随着民用航空业快速发展, 航空噪声问题, 已经引起人们的重视。国际民航组织(ICAO)和美国联邦航空管理局(FAA)所设置的飞机噪声强制要求, 成为民机进入国际市场不可绕过的规则壁垒。发动机噪声在整个飞机噪声中占有重要的地位, 随着大涵道比涡扇发动机的发展, 风扇-出口导叶噪声地位突出, 尤其是在低马赫数降落过程。其中叶片尾缘宽频噪声(trailing edge noise)是重要宽频分量[1], 主要是由于压力波动在叶片尾缘的散射引起[2]。目前有一些关于降低尾缘噪声技术的研究, 如使用锯齿结构尾缘[3-6]、多孔表面[7]、刷状尾缘[8-9]和金属网覆盖尾缘[10]等。
对于多孔结构设计, 早期Chanaud等[11-12]从改变流体动能向声能转化效率考虑, 提出采用多孔叶片降低风扇噪声的方法, 实验表明可以降低A权重声压级5 dB。Khorrami等[13]数值研究发现多孔结构对缝翼的钝尾缘噪声具有极大的衰减作用, 同时也使噪声主频率降低。Lockard等[14]指出, 靠近尾缘的多孔表面设计是仿生应用鸮类羽毛渗透特征的可行结构。这一研究最近几年又重新引起了研究者的关注。Geyer等[7]实验研究了全多孔表面翼型气动噪声, 发现特定物性参数的多孔材料表面对翼型尾缘噪声有明显抑制作用, 但是气动性能损失较大。Herr等[10]实验发现可渗透尾缘能够降低宽频噪声达4 dB, 也指出迎角变化的复杂影响。Jaworski等[15]理论分析证明一种多孔弹性尾缘具有极大降低尾缘噪声的能力。Fassmann等[16]最近数值计算也证明多孔尾缘降低噪声的潜力。国内此类研究工作还相对较少, 刘刚等[17]数值研究显示被动孔隙表面对尖拱旋体具有很大的气动控制潜力。李勇和王勋年等[18]利用多孔“软叶”概念设计叶片结构, 实验表明前缘干涉噪声能得到有效抑制。葛长江和任露泉院士等[19]设计了多孔表面尾缘, 数值计算表明其能降低噪声10 dB。
前面所涉及的多孔尾缘控制主要是从“不连续边界匹配”和“几何边缘破碎”2个机制[10]出发进行设计, 但是通过影响尾缘上游边界层来流以减小尾缘干涉噪声的研究工作还非常少见。因此, 本文研究了不同于现有设计的多孔尾缘结构, 即利用叶片自身上下面压力差射流改善尾缘上游边界层流动以减小叶片噪声。采用数值方法研究该多孔尾缘结构的流动控制影响和噪声降低效果, 并分析了相关物理机理。
1 研究对象及数值方法 1.1 研究对象本文以NACA0012翼型为基体, 如图 1所示, 在距离前缘(LE)0.85～0.93倍弦长处是多孔区域, 所占比例比较小, 是为了避免过大的气动特性改变。图 1中α为迎角, c为弦长。实际应用中, 多孔结构可用开孔泡沫金属实施。
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| 图 1 多孔尾缘NACA0012翼型 |
本研究采用开源有限体积求解器OpenFoam求解二维不可压缩N-S方程, 使用k-ω SST湍流模型。空间项离散采用二阶中心差分格式, 时间项采用二阶隐式格式, 采用SIMPLEC压力速度耦合。非稳态计算的时间步长为1×10-5s。为了更准确研究尾缘噪声影响, 湍流-前缘作用噪声量需要在计算中排除。本文采用了一种“切割声源”的近似处理方式, 将NACA0012表面从距离前缘0.2c的位置分成2段。上游段是来流作用强烈“前缘噪声源”区域, 在统计噪声信息时并不计入, 而只计及下游段声源区域。具体的模型网格、边界条件设置以及声源切割方式都展示在图 2中。多孔材料流动模拟采用体积平均法的Brinkman-Forchheimer extended Darcy模型进行计算, 模型的详细描述可以参考Vafai[20]以及Hus和Cheng[21]的文献。多孔材料渗透率选择为K=2.6×10-5m2。气动噪声的预测采用FW-H方程的积分解形式计算, 方程推导见参考文献[22-23]。在本文数值模拟中, 基于弦长c和来流速度U∞=20 m／s的雷诺数为Re=8×105。研究表明, 低马赫数和中等雷诺数下的尾缘噪声最为强烈, 常作为研究各种降噪技术的工况[24]。
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| 图 2 计算网格和声源分割处理 |
图 3展示了NACA0012基准原型和多孔NACA0012翼型的气动载荷系数的数值计算结果, 同时基于Xfoil代码[25]理论预测结果也绘制在图中作为比较。α、Cl、Cd分别代表迎角、升力系数和阻力系数。理论预测的失速角大约为16°, Abbot等[26]和Ladson.[27]实验得到在Re=3×106～6×106下失速迎角大约为18°。而图中Ladson的实验结果是在较大雷诺数Re=6×106下得到的, 只做为趋势参考。从图 3a)的理论和数值预测来看, α=15°时还没有出现失速。由于失速临界角通常随着雷诺数增大而增大, 所以可认为本文雷诺数Re=8×105下, 迎角α=15°属于近失速状态。同时图 3a)表明多孔翼型的升力略有损失, 大迎角时最大为10% 。图 3b)表明多孔翼型阻力相对于基准型在低迎角时(α≤5°)略有上升, 但是在大迎角时却有所下降。另外, 图 3c)展示了升阻力比系数, 是翼型气动特性的综合表现, 虚斜线代表升阻比为10作为参考。从图中看, 多孔翼型升阻比略低于基准原型翼型, 说明气动性能不如原型, 最大偏差为8% 。以上结果表明, 该多孔结构翼型和基准型相比, 造成的空气动力性能损失不是很大。Geyer等[7]的全多孔SD7003翼型, 在与本文近似的渗透率下, 升阻比损失高达80% , 所以本文的多孔尾缘结构对气动性能有很大改善。
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| 图 3 多孔设计对NACA0012空气动力系数影响 |
为了考察多孔翼型的气动噪声控制规律, 本文分别选取迎角为0°、5°、10°、15°的情况进行数值模拟研究。对于NACA0012对称翼型, 迎角α=0°时, 上下面无压差, α=15°是接近失速的角度, 所以计算选取的迎角范围具有一定代表性。图 4展示了不同迎角下NACA0012原型和多孔NACA0012的远场声压级结果对比。图中实线代表原型, 虚线代表多孔翼型。首先可以看出随着迎角增大, 噪声水平整体上增大。其次在零迎角的时候, 和原型比, 多孔翼型噪声水平没有明显变化。在较大迎角α=10°和α=15°时, 在1 000 Hz以下, 多孔翼型的噪声水平低于基准翼型大约4 dB, 表现出一定降噪能力。图 5a)的叶片表面时均压力分布表明, 随着迎角增大, 上下表面的压力分布发生明显变化, 压差增大, 当α=5°时, 有压差但是很小。当α=10°和α=15°时, 压差明显增大。所以, 在大迎角下才有足够的压差能推动充足的流体渗流穿过多孔区, 影响尾缘流动从而影响噪声。这也解释了前面的声学结果中, 多孔翼型在大迎角下才表现降噪效果。图 5b)表示的是多孔翼型的表面压力分布, 灰色代表多孔区域。可从图中看出α=0°和α=5°时的曲线和图 5a)基准翼型对应位置的曲线比较基本无变化, 推测穿过多孔界面的流体很少。当α=10°和α=15°时, 多孔区域的曲线和原型翼型相对应的曲线比较变化很大, 上下面压力通过多孔区互通平衡, 显现靠近的趋势, 这也说明有充分的流体穿过多孔区从下表面流到上表面, 这将会在后面的流动分析中得到证明。
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| 图 4 不同迎角下基准NACA0012和多孔NACA0012噪声频谱对比 |
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| 图 5 基准NACA0012和多孔NACA0012表面时均压力分布对比 |
图 6展示了NACA0012基准原型和多孔NACA0012的升力Cl和阻力Cd在不同迎角下的波动均方根值。
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| 图 6 不同迎角下基准NACA0012和多孔NACA0012气动载荷系数 |
对于α=0°和α=5°, 原型和多孔翼型的波动力幅值都不明显, 因为在低迎角下NACA0012附面流没有明显分离。当α=10°时, 2种翼型的升力和阻力波动值都开始增大, 流体分离逐渐出现, 流场开始变得非常不稳定。当α=10°和α=15°时, 多孔翼型的升力和阻力波动幅值低于原型, 说明多孔结构尾缘衰减了气动力的波动。
2.3 流场影响结果为了进一步理解噪声影响的深层原因, 有必要对流场细节进行分析。图 7展示了不同迎角下基准原型和多孔翼型时均流线结果。图中的局部放大图展示了尾缘处压力波动分布。从流线结果可以看到当α=0°时, 多孔区域呈现出2个对称回流区, 没有从下表面到上表面的流动, 流线基本和原型一样。当α=5°时, 多孔区域的流线基本上还是2个大的回流区, 在靠近右侧地方出现少量流体穿过多孔区上界面, 但不够显著。当α=10°时, 回流区缩小, 在多孔区右壁有较多流体穿过上界面, 开始显著影响尾缘流体。在翼型尾缘上表面出现一个分离区, 原型的这个分离区略长于多孔翼型。因为对于多孔翼型, 由于流体穿过翼型注入上表面, 破坏了这个分离区。当α=15°时, 这种作用机制更加清晰, 大量的气流贯穿多孔区注入上表面, 上表面大的流体分离被“微射流”破坏分裂成较小的分离块, 因此造成附面流体变得相对稳定, 波动削弱。
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| 图 7 不同迎角下原型NACA0012和多孔NACA0012翼型流线结构及尾缘处压力波动 |
图 7中的云图显示了原型NACA0012和多孔NACA0012尾缘附近压力波动, 间接反映了多孔处理对于流场稳定及控制噪声的特性。从图中可以看出, 对于α≤5°的迎角下, 多孔翼型和原型的尾缘附近压力波动几乎一样, 没有明显的衰减控制作用。但是, 在α≥10°时, 多孔翼型尾缘附近的压力波动明显削弱。
3 结论本文对多孔结构尾缘叶片的流动控制影响和噪声降低效果进行了数值模拟研究, 并分析了相关物理机理。结论如下:
1) 多孔尾缘在α≥10°较大迎角时(失速前), 低于1 000 Hz的频率范围能够产生大约4 dB的噪声降低。所以该设计的有效工作条件应该是在失速前的较大迎角。
2) 升阻比计算显示, 和原型叶片相比, 多孔叶片的空气动力学性能(升阻比)损失最大值为8% 。证明该多孔尾缘结构在可接受气动性能损失的前提下能够降低尾缘噪声。
3) 结合流动分析, 本文认为的多孔尾缘结构进行流动控制和降低噪声的关键物理机制是:在一定迎角下, 利用叶型自身上下面压差条件, 从尾缘压力侧引入气流注入吸力侧来影响尾缘上游的附面流体, 破坏分离块, 衰减波动力, 最终使得气动噪声降低。
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