桨扇后掠降噪规律及声学机理数值研究_贺象.pdf
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1、文章编号:1000-8055(2023)04-0939-10doi:10.13224/ki.jasp.20210214桨扇后掠降噪规律及声学机理数值研究贺象,赵振国,舒太波,彭学敏(中国航发湖南动力机械研究所中小型航空发动机叶轮机械湖南省重点实验室,湖南株洲412002)摘要:结合三维流场数值模拟方法和声学 FfowcsWilliams-Hawkings 方程声类比方法,对对转桨扇流动及声学特征进行仿真分析,研究了桨叶后掠角对对转桨扇的气动性能和气动噪声的影响规律。结果表明:对转桨扇桨叶后掠角从 0增加至 40,高速巡航状态推进效率可提高接近 1.5 个百分点,起飞状态推进效率提升不大;桨扇噪
2、声大小与后排桨叶吸力面压力脉动强度有直接关系,增大桨扇桨叶后掠角可明显降低压力脉动强度,从而降低起飞状态下对转桨扇整个角向范围内的噪声大小;在噪声最大的 75角向位置,后掠角从 0增至 40声压级降低达 3dB 以上。关键词:对转桨扇;桨叶后掠角;FfowcsWilliams-Hawkings 方法;气动性能;压力脉动强度;噪声指向性中图分类号:V215.3文献标志码:ANumericalinvestigationofnoisereductionlawandacousticmecha-nismofthesweepbackpropfanHEXiang,ZHAOZhenguo,SHUTaibo,P
3、ENGXuemin(HunanKeyLaboratoryofTurbomachineryonSmallandMediumAero-Engine,HunanAviationPowerplantResearchInstitute,AeroEngineCorporationofChina,ZhuzhouHunan412002,China)Abstract:The propfan flow-field and acoustic features were investigated by combining the 3DnumericalsimulationwithFfowcsWilliams-Hawk
4、ingsequation.Andtheeffectsofpropfansweepbackangleonaerodynamicperformanceandnoiselevelwerestudied.Itindicatedthat,withpropfansweepbackangleincreasingfrom0to40,thethrustefficiencywaspromotedabout1.5percentagepointsatthehighspeedcruiseconditionbutslightlyatthetake-offcondition.Thepropfannoiselevelwasd
5、irectlyrelatedtothepressurefluctuationintensityoftherearbladesuctionsurface.Withtheincreaseofsweepbackangle,thepressurefluctuationintensitydecreased,andthenthenoiselevelinallangularpositionswasreducedatthetake-offcondition.Atthe75angularpositionwiththemaximumsoundpressurelevel,thesoundpressureleveld
6、ecreasebymorethan3dBwithpropfansweepbackangleincreasingfrom0to40.Keywords:contrarotatingpropfan;bladebackwardsweepangle;FfowcsWilliams-Hawkingsmethodology;aerodynamicperformance;pressurefluctuationintensity;noisedirectivity桨扇发动机又称开式转子发动机,可看作带先进高速螺旋桨的涡桨发动机,也可看作是一种不带外涵道的超高涵道比的涡扇发动机。它带有多个宽弦、掠型薄叶片,双排对转,
7、能减小激波损收稿日期:2021-05-06基金项目:湖南创新型省份建设专项经费(2020RC3096)作者简介:贺象(1984),男,高级工程师,博士,主要从事叶轮机械气动热力学研究。E-mail:引用格式:贺象,赵振国,舒太波,等.桨扇后掠降噪规律及声学机理数值研究J.航空动力学报,2023,38(4):939-948.HEXiang,ZHAOZhen-guo,SHUTaibo,etal.Numericalinvestigationofnoisereductionlawandacousticmecha-nismofthesweepbackpropfanJ.JournalofAerospace
8、Power,2023,38(4):939-948.第38卷第4期航空动力学报Vol.38No.42023年4月JournalofAerospacePowerApr.2023失和排气旋流,使飞行马赫数比常规螺桨高,并能在较高的飞行速度下保持较高的推进效率;它兼有涡桨推进效率高、耗油率低和涡扇飞行速度大的优点1-2。桨扇发动机所具有的优势主要体现在对转桨扇这一核心关键部件,国际上开展了大量的研究工作,文献 3 对国外桨扇技术发展的进行了较全面的综述。目前,国际上已突破了桨扇气动设计问题,在巡航马赫数超过 0.70 的情况下,先进对转桨扇的推进效率可高达 85.0%以上4-7,国际上先后完成了多个桨
9、扇发动机技术验证机研制8-11。由于对转桨扇两排桨叶对转,气动上相互干涉,导致气动噪声明显高于常规螺桨,这是桨扇发动机进入型号研制的重要限制因素,目前国外仅有D-27 桨扇发动机配装 An-70 定型服役12。因此,桨扇气动噪声在桨扇技术领域目前是一个热点问题,国外结合声学仿真和风洞试验开展了大量降噪优化设计研究。欧洲各国联合开展了桨扇气动优化设计、计算气动声学(CAA)声场模拟及风洞试验研究13-15,获得了详细的桨扇流场结构、安装支架对桨扇性能及噪声的影响、前后排桨叶相互干扰的流场结构等,为 SNECMA 开式转子发动机的研制提供了理论方法和数据支撑。通用电气(GE)公司在桨扇噪声领域取得
10、明显突破6,16-17,在 F-A 系列桨扇基础上研制了新一代对转桨扇叶型 Gen2A+B,其噪声水平优于第 4 阶段噪声标准,并且具有一定噪声裕度。桨扇可采用多种方法实现降噪,包括大后掠设计18-19、增加叶片数降低负荷16、功率分配比优化20、缩小直径或降低转速减小叶尖切线速度16、增大前后桨直径比16等。国内与桨扇相关文献基本上是相关技术发展的综述,具体桨扇技术研究鲜有发表。本文针对对转桨扇,采用定常数值模拟方法分析桨叶后掠对桨扇性能的影响规律,结合非线性谐波非定常数值模拟和 FfowcsWilliams-Hawkings(FWH)方法计算分析桨扇远场噪声辐射特征,以及桨扇后掠降噪规律和
11、机理。1研究对象对转桨扇为拉进式构型,前、后排桨叶对转,转速大小相同。本文采用基于升力面理论的设计方法21开展桨扇的气动设计,桨叶叶片数选择前8 后 6。在巡航状态下,来流马赫数超过 0.7,叶尖切线速度约 200m/s 左右,叶尖相对马赫数接近声速,因此,为提高推进效率采用了马刀型大后掠和薄翼型宽弦设计,桨扇几何模型如图 1 所示。对于起飞状态,由于来流马赫数降低至 0.20.25,为兼顾起飞推进效率和噪声水平,叶尖相对马赫数通常选择降低至 0.7 左右,甚至更低。桨叶叶型 采 用 三 段 式 设 计22,桨 根 至 40%叶 高 采 用NACA65 叶型,50%叶高至叶尖采用 NACA16
12、 叶型,中间 40%50%叶高插值光滑过渡。ZXY图1对转桨扇模型Fig.1Contrarotatingpropfanmodel本文研究对象包含 0、10、20、30、40共5 个 后 掠 桨 扇 模 型,下 文 用 Sweep0、Sweep10、Sweep20、Sweep30 和 Sweep40 来表示。对于每一个桨扇模型,其前、后排桨的积叠线和后掠角保持一致。由于螺旋桨/桨扇作为涡桨类飞机的最大噪声源之一,在起飞过程中噪声水平尤其显著,且飞机噪声适航审定关注的重点也是起飞、进场等飞行状态。因此,本文桨扇噪声相关研究主要针对起飞条件进行。2桨扇声学分析方法本文桨扇气动声学分析分为两个步骤23
13、:其一,采用商业 CFD 软件 Numeca 的非线性谐波法(NLH)对桨扇非定常流场进行仿真,获得声源;其二,采用 Numeca 专业声学模块 Fine/Acoustics的 FWH 方法对桨扇声场进行求解,获得桨扇噪声辐射特性。2.1三维定常和非定常数值模拟方法本文桨扇的计算区域尺寸选取参考了文献21,采用 AutoGrid 对计算域进行结构化网格划分。如图 2 所示,远前方边界和远后方边界到桨盘的距离为 10 倍桨尖半径,径向远场边界处的半径选为 6 倍桨尖半径。由于两排叶片对转,前、后叶片排的中间面作为转-转交界面,将桨扇计算域划940航空动力学报第38卷分为前、后两个对转的计算域。计
14、算域网格数分布如表 1 所示,总网格数为 204 万。Far-field boundarySlip wallSlip wallBlade meshFront rotortip meshRear rotortip meshMixing plane图2计算网格及边界条件21Fig.2Computationalmeshandboundaryconditions21表1网格数分布Table1Meshdistributions位置网格数/104前排桨46后排桨46远场112转-转交界面设置为掺混面,计算域采用周期边界条件,前后桨均只计算单个通道;进口、出口和远场设置远场边界条件,给定静压、速度和静温;桨
15、盘轮毂为旋转壁面,桨盘上下游轮毂壁面设置为滑移边界;选用 Spalart-Allmaras 湍流模型,采用非线性谐波法(NLH)进行频域非定常流场计算。为保证本文不同掠角桨扇模型计算结果的可比性,采用了相同的网格拓扑模板和计算设置。2.2噪声仿真分析方法将 NLH 非定常计算获得的叶片表面前 3 阶静压谐波作为噪声计算的声源数据,导入到FineAcoustics 软件。由于桨扇在起飞状态下,叶尖马赫数低于 0.9,在噪声求解设置中,声源包络面选取为叶片表面,将静压谐波数据映射到声源包络面。以前桨桨盘中心为原点,在半径 R=50m的远场布置半圆观察点阵列,如图 3 所示,0位置为桨扇下游正后方,
16、180位置为桨扇上游正前方,在 0至 180范围内每隔 2.5布置一个观察点,总共布置 73 个点。采用 FWH 方法进行远场噪声辐射求解,获得每个点上的噪声数据。901800R=50 m图3虚拟麦克风布置Fig.3Layoutofthevirtualmicrophones3桨叶后掠对气动性能的影响=FV/P在进行声学分析之前,采用定常数值模拟方法,对不同掠角桨扇模型进行了计算分析,研究桨叶后掠对气动性能的影响。图 4 为不同后掠角下桨扇巡航和起飞马赫数下推进效率随前进比变化的特性线;其中,推进效率定义为飞行推进功率与发动机轴功率之比,推进功率定义为螺旋桨推进拉力 F 与飞行速度 V 乘积;前
17、进比定义为飞行速度 V 与 2 倍叶尖切线速度之比2.82.93.03.13.23.33.43.53.60.800.850.900.951.051.000.01Advanced ratioAdvanced ratioSweep0Sweep10Sweep30Sweep20Sweep40Sweep0Sweep10Sweep30Sweep20Sweep40Cruise(a)巡航(b)起飞Take off0.02Propulsive efficiencyPropulsive efficiency图4桨扇巡航和起飞状态性能Fig.4Propfanperformanceatcruiseandtake-of
18、fconditions第4期贺象等:桨扇后掠降噪规律及声学机理数值研究941=V/nsD,ns和 D 分别为螺旋桨转速和直径。从图中可知,巡航条件下,掠角越大推进效率越高。后掠角从 0增大到 10,再增大到 20,推进效率略有提高,幅度不大;从 20增大至 30,推进效率明显提高,最高效率点提高 0.5 个百分点以上;从30增大至 40,推进效率显著提升,最高效率点进一步可提高 1 个百分点以上。对于起飞状态,掠角的增大对气动性能的影响并不明显。在设计状态下,桨叶尖部进口相对马赫数为0.98 接近声速,尖部吸力面处于跨声流动状态。对设计转速下前、后桨在 50%叶高和 95%叶高位置的 S1 流
19、面相对马赫数分布进行了详细的对比分析。图 5 为前桨 95%叶高马赫数分布,呈现出典型的跨声翼型流动特征,在吸力面接近尾缘位置存在一道较为明显的激波。随着后掠角的增大,桨叶吸力面峰值马赫数减小、高马赫区范围减小,后掠角增至 40时,吸力面激波消失。后桨桨尖流动特征及变化趋势与图 5 相同,本文不再赘述。图 6 为 50%叶高马赫数分布,随着后掠角的增大,桨叶吸力面峰值马赫数减小、高马赫区范围减小,但并不显著。由此可知,后掠角的增大可明显降低尖区吸力面峰值马赫数和高马赫区域,从而降低流动损失,提升性能,这与图 4 巡航状态性能变化规律一致。这一变化规律从理论上可进行类比,桨叶掠角对桨尖区域的流动
20、影响与后掠机翼具有相似性,掠角可明显降低机翼有效马赫数,降低激波损失,对于桨扇而言可提高推进效率。在起飞状态下,由于进口来流速度降低至马赫数为 0.2,桨扇转速虽然略有提升,但进口相对马赫数低于巡航状态,桨叶全叶高进口流动处于亚声状态。如图 7 桨叶 50%叶高相对马赫数分布所示,桨叶后掠角对半高位置流动的影响较小。图 8 和图 9 为 95%叶高前桨和后桨的桨尖马赫数分布,桨尖翼型攻角较大,前桨吸力面负面层较厚(如图 8),增大后掠角至 30,可略微减小附面层厚度,减小损失;后桨桨尖同样攻角偏大,后(c)Sweep30(d)Sweep40(a)Sweep10(b)Sweep201.41.21
21、.00.80.60.40.20Mach number图5巡航状态下前桨 95%叶高马赫数分布Fig.5Machnumberdistributionsoffrontbladeat95%spanatcruisecondition1.21.00.80.60.40.20Mach number(a)Sweep10(b)Sweep400.8270.9120.8370.8290.8690.9511.031.041.120.870.8270.9950.9110.8370.8290.8690.9511.021.090.87图6巡航状态下 50%叶高马赫数分布Fig.6Machnumberdistribution
22、sat50%spanatcruisecondition(a)Sweep10(b)Sweep40Mach number0.80.70.60.50.40.30.20.5410.4890.5520.640.5410.4880.5510.641图7起飞状态下 50%叶高马赫数分布Fig.7Machnumberdistributionsat50%spanattake-offcondition942航空动力学报第38卷掠角 10时,大的攻角导致吸力面分离,当后掠角增大至 30,分离程度减缓,峰值马赫数降低。可见,桨叶后掠对半高流动影响不大,对于前桨可减小桨尖附面层厚度,对于后桨可减小桨尖分离,在桨扇特性图
23、上表现为推进效率略微提高,但幅度并不如巡航状态显著。4桨叶后掠对桨间干扰的影响以定常数值模拟结果为初场,采用非线性谐波方法对桨扇非定常流场进行数值模拟。图 10为后掠角 10模型在起飞状态下的叶片表面静压的 1 阶谐波分量的幅值分布,前桨的 1 阶谐波分量对应的频率为后桨叶片通过频率的 2 倍(2 倍反映的是前、后排桨叶对转的影响),后桨的 1 阶谐波频率为前桨叶片通过频率的 2 倍,2 阶、3 阶谐波频率分别为 1 阶谐波的 2 倍和 3 倍频,静压的各阶谐波分量的幅值代表着前、后桨的相互干扰的脉动程度。其主要流动特征表现为:后桨叶吸力面的 80%叶高至桨尖区域以及吸力面前缘附近区域的脉动量
24、较大,主要是受前桨桨尖涡流以及尾迹流的影响;另外,前桨的压力面 50%叶高至桨尖区域脉动也较为明显,主要是后桨对前桨的位势作用;此外,后桨的压力面也略受前桨尾迹的影响,前桨吸力面压力脉动并不显著。实际上,脉动量较大的区域体现了桨扇前桨与后桨的相互干扰的影响程度。如图 11 所示,随着后掠角的增大,后桨叶吸力面的压力脉动量明显减小。对于前桨压力面,压力脉动同样具有减小趋势。1.00.80.60.40.20Mach number(a)Sweep10(b)Sweep300.7270.6460.7680.638图8起飞状态下 95%叶高前桨马赫数分布Fig.8Machnumberdistributio
25、nsoffrontbladeat95%spanattake-offcondition(a)Sweep10(b)Sweep301.61.41.21.00.80.60.4Mach number图9起飞状态下 95%叶高后桨马赫数分布Fig.9Machnumberdistributionsofrearbladeat95%spanattake-offcondition(a)前桨吸力面和压力面(b)后桨吸力面和压力面400036003200280024002000160012008004000Pressure/Pa图10起飞状态桨叶表面静压的 1 阶谐波Fig.10The1stharmonicpress
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