一種耦合仿生翼型降噪機(jī)理研究

謝 鳴，楊?lèi)?ài)玲，2，3，陳二云，張文清

(1．上海理工大學(xué) 能源與動(dòng)力工程學(xué)院，上海 200093; 2．上海市動(dòng)力工程多相流與傳熱重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室， 上海 200093； 3.上海出版印刷高等專(zhuān)科學(xué)校 智能與綠色柔版印刷重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，上海 200093)

隨著流體機(jī)械的發(fā)展，人們更加重視其噪聲問(wèn)題，尤其是低雷諾數(shù)下邊界層不穩(wěn)定噪聲以及葉片尾緣自噪聲問(wèn)題。1989年，Brooks等[1]指出了翼型自噪聲的主要類(lèi)型，包括低雷諾數(shù)下層流邊界層與尾緣脫落渦相互作用產(chǎn)生的噪聲、較高雷諾數(shù)下充分發(fā)展的湍流邊界層與葉片尾緣相互作用產(chǎn)生的噪聲和大攻角下邊界層分離導(dǎo)致的分離噪聲等。針對(duì)上述翼型噪聲的產(chǎn)生機(jī)制，國(guó)內(nèi)外學(xué)者提出運(yùn)用仿生手段來(lái)控制翼型噪聲的方法，并發(fā)展了波狀前緣、鋸齒尾緣和表面脊?fàn)畹确律Y(jié)構(gòu)。

Turner等[2]指出波狀前緣產(chǎn)生的二次馬蹄對(duì)渦結(jié)構(gòu)是降低表面壓力脈動(dòng)進(jìn)而控制噪聲的主要原因。Chen等[3-4]研究了波狀前緣對(duì)翼型噪聲的影響，結(jié)果表明波狀前緣在0°～10°攻角范圍內(nèi)能降低低頻段的窄帶尖峰噪聲；當(dāng)攻角超過(guò)10°，波狀前緣的降噪作用明顯減弱，甚至?xí)龃笤肼?。在較大雷諾數(shù)和大攻角下，孫貴洋[5]通過(guò)數(shù)值模擬方法也得到了類(lèi)似結(jié)論。

Chong等[6]針對(duì)翼型切除式鋸齒尾緣進(jìn)行了大量研究，給出了鋸齒尾緣誘發(fā)的流向?qū)u物理圖。陳偉杰等[7]發(fā)現(xiàn)鋸齒尾緣在5°～15°攻角范圍內(nèi)能顯著降低邊界層的不穩(wěn)定噪聲。楊景茹[8]研究了不同鋸齒參數(shù)下鋸齒尾緣的流動(dòng)和降噪機(jī)理。馬揚(yáng)等[9]通過(guò)實(shí)驗(yàn)研究了傾斜鋸齒尾緣葉片噪聲，并與傳統(tǒng)鈍尾緣葉片噪聲進(jìn)行對(duì)比。

關(guān)于表面脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)流動(dòng)控制方面，Walsh[10]率先進(jìn)行了縱向V型溝槽表面減阻方面的研究。Choi[11]發(fā)現(xiàn)溝槽表面可減小近壁區(qū)邊界層的速度脈動(dòng)，進(jìn)而有可能減小壁面的壓力脈動(dòng)，并降低噪聲。王松嶺等[12]模擬了帶脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)的翼型流場(chǎng)，發(fā)現(xiàn)脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)可改善翼型邊界層的分離情況，抑制渦脫落，從而減小翼型表面壓力脈動(dòng)和遠(yuǎn)場(chǎng)聲壓級(jí)脈動(dòng)。

可見(jiàn)，波狀前緣、鋸齒尾緣和表面脊?fàn)?種仿生結(jié)構(gòu)對(duì)翼型噪聲的抑制均與翼型來(lái)流狀態(tài)有關(guān)，因此筆者嘗試將這3種仿生結(jié)構(gòu)耦合在NACA0018翼型上，采用數(shù)值模擬方法研究耦合仿生翼型的流場(chǎng)和噪聲特性，探討耦合3種仿生結(jié)構(gòu)后的噪聲抑制能力和有效范圍，為低噪聲翼型設(shè)計(jì)提供依據(jù)。

1 模型和監(jiān)測(cè)點(diǎn)位置

選擇弦長(zhǎng)C=100 mm的NACA0018翼型為基本翼型，分別設(shè)計(jì)正弦波狀前緣和鋸齒尾緣，并在葉片表面設(shè)計(jì)脊?fàn)畎疾劢Y(jié)構(gòu)，如圖1所示。波狀前緣的振幅與波長(zhǎng)的比值為1、鋸齒尾緣的振幅與波長(zhǎng)的比值為1.5時(shí)降噪效果最好[4,7]，此時(shí)波狀前緣波長(zhǎng)λ=5 mm,波狀前緣振幅h1=6 mm，尾緣鋸齒振幅h2=7.5 mm，脊?fàn)畎疾凵疃热3=1 mm[13]。將新翼型命名為WSR型耦合仿生翼型(簡(jiǎn)稱(chēng)WSR翼型)。模擬時(shí)將x方向設(shè)為流動(dòng)方向(即流向)，z方向?yàn)槿~高方向(即展向)。

如圖1所示，為觀察翼型的繞流流場(chǎng)，在翼型上設(shè)置了5個(gè)觀察截面和4個(gè)監(jiān)測(cè)點(diǎn)。截面1在波狀前緣波谷處，處于6%C位置，截面2和截面3分別位于26%C和46%C處，截面4和截面5處于xy平面，分別為前緣波谷和前緣波峰所在平面。監(jiān)測(cè)點(diǎn)M1和M2分別位于尾緣鋸齒齒根和齒尖處，監(jiān)測(cè)點(diǎn)N1和N2分別位于葉片表面40%C處的脊?fàn)畎疾弁蛊鹛幒偷撞俊?/p>

(a) 正視圖

(b) 俯視圖

(c) 右視圖

(d) 三維圖

(e) 測(cè)點(diǎn)位置

為研究NACA0018翼型和WSR翼型的噪聲輻射特性，以翼型幾何中心為圓心、1.2 m為半徑畫(huà)圓，在圓周上每隔15°設(shè)置1個(gè)噪聲監(jiān)測(cè)點(diǎn)，共24個(gè)，如圖1(e)所示，以監(jiān)測(cè)翼型不同方向聲壓級(jí)的變化規(guī)律。

2 數(shù)值計(jì)算方法

2.1 計(jì)算方法

采用大渦模擬(LES)方法求解非定常N-S方程，獲得翼型繞流的數(shù)值解、湍流場(chǎng)的基本特征以及壓力脈動(dòng)，基于FW-H方法計(jì)算湍流場(chǎng)向遠(yuǎn)場(chǎng)輻射的噪聲。非定常流場(chǎng)的初場(chǎng)由翼型流場(chǎng)的定常數(shù)值解給出。

2.2 計(jì)算域及網(wǎng)格

圖2為WSR翼型流場(chǎng)的計(jì)算域示意圖。翼型尾緣距計(jì)算域出口約40C，翼型前緣距計(jì)算域進(jìn)口為20C。為有效利用計(jì)算資源，在葉片展向僅取3個(gè)波狀前緣周期。研究表明[14]，采用周期性邊界條件時(shí)，展向取3個(gè)周期可有效模擬展向渦。

圖2 計(jì)算域示意圖

采用分區(qū)域法對(duì)計(jì)算域進(jìn)行離散，葉片近壁面第1層網(wǎng)格高度為0.01 mm，滿(mǎn)足近壁面y+不大于1的要求，并在翼型邊界層處進(jìn)行局部加密。計(jì)算域內(nèi)域(A區(qū)域)網(wǎng)格數(shù)為4.0×106，外域(B區(qū)域)網(wǎng)格數(shù)為1.5×106。

2.3 控制方程及邊界條件

空氣流動(dòng)時(shí)馬赫數(shù)低于0.3，可視作不可壓縮流體，因此LES模型是不可壓縮流體的N-S方程。通過(guò)濾波方程將大渦和小渦分開(kāi)計(jì)算。

(1)

經(jīng)濾波后的LES控制方程組為：

(2)

(3)

為封閉方程組，選擇Smagorinsky-lilly亞格子尺度模型進(jìn)行封閉。關(guān)于非定常求解方法，空間上壓力和動(dòng)量分別采用二階精度格式和中心差分格式，變量梯度通過(guò)基于Least Squares Cell格式求解；時(shí)間上壓力和速度的耦合采用二階迎風(fēng)的隱式格式，時(shí)間步長(zhǎng)Δt根據(jù)柯朗數(shù)Cl確定。

(4)

式中：v為來(lái)流聲速，取值范圍為20～40 m/s；Δx為計(jì)算網(wǎng)格的最小尺度，取值為6.41×10-4。

綜合考慮數(shù)值求解過(guò)程的穩(wěn)定性以及數(shù)值解的精度，同時(shí)考慮非定常計(jì)算采用隱式差分格式，對(duì)時(shí)間步長(zhǎng)要求沒(méi)有顯示差分格式嚴(yán)格，故取Δt=10-5。計(jì)算時(shí)，先采用穩(wěn)態(tài)k-εSST模型的計(jì)算流場(chǎng)作為L(zhǎng)ES模型的初始值。邊界條件設(shè)置為速度進(jìn)口、壓力出口，計(jì)算域左右兩側(cè)采用周期性邊界條件。

采用在Lighthill聲類(lèi)比理論基礎(chǔ)上提出的Ffowcs Williams-Hawkings方程計(jì)算聲場(chǎng)，從0.03 s時(shí)刻開(kāi)始采樣，總時(shí)長(zhǎng)為0.05 s，頻率分辨率Δf=50 Hz。

2.4 計(jì)算方法驗(yàn)證

圖3給出了NACA0018翼型在不同攻角α和雷諾數(shù)Re下的靜壓系數(shù)分布。由圖3可知，翼型表面靜壓系數(shù)實(shí)驗(yàn)值與模擬值基本吻合，攻角為6°和0°時(shí)靜壓系數(shù)實(shí)驗(yàn)值與模擬值的平均誤差分別約為3.4%和3.89%。

圖3 NACA0018翼型表面靜壓系數(shù)模擬值與實(shí)驗(yàn)值的對(duì)比

在全消聲室利用B&K聲強(qiáng)儀采集測(cè)點(diǎn)聲壓級(jí)，圖4給出了攻角為0°、Re為1.4×105時(shí)NACA0018翼型在測(cè)點(diǎn)22的噪聲頻譜曲線。由圖4可知，在低頻段(128～<512 Hz)和高頻段(1 536～4 096 Hz)聲壓級(jí)實(shí)驗(yàn)值與模擬值較為符合，但在中頻段(512～<1 536 Hz)聲壓級(jí)實(shí)驗(yàn)值與模擬值之間有偏差，其中聲壓級(jí)峰值的實(shí)驗(yàn)值與模擬值相差約為17%。

圖4 NACA0018翼型在測(cè)點(diǎn)22的噪聲頻譜曲線

3 計(jì)算結(jié)果及分析

3.1 WSR翼型整體噪聲性能

表1給出了不同工況下WSR翼型和NACA0018翼型在測(cè)點(diǎn)1處總聲壓級(jí)的對(duì)比。在多數(shù)工況下WSR翼型均有2～8 dB的降噪效果。由表1可知，在所研究的雷諾數(shù)和攻角范圍內(nèi)WSR翼型具有降噪效果，這說(shuō)明在某一流動(dòng)條件下耦合結(jié)構(gòu)可以對(duì)單一結(jié)構(gòu)的負(fù)面效應(yīng)進(jìn)行抑制，從而在更大的工況范圍內(nèi)產(chǎn)生降噪效果。

表1 不同工況下測(cè)點(diǎn)1處的總聲壓級(jí)

在不同工況下，翼型自噪聲產(chǎn)生機(jī)理不同，因此選取小攻角小雷諾數(shù)(工況1)、中等攻角中等雷諾數(shù)(工況2)和大攻角大雷諾數(shù)(工況3)3種典型工況，通過(guò)對(duì)比2種翼型的流場(chǎng)與噪聲分布特征，研究WSR翼型在不同工況下抑制噪聲的機(jī)制。3種典型工況對(duì)應(yīng)的攻角和雷諾數(shù)分別為α=0°、Re=1.4×105,α=6°、Re=2.1×105,α=12°、Re=2.8×105。

3.2 仿生翼型的流場(chǎng)及降噪機(jī)理分析

圖5給出了3種典型工況下NACA0018翼型和WSR翼型吸力面展向切應(yīng)力τxz的分布云圖。由圖5(a)可知，在工況1下NACA0018翼型的展向切應(yīng)力在翼型前緣位置分布均勻，而WSR翼型的展向切應(yīng)力在前緣呈反對(duì)稱(chēng)分布，即展向切應(yīng)力在前緣波峰兩側(cè)大小近似相等、方向相反，表明此處有很強(qiáng)的與展向相反的流動(dòng)。隨著流體向下游運(yùn)動(dòng)，展向切應(yīng)力的分布特征仍存在，只是應(yīng)力的正負(fù)發(fā)生了變化。這種方向交替改變的展向切應(yīng)力分布說(shuō)明流體從波峰到波谷的流動(dòng)過(guò)程中其展向速度方向也在變化。在工況2和工況3下WSR翼型展向切應(yīng)力的分布規(guī)律與工況1類(lèi)似，但隨著攻角的增大，在波峰處展向切應(yīng)力反對(duì)稱(chēng)分布區(qū)域更大。這說(shuō)明隨著攻角的增大，波峰處流體展向流動(dòng)更劇烈。同時(shí)，前緣波谷處的展向切應(yīng)力減小，與NACA0018翼型的分布接近，表明此時(shí)波谷處的流動(dòng)已經(jīng)與NACA0018翼型近似。

(a) 工況1下NACA0018翼型

(b) 工況1下WSR翼型

(c) 工況2下WSR翼型

(d) 工況3下WSR翼型

圖6給出了WSR翼型截面2展向速度uz的分布云圖。由圖6可知，NACA0018翼型的展向速度幾乎為0 m/s，而WSR翼型表面脊?fàn)钔蛊鹛幍恼瓜蛩俣瘸史磳?duì)稱(chēng)分布，而在其上方展向速度同樣呈反對(duì)稱(chēng)分布。這表明流體從脊?fàn)畎疾鄣撞康巾敳康牧鲃?dòng)過(guò)程中，展向速度方向發(fā)生了變化，這種變化可以增加邊界層內(nèi)動(dòng)量交換，加速其轉(zhuǎn)捩。

(a) 工況1下NACA0018翼型

(b) 工況1下WSR翼型

(c) 工況2下WSR翼型

(d) 工況3下WSR翼型

圖7給出了WSR翼型和NACA0018翼型在截面1、截面2和截面3處的流向渦量Ωx。由圖7可知，NACA0018翼型流向渦量較小(絕對(duì)值小于200 s-1)，且分布均勻，而WSR翼型在波狀前緣波谷處和翼型表面脊?fàn)钐幜飨驕u量出現(xiàn)與展向速度類(lèi)似的周期性變化，并形成了等值反向的峰值區(qū)，且在緊貼壁面處也有1對(duì)與上述渦量方向相反的峰值區(qū)。這也表明了脊?fàn)畋砻婧筒钋熬夛@著增加了邊界層內(nèi)的動(dòng)量交換。在工況2下，WSR翼型前緣波谷處流向渦量的周期性仍然明顯，但葉片表面流向渦量的周期性減弱;相比NACA0018翼型，WSR翼型脊?fàn)畎疾厶幜飨驕u量的增加有利于邊界層內(nèi)層流到湍流的快速轉(zhuǎn)捩。在工況3下，由于攻角增大，葉片噪聲以分離噪聲為主，而波狀前緣在此攻角下會(huì)使分離提前[5]，故推測(cè)此時(shí)波狀前緣失去降噪功能。

(a) 工況1下NACA0018翼型

(b) 工況1下WSR翼型

(c) 工況2下WSR翼型

(d) 工況3下WSR翼型

翼型氣動(dòng)噪聲與邊界層的演化過(guò)程有關(guān)。圖8給出了工況1下WSR翼型和NACA0018翼型在近壁區(qū)渦核區(qū)流向速度的分布。從圖8可以看出，NACA0018翼型表面流動(dòng)轉(zhuǎn)捩的過(guò)程中先出現(xiàn)不穩(wěn)定的T-S波，然后在空間剪切力作用下形成Λ形渦。擾動(dòng)波易失穩(wěn)變形，形成馬蹄渦等，馬蹄渦等結(jié)構(gòu)進(jìn)一步演化形態(tài)、相互作用和失穩(wěn)破裂，形成三維的脈動(dòng)流，于下游形成湍流斑。湍流斑點(diǎn)點(diǎn)聚合，形成充分發(fā)展的湍流區(qū)。該過(guò)程中存在較長(zhǎng)的不穩(wěn)定區(qū)，這與邊界層轉(zhuǎn)捩圖(見(jiàn)圖9[15])相符合；而穩(wěn)定的層流流經(jīng)WSR翼型時(shí)，在15%C處出現(xiàn)不穩(wěn)定的擾動(dòng)現(xiàn)象，但未出現(xiàn)明顯的T-S波，而是快速形成了軸線沿流向方向的Λ形渦,隨后Λ形渦轉(zhuǎn)捩成湍流邊界層，并從尾緣處脫落。這是由于波狀前緣和表面脊?fàn)町a(chǎn)生的遠(yuǎn)大于NACA0018翼型的流向渦量，加強(qiáng)了邊界層內(nèi)的動(dòng)量交換，加速了層流邊界層內(nèi)的轉(zhuǎn)捩過(guò)程，這從根本上打斷了不穩(wěn)定T-S波和尾緣干涉輻射噪聲，聲波向上游傳播，進(jìn)而加強(qiáng)了邊界層內(nèi)不穩(wěn)定的聲學(xué)反饋回路。

(a) NACA0018翼型

(b) WSR翼型

圖9 邊界層轉(zhuǎn)捩流動(dòng)圖

圖10給出了工況2下WSR翼型和NACA0018翼型近壁區(qū)渦核區(qū)流向速度的分布。與工況1類(lèi)似，工況2下波狀前緣和表面脊?fàn)罹惯吔鐚觾?nèi)層流到湍流的轉(zhuǎn)捩過(guò)程加快，減小了邊界層內(nèi)的不穩(wěn)定區(qū)域。相比NACA0018翼型，WSR翼型還抑制了邊界層分離(流向速度未出現(xiàn)負(fù)值)。圖11給出了工況3下WSR翼型和NACA0018翼型渦核區(qū)流向速度的分布。由圖11可知，除上述現(xiàn)象外，尾緣的鋸齒結(jié)構(gòu)將大尺度渦破碎成小尺度渦，加劇了紊流摻混。同時(shí)，鋸齒尾緣葉片渦核區(qū)的流向速度分布較NACA0018翼型更均勻。

低馬赫數(shù)、不可壓等熵流動(dòng)下的Powell渦聲方程[16]為：

(5)

式中：c0為遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲；pa為聲壓級(jí)；u為速度；ω為速度旋度。

由式(5)可知，聲壓級(jí)的大小與渦運(yùn)動(dòng)有關(guān)，減小渦量有利于降低噪聲。

圖12～圖14給出了不同工況下WSR翼型和NACA0018翼型在截面4和截面5處的渦量對(duì)比。如圖12所示，在工況1下WSR翼型不同截面的渦量較NACA0018翼型均明顯減小，其中截面5主要表現(xiàn)在波狀前緣和前緣靠后的壁面脊?fàn)畎疾厶?，截?則表現(xiàn)在翼型中部和尾緣處。

(a) NACA0018翼型

(b) WSR翼型

(a) NACA0018翼型

(b) WSR翼型

(a) NACA0018翼型

(b) WSR翼型截面5

(c) WSR翼型截面4

如圖13所示，工況2下WSR翼型的波狀前緣波峰和翼型表面約40%C處的渦量在截面5處也有所減小，但翼型中部渦量增大，而截面4處由于攻角增大，波狀前緣波谷處會(huì)產(chǎn)生類(lèi)似渦流發(fā)生器增大渦流的作用，此處渦量增大，同時(shí)尾緣處渦量也有所增大。因此，筆者預(yù)測(cè)工況2下WSR翼型的降噪效果不如工況1明顯。

(a) NACA0018翼型

(b) WSR翼型截面5

(c) WSR翼型截面4

如圖14所示，截面5波狀前緣處的渦量明顯增大，表明在大攻角下波狀前緣使得翼型前緣處渦量增大，降噪效果消失。而尾緣處的高渦量區(qū)范圍明顯減小，這是因?yàn)槿~片壓力面的高壓氣流經(jīng)鋸齒縫隙沖到吸力面，影響了葉片表面分離區(qū)和尾緣鋸齒處的流動(dòng)摻混。同時(shí)，WSR翼型截面4鋸齒齒根處的渦量較NACA0018翼型也有所減小。

(a) NACA0018翼型

(b) WSR翼型截面5

(c) WSR翼型截面4

3.3 WSR翼型的噪聲特性

3.3.1 壓力脈動(dòng)

圖15為不同工況下WSR翼型與NACA0018翼型壓力脈動(dòng)Δp的對(duì)比(監(jiān)測(cè)點(diǎn)位置見(jiàn)圖1)。其中，工況1和工況3的監(jiān)測(cè)點(diǎn)均位于尾緣處的M1和M2處，工況2的監(jiān)測(cè)點(diǎn)位于脊?fàn)畎疾厶幍腘1和N2處。工況1下，NACA0018翼型在1 100 Hz頻率處有明顯的壓力脈動(dòng)峰值，而WSR翼型在1 100 Hz下對(duì)應(yīng)的壓力脈動(dòng)峰值較小。工況2下，NACA0018翼型在1 160 Hz、2 200 Hz和2 440 Hz處分別有3個(gè)明顯的壓力脈動(dòng)峰值，而WSR翼型在各頻率處對(duì)應(yīng)的壓力脈動(dòng)峰值較小，但在高頻4 096 Hz處產(chǎn)生了1個(gè)較小的壓力脈動(dòng)峰值。工況3下，NACA0018翼型壓力脈動(dòng)峰值位于3 300 Hz頻率處，而WSR翼型在該頻率處對(duì)應(yīng)的壓力脈動(dòng)峰值也更小。

(a) 工況1

(b) 工況2

(c) 工況3

3.3.2 噪聲指向性圖

圖16為3種工況下WSR翼型和NACA0018翼型的噪聲指向性圖。其中,工況1時(shí)在不同角度下WSR翼型可降噪5 dB左右，工況2時(shí)WSR翼型前緣及其附近處輻射噪音可降低3～5 dB，而尾緣處噪聲則與NACA0018翼型相當(dāng)；工況3時(shí)翼型整體可降噪8 dB左右。因此，可認(rèn)為在不同工況下WSR翼型均有降噪效果，但工況2下WSR翼型降噪效果不明顯，尤其是在尾緣處。

(a) 工況1

(b) 工況2

(c) 工況3

3.3.3 噪聲頻譜圖

在不同工況下對(duì)測(cè)點(diǎn)1處WSR翼型的噪聲頻譜特性進(jìn)行分析。從圖17可以看出，WSR翼型在3種工況下均有降噪效果。工況1時(shí)，WSR翼型在中高頻段(1 024～4 096 Hz)有顯著的降噪效果。工況2時(shí)，WSR翼型在低頻段(128～<1 024 Hz)的降噪效果尚可，但在中頻段(1 024～<2 048 Hz)，聲壓級(jí)峰值略有降低，而在高頻段(2 048～8 192 Hz)，2種翼型的聲壓級(jí)基本持平?？傮w而言，工況2下WSR翼型在測(cè)點(diǎn)1處的降噪效果不明顯。工況3時(shí)WSR翼型在中高頻段(1 024～4 096 Hz)有良好的降噪效果，這與聲壓級(jí)峰值頻率相對(duì)應(yīng)。但是，由于尾緣鋸齒結(jié)構(gòu)造成的小尺度渦使能量由低頻轉(zhuǎn)移到高頻，高頻范圍內(nèi)聲壓級(jí)有所提高。綜上，WSR翼型在工況2下的降噪效果不明顯，但在其他2個(gè)工況下有良好的降噪潛力。

(a) 工況1

(b) 工況2

4 結(jié) 論

(1) 與NACA0018翼型相比，WSR翼型可以有效降低噪聲，在所研究工況下WSR翼型均有2～8 dB的降噪效果。

(2) 在低雷諾數(shù)、小攻角下WSR翼型通過(guò)波狀前緣和表面脊?fàn)畹姆律Y(jié)構(gòu)增強(qiáng)了邊界層內(nèi)的動(dòng)量交換，破壞了邊界層不穩(wěn)定T-S波產(chǎn)生，進(jìn)而打斷了T-S波與尾緣相互干涉形成的聲學(xué)反饋回路，進(jìn)而降低噪聲。隨著攻角與雷諾數(shù)的小幅增加，上述仿生結(jié)構(gòu)還可抑制邊界層的小范圍分離現(xiàn)象。

(3) 在高雷諾數(shù)、大攻角下，WSR翼型的尾緣鋸齒結(jié)構(gòu)將壓力面流體通過(guò)鋸齒間隙泄漏到吸力面，加劇了吸力面表面尾緣處的流動(dòng)摻混。同時(shí)，脊?fàn)畋砻婧臀簿変忼X結(jié)構(gòu)將尾緣脫落的大尺度渦破碎成小尺度渦，使能量由低頻向高頻轉(zhuǎn)移，低頻范圍內(nèi)噪聲降低，但高頻范圍內(nèi)噪聲有所提高。