CN115892443A - 用于降低机翼尾缘噪声的组合结构 - Google Patents

用于降低机翼尾缘噪声的组合结构 Download PDF

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CN115892443A CN202110913268.4A CN202110913268A CN115892443A CN 115892443 A CN115892443 A CN 115892443A CN 202110913268 A CN202110913268 A CN 202110913268A CN 115892443 A CN115892443 A CN 115892443A
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周朋
张欣
方亦
钟思阳
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Abstract

本公开涉及一种用于降低机翼尾缘噪声的组合结构，其包括：基底结构，其为平面状的锯齿形，锯齿形的底边用于连接至所述机翼尾缘；以及层状结构，其覆盖所述基底结构的至少一侧表面。本公开的基底结构和层状结构的组合结构的降噪性能受锯齿与流动方向错位的影响较小，并且其降噪性能在宽频范围内获得改善。

Description

用于降低机翼尾缘噪声的组合结构
技术领域
本发明属于航空航天领域，具体涉及一种用于降低机翼尾缘噪声的组合结构。
背景技术
航空、可再生能源、城市空中交通等行业的快速增长导致环境噪声污染，这可能导致不适和长期健康问题。据世界卫生组织(WHO)称，噪音污染对健康和环境的影响仅次于空气污染。在很多工程领域，气动升力面是主要的噪声源之一，例如飞机机翼和发动机风扇叶片、风力涡轮机叶片和热通风和空调装置上的轴流风扇叶片。气动升力面产生的噪声一般可分为前缘噪声和尾缘噪声(或自噪声)。升力面与来流湍流相互作用时产生前缘噪声，而边界层与尾缘相互作用产生尾缘噪声。机翼和高升力装置的尾缘噪声是机身噪声的主要来源之一，这对飞机在接近着陆阶段很重要。对于风力发电机，公认的主要噪声源是边界层湍流涡流通过尾缘产生的噪声。
受到猫头鹰羽毛边缘的流苏结构的启发，人们研制了翼型尾缘锯齿用以降低尾缘噪声。Howe第一次理论研究了锯齿尾缘对尾缘散射过程的影响，并发现锯齿具有很大的降噪潜力。然而在实验研究中，锯齿的突出缺点是在交界频率以上的产生额外的噪声增量，而理论模型没有捕捉到这一点。在高频率下实测的尾缘锯齿降噪幅度与理论预测的巨大偏差被归结为冻结湍流假设的不准确性以及缺乏对湍流壁面压力谱和对流动展向相干性的准确估计。如果锯齿和未受干扰的尾流之间存在方向偏差，则高频噪声增量更大；更重要的是，当锯齿具有襟翼偏转角时，则高频噪声增量更为显著。
发明内容
为了解决至少上述问题之一而提供了一种用于降低机翼尾缘噪声的组合结构，该组合结构的降噪性能受锯齿与流动方向错位的影响较小，其降噪性能在宽频范围内获得改善。
根据本公开的一个方面，提供一种用于降低机翼尾缘噪声的组合结构，所述组合结构包括：基底结构，其为平面状的锯齿形，锯齿形的底边用于连接至所述机翼尾缘；以及层状结构，其覆盖所述基底结构的至少一侧表面。
可选地，所述层状结构的尾缘构造成与流动方向相垂直的直线。
可选地，所述层状结构的尾缘构造锯齿形，并且，所述层状结构的尾缘相比于所述基底结构沿流动方向偏置。
可选地，所述层状结构的尾缘构造成与所述基底结构相对应的锯齿形。
可选地，所述层状结构由透气材料制成。
可选地，所述层状结构由不透气材料制成。
可选地，所述层状结构的一侧表面具有绒毛结构，所述绒毛结构向外朝向。
可选地，所述层状结构的两侧表面均为光滑结构。
可选地，所述层状结构覆盖所述基底结构的两侧表面。
可选地，所述基底结构由多个等腰三角形周期性排列成锯齿形，
其中，所述等腰三角形的底边为λ，所述等腰三角形的底边上的高为2h，2h/λ的取值大于1。
可选地，所述基底结构由塑料或金属片材通过激光切割制成。
可选地，所述层状结构的厚度小于所述机翼尾缘的边界层厚度。
可选地，所述基底结构为柔性材料。
可选地，所述层状结构为柔性材料。
与现有技术相比，本公开的组合结构在当基底结构未与流动方向对齐时，其降噪性能只受轻微影响，其降噪性能在宽频范围内获得改善。
附图说明
图1是本公开用于降低机翼尾缘噪声的组合结构的基底结构的示意图；
图2a是本公开的一实施例中用于降低机翼尾缘噪声的组合结构的整体示意图；
图2b是本公开的另一实施例中用于降低机翼尾缘噪声的组合结构的整体示意图；
图3a是以非流向对齐方式将本公开的用于降低机翼尾缘噪声的组合结构安装至机翼尾缘的示意图，其中襟翼偏转角为6°；
图3b是以流向对齐方式将本公开的用于降低机翼尾缘噪声的组合结构安装至机翼尾缘的示意图，其中襟翼偏转角为0°；
图4示出了基准平板模型和带有(a)流向对齐(0°襟翼偏转角)和(b)非流向对齐(6°襟翼偏转角)设置的组合结构的平板模型的1/3倍频程声谱；
图5示出了在U0＝20-50m/s的速度范围内，降噪水平与基于边界层厚度的斯特劳哈尔数Stδ的关系。
具体实施方式
为使本领域的技术人员更好地理解本公开的技术方案，下面结合附图来对本公开提供的用于降低机翼尾缘噪声的组合结构进行详细描述。
如图2a和2b所示，其示出了本公开用于降低机翼尾缘噪声的组合结构的示意图。具体地，该用于降低机翼尾缘噪声的组合结构10包括：基底结构1，其为平面状的锯齿形，锯齿形的底边用于连接至机翼尾缘3；以及层状结构2，其覆盖基底结构1的至少一侧表面。这里，不对锯齿形中每个齿牙的形状进行限制，每个齿牙可以是三角形、矩形、梯形等的齿牙，其锯齿的尾缘除了折线段外，也可以是曲线，每个齿牙可以彼此相同，或者采用多种齿牙的组合。通过基底结构和层状结构的组合结构设计，其降噪性能受锯齿与流动方向错位的影响较小，其降噪性能在宽频范围内获得改善。
具体地，如图2a所示，其示出了本公开的一实施例中用于降低机翼尾缘噪声的组合结构的整体示意图，该层状结构2的尾缘构造成与流动方向相垂直的直线。这里“层状结构的尾缘”是指层状结构沿流动方向的下游侧的边缘，即图2a中层状结构2的右侧边缘。
如图2b所示，其示出了本公开的另一实施例中用于降低机翼尾缘噪声的组合结构的整体示意图，该层状结构2的尾缘构造成锯齿形，并且，层状结构2的尾缘相比于基底结构1沿流动方向偏置。换言之，层状结构2的后端被切割成锯齿状，并向下游偏移一定距离，从而在基底结构1的原锯齿构造周围形成一个裙边。这里，同样不对锯齿形中每个齿牙的形状进行限制，每个齿牙可以是三角形、矩形、梯形等的齿牙，其锯齿的尾缘除了折线段外，也可以是曲线，每个齿牙可以彼此相同，或者采用多种齿牙的组合。
可选地，层状结构2的尾缘构造成与基底结构1相对应的锯齿形。这里“相对应”是指二者的形状彼此对应，可以尺寸相同或形状相似但尺寸具有差别。
可选地，层状结构2可以由透气材料制成。例如由聚酯无纺布制成的透气织物制成。
可选地，所述层状结构也可以由不透气材料制成。
进一步，当所述层状结构由透气材料或不透气材料制成时，层状结构2的一侧表面可以具有绒毛结构，绒毛结构向外朝向。这里“向外朝向”是指将绒毛结构朝向流场。此处绒毛结构可以选择硬质绒毛，也可以是柔性绒毛。
进一步，当层状结构2由透气材料制成时，层状结构2的两侧表面可以均为光滑结构。
优选地，层状结构2覆盖所述基底结构的两侧表面。
如图1所示，基底结构1可以由多个等腰三角形周期性排列成锯齿形，其中，等腰三角形的底边为λ，而该等腰三角形的底边上的高为2h，2h/λ的取值大于1。从而可以满足良好降噪性能的基本要求。
可选地，基底结构1由塑料或金属片材通过激光切割制成。
可选地，层状结构2的厚度小于机翼尾缘的边界层厚度。
可选地，基底结构1为柔性材料。这里的柔性材料是指可以在额定空气动力学载荷下发生显著形变的材料。
可选地，层状结构也可以为柔性材料。
下面，结合本公开中的两个示例性实施例中的组合结构构造，通过实验论证其性能及效果。
静音风洞和实验模型
尾缘噪声的测量是在静音风洞中进行的。本实验研究使用了一个开口式试验段。风洞的喷嘴的截面是一个边长为0.4米的正方形。试验段流速可以从10m/s到70m/s变化，在整个速度范围内，来流的湍流强度低于0.25％。风洞试验段处在一个截止频率约为200Hz的消声室内。消声室的尺寸为3.3m(长)×3.1m(宽)×2.0m(高)。一个麦克风阵列和一个天平组被用来分别测量尾缘噪声和空气动力载荷。
在这个实验研究中使用了一个弦长为150mm，展长为400mm，厚度为6mm的平板模型。模型前缘是4:1的半椭圆，尾缘是对称的，收缩角为12°。厚度为0.3毫米的锯齿状转捩带被应用于模型的两侧弦长的13％到20％的部分，以确保尾缘处的边界层为湍流边界层。平板模型的攻角被设定为0°。本实验中来流速度U0在20m/s到50m/s之间，对应的雷诺数位为100,000到500,000之间。
实验中所使用的组合结构中的基底结构1如图1所示。这里由于采用的是锯齿状的基底结构1，此后以尾缘锯齿代称。如图1所示，本实验研究采用了平面型尾缘锯齿。锯齿根部到尖端的距离为2h＝20mm，大约等于来流速度为20m/s时尾缘边界层厚度的四倍。锯齿的波长(即图1中单个三角形齿牙的底边长度)是λ＝5mm，所以h/λ＝2。这些几何设置满足了良好降噪性能的基本要求。这里，尾缘锯齿由聚酯(PET)片材激光切割而成，其杨氏模量为2.4GPa。厚度H为0.1mm。整个基底结构的展向长度为390mm。由于机翼的平板模型的展长为400mm，因此基底结构在平板模型的两边分别留下大约5mm的空隙。这个间距是经过多次试验后确定的，以减少模型和边板交界处的噪音。
对于尾缘锯齿，分别采用了两种不同的安装方法。如图3a所示，在第一种方法中，基底结构的锯齿通过0.05mm厚的双面胶带连接到平板模型的尾缘，基底结构的锯齿的根部与机翼平板模型的原始尾缘对齐。因为尾缘锯齿有一个约6°的固有襟翼偏转角，它等于平板模型尾缘收缩角的一半，所以局部流动不与锯齿对齐，这种结构被称为“非流向对齐”的尾缘锯齿。在另一种安装方法中，如图3b所示，尾缘锯齿(基底结构)被插入机翼平板模型的尾缘，并被两块约0.15mm厚的钢板夹住。尾缘锯齿的襟翼偏转角为零，这种结构被称为“流向对齐”的尾缘锯齿。
在此实验中，层状结构2使用了一种由聚酯无纺布制成的透气织物。该织物的一个面一个光滑，而另一个面带有绒毛结构。包括绒毛结构在内，织物的总厚度约为0.3mm。当安装在测试模型上时，织物的绒毛表面朝向流场。
此实验测试了两种不同的层状结构与基底结构的组合方式。在第一种组合方式中，如图2a所示，透气绒毛的层状结构完全或部分填补了尾缘锯齿之间的空隙。此时，层状结构的尾缘构造成与流动方向相垂直的直线。在第二种组合方式中，如图2b所示，透气绒毛结构织物的后端也被切割成锯齿状，并沿流动方向向下游偏移h＝10mm，在尾缘锯齿的锯齿形状周围形成一个裙边。这两种组合方式中，透气绒毛结构的层状结构的上游端都与尾缘锯齿的原始锯齿的根部对齐。
噪声实验以及组合结构的降噪性能
接下来，在流向对齐和非流向对齐的情况下，评估了图2a和图2b中描述的组合结构的降噪性能。图4显示了在U0＝40/m/s时测量的1/3倍频程尾缘噪声频谱。在流向对齐的安装方式下，由透气绒毛的层状结构覆盖的基底结构，即图2a中所示组合结构的构型与仅尾缘锯齿结构相比，在3kHz以下的增加了噪声，而在3kHz以上的噪声略有减少。相比之下，带绒毛结构裙边的锯齿结构，即图2b所示组合结构的构型的频谱始终比其他构型低。一方面，高频噪声仍然被透气绒毛表面所抑制。另一方面，与图2a中所示组合结构的构型相比，图2b所示组合结构的构型进一步实现了额外的低频噪声降低。总的来说，与基准平板的尾缘噪声相比，图2b中所示组合结构的构型实现了大约10dB的宽带噪声降低。
与仅设置有尾缘锯齿的结构相比，图2a和图2b中所示的两种组合结构在非流向对齐下的降噪性能与流向对齐的状态相比，只略微减少了1-2dB左右，而且频谱形状保持相似。这表明与仅设置有尾缘锯齿的结构相比，两种新型组合结构的降噪性能对小襟翼偏转角不敏感。
图5显示了在U0＝20-50m/s的速度范围内，降噪水平与基于边界层厚度的斯特劳哈尔数Stδ的关系。在Stδ<0.1时，所有的降噪处理的效果比较微弱。在对应于Stδ＝2的高频率下，流向对齐安装的组合结构仍然可以实现大约10dB的降噪。而非流动对齐安装的组合结构在整个频率范围内只能达到较低的降噪效果(低于5dB)，并且只能在Stδ＝2时实现约3dB的降噪。如图2b所示的组合结构在Stδ＝0.2时开始优于其他处理方法，并可以实现超过12dB的宽带降噪。在流动对齐的情况下，Stδ≤1，或在非流向对齐的情况下，Stδ≤2的条件下，如图2b所示的组合结构的降噪性能始终优于仅设置有尾缘锯齿的降噪结构的降噪性能。
当尾缘锯齿未与流动方向对齐时，传统的降噪构造的降噪效果明显恶化，而本公开的组合结构的降噪性能只受轻微影响。具体地，如图2a所示的第一种组合结构抑制了额外的高频噪声，但提升了中低频噪声。如图2b所示的第二种改进后的“尾缘锯齿+绒毛裙边”结构可以达到相似的高频降噪量，但又提供了低频的额外降噪。第二种结构可以在Stδ处于0.3到1之间提供大约10dB的宽带噪声降低。本公开中所采用的结构可以应用风力发电领域，以提高风力发电机在噪声规定下的最高工作速度。与现有技术相比，本公开的组合结构在当基底结构未与流动方向对齐时，其降噪性能只受轻微影响，其降噪性能在宽频范围内获得改善。
可以理解的是，以上实施方式仅仅是为了说明本公开的原理而采用的示例性实施方式，然而本公开并不局限于此。对于本领域内的普通技术人员而言，在不脱离本公开的精神和实质的情况下，可以做出各种变型和改进，这些变型和改进也视为本公开的保护范围。

Claims (15)

1.一种用于降低机翼尾缘噪声的组合结构，其特征在于，所述组合结构包括：
基底结构，其为平面状的锯齿形，锯齿形的底边用于连接至所述机翼尾缘；以及
层状结构，其覆盖所述基底结构的至少一侧表面。
2.根据权利要求1所述的组合结构，其特征在于，所述层状结构的尾缘构造成与流动方向相垂直的直线。
3.根据权利要求1所述的组合结构，其特征在于，所述层状结构的尾缘构造成锯齿形，并且，所述层状结构的尾缘相比于所述基底结构沿流动方向偏置。
4.根据权利要求3所述的组合结构，其特征在于，所述层状结构的尾缘构造成与所述基底结构相对应的锯齿形。
5.根据权利要求2至4中任一项所述的组合结构，其特征在于，所述层状结构由透气材料制成。
6.根据权利要求2至4中任一项所述的组合结构，其特征在于，所述层状结构由不透气材料制成。
7.根据权利要求5或6所述的组合结构，其特征在于，所述层状结构的一侧表面具有绒毛结构，所述绒毛结构向外朝向。
8.根据权利要求5所述的组合结构，其特征在于，所述层状结构的两侧表面均为光滑结构。
9.根据权利要求6所述的组合结构，其特征在于，所述层状结构的一侧表面具有绒毛结构，所述绒毛结构向外朝向。
10.根据权利要求1所述的组合结构，其特征在于，所述层状结构覆盖所述基底结构的两侧表面。
11.根据权利要求1所述的组合结构，其特征在于，所述基底结构由多个等腰三角形周期性排列成锯齿形，
其中，所述等腰三角形的底边为λ，所述等腰三角形的底边上的高为2h，2h/λ的取值大于1。
12.根据权利要求1所述的组合结构，其特征在于，所述基底结构由塑料或金属片材通过激光切割制成。
13.根据权利要求1所述的组合结构，其特征在于，所述层状结构的厚度小于所述机翼尾缘的边界层厚度。
14.根据权利要求1所述的组合结构，其特征在于，所述基底结构为柔性材料。
15.根据权利要求1所述的组合结构，其特征在于，所述层状结构为柔性材料。
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