基于模态发生器的机体/风扇安装效应噪声参数化影响

徐文强; 包安宇; 杨帅; 单永正; 陈宝; 高小荣

doi:10.12404/j.issn.1671-1815.2503174

科学技术与工程 ›› 2026, Vol. 26 ›› Issue (17) :7486-7497 DOI: 10.12404/j.issn.1671-1815.2503174

航空、航天

基于模态发生器的机体/风扇安装效应噪声参数化影响

徐文强 ¹^,²^,³ ,
包安宇 ¹^,²^,³ ,
杨帅 ¹^,²^,³ ,
单永正 ¹^,²^,³ ,
陈宝 ¹^,²^,³ ,
高小荣 ¹^,²^,³

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Parametric Influence of Installation Effects of Fuselage/Fan Based on Modal Generator on Noise

XU Wen-qiang ¹^,²^,³ ,
BAO An-yu ¹^,²^,³ ,
YANG Shuai ¹^,²^,³ ,
SHAN Yong-zheng ¹^,²^,³ ,
CHEN Bao ¹^,²^,³ ,
GAO Xiao-rong ¹^,²^,³

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摘要

对不同发动机安装位置的机体/风扇组合模型进行噪声安装效应风洞试验,研究了机体不同吊挂位置对远场噪声以及近场脉动压力的影响。风洞试验采用基于缩比后短舱模型的翼吊式发动机布置方式,采用模态发生器模拟发动机风扇噪声,两种机构同步补偿控制机体与风扇相对位置关系。首先分析了模态发生器在气流条件下的发声稳定性,其次根据飞越及边线方向的远场噪声数据分析指向性分布情况,最后结合机身表面脉动压力信号分析机身吊挂干扰对发动机风扇噪声的影响。试验结果表明:模态发生器在51 m/s风速下可稳定运行;短舱安装角对于安装效应降噪量影响较大,沿气流方向改变短舱位置对于安装效应降噪量影响较小;短舱安装位置不同对于机翼表面脉动压力影响不同,体现短舱与机翼干涉涡区域及强度不同,进而改变前传远场噪声。

Abstract

Wind tunnel tests on the noise installation effect of the engine block/fan combination models at different engine installation positions were conducted to study the influence of different hanging positions of the engine block on the far-field noise and the near-field pulsating pressure. The wind tunnel test adopts the wing-hoist engine layout based on the scaled-down rear nacel model. The modal generator was used to simulate the noise of the engine fan. The two mechanisms synchronously compensate and control the relative position relationship between the engine body and the fan. Firstly, the sound emission stability of the modal generator under airflow conditions was analyzed. Secondly, the directivity distribution was analyzed based on the far-field noise data in the flyover and edge line directions. Finally, the influence of the hanging interference of the fuselage on the noise of the engine fan was analyzed in combination with the pulsating pressure signal on the fuselage surface. The test results show that the modal generator can operate stably at a wind speed of 51 m/s. The installation angle of the short cabin has a significant impact on the noise reduction amount of the installation effect, while changing the position of the short cabin along the airflow direction has a relatively small impact on the noise reduction amount of the installation effect. Different installation positions of the nacelle have different effects on the pulsating pressure on the wing surface, reflecting the different interference vortex regions and intensities between the nacelle and the wing, and thereby changing the forward transmission far-field noise.

Graphical abstract

关键词

机体/风扇安装效应噪声 / 风洞试验 / 风扇管道声模态模拟 / 远场噪声 / 指向性

Key words

airframe/fan noise installation / wind tunnel test / in-duct acoustic mode simulation / far-field noise / directivity

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徐文强, 包安宇, 杨帅, 单永正, 陈宝, 高小荣. 基于模态发生器的机体/风扇安装效应噪声参数化影响[J]. 科学技术与工程, 2026, 26(17): 7486-7497 DOI:10.12404/j.issn.1671-1815.2503174

XU Wen-qiang, BAO An-yu, YANG Shuai, SHAN Yong-zheng, CHEN Bao, GAO Xiao-rong. Parametric Influence of Installation Effects of Fuselage/Fan Based on Modal Generator on Noise[J]. Science Technology and Engineering, 2026, 26(17): 7486-7497 DOI:10.12404/j.issn.1671-1815.2503174

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噪声达到适航条例要求是民机取得适航证、获准投入航线运营的必要条件,不断降低民机噪声成为学术界、研究机构和飞机制造商的共同追求。近年来,随着中国民用航空的快速发展,尤其是C919、ARJ21等型号的研制与适航取证,噪声控制已成为飞机设计中的重要环节。民机外部噪声源主要包括发动机噪声、机体噪声、安装效应噪声3个部分,安装效应噪声是指机体与发动机相互干扰而产生的噪声。发动机风扇噪声尤为突出,经过机体干扰后的安装效应噪声因不同的发动机相对位置而变化。

在民机安装效应噪声和风扇噪声风洞试验技术方面,欧美国家从20世纪80年代开始在声学风洞进行了大量的试验研究,美国NASA Gleen中心AAPL实验室^[1-4]、英国QinetiQ NTF风洞^[5]、Boeing LSAF风洞^[6]以及法国CEPRA19风洞^[7]等发展了多种先进的安装效应噪声风洞试验技术,形成了系统的机体/风扇安装效应噪声试验能力。

中国对安装效应噪声的研究刚刚起步。中国航空工业空气动力研究院在消声室研究了翼身融合布局的遮挡效应,在0.5 m声学风洞中研究了喷流与翼型之间的安装效应^[8]。北京航空航天大学在消声室中研究了来流条件下喷流噪声与机翼之间的安装效应^[9]。国内大多以机体/喷流噪声安装效应、单独机体远场噪声测试^[10-12]以及单独发动机风扇管道声模态研究^[13]为主。然而,上述研究均未能解决“机体”与“风扇”声源耦合的安装效应噪声这一核心问题,与欧美国家成熟的“机体/风扇”一体化试验能力相比,国内在该领域的研究尚属空白。尽管飞机和发动机声学安装效应的数值研究居多^[14],但缺乏高置信度的试验数据对其进行验证与支撑。这种“试验滞后于仿真”的局面,对中国自主研发低噪声民用飞机、突破国外适航噪声认证的技术壁垒构成了严峻挑战。因此,发展具有自主知识产权的机体/风扇安装效应噪声风洞试验技术,填补国内该领域研究空白,变得尤为迫切。

现依托FL-10风洞,首次在国内采用模态发生器模拟风扇管道声模态,并结合四自由度平台与光学传感同步控制技术,实现对机体/风扇相对位置的多参数化试验研究。该研究不仅填补国内在该类试验技术上的空白,也为我国民机低噪声设计提供重要的实验数据与方法支撑,对提升国产民机噪声适航能力具有积极的工程应用价值。

1 基于模态发生器的机体/风扇安装效应噪声风洞试验方案

1.1 试验总体方案

如图1所示,机体/风扇安装效应噪声风洞试验利用FL-10风洞四自由度平台、液压尾撑实现模型的支撑及迎角变化,采用四自由度平台支撑并控制机体模型,液压尾撑支撑并控制模态发生器,从而实现机体与风扇相对位置(前后、上下方向)、机体迎角、风扇短舱迎角4个自由度的变化。控制系统采用FL-10风洞四自由度平台控制系统、模态发生器系统以及噪声试验数据采集系统。试验时,针对模型的各个状态,改变模型的迎角,分别对短舱沿y轴偏移、短舱沿x轴偏移以及安装角度偏移等情况进行气动噪声测量。

1.2 机体模型及支撑

如图2所示,采用NASA公开的high lift common research model (HL-CRM)半模缩比模型在FL-10低速风洞中进行机体/风扇安装效应噪声风洞试验,模型比例为1∶7.5。此时噪声观测距离应为实际的1/7.5。根据斯特哈尔数相等准则计算,模型噪声频率为真机噪声频率的7.5倍。除此之外,试验时模型表面应该粘贴转捩带,使模型表面湍流发展充分。缩比后模型参数如下。

(1)半展长:3.917 m。

(2)半展长参考面积:3.41 m²。

(3)平均气动弦长:0.933 m。

(4)平均气动弦长所在截面:y=1.588 m。

(5)展弦比:9。

(6)力矩测量中心坐标:(4.491,0,0.603)m。

如图3~图5所示,由四自由度平台的伺服电机控制机身的自由度变化,模态发生器由液压控制,并采用光学传感器实时监测机身与模态发生器的间距,防止碰撞。

为方便控制机翼/短舱相对位置,设计了10组不同的机翼与短舱连接挂架,同时在挂架靠近机翼面的连接处安装了30 mm厚的硅胶隔振垫,防止机翼与短舱二者振动导致模型损坏。现定义,与气流方向一致为x轴方向,垂直x轴机身高度方向为y轴。各挂架设计状态如表1所示。

1.3 模态发生器

模态发生器用于有来流条件下的管道声模态试验。试验装置采用发动机短舱的形式,由短舱模型、中心体、扬声器传感器等部分组成,如图6所示。其中,短舱模型采用HL-CRM中的短舱结构,短舱模型的内径约0.5 m,外径约0.7 m,长度约1.8 m。

在短舱模型中安装16个高声强扬声器,扬声器孔位中心距短舱前缘距离600 mm,并通过发声控制系统对其相位与幅值进行控制,实现对管道声模态的模拟。采用B&C DE910型扬声器,喉径长度33 mm,在短舱模型内预留16个相应直径的通孔作为波导管。将第i个扬声器标记为S_i(i=1,2,…,N_θ),为了合成特定频率f下某周向模态m,驱动其发声的电信号为S_i=A_isin(2πft+ϕ_i),该信号的幅值A_i和相位ϕ_i定义如下。

(1)$\left\{\begin{array}{l}{A}_{i}=\mathrm{c}\mathrm{o}\mathrm{n}\mathrm{s}\mathrm{t}\\ {\varphi }_{i}=\frac{2\mathrm{\pi }m}{{N}_{\theta }}(i-1)\end{array}\right.$

式(1)中:const表示常数。

传感器阵列用于分解上游声模态阶次,传感器孔位中心距离扬声器孔位中心400 mm,预留孔位直径25 mm。扬声器以及传感器的走线方式均通过短舱内部在翼型支撑上方导出,最终连接测控设备、采集设备等。

周向模态的分解形式为

(2)p(z,r,θ)=$\sum _{m=-\mathrm{\infty }}^{+\mathrm{\infty }}$A_me^-j^mθ

(3)A_m=$\sum _{n=1}^{+\mathrm{\infty }}\frac{({A}_{m}^{+}{\mathrm{e}}^{-\mathrm{j}{k}_{zmn}^{+}z}+{A}_{m}^{-}{\mathrm{e}}^{-\mathrm{j}{k}_{zmn}^{-}z}){J}_{m}\left({k}_{rmn}R\right)}{\frac{1}{2}[1-\frac{{m}^{2}}{({k}_{rmn}{R)}^{2}}]{J}_{m}^{2}\left({k}_{rmn}R\right)}$

式中:A_m为同阶周向模态m下的所有径向模态叠加;${A}_{m}^{+}$为入射波幅值;${A}_{m}^{-}$为反射波幅值;θ为指定截面空间方位角;z为轴线距离;n为径向模态阶次;e^-j为复数域表达形式;${k}_{zmn}^{+}$为入射波波数;${k}_{zmn}^{-}$为反射波波数;k_rmn为径向波数;J_m(·)为m阶贝塞尔函数。

周向模态检测的计算方式如下:根据传感器声压测量值p(z,r,θ),获取各阶模态m对应的幅值A_m。假设该阵列包括N_θ个麦克风传声器,其中第i个传感器测量结果为p_i(转换成频域),那么模态幅值A_m很容易由空间傅里叶分解求得,即

(4)A_m=$\frac{1}{N}\sum _{i=1}^{{N}_{\theta }}$P_i${\mathrm{e}}^{\mathrm{j}m{\theta }_{i}}$

该阵列的模态分解能力受采样定理限制,取决于传感器数量,需要满足2倍关系:$\left|m\right|$<N_θ/2。模态发生器模态控制及分解详细原理详见文献[14]。

1.4 指向性测量阵列

如图7所示,确定指向性测量点范围为50°~140°飞越角度。测量距离18 m,5°间隔布置一个麦克风,共19个测试通道。采样率81 920,采样时间10 s,采样块大小8 192。

1.5 脉动压力测量点

为探究短舱与机翼气动干涉影响,在机翼下表面短舱附近B、C、D截面分别布置6个脉动压力测量点,如图8所示,具体坐标如表2所示。

2 远场噪声指向性修正方法

在对指向性测量结果进行修正时,其总体流程如下。

(1)根据射流剪切层影响修正方法,计算不同风速下各个接收点对应的传播路径、对应的无气流声源发射角度。

(2)对射流剪切层散射引起的声压级变化进行修正,该修正量包括对流增幅以及射流剪切层散射的共同影响。

(3)对大气衰减进行修正。

(4)对测量距离进行修正,将各个测量点的测量距离统一到指定距离。

通过上述修正,得到经过风洞试验条件修正后的指向性噪声数据。关于大气衰减修正详细部分可参考文献[15]。

3 机翼/短舱相对位置对试验结果的影响

3.1 模态发生器发声稳定性验证

参考常见航空发动机(如CJ-1000、CFM56等)飞越状态转速为3 000 r/min左右。根据风扇尺寸缩比换算,0.5 m直径的风扇试验器模型应该在12 000 r/min左右才能满足气动声学相似。以18片的CJ-1000为例,对应的叶片通过频率(BPF)为4 000 Hz左右,所以以4 000 Hz作为模态发生器的声源频率。另一方面,航空发动机风扇声模态的阶次由Taylor-Sofrin理论可知,主导的周向模态阶次与转子数B和静子数V的关系式为

(5)m=aB±b₁V₁±b₂V₂±b₃V₃

式(5)中:a、b为任意整数(通常为0、1、2)。由于航空发动机内部存在多级OGV静子以及支撑片等结构,风扇声模态阶次通常体现为多阶主模态同时存在,从几阶至几十阶均有体现。结合本模态发生器性能,选取周向模态7阶作为声源模态。

利用模态发生器模拟风扇管道声模态发声,并利用声学下游传声器阵列分解识别声模态阶次是否与预想设置的模态阶次一致。在无气流条件下,验证模态发生器是否有效,分别按照发声频率f=4 000 Hz,周向模态阶次1~7阶模拟发声,利用信噪比(signal-to-noise ratio,SNR)表征目标模态发声能力。模态识别图如图9所示。

无气流条件试验结果表明,各阶模态合成发声与预设阶次一致,主模态阶次信噪比大于7 dB,满足模拟风扇管道声模态声源要求,可用于进行风洞试验。后续试验计划采用7阶周向模态模拟风扇管道声模态声源。风速达到51 m/s时,如图10所示,发声效果受延长线、气流等影响,主模态信噪比略有不同,但依然可以达到13 dB,依然满足试验要求。后续采用f=4 000 Hz、周向模态7阶的风扇管道声模态作为模态发生器的声源,进行安装效应噪声试验。

3.2 不同安装位置对远场噪声影响

采用指向性测量阵列针对机体/风扇安装效应噪声风洞试验进行51 m/s重复性验证,对于模态发生器f=4 000 Hz声源测试结果波动范围均在1 dB以内,如图11所示。后续针对远场噪声总声压级修正7.5 m数据至进行安装效应分析。小于90°飞越角度为前传噪声,大于90°飞越角度为后传噪声,采用声压级(sound pressure level,SPL)频谱形式进行阐述。

如图12~图14所示为不同迎角下短舱沿y方向安装,位置变化对于飞越方向远场噪声影响曲线,表3为0°机体迎角下短舱沿y方向安装位置变化时飞越方向远场噪声结果统计,图15为0°机体迎角下短舱沿y方向安装位置变化对于55°飞越角度远场噪声频谱影响。短舱沿y方向安装位置变化对于飞越方向远场噪声影响如图12~图15、表3所示。

(1)短舱y方向变化对于风扇前传噪声影响较大,在0°攻角时最大降噪量可达3.6 dB(图12)。

(2)随攻角增加风扇前传噪声降噪量降低,当攻角达到6°时风扇前传噪声降噪量约为1.8 dB。

(3)针对远场噪声降噪量最大的55°飞越角度,全频段宽频噪声依次为PB1>PB2>PB3,4 kHz单音噪声大小依次为PB1>PB2>PB3(图15)。

(4)PB3(沿y轴下移70 mm)试验组对远场噪声最小。

图16~图18为不同迎角下短舱沿x方向安装位置变化对于飞越方向远场噪声影响曲线。图19为0°机体迎角下,短舱沿x方向安装位置变化对于50°飞越角度远场噪声频谱影响。表4为6°机体迎角下短舱沿x方向安装位置变化时飞越方向远场噪声结果统计。

(1)短舱x方向变化时,在6°攻角时最大降噪量可达1.4 dB。

(2)随攻角增加,风扇前传噪声和后传噪声降噪量均同时增加,前传噪声降噪量大于后传噪声降噪量。

(3)针对远场噪声降噪量最大的50°飞越角度,不同挂架试验组宽频噪声接近,4 kHz单音噪声大小依次为PB7>PB5>PB4>PB1>PB6。

(4)PB6试验组在不同迎角下对于远场噪声整体效果最佳。PB4、PB5、PB7试验组远场噪声增加。

图20~图22为不同机体迎角下,短舱安装角度变化对于飞越方向远场噪声影响。图 23为0°机体迎角下,短舱安装角度变化对于50°飞越角度远场噪声频谱影响。表5为0°机体迎角下短舱安装角度变化时飞越方向远场噪声结果。

(1)短舱安装角度变化时,在6°攻角时最大降噪量可达5.4 dB。

(2)随模型迎角增大,上倾短舱安装迎角风扇前传噪声增大,风扇后传噪声减小。

(3)针对远场噪声降噪量最大的50°飞越角度, PB9宽频噪声显著偏低,4 kHz单音噪声大小依次为PB8>PB1>PB10>PB9。

(4)PB9试验组在0°迎角下对于远场噪声整体效果最佳。

以典型状态PB3(短舱下移70 mm)、PB6(短舱后移50 mm)、PB9(安装角上倾4°)分别实现3.6、1.4、5.4 dB的远场降噪量,这表明在实际工程中,结合飞机构型特点适度下移或改变安装角度可显著降低前传噪声,该研究方案可为后续型号设计中发动机布局的噪声优化提供思路。

3.3 机翼表面脉动压力数据分析

结合3.2节所展示的不同短舱安装位置对于飞越方向远场噪声影响规律,进一步分析短舱安装位置对机翼表面脉动压力影响结果。

图24~图27所示为0°机体迎角下短舱沿y方向安装位置变化对脉动压力采集通道数据影响。可以看出当短舱安装位置下移(PB3)时,1号和2号通道均全频段脉动压力有所降低(短舱靠近机身部分,B截面)。当短舱安装位置上移(PB2)时,3号和4号(短舱安装中轴线附近,C截面)通道脉动压力PSD降低比较明显。5号和6号(短舱靠近翼尖部分,D截面)通道脉动压力PSD结果基本一致,不作赘述。全频段脉动压力变化较为明显,由机翼/短舱安装效应导致的局部涡强度影响主导。对于B、C截面,当短舱相对于机翼安装位置上下移动时,会影响高频段对应的涡强度。对于PB2试验组,8 kHz左右存在80 dB左右波动峰值,并未体现到远场噪声当中,在传播过程中耗散。结合图15,当短舱沿y方向远离机翼时,全频段宽频噪声有微小降低,PB2与PB3试验组机翼表面形成的脉动压力体现到远场宽频噪声有微小影响。机翼对于4 kHz单音声模态的反射占据主导,是降噪量的主要来源。

图28、图29所示为0°机体迎角下短舱沿x方向安装位置变化对于脉动压力采集通道数据影响。1号和3号传感器信号变化不明显,其余通道信号均类似变化不明显,不作阐述。可以看出当短舱安装位置沿着x轴移动时各截面脉动压力变化不明显。结合图19,挂架前移或后移过大时,机翼表面脉动压力变化不明显,宽频噪声并没有明显增加。总声压级的变化主要体现在4 kHz单音噪声上,可以看出当短舱沿x轴前移时尾喷口的单音声反射体现明显,当短舱沿x轴后移50 mm时单音声反射有所降低,当短舱沿x轴后移200 mm时单音声反射反而增加最大,说明该构型下短舱沿x轴略有后移可以适当降低风扇单音噪声声反射。

图30、图31所示为0°机体迎角下短舱安装角度变化对于2号和4号脉动压力采集通道数据影响,其余通道如2号通道信号变化不显著,不作赘述。从4号通道信号可以看出,PB8组该点附近100~600 Hz频段的脉动压力比PB1组略有降低,PB9组全频段脉动压力有显著降低,PB10组脉动压力改变不显著。结合图 23,PB9组远场全频段宽频噪声有显著降低,尤其在1 kHz以下低频段有3 dB以上显著降噪,PB8和PB10组远场宽频噪声基本无改变。说明短舱安装角度的改变可以影响到远场宽频噪声的变化,当安装角度为4度时有显著宽频降噪效果。

以y方向位置变化对脉动压力影响分析为例,当短舱上移时,3号和4号通道的脉动压力功率谱密度在全频段均有明显降低,这典型地反映了短舱与机翼间隙变化导致的气动干涉涡强度和区域的改变。近场脉动压力的降低与远场宽频噪声的微小变化相呼应,证明了安装效应不仅关乎声学遮挡,也与复杂的气动干涉密切相关。

4 结论

开发了国内首套基于模态发生器的机体/风扇安装效应噪声风洞试验系统,该系统创新性地采用电控模态发生器模拟真实发动机风扇的管道声模态,并通过四自由度平台与液压尾撑的联动,实现了机体与风扇相对位置的精确、独立控制,解决了传统试验中难以分离声源与干扰效应的难题。获得了国内首批机体/风扇安装效应噪声的参数化影响规律。试验系统性地探究了短舱在垂直(y)、纵向(x)及倾角方向上的安装参数变化对远场噪声和机翼表面脉动压力的影响,为飞机声学设计提供了直接的数据支持。实现了声学与气动数据的关联分析,深化了对安装效应机理的认识,将远场噪声的变化与近场气动干涉联系起来,为理解安装效应中声学与气动机理的耦合作用提供了新的视角和证据。综上所述,本文研究不仅填补了国内在机体/风扇安装效应噪声试验研究领域的空白,所建立的方法和获得的数据对提升我国民机噪声预测与控制能力具有重要意义。

以HL-CRM模型进行机体/风扇安装效应噪声风洞试验验证,该试验系统可控制机体及模态发生器稳定运行,满足试验需求。根据数据对比得出以下结论。

(1)0°迎角状态下沿y轴移动量越大,整体降噪效果越好。但随着迎角增大,前传噪声降噪量减小,后传噪声反而增大。

(2)x轴方向移动短舱对比组中,降噪效果不明显。随着迎角增大,前传噪声影响变化较大。

(3)短舱安装角对于安装效应噪声影响较大,最大可达5.4 dB。

(4)当短舱安装位置y方向上移20 mm和短舱安装位置下移70 mm时,机翼表面脉动压力全频段存在小量降低,会体现在远场宽频噪声频谱当中。但主要降噪量仍由单音噪声决定,短舱沿y轴方向改变会影响风扇单音噪声反射。

(5)当短舱安装位置沿x轴方向移动过大时,短舱与机翼靠近区域气动涡强度干涉无明显改变,远场噪声变化由单音噪声主导,短舱沿x轴方向改变会影响风扇单音噪声反射。

(6)当短舱安装倾角变化时,机翼前缘脉动压力变化较为显著,随迎角增大涡强度增大,对应前传远场噪声呈梯度变化。

参考文献

原文顺序 | 出版日期 | 本文引用

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