螺旋槳氣動噪聲傳播的高精度數(shù)值模擬和降噪研究

1、報告正文參照以下提綱撰寫，要求內(nèi)容翔實、清晰，層次分明，標(biāo)題突出。請勿刪除或改動下述提綱標(biāo)題及括號中的文字。（一）立項依據(jù)與研究內(nèi)容（4000-8000字）：1項目的立項依據(jù)（研究意義、國內(nèi)外研究現(xiàn)狀及發(fā)展動態(tài)分析，需結(jié)合科學(xué)研究發(fā)展趨勢來論述科學(xué)意義；或結(jié)合國民經(jīng)濟(jì)和社會發(fā)展中迫切需要解決的關(guān)鍵科技問題來論述其應(yīng)用前景。附主要參考文獻(xiàn)目錄）；1.1項目的研究意義渦槳飛機(jī)是飛機(jī)中的重要類別之一，具有燃油利用率高，經(jīng)濟(jì)性好等優(yōu)點1如ATR72-500的燃油消耗率為2.47L/100Km,相較于Boeing737-800和A320的燃油消耗率，可分別降低8.5%和5.7%，在短途支線客機(jī)、公務(wù)機(jī)和

2、大型運輸機(jī)中有重要應(yīng)用。與渦扇發(fā)動機(jī)相比,渦槳飛機(jī)的槳葉沒有短艙的包裹,直接暴露在空氣中,因此噪聲更大,是主要缺點之一。近年來,隨著航空運輸?shù)某掷m(xù)增長,民眾對噪聲污染的要求越來越高2,國外政府對適航噪聲的要求也更加嚴(yán)格3,4。整個歐洲航空工業(yè)界決定,相對于2000年生產(chǎn)出的典型飛機(jī),截止2020和2050年,新型飛機(jī)的外部噪聲減少50%和65%。同時,世界上超過60%的機(jī)場,美國超過50個機(jī)場將噪聲視為最重要的問題1,5。這些對我國自主研制的型號MA60和MA700等渦槳飛機(jī)（如圖1和圖2所示）,和其它在研型號提出了更高挑戰(zhàn),渦槳飛機(jī)的氣動噪聲問題是目前航空工業(yè)界亟需研究和解決的關(guān)鍵技術(shù)之一。

3、鑒于此,螺旋槳氣動噪聲的預(yù)測和降噪控制技術(shù)的研究迫在眉睫。圖1MA60渦槳客機(jī)圖2MA700渦槳客機(jī)渦槳飛機(jī)氣動噪聲的主要噪聲聲源包括：渦槳槳葉、機(jī)體（如起落架和增生裝置）和機(jī)體表面的湍流產(chǎn)生的氣動噪聲,其中螺旋槳槳葉旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的諧波噪聲6是渦槳飛機(jī)氣動噪聲的最大噪聲源。渦槳飛機(jī)的主要飛行時間是巡航階段，螺旋槳產(chǎn)生的諧波噪聲傳播到機(jī)體表面，透過機(jī)體傳到艙內(nèi)對機(jī)艙內(nèi)部的舒適性產(chǎn)生重要影響，更重要的是聲載荷造成機(jī)體的振動，影響飛機(jī)其它部件的聲疲勞和電子元件的壽命，對安全性有不可忽視的影響。鑒于此，螺旋槳氣動噪聲在機(jī)身表面的預(yù)測和控制至關(guān)重要，直接關(guān)系到渦槳飛機(jī)的舒適性、安全性和環(huán)保性，因此，螺旋槳氣

4、動噪聲的數(shù)值模擬意義重大。本項目針對我國渦槳客機(jī)研制中，預(yù)測和降低螺旋槳氣動噪聲在機(jī)身表面分布的關(guān)鍵問題，發(fā)展基于高精度數(shù)值格式和聲源模型的螺旋槳氣動噪聲傳播數(shù)值模擬方法，開展大規(guī)模、精細(xì)化數(shù)值模擬研究，旨在揭示機(jī)身表面螺旋槳氣動噪聲的傳播機(jī)理和分布特征，探索螺旋槳飛機(jī)的降噪方法，為渦槳客機(jī)機(jī)身表面的降噪設(shè)計提供技術(shù)和理論支持。1.2.國內(nèi)外研究現(xiàn)狀單個螺旋槳的氣動噪聲頻譜如圖3所示，包含了主要的諧波噪聲（峰值）和寬頻噪聲。螺旋槳的氣動噪聲主要來源于低頻的諧波噪聲，諧波噪聲由槳葉和空氣的周期性運動產(chǎn)生，出現(xiàn)在槳葉旋轉(zhuǎn)頻率（BladePassingFrequency,BPF）的整數(shù)倍。相對而言，

5、寬頻噪聲的影響較小，可以忽略。因此，預(yù)測和降低螺旋槳的氣動噪聲首先要對諧波噪聲的產(chǎn)生和傳播開展準(zhǔn)確的預(yù)測。關(guān)于單獨螺旋槳氣動噪聲的產(chǎn)生和在均勻流動中傳播機(jī)理存在較多的研究，已經(jīng)形成了成熟的理論和數(shù)學(xué)模型。但是，螺旋槳氣動噪聲在復(fù)雜構(gòu)型（如真實機(jī)身）周圍非均勻流動（邊界層）中的傳播機(jī)理仍是螺旋槳氣動噪聲研究的亟待解決的關(guān)鍵問題之一，這是由于存在以下難點：1）機(jī)身等固壁對噪聲的反射、衍射和遮蔽效應(yīng)是螺旋槳氣動噪聲傳播的核心研究問題，對螺旋槳氣動噪聲傳播的影響最大。由于固壁的作用，螺旋槳氣動噪聲在旋轉(zhuǎn)平面具有很強(qiáng)的指向性，聲強(qiáng)隨不同角度相差約40-50dB,在復(fù)雜構(gòu)型下準(zhǔn)確捕捉到這些差異，研究噪聲的

6、反射、衍射和遮蔽效應(yīng)隨聲波波長的變化機(jī)理是具有較高難度；2）流場梯度對螺旋槳噪聲的折射和反射作用是螺旋槳氣動噪聲傳播的關(guān)鍵問題，很大程度上改變機(jī)身表面的聲場分布。機(jī)身周圍流動的梯度較大（如機(jī)身周圍邊界層），流場梯度對聲場的反射和折射作用較強(qiáng)，準(zhǔn)確預(yù)測聲場在流場中的反射和折射機(jī)理，具有較高難度；3）多個螺旋槳間氣動噪聲的干涉作用是螺旋槳氣動噪聲傳播的重要問題，較大程度上改變了機(jī)身表面的噪聲分布。探索螺旋槳相位差對氣動噪聲傳播的干涉機(jī)理對準(zhǔn)確預(yù)測機(jī)身表面的噪聲分布和后續(xù)的降噪設(shè)計具有重要的理論意義。Freqnancy(Hz)圖3螺旋槳氣動噪聲頻譜6gp而孟Isun需a)dPirlos1.2.1.

7、螺旋槳氣動噪聲的傳播機(jī)理研究螺旋槳氣動噪聲在復(fù)雜構(gòu)型(如真實機(jī)身)周圍非均勻流動(邊界層)中的傳播機(jī)理可以通過試驗、解析和數(shù)值模擬方法開展研究。Hanson7、Salikuddin8等人采用試驗方法研究了螺旋槳噪聲在機(jī)身表面的分布和散射問題。研究表明，機(jī)身對單個螺旋槳具有很強(qiáng)的遮蔽效應(yīng)；當(dāng)來流馬赫數(shù)大于0.7時，邊界層的折射作用較強(qiáng)地改變了機(jī)身表面噪聲分布。Hanson9、McAninch10、Lull和Salikuddin8等人采用解析方法對邊界層的反射和折射作用開展了研究，通過將機(jī)身簡化成圓柱和簡化、均勻的邊界層，證明了折射作用主要來自邊界層的速度梯度。試驗方法需要在消聲室內(nèi)進(jìn)行，該方法存

8、在費用高，周期長，滯后性等問題，并且使用的是縮比模型，難以兼顧氣動和聲學(xué)的相似性，需要對試驗數(shù)據(jù)進(jìn)行修正。解析方法成本低，周期短，通過理論推導(dǎo)得到明確的表達(dá)式，能夠?qū)Ω鱾€參數(shù)的影響規(guī)律作出分析，但考慮的幾何構(gòu)型和流動情況簡單，只能在已有的試驗數(shù)據(jù)范圍內(nèi)進(jìn)行研究，在條件以外公式會失效。當(dāng)考慮幾何構(gòu)型復(fù)雜的工程問題時，數(shù)值方法是必需的，且具備下列優(yōu)勢：1) 可以模擬復(fù)雜構(gòu)型，如考慮真實的機(jī)身幾何外形；2) 背景流動真實，如采用CFD(ComputationalFluidDynamics)模擬的方法模擬真實邊界層。近年來，隨著計算機(jī)技術(shù)的飛速發(fā)展，計算氣動聲學(xué)(ComputationalAeroAc

9、oustics,CAA)得到了較大發(fā)展，并且度過了一個黃金周期12，在求解方法和以高精度差分格式為代表的數(shù)值技術(shù)方面取得了一系列重要進(jìn)展12,13。計算氣動聲學(xué)采用數(shù)值模擬的方法，結(jié)合專門為聲波傳播定制的控制方程以及高精度、低耗散、低色散數(shù)值格式，求解聲場的產(chǎn)生、傳播和輻射。計算氣動聲學(xué)需要解析復(fù)雜構(gòu)型（如起落架、縫翼等）非定常流動產(chǎn)生的湍流引起的聲場，其計算量是巨大的。CAA的成本較低，周期短，能夠兼顧氣動和聲學(xué)的相似性，針對復(fù)雜構(gòu)型開展氣動噪聲研究，是低噪聲設(shè)計的重要手段之一，是較先進(jìn)的技術(shù)和未來氣動噪聲研究的發(fā)展方向，也是本項目擬使用的研究手段。1.2.2. 數(shù)值模擬方法目前，國內(nèi)外大多

10、使用混合方法開展螺旋槳氣動噪聲傳播的數(shù)值模擬研究，使用直接方法的研究很少，這是因為直接方法的計算量太大，計算周期過長。CAA混合方法根據(jù)聲場的物理機(jī)制，將聲場的物理過程分成三部分：聲場的產(chǎn)生、近場傳播和遠(yuǎn)場輻射，分別采用不同的控制方程和求解方法開展研究，大大減少了計算量和計算時間。針對螺旋槳氣動噪聲傳播的數(shù)值模擬研究，混合方法首先開展單獨螺旋槳的數(shù)值模擬或建立模型提取聲源，通過擾動方程和高精度數(shù)值格式求解螺旋槳氣動噪聲的傳播。準(zhǔn)確預(yù)測螺旋槳氣動噪聲的傳播和機(jī)體表面的分布，需要采用專門的數(shù)值方法，這是由于螺旋槳氣動噪聲傳播的數(shù)值模擬技術(shù)存在以下難點：1）聲波幅度?。簹鈩釉肼暠举|(zhì)上是氣體的壓力脈動

11、，聲場的幅度通常與流場也相差5到6個數(shù)量級14。傳統(tǒng)CFD的格式截斷誤差大，耗散和色散大，不適合開展聲傳播數(shù)值模擬；2）傳播距離遠(yuǎn)：相較于流體動力脈動（如渦脈動），聲場的傳播距離更遠(yuǎn)，通常大2到3個數(shù)量級，計算氣動聲學(xué)的計算量大；3）傳播機(jī)理復(fù)雜：渦槳飛機(jī)巡航階段的典型馬赫數(shù)約為0.42，機(jī)身附近的流動復(fù)雜，流場對聲場的反射和折射作用較強(qiáng)，需要準(zhǔn)確模擬流場對聲場的折射和反射作用；4）計算量大：由于噪聲的本質(zhì)是寬頻的，人耳能感覺到的頻率從20Hz到20000Hz,全機(jī)尺寸下解析高頻噪聲需要海量的網(wǎng)格量（109級別的網(wǎng)格量），氣動噪聲的計算量巨大；5）聲源模型復(fù)雜：螺旋槳槳葉的運動較為復(fù)雜，在飛行

12、的過程中，槳葉的運動包含了旋轉(zhuǎn)、向前平移等，聲源模型需要準(zhǔn)確模擬槳葉的空間位置；此外，包含了多種噪聲機(jī)理和成分，如槳葉表面壓力分布引起的載荷噪聲，需要高精度的聲源模型來給出；6)邊界條件要求高：為了減少計算量，需要將物理域人為截斷成盡可能小的物理域，同時會對數(shù)值模擬帶來較大的影響。因此需要引入對聲場反射少或吸收強(qiáng)的邊界條件，提高數(shù)值模擬的精確性。因此，螺旋槳氣動噪聲傳播的高精度數(shù)值模擬技術(shù)是當(dāng)前美國機(jī)體噪聲計算會議(BenchmarkproblemsofAirframeNoiseComputations,BANC)15和歐洲國際航空研究論壇(InternationalForumforAviat

13、ionResearchNoiseWorkingGroup,IFAR)的研究重點和熱點之一，具有較高的難度和技術(shù)要求。傳統(tǒng)聲學(xué)使用波動方程來求解均勻來流下聲波的反射和衍射現(xiàn)象，難以捕捉流場梯度對聲波的反射和折射作用。目前國內(nèi)外氣動聲學(xué)領(lǐng)域大多使用聲擾動方程(AcousticPerturbationEquation,APE)或LEE結(jié)合高精度格式來開展聲傳播的數(shù)值模擬研究，包含流場梯度對聲場的反射和折射作用。APE是一種聲類比方法16，通過對LEE開展特征值分析，保留產(chǎn)生聲波的源項，過濾掉產(chǎn)生渦波和熵波的源項，存在一定程度上的近似，能夠使計算更加穩(wěn)定，在德宇航(DLR)、南京航空航天大學(xué)和西工大的

14、研究中應(yīng)用較多。典型工作包括：DLR的Ewert等人17,18采用色散關(guān)系保持(DispersionRelationKeeping,DRP)差分格式19離散APE,預(yù)測了二維翼型尾緣的噪聲，分析了后緣噪聲的主要來源，并通過在后緣打孔降低了噪聲。南安普頓大學(xué)的Ma等20采用預(yù)系數(shù)化緊致格式21和APE，研究了聲襯對前緣縫翼的降噪效果。南京航空航天大學(xué)的陳榮錢等人22,采用APE和DRP差分格式，研究了NACA0012尾緣噪聲的產(chǎn)生和傳播。西工大的白俊強(qiáng)研究組23進(jìn)一步對30P30N二維增升裝置的聲傳播開展了數(shù)值模擬。南京航空航天大學(xué)的司海青等人24對APE進(jìn)行了改進(jìn)，降低了計算成本，同時保留了計

15、算精度。LEE保留了聲波、渦波和熵波的貢獻(xiàn)，精度更高，在DLR、法宇航(ONERA)、南安普頓大學(xué)的空客噪聲技術(shù)中心(AirbusNoiseTechnologyCentre,ANTC)、美國國家宇航局(NASA)蘭利研究中心(LangleyResearchCentre,LaRC)和英國的聲學(xué)和振動中心(InstituteofSoundandVibration,ISVR)的聲傳播的相關(guān)研究中使用,產(chǎn)生了大量的研究成果和數(shù)值格式，其中與本項目最相關(guān)的是螺旋槳氣動噪聲在非均勻流場中的折射和反射數(shù)值模擬研究。徳宇航的Siefert和Delfs25在馬赫數(shù)為0.7,0.75和0.8時，使用LEE研究了不

16、同頻率的靜止點聲源在機(jī)身表面有限區(qū)域的噪聲分布；研究表明，邊界層能夠顯著減少上游區(qū)域機(jī)身表面的噪聲分布，巡航狀態(tài)下邊界層的折射和反射作用不可忽略，如圖4所示。徳宇航的Dierke等人26擴(kuò)展了之前的研究成果，采用渦扇發(fā)動機(jī)風(fēng)扇噪聲的模態(tài)替換了之前的點聲源，使用相同的數(shù)值模擬方法在機(jī)身表面有限區(qū)域內(nèi)研究了機(jī)身表面的噪聲分布，得到了相同的結(jié)論。之后，Dierke27,28推導(dǎo)并開發(fā)了精度較高的螺旋槳聲源模型，并采用LEE和DRP差分格式模擬了單個螺旋槳氣動噪聲的傳播。針對聲源模型和高精度數(shù)值求解方法，對比了試驗和數(shù)值模擬結(jié)果，證明該螺旋槳氣動噪聲傳播數(shù)值模擬方法具有較高的精度，如圖5和圖6所示。法

17、宇航的Garrec和Reboul29使用類似的聲源模型和LEE預(yù)測了單側(cè)開式轉(zhuǎn)子的槳葉噪聲在機(jī)尾表面的噪聲分布，如圖7所示。南安普頓大學(xué)的Miao30,31，使用LEE和相同的聲源模型研究了單個螺旋槳噪聲在圓柱表面的噪聲分布，如圖8所示。之后，Miao31研究了在起飛階段，相同相位下，雙螺旋槳氣動噪聲在ATR72機(jī)身表面的分布規(guī)律，如圖9所示。國內(nèi)關(guān)于螺旋槳氣動噪聲的研究有一些代表工作。喬渭陽等人32對螺旋槳厚度和載荷噪聲的時間歷程提出了一種新的求解方法，結(jié)果精度令人滿意。劉沛清研究組33使用Kirchhoff-FWH方法對單獨螺旋槳的噪聲開展了計算，并對噪聲頻譜開展了分析。高永衛(wèi)、喬志德等3

18、4改進(jìn)了升力面方法，快速求解螺旋槳的遠(yuǎn)場聲學(xué)特性，結(jié)算結(jié)果與試驗結(jié)果符合較好。毛熙昌等35采用試驗方法對比了四葉槳和三葉槳的氣動和聲學(xué)特性，結(jié)果表明四葉槳的氣動性能更好，噪聲更低。王同慶36對螺旋槳飛機(jī)縮比模型表面的聲壓開展了預(yù)測和試驗對比結(jié)果顯示預(yù)測方法與試驗符合較好。劉秋洪37等人深入研究了氣動噪聲傳播的物理模型和數(shù)值預(yù)測方法，提出了非緊致阻抗邊界氣動噪聲輻射/散射統(tǒng)一積分計算方法,并通過圓柱繞流算例驗證了方法的有效性。HvEl-5-ij5ndb)-eT1pIJOJi-4)圖41000Hz下點聲源在機(jī)體表面產(chǎn)生的聲壓級分布：a)無邊界層；b)有邊界層。201Load2rzO.fiLd2mi

19、c2PiAHO10100Dp_i竊604090SPL(im),dECarplete2HPF1Hh2Coimplffte2SPF2linsgTMeasurernefiiB-PF1#PaeasurememLBPF1hI!_I5J3O10001500200025003&00J0*1圖5螺旋槳聲源模型數(shù)值解與理論解對比圖6螺旋槳氣動噪聲傳播數(shù)值解與試驗對比a)開式轉(zhuǎn)子壓力脈動的空間分布b)開式轉(zhuǎn)子機(jī)尾表面聲壓級分布圖7開式轉(zhuǎn)子噪聲在機(jī)尾表面的噪聲分布a)螺旋槳噪聲的空間聲壓分布b)圓柱表面的聲壓級圖8螺旋槳噪聲在圓柱表面的分布a)螺旋槳噪聲的空間聲壓分布b)機(jī)身表面的聲壓級圖9螺旋槳噪聲在機(jī)身表面的分

20、布1.2.3.基于噪聲干涉機(jī)理的降噪研究多個螺旋槳間氣動噪聲傳播中的干涉作用能夠在較大程度上改變機(jī)身表面的噪聲分布，利用干涉現(xiàn)象能夠?qū)C(jī)體表面開展降噪研究。固定相位方法(Synchrophasingorphase-lockedpropeller)正是利用多個相同轉(zhuǎn)速、不同相位螺旋槳間氣動噪聲的干涉原理，達(dá)到降低機(jī)體表面噪聲的目的38,39。傳統(tǒng)的螺旋槳氣動噪聲降噪手段，如槳葉外形優(yōu)化、流動控制、降低螺旋槳和機(jī)身間的氣動干擾等方法，可以從根本上降低螺旋槳的氣動噪聲，但是設(shè)計難度大，周期長，成本高，并且可能損失飛機(jī)整體的氣動性能。安裝聲襯能夠降低機(jī)身表面和遠(yuǎn)場觀測點的噪聲分布，但會增加飛機(jī)重量。并

21、且聲襯的厚度需要與聲波的波長相當(dāng)才能起到較好的吸聲效果38,39，螺旋槳噪聲的主要來源是100Hz-250Hz的低頻諧波，聲襯不適合螺旋槳氣動噪聲的降低。相關(guān)研究表明40，使用固定相位方法對LockheedP-3飛機(jī)的試驗數(shù)據(jù)進(jìn)行分析，在某些機(jī)身觀測點上噪聲可以降低8到14dB。因此，固定相位是降低螺旋槳氣動噪聲的有效方法之一,對其開展深入研究，量化降噪效果是必要的。目前，國外對固定相位對螺旋槳飛機(jī)降噪的研究較多，普遍使用解析和試驗兩種方法。弗吉尼亞理工學(xué)院暨州立大學(xué)的Jones和Fuller41采用試驗方法，采用圓柱代替機(jī)身，單極子聲源代替螺旋槳噪聲，在消聲室內(nèi)測量了固定相位方法對圓柱表面噪

22、聲分布的影響，機(jī)身內(nèi)部某些觀測點上最大可降噪30dB。多倫多大學(xué)的Richarz和Dale42使用更真實的，縮比后的螺旋槳和簡化后的機(jī)身，測量了雙槳下固定相位對機(jī)身表面聲壓級(SoundPressureLevel,SPL)分布的影響，累計可減少1dB。美國聯(lián)合技術(shù)公司的Magliozzi40對LockheedP-3飛機(jī)的試驗數(shù)據(jù)進(jìn)行分析，表明固定相位方法可以使機(jī)身表面SPL平均減少1.5dB。國內(nèi)對固定相位的研究較少，南京航空航天大學(xué)的Huang39,43等采用試驗和優(yōu)化的方法對雙槳下固定相位方法進(jìn)行了研究，并對試驗處理算法的精度做出了優(yōu)化，減少了計算量。采用解析方法研究螺旋槳相位差對聲散射影

23、響的工作較少。弗吉尼亞理工學(xué)院暨州立大學(xué)的Fuller38采用無限長圓柱模擬機(jī)身，簡單偶極子模擬螺旋槳聲源，建立了圓柱表面聲壓的解析表達(dá)式，并研究了固定相位方法的降噪效果，得出了最佳相位差隨聲波頻率和觀測點位置變化的結(jié)論。相對于試驗和解析方法，采用數(shù)值模擬研究固定相位方法的研究很少。1.3.亟待解決的關(guān)鍵問題關(guān)于螺旋槳氣動噪聲傳播的高精度數(shù)值模擬方法和降噪研究，綜合國內(nèi)外研究現(xiàn)狀，存在以下5個特點：1) 流場梯度對螺旋槳氣動噪聲折射作用的數(shù)值模擬研究較少，多數(shù)研究開展流場對簡單聲源的折射和反射研究，或是忽略流場梯度對螺旋槳氣動噪聲傳播的影響；2) 螺旋槳氣動噪聲干涉現(xiàn)象的研究較少，多數(shù)螺旋槳氣

24、動噪聲數(shù)值模擬只研究了單槳的聲傳播，回避了雙槳氣動噪聲的干涉問題；3）基于噪聲干涉現(xiàn)象的固定相位方法的降噪研究，多數(shù)使用試驗和解析方法使用數(shù)值模擬方法的研究較罕見；4）在螺旋槳氣動噪聲傳播的數(shù)值模擬方法中，關(guān)于數(shù)值求解方法和數(shù)值格式的研究較多，螺旋槳聲源模型的研究較少；高精度的、準(zhǔn)確的螺旋槳氣動聲源模型對于整個螺旋槳氣動噪聲數(shù)值模擬方法是關(guān)鍵技術(shù)之一；5）關(guān)于聲傳播的數(shù)值模擬研究，大多停留在二維構(gòu)型上的計算，三維復(fù)雜構(gòu)型的數(shù)值模擬研究較少。綜上所述，雖然螺旋槳氣動噪聲傳播的高精度數(shù)值模擬技術(shù)在求解方法、數(shù)值格式和聲源模型等研究點上已經(jīng)取得了一定的突破，但將以上研究點綜合起來，形成準(zhǔn)確、可靠的螺

25、旋槳氣動噪聲傳播的數(shù)值模擬程序，研究螺旋槳氣動噪聲在復(fù)雜流動中的傳播機(jī)理，進(jìn)一步使用干涉現(xiàn)象作為降噪的手段，對三維全尺寸復(fù)雜構(gòu)型開展精細(xì)化降噪研究卻很罕見。因此，基于高精度螺旋槳氣動噪聲傳播的數(shù)值模擬技術(shù)是當(dāng)前渦槳飛機(jī)噪聲數(shù)值模擬和降噪設(shè)計中亟待解決的關(guān)鍵問題之一。1.4.本研究的總體構(gòu)想本項目針對我國渦槳飛機(jī)研制中預(yù)測和降低機(jī)體表面氣動噪聲亟待解決的技術(shù)難題，發(fā)展基于高精度數(shù)值格式和聲源模型的螺旋槳氣動噪聲傳播的高精度數(shù)值模擬方法，針對螺旋槳氣動噪聲在機(jī)身周圍的傳播機(jī)理開展大規(guī)模、精細(xì)化的數(shù)值模擬。一方面，針對螺旋槳氣動噪聲在復(fù)雜流動中的傳播機(jī)理，發(fā)展基于LEE、高精度聲源模型和高精度差分格

26、式的螺旋槳氣動噪聲傳播數(shù)值模擬方法，準(zhǔn)確預(yù)測機(jī)體表面的噪聲分布；另一方面，基于螺旋槳噪聲傳播過程中的干涉機(jī)理，采用固定相位方法來降低機(jī)身表面的噪聲分布，分析機(jī)體表面降噪效果隨相位角變化的規(guī)律，得出最佳固定相位角，量化降噪效果。本研究旨在研究螺旋槳氣動噪聲在機(jī)身周圍復(fù)雜流動中的傳播機(jī)理，基于傳播機(jī)理探索有效的機(jī)身表面降噪方法，為渦槳飛機(jī)的降噪設(shè)計和噪聲防護(hù)提供理論支持和研究方法。1.4參考文獻(xiàn)1 .A.Ghobbar,andC.Friend.EvaluationofForecastingMethodsforIntermittentPartsDemandintheFieldofAviation:a

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44、Chicago:2015AmericanControlConference,2015:1836-1841.2項目的研究內(nèi)容、研究目標(biāo)，以及擬解決的關(guān)鍵科學(xué)問題（此部分為重點闡述內(nèi)容）；2.1研究內(nèi)容本項目針對渦槳飛機(jī)研制中機(jī)身表面螺旋槳氣動噪聲分布亟待解決的關(guān)鍵問題，通過發(fā)展螺旋槳氣動噪聲傳播的高精度數(shù)值模擬方法，研究螺旋槳氣動噪聲傳播的物理機(jī)制，探索噪聲干涉效應(yīng)對機(jī)身表面降噪效果的基本規(guī)律，獲得雙螺旋槳的最佳固定相位角和量化降噪效果。具體研究內(nèi)容包括以下三個方面：2.1.1. 發(fā)展螺旋槳氣動噪聲傳播的高精度數(shù)值模擬方法針對該數(shù)值方法的特殊性，發(fā)展一套完整的、基于高精度差分格式的數(shù)值模擬方法，

45、包括：1）LEE聲傳播模型，用來準(zhǔn)確預(yù)測流場梯度對聲場的反射和折射作用，固壁對聲場的反射和衍射作用；2）高精度、低耗散和低色散的數(shù)值格式：空間離散使用6階精度的預(yù)系數(shù)化緊致格式（PrefactoredCompactScheme,PSC），用來減少耗散、色散和網(wǎng)格量；空間濾波使用10階顯式濾波，用來過濾未能準(zhǔn)確解析的高頻數(shù)值偽波；時間推進(jìn)采用4階精度，低耗散、低色散、低存儲的顯式龍哥庫塔格式（LowDissipationLowDispersionRunge-Kutta,LDDRK），增大時間推進(jìn)步長，提高計算效率，減少耗散和色散；3）吸收邊界條件：采用緩沖區(qū)邊界條件，在顯著減小物理域的同時，減少

46、截斷邊界帶來的聲反射，提高數(shù)值解的精度；4）旋轉(zhuǎn)偶極子聲源模型：旋轉(zhuǎn)偶極子隨時間做旋轉(zhuǎn)運動，模擬槳葉的運動軌跡，通過相位差控制每個槳葉的相對位置；偶極子幅度代表槳葉的載荷噪聲大小，準(zhǔn)確描述槳葉的噪聲源信息；5）分布式并行計算方法：基于本單位的大規(guī)模計算集群，使用消息傳遞接口（MessagePassingInterface,MPI）開展氣動聲學(xué)并行計算技術(shù)研究，提高計算效率，縮短計算時間。2.1.2. 研究螺旋槳氣動噪聲傳播的物理機(jī)制基于多種流動和螺旋槳狀態(tài)的變化，通過精細(xì)化數(shù)值模擬，分析螺旋槳噪聲的傳播機(jī)制，揭示機(jī)身表面螺旋槳氣動噪聲分布的基本規(guī)律。具體包括：1）通過均勻來流、圓柱形機(jī)身和單槳

47、噪聲模擬，分析固壁對噪聲的反射、衍射和遮蔽作用；2）通過真實邊界層、圓柱形機(jī)身和單槳噪聲模擬，揭示流動梯度對噪聲的折射和反射作用；3）通過真實邊界層、圓柱形機(jī)身和雙槳噪聲模擬，分析相干噪聲的干涉作用，揭示不同相位差對機(jī)身表面噪聲分布的影響。2.1.3. 分析復(fù)雜機(jī)身構(gòu)型下雙螺旋槳的噪聲傳播特征，量化揭示噪聲干涉現(xiàn)象對機(jī)身表面噪聲分布的影響和降噪效果。在真實的、較復(fù)雜的機(jī)身幾何外形下，研究降低螺旋槳氣動噪聲的最優(yōu)固定相位角，并對降噪效果做出量化評價。具體包括：1）基于圓柱型機(jī)身下雙槳噪聲干涉的研究結(jié)果，對ATR72飛機(jī)的噪聲傳播特征開展大規(guī)模模擬分析；2）對ATR72的最優(yōu)固定相位較和降噪效果開

48、展精細(xì)研究，如圖10所示，揭示噪聲干涉現(xiàn)象對機(jī)身表面噪聲分布的影響；3）建立機(jī)身表面降噪效果的量化評價方法，通過對聲能量累加的方法對真實機(jī)身表面的降噪效果給出較全面的評價。圖10機(jī)身構(gòu)型計算示意圖2.2研究目標(biāo)本研究的研究目標(biāo)為：1）針對渦槳飛機(jī)機(jī)身表面螺旋槳氣動噪聲分布的重要問題，開發(fā)基于高精度聲源模型和數(shù)值格式的螺旋槳氣動噪聲傳播數(shù)值模擬方法，開發(fā)精確、可靠的數(shù)值模擬程序，提高噪聲傳播數(shù)值模擬的準(zhǔn)確度和可靠性；2）研究螺旋槳氣動噪聲的傳播機(jī)理，分析機(jī)身對螺旋槳氣動噪聲的遮蔽和反射效應(yīng)，流體梯度對噪聲的折射和反射作用，以及多個螺旋槳間噪聲的干涉效應(yīng)，總結(jié)氣動噪聲在機(jī)身表面分布的基本規(guī)律；3）

49、研究復(fù)雜機(jī)身下雙螺旋槳氣動噪聲的傳播特征，基于不同相位差下，多個螺旋槳間氣動噪聲的干涉原理，找到最優(yōu)的固定相位角，實現(xiàn)機(jī)身表面的最大降噪效果，為后續(xù)的降噪設(shè)計和防護(hù)提供理論與技術(shù)支持。2.3擬解決的關(guān)鍵科學(xué)問題1）準(zhǔn)確可靠的螺旋槳氣動噪聲傳播高精度數(shù)值模擬方法的實施；2）螺旋槳氣動噪聲傳播的物理機(jī)制分析；3）復(fù)雜機(jī)身下雙螺旋槳氣動噪聲的傳播特征分析；4）最佳固定相位角下機(jī)身表面的降噪效果探索。3擬采取的研究方案及可行性分析（包括研究方法、技術(shù)路線實驗手段、關(guān)鍵技術(shù)等說明）；3.1. 研究方案本研究擬采用理論分析和數(shù)值模擬結(jié)合的方法，從4個方面開展研究。首先采用理論分析推導(dǎo)螺旋槳氣動噪聲傳播的高

50、精度數(shù)值模擬方法，包括控制方程空間格式、時間格式和邊界條件，以及螺旋槳噪聲源模型，包括槳葉運動軌跡和槳葉運動產(chǎn)生的噪聲信息，作為本研究的理論基礎(chǔ)。其次，以程序的形式實現(xiàn)螺旋槳氣動噪聲傳播的高精度數(shù)值模擬方法，作為本研究的研究工具。再次，通過對圓柱形機(jī)身下，不同流動狀態(tài)和螺旋槳氣動噪聲傳播開展精細(xì)化數(shù)值模擬，研究螺旋槳氣動噪聲的傳播機(jī)制。最后，在復(fù)雜機(jī)身下，基于多個螺旋槳氣動噪聲的干涉現(xiàn)象，對最優(yōu)固定相位角和機(jī)身表面的降噪效果展開精細(xì)研究通過對聲能量累加的方法做出較全面的評價。圖11是本研究技術(shù)路線圖。W5ST-R研無曲喜研究目標(biāo)代功噪.由傳播WrftM度數(shù)血噴擬方法為唧究挫供理論韮礎(chǔ)為研丸提供

51、埋論絶礎(chǔ)郵旋槳動嗓盧1專播的禹料度數(shù)恒模抵程序溝研咒撾俁數(shù)庇枝擬工具救值樓擬利理論分*1嫌璉槳乂廚嗓由隹播的物即機(jī)制-妙折怙播機(jī)制難確預(yù)測機(jī)體表由|嗥聲仔布數(shù)值桎拉和理論労析固定和任廳址注機(jī)專衷面的降嗓效黑硏丸荒得陽蟬龐1ET動瞬南的憐播特性堆:干涉現(xiàn)號降嚨圖11本研究技術(shù)研究路線圖1）螺旋槳氣動噪聲傳播的高精度數(shù)值模擬方法該方法研究包括兩個部分：分別為通用的氣動噪聲傳播的高精度數(shù)值模擬方法，以及專門的螺旋槳聲源模型。a）氣動噪聲傳播的高精度數(shù)值模擬方法研究為了滿足氣動噪聲傳播的數(shù)值模擬技術(shù)的特殊性，本研究擬使用有限差分法(FiniteDifferenceMethod,FDM)來開展數(shù)值模擬研

52、究。相較于有限體積法或有限元法，基于有限差分法的高精度聲傳播數(shù)值模擬方法是發(fā)展最早的，也是分析最透徹和技術(shù)最成熟的方法。該方法具有數(shù)值格式種類多，數(shù)值性能高，計算量小，評價體系成熟和易實現(xiàn)等優(yōu)點，本項目擬使用的數(shù)值技術(shù)如下：線化歐拉方程：本項目擬使用LEE來模擬聲場在流體中的傳播。傳統(tǒng)聲學(xué)使用波動方程對聲場開展模擬，可以反映流場對聲場的對流作用和固體對聲場的反射作用。LEE相較于波動方程，可以考慮各點流場的非均勻性，模擬流場梯度對聲波的折射和反射。特別是針對渦槳飛機(jī)的巡航階段，馬赫數(shù)在0.42左右，此時流場各點的非均勻性較強(qiáng)，邊界層內(nèi)流場梯度對聲場的折射和反射作用不可忽略。如圖12所示，在均勻

53、來流下，螺旋槳噪聲以0角直線傳播到機(jī)身表面觀測點；當(dāng)邊界層存在時，流場梯度的折射作用改變了傳播方向，聲源以0R角傳播到機(jī)身表面同一觀測點。螺旋槳聲源的強(qiáng)度隨著角度而變化，因此折射作用會使同一個觀測點上的聲壓級發(fā)生變化，需要使用LEE來準(zhǔn)確模擬聲場的折射。I冷直線時播角I沛m倍播屛、謚動方向b線傳播路銭/折肘路統(tǒng)邊界涇機(jī)身表面圖12螺旋槳噪聲折射原理圖6階精度PCS格式：該格式具有截斷誤差小、耗散小、色散小和易執(zhí)行的特點，可以明顯提高聲波的解析能力，如圖13所示，橫軸代表聲波真實的波數(shù)，豎軸代表數(shù)值格式解析的數(shù)值波數(shù)，紅色符號代表各個數(shù)值格式對應(yīng)的數(shù)值波數(shù)，即解析能力。一維情況下，PSC格式的數(shù)

54、值波數(shù)為1.38，2階中心差分的數(shù)值波數(shù)為0.314，表示每個波長下分別需要3.7(PointsPerWavelength,PPW)和20.0個網(wǎng)格點，網(wǎng)格量約減少5.4倍，三維情況下，可減少約157.9倍，可以大大減少計算網(wǎng)格量。0.5truew購電numberideal 2ndordercentral 尸Cmordercentral*7pointDRPHi富口ncoffn|Mci: AHheroflaptmized4thorder圖13典型差分格式的解析波數(shù)10階顯式濾波：每個數(shù)值格式對聲波具有特性的解析能力，如圖13所示，超過數(shù)值格式數(shù)值解析波數(shù)的聲波(高頻)會失真，稱為數(shù)值偽波(Spu

55、riousWave)，需要使用數(shù)值濾波將其過濾或衰減，否則會污染數(shù)值解甚至造成求解失敗。Hixon的6階PSC的數(shù)值解析波數(shù)約為1.38,10階顯式濾波的數(shù)值濾波波數(shù)約為1.32，如圖14所示，可與Hixon的6階PCS配合4階LDDRK格式：該格式適用于求解聲傳播等非定?，F(xiàn)象，具有截斷誤差小、低耗散、低色散和低存儲的特點，同時能夠使用較大的時間推進(jìn)步長，可以提高執(zhí)行效率，減少誤差。緩沖區(qū)邊界條件：當(dāng)人為將物理域截斷成較小的區(qū)域時，截斷的邊界會對數(shù)值解帶來較強(qiáng)的反射，需要引入吸收邊界或無反射邊界條件來消除反射本研究擬使用緩沖區(qū)(BufferZone)邊界條件結(jié)合拉伸網(wǎng)格的方法來吸收或衰減聲波，

56、如圖15所示。緩沖區(qū)是吸收邊界的一種，其基本原理是進(jìn)入該區(qū)域的聲波會被快速衰減成0，從而減少對緩沖區(qū)外數(shù)值解的反射，該方法具有直觀、易執(zhí)行和吸聲性能好的特點。此外，聲波的數(shù)值模擬需要相應(yīng)的網(wǎng)格密度來支持；反而言之，當(dāng)網(wǎng)格較疏時，聲波會嚴(yán)重衰減，并且原本在較密網(wǎng)格上被準(zhǔn)確解析的低頻信號在網(wǎng)格較疏時會變成高頻數(shù)值偽波，會被數(shù)值濾波過濾。因此，結(jié)合快速拉伸網(wǎng)格，緩沖區(qū)衰減聲場的性能會進(jìn)一步提升。圖15緩沖區(qū)邊界結(jié)合拉伸網(wǎng)格b)高精度的螺旋槳噪聲源模型本研究擬通過LEE右端源項引入螺旋槳載荷噪聲源模型，該模型通過隨時間旋轉(zhuǎn)變化的偶極子替代槳葉來實現(xiàn)。螺旋槳氣動噪聲的主要貢獻(xiàn)來自于100Hz-250Hz

57、的低頻噪聲，聲波波長為1.4m-3.4m，通常渦槳飛機(jī)的槳葉半徑約2m,此時槳葉形狀對聲傳播的影響較小，槳葉可以看作緊致聲源，使用旋轉(zhuǎn)偶極子代替槳葉的形狀來簡化螺旋槳聲源模型。旋轉(zhuǎn)偶極子的位置隨時間變化，和槳葉的運動軌跡相同；聲場幅度由槳葉表面的壓力分布決定；引入相位差來控制槳葉間的相對位置，實現(xiàn)多個螺旋槳之間固定相位角的控制。2) 螺旋槳氣動噪聲傳播的高精度數(shù)值模擬程序開發(fā)本研究擬在已有的方法基礎(chǔ)上，開發(fā)螺旋槳氣動噪聲傳播的高精度數(shù)值模擬程序。一方面，使用高精度程序模擬螺旋槳氣動噪聲在自由空間的傳播，通過與Farassat1A的解析解作對比，驗證整個程序和聲源模型的正確性。另一方面，開展基于結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格的大規(guī)模并行計算技術(shù)研究，測量并優(yōu)化程序的并行效率設(shè)計的程序流程圖如圖16所示。圖16程序流程圖3) 螺旋槳氣動噪聲傳播的物理機(jī)制針對圓柱形機(jī)身，基于多種流動和螺旋槳狀態(tài)的變化，通過精細(xì)化數(shù)值模擬，分析螺旋槳噪聲的傳播機(jī)制，揭示機(jī)身表面螺旋槳氣動噪聲分布的基本規(guī)律。在Ma=0.42，高度為8