CN106529020A - 基于鸮翼的仿生多孔降噪设计方法 - Google Patents

基于鸮翼的仿生多孔降噪设计方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种基于鸮翼的仿生多孔降噪设计方法，属于飞行器机翼设计领域。主要的设计步骤如下：在保持基准翼型几何参数不发生变化的前提下，根据绕基准翼型的流场结构，确定声源，将与鸮翼天鹅绒似覆羽等效的多孔介质贴附在翼型表面的湍流边界层的内部，然后利用风洞试验和噪声测试的结果适当地调整多孔介质的属性、位置和分布，从而达到降噪的目的。本发明大幅提升了翼型降噪设计的效率，保证了低噪翼型的设计质量，并且仿生降噪的效果明显，能够满足飞行器概念设计阶段降低翼型气动噪声的设计和分析需要，同时避免了传统设计方法的局限性，实现了对初始设计方案的性能快速评估、修改，缩短了设计周期。

Description

基于鸮翼的仿生多孔降噪设计方法
技术领域
本发明属于飞行器机翼的设计技术，涉及对现有飞机机翼降噪设计方法的改进。
背景技术
随着发动机噪声的减少，机体噪声成为降落过程中的主要声源。其中，由湍流边界层散射引起的后缘噪声被认为是机体噪声中的重要组成部分。虽然直接修改翼型几何参数可以实现降噪的目的，但会有明显的气动力损失，因此，当前的研究转向了从静音鸮类中得到启发的仿生降噪。鸮类之所以能够静音飞行，是因为鸮翼的羽毛有三个特殊结构，分别为前缘锯齿结构、后缘干涉结构和表面天鹅绒似覆羽。为此，本发明以具有良好低噪飞行能力的鸮翼为模本，提出一种仿生多孔降噪方法。此设计方法不仅简单实用，而且具有良好的降噪效果，同时不影响基准翼型的气动外形，从而最大限度地保证翼型的气动特性。
通过国内外相关文献检索，在飞行器的设计领域中，尚未见到利用与鸮翼天鹅绒似覆羽等效的多孔介质进行降噪的仿生方法。本发明根据力学仿生原理和气动声学研究了鸮飞行时的低噪特性，通过将多孔介质应用到翼型表面，缓解翼型与流体间较大的阻抗梯度。同时，发挥多孔介质的阻尼特性，进一步耗散掉湍流边界层中的压力脉动。在此基础上，实现对湍流边界层后缘散射等噪声的缓解，验证了该设计的合理性。
发明内容
针对翼型湍流边界层后缘散射的降噪设计中面临的设计效率低且效果差等问题，本发明旨在提出一种以自然界中鸮翼母本的仿生降噪设计方法，即基于与天鹅绒似覆羽等效的多孔介质进行仿生降噪设计。进而在保证翼型气动特性的前提下，提高低噪翼型设计效率，缩短工时，同时产生良好的降噪效果。
本发明主要通过以下步骤实现：
一种基于鸮翼的仿生多孔降噪设计方法，以具有良好低噪能力的鸮翼为模本，利用与鸮翼天鹅绒似覆羽等效的多孔介质完成降低翼型噪声的设计，具体步骤如下：
(1)确定基准翼型的流场结构及相关的声源
利用风洞试验或数值计算，对基准翼型的流场进行虚拟化，从而分辨流场结构及相关的声源,包括：前缘分离、气泡、自由剪切层、再附着、湍流边界层和涡脱离；
(2)辨析基准翼型声源性质
通过远场处受声点的声压级，分析频谱中的音调成份和宽频成份，从而确定基准翼型的主要声源特性，以便为仿生多孔降噪方法的应用提供依据，包括：周期涡脱落导致的音调特性和湍流脉动产生的宽频特性；
(3)根据声源位置，界定可进行表面多孔处理的区域
依照翼型表面的压力分布系数，判断湍流和大尺度涡在壁面上流经区域，从而得到声源位置，然后以此界定翼型表面可以贴附多孔介质的区域；
(4)确定多孔介质的分布和范围
从降噪的角度，多孔处理区应布满声源所在区，但实际应用中会考虑多孔介质对翼型气动性能的影响，因此通常多孔处理的范围会缩小到弦长的1/10以内，而厚度为后缘处湍流边界层厚度的10～90％，通常这样既能最大限度地降噪，同时又能最大程度地减小附加的摩擦阻力，对于多孔介质的分布，可根据降噪效果采用连续分布或间断分布；
(5)通过风洞试验或数值计算，验证多孔处理后的降噪效果
采集后缘处的静压时间历程，以此证实多孔介质对压力变化的缓解作用，一方面，降低压力变化的幅值；另一方面，改变压力变化的周期，从而减小涡进化的时间，避免卷起强度较大的涡结构和由此产生的压差；
(6)分析多孔介质对流场结构的作用
从多孔介质能够改变流场边界的角度出发，分析多孔介质对翼型附近流场结构的作用，进而发掘其对边界层内压力分布的变化以及湍流脉动的变化的影响，多孔介质的流阻差异会引起不同的脉动抑制潜能。
该方法还包括步骤(7)对照多孔介质使用前后翼型的噪声参数，并剖析其机制；(8)揭示多孔介质对降低噪声的潜力。
所述步骤(1)是判断流场结构中是否存在后缘噪声的产生条件：湍流边界层和涡脱落。
所述的步骤(2)是通过声谱辨析后缘噪声的性质。
所述的步骤(3)是根据步骤(1)和步骤(2)，确定可布置多孔介质的区域。
所述的步骤(4)是依照降低后缘阻抗变化梯度的原则选取多孔介质的属性、分布和范围，其中多孔介质的性质即流阻介于0～∞之间，分布可采用连续式和间断式，范围控制在弦长的1/10以内，厚度是后缘处湍流边界层厚度的10～90％，以便保证不会严重影响气动性。
所述的步骤(5)是发掘多孔介质降噪的物理过程，为进一步降噪提供依据。
所述的步骤(6)是在步骤(5)基础上明确降噪潜力，从而制定相对准确的降噪预期。
结合附图中的实例可知，自然界中鸮类翅膀的特殊结构不易直接应用到工程实际，需对其进行进一步处理，以便能相对简单地为工程结构所用。
需要注意的是：步骤(2)和(3)为了仿生结构的应用具有工程意义，必须保证工程实际具有与真实的静音鸮类相同的声源和类似的降噪结构分布，即所采用的翼型表面必须要有湍流边界层；必须在翼型后缘附近的壁面湍流区贴附多孔介质。同时，多孔介质的厚度不能超过所在位置的边界层厚度，并且多孔表面只分布在湍流边界层中，从而避免产生附加声源。
本发明的有益效果为：基于鸮翼天鹅绒似覆羽的仿生降噪设计方法简单、实用、效率高，同时，由于相关的生物母本具有良好的低速飞行特性，使得仿生降噪结构能够在更大的攻角范围内保持气动外形，从而减小对翼型自身气动性的影响。为工程设计人员在概念设计阶段和后续的结构修改阶段提供了明确的设计方向和初步的设计方案，避免了传统的设计理念中过于繁杂的设计程序，而且实现了对初始设计方案的性能快速评估，缩短了设计周期。
附图说明
图1绕基准翼型的流场
图2远场的声压级
图3翼型表面的压力系数分布图
图4多孔处理的示意图
图5后缘处静压的时间历程
图6不同多孔介质对瞬态静压云图的影响，其中：
(a)无多孔处理
(b)合成泡沫处理
(c)合成毛毡处理
(d)发泡剂处理
图7 1/3倍频程下的声压级
图8发泡剂的降噪潜力
具体实施方式
下面，将结合附图和实施例对本发明做进一步的介绍。
图1为本发明中绕基准翼型的流场。由于仿生多孔降噪方法主要针对的是湍流边界层后缘散射等噪声，所以需要对基准翼型的噪声声源有详细了解后才能对其表面进行适当的多孔处理。从图中可以看到，绕翼型流动发生了前缘分离，又再次附着，之后湍流边界层流过尖后缘，并伴随有涡脱落，从而可以初步确定声源。具体步骤如下：
(1)确定基准翼型的流场结构及相关的声源
①前缘分离
由于翼型的厚度集中于前缘附近，因此在最大厚度附近产生较大几何曲率，从而导致强烈的逆压梯度。在此作用下，前缘边界层发生分离。
②湍流边界层再附着
Kelvin-Helmholtz不稳定性的作用下，分离区和自由流之间的自由剪切层发生失稳，进而流动实现湍流化。由此，湍流边界层再附着在翼型表面上，沿着壁面流经尖后缘，并形成一个长气泡。
③涡脱落
在回流区的下游末端，有大尺度的涡结构从气泡中分离出来，然后从翼型的后缘脱落，最终它达饱和状态，破碎，并耗散掉。
图2为本发明中由基准翼型产生的远场声压级。结合图1分析绕基准翼型的声源特性，以便为仿生多孔降噪方法提供依据，下面为具体步骤：
(2)辨析基准翼型声源性质；
①音调噪声
由于大尺度的涡结构从后缘脱落，对翼型产生周期性的升力变化，所以在频谱上出现了相应的音调特征，但不够显著。
②宽频噪声
湍流边界层与尖后缘相互作用产生的宽频噪声占据了大部分的频谱，说明散射噪声是主要的声源。
图3为基准翼型表面压力系数分布图。结合图1分析，流动的再附着会使表面压力系数发生阶跃，以此能够判断流动的再附着点，即湍流边界层的起始点，从而确定翼型表面上可进行多孔处理的区域。
(3)根据声源位置，界定可进行表面多孔处理的区域
通过湍流边界层和分离涡等声源在壁面上流经区域，能够确定可以贴附多孔介质的区域。对于本发明中的例子，表面压力系数分布图中显示基准翼型的弦长C为0.1m。根据压力系数曲线的第一次阶跃，可以判断上表面的再附着点在0.055m处，湍流边界层流经的区域则为0.055～0.1m，也就是再附着点和后缘之间。为了便于实际应用，基于弦长C将再附着点和后缘进行无量纲化，则上表面的再附着点在0.55C处，后缘在1C处，这样湍流边界层的区域为0.55～1C。依据仿生降噪方法，就确定了可供进行多孔处理的区域为0.55～1C(即0.055～0.1m)之间，即可供选择的多孔处理的范围是0.45C(0.045m)。
图4为本发明中对翼型后缘进行多孔处理的示意图。多孔介质的作用在于缓解壁面和流场之间较大的阻抗变化，因此选择在湍流边界层流经的翼型后缘上游布置多孔介质。一方面，可以有效地降低后缘处的阻抗变化梯度；另一方面，多孔介质进一步阻尼湍流。这样能最大限度地耗散压力脉动，缓解涡脱落的强度，从实现降低噪声的目的。结合图1和图2给出具体实施步骤如下：
(4)确定多孔介质的分布和范围等
①确定多孔介质的分布
由于噪声的主要组成部分为宽频散射噪声，而音调噪声相对较小，因此必须在阻抗变化梯度最大的翼型后缘附近布置多孔介质，同时本发明为了简化流程，采用一种多孔介质进行连续分布。用于说明仿生降噪方法而所涉及的三种多孔介质分别为：合成泡沫(Porex，流阻为316,500Pa s/m2)、合成毛毡(Needlona felt SO 2002，流阻为130,200Pas/m2)和发泡剂(Panacell 45ppi，流阻为700Pa s/m2)。当然，也可以根据对降噪效果的需要，采用不同多孔介质对表面进行间断分布，这样可以进一步降低阻抗变化梯度。
②确定多孔处理区的范围L
从降噪的角度，多孔处理区可以布满湍流边界层的流经区，某些特殊情况甚至要布满整个翼型表面，但这样也会导致阻力的明显增加。因此，选择多孔处理区时会考虑气动性能，把范围缩小到既能最大限度地降噪，又能最大程度地减小附加的摩擦阻力。对于本发明的例子，多孔处理区的范围L选择为0.01m，即0.1C。
③确定多孔处理区的厚度H
多孔区的厚度H不能超过边界层的厚度，以便保证光滑壁面流——水力学光滑，避免局部的流动分离，从而增加额外的压差阻力和摩擦阻力。但同时，多孔区的厚度也不应太小，否则不能有效地缓解阻抗变化梯度和阻尼湍流脉动。因此，厚度H应该位湍流边界层厚度的10～90％，这样多孔区既深入湍流边界层的速度亏损律层，湍流切应力又可以得到充分的缓解。根据图1中的后缘附近涡量分布，本发明的例子中的多孔处理区的厚度H选择为0.001m。
(5)通过风洞试验或数值计算，验证多孔处理后的降噪效果
结合图5后缘处静压的时间历程，进一步证实了发泡剂对压力变化的缓解作用。发泡剂不仅降低了压力变化的幅值，而且还对增加压力变化的周期。从而使得自由剪切层不能更多的时间卷起更大的涡结构，产生更大的负压值。
(6)分析多孔介质对流场结构的作用
图6给出了合成泡沫、合成毛毡和发泡剂等不同多孔介质对瞬态静压云图的影响和后缘。从图中可以看到，静压场证实了多孔后缘能够有效地降低压力变化幅值，从而起到降噪的作用。同时，注意到流阻的差异会引起不同的压力抑制潜能。
①具有较小流阻的发泡剂能大大缓解局部压力的变化值，这是因为在声学反馈回路中
分离的剪切层对由涡脱落产生的噪声扰动不敏感，有助于噪声的降低。
②具有较大流阻的合成泡沫不仅没有阻尼负压的变化，相反加大了涡脱落的强度，导
致声源的增强。
上述的数值试验说明多孔介质对降低翼型气动噪声是非常重要的。同时，由于仿生结构简单，易于实施，可为工程应用提供良好的参考。
为了更加直观地观察到仿生多孔降噪方法的效果，结合图7和图8说明其在声场中的作用。
(7)对照多孔介质使用前后翼型的噪声参数，并剖析其机制
图7给出了多孔后缘对声谱的影响。从中可以看到，宽频和音调噪声分别对应了湍流边界层后缘散射和涡脱落。基于发泡剂的多孔处理使整个频段上的幅值都有一定的下降。一方面，湍流边界层的脉动压力在多孔介质的耗散作用下，湍流强度被有效抑制，并且后缘处的阻抗变化梯度得到缓解，从而减少湍流边界层的散射宽频噪声；另一方面，多孔介质的阻尼作用也减弱了分离涡的强度，使得音调噪声明显减少，甚至消失。但同时，基于合成毛毡的多孔处理几乎没有任何降噪效果，这是因为其具有较大的流阻的缘故。
(8)揭示多孔介质对降低噪声的潜力
结合图8可以更透彻地看到基于发泡剂的多孔处理的降噪潜力。发泡剂处理在低频和高频段都可以实现10dB以上的降噪，相反，最小的降噪效果则出现在人类最敏感的中频段。这是因为本发明中的例子选择了的二维模拟，阻止了展向涡量转化为流向涡量，从而导致局部湍流脉动的展向完美相关。重要的是，本发明在低频段和中频段的降噪趋势与全尺寸模型的户外试验结果相符，表明仿生多孔降噪方法是可信的。
本发明提出的多孔介质降噪方法可以显著地降低湍流边界层后缘散射宽频噪声和后缘涡脱落音调噪声。在保证了不响应翼型整体气动外形的前提下，不仅节省了工时，缩短了周期，提高了效率，而且还保证整体的气动特性。
值得注意的是，上述具体实施例是用来做举例的。本领域普通技术人员可以认识到许多修改、变化和改型。这些修改、变化和改型都在本申请的宗旨和范围内，并落入权利要求书的保护范围内。

Claims (8)

1.一种基于鸮翼的仿生多孔降噪设计方法，其特征在于：以具有良好低噪能力的鸮翼为模本，利用与鸮翼天鹅绒似覆羽等效的多孔介质完成降低翼型噪声的设计，具体步骤如下：
(1)确定基准翼型的流场结构及相关的声源
利用风洞试验或数值计算，对基准翼型的流场进行虚拟化，从而分辨流场结构及相关的声源,包括：前缘分离、气泡、自由剪切层、再附着、湍流边界层和涡脱离；
(2)辨析基准翼型声源性质
通过远场处受声点的声压级，分析频谱中的音调成份和宽频成份，从而确定基准翼型的主要声源特性，以便为仿生多孔降噪方法的应用提供依据，包括：周期涡脱落导致的音调特性和湍流脉动产生的宽频特性；
(3)根据声源位置，界定可进行表面多孔处理的区域
依照翼型表面的压力分布系数，判断湍流和大尺度涡在壁面上流经区域，从而得到声源位置，然后以此界定翼型表面可以贴附多孔介质的区域；
(4)确定多孔介质的分布和范围
从降噪的角度，多孔处理区应布满声源所在区，但实际应用中会考虑多孔介质对翼型气动性能的影响，因此通常多孔处理的范围会缩小到弦长的1/10以内，而厚度为后缘处湍流边界层厚度的10～90％，通常这样既能最大限度地降噪，同时又能最大程度地减小附加的摩擦阻力，对于多孔介质的分布，可根据降噪效果采用连续分布或间断分布；
(5)通过风洞试验或数值计算，验证多孔处理后的降噪效果
采集后缘处的静压时间历程，以此证实多孔介质对压力变化的缓解作用，一方面，降低压力变化的幅值；另一方面，改变压力变化的周期，从而减小涡进化的时间，避免卷起强度较大的涡结构和由此产生的压差；
(6)分析多孔介质对流场结构的作用
从多孔介质能够改变流场边界的角度出发，分析多孔介质对翼型附近流场结构的作用，进而发掘其对边界层内压力分布的变化以及湍流脉动的变化的影响，多孔介质的流阻差异会引起不同的脉动抑制潜能。
2.如权利要求1所述的一种基于鸮翼的仿生多孔降噪设计方法，其特征在于:该方法还包括步骤(7)对照多孔介质使用前后翼型的噪声参数，并剖析其机制；(8)揭示多孔介质对降低噪声的潜力。
3.如权利要求1所述的一种基于鸮翼的仿生多孔降噪设计方法，其特征在于：所述步骤(1)是判断流场结构中是否存在后缘噪声的产生条件：湍流边界层和涡脱落。
4.如权利要求1或2所述的一种基于鸮翼的仿生多孔降噪设计方法，其特征在于：所述的步骤(2)是通过声谱辨析后缘噪声的性质。
5.如权利要求1或2所述的一种基于鸮翼的仿生多孔降噪设计方法，其特征在于：所述的步骤(3)是根据步骤(1)和步骤(2)，确定可布置多孔介质的区域。
6.如权利要求1或2所述的一种基于鸮翼的仿生多孔降噪设计方法，其特征在于：所述的步骤(4)是依照降低后缘阻抗变化梯度的原则选取多孔介质的属性、分布和范围，其中多孔介质的性质即流阻介于0～∞之间，分布可采用连续式和间断式，范围控制在弦长的1/10以内，厚度是后缘处湍流边界层厚度的10～90％，以便保证不会严重影响气动性。
7.如权利要求1所述的一种基于鸮翼的仿生多孔降噪设计方法，其特征在于:所述的步骤(5)是发掘多孔介质降噪的物理过程，为进一步降噪提供依据。
8.如权利要求1或2所述的一种基于鸮翼的仿生多孔降噪设计方法，其特征在于：所述的步骤(6)是在步骤(5)基础上明确降噪潜力，从而制定相对准确的降噪预期。
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