吳飛， 邵萬仁， 何敬玉， 李曉東， 王德友

1.中航工業(yè)沈陽發(fā)動機設(shè)計研究所， 沈陽　110015 2.北京航空航天大學(xué) 能源與動力學(xué)院， 北京　100083

?

分開排氣式噴管噴流噪聲預(yù)測及試驗研究

吳飛1，*， 邵萬仁1， 何敬玉2， 李曉東2， 王德友1

1.中航工業(yè)沈陽發(fā)動機設(shè)計研究所， 沈陽110015 2.北京航空航天大學(xué) 能源與動力學(xué)院， 北京100083

為揭示渦扇發(fā)動機分開排氣式噴管噴流噪聲的頻譜分布和指向特性，對噴管縮比模型遠(yuǎn)聲場噴流噪聲進(jìn)行了預(yù)測及試驗研究，并開展了全尺寸噴管基準(zhǔn)型及鋸齒型噴流噪聲的預(yù)測工作。結(jié)果表明：采用Tam & Auriault方法可以預(yù)測出噴流噪聲的聲壓級值和空間指向分布，噴流噪聲具有明顯的指向性。與基準(zhǔn)型噴管相比，鋸齒型噴管具有良好的降噪效果；內(nèi)外涵鋸齒型噴管在中低頻段的降噪效果優(yōu)于內(nèi)涵鋸齒型噴管，在高頻段的降噪效果差于內(nèi)涵鋸齒型噴管；在本文研究參數(shù)范圍內(nèi)，指向角小于88° 時內(nèi)外涵鋸齒型噴管總聲壓級(OASPL)值高于內(nèi)涵鋸齒型噴管。

分開排氣式； 噴流噪聲； Tam & Auriault方法； 鋸齒型； 總聲壓級(OASPL)

分開排氣式噴管是大涵道比渦扇發(fā)動機常用的排氣裝置，在涵道比5.5以上的發(fā)動機上應(yīng)用廣泛。大涵道比渦扇發(fā)動機的噪聲源包括風(fēng)扇噪聲、噴流噪聲以及發(fā)動機內(nèi)部的壓氣機、燃燒室和渦輪產(chǎn)生的向外輻射噪聲。其中，噴流噪聲和風(fēng)扇噪聲是最主要的噪聲源[1]。隨著涵道比的增加，發(fā)動機噪聲源的特點也發(fā)生了較大的改變，其中最重要的收益就是噴流噪聲得到了較大的控制，盡管如此，飛機起飛時噴流噪聲仍占主導(dǎo)地位。噴流噪聲不僅是軍用飛機固有的目標(biāo)特征，而且也是社會普遍關(guān)注的公害之一，降低航空發(fā)動機的噴流噪聲在軍用和民用等方面有著重要的現(xiàn)實意義[2]。采用鋸齒型噴管，利用鋸齒產(chǎn)生的流向渦[3-4]，加強噴流與周圍大氣環(huán)境的混合[5-6]以降低噴流速度,從而抑制噴流噪聲。

Saiyed[7]和 Nesbitt[8]等在鋸齒型噴管的降噪性能和發(fā)動機的推力損失方面做了大量研究，結(jié)果表明，鋸齒型噴管使噪聲從低頻段向高頻段遷移，發(fā)動機推力損失較小。單勇等[2]針對鋸齒型噴管齒數(shù)的變化對降噪效果的影響進(jìn)行了分析，結(jié)果表明，在一定的齒數(shù)范圍內(nèi)，增加齒數(shù)可以導(dǎo)致低頻段降噪量的增加，同時增大高頻噪聲，但是當(dāng)齒數(shù)達(dá)到一定值時，增加齒數(shù)對高頻噪聲的影響并不明顯。Saiyed[9]和Callender[4]等對帶有吊掛的分開排氣式系統(tǒng)進(jìn)行了大量的測試，優(yōu)化后的鋸齒結(jié)構(gòu)在飛機起飛時可以降低噪聲約2.7 EPNdB (EPNdB為有效感覺噪聲分貝)。因此，鋸齒型噴管是目前認(rèn)為降低中高涵道比發(fā)動機噴流噪聲的最好方法之一。

自Lighthill[10]于1952年通過重組Navier-Stokes 方程得到Lighthill 方程后，氣動聲學(xué)及噴流噪聲的預(yù)測就沿著聲類比的方向發(fā)展，能夠應(yīng)用經(jīng)典聲學(xué)的方法求解氣動噪聲，并且得到了速度8次方等有意義的結(jié)果，但從Lighthill 方程出發(fā)，聲源項中包含太多非真實聲源信息，聲場求解的準(zhǔn)確性很大程度上受到聲源?；挠绊憽Ｓ捎诮?jīng)典聲類比理論的固有缺陷，如不能考慮聲場與流場如何相互作用等問題，因而制約了其進(jìn)一步發(fā)展。進(jìn)入20世紀(jì)80～90年代，隨著試驗數(shù)據(jù)的豐富，Tam[11]通過分析大量數(shù)據(jù)得出湍流噪聲與噴流流動一樣也具有相似性，并把湍流噪聲與湍流對應(yīng)，分為大尺度湍流噪聲和小尺度湍流噪聲，其中大尺度湍流噪聲局限于馬赫錐內(nèi)，在下游占主導(dǎo)，而小尺度湍流噪聲在各個方向趨于同性。Tam和Auriault[12]認(rèn)為湍流發(fā)聲是湍流脈動造成的，并把其與氣體分子脈動產(chǎn)生的壓力做類比，提出了唯一不同于聲類比的小尺度噴流噪聲預(yù)測(Tam & Auriault，TA)方法，并且通過一系列算例證明了該方法的有效性[11,13-15]。

本文應(yīng)用TA方法對渦扇發(fā)動機分開排氣式噴管縮比模型進(jìn)行噴流噪聲預(yù)測及試驗研究，獲得噴流噪聲遠(yuǎn)聲場聲壓級頻譜分布規(guī)律及指向特性，并開展全尺寸噴管基準(zhǔn)型及鋸齒型噴流噪聲的預(yù)測工作。

1　噪聲預(yù)測方法

1.1出發(fā)方程

TA方法從略去黏性項的線化雷諾平均方程出發(fā)，采用圓柱坐標(biāo)系，坐標(biāo)原點為噴管出口中心，出發(fā)方程為

(1)

(2)

(3)

(4)

噴流局部假設(shè)平行流，即

式中：p0和ρ分別為環(huán)境壓強和密度。

1.2聲源模型

在TA方法中，Tam和Auriault[12]將聲源定義為一個2點時空相關(guān)函數(shù)，并提出了高斯形式的?；绞?，具體形式為

(5)

其中：k和ε分別為湍動能和湍流耗散率；A=0.755；cl=0.256；cτ=0.233。

Tam等通過分析一系列的試驗結(jié)果發(fā)現(xiàn)，在熱噴流中2點時空相關(guān)函數(shù)會隨著時空分離的增加迅速衰減。物理上表明，湍流中的渦更快地耗散，這個過程會對聲音輻射產(chǎn)生一定影響。因此，Tam和Pastouchenko[15]對原有的聲源?；瘮?shù)進(jìn)行修改,考慮小尺度湍流噪聲產(chǎn)生和傳播過程的變化，提出一種更加通用的小尺度湍流噪聲聲源模型?；绞?，具體形式為

(6)

式中：Kυ為υ階貝塞爾函數(shù)；Γ(υ)為Gamma函數(shù)。

新的聲源模型可以化簡為原聲源模型，因此可以認(rèn)為新的聲源模型是一個可計算冷噴流和熱噴流噪聲的通用聲源模型。

1.3譜密度

依據(jù)TA方法，遠(yuǎn)場中一點的譜密度[15]為

iω2t2]δ(ω-ω2)dω1dω2dt1dt2dx1dx2

(7)

式中：pa(x1,x,ω1)為源點為x、觀察點為x1的伴隨格林函數(shù)；ω1、ω2為角頻率；δ為δ函數(shù)。

將新的聲源?；酱胱V密度計算公式(7)可得

iω1t1+iω2t2]δ(ω-ω2)dω1dω2dt1dt2dx1dx2

(8)

通過積分推導(dǎo)，最終的譜密度計算公式為

(9)

式中：Vjet為噴流出口速度；θ為指向角；ω為角頻率；a∞為遠(yuǎn)場聲速。

式中：cη=2.159 9；B=0.806；clρ=-0.026；cτρ=-0.252 7。

2　試驗系統(tǒng)

2.1試驗設(shè)施及測試方案

試驗在北京航空航天大學(xué)流體與聲學(xué)試驗室的全消聲室中進(jìn)行。熱噴流噪聲試驗臺如圖1所示，主要包括控制裝置、燃油動力裝置、燃燒室、試驗段、氣流控制段以及氣源部分?？刂蒲b置位于消聲室外部，主要包括點火加溫系統(tǒng)、燃油調(diào)節(jié)閥、總溫顯示器和總壓顯示器等。燃油動力裝置主要給燃燒室供給航空煤油，供油量由燃油調(diào)節(jié)閥控制。

圖1　熱噴流噪聲試驗臺Fig.1　Hot jet noise rig

安裝消聲尖劈后的消聲室凈空間尺寸為8.9m×6.8m×4.65m，截止頻率為200Hz。在試驗內(nèi)外涵噴流速度低于馬赫數(shù)1.5時，試驗室氣源可以提供1min以上的連續(xù)干燥壓縮空氣，本次試驗工作馬赫數(shù)在0.1～0.9范圍內(nèi)。噴流噪聲試驗臺的壓力控制閥可以保證出口壓力精度為1.5%。聲場測量選用B&K傳聲器與CH-16型電容傳聲器(直徑6mm電容傳聲器，相當(dāng)于1/4in(1in=2.54cm)電容傳聲器，動態(tài)范圍：56～170dB，靈敏度：1.33mV/Pa)。傳聲器在每次試驗前都重新標(biāo)定，并記錄試驗前后的溫度、大氣壓力。

采用在弧型支架上布置傳聲器陣列的方法進(jìn)行聲場測量。在噴管尾錐端面中心為圓心的64D(D為噴管內(nèi)涵出口直徑)弧型支架上，每隔15°放置一個傳聲器。指向角θ規(guī)定為傳聲器所處位置的徑向與噴管軸向的夾角，本次試驗以指向角45° 和150° 為起始角和終止角(見圖2)。弧型支架上安裝有可調(diào)節(jié)位置的傳聲器套，同時起到固定傳聲器的作用。通過遠(yuǎn)場測量裝置可以對噴流噪聲試驗臺一定范圍內(nèi)的任意位置進(jìn)行測量，而且定位準(zhǔn)確，操作簡單，拆裝方便。對試驗臺以及數(shù)據(jù)采集設(shè)備進(jìn)行消聲處理，表面覆蓋消聲海綿。

圖2　遠(yuǎn)聲場測量方案示意圖Fig.2　Schematic diagram of far-field measurement

2.2試驗工況

熱噴流噪聲試驗參數(shù)見表1。內(nèi)涵馬赫數(shù)為0.76，外涵馬赫數(shù)為0.86。

2.3試驗件設(shè)計

分開排氣式噴管試驗件模型(見圖3)由渦扇發(fā)動機流路尺寸縮比而成，主要由外涵通道、內(nèi)涵通道、整流內(nèi)錐及吊掛等組成。試驗件模型包括基準(zhǔn)型和鋸齒型，其中鋸齒型噴管內(nèi)外涵均為12齒，切入角為18°。

表1　熱噴流噪聲試驗參數(shù)

圖3　分開排氣式噴管試驗件Fig.3　Separated exhaust nozzle for experiment

3　模型噪聲試驗及預(yù)測結(jié)果分析

3.1遠(yuǎn)聲場聲壓級頻譜

圖4為遠(yuǎn)聲場聲壓級(SPL)頻譜預(yù)測與試驗結(jié)果比較。圖中：pre和exp分別為預(yù)測值和試驗值；Basic和Chevron分別為基準(zhǔn)型和鋸齒型噴管?？梢?，各個觀測點處聲壓級的計算值和試驗值變化規(guī)律類似，都是隨著斯特勞哈爾數(shù)(St=fD/U，f為頻率，U為內(nèi)涵噴管出口速度)增加呈現(xiàn)先增大后減小趨勢。忽略截止頻率附近的聲壓反射和傳聲器自身測量誤差，計算結(jié)果與試驗值的吻合性比較好，頻譜聲壓級誤差最大值只有4 dB，滿足計算需求。因此，本文提出的數(shù)值方法計算分開排氣式噴管噴流噪聲是合理可行的。

圖4　遠(yuǎn)聲場聲壓級頻譜預(yù)測與試驗結(jié)果比較Fig.4　Frequency spectrum of far-field sound pressure level for comparison of experiment with calculation

由于篇幅限制，本文只給出部分指向角的預(yù)測與試驗結(jié)果。為了更好地研究鋸齒型噴管在噴流各個方向的降噪特性，本文選取指向角θ為60°、90° 及120° 觀測點試驗數(shù)據(jù)進(jìn)行分析。通過圖4可以看出，鋸齒型噴管在噴流的3個指向角方向觀測點都可以不同程度降低噴流中低頻段噪聲，同時引起高頻段噪聲增加。鋸齒型噴管在指向角60° 觀測點的低頻段峰值聲壓級降噪量最高為4 dB，在指向角90° 方向的低頻段降噪量居于指向角60° 和120° 的降噪量之間，而在指向角120° 方向具有最好的低頻段降噪效果，其峰值聲壓級降噪量可達(dá)5.5 dB。高頻段噪聲在噴流的各個方向都有一定程度的增加，下游方向增加最小，增量大約為1 dB，上游方向增量最大為2～3 dB。

產(chǎn)生上述現(xiàn)象的原因是：亞聲速噴流噪聲主要為湍流混合噪聲[11,16]。Tam等認(rèn)為湍流混合噪聲是由大尺度渦系結(jié)構(gòu)產(chǎn)生的低頻噪聲和小尺度渦系結(jié)構(gòu)產(chǎn)生的高頻噪聲組成。鋸齒結(jié)構(gòu)增加邊界層的摻混，抑制大尺度渦系的產(chǎn)生，使大尺度渦系向小尺度渦系轉(zhuǎn)變，導(dǎo)致噴流噪聲的頻譜特性呈現(xiàn)中低頻段噪聲降低，高頻段噪聲升高。由于高頻聲波在傳播過程中衰減速度要遠(yuǎn)高于低頻聲波，因此達(dá)到了降低噴流噪聲的目的。大尺度渦系結(jié)構(gòu)所生成的低頻噪聲主要向下游傳播[17-18]，小尺度渦系結(jié)構(gòu)所生成的高頻噪聲在上游方向占據(jù)主導(dǎo)地位，從而導(dǎo)致噴管下游方向的低頻段噪聲降噪量最大，上游方向的高頻段噪聲增加量也最為明顯。

3.2遠(yuǎn)聲場噪聲指向特性

圖5為基準(zhǔn)型和鋸齒型噴管遠(yuǎn)聲場總聲壓級(OASPL)分布。噪聲總聲壓級預(yù)測值分布規(guī)律與試驗數(shù)據(jù)趨勢一致。在試驗工況(內(nèi)涵馬赫數(shù)為0.76，外涵馬赫數(shù)為0.86，熱噴流溫度Thot=873 K)下，鋸齒型噴管(12齒、切入角18° 內(nèi)涵噴管與12齒、切入角18° 外涵噴管的組合)在噴管上游方向、中游方向和下游方向均有一定降噪效果。指向角60° 觀測點處總聲壓級試驗值小于45° 觀測點處，原因在于45° 方向的傳聲器距離試驗件外涵管道較近，試驗時傳聲器受到聲反射的影響。

圖5　遠(yuǎn)聲場噪聲指向特性對比結(jié)果Fig.5　Comparison results of directivity for far-field noise

4　全尺寸噴管噴流噪聲預(yù)測

在計算工況(內(nèi)涵馬赫數(shù)為0.8，Thot=873 K；外涵馬赫數(shù)為0.2，冷噴流溫度Tcold=286 K)下，應(yīng)用經(jīng)過試驗驗證的TA方法對全尺寸分開排氣式噴管進(jìn)行了噴流噪聲聲壓級頻譜及指向性預(yù)測，接收點位于距離噴管出口尾錐端面中心64D位置處。圖6給出了全尺寸分開排氣式噴管的計算模型，內(nèi)涵鋸齒型為12齒、切入角18° 內(nèi)涵噴管與外涵基準(zhǔn)型噴管的組合；內(nèi)外涵鋸齒型為12齒、切入角18° 內(nèi)涵噴管與12齒、切入角18° 外涵噴管的組合。

圖6　全尺寸分開排氣式噴管模型Fig.6　Full-scale model of separated exhaust nozzle

圖7給出了基準(zhǔn)型、內(nèi)涵鋸齒型及內(nèi)外涵鋸齒型噴管在指向角60°、90° 及120° 方向的遠(yuǎn)聲場聲壓級頻譜對比結(jié)果。可以看出，相比基準(zhǔn)型噴管，內(nèi)涵鋸齒型噴管在指向角60° 和90° 方向觀測點處中低頻段噪聲降低，高頻段噪聲增加，而在指向角120° 觀測點處，內(nèi)涵鋸齒型噴管在整個頻譜范圍內(nèi)噴流噪聲聲壓級均降低。內(nèi)外涵鋸齒型噴管在指向角60°、90°及120° 方向觀測點處中低頻段噪聲降低，高頻段噪聲增加。內(nèi)外涵鋸齒型噴管在指向角60°、90° 和120° 方向觀測點處峰值聲壓級降噪量分別約為1.0、1.8和2.5 dB。與內(nèi)涵鋸齒型噴管相比，內(nèi)外涵鋸齒型噴管能夠更好地降低中低頻段噴流噪聲，但會引起高頻段噴流噪聲的增加。因為外涵鋸齒的添加使得流場中引入了更多的小尺度湍流渦，導(dǎo)致大尺度湍流渦減少，從而使得低頻噪聲降低，高頻噪聲增加。

圖8為遠(yuǎn)聲場噪聲指向特性預(yù)測值分布。與基準(zhǔn)型噴管相比，鋸齒型噴管能夠在各個指向角觀測點處降低噴流噪聲的總聲壓級。隨著指向角增加，噴流噪聲總聲壓級先增加后減小，在150° 處達(dá)到最大。這是由于高溫排氣流與大氣環(huán)境之間的邊界層上出現(xiàn)聲折射現(xiàn)象的緣故,導(dǎo)致噴流軸線附近總聲壓級值降低。內(nèi)涵鋸齒型噴管和內(nèi)外涵鋸齒型噴管在指向角150° 觀測點處總聲壓級值分別降低為2.6 dB和3.0 dB。

指向角88° 附近處存在內(nèi)涵鋸齒型噴管與內(nèi)外涵鋸齒型噴管總聲壓級數(shù)值的交點。隨著指向角向上游方向變化，內(nèi)外涵鋸齒型噴管的總聲壓級數(shù)值會高于內(nèi)涵鋸齒型噴管。從圖7中的計算結(jié)果可以看出，相比內(nèi)涵鋸齒型噴管，內(nèi)外涵鋸齒型噴管更能夠降低中低頻段的噴流噪聲，但其高頻段噪聲的增加比較明顯，因此導(dǎo)致上游方向總聲壓級數(shù)值升高。

圖7　不同指向角下遠(yuǎn)聲場聲壓級頻譜對比結(jié)果Fig.7　Comparison results of frequency spectrum for far-field sound pressure level in different directional angles

圖8　遠(yuǎn)聲場噪聲指向特性預(yù)測值Fig.8　Directivity of far-field noise prediction

5　結(jié)　論

1) TA方法得到的預(yù)測結(jié)果與試驗結(jié)果基本吻合，頻譜聲壓級誤差最大值為4 dB，滿足計算需求。

2) 試驗結(jié)果表明，與基準(zhǔn)型噴管相比，鋸齒型噴管具有良好的降噪效果。鋸齒型噴管能夠降低遠(yuǎn)聲場中低頻段聲壓級，同時引起高頻段聲壓級的增加及總聲壓級數(shù)值降低。

3) 鋸齒組合方式對遠(yuǎn)聲場聲壓級頻譜影響較大。內(nèi)外涵鋸齒型噴管在中低頻段的降噪效果優(yōu)于內(nèi)涵鋸齒型噴管，高頻段降噪效果差于內(nèi)涵鋸齒型噴管。

4) 鋸齒組合方式對遠(yuǎn)聲場總聲壓級分布影響較大。在本文研究參數(shù)范圍內(nèi)指向角小于88°時，內(nèi)外涵鋸齒型噴管總聲壓級值高于內(nèi)涵鋸齒型噴管。

[1]SILVA C R I, ALMEIDA O, MENEGHINI J R．Numerical and empirical approaches for jet noise reduction investigation of co-flow effects: AIAA-2009-3405[R]． Reston: AIAA， 2009．

[2]單勇， 張靖周， 邵萬仁， 等. 冠狀噴口抑制渦扇發(fā)動機噴流噪聲試驗和數(shù)值研究[J]. 航空學(xué)報, 2013, 34(5): 1046-1055.

SHAN Y, ZHANG J Z, SHAO W R, et al. Experimental and numerical research on jet noise suppression with chevron nozzle for turbofan engines[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2013, 34(5): 1046-1055 (in Chinese).

[3]HENDERSON B， KINZIE K． Aeroacoustic improvements to fluidic chevron nozzles: AIAA-2006-2706[R]． Reston: AIAA， 2006．

[4]CALLENDER B, GUTMARK E, MARTENS S. Far-field acoustic investigation into chevron nozzle mechanisms and trends[J]. AIAA Journal, 2005, 43(1): 87-95.

[5]CALKINS F T， BUTLER G W．Variable geometry chevrons for noise reduction: AIAA-2006-2546[R]． Reston: AIAA， 2006．

[6]NESBITT E, ELKOBY R, BHAT T, et al．Correlating model-scale and full-model test resulets of dual flow nozzlejets: AIAA-2002-2487[R]． Reston: AIAA， 2002．

[7]SAIYED N H, BRIDGES J, MIKKELSEN K. Acoustics and thrust of quiet separate-flow high-bypass-ratio nozzles[J]. AIAA Journal, 2003, 41(3): 372-378.

[8]NESBITT E, MENGLE V, CZECH M, et al. Flight test results for uniquely tailored propulsion-airframe aero-acoustic chevrons: Community noise: AIAA-2006-2438[R]. Reston: AIAA, 2006.

[9]SAIYED N H, MIKKELSEN K L, BRIDGES J E. Acoustics and thrust of separate-flow exhaust nozzles with mixing devices for high-bypass-ratio engines: AIAA-2000-1961[R]. Reston: AIAA, 2000.

[10]LIGHTHILL M J. On sound generated aerodynamically. I. General theory[J]. Proceedings of the Royal Society of London. Series A, Mathematical and Physical Sciences, 1952, 211(1107): 564-587.

[11]TAM C. Jet noise: Since 1952[J]. Theoretical & Computational Fluid Dynamics, 1998, 10(1-4): 393-405.

[12]TAM C, AURIAULT L. Jet mixing noise from fine-scale turbulence[J]. AIAA Journal, 1999, 37(2): 145-153.

[13]TAM C, PASTOUCHENKO N, AURIAULT L. Effects of forward flight on jet mixing noise from fine-scale turbulence[J]. AIAA Journal, 2001, 39(7): 1261-1269.

[14]TAM C, PASTOUCHENKO N. Noise from fine-scale turbulence of nonaxisymmetric jets[J]. AIAA Journal, 2002, 40(3): 456-464.

[15]TAM C, PASTOUCHENKO N. Fine-scale turbulence noise form hot jets[J]. AIAA Journal, 2005, 43(8): 1675-1683.

[16]TAM C, GOLEBIOWSKI M, SEINER J M. On the two components of turbulent mixing noise from supersonic jets： AIAA-1996-1716[R]. Reston: AIAA, 1996.

[17]CROW S C, CHAMPAGNE F H. Orderly structure in jet turbulence[J]. Journal of Fluid Mechanics, 1971, 48(3): 547-591.

[18]BROWN G L, ROSHKO A. On density effects and large structure in turbulent mixing layers[J]. Journal of Fluid Mechanics, 1974, 64(4): 775-816.

吳飛男， 碩士， 工程師。主要研究方向： 噴管及排氣裝置設(shè)計、 噴流噪聲抑制技術(shù)。

Tel.: 024-24281489

E-mail: wf606_2011@163.com

邵萬仁男， 博士， 研究員。主要研究方向： 噴流噪聲抑制技術(shù)。

Tel.: 024-24281538

E-mail: 13591462786@163.com

Experimental and prediction research on jet noise forseparated exhaust nozzle

WU Fei1，*， SHAO Wanren1， HE Jingyu2， LI Xiaodong2， WANG Deyou1

1. AVIC Shenyang Aeroengine Design and Research Institute, Shenyang110015, China 2. School of Energy and Power Engineering, Beihang University， Beijing100083， China

In order to reveal the distribution of frequency spectrum and directivity for the separated exhaust nozzle, prediction and experiment are conducted for scaled mode, then full-scale nozzle model of basic and chevron are calculated. The result shows that Tam & Auriault’s jet noise prediction theory is used to predict the noise spectra and direction of far-field noise, and jet noise possesses obvious direction. Compared with basic nozzle, the reduced effect of jet noise with chevron is better. Chevrons are fixed only in primary nozzles which have worse ability of low-frequency noise reduction and the high-frequency noise increase by contrast with chevrons which are fixed in primary and bypass nozzles. The overall sound pressure level (OASPL) value of chevrons which are fixed only in primary nozzles is less than that of chevrons fixed in primary and bypass nozzles at the angle of directivity smaller than 88° in this paper.

separated exhaust； jet noise； Tam & Auriault’ method； chevron； overall sound pressure level (OASPL)

2015-04-07； Revised： 2015-08-06； Accepted： 2015-09-16； Published online： 2015-10-1615:45

National Basic Research Program of China(2012CB720201)

. Tel.： 024-24281489E-mail: wf606_2011@163.com

2015-04-07；退修日期：2015-08-06；錄用日期：2015-09-16；

時間：2015-10-1615：45

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20151016.1545.002.html

國家“973”計劃 (2012CB720201)

.Tel.： 024-24281489E-mail: wf606_2011@163.com

10.7527/S1000-6893.2015.0257

V231.1

A

1000-6893(2016)06-1790-08

引用格式： 吳飛， 邵萬仁， 何敬玉， 等． 分開排氣式噴管噴流噪聲預(yù)測及試驗研究[J]． 航空學(xué)報, 2016, 37(6): 1790-1797. WU F, SHAO W R, HE J Y, et al. Experimental and prediction research on jet noise for separated exhaust nozzle[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2016, 37(6): 1790-1797 (in Chinese).

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn

URL： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20151016.1545.002.html