冲压空气排气口气动噪声数值研究

0 引言

在民用飞机领域，气动噪声的研究备受学者的关注，除发动机和辅助动力装置外，冲压空气系统的排气口是地面停机坪的主要噪声源，随着飞机载客量的增加，冲压空气总量随之增加，其对停机坪噪声的影响更大。因此，对冲压空气排气口噪声产生机制进行分析，有利于控制噪声问题，提升飞机环保指标。由于飞机冲压空气排气口构型复杂，气流场与声场的相互干扰比较复杂，对于其噪声的仿真预测比较困难。本文主要通过对客机冲压空气排气口的气动噪声进行数值模拟，并对其流场及声场的产生机理进行研究分析，寻求冲压空气排气口气动噪声的产生原因。

气动声学起源于对涡喷发射机射流噪声机理的研究。1952年，Lighthill最早提出了声类比理论，并针对喷射噪声问题推导出了Lighthill方程。该方程基于流场物理量与声压波动量之间的联系建立，开创了气动声学理论研究的先河。Lighthill方程对求解空间进行了假设，未考虑固体边界对喷漆噪声的影响。1955年，Curle针对上述问题对Lighthill方程进行了改进，使用基尔霍夫方法考虑了固体壁面对气流发声机理的影响，并在此基础上推导出Curle方程。1969年，Ffowcs-Williams和Hawkings使用广义函数对Curle方程进行了推广，在Curle方程的基础上考虑运动固体边界对气动噪声的影响，在此基础上获得了FW-H方程。19世纪60年代以来，流体噪声一直备受学者的关注，Powell、Doak和Howe等学者分别对流体噪声的产生机理、声波与湍流的相互作用等问题进行了研究，但这些理论对实际应用还存在一定的差距，可用于试验现象的解释。

本文基于大涡模拟方法对冲压空气进气口流场进行仿真计算，并把数值计算获得的进气口及风门表面压力脉动作为声源项，最后通过FW-H声学比拟法建立噪声预测方法，研究冲压空气排气口的噪声产生机制。该技术将流场和声场进行结合求解，能够较好地考虑流场和声场的干扰问题。

1 计算模型和数值计算方法

1.1 排气口模型

选取某型号民机冲压空气排气口作为研究对象，排气口由入口端圆形直管段、过渡段弯管、出口端直管及排气口风门构成。排气口三维仿真模型如图1所示。

图1 排气口三维仿真模型

1.2 网格划分

本文对整机级模型建立网格模型时，首先将排气口三维模型导入ICEM软件中进行网格划分，网格类型为四面体和六面体，计算域及排气口网格如图2所示。对排气口壁面设置棱柱网格进行加密，首层网格高度为0.1mm，增长率1.2，棱柱网格设置5层。将划分好的网格导入到Fluent中进行网格类型的转化，得到多面体网格。多面体网格的优势在于处理复杂几何时兼顾网格数量的前提下能够得到质量很好的网格。与生成四面体网格相比，生成的多面体网格数量要少五倍左右。

图2 排气口网格

1.3 计算方法

1.3.1 稳态计算

对气动噪声进行数值计算的第一步是选用湍流模型进行流场的稳态计算，然后调用宽频噪声源模型获得噪声源的位置和强度，结合流场分布特征分析气流噪声的产生位置和机理。选用典型滑行工况作为边界条件，排气口进口设为质量流量入口边界条件，质量流量设为11.1kg/s，风门开度为80%；远场入口设为速度入口边界条件，飞行马赫数为0.5，攻角为0°，远场出口设为压力出口边界条件。

1.3.2 瞬态计算

稳态计算完成后，将稳态计算的结果作为瞬态计算初始条件，选用FW-H噪声模型和LES模型进行瞬态计算，获得测点的时域声压值并对其进行快速傅里叶变换（FFT）即可得到声压频谱特性。计算时间步长2.5×10，迭代步数为4000步，采样时间为0.1s。

使用FW-H噪声模型计算时，选取排气口的所有壁面以及排气口风门作为声源面。FW-H声源接收点用于接收由FW-H声源面传播过来的声压信号。根据FAR36步规定的标准噪声观测位置设置一个声源接收点，在排气口内部设置三个监测点，用于监测排气口内部的速度和压力脉动，监测点及声源接收点的位置如图3所示。

图3 监测点及声源接收点位置

2 数值计算结果分析

2.1 流场结果分析

沿排气口轴线方向做切面，切面的速度流场速度如图4所示。

由图4可知，当气体进入排气口时，在直管段内的流速变化较为稳定。当气体流过过渡段弯管时，由于弯管段效应，弯管外侧气体到达壁面后气流方向发生变化，流速急速变小后缓慢上升，弯管内侧气体流速先上升后逐渐降低。气体经过弯管段后，外侧壁面附近的气体流速逐渐增大，在外侧壁面与飞机蒙皮的交界处附近速度达到最大值。由于风门的作用，风门侧一部分流体质点不能突然改变运动方向，气体流动至风门表面受阻，即不能平稳地、圆滑地过渡，在内侧壁面附近气体出现回流，使得这部分气体不停地在该区域内作漩涡状运动。

图4 排气口中心截面速度分布云图及矢量图

2.2 声场结果分析

2.2.1 噪声源位置预测

在稳态计算完成后，调用宽频噪声源模型进一步计算即可获得流场中气流噪声源的位置和强度。图5给出了排气口表面声功率级分布图。

由图5可知，在靠近入口的直管段声功率级变化较为稳定。在过渡段弯管处声功率级变化较大，外侧壁面的声功率级较小，内侧壁面附近的声功率级大于外侧壁面的声功率级。过渡段弯管之后的直管段内侧壁面部分区域声功率级较小，虽然此处有回流产生，但速度较小，湍流不剧烈，因此声压级功率较小。风门上由于部分气体作漩涡状运动，形成涡的分离及脱落，声功率级较高。外侧壁面与飞机蒙皮的交界处附近声功率级最高，结合流场分析可知，这是由于该区域气体流速大，湍流运动剧烈。

图5 排气口表面声功率级分布

2.2.2 噪声机理分析

图6给出了监测点的速度和压力随时间变化的曲线。结合流场分布特征可知，此工况下排气口噪声源主要包括偶极子声源和四极子声源。

图6 监测点瞬时速度和压力变化曲线

由于作用在物体上的流动压力产生偶极子声源，故偶极子声源主要分布在过渡段弯管外侧壁面以及风门表面；因为流场中的湍流运动产生四极子声源，所以四极子声源分布于整个流场中，在外侧壁面与飞机蒙皮的交界处附近最大。

气体在进气口的直管段内进行湍流运动，湍流运动产生不稳定的雷诺应力，进而产生四极子声源，同时由于流速波动不剧烈，故四极子声源贡献量较小；当气体流过过渡段弯管或风门时，由于外侧壁面或风门的阻挡作用，气体与外侧壁面或风门相互作用，在外侧壁面或风门附近产生压力脉动，尤其是在风门附近，压力脉动更为剧烈，管道壁面或风门附近压力的变化，使得边界层能量被其他粘滞力逐渐消耗，进而出现边界层剥离的现象，形成漩涡运动，形成偶极子声源；由于风门的作用，导致流通面积减小，在排气口出口处产生喷流（节流）效应，使得外侧壁面与蒙皮的交界处附近的速度脉动变得剧烈，形成四极子声源。由于排气口出口处的速度脉动较入口段速度脉动强烈，因此产生的四极子声源也较入口段强烈。

2.2.3 气动噪声频谱分析

对声源接收点的声压数据进行快速傅里叶变换得到声源接收点处声压频谱特性，参考声压为2×10Pa。SoundReceiver处声压频谱特性图如图7所示。

由图7可知，排气口流场中噪声接收点处气动噪声声压级的频带很宽，属于一种宽频噪声。该排气口的最大声压级为147dB，平均声压级为130.6dB，在0~3000Hz范围内，声压级幅值较大，随着频率的升高，幅值持续下降。因此气动噪声低频部分的能量较大，高频部分能量较小，后续对排气口进行降噪改进时考虑低频降噪。

图7 Sound Receiver处声压频谱特性图

3 结论

本文基于大涡模拟法和FW-H声学比拟法对冲压空气排气口噪声进行预测，结合流场和声场对其噪声产生机制进行分析，为冲压空气排气口的噪声计算提供了计算基础，同时为今后对冲压空气排气口的噪声水平预测并降噪奠定了技术基础。上述研究得到如下结论：①排气口噪声源主要包括偶极子声源和四极子声源，偶极子声源主要分布在过渡段弯管外侧壁面以及风门表面，四极子声源分布于整个流场中，在外侧壁面与飞机蒙皮的交界处附近最大。②排气口的最大声压级为147dB，平均声压级为130.6dB，在0~3000Hz范围内，声压级幅值较大，随着频率的升高，幅值持续下降，后续对排气口进行降噪改进时考虑低频降噪。