仿鸮翼葉片對(duì)軸流風(fēng)機(jī)氣動(dòng)噪聲特性的影響研究*

王 雷 李金波 黃榆太 馬 列 劉小民

（1.西安交通大學(xué)能源與動(dòng)力工程學(xué)院；2.廣東美的制冷設(shè)備有限公司）

0 引言

軸流風(fēng)機(jī)作為一種傳統(tǒng)的流體機(jī)械，廣泛應(yīng)用于能源工程等國民經(jīng)濟(jì)的各個(gè)領(lǐng)域，也應(yīng)用于空調(diào)、冰箱、吸油煙機(jī)等家用電器當(dāng)中。這些家電設(shè)備在滿足用戶需求的同時(shí)，產(chǎn)生了較大的噪聲污染，成為室內(nèi)環(huán)境最主要的噪聲來源之一。因此，如何降低軸流風(fēng)機(jī)的噪聲成為企業(yè)及科研人員關(guān)注的重要課題。

軸流風(fēng)機(jī)的噪聲問題始終未能得到徹底的解決，作為重要的噪聲源，如家用風(fēng)扇、空調(diào)用風(fēng)機(jī)、工業(yè)通風(fēng)設(shè)備等，對(duì)人們的生活產(chǎn)生了越來越多的困擾。同時(shí)，由于風(fēng)機(jī)的廣泛應(yīng)用，對(duì)于噪聲的研究也會(huì)產(chǎn)生顯著的經(jīng)濟(jì)效益[1]?？諝鈩?dòng)力噪聲是影響軸流風(fēng)機(jī)穩(wěn)定性及工作性能的主要原因。葉輪作為軸流風(fēng)機(jī)的重要噪聲源，通過傳統(tǒng)的設(shè)計(jì)方法已經(jīng)總結(jié)出了相關(guān)的降噪方案，如葉片穿孔法、采用傾斜整流片法、前掠葉片法以及不相等葉片間距等方式[2-3]。游斌等對(duì)空調(diào)室外機(jī)葉片采用尾緣凹陷設(shè)計(jì)后，對(duì)前緣局部加厚處理外，對(duì)葉片其他區(qū)域整體減薄，能夠減小風(fēng)輪質(zhì)量，降低電機(jī)負(fù)荷，同時(shí)減弱轉(zhuǎn)子尾跡，可以減小葉尖顫振，降低葉片旋轉(zhuǎn)頻率峰值噪聲，同時(shí)改善音質(zhì)[4]。但葉輪的靜壓和風(fēng)量與原型相比均有所下降。由此可見，采用傳統(tǒng)的降噪設(shè)計(jì)往往無法兼顧氣動(dòng)性能和噪聲特性等多目標(biāo)要求，因此有必要發(fā)展新的降噪理論和方案，從而為傳統(tǒng)的降噪方案注入新的設(shè)計(jì)思路。

自然界中一些生物經(jīng)過億萬年的進(jìn)化，形成了具有環(huán)境適應(yīng)性的軀體特征[5]，因此仿生學(xué)作為一門新興的學(xué)科，將生物學(xué)和工程應(yīng)用緊密的結(jié)合了起來，通過生物解剖生成生物模型，然后進(jìn)行仿生重構(gòu)生成仿生模型，最后進(jìn)行理論分析后進(jìn)行工程應(yīng)用，給人類的發(fā)明提供了源源不斷的靈感和啟迪。長(zhǎng)耳鸮在飛行過程中不僅動(dòng)作敏捷，而且在飛行的過程中產(chǎn)生的噪聲很小，這與它的體貌結(jié)構(gòu)密切相關(guān)，其頭部也近似為圓滑的椎體，體表覆蓋著波紋狀層疊的羽毛可以減少摩擦和渦流噪聲，且翅膀和尾部邊緣的鋸齒形狀的非光滑邊緣結(jié)構(gòu)可以很大程度上減小其飛行過程中的渦流噪聲。Lilley等研究發(fā)現(xiàn)在鸮類翅膀的前緣梳狀和尾緣齒型結(jié)構(gòu)能在捕食過程中顯著降低噪聲[6]。Graham等發(fā)現(xiàn)長(zhǎng)耳鸮獨(dú)特的翅膀構(gòu)型具有明顯的降噪效果[7]。此外研究還發(fā)現(xiàn)，鸮類低速飛行所消耗的能量遠(yuǎn)小于其他鳥類，長(zhǎng)耳鶚在飛行過程中還具有靜音飛行的特性，對(duì)于改善風(fēng)機(jī)葉片的氣動(dòng)性能和聲學(xué)特性具有借鑒意義，為提高風(fēng)機(jī)性能、降低風(fēng)機(jī)噪聲提供了新的研究思路和方法[8]。

受到長(zhǎng)耳鸮靜音飛行的啟發(fā)，本文針對(duì)直徑為710mm的某工業(yè)用軸流風(fēng)機(jī)，通過逆向工程提取長(zhǎng)耳鸮翅膀沿翼展方向40%截面處翼型進(jìn)行仿生重構(gòu)，獲得軸流風(fēng)機(jī)葉片的翼型參數(shù)。采用數(shù)值計(jì)算方法研究了采用仿鸮翼型葉片對(duì)軸流風(fēng)機(jī)氣動(dòng)性能和噪聲的影響，提出了軸流風(fēng)機(jī)降噪的有效技術(shù)途徑。

1 仿生翼型的提取與重構(gòu)

結(jié)合廖庚華等[9]提取的鸮翼典型截面的中弧線、厚度等幾何特征，設(shè)翼型截面的中弧線坐標(biāo)為Zc，厚度為Zt，通過擬合得到的翼型上下表面的坐標(biāo)分別為Zupp和Zlow，得到各個(gè)截面處的翼型輪廓線如下:

中弧線分布如下：

厚度分布為：

其中，Z（c）max為中弧線分布的最大值；Z（t）max為中弧線分布的最大厚度，c為翼型弦長(zhǎng)；η為弦長(zhǎng)的相對(duì)位置坐標(biāo)；Sn為待定系數(shù)，S1=3.936 2，S2=-0.770 5，S3=-0.770 5；An也是待定系數(shù)，A1=-29.486 1，A2=66.456 5，A3=-59.806，A4=19.043 9。

最大厚度分布公式為：

由于原型風(fēng)機(jī)翼型截面的厚度分布為單圓弧分布，為了保證原型風(fēng)機(jī)的氣動(dòng)性能，將上述鸮翼翼型的中弧線分布用原有風(fēng)機(jī)翼型的單圓弧進(jìn)行替代。針對(duì)特定風(fēng)機(jī)某個(gè)回轉(zhuǎn)面的投影半徑為r的中弧線近似為鸮翼翼型的曲率半徑，以滿足對(duì)軸流風(fēng)機(jī)不同彎掠角的設(shè)計(jì)情況，使仿生翼型的應(yīng)用更具有普遍性。假定翼型的弦長(zhǎng)為1，中弧線的圓心位置分布在翼型弦長(zhǎng)中點(diǎn)的垂直平分線上，則中弧線分布規(guī)律如下：

圖1 仿生翼型中弧線構(gòu)建Fig.1 Mid-arc line of bionic airfoil

同時(shí)用比例系數(shù)來控制翼型的厚度分布系數(shù)，以原型翼型的最大厚度為基準(zhǔn)，假定厚度分布的比例系數(shù)為ξ，則

提取長(zhǎng)耳鸮翅膀40%截面處的厚度分布，如圖2所示?？紤]到長(zhǎng)耳鸮翼型在尾部過于尖銳而導(dǎo)致的加工難度問題，因此在該40%截面處翼型的基礎(chǔ)上提取該翼型弦長(zhǎng)的前80%的厚度分布進(jìn)行翼型重構(gòu)，并將其應(yīng)用在不同葉高處的回轉(zhuǎn)面上，圖3所示為仿生翼型在50%葉高處的截面的投影圖。在重構(gòu)翼型的基礎(chǔ)上，從葉片根部到頂端等間距共截取了五個(gè)截面得到更加準(zhǔn)確描述軸流風(fēng)機(jī)葉片的翼型[10]。

圖2 長(zhǎng)耳鸮翅膀展向40%截面翼型圖Fig.2 40%cross section of long eared owl wing

圖3 仿生葉片50%葉高處重構(gòu)翼型截面Fig.3 Reconstructed airfoil section at 50%of bionic blade height

2 數(shù)值計(jì)算模型

2.1 計(jì)算模型及定常流場(chǎng)計(jì)算

軸流風(fēng)機(jī)模型如圖4所示。主要部件有葉輪和導(dǎo)風(fēng)圈，主要針對(duì)葉輪進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)，采用CREO進(jìn)行三維物理建模，對(duì)電機(jī)區(qū)和安裝凸臺(tái)部分及網(wǎng)罩等相應(yīng)部分進(jìn)行簡(jiǎn)化，圖5和圖6分別給出了幾何重構(gòu)后仿鸮翼葉片某回轉(zhuǎn)截面的形狀及整體數(shù)值計(jì)算域。

圖4 風(fēng)機(jī)模型圖Fig.4 Diagram of fan model

圖5 仿鸮翼葉片的局部示意圖Fig.5 Partial schematic diagram of the bionic wing blade

圖6 數(shù)值計(jì)算域Fig.6 Numerical calculation domain

針對(duì)研究的軸流風(fēng)機(jī)，采用Workbench分別對(duì)軸流風(fēng)機(jī)的內(nèi)部流動(dòng)區(qū)域進(jìn)行網(wǎng)格劃分。為了能夠控制軸流風(fēng)機(jī)各部件的網(wǎng)格尺寸，將軸流風(fēng)機(jī)分為進(jìn)口延長(zhǎng)段、電機(jī)區(qū)、葉輪、出口延長(zhǎng)段四個(gè)區(qū)域，然后分別進(jìn)行了網(wǎng)格劃分，各區(qū)域之間通過interface交界面進(jìn)行連接。為了更好的控制整體網(wǎng)格數(shù)量，將進(jìn)出口延伸段進(jìn)行結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格處理，為了保證數(shù)值計(jì)算的準(zhǔn)確性，在網(wǎng)格劃分時(shí)，對(duì)主要部件的近壁面區(qū)域的網(wǎng)格進(jìn)行了邊界層加密，保證葉片表面的y+在1附近，滿足大渦模擬對(duì)近壁面網(wǎng)格的要求。通過網(wǎng)格無關(guān)性驗(yàn)證后，最終整體軸流風(fēng)機(jī)模型的總流域網(wǎng)格數(shù)約800萬，進(jìn)出口延伸段采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，葉頂間隙區(qū)、電機(jī)區(qū)及葉輪區(qū)采用非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，葉輪區(qū)的網(wǎng)格數(shù)約560萬，對(duì)葉頂間隙區(qū)的部分進(jìn)行了局部加密，由于表面網(wǎng)格要滿足緊湊聲源條件，采用的計(jì)算頻段為10 000Hz，計(jì)算得到的表面網(wǎng)格尺寸為3.4mm，取表面網(wǎng)格尺寸為3mm，同時(shí)共施加10層邊界層，第一層網(wǎng)格高度為0.02mm，保證表面的y+大部分均小于1來滿足大渦模擬對(duì)近壁面網(wǎng)格的要求。

3 數(shù)值模擬計(jì)算及分析

3.1 流場(chǎng)與聲場(chǎng)計(jì)算模型

定常流場(chǎng)計(jì)算采用商業(yè)軟件Ansys Fluent對(duì)軸流風(fēng)機(jī)的內(nèi)部流場(chǎng)進(jìn)行相應(yīng)的數(shù)值計(jì)算，文中所選用的湍流模型為Realizablek-ε模型，壁面采用無滑移邊界條件，旋轉(zhuǎn)區(qū)域采用MRF運(yùn)動(dòng)參考系模型，旋轉(zhuǎn)速度設(shè)為969r/min。求解算法選擇SIMPLEC算法，由于網(wǎng)格均為六面體網(wǎng)格，因此梯度求解選擇常用的Green-Gauss Cell Based；動(dòng)量方程、能量方程和湍流耗散方程均采用二階迎風(fēng)格式，收斂殘差設(shè)為10-4?？紤]到精度要求，動(dòng)量方程、能量方程和湍流耗散方程均采用二階迎風(fēng)格式[11]，相對(duì)于一階格式來說，二階迎風(fēng)格式具有更小的截?cái)嗾`差。進(jìn)口總壓為101 325kPa，出口靜壓為101.325kPa。由于大渦模擬能更加準(zhǔn)確的捕捉脈動(dòng)效應(yīng)對(duì)流場(chǎng)的影響[12]，因此在穩(wěn)態(tài)流場(chǎng)計(jì)算的基礎(chǔ)上，非定常流場(chǎng)計(jì)算目前應(yīng)用廣泛的是大渦模擬（LES）[13]結(jié)合FW-H聲類比方程方法，即由大渦模擬獲得非穩(wěn)態(tài)流場(chǎng)，再由FW-H方程將獲得的非穩(wěn)態(tài)流場(chǎng)信息轉(zhuǎn)化為聲場(chǎng)信息，較易快速得出結(jié)果，有利于工程實(shí)現(xiàn)[14]。最后通過快速傅里葉變化將時(shí)域信號(hào)轉(zhuǎn)換為頻域信號(hào)，得到頻譜、聲壓級(jí)等數(shù)據(jù)信息。由于波長(zhǎng)遠(yuǎn)大于風(fēng)機(jī)的特征尺寸，因此噪聲計(jì)算中可以忽略導(dǎo)風(fēng)圈和葉輪之間噪聲的反射、衍射和散射[15]。

由下式確定非定常計(jì)算的時(shí)間步長(zhǎng)為：

式中,Δt為時(shí)間步長(zhǎng)，f為FFT變換可捕獲的最高頻率。在非定常流場(chǎng)及噪聲計(jì)算過程中，亞網(wǎng)格尺度湍流模型為Wall，壓力離散格式采用二階迎風(fēng)格式，壓力-速度耦合采用PISO算法，動(dòng)量方程為二階中心差分格式，時(shí)間離散采用二階隱式差分格式，邊界條件與定常計(jì)算設(shè)置保持一致?？紤]到軸流風(fēng)機(jī)的噪聲主要集中在中低頻區(qū)域，因此將計(jì)算頻段設(shè)定0～10 000Hz，得到非定常計(jì)算過程的時(shí)間步長(zhǎng)為5×10-5S，滿足CFL條件[13]，經(jīng)過傅里葉變換之后捕捉到的最高頻率為10 000Hz，每個(gè)時(shí)間步長(zhǎng)的最大迭代次數(shù)設(shè)定為50步，在每個(gè)計(jì)算時(shí)間步長(zhǎng)內(nèi)，當(dāng)殘差小于1×10-4判定為收斂。

圖7 風(fēng)洞測(cè)試實(shí)驗(yàn)室Fig.7 Wind tunnel testing laboratory

圖8 半消音噪聲測(cè)量實(shí)驗(yàn)室Fig.8 Noise semi-anechoic measurement laboratory

氣動(dòng)性能測(cè)試的實(shí)驗(yàn)裝置及方法根據(jù)《GB/T 1236-2010工業(yè)通風(fēng)機(jī)用標(biāo)準(zhǔn)化風(fēng)道進(jìn)行性能試驗(yàn)》與《AMCA210-2007通風(fēng)機(jī)額定性能實(shí)驗(yàn)的實(shí)驗(yàn)室方法》進(jìn)行，氣動(dòng)性能實(shí)驗(yàn)測(cè)試裝置為L(zhǎng)W-9293-600全自動(dòng)風(fēng)機(jī)風(fēng)電性能測(cè)量裝置，測(cè)試方法采用AMCA 210-99風(fēng)扇測(cè)試系統(tǒng)。將非定常計(jì)算得到的穩(wěn)定流場(chǎng)作為FW-H聲學(xué)方程的輸入條件，為了更好的和實(shí)驗(yàn)進(jìn)行對(duì)比，并按照《GB/T 2888-2008GB/T2888-2008風(fēng)機(jī)和羅茨風(fēng)機(jī)噪聲測(cè)量方法》中軸流風(fēng)機(jī)規(guī)定的測(cè)試點(diǎn)設(shè)置噪聲接收點(diǎn)，噪聲接收點(diǎn)設(shè)在距離風(fēng)機(jī)水平進(jìn)口中心處1m，對(duì)應(yīng)接收點(diǎn)坐標(biāo)位置設(shè)置為（0mm，-1092.31mm，0mm）。噪聲測(cè)試實(shí)驗(yàn)在半消音室內(nèi)進(jìn)行，圖7和圖8分別為氣動(dòng)性能測(cè)量實(shí)驗(yàn)裝置和半消音室測(cè)量裝置，實(shí)驗(yàn)測(cè)試結(jié)果與數(shù)值模擬結(jié)果的對(duì)比如表1所示，風(fēng)量值相對(duì)誤差為1.2%，噪聲值相對(duì)誤差為2%，數(shù)值計(jì)算誤差整體控制在5%以內(nèi)，滿足工程設(shè)計(jì)和對(duì)計(jì)算精度的要求。

表1 原型風(fēng)機(jī)的數(shù)值模擬和實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證Tab.1 Numerical simulation and experimental verification of the prototype fan

3.2 流場(chǎng)結(jié)果分析

圖9 原型風(fēng)機(jī)與仿鸮翼翼型風(fēng)機(jī)的靜壓比較Fig.9 Comparison of static pressure between prototype fan and the bionic owl profile fan

圖10 原型風(fēng)機(jī)與仿鸮翼翼型風(fēng)機(jī)的效率比較Fig.10 Comparison of efficiency between prototype fan and the bionic owl profile fan

圖9和圖10分別為原型風(fēng)機(jī)與仿鸮翼翼型風(fēng)機(jī)在實(shí)驗(yàn)測(cè)試工況范圍內(nèi)的靜壓和效率折線圖。仿鸮翼風(fēng)機(jī)在整個(gè)運(yùn)行工況內(nèi)的靜壓均有所提升，說明仿鸮翼葉片的做功能力進(jìn)一步提升，但由于其獨(dú)特的厚度分布方式使得扭矩也同步增加，因此仿鸮翼葉片風(fēng)機(jī)整體的效率比原型風(fēng)機(jī)有小幅度的下降。在大流量及高效點(diǎn)的效率區(qū)別不大，從而保證了翼型在整個(gè)工況范圍內(nèi)氣動(dòng)性能基本保持不變，這與鸮翼略低的氣動(dòng)性能及優(yōu)良的降噪特性保持一致。

靜壓分布云圖如圖11和圖12所示，原型風(fēng)機(jī)的靜壓分布梯度范圍較為狹窄，當(dāng)氣流流經(jīng)葉片表面時(shí)容易造成壓力脈動(dòng)，而仿鸮翼翼型風(fēng)機(jī)的壓力過渡區(qū)域相對(duì)較為和緩，壓力梯度分布更為均勻，不容易引發(fā)由于葉片表面的壓力差而引起的旋渦噪聲；原型風(fēng)機(jī)在葉尖處吸力面和壓力面的梯度較大，容易引起葉頂泄漏渦的進(jìn)一步脫落，從而造成葉片葉尖渦的能量對(duì)整體聲壓級(jí)的貢獻(xiàn)度增加。從圖13～圖14可以看出，氣流在從吸力面向壓力面過渡的過程中，在葉片吸力面區(qū)域形成了較大的逆壓旋渦，從而造成氣流在葉尖處的脈動(dòng)增加。仿鸮翼葉片的氣流流經(jīng)葉片時(shí)過渡較為平緩，流線也較為均勻，流線整體從吸力面流向壓力面時(shí)形成較為均勻的旋渦然后平穩(wěn)流向壓力面，使得氣流在葉尖處的脈動(dòng)情況減弱，聲能輻射也相對(duì)較小。

圖11 原型風(fēng)機(jī)50%葉高截面處的靜壓分布Fig.11 Static pressure distribution at 50%blade height section of prototype fan

圖12 仿鸮翼翼型風(fēng)機(jī)50%葉高截面處的靜壓分布Fig.12 Static pressure distribution at 50%blade height sectionof the bionic fan inspired by owl wing

圖13 原型風(fēng)機(jī)50%葉高截面處葉頂流線圖Fig.13 Streamline near the tip at the 50%blade height section of the prototype fan

圖14 仿鸮翼翼型風(fēng)機(jī)50%葉高截面處葉頂流線圖Fig.14 Streamline near the tip at the 50%blade height section of the bionic owl profile fan inspired by owl wing

3.3 聲場(chǎng)結(jié)果分析

表2給出了原型風(fēng)機(jī)與仿鸮翼風(fēng)機(jī)的數(shù)值計(jì)算對(duì)比結(jié)果，從表中可以看出，在同轉(zhuǎn)速下仿鸮翼風(fēng)機(jī)的風(fēng)量提升了4.6%，且總體聲壓級(jí)降低了1.41dB。在風(fēng)機(jī)進(jìn)口區(qū)域1m處監(jiān)測(cè)點(diǎn)的聲壓級(jí)頻譜如圖15所示，從圖中可以看出在4 000Hz頻段以后的聲壓級(jí)逐漸減小。總聲壓級(jí)采用A計(jì)權(quán)，在中低頻區(qū)域的噪聲特性影響更為顯著。結(jié)合人耳的聽覺范圍與計(jì)算效率和精度，本文將計(jì)算的頻段范圍設(shè)定為0～10 000Hz?？梢钥闯鲈谡麄€(gè)計(jì)算頻段內(nèi)仿鸮翼葉片的聲壓級(jí)都有所降低，尤其在低頻區(qū)域的降噪效果更為明顯，這與鸮翼的低噪飛行特性保持一致。原型軸流風(fēng)機(jī)的葉片通過頻率為80.75Hz，從計(jì)算數(shù)據(jù)可以看出對(duì)應(yīng)的原型風(fēng)機(jī)的基頻聲壓級(jí)為31.20dB，而仿鸮翼軸流風(fēng)機(jī)的基頻聲壓級(jí)為26.77dB?？梢钥闯霾捎贸龇律硇褪馆S流風(fēng)機(jī)在基頻處的降噪幅度約為4.43dB，從頻譜圖可以看出，軸流風(fēng)機(jī)葉片的離散噪聲和寬頻噪聲均有所降低，且在1 000Hz頻段左右的降噪效果顯著，整體表現(xiàn)為氣流在流經(jīng)葉片時(shí)變化更為緩和，對(duì)葉片表面的沖擊強(qiáng)度減弱，從而有效降低了軸流風(fēng)機(jī)葉片與導(dǎo)風(fēng)圈之間的非定常相互作用。

表2 原型風(fēng)機(jī)和仿鸮翼翼型的數(shù)值模擬對(duì)比Tab.2 Numerical simulation of the prototype fan and the bionic fan inspired by owl wing

圖15 聲壓級(jí)頻譜Fig.15 Sound pressure level spectrum

圖16給出了原型風(fēng)機(jī)和仿鸮翼風(fēng)機(jī)的功率譜密度分布，從圖中可以看出，原型風(fēng)機(jī)與仿鸮翼翼型風(fēng)機(jī)的噪聲能量主要分布在整個(gè)計(jì)算頻譜的中頻區(qū)域，說明軸流風(fēng)機(jī)的遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲在中低頻區(qū)域的貢獻(xiàn)較大。原型風(fēng)機(jī)的功率密度的峰值約為仿鸮翼翼型葉片峰值的2倍，尤其在1 000Hz頻段左右，仿鸮翼葉片的噪聲能量降低的更為明顯，說明仿鸮翼翼型葉片的厚度分布主要在中頻區(qū)域的降噪效果更為顯著。圖17所示為原型風(fēng)機(jī)與仿鸮翼風(fēng)機(jī)的A計(jì)權(quán)的1/3倍頻圖，可以看出，軸流風(fēng)機(jī)氣動(dòng)噪聲表現(xiàn)出明顯的寬頻特性，且在整個(gè)計(jì)算頻段內(nèi)具有較為明顯的降噪效果，特別是在1 000～2 000Hz頻率范圍內(nèi)降噪效果更為明顯。寬頻噪聲的降低說明氣流在流經(jīng)葉片時(shí)產(chǎn)生附面層的以及旋渦脫落引起的壓力脈動(dòng)程度減弱，而離散噪聲的降低則表明氣流來流的不均勻和不連續(xù)性減弱，與葉片的來流情況和葉頂間隙密切相關(guān)。

圖16 功率譜密度Fig.16 Power spectral density

圖17 A記權(quán)1/3倍頻圖Fig.17 1/3-octave band sound pressure spectrum dB(A)

聲壓時(shí)均脈動(dòng)值[17-18]被定義為靜壓對(duì)時(shí)間偏導(dǎo)的均方根值，能反映出葉片表面上聲源強(qiáng)度的大小。從圖18與圖19可以看出原型風(fēng)機(jī)葉片表面的聲源強(qiáng)度的最大值分布在葉片前緣區(qū)域及葉尖部分，說明氣流在經(jīng)過葉片表面時(shí)由于葉片截面翼型的作用引起前緣局部區(qū)域的流動(dòng)分離惡化，導(dǎo)致葉片前緣局部產(chǎn)生的渦流與二次流加劇。由于氣流在流經(jīng)吸力面向壓力面時(shí)葉頂泄漏渦的脫落也是重要的噪聲源，葉頂間隙的流動(dòng)對(duì)于流場(chǎng)和聲場(chǎng)都具有非常重要的影響，原型葉片葉尖部分在前緣區(qū)域有葉尖小翼的產(chǎn)生抑制了部分旋渦脫落而引起的聲壓脈動(dòng)，但該葉尖小翼在接近尾緣部分的設(shè)計(jì)較為平緩，基本上沒起到使氣流平穩(wěn)進(jìn)行過渡的作用，因此在葉尖后半?yún)^(qū)域的流動(dòng)分離加劇造成了該處的聲壓波動(dòng)強(qiáng)度較大。而仿生翼型獨(dú)特的厚度分布使得氣流在流經(jīng)葉片前緣時(shí)較為平穩(wěn)，能夠延遲葉片表面的流動(dòng)分離現(xiàn)象，從而使得葉片前緣區(qū)域的聲壓脈動(dòng)強(qiáng)度減弱，但在接近尾緣部分，由于旋渦脫落的影響，使得尾跡渦仍然成為葉片表面的一部分噪聲源，下一步可從控制葉片的尾跡渦方向出發(fā)進(jìn)一步控制翼型整體表面的噪聲源。從葉尖處的聲壓脈動(dòng)圖可以看出，仿鸮翼葉片的聲壓脈動(dòng)范圍區(qū)域進(jìn)一步減弱，向翼型尾緣方向延伸，這是由于原型翼型的中部較厚，氣流在流經(jīng)葉片表面時(shí)容易在該處產(chǎn)生流動(dòng)分離，加劇了垂直于葉片表面上的旋渦脫落，使得聲場(chǎng)的噪聲輻射能量進(jìn)一步增加。

圖18 原型葉片表面的風(fēng)壓脈動(dòng)時(shí)均圖Fig.18 PRMS distribution on the surface of the prototype fan

圖19 仿鸮翼葉片表面的聲壓脈動(dòng)時(shí)均圖Fig.19 PRMS distribution on the surface of the bionic blade

4 結(jié)論

通過對(duì)原型葉片翼型的優(yōu)化設(shè)計(jì)，以自然界具有獨(dú)特靜音飛行能力的鸮翼做為仿生原型，采用數(shù)值計(jì)算方法研究了仿鸮翼軸流風(fēng)機(jī)氣動(dòng)性能及噪聲特性，得到的主要結(jié)論如下：

1）仿生翼型的應(yīng)用能夠保證風(fēng)機(jī)在寬工況范圍運(yùn)行時(shí)的整體氣動(dòng)性能，且在整個(gè)計(jì)算工況內(nèi)靜壓都有提升，效率呈現(xiàn)小幅下降特性。這是由于軸流風(fēng)機(jī)的效率與翼型的升阻力密切相關(guān)，而長(zhǎng)耳鸮與滑翔類鳥類相比，飛行能力表現(xiàn)不突出，其主要特點(diǎn)體現(xiàn)在優(yōu)異的降噪特性。

2）在葉尖處，仿鸮翼葉片的聲壓脈動(dòng)范圍區(qū)域減小，且向翼型尾緣方向延伸，這是由于原型翼型的中部較厚，氣流在流經(jīng)葉片表面時(shí)容易在該處產(chǎn)生流動(dòng)分離，加劇了垂直于葉片表面上的旋渦脫落，使得聲場(chǎng)的噪聲輻射能量進(jìn)一步增加。

3）仿鸮翼型獨(dú)特的厚度分布使得氣流在流經(jīng)葉片前緣時(shí)較為平穩(wěn)，能夠延遲葉片表面的流動(dòng)分離現(xiàn)象，從而使得葉片前緣區(qū)域的聲壓脈動(dòng)強(qiáng)度減弱。但在接近尾緣部分，由于旋渦脫落的影響，尾跡渦仍然成為葉片表面重要的噪聲源。因此，可以從控制葉片尾跡渦的角度出發(fā)，進(jìn)一步抑制仿生翼型尾緣渦的脫落，達(dá)到降低軸流風(fēng)機(jī)噪聲的目的。