噴流噪聲研究進(jìn)展與展望

李曉東, 徐希海, 高軍輝, 何敬玉

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

0 引 言

噴流噪聲是氣動(dòng)聲學(xué)的經(jīng)典難題，在氣動(dòng)聲學(xué)發(fā)展歷程中占據(jù)核心地位。20世紀(jì)50年代初，Lighthill[1-2]創(chuàng)立了聲類比理論，他基于理論分析發(fā)現(xiàn)了噴流噪聲聲功率與噴流速度八次方成正比這一重要規(guī)律，在航空發(fā)動(dòng)機(jī)聲學(xué)設(shè)計(jì)中發(fā)揮了巨大作用，因而Lighthill被公認(rèn)為氣動(dòng)聲學(xué)這門學(xué)科的創(chuàng)立者。而且聲類比理論也成為近70年來(lái)氣動(dòng)聲學(xué)的主導(dǎo)理論框架。1969年Ffowcs Williams 和Hawkings建立的描述任意運(yùn)動(dòng)固體邊界發(fā)聲問(wèn)題的FW-H方程[3]則是該理論框架下另一個(gè)重要的里程碑杰作。20世紀(jì)50年代初至70年代初，有關(guān)噴流噪聲的后續(xù)理論研究大都試圖改進(jìn)或完善聲類比理論，代表性的工作包括Pridmore-Brown方程[4]、Phillips方程[5]、Ffowcs Williams的噴流噪聲遷移效應(yīng)[6]、Powell方程[7]、 Lilley方程[8]等。總體來(lái)看，這些衍生理論中的聲源項(xiàng)都被籠統(tǒng)地假設(shè)成虛擬的四極子聲源，噴流噪聲預(yù)測(cè)的正確與否很大程度上依賴于實(shí)驗(yàn)或計(jì)算獲得的聲源信息[9-11]。盡管Lighthill聲類比理論在工程應(yīng)用上取得了巨大的成功，但它本質(zhì)是一種“黑箱”理論，沒有從根本上揭示不同尺度湍流噪聲的產(chǎn)生與輻射機(jī)理。

20世紀(jì)70年代，Crow & Champagne[12]和Brown & Roshko[13]在實(shí)驗(yàn)中首次發(fā)現(xiàn)了噴流自由剪切層內(nèi)存在大尺度湍流結(jié)構(gòu)。隨后Schlinker[14]、Laufer、Schlinker & Kaplan[15]基于實(shí)驗(yàn)觀察，首次提出了不同于聲類比理論中四極子聲源的噴流噪聲源模型。他們觀察到高超聲速噴流90°方向的噪聲聲源位置和指向性分布與150°方向的有明顯的不同，

由此猜測(cè)這種差異很可能是兩種噪聲源的直接結(jié)果。20世紀(jì)90年代后期，研究者試圖采用光學(xué)測(cè)試技術(shù)從宏觀角度直接觀察噴流的流動(dòng)結(jié)構(gòu)，比如Thurow、Samimy & Lempert[16]采用激光紋影觀察到，從噴口延伸到下游核心區(qū)附近的剪切層中，存在兩種尺度的湍流結(jié)構(gòu)，大尺度湍流結(jié)構(gòu)和小尺度湍流結(jié)構(gòu)。大尺度湍流結(jié)構(gòu)的尺寸相當(dāng)于或者大于噴口直徑，是主要的動(dòng)力結(jié)構(gòu)，在噴流核心區(qū)下游的區(qū)域，大尺度湍流結(jié)構(gòu)衰減、合并和級(jí)聯(lián)到小尺度的湍流結(jié)構(gòu)。噴流剪切層中存在大尺度湍流結(jié)構(gòu)和小尺度湍流結(jié)構(gòu)的發(fā)現(xiàn)，為Tam(1994[17]、1995[18])提出的兩噪聲源模型提供了有力的實(shí)驗(yàn)支持。大尺度湍流結(jié)構(gòu)在噴流的軸向方向上是空間相關(guān)的，可以看作是非線性不穩(wěn)定性的表現(xiàn)(Kelvin-Helmholtz不穩(wěn)定波發(fā)展為非線性振幅)。在此模型基礎(chǔ)之上，通過(guò)深入分析大量的噴流噪聲實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)，Tam、Golebiowski & Seiner (1996[19])發(fā)現(xiàn)兩個(gè)具有一定普適性的噴流噪聲相似譜，能夠吻合當(dāng)時(shí)所有不同馬赫數(shù)、不同溫度的噴流噪聲頻譜數(shù)據(jù)，后來(lái)也得到了更多噴管形狀和工況下的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的證實(shí)(Dahl & Papamoschou[20]、Tam & Zaman[21]、Viswanathan[22-23])。大尺度相似律頻譜適合所有的噴流下游方向噪聲頻譜，小尺度相似律頻譜則適合所有噴流上游和邊線方向的噪聲輻射頻譜，在兩者過(guò)渡的方向，需要疊加來(lái)擬合。在此基礎(chǔ)上，Tam & Auriault[24]建立了小尺度湍流噴流噪聲預(yù)測(cè)理論模型，在90°方向的預(yù)測(cè)結(jié)果與實(shí)驗(yàn)符合得很好，但由于下游噪聲以大尺度湍流結(jié)構(gòu)貢獻(xiàn)為主，與實(shí)驗(yàn)對(duì)比存在明顯差異，因而如何建立大尺度湍流噴流噪聲預(yù)測(cè)方法成為近20年來(lái)公認(rèn)的難題。近年來(lái)，Obrist[25]、Cavalieri[26]、Reba[27]等研究者從波包理論的角度研究大尺度湍結(jié)構(gòu)噪聲的產(chǎn)生機(jī)理，并取得了一些成果，Jordan & Colonius在2013年給出了相關(guān)的研究綜述[28]。但是目前仍無(wú)法從真實(shí)流場(chǎng)中提取合適波動(dòng)信息驗(yàn)證波包是噴流主導(dǎo)聲波形成的直接機(jī)制，基于波包理論的噴流噪聲預(yù)測(cè)方法也仍然處在初級(jí)研究階段。

20世紀(jì)80年代中后期，隨著計(jì)算機(jī)技術(shù)的高速發(fā)展和并行計(jì)算的廣泛采用，從更基本層次出發(fā)，如基于Navier-Stokes方程或Euler方程采用計(jì)算流體力學(xué)方法來(lái)數(shù)值模擬氣動(dòng)聲學(xué)問(wèn)題越來(lái)越受到青睞，并由此交叉產(chǎn)生了計(jì)算氣動(dòng)聲學(xué)(Computational Aeroacoustics, CAA)這門新的學(xué)科分支，至20世紀(jì)90年代中后期更成為氣動(dòng)聲學(xué)的研究熱點(diǎn)[25-26]。近20年來(lái)在復(fù)雜流動(dòng)發(fā)聲和高效高精度CAA方法方面均取得了顯著進(jìn)展[26-28]。而噴流噪聲則是研究人員最為關(guān)注的核心問(wèn)題之一，并發(fā)展了包括直接模擬、大渦模擬等各種不同層次的預(yù)測(cè)策略。近年來(lái)，研究人員采用計(jì)算氣動(dòng)聲學(xué)方法對(duì)亞聲速和超聲速噴流噪聲進(jìn)行了模擬，在準(zhǔn)確預(yù)測(cè)各個(gè)噪聲分量的基礎(chǔ)上，對(duì)其發(fā)聲機(jī)理也進(jìn)行了深入研究。

Ffowcs Williams[9]、Goldstein[10]、Lilley[11]、Tam[29]等曾先后比較全面綜述了噴流噪聲在50～90年代不同時(shí)期的進(jìn)展。為了反映近20年來(lái)國(guó)內(nèi)外在噴流噪聲方面的新進(jìn)展，特別是國(guó)內(nèi)取得的一些進(jìn)展，下文將從測(cè)試技術(shù)、控制方法、數(shù)值模擬方法和基于RANS的預(yù)測(cè)方法等四個(gè)方面進(jìn)行簡(jiǎn)要綜述。

1 噴流噪聲測(cè)試技術(shù)研究進(jìn)展

亞聲速和超聲速噴流噪聲特性存在非常明顯的差異，超聲速噴流噪聲主要由湍流混合噪聲、寬帶激波噪聲和嘯音三部分組成[29]，其中寬帶激波噪聲和嘯音存在于不完全膨脹超聲速噴流噪聲中，而亞聲速噴流噪聲只存在湍流混合噪聲。Tam[29]認(rèn)為湍流混合噪聲主要由大尺度結(jié)構(gòu)的湍流噪聲和小尺度結(jié)構(gòu)的湍流噪聲組成。大尺度的湍流噪聲主要以馬赫波形式向噴流的下游方向輻射，在噴流的下游方向占據(jù)主導(dǎo)地位。小尺度的湍流噪聲指向性較弱，在噴流上游和邊線方向起主導(dǎo)作用。在高馬赫數(shù)噴流中，大尺度湍流結(jié)構(gòu)噪聲是噴流噪聲的主要分量。Harper-Bourne & Fisher[30]最早發(fā)現(xiàn)寬帶激波噪聲是在超聲速噴流不完全膨脹狀態(tài)下產(chǎn)生的，寬帶激波噪聲的強(qiáng)度取決于大尺度結(jié)湍流結(jié)構(gòu)和激波之間的相互作用。Powell[31-32]首先觀測(cè)到嘯音，認(rèn)為嘯音是由反饋環(huán)機(jī)制產(chǎn)生，嘯音強(qiáng)度與噴流馬赫數(shù)、溫度和噴嘴唇口厚度等因素密切相關(guān)。

目前絕大部分商用飛機(jī)的飛行速度為亞聲速，因此湍流混合噪聲是發(fā)動(dòng)機(jī)聲學(xué)設(shè)計(jì)者首要關(guān)注的對(duì)象。Chu & Kaplan[33]發(fā)現(xiàn)高亞聲速噴流噪聲主要的聲源區(qū)域位于噴流下游的核心區(qū)后面，聲源特性隨著速度、輻射角的變化而變化。核心區(qū)末端聲源湍動(dòng)能較高，確定核心區(qū)位置可以得到噴流主要的噪聲源。Greska[34]根據(jù)實(shí)驗(yàn)結(jié)果發(fā)現(xiàn)單涵道冷噴流核心區(qū)長(zhǎng)度主要與噴管直徑和噴流馬赫數(shù)有關(guān)，并且得到了核心區(qū)長(zhǎng)度的半經(jīng)驗(yàn)計(jì)算公式。Wishart[35]實(shí)驗(yàn)研究發(fā)現(xiàn)在相同馬赫數(shù)下，熱噴流核心區(qū)長(zhǎng)度要小于冷噴流。Tam & Seiner[19]和Viswanathan[22]通過(guò)對(duì)噴流噪聲實(shí)驗(yàn)遠(yuǎn)聲場(chǎng)結(jié)果的分析，進(jìn)一步有力地證明了高亞聲速噴流噪聲主要由兩部分所組成：一個(gè)是在下游方向占據(jù)主導(dǎo)地位的大尺度湍流混合噪聲，另一個(gè)是在上游和邊線方向占據(jù)主導(dǎo)地位的小尺度湍流混合噪聲。Hileman & Samimy[36]用實(shí)驗(yàn)研究了流場(chǎng)內(nèi)部大尺度結(jié)構(gòu)與聲場(chǎng)輻射的關(guān)系，通過(guò)對(duì)這兩個(gè)場(chǎng)的可視化模擬，第一次找出了一些產(chǎn)生噪聲的特殊成分，并對(duì)剪切層內(nèi)渦系結(jié)構(gòu)的配對(duì)與破裂和噴流輻射出的波包建立了一定的關(guān)系。他認(rèn)為混合層內(nèi)的大尺度渦系結(jié)構(gòu)的相互作用和撕裂破碎是噪聲頻譜上幅值最大部分的主要產(chǎn)生原因。Panda[37]對(duì)遠(yuǎn)聲場(chǎng)的聲壓信號(hào)與噴流區(qū)的密度、動(dòng)量和軸向速度做了相關(guān)分析，研究了高馬赫數(shù)工況下遠(yuǎn)聲場(chǎng)的壓力脈動(dòng)與流場(chǎng)中各種參數(shù)脈動(dòng)之間的關(guān)系。他認(rèn)為最大聲源的位置處于噴流核心區(qū)的尾部，并且大尺度相干結(jié)構(gòu)的各種參數(shù)對(duì)噴流噪聲的影響是最大的。

長(zhǎng)期以來(lái)，氣動(dòng)聲學(xué)測(cè)試技術(shù)重點(diǎn)關(guān)注噪聲對(duì)遠(yuǎn)場(chǎng)的影響，因此對(duì)聲近場(chǎng)的測(cè)量工作并沒有被重視。由于聲近場(chǎng)內(nèi)存在強(qiáng)烈的流動(dòng),噪聲在向外輻射的過(guò)程中會(huì)受到速度梯度場(chǎng)的折射從而改變傳播的方向，因此氣動(dòng)噪聲傳播方向的測(cè)量對(duì)了解聲波整個(gè)傳播過(guò)程、建立聲源與輻射噪聲的關(guān)系具有重要意義。Gee[38]設(shè)計(jì)了一種三維聲強(qiáng)傳感器，主要由一個(gè)聲壓傳感器和三個(gè)相互正交的質(zhì)點(diǎn)振速傳感器組成。Gee利用設(shè)計(jì)的聲強(qiáng)傳感器測(cè)量了小型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的近場(chǎng)聲強(qiáng)。采用相似的方法，Gee等[38]測(cè)量了F-22猛禽戰(zhàn)斗機(jī)噴流噪聲的近聲場(chǎng)，分析了氣動(dòng)噪聲頻譜從近場(chǎng)到遠(yuǎn)場(chǎng)的變化。由于聲強(qiáng)矢量測(cè)試方法在氣動(dòng)噪聲研究中應(yīng)用較少，傳感器在惡劣工作條件(強(qiáng)背景流動(dòng))下的精度仍難以確定。此外，整個(gè)輻射聲場(chǎng)聲流線的全息測(cè)量，需要對(duì)傳感器陣列進(jìn)行特殊設(shè)計(jì)。目前采用的框式傳感器陣列可應(yīng)用于全尺寸模型的聲場(chǎng)測(cè)量，但因其整體尺寸較大，如果要在實(shí)驗(yàn)室內(nèi)進(jìn)行測(cè)量，則需要采用對(duì)流動(dòng)影響更小的測(cè)量方法。

近年來(lái)傳聲器陣列技術(shù)在氣動(dòng)聲學(xué)研究中獲得廣泛應(yīng)用[39]。通過(guò)陣列聲源定位算法，處理陣列傳聲器采集得到的聲場(chǎng)信號(hào)，能夠獲得噪聲源的位置和強(qiáng)度信息，對(duì)認(rèn)識(shí)噪聲源和進(jìn)行相應(yīng)的降噪設(shè)計(jì)提供了很好的指導(dǎo)。Dougherty等[40]發(fā)展了一種新的反卷積聲源定位算法——TIDY算法，對(duì)亞聲速和超聲速噴流噪聲進(jìn)行聲源定位，研究了鋸齒形噴口和噴流出口馬赫數(shù)變化對(duì)噴流噪聲源分布的影響。Brooks等人提出的DAMAS算法，相比傳統(tǒng)的DAS算法大大提高了分辨率，被認(rèn)為是傳聲器陣列應(yīng)用于氣動(dòng)噪聲聲源定位的重大進(jìn)展。Brooks利用DAMAS算法對(duì)襟翼、縫翼噪聲進(jìn)行了詳細(xì)測(cè)量[41]。2010年，Brooks等人又利用DAMAS算法對(duì)噴流噪聲聲源定位進(jìn)行了詳細(xì)研究[42]，實(shí)驗(yàn)內(nèi)容包括收縮噴管、收縮-擴(kuò)張噴管、雙涵道噴管、鋸齒形噴管、冷噴流、熱噴流和背景流動(dòng)對(duì)噴流噪聲聲源的影響。Papamoschou等人也采用傳聲器陣列技術(shù)對(duì)噴流噪聲進(jìn)行了研究，根據(jù)湍流混合噪聲由大尺度湍流噪聲和小尺度湍流噪聲組成的理論，分別在上游和下游布置傳聲器陣列進(jìn)行測(cè)試，結(jié)果表明兩種聲源都主要位于噴流核心區(qū)末端附近，同時(shí)聲源位置會(huì)隨頻率升高而向上游移動(dòng)[43]。進(jìn)一步考慮噴流噪聲的指向性問(wèn)題，Papamoshou采用指向性因子改進(jìn)頻域DAS算法，同時(shí)還構(gòu)建了反卷積算法，并將該方法應(yīng)用到噴流噪聲聲源定位中[44]。

雖然傳聲器陣列技術(shù)能夠?qū)娏髟肼曉次恢眠M(jìn)行定位，但是其仍然是遠(yuǎn)聲場(chǎng)測(cè)量，分析不能到達(dá)噴流內(nèi)部，不能直接獲取聲源的信息。隨著實(shí)驗(yàn)測(cè)量技術(shù)的發(fā)展，采用實(shí)驗(yàn)測(cè)量手段獲取噴流核心區(qū)內(nèi)湍流流動(dòng)信息成為可能。研究者們多年的工作表明：紋影儀、激光多普勒測(cè)速儀(LDV)和粒子成像測(cè)速儀(PIV)等非介入測(cè)量技術(shù)在噴流激波結(jié)構(gòu)、湍流結(jié)構(gòu)和氣動(dòng)噪聲等方面的研究中不可或缺。Ahuja[45]使用LDV對(duì)熱噴流進(jìn)行了單個(gè)點(diǎn)的測(cè)量，其結(jié)果尚不能進(jìn)行時(shí)空相關(guān)性分析，直到后來(lái)Cenedese[46]利用同步LDV進(jìn)行兩點(diǎn)測(cè)量，建立了兩點(diǎn)的時(shí)空相關(guān)性。2007年，NASA Glenn研究中心的Wernet[47]等人為滿足聲學(xué)研究的需要，發(fā)展并校核了高頻響應(yīng)粒子成像測(cè)速儀(TR-PIV)技術(shù)。該技術(shù)被用于冷/熱噴流流動(dòng)結(jié)構(gòu)的研究，其中包括湍流結(jié)構(gòu)衰減和剪切層發(fā)展等。實(shí)驗(yàn)表明，通過(guò)TR-PIV測(cè)試結(jié)果可以計(jì)算得到流場(chǎng)中的兩點(diǎn)相關(guān)性，進(jìn)而可以有效地捕捉到噴流剪切層和湍流結(jié)構(gòu)的發(fā)展。噴流發(fā)聲機(jī)理分析的關(guān)鍵是測(cè)試技術(shù)與分析技術(shù)的有效結(jié)合，為了通過(guò)PIV得到流場(chǎng)中動(dòng)態(tài)壓力分布，De Kat等人提出了使用Euler或者Lagrange方法從PIV測(cè)試結(jié)果中得到流場(chǎng)動(dòng)態(tài)壓力分布的技術(shù)，該技術(shù)要求PIV的判定窗口小于流動(dòng)結(jié)構(gòu)尺寸的1/5，采樣頻率高于待測(cè)頻率的10倍[48]。另外，更多結(jié)果分析技術(shù)使得測(cè)試結(jié)果得到更加充分的利用，例如Graftieaux等人將PIV與正交分解技術(shù)及旋渦鑒定算法相結(jié)合得到了流動(dòng)角動(dòng)量和旋渦中心分布的概率函數(shù)等流場(chǎng)參數(shù)[49]?？梢灶A(yù)見，快速發(fā)展的高頻光學(xué)先進(jìn)測(cè)試技術(shù)，將為研究噴流的湍流結(jié)構(gòu)與輻射聲場(chǎng)的關(guān)系提供更多的支撐。

學(xué)生在工作中缺乏主動(dòng)學(xué)習(xí)的意識(shí)。在實(shí)習(xí)企業(yè)，主要是由企業(yè)導(dǎo)師進(jìn)行指導(dǎo)，很多學(xué)生習(xí)慣了校內(nèi)老師細(xì)無(wú)巨細(xì)的督促，不能夠適應(yīng)企業(yè)導(dǎo)師的指導(dǎo)方式，因此產(chǎn)生對(duì)企業(yè)的不滿情緒，從而降低跟崗實(shí)習(xí)的效果。

2 噴流噪聲控制技術(shù)研究進(jìn)展

通過(guò)改變噴管尾緣形狀和噴管類型，從而改變核心區(qū)長(zhǎng)度和湍流結(jié)構(gòu)尺度的大小，可以有效地抑制噴流噪聲。Papamoschou[50]認(rèn)為內(nèi)涵噴管的核心流末端是主要的噪聲源，可通過(guò)增加外涵噴管核心區(qū)長(zhǎng)度實(shí)現(xiàn)噴流噪聲的降噪。Ahuja等[51]系統(tǒng)地研究了不同噴管類型的輻射噪聲，結(jié)果發(fā)現(xiàn)，矩形噴管能夠抑制超聲速噴流噪聲中寬帶激波噪聲和嘯音，但對(duì)于亞聲速噴流，矩形噴管降噪效果較小。Aharon & Ahuja[52]研究了噴管出口邊界層對(duì)噴流噪聲的影響，發(fā)現(xiàn)充分發(fā)展的邊界層輻射噴流噪聲更高，改變噴管尾緣形狀可以改變噴流輻射噪聲的大小。Majjigi等[53]通過(guò)實(shí)驗(yàn)研究了波瓣形尾噴管噴流噪聲，發(fā)現(xiàn)波瓣形噴管降低了下游輻射噪聲，主要原因是波瓣形尾緣增加了內(nèi)外涵的摻混，破壞了連續(xù)的大尺度湍流結(jié)構(gòu)。單勇和張靖周[54]對(duì)波瓣混合降噪噴管進(jìn)行了深入研究，發(fā)現(xiàn)波瓣混合器降噪噴管可以降低噴流噪聲，但是降噪的效果與噴管的形狀相關(guān)，并且波瓣噴管設(shè)計(jì)加工比較復(fù)雜，同時(shí)在高頻部分增加了較大噪聲輻射。Bridges和Brown[55]認(rèn)為鋸齒型噴管是抑制噴流噪聲較好的方法，他們研究了鋸齒的數(shù)量、切入度、鋸齒的長(zhǎng)度等不同參數(shù)對(duì)噴流噪聲的影響。汪洋海和李曉東[56]研究了鋸齒型噴管對(duì)超聲速噴流噪聲的抑制作用，實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明鋸齒形噴管可以有效抑制嘯音的強(qiáng)度。何敬玉等[57-58]等利用實(shí)驗(yàn)的方法研究了鋸齒型噴管在分開式排氣系統(tǒng)中的降噪特性，結(jié)果表明鋸齒型噴管降低了低頻段的噴流噪聲，同時(shí)也增大高頻段的噴流噪聲。增大鋸齒型噴管切入角可以增加低頻段的降噪量，其降噪量最高為5 dB，僅在外涵添加鋸齒的噴管可以增大低頻段的降噪量并抑制高頻段的噴流噪聲的增加。鋸齒型噴管齒數(shù)的變化對(duì)降噪效果有一定的影響，但其影響遠(yuǎn)小于切入角對(duì)降噪效果的影響。

通過(guò)對(duì)噴管尾緣的設(shè)計(jì)優(yōu)化能達(dá)到不同程度降噪效果，但這種剛性的流動(dòng)控制都伴隨有一定的推力損失，這是困擾噴流降噪設(shè)計(jì)的難題。因此近年來(lái)，眾多的研究者開始采用微射流的方法控制噴流結(jié)構(gòu)以控制噴流噪聲。1995年，萊特空軍研究實(shí)驗(yàn)室采用了流體注射噴管技術(shù)來(lái)作為流體激勵(lì)器的理念，并通過(guò)這種方法來(lái)提高噴流的摻混、控制噴管的面積和噴管的推力矢量。這種方法是利用流體而不是機(jī)械結(jié)構(gòu)的方式來(lái)控制噴流，這樣就可以降低降噪設(shè)計(jì)中的推力損失。后來(lái)波音公司采用ACE(噴流脈沖、主動(dòng)控制和主排氣管道)系統(tǒng)在JT8D-15全尺寸發(fā)動(dòng)機(jī)上論證了這一理念。這種系統(tǒng)降低了噴流的核心區(qū)長(zhǎng)度并增大了羽流，同時(shí)使得羽流在下游5倍直徑地方的溫度降低了50%[59]。Wickersham和 Parekh[60]在2011年又對(duì)出口直徑為10cm的縮比模型進(jìn)行了這方面理論的實(shí)驗(yàn)研究。Brenton Greska[61]在2003年實(shí)驗(yàn)研究了水射流對(duì)高速噴流噪聲的降噪作用，結(jié)果表明，與氣體相比，水的射流對(duì)噴流噪聲具有很好的降噪作用，降噪結(jié)果可達(dá)到6 dB，不僅有效地抑制了激波噪聲，而且在整個(gè)頻帶上都有很好的降噪作用。

飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)在正常工作條件下，上部通過(guò)掛架結(jié)構(gòu)與機(jī)翼進(jìn)行連接，因此飛機(jī)尾噴流會(huì)與機(jī)翼等安裝結(jié)構(gòu)發(fā)生較為復(fù)雜的相互作用，改變噴流噪聲的輻射特性和總聲壓級(jí)指向性。針對(duì)噴流安裝效應(yīng)噪聲的研究主要分為三個(gè)方面：分析噴流噪聲在安裝結(jié)構(gòu)下輻射特性；發(fā)展安裝效應(yīng)噪聲預(yù)測(cè)模型；安裝效應(yīng)噪聲降噪研究。國(guó)內(nèi)外研究人員針對(duì)安裝效應(yīng)噪聲輻射特性進(jìn)行許多實(shí)驗(yàn)研究[63-64]。如Bondarenko等[65]采用流動(dòng)顯示技術(shù)對(duì)安裝噪聲輻射特性進(jìn)行分析。Mengle等[66-67]采用波束形成技術(shù)[66]對(duì)噴流安裝效應(yīng)噪聲進(jìn)行定位，得出不同噴管類型和工況下，安裝效應(yīng)噪聲的聲源位置和相對(duì)強(qiáng)度。Bhat[67]總結(jié)了流動(dòng)參數(shù)、襟翼安裝角、機(jī)翼發(fā)動(dòng)機(jī)位置對(duì)安裝效應(yīng)的影響，發(fā)現(xiàn)安裝效應(yīng)噪聲在較寬的頻率范圍內(nèi)會(huì)超過(guò)6 dB。Wang[68]首次進(jìn)行安裝效應(yīng)噪聲降噪研究，實(shí)驗(yàn)發(fā)現(xiàn)經(jīng)過(guò)特殊處理的機(jī)翼表面能夠較好地抑制高頻安裝噪聲的增加。Mengle等[69]研究了襟翼副翼尾緣形狀對(duì)飛機(jī)噴流安裝效應(yīng)的影響，得出飛機(jī)在起飛和著陸工況下，鋸齒型尾緣襟翼對(duì)噴流安裝噪聲的影響。隨著飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)涵道比逐漸增加，噴流噪聲與機(jī)翼安裝結(jié)構(gòu)之間的相互作用更加明顯。Mengle[70]在波音風(fēng)洞中研究了噴流與襟翼相互作用噪聲，并且利用紅外線攝像機(jī)成像技術(shù)研究了熱噴流對(duì)機(jī)翼的沖刷噪聲，實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)表明發(fā)動(dòng)機(jī)與機(jī)翼之間的距離減少會(huì)增加噴流與主翼沖刷噪聲，鋸齒型噴管沖刷噪聲增加值要小于圓形噴管。Lawrence等[71]研究了噴流與襟翼之間的沖擊純音噪聲，當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)處于較大功率并且襟翼夾角較大時(shí)，噴流會(huì)與襟翼之間發(fā)生較大的沖擊噪聲。這種純音的產(chǎn)生可能是由噴管與襟翼邊緣處不穩(wěn)定的反饋環(huán)引起[72]。Bhat[73]分析了吊掛對(duì)噴流噪聲輻射的影響，發(fā)現(xiàn)在實(shí)驗(yàn)縮比模型中，吊掛對(duì)噴流噪聲的影響要遠(yuǎn)遠(yuǎn)小于機(jī)翼對(duì)噴流噪聲的影響。Georgy[74]指出在全尺寸模型中吊掛的存在會(huì)加大機(jī)翼與噴流相互作用，增加噴流輻射噪聲，但是在縮比模型中，吊掛對(duì)噪聲輻射影響較小。

何敬玉和李曉東[75-76]在全消聲室中進(jìn)行了雙涵噴流噪聲實(shí)驗(yàn)，研究了在內(nèi)涵熱噴流狀態(tài)下帶有吊掛的鋸齒型噴口對(duì)分開式排氣系統(tǒng)遠(yuǎn)聲場(chǎng)的影響，并進(jìn)一步分析了鋸齒的分布方式以及結(jié)構(gòu)參數(shù)對(duì)噴流噪聲降噪特性的影響。結(jié)果表明，鋸齒型噴口可以降低噴流低頻段的噪聲，并且在下游方向具有最好的低頻段降噪效果；鋸齒的分布方式對(duì)降噪效果的影響最大，僅在內(nèi)涵添加鋸齒就可以抑制高頻噪聲的產(chǎn)生，在下游的總聲壓級(jí)降噪量為1.4～2.4 dB；齒數(shù)的增加可以抑制高頻噪聲的增加;切入角的變化對(duì)降噪效果有一定的影響，但是遠(yuǎn)小于分布方式的影響。Zhang等[77]研究了機(jī)翼和襟翼工況參數(shù)對(duì)噴流輻射噪聲的影響，分析襟翼安裝角、機(jī)翼與噴管的相對(duì)位置對(duì)噴流輻射噪聲的影響，并且在此基礎(chǔ)上研究襟翼尾緣的形狀對(duì)噴流安裝效應(yīng)噪聲的影響。實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明安裝效應(yīng)噪聲隨襟翼夾角的增加而線性增加，襟翼夾角對(duì)安裝效應(yīng)噪聲的影響大于噴流速度對(duì)安裝效應(yīng)噪聲的影響。當(dāng)襟翼夾角較大時(shí)，會(huì)出現(xiàn)聲壓級(jí)較大的沖擊純音。減少機(jī)翼與噴管之間的徑向相對(duì)位置可以增加安裝效應(yīng)噪聲，徑向相對(duì)位置對(duì)噴流安裝效應(yīng)輻射噪聲的影響高于軸向相對(duì)位置的影響。安裝效應(yīng)噪聲主要為中高頻噪聲。中頻噪聲主要為噴流與機(jī)翼尾緣的相互作用噪聲，高頻噪聲主要為機(jī)翼反射噪聲。在相同工況下，鋸齒型噴管能夠降低噴流安裝效應(yīng)噪聲，安裝噪聲在噴流下游降噪效果明顯，并且鋸齒型噴管能夠降低沖擊純音的強(qiáng)度，原因是鋸齒尾緣破壞了形成沖擊純音的反饋環(huán)并減小了渦的尺度。對(duì)于民用渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)，隨著涵道比的不斷增大，安裝效應(yīng)成為日益重要的研究課題。

3 噴流噪聲數(shù)值模擬及快速預(yù)測(cè)研究進(jìn)展

3.1 亞聲速噴流噪聲

計(jì)算氣動(dòng)聲學(xué)方法已經(jīng)成為亞聲速噴流噪聲預(yù)測(cè)和機(jī)理研究的一個(gè)非常重要的手段，Jordan和Gervais[78]在2008年較為詳細(xì)地綜述了近年來(lái)亞聲速噴流噪聲的數(shù)值模擬研究工作。為了提高數(shù)值模擬方法對(duì)高頻湍流噪聲的預(yù)測(cè)精度，研究者們采取了大渦模擬的策略(Morris等[79]、Bodony & Lele[80-81])。目前噴流噪聲數(shù)值模擬中常用的都是亞格子應(yīng)力模型，如標(biāo)準(zhǔn)Subgrid Smagorinsky(SGS)模型、動(dòng)力SGS 模型、Vreman模型[82]等。一般來(lái)說(shuō)，亞格子模型是耗散類型的模型，其耗散比較大，對(duì)噴流中的高波數(shù)部分影響很大，尤其是標(biāo)準(zhǔn)亞格子模型。動(dòng)力SGS模型在壁面附近相對(duì)標(biāo)準(zhǔn)亞格子模型有很大的改善，適合于湍流邊界層的模擬，但是對(duì)于噴流自由剪切層來(lái)說(shuō)與標(biāo)準(zhǔn)模型差別不大，而且動(dòng)力SGS模型在復(fù)雜幾何情況下會(huì)明顯增加計(jì)算量?？偟膩?lái)說(shuō)，在較高雷諾數(shù)流動(dòng)中采用亞格子模型會(huì)大大降低算例的真實(shí)

雷諾數(shù)，因此研究者建議采用具有良好的頻散和耗散特性的高階濾波方法來(lái)替代亞格子模型[83-85]。這種方法在噴流噪聲等高雷諾數(shù)流動(dòng)問(wèn)題的研究中取得了不錯(cuò)的結(jié)果。Shur等[86-87]采用隱式大渦模擬方法研究鋸齒噴管噴流，預(yù)測(cè)到的噴流噪聲低頻部分與實(shí)驗(yàn)結(jié)果對(duì)比符合很好，然而由于網(wǎng)格分辨率的原因，高頻部分仍然存在較大差距。Bogey & Bailly[88]采用隱式大渦模擬和計(jì)算氣動(dòng)聲學(xué)方法研究了中低雷諾數(shù)亞聲速噴流噪聲問(wèn)題，利用相關(guān)分析指出噴流核心區(qū)尾部區(qū)域是一個(gè)重要聲源。這些結(jié)構(gòu)與噪聲的關(guān)聯(lián)，為選擇性降低湍流噪聲提供了方法。Bogey等[89]采用大渦模擬方法研究了中等雷諾數(shù)亞聲速圓形噴流噴管出口處湍流度等參數(shù)對(duì)噴流流場(chǎng)及聲場(chǎng)的影響，發(fā)現(xiàn)湍流度大小影響噴流剪切層的發(fā)展，從而影響遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲大小。而Bres等[90]對(duì)雷諾數(shù)1×106、馬赫數(shù)0.9的噴流的大渦模擬研究結(jié)果也表明，噴管出口邊界條件的準(zhǔn)確性嚴(yán)重影響遠(yuǎn)場(chǎng)噴流噪聲計(jì)算結(jié)果的準(zhǔn)確性。

計(jì)算氣動(dòng)聲學(xué)方法已經(jīng)能夠準(zhǔn)確預(yù)測(cè)噴流噪聲的頻譜，只是受巨大的計(jì)算量限制，目前的網(wǎng)格分辨率還難以支持整個(gè)頻譜范圍的準(zhǔn)確預(yù)測(cè)。圖1是作者采用四階譜差分方法得到的馬赫數(shù)0.7單涵冷噴流的瞬時(shí)壓力場(chǎng)。圖2是計(jì)算得到的遠(yuǎn)場(chǎng)72倍噴管直徑處的噪聲頻譜，可以看到在當(dāng)前的網(wǎng)格分辨率下，在無(wú)量綱頻率小于3的范圍內(nèi)，噴流正側(cè)(90°)和下游(150°)數(shù)值模擬結(jié)果都與實(shí)驗(yàn)結(jié)果符合得很好。隨著計(jì)算機(jī)的快速發(fā)展和計(jì)算能力的進(jìn)一步提高，更高頻率范圍的準(zhǔn)確預(yù)測(cè)(到無(wú)量綱頻率10)也將成為可能。圖3是涵道比5左右的雙涵噴流遠(yuǎn)場(chǎng)60倍內(nèi)涵直徑處的噪聲頻譜，內(nèi)涵馬赫數(shù)0.77，總溫比2.81；外涵馬赫數(shù)0.86，總溫比1.0。數(shù)值模擬結(jié)果與NASA及北航的實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比，可以看到，在網(wǎng)格分辨率的范圍內(nèi)，數(shù)值模擬準(zhǔn)確預(yù)測(cè)了90°和下游120°處的噪聲頻譜。

3.2 超聲速噴流噪聲

3.2.1 超聲速噴流寬帶激波噪聲

Tam等[91]采用計(jì)算氣動(dòng)聲學(xué)方法求解線化雷諾平均NS方程，得到了不同馬赫數(shù)下雙涵同軸噴流激波系結(jié)構(gòu)。隨后，他們[92]把激波系結(jié)構(gòu)進(jìn)行傅立葉分解，導(dǎo)入到一個(gè)簡(jiǎn)單的激波噪聲模型，預(yù)測(cè)了激波噪聲峰值頻率和諧波頻率，與Norum & Seiner[93]的實(shí)驗(yàn)結(jié)果對(duì)比符合得很好。最近，Stanford大學(xué)湍流研究中心的Moin[94]領(lǐng)導(dǎo)的團(tuán)隊(duì)使用勞倫斯利物莫國(guó)家實(shí)驗(yàn)室的IBM藍(lán)色基因超級(jí)計(jì)算機(jī)對(duì)基準(zhǔn)型和鋸齒型噴管超聲速噴流進(jìn)行了模擬，他們使用了1,572,864個(gè)處理器核心，這也是迄今為止最大規(guī)模的氣動(dòng)聲學(xué)數(shù)值模擬研究算例。國(guó)內(nèi)劉旭亮和張樹海[95]也采用高階方法直接數(shù)值模擬了激波與剪切層干涉噪聲的產(chǎn)生機(jī)理。Gao & Li[96]對(duì)超聲噴流寬帶激波噪聲問(wèn)題也進(jìn)行了大渦模擬研究，詳細(xì)分析了其噪聲特性。圖4為采用大渦模擬方法數(shù)值模擬得到的完全膨脹馬赫數(shù)1.16噴流的瞬時(shí)壓力場(chǎng)云圖，圖5為遠(yuǎn)場(chǎng)92倍直徑處不同觀察角度噪聲頻率，左邊是Norum & Seiner[93]的實(shí)驗(yàn)結(jié)果，右邊是數(shù)值模擬結(jié)果，圖中紅色的箭頭標(biāo)識(shí)出了寬帶激波噪聲峰值頻率的位置。由于多普勒效應(yīng)，寬帶激波噪聲的峰值頻率從上游到下游會(huì)發(fā)生偏移，數(shù)值模擬準(zhǔn)確預(yù)測(cè)到了這個(gè)現(xiàn)象，而且幅值與實(shí)驗(yàn)結(jié)果基本吻合。

3.2.2 超聲速噴流嘯音

在特定條件下，不完全膨脹的超聲速噴流會(huì)發(fā)出一種離散的純音分量，稱為嘯音。1951年，南安普敦大學(xué)的Powell[32]在實(shí)驗(yàn)中第一次觀察到嘯音，并對(duì)其進(jìn)行了一系列深入的研究工作，他的開創(chuàng)性研究使人們認(rèn)識(shí)到嘯音受驅(qū)動(dòng)于一種非線性聲反饋環(huán)機(jī)制。Shen & Tam[97-98]最早采用計(jì)算氣動(dòng)聲學(xué)方法研究了超聲噴流嘯音問(wèn)題，盡管他們數(shù)值模擬預(yù)測(cè)的嘯音頻率、幅值等結(jié)果與實(shí)驗(yàn)相比還存在一定的偏差，但是仍然顯示了這種方法在研究嘯音這種非線性流動(dòng)發(fā)聲問(wèn)題上的巨大潛力。Al-Qadi & Scott[99]和Berland & Bailly[100]分別采用大渦模擬的方法模擬了矩形噴管噴流嘯音問(wèn)題，其預(yù)測(cè)的嘯音幅值與實(shí)驗(yàn)結(jié)果還存在著較大的差距。隨后Li & Gao[101-102]針對(duì)馬赫數(shù)范圍1.05～1.60的超聲噴流嘯音進(jìn)行了數(shù)值模擬研究，在準(zhǔn)確預(yù)測(cè)各個(gè)馬赫數(shù)下嘯音頻率的同時(shí)，幅值預(yù)測(cè)結(jié)果與實(shí)驗(yàn)相差最大不超過(guò)3 dB，而且準(zhǔn)確捕捉到了嘯音模態(tài)跳躍現(xiàn)象。此外，利用數(shù)值模擬能提供詳細(xì)流場(chǎng)和聲場(chǎng)數(shù)據(jù)的優(yōu)勢(shì)，他們分析了嘯音模態(tài)與流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的關(guān)系，非定常激波系的運(yùn)動(dòng)與嘯音的關(guān)系，加深了對(duì)嘯音機(jī)理的認(rèn)識(shí)。以嘯音數(shù)值模擬數(shù)據(jù)為基礎(chǔ)，Gao & Li[103]對(duì)嘯音聲反饋環(huán)路徑上關(guān)鍵要素相位進(jìn)行分析，提出了一個(gè)適用于冷、熱噴流的、更為準(zhǔn)確的、能夠預(yù)測(cè)多個(gè)嘯音模態(tài)的頻率預(yù)測(cè)公式。

3.2.3 超聲速雙噴流耦合噪聲

兩個(gè)近距離平行放置的噴流我們稱之為雙噴流。在某些情況下，雙噴流會(huì)發(fā)生耦合從而產(chǎn)生劇烈振蕩，在噴管間的區(qū)域形成很強(qiáng)的動(dòng)態(tài)壓力，發(fā)出強(qiáng)烈的噪聲。根據(jù)Seiner等[104]的實(shí)驗(yàn)測(cè)量結(jié)果，這個(gè)動(dòng)態(tài)壓力幅值可以達(dá)到160dB，接近或者超過(guò)一些金屬材料的聲疲勞限制。雙噴流在雙發(fā)戰(zhàn)斗機(jī)上最為常見。

盡管研究者在單噴流嘯音的數(shù)值模擬上取得了成功，但是，采用計(jì)算氣動(dòng)聲學(xué)方法對(duì)圓形雙噴流耦合噪聲的研究很少。究其原因，除了復(fù)雜的流動(dòng)機(jī)理，復(fù)雜的幾何也是妨礙現(xiàn)有計(jì)算氣動(dòng)聲學(xué)方法在其上應(yīng)用的一個(gè)關(guān)鍵因素。由于高階差分格式對(duì)網(wǎng)格質(zhì)量的要求遠(yuǎn)大于低階格式，因此針對(duì)兩個(gè)近距離排列的圓形擴(kuò)張噴流生成一套高質(zhì)量網(wǎng)格存在較大困難。盡管可以采用重疊網(wǎng)格方法來(lái)實(shí)現(xiàn)網(wǎng)格塊間的對(duì)接，但是其復(fù)雜程度及激波系區(qū)域的插值帶來(lái)的問(wèn)題并不容易解決。因此能夠有效處理復(fù)雜幾何形狀的高精度數(shù)值方法是雙噴流耦合噪聲數(shù)值模擬的關(guān)鍵技術(shù)之一。Gao等[105]采用一種適用于高階差分格式的網(wǎng)格塊界面通量重構(gòu)方法[101-102]，對(duì)雙噴流耦合發(fā)聲問(wèn)題進(jìn)行了數(shù)值模擬，準(zhǔn)確預(yù)測(cè)了雙噴流耦合噪聲的主頻和一階諧頻的頻率和幅值，并采用動(dòng)力學(xué)模態(tài)分解方法對(duì)雙噴流耦合機(jī)理進(jìn)行了分析，詳細(xì)解釋了雙噴流耦合噪聲頻率偏移(相對(duì)于同樣工況的單噴流)的原因。

3.3 基于RANS的噴流噪聲預(yù)測(cè)方法研究進(jìn)展

噴流噪聲快速預(yù)測(cè)方法應(yīng)用成本低、預(yù)測(cè)時(shí)間短，能夠在氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)階段提供噪聲預(yù)測(cè)數(shù)據(jù)。噴流噪聲半經(jīng)驗(yàn)預(yù)測(cè)模型主要有4種。其中Stone半經(jīng)驗(yàn)?zāi)Ｐ途哂休^好的實(shí)用性，但是該模型在預(yù)測(cè)大涵道比噴流噪聲時(shí)，下游譜型和預(yù)測(cè)幅值存在較大的偏差。許志遠(yuǎn)等[108]通過(guò)北航雙涵道噴流實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)Stone模型進(jìn)行了幅值和譜型修正，修正后的模型能夠較為準(zhǔn)確地預(yù)測(cè)大涵道比噴流噪聲，在噴流下游有較好的預(yù)測(cè)精度，在低頻和中頻處的預(yù)測(cè)頻譜得到了較大的改善，與實(shí)驗(yàn)值吻合得較好。以Stone模型為代表的經(jīng)驗(yàn)性噴流噪聲預(yù)測(cè)方法能夠快速地評(píng)估噴流噪聲，但用于噴流噪聲降噪設(shè)計(jì)則精度不夠。以JeNo和TA方法為代表的基于RANS的噴流噪聲預(yù)測(cè)方法，能夠準(zhǔn)確預(yù)測(cè)不同設(shè)計(jì)噴管流動(dòng)變化對(duì)遠(yuǎn)聲場(chǎng)的影響，在過(guò)去的十多年間成為噴流噪聲低噪聲設(shè)計(jì)重要工具。但由于JeNo和TA方法均基于k-ε湍流模型，預(yù)測(cè)方法基于各向同性假設(shè)，因此JeNo和TA能夠準(zhǔn)確地預(yù)測(cè)小尺度湍流噪聲占主導(dǎo)的邊線及上游噪聲，而對(duì)大尺度湍流結(jié)構(gòu)占主導(dǎo)的噴流下游噪聲則不能準(zhǔn)確預(yù)測(cè)。因此近年來(lái)，在噴流噪聲預(yù)測(cè)方法方面，眾多的研究者致力基于RANS噴流噪聲預(yù)測(cè)方法的應(yīng)用研究，以及大尺度湍流結(jié)構(gòu)噪聲預(yù)測(cè)方法的研究。

在噴流噪聲預(yù)測(cè)方法的應(yīng)用研究方面Koch[109]采用Wind和Craft程序計(jì)算雙涵道Chevron噴管的流場(chǎng)，然后利用獲得的流場(chǎng)信息用MGBK方法計(jì)算了聲場(chǎng)，并將計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果做了對(duì)比，結(jié)果證明MGBK能夠較為準(zhǔn)確預(yù)測(cè)Chevron噴管的降噪趨勢(shì)，在實(shí)際應(yīng)用中對(duì)噴管設(shè)計(jì)有一定的指導(dǎo)作用。為了研究復(fù)雜結(jié)構(gòu)如吊掛的安裝效應(yīng)，Hunter以MGBK方法為基礎(chǔ)，將噴流中格林函數(shù)求解簡(jiǎn)化為自由空間格林函數(shù)，發(fā)展了Jet3D程序[110]，用于預(yù)測(cè)三維復(fù)雜結(jié)構(gòu)噴管的噴流噪聲。劉林和李曉東[111]在2009年應(yīng)用相同格林函數(shù)求解方法，研究對(duì)比了TA方法中的小尺度湍流噪聲?；瘮?shù)與JeNo方法中的聲源?；瘮?shù)，并提出了一種隨頻率變化的長(zhǎng)度尺度，改進(jìn)了TA方法中的預(yù)測(cè)模型。2015年徐希海[112]等采用TA方法預(yù)測(cè)了具有吊掛安裝效應(yīng)的噴流噪聲，如圖6及圖7所示，預(yù)測(cè)結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果對(duì)比符合較好，準(zhǔn)確預(yù)測(cè)了吊掛安裝效應(yīng)下的噴流噪聲遠(yuǎn)聲場(chǎng)頻譜。2016年Mohan[113]& Dowling為研究鋸齒形降噪方案以及微射流降噪方案下的噴流噪聲遠(yuǎn)聲場(chǎng)特性，采用基于RANS 的預(yù)測(cè)方法參數(shù)化研究了不同鋸齒數(shù)量、鋸齒切入角以及微射流射入角度對(duì)噴流噪聲降噪設(shè)計(jì)的影響。

無(wú)論是基于聲類比的JeNo方法還是TA方法，由于它們均基于各向同性湍流假設(shè)，對(duì)小尺度湍流噪聲占主導(dǎo)的噴流邊線及上游噪聲能夠得到較好的預(yù)測(cè)結(jié)果。對(duì)于以大尺度湍流結(jié)構(gòu)噪聲占主導(dǎo)的噴流下游噪聲，JeNo方法和TA方法則均不能給出合理的預(yù)測(cè)結(jié)果。為了更全面準(zhǔn)確地預(yù)測(cè)噴流噪聲，近年來(lái)眾多的研究者開始了大尺度湍流噪聲預(yù)測(cè)方法的研究。針對(duì)JeNo和TA方法中格林函數(shù)計(jì)算采用局部平行流假設(shè)及遠(yuǎn)場(chǎng)無(wú)限遠(yuǎn)的假設(shè)，Tam & Auriault[114]、Karabasov[115]及Goldstein[116]等研究者針對(duì)平行流假設(shè)對(duì)于噴流噪聲預(yù)測(cè)中格林函數(shù)的影響開展了研究，研究表明，局部平行流假設(shè)對(duì)于噴流邊線附近噪聲的預(yù)測(cè)幾乎沒有影響，而對(duì)下游輻射噪聲低頻段的影響則非常明顯，采用局部平行流假設(shè)后將導(dǎo)致低頻段預(yù)測(cè)結(jié)果大于實(shí)際值。2016年徐希海等人[117]在Karabasov的研究基礎(chǔ)上研究了遠(yuǎn)場(chǎng)無(wú)限遠(yuǎn)假設(shè)對(duì)于噴流噪聲預(yù)測(cè)的影響，如圖8所示，研究發(fā)現(xiàn)遠(yuǎn)場(chǎng)無(wú)限遠(yuǎn)假設(shè)對(duì)于噴流下游噪聲影響較大，越靠近噴流靜音區(qū)，遠(yuǎn)場(chǎng)假設(shè)導(dǎo)致預(yù)測(cè)結(jié)果偏差越大。因此對(duì)于大尺度湍流結(jié)構(gòu)噪聲主導(dǎo)的噴流下游噪聲預(yù)測(cè)，應(yīng)避免采用局部平行流假設(shè)及遠(yuǎn)場(chǎng)無(wú)限遠(yuǎn)假設(shè)。

在基于RANS的氣動(dòng)噪聲預(yù)測(cè)方法中，聲場(chǎng)信息是由流場(chǎng)信息決定的，格林函數(shù)計(jì)算以及氣動(dòng)聲源的模化必須以平均流場(chǎng)信息為基礎(chǔ)。因此能否準(zhǔn)確描述噴流流動(dòng)信息對(duì)于噴流噪聲的預(yù)測(cè)精度至關(guān)重要。無(wú)論是JeNo方法還是TA方法，其平均流場(chǎng)計(jì)算均采用k-ε兩方程模型，方程模型使基于Boussinesq的渦黏性假設(shè)，利用黏性牛頓流體的各向同性的本構(gòu)關(guān)系和湍流黏度的概念來(lái)模擬雷諾應(yīng)力有所不足。因?yàn)槠浜雎粤藟毫?yīng)變項(xiàng)的效應(yīng)，渦黏度不能反映由于湍動(dòng)能在各個(gè)主軸方向分配引起的雷諾應(yīng)力的各向異性。而雷諾應(yīng)力作為L(zhǎng)ighthill聲類比中重要的聲源項(xiàng)，其各向異性的特性直接影響了氣動(dòng)噪聲源的指向性。徐希海等人[118]從標(biāo)準(zhǔn)LRR-ω模型出發(fā)，根據(jù)噴流平均流動(dòng)及湍流信息的實(shí)驗(yàn)結(jié)果，改進(jìn)了標(biāo)準(zhǔn)LRR-ω模型的經(jīng)驗(yàn)系數(shù)。并針對(duì)熱噴流的物理特性，研究了基于熱噴流物理機(jī)制的密度相關(guān)的湍流模型修正項(xiàng)。圖9及圖10給出了噴流流

場(chǎng)及湍流信息計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比，對(duì)比表明新的LRR-ω模型對(duì)冷熱噴流的平均流動(dòng)信息及雷諾應(yīng)力均給出了很好的預(yù)測(cè)結(jié)果，為大尺度湍流結(jié)構(gòu)聲源?；於嘶A(chǔ)。

4 結(jié)論及展望

噴流噪聲經(jīng)過(guò)近70年的持續(xù)研究，無(wú)疑已經(jīng)取得了巨大的進(jìn)步，特別是在航空發(fā)動(dòng)機(jī)排氣系統(tǒng)的低噪聲設(shè)計(jì)方面發(fā)揮了巨大作用，但由于噴流噪聲問(wèn)題涉及到多尺度的復(fù)雜湍流時(shí)空結(jié)構(gòu)和流場(chǎng)與聲場(chǎng)相互作用。目前對(duì)噴流噪聲的產(chǎn)生機(jī)理仍然存在比較大的爭(zhēng)議。盡管如此，隨著計(jì)算氣動(dòng)聲學(xué)高精度數(shù)值模擬方法、湍流流場(chǎng)與聲場(chǎng)先進(jìn)測(cè)試技術(shù)等方面的快速發(fā)展，未來(lái)一段時(shí)期內(nèi)有望在以下幾個(gè)方面取得進(jìn)展：

1) 噴流不同尺度湍流結(jié)構(gòu)的發(fā)聲機(jī)理。噴流噪聲機(jī)理的研究發(fā)展離不開湍流機(jī)理的發(fā)展，早期由于湍流測(cè)試技術(shù)的限制，高速噴流剪切層內(nèi)的湍流結(jié)構(gòu)很難準(zhǔn)確觀測(cè)及分析。近年來(lái)，隨著高速攝影技術(shù)的不斷發(fā)展，為高速噴流的湍流分析帶來(lái)了可能，同時(shí)結(jié)合聲源定位技術(shù)的高速發(fā)展，未來(lái)噴流不同尺度湍流結(jié)構(gòu)的發(fā)聲機(jī)理的研究有望取得進(jìn)一步突破。

2) 高精度數(shù)值模擬方法。目前噴流噪聲數(shù)值模擬的最大困難還是分辨能力的不足，這需要格式精度、并行加速技術(shù)等多個(gè)方面來(lái)解決這個(gè)問(wèn)題。另外一個(gè)困難是湍流模擬技術(shù)，需要發(fā)展更精確的大渦模擬方法以準(zhǔn)確分辨更小尺度的湍流結(jié)構(gòu)。

3) 安裝效應(yīng)對(duì)噴流噪聲降噪設(shè)計(jì)的影響。由于噴流噪聲的聲源在發(fā)動(dòng)機(jī)外，降噪設(shè)計(jì)極為困難，近年來(lái)，研究者寄希望于在安裝效應(yīng)上挖掘噴流噪聲進(jìn)一步降噪空間。同時(shí)由于未來(lái)機(jī)身一體化的設(shè)計(jì)要求，安裝效應(yīng)對(duì)于噴流噪聲降噪設(shè)計(jì)的影響依然會(huì)是研究熱點(diǎn)。

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