锯齿尾缘翼型近场湍流试验研究

许坤波，叶英哲，仝帆

（西北工业大学动力与能源学院，西安710072）

锯齿尾缘翼型近场湍流试验研究

许坤波，叶英哲，仝帆

（西北工业大学动力与能源学院，西安710072）

基于锯齿尾缘结构在航空发动机上的应用，对其降噪机理进行研究。通过3维热线风速仪测量2种尾缘结构的尾迹流场揭示锯齿降噪的流动本质，其结果显示出锯齿尾缘后流场的细微湍流结构变化规律，并在尾迹流场可见单个锯齿的齿峰和齿谷。结果表明：锯齿尾缘后尾迹中心线速度的衰减率比直尾缘的高；湍流峰值因为锯齿尾缘的存在出现在离翼型更远处，锯齿在近尾迹区产生了额外的马蹄涡。

锯齿尾缘；湍流噪声；湍流热线测量；仿生学；噪声机理；航空发动机

0 引言

本文针对Howe提出的锯齿尾缘进行研究，着重通过对尾迹区域流场细节进行测量分析，建立锯齿尾缘流动的流场模型，从而在流动机理上解释仿生锯齿尾缘结构的降噪缘由。

1 试验设备

试验是在西北工业大学动力与能源学院低速风洞（如图1所示）上进行，该风洞由气源压缩机（如图2所示）、扩压段、整流段、收敛段和试验段组成。试验段（如图3所示）中翼型前缘距离气洞出口为6.8 cm，翼型的2边通过夹板固定。

试验翼型为SD2030，如图4所示。弯度为4%，最大相对厚度为8.5%，翼型的弦长为150 mm，展长为300 mm，采用的锯齿数据长度为2 h=15 mm，锯齿宽度λ=6 mm。

图1 离心式压缩机

图2 风洞及仪器

图3 试验台测量段

图4 锯齿翼型

翼型平面如图5所示。分别测量了带锯齿和不带锯齿的2种尾缘结构翼型的尾迹区。

图5 锯齿翼型平面

图6 锯齿尾缘尾迹测量

试验采用Dantec Dynamics 3D streamline恒温热线风速仪（如图6所示）。利用该风速仪可以测得尾迹区速度的3个方向分量，测量速度范围为1～100 m/s。试验典型误差为0.5%，最大误差小于2%。

2 试验结果和分析

风洞出口速度U1=6.9 m/s，湍流度为3.75%。试验坐标系设x为流向方向，y为垂直方向，z为翼型展向方向。测量时保持攻角为0°，由于热线的工作原理，试验中不能将热线安装得离翼型太近，离尾缘最近的测量区域在流向位置距离尾缘为1 cm。为了捕捉尾缘优化结构对流动产生的细微影响，在x方向测量了3个区域，分别为区域1（距尾缘1 cm）、区域2（距尾缘2 cm）、区域3（距尾缘4 cm）。每个面上y方向从3变化到-5，z方向从0变化到15，间距都是1 mm。其中y方向中0处为正对尾缘处，z方向中0、5、10、15对应于锯齿的齿尖位置。

2.1 原始翼型尾迹测量结果

2.1 肥料离种子要适宜，一般亩施肥料10kg以下距种子周围不得少于7cm；一次亩用量10～15kg，距种子不得小于10cm。假如亩用量再增加要在扶垅开20cm深沟施农家肥同时施化肥，有条件的话，施肥后用耙子等工具把化肥与农家肥充分混均匀再扣垅更安全。

为了捕捉优化结构对尾迹区的细微影响，首先对原始翼型的尾迹区进行测量，为了避免翼型加工误差对试验结果的影响，对原始翼型尾迹区速度测量中在z方向测量的多个点进行平均。红色、蓝色、绿色分别是区域1、2、3的湍流结果，如图7所示。从图中可见，沿着流动方向，尾迹区的湍流度逐渐减小，在靠近尾缘区域呈现出经典的尾迹图样，离翼型越远，翼型对气流的影响作用逐渐减小。

图7 直尾缘的尾迹区测量结果

2.2 锯齿优化翼型尾迹测量结果

为了捕捉锯齿优化带来的尾迹区流动变化，在展向每个齿距（5 mm）中布置了5个测量点，间距都是1 mm，展向测量了3个齿距。通过直尾缘（红色）和锯齿尾缘（蓝色）尾迹在面1的测量结果对比，可以看出，加了锯齿尾缘结构的翼型在面1处的湍流度大于直尾缘结构翼型的尾迹（如图8所示），同位置湍流度差值最大为1%，其中直尾缘尾迹湍流度最大位置处于y=-2处，即尾缘垂直向下2 mm处，这是由翼型的非对称结构造成的，其中吸力面为弧面结构，压力面为近平面结构。锯齿尾缘尾迹湍流度的最大处位于y=-1处，更接近于尾缘的正对位置。

图8 直尾缘和锯齿尾缘尾迹在面1的湍流度测量结果

通过直尾缘（红色）和锯齿尾缘（绿色）尾迹在面2的测量结果对比可见，加了锯齿尾缘结构的尾迹在面2处的湍流度依然大于直尾缘结构翼型的尾迹，同位置湍流度差值最大为0.8%，如图9所示，2种结构翼型的尾迹湍流度在面2的最大值都在y=-2处。

图9 直尾缘和锯齿尾缘尾迹在面2的湍流度测量结果

通过直尾缘（红色）和锯齿尾缘（蓝色）尾迹在面3的测量结果对比可见，锯齿尾缘结构尾迹的湍流依旧大于直尾缘结构，但同位置湍流度差值减小到0.5%，如图10所示。

从测量结果可知，通过对翼型尾缘进行锯齿结构处理，尾迹区的湍流度有所增加，随着流动发展，锯齿尾缘结构带来的湍流度变化量逐渐减小。

图10 直尾缘和锯齿尾缘尾迹在面3的湍流度测量结果

2.3 锯齿优化翼型尾迹区的细观结果分析

为更细微地观察尾迹区湍流的发展,利用3维热线探针测得每个点3个方向速度的湍流以及在锯齿方向布置多个测点来观察锯齿尾缘湍流的细观结构，从而为锯齿尾缘降噪提供可靠的流场结构机理。

测点的湍流度沿展向的分布如图11所示。图中列举了y=-1、-2、0这3条线，选取这3条线是依据图8中在这个区域，该3条线的测点测出的湍流更剧烈。在y=-1线中，可以很明显看出，湍流流动在区域中正对锯齿的齿尖和齿根中都变得强烈，y=0线也有这种特征，但在y=-2线时，这种特征已不甚明显。

图11 区域1中气流湍流度的展向分布

区域2中湍流度的展向分布情况如图12所示，从图中可见，线y=-3依然有这种特点，但是其震荡的量级已有所减小，而在y=-2线上看不到明显的特征。

区域3湍流度的展向分布如图13所示，在图中，线y=-1还是有如此的特点，其他线上依然看不到明显的特征。

图12 区域2中气流湍流度的展向分布

图13 区域3中气流湍流度的展向分布

从图11～13中见，气流湍流度的展向分布在特定的位置都呈现出一定的特征，而别的部分没有强烈的特征而其他部分没有强烈的特征，说明在流动过程中沿展向在锯齿的齿尖和齿根部分都产生了细长的比较强烈的湍流脉动，随着流动的发展，湍流脉动的量级逐渐减小。由于翼型的不对称形状，这种细长的湍流脉动先沿着y的负方向发展，随着流动的发展，逐渐被主流带到y=0处，即正对尾缘的方向。

为了得到在y和z方向上的速度湍流尺度，本文应用自相关函数Ru计算得到湍流尺度。

泰勒公式被应用到连续的长度尺度计算，假设湍流度不变，用FFT方法得到Rux=0时的τ值，计算得到在y和z方向的速度湍流尺度。

在区域1中y=-2线上Y方向速度的湍流尺度的展向分布可见，每个齿距（0～5、5～10、10～15）内部都有2个尖峰，说明在Y方向上速度会在每个齿距产生2个尖峰，即每个齿尖的两侧会出现Y方向的速度大幅脉动，如图14所示。

图14 区域1Y方向速度的湍流尺度展向分布

从区域1（y=-2）处测得的Z方向速度的湍流尺度的展向分布可见，在每个齿尖的位置出现了尖峰，如图15所示。其结果表明，在正对齿尖位置的细长湍流在Z方向也有强烈脉动。

区域1、2、3的X方向速度的谱变化结果如图16～18所示。从图中可见，峰值点的频率随着流动逐渐变小，分别为32、26、24 Hz。

图15 区域1 Z方向速度的湍流尺度的展向分布

图16 区域16中X方向速度的FFT结果图17 区域2中X方向速度的FFT结果

图18 区域3中X方向速度的FFT结果

从以上试验结果可以得到锯齿尾缘尾迹的流动模型，锯齿尾缘翼型尾迹流动的模型如图19所示。从图中可见，在每个锯齿都产生了额外的马蹄涡，在正对锯齿的尖部和根部都产生了细长的湍流，并且在齿尖位置产生的在展向方向也有强烈脉动，随着流动的发展这些细长的湍流对周围影响逐渐减弱。

图19 锯齿尾缘尾迹的流动模型

3 结论

（1）锯齿化的翼型尾迹区湍流脉动比直尾缘尾迹区的湍流脉动强烈，随着流动差别逐渐减小。

（2）锯齿尾缘翼型尾迹中湍流度沿展向分布的结果表明，在正对锯齿尖部和根部处都产生了细长的湍流脉动，随着流动发展对周围产生的影响逐渐减弱。

（3）锯齿尾缘翼型的尾迹区Y方向速度的脉动结果表明，每个锯齿都产生了附加的马蹄涡，随着流动发展逐渐混合在细长的湍流中。

（4）沿着锯齿齿尖和齿根处都产生了细长的湍流脉动，在近尾缘处每个齿都产生了附加的马蹄涡，随着流动发展逐渐减弱。

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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基金项目：国家自然科学基金（51276149;）、空气动力学国家重点实验室研究基金（SKLA20140201）资助

许坤波(1988),在读博士研究生，研究方向为流体机械及工程、气动声学和仿生学降噪；E－mail：364398100@qq.com。

许坤波，叶英哲，仝帆.锯齿尾缘翼型近场湍流试验研究[J].航空发动机，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.