蔣樹杰，劉菲菲，陳 剛

(1.中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心，四川 綿陽 621000；2.西安交通大學(xué) 航天航空學(xué)院機(jī)械結(jié)構(gòu)強(qiáng)度與振動(dòng)國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，西安 710049；3.陜西省先進(jìn)飛行器服役環(huán)境與控制重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，西安 710049)

隨著民用航空運(yùn)輸業(yè)迅猛發(fā)展，飛機(jī)的噪聲問題引發(fā)各國持續(xù)關(guān)注，低噪聲排放成為現(xiàn)代客機(jī)適航性能強(qiáng)制性指標(biāo)之一。飛行時(shí)飛機(jī)各個(gè)部件都會(huì)產(chǎn)生噪聲輻射，主要噪聲源包括推進(jìn)系統(tǒng)噪聲和機(jī)體氣動(dòng)噪聲[1]。在飛機(jī)發(fā)展早期，推進(jìn)系統(tǒng)噪聲占飛機(jī)噪聲主要部分。近年來隨著大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲控制技術(shù)的飛速發(fā)展，推進(jìn)系統(tǒng)噪聲已有了顯著降低。特別是在飛機(jī)降落階段，機(jī)體空氣動(dòng)力噪聲逐漸成為主導(dǎo)聲源而越來越受到重視。飛機(jī)機(jī)體空氣動(dòng)力噪聲主要包括飛機(jī)機(jī)身/機(jī)翼、增生裝置、起落架等構(gòu)件產(chǎn)生的噪聲。對(duì)于飛機(jī)機(jī)翼噪聲而言，一般認(rèn)為其產(chǎn)生機(jī)理主要是非定常氣流流過機(jī)翼表面時(shí)，機(jī)翼表面及各部件之間產(chǎn)生的各種湍流、分離流、漩渦以及渦脫落與下游部件產(chǎn)生的干擾而形成的。例如，當(dāng)飛行器在大迎角狀態(tài)飛行時(shí)機(jī)翼附面層會(huì)發(fā)生分離，附面層以渦的形式脫落后與后面部件(比如襟翼)發(fā)生干擾。此外，發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪轉(zhuǎn)子葉片尾流與下游定子葉片之間也會(huì)產(chǎn)生類似的干擾噪聲[2]。因此此類氣動(dòng)噪聲機(jī)理產(chǎn)生及輻射規(guī)律的揭示，對(duì)于飛行器機(jī)體噪聲或者葉輪機(jī)械噪聲降噪具有重要科學(xué)意義與工程指導(dǎo)價(jià)值。

流固耦合現(xiàn)象指流體和固體之間相互作用[3]，廣泛存在于航空航天、運(yùn)輸交通、風(fēng)工程等領(lǐng)域?qū)嶋H結(jié)構(gòu)。比如飛機(jī)機(jī)翼、汽車發(fā)動(dòng)機(jī)蓋板、高鐵受電弓、空調(diào)系統(tǒng)柔性導(dǎo)管等都會(huì)在流體激勵(lì)下振動(dòng)從而對(duì)外輻射較強(qiáng)氣動(dòng)噪聲。此類氣動(dòng)噪聲與傳統(tǒng)上不考慮流固耦合效應(yīng)的剛體結(jié)構(gòu)產(chǎn)生的氣動(dòng)噪聲有所不同。以飛機(jī)機(jī)翼為例，以往研究機(jī)翼噪聲時(shí)都將機(jī)翼作為剛性結(jié)構(gòu)處理，不考慮在流體激勵(lì)下機(jī)翼結(jié)構(gòu)的振動(dòng)或變形。實(shí)際上機(jī)翼雖有加強(qiáng)筋和環(huán)助結(jié)構(gòu)保證機(jī)翼具有較大剛度，但是在外部非定常脈動(dòng)壓力作用下，機(jī)翼結(jié)構(gòu)會(huì)產(chǎn)生變形或振動(dòng)，進(jìn)一步引起流致噪聲。而且這種流致噪聲由于與結(jié)構(gòu)固有特性有關(guān)，在某些頻率下可能會(huì)產(chǎn)生共振而進(jìn)一步增強(qiáng)噪聲。同時(shí)，這種振動(dòng)會(huì)改變機(jī)翼附近流場(chǎng)特性，很可能導(dǎo)致機(jī)翼附面層分離從而改變流體聲源特性。此外，隨著飛行器飛行速度不斷提高，機(jī)翼壁面脈動(dòng)壓力也會(huì)迅速增加，這會(huì)導(dǎo)致機(jī)翼振動(dòng)加劇而使得流體輻射噪聲增加。特別是輕質(zhì)復(fù)合材料彈性機(jī)翼使用的日益增多，這種流固耦合振動(dòng)噪聲效應(yīng)會(huì)愈發(fā)重要。因此，研究流固耦合效應(yīng)對(duì)機(jī)翼氣動(dòng)噪聲輻射特性的影響對(duì)先進(jìn)飛行器機(jī)體氣動(dòng)噪聲預(yù)測(cè)與控制具有重要意義。

事實(shí)上，流固耦合噪聲問題早在20世紀(jì)70年代就受到少數(shù)學(xué)者的關(guān)注，并進(jìn)行了一些研究。Davies[4]應(yīng)用模態(tài)分析方法研究了柔性薄板在湍流邊界層脈動(dòng)壓力的激勵(lì)下的聲輻射。Hardin等[5]用混合方法，結(jié)合線性歐拉方程(Linearized Euler Equation)研究了非線性流場(chǎng)產(chǎn)生的氣動(dòng)噪聲，并且研究了氣動(dòng)噪聲的聲傳播過程。Wu等[6]研究了在湍流邊界層和聲輻射激勵(lì)下，有限長度柔性板的動(dòng)態(tài)響應(yīng)和聲學(xué)特性，最后并給出了板的穩(wěn)定性分析。該階段研究關(guān)注點(diǎn)在邊界層作用下彈性體響應(yīng)問題，在研究方法上將作用于彈性體流體激勵(lì)簡化為湍流邊界層和聲學(xué)擾動(dòng)[7-9]，都沒有考慮流固耦合效應(yīng)對(duì)流體和結(jié)構(gòu)產(chǎn)生的影響。

近幾年來人們才開始關(guān)注流固耦合效應(yīng)對(duì)彈性體噪聲輻射的影響。為了考慮漩渦流的影響，Gomes等[10]在柔性薄板前放置一個(gè)方柱，將柔性薄板置于方柱尾流中來模擬方柱尾流漩渦對(duì)柔性板流致噪聲的影響。Schafer等[11]應(yīng)用雙向流固耦合方法研究了兩端固支柔性薄板在流體中的聲學(xué)響應(yīng)，研究發(fā)現(xiàn)有方柱時(shí)柔性薄板高頻噪聲增大，且寬頻噪聲并不是來源于板的振動(dòng)而是方柱后湍流的影響。有趣的是同年Ali等[12]研究了方柱后放置剛性板的聲學(xué)特性，討論了低雷諾數(shù)和低馬赫數(shù)下板長度對(duì)剛性板噪聲輻射的影響。Purohit等[13]數(shù)值模擬了低雷諾數(shù)低馬赫數(shù)氣流流過一根剛性和柔性懸臂梁時(shí)的氣動(dòng)噪聲情況，結(jié)果表明方柱-柔性板模型的氣動(dòng)噪聲輻射要高于單獨(dú)方柱或單獨(dú)柔性板情況。進(jìn)一步對(duì)方柱后的柔性板施加外部激勵(lì)，他發(fā)現(xiàn)氣動(dòng)噪聲聲壓頻譜和外部激勵(lì)頻率接近且隨著外部激勵(lì)頻率提高，氣動(dòng)噪聲頻率有所減小。目前僅有的一些研究表明流體中彈性結(jié)構(gòu)氣動(dòng)噪聲的產(chǎn)生是源于流體和結(jié)構(gòu)強(qiáng)烈耦合的結(jié)果[14]。

國內(nèi)部分學(xué)者對(duì)流固耦合噪聲也開展研究，主要集中于水聲學(xué)領(lǐng)域，考慮流固耦合效應(yīng)的氣動(dòng)聲學(xué)研究還很少見。其主要研究結(jié)論與國外基本一種，即流場(chǎng)與結(jié)構(gòu)耦合作用對(duì)噪聲輻射的影響在某些情況下不能忽略[15-17]。綜合國內(nèi)外研究進(jìn)展，考慮流固耦合振動(dòng)效應(yīng)的彈性體氣動(dòng)噪聲研究才剛開始起步。國外為數(shù)不多考慮流固耦合效應(yīng)的氣動(dòng)噪聲研究工作，其研究對(duì)象多為柔性梁或柔性薄板等簡單對(duì)象。而工程領(lǐng)域結(jié)構(gòu)外形往往比較復(fù)雜，比如飛機(jī)機(jī)翼外形對(duì)流固耦合振動(dòng)影響就非常敏感。本文以飛機(jī)機(jī)翼為研究對(duì)象，采用CFD/CSD耦合數(shù)值方法模擬機(jī)翼流固耦合效應(yīng)，并探討機(jī)翼結(jié)構(gòu)參數(shù)變化對(duì)機(jī)翼氣動(dòng)噪聲機(jī)理及輻射規(guī)律的影響。本文結(jié)構(gòu)如下：第1節(jié)對(duì)本文所采用的CFD/CSD耦合數(shù)值模擬方法和遠(yuǎn)處噪聲預(yù)測(cè)模型進(jìn)行介紹；第2節(jié)采用試驗(yàn)?zāi)Ｐ蛯?duì)本文噪聲預(yù)測(cè)方法的有效性進(jìn)行驗(yàn)證；第3節(jié)對(duì)NACA0012翼型構(gòu)成的機(jī)翼流固耦合氣動(dòng)噪聲進(jìn)行研究；最后是本文總結(jié)與結(jié)論。

1 控制方程

1.1 流體控制方程

本文CFD/CSD耦合數(shù)值模擬方法中，流體控制方程采用N-S方程，利用有限體積法求解。雷諾平均湍流模型計(jì)算量最小，但由于對(duì)N-S方程作了時(shí)間平均，無法得到湍流的高頻脈動(dòng)信息。大渦模擬方法計(jì)算精度比雷諾平均方法有明顯改善，更容易精細(xì)捕捉流場(chǎng)中微小壓力脈動(dòng)，因此本文使用大渦模擬方法求解流體方程。一般曲線坐標(biāo)系下大渦模擬控制方程的微分形式為[18]

(1)

(2)

其中

(3)

(4)

式中：Δ為渦黏性長度尺度。

1.2 結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)控制方程

由流體誘發(fā)固體振動(dòng)、位移控制方程為

(5)

式中：Ms為質(zhì)量矩陣；Cs為阻尼矩陣；Ks為剛度矩陣；x為固體位移；fs為固體受到的外載荷。采用有限元法求解結(jié)構(gòu)動(dòng)力性方程。流體激勵(lì)外載荷由大渦模擬求解器得到。CFD/CSD耦合求解器流體域與固體域界面之間信息交換算法參見文獻(xiàn)[20]。

1.3 FW-H方程

在Lighthill方程基礎(chǔ)上，F(xiàn)fowcs-Williams和Hawkings給出了包含運(yùn)動(dòng)固體邊界的氣動(dòng)聲學(xué)FW-H方程，其基本形式為[21]

(6)

2 典型模型數(shù)值驗(yàn)證

要研究考慮流固耦合效應(yīng)的機(jī)翼氣動(dòng)噪聲問題，需要先CFD/CSD流固耦合求解器和氣動(dòng)噪聲求解器驗(yàn)證。本文采用的CFD/CSD耦合方法對(duì)非定常流場(chǎng)模擬的可靠性和精度已在多個(gè)復(fù)雜模型流固耦合問題研究中得到驗(yàn)證[22]。因此本節(jié)重點(diǎn)驗(yàn)證基于FW-H方程的氣動(dòng)噪聲求解器?？紤]到聲場(chǎng)量相比流場(chǎng)量來說是個(gè)小量，采用大渦模擬計(jì)算機(jī)翼周圍流場(chǎng)，再通過FW-H方程預(yù)測(cè)遠(yuǎn)場(chǎng)監(jiān)測(cè)點(diǎn)聲壓。將數(shù)值方法預(yù)測(cè)的遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果對(duì)比來驗(yàn)證本文噪聲預(yù)測(cè)方法的適用性。

Brooks等對(duì)NACA0012翼型構(gòu)成的機(jī)翼氣動(dòng)噪聲做了豐富的實(shí)驗(yàn)研究。他研究了不同弦長和不同來流條件下NACA0012翼型所產(chǎn)生的氣動(dòng)噪聲。本文選擇其中一個(gè)實(shí)驗(yàn)工況進(jìn)行驗(yàn)證。如圖1所示，該工況NACA0012翼型弦長為30.48 cm，翼展為45.72 cm，迎角為0°；遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲監(jiān)測(cè)點(diǎn)位于機(jī)翼模型尾緣翼展中心上方1.22 m處。為了驗(yàn)證本文氣動(dòng)噪聲預(yù)測(cè)方法的有效性，計(jì)算模型參數(shù)選取與風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)參數(shù)一致。計(jì)算域?yàn)閄(-1，2)m，Y(-1，1)m，Z(0，0.457 2)m，來流馬赫數(shù)為0.21(71.3 m/s),雷諾數(shù)為1 500 000。

圖1 風(fēng)洞試驗(yàn)截面示意圖Fig.1 The sketch of the experiment set up

由于計(jì)算遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲，需要精確模擬翼型表面的脈動(dòng)壓力，因此在數(shù)值計(jì)算中沒有采用壁面函數(shù)，而是加密了壁面附近的網(wǎng)格，以達(dá)到y(tǒng)+<1的要求。

為減少計(jì)算量，本文采用采用分塊結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，如圖2所示。在靠近壁面和流動(dòng)現(xiàn)象較為復(fù)雜的地方加密了網(wǎng)格，且保證法向第一層網(wǎng)格距物面10-5倍弦長，達(dá)到壁面網(wǎng)格y+<1的要求。經(jīng)過網(wǎng)格收斂性檢查，三維網(wǎng)格總數(shù)為4 351 642。通過大渦模擬獲得NACA0012翼型非定常流場(chǎng)后，開始?xì)鈩?dòng)聲學(xué)計(jì)算并最終獲得遠(yuǎn)程監(jiān)測(cè)點(diǎn)的聲學(xué)數(shù)據(jù)。圖3給出了1/3倍頻程下檢測(cè)點(diǎn)聲壓級(jí)曲線。與實(shí)驗(yàn)結(jié)果相比，盡管在低頻段下數(shù)值預(yù)測(cè)結(jié)果偏大，但在高頻段數(shù)值預(yù)測(cè)結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果吻合較好。且流固耦合振動(dòng)對(duì)噪聲影響主要體現(xiàn)在高頻段，因此本文采用的氣動(dòng)噪聲求解器可用于后續(xù)流固耦合振動(dòng)噪聲研究。為解決低頻段噪聲數(shù)值模擬偏大的問題，可能是由于在頻譜分析過程中，選取的時(shí)間過短，信號(hào)發(fā)生了畸變，可在頻譜分析過程中加入窗函數(shù)來解決。

圖2 計(jì)算氣動(dòng)網(wǎng)格分布圖Fig.2 The computational grid

3 流固耦合效應(yīng)下機(jī)翼氣動(dòng)噪聲研究

3.1 流固耦合效應(yīng)的影響

本節(jié)仍然沿用上節(jié)計(jì)算模型。由于要考慮流固耦合效應(yīng)對(duì)氣動(dòng)噪聲的影響，因此還需要建立機(jī)翼結(jié)構(gòu)有限元模型。機(jī)翼有限元模型由42 204個(gè)網(wǎng)格組成，按照實(shí)際風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)的支撐方式將機(jī)翼兩端固支。為了檢驗(yàn)流固耦合效應(yīng)是否對(duì)氣動(dòng)噪聲有顯著影響，算例1模擬了考慮流固耦合和不考流固耦合兩種情況遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲預(yù)測(cè)結(jié)果。機(jī)翼模型彈性模量選為5 GPa，泊松比ν=0.33，密度ρ=2 770 kg/m3。

圖3 1/3倍頻程聲學(xué)SPL結(jié)果Fig.3 A third octave spectrum of airfoil noise

圖4給出了來流條件0.1馬赫情況下，考慮流固耦合效應(yīng)和不考慮流固耦合效應(yīng)時(shí)機(jī)翼升力系數(shù)曲線圖。從圖4可知，考慮流固耦合效應(yīng)時(shí)機(jī)翼升力系數(shù)變化比剛性機(jī)翼波動(dòng)要?jiǎng)×业枚?。圖5給出了遠(yuǎn)場(chǎng)監(jiān)測(cè)點(diǎn)聲壓變化對(duì)比圖。與升力系數(shù)一樣，考慮流固耦合效應(yīng)時(shí)監(jiān)測(cè)點(diǎn)聲壓要遠(yuǎn)大于不考慮流固耦合效應(yīng)的聲壓級(jí)，且其聲壓級(jí)曲線波動(dòng)也劇烈得多。圖6給出了兩種情況下監(jiān)測(cè)點(diǎn)聲壓級(jí)曲線。從圖6中可以發(fā)現(xiàn)考慮流固耦合效應(yīng)時(shí)監(jiān)測(cè)點(diǎn)處聲壓級(jí)在全頻域內(nèi)都要大于不考慮流固耦合效應(yīng)時(shí)的情況。

圖4 考慮流固耦合效應(yīng)時(shí)機(jī)翼升力系數(shù)曲線圖Fig.4 The lift coefficient of the airfoil considering the effect of fluid structure interaction

圖5 監(jiān)測(cè)點(diǎn)聲壓Fig.5 The acoustic pressure

圖6 監(jiān)測(cè)點(diǎn)聲壓級(jí)Fig.6 The sound pressure level

為了進(jìn)一步探究流固耦合噪聲的產(chǎn)生機(jī)理，下面分析流固耦合情況下流場(chǎng)和結(jié)構(gòu)的響應(yīng)。圖7給出了迎角為0°狀態(tài)下機(jī)翼結(jié)構(gòu)在湍流邊界層作用下結(jié)構(gòu)最大變形量監(jiān)測(cè)圖。從圖7可知，該工況下機(jī)翼結(jié)構(gòu)隨時(shí)間做振動(dòng)，且最大變形量約為4×10-6m。一般來說，噪聲增大意味著流場(chǎng)中壓力脈動(dòng)變得更加劇烈。而脈動(dòng)壓力變化與流場(chǎng)受機(jī)翼結(jié)構(gòu)動(dòng)態(tài)擾動(dòng)有直接關(guān)系。

圖7 NACA0012結(jié)構(gòu)最大形變監(jiān)測(cè)圖Fig.7 The deformation of airfoil

圖8給出了考慮流固耦合效應(yīng)和不考慮流固耦合效應(yīng)時(shí)機(jī)翼周圍渦量對(duì)比圖。當(dāng)考慮流固耦合效應(yīng)時(shí)，機(jī)翼表面渦量強(qiáng)度明顯要大于不考慮流固耦合效應(yīng)的情況?？紤]流固耦合效應(yīng)時(shí)機(jī)翼不再視為剛體，機(jī)翼結(jié)構(gòu)在湍流邊界層作用下產(chǎn)生振動(dòng)，與剛體機(jī)翼相比彈性機(jī)翼結(jié)構(gòu)振動(dòng)無疑會(huì)改變機(jī)翼周圍流體壓力分布，使機(jī)翼周圍渦量增加，從而產(chǎn)生更大壓力脈動(dòng)。流固耦合振動(dòng)能量以壓力脈動(dòng)形式向外傳播，使遠(yuǎn)場(chǎng)監(jiān)測(cè)點(diǎn)氣動(dòng)噪聲相比與剛體模型有了顯著增加。

圖8 NACA0012翼型渦量云圖Fig.8 The vorticity contours of airfoil

3.2 剛度對(duì)氣動(dòng)噪聲聲壓級(jí)的影響

上一節(jié)研究表明機(jī)翼結(jié)構(gòu)振動(dòng)會(huì)顯著影響遠(yuǎn)場(chǎng)氣動(dòng)噪聲。本節(jié)進(jìn)一步討論機(jī)翼剛度變化對(duì)機(jī)翼氣動(dòng)噪聲的影響。算例1沿用上一節(jié)的結(jié)果，并設(shè)置了算例2、3和算例4。各算例參數(shù)如表1所示，其中E為機(jī)翼結(jié)構(gòu)彈性模量，α為翼型迎角，Ma為來流馬赫數(shù)。

表1 算例相關(guān)參數(shù)Tab.1 The parameters of cases

圖9給出了不同彈性模量機(jī)翼升力系數(shù)曲線。從圖中可以看到，出了拐點(diǎn)外四條升力曲線基本重合。這說明在表1所給出的不同剛度參數(shù)下彈性機(jī)翼氣動(dòng)力并沒有發(fā)生太大的變化。換言之各算例彈性模量差異引起的機(jī)翼結(jié)構(gòu)變形還仍然比較小，尚不足以顯著改變機(jī)翼氣動(dòng)力。圖10給出了不同彈性模量下彈性機(jī)翼翼尖變形量?？梢钥吹诫S著彈性模量變形小，機(jī)翼的變形量也逐漸增大。機(jī)翼結(jié)構(gòu)彈性模量從2.5 GPa增加到10 GPa時(shí)，雖然機(jī)翼總體升力沒有明顯變化，但是機(jī)翼結(jié)構(gòu)變形量的變化卻是顯著的，可能會(huì)顯著影響遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲特性。

圖9 不同剛度機(jī)翼升力系數(shù)曲線圖Fig.9 The lift coefficient of the airfoil with different elasticity modulus

圖10 不同剛度機(jī)翼最大變形量曲線圖Fig.10 The deformation of the airfoil with different elasticity modulus

圖11給出了不同彈性模量情況下監(jiān)測(cè)點(diǎn)處聲壓級(jí)曲線。黑色點(diǎn)畫線還給出了剛性機(jī)翼的結(jié)果。從圖中可發(fā)現(xiàn)沒有流固耦合效應(yīng)的剛體機(jī)翼遠(yuǎn)場(chǎng)監(jiān)測(cè)點(diǎn)的噪聲聲壓級(jí)最低，而且顯著低于考慮了流固耦合效應(yīng)的各種情況。其次，監(jiān)測(cè)點(diǎn)接收到的氣動(dòng)噪聲聲壓級(jí)隨機(jī)翼結(jié)構(gòu)彈性模量的增大而降低。這是因?yàn)榻Y(jié)構(gòu)彈性模量的變化改變了機(jī)翼的剛度，從而造成不同流固耦合響應(yīng)形式。剛度較小時(shí)機(jī)翼結(jié)構(gòu)變形量較大也即振動(dòng)更劇烈。而正是這種劇烈振動(dòng)改變了機(jī)翼周圍流場(chǎng)的壓力分布，機(jī)翼周圍湍流動(dòng)能增強(qiáng)從而使機(jī)翼周圍流場(chǎng)脈動(dòng)壓力增大，進(jìn)而向遠(yuǎn)場(chǎng)輻射出更大氣動(dòng)噪聲；而剛度增加情況下機(jī)翼結(jié)構(gòu)變形量減小，機(jī)翼結(jié)構(gòu)振動(dòng)更為舒緩，從而對(duì)機(jī)翼周圍流場(chǎng)分布作用較小，機(jī)翼輻射的氣動(dòng)噪聲也就變小。而當(dāng)彈性模量無窮大也即剛體模型，機(jī)翼變形量為零，其輻射氣動(dòng)噪聲應(yīng)該最小。彈性模量參數(shù)對(duì)遠(yuǎn)場(chǎng)氣動(dòng)噪聲的影響再次說明流固耦合效應(yīng)對(duì)氣動(dòng)噪聲預(yù)測(cè)的重要性。

圖11 不同剛度下監(jiān)測(cè)點(diǎn)處的聲壓級(jí)Fig.11 The sound pressure level of the airfoil with different elasticity modulus

3.3 剛度對(duì)氣動(dòng)噪聲指向性的影響

流固耦合振動(dòng)會(huì)改變機(jī)翼附近流場(chǎng)脈動(dòng)壓力特性，因此流固耦合效應(yīng)不僅對(duì)遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲聲壓級(jí)產(chǎn)生影響，而且可能會(huì)影響遠(yuǎn)場(chǎng)氣動(dòng)噪聲指向性。為研究彈性機(jī)翼輻射氣動(dòng)噪聲的指向性的問題，本節(jié)選擇兩個(gè)觀察面。對(duì)于噪聲水平指向性，選距離機(jī)翼尾緣中心位置后方1 m處，垂直于來流方向的平面為觀察面，在觀察面上選取到機(jī)翼前緣中心處距離為1.22 m的一個(gè)圓周上的16個(gè)點(diǎn)，如圖12所示。

通過計(jì)算圖12中16個(gè)監(jiān)測(cè)點(diǎn)處聲壓級(jí)并選取10 000 Hz為固定頻率，繪制了如圖13所示的包括剛體機(jī)翼在內(nèi)不同剛度機(jī)翼的噪聲水平面指向性圖。從圖中可以看出，隨著機(jī)翼結(jié)構(gòu)彈性模量從2.5 GPa增大到5 GPa，噪聲在0°～180°方向上(機(jī)翼翼展方向)，噪聲聲壓級(jí)顯著增大。而彈性模量從7.5 GPa增大到10 GPa后，該方向上聲壓級(jí)并沒有明顯增大。說明此時(shí)機(jī)翼剛度的增加對(duì)聲源水平指向性的影響已經(jīng)很小了。

如圖14所示噪聲垂直指向性平面選為機(jī)翼所在平面。其中圓心選為機(jī)翼中心，在半徑為1 m處的圓周上選取16個(gè)點(diǎn)，仍然以10 000 Hz為固定頻率繪制了如圖15所示的噪聲垂直面指向性圖。從圖15可以看出，無論在哪個(gè)方向，考慮流固耦合效應(yīng)時(shí)噪聲聲壓級(jí)均大于不考慮流固耦合效應(yīng)的剛體機(jī)翼情況。另外隨著機(jī)翼彈性模量從2.5 GPa增加到10 GPa，在0°和180°方向(機(jī)翼弦向)噪聲聲壓級(jí)變化不大。而在90°和270°方向(機(jī)翼展向)噪聲聲壓級(jí)變化較大。隨著彈性模量的增大在機(jī)翼翼展方向的噪聲峰值角度也逐漸增大。

圖12 噪聲聲源水平指向性測(cè)點(diǎn)示意圖Fig.12 The sketch figure of different probes for the noise (The horizontal direction)

圖13 不同剛度下機(jī)翼噪聲聲源指向性圖(水平指向性)Fig.13 Directivity of far field acoustic pressure level (The horizontal direction)

圖14 噪聲聲源垂直指向性測(cè)點(diǎn)示意圖Fig.14 The sketch figure of different probes for the noise (The vertical direction)

圖15 不同剛度下機(jī)翼噪聲聲源指向性圖(垂直指向性)Fig.15 Directivity of far field acoustic pressure level (The vertical direction)

4 結(jié) 論

本文以NACA0012翼型風(fēng)洞模型為對(duì)象，采用CFD/CSD流固耦合求解器結(jié)合FW-H方程聲學(xué)求解器，研究了流固耦合振動(dòng)效應(yīng)對(duì)彈性機(jī)翼遠(yuǎn)場(chǎng)輻射氣動(dòng)噪聲的影響。研究發(fā)現(xiàn)考慮流固耦合效應(yīng)時(shí)彈性機(jī)翼氣動(dòng)噪聲要顯著大于不考慮流固耦合效應(yīng)的剛性機(jī)翼，并且彈性機(jī)翼流固耦合振動(dòng)會(huì)改變氣動(dòng)噪聲的聲源指向性。流固耦合系統(tǒng)中彈性機(jī)翼在來流湍流邊界層作用下所激發(fā)的小幅振動(dòng)改變了機(jī)翼附近流場(chǎng)壓力脈動(dòng)，導(dǎo)致了遠(yuǎn)場(chǎng)氣動(dòng)噪聲增加。結(jié)構(gòu)剛度降低時(shí)結(jié)構(gòu)振動(dòng)加劇且變形量增加，從而更容易改變機(jī)翼表面得非定常壓力脈動(dòng)分布，使機(jī)翼表面渦系結(jié)構(gòu)及漩渦強(qiáng)度增強(qiáng)，進(jìn)而產(chǎn)生更大氣動(dòng)噪聲輻射。本文研究表明流固耦合效應(yīng)會(huì)對(duì)機(jī)翼氣動(dòng)噪聲會(huì)產(chǎn)生如此顯著影響，因此在工程實(shí)際中涉及到柔性結(jié)構(gòu)降噪處理，或是進(jìn)行柔性結(jié)構(gòu)氣動(dòng)聲學(xué)設(shè)計(jì)時(shí)，應(yīng)該充分考慮流固耦合效應(yīng)可能會(huì)帶來的影響。