2012CB720200-G大型客机主要气动噪声机理及先进控制方法研究.doc
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1、项目名称:大型客机主要气动噪声机理及先进控制方法研究首席科学家:孙晓峰 北京航空航天大学起止年限:2012.1-2016.8依托部门:中华人民共和国工业和信息化部一、关键科学问题及研究内容大型客机的气动噪声产生机理和控制问题无疑是一项庞大的系统工程,如果针对每一个部件,从飞机起落架,增升装置(襟翼,缝翼等),到发动机风扇,压气机,涡轮,燃烧室,尾喷口,直至飞机窗壁的隔声问题都有独特的气动声学机制在起作用。本项目将针对大型客机的气动噪声产生机理和控制这一复杂的系统工程,归类凝练出以下三个方面的科学问题。1拟解决的关键科学问题(1)多尺度条件下的旋涡发声机理旋涡是流体运动的肌腱,也是流体发声的源泉
2、。控制了流体旋涡,既控制了旋涡本身的发声,也控制了它诱导物体发声的能力。通过涡与声的转化可以增强声衬的耗散特性;通过涡的控制,也有可能找到一种基于仿生的涡量-速度同向理论模型来指导控制各种分离流产生的气动噪声,喷流噪声其实也属于涡发声的一种方式,对剪切层的控制可以减小喷流发声,同时也意味着控制了旋涡的强度。但以上三种现象,具有完全不同的尺度,在理论上如何更好的描述不同尺度旋涡发声机制,在数值模拟上如何有效的捕捉到所期望的流场和声场细节,则是气动声学学科中愈来愈受关心的科学问题。(2)主/被动结合的气动噪声控制原理目前研究的主动控制技术从控制论的角度来看是一种形式的反馈控制,它对传感器以及作动机
3、构的精度以及所控制声波的相位探测都需要达到极高的要求,否则,建立在相位相消原理的这种方式甚至带来相反的效果。主/被动结合的控制方式(又称混合控制)将充分利用原有的被动控制原理,但增加了声波耗散机制的主动调节,形成了一种开环控制系统。但是,如何实施对所用的被动方式进行主动调节?有多大范围可控?将涉及的许多值得研究的科学问题。在本项目中,对短舱非均匀声衬数学优化所代表的声波耗散机制的研究,对飞机舱壁湍流激振及其传播控制的研究都将涉及这一问题。(3)复杂流动情况下的气动产生机理及预测方法在飞机气动噪声的产生过程中,从各种部件来看,面对许多复杂流动相关的问题,比如起落架,增升装置的分离流动,跨音速风扇
4、的激波附面层干扰,转子/静子相互作用的运动边界模拟问题,都涉及到如何给出有效的湍流模型,如何运用大规模并行技术来高效模拟这些流场与声场等方面的基础科学问题,目前,也是湍流理论,计算物理,计算气动声学关心的交叉性问题。2 主要研究内容围绕第一个关键问题“多尺度条件下的旋涡发声机理”,本项目从基础性试验,涡声理论,CAA数值计算方法入手,拟开展的主要研究内容有:(1) 偏流(Bias Flow) 声衬的涡声转化机理;(2) 涡量-速度同向理论模型及应用;(3) 双涵道喷流噪声产生的物理机制及控制。围绕第二个科学问题“主/被动结合的气动噪声控制途径”,本项目拟开展的主要研究内容有:(1) 基于声涡调
5、节发动机短舱声学设计方法及试验演示(2) 附面层抽吸对湍流控制及中低频段先进飞机座舱控制技术及试验围绕第三个科学问题“复杂流动情况下的气动产生机理及预测方法”,拟开展的主要研究内容有:(1) 与气动噪声发声密切相关的复杂流动的湍流模型建立;(2) 物体运动边界发声的数学物理模型和直接模拟方法;(3) 起落架,增升装置的旋涡分离流动及发声机制;(4) 气动噪声的大规模并行计算方法及流场声场显示方法下图给出了所研究的内容与关键科学问题之间的关系。关键科学问题以及涉及的主要研究内容二、预期目标1、总体目标大型客机气动噪声的有效控制方法是发展我国自己的民机设计系统必须解决的问题。针对国家的这一重大需求
6、以及国内外气动声学学科的发展现状,我们凝练了与本项目相关的研究问题。其总体目标就是期望能对运动声源的发声机理,先进飞机座舱噪声控制方法,飞机机体噪声的预测和控制技术,发动机短舱声学设计技术做出既有学术价值,又有实际应用价值的贡献。此外,也期望这些工作的完成能为我国逐步构建独立的大型客机声学设计系统提供现实的基础,并在若干关键技术的掌握和发展方面发挥独到的作用。2、五年预期目标理论创新方面,发展飞机短舱,座舱声传播与控制的理论模型和先进抑制方法;探讨涡量-速度同向理论模型及应用;弄清双涵道喷流噪声,起落架,增升装置气动噪声产生的物理机制及高效控制途径,建立气动声学相关的湍流模型并发展相应的大规模
7、并行计算方法。技术突破方面,根据现代发动机的声源特征,利用所建立的理论模型,设计出多种主/被动结合的发动机消声短舱模型,并在风洞中进行试验效果演示,力争使进气短舱实现10-15dB的降噪量;同时,设计若干组基于多孔介质材料的隔声试件并进行试验演示;对机体噪声的新型控制方法进行缩尺模型的实验演示。示范验证方面,争取利用我国正在发展不同用途飞机的机会,在发动机短舱的声学设计,飞机辅助动力装置(APU)上检验理论研究结果。人才培养方面,争取每年为国家培养7-10名气动声学方向硕士和博士研究生。此外,在项目执行期间,发表100余篇学术论文,其中在本领域的国际核心期刊达到30篇以上。申请国家发明专利10
8、项,出版著作2-3本。三、研究方案我们将针对所提出的三个关键科学问题,分别给出主要研究内容的研究方案和技术途径。1、多尺度条件下的旋涡发声机理涡量速度同相理论模型的着眼点和建立方法现在降低喷流噪声的困难要远远超过以往的阶段,因为内外涵的排气速度基本上都已减小到极限,再减小喷流速度似不可能。为了降低喷流噪声,目前主要有三种新的方法:(1)改变喷口边缘形状(最典型的是Chevron喷口),(2)向喷流喷射少量流体,(3)通过机械或其它方法(如等离子体)对喷流施加扰动。现在主流的观点是,不管哪种方法都是通过增加流动掺混而使喷流噪声下降的。但是,已有研究发现,当采用另一种方式,即在喷流外缘通过吸气产生
9、逆向流动增加掺混时(文献中以完全膨胀射流为对象,以排除激波噪声的影响),噪声不仅没有降低,反而增加了。由此看来,增加掺混并不是根本问题,关键是在于怎样进行掺混,亦即怎样操控流动。实际上,目前研究者一般的研究路线是通过大量的实验或数值计算进行试凑和数据优化,以寻找最有利于降噪的方法和设计参数。但是有时成效明显;而有时方法虽有想象力,但结果并不理想。总之,目前喷流噪声控制方法的研究仍然过多地依赖于经验和猜测,较为盲目。空腔噪声和边缘噪声的研究也面临着类似的现状。所以,流动声源的操控绝不只是一个优化的问题,仅凭反复的实验和数值预测难以得到满意的答案,尽管这两方面技术都已今非昔比。而是必需依靠深入具体
10、的机理认识。然而,不管是早期的Lighthill4还是近来的Goldstein79声类比方程都把声源归结为一个以脉动速度表示的雷诺应力项,这其中隐含了各种不同的发声机理,比如最近已有研究表明喷流内部至少存在着两种不同机理的声源,一种是大尺度拟序涡,另一种是小尺度各向同性的湍流涡。显然,这类“黑箱理论”的缺陷就在于无法对操控流动声源提供有力的机理指导。众所周知,流动发声与涡之间存在着密切的联系。上世纪60年代Powell45提出涡是流动内在的声源。70年代Howe48进行了更为深入的理论研究,他在所推导的涡声方程中提炼出来关键的声源项(是涡量,是流体速度),这是一项十分重要的进展。但是,在气动声
11、学研究中,Lighthill方程或其派生类型一直以来应用最为广泛,而Howe涡声方程没有得到足够的重视,尤其是缺少进一步从机理探究的角度对其进行开拓发展的工作。总之,Howe的理论是一项旨在探寻流动内在发声机理的研究,它表明:当涡量与速度方向垂直时,声源最强;而当二者方向趋于一致时,声源最弱。至此,我们可以尝试从一个新的角度对猫头鹰的“极低低声飞行”进行探究。根据前人的研究,猫头鹰的降噪本领与其翅膀主羽毛前缘的硬梳状结构有关,这种特殊的工具利用一个个细齿将分离流击碎,形成一串串的流向涡。而如果将这个梳状结构去掉,那么猫头鹰就和其它鸟类飞行噪声一样大了。对于一种完全由流向涡构成的流动,因为很小或
12、为零,若再无其它的声源机理,那么这种流动应该是很安静的!对于Chevron喷口,我们也有了以下的理解:齿形喷口边缘利用类似于三角翼的边界产生大量的流向涡,这已为PIV流场显示实验所证实。流向涡一方面打破了以周向涡量为主的大尺度拟序涡,消除了这部分因大而强的声源,另一方面其本身则是因小而弱的声源。同理,我们认为微射流也是因为制造了流向涡而起到降噪作用的。先前,研究者已注意到了流向涡对于喷流噪声的影响,但仍然是从增加掺混的观点加以解释。可见,我们的理解是与之完全不同的。不仅如此,我们还大胆地推测涡量-流速的方向关系对于边缘感受性也有重要的影响。边缘感受性是指声波在固体边缘(一般是锐缘)处与非定常涡
13、的耦合性。研究表明Chevron喷口对超音喷流的啸声也有良好抑制作用,但是如果从减小的角度就难以对此做出解释。而我们知道,边缘感受性对于啸声反馈环的形成是十分关键的。所以有理由这样认为,流向涡不仅使大大减小,而且不易与声波在边缘处耦合,从而使边缘感受性得到削弱。根据以上的探讨,我们首次提出了称之为“涡量-流速同向”的理论,亦即为了降低流动发声,应该在流场中尽量迫使涡量与流速两矢量的方向一致,一方面为了减弱或消除与相关的流动声源,另一方面使边缘感受性得到抑制。我们认为“涡量-流速同向”理论是气动声学中具有普遍性的规律,对于发展民机以及相关的噪声控制技术具有重要的意义,为此本项目拟定开展以下细致的
14、求证和研究。为了便于描述,具体的研究内容和途径如下。(1)研究涡量与流速之间的矢量夹角对于发声的影响。需要解决的主要问题是如何人为控制涡量-流速夹角。通过精心的流动设计可以形成强方向性的涡量,比如横在流场中圆柱可产生与流向垂直的涡量,流向涡发生器则产生与流向一致的涡量。较为困难的是制造任意涡量-流速夹角,这里给出一种方法是:利用扁平的矩形喷口产生与喷口轴线垂直的涡量,同时在喷口周围引入均匀流场,那么通过改变均匀流的速度,就能调整两矢量之间的夹角。(2)流向涡条件下的边缘感受性问题。现有的边缘感受性研究所考虑的基本上都是涡量与流速成直角的情况。那么流向涡在边缘处与声波如何耦合呢?申请人在所调研的
15、文献中尚未见到关于这一问题的解答,所以将针对于该问题开展深入的研究。进而,本项目将在探明机理的基础上研究喷流、空腔、边缘噪声的控制方法。在喷流噪声控制上,与现有利用Chevron边缘、小突起和微射流的方法不同,我们将尝试更多其它的流向涡发生器,包括那些已在飞机机翼上得到应用的类型。在空腔噪声控制上,与现有众多的主、被动控制方法不同,我们将Chevron边缘从喷流噪声的研究中借用过来,发明一种新的空腔前缘修正法;据申请人的调研和分析,目前还没有以正确的方式对这种方法进行研究的工作。在边缘噪声控制上,我们以襟翼、缝翼或其它翼片为对象,从噪声控制的角度研究流向涡发生器的潜力和意义,以弥补和克服现有研
16、究只注重这种装置气动性能一个方面的不足。根据涡量-流速同向理论,为了降低噪声,就是要千方百计地促使流向涡生成。为此,齿形或Chevron边缘,小突起、微射流、细丝或刷子、梳形结构、还有许多未知的装置,凡是能产生流向涡的装置都可以研究和利用,包括传统上是用于抑制流动分离的各种流向涡发生器。所以,这方面研究具有宽广的想象和创新空间。为了充分开展以上研究,一方面在实验上,除了常规声学和流动测量方法,还需借助于先进的传声器阵列和PIV技术。另一方面在理论和计算上,以Howe涡声方程为基础,建立理论分析模型,并利用LES(Large Eddy Simulation)和DNS(Direct Numeric
17、al Simulation)方法进行数值模拟。近年来高精度数值模拟已被视为物理实验的重要补充,被称为数值实验方法,并已成为机理研究的一种重要手段。双涵道喷流噪声的物理机制和控制方法 与对上述问题的研究方法不同,将针对大型民机发动机双涵道喷流噪声的产生,解决这个问题拟采用发展高精度的计算气动声学数值模拟方法,揭示喷流大尺度涡结构噪声产生机理,研发新型的低阻力喷流噪声抑制技术(如图6所示)。图6 双涵道喷流噪声研究路线框图 (1) 大涡模拟技术目前大涡模拟策略大致分为亚格子模型和空间滤波方法等两类,二者从本质上看非常类似,基本思想都是直接计算大尺度脉动,而小尺度脉动进行模化。和大尺度运动比较,小尺
18、度运动较少受到边界条件的影响,更加均匀和倾向于各向同性。亚格子模型就是建立在这样的基础上,为求解在Navier-Stokes方程作小尺度过滤产生的亚格子应力而构造的封闭模型。因此基于亚格子模型的大涡模拟策略的误差来自于数值方法和亚格子模型两个方面。由于在构造不同的亚格子模型过程中或多或少的引入了一些假设,并且目前对于大尺度和小尺度脉动之间的相互影响机制尚未清楚,从而影响了所发展的亚格子模型的通用性。所以有不少研究者在大涡模拟过程中就直接采用空间滤波或数值粘性方法代替对亚格子模型小尺度脉动进行过滤。本项目将对现有的几种不同的大涡模拟策略进行对比研究,并发展高精度的大涡模拟技术。 (2) 适用于大
19、涡模拟的非线性完全耦合层无反射边界条件高质量的无反射边界条件是保证计算计算气动声学数值模拟高精度的关键之一。要获得稳定的PML边界条件,关键在于要保证主控方程所支持的物理波在PML域内传播时群速度和相速度要保持一致。首先对主控方程进行适当的时空变换,随后将其傅立叶变换到频域内进行变量的PML复杂变化,最后通过傅立叶反变换得到原有空间内的时域吸收边界条件。本研究将基于已有针对DNS的非线性无反射边界条件,建立一种适用于大涡模拟的高质量非线性PML无反射边界条件。2 复杂流动情况下的气动噪声产生机理及预测方法(1)运动物体发声的数值理论模型和求解方法Lighthill理论是建立在“拟声源”假设下做
20、出的,即将一个跨尺度的数学物理问题转变为两个互不直接关联的物理问题,即声源与声场是割裂开的,分别由不同途径获得。虽然这种假设对实际应用带来了无与伦比的方便性,但对于流场与声场相互作用到底蕴含着哪些直接控制声源的方式却无从回答,因为这需要流场声场统一解。上个世纪九十年代人们才意识要解决这个问题需要发展能同时抑制频散和耗散的数值计算方法,于是,计算气动声学(CAA)应运而生。目前,CAA方法已经在直接模拟喷流噪声,静止物体发声方面发挥了重要作用,相对于“声比拟”方法,可以获得更多声源产生机理的物理理解。然而,直到今天,CAA方法尚没有应用来直接模拟旋转声源,即运动物体的发声问题。近年来,在计算物理
21、领域,运动边界问题的数值模拟取得了重要进展。本研究团队利用广义函数理论发展了高精度且适用于运动边界计算的谱方法25-27,我们将以此为基础,将这个方法如果推广来建立运动物体发声的数学物理模型,并期望能获得一条通往运动物体发声直接数值模拟的新途径。(2)与气动噪声相关的复杂流动的湍流模型及计算方法对于高阶激波格式的改进,首先针对湍流的LES模拟,系统地测试和评估目前国内外在激波/边界层干扰模拟中DNS和LES中应用较多的数值格式;定性和半定量地得出数值耗散对可压缩湍流DNS和LES模拟的影响;其次,利用本团队提出的“基于带宽耗散特性改进数值格式的方法”,在不影响格式在激波附近的稳定性和无振荡性的
22、基础上,降低激波捕捉格式的数值耗散,提高对湍流小尺度结构的模拟精度;此外,在各种典型流动中(各项均匀同性湍流、壁湍流、可压缩边界层、激波/湍流干扰、激波/边界层干扰),对改进的数值格式进行计算和评估,通过控制数值耗散实现计算稳定和计算效率最优化,给出在不同流动中,数值格式的应用准则;申请团队和美国密西根州立大学共同发展了高性能流体计算方法ASTR,该方法对高超流动的高精度模拟而开发,其中包含了各种高性能的激波捕捉格式(特别是高阶MP格式),从而为本课题的激波/边界层干扰的LES提供了相应的数值工具。通过初期的研究,我们得出了MP格式的在各方面的性能要优于WENO类格式的结论;因此基于MP格式的
23、限制器和“基于带宽耗散特性改进数值格式的方法”,我们完全可以提高非线性激波捕捉格式的性能。通过初期的研究,我们显著提高了MP格式中对可压缩各向均匀同性湍流中的小尺度脉动的模拟能力(如图7所示),表明了这种方法的可行性。图 7 使用改进的MP格式对可压缩均匀同向湍流的模拟结果;(左)瞬态湍流能谱分布,(右)有效分辨波数分布采用以上方法,将给出有效的风扇激波边界层干涉下的流场和激波强度计算。为预测激波噪声提供声源强度。(3)适用于各种分离流动的湍流模型的发展将采用实验测量技术和高精湍流模拟技术相结合的方法,全面获得起落架、高升力翼型、风扇/压气机内复杂流动(如叶尖泄漏流、三维角区分离流动、激波/附
24、面层干扰、转静干涉等)的平均流场和湍流场信息;然后系统分析RANS方法中除湍流模型外各因素(计算网格、数值格式、边界条件等)对模拟结果的影响;在尽量排除其它因素对模拟结果影响的前提下,采用常用湍流模型对上述复杂流动进行数值模拟;和已有的实验结果以及经过实验验证过的LES/DES数值模拟结果进行对比,分析常用湍流模型对复杂流动中平均量和湍流量的预测精度;基于实验、LES/DES以及RANS结果,系统分析各种复杂流动中湍流的非平衡输运特性,总结物理规律;基于对湍流输运特性的分析对现有工程湍流模型开展研究,发现其在各种不同工况下输运特性模拟的问题;此外,建立湍流输运特性和流场参数之间的对应关系,发展
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