航空發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲課件

現(xiàn)代航空發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲設(shè)計(jì)與控制技術(shù)報(bào)告內(nèi)容工程背景航空發(fā)動(dòng)機(jī)主要噪聲源航空發(fā)動(dòng)機(jī)聲學(xué)設(shè)計(jì)關(guān)鍵技術(shù)噪聲控制技術(shù)與低噪聲設(shè)計(jì)我國(guó)航空發(fā)動(dòng)機(jī)聲學(xué)設(shè)計(jì)面臨的問題工程背景環(huán)境保護(hù)是飛機(jī)降噪的最大驅(qū)動(dòng)力飛機(jī)數(shù)量和起降密度劇增引起了嚴(yán)重的噪音污染民用航空的可持續(xù)增長(zhǎng)依賴于環(huán)保技術(shù)的進(jìn)步450

m飛機(jī)噪聲適航取證的測(cè)量點(diǎn)：起飛、邊線、著陸噪聲適航取證以有效感覺噪聲級(jí)（EPNdB）計(jì)算每個(gè)測(cè)量點(diǎn)有取證標(biāo)準(zhǔn)，但有3分貝可交換(每點(diǎn)不超過2分貝)飛機(jī)噪聲適航取證飛機(jī)噪聲適航取證的標(biāo)準(zhǔn)越來越嚴(yán)目前是第4階段第5階段標(biāo)準(zhǔn)正在討論（很可能比第4階段又低10分貝）有290效感280320累310集30010,000覺270噪聲260級(jí)250

第三階段第四階段

第五階段100,000 1,000,000飛機(jī)重量（公斤）飛機(jī)噪聲適航取證民用飛機(jī)滿足各階段噪聲適航條例數(shù)量民用飛機(jī)噪聲水平發(fā)展歷程600多機(jī)場(chǎng)采納額外噪音限制標(biāo)準(zhǔn)總噪音量定額分配實(shí)行宵禁噪音級(jí)限額違約罰款這類機(jī)場(chǎng)還在不斷增加采納噪音限制的機(jī)場(chǎng)數(shù)機(jī)場(chǎng)開始實(shí)施日益苛刻的噪聲標(biāo)準(zhǔn)倫敦機(jī)場(chǎng)噪音級(jí)限額倫敦機(jī)場(chǎng)噪音級(jí)限額機(jī)艙舒適性發(fā)動(dòng)機(jī)是機(jī)艙噪音的主要聲源之一機(jī)艙噪音是商業(yè)竟?fàn)幍闹饕笜?biāo)之一民用發(fā)動(dòng)機(jī)商業(yè)競(jìng)爭(zhēng)達(dá)到各種飛機(jī)噪聲適航標(biāo)準(zhǔn)滿足各種機(jī)場(chǎng)噪聲額外限制提高艙內(nèi)舒適性創(chuàng)造“綠色”產(chǎn)品美國(guó)國(guó)家研究委員會(huì)于2006年發(fā)表的《民用航空技術(shù)10年發(fā)展規(guī)劃：未來的基礎(chǔ)》，確定美國(guó)在民用航空領(lǐng)域具有調(diào)整性的研究項(xiàng)目，并進(jìn)行優(yōu)先發(fā)展順序。報(bào)告最終給出51個(gè)具有高度優(yōu)先權(quán)的研究項(xiàng)目，其中推進(jìn)和動(dòng)力領(lǐng)域中十項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)中靜音推進(jìn)系統(tǒng)位于第一。噪聲是現(xiàn)代民機(jī)設(shè)計(jì)的關(guān)鍵技術(shù)指標(biāo)噪聲、耗油率和排放等已并列成為現(xiàn)代民用飛機(jī)最重要的設(shè)計(jì)指標(biāo)聲學(xué)設(shè)計(jì)已貫穿于飛機(jī)設(shè)計(jì)的整個(gè)流程（波音公司有150多名聲學(xué)工程師）軍用飛機(jī)氣動(dòng)噪聲低空突襲略轟炸機(jī)B-2遠(yuǎn)程戰(zhàn)耳語噴氣機(jī)-F117軍用飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)噪聲影響氣動(dòng)噪聲 聲隱身軍用飛機(jī)氣動(dòng)噪聲RAH66科曼奇武裝直升機(jī)氣動(dòng)噪聲聲隱身低空突襲氣動(dòng)噪聲結(jié)構(gòu)聲疲勞飛機(jī)結(jié)構(gòu)的完整性與使用壽命F15B1B軍用飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)噪聲影響軍用飛機(jī)氣動(dòng)噪聲飛機(jī)主要噪聲源現(xiàn)代大型民機(jī)主要聲源主起落架襟翼側(cè)緣風(fēng)扇排氣系統(tǒng)縫翼前起落架777

飛機(jī)全尺寸飛行試驗(yàn)315Hz800Hz1600Hz2500Hz大型民機(jī)主要噪聲源按部件分類發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲風(fēng)扇噪聲噴流噪聲渦輪噪聲機(jī)體噪聲起落架噪聲縫翼噪聲襟翼側(cè)緣噪聲飛機(jī)在起飛、邊線、著陸和巡航時(shí)各聲源重要性不同現(xiàn)代大型民機(jī)主要聲源Engine

noiseEngine

noise飛機(jī)機(jī)體噪聲源高升力機(jī)翼噪聲起落架噪聲起落架噪聲模擬飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲源60年代與90年代航空發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲特性比較飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)主要噪聲源發(fā)動(dòng)機(jī)噪音的主要分量首要聲源風(fēng)扇噪聲噴流噪聲次要聲源渦輪噪聲燃燒室噪聲發(fā)動(dòng)機(jī)噪音的主要分量邊線 起飛大涵道比發(fā)動(dòng)機(jī)90年代的設(shè)計(jì)707580859095100著陸風(fēng)扇前傳風(fēng)扇后傳燃燒噴流有效感覺噪聲級(jí)現(xiàn)代大涵道比航空發(fā)動(dòng)機(jī)噪音源風(fēng)扇噪聲：風(fēng)扇轉(zhuǎn)子風(fēng)扇/來流干涉風(fēng)扇/支板干涉風(fēng)扇/出口導(dǎo)流葉片干涉風(fēng)扇/增壓級(jí)干涉燃燒噪音直接燃燒噪音間接燃燒噪音噴流噪聲：外涵冷噴流內(nèi)涵熱噴流核心機(jī)噪聲：低壓渦輪高壓渦輪高壓壓氣機(jī)低壓壓氣機(jī)風(fēng)扇噪聲主要成分風(fēng)扇噪聲風(fēng)扇轉(zhuǎn)子倍頻處噪聲噴流噪聲噴流噪聲主要成分三種成分：湍流混合噪聲、噴流嘯音與寬帶激波相關(guān)噪聲噴流噪聲：湍流混合噪聲現(xiàn)象渦輪噪聲燃燒噪聲發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲對(duì)艙內(nèi)環(huán)境的影響風(fēng)扇激波噪聲主要影響前部機(jī)艙噴流激波寬度相關(guān)噪聲主要影響后部機(jī)艙航空發(fā)動(dòng)機(jī)聲學(xué)設(shè)計(jì)關(guān)鍵技術(shù)航空發(fā)動(dòng)機(jī)聲學(xué)設(shè)計(jì)關(guān)鍵技術(shù)理論與數(shù)值模擬預(yù)測(cè)方法噴流噪聲風(fēng)扇噪聲消聲短艙實(shí)驗(yàn)測(cè)量技術(shù)氣動(dòng)聲學(xué)風(fēng)洞氣動(dòng)噪聲源與聲場(chǎng)測(cè)量技術(shù)噴流噪聲排氣系統(tǒng)發(fā)展演變過程噴流噪聲的預(yù)測(cè)方法MethodFeature經(jīng)驗(yàn)方法Stone

modelNew

stone

model快速,

預(yù)測(cè)準(zhǔn)確性差適合初期噴管設(shè)計(jì)基于平均流場(chǎng)的預(yù)測(cè)方法MGBK,

JeNo

methodTA

method(Tam

&Auriault

)快速,

比較準(zhǔn)確適合低噪聲噴管設(shè)計(jì)數(shù)值模擬方法LESDESURANS非常慢,

結(jié)果準(zhǔn)確適合機(jī)理研究不適合工程應(yīng)用噴流噪聲預(yù)測(cè)方法湍流混合噪聲聲類比方法Lighthill

方程（1952）Ribner

噴流理論模型（1954）Powell

渦聲理論（1960）Ffowcs

William

遷移效應(yīng)（1963）Lilley方程（1974）Goldstein

廣義Lighthill

理論（2002）兩聲源分量噴流噪聲理論Tam，Goleblowski

&

Seiner兩聲源分量（1996）Tam

&

Auriault

小尺度湍流噪聲理論（1999）計(jì)算氣動(dòng)聲學(xué)方法（CAA）噴流噪聲預(yù)測(cè)方法超音噴流嘯音頻率－已有比較準(zhǔn)確的預(yù)測(cè)公式（Powell

1953，Tam1986，

Panda

1999, Gao

&

Li

2010）幅值－剛能用計(jì)算氣動(dòng)聲學(xué)方法精確預(yù)測(cè)（Li

&

Gao，

2008），但缺乏快速的理論預(yù)測(cè)公式超音噴流寬帶激波相關(guān)噪聲剛剛建立了理論預(yù)測(cè)模型（Tam，2008）尚缺乏令人信服的精確數(shù)值模擬結(jié)果基于RANS的噴流噪聲預(yù)測(cè)方法通過CFD計(jì)算得到噴流的平均流場(chǎng)從平均流場(chǎng)提取相關(guān)的湍流信息將流場(chǎng)信息輸入預(yù)測(cè)模型得到噴流噪聲預(yù)測(cè)結(jié)果CFDMean

flowPrediction

resultRANSBasedJet

NoiseModel32s sq ??

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方程其中s?

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x 2⑦伴隨格林函數(shù)(Tam

and

Auriault,

1999

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??聲壓與伴隨格林函數(shù)之間的關(guān)系譜密度是壓力自相關(guān)函數(shù)的傅立葉變換(3)(4)譜密度計(jì)算聲源模型Tam

和

Auriault

提出的高斯聲源模型

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A2

q2sq2c2?2能量尺度Boeing噴管模型(BPR=2)NASA噴管模型(BPR=5)基于RANS的噴流噪聲預(yù)測(cè)方法兩種典型雙涵噴管60deg90deg110deg試驗(yàn)結(jié)果,預(yù)測(cè)結(jié)果基于RANS的噴流噪聲預(yù)測(cè)方法預(yù)測(cè)結(jié)果：Boeing

噴管模型70deg90deg110deg???

試驗(yàn)結(jié)果,預(yù)測(cè)結(jié)果基于RANS的噴流噪聲預(yù)測(cè)方法預(yù)測(cè)結(jié)果：NASA

噴管模型分開排氣式基本型噴管分開排氣式鋸齒優(yōu)化型噴管基于RANS的噴流噪聲預(yù)測(cè)方法分開排氣式雙涵噴管基于RANS的噴流噪聲預(yù)測(cè)方法預(yù)測(cè)結(jié)果觀察角：90

°觀測(cè)距離:

L=64DTA方法預(yù)測(cè)結(jié)果實(shí)驗(yàn)結(jié)果基于RANS的噴流噪聲預(yù)測(cè)方法標(biāo)準(zhǔn)型混合排氣雙涵道噴管波瓣混合器混合排氣雙涵道噴管觀察角為

90°基本型與波瓣噴管遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲頻譜對(duì)比R

??

64Dj預(yù)測(cè)結(jié)果基于RANS的噴流噪聲預(yù)測(cè)方法CAA方法聲場(chǎng)分布激波結(jié)構(gòu)Ma＝1.42Wavelength AmplitudeLi,X.

D.

and

Gao,

J.

H.,

“Numerical

Simulation

of

the

Generation

Mechanism

of

Axisymmetric

Supersonic

JetScreech

Tones,”

Physics

of

Fluids,

Vol.17,

Issue

8,085105,2005.軸對(duì)稱噴流嘯音Wavelength AmplitudeLi,X.

D.andGao,

J.

H.,

“Numerical

Simulation

ofthe

ThreeDimensional

Screech

Phenomenon

from

aCircular

Jet,”

Physics

of

Fluids,

Vol.20,Issue

3,035101,2008.三維噴流嘯音風(fēng)扇噪聲風(fēng)扇/壓氣機(jī)噪聲預(yù)測(cè)方法60-70年代，Tyler&

Sofrin

模態(tài)分解方法70-80年代，聲類比理論FfowcsWilliams

&Hawkings

方程廣義Goldstein方程90年代至今：計(jì)算流體力學(xué)方法（CFD）計(jì)算氣動(dòng)聲學(xué)方法（CAA）風(fēng)扇氣動(dòng)/聲學(xué)一體化設(shè)計(jì)技術(shù)風(fēng)扇激波噪聲激波噪聲預(yù)測(cè)方法控制風(fēng)扇葉片前緣激波機(jī)構(gòu)優(yōu)化風(fēng)扇葉片幾何形狀風(fēng)扇/出口導(dǎo)流葉片干涉噪聲轉(zhuǎn)子/靜子干涉噪聲預(yù)測(cè)方法選擇風(fēng)扇與出口導(dǎo)流葉片的數(shù)目?jī)?yōu)化出口導(dǎo)流葉片的形狀與后掠角度噪聲源—激波噪聲預(yù)測(cè)聲源信息從CFD計(jì)算獲得基于KZK方程進(jìn)行2D或準(zhǔn)3D風(fēng)扇激波噪聲預(yù)測(cè)激波噪聲聲源示意圖風(fēng)扇前傳聲幅值分布圖風(fēng)扇噪聲源模型與預(yù)測(cè)方法噪聲頻譜

—純音和寬頻噪聲風(fēng)扇聲源與聲傳播噪聲源—風(fēng)扇單頻噪聲預(yù)測(cè)風(fēng)扇尾跡：定常RANS;出口導(dǎo)葉聲響應(yīng)：線化歐拉方程。風(fēng)扇噪聲源模型與預(yù)測(cè)方法噪聲源—風(fēng)扇寬頻噪聲預(yù)測(cè)風(fēng)扇尾跡湍流模擬：非定常RANS;出口導(dǎo)葉聲響應(yīng)：二維平面葉柵理論經(jīng)典的三維管道聲傳播理論降落條件下進(jìn)口和出口的聲功率級(jí)PWL風(fēng)扇噪聲源模型與預(yù)測(cè)方法風(fēng)扇前傳噪聲預(yù)測(cè)聲源定義：數(shù)值計(jì)算（LES、DES、URANS）實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)（經(jīng)驗(yàn)公式、數(shù)據(jù)庫）理論模型（基于物理機(jī)制）短艙內(nèi)傳播：歐拉方程聲襯模型遠(yuǎn)場(chǎng)傳播：FWH方程風(fēng)扇前傳噪聲預(yù)測(cè)與試驗(yàn)驗(yàn)證Sound

Pressure

Level,

SPL,

dB2040 60 80Polar

Angle,

degrees1001204005060708090100HW

DataSW

8.9%

DataSW

5.0%

DataSW

2.3%

Data

HW

LEESW

8.9%LEESW

5.0%LEESW

2.3%LEEJT15D

發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)BPF

=

3150

Hz聲襯面積:

2.3%,

5.0%,

8.9%單一模態(tài)(-13,0)消聲短艙管道聲傳播預(yù)測(cè)模型時(shí)域阻抗邊界條件管道聲傳播預(yù)測(cè)模型聲傳播預(yù)測(cè)模型上世紀(jì)50－70年代中期：解析法(如Wiener-Hopf方法)上世紀(jì)70－90年代中期：有限元(FEM)和邊界元(

BEM)等方法傳統(tǒng)的理論與數(shù)值方法的共同優(yōu)點(diǎn)是計(jì)算比較快速，但是均不能或很難考慮管道復(fù)雜幾何形狀、非均勻背景流場(chǎng)等對(duì)管內(nèi)聲傳播與管口聲輻射的影響，更無從回答管道內(nèi)流場(chǎng)、聲場(chǎng)與聲襯吸聲結(jié)構(gòu)的相互作用機(jī)制CAA方法的優(yōu)點(diǎn):能夠體現(xiàn)復(fù)雜的背景流動(dòng)適于復(fù)雜的幾何形狀73聲傳播預(yù)測(cè)模型74時(shí)域方法適于寬頻，瞬態(tài)和非線性問題適于大規(guī)模全三維問題的模擬要求建立適定的時(shí)域阻抗邊界條件非定常問題頻域方法用于單頻問題的模擬可直接使用相應(yīng)的阻抗邊界條件定常問題時(shí)域和頻域CAA方法75CAA聲場(chǎng)聲源:CFDExperiment背景流場(chǎng):–

CFD控制方程三維（三維軸對(duì)稱）線化歐拉方程時(shí)域：?

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p??T整體策略軸對(duì)稱三維CAA數(shù)值仿真驗(yàn)證時(shí)域CAAFEM進(jìn)氣錐與外機(jī)匣均為硬邊界歸一化壓力分布M0=-0.5m=10n=1

ka=16Li,X.D.，Schemel,

C.,Michel,

U.and

Thiele,

F.,

“Azimuthal

Sound

Mode

Propagation

in

Axisymmetric

FlowDucts,”

AIAA

Journal,

Vol.

42,No.10,2004,

pp.2019-2027.軸對(duì)稱三維CAA數(shù)值仿真驗(yàn)證頻域CAAFEMLiX.Y,LiX.D.,F.Thiele.Frequency-DomainPredictionofSoundPropagationthrough

AxisymmetricflowDucts[C].2007.14thInternationalCongressonSoundandVibration,

Cairns,

Australia.0.0010.010.0010.10.010.20.30.40.50.70.80.90.511.5000.20.40.60.81進(jìn)氣錐與外機(jī)匣均為硬邊界歸一化壓力分布M0=-0.5m=10n=1

ka=16CAA風(fēng)扇后短艙聲傳播預(yù)測(cè)某真實(shí)雙涵道發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇管道幾何模型m=13,n=1-5,

ka

??

28.9786斜口進(jìn)氣道降噪機(jī)制的數(shù)值仿真研究計(jì)算域在

x-z

平面上的投影 斜口進(jìn)氣道的三維網(wǎng)格剖面圖(-15°)計(jì)算網(wǎng)格點(diǎn)的總數(shù)大約為

7.08x

106,

用45個(gè)CPU并行計(jì)算斜口進(jìn)氣道的聲輻射降噪機(jī)制斜口進(jìn)氣道的聲輻射m

=

26n

=

1k

=

32.817142M

=

0.0??

= -15°向地面聲輻射降低約4dB，與羅羅公司實(shí)驗(yàn)結(jié)果符合。Li,

X.

D.,Schoenwald,

N.,

Yan

J.

and

Thiele,

F.,“Numerical

Computation

of

Sound

Radiation

from

aScarfed

Intake,”

AIAA

Paper2003-3245,

May

2003.時(shí)域阻抗邊界條件背景介紹聲襯類型:局域性聲襯非局域性聲襯聲襯結(jié)構(gòu)參數(shù):孔徑

d腔深

L板厚

t聲襯的研究微觀：微孔吸聲機(jī)理宏觀：阻抗邊界條件頻域方法

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(?)時(shí)域方法時(shí)域阻抗邊界條件(TDIBCs)共振腔吸聲機(jī)理研究共振腔吸聲機(jī)理研究計(jì)算模型共振腔吸聲機(jī)理研究瞬態(tài)切向速度Two

resonators

,

SPL=150dB,

f=3kHZ瞬態(tài)密度場(chǎng)由于計(jì)算資源的限制，在未來很長(zhǎng)一段時(shí)間內(nèi)不可能采用DNS或大渦模擬(Large

Eddy

Simulation,

LES)技術(shù)模擬數(shù)以萬計(jì)微孔共振腔組成的聲襯表面的宏觀聲傳播問題。建立精確的阻抗邊界條件來描述聲襯表面的宏觀聲傳播特性是解決工程實(shí)際問題最可行的途徑。聲阻抗定義在頻域中，阻抗邊界條件最初用于頻域分析。時(shí)域計(jì)算方法在寬頻，非線性，瞬態(tài)問題上優(yōu)于頻域方法。時(shí)域阻抗邊界條件是CAA時(shí)域計(jì)算的必要條件。為什么要發(fā)展時(shí)域阻抗邊界條件?聲阻抗定義在頻域中，需要通過反傅里葉變換的方法轉(zhuǎn)化到時(shí)域。為保證變換到時(shí)域的阻抗模型和所解控制方程構(gòu)成適定的初始值問題，要求阻抗模型必須滿足：真實(shí)性,無源性,因果性。在數(shù)學(xué)上頻域內(nèi)阻抗邊界條件的反傅里葉變換是卷積分的形式。如果阻抗模型能夠用一些特定的代數(shù)式表達(dá)，卷積分的數(shù)值求解就可以采用一些簡(jiǎn)單的方式實(shí)現(xiàn)。時(shí)域阻抗邊界條件基本概念inp(t)

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(?)常用的時(shí)域阻抗邊界條件90年代中期以來計(jì)算氣動(dòng)聲學(xué)開始用來進(jìn)行聲襯數(shù)值模擬研究。研究者從不同角度出發(fā)提出并建立了幾種不同的適用于時(shí)域數(shù)值計(jì)算的阻抗模型：三參數(shù)阻抗模型(Tam

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Auriault,1996)基于z變換的寬頻時(shí)域阻抗邊界條件(?zy?rük

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)擴(kuò)展的Helmholtz阻抗模型(Rienstra,2006)2 2f flZ

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??0包含流動(dòng)效應(yīng)的新型時(shí)域阻抗邊界條件(X.

D.

Li,

et

al.，2006STDIBC

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Auriault,1996)BTDIBC

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&

Auriault,1996)包含流動(dòng)效應(yīng)的新型時(shí)域阻抗邊界條件??

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v新型時(shí)域阻抗邊界條件的驗(yàn)證（與NASA流管實(shí)驗(yàn)結(jié)果比較）f

=

1000HzM_ave=0.335f

=

2500HzM_ave=0.335Li,

X.D.，Richter,

C.

and

Thiele,

F.,

“Time-Domain

Impedance

Boundary

Conditions

for

Surfaces

with

Subsonic

Mean

Flows,”

Journal

of

the

Acoustical

Society

of

America,

Vol.

119,

No.5,

May

2006,pp.2665-2676.新型時(shí)域阻抗邊界條件的驗(yàn)證0.10.10.20.20.30.40.50.30.00010.0010.010.020.040.040.061000.51進(jìn)氣錐為硬邊界外機(jī)匣為軟邊界歸一化壓力分布M0=-0.5m=10n=1

ka=16CAAFEMRichter,

C.,

Thiele,

F.，Li,

X.D.

and

Zhuang,

M.,

“Comparison

of

Time-Domain

Impedance

BoundaryConditionsbyLinedAxisymmetricDuctFlows,”AIAAJournal,Vol.45,No.6,

2007,pp.1333-1345.改進(jìn)的多極點(diǎn)模型(XYLi,XD

Li

and

CKWTam,

AIAA

J.,

50(4),

2012)基于三參數(shù)模型和有理函數(shù)組合的方式建立寬頻阻抗數(shù)學(xué)模型適定性：因果性，實(shí)在性，被動(dòng)性通用的寬頻模型采用改進(jìn)的矢量擬合方法獲得模型阻抗參數(shù)改進(jìn)的多極點(diǎn)寬頻阻抗模型Jj

1Cj Cjic?? )? ????j ????jZ

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?? ????(S()01020304050不同位置處解析能量譜和數(shù)值模擬得到的能量譜比較00.30.60.91.2— 輸入解析譜--- x1處解析譜—

-— x2處解析譜輸入數(shù)值計(jì)算譜x1處數(shù)值計(jì)算譜△ x2處數(shù)值計(jì)算譜改進(jìn)的多極點(diǎn)時(shí)域阻抗邊界條件的二維解析驗(yàn)證某航空發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道內(nèi)的聲傳播剛壁條件下鋪設(shè)聲襯條件下輔助動(dòng)力裝置（APU）某型飛機(jī)APU降噪設(shè)計(jì)聲襯聲學(xué)性能非常好

!渦輪噪聲發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲組成渦輪噪聲地位渦輪噪聲經(jīng)驗(yàn)預(yù)測(cè)方法渦輪噪聲半經(jīng)驗(yàn)預(yù)測(cè)方法渦輪噪聲數(shù)值模擬預(yù)測(cè)方法渦輪噪聲預(yù)測(cè)方法經(jīng)驗(yàn)的方法上世紀(jì)六七十年代開始出現(xiàn)經(jīng)驗(yàn)預(yù)測(cè)方法大都基于穩(wěn)態(tài)參數(shù)（流量，壓比等）描述渦輪噪聲通用性差，預(yù)測(cè)精度低需要能揭示物理本質(zhì)的預(yù)測(cè)方法來替代渦輪噪聲預(yù)測(cè)方法半經(jīng)驗(yàn)的方法（以霍尼韋爾APU為例）以Kazin和Matta（GE,1975）建立的理論為基礎(chǔ)對(duì)渦輪噪聲進(jìn)行快速預(yù)測(cè)針對(duì)APU

，預(yù)測(cè)結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果符合比較好渦輪噪聲預(yù)測(cè)方法數(shù)值模擬方法近些年來CFD，CAA為數(shù)值模擬渦輪噪聲提供了可能揭示渦輪噪聲的產(chǎn)生與傳播過程數(shù)值方法預(yù)測(cè)渦輪噪聲是發(fā)展的趨勢(shì)渦輪噪聲預(yù)測(cè)方法渦輪轉(zhuǎn)子/靜子干涉噪聲產(chǎn)生機(jī)理渦輪純音穿透噴流剪切層散射引起的寬頻化效應(yīng)（Haystacking效應(yīng)）渦輪噪聲產(chǎn)生及傳播機(jī)理陣風(fēng)/葉柵干涉的CAA數(shù)值模擬采用CFD/CAA混合求解方法對(duì)渦輪轉(zhuǎn)子/靜子干涉噪聲產(chǎn)生機(jī)理進(jìn)行數(shù)值模擬研究首先采用CFD方法對(duì)多級(jí)渦輪進(jìn)行數(shù)值模擬獲得定常流場(chǎng)；然后采用全三維線化歐拉方程逐排對(duì)各渦輪級(jí)的轉(zhuǎn)子/靜子干涉噪聲進(jìn)行CAA進(jìn)行數(shù)值，以研究其產(chǎn)生機(jī)理。返回渦輪轉(zhuǎn)子/靜子干涉噪聲產(chǎn)生機(jī)理采用CFD/CAA混合求解方法對(duì)渦輪純音穿透噴流剪切層散射引起的寬頻化效應(yīng)進(jìn)行研究。首先采用CFD方法獲得渦輪管道出口噴流剪切層；采用歐拉方程對(duì)渦輪純音穿透剪切層現(xiàn)象進(jìn)行CAA數(shù)值模擬研究其寬頻化效應(yīng)。渦輪純音穿透噴流剪切層散射引起寬頻化效應(yīng)理論分析數(shù)值模擬渦輪級(jí)截止設(shè)計(jì)渦輪級(jí)模態(tài)設(shè)計(jì)動(dòng)葉與靜葉葉片數(shù)優(yōu)化平均稠度平均葉尖馬赫數(shù)渦輪載荷設(shè)計(jì)時(shí)序效應(yīng)聲襯設(shè)計(jì)低噪聲渦輪設(shè)計(jì)準(zhǔn)則渦輪噪聲源低噪聲渦輪設(shè)計(jì)準(zhǔn)則的研究合理選擇葉片數(shù)、葉片平均稠度、葉片葉尖平均馬赫數(shù)和渦輪載荷渦輪噪聲后傳聲通過渦輪噪聲的管內(nèi)聲傳播及管口聲輻射、渦輪純音透噴流剪切層散射引起的寬頻化效應(yīng)等渦輪噪聲后傳聲特性的研究，合理選擇吸聲聲襯及管口幾何形狀典型低壓渦輪噪聲計(jì)算與降噪途徑分析實(shí)驗(yàn)測(cè)量技術(shù)試驗(yàn)設(shè)備要求成套的試驗(yàn)設(shè)備小型模型鳳洞全尺寸試驗(yàn)臺(tái)數(shù)據(jù)分析能力自動(dòng)化的數(shù)據(jù)處理工具完善的數(shù)據(jù)保存系統(tǒng)實(shí)驗(yàn)測(cè)量技術(shù)麥克風(fēng)陣列技術(shù)等DNW(德-荷風(fēng)洞機(jī)構(gòu))是荷蘭和德國(guó)聯(lián)合成立的非盈利性機(jī)構(gòu)。目標(biāo)是向航空航天業(yè)的客戶提供范圍廣泛的風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)和風(fēng)洞模擬技術(shù)，目前DNW運(yùn)營(yíng)12個(gè)風(fēng)洞，其中包括歐洲最大型的低速風(fēng)洞。DNW外觀DNW風(fēng)洞測(cè)試段氣動(dòng)聲學(xué)風(fēng)洞RR公司航空發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲最新室外實(shí)驗(yàn)臺(tái)實(shí)驗(yàn)測(cè)量技術(shù)氣動(dòng)噪聲源定位與重構(gòu)70-80年代：聲反射鏡等90年代至今：麥克風(fēng)陣列技術(shù)麥克風(fēng)陣列設(shè)計(jì)工具麥克風(fēng)陣列聲源成像軟件聲源反演軟件氣動(dòng)噪聲產(chǎn)生機(jī)理與輻射特性噴流噪聲實(shí)驗(yàn)風(fēng)扇噪聲實(shí)驗(yàn)麥克風(fēng)陣列技術(shù)：噴流噪音研究麥克風(fēng)陣列技術(shù)：噴流噪音聲源定位麥克風(fēng)陣列技術(shù)：風(fēng)扇噪音研究麥克風(fēng)陣列技術(shù)：風(fēng)扇噪音聲源定位小型熱噴流實(shí)驗(yàn)風(fēng)扇噪聲源診斷測(cè)試整體測(cè)量；分離風(fēng)扇噪聲源流管實(shí)驗(yàn)Goodrich

流管測(cè)量系統(tǒng)NASA

Lanley流管實(shí)驗(yàn)噪聲控制技術(shù)與低噪聲設(shè)計(jì)噪音控制技術(shù)與低噪聲設(shè)計(jì)低噪聲設(shè)計(jì)貫穿于發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)全部流程總體設(shè)計(jì)部件設(shè)計(jì)排氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)短艙設(shè)計(jì)葉輪機(jī)設(shè)計(jì)燃燒系統(tǒng)設(shè)計(jì)低噪聲發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)展B-52DC8-20CV990A

CV880-22BAC-11DC9-10

DC8-61 737-100737-200727-200727-100 747-100747-200

A300B2MD-80747-400737-300747-30A0320-100A321A340

A330MD-11777A310-300BAe146-200DC10-10DC10-30L-1011Comet

4720707-100195019601970 1980 1990飛機(jī)進(jìn)入市場(chǎng)的年份200020108090100110120渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)和早期渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)第一代渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)第二代渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)707-300B有效感覺噪聲級(jí)（EPNdB，450

m

邊線）未來？降噪技術(shù)研發(fā)過程34567可行性 模擬試驗(yàn)?zāi)Ｐ驮囼?yàn)系統(tǒng)試驗(yàn)飛行試驗(yàn)減噪效果（分貝）技術(shù)研發(fā)進(jìn)程說明：數(shù)值=

技術(shù)成熟度箭頭=

誤差1 2先進(jìn)的飛機(jī)降噪技術(shù)先進(jìn)的飛機(jī)降噪技術(shù)先進(jìn)的發(fā)