分开排气式喷管喷流噪声预测及试验研究

吴飞， 邵万仁， 何敬玉， 李晓东， 王德友

1.中航工业沈阳发动机设计研究所， 沈阳　110015 2.北京航空航天大学 能源与动力学院， 北京　100083



分开排气式喷管喷流噪声预测及试验研究

吴飞1，*， 邵万仁1， 何敬玉2， 李晓东2， 王德友1

1.中航工业沈阳发动机设计研究所， 沈阳110015 2.北京航空航天大学 能源与动力学院， 北京100083

为揭示涡扇发动机分开排气式喷管喷流噪声的频谱分布和指向特性，对喷管缩比模型远声场喷流噪声进行了预测及试验研究，并开展了全尺寸喷管基准型及锯齿型喷流噪声的预测工作。结果表明：采用Tam & Auriault方法可以预测出喷流噪声的声压级值和空间指向分布，喷流噪声具有明显的指向性。与基准型喷管相比，锯齿型喷管具有良好的降噪效果；内外涵锯齿型喷管在中低频段的降噪效果优于内涵锯齿型喷管，在高频段的降噪效果差于内涵锯齿型喷管；在本文研究参数范围内，指向角小于88° 时内外涵锯齿型喷管总声压级(OASPL)值高于内涵锯齿型喷管。

分开排气式； 喷流噪声； Tam & Auriault方法； 锯齿型； 总声压级(OASPL)

分开排气式喷管是大涵道比涡扇发动机常用的排气装置，在涵道比5.5以上的发动机上应用广泛。大涵道比涡扇发动机的噪声源包括风扇噪声、喷流噪声以及发动机内部的压气机、燃烧室和涡轮产生的向外辐射噪声。其中，喷流噪声和风扇噪声是最主要的噪声源[1]。随着涵道比的增加，发动机噪声源的特点也发生了较大的改变，其中最重要的收益就是喷流噪声得到了较大的控制，尽管如此，飞机起飞时喷流噪声仍占主导地位。喷流噪声不仅是军用飞机固有的目标特征，而且也是社会普遍关注的公害之一，降低航空发动机的喷流噪声在军用和民用等方面有着重要的现实意义[2]。采用锯齿型喷管，利用锯齿产生的流向涡[3-4]，加强喷流与周围大气环境的混合[5-6]以降低喷流速度,从而抑制喷流噪声。

Saiyed[7]和 Nesbitt[8]等在锯齿型喷管的降噪性能和发动机的推力损失方面做了大量研究，结果表明，锯齿型喷管使噪声从低频段向高频段迁移，发动机推力损失较小。单勇等[2]针对锯齿型喷管齿数的变化对降噪效果的影响进行了分析，结果表明，在一定的齿数范围内，增加齿数可以导致低频段降噪量的增加，同时增大高频噪声，但是当齿数达到一定值时，增加齿数对高频噪声的影响并不明显。Saiyed[9]和Callender[4]等对带有吊挂的分开排气式系统进行了大量的测试，优化后的锯齿结构在飞机起飞时可以降低噪声约2.7 EPNdB (EPNdB为有效感觉噪声分贝)。因此，锯齿型喷管是目前认为降低中高涵道比发动机喷流噪声的最好方法之一。

自Lighthill[10]于1952年通过重组Navier-Stokes 方程得到Lighthill 方程后，气动声学及喷流噪声的预测就沿着声类比的方向发展，能够应用经典声学的方法求解气动噪声，并且得到了速度8次方等有意义的结果，但从Lighthill 方程出发，声源项中包含太多非真实声源信息，声场求解的准确性很大程度上受到声源模化的影响。由于经典声类比理论的固有缺陷，如不能考虑声场与流场如何相互作用等问题，因而制约了其进一步发展。进入20世纪80～90年代，随着试验数据的丰富，Tam[11]通过分析大量数据得出湍流噪声与喷流流动一样也具有相似性，并把湍流噪声与湍流对应，分为大尺度湍流噪声和小尺度湍流噪声，其中大尺度湍流噪声局限于马赫锥内，在下游占主导，而小尺度湍流噪声在各个方向趋于同性。Tam和Auriault[12]认为湍流发声是湍流脉动造成的，并把其与气体分子脉动产生的压力做类比，提出了唯一不同于声类比的小尺度喷流噪声预测(Tam & Auriault，TA)方法，并且通过一系列算例证明了该方法的有效性[11,13-15]。

本文应用TA方法对涡扇发动机分开排气式喷管缩比模型进行喷流噪声预测及试验研究，获得喷流噪声远声场声压级频谱分布规律及指向特性，并开展全尺寸喷管基准型及锯齿型喷流噪声的预测工作。

1　噪声预测方法

1.1出发方程

TA方法从略去黏性项的线化雷诺平均方程出发，采用圆柱坐标系，坐标原点为喷管出口中心，出发方程为

(1)

(2)

(3)

(4)

喷流局部假设平行流，即

式中：p0和ρ分别为环境压强和密度。

1.2声源模型

在TA方法中，Tam和Auriault[12]将声源定义为一个2点时空相关函数，并提出了高斯形式的模化方式，具体形式为

(5)

其中：k和ε分别为湍动能和湍流耗散率；A=0.755；cl=0.256；cτ=0.233。

Tam等通过分析一系列的试验结果发现，在热喷流中2点时空相关函数会随着时空分离的增加迅速衰减。物理上表明，湍流中的涡更快地耗散，这个过程会对声音辐射产生一定影响。因此，Tam和Pastouchenko[15]对原有的声源模化函数进行修改,考虑小尺度湍流噪声产生和传播过程的变化，提出一种更加通用的小尺度湍流噪声声源模型模化方式，具体形式为

(6)

式中：Kυ为υ阶贝塞尔函数；Γ(υ)为Gamma函数。

新的声源模型可以化简为原声源模型，因此可以认为新的声源模型是一个可计算冷喷流和热喷流噪声的通用声源模型。

1.3谱密度

依据TA方法，远场中一点的谱密度[15]为

iω2t2]δ(ω-ω2)dω1dω2dt1dt2dx1dx2

(7)

式中：pa(x1,x,ω1)为源点为x、观察点为x1的伴随格林函数；ω1、ω2为角频率；δ为δ函数。

将新的声源模化公式代入谱密度计算公式(7)可得

iω1t1+iω2t2]δ(ω-ω2)dω1dω2dt1dt2dx1dx2

(8)

通过积分推导，最终的谱密度计算公式为

(9)

式中：Vjet为喷流出口速度；θ为指向角；ω为角频率；a∞为远场声速。

式中：cη=2.159 9；B=0.806；clρ=-0.026；cτρ=-0.252 7。

2　试验系统

2.1试验设施及测试方案

试验在北京航空航天大学流体与声学试验室的全消声室中进行。热喷流噪声试验台如图1所示，主要包括控制装置、燃油动力装置、燃烧室、试验段、气流控制段以及气源部分。控制装置位于消声室外部，主要包括点火加温系统、燃油调节阀、总温显示器和总压显示器等。燃油动力装置主要给燃烧室供给航空煤油，供油量由燃油调节阀控制。

图1　热喷流噪声试验台Fig.1　Hot jet noise rig

安装消声尖劈后的消声室净空间尺寸为8.9m×6.8m×4.65m，截止频率为200Hz。在试验内外涵喷流速度低于马赫数1.5时，试验室气源可以提供1min以上的连续干燥压缩空气，本次试验工作马赫数在0.1～0.9范围内。喷流噪声试验台的压力控制阀可以保证出口压力精度为1.5%。声场测量选用B&K传声器与CH-16型电容传声器(直径6mm电容传声器，相当于1/4in(1in=2.54cm)电容传声器，动态范围：56～170dB，灵敏度：1.33mV/Pa)。传声器在每次试验前都重新标定，并记录试验前后的温度、大气压力。

采用在弧型支架上布置传声器阵列的方法进行声场测量。在喷管尾锥端面中心为圆心的64D(D为喷管内涵出口直径)弧型支架上，每隔15°放置一个传声器。指向角θ规定为传声器所处位置的径向与喷管轴向的夹角，本次试验以指向角45° 和150° 为起始角和终止角(见图2)。弧型支架上安装有可调节位置的传声器套，同时起到固定传声器的作用。通过远场测量装置可以对喷流噪声试验台一定范围内的任意位置进行测量，而且定位准确，操作简单，拆装方便。对试验台以及数据采集设备进行消声处理，表面覆盖消声海绵。

图2　远声场测量方案示意图Fig.2　Schematic diagram of far-field measurement

2.2试验工况

热喷流噪声试验参数见表1。内涵马赫数为0.76，外涵马赫数为0.86。

2.3试验件设计

分开排气式喷管试验件模型(见图3)由涡扇发动机流路尺寸缩比而成，主要由外涵通道、内涵通道、整流内锥及吊挂等组成。试验件模型包括基准型和锯齿型，其中锯齿型喷管内外涵均为12齿，切入角为18°。

表1　热喷流噪声试验参数

图3　分开排气式喷管试验件Fig.3　Separated exhaust nozzle for experiment

3　模型噪声试验及预测结果分析

3.1远声场声压级频谱

图4为远声场声压级(SPL)频谱预测与试验结果比较。图中：pre和exp分别为预测值和试验值；Basic和Chevron分别为基准型和锯齿型喷管。可见，各个观测点处声压级的计算值和试验值变化规律类似，都是随着斯特劳哈尔数(St=fD/U，f为频率，U为内涵喷管出口速度)增加呈现先增大后减小趋势。忽略截止频率附近的声压反射和传声器自身测量误差，计算结果与试验值的吻合性比较好，频谱声压级误差最大值只有4 dB，满足计算需求。因此，本文提出的数值方法计算分开排气式喷管喷流噪声是合理可行的。

图4　远声场声压级频谱预测与试验结果比较Fig.4　Frequency spectrum of far-field sound pressure level for comparison of experiment with calculation

由于篇幅限制，本文只给出部分指向角的预测与试验结果。为了更好地研究锯齿型喷管在喷流各个方向的降噪特性，本文选取指向角θ为60°、90° 及120° 观测点试验数据进行分析。通过图4可以看出，锯齿型喷管在喷流的3个指向角方向观测点都可以不同程度降低喷流中低频段噪声，同时引起高频段噪声增加。锯齿型喷管在指向角60° 观测点的低频段峰值声压级降噪量最高为4 dB，在指向角90° 方向的低频段降噪量居于指向角60° 和120° 的降噪量之间，而在指向角120° 方向具有最好的低频段降噪效果，其峰值声压级降噪量可达5.5 dB。高频段噪声在喷流的各个方向都有一定程度的增加，下游方向增加最小，增量大约为1 dB，上游方向增量最大为2～3 dB。

产生上述现象的原因是：亚声速喷流噪声主要为湍流混合噪声[11,16]。Tam等认为湍流混合噪声是由大尺度涡系结构产生的低频噪声和小尺度涡系结构产生的高频噪声组成。锯齿结构增加边界层的掺混，抑制大尺度涡系的产生，使大尺度涡系向小尺度涡系转变，导致喷流噪声的频谱特性呈现中低频段噪声降低，高频段噪声升高。由于高频声波在传播过程中衰减速度要远高于低频声波，因此达到了降低喷流噪声的目的。大尺度涡系结构所生成的低频噪声主要向下游传播[17-18]，小尺度涡系结构所生成的高频噪声在上游方向占据主导地位，从而导致喷管下游方向的低频段噪声降噪量最大，上游方向的高频段噪声增加量也最为明显。

3.2远声场噪声指向特性

图5为基准型和锯齿型喷管远声场总声压级(OASPL)分布。噪声总声压级预测值分布规律与试验数据趋势一致。在试验工况(内涵马赫数为0.76，外涵马赫数为0.86，热喷流温度Thot=873 K)下，锯齿型喷管(12齿、切入角18° 内涵喷管与12齿、切入角18° 外涵喷管的组合)在喷管上游方向、中游方向和下游方向均有一定降噪效果。指向角60° 观测点处总声压级试验值小于45° 观测点处，原因在于45° 方向的传声器距离试验件外涵管道较近，试验时传声器受到声反射的影响。

图5　远声场噪声指向特性对比结果Fig.5　Comparison results of directivity for far-field noise

4　全尺寸喷管喷流噪声预测

在计算工况(内涵马赫数为0.8，Thot=873 K；外涵马赫数为0.2，冷喷流温度Tcold=286 K)下，应用经过试验验证的TA方法对全尺寸分开排气式喷管进行了喷流噪声声压级频谱及指向性预测，接收点位于距离喷管出口尾锥端面中心64D位置处。图6给出了全尺寸分开排气式喷管的计算模型，内涵锯齿型为12齿、切入角18° 内涵喷管与外涵基准型喷管的组合；内外涵锯齿型为12齿、切入角18° 内涵喷管与12齿、切入角18° 外涵喷管的组合。

图6　全尺寸分开排气式喷管模型Fig.6　Full-scale model of separated exhaust nozzle

图7给出了基准型、内涵锯齿型及内外涵锯齿型喷管在指向角60°、90° 及120° 方向的远声场声压级频谱对比结果。可以看出，相比基准型喷管，内涵锯齿型喷管在指向角60° 和90° 方向观测点处中低频段噪声降低，高频段噪声增加，而在指向角120° 观测点处，内涵锯齿型喷管在整个频谱范围内喷流噪声声压级均降低。内外涵锯齿型喷管在指向角60°、90°及120° 方向观测点处中低频段噪声降低，高频段噪声增加。内外涵锯齿型喷管在指向角60°、90° 和120° 方向观测点处峰值声压级降噪量分别约为1.0、1.8和2.5 dB。与内涵锯齿型喷管相比，内外涵锯齿型喷管能够更好地降低中低频段喷流噪声，但会引起高频段喷流噪声的增加。因为外涵锯齿的添加使得流场中引入了更多的小尺度湍流涡，导致大尺度湍流涡减少，从而使得低频噪声降低，高频噪声增加。

图8为远声场噪声指向特性预测值分布。与基准型喷管相比，锯齿型喷管能够在各个指向角观测点处降低喷流噪声的总声压级。随着指向角增加，喷流噪声总声压级先增加后减小，在150° 处达到最大。这是由于高温排气流与大气环境之间的边界层上出现声折射现象的缘故,导致喷流轴线附近总声压级值降低。内涵锯齿型喷管和内外涵锯齿型喷管在指向角150° 观测点处总声压级值分别降低为2.6 dB和3.0 dB。

指向角88° 附近处存在内涵锯齿型喷管与内外涵锯齿型喷管总声压级数值的交点。随着指向角向上游方向变化，内外涵锯齿型喷管的总声压级数值会高于内涵锯齿型喷管。从图7中的计算结果可以看出，相比内涵锯齿型喷管，内外涵锯齿型喷管更能够降低中低频段的喷流噪声，但其高频段噪声的增加比较明显，因此导致上游方向总声压级数值升高。

图7　不同指向角下远声场声压级频谱对比结果Fig.7　Comparison results of frequency spectrum for far-field sound pressure level in different directional angles

图8　远声场噪声指向特性预测值Fig.8　Directivity of far-field noise prediction

5　结　论

1) TA方法得到的预测结果与试验结果基本吻合，频谱声压级误差最大值为4 dB，满足计算需求。

2) 试验结果表明，与基准型喷管相比，锯齿型喷管具有良好的降噪效果。锯齿型喷管能够降低远声场中低频段声压级，同时引起高频段声压级的增加及总声压级数值降低。

3) 锯齿组合方式对远声场声压级频谱影响较大。内外涵锯齿型喷管在中低频段的降噪效果优于内涵锯齿型喷管，高频段降噪效果差于内涵锯齿型喷管。

4) 锯齿组合方式对远声场总声压级分布影响较大。在本文研究参数范围内指向角小于88°时，内外涵锯齿型喷管总声压级值高于内涵锯齿型喷管。

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吴飞男， 硕士， 工程师。主要研究方向： 喷管及排气装置设计、 喷流噪声抑制技术。

Tel.: 024-24281489

E-mail: wf606_2011@163.com

邵万仁男， 博士， 研究员。主要研究方向： 喷流噪声抑制技术。

Tel.: 024-24281538

E-mail: 13591462786@163.com

Experimental and prediction research on jet noise forseparated exhaust nozzle

WU Fei1，*， SHAO Wanren1， HE Jingyu2， LI Xiaodong2， WANG Deyou1

1. AVIC Shenyang Aeroengine Design and Research Institute, Shenyang110015, China 2. School of Energy and Power Engineering, Beihang University， Beijing100083， China

In order to reveal the distribution of frequency spectrum and directivity for the separated exhaust nozzle, prediction and experiment are conducted for scaled mode, then full-scale nozzle model of basic and chevron are calculated. The result shows that Tam & Auriault’s jet noise prediction theory is used to predict the noise spectra and direction of far-field noise, and jet noise possesses obvious direction. Compared with basic nozzle, the reduced effect of jet noise with chevron is better. Chevrons are fixed only in primary nozzles which have worse ability of low-frequency noise reduction and the high-frequency noise increase by contrast with chevrons which are fixed in primary and bypass nozzles. The overall sound pressure level (OASPL) value of chevrons which are fixed only in primary nozzles is less than that of chevrons fixed in primary and bypass nozzles at the angle of directivity smaller than 88° in this paper.

separated exhaust； jet noise； Tam & Auriault’ method； chevron； overall sound pressure level (OASPL)

2015-04-07； Revised： 2015-08-06； Accepted： 2015-09-16； Published online： 2015-10-1615:45

National Basic Research Program of China(2012CB720201)

. Tel.： 024-24281489E-mail: wf606_2011@163.com

2015-04-07；退修日期：2015-08-06；录用日期：2015-09-16；

时间：2015-10-1615：45

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20151016.1545.002.html

国家“973”计划 (2012CB720201)

.Tel.： 024-24281489E-mail: wf606_2011@163.com

10.7527/S1000-6893.2015.0257

V231.1

A

1000-6893(2016)06-1790-08

引用格式： 吴飞， 邵万仁， 何敬玉， 等． 分开排气式喷管喷流噪声预测及试验研究[J]． 航空学报, 2016, 37(6): 1790-1797. WU F, SHAO W R, HE J Y, et al. Experimental and prediction research on jet noise for separated exhaust nozzle[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2016, 37(6): 1790-1797 (in Chinese).

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

URL： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20151016.1545.002.html