仿生学翼型尾缘锯齿降噪机理

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1、航空学报ActaAeronauticaelAstronauticaSinicaSep．252015V01．36No．92911-2922ISSN1000—6893ON11—1929／Vhttp：／／hkxb．buaa．edu．cahkxb@buaa．edu．crl仿生学翼型尾缘锯齿降噪机理仝帆1，乔渭阳1’*，王良锋1，纪良1，王勋年21．西北工业大学动力与能源学院，西安7101292．中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室，绵阳621000摘要：采用大涡模拟与声类比的方法研究了尾缘锯齿

2、对翼型自噪声的影响。以SD2030翼型为研究对象，设计的尾缘锯齿幅值为10％弦长，周期为4％弦长。模拟了来流速度为31m／s、0。攻角下直尾缘翼型与锯齿尾缘翼型的流场，对应的基于弦长的雷诺数约为310000。详细分析了尾缘锯齿对翼型尾缘湍流流场的影响，并通过Fw—H方程计算大涡模拟提取的声源项，得到直尾缘翼型与锯齿尾缘翼型的声场。研究发现，锯齿尾缘可以明显降低翼型中低频范围内的噪声，在4000Hz以下，窄带噪声最多可降低约16dB。但尾缘锯齿对翼型气动性能有着不利影响。进一步研究表明，该状态下翼型噪

3、声主要由层流边界层引起的涡脱落噪声主导，尾缘锯齿可以抑制层流边界层引起的涡脱落现象，降低翼型升力脉动与尾缘附近的表面压力脉动，减弱尾缘处的低频湍流脉动与涡量，并有效降低尾缘附近涡的展向相关性，这些因素的综合作用使得翼型自噪声降低。关键词：翼型自噪声；涡脱落噪声；宽频噪声；仿生学；尾缘锯齿中图分类号：V231文献标识码：A文章编号：1000—6893(2015)09—2911-12随着民用航空的快速发展，飞机噪声已成为目前航空界普遍关心的问题之一。飞机噪声主要包括机体噪声与发动机噪声，为应对日益严格的

4、噪声适航标准，低噪声飞行器／发动机设计成为设计者追求的重要目标。在飞机／发动机噪声中，尾缘(TE)自噪声是重要的噪声源。不同条件下，尾缘自噪声的噪声特性有着很大不同，雷诺数、攻角、翼型形状、尾缘厚度均会对尾缘自噪声产生重要影响。根据Brooks等的研究，尾缘自噪声产生的物理机制可以分为以下5类uj：①湍流边界层一尾缘噪声(TBL-TENoise)，高雷诺数下湍流边界层与翼型尾缘干涉辐射出的宽频噪声；②层流边界层一涡脱落噪声(LBL-VSNoise)，低雷诺数下，层流边界层占主导时，机翼尾缘存在涡脱落

5、而产生的噪声；③钝尾缘一涡脱落噪声，钝尾缘下游涡脱落通过剪切层而产生的窄带单音噪声；④分离一失速噪声，在攻角较大时由于边界层分离或者失速而辐射出的噪声；⑤翼尖涡噪声，在翼尖附近，翼尖涡将湍流输运到翼尖尾缘区域并与尾缘相互干涉而产生的噪声。为降低翼型尾缘自噪声，发展了许多降噪技术，如多孔介质[2]、刷式尾缘[3。5]、尾缘锯齿结构[6。71等。在众多降噪手段中，基于猫头鹰的仿生学尾缘锯齿结构得到了人们的特别关注。1991年，Howe第一次公开发表了模仿猫头鹰翅膀的锯齿尾缘翼型降噪的理论分析研究结果[6

6、1]，并给出了锯齿尾缘降噪的预测模型。在Howe的理论收稿日期：2014-08—26；退修日期：2014—10—20；录用日期：2015-03-25；网络出版时间：2015—04—0910：04网络出版地址：WWWcnkinet／kcms／detail／111929．V．201504091004001htmI基金项目：国家自然科学基金(51276149)；空气动力学国家重点实验室研究基金(SKLA20140201)*通讯作者Tel．：029—88482195E-mail：qiaowy@nwpuedu

7、cn引用格武；TongF．OiaoWY，WangLF．eta1．NoisereductionmechanismofbionicairfoiltrailingedgeserrationsEJJ．ActaAeronauticaetAstronauticaSinica，2015，36(9)：2911-2922．仝帆，乔渭船，I良锋，等．仿生学翼型尾缘锯齿降噪机理[Jj．航空学报，2015．36(9)：29¨一2922i航空学报8ep．252015V01．36No．9研究后，众多研究证实了锯齿尾缘的降噪效果

8、。Oerlemans等在全尺寸风力机上应用尾缘锯齿，将风力机噪声降低了约3．2dB[8。。Gruber等测量了低马赫数下尾缘锯齿对NACA65(12)翼型噪声的影响，实验结果表明尾缘锯齿可以降低宽频噪声约5dB，然而在高频范围，尾缘锯齿会增大翼型噪声，这与Howe的理论预测结果有很大差别[9_12]。Gruber还研究了尾缘锯齿的降噪效果与锯齿参数及边界层特征的关系[131。Moreau等以平板为对象，研究了中低雷诺数(Re=1．6×105～4．2×105)范围下锯齿