高速列車受電弓射流降噪仿真分析與風洞試驗研究

郭 璐，苗曉丹，楊 儉，袁天辰，宋瑞剛

(1.上海工程技術大學 城市軌道交通學院， 上海 201620；2.上海工程技術大學 機械與汽車工程學院， 上海 201620)

隨著“復興號”動車組在京滬高速鐵路實現速度350 km/h運營，中國高速鐵路運行速度成功覆蓋200、250、300、350 km/h四個速度等級。高速列車行駛時，噪聲主要來源于牽引噪聲、輪軌噪聲和氣動噪聲。當車速超過250km/h時，高速氣流引發(fā)的氣動噪聲超越其他噪聲源成為主導[1]。研究表明，行駛速度達到350km/h時，受電弓區(qū)域產生的氣動噪聲占比高速列車外場噪聲源總聲壓級的7.1%[2]。因此，氣動噪聲控制是我國高速列車進一步提速所要解決的核心問題之一。

目前，國內外研究學者對受電弓區(qū)域氣動噪聲源特性及噪聲控制方法展開了大量研究。文獻[3]采用大渦模擬和FW-H方程，探究了湍流場中受電弓桿件的渦結構及氣動聲學特性。得出受電弓聲源強度主要分布在底架、三絕緣子、平衡梁、上臂和下臂等部件，且占總聲源能量的92%；影響聲源強度的因素包括脫落渦位置、渦流強度以及是否位于渦結構尾流中，這為受電弓氣動噪聲優(yōu)化設計提供了參考。針對噪聲控制方法，被動降噪技術日趨成熟，例如將受電弓沉降式安裝、加裝導流板、引入受電弓導流罩設計等，亦或是通過優(yōu)化受電弓結構外形降低噪聲。文獻[4]通過IDDES數值模擬和風洞試驗相結合的方法，研究受電弓安裝平臺沉降高度對受電弓區(qū)域氣動性能的影響，結果表明隨著沉降高度增加，空腔前部區(qū)域的低速氣流域分布變廣；渦流吸入來自于車頂兩側的氣流，使得作用于受電弓基架及絕緣子的氣流速度降低，受電弓的氣動阻力減小。文獻[5]通過在受電弓兩側增加導流罩的方法來降低受電弓的噪聲，并采用碳纖維復合材料對導流罩結構進行鋪層設計，實現增加結構強度、剛度并減重的目的。文獻[6]利用RNG k-ε模型、大渦模擬及FW-H聲類比法對單碳滑板受電弓各部位的氣動噪聲貢獻量、遠場傳播規(guī)律和頻域分布規(guī)律展開研究，提出對受電弓弓頭進行仿生降噪方法，在碳滑板和圓桿上施加前后對稱橢球狀凸起結構，當碳滑板凸起60 mm、圓桿凸起10.5 mm時，降噪效果最明顯，在7.5 m遠處整車總聲壓級降低了2.56 dBA。

然而傳統的通過設計合理的結構外形、添加擾流裝置或更改物體表面屬性來提高列車氣動性能的被動控制方法已趨于成熟，未來列車減阻技術主要方向為主動控制減阻，其在航空航天領域得到了廣泛應用，成果豐碩[7]。文獻[8]通過高速風洞試驗，測試了某武器艙艙內的靜壓分布和脈動壓力特性，提出空腔前緣多孔擾流板和前緣吹氣兩種流動控制變參數研究方法，結果表明吹氣位置、吹氣流量為流動控制效果的主要影響參數。文獻[9]通過高速風洞靜態(tài)壓力測量試驗，探究了基于脈沖射流激勵器的飛機彈艙氣動噪聲抑制技術，結果表明空腔前緣布置主動脈沖射流激勵器對剪切層施加激勵，會改變武器艙上部剪切層的流動特性，對高強度的聲載荷有一定的抑制作用。

綜上所述，主動降噪技術應用于高速列車噪聲控制的研究還較少。本課題組基于高速列車氣動噪聲主動降噪新方法開展了大量研究。文獻[10]初步提出了一種基于射流的受電弓空腔主動降噪方法，得出結論：射流降噪對高速列車節(jié)能減排、減阻降噪具有重要意義，且順向射流降噪效果較為顯著。文獻[6]進一步分析了復興號受電弓進行了氣動噪聲源特性，遠場噪聲傳播規(guī)律、頻域分布規(guī)律研究。在此基礎上，為確定最優(yōu)射流參數，驗證射流裝置的實際降噪效果，本文通過建立受電弓空腔射流降噪裝置，利用數值模擬與風洞試驗相結合的方式，探究不同射流速度對空腔噪聲的抑制效果。

1 高速列車受電弓氣動噪聲理論分析

1.1 受電弓空腔噪聲發(fā)聲機理分析

高速列車氣動噪聲產生于流體與幾何體的相互作用或流體的自由運動[11]。一類主要集中在列車壁面的湍流邊界層內，由湍流脈動引發(fā)；另一類集中在受電弓的圓柱結構，由周期性的脫落渦引發(fā)[12]。受電弓區(qū)域引發(fā)的渦流可劃分為三個層：弓頭區(qū)域、中部鉸接區(qū)域和底部弓槽區(qū)域[13-14]。沉降式(沉降并加裝導流罩式)受電弓由于車體表面幾何形狀突變形成的空腔部位亦為受電弓的重要發(fā)聲區(qū)域。高速氣流在空腔前緣產生分離，下沉氣體在腔內形成渦流，并經歷渦生成、發(fā)展與脫落[15]。脫落渦以一定速度向下游移動，與空腔后壁面發(fā)生碰撞，并引發(fā)向前傳播的壓力波，此壓力波對空腔流動產生自激振蕩，形成聲波與流動相互作用的反饋回路，使得腔內氣流的速度和壓力等產生劇烈脈動，誘發(fā)強烈噪聲[16]。空腔自激振蕩示意見圖1。

圖1 空腔自激振蕩示意[8]

1.2 氣動噪聲模型分析

本文采用大渦模擬LES和FW-H聲比擬方程求解受電弓空腔部位湍流流場特性和遠場氣動噪聲規(guī)律。大渦模擬解析了含能尺度的渦，通過濾波函數將大尺度的渦和小尺度的渦分離開。在不可壓縮定常流動的假設下，用于LES的控制方程是過濾后的Navier-Stokes方程和連續(xù)性方程

(1)

(2)

在FW-H聲比擬方程中，可將等式右端視作聲源項：第一項是流場中湍流應力產生的四極子聲源項，第二項是表面脈動壓力產生的偶極子聲源項，第三項是周期運動產生的單極子聲源項。

(3)

式中：c為聲速；t為時間；pα為聲壓；Tij為Lighthill應力張量；Pij為壓應力張量；ui為流體在xi方向的速度分量；un為聲源表面的法向流體速度分量；vi為xi方向的表面速度；vn為聲源表面的法向表面速度分量；δ(f)為Diraclet函數；H(f)為Heaviside函數。

2 受電弓空腔射流降噪效果仿真分析

基于受電弓空腔噪聲發(fā)聲機理分析，建立受電弓空腔射流降噪裝置模型。分別采用LES湍流模型和FW-H聲學模型對受電弓空腔流場和聲場進行求解，并從湍動能、渦量、表面聲功率級及遠場噪聲值等角度分析射流對湍流流場的影響和對空腔噪聲的抑制效果，確定最優(yōu)射流參數。

2.1 幾何模型及網格劃分

針對含有受電弓車廂段的某和諧號列車進行受電弓空腔射流降噪裝置1∶30模型縮比設計。模型包括絕緣子、導流罩、弓槽后壁面以及帶有受電弓空腔的車體四個部分，整體外觀尺寸為592mm×112mm×79mm(長×寬×高)；噴嘴分兩排布置在空腔前緣導流罩面板上，噴嘴出口直徑d=2mm，見圖2。

圖2 1∶30射流降噪裝置幾何模型

計算域見圖3，長L=900mm、寬W=320mm、高H=320mm，模型距計算域入口位置L1=188mm、出口位置L2=120mm。計算域入口設定為速度入口(與風洞入口速度保持一致，為40m/s)，即：來流馬赫數M=0.117；探究的射流速度v=10、20、30m/s；出口設定為壓力出口，靜壓為0Pa；計算域兩側及頂部邊界設定為對稱面；底部邊界設定為固體壁面。

圖3 計算域大小及邊界條件

為確保網格精度與計算時間，仿真采用混合網格。當總網格數為33 138 683個時，受電弓表面的最大聲功率級隨網格數目的增加而無明顯變化，驗證了網格的獨立性。具體劃分細節(jié)包括：子計算域(Block1)采用非結構網格，最小面網格尺寸為0.4mm，位于射流噴嘴與絕緣子處，受電弓弓槽壁面網格尺寸約為0.8mm，子計算域最大面網格尺寸不超過2mm；計算域(Block2)采用結構網格，面網格尺寸約為2mm，見圖4。

圖4 混合網格劃分

2.2 求解設置

首先采用標準k-ε模型進行穩(wěn)態(tài)計算，迭代步數為1000步，使得流場充分發(fā)展；再進行瞬態(tài)計算：采用大渦模擬LES求解湍流流場，時間步長為1×10-4s，時間步數為2000步，每個時間步內迭代20次；采用FW-H聲比擬方程求解遠場噪聲，時間步長為1×10-4s，時間步數為2000步，每個時間步內迭代20次；瞬態(tài)計算總時長為0.4s。

參考鐵路噪聲標準ISO 3095—2013可知遠場噪聲監(jiān)測點位置[17]，結合本文模型縮比大小，確定兩處遠場噪聲監(jiān)測點A、B分別位于受電弓弓槽(空腔)幾何中心為2.5、8.333m處，距離地面高為1.167m，見圖5。

圖5 遠場噪聲監(jiān)測點(單位：m)

2.3 射流對空腔流場與聲場的影響

基于上述空腔發(fā)聲機理及仿真計算結果，討論在來流馬赫數M=0.117時，不同射流速度(v=10、20、30、40m/s)對空腔噪聲的抑制效果，選取湍動能、渦量及表面聲功率等物理量，分析空腔流場和聲場的變化。

湍動能是表示湍流場中脈動能量的物理量，在一定程度上可以表征聲源的分布及強弱[14]。為分析不同射流速度對湍動能大小及位置的影響，在受電弓空腔中部剖面，以弓空腔底部為y軸起點，射流口處為x軸起點建立坐標系，見圖6，探究在x/L=5%、絕緣子迎風面、x/L=50%、x/L=95%及空腔后壁面五個站位處，四種射流速度對空腔湍動能的影響(每個站位可測得空腔y方向0～0.03m范圍內的湍動能數據，采樣點個數為200個)。空腔中間剖面各站位處湍動能曲線見圖7。從圖7中可以看出：

圖6 空腔中間剖面各站位示意(單位：m)

圖7 空腔中間剖面各站位處湍動能曲線

(1)在x/L=5%、絕緣子迎風面兩個站位處，射流可以降低空腔湍動能，且隨著射流速度的增加，湍動能隨之減小。在x/L=5%時，距空腔底部上方0.143m處，湍動能最大減小26.68m2/s2；而在距離空腔底部上方0.003～0.004m高度范圍內(射流口位置)，與無射流相比，射速30、40m/s的湍動能有所增加，這是由射流口處局部能量突增引起。在絕緣子迎風面，距空腔底部上方0.012m處，湍動能最大減小30.51m2/s2。

(2)在x/L=50%站位處，與無射流相比，射速10、20m/s增加空腔湍動能，而射速30、40m/s可降低空腔湍動能；在40m/s射速下，距離空腔0.014m位置處，湍動能最大降低4.63m2/s2。

(3)在x/L=50%站位處，射流增加了距離空腔0.01～0.02m范圍內的湍動能，降低了距離空腔0～0.01、0.02～0.03m高度范圍內的湍動能。

(4)在空腔后壁面站位處，射流僅增加了距離空腔0.008～0.01m范圍內的湍動能，對其他高度范圍內的影響不大。

為進一步探究空腔流場復雜湍流運動，以下對渦量進行分析。圖8為不同射流速度下，Q準則等值面(Q=0.01)、以速度著色的渦量云圖。

從圖8(a)中可以看到：(1)受電弓區(qū)域主要分布大尺度的渦，較小尺度的渦對流場結構影響很小。(2)在無射流狀態(tài)下，氣體在空腔前緣分離生成渦，而腔內的渦經歷了從生成、分離、脫落的過程，這與前述噪聲產生機理[15]相吻合，其中腔內包含兩種形狀的脫落渦，即月牙形脫落渦和帶狀脫落渦。

由圖8(b)～圖8(e)可見：與無射流狀態(tài)相比，在30、40m/s射速下空腔前緣產生的渦更微小、稀疏，分布于空腔后緣的帶狀渦直徑更小；而射速10、20m/s下，腔內渦流并無明顯變化。因此，在30、40m/s射速下的流場性能優(yōu)于在10、20m/s射速下的流場性能。

圖8 不同射流速度下Q準則的等值面渦云圖

無射流與不同射流速度下空腔表面最大聲功率級及其變化見表1。與無射流相比，不同射流速度均可以降低空腔表面最大聲功率級，當射流速度為40m/s時，表面最大聲功率級可降低4.503 dB。

表1 不同射流速度下空腔表面最大聲功率級

圖9為無射流與射速40m/s情況下表面聲功率級云圖對比。

圖9 表面聲功率級云圖對比

由圖9可以看出：

(1)受電弓空腔表面最大聲功率出現在絕緣子迎風面和空腔后壁面，進一步分析：來流氣體與絕緣子迎風面直接碰撞，運動至空腔下游時，與空腔后壁面發(fā)生再次碰撞，氣體粒子與固體壁面的相互作用，因而產生較大的噪聲。

(2)與無射流相比，在40m/s的射流速度下，絕緣子迎風面最大聲功率有所降低，空腔后壁面最大聲功率級有所降低，且受電弓區(qū)域最大聲功率出現位置即為空腔后壁面，從而可以認為受電弓區(qū)域表面最大聲功率級是減小的，這與表1中的結果一致。

不同射流速度下，遠場接收點A(8.33m)、B(2.5m)兩處的噪聲值，見表2。與無射流狀態(tài)相比，射速10、20m/s在接收點A、B處的噪聲值均有增加，而射速30、40m/s在接收點A、B處的噪聲值降低；當射流速度為40m/s時，接收點A處有噪聲最大減小值1.43 dB，接收點B處有噪聲最大減小值1.16 dB。因此，30m/s為來流馬赫數M=0.117時的最優(yōu)射流速度，可實現射流對空腔噪聲的抑制效果。

表2 不同射流速度下遠場接收點A、B兩處的聲壓級

綜上分析湍動能、渦量、表面聲功率級及遠場噪聲值，可以得出：射流速度接近于來流速度時，可實現射流對空腔噪聲的抑制效果；且射流速度與來流速度保持一致時，降噪效果最佳。通過射流增加空腔前緣的局部能量，減緩氣體下沉，提高了剪切層的穩(wěn)定性，改善了腔內流場的湍流脈動情況。

3 1∶30縮比風洞試驗驗證

利用射流裝置實物模型進行1∶30縮比風洞測壓試驗，測試空腔后壁面處的脈動壓力。將數值模擬和風洞試驗中的脈動壓力數據進行傅里葉變換，獲取脈動壓力頻譜特性曲線。根據總聲壓級分析射流前后、仿真值與風洞值的誤差，驗證本文氣動噪聲計算方法的準確性。

3.1 風洞平臺及供氣設備

HL3-2A-5A型低速風洞結構組成包括收縮整流段、裝置安裝段(試驗觀測段)以及擴散保護段；試驗段腔體截面為正方形，截面面積為0.32m×0.32m，試驗段腔體長度為0.9m，側邊開設一個長0.5m、寬0.3m的可開閉式門，用于被測物件的放置；最大試驗馬赫數M=0.147。在試驗中[18]，模型的長度小于試驗段長度的70%，模型最大迎風面積與風洞試驗段橫截面積之比ε=9.5%，試驗阻塞比處于阻塞效應不敏感區(qū)，這一區(qū)域的阻塞比小于10%[19]。

射流裝置的氣源采用VA-65型空氣壓縮機，排氣量為0.08m3/min，額定排氣壓力為0.7/0.8MPa。空壓縮機依次與調壓閥、通氣軟管和導流罩氣腔相連接，將氣體引入至射流噴嘴。

3.2 測試設備及數據處理

試驗選擇測量湍流流場的脈動壓力作為間接評價降噪效果的物理量，脈動壓力與噪聲值總聲壓級的關系為

(4)

(5)

脈動壓力測點布置在受電弓空腔(弓槽)后壁面上，包括后壁面中心位置(Point1)、邊緣位置(Point2)，見圖10。

圖10 脈動壓力測點布置

測點的脈動壓力通過德國漢姆HM91微型壓力變送器測得，傳感器測頭直徑為4.5mm，量程為-15～15kPa，輸出信號DC 0～5V (三線制)，測量精度為±0.5%FS，工作時需24V直流電源供電；利用AVANT MI-7016數據采集與信號分析儀采集處理數據，采樣頻率24kHz，采樣時間10s。

3.3 誤差分析

由第2節(jié)中數值模擬分析可知，射流速度為40m/s時，有最優(yōu)降噪效果。以下選取無射流與射速40m/s兩個案例，通過對比數值模擬與風洞試驗監(jiān)測得到的脈動壓力數據，驗證本文模型的計算結果。

將風洞試驗和數值模擬中的脈動壓力數據進行傅里葉變換，圖11、圖12顯示了在300～5 000 Hz的頻率范圍內，監(jiān)測點Point1和Point2分別在無射流和射速40m/s下脈動壓力頻譜特性曲線。由圖11、圖12可以看出：仿真與試驗結果中壓力的脈動幅度和降低趨勢差別不大，驗證了本文氣動噪聲計算方法的準確性；而在中低頻率范圍內(300～3200Hz)仿真的脈動壓力大于風洞試驗值，在高頻范圍內仿真的脈動壓力大于風洞試驗值。這是因為：數值仿真中選擇的湍流模型為大渦模擬模型，無法精確捕獲到小的渦結構，且略微高估了馬赫數M=0.117處的大渦能量。

圖11 監(jiān)測點Point1處脈動壓力頻譜特性曲線

圖12 監(jiān)測點Point2處脈動壓力頻譜特性曲線

根據式(4)、式(5)計算出各監(jiān)測點射流前后噪聲值的總聲壓級OASPL，見表3。監(jiān)測點Point1和Point2處總聲壓級仿真值與試驗值的最大誤差為3.54 dB，接近于文獻[20]提出的高速列車復雜模型風洞試驗的3 dB誤差大小。與無射流相比，監(jiān)測點Point1處總聲壓級的仿真值減小了1.09 dB，測試值減小了0.53 dB；監(jiān)測點Point2處總聲壓級的仿真值減小了0.81 dB，測試值減小了0.49 dB。由于試驗中存在壁面效應，未對脈動壓力數據進行洞壁干擾修正，因而測試的降噪值與仿真的降噪值存在一定差距。

表3 監(jiān)測點Point1、Point2處總聲壓級OASPL變化

4 結論

本文通過數值模擬，以空腔前緣無射流情況為參考，比較了不同射流速度(10、20、30、40m/s)對受電弓空腔流場和聲場的影響，并進行了風洞試驗驗證，得到了以下結論：

(1)通過對比分析射流降噪模型的數值模擬結果與風洞試驗驗證及其他學者的計算結果，證實了本文所采用的LES湍流模型和FW-H聲學模型能夠準確地捕捉流場結構特點和計算聲場噪聲值，其仿真得到脈動壓力在不同頻率的變化規(guī)律也能夠很好的吻合風洞測試數據。

(2)本文所設計的射流降噪模型能有效降低空腔噪聲，其中射流速度為40m/s時，受電弓空腔表面最大聲功率級降低了4.503 dB，遠場噪聲值在2.5m接收點處降低了1.43 dB，在8.333m接收點處降低了1.16 dB，達到了降噪設計目標。

(3)空腔的降噪效果與湍流脈動的劇烈程度有關。射流提高了剪切層的穩(wěn)定性，抑制了湍流場中分離渦、脫落渦的產生，減少了與空腔后壁面碰撞的劇烈程度。