趙辛午,黃洪雁

(哈爾濱工業(yè)大學(xué) 能源科學(xué)與工程學(xué)院，黑龍江 哈爾濱 150001)

?

超高膨脹比渦輪氣動(dòng)噪聲控制技術(shù)研究

趙辛午,黃洪雁

(哈爾濱工業(yè)大學(xué) 能源科學(xué)與工程學(xué)院，黑龍江 哈爾濱 150001)

針對(duì)超高膨脹比渦輪氣動(dòng)噪聲控制問題，從超高膨脹比渦輪的流動(dòng)特征入手，探討了噴嘴出口不均勻性和葉尖泄漏流動(dòng)對(duì)渦輪氣動(dòng)噪聲特性的影響，并有針對(duì)性地提出3種超高膨脹比渦輪氣動(dòng)噪聲的控制方案：增加轉(zhuǎn)靜子之間軸向間距，噴管下俯、雙側(cè)修型、尾緣吹氣和葉尖間隙流動(dòng)控制。綜合采用3種氣動(dòng)噪聲控制方法對(duì)某單級(jí)超高膨脹比渦輪進(jìn)行優(yōu)化，結(jié)果表明本文提出的改進(jìn)方法可在對(duì)渦輪氣動(dòng)性能影響不大的情況下，顯著降低渦輪的氣動(dòng)噪聲。

超高膨脹比渦輪；氣動(dòng)噪聲；流動(dòng)特征；葉形優(yōu)化；數(shù)值模擬；激波控制

網(wǎng)絡(luò)出版地址：http://www.cnki.net/kcms/detail/23.1390.u.20160624.1127.024.html

噪聲控制是發(fā)展魚雷隱身技術(shù)的關(guān)鍵，而渦輪氣動(dòng)噪聲是魚雷熱動(dòng)力裝置噪聲的主要來源之一。國外學(xué)者在渦輪噪聲產(chǎn)生機(jī)理和控制水平方面開展了一系列研究。20世紀(jì)60年代末，Royce-Rolls公司的Smith和Bushell注意到了渦輪噪聲問題的重要性，并給出了渦輪噪聲預(yù)測的經(jīng)驗(yàn)關(guān)聯(lián)公式[1]。Clemons等發(fā)展了噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)中渦輪單音噪聲的聲學(xué)控制-聲襯技術(shù)，通過實(shí)驗(yàn)研究給出了不同消聲系統(tǒng)的聲阻抗和傳播損失[2]。近年來，國外學(xué)者針對(duì)渦輪噪聲產(chǎn)生機(jī)理開展深入研究。MTU的Broszat等[3]以1.5級(jí)低壓渦輪實(shí)驗(yàn)件STTF為研究對(duì)象，得到了渦輪出口導(dǎo)葉(TEC)與末級(jí)轉(zhuǎn)子軸向間距、傾斜TEC等對(duì)干涉單音噪聲的影響。2012年Broszat等[4-5]又提出了基于Tyler&Sofrin規(guī)則的“Inverse Cut-off”設(shè)計(jì)，通過選擇更多數(shù)目的TEC，進(jìn)場工況下不僅末級(jí)轉(zhuǎn)子/TEC干涉單音被截止，降低了兩種單音噪聲級(jí)。Traub等[6]基于氣動(dòng)聲學(xué)一體化聲學(xué)需求，應(yīng)用基于Lowson理論的半經(jīng)驗(yàn)方法和線化歐拉方程求解的CFD方法，改進(jìn)了某六級(jí)低壓渦輪的末級(jí)渦輪轉(zhuǎn)靜葉片數(shù)與葉片間距，重新選擇了出口導(dǎo)向葉片的數(shù)目，使得渦輪級(jí)噪聲減小了5～7 dB。相比之下，國內(nèi)針對(duì)渦輪噪聲開展的相關(guān)研究還比較少。

此外，國內(nèi)外學(xué)者目前主要針對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)常規(guī)渦輪的氣動(dòng)噪聲開展研究[7-11]，對(duì)魚雷上采用超高膨脹比渦輪氣動(dòng)噪聲的研究還未見于公開文獻(xiàn)。超高膨脹比渦輪具有結(jié)構(gòu)簡單、體積小、單級(jí)焓降大的特點(diǎn)。渦輪一般采用沖擊式渦輪的形式，反力度很小，使噴嘴出口的馬赫數(shù)很高，流體在動(dòng)葉和噴嘴之間形成復(fù)雜的波系[12-14]。這些結(jié)構(gòu)和設(shè)計(jì)上的特點(diǎn)都會(huì)使超高膨脹比渦輪在氣動(dòng)噪聲機(jī)理方面和表現(xiàn)特征與常規(guī)渦輪有所不同。

基于上述分析，目前國內(nèi)外學(xué)者針對(duì)超高膨脹比渦輪氣動(dòng)噪聲控制方法的研究還比較少。由于超高膨脹比渦輪內(nèi)部復(fù)雜的流動(dòng)特征，用于常規(guī)渦輪的氣動(dòng)噪聲控制方法能否用于超高膨脹比渦輪有待進(jìn)一步分析。本文以某單級(jí)超高膨脹比渦輪為研究對(duì)象，從流動(dòng)特征的角度入手探討了超高膨脹比渦輪氣動(dòng)噪聲的產(chǎn)生機(jī)理，并有針對(duì)性地提出幾種超高膨脹比渦輪氣動(dòng)噪聲的控制改進(jìn)措施，在此基礎(chǔ)上對(duì)原型渦輪進(jìn)行改進(jìn)。

1　超高膨脹比渦輪氣動(dòng)噪聲產(chǎn)生機(jī)理分析

渦輪的氣動(dòng)噪聲主要是由葉片通道內(nèi)的非定常壓力脈動(dòng)引起的。Goldstein[15]給出了考慮運(yùn)動(dòng)固體表面影響的氣動(dòng)聲學(xué)基本方程——Ffowes Williams-Hawkings方程(1)，是研究葉輪機(jī)械內(nèi)部噪聲的基礎(chǔ)。

(1)

式中：fi為固體邊界作用在流體上的力，r為聲源點(diǎn)到觀測點(diǎn)的距離，C為多普勒因子，ηi為轉(zhuǎn)動(dòng)坐標(biāo)系下聲源的坐標(biāo)，W和b分別代表固體壁面的速度和加速度。

結(jié)合渦輪內(nèi)部的流動(dòng)特點(diǎn)分析式(1)右邊各項(xiàng)可知，渦輪的氣動(dòng)噪聲主要包括進(jìn)氣湍流、上游粘性尾跡與動(dòng)葉的相互作用、非定常氣動(dòng)力作用下動(dòng)葉葉片的振動(dòng)等。與常規(guī)渦輪相比，超高膨脹比渦輪的氣動(dòng)噪聲問題更加復(fù)雜。首先，考慮到加工方便等因素，超高膨脹比渦輪通常采用鉆孔噴嘴代替渦輪導(dǎo)葉[16]。如圖1所示為某單級(jí)超高膨脹比渦輪鉆孔噴嘴出口形式和噴嘴出口下游10%軸向弦長處S3截面馬赫數(shù)分布云圖。可以看出，由于鉆孔噴嘴的出口截面為橢圓形，相鄰噴嘴與流道之間會(huì)形成三角形的非出氣區(qū)域，向下游發(fā)展形成低速區(qū)，使流向下游氣流具有較寬的尾跡，與常規(guī)渦輪相比加劇了出口截面氣流的不均勻性。噴嘴出口參數(shù)的不均勻性越強(qiáng)，則動(dòng)葉內(nèi)氣流參數(shù)的波動(dòng)越大。這種不均勻的氣流與下游動(dòng)葉相互作用，使下游葉片排噪聲很強(qiáng)。此外，由于超高膨脹比渦輪的特點(diǎn)，基于出功最大的考慮，渦輪通常采取小反力度設(shè)計(jì)，使得噴嘴出口馬赫數(shù)較高，流體在動(dòng)葉和噴嘴之間形成復(fù)雜的波系，加劇了氣流對(duì)動(dòng)葉的沖擊作用，由式(1)可知這種強(qiáng)烈的勢(shì)場作用會(huì)增加渦輪的單音氣動(dòng)噪聲。

圖1　噴嘴出口的三角形非出氣區(qū)域Fig.1　The non-outlet triangle area of nozzle outlet

另一方面，由于超高膨脹比渦輪流量較小且噴嘴出口馬赫數(shù)較高，在整圈上布置鉆嘴會(huì)導(dǎo)致每個(gè)鉆嘴的流道尺寸太小，使渦輪效率大大降低。因此，超高膨脹比渦輪采用部分進(jìn)氣式設(shè)計(jì)[17]，即只在周向上一部分區(qū)域內(nèi)布置噴嘴(圖2)。轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)動(dòng)過程中，動(dòng)葉交替經(jīng)過有噴嘴區(qū)和無噴嘴區(qū)，加劇了流動(dòng)的周向不均勻性，增加了渦輪的氣動(dòng)噪聲。

圖2　部分進(jìn)氣式的超高膨脹比渦輪Fig.2　Partial admission of ultra-high expansion ratio turbine

此外，超高膨脹比渦輪反力度小，氣流在動(dòng)葉通道內(nèi)折轉(zhuǎn)角較大，且?guī)缀醪慌蛎洠~尖間隙泄漏流動(dòng)比較明顯。噴嘴出口的高速氣流撞擊到動(dòng)葉葉冠前部，在自身流動(dòng)慣性的作用下進(jìn)入葉頂間隙，當(dāng)外端壁沒有安置氣封齒時(shí)，氣流跨過葉冠頂部各齒的過程中，速度降低幅度較小，到接觸外缸后壁面時(shí)，速度仍然較大，最后以一定的橫向沖擊方式進(jìn)入動(dòng)葉后部的流動(dòng)空間，對(duì)動(dòng)葉出口后主流區(qū)域內(nèi)的流體形成明顯擾動(dòng)，其下游區(qū)域也出現(xiàn)大尺度分離渦系，不穩(wěn)定的分離流動(dòng)結(jié)構(gòu)內(nèi)，氣動(dòng)參數(shù)是波動(dòng)的，容易形成噪聲向外輻射。

2　超高膨脹比渦輪氣動(dòng)噪聲控制方案

氣動(dòng)噪聲主要是指由于流體的脈動(dòng)引起的輻射聲場，不是結(jié)構(gòu)的振動(dòng)產(chǎn)生的，而由第1節(jié)分析可知，氣動(dòng)噪聲主要來源于流體內(nèi)部由于流速不均勻或流體表面的壓力脈動(dòng)。針對(duì)上述分析提出的幾種主要的氣動(dòng)噪聲源，本文提出三種控制氣動(dòng)噪聲的方法，包括：1)增加軸向間距：通過增加轉(zhuǎn)子與靜子之間的距離，噴嘴后面的流體由于進(jìn)入動(dòng)葉前，不均勻流層之間依靠流體自身特有的耗散作用進(jìn)一步均化，以削弱周向不均勻性對(duì)動(dòng)葉的沖擊作用；2)噴管下俯、雙側(cè)修型、尾緣吹氣(圖3)：采用雙側(cè)修型后，沿徑向噴管的尾跡變??；將噴管入口相對(duì)抬高，可將輪轂附近三角形低速、低壓區(qū)的流體團(tuán)控制在靠近動(dòng)葉下端部的區(qū)域，有利于改善動(dòng)葉內(nèi)部流動(dòng)和降低動(dòng)葉內(nèi)的壓力波動(dòng)；在輪轂附近的低速區(qū)域，采用引流吹氣的方法，提高低壓氣團(tuán)流體的壓力。提高過膨脹區(qū)域內(nèi)的壓力，減弱周向不均勻性，減弱尾跡寬度，提高輪轂附近三角形非出氣區(qū)域內(nèi)的壓力；3)葉尖間隙流動(dòng)控制：適當(dāng)減小動(dòng)葉葉尖間隙。

圖3　噴嘴修形方案Fig.3　Shape modification scheme of nozzle

為驗(yàn)證本文提出的超高膨脹比渦輪氣動(dòng)噪聲控制方案的可行性，本文采用上述方法對(duì)某單級(jí)超高膨脹比渦輪進(jìn)行優(yōu)化。具體如下：1)將轉(zhuǎn)靜之間軸向間距由原來的0.32倍動(dòng)葉軸向弦長調(diào)整為0.8倍軸向弦長；2)噴嘴下俯2°、雙側(cè)修型、并在三角形非出氣區(qū)域布置吹氣孔(圖3)；3)將葉尖間隙由原來的9%動(dòng)葉葉高調(diào)整為4.5%動(dòng)葉葉高。

為驗(yàn)證改進(jìn)效果，在本文的研究中，首先使用CFX軟件進(jìn)行整圈數(shù)值模擬計(jì)算流場，然后在聲學(xué)計(jì)算軟件LMS virtual lab中導(dǎo)入CFD結(jié)果，設(shè)置聲學(xué)網(wǎng)格和場點(diǎn)網(wǎng)格，預(yù)處理生成聲學(xué)網(wǎng)格包絡(luò)，將壓力脈動(dòng)映射到聲學(xué)網(wǎng)格上，并進(jìn)行傅里葉變換轉(zhuǎn)換到頻域內(nèi)，采用直接邊界元法計(jì)算場點(diǎn)上的噪聲信息。根據(jù)流場的計(jì)算結(jié)果進(jìn)一步計(jì)算聲場。

網(wǎng)格質(zhì)量會(huì)對(duì)數(shù)值模擬計(jì)算結(jié)果形成一定的影響。因此，在本文針對(duì)原型和改進(jìn)渦輪流場的數(shù)值模擬計(jì)算中，由于噴嘴的幾何結(jié)構(gòu)比較復(fù)雜，故該部分結(jié)構(gòu)采用非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格；動(dòng)葉通道采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，以保證較好的壁面網(wǎng)格質(zhì)量(圖4)。噴嘴部分的網(wǎng)格采用商用軟件ICEM生成，動(dòng)葉通道部分的網(wǎng)格采用AUTOGRID V5生成。為保證數(shù)值模擬結(jié)果的可靠性，采用總網(wǎng)格數(shù)不同的幾套網(wǎng)格進(jìn)行網(wǎng)格無關(guān)性驗(yàn)證，最終選取的噴嘴和動(dòng)葉通道的網(wǎng)格數(shù)列于表1。

圖4　噴嘴和動(dòng)葉通道的網(wǎng)格Fig.4　Mesh of nozzle and rotor passage

表1　計(jì)算模型的網(wǎng)格數(shù)

表2為對(duì)某型超高膨脹比渦輪數(shù)值模擬的結(jié)果。采用CFX商用軟件對(duì)超音速渦輪進(jìn)行定常全三維數(shù)值模擬計(jì)算，求解三維粘性的雷諾平均N-S方程。計(jì)算格式采用時(shí)間推進(jìn)的有限體積法。為獲得較好的計(jì)算精度，空間項(xiàng)的離散采用二階迎風(fēng)格式，時(shí)間項(xiàng)的離散使用二階后差歐拉格式。考慮到渦輪通道內(nèi)流動(dòng)可能十分復(fù)雜，湍流模型選取能較好的預(yù)測逆壓力梯度和邊界層分離SST模型。由于渦輪采用局部進(jìn)氣的設(shè)計(jì)方案，故數(shù)值模擬時(shí)渦輪轉(zhuǎn)靜交界面采用CFX提供的Frozen Rotor模式，該模式進(jìn)行平均參數(shù)傳遞的同時(shí)，兼顧了流動(dòng)的周向不均勻性。從表2結(jié)果可以看出，改進(jìn)后渦輪的落壓比和絕熱效率略有下降，但下降程度不大，因此可認(rèn)為采用本文的方法控制氣動(dòng)噪聲對(duì)渦輪的氣動(dòng)性能影響不大。

表2　數(shù)值模擬結(jié)果

圖5給出了原型渦輪噴嘴出口截面的靜壓分布(其中P/Ptin為當(dāng)?shù)仂o壓除以噴嘴進(jìn)口總壓)，由于渦輪級(jí)采用局部進(jìn)氣式設(shè)計(jì)，氣流流經(jīng)噴嘴，在噴嘴壁面，新生成的附面層發(fā)展并使壁面附面層增厚；采用鉆孔噴管后，相鄰的兩個(gè)噴嘴流道之間形成的尾跡區(qū)域比一般的葉柵流道要大的多；因此在尾緣處脫落形成以一定周期性出現(xiàn)的尾跡流動(dòng)，隨尾跡一起運(yùn)動(dòng)的氣體，壓力、速度、溫度等參數(shù)與勢(shì)流區(qū)內(nèi)的氣流不一致，旋轉(zhuǎn)的動(dòng)葉按照一定的規(guī)律不斷的經(jīng)過靜葉的尾跡區(qū)和勢(shì)流區(qū)，形成動(dòng)葉流道內(nèi)流動(dòng)參數(shù)的周向波動(dòng)。

圖6給出原型和改進(jìn)渦輪50%葉高S1截面Ma數(shù)分布云圖?？梢钥闯觯蜏u輪動(dòng)靜葉間隙較小，噴嘴出口馬赫數(shù)平均值相對(duì)較高，動(dòng)葉入口形成明顯的斜激波分布，該激波對(duì)噴嘴斜切部分的流動(dòng)形成一定的擾動(dòng)作用。噴嘴出口燕尾波直接與動(dòng)葉葉片發(fā)生強(qiáng)烈的作用，使得動(dòng)葉受到極大的非定常力。而增大轉(zhuǎn)子與靜子的軸向間距之后，燕尾波與動(dòng)葉進(jìn)口弓形激波以及噴嘴尾跡相互作用，流體在進(jìn)入動(dòng)葉通道之前進(jìn)一步摻混，降低了進(jìn)入動(dòng)葉通道氣流的周向不均勻性，減弱了動(dòng)葉表面的非定常沖擊作用，有利于控制渦輪的氣動(dòng)單音噪聲。

圖5　噴嘴出口截面的靜壓分布云圖Fig.5　Contour of static pressure of nozzle outlet

圖6　50%葉高S1截面Ma數(shù)分布云圖Fig.6　Contour of Mach number of 50% span

圖7給出了50%葉高S1截面動(dòng)葉上游5%軸向弦長處的壓力分布，其中P/Ptin為當(dāng)?shù)仂o壓除以噴嘴進(jìn)口總壓?？梢钥闯?，由于改進(jìn)方案進(jìn)行了噴嘴出口雙側(cè)修型并增大了轉(zhuǎn)靜之間的軸向間隙，噴嘴出口的主流與尾跡氣流在進(jìn)入動(dòng)葉通道前充分摻混，降低了氣流的不均勻性，從而抑制渦輪的氣動(dòng)噪聲。圖8給出了動(dòng)葉葉尖間隙為4.5%和9%葉高的情況下，動(dòng)葉通道子午流面的速度矢量圖。從圖中可以清晰地看到，減小間隙尺寸和在動(dòng)葉葉尖間隙側(cè)進(jìn)行適當(dāng)修型處理，可削弱或消除由動(dòng)葉葉尖間隙泄漏流帶來的大尺度分離渦系，控制了氣動(dòng)噪聲。

圖7　動(dòng)葉上游5%軸向弦長處的周向壓力分布(50%葉高S1截面)　　　　　　Fig.7　Circumferential pressure distribution of 5% axial chord upstream of rotor (50% span)

圖8　不同葉尖間隙條件下動(dòng)葉通道子午流面流場Fig.8　Meridional flow under conditions of different tip clearance

圖9給出了原型和改進(jìn)方案渦輪聲源聲壓云圖。兩種方案的觀測點(diǎn)都是噴管出口處的場點(diǎn)。考慮到氣動(dòng)噪聲源于流場的非定常脈動(dòng)，噴管尾跡與動(dòng)葉相互作用是渦輪中的非定常脈動(dòng)的主要成因之一，所以在比較兩種改進(jìn)方案的時(shí)候首先考慮與噴嘴通過頻率相對(duì)應(yīng)的噪聲。對(duì)比兩種方案，改進(jìn)方案比原型渦輪噪聲降低3 dB以上。比較其他頻率成分的噪聲，改進(jìn)方案對(duì)應(yīng)于葉片組(由若干個(gè)噴嘴和對(duì)應(yīng)的動(dòng)葉組成)通過頻率基頻的噪聲，相對(duì)于原型減少值在3 dB以上，降噪效果非常明顯。

圖9　原型和改進(jìn)方案渦輪聲源聲壓云圖Fig.9　Pressure contours of sound source of the original and optimized case

對(duì)比渦輪動(dòng)葉下游出口處的所有觀測點(diǎn)的噪聲取平均值的結(jié)果，原型渦輪噪聲為161.9 dB，而采用本文的方法對(duì)葉形改進(jìn)以后，渦輪動(dòng)葉下游出口處觀測到的噪聲水平下降為148.6 dB。采用本文所提出的控制方法，在對(duì)渦輪效率影響不大的情況下，可使渦輪的氣動(dòng)噪聲降低10 dB以上，從而驗(yàn)證了本文提出的超高膨脹比渦輪氣動(dòng)噪聲控制方法的可行性。

3　結(jié)論

本文基于超高膨脹比渦輪的流場特點(diǎn)，從流動(dòng)特征的角度提出了三種適用于超高膨脹比渦輪的氣動(dòng)噪聲控制方法，包括：增加轉(zhuǎn)靜之間軸向間距，噴管下俯、雙側(cè)修型、尾緣吹氣，以及葉尖間隙流動(dòng)控制。利用上述氣動(dòng)噪聲控制方案對(duì)某單級(jí)超高膨脹比渦輪進(jìn)行改進(jìn)，結(jié)果表明，采用本文提出的改進(jìn)方法降噪效果明顯。

1)增加渦輪轉(zhuǎn)靜之間的軸向間隙，使得主流和尾跡區(qū)的氣流充分摻混，減弱轉(zhuǎn)靜之間的激波系強(qiáng)度，從而控制超高膨脹比渦輪的氣動(dòng)噪聲。

2)對(duì)噴嘴出口段進(jìn)行雙側(cè)修型，可以縮小因噴嘴出口非出氣區(qū)引起的寬尾跡，使轉(zhuǎn)靜之間區(qū)域的壓力分布趨于一致，抑制氣動(dòng)噪聲。

3)控制葉尖間隙寬度，適當(dāng)減小葉尖間隙，可以削弱由動(dòng)葉葉尖間隙泄漏流帶來的大尺度分離渦系，控制了氣動(dòng)噪聲。

在后續(xù)工作中將進(jìn)一步探討3種噪聲控制方法單獨(dú)應(yīng)用或兩兩組合情況下對(duì)超高膨脹比渦輪氣動(dòng)噪聲的影響規(guī)律，及其與渦輪氣動(dòng)參數(shù)的相互聯(lián)系，從而為考慮氣動(dòng)噪聲控制的渦輪氣動(dòng)設(shè)計(jì)提供參考依據(jù)。

[1]趙寅生. 魚雷渦輪機(jī)原理[M]. 西安：西北工業(yè)大學(xué)出版社, 2002.

[2]GREATREX F B, BRIDGE R. The evolution of the engine noise problem: an examination of the sources of engine noise and of the design concepts adopted to alleviate the problem[J]. Aircraft engineering and aerospace technology, 2013, 39(2): 6-10.

[3]BROSZAT D, KORTE D, TAPKEN U, et al. Validation of turbine noise prediction tools with acoustic rig measurements[C]//Proceedings of the 15th AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference. Miami, Florida: AIAA.

[4]BROSZAT D U, SELIC T, MARN A. Verification of the inverse cut-off effect in a turbomachinery stage part 1-numerical results[C]//Proceedings of the 18th AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference. Colorado Springs, CO: AIAA.

[5]BROSZAT D U, SELIC T, MARN A. Verification of the inverse cut-off effect in a turbomachinery stage-part 2-comparison to experimental results[C]//Proceedings of the 19th AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference. Berlin, Germany: AIAA.

[6]TRAUB P, KENNEPOHL F, HEINIG K. Active control of noise from turbomachines-A numerical simulation[C]//Proceedings of INTER-NOISE and NOISE-CON Congress and Conference. The Hague, The Netherlands: Institute of Noise Control Engineering, 2001: 1824-1829.

[7]SMITH M J T, HOUSE M E. Internally generated noise from gas turbine engines. Measurement and prediction[J]. Journal of engineering for power, 2011, 89(2): 177-185.

[8]馬志樂, 王雷, 喬渭陽, 等. 民機(jī)渦輪噪聲的產(chǎn)生機(jī)理和抑制技術(shù)[C]//第十五屆中國科協(xié)年會(huì)第 13分會(huì)場: 航空發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)、制造與應(yīng)用技術(shù)研討會(huì)論文集. 貴陽: 中國科學(xué)技術(shù)協(xié)會(huì), 2013.

[9]XIAO Zhixiang, LIU Jian, LUO Kunyu, et al. Investigation of flows around a rudimentary landing gear with advanced detached-eddy-simulation approaches[J]. AIAA journal, 2013, 51(1): 107-125.

[10]王科俊, 楊曉飛. 采用改進(jìn)結(jié)構(gòu)特征度度量分析的噪聲標(biāo)準(zhǔn)差估計(jì)算法[J]. 智能系統(tǒng)學(xué)報(bào), 2015, 10(2): 255-260.

WANG Kejun, YANG Xiaofei. The contourlet denoising algorithm based on modified noise variance estimation[J]. CAAI transactions on intelligent systems, 2015, 10(2): 255-260.

[11]CHEN Bao, WEI Qingkai, SHAO Tianshuang, et al. Aeroacoustic imaging experiments of Air-frame noise in lined wall closed-section wind tunnel[J]. Journal of aerospace engineering, 2014, 28(4), 10.1061/(ASCE)AS.1943-5525.0000422.

[12]REMILLIEUX M C, CAMARGO H E, RAVETTA P A, et al. Novel Kevlar-walled wind tunnel for Aeroacoustic testing of a landing gear[J]. AIAA journal, 2012, 46(7): 1631-1639.

[13]DORNEY D J, GRIFFIN L W, GUNDY-BURLET K L. Simulations of the flow in supersonic turbines with straight centerline nozzles[J]. Journal of propulsion and power, 2000, 16(2): 370-374.

[14]GRIFFIN L W, DORNEY D J. Simulations of the unsteady flow through the Fastrac supersonic turbine[J]. Journal of turbomachinery, 2000, 122(2): 225-233.

[15]GOLDSTEIN M E. Aeroacoustics[M]. New York: McGraw-Hill International Book Co., 1976: 305.

[16]HOFFREN J, TALONPOIKA T, LARJOLA J, et al. Numerical simulation of real-gas flow in a supersonic turbine nozzle ring[J]. Journal of engineering for gas turbines and power, 2002, 124(2): 395-403.

[17]HE L. Computation of unsteady flow through steam turbine blade rows at partial admission[J]. Proceedings of the institution of mechanical engineers, part A: journal of power and energy, 1997, 211(3): 197-205.

本文引用格式：

趙辛午,黃洪雁. 超高膨脹比渦輪氣動(dòng)噪聲控制技術(shù)研究[J]. 哈爾濱工程大學(xué)學(xué)報(bào), 2016, 37(8): 1076-1080, 1117.

ZHAO Xinwu，HUANG Hongyan. Research on aerodynamic noise control technology of an ultra-high expansion ratio turbine[J]. Journal of Harbin Engineering University, 2016, 37(8): 1076-1080, 1117.

Research on aerodynamic noise control technology of an ultra-high expansion ratio turbine

ZHAO Xinwu，HUANG Hongyan

(School of Energy Science and Engineering, Harbin Institute of Technology, Harbin 150001, China)

To address the need for aerodynamic noise control of an ultra-high expansion ratio turbine, we discuss the effect of the non-uniform outflow of the nozzle and a tip leakage vortex on the aerodynamic noise characteristics of the turbine. We put forward three kinds of aerodynamic noise control methods, including adding an axial gap between the rotor and stator; nozzle-down, bilateral repair and trailing edge blowing, and tip-leakage flow control. We then optimized a one-stage ultra-high expansion ratio turbine with respect to the suggested aerodynamic noise control methods. The results show that the aerodynamic noise of the single-stage ultra-high expansion ratio turbine is significantly reduced after the proposed noise-control optimization, and this optimization has little impact on the turbine's aerodynamic performance.

ultra-high expansion ratio turbine; aerodynamic noise; flow characteristics; blade optimization; numerical simulation; shock wave control

2015-05-31.網(wǎng)絡(luò)出版日期：2016-06-24.

國家重點(diǎn)基礎(chǔ)研究發(fā)展計(jì)劃(613188020201).

趙辛午(1981-)，男，博士研究生；

黃洪雁(1968-)，男，教授，博士生導(dǎo)師.

黃洪雁，E-mail:huanghyhit@126.com.

10.11990/jheu.201505087

V231.3

A

1006-7043(2016)08-1076-06