1、基金项目:中欧合作项目(688971);国家自然科学基金(5183500)收稿日期:20210419修回日期:20210423第 40 卷第 2 期计算机仿真2023 年 2 月文章编号:10069348(2023)02006406飞机发动机短舱声传播预计方法研究薛东文，燕群，李卓瀚(航空工业飞机强度研究所航空声学与振动航空科技重点实验室，陕西 西安 710065)摘要:针对飞机发动机短舱的声传播预计方法开展研究。应用有限元方法求解时域线化欧拉方程方程，用 Ingard 边界条件模拟声衬;特别的，应用流动梯度去除方法抑制发动机排气道噪声预计中产生的 KelvinHelmholtz 不稳定波。针
2、对飞机发动机短舱进气道噪声、排气道噪声在有/无声衬作用下的声传播开展了预测，通过与国际上公开的试验结果进行了对比。结果表明，数值预测噪声指向性与试验基本吻合，误差低于 3dB，KelvinHelmholtz 不稳定波被有效抑制。文章给出的飞机发动机短舱声传播预计方法精度高，结果可信，可用于短舱声传播研究。关键词:短舱;声传播;预计;不稳定波中图分类号:V231.3文献标识码:Besearch on Prediction Method of Noise Acoustic Propagationin a Turbofan Aircraft Engine NacelleXUE Dongwen，YAN
3、 Qun，LI Zhuohan(Aviation Technology Key Laboratory of Aeroacoustic and Vibration，Aircraft Strengthesearch Institute，Xi an Shanxi 710065，China)ABSTACT:This article conducts the research on the prediction method of acoustic propagation in aircraft enginenacelle The finite element method is was used to
4、 solve the timedomain linearized Euler equations，and the Ingardboundary condition iwas used to simulate the acoustic liner;Iin particular，the flow gradient removal method waisused to suppress the KelvinHelmholtz unstable wave generated in the noise prediction of the engine exhaust ductThe noise prop
5、agation of aircraft engine nacelle inlet noise and exhaust noise under the action of acoustic lining wascarried out to predict The results of comparison with internationally published experimental results show that the di-rectivity of numerical prediction of noise is basically the same as that of th
6、e experiments It is consistent with the ex-perient，the error is less than 3dB，and the KelvinHelmholtz unstable wave is effectively suppressed The predictionmethod of aircraft engine nacelle acoustic propagation given in the article has high accuracy and credible results，which can be used for researc
7、h on nacelle acoustic propagationKEYWODS:Nacelle;Acoustic propagation;Prediction;Instability wave1引言过去几十年中，在减少飞机噪声排放方面已经取得了巨大的进步。尽管如此，航空公司和飞机制造商仍然受到居住在机场附近的政府机构和居民的压力，要求进一步降低飞机噪声水平1。对于当代大型客机，飞机的主要噪声源是发动机噪声，而在起飞过程中，通过进气道和排气道向外辐射的风扇噪声是发动机噪声的最主要分量。发动机噪声通过进、排气道向外辐射噪声之前受短舱壁面声衬吸声作用，部分噪声被吸收。短舱声衬的成功设计非常依赖于对
8、短舱声传播的预计。在发动机短舱排气噪声的预测研究中，内、外涵道之间以及外涵道与外界环境之间的剪切流动对声传播的影响通常不可容忽视。一方面，剪切流动会导致声波的发射和散射，改变传播方向;另一方面，剪切流的存在会引起数值上内部动力学不稳定波。当剪切流速度剖面出现拐点时，KelvinHelmholtz 不稳定波将会被激发。该类型不稳定波以指数形式增长，导致噪声预计失败。避免 KelvinHelmholtz 不稳定波出现的一种方法是在频46域内求解线化欧拉方程24。对于三维问题，未知数的个数很多，通常采用迭代求解方法。迭代求解等效于采用时间推进格式求解，还是会激发不稳定波5。KelvinHelmhol
9、tz 剪切不稳定波是一种涡结构。由于涡结构的不稳定波很难从控制方程中分离出来，数值不稳定波抑制技术则成为数值计算中消除不稳定波干扰的重要手段。数学上，KelvinHelmholtz 剪切不稳定波的存在是由于背景流动速度流线剖面中存在拐点。一种不稳定波抑制方法为声源滤波技术(Source Filter，SF)，通过在线化欧拉方程中加入额外的项，以削减不稳定波6。然而，SF 方法在抑制不稳定波的同时，对声场产生了一定干扰。利用声波和不稳定波传播速度的差异，一种时域波群方法(Time Domain WavePacket，TDWP)被用于研究不稳定波的抑制技术7，该方法对声波的传播影响较小。在本文中，
10、一种流动梯度去除方法，即直接去掉线化控制方程中的速度梯度项的方法被用于抑制发动机排气噪声中的 KH 剪切层不稳定波的抑制。本文的研究思路如下:首先，给出文章应用的主控方程，求解方法和边界条件，特别的给出流动梯度去除方法的实现;其次，针对一种公开的发动机进气道研究构型，进行固壁边界条件和声衬边界条件下的声传播预计，初步判定基本预计方法的准确性;再次，针对一种具有解析解的发动机排气噪声预计模型开展声传播预测，验证本文的预计方法在基本的排气噪声研究中的适用性;再次，针对一种产生 KH 不稳定波的发动机排气噪声研究模型，开展噪声预测，评估MFG 方法在已知 KH 不稳定波中的效果;最后，给出小结。2数
11、学模型2.1主控方程通常认为，线化欧拉方程可用于发动机短舱声传播预计8。小振幅声波传播的三维线化欧拉方程为Qt+?AQx+?BQy+?CQz+?DQ=0(1)其中向量 Q 和?A，?B，?C，?D 具体形式如下Q=uvwp，?A=u000000u000000u0010000u000p000u0?B=v000000v000000v0010000v0000p00v0，?C=w000000w000000w000000w010000p0w0?D=u0 x+v0y+w0z0 x0y0z010u0u0 x+v0u0y+0u0z()u0 xu0yv0z010u0v0 x+v0v0y+0u0z()v0 xv0
12、yv0z010u0w0 x+v0w0y+0u0z()w0 xw0yw0z00p0 xp0yp0zu0 x+v0y+w0z()，p，u，v，w分别代表时域内密度、压力及速度扰动分量。下标 0 表示时均量。2.2边界条件本文研究模型声衬的前、后端为声学固壁，即声学全反射，在声学固壁表面法向声质点速度为 0，即vn=0(2)声衬对声学的作用可以用声阻抗边界来体现。对于局域反应声衬，Ingard 给出了声阻抗边界的表达式9，可以进一步推导为pr=ik0cZ(1 iMkx)2p(3)声学计算的远场边界应用完全匹配层边界条件，声源位置应用模态边界条件。2.3流动梯度去除方法当剪切流速度剖面出现拐点时，式(
13、1)矩阵?D中的u0/y导致 KelvinHelmholtz 不稳定波的激发。本文中所应用的去除不稳定波的方法为去除主控方程中矩阵?D中的速度梯度项。3数值计算3.1飞机发动机短舱进气道声传播计算JT15D 系列航空发动机是普惠公司研制的第一代涡轮风扇发动机。在上世纪 70 年代 NASA Lewis 实验室和Langley 实验室针对 JT15D 开展了一系列实验和测试，来研究风扇噪声的传播特性10。其实验结果可以为数值模拟提56供校核数据。其静地测试进气道如图 1 所示。风扇转速为 6750rpm，对应一阶叶片通过频率为 3150Hz，可传播的主要模态为(13，0)。分别对未安装声衬和三种
14、不同穿孔率的声衬进行远声场测试，表 1 给出声衬的声阻抗和相应的穿孔率。图 1JT15D 静地测试进气道示意图表 1JT15D 声衬声阻抗声衬 1声衬 2声衬 3声阻0.6381.1362.272声抗0.50.50.58.9%5.0%2.5%考虑到该算例为短舱进气道模型，不存在剪切流，因此在主控方程的计算中不做不稳定波抑制处理。直接应用第二节给出的数值方法进行声传播计算，验证方法的正确性。图 2 和图 3 分别给出了进气道在固壁边界和声衬 1 边界作用下的声传播云图，可以看出声模态在声源面处被加载，噪声沿进气道贴壁向外辐射，在声学远场边界处未发生明显反射;声衬作用下，进气道的远场噪声辐射明显减
15、弱。图 2固壁边界下的声传播云图图 3声衬 1 边界下的声传播云图图 4 给出了远场指向性的数值仿真与试验对比，数值仿真结果很好的预计了远场声压分布趋势;在声压分布绝对值方面，声衬边界条件下数值预计的声压略低，误差在 3dB 以内。这也证明了本文所采用的计算方法和设置可应用于带阻抗边界的、短舱进气道噪声声传播的预计。图 4数值预计与试验的指向性对比3.2短舱后传声解析验证算例3.2.1Munt 圆形管道固壁解析算例Munt 模型及其演化模型已经形成标准算例，在应用数值方法预计发动机排气噪声时，往往首先计算 Munt 模型问题，分析和理解问题的物理机理，验证数值计算方法。图 5 给出了计算选取的
16、几类 Munt 简化模型。需要指出的是 M1 是外界环境流速，M2 是管道内流速，1 是涵道外表面半径，2 是涵道内表面半径。表 2 给出了各个物理量的值。这里一共包含 3 个简化模型:圆柱形管道模型;环形管道模型;环形管道带阻抗边界模型。模型轮毂是无限长的。可以发现管道内外流速不同，将在管道末端形成剪切涡层。远场指向性测量点位于以管道末端为圆心的、半径为 46 米、角度范围为 0120的位置。无量纲化阻抗为 2i，阻抗边界的位置位于涵道下表面(轮毂表面)、外管壁起始至无限远处。图 5Munt 模型及其变形表 2简化模型物理参数参数量值参数量值频率866Hz管道模态(9，1)流道外密度1.225kg/m3流道内密度1.298kg/m3流道外声速341.8m/s流道内声速354.06m/s流道外马赫数0.219流道内马赫数0.447无量纲声阻抗2i远场测点距离46m66图 6 为圆柱形管道模型的声传播压力云图。可以发现，管道内的声模态通过管道末端时，没有明显的不稳定波出现。说明不稳定波被抑制了。声模态在管道末端发生衍射。图 6圆柱形管道模型近场声压分布云图进一步分析远场指向性，如图 7
