前緣鋸齒對(duì)邊界層不穩(wěn)定噪聲的影響

陳偉杰， 喬渭陽(yáng)， 仝帆， 段文華， 劉團(tuán)結(jié)

西北工業(yè)大學(xué) 動(dòng)力與能源學(xué)院， 西安 710129

前緣鋸齒對(duì)邊界層不穩(wěn)定噪聲的影響

陳偉杰， 喬渭陽(yáng)*， 仝帆， 段文華， 劉團(tuán)結(jié)

西北工業(yè)大學(xué) 動(dòng)力與能源學(xué)院， 西安 710129

為探索仿生學(xué)前緣鋸齒結(jié)構(gòu)的降噪規(guī)律，試驗(yàn)研究了低雷諾數(shù)到中等雷諾數(shù)(Re=(2～8)×105)不同攻角狀態(tài)下9種前緣鋸齒結(jié)構(gòu)對(duì)葉片層流邊界層不穩(wěn)定噪聲的影響。研究表明：前緣鋸齒可以減弱甚至完全抑制邊界層不穩(wěn)定噪聲，降噪效果對(duì)鋸齒振幅和鋸齒波長(zhǎng)均比較敏感，鋸齒振幅越大、波長(zhǎng)越小，降噪效果越好，降噪量可達(dá)30 dB；前緣鋸齒結(jié)構(gòu)可以誘導(dǎo)產(chǎn)生流向渦，影響葉片下游邊界層流動(dòng)，破壞聲學(xué)反饋回路；前緣鋸齒對(duì)邊界層不穩(wěn)定噪聲峰值頻率沒(méi)有影響。

前緣鋸齒； 不穩(wěn)定噪聲； T-S波； 分離泡； 聲學(xué)反饋回路

在雷諾數(shù)較低的情況下，風(fēng)機(jī)、滑翔機(jī)、小型無(wú)人機(jī)、潛艇、水下螺旋槳以及實(shí)驗(yàn)室縮比試驗(yàn)環(huán)境均可能存在邊界層不穩(wěn)定噪聲。Paterson等[1]在1973年首次對(duì)NACA 0012和NACA 0018葉片邊界層不穩(wěn)定噪聲進(jìn)行了系統(tǒng)的試驗(yàn)研究，將此聲源稱為渦脫落噪聲，基于平板層流邊界層理論給出了預(yù)測(cè)不穩(wěn)定噪聲頻率的公式，并發(fā)現(xiàn)了不穩(wěn)定噪聲頻率隨速度變化的“階梯形”結(jié)構(gòu)。Tam[2]在1974年否定了Paterson的“渦脫落模型”，認(rèn)為其不能解釋試驗(yàn)中出現(xiàn)的“階梯形”結(jié)構(gòu)，并首次提出了介于振蕩尾跡與葉片尾緣之間的“聲學(xué)反饋回路模型”，基于Paterson的試驗(yàn)數(shù)據(jù)給出了可以解釋“階梯形”結(jié)構(gòu)不穩(wěn)定噪聲頻率預(yù)測(cè)公式。上述2種方法僅能預(yù)測(cè)不穩(wěn)定噪聲頻率，并不能預(yù)測(cè)不穩(wěn)定噪聲大小，Brooks等[3]在1989年針對(duì)NACA 0012葉片進(jìn)行了大量試驗(yàn)，提出了既能預(yù)測(cè)不穩(wěn)定噪聲頻率又可以預(yù)測(cè)不穩(wěn)定噪聲大小的半經(jīng)驗(yàn)公式。此外，許多研究者對(duì)“聲學(xué)反饋回路”進(jìn)行了研究。Arbey和Bataille[4]試驗(yàn)研究了3種不同NACA 0012葉片邊界層不穩(wěn)定噪聲問(wèn)題，指出Tollmien-Schlichting(T-S)波在葉片尾緣會(huì)散射為較強(qiáng)的噪聲，并提出了介于葉片尾緣與葉片最大速度點(diǎn)之間的“聲學(xué)反饋回路”。許多研究表明，邊界層不穩(wěn)定噪聲的產(chǎn)生主要與葉片壓力面尾緣附近的流動(dòng)分離特別是層流分離泡相關(guān)，而與吸力面的邊界層流動(dòng)無(wú)關(guān)[5-9]。但Desquesnes等[10]提出了不同的看法，認(rèn)為不穩(wěn)定噪聲的產(chǎn)生與壓力面、吸力面的邊界層流動(dòng)均有關(guān)，壓力面為主要的反饋回路，吸力面為二次反饋回路。Arcondoulis等[11]對(duì)不同的聲學(xué)反饋回路進(jìn)行了總結(jié)并提出了亟待解決的問(wèn)題。目前關(guān)于聲學(xué)反饋回路的研究還沒(méi)有定論，但本文更傾向于Desquesnes等提出的模型，即葉片邊界層不穩(wěn)定噪聲可能是由2個(gè)甚至多個(gè)聲學(xué)反饋回路共同作用的結(jié)果。

尾緣噪聲降噪問(wèn)題一直是國(guó)內(nèi)外學(xué)者研究的熱點(diǎn)，許多學(xué)者提出了多種降低葉片尾緣自噪聲的措施，如多孔介質(zhì)[12]、刷式尾緣[13]、尾緣鋸齒[14]等，但需要指出的是，上述幾種流動(dòng)控制措施主要還是針對(duì)葉片湍流邊界層噪聲。Inasawa等[15]研究了等離子體對(duì)NACA 0012翼型層流邊界層不穩(wěn)定噪聲的影響，研究表明，等離子體控制器可以有效降低不穩(wěn)定噪聲。NASA埃姆斯研究中心和格林研究中心首次研究了前緣鋸齒對(duì)葉片及轉(zhuǎn)子葉片氣動(dòng)性能及噪聲的影響[16-19]。Fish和Battle[20]在1995年首次對(duì)座頭鯨鰭肢凸起結(jié)構(gòu)進(jìn)行了解剖學(xué)分析，此后，許多研究者研究了模仿座頭鯨的凸起結(jié)構(gòu)對(duì)葉片氣動(dòng)性能的影響[21-24]，但關(guān)于仿生學(xué)前緣鋸齒結(jié)構(gòu)對(duì)葉片噪聲特別是層流邊界層不穩(wěn)定噪聲影響的研究較少。

本文采用試驗(yàn)方法研究來(lái)流湍流度較低時(shí)不同雷諾數(shù)不同攻角狀態(tài)下葉片邊界層不穩(wěn)定噪聲，分析不穩(wěn)定噪聲隨雷諾數(shù)及攻角的變化關(guān)系，著重討論仿生學(xué)前緣鋸齒結(jié)構(gòu)對(duì)不穩(wěn)定噪聲的影響，對(duì)鋸齒振幅和波長(zhǎng)進(jìn)行參數(shù)化研究，探索前緣鋸齒結(jié)構(gòu)的降噪規(guī)律及降噪機(jī)制。

1 試驗(yàn)裝置及測(cè)量方法

1.1 全消聲室

本試驗(yàn)在中國(guó)飛機(jī)強(qiáng)度研究所航空噪聲與動(dòng)強(qiáng)度航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室進(jìn)行，全消聲室尺寸為6 m×4 m×6 m，風(fēng)洞出口為240 mm×300 mm的矩形，出口速度為U0，最高速度可達(dá)100 m/s，風(fēng)洞出口湍流度小于1%，試驗(yàn)裝置如圖1所示。葉片豎直安裝，上下端壁由有機(jī)玻璃板夾持，為便于安裝葉片，在風(fēng)洞出口搭設(shè)了桁架，采用吸聲棉包裹桁架以減弱桁架對(duì)聲場(chǎng)的影響。通過(guò)分析背景噪聲可知，桁架對(duì)聲場(chǎng)的影響較小。

遠(yuǎn)場(chǎng)指向性測(cè)量傳聲器布置方案如圖1(b)所示，采用25路傳聲器，測(cè)量角度范圍為30°～150°，間隔5°，傳聲器位于距離葉片半展長(zhǎng)半弦長(zhǎng)點(diǎn)半徑R=1.5 m的圓環(huán)上。

1.2 前緣鋸齒葉片

圖1 全消聲室試驗(yàn)裝置Fig.1 Anechoic chamber experiment setup

圖2 前緣鋸齒葉片結(jié)構(gòu)示意圖Fig.2 Sketch of blade with leading-edge serrations

表1 前緣鋸齒結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)參數(shù)Table 1 Design parameter of leading-edge serrations

圖3 前緣鋸齒葉片F(xiàn)ig.3 Blades with leading-edge serrations

1.3 試驗(yàn)狀態(tài)及測(cè)量設(shè)備

試驗(yàn)中來(lái)流速度為20～80 m/s，對(duì)應(yīng)的基于葉片弦長(zhǎng)的雷諾數(shù)為Re=(2～8)×105，幾何攻角變化范圍為0°～15°。實(shí)驗(yàn)室條件下有限的風(fēng)洞出口尺寸會(huì)造成來(lái)流流線彎曲和下洗，導(dǎo)致有效攻角減小，Brooks等[25]基于升力面理論給出了如下攻角修正公式

αe=αg/ζ

(1)

(2)

σ=(π2/48)(c/L)

(3)

式中：αg為幾何攻角；αe為有效攻角；c為葉片弦長(zhǎng)；L為風(fēng)洞寬度。采用上述公式對(duì)攻角進(jìn)行修正，結(jié)果如表2所示。如無(wú)特殊說(shuō)明，本文進(jìn)行圖例闡述時(shí)均采用幾何攻角。

本試驗(yàn)采用BSWA公司1/4英寸預(yù)極化自由場(chǎng)傳聲器，其有效頻率范圍為20 Hz～20 kHz，最大可測(cè)量168 dB的聲壓信號(hào)，工作溫度范圍為-50～+110 ℃，環(huán)境溫度系數(shù)為0.01 dB/K，環(huán)境壓力系數(shù)為-10-5dB/Pa。傳聲器的前置放大器與Mueller-BBM數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)相連，該系統(tǒng)最多支持32路傳聲器同步采集，數(shù)據(jù)采樣率最高達(dá)102.4 kHz。圖4所示為BSWA傳聲器及32路通道的BBM數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)。

表2 攻角修正Table 2 Correction of angle of attack

圖4 BSWA傳聲器及BBM數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)Fig.4 BSWA microphone and BBM data acquirement system

為了保證測(cè)量精度，在測(cè)量開(kāi)始前，采用標(biāo)準(zhǔn)聲源(1 000 Hz，114 dB)對(duì)傳聲器進(jìn)行了校準(zhǔn)。本試驗(yàn)采樣率為32 768 Hz，采樣時(shí)間為10.75 s，每個(gè)狀態(tài)進(jìn)行了2組測(cè)量，后處理取其代數(shù)平均。數(shù)據(jù)處理時(shí)取8 192個(gè)數(shù)據(jù)點(diǎn)進(jìn)行快速傅里葉變換(Fast Fourier Transformation， FFT),采用Welch法求取聲壓功率譜密度，數(shù)據(jù)重疊50%，平均170次，頻率分辨率為4 Hz。

2 試驗(yàn)結(jié)果分析

2.1 不穩(wěn)定噪聲頻譜特征分析

圖5所示為基準(zhǔn)葉片邊界層不穩(wěn)定噪聲聲壓級(jí)(Sound Pressure Level，SPL)典型頻譜，AOA為來(lái)流攻角，fdmax表示幅值最大的離散單音頻率，fd表示幅值較小的單音頻率。不穩(wěn)定噪聲頻譜形狀可以分為2類：第1類為“鐘形”結(jié)構(gòu)，包含多重離散單音噪聲，如圖5(a)所示；第2類為頻帶較窄的單音噪聲，如圖5(c)所示。背景噪聲頻譜中568 Hz處存在1個(gè)單音，當(dāng)風(fēng)洞出口速度為0時(shí)此單音依然存在，推測(cè)為經(jīng)風(fēng)洞傳入消聲室內(nèi)的噪聲，由于其頻率較低且幅值較小，影響可以忽略。

圖5 基準(zhǔn)葉片不穩(wěn)定噪聲頻譜分析Fig.5 Analysis of baseline blade instability noise spectrum

圖6 總聲壓級(jí)與來(lái)流速度的關(guān)系Fig.6 Relationship between OASPL and inflow velocity

圖6所示為基準(zhǔn)葉片總聲壓級(jí)(Overall Sound Pressure Level，OASPL)隨來(lái)流速度U0的變化關(guān)系，總聲壓級(jí)求取范圍為100～16 384 Hz。Uref為參考速度，ΔOASPL為不同來(lái)流速度下的總聲壓級(jí)與參考速度下的總聲壓級(jí)之差。 圖中包括0° 攻角和5° 攻角結(jié)果，虛線表示按速度的6次方擬合結(jié)果，由圖可知，0° 攻角狀態(tài)下聲功率近似與來(lái)流速度的6次方成正比。圖中同時(shí)給出了未安裝葉片時(shí)的背景噪聲，可以看出，由于有機(jī)玻璃板等裝置的存在，噴流噪聲聲功率并不是與速度的8次方成正比。

2.2 前緣鋸齒對(duì)不穩(wěn)定噪聲的影響

2.2.1 鋸齒振幅A的影響

值得注意的是，與本課題組關(guān)于尾緣鋸齒的研究結(jié)論不同，前緣鋸齒對(duì)不穩(wěn)定噪聲峰值頻率影響較小，即不會(huì)增大基準(zhǔn)葉片已存在的不穩(wěn)定噪聲，也不會(huì)誘導(dǎo)產(chǎn)生基準(zhǔn)葉片不存在的不穩(wěn)定噪聲。前緣鋸齒類似于“旋渦發(fā)生器”，可以誘導(dǎo)流向渦的產(chǎn)生，影響葉片下游邊界層的發(fā)展，改善邊界層的穩(wěn)定性，且鋸齒振幅越大對(duì)下游流場(chǎng)影響越顯著，而尾緣鋸齒的影響主要局限于葉片尾緣附近，對(duì)葉片上游邊界層影響較小?？梢?jiàn)，對(duì)于層流邊界層不穩(wěn)定噪聲而言，前緣鋸齒降噪效果優(yōu)于尾緣鋸齒。

圖7 鋸齒振幅對(duì)葉片不穩(wěn)定噪聲的影響(AOA=0°)Fig.7 Effect of serration amplitude on blade instability noise (AOA=0°)

圖8 總聲壓級(jí)指向性(AOA=0°)Fig.8 OASPL directivity (AOA=0°)

圖8所示為0° 攻角不同速度狀態(tài)下總聲壓級(jí)指向性結(jié)果。低速狀態(tài)下，前緣鋸齒減弱甚至完全抑制了邊界層不穩(wěn)定噪聲，在各個(gè)方位角均取得了明顯的降噪效果。在高速狀態(tài)下，主要為湍流邊界層寬頻噪聲，且總聲壓級(jí)的大小主要取決于低頻段的聲壓級(jí)大小，由總聲壓級(jí)并不能觀察到前緣鋸齒的降噪效果。

2.2.2 鋸齒波長(zhǎng)W的影響

尾緣鋸齒的引入僅能改變?nèi)~片尾緣附近的流場(chǎng)，對(duì)葉片上游流場(chǎng)影響較小，而前緣鋸齒的引入改變了葉片前緣的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)，對(duì)葉片下游流場(chǎng)也會(huì)有較大的影響，可想而知，鋸齒波長(zhǎng)越小，一定展向高度內(nèi)包含的鋸齒數(shù)量越多，對(duì)下游流場(chǎng)結(jié)構(gòu)影響越大，對(duì)噪聲輻射影響也越大，降噪效果就越明顯。

圖10所示為0° 攻角不同速度狀態(tài)下總聲壓級(jí)指向性結(jié)果。由圖可知，低速狀態(tài)下，前緣鋸齒可以降低各個(gè)方位角的總聲壓級(jí)；高速狀態(tài)下，前緣鋸齒略微增大了總聲壓級(jí)。

圖11所示為5° 攻角狀態(tài)下前緣鋸齒結(jié)構(gòu)對(duì)葉片不穩(wěn)定噪聲的影響。由圖可知，對(duì)基準(zhǔn)葉片而言，低速與高速狀態(tài)下邊界層不穩(wěn)定噪聲類型并不相同，當(dāng)來(lái)流速度為40 m/s時(shí)，不穩(wěn)定噪聲頻譜較尖，類似于單音噪聲；而當(dāng)來(lái)流速度為60 m/s時(shí)，不穩(wěn)定噪聲頻譜較寬，即前述的“鐘形”頻譜，且鋸齒結(jié)構(gòu)對(duì)不穩(wěn)定噪聲峰值頻率幾乎沒(méi)有影響。在2種狀態(tài)下，前緣鋸齒結(jié)構(gòu)均可以降低不穩(wěn)定噪聲，且鋸齒波長(zhǎng)越小，降噪效果越好，A10W10鋸齒葉片可以完全抑制邊界層不穩(wěn)定噪聲，降噪量高達(dá)25 dB。

圖12所示為5° 攻角不同速度狀態(tài)下總聲壓級(jí)指向性結(jié)果，當(dāng)來(lái)流速度為40 m/s時(shí)，各個(gè)方位角均取得了5 dB左右的降噪效果。

圖9 鋸齒波長(zhǎng)對(duì)葉片不穩(wěn)定噪聲的影響(AOA=0°)Fig.9 Effect of serration wavelength on blade instability noise (AOA=0°)

圖10 總聲壓級(jí)指向性(AOA=0°)Fig.10 OASPL directivity (AOA=0°)

圖13所示為10° 攻角狀態(tài)下前緣鋸齒結(jié)構(gòu)對(duì)葉片不穩(wěn)定噪聲的影響。由圖可知，鋸齒波長(zhǎng)越小降噪效果越好，當(dāng)鋸齒波長(zhǎng)較大時(shí)，還有可能增大不穩(wěn)定噪聲。前緣鋸齒對(duì)主要不穩(wěn)定噪聲和二次不穩(wěn)定噪聲均有降噪作用，且對(duì)不穩(wěn)定頻率沒(méi)有影響。

圖14所示為10° 攻角不同速度狀態(tài)下總聲壓級(jí)指向性結(jié)果。由圖可知，鋸齒波長(zhǎng)越小，降噪效果越好，但隨著鋸齒波長(zhǎng)進(jìn)一步減小，降噪量增加的并不明顯。

圖11 鋸齒波長(zhǎng)對(duì)葉片不穩(wěn)定噪聲的影響(AOA=5°)Fig.11 Effect of serration wavelength on blade instability noise (AOA=5°)

圖12 總聲壓級(jí)指向性(AOA=5°)Fig.12 OASPL directivity (AOA=5°)

圖13 鋸齒波長(zhǎng)對(duì)葉片不穩(wěn)定噪聲的影響(AOA=10°)Fig.13 Effect of serration wavelength on blade instability noise (AOA=10°)

圖15所示為15° 攻角狀態(tài)下前緣鋸齒結(jié)構(gòu)對(duì)葉片不穩(wěn)定噪聲的影響。在來(lái)流速度為40 m/s 的狀態(tài)下，所有葉片均不存在不穩(wěn)定噪聲，前緣鋸齒結(jié)構(gòu)的引入會(huì)增大葉片噪聲，且鋸齒波長(zhǎng)越小，增大的越多，最大約4 dB。當(dāng)來(lái)流速度增大到60 m/s時(shí)，不穩(wěn)定噪聲又重新出現(xiàn)，鋸齒結(jié)構(gòu)可以降低不穩(wěn)定噪聲，且鋸齒波長(zhǎng)越小降噪效果越好。由此可見(jiàn)，不穩(wěn)定噪聲對(duì)來(lái)流速度和攻角均比較敏感。

圖14 總聲壓級(jí)指向性(AOA=10°)Fig.14 OASPL directivity (AOA=10°)

圖15 鋸齒波長(zhǎng)對(duì)葉片不穩(wěn)定噪聲的影響(AOA=15°)Fig.15 Effect of serration wavelength on blade instability noise (AOA=15°)

圖16 總聲壓級(jí)指向性(AOA=15°)Fig.16 OASPL directivity (AOA=15°)

圖16所示為15° 攻角不同速度狀態(tài)下總聲壓級(jí)指向性結(jié)果。由圖可知，低速狀態(tài)下，前緣鋸齒會(huì)增大葉片湍流邊界層寬頻噪聲；而高速狀態(tài)下，前緣鋸齒可以降低葉片層流邊界層不穩(wěn)定噪聲。

2.2.3 鋸齒振幅波長(zhǎng)之比A/W的影響

圖17所示為0° 攻角來(lái)流速度20 m/s時(shí)總聲壓級(jí)降噪量三維柱狀圖，降噪量由基準(zhǔn)葉片總聲壓級(jí)減去鋸齒葉片總聲壓級(jí)得到。由圖可知，降噪效果對(duì)鋸齒振幅、鋸齒波長(zhǎng)均比較敏感，總體來(lái)講，鋸齒振幅越大、波長(zhǎng)越小，降噪量越大。

圖18所示為0° 攻角來(lái)流速度為20 m/s時(shí)總聲壓級(jí)隨鋸齒振幅波長(zhǎng)之比的變化關(guān)系。由圖18(a)可知，當(dāng)鋸齒振幅一定時(shí)，A/W越大，鋸齒葉片總聲壓級(jí)越小；但當(dāng)A/W一定時(shí)，鋸齒振幅越大，鋸齒總聲壓級(jí)越大，進(jìn)一步證明鋸齒振幅對(duì)噪聲有較大影響，圖中同時(shí)給出了基準(zhǔn)葉片總聲壓級(jí)大小，如圖中圓點(diǎn)所示。圖18(b)所示為總聲壓級(jí)降噪量隨鋸齒振幅波長(zhǎng)之比的變化關(guān)系，通過(guò)對(duì)圖中數(shù)據(jù)進(jìn)行分析，可知總聲壓級(jí)降噪量大致符合以下關(guān)系

(4)

圖17 總聲壓級(jí)降噪量(AOA=0°,U0=20 m/s)Fig.17 Noise reduction of overall sound pressure level (AOA=0°, U0=20 m/s)

圖18 鋸齒振幅波長(zhǎng)比對(duì)總聲壓級(jí)降噪量的影響(AOA=0°,U0=20 m/s)Fig.18 Effect of serration amplitude to wavelength ratio on OASPL noise reduction (AOA=0°,U0=20 m/s)

3 結(jié) 論

1) 在基準(zhǔn)葉片不存在不穩(wěn)定噪聲的狀態(tài)下，前緣鋸齒不會(huì)誘導(dǎo)不穩(wěn)定噪聲，與尾緣鋸齒會(huì)誘導(dǎo)不穩(wěn)定噪聲不同；在基準(zhǔn)葉片存在不穩(wěn)定噪聲的狀態(tài)下，前緣鋸齒可以減弱甚至完全抑制不穩(wěn)定噪聲，降噪量可達(dá)30 dB。

3) 前緣鋸齒葉片對(duì)不穩(wěn)定噪聲峰值頻率影響較小，這與尾緣鋸齒會(huì)顯著改變不穩(wěn)定噪聲頻率不同。

4) 前緣鋸齒類似于“旋渦發(fā)生器”，可以誘導(dǎo)流向渦的產(chǎn)生，增強(qiáng)葉片下游邊界層動(dòng)量交換，改善邊界層穩(wěn)定性，破壞不穩(wěn)定噪聲產(chǎn)生所需的“聲學(xué)反饋回路”，降低邊界層不穩(wěn)定噪聲。

[1] PATERSON R W, VOGT P G, FINK M R, et al. Vortex noise of isolated airfoils[J]. Journal of Aircraft, 1973, 10(5): 296-302.

[2] TAM C K W. Discrete tones of isolated airfoil[J]. Journal of the Acoustical Society of America, 1974, 55(6): 1173-1177.

[3] BROOKS T F, POPE D S, MARCOLINI M A. Airfoil self-noise and prediction: NASA RP-1218[R]. Washington, D.C.: NASA, 1989.

[4] ARBEY H, BATAILLE J. Noise generated by airfoil profiles placed in a uniform laminar flow[J]. Journal of Fluid Mechanics, 1983, 134: 33-47.

[5] LOWSON M V, FIDDES S P, NASH E C. Laminar boundary layer aeroacoustic instabilities: AIAA-1994-0358[R]. Reston: AIAA, 1994.

[6] NASH E C, LOWSON M V, MCALPINE A. Boundary-layer instability noise on aerofoils[J]. Journal of Fluid Mechanics, 1999, 382: 27-61.

[7] KINGAN M J, PEARSE J R. Laminar boundary layer instability noise produced by an aerofoil[J]. Journal of Sound and Vibration, 2009, 322(4-5): 808-828.

[8] PLOGMANN B, HERRIG A, WURZ W. Experimental investigations of a trailing edge noise feedback mechanism on a NACA 0012 airfoil[J]. Experiments in Fluids, 2013, 54(5): 1-14.

[9] GOLUBEV V V, NGUYEN L, MANKBADI R R, et al. On flow-acoustic resonant interactions in transitional airfoils[J]. International Journal of Aeroacoustics, 2014, 13(1): 1-38.

[10] DESQUESNES G, TERRACOL M, SAGAUT P. Numerical investigation of the tone noise mechanism over laminar airfoils[J]. Journal of Fluid Mechanics, 2007, 591: 155-182.

[11] ARCONDOULIS E J G, DOOLAN C J, ZANDER A C, et al. A review of trailing edge noise generated by airfoils at low to moderate Reynolds number[J]. Acoustics Australia, 2010, 38(3): 129-133.

[12] GEYER T, SARRADJ E, HEROLD G. Flow noise generation of cylinders with soft porous cover: AIAA-2015-3147[R]. Reston: AIAA, 2015.

[13] FINEZ A, JONDEAU E, ROGER M. Broadband noise reduction with trailing edge burshes: AIAA-2010-3980[R]. Reston: AIAA, 2010.

[14] MOREAU D, DOOLAN C J. Noise-reduction mechanism of a flat-plate serrated trailing edge[J]. AIAA Journal, 2013, 51(10): 2513-2522.

[15] INASAWA A, NINOMIYA C, ASAI M. Suppression of tonal trailing-edge noise from an airfoil using a plasma actuator[J]. AIAA Journal, 2013, 51(7): 1695-1702.

[16] HERSH A S, HAYDEN R E. Aerodynamic sound radiation from lifting surfaces with and without leading-edge serrations: NASA CR-114370[R]. Washington D.C.: NASA, 1971.

[17] SODERMAN P T. Aerodynamic effects of leading-edge serrations on a two-dimensional airfoil: NASA TM-X-2643[R]. Washington, D.C.: NASA, 1972.

[18] SCHWIND R G, ALLEN H J. The effects of leading-edge serrations on reducing flow unsteadiness about airfoils—An experimental and analytical investigation: NASA CR-2344[R]. Washington, D.C.: NASA, 1973.

[19] KAZIN S B, PAAS J E, MINZNER W R. Acoustic testing of a 1.5 pressure ratio low tip speed fan with a serrated rotor: NASA CR-120846[R]. Washington, D.C.: NASA, 1974.

[20] FISH F E, BATTLE J M. Hydrodynamic design of the humpback whale flipper[J]. Journal of Morphology, 1995, 225(1): 51-60.

[21] JOHARI H, HENOCH C, CUSTODIO D, et al. Effects of leading-edge protuberances on airfoil performance[J]. AIAA Journal, 2007, 45(11): 2634-2642.

[22] HANSON K L, KELSO R M, DALLY B B. Performance variations of leading-edge tubercles for distinct airfoil profiles[J]. AIAA Journal, 2011, 49(1): 185-194.

[23] GUERREIRO J L E, SOUSA J M M. Low-Reynolds-number effects in passive stall control using sinusoidal leading edges[J]. AIAA Journal, 2012, 50(2): 461-469.

[24] ZHANG M M, WANG G F, XU J Z. Aerodynamic control of low-Reynolds-number airfoil with leading-edge protuberances[J]. AIAA Journal, 2013, 51(8): 1960-1971.

[25] BROOKS T F, MARCOLINI M A, POPE D S. Airfoil trailing-edge flow measurements[J]. AIAA Journal, 1986, 24(8): 1245-1251.

Effectofleading-edgeserrationsonboundarylayerinstabilitynoise

CHENWeijie,QIAOWeiyang*,TONGFan,DUANWenhua,LIUTuanjie

SchoolofPowerandEnergy,NorthwesternPolytechnicalUniversity,Xi’an710129,China

Inordertoexplorethenoisereductionlawofthebionicsleading-edgeserrations,theeffectofnineleading-edgeserrationsonbladelaminarboundarylayerinstabilitynoisehasbeeninvestigatedexperimentallyatlowtomoderateReynoldsnumber(Re=(2-8)×105)anddifferentangleofattacks.Itcanbeconcludedthatleading-edgeserrationscandecreaseandeventotallysuppressbladelaminarboundarylayerinstabilitynoise.Thenoisereductioneffectisverysensitivetobothserrationamplitudeandserrationwavelength,andthebladewithlargeramplitudeandsmallerwavelengthhasbetternoisereductioneffect,whichcanreachamaximumof30dB.Thenoisereductionmechanismisattributedtothestream-wisevorticesinducedbytheleading-edgeserrations,whichcanaffectbladedownstreamboundarylayerflowandthendestroytheacousticfeed-backloop.Theleading-edgeserrationshavenoeffectontheinstabilitynoisepeakfrequency.

leading-edgeserrations;instabilitynoise;T-Swave;separationbubble;acousticfeed-backloop

2016-01-13;Revised2016-03-08;Accepted2016-03-29;Publishedonline2016-04-080933

URL:www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160408.0933.006.html

s：NationalNaturalScienceFoundationofChina(51276149，51476134)；StateKeyLaboratoryofAerodynamicsResearchFund(SKLA20140201)

2016-01-13；退修日期2016-03-08；錄用日期2016-03-29； < class="emphasis_bold">網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間

時(shí)間：2016-04-080933

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160408.0933.006.html

國(guó)家自然科學(xué)基金 (51276149，51476134)； 空氣動(dòng)力學(xué)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室研究基金 (SKLA20140201)

*

.Tel.：029-88482195E-mailqiaowy@nwpu.edu.cn

陳偉杰， 喬渭陽(yáng)， 仝帆， 等． 前緣鋸齒對(duì)邊界層不穩(wěn)定噪聲的影響J． 航空學(xué)報(bào),2016,37(12):3634-3645.CHENWJ,QIAOWY,TONGF,etal.Effectofleading-edgeserrationsonboundarylayerinstabilitynoiseJ.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2016,37(12):3634-3645.

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2016.0104

V231

A

1000-6893(2016)12-3634-12

陳偉杰男， 博士研究生。主要研究方向： 葉輪機(jī)械氣動(dòng)聲學(xué)。E-mail: cwj@mail.nwpu.edu.cn

喬渭陽(yáng)男， 教授， 博士生導(dǎo)師。主要研究方向： 葉輪機(jī)械氣動(dòng)熱力學(xué)、 氣動(dòng)聲學(xué)、 流動(dòng)控制技術(shù)。Tel.: 029-88482195E-mail: qiaowy@nwpu.edu.cn

*Correspondingauthor.Tel.：029-88482195E-mailqiaowy@nwpu.edu.cn