲降低的關(guān)鍵所在，沿著傾斜壁面的渦對流速度要明顯低于直尾緣葉片的流向渦對流速度，而這應(yīng)和貼近傾斜壁面的旋渦流動現(xiàn)象有關(guān)，但是他們并未給出該旋渦流動現(xiàn)象的具體描述。Avallone等[31-32]利用時間分辨的層析粒子測速技術(shù)對帶有尾緣鋸齒的NACA0018翼型流場進(jìn)行了詳細(xì)測量與分析，測量了尾緣鋸齒結(jié)構(gòu)附近的湍流邊界速度分布、三維渦結(jié)構(gòu)、湍流脈動的頻譜與空間分布、流動的展向相關(guān)性、流向?qū)α魉俣确植?、壓力脈動源項(xiàng)分布等。Avallone的測量結(jié)果表明，中等迎角下，尾緣鋸齒結(jié)構(gòu)平均流場的一個主要特征是沿著鋸齒邊緣的流向?qū)u結(jié)構(gòu)(圖20)，該對渦結(jié)構(gòu)是由于翼型兩側(cè)的壓力場以及鋸齒邊緣處的混合層引起的。該對渦結(jié)構(gòu)會影響來流湍流感受到的尾緣鋸齒結(jié)構(gòu)的實(shí)際有效角度，這會導(dǎo)致尾緣鋸齒的實(shí)際降噪效果不如理論預(yù)測結(jié)果。Avallone等[32]指出，在中等迎角下，尾緣鋸齒已經(jīng)導(dǎo)致較強(qiáng)的速度擾動，鋸齒周圍流場呈現(xiàn)出明顯的三維性，湍流對流速度、壁面附近速度自功率譜與展向相關(guān)尺度均是流向位置的函數(shù)。這意味著在預(yù)測尾緣鋸齒噪聲時，分析模型中常用的翼型尾緣處是統(tǒng)計(jì)恒定不變的湍流流動分布這一假設(shè)(“凍結(jié)湍流”假設(shè))需要進(jìn)行進(jìn)一步的修正以更好地預(yù)測尾緣鋸齒結(jié)構(gòu)的噪聲。

圖20 粒子圖像測速儀與尾緣鋸齒附近的流向?qū)u結(jié)構(gòu)[32]Fig.20 PIV set-up and streamwise vortexes around the trailing edge serrations[32]

在理論研究方面，最近劍橋大學(xué)的Lyu[33]基于Amiet的尾緣噪聲理論發(fā)展了一個預(yù)測尾緣鋸齒噪聲的半分析模型，該模型預(yù)測結(jié)果比Howe的尾緣鋸齒模型更接近實(shí)驗(yàn)測量結(jié)果。Lyu指出，兩個無量綱的幾何參數(shù)主要影響尾緣鋸齒的降噪效果：k1×2h與lz(f)/b,其中k1是弦長方向的波數(shù)，2h是鋸齒的長度，b是鋸齒的周期，lz(f)是翼型表面壓力脈動的展向相關(guān)長度。研究發(fā)現(xiàn)，當(dāng)k1×2h與lz(f)/b都遠(yuǎn)大于1時，遠(yuǎn)場噪聲可以獲得降低。這意味著在尾緣鋸齒邊緣處，保證不同散射壓力波間顯著相位差的最重要的一個參數(shù)是鋸齒的根部到尖部的長度。此外，如果這些相位差的空間范圍(即b)與展向方向的相關(guān)尺度相比足夠小，輻射的聲波之間將發(fā)生破壞性干涉，引起噪聲的降低。

基于Lyu[33]的尾緣鋸齒噪聲預(yù)測模型， Fischer[99]提出了一種新的基于RANS的快速計(jì)算模型來預(yù)測尾緣鋸齒的降噪效果，并通過對LN118翼型的風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證了該模型的有效性。該模型通過耦合Fischer提出的壁面壓力計(jì)算模型與Lyu發(fā)展的尾緣鋸齒遠(yuǎn)場噪聲輻射模型對尾緣鋸齒的降噪效果進(jìn)行預(yù)測。風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，盡管該模型預(yù)測的聲壓級比測量值小3 dB左右，但該模型可以較準(zhǔn)確地預(yù)測不同尾緣鋸齒結(jié)構(gòu)的噪聲差異，因而可以用于尾緣鋸齒結(jié)構(gòu)的最優(yōu)化設(shè)計(jì)。

2017年，黃迅[34]基于Fourier展開與Wiener-Hopf方法提出了一個理論模型，該模型可以研究在均勻流情況下鋸齒平板對聲波的散射，如圖21所示。研究發(fā)現(xiàn)鋸齒狀的平板相比正弦狀平板可以更有效地抑制散射波，較大的鋸齒波長與幅值可以更為有效地降低散射波。相比于鋸齒波長，鋸齒幅值對于散射波的影響更為重要。此外，鋸齒對高頻率下的入射波更為有效。該模型經(jīng)過擴(kuò)展也可以用來研究各種形狀的前緣、尾緣造型對翼型前緣噪聲和尾緣噪聲的影響。

除了尾緣鋸齒結(jié)構(gòu)，近年來國外學(xué)者還提出模仿貓頭鷹翅膀的新型仿生學(xué)結(jié)構(gòu)，即小鰭柵欄結(jié)構(gòu)與小鰭軌道結(jié)構(gòu)，如圖22所示[53]。2014年，Clark等[54]在研究貓頭鷹結(jié)構(gòu)時，實(shí)驗(yàn)中偶然發(fā)現(xiàn)模仿貓頭鷹翅膀有柔軟羽毛覆蓋這一特征的“華蓋”結(jié)構(gòu)(如圖23所示)可以降低翼型表面壓力脈動多達(dá)30 dB。基于這個發(fā)現(xiàn)，Clark等[53]提出了可以模擬這種“華蓋”結(jié)構(gòu)效果并更適用于翼型的小鰭柵欄結(jié)構(gòu)與小鰭軌道結(jié)構(gòu)。小鰭柵欄結(jié)構(gòu)與小鰭軌道結(jié)構(gòu)安裝在尾緣的上游，在邊界層湍流被尾緣散射成聲之前改變邊界層湍流的特征。Clark等的實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，這些新型結(jié)構(gòu)可以降低尾緣寬頻噪聲多達(dá)10 dB，如圖24所示，并且這些仿生學(xué)結(jié)構(gòu)的降噪效果對結(jié)構(gòu)的參數(shù)不是很敏感，這意味著這些結(jié)構(gòu)可以帶來穩(wěn)健的降噪效果。此外，這些結(jié)構(gòu)在不同迎角下(從零升力迎角開始擴(kuò)展9°迎角范圍)，均有良好的降噪效果，同時這些結(jié)構(gòu)對翼型氣動性能的影響非常小。

1000 Hz

2000 Hz

3000 Hz

(a) 小鰭柵欄結(jié)構(gòu) (b) 小鰭軌道結(jié)構(gòu)

圖23 模仿貓頭鷹柔翅膀的“華蓋”結(jié)構(gòu)[54]Fig.23 Canopy configuration similar to downy coating on the surface of the feather of owl[54]

圖24 小鰭柵欄結(jié)構(gòu)的降噪效果(翼型中間展向位置采用小鰭柵欄結(jié)構(gòu))Fig.24 Noise reduction effects of finlet fence (finlet fence is used in the mid-span)[53]

2017年， Avallone等[52]還研究了不同于常規(guī)尾緣鋸齒結(jié)構(gòu)的熨斗狀鋸齒，如圖25所示。Avallone等的數(shù)值模擬結(jié)果表明，相比于常規(guī)的尾緣鋸齒結(jié)構(gòu)，熨斗狀鋸齒可以帶來額外約2 dB的降噪效果[52]。研究發(fā)現(xiàn)，熨斗狀鋸齒可以帶來額外降噪的原因是熨斗狀鋸齒可以使鋸齒兩側(cè)的流體更加柔和的混合，進(jìn)而降低鋸齒根部的聲源強(qiáng)度，如圖26所示。

圖25 常規(guī)尾緣鋸齒與熨斗狀鋸齒[52] Fig.25 Conventional (a) and iron-shaped (b) trailing-edge serrations[52]

圖26 聲源等值面的對比(400 Hz)[52] Fig.26 Comparison of iso-surface of noise sources (400 Hz)[52]

3 機(jī)翼/葉片前緣仿生學(xué)降噪研究現(xiàn)狀和發(fā)展動態(tài)

葉片仿生學(xué)前緣降噪概念來自于人類對寂靜飛行貓頭鷹翅膀結(jié)構(gòu)的認(rèn)識以及座頭鯨鰭肢前緣結(jié)構(gòu)的認(rèn)識。

20世紀(jì)70年代初，Hersh等[100-101]第一次公開發(fā)表了模擬貓頭鷹翅膀前緣梳狀結(jié)構(gòu)降低機(jī)翼/葉片湍流噪聲的研究結(jié)果(如圖27所示)，他們設(shè)計(jì)的鋸齒形前緣結(jié)構(gòu)降低了螺旋槳和機(jī)翼的噪聲，實(shí)驗(yàn)測量結(jié)果表明前緣鋸齒結(jié)構(gòu)可以降低噪聲4-5 dB。1972年，Arnd等[102]進(jìn)一步實(shí)驗(yàn)研究了前緣鋸齒構(gòu)型對螺旋槳葉片降噪的效果，他們實(shí)驗(yàn)發(fā)現(xiàn)，前緣鋸齒結(jié)構(gòu)除了降低葉片湍流邊界層脫落產(chǎn)生的隨機(jī)噪聲之外，由于前緣鋸齒對螺旋槳葉片流場的控制，也可以降低螺旋槳旋轉(zhuǎn)噪聲。1974年，GE公司的Smith和Sowers等[103]首次將前緣鋸齒構(gòu)型用于風(fēng)扇/壓氣機(jī)葉柵降噪，通過對多種流動狀態(tài)和鋸齒構(gòu)型的實(shí)驗(yàn)研究，他們發(fā)現(xiàn)采用6%弦長的鋸齒構(gòu)型設(shè)計(jì)可以有效降低葉柵噪聲，同時也保證氣動損失也最小。2011年，俄羅斯空氣動力研究所的Kopiev[104]將鋸齒結(jié)構(gòu)用于機(jī)翼前的縫翼，他們實(shí)驗(yàn)研究了鋸齒形縫翼對機(jī)翼氣動性能與噪聲的影響。實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明鋸齒形縫翼可以在70°～130°極方位角內(nèi)降低寬廣頻率范圍內(nèi)的機(jī)翼噪聲。2016年，德國勃蘭登堡州工業(yè)大學(xué)的Geyer[105]還研究了模仿貓頭鷹前緣梳狀結(jié)構(gòu)的翼型對前緣干涉噪聲的影響(如圖28所示)，研究發(fā)現(xiàn)梳狀結(jié)構(gòu)可以降低翼型低頻范圍內(nèi)的噪聲，而高頻范圍內(nèi)的噪聲稍有增大。

圖27 模仿貓頭鷹翅膀的前緣鋸齒構(gòu)型[100-101]Fig.27 Leading edge serrations that imitate owl feathers[100-101]

圖28 模仿貓頭鷹的前緣梳狀結(jié)構(gòu)翼型[105] Fig.28 Airfoil with leading edge serrations that imitate owl feathers[105]

眾所周知，無論是為了適應(yīng)不同來流方向(來流迎角)的需要，還是機(jī)翼加溫除冰需要，或者葉片增強(qiáng)抗沖擊的需要，飛機(jī)機(jī)翼和發(fā)動機(jī)葉片的前緣都是相對厚實(shí)的鈍頭形狀，因此在機(jī)翼和葉片前緣構(gòu)造如圖27、圖28所示的具有尖銳鋸齒形狀的貓頭鷹翅膀前緣梳狀結(jié)構(gòu)，其工程實(shí)現(xiàn)和應(yīng)用都具有一定難度和局限。近年來，針對機(jī)翼和葉片前緣降噪，人們逐漸將研究工作重點(diǎn)瞄準(zhǔn)對座頭鯨鰭肢的前緣凸起結(jié)構(gòu)的模仿。1995年，在國際著名的Journal of Morphology上， Fish等[55]首次發(fā)表了對座頭鯨鰭肢前緣凸起結(jié)構(gòu)的流體動力學(xué)性能研究，他們發(fā)現(xiàn)座頭鯨具有與其龐大體積不相稱的敏捷的機(jī)動能力，并首次對座頭鯨鰭肢的前緣凸起(我們稱之為波浪狀前緣結(jié)構(gòu))做了詳細(xì)的測量。其后很多研究者研究了波浪形前緣翼型/葉片的空氣動力學(xué)特性[56-60]，研究結(jié)果表明，這些波浪狀前緣起著類似于增升裝置的作用，可以控制流過鰭肢的水流，在大的迎角下保持升力。

由于前緣鋸齒造型無疑會對葉片和葉型流場造成明顯影響，因此除了研究前緣鋸齒降噪性能之外，許多研究者還對前緣鋸齒控制葉片和葉型流場的特性進(jìn)行了研究，1981年Collins等[61]研究了前緣鋸齒結(jié)構(gòu)控制機(jī)翼邊界層的情況，他們發(fā)現(xiàn)，在沒有增大葉型阻力的情況下，采用前緣鋸齒可以增大NACA0012葉型升力12%，增大NACA2412葉型升力22%。之后，采用前緣鋸齒結(jié)構(gòu)控制低雷諾數(shù)機(jī)翼流場并增大升力成為低雷諾數(shù)葉型研究的重要內(nèi)容。

表2列舉了近年來針對前緣鋸齒/波浪形仿生學(xué)結(jié)構(gòu)降噪效果和降噪機(jī)理開展的主要研究工作。下面分別從前緣鋸齒/波浪形仿生學(xué)構(gòu)型對氣動性能的影響、對層流邊界層不穩(wěn)定噪聲的影響、對湍流干涉噪聲的影響等三個方面，評述過去十多年來研究工作的進(jìn)展情況。

圖29 座頭鯨鰭肢前緣的特殊結(jié)節(jié)結(jié)構(gòu)[106] Fig.29 Special tubercles on pectoral flipper leading edges of humpback whales [106]

表2 仿生學(xué)波浪形前緣降噪研究Table 2 Studies on noise reduction using bionic wavy leading edges

3.1 波浪形前緣對氣動性能影響的研究

如前文所述，波浪形前緣受啟發(fā)于座頭鯨鰭肢，被認(rèn)為是一種增升減阻裝置[55]。座頭鯨鰭肢及其解剖學(xué)分析如圖30所示。在Fish早期的形態(tài)學(xué)研究之后，許多學(xué)者開始研究波浪形前緣對翼型氣動及水力性能的影響。大多數(shù)研究表明，波浪形前緣可以推遲失速的發(fā)生，增加過失速狀態(tài)升力，減小過失速狀態(tài)阻力并可以減小層流分離泡的長度，但是也會降低翼型預(yù)失速狀態(tài)下的氣動性能[62-71]。

圖30 座頭鯨鰭狀肢解剖學(xué)分析[55] Fig.30 Anatomical analysis of humpback whale pectoral flipper[55]

圖31 模仿座頭鯨鰭肢的風(fēng)力發(fā)電機(jī)槳葉及機(jī)翼前緣鋸齒結(jié)構(gòu)[62] Fig.31 Wind turbine blades and airfoil that imitate humpback whale pectoral flipper[62]

Miklosovic等實(shí)驗(yàn)研究了波浪形前緣對翼型氣動性能的影響，發(fā)現(xiàn)波浪形前緣可以將失速角推遲近40%，并且可以增加升力，減小阻力[62]。Zhang等實(shí)驗(yàn)研究了低雷諾數(shù)狀態(tài)下一定迎角范圍內(nèi)正弦形前緣凸起結(jié)構(gòu)對翼型氣動性能的影響，發(fā)現(xiàn)波狀凸起可以有效地抑制翼型失速，翼型過失速狀態(tài)下氣動性能得到大幅度提高，阻力系數(shù)減小了20%，升力系數(shù)增加了25%，升阻比最大增加39.2%。然而，波形凸起一定程度上損害了預(yù)失速狀態(tài)下的氣動性能[59]。波浪形前緣類似于小尺度的旋渦發(fā)生器，可以誘導(dǎo)流向渦的產(chǎn)生，增強(qiáng)邊界層內(nèi)的動量和能量交換，控制邊界層的分離，提高翼型氣動性能。

2011年，F(xiàn)ish[111]等構(gòu)想了未來的應(yīng)用前緣鋸齒結(jié)構(gòu)的飛機(jī)模型，如圖33所示。由于前緣鋸齒結(jié)構(gòu)可以增加升力,減小阻力,并可以改善失速性能,提高飛行穩(wěn)定性，所以可以考慮減少縫翼、襟翼等增升裝置的使用，這樣就可以大大降低飛機(jī)起飛及進(jìn)場時的增升裝置噪聲。

圖32 直葉片和波狀前緣葉片示意圖[59]Fig.32 Sketch of airfoil with straight leading edge and wavy leading edge[59]

圖33 飛機(jī)及螺旋槳的前緣鋸齒結(jié)構(gòu)[111]Fig.33 Aircraft and propeller with wavy leading edges[111]

近年來，Shinichiro(2009)[65]和Cranston(2012)[66]等在低速風(fēng)洞中實(shí)驗(yàn)分析了前緣鋸齒結(jié)構(gòu)對機(jī)翼的流動控制和增升特性。特別是，Corsini等(2013)[60]研究了正弦形波浪前緣提高風(fēng)扇抗失速特性的能力(如圖34所示)，他們的研究結(jié)果表明，對于三維風(fēng)扇葉片，正弦形波浪前緣可以明顯提高風(fēng)扇的抗失速能力，特別是在風(fēng)扇峰值壓比狀態(tài)，采用波浪形前緣還可以小幅度提高風(fēng)扇效率。

圖34 仿生學(xué)波浪前緣風(fēng)扇葉片[60] Fig.34 Bionic fan blade with wavy leading edges[60]

3.2 波浪形前緣對層流邊界層不穩(wěn)定噪聲影響的研究

除了氣動性能方面的研究，波浪形前緣也用于降低翼型尾緣自噪聲和前緣干涉噪聲。Brooks 指出層流邊界層-渦脫落噪聲是翼型尾緣噪聲的主要產(chǎn)生機(jī)制之一[112]。從本質(zhì)上來講，渦脫落噪聲是由翼型表面層流邊界層的不穩(wěn)定性引起的。不穩(wěn)定T-S波與尾緣干涉輻射噪聲，聲波向上游傳播，加強(qiáng)邊界層內(nèi)的不穩(wěn)定性，完成聲學(xué)反饋回路。層流邊界層不穩(wěn)定噪聲由窄帶的單音噪聲主導(dǎo)。許多學(xué)者對層流邊界層不穩(wěn)定噪聲的產(chǎn)生機(jī)理及其降噪進(jìn)行了研究[72,85,107,113-117]。Longhouse實(shí)驗(yàn)測量了某型低速軸流風(fēng)扇的氣動和聲學(xué)性能，并采用波狀鋸齒以降低渦脫落噪聲[107]，研究表明，無論將鋸齒放置于前緣，中間弦向位置還是吸力面尾緣均可以顯著地降低渦脫落噪聲。Hansen 等實(shí)驗(yàn)研究了波浪形前緣對NACA0021翼型層流邊界層噪聲的影響，發(fā)現(xiàn)振幅越大波長越小降噪效果越明顯[72]。喬渭陽等實(shí)驗(yàn)研究了波浪形前緣對NACA0012翼型不穩(wěn)定噪聲的影響，也發(fā)現(xiàn)振幅越大波長越小越能顯著降低不穩(wěn)定單音噪聲[85]。不穩(wěn)定噪聲的降噪機(jī)制與波谷處的流向渦有關(guān)，流向渦的產(chǎn)生增強(qiáng)了邊界層內(nèi)的動量交換，影響了邊界層的穩(wěn)定性，能削弱甚至能完全破壞聲學(xué)反饋回路。

(a) 實(shí)驗(yàn)設(shè)置

(b) 波浪前緣翼型

(c) 波浪前緣幅值的影響

(d) 波浪前緣周期的影響

3.3 波浪形前緣對湍流干涉噪聲影響的研究

采用波浪形前緣的研究重點(diǎn)是降低湍流與翼型/葉片干涉的噪聲。許多研究者發(fā)現(xiàn)，仿照座頭鯨的波狀前緣結(jié)構(gòu)，既可以使翼型的失速性能得到改善，同時還能夠有效降低湍流與機(jī)翼/葉片前緣干涉噪聲。2011年，法國宇航院(ONERA)Polacsek等[73]實(shí)驗(yàn)研究了湍流與NACA651210獨(dú)立翼型干涉噪聲，發(fā)現(xiàn)在實(shí)驗(yàn)速度范圍內(nèi)，采用正弦波浪結(jié)構(gòu)，能夠有效降低湍流-翼型干涉噪聲3～4 dB。2012年Gruber等[74]研究發(fā)現(xiàn)，在串列翼型上同時應(yīng)用波狀前緣與尾緣鋸齒結(jié)構(gòu)，可以降低翼型噪聲5～8.5 dB，進(jìn)一步研究表明，其降噪效果主要是來自于下游翼型前緣與上游葉片尾跡干涉噪聲的降低，波浪形前緣可以減弱翼型對來流湍流的響應(yīng)。2012年，Clair等[118]實(shí)驗(yàn)和數(shù)值模擬研究了波浪形前緣對湍流-翼型干涉噪聲的影響，他們的研究結(jié)果表明，波浪形前緣能夠有效降低湍流-翼型前緣干涉噪聲3～4 dB。

2013年，Roger等[119]采用擴(kuò)展的Amiet前緣噪聲理論，研究了波狀前緣結(jié)構(gòu)以及多孔介質(zhì)材料對湍流-翼型干涉噪聲的抑制效果，研究發(fā)現(xiàn)，波浪狀前緣結(jié)構(gòu)可以在斯特勞哈爾數(shù)(基于翼型弦長)1～40范圍內(nèi)有效降低湍流-翼型干涉噪聲，針對湍流條件下的湍流-翼型干涉，波狀前緣結(jié)構(gòu)可以降低湍流-翼型干涉噪聲達(dá)到10 dB；針對圓棒尾跡-翼型干涉，波狀前緣結(jié)構(gòu)可降低噪聲5～6 dB。

近年來，英國南安普頓大學(xué)聲學(xué)與振動研究所(ISVR)針對波浪形前緣降噪機(jī)理和降噪關(guān)鍵設(shè)計(jì)參數(shù)進(jìn)行了系統(tǒng)的實(shí)驗(yàn)和數(shù)值模擬研究工作[75-81, 108-109,120]。2013年，Clair等[75]首先采用實(shí)驗(yàn)測量與CAA數(shù)值模擬的方法，系統(tǒng)研究了正弦形波浪前緣結(jié)構(gòu)對湍流-翼型前緣干涉噪聲的抑制效果，研究發(fā)現(xiàn)，在對翼型氣動性能沒有顯著影響的條件下，在實(shí)驗(yàn)速度范圍內(nèi)，波浪形前緣結(jié)構(gòu)可以降低噪聲3～4 dB。2013年，Lau等[108-109]采用高精度數(shù)值模擬方法，研究了波狀前緣對陣風(fēng)-翼型干涉噪聲的影響，他們針對波浪形前緣結(jié)構(gòu)參數(shù)(波長、峰高等)進(jìn)行了詳細(xì)的參數(shù)化計(jì)算分析，研究發(fā)現(xiàn)，波狀前緣大小(波峰高度A)與陣風(fēng)縱向波長(λ)的比值(A/λ)是影響波狀前緣降噪效果最重要的參數(shù)，而波浪前緣的波長參數(shù)對陣風(fēng)-翼型干涉噪聲降低效果影響不大。他們認(rèn)為，波狀前緣結(jié)構(gòu)能夠降低翼型陣風(fēng)干涉噪聲的原因可能在于波浪狀前緣導(dǎo)致不同展向位置對來流陣風(fēng)的響應(yīng)時間不一致，引起葉片表面壓力脈動減小，從而降低翼型陣風(fēng)干涉噪聲。

2014年，Haeri等[79]采用數(shù)值模擬方法，分別研究了入射湍流與直前緣平板干涉噪聲以及入射湍流與波浪狀前緣平板的干涉噪聲，研究結(jié)果表明，波浪狀前緣平板可以最大降低噪聲3.7 dB。圖36是直前緣平板與波浪前緣平板聲場的對比。研究發(fā)現(xiàn)，波浪狀前緣可以降低平板表面壓力脈動的相關(guān)尺度，并且導(dǎo)致平板前緣附近渦的變形，他們認(rèn)為這正是波浪狀前緣降低湍流干涉噪聲的物理機(jī)制所在。此外，他們還發(fā)現(xiàn)，波浪前緣幅值增大到一定程度后，繼續(xù)增大就不會進(jìn)一步增大降噪量。

(a) 直前緣平板聲場

(b) 波浪前緣平板聲場

2015年，Narayanan等[76-77]用實(shí)驗(yàn)的方法研究了波浪狀前緣對湍流-翼型(平板)前緣干涉寬頻噪聲的抑制效果，圖37是其仿生學(xué)波浪前緣平板與波浪形翼型實(shí)驗(yàn)件。實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，在頻率小于300 Hz的范圍，波浪形前緣的降噪效果并不明顯，但是在中等頻率范圍內(nèi)(300～4000 Hz)，波浪形前緣可以顯著降低湍流-翼型干涉寬頻噪聲，波浪前緣最大可以降低湍流-平板干涉寬頻噪聲約9 dB，而相同的波浪前緣結(jié)構(gòu)對真實(shí)NACA65翼型的湍流-翼型干涉噪聲的降噪效果要稍小，約為7 dB(如圖38所示)，他們的研究結(jié)果還表明，波浪前緣的波浪幅值是影響降噪的關(guān)鍵參數(shù)，而波浪前緣周期對降噪效果影響較弱，隨著波浪幅值增加，降噪效果也相應(yīng)增加。

(a) 仿生學(xué)波浪前緣平板

(b) 仿生學(xué)波浪前緣翼型

圖38 仿生學(xué)波浪前緣對平板與翼型的降噪效果[77]Fig.38 Noise reduction effects of bionic wavy leading edge on flat plate and airfoil[77]

2016年，ISVR的Kim等[81]通過求解全三維無黏Euler方程，數(shù)值研究了波浪形前緣對平板翼型-湍流干涉噪聲的影響，來流湍流為數(shù)值合成的均勻各向同性湍流，如圖39所示。他們主要系統(tǒng)地研究了鋸齒振幅對降噪效果的影響，因?yàn)樗麄兺瑯诱J(rèn)為鋸齒振幅是提高降噪效果的關(guān)鍵參數(shù)，研究發(fā)現(xiàn)聲功率降噪量幾乎與鋸齒振幅成正比。他們指出波浪形前緣降噪機(jī)制主要包括兩個方面：由幾何傾斜而引起的“源截止效應(yīng)”以及翼型前緣的相位干涉效應(yīng)。

Turner(2016年)[120]采用高精度數(shù)值模擬的方法對波浪前緣的降噪機(jī)理進(jìn)行了研究，并給出了波浪前緣附近渦系的物理解釋，如圖40所示。

最近，ISVR的Chaitanya等[78]還提出了新型仿生學(xué)結(jié)構(gòu)——雙周期波浪前緣結(jié)構(gòu)(圖41)以及開槽式波浪前緣結(jié)構(gòu)(圖42)。研究表明，這些新型仿生學(xué)結(jié)構(gòu)可以進(jìn)一步增大降噪效果。

(a) 合成來流湍流

(b) 網(wǎng)格

(c) 降噪效果

圖40 波浪前緣附近渦系的物理描述[120]Fig.40 Physical description of the vortices system around the wavy leading edge[120]

圖41 雙周期波浪前緣結(jié)構(gòu)[78]Fig.41 Double-wavelength wavy leading edge structure[78]

圖42 開槽式波浪前緣結(jié)構(gòu)[78]Fig.42 Slitted-root wavy leading edge structure[78]

劍橋大學(xué)Mathews等[83](2015年)和Lyu等[84](2016年)采用理論分析的研究方法研究了波浪形前緣結(jié)構(gòu)對湍流-翼型干涉噪聲的抑制效果與抑制機(jī)理。Mathew[83]通過考慮前緣壓力散射這一問題來分析湍流與翼型的干涉噪聲，發(fā)展了既能夠預(yù)測渦干涉又能夠預(yù)測湍流干涉的前緣鋸齒噪聲輻射模型，該模型進(jìn)一步確定了前緣鋸齒的降噪效果(如圖43所示)。不過，Mathew也指出，確定降低噪聲的最佳前緣鋸齒形狀是很困難的。Lyu[84]基于Fourier展開與Schwarzschild方法，對Amiet的經(jīng)典前緣噪聲預(yù)測模型進(jìn)行了發(fā)展，發(fā)展的新模型能夠考慮前緣為鋸齒形的情況，可以預(yù)測鋸齒前緣對二維平板(或翼型)湍流干涉噪聲的降噪效果。在中高頻率范圍，模型的預(yù)測結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果吻合非常好，可以準(zhǔn)確預(yù)測出前緣鋸齒對翼型5～10 dB的降噪效果,如圖44所示。此外，Lyu還用發(fā)展的前緣鋸齒噪聲預(yù)測模型對前緣鋸齒的長度(2h)與周期(b)進(jìn)行了初步的參數(shù)化研究，研究發(fā)現(xiàn)，當(dāng)鋸齒長度小于1/3湍流流向積分尺度時，幾乎沒有降噪效果，隨著鋸齒長度增大，降噪效果變得明顯；鋸齒周期b很大時，幾乎沒有降噪效果，只有當(dāng)鋸齒周期b小于湍流流向積分尺度時，高頻才能夠觀察到噪聲降低，鋸齒周期b越小，降噪效果越明顯。Lyu認(rèn)為，前緣鋸齒的降噪機(jī)理與尾緣鋸齒的降噪機(jī)理相同，即鋸齒結(jié)構(gòu)存在時葉片表面的散射壓力產(chǎn)生破壞性干涉，進(jìn)而降低葉片輻射噪聲。

圖43 直前緣與波浪前緣散射壓力的對比[83]Fig.43 Comparison of the scattered pressure by the straight leading edge and wavy leading edge[83]

圖44 前緣鋸齒對翼型-湍流干涉噪聲影響的理論研究[84]Fig.44 Theoretical study on the effects of serrated leading edge on the airfoil-turbulence interaction noise[84]

2015年，Narayanan 等實(shí)驗(yàn)研究了波浪形前緣對平板翼型-湍流前緣干涉噪聲的影響，來流湍流為采用湍流格柵生成的均勻各向同性湍流[77]。研究發(fā)現(xiàn)降噪效果在低頻不明顯，而在500～8000 Hz的中頻范圍內(nèi)較明顯，如圖45所示。他們同時對鋸齒振幅和波長進(jìn)行了參數(shù)化研究，發(fā)現(xiàn)聲功率降噪量對鋸齒振幅比較敏感，而對鋸齒波長不敏感。Lau等采用高精度數(shù)值方法研究了波浪形前緣對翼型-陣風(fēng)干涉噪聲的影響，得到了相似的結(jié)論[121]。

圖45 波浪形前緣對翼型-各向同性湍流干涉噪聲的影響的實(shí)驗(yàn)研究[77]Fig.45 Experimental study on the effects of wavy leading edge on airfoil-isotropic turbulence interaction noise[77]

Aguilera采用了數(shù)值方法研究了波浪形前緣對翼型-各向異性湍流干涉噪聲的影響[82]。來流湍流為采用湍流合成方法生成的全三維無散均勻各向異性湍流(如圖46所示)，聲場采用線化Euler方程直接數(shù)值求解。此文主要研究了中等尺度湍流對波浪形NACA0012翼型噪聲輻射的影響，此中等尺度的湍流類似于航空發(fā)動機(jī)風(fēng)扇尾跡內(nèi)的各向異性湍流。Aguilera主要關(guān)注聲源附近湍流結(jié)構(gòu)的變形及速度譜、翼型表面的非定常壓力及其譜密度、聲源處速度脈動和壓力脈動的相干以及不同各向異性程度下聲源的展向相關(guān)性。數(shù)值研究結(jié)果表明，湍流長度尺度的些許變化就可以非常明顯地改變波峰和波谷處聲源頻譜形狀。最大聲源總是位于波谷處，此聲源主要受橫向速度脈動的影響。為了減小波峰和波谷聲源的相關(guān)性，湍流流向長度尺度與鋸齒振幅之比以及湍流展向長度尺度與鋸齒波長之比應(yīng)分別滿足如下條件：lx/(2hw)<1,lz/λw≤0.5。

相對于實(shí)驗(yàn)中湍流格柵生成的均勻各向同性湍流以及數(shù)值生成的均勻各向異性湍流，圓柱尾跡區(qū)的非均勻各向異性湍流在工程應(yīng)用中更為普遍。喬渭陽等[122]研究了波浪形前緣對圓柱-翼型干涉噪聲的影響。研究表明，前緣鋸齒振幅越大波長越小降噪效果越明顯，降噪效果主要集中在卡門渦街脫落頻率之后的中高頻段，最大降噪量約為4 dB(如圖47所示)。值得注意的是，由于設(shè)計(jì)的鋸齒振幅有限(弦長的10%)，波浪形前緣對脫落渦主頻噪聲降噪效果不明顯，可以預(yù)測，更大的鋸齒振幅可以降低脫落渦主頻噪聲。

(a) 各向異性湍流入射平面

(b) 波浪形前緣翼型及湍流長度尺度示意圖

(a) 實(shí)驗(yàn)裝置

(b) 波浪前緣的降噪效果

4 總 結(jié)

本文總結(jié)分析和評述了到目前為止過去十多年來仿生學(xué)氣動噪聲控制技術(shù)的發(fā)展。可以看出，盡管國內(nèi)外的仿生學(xué)降噪研究工作取得了很大進(jìn)展，但是，目前針對湍流噪聲的仿生學(xué)降噪理論和技術(shù)的認(rèn)識仍然具有明顯的不足，如果以降低飛機(jī)/航空發(fā)動機(jī)湍流寬頻噪聲的目標(biāo)來看，目前的仿生學(xué)降噪理論與實(shí)際工程應(yīng)用仍然存在著巨大差距，仿生學(xué)降噪理論仍然處于學(xué)術(shù)探索階段。筆者認(rèn)為仿生學(xué)氣動噪聲控制理論和技術(shù)目前的主要問題及研究的重點(diǎn)在以下幾個方面：

1) 對仿生學(xué)構(gòu)型的降噪機(jī)理仍不透徹，沒有達(dá)到統(tǒng)一的認(rèn)識。關(guān)于尾緣鋸齒的設(shè)計(jì)仍未給出統(tǒng)一的指導(dǎo)規(guī)律，有關(guān)鋸齒長度、鋸齒周期等對寬頻噪聲降噪效果影響規(guī)律既有與Howe的理論一致的研究結(jié)論，也有相互矛盾的結(jié)論。例如Chong等研究結(jié)果表明，盡管鋸齒周期越小時，對寬頻噪聲的降噪效果越好，但同時由于鈍尾緣效應(yīng)產(chǎn)生的脫落渦單音噪聲越大，最終的效果是鋸齒周期較大反而比較好。不同的研究者針對不同的對象得出的結(jié)論有所不同，對尾緣鋸齒降噪的研究還未成熟，對尾緣鋸齒降噪的規(guī)律仍未取得統(tǒng)一的認(rèn)識。近年來，隨著對航空發(fā)動機(jī)風(fēng)扇轉(zhuǎn)靜干涉、對轉(zhuǎn)開式轉(zhuǎn)子葉片相互干涉等葉片尾跡湍流與下游葉片前緣干涉噪聲問題的關(guān)注，即“湍流-葉片干涉噪聲”，國際上許多研究機(jī)構(gòu)都開始重視采用仿生學(xué)前緣構(gòu)型進(jìn)行噪聲控制，許多研究結(jié)果都表明，波浪形或者鋸齒形前緣結(jié)構(gòu)能夠有效降低湍流-葉片干涉噪聲。但是，類似于尾緣降噪研究，由于湍流問題本身復(fù)雜性，而仿生學(xué)構(gòu)型往往牽涉到非常微小尺度的湍流細(xì)節(jié)和發(fā)聲過程，使得目前對前緣仿生學(xué)構(gòu)型的降噪機(jī)理仍不透徹，對于波浪形前緣和鋸齒形前緣影響湍流發(fā)展以及湍流發(fā)聲過程的物理機(jī)制也還沒有達(dá)到完全統(tǒng)一的認(rèn)識。

2) 到目前為止，幾乎所有研究工作及其理論都是針對二維翼型、二維葉片或者二維平面葉柵，僅有的成功工程應(yīng)用是對風(fēng)力發(fā)電機(jī)葉片，就作者對國內(nèi)外研究狀況的認(rèn)識，還未見到應(yīng)用仿生學(xué)原理進(jìn)行三維機(jī)翼/葉片寬頻噪聲的研究。而眾所周知，真實(shí)飛機(jī)機(jī)翼、航空發(fā)動機(jī)葉片(風(fēng)扇、壓氣機(jī)、渦輪等)具有強(qiáng)三維流動的基本特征，特別是發(fā)動機(jī)葉片構(gòu)型采用強(qiáng)三維構(gòu)型設(shè)計(jì)，毫無疑問，強(qiáng)三維葉片構(gòu)型和強(qiáng)三維的流動過程，會顯著影響仿生學(xué)構(gòu)型的流動和聲學(xué)原理，也會影響到仿生學(xué)構(gòu)型的降噪機(jī)理。

3) 針對飛機(jī)氣動噪聲問題，最為關(guān)心的是飛機(jī)在起飛/降落階段的氣動噪聲輻射，因此針對飛機(jī)機(jī)體氣動噪聲研究，普遍關(guān)心的是飛行速度比較低(馬赫數(shù)0.3范圍)、雷諾數(shù)較低的氣動噪聲問題，Lilley教授對飛機(jī)與展翅飛翔鳥類的類比研究也是針對低速低雷諾數(shù)飛行狀態(tài)。但是，必須注意的是，目前飛機(jī)主要噪聲源仍然是航空發(fā)動機(jī)噪聲，而不論是飛機(jī)起飛、降落還是巡航狀態(tài)，發(fā)動機(jī)內(nèi)部氣流的速度遠(yuǎn)高于展翅飛翔鳥類的飛行速度，針對發(fā)動機(jī)氣動噪聲問題必須考慮到高速、高雷諾數(shù)的流動狀態(tài)。眾所周知，高速高雷諾數(shù)狀態(tài)湍流運(yùn)動的脈動頻率遠(yuǎn)大于低雷諾數(shù)湍流，而旋渦尺度、湍流相干尺度等都遠(yuǎn)小于低雷諾數(shù)湍流，毫無疑問，針對高速高雷諾數(shù)湍流控制及其湍流噪聲控制將需要更為精細(xì)化的仿生學(xué)構(gòu)型，這是仿生學(xué)氣動噪聲控制必須重視和面對的問題。

綜上所述，基于仿生學(xué)的氣動噪聲控制原理及其工程應(yīng)用，仍然需要做更為深入的研究，特別是，由于3D打印等高精機(jī)械加工技術(shù)的不斷進(jìn)步，開展能夠精細(xì)模擬生物特殊構(gòu)型的新型仿生學(xué)降噪結(jié)構(gòu)的創(chuàng)新研究，特別值得持續(xù)關(guān)注和研究。用著名的Lilley教授的話結(jié)束本文，“如果我們忽視貓頭鷹等生物低噪聲飛行背后隱藏的特殊物理機(jī)制與科學(xué)機(jī)理研究，我們將會錯失設(shè)計(jì)未來安靜飛行器的黃金機(jī)會”。

[1]Qiao W Y, Wang L F, Aero-engine aeroacousitcs[M]. Xi’an: Northwestern Polytechnical University Press, 2016: 1-10. (in Chinese)喬渭陽, 王良鋒. 航空發(fā)動機(jī)氣動聲學(xué)(第二版)[M]. 西安: 西北工業(yè)大學(xué)出版社, 2016: 1-10

[2]Zhu Z Q, Lan S L. Study of airframe noise and its reduction for commercial aircraft[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2015, 36(2): 406-421. (in Chinese)朱自強(qiáng), 蘭世隆. 民機(jī)機(jī)體噪聲及其降噪研究[J]. 航空學(xué)報, 2015, 36(2): 406-421

[3]Logue M M, Atassi H M. Passive control of fan broadband noise[C]//15th AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference. AIAA 2009-3149

[4]Moreau A, Enghardt L. Ranking of fan broadband noise sources based on an experimental parametric study[C]//15th AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference. AIAA 2009-3222

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

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

[7]Dassen T, Parchen R, Bruggeman J, et al. Results of a wind tunnel study on the reduction of airfoil self-noise by the application of serrated blade trailing edges[R]. Germany: NLR, NLR TP 96350, 1996

[8]Braun K A, Van der Borg N J C M, Dassen A G M, et al. Noise reduction by using serrated trailing edges[C]//European wind energy conference, Germany. Dublin, 1997

[9]Oerlemans S, Fisher M, Maeder T, et al. Reduction of wind turbine noise using optimized airfoils and trailing-edge serrations[J]. AIAA Journal, 2009, 47(6): 1470-1481

[10]Gruber M. Airfoil noise reduction by edge treatments[D]. University of Southampton, 2012

[11]Gruber M, Azarpeyvand M, Joseph P F. Airfoil trailing edge noise reduction by the introduction of sawtooth and slitted trailing edge geometries[C]//Proceedings of 20th International Congress on Acoustics. Sydney, 2010: 23-27

[12]Gruber M, Joseph P F, Chong T P. Experimental investigation of airfoil self noise and turbulent wake reduction by the use of trailing edge serrations[C]//AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference. AIAA 2010-3803

[13]Gruber M, Joseph P, Chong T. On the mechanisms of serrated airfoil trailing edge noise reduction[C]//AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference. AIAA 2011-2781

[14]Gruber M, Joseph P F, Azarpeyvand M. An experimental investigation of novel trailing edge geometries on airfoil trailing edge noise reduction[C]//AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference. AIAA 2013-2011

[15]Chong T P, Joseph P, Gruber M. An experimental study of airfoil instability noise with trailing edge serrations[C]//AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference. AIAA 2010-3723

[16]Chong T P, Joseph F, Gruber M. On the airfoil self-noise reduction by trailing edge serrations of non-insertion type[C]//AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference. AIAA 2012-2185

[17]Chong T P, Vathylakis A, Joseph P, et al. On the noise and wake flow of an airfoil with broken and serrated trailing edges[C]//AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference. AIAA 2011-2860

[18]Chong T P, Joseph P F. An experimental study of airfoil instability tonal noise with trailing edge serrations[J]. Journal of Sound & Vibration, 2013, 332(24): 6335-6358

[19]Chong T P, Joseph P F, Gruber M. Airfoil self noise reduction by non-flat plate type trailing edge serrations[J]. Applied Acoustics, 2013, 74(4): 607-613

[20]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 & Vibration, 2015, 354(10): 65-90

[21]Moreau D J, Brooks L A, Doolan C J. On the noise reduction mechanism of a plate serrated trailing edge at low-to-moderate Reynolds number[C]//AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference. AIAA 2012- 2186

[22]Moreau D J, Doolan C J. Tonal noise from trailing edge serrations at low reynolds number[C]//AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference. AIAA 2013-2010

[23]Arina R, Rinaldi R D R, Iob A. Numerical study of self-nosie produced by an airfoil with trailing edge serrations[C]//18th AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference. AIAA 2012-2184

[24]Jones L E, Sandberg R D. Numerical investigation of airfoil self-noise reduction by addition of trailing-edge serrations[C]//AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference. AIAA 2010-3703

[25]Jones L E, Sandberg R D. Acoustic and hydrodynamic analysis of the flow around an aerofoil with trailing-edge serrations[J]. Journal of Fluid Mechanics, 2012, 706(43): 295-322

[26]Finez A, Jondeau E, Roger M, et al. Broadband noise reduction of a linear cascade with trailing edge serrations[C]//AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference. AIAA 2011-2874

[27]Weckmüller C, Guerin S. On the influence of trailing-edge serrations on open-rotor tonal noise[C]//18th AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference (33rd AIAA Aeroacoustics Conference), Colorado Springs, CO. AIAA2012-2124

[28]Jaron R, Moreau A, Guerin S, et al. Optimization of trailing-edge serrations to reduce open-rotor tonal interaction noise[C]//Proceeding of the ISROMAC, 2016

[29]Vathylakis A, Chong T P. On the turbulent boundary layers developed on flat plate with a serrated trailing edge[C]//19th AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference. AIAA 2013-2107

[31]Leon C A, Avallone F, Pr?bsting S, et al. PIV investigation of the flow past solid and slitted sawtooth serrated trailing edges[C]//AIAA Aerospace Sciences Meeting, AIAA Scitech, 2016

[32]Avallone F, Pr?bsting S, Ragni D. Three-dimensional flow field over a trailing-edge serration and implications on broadband noise[J]. Physics of Fluids, 2016, 28(117101): 3818-3831

[33]Lyu B, Azarpeyvand M, Sinayoko S. Prediction of noise from serrated trailing edges[J]. Journal of Fluid Mechanics, 2015, 793: 556-588

[34]Huang X. Theoretical model of acoustic scattering from a flat plate with serrations[J]. Journal of Fluid Mechanics, 2017, 819: 228-257

[35]Chen K. Morphology, flight kinematics and bionics of silent flight owl[D]. Jilin University, 2012. (in Chinese)陳坤. 三種鸮形態(tài)學(xué)、飛行運(yùn)動學(xué)特征規(guī)律及其仿生研究[D]. 吉林大學(xué), 2012

[36]Sun S M, Ren L Q, Xu C Y. Research on coupling sound absorption property of owl skin and feather[J]. Noise and Vibration Control, 2008, (3): 119-123. (in Chinese)孫少明, 任露泉, 徐成宇. 長耳鸮皮膚和覆羽耦合吸聲降噪特性研究[J]. 噪聲與振動控制, 2008, (3): 119-123

[37]Ji L, Qiao W Y, Wang L F, et al. Experimental investigation of airfoil trailing-edge noise reduction in a normal indoor test bed[J]. Journal of Propulsion Technology, 2015, (5): 703-712. (in Chinese)紀(jì)良, 喬渭陽, 王良峰, 等. 普通室內(nèi)機(jī)翼尾緣噪聲降噪的實(shí)驗(yàn)研究[J]. 推進(jìn)技術(shù), 2015, (5): 703-712

[38]Qiao W Y, Ji L, Xu K B, et al. An Investigation on the near-field turbulence and radiated sound for an airfoil with trailing edge serrations[C]//19th AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference. AIAA 2013-2112

[39]Ji L, Qiao W Y, Tong F, et al. Experimental and numerical study on noise reduction mechanisms of the airfoil with serrated trailing edge[C]//20th AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference, Atlanta, Georgia. AIAA 2014-3297

[40]Qiao W Y, Ji L, Tong F, et al. Experimental and numerical study on noise reduction mechanisms of the linear cascade with serrated trailing edge[C]//20th AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference, Atlanta, Georgia. AIAA 2014-3349

[41]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, (9): 2911-2922. (in Chinese)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, 2015, (9): 2911-2922

[42]Tong F, Qiao W Y, Wang L F, et al. Numerical study of fan turbulence broadband noise’s characteristics[J]. Journal of Aerospace Power, 2016, (4): 894-902. (in Chinese)仝帆, 喬渭陽, 紀(jì)良, 等. 尾緣鋸齒降低葉柵噪聲的數(shù)值模擬[J]. 航空動力學(xué)報, 2016, (4): 894-902

[43]Tong F, Qiao W Y, Ji L, et al. Experimental study on the turbomachinery trailing edge noise reduction[C]//Proceedings of ASME Turbo Expo 2016: Turbomachinery Technical Conference and Exposition, Seoul, South Korea. GT 2016-56453

[44]Tong F, Wang X N, Wang L F, et al. Experimental study on airfoil noise reduction with trailing edge serrations under various incoming flow conditions[C]//Proceedings of the 3nd Symposium on Fluid-Structure-Sound Interactions and Control. Perth, Western Australia, 2015, A027

[45]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, (11): 3317-3327. (in Chinese)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, 2016, (11): 3317-3327[46]Liu X M, Tang H, Wang X, et al. Noise reduction mechanism of bionic coupling blade based on the trailing edge of Goshawk wing[J]. Journal of Xi’an Jiaotong University, 2012, 46(1): 35-41. (in Chinese)劉小民, 湯虎, 王星, 等. 蒼鷹翼尾緣結(jié)構(gòu)的單元仿生葉片降噪機(jī)理研究[J]. 西安交通大學(xué)學(xué)報, 2012, 46(1): 35-41

[47]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)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)氣動噪聲影響的試驗(yàn)研究[J]. 工程熱物理學(xué)報, 2011, 32(10): 1681-1684

[48]Huang Q. A numerical study of the flow around airfoils with serrated trailing edges and aerodynamic noise based on large eddy simulation[D]. Beijing: Tsinghua University, 2015. 黃乾. 基于大渦模擬的鋸齒尾緣翼型流動分析及氣動噪聲預(yù)測[D]. 北京: 清華大學(xué), 2015

[49]Xu Y B, Li X D. An experiment study of the serrated trailing edge noise[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2012, 30(1): 120-124. (in Chinese)許影博, 李曉東. 鋸齒型翼型尾緣噪聲控制實(shí)驗(yàn)研究[J]. 空氣動力學(xué)學(xué)報, 2012, 30(1): 120-124

[50]Guo J Z, Ou-yang H, Tian J, et al. Analysis of aerodynamic acoustic characteristics of chevron nozzles[J]. Noise and Vibration Control, 2013, 33(5): 204-209. (in Chinese)郭晉之, 歐陽華, 田杰, 等. 鋸齒形尾緣噴嘴氣動聲學(xué)實(shí)驗(yàn)及數(shù)值分析[J]. 噪聲與振動控制, 2013, 33(5): 204-209

[51]Guo J Z. Investigation on mixing enhancement and noise reduction mechanism of chevron nozzle[D]. Shanghai Jiao Tong University, 2013. (in Chinese)郭晉之. 鋸齒形尾緣噴嘴射流增混與降噪機(jī)理研究[D]. 上海交通大學(xué), 2013

[52]Avallone F, Velden W C P V D, Ragni D. Benefits of curved serrations on broadband trailing-edge noise reduction[J]. Journal of Sound & Vibration, 2017, 400: 167-177

[53]Clark I, Alexander W N, Devenport W J, et al. Bio-inspired trailing edge noise control[C]//21st AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference, Dallas, TX. AIAA 2015-2365

[54]Clark I, Devenport W J, Jaworski J, et al. The noise generating and suppressing characteristics of bio-inspired rough surfaces[C]//20th AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference. AIAA 2014-2911

[55]Fish F E, Battle J M. Hydrodynamic design of the humpback whale flipper[J]. Journal of Morphology, 1995, 225: 51-60

[56]Miklosovic D S, Murray M M, Howle L E. Experimental evaluation of sinusoidal leading edges[J]. Journal of Aircraft, 2007, 44(4): 1404-1408

[57]Van Nierop E A, Alben S, Brenner M. How bumps on whale flippers delay stall: an aerodynamic model[J]. Physical Review Letters, 2008, 100(5): 1-4

[58]Yoon H S, Hung P A, Jung J H, et al. Effect of the wavy leading edge on hydrodynamic characteristics for flow around low aspect ratio wing[J]. Computers & Fluids, 2011, 49(1): 276-289

[59]Zhang X, Zhou C, Tao Z, et al. Numerical study on effect of leading-edge tubercles[J]. Aircraft Engineering & Aerospace Technology, 2013, 85(4): 247-257

[60]Corsini A, Delibra G, Sheard A G. The application of sinusoidal blade-leading edges in a fan-design methodology to improve stall resistance[J]. Proceedings of the Institution of Mechanical Engineers Part A Journal of Power & Energy, 2013, 228(3): 255-271

[61]Collins F G. Boundary-layer control on wings using sound and leading-edge serrations[J]. AIAA Journal, 1981, 19(2): 129-130

[62]Miklosovic D S, Murray M M, Howle L E, et al. Leading-edge tubercles delay stall on humpback whale (Megaptera novaeangliae) flippers[J]. Physics of Fluids, 2004, 16(5): L39-L42

[63]Johari H, Henoch C W, Custodio D, et al. Effects of leading-edge protuberances on airfoil performance[J]. AIAA Journal, 2007, 45(11): 2634-2642

[64]Hansen K L, Kelso R M, Dally B B. Performance variations of leading-edge tubercles for distinct airfoil profiles[J]. AIAA Journal, 2011, 49(1): 185-194

[65]Shinichiro I T O. Aerodynamic influence of leading-edges serrationos on an airfoil in a low Reynoldys number[J]. Journal of Biomechnical Science and Engineering, 2009, 4(1): 117-123

[66]Cranston B, Laux C, Altman A. Leading edge serrations on flat plates at low reynolds number[C]//AIAA Aerospace Sciences Meeting Including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition. AIAA 2012-0053

[67]Yoon H S, Hung P A, Jung J H, et al. Effect of the wavy leading edge on hydrodynamic characteristics for flow around low aspect ratio wing[J]. Computers & Fluids, 2011, 49(1): 276-289

[68]Weber P W, Howle L E, Murray M M, et al. Computational evaluation of the performance of lifting surfaces with leading-edge protuberances[J]. Journal of Aircraft, 2011, 48(2): 591-600

[69]Favier J, Pinelli A, Piomelli U. Control of the separated flow around an airfoil using a wavy leading edge inspired by humpback whale flippers[J]. Comptes rendus-Mécanique, 2011, 340(1): 107-114

[70]Zhang M M, Wang G F, Xu J Z. Aerodynamic control of low-reynolds-number airfoil with leading-edge protuberances[J]. AIAA Journal, 2013, 51(8): 1960-1971

[71]Natarajan K, Sudhakar S, Paulpandian S. Experimental studies on the effect of leading edge tubercles on laminar separation bubble[C]//Aerospace Sciences Meeting. AIAA 2014-1279

[72]Hansen K, Kelso R, Doolan C. Reduction of flow induced tonal noise through leading edge tubercle modifications[C]//AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference. AIAA 2010-3700

[73]Polacsek C, Reboul G, Clair V, et al. Turbulence-airfoil interaction noise reduction using wavy leading edge: An experimental and numerical study[C]//Inter-Noise and Noise-Con Congress and Conference, 2011

[74]Gruber M, Joseph P, Polacsek C, et al. Noise reduction using combined trailing edge and leading edge serrations in a tandem airfoil experiment[C]//18th AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference, 2012

[75]Clair V, Polacsek C, Garrec T L, et al. Experimental and numerical investigation of turbulence-airfoil noise reduction using wavy edges[J]. AIAA Journal, 2013, 51(51): 2695-2713

[76]Narayanan S, Joseph P, Haeri S, et al. Noise reduction studies from the leading edge of serrated flat plates[C]//20th AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference, 2014

[77]Narayanan S, Chaitanya P, Haeri S, et al. Airfoil noise reductions through leading edge serrations[J]. Physics of Fluids, 2015, 27(2): 1-17

[78]Chaitanya P, Narayanan S, Joseph P, et al. Leading edge serration geometries for significantly enhanced leading edge noise reductions[C]//AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference. AIAA 2016-2736

[79]Haeri S, Kim J W, Narayanan S, et al. 3D calculations of aerofoil-turbulence interaction noise and the effect of wavy leading edges[C]//20th AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference, 2014

[80]Turner J M, Wook K J. Aeroacoustic source mechanisms of a wavy leading edge undergoing vortical disturbances[J]. Journal of Fluid Mechanics, 2016, 811: 582-611

[81]Kim J W, Haeri S, Joseph P F. On the reduction of aerofoil-turbulence interaction noise associated with wavy leading edges[J]. Journal of Fluid Mechanics, 2016, 792: 526-552

[82]Aguilera F G, Gill J R, Angland D, et al. Wavy leading edge airfoils interacting with anisotropic turbulence[C]//AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference. AIAA 2017-3370

[83]Mathews J, Peake N. Noise generation by turbulence interacting with an aerofoil with a serrated leading edge[C]//21st AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference. Dallas, AIAA 2015-2204

[84]Lyu B, Azarpeyvand M, Sinayoko S. Noise prediction for serrated leading-edges[C]//22nd AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference. Lyon, France, AIAA 2016-2740

[85]Chen W, Qiao W, Wang X, et al. An experimental and numerical investigation of airfoil instability noise with leading edge serrations[C]//AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference. AIAA 2016-2956

[86]Mascha E. Uber die Schwungfedern[J]. Zeitschrift Fur Wissenschaftliche Zoologie, 1904, 77: 606-651. (in German)[87]Graham R R. The silent flight of owls[J]. Journal of the Royal Aeronautical Society, 1934, 38(286): 837-843

[88]Thorpe W H, Griffin D R. The lack of ultrasonic components in the flight noise of owls compared with other birds[J]. Ibis, 1962, 104(2): 256-257

[89]Kroeger R, Grushka H D, Helvey T C. Low speed aerodynamics for ultra-quiet flight[J]. University of Tennessee Space Institute, 1972. doi: 10. 1016/0022-460X(71)90105-2

[90]Gruschka H D, Borchers I U, Coble J G. Aerodynamic noise produced by a gliding owl[J]. Nature, 1971, 233(5319): 409-411

[91]Neuhaus W, Bretting H, Schweizer B. Morphologische und funktionelle Untersuchungen uber den ‘lautlosen’ Flug der Eulen (Strix aluco) im Vergleich zum Flug der Enten (Anas platyrhynchos)[J]. Biologisches Zentralblatt, 1973, 92: 495-51. (in German)[92]Geyer T, Sarradj E, Fritzsche C. Silent owl flight: experiments in the aeroacoustic wind tunnel[C]//Fortschritte der Akustik-NAG / DAGA, 2009

[93]Sarradj E, Fritzsche C, Geyer T. Silent owl flight: bird flyover noise measurements[J]. AIAA Journal, 2011, 49(4): 769-779

[94]Bachmann T, Kl?n S, Baumgartner W, et al. Morphometric characterisation of wing feathers of the barn owl Tyto alba pratincola and the pigeon Columba livia[J]. Frontiers in Zoology, 2007, 4(1): 1-15

[95]Kong D Y, Liang A P, Chu J K, et al. Study on mechanism of silent flight of owls[J]. Applied Physics, 2015, 5(11): 137-146. (in Chinese)孔德義, 梁愛萍, 褚金奎, 等. 貓頭鷹的靜音飛行機(jī)理研究[J]. 應(yīng)用物理, 2015, 5(11): 137-146

[96]Lilley G M. A study of the silent flight of the owl[C]//4th AIAA/CEAS aeroacoustics conference. AIAA 1998-2340

[97]Brooks T F, Hodgson T H. Trailing edge noise prediction from measured surface pressures[J]. Journal of Sound & Vibration, 1981, 78(1): 69-117

[98]Ryi J, Choi J S. Noise reduction effect of airfoil and small-scale rotor using serration trailing edge in a wind tunnel test[J]. Science China Technological Sciences, 2017, B37: 1-8

[99]Fischer A, Bertagnolio F, Shen W Z, et al. Noise model for serrated trailing edges compared to wind tunnel measurements[J]. Journal of Physics: Conference Series, 2016, 753: 022053

[100]Hersh A S, Hayden R E. Aerodynamic sound radiation from lifting surfaces with and without leading edge serrations[R]. Washington: National Aeronautics and Space Administration. NASA CR-114370, 1971

[101]Hersh A S, Sodermant P T, Hayden R E. Investigation of acoustic effects of leading-edge serrations on airfoils[J]. Journal of Aircraft, 1974, 11(4): 197-202

[102]Arndt R E A, Nagel R T. Effect of leading edge serration on noise radiation from a model rotor[R]. AIAA 72-655, 1972

[103]Smith E G, Sowers H D. Cascade tests of serrated leading edge blading at high subsonic speeds[R]. NASA CR 2472, 1974

[104]Kopiev V, Zaitsev M, Belyaev I, et al. Noise reduction potential through slat hook serrations[C]//AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference. AIAA 2011-2909

[105]Geyer T F, Wasala S H, Cater J E, et al. Experimental investigation of leading edge hook structures for wind turbine noise reduction[C]//AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference. AIAA 2016-2954

[106]Chen W J, Wang X N, Qiao W Y, et al. Rod-airfoil interaction noise reduction using leading edge serrations[C]//21st AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference. AIAA 2015-3264

[107]Longhouse R E. Vortex shedding noise of low tip speed, axial flow fans[J]. Journal of Sound & Vibration, 1977, 53(1): 25-46

[108]Lau A S H, Haeri S, Kim J W. The effect of wavy leading edges on aerofoil-gust interaction noise[C]//19th AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference, 2013

[109]Lau A S H, Haeri S, Kim J W. The effect of wavy leading edges on aerofoil-gust interaction noise[J]. Journal of Sound & Vibration, 2013, 332(24): 6234-6253

[110]Chong T P, Vathylakis A, Mcewen A, et al. Aeroacoustic and aerodynamic performances of an aerofoil subjected to sinusoidal leading edges[C]//AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference. AIAA 2015-2200

[111]Fish F E, Weber P W, Murray M M, et al. The tubercles on humpback whales’ flippers: application of bio-inspired technology[J]. Integrative & Comparative Biology, 2011, 51(1): 203-213

[112]Brooks T F, Pope D S, Marcolini M A. Airfoil self-noise and prediction[R]. NASA, 19890016302

[113]Mcalpine A, Nash E C, Lowson M V. On the generation of discrete frequency tones by the flow around an aerofoil[J]. Journal of Sound & Vibration, 1997, 222(5): 753-779

[114]Sandberg R D, Sandham N D, Joseph P F. Direct numerical simulations of trailing-edge noise generated by boundary-layer instabilities[J]. Journal of Sound & Vibration, 2007, 304(3-

5): 677-690

[115]Sandberg R D, Jones L E, Sandham N D, et al. Direct numerical simulations of tonal noise generated by laminar flow past airfoils[J]. Journal of Sound & Vibration, 2009, 320(4): 838-858

[116]Kingan M J, Pearse J R. Laminar boundary layer instability noise produced by an aerofoil[J]. Journal of Sound & Vibration, 2009, 322(4-5): 808-828

[117]Jones L E, Sandberg R D. Numerical analysis of tonal airfoil self-noise and acoustic feedback-loops[J]. Journal of Sound & Vibration, 2011, 330(25): 6137-6152

[118]Clair V, Polacsek C, Reboul G, et al. Numerical simulation of turbulence interaction noise applied to a serrated airfoil[C]//Proceedings of the Acoustics, 2012

[119]Roger M, Schram C, Santana L D. Reduction of airfoil turbulence-impingement noise by means of leading-edge serrations and/or porous material[C]//19th AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference, 2013

[120]Turner J, Kim J W. Towards understanding aerofoils with wavy leading edges interacting with vortical disturbances[C]//AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference. AIAA 2016-2952

[121]Lau A S H, Haeri S, Kim J W. The effect of wavy leading edges on aerofoil-gust interaction noise[J]. Journal of Sound & Vibration, 2013, 332(24): 6234-6253

[122]Chen W J, Qiao W Y, Tong F, et al. Experimental investigation of wavy leading edges on rod-airfoil interaction noise, Journal of Sound and Vibration. (in press)