螺旋桨气动噪声传播的高精度数值模拟和降噪研究.docx

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螺旋桨气动噪声传播的高精度数值模拟和降噪研究

报告正文

参照以下提纲撰写，要求内容翔实、清晰，层次分明，标题突出。

请勿删除或改动下述提纲标题及括号中的文字。

（一）立项依据与研究内容（4000-8000字）：

1．项目的立项依据（研究意义、国内外研究现状及发展动态分析，需结合科学研究发展趋势来论述科学意义；或结合国民经济和社会发展中迫切需要解决的关键科技问题来论述其应用前景。

附主要参考文献目录）；

1.1．项目的研究意义

涡桨飞机是飞机中的重要类别之一，具有燃油利用率高，经济性好等优点[1]，如ATR72-500的燃油消耗率为2.47L/100Km，相较于Boeing737-800和A320的燃油消耗率，可分别降低8.5%和5.7%，在短途支线客机、公务机和大型运输机中有重要应用。

与涡扇发动机相比，涡桨飞机的桨叶没有短舱的包裹，直接暴露在空气中，因此噪声更大，是主要缺点之一。

近年来，随着航空运输的持续增长，民众对噪声污染的要求越来越高[2]，国外政府对适航噪声的要求也更加严格[3,4]。

整个欧洲航空工业界决定，相对于2000年生产出的典型飞机，截止2020和2050年，新型飞机的外部噪声减少50%和65%。

同时，世界上超过60%的机场，美国超过50个机场将噪声视为最重要的问题[1,5]。

这些对我国自主研制的型号MA60和MA700等涡桨飞机（如图1和图2所示），和其它在研型号提出了更高挑战，涡桨飞机的气动噪声问题是目前航空工业界亟需研究和解决的关键技术之一。

鉴于此，螺旋桨气动噪声的预测和降噪控制技术的研究迫在眉睫。

图1MA60涡桨客机

图2MA700涡桨客机

涡桨飞机气动噪声的主要噪声声源包括：

涡桨桨叶、机体（如起落架和增生装置）和机体表面的湍流产生的气动噪声，其中螺旋桨桨叶旋转产生的谐波噪声[6]是涡桨飞机气动噪声的最大噪声源。

涡桨飞机的主要飞行时间是巡航阶段，螺旋桨产生的谐波噪声传播到机体表面，透过机体传到舱内对机舱内部的舒适性产生重要影响，更重要的是声载荷造成机体的振动，影响飞机其它部件的声疲劳和电子元件的寿命，对安全性有不可忽视的影响。

鉴于此，螺旋桨气动噪声在机身表面的预测和控制至关重要，直接关系到涡桨飞机的舒适性、安全性和环保性，因此，螺旋桨气动噪声的数值模拟意义重大。

本项目针对我国涡桨客机研制中，预测和降低螺旋桨气动噪声在机身表面分布的关键问题，发展基于高精度数值格式和声源模型的螺旋桨气动噪声传播数值模拟方法，开展大规模、精细化数值模拟研究，旨在揭示机身表面螺旋桨气动噪声的传播机理和分布特征，探索螺旋桨飞机的降噪方法，为涡桨客机机身表面的降噪设计提供技术和理论支持。

1.2.国内外研究现状

单个螺旋桨的气动噪声频谱如图3所示，包含了主要的谐波噪声（峰值）和宽频噪声。

螺旋桨的气动噪声主要来源于低频的谐波噪声，谐波噪声由桨叶和空气的周期性运动产生，出现在桨叶旋转频率（BladePassingFrequency,BPF）的整数倍。

相对而言，宽频噪声的影响较小，可以忽略。

因此，预测和降低螺旋桨的气动噪声首先要对谐波噪声的产生和传播开展准确的预测。

关于单独螺旋桨气动噪声的产生和在均匀流动中传播机理存在较多的研究，已经形成了成熟的理论和数学模型。

但是，螺旋桨气动噪声在复杂构型（如真实机身）周围非均匀流动（边界层）中的传播机理仍是螺旋桨气动噪声研究的亟待解决的关键问题之一，这是由于存在以下难点：

1）机身等固壁对噪声的反射、衍射和遮蔽效应是螺旋桨气动噪声传播的核心研究问题，对螺旋桨气动噪声传播的影响最大。

由于固壁的作用，螺旋桨气动噪声在旋转平面具有很强的指向性，声强随不同角度相差约40-50dB，在复杂构型下准确捕捉到这些差异，研究噪声的反射、衍射和遮蔽效应随声波波长的变化机理是具有较高难度；

2）流场梯度对螺旋桨噪声的折射和反射作用是螺旋桨气动噪声传播的关键问题，很大程度上改变机身表面的声场分布。

机身周围流动的梯度较大（如机身周围边界层），流场梯度对声场的反射和折射作用较强，准确预测声场在流场中的反射和折射机理，具有较高难度；

3）多个螺旋桨间气动噪声的干涉作用是螺旋桨气动噪声传播的重要问题，较大程度上改变了机身表面的噪声分布。

探索螺旋桨相位差对气动噪声传播的干涉机理对准确预测机身表面的噪声分布和后续的降噪设计具有重要的理论意义。

图3螺旋桨气动噪声频谱[6]

1.2.1.螺旋桨气动噪声的传播机理研究

螺旋桨气动噪声在复杂构型（如真实机身）周围非均匀流动（边界层）中的传播机理可以通过试验、解析和数值模拟方法开展研究。

Hanson[7]、Salikuddin[8]等人采用试验方法研究了螺旋桨噪声在机身表面的分布和散射问题。

研究表明，机身对单个螺旋桨具有很强的遮蔽效应；当来流马赫数大于0.7时，边界层的折射作用较强地改变了机身表面噪声分布。

Hanson[9]、McAninch[10]、Lu[11]和Salikuddin[8]等人采用解析方法对边界层的反射和折射作用开展了研究，通过将机身简化成圆柱和简化、均匀的边界层，证明了折射作用主要来自边界层的速度梯度。

试验方法需要在消声室内进行，该方法存在费用高，周期长，滞后性等问题，并且使用的是缩比模型，难以兼顾气动和声学的相似性，需要对试验数据进行修正。

解析方法成本低，周期短，通过理论推导得到明确的表达式，能够对各个参数的影响规律作出分析，但考虑的几何构型和流动情况简单，只能在已有的试验数据范围内进行研究，在条件以外公式会失效。

当考虑几何构型复杂的工程问题时，数值方法是必需的，且具备下列优势：

1）可以模拟复杂构型，如考虑真实的机身几何外形；

2）背景流动真实，如采用CFD（ComputationalFluidDynamics）模拟的方法模拟真实边界层。

近年来，随着计算机技术的飞速发展，计算气动声学（ComputationalAeroAcoustics,CAA）得到了较大发展，并且度过了一个黄金周期[12]，在求解方法和以高精度差分格式为代表的数值技术方面取得了一系列重要进展[12,13]。

计算气动声学采用数值模拟的方法，结合专门为声波传播定制的控制方程以及高精度、低耗散、低色散数值格式，求解声场的产生、传播和辐射。

计算气动声学需要解析复杂构型（如起落架、缝翼等）非定常流动产生的湍流引起的声场，其计算量是巨大的。

CAA的成本较低，周期短，能够兼顾气动和声学的相似性，针对复杂构型开展气动噪声研究，是低噪声设计的重要手段之一，是较先进的技术和未来气动噪声研究的发展方向，也是本项目拟使用的研究手段。

1.2.2.数值模拟方法

目前，国内外大多使用混合方法开展螺旋桨气动噪声传播的数值模拟研究，使用直接方法的研究很少，这是因为直接方法的计算量太大，计算周期过长。

CAA混合方法根据声场的物理机制，将声场的物理过程分成三部分：

声场的产生、近场传播和远场辐射，分别采用不同的控制方程和求解方法开展研究，大大减少了计算量和计算时间。

针对螺旋桨气动噪声传播的数值模拟研究，混合方法首先开展单独螺旋桨的数值模拟或建立模型提取声源，通过扰动方程和高精度数值格式求解螺旋桨气动噪声的传播。

准确预测螺旋桨气动噪声的传播和机体表面的分布，需要采用专门的数值方法，这是由于螺旋桨气动噪声传播的数值模拟技术存在以下难点：

1）声波幅度小：

气动噪声本质上是气体的压力脉动，声场的幅度通常与流场也相差5到6个数量级[14]。

传统CFD的格式截断误差大，耗散和色散大，不适合开展声传播数值模拟；

2）传播距离远：

相较于流体动力脉动（如涡脉动），声场的传播距离更远，通常大2到3个数量级，计算气动声学的计算量大；

3）传播机理复杂：

涡桨飞机巡航阶段的典型马赫数约为0.42，机身附近的流动复杂，流场对声场的反射和折射作用较强，需要准确模拟流场对声场的折射和反射作用；

4）计算量大：

由于噪声的本质是宽频的，人耳能感觉到的频率从20Hz到20000Hz，全机尺寸下解析高频噪声需要海量的网格量（109级别的网格量），气动噪声的计算量巨大；

5）声源模型复杂：

螺旋桨桨叶的运动较为复杂，在飞行的过程中，桨叶的运动包含了旋转、向前平移等，声源模型需要准确模拟桨叶的空间位置；此外，包含了多种噪声机理和成分，如桨叶表面压力分布引起的载荷噪声，需要高精度的声源模型来给出；

6）边界条件要求高：

为了减少计算量，需要将物理域人为截断成尽可能小的物理域，同时会对数值模拟带来较大的影响。

因此需要引入对声场反射少或吸收强的边界条件，提高数值模拟的精确性。

因此，螺旋桨气动噪声传播的高精度数值模拟技术是当前美国机体噪声计算会议（BenchmarkproblemsofAirframeNoiseComputations,BANC）[15]和欧洲国际航空研究论坛（InternationalForumforAviationResearchNoiseWorkingGroup,IFAR）的研究重点和热点之一，具有较高的难度和技术要求。

传统声学使用波动方程来求解均匀来流下声波的反射和衍射现象，难以捕捉流场梯度对声波的反射和折射作用。

目前国内外气动声学领域大多使用声扰动方程（AcousticPerturbationEquation,APE）或LEE结合高精度格式来开展声传播的数值模拟研究，包含流场梯度对声场的反射和折射作用。

APE是一种声类比方法[16]，通过对LEE开展特征值分析，保留产生声波的源项，过滤掉产生涡波和熵波的源项，存在一定程度上的近似，能够使计算更加稳定，在德宇航（DLR）、南京航空航天大学和西工大的研究中应用较多。

典型工作包括：

DLR的Ewert等人[17,18]采用色散关系保持（DispersionRelationKeeping,DRP）差分格式[19]离散APE，预测了二维翼型尾缘的噪声，分析了后缘噪声的主要来源，并通过在后缘打孔降低了噪声。

南安普顿大学的Ma等[20]采用预系数化紧致格式[21]和APE，研究了声衬对前缘缝翼的降噪效果。

南京航空航天大学的陈荣钱等人[22]，采用APE和DRP差分格式，研究了NACA0012尾缘噪声的产生和传播。

西工大的白俊强研究组[23]进一步对30P30N二维增升装置的声传播开展了数值模拟。

南京航空航天大学的司海青等人[24]对APE进行了改进，降低了计算成本，同时保留了计算精度。

LEE保留了声波、涡波和熵波的贡献，精度更高，在DLR、法宇航（ONERA）、南安普顿大学的空客噪声技术中心（AirbusNoiseTechnologyCentre,ANTC）、美国国家宇航局（NASA）兰利研究中心（LangleyResearchCentre,LaRC）和英国的声学和振动中心（InstituteofSoundandVibration,ISVR）的声传播的相关研究中使用，产生了大量的研究成果和数值格式，其中与本项目最相关的是螺旋桨气动噪声在非均匀流场中的折射和反射数值模拟研究。

徳宇航的Siefert和Delfs[25]在马赫数为0.7,0.75和0.8时，使用LEE研究了不同频率的静止点声源在机身表面有限区域的噪声分布；研究表明，边界层能够显著减少上游区域机身表面的噪声分布，巡航状态下边界层的折射和反射作用不可忽略，如图4所示。

徳宇航的Dierke等人[26]扩展了之前的研究成果，采用涡扇发动机风扇噪声的模态替换了之前的点声源，使用相同的数值模拟方法在机身表面有限区域内研究了机身表面的噪声分布，得到了相同的结论。

之后，Dierke[27,28]推导并开发了精度较高的螺旋桨声源模型，并采用LEE和DRP差分格式模拟了单个螺旋桨气动噪声的传播。

针对声源模型和高精度数值求解方法，对比了试验和数值模拟结果，证明该螺旋桨气动噪声传播数值模拟方法具有较高的精度，如图5和图6所示。

法宇航的Garrec和Reboul[29]使用类似的声源模型和LEE预测了单侧开式转子的桨叶噪声在机尾表面的噪声分布，如图7所示。

南安普顿大学的Miao[30,31]，使用LEE和相同的声源模型研究了单个螺旋桨噪声在圆柱表面的噪声分布，如图8所示。

之后，Miao[31]研究了在起飞阶段，相同相位下，双螺旋桨气动噪声在ATR72机身表面的分布规律，如图9所示。

国内关于螺旋桨气动噪声的研究有一些代表工作。

乔渭阳等人[32]对螺旋桨厚度和载荷噪声的时间历程提出了一种新的求解方法，结果精度令人满意。

刘沛清研究组[33]使用Kirchhoff-FWH方法对单独螺旋桨的噪声开展了计算，并对噪声频谱开展了分析。

高永卫、乔志德等[34]改进了升力面方法，快速求解螺旋桨的远场声学特性，结算结果与试验结果符合较好。

毛熙昌等[35]采用试验方法对比了四叶桨和三叶桨的气动和声学特性，结果表明四叶桨的气动性能更好，噪声更低。

王同庆[36]对螺旋桨飞机缩比模型表面的声压开展了预测和试验对比，结果显示预测方法与试验符合较好。

刘秋洪[37]等人深入研究了气动噪声传播的物理模型和数值预测方法，提出了非紧致阻抗边界气动噪声辐射/散射统一积分计算方法,并通过圆柱绕流算例验证了方法的有效性。

图41000Hz下点声源在机体表面产生的声压级分布：

a）无边界层；b）有边界层。

图5螺旋桨声源模型数值解与理论解对比

图6螺旋桨气动噪声传播数值解与试验对比

a）开式转子压力脉动的空间分布

b）开式转子机尾表面声压级分布

图7开式转子噪声在机尾表面的噪声分布

a）螺旋桨噪声的空间声压分布

b）圆柱表面的声压级

图8螺旋桨噪声在圆柱表面的分布

a）螺旋桨噪声的空间声压分布

b）机身表面的声压级

图9螺旋桨噪声在机身表面的分布

1.2.3.基于噪声干涉机理的降噪研究

多个螺旋桨间气动噪声传播中的干涉作用能够在较大程度上改变机身表面的噪声分布，利用干涉现象能够对机体表面开展降噪研究。

固定相位方法（Synchrophasingorphase-lockedpropeller）正是利用多个相同转速、不同相位螺旋桨间气动噪声的干涉原理，达到降低机体表面噪声的目的[38,39]。

传统的螺旋桨气动噪声降噪手段，如桨叶外形优化、流动控制、降低螺旋桨和机身间的气动干扰等方法，可以从根本上降低螺旋桨的气动噪声，但是设计难度大，周期长，成本高，并且可能损失飞机整体的气动性能。

安装声衬能够降低机身表面和远场观测点的噪声分布，但会增加飞机重量。

并且声衬的厚度需要与声波的波长相当才能起到较好的吸声效果[38,39]，螺旋桨噪声的主要来源是100Hz-250Hz的低频谐波，声衬不适合螺旋桨气动噪声的降低。

相关研究表明[40]，使用固定相位方法对LockheedP-3飞机的试验数据进行分析，在某些机身观测点上噪声可以降低8到14dB。

因此，固定相位是降低螺旋桨气动噪声的有效方法之一，对其开展深入研究，量化降噪效果是必要的。

目前，国外对固定相位对螺旋桨飞机降噪的研究较多，普遍使用解析和试验两种方法。

弗吉尼亚理工学院暨州立大学的Jones和Fuller[41]采用试验方法，采用圆柱代替机身，单极子声源代替螺旋桨噪声，在消声室内测量了固定相位方法对圆柱表面噪声分布的影响，机身内部某些观测点上最大可降噪30dB。

多伦多大学的Richarz和Dale[42]使用更真实的，缩比后的螺旋桨和简化后的机身，测量了双桨下固定相位对机身表面声压级（SoundPressureLevel,SPL）分布的影响，累计可减少1dB。

美国联合技术公司的Magliozzi[40]对LockheedP-3飞机的试验数据进行分析，表明固定相位方法可以使机身表面SPL平均减少1.5dB。

国内对固定相位的研究较少，南京航空航天大学的Huang[39,43]等采用试验和优化的方法对双桨下固定相位方法进行了研究，并对试验处理算法的精度做出了优化，减少了计算量。

采用解析方法研究螺旋桨相位差对声散射影响的工作较少。

弗吉尼亚理工学院暨州立大学的Fuller[38]采用无限长圆柱模拟机身，简单偶极子模拟螺旋桨声源，建立了圆柱表面声压的解析表达式，并研究了固定相位方法的降噪效果，得出了最佳相位差随声波频率和观测点位置变化的结论。

相对于试验和解析方法，采用数值模拟研究固定相位方法的研究很少。

1.3.亟待解决的关键问题

关于螺旋桨气动噪声传播的高精度数值模拟方法和降噪研究，综合国内外研究现状，存在以下5个特点：

1）流场梯度对螺旋桨气动噪声折射作用的数值模拟研究较少，多数研究开展流场对简单声源的折射和反射研究，或是忽略流场梯度对螺旋桨气动噪声传播的影响；

2）螺旋桨气动噪声干涉现象的研究较少，多数螺旋桨气动噪声数值模拟只研究了单桨的声传播，回避了双桨气动噪声的干涉问题；

3）基于噪声干涉现象的固定相位方法的降噪研究，多数使用试验和解析方法，使用数值模拟方法的研究较罕见；

4）在螺旋桨气动噪声传播的数值模拟方法中，关于数值求解方法和数值格式的研究较多，螺旋桨声源模型的研究较少；高精度的、准确的螺旋桨气动声源模型对于整个螺旋桨气动噪声数值模拟方法是关键技术之一；

5）关于声传播的数值模拟研究，大多停留在二维构型上的计算，三维复杂构型的数值模拟研究较少。

综上所述，虽然螺旋桨气动噪声传播的高精度数值模拟技术在求解方法、数值格式和声源模型等研究点上已经取得了一定的突破，但将以上研究点综合起来，形成准确、可靠的螺旋桨气动噪声传播的数值模拟程序，研究螺旋桨气动噪声在复杂流动中的传播机理，进一步使用干涉现象作为降噪的手段，对三维全尺寸复杂构型开展精细化降噪研究却很罕见。

因此，基于高精度螺旋桨气动噪声传播的数值模拟技术是当前涡桨飞机噪声数值模拟和降噪设计中亟待解决的关键问题之一。

1.4.本研究的总体构想

本项目针对我国涡桨飞机研制中预测和降低机体表面气动噪声亟待解决的技术难题，发展基于高精度数值格式和声源模型的螺旋桨气动噪声传播的高精度数值模拟方法，针对螺旋桨气动噪声在机身周围的传播机理开展大规模、精细化的数值模拟。

一方面，针对螺旋桨气动噪声在复杂流动中的传播机理，发展基于LEE、高精度声源模型和高精度差分格式的螺旋桨气动噪声传播数值模拟方法，准确预测机体表面的噪声分布；另一方面，基于螺旋桨噪声传播过程中的干涉机理，采用固定相位方法来降低机身表面的噪声分布，分析机体表面降噪效果随相位角变化的规律，得出最佳固定相位角，量化降噪效果。

本研究旨在研究螺旋桨气动噪声在机身周围复杂流动中的传播机理，基于传播机理探索有效的机身表面降噪方法，为涡桨飞机的降噪设计和噪声防护提供理论支持和研究方法。

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