用于声学测量的消声风洞研究综述

孟庆昌，周其斗，方 斌，谢剑波，潘雨村

(海军工程大学舰船工程系，湖北 武汉 430033)

1 概述

潜艇的隐蔽性是形成战斗力的根本保证，实现隐蔽性的主要措施是减小自身的声学特征，特别是辐射噪声，避免敌方声呐探测。潜艇辐射噪声主要包含3个部分，机械噪声、螺旋桨噪声和水动力噪声［1］。由于潜艇流场的复杂性，并且水中声波较长，消声非常困难，同时在水中测量流场的激光测速仪频响太低，不能满足湍流场的测量要求［2］。

目前国际上对于其噪声机理的研究最有效的方法是进行水洞试验。空气中和水中的声波方程相同，利用在空气中的试验数据，做一定的相似变换，可以推算出相应条件下的水中辐射噪声［2］。另外，空气中的热线风速仪具有足够高的频响特性，满足湍流场的测量要求，大型消声室足以满足大尺度声学模型的自由场近似要求，并且信噪比高。因此消声风洞是进行潜艇减振降噪研究的有效工具。

国际上普遍采用低噪声低湍流度低速消声风洞(以下简称“风洞”)进行潜艇或螺旋桨噪声机理研究。按声学要求进行设计建设的消声风洞，除了满足一个常规风洞的基本要求 (包括马赫数、雷诺数和流动品质)外，必须满足自由场条件 (无声反射)、足够的尺寸条件 (可进行远场声测量)以及非常低的试验段背景噪声条件［3］。与常规风洞设计不同的是，消声风洞的开口试验段被消声室所围绕，风洞管道要考虑吸声问题，加装消声装置来衰减风扇驱动装置的强噪声，如果有拐角导流片，一般采用声学处理的导流片。

目前世界上主要发达国家 (包括美国、英国、法国、德国、日本等)都已建成消声风洞，并在潜艇设计初期就进行相关试验，为减小噪声等级奠定基础。例如，美国海军潜艇降噪水平一直处于世界领先地位，从20世纪60年代至今，噪声总声级下降40 dB，其“海狼”级攻击型核潜艇噪声级控制在90～100 dB，已经低于3级海况背景噪声 (110～120 dB)。

2 国外消声风洞现状

2.1 DNW风洞

德国航天中心 (DLR)和荷兰国家航天实验室(NLR)合建的DNW消声风洞是目前世界上最大的消声风洞之一，其目标是为用户提供宽频风洞测试和模拟技术，用于飞机、导弹、汽车等的空气动力学和空气声学测试，如图1所示。有3个可更换测试段，开口测试段长度达到20 m，其消声室尺寸为45 m×30 m×20 m。消声室内壁40%的表面采用800 mm高的吸声尖劈，吸收系数为99%，截止频率为80 Hz，余下的60%表面覆盖200 mm厚的吸声毡，吸声系数为90%，截止频率为200 Hz。背景噪声在 125 Hz时低于 80 dB［4］。

图1 DNW消声风洞Fig.1 DNW anechoic wind tunnel

2.2 CEPRA 19风洞

CEPRA 19风洞位于法国Orsay，专为空气声学测试设计，如图2所示。开口测试段的圆形喷嘴为可拆卸设计，有半径2 m和3 m两种选择，产生的最大流速分别为130 m/s和60 m/s，为模型试验提供了不同的测试段尺寸和流场速度，它的消声室是半径为9.6 m的1/4圆球。在消声室和风扇之间安装带有吸声板的消声器。消声室墙壁和地面使用0.8 m长的消声尖劈，吸收系数在315 Hz可以达到0.9。目前该风洞已经完成了包括空客飞机空气声学性能测试在内的多个重大模型试验［5－6］。

图2 CEPRA 19风洞Fig.2 CEPRA 19 wind tunnel

2.3 ARA TWT风洞

ARA TWT风洞位于英国中部Bedford市，是传统的闭式回流风洞，测度段尺寸为2.74 m×2.44 m，最大风速为1.4 Ma，为了能够测量螺旋桨噪声，加装了声学测试段，测试段尺寸减小为2.44 m×2.13 m，最大马赫数为0.8，如图3所示。

图3 ARA TWT风洞Fig.3 ARA TWT wind tunnel

2.4 Notre Dame风洞

美国圣母玛利亚大学 (University of Notre Dame)的Notre Dame消声风洞位于海赛实验室(Hessert Laboratory)，风洞尺寸为6.1 m×7.9 m×2.4 m，截止频率为100 Hz，吸声尖劈的吸收率为0.99。能够提供高质量的亚声速、跨声速和超声速流场，主要应用于航空器以及船舶工业［7］，如图4所示。Notre Dame风洞有以下特点:①入口流速均匀，在0.186 m2的喷口，流速可以从0.3048 m/s均匀变化至30.48 m/s，湍流度小于0.08%。② 进口内壁使用玻璃纤维，以减少噪声向流体传播。③背景噪声较低，截止频率为150 Hz。

2.5 NASA Ames风洞

美国NASA Ames风洞是目前世界上最大的消声风洞，主要用于航天航空工业中空气动力学有关噪声的测量和研究。其闭口测试段尺寸为12.2 m×24.4 m，最大速度达到116 m/s［8］。Ames风洞是一个非回流闭口试验段风洞，进气口带有声学处理的整流片和阻尼网。试验段尺寸为24 m×36 m×90 m。

2.6 RTRI风洞

日本的RTRI大尺度、低噪声风洞主要用于新干线高速铁路的空气动力学和空气声学研究，它既有开口试验段，也有闭口试验段。开口试验段主要用于空气声学的研究，喷口的尺寸为3.0 m×2.5 m，试验段长度为8 m，最大风速为400 km/s。模型放置在喷口和收集器之间可旋转的试验台架上。闭口试验段尺寸为5.0 m×3.0 m×20 m，主要用于空气动力学的研究。其背景噪声在300 km/h时为75.6 dB，如图5所示。

图5 RTRI风洞Fig.5 RTRI wind tunnel

3 国内消声风洞现状

目前国内没有专门用于声学测量的消声风洞，一些大学和研究机构在这方面做了一定的探索，或者在原有风洞基础上进行声学改造，但与发达国家相比，我国消声风洞存在较大差距。

3.1 NH－2风洞

南京航空航天大学的NH－2风洞是常规的低速风洞，有2个试验段。在设计阶段未考虑过声学问题，背景噪声很高 (107 dB)，试验区混响效应十分严重。为了拓展试验范围，谷嘉锦［3］提出把常规风洞改造成声学风洞的设想。将原有大试验段改造成消声室，加装消声器隔离风扇噪声，以降低风洞背景噪声。改造后，试验段尺寸为2.5 m×3 m，最大风速达到70 m/s，湍流度为0.4%，背景噪声较原来降低25 dB，达到声学测量的标准［3］，如图6所示。

图6 NH－2风洞Fig.6 NH－2 wind tunnel

3.2 NF－3风洞

西北工业大学的直流式NF－3风洞采用2个可更换试验段。其中二元试验段尺寸为1.6 m×3 m×8 m，最大风速130 m/s，收缩比为20，雷诺数大于6×108，湍流度小于0.045%。三元试验段尺寸为2.5 m×3.5 m×12 m，最大风速90 m/s，收缩比为11，湍流度小于0.078%。主要用于分析飞机螺旋桨噪声特性，基本具备声学测试条件。但没有采取措施降低风洞动力风扇向实验段传递的噪声［9－10］，如图7所示。

图7 NF－3风洞Fig.7 NF－3 wind tunnel

3.3 清华大学风洞

为研究气动力噪声，并探讨气动力噪声对流动转捩、分离等不稳定流动的影响，清华大学早在20世纪80年代自行设计建成了一个低噪声低湍流度模拟风洞，该风洞的湍流度和噪声指标均能满足设计要求，但由于其试验段面积偏小，只有0.1 m×0.1 m，使用范围有限，不能称为真正意义上的消声风洞［9］。

3.4 SIAMM400风洞

上海大学于2006年初建造了一座低湍流度低速回流风洞，它具有低湍流度、低噪声的特点，可变湍流范围在0.1%～1.2%，风洞整体噪声水平不大于64 dB。该风洞仅在风扇段安装消声装置，在其他部位并未进行消声处理［10］，如图8所示。

图8 SIAMM400风洞Fig.8 SIAMM400 wind tunnel

迄今为止，世界各国已新建和改建了不少航空声学风洞。如为航空声学设计的大型低速消声风洞DNW风洞，改造后具备声学试验能力的美国NASA Ames消声风洞［11］。相比之下，当前我国虽拥有一些低湍流度风洞，但还没有真正意义上的消声风洞，在这方面尚属空白［12］。

4 消声风洞设计

消声风洞本质上是在常规低湍流度低噪声风洞基础上做消声处理。从结构布局来讲，风洞有2种基本类型:第一类是直流式风洞。例如中国空气动力研究与发展中心的8 m×6 m风洞，直流式风洞能量利用率低，湍流度较难控制，但建设成本较低;第二类是回流式风洞。此类风洞有连续的空气回路，湍流度比较容易控制，风洞运行使温度上升，需要冷却设施，能量利用率高，但此类风洞附属设备较多，建设成本较高。无论是直流式还是回流式，都是通过风扇电机的转动带动气流，形成适合的试验条件。风洞的主要部件有入口段、收缩段、试验段、扩散段、风扇段和消声装置。如图9所示为一典型消声风洞结构布局图。入口段的作用在于使紊乱的气流有足够的时间和空间稳定下来，使气流中的漩涡衰减，入口段一般装有蜂窝器、紊流网等整流装置，以降低风洞的湍流度，改善气流品质。收缩段的主要目的是使气流均匀加速到试验段内所要求的流动参数值。试验段是模型试验的场所，有闭口试验段和开口试验段2种，消声风洞考虑要进行远场声测量，一般采用开口试验段，并在其周围建造消声室，以减少声音反射。扩散段除了引导气流，恢复气流压力的作用外，还需要做消声处理，或加装消声器，隔断风扇传出的机械噪声。风扇段为风洞提供能量，保持气流持续稳定的运行［13］。

图9 消声风洞Fig.9 Anechoic wind tunnel

4.1 设计标准

风洞流场品质主要从动压、方向场、轴向静压梯度、气流温度、湍流度、最大雷诺数、流动均匀性等方面进行了规定［14］。一般使用CFD方法对流场品质进行仿真，对风洞各部件进行优化设计。另外风洞在设计建造过程中还需要注意以下几个问题:①开口风洞喷管的剪切层引起的声折射和散射;②剪切层的湍流和涡与喷管和收集段的流动振荡问题;③消声室中的回流气流问题;④不同压力损失下运行时，风扇叶片的失速问题;⑤消声室的截止频率;⑥ 声学测量技术［14］。

目前国际上流行的趋势是建立大尺度、背景噪声更低的消声风洞。尺度越大，可以在试验段提供更高的雷诺数和较低的湍流强度。如果风洞入口的收缩比越大，湍流强度越低。同时建造大尺度的消声风洞的成本较高，所需功率也很巨大，会产生较大的背景噪声。例如位于底特律的Daimler Chrysler公司风洞喷口面积达29 m2。驱动风扇运行需要4.665 MW，总计耗费3750万美元。因此风洞尺度要根据预算和实际需要综合设计。消声风洞主要作用是为实验测量提供高品质流场和低噪声环境。相比闭口试验段，采用开口试验段的背景噪声较低，比较适合远场噪声的测量，其缺点是静压损失更大。在研究辐射噪声方面，采用开口试验段的消声风洞是国际上主要的发展趋势。

4.2 收缩段的设计

收缩段是风洞的重要部件，它的作用不仅使来自稳定段的气流均匀加速，而且还能提高试验段的气流品质，改善流场的均匀性、稳定性，降低湍流度。收缩段的设计有以下几个要求:壁面不发生流动分离;出口截面气流均匀、平行、稳定;长度尽可能短，以减小出口边界层厚度，降低成本［15］。统计国内外风洞通常长度l=(0.5～1.0)d，其中d为收缩段入口直径。收缩段的设计有以下几个方面:① 收缩比 (进口面积与出口面积之比)，关系着试验段流场品质，如均匀性和湍流度，较大的收缩比对两者都有好处。从国内外风洞的设计及使用经验看，收缩比常设计为7～10［12］。② 收缩曲线，关系着流动是否发生边界层分离。在收缩段的入口和出口处都会存在逆压力梯度，如果进一步发展导致边界层分离，会影响试验段的气流品质，增加风洞的运转功率。

收缩段曲线的算法主要如下:

1)维氏 (Witozinsky)算法

维氏公式是在理想不可压缩轴对称流动情况下推出的，维氏算法设计的特点是收缩段进口处收缩快，会产生一定的负压梯度，但后部收缩缓慢，出口流速较为均匀，可以防止边界层产生分离［16］。

式中:re为出口截面半径;CR=为收缩比;ri为进口截面半径;r为轴向距离x处的截面半径。

2)5次方算法

近年来美国风洞设计经常采用此算法，5次方算法进口收缩比较平滑，缺点是出口速度有过冲现象，速度均匀性也相对较差［17］。

3)双3次方算法

4)优化双3次算法

收缩段进出口尺寸和长度给定后维氏曲线和5次方算法形状即已确定，不可能进行优化。双3次算法是具有参数的曲线族，按Morel方法优化得到=0.52。苏耀西建议收缩段前部采用3次曲线，后部采用高次曲线，组成收缩段。具体形式为:

n分别取 3，7，9进行计算［17］。这种方法不会产生逆压力梯度，但会改变第2逆压力梯度区域。在大多数收缩段轮廓中，在第1逆压力梯度区发生的分离机率要远高于第2逆压力梯度区域［17－18］。Mathew 导出 3rd －8th匹配多项式的收缩段轮廓，并测试其性能。该收缩段同双3次匹配算法有相同的流动分离特性，但是会改进出口气流的均匀性［19］。

4.3 扩散段的设计

扩散段有2个用途:一是提供气体流经的通道，恢复从收缩段入口到测试段的压降;二是作为消声器减小来自风扇的噪声。常规低速风洞中，通常设计有2个扩散段。

设计扩散段时，首要任务是保证气流在通过扩散段时不产生分离。凌其杨等认为扩散段的扩散角必须严格控制在5°以内，而面积比应限制在2左右［12］。Pope和Harper认为锥形扩散段的锥角要小于7°［20］。Mehta认为扩散段锥角要在 5°(最佳流动稳定性)和 10°之间 (最佳压力恢复)［21］。Mathew在消声风洞设计中使用2个扩散段，并参照Kline的二元风洞扩散段曲线进行优化。第1个扩散段的夹角是10.94°，第2个扩散段的夹角是 11°［19］。

4.4 流场品质计算

传统的风洞设计一般参考现有风洞设计经验和沿用工程估算方法，风洞各主要部件的设计依据均来自前人大量实验的归纳统计结果。随着计算机的迅速发展，计算流体力学方法 (CFD)成为研究风洞设计的有效方法。贾青［22］等使用CFD方法研究不同收集口角度下，模型风洞试验段的流场。杨志刚等研究了风洞拐角阻塞效应［23］，分析了来流不均匀性对风洞轴流风机性能的影响［24］。丛成华等采用数值模拟方法，分析了风扇结构对气动性能、流场形态和噪声的影响［25］。Mathew在其博士论文中也是应用CFD方法分别对收缩段和扩散段进行数值计算。CFD方法已经广泛应用于风洞部件优化设计领域。然而，仅仅对局部某一部件进行数值模拟，不可避免存在进出口边界条件的假设问题。采用CFD对整个消声风洞流场进行数值模拟，不仅可以从全局角度评估风洞整体性能，同时也可以给出某些部件较为准确的进出口边界条件，有利于进行部件优化设计［26］。也有人称之为数值风洞方法［22］。李启良等用CFD方法对全尺寸气动声学模型风洞进行模拟，得到最大喷口速度下，流道各部件压力损失系数和关键截面的流场分布，但所研究的风洞采用闭口试验段，没有消声室，不是真正意义上的消声风洞［26］。

求解RANS方程是目前湍流计算中所采用的基本方法，由于湍流脉动造成方程不封闭，因此必须做出假设，建立湍流模型，使RANS方程封闭，得以求解。在选取何种湍流模型进行风洞数值计算问题上，祝剑根据几种模型的对比，认为Standard kω湍流模型中包含了低雷诺数、可压缩性和剪切流扩散的影响，适用于尾迹流动、混合层、射流、受壁面限制的流动以及自由剪切流的计算，是合适的一种湍流模型［2］。Mathew使用Fluent商用软件，采用k－ω湍流模式，分别对收缩段、扩散段、过渡段进行数值计算［19］。而杨志刚、李启良等对于湍流场的求解是基于雷诺平均方程框架中的可实现k－ε两方程涡粘性传输模型，洞壁应用无滑移速度边界条件，Fluent软件自带的非平衡壁面函数与可实现kε湍流模型被用于计算区域的湍流求解［22－24，26］。可见k－ω模型和k－ε模型都是可行的。

4.5 消声效果计算

消声风洞调试过程中，必须采取适当的测量方法对风洞背景噪声进行测试，并分析背景噪声的频谱特性，采取有效降噪措施来尽可能降低或抑制风洞背景噪声，在声学性能和气动性能之间达到优化的设计点。消声风洞的设计完成之后，可以使用数值声学方法计算试验段的背景噪声等级，初步检测风洞的消声效果。采用数值声学方法对消声风洞背景噪声进行仿真，首先使用CFD软件计算流场，然后根据流场的计算结果使用Virtual.Lab Acoustic软件进一步计算声场［27］。

5 结语

建造一座大型低湍流度低噪声消声风洞是一项系统工程，本文在吸收国内外已有声学风洞研制、技术指标的基础上，阐述了用于声学测量消声风洞设计的基本要求、应考虑的主要问题，归纳了消声风洞的设计方法，为消声风洞的研制提供科学有效的指导。

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