孟慶昌，周其斗，方 斌，謝劍波，潘雨村

(海軍工程大學艦船工程系，湖北 武漢 430033)

1 概述

潛艇的隱蔽性是形成戰(zhàn)斗力的根本保證，實現(xiàn)隱蔽性的主要措施是減小自身的聲學特征，特別是輻射噪聲，避免敵方聲吶探測。潛艇輻射噪聲主要包含3個部分，機械噪聲、螺旋槳噪聲和水動力噪聲［1］。由于潛艇流場的復雜性，并且水中聲波較長，消聲非常困難，同時在水中測量流場的激光測速儀頻響太低，不能滿足湍流場的測量要求［2］。

目前國際上對于其噪聲機理的研究最有效的方法是進行水洞試驗?？諝庵泻退械穆暡ǚ匠滔嗤迷诳諝庵械脑囼灁?shù)據(jù)，做一定的相似變換，可以推算出相應條件下的水中輻射噪聲［2］。另外，空氣中的熱線風速儀具有足夠高的頻響特性，滿足湍流場的測量要求，大型消聲室足以滿足大尺度聲學模型的自由場近似要求，并且信噪比高。因此消聲風洞是進行潛艇減振降噪研究的有效工具。

國際上普遍采用低噪聲低湍流度低速消聲風洞(以下簡稱“風洞”)進行潛艇或螺旋槳噪聲機理研究。按聲學要求進行設計建設的消聲風洞，除了滿足一個常規(guī)風洞的基本要求 (包括馬赫數(shù)、雷諾數(shù)和流動品質(zhì))外，必須滿足自由場條件 (無聲反射)、足夠的尺寸條件 (可進行遠場聲測量)以及非常低的試驗段背景噪聲條件［3］。與常規(guī)風洞設計不同的是，消聲風洞的開口試驗段被消聲室所圍繞，風洞管道要考慮吸聲問題，加裝消聲裝置來衰減風扇驅(qū)動裝置的強噪聲，如果有拐角導流片，一般采用聲學處理的導流片。

目前世界上主要發(fā)達國家 (包括美國、英國、法國、德國、日本等)都已建成消聲風洞，并在潛艇設計初期就進行相關試驗，為減小噪聲等級奠定基礎。例如，美國海軍潛艇降噪水平一直處于世界領先地位，從20世紀60年代至今，噪聲總聲級下降40 dB，其“海狼”級攻擊型核潛艇噪聲級控制在90～100 dB，已經(jīng)低于3級海況背景噪聲 (110～120 dB)。

2 國外消聲風洞現(xiàn)狀

2.1 DNW風洞

德國航天中心 (DLR)和荷蘭國家航天實驗室(NLR)合建的DNW消聲風洞是目前世界上最大的消聲風洞之一，其目標是為用戶提供寬頻風洞測試和模擬技術，用于飛機、導彈、汽車等的空氣動力學和空氣聲學測試，如圖1所示。有3個可更換測試段，開口測試段長度達到20 m，其消聲室尺寸為45 m×30 m×20 m。消聲室內(nèi)壁40%的表面采用800 mm高的吸聲尖劈，吸收系數(shù)為99%，截止頻率為80 Hz，余下的60%表面覆蓋200 mm厚的吸聲氈，吸聲系數(shù)為90%，截止頻率為200 Hz。背景噪聲在 125 Hz時低于 80 dB［4］。

圖1 DNW消聲風洞Fig.1 DNW anechoic wind tunnel

2.2 CEPRA 19風洞

CEPRA 19風洞位于法國Orsay，專為空氣聲學測試設計，如圖2所示。開口測試段的圓形噴嘴為可拆卸設計，有半徑2 m和3 m兩種選擇，產(chǎn)生的最大流速分別為130 m/s和60 m/s，為模型試驗提供了不同的測試段尺寸和流場速度，它的消聲室是半徑為9.6 m的1/4圓球。在消聲室和風扇之間安裝帶有吸聲板的消聲器。消聲室墻壁和地面使用0.8 m長的消聲尖劈，吸收系數(shù)在315 Hz可以達到0.9。目前該風洞已經(jīng)完成了包括空客飛機空氣聲學性能測試在內(nèi)的多個重大模型試驗［5－6］。

圖2 CEPRA 19風洞Fig.2 CEPRA 19 wind tunnel

2.3 ARA TWT風洞

ARA TWT風洞位于英國中部Bedford市，是傳統(tǒng)的閉式回流風洞，測度段尺寸為2.74 m×2.44 m，最大風速為1.4 Ma，為了能夠測量螺旋槳噪聲，加裝了聲學測試段，測試段尺寸減小為2.44 m×2.13 m，最大馬赫數(shù)為0.8，如圖3所示。

圖3 ARA TWT風洞Fig.3 ARA TWT wind tunnel

2.4 Notre Dame風洞

美國圣母瑪利亞大學 (University of Notre Dame)的Notre Dame消聲風洞位于海賽實驗室(Hessert Laboratory)，風洞尺寸為6.1 m×7.9 m×2.4 m，截止頻率為100 Hz，吸聲尖劈的吸收率為0.99。能夠提供高質(zhì)量的亞聲速、跨聲速和超聲速流場，主要應用于航空器以及船舶工業(yè)［7］，如圖4所示。Notre Dame風洞有以下特點:①入口流速均勻，在0.186 m2的噴口，流速可以從0.3048 m/s均勻變化至30.48 m/s，湍流度小于0.08%。② 進口內(nèi)壁使用玻璃纖維，以減少噪聲向流體傳播。③背景噪聲較低，截止頻率為150 Hz。

2.5 NASA Ames風洞

美國NASA Ames風洞是目前世界上最大的消聲風洞，主要用于航天航空工業(yè)中空氣動力學有關噪聲的測量和研究。其閉口測試段尺寸為12.2 m×24.4 m，最大速度達到116 m/s［8］。Ames風洞是一個非回流閉口試驗段風洞，進氣口帶有聲學處理的整流片和阻尼網(wǎng)。試驗段尺寸為24 m×36 m×90 m。

2.6 RTRI風洞

日本的RTRI大尺度、低噪聲風洞主要用于新干線高速鐵路的空氣動力學和空氣聲學研究，它既有開口試驗段，也有閉口試驗段。開口試驗段主要用于空氣聲學的研究，噴口的尺寸為3.0 m×2.5 m，試驗段長度為8 m，最大風速為400 km/s。模型放置在噴口和收集器之間可旋轉(zhuǎn)的試驗臺架上。閉口試驗段尺寸為5.0 m×3.0 m×20 m，主要用于空氣動力學的研究。其背景噪聲在300 km/h時為75.6 dB，如圖5所示。

圖5 RTRI風洞Fig.5 RTRI wind tunnel

3 國內(nèi)消聲風洞現(xiàn)狀

目前國內(nèi)沒有專門用于聲學測量的消聲風洞，一些大學和研究機構(gòu)在這方面做了一定的探索，或者在原有風洞基礎上進行聲學改造，但與發(fā)達國家相比，我國消聲風洞存在較大差距。

3.1 NH－2風洞

南京航空航天大學的NH－2風洞是常規(guī)的低速風洞，有2個試驗段。在設計階段未考慮過聲學問題，背景噪聲很高 (107 dB)，試驗區(qū)混響效應十分嚴重。為了拓展試驗范圍，谷嘉錦［3］提出把常規(guī)風洞改造成聲學風洞的設想。將原有大試驗段改造成消聲室，加裝消聲器隔離風扇噪聲，以降低風洞背景噪聲。改造后，試驗段尺寸為2.5 m×3 m，最大風速達到70 m/s，湍流度為0.4%，背景噪聲較原來降低25 dB，達到聲學測量的標準［3］，如圖6所示。

圖6 NH－2風洞Fig.6 NH－2 wind tunnel

3.2 NF－3風洞

西北工業(yè)大學的直流式NF－3風洞采用2個可更換試驗段。其中二元試驗段尺寸為1.6 m×3 m×8 m，最大風速130 m/s，收縮比為20，雷諾數(shù)大于6×108，湍流度小于0.045%。三元試驗段尺寸為2.5 m×3.5 m×12 m，最大風速90 m/s，收縮比為11，湍流度小于0.078%。主要用于分析飛機螺旋槳噪聲特性，基本具備聲學測試條件。但沒有采取措施降低風洞動力風扇向?qū)嶒灦蝹鬟f的噪聲［9－10］，如圖7所示。

圖7 NF－3風洞Fig.7 NF－3 wind tunnel

3.3 清華大學風洞

為研究氣動力噪聲，并探討氣動力噪聲對流動轉(zhuǎn)捩、分離等不穩(wěn)定流動的影響，清華大學早在20世紀80年代自行設計建成了一個低噪聲低湍流度模擬風洞，該風洞的湍流度和噪聲指標均能滿足設計要求，但由于其試驗段面積偏小，只有0.1 m×0.1 m，使用范圍有限，不能稱為真正意義上的消聲風洞［9］。

3.4 SIAMM400風洞

上海大學于2006年初建造了一座低湍流度低速回流風洞，它具有低湍流度、低噪聲的特點，可變湍流范圍在0.1%～1.2%，風洞整體噪聲水平不大于64 dB。該風洞僅在風扇段安裝消聲裝置，在其他部位并未進行消聲處理［10］，如圖8所示。

圖8 SIAMM400風洞Fig.8 SIAMM400 wind tunnel

迄今為止，世界各國已新建和改建了不少航空聲學風洞。如為航空聲學設計的大型低速消聲風洞DNW風洞，改造后具備聲學試驗能力的美國NASA Ames消聲風洞［11］。相比之下，當前我國雖擁有一些低湍流度風洞，但還沒有真正意義上的消聲風洞，在這方面尚屬空白［12］。

4 消聲風洞設計

消聲風洞本質(zhì)上是在常規(guī)低湍流度低噪聲風洞基礎上做消聲處理。從結(jié)構(gòu)布局來講，風洞有2種基本類型:第一類是直流式風洞。例如中國空氣動力研究與發(fā)展中心的8 m×6 m風洞，直流式風洞能量利用率低，湍流度較難控制，但建設成本較低;第二類是回流式風洞。此類風洞有連續(xù)的空氣回路，湍流度比較容易控制，風洞運行使溫度上升，需要冷卻設施，能量利用率高，但此類風洞附屬設備較多，建設成本較高。無論是直流式還是回流式，都是通過風扇電機的轉(zhuǎn)動帶動氣流，形成適合的試驗條件。風洞的主要部件有入口段、收縮段、試驗段、擴散段、風扇段和消聲裝置。如圖9所示為一典型消聲風洞結(jié)構(gòu)布局圖。入口段的作用在于使紊亂的氣流有足夠的時間和空間穩(wěn)定下來，使氣流中的漩渦衰減，入口段一般裝有蜂窩器、紊流網(wǎng)等整流裝置，以降低風洞的湍流度，改善氣流品質(zhì)。收縮段的主要目的是使氣流均勻加速到試驗段內(nèi)所要求的流動參數(shù)值。試驗段是模型試驗的場所，有閉口試驗段和開口試驗段2種，消聲風洞考慮要進行遠場聲測量，一般采用開口試驗段，并在其周圍建造消聲室，以減少聲音反射。擴散段除了引導氣流，恢復氣流壓力的作用外，還需要做消聲處理，或加裝消聲器，隔斷風扇傳出的機械噪聲。風扇段為風洞提供能量，保持氣流持續(xù)穩(wěn)定的運行［13］。

圖9 消聲風洞Fig.9 Anechoic wind tunnel

4.1 設計標準

風洞流場品質(zhì)主要從動壓、方向場、軸向靜壓梯度、氣流溫度、湍流度、最大雷諾數(shù)、流動均勻性等方面進行了規(guī)定［14］。一般使用CFD方法對流場品質(zhì)進行仿真，對風洞各部件進行優(yōu)化設計。另外風洞在設計建造過程中還需要注意以下幾個問題:①開口風洞噴管的剪切層引起的聲折射和散射;②剪切層的湍流和渦與噴管和收集段的流動振蕩問題;③消聲室中的回流氣流問題;④不同壓力損失下運行時，風扇葉片的失速問題;⑤消聲室的截止頻率;⑥ 聲學測量技術［14］。

目前國際上流行的趨勢是建立大尺度、背景噪聲更低的消聲風洞。尺度越大，可以在試驗段提供更高的雷諾數(shù)和較低的湍流強度。如果風洞入口的收縮比越大，湍流強度越低。同時建造大尺度的消聲風洞的成本較高，所需功率也很巨大，會產(chǎn)生較大的背景噪聲。例如位于底特律的Daimler Chrysler公司風洞噴口面積達29 m2。驅(qū)動風扇運行需要4.665 MW，總計耗費3750萬美元。因此風洞尺度要根據(jù)預算和實際需要綜合設計。消聲風洞主要作用是為實驗測量提供高品質(zhì)流場和低噪聲環(huán)境。相比閉口試驗段，采用開口試驗段的背景噪聲較低，比較適合遠場噪聲的測量，其缺點是靜壓損失更大。在研究輻射噪聲方面，采用開口試驗段的消聲風洞是國際上主要的發(fā)展趨勢。

4.2 收縮段的設計

收縮段是風洞的重要部件，它的作用不僅使來自穩(wěn)定段的氣流均勻加速，而且還能提高試驗段的氣流品質(zhì)，改善流場的均勻性、穩(wěn)定性，降低湍流度。收縮段的設計有以下幾個要求:壁面不發(fā)生流動分離;出口截面氣流均勻、平行、穩(wěn)定;長度盡可能短，以減小出口邊界層厚度，降低成本［15］。統(tǒng)計國內(nèi)外風洞通常長度l=(0.5～1.0)d，其中d為收縮段入口直徑。收縮段的設計有以下幾個方面:① 收縮比 (進口面積與出口面積之比)，關系著試驗段流場品質(zhì)，如均勻性和湍流度，較大的收縮比對兩者都有好處。從國內(nèi)外風洞的設計及使用經(jīng)驗看，收縮比常設計為7～10［12］。② 收縮曲線，關系著流動是否發(fā)生邊界層分離。在收縮段的入口和出口處都會存在逆壓力梯度，如果進一步發(fā)展導致邊界層分離，會影響試驗段的氣流品質(zhì)，增加風洞的運轉(zhuǎn)功率。

收縮段曲線的算法主要如下:

1)維氏 (Witozinsky)算法

維氏公式是在理想不可壓縮軸對稱流動情況下推出的，維氏算法設計的特點是收縮段進口處收縮快，會產(chǎn)生一定的負壓梯度，但后部收縮緩慢，出口流速較為均勻，可以防止邊界層產(chǎn)生分離［16］。

式中:re為出口截面半徑;CR=為收縮比;ri為進口截面半徑;r為軸向距離x處的截面半徑。

2)5次方算法

近年來美國風洞設計經(jīng)常采用此算法，5次方算法進口收縮比較平滑，缺點是出口速度有過沖現(xiàn)象，速度均勻性也相對較差［17］。

3)雙3次方算法

4)優(yōu)化雙3次算法

收縮段進出口尺寸和長度給定后維氏曲線和5次方算法形狀即已確定，不可能進行優(yōu)化。雙3次算法是具有參數(shù)的曲線族，按Morel方法優(yōu)化得到=0.52。蘇耀西建議收縮段前部采用3次曲線，后部采用高次曲線，組成收縮段。具體形式為:

n分別取 3，7，9進行計算［17］。這種方法不會產(chǎn)生逆壓力梯度，但會改變第2逆壓力梯度區(qū)域。在大多數(shù)收縮段輪廓中，在第1逆壓力梯度區(qū)發(fā)生的分離機率要遠高于第2逆壓力梯度區(qū)域［17－18］。Mathew 導出 3rd －8th匹配多項式的收縮段輪廓，并測試其性能。該收縮段同雙3次匹配算法有相同的流動分離特性，但是會改進出口氣流的均勻性［19］。

4.3 擴散段的設計

擴散段有2個用途:一是提供氣體流經(jīng)的通道，恢復從收縮段入口到測試段的壓降;二是作為消聲器減小來自風扇的噪聲。常規(guī)低速風洞中，通常設計有2個擴散段。

設計擴散段時，首要任務是保證氣流在通過擴散段時不產(chǎn)生分離。凌其楊等認為擴散段的擴散角必須嚴格控制在5°以內(nèi)，而面積比應限制在2左右［12］。Pope和Harper認為錐形擴散段的錐角要小于7°［20］。Mehta認為擴散段錐角要在 5°(最佳流動穩(wěn)定性)和 10°之間 (最佳壓力恢復)［21］。Mathew在消聲風洞設計中使用2個擴散段，并參照Kline的二元風洞擴散段曲線進行優(yōu)化。第1個擴散段的夾角是10.94°，第2個擴散段的夾角是 11°［19］。

4.4 流場品質(zhì)計算

傳統(tǒng)的風洞設計一般參考現(xiàn)有風洞設計經(jīng)驗和沿用工程估算方法，風洞各主要部件的設計依據(jù)均來自前人大量實驗的歸納統(tǒng)計結(jié)果。隨著計算機的迅速發(fā)展，計算流體力學方法 (CFD)成為研究風洞設計的有效方法。賈青［22］等使用CFD方法研究不同收集口角度下，模型風洞試驗段的流場。楊志剛等研究了風洞拐角阻塞效應［23］，分析了來流不均勻性對風洞軸流風機性能的影響［24］。叢成華等采用數(shù)值模擬方法，分析了風扇結(jié)構(gòu)對氣動性能、流場形態(tài)和噪聲的影響［25］。Mathew在其博士論文中也是應用CFD方法分別對收縮段和擴散段進行數(shù)值計算。CFD方法已經(jīng)廣泛應用于風洞部件優(yōu)化設計領域。然而，僅僅對局部某一部件進行數(shù)值模擬，不可避免存在進出口邊界條件的假設問題。采用CFD對整個消聲風洞流場進行數(shù)值模擬，不僅可以從全局角度評估風洞整體性能，同時也可以給出某些部件較為準確的進出口邊界條件，有利于進行部件優(yōu)化設計［26］。也有人稱之為數(shù)值風洞方法［22］。李啟良等用CFD方法對全尺寸氣動聲學模型風洞進行模擬，得到最大噴口速度下，流道各部件壓力損失系數(shù)和關鍵截面的流場分布，但所研究的風洞采用閉口試驗段，沒有消聲室，不是真正意義上的消聲風洞［26］。

求解RANS方程是目前湍流計算中所采用的基本方法，由于湍流脈動造成方程不封閉，因此必須做出假設，建立湍流模型，使RANS方程封閉，得以求解。在選取何種湍流模型進行風洞數(shù)值計算問題上，祝劍根據(jù)幾種模型的對比，認為Standard kω湍流模型中包含了低雷諾數(shù)、可壓縮性和剪切流擴散的影響，適用于尾跡流動、混合層、射流、受壁面限制的流動以及自由剪切流的計算，是合適的一種湍流模型［2］。Mathew使用Fluent商用軟件，采用k－ω湍流模式，分別對收縮段、擴散段、過渡段進行數(shù)值計算［19］。而楊志剛、李啟良等對于湍流場的求解是基于雷諾平均方程框架中的可實現(xiàn)k－ε兩方程渦粘性傳輸模型，洞壁應用無滑移速度邊界條件，F(xiàn)luent軟件自帶的非平衡壁面函數(shù)與可實現(xiàn)kε湍流模型被用于計算區(qū)域的湍流求解［22－24，26］?？梢妅－ω模型和k－ε模型都是可行的。

4.5 消聲效果計算

消聲風洞調(diào)試過程中，必須采取適當?shù)臏y量方法對風洞背景噪聲進行測試，并分析背景噪聲的頻譜特性，采取有效降噪措施來盡可能降低或抑制風洞背景噪聲，在聲學性能和氣動性能之間達到優(yōu)化的設計點。消聲風洞的設計完成之后，可以使用數(shù)值聲學方法計算試驗段的背景噪聲等級，初步檢測風洞的消聲效果。采用數(shù)值聲學方法對消聲風洞背景噪聲進行仿真，首先使用CFD軟件計算流場，然后根據(jù)流場的計算結(jié)果使用Virtual.Lab Acoustic軟件進一步計算聲場［27］。

5 結(jié)語

建造一座大型低湍流度低噪聲消聲風洞是一項系統(tǒng)工程，本文在吸收國內(nèi)外已有聲學風洞研制、技術指標的基礎上，闡述了用于聲學測量消聲風洞設計的基本要求、應考慮的主要問題，歸納了消聲風洞的設計方法，為消聲風洞的研制提供科學有效的指導。

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