航空聲學風洞的聲學設計研究

李 鵬,湯更生,余永生,呂 波

(中國空氣動力研究與發展中心,四川綿陽 621000)

0 引 言

隨著技術的發展,噪聲指標在軍用或民用飛行器以及地面交通設備的性能參數中占據越來越重要的地位,關于這些設備的噪聲性能以及相應的噪聲控制技術也逐漸成為空氣動力學研究中的重點內容。與此對應,需要具有滿足噪聲性能測試要求的空氣動力地面試驗設備。國外自上世紀70年代開始就建設大型聲學風洞,或者通過在已有風洞基礎上增建聲學試驗段。在這些風洞中進行的直升機噪聲、槳扇噪聲和汽車車身內外噪聲等試驗研究都取得了重要結果。

聲學風洞設計的基本原理、性能及特點已有許多論述[1-3],本文主要給出航空聲學風洞聲學設計的基本要求、應考慮的主要問題、聲學設計的方法等。并就一些問題做必要的補充和部分的定性定量分析,為大風洞的研制提供科學有效的指導。

1 航空聲學風洞聲學設計的基本要求

適合聲學測量的風洞至少應滿足兩個要求[3]：

(1)背景噪聲應足夠低;

(2)洞體的輻射噪聲不能破壞聲源產生的聲場。

具體到適合直升機系統噪聲,包括旋翼寬帶噪聲測量的航空聲學風洞,應當滿足以下4個方面的要求[4]：

(a)流場品質：要滿足氣動聲源機理的研究,風洞流場應均勻,湍流度要低于0.5%。

(b)試驗段尺寸：由于旋翼噪聲產生的機理以及模型和全尺寸旋翼之間的縮尺比例關系不是很清楚,全尺寸結果對縮尺比例有一個最低要求,通過考慮雷諾數及已知的噪聲產生機理,這個比例最小為1/5,這樣,最小的旋翼模型直徑大約為2m。1/5比例旋翼模型要求風洞試驗段均勻流場寬度至少為4m,保證模型周圍有足夠的流場邊界。

(c)背景噪聲：風洞內存在著許多噪聲源,必須考慮每個噪聲源,應使其在試驗段及試驗大廳中產生的噪聲滿足背景噪聲試驗要求。一個良好的聲學測試環境,應當是旋翼噪聲源產生的噪聲比所關心的頻率背景噪聲至少低6dB。可以從背景噪聲中提取較低的噪聲源聲信號,但很費時,而且要事先了解噪聲源的特性。

(d)大型消聲室：麥克風靠聲源太近的話,聲場不具有遠場傳播特性,測試數據會有誤差。要避免這種情況,要求麥克風到聲源的距離至少為一個聲波長和兩倍聲源尺寸[5]。

對于風洞的消聲室,必須將壁面進行吸聲處理,以滿足遠場聲測量條件,如果消聲室表面反射聲波,那么,聲測量的結果就包括了直達聲及各種反射聲,這樣會使得測量數據的分析變得很復雜。

消聲室的一個好處是在氣流外聲學測量點位置具有低的噪聲水平,在氣流外測量,不存在麥克風的氣流誘導自噪聲及風洞回路噪聲輻射到測量空間的指向性問題。

2 航空聲學風洞聲學設計應考慮的主要問題

對航空聲學風洞聲學設計來說有以下幾個值得注意的問題：

(1)聲源及傳播路徑的分析;

(2)消聲室吸聲處理形式的選擇;

(3)低噪聲風扇設計;

(4)收集器的聲學設計;

(5)第一擴散段聲學處理;

(6)聲學處理的吸聲材料與吸聲結構。

2.1 聲源及傳播路徑的分析

要達到所需的風洞試驗段背景噪聲級,必須仔細分析聲源及傳播路徑。不同的風速情況下,風洞試驗段背景噪聲的主要噪聲源是不同的;在60m/s以下時,風洞試驗段背景噪聲主要來自風洞的上游所產生的噪聲(包括噴管產生的氣動噪聲和風洞回路傳遞的噪聲,比如風扇傳遞的噪聲)。在60m/s以上時,風洞試驗段背景噪聲主要來自風洞的下游所產生的噪聲(包括收集器產生的氣動噪聲和風洞回路傳遞的噪聲,比如第一拐角傳遞的噪聲)。其中,噴管噪聲產生的氣動噪聲位于噴管出口;收集器產生的氣動噪聲位于收集器周邊[6]。

2.2 消聲室吸聲處理形式的選擇

消聲室吸聲處理形式的選擇取決于試驗對象進行什么樣的聲學研究。如果只是進行聲學的一般性研究(如主觀評價,聲源定位等),那么吸聲處理采用平板式或尖劈式吸收體均可,如果要進行聲學的物理特性研究(如純音特性,邊界層轉捩,聲疲勞等),則只能選取尖劈式吸收體。平板式吸收體所形成的消聲室自由場誤差取決于激勵信號的帶寬,激勵信號的帶寬越寬,則誤差越小[7],如圖1所示[8]。

圖1 全消聲室自由場純音信號與寬帶信號測試性能差異Fig.1 Deviation in pure-tone and increasing bandwidth signals for the free-field performance in the full anechoic chamber

2.3 低噪聲風扇設計

風扇作為風洞的主要噪聲源之一,其設計、制作的好壞直接影響風洞試驗段背景噪聲的高低。軸流風扇低頻離散噪聲是風扇動葉片與定葉片的氣動干擾產生的,降低該噪聲最有效的方法之一就是利用管路聲傳播的截止特性,即在周向具有某一特定頻率的聲模態頻率低于所謂的截止頻率,那么聲模態就無法傳播,并且很快衰減;截止頻率取決于聲模態頻率、聲模態旋轉速度、氣流軸向速度;聲模態頻率由動葉片數和定葉片數確定。第二個降低這種噪聲的方法是采用后掠角的葉片[9]。

除離散噪聲外,風扇還產生寬帶噪聲,它是由湍流,翼尖掃過壁面邊界層產生的,氣流相對于葉片的速度決定了寬帶噪聲的大小,因此風扇的轉速應盡可能低。

2.3.1 動葉片-定葉片的干擾噪聲[10]

離散噪聲及其諧音是軸流風扇這類設備的典型噪音(即過葉片噪聲)。

動葉片-定葉片干擾的壓力場旋轉速度為：

N為葉片軸的旋轉速度;

B為葉片數;

V為定子數;

n和k為正整數;

只有q＜5時噪聲能傳播。q若太小,噪聲會很大,因此設計時q應該取大值。

q階模態壓力場產生的噪聲頻率為n階諧音頻率：

2.3.2 降低噪聲的措施[10]

選擇較大的q階模態數：B和V不能相等,且數值不能太近,選擇的B和V要較大且相差較大。

截止因子δ的選取：選取的B和V,應滿足截止因子δ≤1.05,這樣基頻噪聲可以降低8dB。截止因子δ由下式確定;

式中：MTR為翼尖馬赫數。

加大葉片-定子的距離：葉片-定子的距離不小于1.5倍葉片弦長(翼尖)。

以上的降噪措施是針對離散噪聲的;對于寬帶噪聲,可以在風扇段上下游及中心體采用多孔的吸聲材料進行降噪。

2.4 收集器的聲學設計

收集器的設計通常要結合噴管的設計,以達到以下要求[11]：

(1)應降低試驗段的能量損失;

(2)不能產生大的自噪聲;

(3)能消除在洞體及駐室可能產生的共振; (4)試驗段軸向有良好的靜壓梯度;

(5)能抑制駐室內的二次流動,因為要進行氣流外的聲學測試。

由于氣流撞擊收集器表面或渦(或湍流)與收集器的相互干擾,收集器會產生氣動噪聲。收集器的聲學處理,目前有兩種方法：

收集器表面僅貼附一層纖維棉氈材料,它是一種軟質的像皮毛的材料,大約10mm長,如圖2所示[7]。

圖2 降低氣動噪聲的纖維棉氈材料Fig.2 Pile-fabric material applied for reducing aerodynamic noise

收集器為框架結構,內填吸聲材料,外蒙復合穿孔板(由碳纖維氈、金屬穿孔板及無紡布復合而成),如圖3所示[12]。

圖3 收集器形式Fig.3 Type of collector

2.5 第一擴散段聲學處理

第一擴散段進行聲學處理的主要目的：

(1)降低試驗段背景噪聲;

(2)第一擴散段有一部分結構是伸入消聲室的,由于第一擴散段截面較大,需要保證消聲室截止頻率的實現;

(3)盡管第一擴散段截面較大,高頻噪聲難以被吸收,但在降低風扇段及風洞回路上傳的混響噪聲方面起了很大的作用。

第一擴散段進行聲學處理的材料通常較厚,聲學材料的表面同收集器表面處理一樣,外蒙復合穿孔板,防止氣流撞擊第一擴散段的表面產生噪聲。

相關研究顯示[13]：在100～5000Hz范圍,試驗段背景噪聲在140km/h時,降低1.5～3dB,混響時間降低50%～70%。

2.6 聲學處理的吸聲材料與吸聲結構

為了滿足聲學風洞的聲學處理需要,比較國內的聚氨酯泡沫塑料和離心玻璃棉粘,聚氨酯泡沫塑料較普遍的缺點是不防火,易燃燒并存在老化的問題,根據一些建筑物使用情況,在不直接照射陽光的室內可用10年。工藝上對不同批生產的泡沫塑料的透氣性控制不能做到完全一致。離心玻璃棉氈具有體積小、熱導率低、不燃燒、耐腐蝕、防潮和吸聲系數高、鋪裝較均勻、在有氣流情況下纖維不易飛散等優點,其內部物理結構已由粘結劑固定下來,從而大大提高了聲學性能的穩定性,能夠按照設計要求,達到預期的效果[14]。因此通常選擇用于聲學處理的吸聲材料為離心玻璃棉氈。

吸聲結構通常是將吸聲材料直接填入鋼結構框架內,表面有復合穿孔板(視情形可以不要碳纖維氈),靠近壁面的部分留有空氣層,以改善低頻吸聲特性。

3 航空聲學風洞聲學設計的方法

3.1 風扇噪聲級的確定

風扇作為主要的噪聲源之一,其噪聲級預估的準確性直接關系到降噪措施的可靠性、風洞的壓力損失及制造成本。風扇噪聲級預估的方法很多,不同公司的風扇,其預估噪聲級的計算方法是不一樣的,且這些計算得到的預估噪聲級相差也很大。在確定某個計算方法的時候,一是通過引導性試驗,二是通過相關的文獻資料,三是通過經驗來確定風扇噪聲級預估的公式。通過引導性試驗驗證了公式[15](1)的有效性,其計算值與實際測量值相差不超過6dB。

Kw為比聲功率級,dB;

Q為體積流率,ft3/min;

P為壓升,inH2O;

BPF為過葉片頻率增量。

3.2 噴管出口噪聲級的確定

航空聲學風洞在設計時,需要預估一個最低的噪聲限值,這個噪聲限值是在沒有風扇、收集器、換熱器等各種風洞部件的情況下得到的,即只有自由射流的情況。總的來說,在風速不高時,噴管出口噪聲(所謂的唇音)由偶極子噪聲決定,即噴管出口噪聲級與氣流速度U6成正比。出口噪聲聲功率級由公式[11](2)確定。

AN為噴口面積,m2;

Ma為氣流馬赫數。

出口噪聲聲壓級由公式(3)確定：

r為測點距風洞軸線的垂直距離,m;

L為測點距風洞噴口出口的軸向距離,m。

引導風洞噴管出口氣動噪聲理論值和實測值見圖4,理論值與實測值吻合得很好。

3.3 試驗段背景噪聲A聲級的確定

風洞進行聲學處理后,試驗段測點位置的背景噪聲A聲級是需要預估的,這個預估值,主要取決于風洞的結構形式、聲學處理方法、測點位置等因素。

通過引導風洞試驗,獲得在測點處的A聲級計算公式：

U為噴口出口氣流速度,km/h;

r'為測點距風洞軸線的垂直參考距離,m。

引導風洞試驗段背景噪聲 A聲級理論值和實測值見圖5,理論值與實測值吻合得很好。

圖4 噴管出口氣動噪聲理論值和實測值Fig.4 Measured and estimated aerodynamic noise value of the nozzle

圖5 測點噪聲A聲級與速度的關系Fig.5 Relationship between background noise A level and wind speed

3.4 風洞回路沿程降噪措施降噪性能的預估

風洞回路沿程降噪措施降噪性能預估所采用的方法同常規的片式消聲器降噪性能的預估方法相似。要注意的是,風洞回路沿程降噪措施應避免大的壓力損失,流場的性能破壞,特別是風洞拐角導流片的長度、厚度、間距的確定需要與拐角導流片的氣動設計相結合,在保證拐角導流片降噪性能的同時,避免拐角導流片產生大的自噪聲以及拐角導流片的波導效應(這會使聲波通過片式消聲器和風洞壁)。

4 聲學風洞設計實例

中國空氣動力研究與發展中心于2006年開始設計了一座0.55m×0.4m聲學引導風洞,如圖6所示。

圖6 0.55m×0.4m聲學引導風洞輪廓圖Fig.6 0.55m×0.4m aeroacoustic pilot wind tunnel lay-out

總體降噪思路是將風扇段產生的噪聲通過風扇段及試驗段前后兩端的回路進行降噪處理,同時消除回路自身產生的噪聲;噴口產生的噪聲通過噴口、收集器及消聲室組合進行降噪處理。具體措施是：風扇段中心體表面及殼體貼附吸聲材料、4個導流片表面貼附吸聲材料、第二擴散段內布置十字消聲板、第一回流段洞壁上貼附吸聲材料、第二回流段布置片式消聲器、噴口內外表面、收集器內外表面及第一擴散段內外表面貼附吸聲材料、消聲室的設計。

已經完成引導風洞噪聲測試。得到了在開口試驗段風速80m/s時,氣流外 2m測點處背景噪聲76.5dB(A)的結果,如圖7所示。

圖7 氣流外背景噪聲譜(80m/s)Fig.7 Frequency spectrum of out-of-flow background noise(at 80m/s)

5 結 論

在吸收國內外已有聲學風洞研制、使用經驗的基礎上,闡述了航空聲學風洞聲學設計的基本要求、應考慮的主要問題,提出了航空聲學風洞聲學設計的方法等,并將這些研究成果應用于引導風洞研制中,達到了引導風洞的噪聲設計指標。將能夠為我國大風洞的研制提供科學有效的指導。

[1] EDWARD DUELL,JOEL W,STEVE A,et al.Recent advance in large-scale aeroacoustic wind tunnel[R]. AIAA 2002-2503,2002.

[2] 谷嘉錦.聲學風洞的設計[J].空氣動力學學報,1997, 15(3)：311-319.

[3] BROUWER H H.Anechoic wind tunnels[R].NLRTP-97517,1997.

[4] JAMES C YU,ABRAHAMSON A LOUIS.Acoustic treatment of the NASA Lanley 4-by 7-meter tunnel：a feasibility study[R].NASA-TP-2563,1986.

[5] THOMAS J MUELLER(Ed.)Aeroacoustic measurements [M].Springer-Verlag,2002.

[6] TOSHIFUMI KUDO,KAZUHIRO MAEDA,MASAHARU NISHIMURA.Techniques of reducing aerodynamic noises in 3/4 open-jet wind tunnels[J].Journal of environment and engineering,2009,4(2)：276-288.

[7] WITTSTOCK V,BETHKE C.The influence of bandwidth on the qualification of anechoic and hemianechoic rooms[R].The 33rd International Congress and Exposition on Noise Control engineering[C].Intel-noise 2004,2004.

[8] KENNETH A CUNEFARE,JEFF BADERTSCHER,VOLKER WITTSTOCK.On the qualification of anechoic chambers;Issues related to signals and bandwidth[J].J. Acoust.Soc.Am.,2006,120(2)：820-829.

[9] TYLER J M,SOFRIN T G.Axial flow compressor studies[J].SAE Transactions,1962,70.

[10] DAVID A NELSON.Reduced-noise gas flow design guide[R].revised.NASA Glenn research center, 2005.

[11]WIEDEMANN J,WICKERN G,EWALD B,et al. Audi aero-acoustic wind tunnel[R].SAE Technical Paper 930300,1993.

[12]JOEL WA LTER,EDWARD DUELL,BILL MA RTINDA LE,et al.The daimler chrysler full-scale aeroacoustic wind tunnel[R].SAE Paper 2003-01-0426,2003.

[13]EDWARD G DUELL,M ARK PERRY,JOHN CALLISTER.Influence of an acoustic liner on wind tunnel background noise levels[R].AIAA-97-1680-CP,1997.

[14]馬大猷主編.噪聲與振動控制工程手冊[M].北京：機械工業出版社,2002.

[15]【美國】L.L.福爾克納主編,張則陸等譯.工業噪聲控制手冊[M].北京：科學出版社,1987.