锯齿型翼型尾缘噪声控制实验研究

许影博，李晓东

（北京航空航天大学 能源与动力工程学院，北京100191）

0 引 言

在先进的翼型设计中翼型尾缘形状对翼型的气动特性有重要的影响。近年来，许多学者致力于研究翼型尾缘形状对翼型气动噪声的影响。位于高速来流中的翼型，尾缘噪音是其翼型噪声的最重要组成之一，它由翼型湍流边界层和尾缘（TE）的相互作用产生。欧盟DATA实验项目［1］通过修改翼型形状和应用尾缘锯齿来降低尾缘噪音。虽然在早期的项目中对锯齿尾缘的降噪进行过一些研究［2－3］，但是通过优化的翼型形状来降低噪音的概念还是相对较新的。

本文采用尾缘锯齿的方法，主要研究不同齿数和不同齿形对翼型远声场和表面压力载荷的影响。第1节介绍实验方案的相关情况。第2节给出了不同工况下翼型远声场和壁面压力载荷的实验结果，并分析了尾缘锯齿齿数和齿形对翼型远声场和壁面压力载荷的影响。

1 实验方案

1.1 翼型选择和尾缘锯齿的设计

本实验采用NACA0018翼型，这是NACA系列翼型中厚度最厚的一个，能够满足在其上钻压力载荷测量孔，以及在尾部附加锯齿段的需要。

基于Dutch TWIN项目研究结果的二维调研［4］，超出翼型尾缘15%弦长比例的锯齿形被认为是最具优势的。而且，在实际实验中，较短的尾端锯齿不会产生明显的颤振；颤振无疑将影响尾缘边界层流动，从而影响整个实验结果。

气流的相互作用在尖锐过渡处比较强烈，例如叶片尾缘处，噪声将会急剧增加。对于带有锯齿形尾缘的有限弦长翼型，前人的实验引入了边界元算法，只考虑单一翼型的弦，并且在跨度上使用周期边界条件，获得了实测边界层速度和k－ω谱数据代码，计算了不同长宽比的齿形以找出最佳配置。由于实际构造，锯齿尾缘缺口，径向间距5%的整数倍弦长处，将获得良好的降噪效果。根据风洞测试和PIV前流效果图，锯齿尾缘不再受叶尖的三维层面影响［5］。由此可以确定决定锯齿形的3个参数：齿形高度为叶片15%弦长；锯齿叶片被固定在33%总齿高外；锯齿尾缘缺口，径向间距5%倍弦长处。图1给出了四种尾缘锯齿形的设计方案，分别为：（1）小齿，齿宽为弦长的5%；（2）大齿：齿宽为弦长的10%；（3）小齿有倒角：在小齿的齿根部加倒角；（4）大齿有倒角：在大齿的齿根部增加倒角。以上设计方案的实验结果都将与尾缘无锯齿（无齿）情况相比较。

两种齿数的选择都是由其宽为5%弦长倍数来决定的。如果整个翼型尾缘齿数过少，在其两端处并没有形成锯齿化的条件，将对流动有较大影响。因此在此采用了齿数分别为80和40两种方案。

图1 不同尾缘锯齿形方案Fig.1 Different designs of the trailing edge sawtooth tested

图2 翼型锯齿实物图Fig.2 Airfoil sawtooth model

在运用锯齿化降噪的喷流尾喷嘴降噪实验中，锯齿间圆弧过渡的方法使涡对于翼型的影响减少，取得了明显的降噪效果。因此，本实验中也尝试了在齿根部加倒角的设计方案。

1.2 测点布置

传声器的布置如图3。以翼型中心为圆心的平面上，在以2.2m为半径的圆周上间隔15°布置了6个传声器，获取不同方向的远声场信息。压力传感器布置如图4，在翼型的尾部区域两侧分别布置两个动态压力传感器，测量翼型表面压力变化情况。

1.3 实验台

本实验是在北京航空航天大学流体与声学工程实验室的全消声室里进行。风洞为暂冲式风洞，其出口尺寸为150mm×250mm。翼型展长为300mm，弦长为60mm，来流马赫数为0.1，雷诺数为1.4×105，翼型与风洞出口之间的距离为10倍的翼型弦长。壁面动态压力测量采用Kulite LQ系列传感器，远声场测量采用B＆K动态传声器和国产传声器CH16。

图3 远声场测量传声器布置Fig.3 Location of microphones in the far－field

图4 压力传感器布置图Fig.4 Location of pressure sensors on airfoil surface

1.4 风洞出口速度验证

为验证实验过程中翼型模型是否能处于风洞核心区里，用毕托管测量了风洞出口马赫数为0.1时无模型情形下翼型尾缘位置截面的速度分布，图5给出的是翼型尾缘截面上的速度分布，可以看出，翼型后缘位置处核心区厚度大约有75mm，可以保证翼型在小攻角情形下能处于喷流核心区里。

图5 无模型时翼型尾缘位置截面速度分布（Ma＝0.1）Fig.5 Cross－section velocity distribution at the airfoil trailing edge without the sawtooth，Ma＝0.1

2 实验结果分析

首先，为了得到不同锯齿型尾缘的降噪效果比较，对几种典型工况下的频谱图进行比较，最后给出了不同齿型情况下翼型尾缘吸力面和压力面的时均压力变化曲线，得到翼型尾缘锯齿对于翼型尾缘吸力面和压力面的压力影响曲线。图6－图9分别给出了几种不同工况下的频谱图。

图6给出了五种尾缘形状在攻角（AOA）为15°时105°传声器（No.3）的频谱图，从中可以看出四种带有锯齿尾缘的翼型均有降噪效果，降噪效果与齿型有关，大齿降噪效果更好，特别是在低频部分，这是由于在翼型尾缘附加锯齿结构之后，改变了翼型尾缘处的流场结构，当大尺度的涡系撞击到锯齿上之后就会导致涡系的破裂，使大尺度涡系向小尺度发展，这样就使能量由低频向高频转移，降低了低频噪声。图7中给出了攻角为15°时105°方向上大齿有倒角和大齿无倒角尾缘的降噪效果比较，可以看出大齿有倒角和大齿无倒角尾缘在低频段都有比较明显的降噪效果，大齿有倒角要比大齿无倒角尾缘的降噪效果好。图8给出了攻角为15°时105°方向小齿有倒角和小齿无倒角的降噪效果比较，可以看出小齿有倒角和和小齿无倒角尾缘在低频段都有比较明显的降噪效果，但是小齿有倒角和小齿无倒角尾缘的降噪效果区别并不是很明显，可能由于尺度的减小有倒角和无倒角之间的有效边缘长度的差别已经并不是很明显，所以导致两者之间并无明显的降噪差别。图9给出了攻角为0°时75°传感器（No.1）方向，尾缘为大齿有倒角与尾缘无锯齿翼型的远声场频谱对比情况，可以看出，在0°攻角，75°传声器方向的降噪效果不是很明显，在频率为2215Hz有纯音出现与理论计算的纯音位置一致。

图6 五种尾缘齿形翼型比较（攻角15°，传声器105°方向）Fig.6 SPL of TE noise with five different teeth（AOA＝15°，microphone No.3）

图7 大齿无倒角与大齿有倒角尾缘比较（攻角15°，传声器105°方向）Fig.7 SPL of TE noise with two different big teeth（AOA＝15°，microphone No.3）

图8 小齿无倒角与小齿有倒角尾缘比较（攻角15°，传声器105°方向）Fig.8 SPL of TE noise with two different small teeth（AOA＝15°，microphone No.3）

图9 无齿尾缘与大齿有倒角尾缘比较（攻角0°，传声器75°方向）Fig.9 SPL of TE noise with／without big tooth with chamfering（AOA＝0°，microphone No.1）

加锯齿的翼型噪声都在一定程度上得到了降低，尤其是在攻角15°、105°的传声器处，锯齿尾缘的叶片降噪效果尤为明显，这是因为锯齿噪声在远场具有一定的指向性，尾缘附加锯齿只能改变尾缘部分的噪声特性，所以导致了不同方向上降噪效果的差异。实验结果表明，有倒角的锯齿尾缘降噪效果要优于没有倒角的锯齿尾缘降噪效果。在以上的五种方案中，大齿有倒角是降噪效果最好的一种翼型尾缘锯齿设计。

图10和图11给出了一号和二号压力传感器的动态压力时均测量结果。一号动态压力传感器布置在翼型吸力面的尾缘附近，二号动态压力传感器布置在翼型压力面的尾缘附近，从图中可以看出，翼型尾缘锯齿使翼型吸力面和压力面的压力产生只有几帕的微小变化，在小攻角下相对于无锯齿尾缘时的时均值只有千分之三。可见，在翼型尾缘附加锯齿对翼型表面的压力载荷分布影响很小。

图10 一号传感器不同齿型和攻角的时均压力Fig.10 Time－average pressure with different teeth by sensor NO.1vs.AOA

图11 二号传感器不同齿型和攻角的时均压力Fig.11 Time－average pressure with different teeth by sensor NO.2vs.AOA

3 结 论

本文对通过翼型尾缘附加锯齿来降低翼型自噪声的方法进行了实验研究。设计了四种不同的翼型尾缘锯齿齿型，通过对不同齿宽和齿间倒角的锯齿尾缘翼型的远声场声压测量和壁面的压力载荷测量。远声场测量结果表明，翼型尾缘锯齿有一定的降噪效果，降噪的频率主要集中在低频段，对于高频部分基本没有降噪效果。翼型尾缘锯齿的降噪效果与锯齿的长宽比和锯齿的倒角有关；本文设计的四种锯齿方案中，降噪效果最好的为长宽比为2的锯齿。有倒角的锯齿降噪效果相对于无倒角的锯齿要好。此外，翼型表面压力测量结果显示，翼型尾缘锯齿对翼型表面压力载荷的分布影响很小。

［1］GUIDATI G，WAGNER S，PARCHEN R，et al.Design and testing of acoustically optimized airfoils for wind turbines（DATA）［A］.Proceedings of EWEC［C］.Nice，1999：101－104.

［2］HOWE M S.Noise produced by a sawtooth trailing edge［J］.J.Acoust.Soc.Am.，1991，90（1）：482－487.

［3］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 trailing edges［A］.Proceedings of EUWEC［C］.Goteborg，pp.800－803，1996.

［4］DASSEN A G M，PARCHEN R，BRUGGEMANN J，et al.Wind tunnel measurements of the aerodynamic noise of blade sections［A］.European Wind Energy Conference and Exhibition［C］.Greece，paper J3－2，1994.

［5］BRAUN1KA，N.J.C.M.VAN DER BORG ET AL.，Serrated trailing edge noise（STENO）［A］.Proceedings of EWEC［C］.Dublin，1999：180－183.