霍施宇，楊嘉豐，鄧云華，燕群

1. 中國飛機強度研究所 航空聲學與振動航空科技重點實驗室，西安 710065 2. 中國航空制造技術研究院 航空焊接與連接技術航空科技重點實驗室，北京 100024

隨著民用渦扇發(fā)動機涵道比越來越大，發(fā)動機風扇噪聲已經(jīng)逐步取代噴流噪聲成為發(fā)動機噪聲的主要噪聲源。業(yè)內廣泛采用短艙聲襯技術抑制風扇噪聲，即在短艙內壁面鋪設聲襯抑制噪聲向外傳播。針對風扇噪聲傳播特征，開展聲襯消聲設計和性能驗證是航空聲學研究的熱點問題之一。

短艙聲襯設計的核心是降低旋轉葉輪機械噪聲向管道外輻射，通過優(yōu)化設計短艙聲襯長度、位置和聲阻抗等參數(shù)以獲得較好的消聲效果。目前，針對短艙進氣道聲襯的聲學設計和試驗研究已經(jīng)開展了大量的研究工作。早在20世紀80年代，美國NASA劉易斯實驗室就開展了風扇前傳噪聲的實驗研究。中國飛機強度研究所針對進氣道聲襯進行了旋轉模態(tài)發(fā)生器研制和試驗驗證，并開展了分段式聲襯、復合材料聲襯等新型聲襯的結構優(yōu)化設計，建設了一批專用的聲襯聲學試驗系統(tǒng)，推動了中國進氣道聲襯設計技術的快速發(fā)展。此外，北京航空航天大學和中國航發(fā)商用航空發(fā)動機有限責任公司也都對風扇聲源特性和進氣道聲襯性能進行了較為系統(tǒng)的研究。

相比于短艙進氣道，在排氣道內外壁面安裝聲襯可以增大氣流與聲襯的接觸面積，使得噪聲能夠多次在涵道內外壁面聲襯之間反射，更有利于噪聲吸收。但排氣道聲襯設計難度更大：一方面，排氣道聲襯受風扇后傳噪聲的高聲壓級和切向流的雙重影響；另一方面，排氣道聲襯幾何結構更為復雜，需要考慮非等截面流道和反推裝置等特征結構的影響。近年來，北京航空航天大學陳超等首先通過半經(jīng)驗模型初步預估了一組較優(yōu)的聲阻抗，在此基礎上采用計算聲學方法(Computational Aeroacoustics，CAA)對排氣道聲襯遠場指向性進行了數(shù)值模擬，最終確定了最優(yōu)聲阻抗，并通過試驗證明了設計方法的正確性。中國飛機強度研究所霍施宇等基于旋轉模態(tài)發(fā)生技術搭建了縮比排氣道聲襯聲學試驗平臺，系統(tǒng)地研究了切向流、溫度等因素對排氣道聲襯降噪效果的影響。然而，上述研究對象都是縮比的等截面圓環(huán)聲襯，針對全尺寸排氣道變截面聲襯的聲學設計與試驗研究還鮮見報道。

針對排氣道聲襯應用條件，提出了全尺寸排氣道聲襯的設計方法，并在實驗室條件下建立了模擬排氣道聲學特征的全尺寸實驗平臺，開展了設計工況下的消聲效果試驗，驗證了全尺寸內環(huán)聲襯的聲學性能，為后續(xù)開展精細化聲襯設計與驗證奠定了技術基礎。

1 全尺寸排氣道聲襯設計

1.1 設計方法

短艙內部敷設聲襯的主要區(qū)域如圖1所示。相比于進氣道聲襯的圓形管道，排氣道聲襯應用環(huán)境為非等截面環(huán)形管道。盡管針對非等截面管道局部聲襯的聲傳播預測有邊界元方法、傳遞單元法等解析方法，但受限于變截面管道假設、不能考慮復雜流動等問題，數(shù)值方法仍然是適用性更廣的方法。因此，提出基于有限元方法的排氣道聲襯設計方法。

圖1 聲襯敷設位置Fig.1 Location of acoustic liners

排氣道聲襯的整體設計思路如圖2所示，具體步驟如下：

圖2 聲襯設計方法Fig.2 Design approach for acoustic liner

1) 根據(jù)排氣道幾何形狀和噪聲源特性，構建聲傳播數(shù)值仿真分析模型。

2) 根據(jù)實際工況確定降噪目標，在多輪優(yōu)化之后，得到最優(yōu)壁面聲阻抗。

3) 根據(jù)聲襯聲阻抗模型，結合實際材料性能和加工工藝的條件，確定聲襯的加工參數(shù)。

4) 制備聲襯試驗件，并通過聲學性能試驗驗證是否達到設計目標。

1.2 最優(yōu)聲阻抗獲取

以某型商用渦扇發(fā)動機外涵道為原型，設計了排氣管道噴管的三維簡圖如圖3所示，黃色部分為排氣道內環(huán)壁面聲襯。管道幾何參數(shù)和工作環(huán)境氣動參數(shù)在表1中列出，用于作為聲襯設計的輸入?yún)?shù)。

表1 聲襯設計條件Table 1 Design conditions of acoustic liner

圖3 排氣道聲襯三維簡圖Fig.3 3D sketch of exhaust acoustic liner

考慮航空發(fā)動機在實際工作時，全尺寸排氣管道前部為外涵管道，后部為自由輻射聲場。因此，衡量排氣道消聲性能的最佳參數(shù)應為插入損失(Insertion Loss，IL)。具體定義為固壁條件和聲襯條件下排氣道向外輻射的總聲功率級之差：

IL=′-

(1)

式中：′和分別為固壁面條件和聲阻抗邊界條件下排氣道出口的總輻射聲功率級。

將實際三維軸對稱環(huán)形結構簡化為二維模型，構建了排氣管道自由聲場聲輻射的有限元模型如圖4所示。用一段1.2 m長的均勻截面環(huán)形管道來代替實際發(fā)動機外涵道上游部分，環(huán)管內徑和外徑分別參照排氣管道剛性前緣尺寸，噴口之前的排氣道環(huán)管采用某型發(fā)動機的實際幾何型線。以管道出口截面的圓心為中心，構建半徑為5 m的輻射聲場，聲場邊界設為無反射邊界條件，以模擬無限大自由空間。求解的方程為波動方程，主計算域采用三角形網(wǎng)格，無反射層中采用四邊形網(wǎng)格，最大網(wǎng)格尺寸不超過頻率950 Hz聲波波長的1/12，同時構建一個包圍整個出口的界面用以計算能量積分從而獲取插入損失。

圖4 排氣管道自由聲場聲輻射傳播計算域Fig.4 Computational domain of exhaust free field sound radiation propagation

優(yōu)化過程中，選取(6,1)模態(tài)為目標模態(tài)，以設計工況下的排氣道輻射聲功率為目標函數(shù)，以阻抗壁面的聲阻和聲抗為待優(yōu)化參數(shù)，輻射聲功率最小時所對應的聲阻和聲抗即為最優(yōu)聲阻抗，數(shù)值仿真結果如表2所示。

表2 數(shù)值仿真結果Table 2 Results of numerical simulation

當排氣道內壁面分別為固壁和最優(yōu)聲阻抗時，外涵、排氣道的輻射聲壓級(Sound Pressure Level，SPL)如圖5所示?？梢钥闯觯捎诔隹诘穆暦瓷?，安裝固壁時，外涵和排氣道內存在明顯的駐波，聲壓級在管道中并無明顯衰減。而當內壁面為最優(yōu)阻抗邊界時，排氣道中的駐波消失，管道壁面上的聲壓級顯著減小，自由場中的輻射聲壓級也明顯變弱。

圖5 固壁和最優(yōu)聲阻抗下的輻射聲壓級(左：固壁 右：最優(yōu)阻抗)Fig.5 Radiation SPL couture with rigid wall and optimal impedance (Left: rigid wall; Right: optimal impedance)

為了能夠更好的對比排氣道安裝前后聲場的變化，在剛性壁面和最優(yōu)阻抗壁面兩種條件下，選取以排氣出口為中心、半徑為3 m和5 m處的(頻率950 Hz、6 階模態(tài))聲壓級進行對比，如圖6所示?？梢钥闯觯斉艢獾纼缺诿嬗晒瘫谧?yōu)樽顑?yōu)阻抗時，其輻射聲壓級明顯降低，在30°～40°和60°～90°指向角范圍內都有10 dB以上的降噪量，而在50°～60°之間的降噪量較小，5 m處甚至出現(xiàn)阻抗壁面增加了輻射聲壓級的現(xiàn)象。需要指出的是，由于數(shù)值仿真進行的是理想化的聲傳播計算，所以在0°～15°指向角附近，輻射聲壓級會非常低，但在實際試驗中，由于背景噪聲以及地面反射效應的存在，這種超低的聲壓級并不會存在。

圖6 不同半徑處聲壓級指向性分析結果Fig.6 Analysis results for directivity of SPL at different radiuses

1.3 最優(yōu)聲阻抗實現(xiàn)

如圖7所示，聲襯主要由穿孔面板、蜂窩芯、無孔背板組成，可以看作為多個亥姆霍茲共振器并聯(lián)。

圖7 聲襯示意圖Fig.7 Sketch of acoustic liner

穿孔面中的空氣類似于質量塊，而蜂窩腔中的空氣類似于彈簧，即單個亥姆霍茲共振器可以看成小孔空氣質量與空腔空氣彈簧組成的彈簧系統(tǒng)。當入射聲波頻率與彈簧系統(tǒng)頻率一致時產(chǎn)生共振，小孔空氣劇烈振動摩擦，聲能轉換為熱能而耗散。聲阻和聲抗是決定聲襯降噪效果的主要參數(shù)，分別表征聲能的耗散與共振效應，既由幾何參數(shù)決定又受應用環(huán)境影響，沒有解析解，只能依賴半經(jīng)驗公式。采用業(yè)內廣泛使用的Goodrich聲阻抗模型，對聲襯的結構參數(shù)進行優(yōu)化設計。

Goodrich模型在考慮聲襯孔徑(=2)、穿孔率、穿孔板厚度、蜂窩腔深等結構參數(shù)的基礎上，還考慮了高聲壓級(聲質點速度)和切向流(切向流速、邊界層位移厚度)等工作環(huán)境影響，其無量綱聲阻抗表達式為

=++-icot()

(2)

式中：為波數(shù)；為穿孔板原始聲阻抗，具體展開項為

(3)

為高聲壓級誘導的非線性聲阻抗項：

(4)

為涵道內高速切向流誘導的非線性聲阻項：

(5)

在考慮到幾何加工參數(shù)盡量取整，孔間距、小孔直徑和穿孔率不可過大等原則后，聲襯最優(yōu)幾何參數(shù)見表3，實際聲阻抗=0.590-1.120i。

表3 聲襯實際參數(shù)Table 3 Actual parameters of acoustic liner

2 聲學試驗驗證

2.1 平臺設計

航空發(fā)動機工作時，空氣由短艙進氣道流經(jīng)風扇時，在轉子葉片和靜子葉片周圍會形成勢流場和尾跡，這種勢流場或尾跡與葉片之間相互干涉產(chǎn)生的噪聲就是渦扇發(fā)動機最主要的噪聲源——轉靜干涉噪聲，其主要特征是管道內聲模態(tài)以螺旋方式向前和向后傳播。根據(jù)Tyler和Sofrin經(jīng)典理論，風扇葉片轉靜干涉形成的旋轉聲模態(tài)周向階數(shù)表達式為

=±

(6)

式中：是轉子葉片數(shù)；是靜子葉片數(shù)；和為任意常數(shù)。

航空發(fā)動機風扇高速旋轉產(chǎn)生的旋轉聲模態(tài)表現(xiàn)為管道內任意徑向位置聲壓的周期性變化，因而風扇產(chǎn)生的旋轉周向模態(tài)可以通過周向均布的電動揚聲器產(chǎn)生頻率相同、相位不同的噪聲進行模擬，聲音在涵道內疊加后就可以形成周向旋轉模態(tài)特征。

周向模態(tài)最高階次和揚聲器數(shù)目需滿足：

(7)

式中：為揚聲器數(shù)目；為最大周向模態(tài)數(shù)。

基于旋轉聲模態(tài)發(fā)生器原理，全尺寸排氣道聲襯聲學試驗平臺的機械設計步驟為

1) 根據(jù)試驗研究需求，確定最大周向模態(tài)數(shù)，依據(jù)式(7)，計算出所需的揚聲器數(shù)目。若最大周向模態(tài)數(shù)為15，則揚聲器數(shù)目不低于32。

2) 確定試驗平臺模擬涵道直徑尺寸，設計能夠與揚聲器匹配的波導管，確保揚聲器可以周向均布，同時所發(fā)出的聲波可以最大能量地向模擬涵道傳遞并不產(chǎn)生聲散射。

3) 根據(jù)試驗對象不同，設計不同的固壁試驗段，用于與聲阻抗壁面的聲襯進行對比分析。

全尺寸排氣道聲襯聲學試驗平臺主要技術指標見表4，試驗平臺如圖8所示。

圖8 試驗平臺Fig.8 Test rig

表4 試驗平臺技術指標Table 4 Performance parameters of test rig

試驗平臺設計了32個揚聲器周向均布的揚聲器，假定需要周向階模態(tài)噪聲，則可確定相鄰揚聲器所需輸入信號頻率相同、相位差為2π/32 rad。為了模擬風扇后傳噪聲的聲源特征，采用聲源信號發(fā)生系統(tǒng)產(chǎn)生相同頻率不同相位的聲波，具體包括信號發(fā)生器、功率放大器和揚聲器陣列等，聲源控制原理如圖9所示。

圖9 聲源信號發(fā)生控制流程Fig.9 Sound source signal generation control process

根據(jù)需求設置各通道產(chǎn)生信號的頻率、相位和幅值，信號發(fā)生模塊可最多同步輸出32通道的正弦信號，各輸出通道同步更新，功率放大器接收聲控制系統(tǒng)產(chǎn)生的信號，通過調制放大輸送給揚聲器，利用信號互相關法可以驗證所發(fā)聲模態(tài)參數(shù)是否滿足模態(tài)和聲壓級要求。

2.2 聲學試驗平臺驗證

根據(jù)試驗件設計工況，編制揚聲器發(fā)聲載荷譜，測試固壁條件下管道內聲模態(tài)是否形成，具體步驟為：

1) 將揚聲器安裝在波導管上，在波導管出口位置測試聲壓級，調整功率放大器，使得各揚聲器-波導管出口位置的聲壓級一致。

2) 依據(jù)編制載荷譜，確定各個通道揚聲器發(fā)聲參數(shù)。

3) 在固壁條件下周向均勻布置32支傳聲器與壁面齊平安通過信號相關法獲取進行管內聲模態(tài)分布。

測試了固壁條件下頻率950 Hz、6 階周向模態(tài)分布如圖10所示，模態(tài)分辨率為10 dB，證明旋轉模態(tài)發(fā)生器聲源符合試驗要求。

圖10 管道聲模態(tài)分布圖Fig.10 Duct acoustic mode distribution

2.3 聲襯降噪效果試驗驗證

如圖11所示，制備了全尺寸固壁試驗件(左)和全尺寸聲襯試驗件(右)。

圖11 固壁試驗件和聲襯試驗件Fig.11 Rigid specimen and liner specimen

如圖12所示，分別將固壁試驗件和聲襯試驗件安裝至試驗平臺，通過測試固壁與聲襯兩種條件下的輻射聲場指向性，對比兩種條件下各個傳聲器的聲壓級，驗證模擬試驗件在500～1 500 Hz不同頻率下的降噪特性，重點分析頻率950 Hz、6 階周向模態(tài)條件下排氣道聲襯的聲學性能。

圖12 輻射聲場指向性測試Fig.12 Directivity test of radiated sound field

指向性的測點位置如圖13所示，以排氣道唇口面中心為圓心，以排氣道軸線方向起始，沿逆時針方向劃出0°～90°、半徑為3 m和5 m的圓弧，每個圓弧上間隔10°均布1個傳聲器，共10 支傳聲器。

圖13 指向性測點示意圖Fig.13 Directional measuring points layout

在500～1 500 Hz頻率范圍、6 階周向模態(tài)工況下，分別測試了聲襯與固壁條件下，輻射聲場指向性測量點的最大降噪量，整理繪制了峰值降噪曲線如圖14所示。聲襯條件下，在900～1 100 Hz頻率范圍，半徑為3 m和5 m處的最大降噪量均在7 dB 以上，其中峰值降噪點分別出現(xiàn)在頻率950 Hz和1 000 Hz，與設計目標頻率950 Hz基本一致，驗證了全尺寸排氣道聲襯聲學設計的準確性。

圖14 降噪頻譜圖Fig.14 Noise reduction spectrum diagram

在設計工況頻率950 Hz、6 階模態(tài)下，為3 m和5 m處的聲壓級指向性測量結果如圖15所示。

圖15 不同半徑處聲壓級指向性試驗結果Fig.15 Test results for directivity of SPL at different radiuses

如圖15所示，半徑3 m指向性測試結果表明：0°～90°各個點聲壓級都有下降，固壁條件下輻射聲場測量的最大聲壓級為101.76 dB、平均聲壓級為94.26 dB，聲襯條件下最大聲壓級為91.32 dB、平均聲壓級為85.17 dB。對比發(fā)現(xiàn)峰值降噪量為10.44 dB，平均降噪量為9.08 dB，局部較大降噪效果出現(xiàn)在40°和70°，降噪量分別達到了22.1 dB和18.24 dB。半徑5 m指向性測試結果表明：0°～90°各個點聲壓級整體下降，但在50°出現(xiàn)略微升高。固壁條件下輻射聲場測量的最大聲壓級為97.55 dB、平均聲壓級為92.63 dB，聲襯條件下最大聲壓級為90.34 dB、平均聲壓級為81.08 dB。對比發(fā)現(xiàn)峰值降噪量為7.21 dB，平均降噪量為11.53 dB。同時，局部較大降噪效果出現(xiàn)在40°和70°，降噪量分別達到了16.76 dB和16.09 dB。

將試驗結果與仿真分析結果對比發(fā)現(xiàn)，除了0°～20°和80°～90°等測點外，輻射聲場試驗結果的整體趨勢與數(shù)值仿真結果基本一致。

3 結 論

1) 提出了一種排氣道聲襯的設計優(yōu)化方法可以指導排氣道聲襯聲學設計，并具有較好的降噪效果。

2) 全尺寸排氣道聲襯聲學試驗平臺可以實現(xiàn)地面外涵道噪聲特征模擬，頻率范圍500～16 000 Hz、 周向最大模態(tài)15 階、最大聲壓級140 dB。

3) 針對全尺寸排氣道聲襯，開展了設計工況頻率950 Hz、6 階模態(tài)下，輻射聲場指向性的對比試驗，結果表明半徑為3 m和5 m處0°～90°范圍內的峰值降噪量分別為10.44 dB和7.21 dB。