許坤波，喬渭陽，霍施宇，程顥頤, 仝帆

1.西北工業(yè)大學(xué) 動力與能源學(xué)院，西安 710072 2.航空工業(yè)飛機(jī)強(qiáng)度研究所 三十二室，西安 710065

基于旋轉(zhuǎn)軸向陣列的風(fēng)扇寬頻噪聲實驗

許坤波1,*，喬渭陽1，霍施宇2，程顥頤1, 仝帆1

1.西北工業(yè)大學(xué) 動力與能源學(xué)院，西安 710072 2.航空工業(yè)飛機(jī)強(qiáng)度研究所 三十二室，西安 710065

航空發(fā)動機(jī)降噪研究迫切需要一種葉輪機(jī)械管道內(nèi)寬頻噪聲測量方法來指導(dǎo)降噪設(shè)計。本文通過對陣列測量的聲壓信號進(jìn)行互相關(guān)分析，得到管道內(nèi)順流和逆流傳播的模態(tài)聲功率結(jié)果。安裝在風(fēng)扇實驗臺進(jìn)口段的傳聲器陣列由2排周向間隔180°的軸向陣列組成，每排陣列有14個等間距的傳聲器。陣列安裝在可周向旋轉(zhuǎn)的測量段上，實驗中測量段每隔6°旋轉(zhuǎn)一次，共獲得840個測點位置的聲場信號。結(jié)果表明入射波與反射波最大可相差10 dB。模態(tài)分解結(jié)果表明，轉(zhuǎn)靜干涉模態(tài)是轉(zhuǎn)子通過頻率及其諧頻處的主導(dǎo)模態(tài)。利用不同參考信號計算出的聲場結(jié)果相同，說明該實驗測試方法對參考信號位置沒有特殊要求，進(jìn)一步說明該方法有很好的適用性。

寬頻噪聲；模態(tài)；陣列；葉輪機(jī)械；風(fēng)扇

商用飛機(jī)的噪聲問題始終是社會關(guān)注的焦點，其中航空發(fā)動機(jī)噪聲在大多數(shù)飛行狀態(tài)下都是其主要的噪聲源。航空發(fā)動機(jī)噪聲包括單音噪聲(例如轉(zhuǎn)子自噪聲，蜂鳴聲和轉(zhuǎn)靜干涉噪聲)和寬頻噪聲[1]。

隨著對容易控制的航空葉輪機(jī)單音噪聲源和噴流噪聲源進(jìn)行有效控制，湍流寬頻噪聲逐漸成為發(fā)動機(jī)主要噪聲源，特別是處于湍流流場中高速旋轉(zhuǎn)的葉輪機(jī)葉片產(chǎn)生的寬頻噪聲[2]。對于管道內(nèi)多個模態(tài)的傳播特性，Morfey[3-5]、Rice[6-7]、Farassat[8]和Abom[9]等進(jìn)行了深入的探索。研究表明管道內(nèi)模態(tài)是以螺旋旋轉(zhuǎn)的方式向上下游進(jìn)行輻射傳播，高階模態(tài)的傳播特性非常依賴于頻率，針對管道模態(tài)的截止特性成功地進(jìn)行了預(yù)測和驗證。當(dāng)管道內(nèi)有均勻氣體流動時，單個模態(tài)輻射的聲功率與無氣流時的結(jié)果存在一個系數(shù)對應(yīng)關(guān)系，這個系數(shù)與馬赫數(shù)相關(guān)。當(dāng)管道內(nèi)存在氣流時，對管道內(nèi)聲壓進(jìn)行準(zhǔn)確測量變成了難題，因為傳聲器接收的壓力脈動信息不僅包含聲壓脈動，還包含湍流壓力脈動。Chung[10]基于假設(shè)三個不同位置的麥克風(fēng)測量的湍流壓力脈動是互不相關(guān)的，通過對測量信號進(jìn)行互相關(guān)來消除湍流壓力脈動的干擾，但這種方法僅對聲場是完全相關(guān)的情況有效。柏林工業(yè)大學(xué)Michalke教授等[11-13]于20世紀(jì)90年代研究了管道內(nèi)聲場的相干特性。當(dāng)聲源是單個質(zhì)量源單極子時，管道內(nèi)聲壓是完全相關(guān)的，因而所有模態(tài)也是相關(guān)的。并提出一種檢驗管道內(nèi)聲場相關(guān)性的方法，指出只有當(dāng)聲場是完全相關(guān)的，聲壓頻譜才能通過3個測點處的互譜密度計算出來。

在氣流管道內(nèi)聲波信號相干性理論的研究工作基礎(chǔ)上，并基于圓柱形氣流管道內(nèi)聲波運(yùn)動方程理論分析解和統(tǒng)計平均概念，德國宇航院(DLR)的Enghardt[14]和Tapken等[15-16]首次提出并證實葉輪機(jī)械管道內(nèi)部的湍流隨機(jī)寬頻噪聲仍然是以統(tǒng)計平均的模態(tài)波形式傳播。在假定不同聲模態(tài)之間互不相關(guān)且湍流寬頻噪聲平均聲場是恒定的前提下，提出了一種寬頻噪聲聲功率評估方法，他們通過將傳聲器陣列測量信號與管道內(nèi)固定位置參考信號進(jìn)行相干分析，獲得氣流管道內(nèi)向前和向后傳播的模態(tài)波幅值信息，進(jìn)而得到總聲功率。針對管道內(nèi)聲模態(tài)實驗測量，NASA[17]、DLR[18-19]、漢諾威大學(xué)[20-21]和佛羅倫薩大學(xué)[22]使用了軸向陣列和徑向陣列對管道內(nèi)聲場進(jìn)行了測量，結(jié)果表明徑向陣列會受到尾跡氣流的影響，并且其對加工和安裝精度很敏感。軸向陣列雖然可以不受尾跡的影響，但是需要在流動方向布置數(shù)圈測點。當(dāng)頻率增大時，所需要安裝的傳聲器總個數(shù)呈指數(shù)增長，這就使得該方法的實用性大大降低。

本文設(shè)計加工了一種新型旋轉(zhuǎn)測量裝置，該裝置可以讓布置于壁面的傳聲器陣列沿著周向進(jìn)行旋轉(zhuǎn)測量，從而大大減少了聲學(xué)測量所需的傳聲器總個數(shù)，并有效地拓寬了聲學(xué)研究頻率范圍。為了進(jìn)一步保證聲學(xué)測量中的相位穩(wěn)定性，首次通過單個數(shù)字采集器對軸轉(zhuǎn)動信息和聲壓信號進(jìn)行同步采集，從而大大增加了數(shù)據(jù)信噪比。實驗中在風(fēng)扇進(jìn)口段安裝了兩排軸向傳聲器陣列，每排陣列由14個等間距分布的傳聲器組成，兩排陣列周向間隔180°。聲學(xué)測量中每旋轉(zhuǎn)6°采集一次，實驗中旋轉(zhuǎn)半圈共可得到840 個測點位置的聲場信息。通過相關(guān)分析得到各模態(tài)波的幅值頻譜，進(jìn)而求得管道內(nèi)順流和逆流傳播的聲功率頻譜。該方法可以用于評估聲襯或其他降噪設(shè)備的有效性。

1 實驗對象和測量設(shè)備

1.1 風(fēng)扇實驗臺

實驗對象是西北工業(yè)大學(xué)葉輪機(jī)械氣動力學(xué)和氣動聲學(xué)實驗室的單級低速軸流風(fēng)扇實驗件NPU-Fan。實驗件的設(shè)計參數(shù)如表1所示。風(fēng)扇管道內(nèi)轉(zhuǎn)靜干涉模態(tài)截通特性如表2所示，表中：BPF(Blade Passing Frequency)為葉片通過頻率；m為周向模態(tài)數(shù)；Nn為諧波數(shù)；K為整數(shù)；B和V分別為轉(zhuǎn)、靜葉片數(shù)。

為了更精確地測量管道內(nèi)聲場特性，消除不必要的噪聲污染，實驗的聲學(xué)環(huán)境尤為重要。本次實驗對現(xiàn)有的風(fēng)扇實驗臺進(jìn)行了必要的聲學(xué)實驗條件改善，主要包括：

1) 將風(fēng)扇進(jìn)口段、聲學(xué)測量段放置于飛機(jī)強(qiáng)度所(ASRI)的半消聲室內(nèi)部，如圖1(a)所示，目的是為了減少和消除外部噪聲反射到風(fēng)扇進(jìn)口測量段。

2) 增加安裝風(fēng)扇排氣吸聲管道，如圖1(b)所示，目的是為了減少排氣段產(chǎn)生的額外噪聲，并消除排氣噪聲向進(jìn)口管道的輻射。

表1 風(fēng)扇主要設(shè)計參數(shù)Table 1 Main design parameters of fan

表2 NPU-Fan轉(zhuǎn)靜干涉模態(tài)分析

圖1 放置于飛機(jī)強(qiáng)度研究所半消聲室內(nèi)的NPU-FanFig.1 NPU-Fan in semi-anechoic room of Aircraft Strength Research Institute (ASRI)

1.2 聲學(xué)測量設(shè)備

風(fēng)扇試驗臺簡圖如圖2所示。聲學(xué)測量裝置安放在風(fēng)扇進(jìn)口段，距轉(zhuǎn)子葉尖前緣1.90 m。實驗中采用旋轉(zhuǎn)陣列來對管道聲場進(jìn)行測量，即傳聲器陣列安裝在旋轉(zhuǎn)機(jī)匣上(圖3(a)所示)。這樣做的好處是可以通過安裝少量的傳聲器來獲得更多位置處的聲壓信息。實驗中安裝了2排軸向陣列，每排陣列由14個等間距分布的傳聲器組成，軸向間距為2.4 cm，2排陣列周向相隔180°。為了達(dá)到周向定角度聲學(xué)測量的目的，旋轉(zhuǎn)測量段設(shè)計成由步進(jìn)電機(jī)驅(qū)動，步進(jìn)電機(jī)單次脈沖帶動齒輪旋轉(zhuǎn)的角度是固定的。本次實驗中周向每旋轉(zhuǎn)6°進(jìn)行一次測量。實驗中在旋轉(zhuǎn)測量段上游20 cm處放置了2個位置固定的傳聲器，其軸向位置如圖2所示。周向位置如圖3(b)所示，兩者相隔100°。實驗中聲學(xué)信號和紅外信號同時由Müeller-BBM PAK Mobile MK-Ⅱ數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)采集，采樣頻率是16 384 Hz，每個測點采集時間是12 s。

圖2 風(fēng)扇實驗臺簡圖Fig.2 Diagram of fan rig

圖3 聲學(xué)測量裝置示意圖Fig.3 Schematic of noise measurement device

1.3 紅外傳感器

對于旋轉(zhuǎn)測量，由于各周向測點位置的聲場信息不是同時采集，因此各周向測量位置處的聲學(xué)信號之間的相位差不是恒定的。因此雖然旋轉(zhuǎn)陣列相較于固定陣列優(yōu)勢明顯，但其難點是保證各測點處的聲壓信號相位差穩(wěn)定。本次實驗中為了保證每次測量時對應(yīng)的轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)動位置相同，實驗中在轉(zhuǎn)子前緣的機(jī)匣壁面安裝了紅外傳感器(圖2所示)，反射膠紙放置于輪轂處。轉(zhuǎn)子單次旋轉(zhuǎn)可測量到單次脈沖信號(如圖4所示)。

圖4 紅外傳感器采集的脈沖信號Fig.4 Pulse signal acquired by infrared sensor

2 寬頻噪聲測試方法

2.1 管道聲學(xué)理論

在以下假定條件下：

1) 不可壓縮介質(zhì)，等熵流動，并且忽略溫度梯度；2) 軸向和周向平均速度分布以及管道截面形狀在軸向方向保持不變；3) 沒有徑向速度分布；4) 周向和軸向流速不隨時間發(fā)生變化；5) 介質(zhì)的溫度和密度在空間和時間上都是不變的。

圓形/環(huán)形管道內(nèi)圓柱坐標(biāo)系(x,r,φ)下的聲學(xué)傳播方程可以寫成

(1)

對于聲場在圓柱或環(huán)形的硬壁管道內(nèi)傳播，式(1)可以得到一種數(shù)值解，對于某個頻率可以由模態(tài)波的線性疊加得來[1]。

(2)

式中：

(3)

(4)

(5)

(6)

(7)

模態(tài)截通頻率由式(8)可得，可知其與氣流馬赫數(shù)、管道輪轂比、管道參數(shù)相關(guān)。根據(jù)模態(tài)幅值可以通過式(9)計算出模態(tài)聲功率。

(8)

(9)

2.2 管道寬頻噪聲測量方法

在葉輪機(jī)管道內(nèi)部的湍流隨機(jī)寬頻噪聲仍然是以統(tǒng)計平均的模態(tài)形式傳播，基于圓柱形氣流管道聲波傳播方程理論分析解和統(tǒng)計平均概念，在假定不同聲模態(tài)互不相關(guān)且湍流寬頻噪聲平均聲場是穩(wěn)態(tài)的前提下，考慮到2個附標(biāo)為mic和ref的麥克風(fēng)信號，應(yīng)用式(2)，則兩個位置聲壓信號的相關(guān)結(jié)果可以寫成模態(tài)組合形式，即式(10),式中*為共軛形式。

(10)

式(10)中模態(tài)形狀函數(shù)為

(11)

為了表述方便將任意模態(tài)(m,n),(μ,ν)設(shè)為i和j，則式(10)中的大括號項變?yōu)?/p>

(12)

i≠j?m≠μ,n≠ν

(13)

式(12)最后兩項是不同階模態(tài)之間的交叉項，假設(shè)不同模態(tài)之間是不相關(guān)的，即

(14)

而且考慮到不同模態(tài)之間特征函數(shù)的正交特性，這些交叉項變得可以忽略不計，即可以略去式(12)的最后兩項，即

(15)

這樣每個截通模態(tài)會產(chǎn)生4個未知數(shù)，為減少未知數(shù)數(shù)目，可以將模態(tài)的軸向波數(shù)寫為

(16)

式中：C1、C2和kM為中間參數(shù)，無實際含義。

這樣式(15)的最后兩項可以寫為

(17)

其中未知數(shù)向量可以寫成式(18)，最終管道寬頻噪聲模態(tài)分解可以寫成式(19)形式。實際實驗操作中，通常已知數(shù)個數(shù)大于未知數(shù)個數(shù)，而且系數(shù)矩陣奇異，在求解這種系數(shù)矩陣奇異且方程超定的矩陣時，論文中采用奇異值分解方法[23-24]來進(jìn)行矩陣求解。

(18)

(19)

3 實驗測量結(jié)果和分析

根據(jù)式(8)，可以計算出各個頻率下模態(tài)截通函數(shù)。如圖5所示，實線表示截通的模態(tài)總個數(shù)，點劃線和虛線分別表示截通模態(tài)中周向和徑向模態(tài)的最高階數(shù)。在2 500 Hz時共有38個模態(tài)截通，其中周向模態(tài)最大階數(shù)為m=±9,徑向模態(tài)最大階數(shù)為n=3。隨著頻率增大，截通的模態(tài)個數(shù)急劇增多，這使得中高頻的模態(tài)分解變得更難實現(xiàn)。

對于管道內(nèi)模態(tài)分解，在了解模態(tài)截通特性后，確定模態(tài)分解的頻率范圍變得很重要。通常模態(tài)分解的頻率范圍由以下幾方面決定：

1) 矩陣求解前提是已知數(shù)大于等于未知數(shù)，因此由式(19)可知，測點個數(shù)要大于可截通模態(tài)個數(shù)的三倍，即Np≥3Nmode。

圖5 不同頻率處模態(tài)傳播個數(shù)Fig.5 Mode wave numbers at various frequencies

2) 由模態(tài)分解理論，以及奈奎斯特定理可知，要想準(zhǔn)確分解一個波形，必須滿足測點數(shù)大于等于波個數(shù)的兩倍，對于周向模態(tài)分解，為了不產(chǎn)生混淆，周向測點個數(shù)要大于兩倍周向模態(tài)階數(shù)，即Nθ≥2maxm。

3) 對于徑向模態(tài)分解，因為采用的是軸向陣列。徑向模態(tài)分解主要靠的是不同模態(tài)的軸向波數(shù)不同從而在相同的軸向間距Δx下，不同模態(tài)的相位差是不同的 ，一個徑向模態(tài)至少需要兩個軸向位置的聲壓信息進(jìn)行分解Nx≥2maxn。

對于真實實驗中的模態(tài)分解，除了滿足上述三項要求以外，還需要考慮到求解誤差的因素。因為模態(tài)分解中主要通過模態(tài)軸向波數(shù)不同來分解各個模態(tài)，因此計算各個模態(tài)的軸向波數(shù)(或者是波長)變得很有必要。圖6所示是Max=0.1時順流傳播模態(tài)的軸向波長，其波長是由軸向波數(shù)換算過來的，可以反映各個模態(tài)沿軸向的傳播特性。隨著頻率增加，不同模態(tài)的波長變得很接近而難以分辨，這會導(dǎo)致中高頻的模態(tài)更難被分解。

圖6 不同模態(tài)波的波長Fig.6 Wavelength of different modes

針對圖6反映的問題，為了分析不同頻率下的模態(tài)分解的精確性，這里通過矩陣條件數(shù)來分析模態(tài)分解的誤差情況。如式(20)所示，徑向模態(tài)分解時，其整體誤差是由系統(tǒng)矩陣條件數(shù)κ(w)決定的，條件數(shù)定義為矩陣奇異值最大值與最小值之比，如式(21)所示。通過對人為構(gòu)造周向模態(tài)幅值進(jìn)行徑向模態(tài)分解來檢驗其誤差特性。因為0階周向模態(tài)截通的徑向模態(tài)個數(shù)最多，因此數(shù)值模擬中選擇模擬m=0階模態(tài)。數(shù)值模擬中陣列形狀如圖7所示，Nx為軸向測點數(shù)，Nr為徑向測點數(shù)。為了探究實驗中的誤差傳遞特性，數(shù)值模擬設(shè)置的條件和實驗相同，即輪轂比為0，沿機(jī)匣壁面布置14個等間距的傳聲器，其軸向間距用Δx表示，陣列可沿周向每隔6°進(jìn)行測量。

(20)

(21)

圖7 旋轉(zhuǎn)陣列布置方案Fig.7 Arrangement of rotating array

圖8 不同頻率和軸向間距下的條件數(shù)結(jié)果Fig.8 Condition number results of different axial interval at various frequencies

數(shù)值模擬出的條件數(shù)隨頻率以及陣列軸向間距變化特性如圖8所示。如圖所示當(dāng)軸向間距固定時，隨著更高階徑向模態(tài)截通，其條件數(shù)有一定躍升，這和模態(tài)分解理論是符合的。圖中可以看出用軸向陣列進(jìn)行模態(tài)分解，其軸向間距的設(shè)計并不是越小越好。隨著頻率增加，條件數(shù)變得越來越大，說明數(shù)值求解已經(jīng)變得非常不可信。當(dāng)陣列軸向間距固定下來時，在一定的誤差限以內(nèi)，存在一個最大求解頻率max(kR),并且對于相同數(shù)目傳聲器組成的陣列，存在一個最佳軸向間距Δxopt,使得max(kR)最大化，這方面的研究會在后續(xù)論文中詳細(xì)討論。實驗中真實的間距是Δx/R=0.096,在圖中可以看出，在κ(w)≤100誤差限內(nèi)，可求解的最高無因次頻率約為kR=11.5,對應(yīng)頻率為2 500 Hz。

在將2.2節(jié)介紹的參考相干方法應(yīng)用于旋轉(zhuǎn)測量裝置(圖3所示)之前，本文首先將其與現(xiàn)有的成熟測量方法[16]進(jìn)行對比,從而驗證該方法的準(zhǔn)確性和可靠性。圖9給出了上述兩種方法計算出的聲功率頻譜結(jié)果，圖中：RC對應(yīng)于參考相干方法；CC對應(yīng)于互相關(guān)方法[16]；PWL(PoWer Level)為聲功率級。可以看出2種方法計算出的聲功率結(jié)果量級和頻譜形狀都符合得很好。當(dāng)頻率f>397 Hz時，2種方法測量得到的寬頻噪聲量級最大相差1 dB?？偟膩碚f2種方法都可以準(zhǔn)確地對管道內(nèi)寬頻噪聲進(jìn)行測量評估。

圖10為各個模態(tài)的聲功率頻譜圖，因為截通模態(tài)個數(shù)較多，為了更清晰和簡潔地展示寬頻范圍內(nèi)各個模態(tài)的能量分布規(guī)律，這里只挑選了其中的21個模態(tài)波。模態(tài)剛截通時，幅值都變得很大，這是數(shù)值誤差引起的。因為當(dāng)模態(tài)剛截通時，軸向波數(shù)近似為0(當(dāng)軸向馬赫數(shù)很小，即Max→0)，這時計算出的波長接近無窮大，理論上對這種波進(jìn)行采樣分析，需要在無窮長的尺度上布置測點才可以。聲壓級結(jié)果中，(1, 0)和 (2, 0)模態(tài)分別是1BPF和2BPF處的主導(dǎo)單音，這與理論是符合的。當(dāng)頻率較高時，各個模態(tài)的幅值變得很接近，也就是說各個模態(tài)在寬頻范圍內(nèi)攜帶的能量接近相同，這與通常意義中的Equal Energy Per Mode(EEPM，每個模態(tài)攜帶相同能量)符合。

圖9 兩種方法計算出的聲功率頻譜Fig.9 Sound power spectrums calculated by two methods

假設(shè)每個模態(tài)攜帶的能量為?,那么模態(tài)幅值可以寫為

(22)

當(dāng)Max?1時，式(22)可以寫為

(23)

圖10 模態(tài)聲功率頻譜Fig.10 Modal sound pressure spectra

圖11 模態(tài)(0, 0)的聲功率頻譜Fig.11 Sound power spectrum of mode (0, 0)

在上述的結(jié)果中，不管是單個模態(tài)聲功率頻譜還是管道內(nèi)總聲功率頻譜，都在多個頻率處出現(xiàn)了大量尖峰型“單音”，這些峰值出現(xiàn)的頻率并不是模態(tài)截通頻率或者轉(zhuǎn)子通過頻率。為了研究這些“單音”的產(chǎn)生源頭，這里將計算出的功率頻譜和傳聲器原始信號頻譜進(jìn)行對比分析。圖13是原始聲壓信號的聲壓級結(jié)果和求解出的管道內(nèi)聲功率頻譜對比圖，其中聲壓級結(jié)果是所有測點平均的結(jié)果。圖中可以看出兩者頻譜形狀相同，只是相差一個恒定的數(shù)值。這與理論是符合的，因為聲壓級近似等于聲強(qiáng)級，而聲功率與聲強(qiáng)級之間只差10lgS=-7.07,這與求解出的結(jié)果比較吻合。

圖12 順流和逆流傳播的聲功率結(jié)果Fig.12 Results of sound power propagating upstream and downstream

圖13 聲壓級和聲功率結(jié)果Fig.13 Sound pressure level and sound power results

4 結(jié) 論

1) 在半消聲室內(nèi)對風(fēng)扇管道內(nèi)的聲場進(jìn)行了測量，首次使用可周向旋轉(zhuǎn)的陣列對管道內(nèi)寬頻噪聲進(jìn)行模態(tài)分解研究，結(jié)果表明可以成功地分辨出管道內(nèi)部順流和逆流傳播的模態(tài)波，其中NPU-Fan的入射聲波比反射聲波能量更強(qiáng)，其聲功率結(jié)果最大相差10 dB。

2) 使用不同參考信號計算出的聲功率結(jié)果相同，這說明參考信號互相關(guān)方法對參考信號位置的選取沒有特別的要求，進(jìn)一步說明該方法有很好的魯棒性，有很好的應(yīng)用前景。

3) 隨著模態(tài)截通比增大，模態(tài)之間變得更難分辨，這時使用軸向陣列對管道模態(tài)進(jìn)行分解需要考慮到矩陣條件數(shù)對誤差傳遞的影響，并可以用此指標(biāo)來確定出可精確分辨聲波的頻率上限。

4) 模態(tài)聲壓級頻譜結(jié)果表明，模態(tài)剛截通時，幅值都變得很大，這是數(shù)值誤差引起的。在整個寬頻范圍內(nèi)，各個模態(tài)的幅值變得很接近，說明寬頻范圍內(nèi)各個模態(tài)攜帶的能量接近相同。

致 謝

感謝西北工業(yè)大學(xué)葉輪機(jī)械氣動力學(xué)和氣動聲學(xué)實驗室和中國飛機(jī)強(qiáng)度研究所三十二室、五室工作人員的大力支持。

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Experimentaloffanbroadbandnoisedeterminationbasedonrotatingaxialarrays

XUKunbo1,*,QIAOWeiyang1,HUOShiyu2,CHENGHaoyi1,TONGFan1

1.SchoolofPowerandEnergy,NorthwesternPolytechnicalUniversity,Xi’an710072,China2.The32ndResearchLaboratory,AVICAircraftStrengthResearchInstitute,Xi’an710065,China

Toreduceaircraftenginenoise,ameasurementtechniqueisurgentlyneededforbroadbandnoisedeterminationinsidetheturbomachineryducttoguidenoisereductiondesign.Inthispaper,resultsofthesoundpowerpropagatingupstreamanddownstreamaredeterminedwithcross-correlationanalysisofsoundpressure.Themicrophonearraysinstalledupstreamofthefanrigconsistof2axialarrayswithcircumferentialintervalof180°,witheacharrayhaving14equidistantmicrophones.Arraysareinstalledonarotatingduct.Intheexperiment,theductrotatesonceper6°,andthesoundpressuredataof840positionsintotalareacquired.Theincidentsoundwavescanbeasmuchas10dBhigherthanthereflectedsoundwaves.Thedecomposedmodalresultsshowthatrotor-statorinteractionmodesarethedominantmodesatbladepassingfrequencyanditsharmonics.Thedecomposedresultsareconsistentwhendifferentsensorsareusedasreferencesignalsandthusthisexperimentalmethodisnotsensitivetothereferencesignalposition,showinggoodapplicabilityofthemethod.

broadbandnoise;mode;array;turbomachinery;fan

2017-01-15；Revised2017-05-15；Accepted2017-06-05;Publishedonline2017-06-121142

URL：http://hkxb.buaa.edu.cn/CN/html/20171102.html

s：NationalNaturalScienceFoundationofChina(51476134);China-EuropeanUnionInternationalCooperationProjectonAviationScience(688971)

.E-mailspiritkb@mail.nwpu.edu.cn

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

10.7527/S1000-6893.2017.121132

V231.3

A

1000-6893(2017)11-121132-11

2017-01-15；退修日期2017-05-15；錄用日期2017-06-05;< class="emphasis_bold">網(wǎng)絡(luò)出版時間

時間：2017-06-121142

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國家自然科學(xué)基金 (51476134)；中國-歐盟航空科技國際合作項目(688971)

.E-mailspiritkb@mail.nwpu.edu.cn

許坤波，喬渭陽，霍施宇，等．基于旋轉(zhuǎn)軸向陣列的風(fēng)扇寬頻噪聲實驗J．航空學(xué)報,2017,38(11):121132.XUKB,QIAOWY,HUOSY,etal.ExperimentaloffanbroadbandnoisedeterminationbasedonrotatingaxialarraysJ.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2017,38(11):121132.

(責(zé)任編輯：張晗)