前缘锯齿对边界层不稳定噪声的影响

陈伟杰， 乔渭阳， 仝帆， 段文华， 刘团结

西北工业大学 动力与能源学院， 西安 710129

前缘锯齿对边界层不稳定噪声的影响

陈伟杰， 乔渭阳*， 仝帆， 段文华， 刘团结

西北工业大学 动力与能源学院， 西安 710129

为探索仿生学前缘锯齿结构的降噪规律，试验研究了低雷诺数到中等雷诺数(Re=(2～8)×105)不同攻角状态下9种前缘锯齿结构对叶片层流边界层不稳定噪声的影响。研究表明：前缘锯齿可以减弱甚至完全抑制边界层不稳定噪声，降噪效果对锯齿振幅和锯齿波长均比较敏感，锯齿振幅越大、波长越小，降噪效果越好，降噪量可达30 dB；前缘锯齿结构可以诱导产生流向涡，影响叶片下游边界层流动，破坏声学反馈回路；前缘锯齿对边界层不稳定噪声峰值频率没有影响。

前缘锯齿； 不稳定噪声； T-S波； 分离泡； 声学反馈回路

在雷诺数较低的情况下，风机、滑翔机、小型无人机、潜艇、水下螺旋桨以及实验室缩比试验环境均可能存在边界层不稳定噪声。Paterson等[1]在1973年首次对NACA 0012和NACA 0018叶片边界层不稳定噪声进行了系统的试验研究，将此声源称为涡脱落噪声，基于平板层流边界层理论给出了预测不稳定噪声频率的公式，并发现了不稳定噪声频率随速度变化的“阶梯形”结构。Tam[2]在1974年否定了Paterson的“涡脱落模型”，认为其不能解释试验中出现的“阶梯形”结构，并首次提出了介于振荡尾迹与叶片尾缘之间的“声学反馈回路模型”，基于Paterson的试验数据给出了可以解释“阶梯形”结构不稳定噪声频率预测公式。上述2种方法仅能预测不稳定噪声频率，并不能预测不稳定噪声大小，Brooks等[3]在1989年针对NACA 0012叶片进行了大量试验，提出了既能预测不稳定噪声频率又可以预测不稳定噪声大小的半经验公式。此外，许多研究者对“声学反馈回路”进行了研究。Arbey和Bataille[4]试验研究了3种不同NACA 0012叶片边界层不稳定噪声问题，指出Tollmien-Schlichting(T-S)波在叶片尾缘会散射为较强的噪声，并提出了介于叶片尾缘与叶片最大速度点之间的“声学反馈回路”。许多研究表明，边界层不稳定噪声的产生主要与叶片压力面尾缘附近的流动分离特别是层流分离泡相关，而与吸力面的边界层流动无关[5-9]。但Desquesnes等[10]提出了不同的看法，认为不稳定噪声的产生与压力面、吸力面的边界层流动均有关，压力面为主要的反馈回路，吸力面为二次反馈回路。Arcondoulis等[11]对不同的声学反馈回路进行了总结并提出了亟待解决的问题。目前关于声学反馈回路的研究还没有定论，但本文更倾向于Desquesnes等提出的模型，即叶片边界层不稳定噪声可能是由2个甚至多个声学反馈回路共同作用的结果。

尾缘噪声降噪问题一直是国内外学者研究的热点，许多学者提出了多种降低叶片尾缘自噪声的措施，如多孔介质[12]、刷式尾缘[13]、尾缘锯齿[14]等，但需要指出的是，上述几种流动控制措施主要还是针对叶片湍流边界层噪声。Inasawa等[15]研究了等离子体对NACA 0012翼型层流边界层不稳定噪声的影响，研究表明，等离子体控制器可以有效降低不稳定噪声。NASA埃姆斯研究中心和格林研究中心首次研究了前缘锯齿对叶片及转子叶片气动性能及噪声的影响[16-19]。Fish和Battle[20]在1995年首次对座头鲸鳍肢凸起结构进行了解剖学分析，此后，许多研究者研究了模仿座头鲸的凸起结构对叶片气动性能的影响[21-24]，但关于仿生学前缘锯齿结构对叶片噪声特别是层流边界层不稳定噪声影响的研究较少。

本文采用试验方法研究来流湍流度较低时不同雷诺数不同攻角状态下叶片边界层不稳定噪声，分析不稳定噪声随雷诺数及攻角的变化关系，着重讨论仿生学前缘锯齿结构对不稳定噪声的影响，对锯齿振幅和波长进行参数化研究，探索前缘锯齿结构的降噪规律及降噪机制。

1 试验装置及测量方法

1.1 全消声室

本试验在中国飞机强度研究所航空噪声与动强度航空科技重点实验室进行，全消声室尺寸为6 m×4 m×6 m，风洞出口为240 mm×300 mm的矩形，出口速度为U0，最高速度可达100 m/s，风洞出口湍流度小于1%，试验装置如图1所示。叶片竖直安装，上下端壁由有机玻璃板夹持，为便于安装叶片，在风洞出口搭设了桁架，采用吸声棉包裹桁架以减弱桁架对声场的影响。通过分析背景噪声可知，桁架对声场的影响较小。

远场指向性测量传声器布置方案如图1(b)所示，采用25路传声器，测量角度范围为30°～150°，间隔5°，传声器位于距离叶片半展长半弦长点半径R=1.5 m的圆环上。

1.2 前缘锯齿叶片

图1 全消声室试验装置Fig.1 Anechoic chamber experiment setup

图2 前缘锯齿叶片结构示意图Fig.2 Sketch of blade with leading-edge serrations

表1 前缘锯齿结构设计参数Table 1 Design parameter of leading-edge serrations

图3 前缘锯齿叶片Fig.3 Blades with leading-edge serrations

1.3 试验状态及测量设备

试验中来流速度为20～80 m/s，对应的基于叶片弦长的雷诺数为Re=(2～8)×105，几何攻角变化范围为0°～15°。实验室条件下有限的风洞出口尺寸会造成来流流线弯曲和下洗，导致有效攻角减小，Brooks等[25]基于升力面理论给出了如下攻角修正公式

αe=αg/ζ

(1)

(2)

σ=(π2/48)(c/L)

(3)

式中：αg为几何攻角；αe为有效攻角；c为叶片弦长；L为风洞宽度。采用上述公式对攻角进行修正，结果如表2所示。如无特殊说明，本文进行图例阐述时均采用几何攻角。

本试验采用BSWA公司1/4英寸预极化自由场传声器，其有效频率范围为20 Hz～20 kHz，最大可测量168 dB的声压信号，工作温度范围为-50～+110 ℃，环境温度系数为0.01 dB/K，环境压力系数为-10-5dB/Pa。传声器的前置放大器与Mueller-BBM数据采集系统相连，该系统最多支持32路传声器同步采集，数据采样率最高达102.4 kHz。图4所示为BSWA传声器及32路通道的BBM数据采集系统。

表2 攻角修正Table 2 Correction of angle of attack

图4 BSWA传声器及BBM数据采集系统Fig.4 BSWA microphone and BBM data acquirement system

为了保证测量精度，在测量开始前，采用标准声源(1 000 Hz，114 dB)对传声器进行了校准。本试验采样率为32 768 Hz，采样时间为10.75 s，每个状态进行了2组测量，后处理取其代数平均。数据处理时取8 192个数据点进行快速傅里叶变换(Fast Fourier Transformation， FFT),采用Welch法求取声压功率谱密度，数据重叠50%，平均170次，频率分辨率为4 Hz。

2 试验结果分析

2.1 不稳定噪声频谱特征分析

图5所示为基准叶片边界层不稳定噪声声压级(Sound Pressure Level，SPL)典型频谱，AOA为来流攻角，fdmax表示幅值最大的离散单音频率，fd表示幅值较小的单音频率。不稳定噪声频谱形状可以分为2类：第1类为“钟形”结构，包含多重离散单音噪声，如图5(a)所示；第2类为频带较窄的单音噪声，如图5(c)所示。背景噪声频谱中568 Hz处存在1个单音，当风洞出口速度为0时此单音依然存在，推测为经风洞传入消声室内的噪声，由于其频率较低且幅值较小，影响可以忽略。

图5 基准叶片不稳定噪声频谱分析Fig.5 Analysis of baseline blade instability noise spectrum

图6 总声压级与来流速度的关系Fig.6 Relationship between OASPL and inflow velocity

图6所示为基准叶片总声压级(Overall Sound Pressure Level，OASPL)随来流速度U0的变化关系，总声压级求取范围为100～16 384 Hz。Uref为参考速度，ΔOASPL为不同来流速度下的总声压级与参考速度下的总声压级之差。 图中包括0° 攻角和5° 攻角结果，虚线表示按速度的6次方拟合结果，由图可知，0° 攻角状态下声功率近似与来流速度的6次方成正比。图中同时给出了未安装叶片时的背景噪声，可以看出，由于有机玻璃板等装置的存在，喷流噪声声功率并不是与速度的8次方成正比。

2.2 前缘锯齿对不稳定噪声的影响

2.2.1 锯齿振幅A的影响

值得注意的是，与本课题组关于尾缘锯齿的研究结论不同，前缘锯齿对不稳定噪声峰值频率影响较小，即不会增大基准叶片已存在的不稳定噪声，也不会诱导产生基准叶片不存在的不稳定噪声。前缘锯齿类似于“旋涡发生器”，可以诱导流向涡的产生，影响叶片下游边界层的发展，改善边界层的稳定性，且锯齿振幅越大对下游流场影响越显著，而尾缘锯齿的影响主要局限于叶片尾缘附近，对叶片上游边界层影响较小。可见，对于层流边界层不稳定噪声而言，前缘锯齿降噪效果优于尾缘锯齿。

图7 锯齿振幅对叶片不稳定噪声的影响(AOA=0°)Fig.7 Effect of serration amplitude on blade instability noise (AOA=0°)

图8 总声压级指向性(AOA=0°)Fig.8 OASPL directivity (AOA=0°)

图8所示为0° 攻角不同速度状态下总声压级指向性结果。低速状态下，前缘锯齿减弱甚至完全抑制了边界层不稳定噪声，在各个方位角均取得了明显的降噪效果。在高速状态下，主要为湍流边界层宽频噪声，且总声压级的大小主要取决于低频段的声压级大小，由总声压级并不能观察到前缘锯齿的降噪效果。

2.2.2 锯齿波长W的影响

尾缘锯齿的引入仅能改变叶片尾缘附近的流场，对叶片上游流场影响较小，而前缘锯齿的引入改变了叶片前缘的流场结构，对叶片下游流场也会有较大的影响，可想而知，锯齿波长越小，一定展向高度内包含的锯齿数量越多，对下游流场结构影响越大，对噪声辐射影响也越大，降噪效果就越明显。

图10所示为0° 攻角不同速度状态下总声压级指向性结果。由图可知，低速状态下，前缘锯齿可以降低各个方位角的总声压级；高速状态下，前缘锯齿略微增大了总声压级。

图11所示为5° 攻角状态下前缘锯齿结构对叶片不稳定噪声的影响。由图可知，对基准叶片而言，低速与高速状态下边界层不稳定噪声类型并不相同，当来流速度为40 m/s时，不稳定噪声频谱较尖，类似于单音噪声；而当来流速度为60 m/s时，不稳定噪声频谱较宽，即前述的“钟形”频谱，且锯齿结构对不稳定噪声峰值频率几乎没有影响。在2种状态下，前缘锯齿结构均可以降低不稳定噪声，且锯齿波长越小，降噪效果越好，A10W10锯齿叶片可以完全抑制边界层不稳定噪声，降噪量高达25 dB。

图12所示为5° 攻角不同速度状态下总声压级指向性结果，当来流速度为40 m/s时，各个方位角均取得了5 dB左右的降噪效果。

图9 锯齿波长对叶片不稳定噪声的影响(AOA=0°)Fig.9 Effect of serration wavelength on blade instability noise (AOA=0°)

图10 总声压级指向性(AOA=0°)Fig.10 OASPL directivity (AOA=0°)

图13所示为10° 攻角状态下前缘锯齿结构对叶片不稳定噪声的影响。由图可知，锯齿波长越小降噪效果越好，当锯齿波长较大时，还有可能增大不稳定噪声。前缘锯齿对主要不稳定噪声和二次不稳定噪声均有降噪作用，且对不稳定频率没有影响。

图14所示为10° 攻角不同速度状态下总声压级指向性结果。由图可知，锯齿波长越小，降噪效果越好，但随着锯齿波长进一步减小，降噪量增加的并不明显。

图11 锯齿波长对叶片不稳定噪声的影响(AOA=5°)Fig.11 Effect of serration wavelength on blade instability noise (AOA=5°)

图12 总声压级指向性(AOA=5°)Fig.12 OASPL directivity (AOA=5°)

图13 锯齿波长对叶片不稳定噪声的影响(AOA=10°)Fig.13 Effect of serration wavelength on blade instability noise (AOA=10°)

图15所示为15° 攻角状态下前缘锯齿结构对叶片不稳定噪声的影响。在来流速度为40 m/s 的状态下，所有叶片均不存在不稳定噪声，前缘锯齿结构的引入会增大叶片噪声，且锯齿波长越小，增大的越多，最大约4 dB。当来流速度增大到60 m/s时，不稳定噪声又重新出现，锯齿结构可以降低不稳定噪声，且锯齿波长越小降噪效果越好。由此可见，不稳定噪声对来流速度和攻角均比较敏感。

图14 总声压级指向性(AOA=10°)Fig.14 OASPL directivity (AOA=10°)

图15 锯齿波长对叶片不稳定噪声的影响(AOA=15°)Fig.15 Effect of serration wavelength on blade instability noise (AOA=15°)

图16 总声压级指向性(AOA=15°)Fig.16 OASPL directivity (AOA=15°)

图16所示为15° 攻角不同速度状态下总声压级指向性结果。由图可知，低速状态下，前缘锯齿会增大叶片湍流边界层宽频噪声；而高速状态下，前缘锯齿可以降低叶片层流边界层不稳定噪声。

2.2.3 锯齿振幅波长之比A/W的影响

图17所示为0° 攻角来流速度20 m/s时总声压级降噪量三维柱状图，降噪量由基准叶片总声压级减去锯齿叶片总声压级得到。由图可知，降噪效果对锯齿振幅、锯齿波长均比较敏感，总体来讲，锯齿振幅越大、波长越小，降噪量越大。

图18所示为0° 攻角来流速度为20 m/s时总声压级随锯齿振幅波长之比的变化关系。由图18(a)可知，当锯齿振幅一定时，A/W越大，锯齿叶片总声压级越小；但当A/W一定时，锯齿振幅越大，锯齿总声压级越大，进一步证明锯齿振幅对噪声有较大影响，图中同时给出了基准叶片总声压级大小，如图中圆点所示。图18(b)所示为总声压级降噪量随锯齿振幅波长之比的变化关系，通过对图中数据进行分析，可知总声压级降噪量大致符合以下关系

(4)

图17 总声压级降噪量(AOA=0°,U0=20 m/s)Fig.17 Noise reduction of overall sound pressure level (AOA=0°, U0=20 m/s)

图18 锯齿振幅波长比对总声压级降噪量的影响(AOA=0°,U0=20 m/s)Fig.18 Effect of serration amplitude to wavelength ratio on OASPL noise reduction (AOA=0°,U0=20 m/s)

3 结 论

1) 在基准叶片不存在不稳定噪声的状态下，前缘锯齿不会诱导不稳定噪声，与尾缘锯齿会诱导不稳定噪声不同；在基准叶片存在不稳定噪声的状态下，前缘锯齿可以减弱甚至完全抑制不稳定噪声，降噪量可达30 dB。

3) 前缘锯齿叶片对不稳定噪声峰值频率影响较小，这与尾缘锯齿会显著改变不稳定噪声频率不同。

4) 前缘锯齿类似于“旋涡发生器”，可以诱导流向涡的产生，增强叶片下游边界层动量交换，改善边界层稳定性，破坏不稳定噪声产生所需的“声学反馈回路”，降低边界层不稳定噪声。

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Effectofleading-edgeserrationsonboundarylayerinstabilitynoise

CHENWeijie,QIAOWeiyang*,TONGFan,DUANWenhua,LIUTuanjie

SchoolofPowerandEnergy,NorthwesternPolytechnicalUniversity,Xi’an710129,China

Inordertoexplorethenoisereductionlawofthebionicsleading-edgeserrations,theeffectofnineleading-edgeserrationsonbladelaminarboundarylayerinstabilitynoisehasbeeninvestigatedexperimentallyatlowtomoderateReynoldsnumber(Re=(2-8)×105)anddifferentangleofattacks.Itcanbeconcludedthatleading-edgeserrationscandecreaseandeventotallysuppressbladelaminarboundarylayerinstabilitynoise.Thenoisereductioneffectisverysensitivetobothserrationamplitudeandserrationwavelength,andthebladewithlargeramplitudeandsmallerwavelengthhasbetternoisereductioneffect,whichcanreachamaximumof30dB.Thenoisereductionmechanismisattributedtothestream-wisevorticesinducedbytheleading-edgeserrations,whichcanaffectbladedownstreamboundarylayerflowandthendestroytheacousticfeed-backloop.Theleading-edgeserrationshavenoeffectontheinstabilitynoisepeakfrequency.

leading-edgeserrations;instabilitynoise;T-Swave;separationbubble;acousticfeed-backloop

2016-01-13;Revised2016-03-08;Accepted2016-03-29;Publishedonline2016-04-080933

URL:www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160408.0933.006.html

s：NationalNaturalScienceFoundationofChina(51276149，51476134)；StateKeyLaboratoryofAerodynamicsResearchFund(SKLA20140201)

2016-01-13；退修日期2016-03-08；录用日期2016-03-29； < class="emphasis_bold">网络出版时间

时间：2016-04-080933

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160408.0933.006.html

国家自然科学基金 (51276149，51476134)； 空气动力学国家重点实验室研究基金 (SKLA20140201)

*

.Tel.：029-88482195E-mailqiaowy@nwpu.edu.cn

陈伟杰， 乔渭阳， 仝帆， 等． 前缘锯齿对边界层不稳定噪声的影响J． 航空学报,2016,37(12):3634-3645.CHENWJ,QIAOWY,TONGF,etal.Effectofleading-edgeserrationsonboundarylayerinstabilitynoiseJ.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2016,37(12):3634-3645.

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

10.7527/S1000-6893.2016.0104

V231

A

1000-6893(2016)12-3634-12

陈伟杰男， 博士研究生。主要研究方向： 叶轮机械气动声学。E-mail: cwj@mail.nwpu.edu.cn

乔渭阳男， 教授， 博士生导师。主要研究方向： 叶轮机械气动热力学、 气动声学、 流动控制技术。Tel.: 029-88482195E-mail: qiaowy@nwpu.edu.cn

*Correspondingauthor.Tel.：029-88482195E-mailqiaowy@nwpu.edu.cn