为了避免航空发动机涡轮部件成为未来超扇发动机低噪声设计的瓶颈之一,有必要开展涡轮气动噪声的声学特征和控制方法研究。本文采用经过实验验证的流场/声场混合计算方法,以轴向间距减半的GE E3最后1.5级低压涡轮(转-静-转构型)为研究对...为了避免航空发动机涡轮部件成为未来超扇发动机低噪声设计的瓶颈之一,有必要开展涡轮气动噪声的声学特征和控制方法研究。本文采用经过实验验证的流场/声场混合计算方法,以轴向间距减半的GE E3最后1.5级低压涡轮(转-静-转构型)为研究对象,对基准静叶下不同叶片排之间产生的尾迹干涉单音噪声和位势干涉单音噪声的声场特征,以及复合锯齿静叶对气动效率和单音噪声的影响进行了数值分析。结果表明:位势干涉单音噪声成为与尾迹干涉单音噪声同等量级的主导声源之一,并且同一展向位置的位势作用强度受到尾迹干涉强度的直接影响。此外,复合锯齿静叶具备同时改善气动效率和降低涡轮单音噪声的能力,最大效率收益为锯齿振幅A/波长W=1.5时的0.0234%,此时1.5级低压涡轮前三阶谐波单音噪声总声功率级的降噪收益为2.5 d B。因此,复合锯齿静叶在未来超扇发动机中可以作为控制多级低压涡轮噪声的有效手段之一。展开更多
以NACA 65(12)–10独立基准叶片为对象,使用线性传声器阵列和SODIX(SOurce DIrectivity modeling in the cross-spectral matriX)方法对基准叶片前缘噪声指向性分布特征及波浪前缘对叶片前缘噪声的影响进行了实验研究。开发了SODIX数据...以NACA 65(12)–10独立基准叶片为对象,使用线性传声器阵列和SODIX(SOurce DIrectivity modeling in the cross-spectral matriX)方法对基准叶片前缘噪声指向性分布特征及波浪前缘对叶片前缘噪声的影响进行了实验研究。开发了SODIX数据处理程序并进行了数值仿真验证,结果表明:不同指向角下计算结果的最大误差不超过0.26 dB。在半消声室内,利用由31个传声器组成的非均匀分布优化阵列,对NACA 65(12)–10独立基准叶片和仿生学叶片的前缘噪声开展了参数化声学实验。结果表明:在40°~142°指向角测量范围内,基准叶片前缘噪声指向性符合典型偶极子声源特征,峰值在130°指向角附近;随着频率升高,基准叶片前缘噪声指向性产生了显著的“波瓣”现象,频率越高,“波瓣”越多。进一步研究表明:不同波长和幅值的前缘构型都可以有效降低指向角测量范围内的前缘噪声;与波浪前缘的波长相比,波浪前缘的幅值对前缘噪声的影响更为显著,特别是在90°~120°指向角范围内,A30W20叶型的降噪量可达7.71 dB。展开更多
文摘为了避免航空发动机涡轮部件成为未来超扇发动机低噪声设计的瓶颈之一,有必要开展涡轮气动噪声的声学特征和控制方法研究。本文采用经过实验验证的流场/声场混合计算方法,以轴向间距减半的GE E3最后1.5级低压涡轮(转-静-转构型)为研究对象,对基准静叶下不同叶片排之间产生的尾迹干涉单音噪声和位势干涉单音噪声的声场特征,以及复合锯齿静叶对气动效率和单音噪声的影响进行了数值分析。结果表明:位势干涉单音噪声成为与尾迹干涉单音噪声同等量级的主导声源之一,并且同一展向位置的位势作用强度受到尾迹干涉强度的直接影响。此外,复合锯齿静叶具备同时改善气动效率和降低涡轮单音噪声的能力,最大效率收益为锯齿振幅A/波长W=1.5时的0.0234%,此时1.5级低压涡轮前三阶谐波单音噪声总声功率级的降噪收益为2.5 d B。因此,复合锯齿静叶在未来超扇发动机中可以作为控制多级低压涡轮噪声的有效手段之一。
