鋸齒尾緣翼型近場湍流試驗研究

許坤波，葉英哲，仝帆

（西北工業大學動力與能源學院，西安710072）

鋸齒尾緣翼型近場湍流試驗研究

許坤波，葉英哲，仝帆

（西北工業大學動力與能源學院，西安710072）

基于鋸齒尾緣結構在航空發動機上的應用，對其降噪機理進行研究。通過3維熱線風速儀測量2種尾緣結構的尾跡流場揭示鋸齒降噪的流動本質，其結果顯示出鋸齒尾緣后流場的細微湍流結構變化規律，并在尾跡流場可見單個鋸齒的齒峰和齒谷。結果表明：鋸齒尾緣后尾跡中心線速度的衰減率比直尾緣的高；湍流峰值因為鋸齒尾緣的存在出現在離翼型更遠處，鋸齒在近尾跡區產生了額外的馬蹄渦。

鋸齒尾緣；湍流噪聲；湍流熱線測量；仿生學；噪聲機理；航空發動機

0 引言

本文針對Howe提出的鋸齒尾緣進行研究，著重通過對尾跡區域流場細節進行測量分析，建立鋸齒尾緣流動的流場模型，從而在流動機理上解釋仿生鋸齒尾緣結構的降噪緣由。

1 試驗設備

試驗是在西北工業大學動力與能源學院低速風洞（如圖1所示）上進行，該風洞由氣源壓縮機（如圖2所示）、擴壓段、整流段、收斂段和試驗段組成。試驗段（如圖3所示）中翼型前緣距離氣洞出口為6.8 cm，翼型的2邊通過夾板固定。

試驗翼型為SD2030，如圖4所示。彎度為4%，最大相對厚度為8.5%，翼型的弦長為150 mm，展長為300 mm，采用的鋸齒數據長度為2 h=15 mm，鋸齒寬度λ=6 mm。

圖1 離心式壓縮機

圖2 風洞及儀器

圖3 試驗臺測量段

圖4 鋸齒翼型

翼型平面如圖5所示。分別測量了帶鋸齒和不帶鋸齒的2種尾緣結構翼型的尾跡區。

圖5 鋸齒翼型平面

圖6 鋸齒尾緣尾跡測量

試驗采用Dantec Dynamics 3D streamline恒溫熱線風速儀（如圖6所示）。利用該風速儀可以測得尾跡區速度的3個方向分量，測量速度范圍為1～100 m/s。試驗典型誤差為0.5%，最大誤差小于2%。

2 試驗結果和分析

風洞出口速度U1=6.9 m/s，湍流度為3.75%。試驗坐標系設x為流向方向，y為垂直方向，z為翼型展向方向。測量時保持攻角為0°，由于熱線的工作原理，試驗中不能將熱線安裝得離翼型太近，離尾緣最近的測量區域在流向位置距離尾緣為1 cm。為了捕捉尾緣優化結構對流動產生的細微影響，在x方向測量了3個區域，分別為區域1（距尾緣1 cm）、區域2（距尾緣2 cm）、區域3（距尾緣4 cm）。每個面上y方向從3變化到-5，z方向從0變化到15，間距都是1 mm。其中y方向中0處為正對尾緣處，z方向中0、5、10、15對應于鋸齒的齒尖位置。

2.1 原始翼型尾跡測量結果

2.1 肥料離種子要適宜，一般畝施肥料10kg以下距種子周圍不得少于7cm；一次畝用量10～15kg，距種子不得小于10cm。假如畝用量再增加要在扶垅開20cm深溝施農家肥同時施化肥，有條件的話，施肥后用耙子等工具把化肥與農家肥充分混均勻再扣垅更安全。

為了捕捉優化結構對尾跡區的細微影響，首先對原始翼型的尾跡區進行測量，為了避免翼型加工誤差對試驗結果的影響，對原始翼型尾跡區速度測量中在z方向測量的多個點進行平均。紅色、藍色、綠色分別是區域1、2、3的湍流結果，如圖7所示。從圖中可見，沿著流動方向，尾跡區的湍流度逐漸減小，在靠近尾緣區域呈現出經典的尾跡圖樣，離翼型越遠，翼型對氣流的影響作用逐漸減小。

圖7 直尾緣的尾跡區測量結果

2.2 鋸齒優化翼型尾跡測量結果

為了捕捉鋸齒優化帶來的尾跡區流動變化，在展向每個齒距（5 mm）中布置了5個測量點，間距都是1 mm，展向測量了3個齒距。通過直尾緣（紅色）和鋸齒尾緣（藍色）尾跡在面1的測量結果對比，可以看出，加了鋸齒尾緣結構的翼型在面1處的湍流度大于直尾緣結構翼型的尾跡（如圖8所示），同位置湍流度差值最大為1%，其中直尾緣尾跡湍流度最大位置處于y=-2處，即尾緣垂直向下2 mm處，這是由翼型的非對稱結構造成的，其中吸力面為弧面結構，壓力面為近平面結構。鋸齒尾緣尾跡湍流度的最大處位于y=-1處，更接近于尾緣的正對位置。

圖8 直尾緣和鋸齒尾緣尾跡在面1的湍流度測量結果

通過直尾緣（紅色）和鋸齒尾緣（綠色）尾跡在面2的測量結果對比可見，加了鋸齒尾緣結構的尾跡在面2處的湍流度依然大于直尾緣結構翼型的尾跡，同位置湍流度差值最大為0.8%，如圖9所示，2種結構翼型的尾跡湍流度在面2的最大值都在y=-2處。

圖9 直尾緣和鋸齒尾緣尾跡在面2的湍流度測量結果

通過直尾緣（紅色）和鋸齒尾緣（藍色）尾跡在面3的測量結果對比可見，鋸齒尾緣結構尾跡的湍流依舊大于直尾緣結構，但同位置湍流度差值減小到0.5%，如圖10所示。

從測量結果可知，通過對翼型尾緣進行鋸齒結構處理，尾跡區的湍流度有所增加，隨著流動發展，鋸齒尾緣結構帶來的湍流度變化量逐漸減小。

圖10 直尾緣和鋸齒尾緣尾跡在面3的湍流度測量結果

2.3 鋸齒優化翼型尾跡區的細觀結果分析

為更細微地觀察尾跡區湍流的發展,利用3維熱線探針測得每個點3個方向速度的湍流以及在鋸齒方向布置多個測點來觀察鋸齒尾緣湍流的細觀結構，從而為鋸齒尾緣降噪提供可靠的流場結構機理。

測點的湍流度沿展向的分布如圖11所示。圖中列舉了y=-1、-2、0這3條線，選取這3條線是依據圖8中在這個區域，該3條線的測點測出的湍流更劇烈。在y=-1線中，可以很明顯看出，湍流流動在區域中正對鋸齒的齒尖和齒根中都變得強烈，y=0線也有這種特征，但在y=-2線時，這種特征已不甚明顯。

圖11 區域1中氣流湍流度的展向分布

區域2中湍流度的展向分布情況如圖12所示，從圖中可見，線y=-3依然有這種特點，但是其震蕩的量級已有所減小，而在y=-2線上看不到明顯的特征。

區域3湍流度的展向分布如圖13所示，在圖中，線y=-1還是有如此的特點，其他線上依然看不到明顯的特征。

圖12 區域2中氣流湍流度的展向分布

圖13 區域3中氣流湍流度的展向分布

從圖11～13中見，氣流湍流度的展向分布在特定的位置都呈現出一定的特征，而別的部分沒有強烈的特征而其他部分沒有強烈的特征，說明在流動過程中沿展向在鋸齒的齒尖和齒根部分都產生了細長的比較強烈的湍流脈動，隨著流動的發展，湍流脈動的量級逐漸減小。由于翼型的不對稱形狀，這種細長的湍流脈動先沿著y的負方向發展，隨著流動的發展，逐漸被主流帶到y=0處，即正對尾緣的方向。

為了得到在y和z方向上的速度湍流尺度，本文應用自相關函數Ru計算得到湍流尺度。

泰勒公式被應用到連續的長度尺度計算，假設湍流度不變，用FFT方法得到Rux=0時的τ值，計算得到在y和z方向的速度湍流尺度。

在區域1中y=-2線上Y方向速度的湍流尺度的展向分布可見，每個齒距（0～5、5～10、10～15）內部都有2個尖峰，說明在Y方向上速度會在每個齒距產生2個尖峰，即每個齒尖的兩側會出現Y方向的速度大幅脈動，如圖14所示。

圖14 區域1Y方向速度的湍流尺度展向分布

從區域1（y=-2）處測得的Z方向速度的湍流尺度的展向分布可見，在每個齒尖的位置出現了尖峰，如圖15所示。其結果表明，在正對齒尖位置的細長湍流在Z方向也有強烈脈動。

區域1、2、3的X方向速度的譜變化結果如圖16～18所示。從圖中可見，峰值點的頻率隨著流動逐漸變小，分別為32、26、24 Hz。

圖15 區域1 Z方向速度的湍流尺度的展向分布

圖16 區域16中X方向速度的FFT結果圖17 區域2中X方向速度的FFT結果

圖18 區域3中X方向速度的FFT結果

從以上試驗結果可以得到鋸齒尾緣尾跡的流動模型，鋸齒尾緣翼型尾跡流動的模型如圖19所示。從圖中可見，在每個鋸齒都產生了額外的馬蹄渦，在正對鋸齒的尖部和根部都產生了細長的湍流，并且在齒尖位置產生的在展向方向也有強烈脈動，隨著流動的發展這些細長的湍流對周圍影響逐漸減弱。

圖19 鋸齒尾緣尾跡的流動模型

3 結論

（1）鋸齒化的翼型尾跡區湍流脈動比直尾緣尾跡區的湍流脈動強烈，隨著流動差別逐漸減小。

（2）鋸齒尾緣翼型尾跡中湍流度沿展向分布的結果表明，在正對鋸齒尖部和根部處都產生了細長的湍流脈動，隨著流動發展對周圍產生的影響逐漸減弱。

（3）鋸齒尾緣翼型的尾跡區Y方向速度的脈動結果表明，每個鋸齒都產生了附加的馬蹄渦，隨著流動發展逐漸混合在細長的湍流中。

（4）沿著鋸齒齒尖和齒根處都產生了細長的湍流脈動，在近尾緣處每個齒都產生了附加的馬蹄渦，隨著流動發展逐漸減弱。

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Experimental Investigation on Near-field Turbulence of an Airfoil with Trailing-edge Serrations

XU Kun-bo1,YE Ying-zhe1,TONG Fan1
（SchoolofPowerandEnergy,NorthwesternPolytechnicalUniversity,Xi'an710072,China）

The mechanism of noise reduction for the trailing-edge serrations applied in the aeroengine was studied.Two kinds of serrated trailing structure for turbulence flow field were measured by three dimensional hot-wire anemometer in order to reveal the characteristics of serrations noise reduction.The results show the change rules of small turbulence structure behind the trailing-edge serrations flow field,and the individual trailing-edge serrations tips and valleys occur in the trailing-edge flow field.The experiment result shows that the decay rate of the centerline velocity behind the tailing is higher than its on the straight edge,the turbulence peak occurs further from the airfoil surface in the presence of the serrations,and the serrations generate additional horseshoe vortices shed in the tail region.

trailing-edge serrations;turbulence noise;turbulence hot-wire measurement;bionics;noise mechanism；aeroengine

V 211.71

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2014.05.013

2013-04-09基金項目：國家自然科學基金（51276149;）、空氣動力學國家重點實驗室研究基金（SKLA20140201）資助

許坤波(1988),在讀博士研究生，研究方向為流體機械及工程、氣動聲學和仿生學降噪；E－mail：364398100@qq.com。

許坤波，葉英哲，仝帆.鋸齒尾緣翼型近場湍流試驗研究[J].航空發動機，2014，40（5）：67-71.XU Kunbo，YE Yingzhe，TONGFan1，et al.An Experimental investigation on near-field turbulence ofan airfoil with trailing-edge serrations[J].Aeroengine,2014,40（5）：67-71.