0 引言

在民用飛機(jī)領(lǐng)域，氣動(dòng)噪聲的研究備受學(xué)者的關(guān)注，除發(fā)動(dòng)機(jī)和輔助動(dòng)力裝置外，沖壓空氣系統(tǒng)的排氣口是地面停機(jī)坪的主要噪聲源，隨著飛機(jī)載客量的增加，沖壓空氣總量隨之增加，其對停機(jī)坪噪聲的影響更大。因此，對沖壓空氣排氣口噪聲產(chǎn)生機(jī)制進(jìn)行分析，有利于控制噪聲問題，提升飛機(jī)環(huán)保指標(biāo)。由于飛機(jī)沖壓空氣排氣口構(gòu)型復(fù)雜，氣流場與聲場的相互干擾比較復(fù)雜，對于其噪聲的仿真預(yù)測比較困難。本文主要通過對客機(jī)沖壓空氣排氣口的氣動(dòng)噪聲進(jìn)行數(shù)值模擬，并對其流場及聲場的產(chǎn)生機(jī)理進(jìn)行研究分析，尋求沖壓空氣排氣口氣動(dòng)噪聲的產(chǎn)生原因。

氣動(dòng)聲學(xué)起源于對渦噴發(fā)射機(jī)射流噪聲機(jī)理的研究。1952年，Lighthill最早提出了聲類比理論，并針對噴射噪聲問題推導(dǎo)出了Lighthill方程。該方程基于流場物理量與聲壓波動(dòng)量之間的聯(lián)系建立，開創(chuàng)了氣動(dòng)聲學(xué)理論研究的先河。Lighthill方程對求解空間進(jìn)行了假設(shè)，未考慮固體邊界對噴漆噪聲的影響。1955年，Curle針對上述問題對Lighthill方程進(jìn)行了改進(jìn)，使用基爾霍夫方法考慮了固體壁面對氣流發(fā)聲機(jī)理的影響，并在此基礎(chǔ)上推導(dǎo)出Curle方程。1969年，F(xiàn)fowcs-Williams和Hawkings使用廣義函數(shù)對Curle方程進(jìn)行了推廣，在Curle方程的基礎(chǔ)上考慮運(yùn)動(dòng)固體邊界對氣動(dòng)噪聲的影響，在此基礎(chǔ)上獲得了FW-H方程。19世紀(jì)60年代以來，流體噪聲一直備受學(xué)者的關(guān)注，Powell、Doak和Howe等學(xué)者分別對流體噪聲的產(chǎn)生機(jī)理、聲波與湍流的相互作用等問題進(jìn)行了研究，但這些理論對實(shí)際應(yīng)用還存在一定的差距，可用于試驗(yàn)現(xiàn)象的解釋。

本文基于大渦模擬方法對沖壓空氣進(jìn)氣口流場進(jìn)行仿真計(jì)算，并把數(shù)值計(jì)算獲得的進(jìn)氣口及風(fēng)門表面壓力脈動(dòng)作為聲源項(xiàng)，最后通過FW-H聲學(xué)比擬法建立噪聲預(yù)測方法，研究沖壓空氣排氣口的噪聲產(chǎn)生機(jī)制。該技術(shù)將流場和聲場進(jìn)行結(jié)合求解，能夠較好地考慮流場和聲場的干擾問題。

1 計(jì)算模型和數(shù)值計(jì)算方法

1.1 排氣口模型

選取某型號(hào)民機(jī)沖壓空氣排氣口作為研究對象，排氣口由入口端圓形直管段、過渡段彎管、出口端直管及排氣口風(fēng)門構(gòu)成。排氣口三維仿真模型如圖1所示。

圖1 排氣口三維仿真模型

1.2 網(wǎng)格劃分

本文對整機(jī)級模型建立網(wǎng)格模型時(shí)，首先將排氣口三維模型導(dǎo)入ICEM軟件中進(jìn)行網(wǎng)格劃分，網(wǎng)格類型為四面體和六面體，計(jì)算域及排氣口網(wǎng)格如圖2所示。對排氣口壁面設(shè)置棱柱網(wǎng)格進(jìn)行加密，首層網(wǎng)格高度為0.1mm，增長率1.2，棱柱網(wǎng)格設(shè)置5層。將劃分好的網(wǎng)格導(dǎo)入到Fluent中進(jìn)行網(wǎng)格類型的轉(zhuǎn)化，得到多面體網(wǎng)格。多面體網(wǎng)格的優(yōu)勢在于處理復(fù)雜幾何時(shí)兼顧網(wǎng)格數(shù)量的前提下能夠得到質(zhì)量很好的網(wǎng)格。與生成四面體網(wǎng)格相比，生成的多面體網(wǎng)格數(shù)量要少五倍左右。

圖2 排氣口網(wǎng)格

1.3 計(jì)算方法

1.3.1 穩(wěn)態(tài)計(jì)算

對氣動(dòng)噪聲進(jìn)行數(shù)值計(jì)算的第一步是選用湍流模型進(jìn)行流場的穩(wěn)態(tài)計(jì)算，然后調(diào)用寬頻噪聲源模型獲得噪聲源的位置和強(qiáng)度，結(jié)合流場分布特征分析氣流噪聲的產(chǎn)生位置和機(jī)理。選用典型滑行工況作為邊界條件，排氣口進(jìn)口設(shè)為質(zhì)量流量入口邊界條件，質(zhì)量流量設(shè)為11.1kg/s，風(fēng)門開度為80%；遠(yuǎn)場入口設(shè)為速度入口邊界條件，飛行馬赫數(shù)為0.5，攻角為0°，遠(yuǎn)場出口設(shè)為壓力出口邊界條件。

1.3.2 瞬態(tài)計(jì)算

穩(wěn)態(tài)計(jì)算完成后，將穩(wěn)態(tài)計(jì)算的結(jié)果作為瞬態(tài)計(jì)算初始條件，選用FW-H噪聲模型和LES模型進(jìn)行瞬態(tài)計(jì)算，獲得測點(diǎn)的時(shí)域聲壓值并對其進(jìn)行快速傅里葉變換（FFT）即可得到聲壓頻譜特性。計(jì)算時(shí)間步長2.5×10，迭代步數(shù)為4000步，采樣時(shí)間為0.1s。

使用FW-H噪聲模型計(jì)算時(shí)，選取排氣口的所有壁面以及排氣口風(fēng)門作為聲源面。FW-H聲源接收點(diǎn)用于接收由FW-H聲源面?zhèn)鞑ミ^來的聲壓信號(hào)。根據(jù)FAR36步規(guī)定的標(biāo)準(zhǔn)噪聲觀測位置設(shè)置一個(gè)聲源接收點(diǎn)，在排氣口內(nèi)部設(shè)置三個(gè)監(jiān)測點(diǎn)，用于監(jiān)測排氣口內(nèi)部的速度和壓力脈動(dòng)，監(jiān)測點(diǎn)及聲源接收點(diǎn)的位置如圖3所示。

圖3 監(jiān)測點(diǎn)及聲源接收點(diǎn)位置

2 數(shù)值計(jì)算結(jié)果分析

2.1 流場結(jié)果分析

沿排氣口軸線方向做切面，切面的速度流場速度如圖4所示。

由圖4可知，當(dāng)氣體進(jìn)入排氣口時(shí)，在直管段內(nèi)的流速變化較為穩(wěn)定。當(dāng)氣體流過過渡段彎管時(shí)，由于彎管段效應(yīng)，彎管外側(cè)氣體到達(dá)壁面后氣流方向發(fā)生變化，流速急速變小后緩慢上升，彎管內(nèi)側(cè)氣體流速先上升后逐漸降低。氣體經(jīng)過彎管段后，外側(cè)壁面附近的氣體流速逐漸增大，在外側(cè)壁面與飛機(jī)蒙皮的交界處附近速度達(dá)到最大值。由于風(fēng)門的作用，風(fēng)門側(cè)一部分流體質(zhì)點(diǎn)不能突然改變運(yùn)動(dòng)方向，氣體流動(dòng)至風(fēng)門表面受阻，即不能平穩(wěn)地、圓滑地過渡，在內(nèi)側(cè)壁面附近氣體出現(xiàn)回流，使得這部分氣體不停地在該區(qū)域內(nèi)作漩渦狀運(yùn)動(dòng)。

圖4 排氣口中心截面速度分布云圖及矢量圖

2.2 聲場結(jié)果分析

2.2.1 噪聲源位置預(yù)測

在穩(wěn)態(tài)計(jì)算完成后，調(diào)用寬頻噪聲源模型進(jìn)一步計(jì)算即可獲得流場中氣流噪聲源的位置和強(qiáng)度。圖5給出了排氣口表面聲功率級分布圖。

由圖5可知，在靠近入口的直管段聲功率級變化較為穩(wěn)定。在過渡段彎管處聲功率級變化較大，外側(cè)壁面的聲功率級較小，內(nèi)側(cè)壁面附近的聲功率級大于外側(cè)壁面的聲功率級。過渡段彎管之后的直管段內(nèi)側(cè)壁面部分區(qū)域聲功率級較小，雖然此處有回流產(chǎn)生，但速度較小，湍流不劇烈，因此聲壓級功率較小。風(fēng)門上由于部分氣體作漩渦狀運(yùn)動(dòng)，形成渦的分離及脫落，聲功率級較高。外側(cè)壁面與飛機(jī)蒙皮的交界處附近聲功率級最高，結(jié)合流場分析可知，這是由于該區(qū)域氣體流速大，湍流運(yùn)動(dòng)劇烈。

圖5 排氣口表面聲功率級分布

2.2.2 噪聲機(jī)理分析

圖6給出了監(jiān)測點(diǎn)的速度和壓力隨時(shí)間變化的曲線。結(jié)合流場分布特征可知，此工況下排氣口噪聲源主要包括偶極子聲源和四極子聲源。

圖6 監(jiān)測點(diǎn)瞬時(shí)速度和壓力變化曲線

由于作用在物體上的流動(dòng)壓力產(chǎn)生偶極子聲源，故偶極子聲源主要分布在過渡段彎管外側(cè)壁面以及風(fēng)門表面；因?yàn)榱鲌鲋械耐牧鬟\(yùn)動(dòng)產(chǎn)生四極子聲源，所以四極子聲源分布于整個(gè)流場中，在外側(cè)壁面與飛機(jī)蒙皮的交界處附近最大。

氣體在進(jìn)氣口的直管段內(nèi)進(jìn)行湍流運(yùn)動(dòng)，湍流運(yùn)動(dòng)產(chǎn)生不穩(wěn)定的雷諾應(yīng)力，進(jìn)而產(chǎn)生四極子聲源，同時(shí)由于流速波動(dòng)不劇烈，故四極子聲源貢獻(xiàn)量較?。划?dāng)氣體流過過渡段彎管或風(fēng)門時(shí)，由于外側(cè)壁面或風(fēng)門的阻擋作用，氣體與外側(cè)壁面或風(fēng)門相互作用，在外側(cè)壁面或風(fēng)門附近產(chǎn)生壓力脈動(dòng)，尤其是在風(fēng)門附近，壓力脈動(dòng)更為劇烈，管道壁面或風(fēng)門附近壓力的變化，使得邊界層能量被其他粘滯力逐漸消耗，進(jìn)而出現(xiàn)邊界層剝離的現(xiàn)象，形成漩渦運(yùn)動(dòng)，形成偶極子聲源；由于風(fēng)門的作用，導(dǎo)致流通面積減小，在排氣口出口處產(chǎn)生噴流（節(jié)流）效應(yīng)，使得外側(cè)壁面與蒙皮的交界處附近的速度脈動(dòng)變得劇烈，形成四極子聲源。由于排氣口出口處的速度脈動(dòng)較入口段速度脈動(dòng)強(qiáng)烈，因此產(chǎn)生的四極子聲源也較入口段強(qiáng)烈。

2.2.3 氣動(dòng)噪聲頻譜分析

對聲源接收點(diǎn)的聲壓數(shù)據(jù)進(jìn)行快速傅里葉變換得到聲源接收點(diǎn)處聲壓頻譜特性，參考聲壓為2×10Pa。SoundReceiver處聲壓頻譜特性圖如圖7所示。

由圖7可知，排氣口流場中噪聲接收點(diǎn)處氣動(dòng)噪聲聲壓級的頻帶很寬，屬于一種寬頻噪聲。該排氣口的最大聲壓級為147dB，平均聲壓級為130.6dB，在0~3000Hz范圍內(nèi)，聲壓級幅值較大，隨著頻率的升高，幅值持續(xù)下降。因此氣動(dòng)噪聲低頻部分的能量較大，高頻部分能量較小，后續(xù)對排氣口進(jìn)行降噪改進(jìn)時(shí)考慮低頻降噪。

圖7 Sound Receiver處聲壓頻譜特性圖

3 結(jié)論

本文基于大渦模擬法和FW-H聲學(xué)比擬法對沖壓空氣排氣口噪聲進(jìn)行預(yù)測，結(jié)合流場和聲場對其噪聲產(chǎn)生機(jī)制進(jìn)行分析，為沖壓空氣排氣口的噪聲計(jì)算提供了計(jì)算基礎(chǔ)，同時(shí)為今后對沖壓空氣排氣口的噪聲水平預(yù)測并降噪奠定了技術(shù)基礎(chǔ)。上述研究得到如下結(jié)論：①排氣口噪聲源主要包括偶極子聲源和四極子聲源，偶極子聲源主要分布在過渡段彎管外側(cè)壁面以及風(fēng)門表面，四極子聲源分布于整個(gè)流場中，在外側(cè)壁面與飛機(jī)蒙皮的交界處附近最大。②排氣口的最大聲壓級為147dB，平均聲壓級為130.6dB，在0~3000Hz范圍內(nèi)，聲壓級幅值較大，隨著頻率的升高，幅值持續(xù)下降，后續(xù)對排氣口進(jìn)行降噪改進(jìn)時(shí)考慮低頻降噪。