鋸齒型翼型尾緣噪聲控制實(shí)驗(yàn)研究

許影博，李曉東

（北京航空航天大學(xué) 能源與動力工程學(xué)院，北京100191）

0 引 言

在先進(jìn)的翼型設(shè)計(jì)中翼型尾緣形狀對翼型的氣動特性有重要的影響。近年來，許多學(xué)者致力于研究翼型尾緣形狀對翼型氣動噪聲的影響。位于高速來流中的翼型，尾緣噪音是其翼型噪聲的最重要組成之一，它由翼型湍流邊界層和尾緣（TE）的相互作用產(chǎn)生。歐盟DATA實(shí)驗(yàn)項(xiàng)目［1］通過修改翼型形狀和應(yīng)用尾緣鋸齒來降低尾緣噪音。雖然在早期的項(xiàng)目中對鋸齒尾緣的降噪進(jìn)行過一些研究［2－3］，但是通過優(yōu)化的翼型形狀來降低噪音的概念還是相對較新的。

本文采用尾緣鋸齒的方法，主要研究不同齒數(shù)和不同齒形對翼型遠(yuǎn)聲場和表面壓力載荷的影響。第1節(jié)介紹實(shí)驗(yàn)方案的相關(guān)情況。第2節(jié)給出了不同工況下翼型遠(yuǎn)聲場和壁面壓力載荷的實(shí)驗(yàn)結(jié)果，并分析了尾緣鋸齒齒數(shù)和齒形對翼型遠(yuǎn)聲場和壁面壓力載荷的影響。

1 實(shí)驗(yàn)方案

1.1 翼型選擇和尾緣鋸齒的設(shè)計(jì)

本實(shí)驗(yàn)采用NACA0018翼型，這是NACA系列翼型中厚度最厚的一個，能夠滿足在其上鉆壓力載荷測量孔，以及在尾部附加鋸齒段的需要。

基于Dutch TWIN項(xiàng)目研究結(jié)果的二維調(diào)研［4］，超出翼型尾緣15%弦長比例的鋸齒形被認(rèn)為是最具優(yōu)勢的。而且，在實(shí)際實(shí)驗(yàn)中，較短的尾端鋸齒不會產(chǎn)生明顯的顫振；顫振無疑將影響尾緣邊界層流動，從而影響整個實(shí)驗(yàn)結(jié)果。

氣流的相互作用在尖銳過渡處比較強(qiáng)烈，例如葉片尾緣處，噪聲將會急劇增加。對于帶有鋸齒形尾緣的有限弦長翼型，前人的實(shí)驗(yàn)引入了邊界元算法，只考慮單一翼型的弦，并且在跨度上使用周期邊界條件，獲得了實(shí)測邊界層速度和k－ω譜數(shù)據(jù)代碼，計(jì)算了不同長寬比的齒形以找出最佳配置。由于實(shí)際構(gòu)造，鋸齒尾緣缺口，徑向間距5%的整數(shù)倍弦長處，將獲得良好的降噪效果。根據(jù)風(fēng)洞測試和PIV前流效果圖，鋸齒尾緣不再受葉尖的三維層面影響［5］。由此可以確定決定鋸齒形的3個參數(shù)：齒形高度為葉片15%弦長；鋸齒葉片被固定在33%總齒高外；鋸齒尾緣缺口，徑向間距5%倍弦長處。圖1給出了四種尾緣鋸齒形的設(shè)計(jì)方案，分別為：（1）小齒，齒寬為弦長的5%；（2）大齒：齒寬為弦長的10%；（3）小齒有倒角：在小齒的齒根部加倒角；（4）大齒有倒角：在大齒的齒根部增加倒角。以上設(shè)計(jì)方案的實(shí)驗(yàn)結(jié)果都將與尾緣無鋸齒（無齒）情況相比較。

兩種齒數(shù)的選擇都是由其寬為5%弦長倍數(shù)來決定的。如果整個翼型尾緣齒數(shù)過少，在其兩端處并沒有形成鋸齒化的條件，將對流動有較大影響。因此在此采用了齒數(shù)分別為80和40兩種方案。

圖1 不同尾緣鋸齒形方案Fig.1 Different designs of the trailing edge sawtooth tested

圖2 翼型鋸齒實(shí)物圖Fig.2 Airfoil sawtooth model

在運(yùn)用鋸齒化降噪的噴流尾噴嘴降噪實(shí)驗(yàn)中，鋸齒間圓弧過渡的方法使渦對于翼型的影響減少，取得了明顯的降噪效果。因此，本實(shí)驗(yàn)中也嘗試了在齒根部加倒角的設(shè)計(jì)方案。

1.2 測點(diǎn)布置

傳聲器的布置如圖3。以翼型中心為圓心的平面上，在以2.2m為半徑的圓周上間隔15°布置了6個傳聲器，獲取不同方向的遠(yuǎn)聲場信息。壓力傳感器布置如圖4，在翼型的尾部區(qū)域兩側(cè)分別布置兩個動態(tài)壓力傳感器，測量翼型表面壓力變化情況。

1.3 實(shí)驗(yàn)臺

本實(shí)驗(yàn)是在北京航空航天大學(xué)流體與聲學(xué)工程實(shí)驗(yàn)室的全消聲室里進(jìn)行。風(fēng)洞為暫沖式風(fēng)洞，其出口尺寸為150mm×250mm。翼型展長為300mm，弦長為60mm，來流馬赫數(shù)為0.1，雷諾數(shù)為1.4×105，翼型與風(fēng)洞出口之間的距離為10倍的翼型弦長。壁面動態(tài)壓力測量采用Kulite LQ系列傳感器，遠(yuǎn)聲場測量采用B＆K動態(tài)傳聲器和國產(chǎn)傳聲器CH16。

圖3 遠(yuǎn)聲場測量傳聲器布置Fig.3 Location of microphones in the far－field

圖4 壓力傳感器布置圖Fig.4 Location of pressure sensors on airfoil surface

1.4 風(fēng)洞出口速度驗(yàn)證

為驗(yàn)證實(shí)驗(yàn)過程中翼型模型是否能處于風(fēng)洞核心區(qū)里，用畢托管測量了風(fēng)洞出口馬赫數(shù)為0.1時無模型情形下翼型尾緣位置截面的速度分布，圖5給出的是翼型尾緣截面上的速度分布，可以看出，翼型后緣位置處核心區(qū)厚度大約有75mm，可以保證翼型在小攻角情形下能處于噴流核心區(qū)里。

圖5 無模型時翼型尾緣位置截面速度分布（Ma＝0.1）Fig.5 Cross－section velocity distribution at the airfoil trailing edge without the sawtooth，Ma＝0.1

2 實(shí)驗(yàn)結(jié)果分析

首先，為了得到不同鋸齒型尾緣的降噪效果比較，對幾種典型工況下的頻譜圖進(jìn)行比較，最后給出了不同齒型情況下翼型尾緣吸力面和壓力面的時均壓力變化曲線，得到翼型尾緣鋸齒對于翼型尾緣吸力面和壓力面的壓力影響曲線。圖6－圖9分別給出了幾種不同工況下的頻譜圖。

圖6給出了五種尾緣形狀在攻角（AOA）為15°時105°傳聲器（No.3）的頻譜圖，從中可以看出四種帶有鋸齒尾緣的翼型均有降噪效果，降噪效果與齒型有關(guān)，大齒降噪效果更好，特別是在低頻部分，這是由于在翼型尾緣附加鋸齒結(jié)構(gòu)之后，改變了翼型尾緣處的流場結(jié)構(gòu)，當(dāng)大尺度的渦系撞擊到鋸齒上之后就會導(dǎo)致渦系的破裂，使大尺度渦系向小尺度發(fā)展，這樣就使能量由低頻向高頻轉(zhuǎn)移，降低了低頻噪聲。圖7中給出了攻角為15°時105°方向上大齒有倒角和大齒無倒角尾緣的降噪效果比較，可以看出大齒有倒角和大齒無倒角尾緣在低頻段都有比較明顯的降噪效果，大齒有倒角要比大齒無倒角尾緣的降噪效果好。圖8給出了攻角為15°時105°方向小齒有倒角和小齒無倒角的降噪效果比較，可以看出小齒有倒角和和小齒無倒角尾緣在低頻段都有比較明顯的降噪效果，但是小齒有倒角和小齒無倒角尾緣的降噪效果區(qū)別并不是很明顯，可能由于尺度的減小有倒角和無倒角之間的有效邊緣長度的差別已經(jīng)并不是很明顯，所以導(dǎo)致兩者之間并無明顯的降噪差別。圖9給出了攻角為0°時75°傳感器（No.1）方向，尾緣為大齒有倒角與尾緣無鋸齒翼型的遠(yuǎn)聲場頻譜對比情況，可以看出，在0°攻角，75°傳聲器方向的降噪效果不是很明顯，在頻率為2215Hz有純音出現(xiàn)與理論計(jì)算的純音位置一致。

圖6 五種尾緣齒形翼型比較（攻角15°，傳聲器105°方向）Fig.6 SPL of TE noise with five different teeth（AOA＝15°，microphone No.3）

圖7 大齒無倒角與大齒有倒角尾緣比較（攻角15°，傳聲器105°方向）Fig.7 SPL of TE noise with two different big teeth（AOA＝15°，microphone No.3）

圖8 小齒無倒角與小齒有倒角尾緣比較（攻角15°，傳聲器105°方向）Fig.8 SPL of TE noise with two different small teeth（AOA＝15°，microphone No.3）

圖9 無齒尾緣與大齒有倒角尾緣比較（攻角0°，傳聲器75°方向）Fig.9 SPL of TE noise with／without big tooth with chamfering（AOA＝0°，microphone No.1）

加鋸齒的翼型噪聲都在一定程度上得到了降低，尤其是在攻角15°、105°的傳聲器處，鋸齒尾緣的葉片降噪效果尤為明顯，這是因?yàn)殇忼X噪聲在遠(yuǎn)場具有一定的指向性，尾緣附加鋸齒只能改變尾緣部分的噪聲特性，所以導(dǎo)致了不同方向上降噪效果的差異。實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，有倒角的鋸齒尾緣降噪效果要優(yōu)于沒有倒角的鋸齒尾緣降噪效果。在以上的五種方案中，大齒有倒角是降噪效果最好的一種翼型尾緣鋸齒設(shè)計(jì)。

圖10和圖11給出了一號和二號壓力傳感器的動態(tài)壓力時均測量結(jié)果。一號動態(tài)壓力傳感器布置在翼型吸力面的尾緣附近，二號動態(tài)壓力傳感器布置在翼型壓力面的尾緣附近，從圖中可以看出，翼型尾緣鋸齒使翼型吸力面和壓力面的壓力產(chǎn)生只有幾帕的微小變化，在小攻角下相對于無鋸齒尾緣時的時均值只有千分之三。可見，在翼型尾緣附加鋸齒對翼型表面的壓力載荷分布影響很小。

圖10 一號傳感器不同齒型和攻角的時均壓力Fig.10 Time－average pressure with different teeth by sensor NO.1vs.AOA

圖11 二號傳感器不同齒型和攻角的時均壓力Fig.11 Time－average pressure with different teeth by sensor NO.2vs.AOA

3 結(jié) 論

本文對通過翼型尾緣附加鋸齒來降低翼型自噪聲的方法進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)研究。設(shè)計(jì)了四種不同的翼型尾緣鋸齒齒型，通過對不同齒寬和齒間倒角的鋸齒尾緣翼型的遠(yuǎn)聲場聲壓測量和壁面的壓力載荷測量。遠(yuǎn)聲場測量結(jié)果表明，翼型尾緣鋸齒有一定的降噪效果，降噪的頻率主要集中在低頻段，對于高頻部分基本沒有降噪效果。翼型尾緣鋸齒的降噪效果與鋸齒的長寬比和鋸齒的倒角有關(guān)；本文設(shè)計(jì)的四種鋸齒方案中，降噪效果最好的為長寬比為2的鋸齒。有倒角的鋸齒降噪效果相對于無倒角的鋸齒要好。此外，翼型表面壓力測量結(jié)果顯示，翼型尾緣鋸齒對翼型表面壓力載荷的分布影響很小。

［1］GUIDATI G，WAGNER S，PARCHEN R，et al.Design and testing of acoustically optimized airfoils for wind turbines（DATA）［A］.Proceedings of EWEC［C］.Nice，1999：101－104.

［2］HOWE M S.Noise produced by a sawtooth trailing edge［J］.J.Acoust.Soc.Am.，1991，90（1）：482－487.

［3］DASSEN T，PARCHEN R，BRUGGEMAN J，et al.Results of a wind tunnel study on the reduction of airfoil self－noise by the application of serrated trailing edges［A］.Proceedings of EUWEC［C］.Goteborg，pp.800－803，1996.

［4］DASSEN A G M，PARCHEN R，BRUGGEMANN J，et al.Wind tunnel measurements of the aerodynamic noise of blade sections［A］.European Wind Energy Conference and Exhibition［C］.Greece，paper J3－2，1994.

［5］BRAUN1KA，N.J.C.M.VAN DER BORG ET AL.，Serrated trailing edge noise（STENO）［A］.Proceedings of EWEC［C］.Dublin，1999：180－183.