共振吸聲結(jié)構(gòu)在航空發(fā)動機(jī)上的應(yīng)用進(jìn)展

紀(jì)雙英，郝巍，劉杰

(中航復(fù)合材料有限責(zé)任公司 蜂窩及芯材事業(yè)部，北京 101300)

0 引 言

航空發(fā)動機(jī)噪聲的破壞性極大，在發(fā)動機(jī)內(nèi)可達(dá)到150～160 dB，離發(fā)動機(jī)45 m處噪聲仍有100～125 dB，發(fā)動機(jī)噪聲不僅會引起飛機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)的聲振疲勞破壞，還會引起環(huán)境污染，危害人員健康。國外發(fā)動機(jī)研究機(jī)構(gòu)研發(fā)大量降噪技術(shù)，廣泛應(yīng)用于民用發(fā)動機(jī)領(lǐng)域。90年代中期的民用大涵道比發(fā)動機(jī)(GE90,PW4084和GP7200等)噪聲比70年代發(fā)動機(jī)噪聲降低了約20 dB[1-2]。美國和歐盟正在研發(fā)更有效的發(fā)動機(jī)降噪技術(shù)。2001年，歐盟航空研究咨詢委員會(ACARE)和戰(zhàn)略研究局(SRA)確定了2020年大飛機(jī)的發(fā)展目標(biāo)：相對2000年的技術(shù)水平，噪聲降低50%。我國軍方也已經(jīng)將降噪技術(shù)列為發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的重要準(zhǔn)則[3]。目前，采用最廣泛的發(fā)動機(jī)消聲方案是基于共振吸聲結(jié)構(gòu)制造的蜂窩穿孔板共振吸聲結(jié)構(gòu)。該結(jié)構(gòu)由一定厚度的蜂窩芯材和上下兩層面板組成，其中上面板為鉆有一定數(shù)量、一定大小孔眼的穿孔板。這種結(jié)構(gòu)中，每個(gè)蜂窩孔格都可以看做是一個(gè)獨(dú)立的赫姆霍茲共振腔，當(dāng)聲波進(jìn)入蜂窩芯格后，蜂格中的空氣被擾動，從而聲波變成熱能消散掉，起到降噪的作用。由于蜂窩板重量輕、強(qiáng)度高、剛性大、穩(wěn)定性好，降噪效果良好，目前這種吸聲結(jié)構(gòu)已經(jīng)廣泛用于發(fā)動機(jī)短艙進(jìn)氣道、核心機(jī)匣、反推力裝置及風(fēng)扇涵道等部位[4-7]。

本文從吸聲原理入手，介紹航空發(fā)動機(jī)消聲短艙所采用共振吸聲結(jié)構(gòu)的吸聲原理，從理論上分析采用多自由度共振吸聲結(jié)構(gòu)的必要性。在此基礎(chǔ)上介紹國內(nèi)外發(fā)動機(jī)消聲短艙的發(fā)展歷程，并指出發(fā)動機(jī)消聲短艙的發(fā)展趨勢以及后續(xù)發(fā)動機(jī)消聲短艙精細(xì)化設(shè)計(jì)中需要關(guān)注的問題。

1 共振吸聲結(jié)構(gòu)吸聲原理

共振吸聲結(jié)構(gòu)包括穿孔板和背后的共振腔兩部分。穿孔板是在金屬或其他材料的剛性薄板上，穿以一定孔徑的小孔，穿孔率通常在1%～5%之間；共振腔是指穿孔板后部附加的一定高度(20～200 mm)的空氣層。當(dāng)孔徑較小時(shí)，內(nèi)部空氣介質(zhì)流阻較大，進(jìn)入結(jié)構(gòu)的聲波在有限空間中與空氣介質(zhì)發(fā)生反復(fù)的摩擦消耗了聲能。微穿孔板吸聲結(jié)構(gòu)屬于性能優(yōu)良的寬頻帶吸聲結(jié)構(gòu)，減少微穿孔板的孔徑，提高穿孔率，可增大其吸聲系數(shù)，拓寬吸聲帶寬。

微穿孔板的相對聲阻抗率[8](以空氣特性阻抗為單位)

(1)

式中：Z為聲阻抗；c為聲速(m/s)；D為空氣層深度(mm)；ω為角頻率，ω=2πf(f為頻率)；r為相對聲阻率，r=αtKr/d2P;m為相對聲質(zhì)量，m=0.294×10-3tKm/P；d為孔徑(mm)；t為板厚(mm)；P為穿孔率(%)；Kr為聲阻系數(shù)；Km為聲質(zhì)量系數(shù)。

(2)

(3)

聲吸收的頻帶寬度近似的由r/m決定，比值越大，吸聲頻帶越寬。

(4)

式中:L為常數(shù)，金屬板L=1140，隔熱板L=500，Kr/Km的近似計(jì)算式為：Kr/Km=0.5+0.1x+0.05x2。

利用以上計(jì)算式，可以根據(jù)實(shí)際要求的r,m,f，求出微穿孔板的x,d,t,r。

微穿孔板吸聲結(jié)構(gòu)的共振頻率

(5)

(6)

式中:PD/3為末端修正；D為空腔深度。

采用雙層吸聲結(jié)構(gòu)，可以得到更寬的吸聲頻帶，此時(shí)有兩個(gè)共振吸收峰，其共振頻率為

(7)

(8)

式中：D1為前腔深度；P1為前腔穿孔率；l2為后腔板厚；D2為后腔腔深；P2為后腔穿孔率。

反共振頻率

(9)

微穿孔板吸聲系數(shù)為：

(10)

式中:y=fD/C；G=mc/D。

共振頻率fr的最大吸聲系數(shù)為

(11)

αr/2時(shí)的頻帶寬度Δf=f1-f2，由式(12)～式(13)確定

(12)

(13)

通過以上計(jì)算表明，微穿孔板孔徑小，因而r值比普通穿孔板大得多，而聲質(zhì)量小，故微穿孔板適用于寬頻帶噪聲的吸聲，且微穿孔板的可設(shè)計(jì)性強(qiáng)，可通過調(diào)整孔徑、穿孔率、空腔深度、穿孔板板厚達(dá)到吸收不同頻率噪聲的要求。要想獲得高吸聲系數(shù)，首先需要匹配穿孔結(jié)構(gòu)的聲阻和大氣中的聲阻，其次盡量降低聲質(zhì)量以加寬吸聲頻率，而聲阻與孔徑的平方成反比，聲質(zhì)量卻只和穿孔率有關(guān)，因此聲阻和聲質(zhì)量可以分別控制。要使微穿孔共振吸聲結(jié)構(gòu)在較寬的頻率范圍內(nèi)有良好的吸聲性能，還可進(jìn)行多個(gè)共振器的組合，組合后的結(jié)構(gòu)一般具有多個(gè)吸收峰，吸收頻帶寬度能夠在4～5個(gè)倍頻程內(nèi)得到0.9以上的吸聲系數(shù)，且該結(jié)構(gòu)的構(gòu)造簡單、耐高溫，適用于高速氣流、高溫等特殊環(huán)境[9]。

將微穿孔板蜂窩芯材復(fù)合得到與微穿孔共振吸聲，共振吸聲結(jié)構(gòu)中的空氣共振腔用蜂窩代替，由于蜂窩將空氣層分割為多個(gè)封閉的子空腔，這種結(jié)構(gòu)一方面可以使進(jìn)入到結(jié)構(gòu)的熱量和聲波受到極大的阻礙，另一方面蜂格壁面還可以對聲波進(jìn)行反射，從而有效地增強(qiáng)吸聲效果。實(shí)際使用中，為了增強(qiáng)吸聲效果，還可以采用雙層或雙層以上的微穿孔板吸聲結(jié)構(gòu)，其吸聲特性遠(yuǎn)優(yōu)于單層微穿孔板的吸聲特性[10]。

2 共振吸聲結(jié)構(gòu)在國內(nèi)外發(fā)動機(jī)消聲短艙的發(fā)展歷程

國外關(guān)于航空發(fā)動機(jī)吸聲結(jié)構(gòu)的研究由來已久，主要是在短艙內(nèi)壁等處加裝消聲襯墊，其結(jié)構(gòu)如圖1所示。美國加利福尼亞先進(jìn)結(jié)構(gòu)和工藝公司研制的“應(yīng)力蒙皮”全焊蜂窩夾層結(jié)構(gòu)應(yīng)用于協(xié)和號飛機(jī)的發(fā)動機(jī)及其短艙的后部結(jié)構(gòu)、尾噴口、反推力裝置和消音系統(tǒng)，在減輕重量的同時(shí)提高了性能，使協(xié)和號的收益載荷增加了5 000 磅；又在“應(yīng)力蒙皮”的基礎(chǔ)上制成了商業(yè)名稱為“聲低微器”(由“soundwich”音譯而得，其字意系由sound-attenuation sandwich panel縮寫而成)全焊消音蜂窩夾層結(jié)構(gòu)。洛克希德公司的“三星”式運(yùn)輸機(jī)的RB-211發(fā)動機(jī)的尾噴管就采用該種“聲低微器”夾層結(jié)構(gòu)。DC-10飛機(jī)的GE CF6-6發(fā)動機(jī)的反推力裝置的外罩和整流罩等也采用了“聲低微器”，該飛機(jī)于1971年開始投入航線，是達(dá)到美國政府規(guī)定的噪音標(biāo)準(zhǔn)而取得聯(lián)邦航空局簽發(fā)合格證的第一架飛機(jī)。該飛機(jī)所選用的通用公司的大功率CF6-6D發(fā)動機(jī)，其推力比第一代發(fā)動機(jī)大一倍，但由于進(jìn)氣道的內(nèi)壁采用鋁合金消音蜂窩壁板，使飛機(jī)的噪音比前一代噴氣式運(yùn)輸機(jī)降低了50%。每個(gè)進(jìn)氣道的內(nèi)壁均采用三塊鋁合金消音蜂窩壁板，構(gòu)成一個(gè)消音環(huán)。壁板的面板與蜂窩夾芯材料均為鋁合金。鋁合金面板的厚度為0.64 mm和0.82 mm，其中0.64 mm厚的面板裝在進(jìn)氣道的上段，0.82 mm厚的壁板安裝在下段?？籽勖芏葹?4 PPI，孔眼直徑為1.96 mm[11]。

圖1 發(fā)動機(jī)短艙消聲襯墊

波音707-320B型飛機(jī)是在波音707-320型飛機(jī)基礎(chǔ)上采用JT3D-3渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)的改進(jìn)機(jī)型，JT3D發(fā)動機(jī)由于是小涵道比發(fā)動機(jī)，噪聲級別較高。為了降低發(fā)動機(jī)的噪聲要求，同時(shí)滿足聯(lián)邦航空管理?xiàng)l例對飛機(jī)起飛、降落過程中的噪聲要求，并且盡量不改變JT3D-3渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)的結(jié)構(gòu)，于是通過在短艙進(jìn)氣道內(nèi)壁布置消聲襯墊來降低發(fā)動機(jī)噪聲[12]。該消聲襯墊所用上蒙皮為0.5 mm厚的鋁合金蒙皮，上面加工有孔徑為1.6 mm的小孔，面板穿孔率為32%，芯層采用的是Nomex紙蜂窩芯，下蒙皮為玻璃纖維增強(qiáng)環(huán)氧樹脂基復(fù)合材料。蒙皮和芯材之間采用膠黏劑于170 ℃下膠結(jié)而成。受限于當(dāng)時(shí)的制造工藝，該消聲襯墊采用的是分塊式拼接結(jié)構(gòu)，各塊裝配完成之后鋪設(shè)于進(jìn)氣道內(nèi)。另外，該飛機(jī)除了對短艙進(jìn)行降噪處理外還對發(fā)動機(jī)的鼻錐進(jìn)行降噪處理，并且進(jìn)行起飛、著陸噪聲測試。測試結(jié)構(gòu)表明：起飛時(shí)的噪聲降低了5.5 dB，降落時(shí)的噪聲降低了3 dB，可見降噪效果非常明顯[13]。

20世紀(jì)90年代，美國波音777飛機(jī)在古德里奇公司研制的短艙中配置了復(fù)合材料消聲襯墊，充分發(fā)揮復(fù)合材料在降噪結(jié)構(gòu)中的優(yōu)勢。對于波音777短艙的反推力裝置，其中的消音襯墊、楔形整流罩和推力環(huán)成型，從而避免消音襯墊與楔形整流罩的裝配，增加50%的吸聲面積，增強(qiáng)消音襯墊的降噪效果。該消音襯墊為炭纖維增強(qiáng)環(huán)氧樹脂基復(fù)合材料，其中多孔面板采用預(yù)浸料-熱壓罐成型工藝，如圖2所示。其中a為成型模具；b為制孔銷釘，安裝于模具上而形成所需要的微孔；c為三層炭布，整體鋪覆4；d為四層單向帶，在無孔裝配區(qū)進(jìn)行補(bǔ)強(qiáng)，待預(yù)浸料鋪疊完成后加壓固化進(jìn)而完成多孔板的制備[14]。

圖2 復(fù)合材料多孔板成型示意圖

英國羅爾斯-羅伊斯公司在為空客飛機(jī)設(shè)計(jì)的發(fā)動機(jī)中，采用穿孔共振吸聲結(jié)構(gòu)用作發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道的消聲襯墊。隨著復(fù)合材料制備技術(shù)的整體發(fā)展，消聲襯墊的制備技術(shù)也在不斷發(fā)展，如圖3所示。A320的發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道消聲襯墊采用三片消音襯板進(jìn)行拼接，拼接縫隙為3 cm×15 cm，到A340-600時(shí)，結(jié)構(gòu)改為兩片式，并且將拼接縫隙減少到2 cm×7.5 cm，再到A380時(shí)，消音襯板變?yōu)橐黄?，消除了拼接縫隙。這種方式能使音波平穩(wěn)越過連接處，進(jìn)一步提高發(fā)動機(jī)的吸聲效果，目前采用該技術(shù)的發(fā)動機(jī)已經(jīng)裝配于A380飛機(jī)，如圖4所示?？湛虯380裝備的“無縫短艙”有效阻止噪聲傳播，使A380飛機(jī)的噪聲水平遠(yuǎn)遠(yuǎn)低于驗(yàn)證標(biāo)準(zhǔn)，這些吸音襯墊在飛機(jī)起飛過程中可以降低發(fā)動機(jī)的噪聲約4～5 dB，而降落過程中仍可以降低發(fā)動機(jī)的噪聲約2 dB，正因?yàn)槿绱?，這項(xiàng)“無拼縫進(jìn)氣道”技術(shù)[15]榮獲“2006年度歐洲金分貝獎(jiǎng)”。

圖3 空客系列發(fā)動機(jī)消聲襯墊

進(jìn)氣道消音板結(jié)構(gòu)一般由平滑的炭纖維復(fù)合材料底板，NOMEX紙蜂窩或鋁蜂窩以及粗松的炭纖復(fù)合材料面板或帶孔的鋁合金面板上覆蓋一薄層不銹鋼金屬網(wǎng)幾部分組成。為減輕結(jié)構(gòu)重量和減少推力消耗，消音板的表層材料大多為多孔的金屬薄片(厚度一般小于0.032 in)。

圖4 搭載了4臺羅羅遄達(dá)900發(fā)動機(jī)的A380

波音聯(lián)合古德里奇公司也開發(fā)了一片式消聲板，這一研發(fā)項(xiàng)目被稱為2號安靜技術(shù)驗(yàn)證機(jī)(QTD2)[16]，通過為期三周的飛行測試項(xiàng)目，充分驗(yàn)證一片式消聲板的顯著降噪效果：在不增加短艙尺寸的前提下有效的降噪處理區(qū)擴(kuò)大了78%，人在飛機(jī)前部聽到的風(fēng)扇噪音降低了15%。

綜合近年來的研究成果，發(fā)動機(jī)消聲襯墊的發(fā)展有以下兩個(gè)趨勢：

(1) 無接縫聲襯

當(dāng)前短艙聲襯技術(shù)的一個(gè)重要進(jìn)展是無接縫聲襯的使用。之前短艙使用的聲襯大多在周向分成兩到三段然后再連接，這就形成了所謂的“接縫”，這在一定程度上降低聲襯的吸聲效果。首先，由于“接縫”的存在使得可用于聲處理的面積減少；其次，聲襯阻抗的不連續(xù)造成聲散射，改變原有的聲場，降低聲襯的效果；最后，“接縫”可能會造成局部流場的變化，會引起新的噪聲源。針對“接縫”引起的聲散射如何降低聲襯的吸聲效果問題，美國和歐洲的研究者進(jìn)行大量的理論研究工作。研究表明，聲散射使入射聲波的能力散射到所有低階未截止的周向模態(tài)，并增加透射過去的聲波。無接縫聲襯技術(shù)已經(jīng)在實(shí)驗(yàn)室和整機(jī)上進(jìn)行驗(yàn)證。試驗(yàn)結(jié)果表明，采用無接縫聲襯技術(shù)能同時(shí)降低葉片通過頻率的純音和多重純音(激波噪聲)。這個(gè)結(jié)果可以歸功于聲襯面積增加和接縫消除兩個(gè)因素[17]。

A380使用的“無接縫進(jìn)氣道”技術(shù)可以在飛機(jī)起飛時(shí)大幅降低發(fā)動機(jī)噪聲4～5 dB。從聲學(xué)的角度來看，這是噪聲強(qiáng)度的成倍下降。A380-800巡航階段的艙內(nèi)噪聲分布如圖5所示，其最小噪聲僅有67 dB。

圖5 A380-800巡航階段艙內(nèi)噪音分布

(2) 多自由度聲襯

由于發(fā)動機(jī)的工作狀況是變化的，相應(yīng)風(fēng)扇/壓氣機(jī)的聲源特性也在變化。因此，一種先進(jìn)的聲襯需要滿足發(fā)動機(jī)不同工況下的降噪要求。傳統(tǒng)的聲襯是由背腔里的蜂窩結(jié)構(gòu)加一層穿孔板，再配上剛性背板構(gòu)成，如圖6所示。這樣的構(gòu)造基于一維Helmoholtz共振器原理。這類聲襯在共振頻率附近有很好的吸聲效果，但在其他頻段效果不佳，這就是所謂的聲襯吸聲頻帶過窄問題。

圖6 單自由度共振吸聲結(jié)構(gòu)

為了拓寬聲襯的吸聲頻帶，研究者提出多自由度聲襯[18-21]，由于各層的穿孔板特性和蜂窩結(jié)構(gòu)尺寸不同，設(shè)計(jì)針對多個(gè)發(fā)動機(jī)噪聲特征頻率的聲襯，增強(qiáng)聲襯降噪的適應(yīng)性。NASA研究表明，三自由度吸聲效果最佳，兩自由度次之，單自由度最差。但是，結(jié)構(gòu)和制造上的困難使得多層聲襯目前很難用于短艙聲襯設(shè)計(jì)，尤其是聲襯的背腔深度受到了短艙幾何尺寸的制約。因此，目前主要使用的聲襯是單自由度聲襯，同時(shí)雙自由度聲襯越來越得到重視[22-24]。雙自由度共振吸聲結(jié)構(gòu)如圖7所示。

圖7 雙自由度共振吸聲結(jié)構(gòu)

赫氏公司制造的Acousit-Cap?消聲蜂窩[22-23]如圖8所示，代表了目前最先進(jìn)的消聲蜂窩制備技術(shù)。為了提高消聲效果，在蜂格內(nèi)部一定高度處制備了一層隔膜，用該種蜂窩芯制備出來的單自由度消聲結(jié)構(gòu)在功能上卻相當(dāng)于雙自由度消聲結(jié)構(gòu)，但在整體力學(xué)性能方面卻要遠(yuǎn)遠(yuǎn)高于傳統(tǒng)的雙自由度消聲結(jié)構(gòu)。

圖8 赫氏公司制備的Acousti-Cap?

國內(nèi)在內(nèi)嵌式多自由度消聲蜂窩方面也已經(jīng)開展了部分工作。中航復(fù)合材料有限責(zé)任公司自“十二五”開始研制多自由度消聲蜂窩及其共振吸聲結(jié)構(gòu)，對內(nèi)嵌多自由度消聲蜂窩的關(guān)鍵制備技術(shù)進(jìn)行探索研究。目前已成功研制出內(nèi)嵌微穿孔板式和內(nèi)嵌消聲帽式兩種多自由度吸聲降噪蜂窩，如圖9所示。對其20 mm厚吸聲結(jié)構(gòu)進(jìn)行吸聲系數(shù)測試的結(jié)果(如圖10所示)表明，其在1 000～6 000 Hz范圍內(nèi)均具有較高的吸聲效果，吸聲頻帶基本覆蓋3個(gè)音倍頻，屬于寬頻吸聲材料。通過增加結(jié)構(gòu)厚度或者調(diào)整結(jié)構(gòu)參數(shù)，有望在500～1 000 Hz范圍內(nèi)獲得更高的吸聲效果。

(a) 內(nèi)嵌微穿孔板式

(b) 內(nèi)嵌消聲帽式

圖10 吸聲系數(shù)測試結(jié)果(厚度：20 mm)

消聲短艙的研究除了材料工藝外，還需要關(guān)注聲學(xué)設(shè)計(jì)。在其精細(xì)化設(shè)計(jì)方面，需要重點(diǎn)關(guān)注以下兩方面的工作：

(1) 開發(fā)、改進(jìn)相關(guān)聲阻抗模型：發(fā)動機(jī)短艙聲襯的蜂窩面板微孔尺度較小，而且微孔內(nèi)的吸聲機(jī)制非常復(fù)雜，同時(shí)又必須考慮聲襯表面切向流的影響，這就使得通用聲阻抗模型的建立非常困難。傳統(tǒng)聲阻抗模型的研究主要是基于理論分析，并通過大量的實(shí)驗(yàn)確定許多經(jīng)驗(yàn)參數(shù)，例如典型的Guess模型。但在消聲短艙中，聲襯的聲阻抗與聲襯的結(jié)構(gòu)參數(shù)、氣流溫度、噪聲頻率、聲襯表面聲壓級、氣流速度和氣流邊界層厚度等都有關(guān)系。在高聲強(qiáng)有氣流的條件下，吸聲機(jī)理不僅有粘性耗散，而且還有聲渦能量轉(zhuǎn)換，另外現(xiàn)在公開的阻抗模型大部分忽略了氣流溫度和氣流邊界層，為了更精確的描述消聲短艙，需要開發(fā)新的阻抗模型。

(2) 關(guān)注氣流對吸聲效果的影響：發(fā)動機(jī)消聲短艙作為進(jìn)氣道的部件之一，要承受強(qiáng)大的氣流壓力，聲模態(tài)比較復(fù)雜；管道形狀不是簡單的軸對稱結(jié)構(gòu)，背景流動非均勻。在聲波預(yù)測問題中，要重點(diǎn)考慮背景剪切流動對聲傳播的影響。在采用線性歐拉方程求解聲傳播問題時(shí)，背景剪切流會引起內(nèi)部動力學(xué)不穩(wěn)定波，并且該不穩(wěn)定波在計(jì)算中會與聲波相干涉，因此研究短艙后傳聲時(shí)考慮旋流的情況下要充分避免不穩(wěn)定波的出現(xiàn)。

3 結(jié)束語

微穿孔板共振吸聲理論最早在國內(nèi)誕生，但在實(shí)際應(yīng)用上國內(nèi)卻沒能走在世界前列。目前，赫氏生產(chǎn)的Acousti-Cap?內(nèi)嵌式多自由度消聲蜂窩代表了最高的研究水平，國內(nèi)中航復(fù)合材料有限責(zé)任公司通過自主研發(fā)，初步實(shí)現(xiàn)了該材料的國產(chǎn)化。隨著國家在大飛機(jī)及商用發(fā)動機(jī)上的投入增大，相信通過設(shè)計(jì)部門、工藝部門、實(shí)驗(yàn)部門的共同努力，會快速縮小國內(nèi)外的差距。