张颖哲，倪大明，Incheol LEE，林大楷，杨志刚

中国商飞北京民用飞机技术研究中心 民用飞机设计数字仿真技术北京市重点实验室，北京 102211

飞机噪声问题是目前航空界最为关注的主要问题之一。随着人类环境保护意识的不断增强，对飞机噪声强制性指标的要求越来越高，特别是随着世界经济一体化的快速发展，空中运输迅速膨胀，飞机的数量不断提高，空中航线越来越繁忙，同时飞机也在朝着提高飞行速度和大型化方向发展，带来的结果是噪声水平会增加，这与人类环保追求的低噪声要求形成了越来越突出的矛盾，使得飞机噪声问题成为目前航空界重要的前沿研究领域和研究的技术难点之一。飞机噪声技术已经成为各国发展航空事业，尤其是发展大型客机的竞争筹码。民用飞机噪声分为机体噪声和发动机噪声。发动机噪声又可以细分为风扇噪声、喷流噪声、燃烧噪声和涡轮噪声等。近年来，由于大涵道比涡扇发动机的应用，发动机噪声在整个飞机噪声中的比例有所下降，但是依然是主要的噪声。其中，在飞机起飞阶段，喷流噪声所占比重最大。研究人员通过大量的试验测试来研究喷流噪声的特性[1-3]和安装效应[4-6]，并开展了降噪措施研究[7]，尤其是在Tab齿形、波瓣混合器和锯齿形喷嘴等方面进行降噪研究。Bradbury和Khadem[8]在1975年首先提出了在喷嘴的出口处增加Tab齿型的思想来降低噪声。进一步研究[9-11]发现Tab齿型和波瓣混合器可以增加喷流掺混作用，从而降低低频段的噪声，但是在高频段噪声会显著增加，同时发动机的推力损失比较大，实际工程中很难得到应用。锯齿形喷嘴[12-14]的原理同样是增加喷流的掺混作用，锯齿尾缘可以增加内涵热喷流与外涵喷流的相互作用，降低喷流噪声，同时锯齿形喷嘴对发动机推力影响较小[15-17]。锯齿形喷嘴的降噪作用主要区域为喷流下游，即大尺度混合噪声为主的区域[18-20]。超声速喷流锯齿形喷嘴降噪试验研究结果[21-22]表明，锯齿形喷嘴对噪声的强度也有着明显的抑制作用。

本文开展了高温工况下喷流噪声测试模型设计与验证，分析了测试模型的流场特性，进行了零件的强度分析以及热应力校核分析。研究了不同喷嘴构型、不同运行工况下喷流噪声的特性，同时进行了锯齿形喷嘴设计工作，对比研究了锯齿形喷嘴的降噪效果。

1 试验装置及试验模型

1.1 声学风洞

本试验在法国国家航天航空研究中心(ONERA)的CEPRA19声学风洞进行，该风洞主要的设计目的是开展发动机喷流噪声测试，同时也可以进行其他类型的声学测试。该风洞是一座连续式开口大尺寸低速声学风洞，如图1所示。

风洞喷嘴直径为3 m和2 m两种尺寸，连续最大风速分别可以达到60 m/s和130 m/s。在本次试验中，采用的喷嘴直径为2 m。消声室近似于半径为9.6 m的1/4圆球，采用尖劈进行声学处理，频率范围为0.2～80 kHz。

远场噪声通过两个半径为6 m的弧形阵列测量，一个阵列布置在边线位置，另一个阵列布置在飞越位置。在飞越位置的阵列上布置13支传声器，测量位置角度(α)从40°变化到160°，来流方向为起始位置，喷嘴出口截面定义为90°。在边线位置的阵列上布置12支传声器，测量位置角度从40°变化到150°。两个传声器阵列的布置是基于有飞机构型时设计安装的，因此在进行单独发动机喷流噪声测试时，理论上对应角度上传声器的测试结果是一样的。

为测试发动机喷流噪声，在风洞喷嘴中心安装有发动机喷流模拟系统(SMT2)。喷流模拟系统分为内涵管道和外涵管道，分别通过电磁阀调节流量。内涵通过丙烷燃烧提高温度，控制气流和丙烷流量调节温度，管道中安装温度传感器监测气流温度。喷流模拟测试喷嘴直径可达30 cm，连续最大流量为12 kg/s。内涵喷口温度可以达到1 150 K，外涵喷口温度可以达到500 K。喷嘴测试模型通过螺栓与SMT2连接在一起。

图1 CEPRA19声学风洞Fig.1 Anechoic wind tunnel of CEPRA19

1.2 试验模型

本试验完成了两种面积比的喷嘴模型噪声测试，面积比分别为5和7。模型内涵喷嘴出口直径为82 mm，外涵喷嘴出口直径为168 mm，通过改变中心锥的尺寸来调节外涵和内涵的面积比。同时设计了圆形喷嘴出口和锯齿形喷嘴出口，如图2所示。

为了验证锯齿形喷嘴的降噪效果，对内涵和外涵，均设计了三角形锯齿形喷嘴，如图3所示。灰色零件为圆形内涵和外涵喷嘴，黄色为锯齿形内涵喷嘴，绿色为锯齿形外涵喷嘴。锯齿形内涵喷嘴齿长为14.7 mm，锯齿形外涵喷嘴齿长为30 mm，外涵和内涵齿数均为12，锯齿形喷嘴的等效出口面积与圆形喷嘴出口面积相同，内涵和外涵锯齿形喷嘴内型面分别与圆形喷嘴内型面相同，锯齿沿内型面曲面向外延伸。内涵和外涵锯齿形喷嘴外型面与圆形喷嘴外型面略有差别。

图2 喷流噪声测试模型Fig.2 Jet noise test model

图3 锯齿形喷嘴设计Fig.3 Design of chevron nozzle

2 试验模型设计与校核

本研究主要针对民用航空涡扇发动机的喷流噪声特性开展工作，属于亚声速喷流噪声。因此，在试验模型设计时需要保证设计模型型面的连续性，模型内流场没有流动分离，同时验证该模型在试验工况下不会产生激波噪声。

该声学风洞的发动机喷流模拟系统管道从地面伸出，垂直插入到风洞喷嘴中，在风洞喷嘴中心水平伸出喷嘴，管道水平段长度约为3 m。在开展热喷流噪声测试时内涵出口温度可达1 000 K以上，金属在高温下会发生膨胀，温度越高，尺寸越长，膨胀量越大。内涵管道在高温下发生膨胀，长度会明显变长。如果内涵管道水平段与垂直段进行硬连接，在高温下内涵水平管道和内涵喷嘴会膨胀变长，因此内涵喷嘴会向外伸展，在外涵喷嘴位置固定不变的情况下，内涵喷嘴与外涵喷嘴的相对位置会发生明显改变，导致试验测试构型与设计构型不一致，影响试验结果的准确性。为了避免该问题，该系统设计时内涵管道水平段中间为柔性连接，内涵管道水平段靠近出口部分可以沿水平方向移动。这种设计使得内涵管道不能够承受轴向力，因此内涵管道和内涵喷嘴需要通过设计支撑结构固定在外涵喷嘴上。试验喷嘴模型内涵包括中心锥的所有受力均需要内涵支撑传递到外涵喷嘴。在支撑结构设计时在满足流场无畸变、无激波的基础上，还需要满足强度的要求。

测试模型内涵喷嘴和中心锥处于高温气流中会存在周向和径向膨胀，外涵处于冷气流中尺寸基本保持不变。因此，在模型设计时需要考虑热膨胀因素，通过减小零件厚度、长度等方法尽量减小由于热膨胀引起的关键尺寸的变化。同时内涵零件内表面和外表面处于不同的温度场中，温度梯度很大，在设计时需要考虑热应力的影响。

2.1 流场计算分析

流场采用商用软件CFX计算分析。计算网格如图4所示，网格点数约为730万。为了研究支撑结构对喷嘴内流场的影响和进行后期强度分析，在建模时包括了中心锥支撑和内涵喷嘴支撑，如图5中红色网格所示。为了减小支撑对流场的影响，中心锥支撑和内涵喷嘴支撑采用对称翼型设计。设计3个中心锥支撑，最大厚度为4.5 mm，设计4个内涵喷嘴支撑，最大厚度为5.8 mm，支撑均匀分布。

计算时风洞进口速度为80 m/s，环境温度为298.15 K，环境压力为1个标准大气压。为了验证设计的模型满足风洞模型设计技术要求(包括热应力)，同时不会出现激波噪声，在模拟时采用了远超过民用发动机正常运行工况的极限条件来进行计算分析。发动机喷嘴采用的计算条件为：内涵喷嘴进口总压比为1.85，总温比为3.2，外涵喷嘴进口总压比为1.85，总温比为1.0。

图6为对称面上的速度和流线云图，从图中可以看出，支撑结构对局部流场有一些改变，但是当流动到达喷嘴出口之前时，气流重新达到均匀，支撑结构对喷嘴处的流动几乎不产生影响。在形状上满足了模型测试要求。

图4 模型表面网格Fig.4 Surface mesh of model

图5 中心锥和内涵支撑Fig.5 Strut of plug and core nozzle

图6 对称面上的速度和流线云图Fig.6 Contour of velocity and streamline on symmetry plane

图7给出了对称面上马赫数(Ma)分布云图，可以看到在内涵喷嘴出口处，局部马赫数最大达到1.069，显示为有弱激波的存在，可能存在激波噪声的影响。但是，根据内涵喷嘴的总温比和总压比条件，由气体动力学公式计算喷嘴出口的马赫数为0.997。调整马赫数显示范围为0.990～1.069， 观察内涵喷嘴局部马赫数，如图8所示。可以发现最高马赫数出现在内涵喷嘴出口处靠近中心锥的表面，而且上下不对称。分析原因可能是由于计算所采用的网格导致计算结果与预期结果出现偏差。同时，内涵喷嘴喉道处的马赫数明显小于1，因此在喷嘴出口处的速度不应该达到超声速。基于以上分析判断计算结果出现的超声速在实际测试时不会发生，不会有激波噪声的干扰。模型设计满足无激波噪声干扰的要求。后期在试验测试时在该工况下未发现激波噪声。

图7 全局马赫数云图Fig.7 Contour of global Mach number

图8 喷嘴局部马赫数云图Fig.8 Contour of local nozzle Mach number

2.2 强度校核分析

在本次试验中，模型外部力主要为重力和气动力。气动力可以通过对模型零件表面压力进行积分计算获得。2.1节中喷流模型流场计算得到模型零件表面压力(p)分布，如图9所示。不同温度下，金属材料力学性能会发生改变，因此在强度校核时需要考虑温度影响，同样在喷流模型流场计算中包含了温度信息，模型零件表面温度(T)分布如图10所示。强度校核采用CATIA软件集成的结构分析模块。根据ONERA风洞模型设计技术要求，进行强度校核时，零件受到的复合应力应小于3/4倍的弹性极限且小于1/2倍的极限抗拉应力，零件受到的剪切应力应小于1/3倍的弹性极限。根据经验，外涵喷嘴材料选用316L不锈钢，其他零件材料选用310不锈钢。

中心锥通过3个对称翼型支撑连接在内涵喷嘴上，支撑所受的载荷为中心锥载荷和支撑本身所受的气动力载荷。通过对中心锥和中心锥支撑进行表面压力积分，获得中心锥支撑受到的轴向力为270 N，计算得到中心锥支撑上最大应力为7.7 MPa，如图11所示(图中σ表示应力)。由图10可知，中心锥支撑处的温度为950 K，查找310不锈钢的属性可知，该温度下其抗屈强度约为165 MPa，抗拉强度约为365 MPa。因此，中心锥支撑的强度远远满足风洞模型设计要求。

图9 表面压力分布云图Fig.9 Contour of surface pressure distribution

图10 表面温度分布云图Fig.10 Contour of surface temperature distribution

图11 中心锥支撑应力云图Fig.11 Contour of plug strut stress

内涵喷嘴通过螺丝与风洞的发动机喷流模拟系统内涵管道相连接，同时由4个独立的支撑固定连接在外涵喷嘴上。通过对内涵喷嘴、中心锥零件以及部分内涵管道进行积分，得到内涵支撑所受轴向力为200 N，应力分析计算得到内涵支撑最大应力为6.76 MPa，如图12所示。由前面温度场计算结果可知，此零件最高温度为302 K，查找310不锈钢的属性可知，该温度下其抗屈强度约为311 MPa，抗拉强度约为619 MPa。因此，内涵喷嘴支撑的强度远远满足风洞模型设计要求。

图12 内涵支撑应力云图Fig.12 Contour of core nozzle strut stress

最终，喷嘴模型所受的周向力通过16颗M6的螺栓与发动机喷流模拟系统外涵管道相连接，螺栓等级为12.9。积分所有喷嘴模型表面压力计算得到喷嘴模型周向力为2 450 N。螺栓应力计算表达式为

σs=F/As

(1)

式中:F为单个螺栓的受力；As为螺栓横截面积。由式(1)计算得到该处螺栓所受应力σs=7.6 MPa。该等级的螺栓抗拉强度为1 200 MPa，螺栓强度远远满足风洞模型设计要求。

2.3 热应力校核分析

在试验测试时，外涵完全处于低温区域，内涵喷嘴外表面处于低温流场中，内表面处于高温流场中，因此只需要对内涵进行热应力校核分析。为了控制喷嘴的热膨胀，在模型设计时将内涵喷嘴设计为内外两层结构，并拆分为几个不同的零件，缩短自由膨胀零件的尺寸。因此，在零件的接触位置由于温度梯度的存在可能会发生应力集中的情况。热应力计算网格如图13所示。

结构温度场分布采用MSC软件中的Thermal模块进行求解，结构热应力采用MSC软件中的Sol101进行求解。由前面温度场计算，确定内涵喷嘴内表面平均温度为950 K，外表面温度为298.15 K，节点数约为92万，单元数约为61万，自由度约为240万，设置相应的材料属性。

图14给出了热应力分析的结果，从图中可以看出热应力最高的位置发生在内涵喷嘴中段和尾段相连接位置的外表面，其他位置应力比较小。需要特别注意的是，材料的强度受温度的影响很大，所以校核零件强度时需要同时考虑温度和应力。

图13 热应力校核网格Fig.13 Grid model for thermal analysis

图14 热应力分析结果Fig.14 Results of thermal stress analysis

图15和图16分别给出了内涵喷嘴中段零件的温度和热应力分布。从图中可以看出，最大应力为178 MPa，该处温度为298 K，由310不锈钢参数可以得知，该处零件满足风洞模型设计强度要求。检查其他位置，同样满足强度要求。

图17和图18分别给出了内涵喷嘴末段零件的温度和热应力分布。从图中可以看出，最大应力为191 MPa，该处温度为298 K，由310不锈钢参数可以得知，该处零件满足风洞模型设计强度要求。检查其他位置，同样满足强度要求。

图15 内涵喷嘴中段温度分布Fig.15 Temperature distribution of core nozzle middle part

图16 内涵喷嘴中段热应力分布Fig.16 Thermal stress distribution of core nozzle middle part

图17 内涵喷嘴末段温度分布Fig.17 Temperature distribution of core nozzle end part

图18 内涵喷嘴末段热应力分布Fig.18 Thermal stress distribution of core nozzle end part

3 噪声测试结果分析

本次试验测试的工况超过30个，涵盖了现代民用发动机涡扇发动机典型运行工况范围。部分测试工况见表1。在测试时单独控制内涵喷嘴和外涵喷嘴，设定喷嘴入口的总温比和总压比。

本节对比分析了面积比、风速、压比、喷嘴形状等不同因素对喷流噪声频谱的影响。为使频谱结果对比更加清晰，横坐标进行线性化转换，选用频带数Band number作为变量来替代频率(f)，其定义表达式为：Band number=10 lgf，纵坐标为声压级(Sound Pressure Level，SPL)。

表1 部分测试工况Table 1 Partial test conditions

3.1 面积比的影响

试验测试了面积比(AR)分别为5和7的喷嘴，图19给出了两种工况下(工况A：PRc=1.32，TRc=2.63，PRf=1.30,TRf=1.00；工况B：PRc=1.85，TRc=3.20，PRf=1.85，TRf=1.00)的噪声频谱结果对比。从图中可以看出，在中低频带数下，AR=5的噪声水平要高于AR=7的噪声，且随着传声器测量位置角度α的增大而增加，但是在高频带数下两种面积比噪声水平基本没有区别。需要指出的是在低功率条件下，AR=7的噪声水平(图19中正方形)比AR=5的噪声水平(图19中圆圈)要高，其原因是在该工况下，AR=7的噪声频谱中出现一个纯音。测试证明，该纯音在特定工况下出现，与模型设计有关。

图19 面积比影响(静态)Fig.19 Impact of area ratios (static)

3.2 风速的影响

图20给出了AR=7的喷嘴在相同运行工况下，PRc=1.85，TRc=3.20，PRf=1.85，TRf=1.00， 风速(即马赫数Ma=0，0.20，0.25)对喷流噪声频谱的影响。可以看出，静态条件下噪声水平最高。有来流条件下几乎在所有传声器测量位置角度上，噪声水平在大部分频带下会比静态条件下降低约4 dB左右。马赫数为0.25时，噪声水平会比马赫数为0.20时低约0.5 dB。需要指出的是，当前给出的结果没有做边界层修正，角度为传声器测量位置的几何角度。

图20 风速的影响(AR=7)Fig.20 Impact of wind speeds (AR=7)

3.3 压比的影响

图21给出了外涵压比变化对喷流噪声的影响，在内涵工况不变的情况下(PRc=1.32，TRc=2.60)，外涵压比从1.3增大到1.7时，几乎在所有的频带数下噪声水平都增加，增加的幅值基本为4 dB，而且在各个传声器测量位置角度下趋势基本一致。

图21 外涵压比的影响(AR=7)Fig.21 Impact of pressure ratios of fan nozzle (AR=7)

3.4 喷嘴形状的影响

图22对比了在相同运行工况下，PRc=1.85，TRc=3.20，PRf=1.85，TRf=1.00，面积比为7的圆形喷嘴和锯齿形喷嘴的噪声频谱特征。从图中可以看出，在峰值频段数附近锯齿形喷嘴噪声比圆形喷嘴噪声低1.5 dB左右，在高频段数时锯齿形喷嘴噪声比圆形喷嘴噪声高约0.5 dB。这种变化趋势符合预期，锯齿形喷嘴尾缘增加了内外流动的混合，将大尺度的涡打碎变成小尺度的涡。高频噪声在传播过程中容易衰减，因此，低频噪声降低高频噪声增大有利于远场噪声水平的降低。

图22 喷嘴形状的影响(AR=7)Fig.22 Impact of nozzle shapes (AR=7)

4 结 论

1) 设计了两种喷嘴试验模型，计算分析了模型的流场特性和温度分布。校核分析了测试模型零件的强度，验证模型符合风洞模型设计技术标准。

2) 相同工况条件在中低频带数下，面积比小的噪声水平高于面积比大的噪声，差异随着传声器测量位置角度α的增大而增加，但是在高频带数下两种面积比噪声水平基本没有区别。

3) 静态条件下，喷流噪声水平最高。在所有传声器测量位置角度下，随着来流速度的增加，噪声水平在所有频带数下降低。在Ma=0.25的来流条件下，噪声水平在大部分频带下会比静态条件下降低约4 dB左右。

4) 在内涵工况不变的情况下，随着外涵压比增大，几乎在所有的频带数下噪声水平都增加，而且在各个传声器测量角度下趋势基本一致。

5) 采用目前设计的锯齿形喷嘴，在峰值频率附近锯齿形喷嘴噪声比圆形喷嘴噪声低1.5 dB左右，高频锯齿形喷嘴噪声比圆形喷嘴噪声高约0.5 dB，这种变化趋势跟预期一致。

致 谢

感谢项目负责人邓志研究员对项目的指导、支持和帮助，感谢项目组对此次测试任务的保障和支持工作。感谢上海飞机设计研究院同事的积极参与和帮助。感谢601模型加工厂对模型加工的辛勤努力，保障试验按时开展。感谢CEPRA19风洞工程师对本次试验的认真准备和辛苦工作。