多孔滲透結構影響尾緣噪聲的試驗

劉漢儒， 陳南樹

西北工業大學 動力與能源學院， 西安 710072

多孔滲透結構影響尾緣噪聲的試驗

劉漢儒*， 陳南樹

西北工業大學 動力與能源學院， 西安 710072

本文設計了一種尾緣(TE)上游多孔滲透結構，通過在全消聲低速射流風洞，利用遠場麥克風測量研究了不同工況和材料物性下尾緣輻射噪聲的影響。結果表明：所設計的多孔滲透結構產生了額外的方腔噪聲特征，相對密度4.7%的泡沫金屬所產生的附加噪聲最小，顆粒狀多孔材料比泡沫金屬產生的附加噪聲小。對稱流動條件下多孔平板尾緣噪聲中出現的方腔單音噪聲特征，在人工非對稱流動條件干涉下消失，表明壓差推動滲流穿過表面是這種設計的關鍵。縮小人工非對稱流動與非對稱曲面翼型產生的壓力條件之間的差異以及避免過大面積多孔設計是改進的方向。

翼型噪聲； 多孔材料； 氣動聲學； 人工壓差； 聲學風洞

翼型尾緣噪聲是航空飛行器、葉輪機械以及風力發電裝置重要的噪聲源。如何降低尾緣噪聲一直是人們關注的熱點問題。特別是湍流-尾緣噪聲機理復雜，至今還沒有研究清楚，對其降噪措施還在研究之中[1]。但是，目前國內外已經有許多其他關于降低尾緣噪聲技術的研究。

Howe[2-3]理論分析了一種鋸齒形尾緣處理降噪的效果，并且指出降噪效果受鋸齒寬度和長度的影響。任露泉等[4]通過數值模擬研究了帶有仿生前緣圓弧齒狀結構的NACA0015翼型的降噪機理，發現在雷諾數1.35×105流動條件下，這種結構在大部分頻段都能夠降低噪聲5～10 dB，且具有整流和控制分離的特性。Gruber等[5]試驗研究了帶不同尺寸鋸齒的翼型尾緣結構對噪聲的影響，降噪結果比Howe的理論預測值低，同時在低頻區域降噪效果優于高頻區。宮武旗等[6]試驗研究了鋸齒尾緣對風機氣動噪聲影響規律，結果表明鋸齒尾緣有明顯降噪效果, 正弦形鋸齒較正三角形更好。Moreau和Doolan[7]測量了帶有鋸齒尾緣平板的氣動噪聲和流場，在雷諾數 1.6×105～4.2×105范圍，發現高頻窄帶噪聲能夠降低13 dB, 認為原因是尾緣脫落渦的衰減。Liu等[8]試驗發現尖尾緣鋸齒和帶有溝槽的尾緣具有最有效的降噪效果。Chong和Vathylakis[9]試驗研究發現鋸齒尾緣降低寬頻噪聲的機理是尾緣渦結構和局部湍流邊界層的干涉引起動量傳輸和剪切應力的再分配，從而引起了噪聲輻射效率改變。仝帆等[10]采用大渦模擬與聲類比的方法研究了尾緣鋸齒對翼型自噪聲的影響，窄帶噪聲最多可降低約16 dB,但尾緣鋸齒對翼型氣動性能有著不利影響。尾緣鋸齒可以抑制層流邊界層引起的渦脫落現象，并有效降低尾緣附近渦的展向相關性，這些是潛在的降噪原因。陳偉杰等[11]試驗研究表明尾緣鋸齒在大迎角狀態下可以顯著抑制邊界層不穩定噪聲。許影博等[12]在消聲風洞試驗研究表明, 翼型尾緣附加刷毛是一種可行的降噪方案, 尤其對中低頻段具有比較明顯的降低效果，刷毛的間距和長度是影響降噪效果的重要因素。Finez等[13]試驗發現刷式尾緣能夠減小邊界層渦的展向相關長度達25%，降低3 dB噪聲。多孔尾緣處理能夠產生類似的流體穿透作用，抑制邊界層湍流轉化為輻射聲波的效率[14]。Howe[15]最早理論提出多孔尾緣具有降低噪聲的可行性。Fink和Bailey[16]測試了多孔結構的尾緣襟翼和前緣縫翼，發現了2～3 dB的噪聲降低量。Geyer等[17-18]用麥克風陣列測量了多孔滲透翼型的氣動噪聲，表明滲透性表面降低尾緣氣動噪聲的潛力，但是會降低升力增加阻力。最近，Clark等[19]提出了一種改變尾緣上游邊界層流動的“斗篷”結構，具有極大的寬頻噪聲降低潛力，并且在0°～9° 迎角下都能夠發揮降噪作用。Afshari等[20]研究了在尾緣上游表面布置一種類似“籬笆”結構，能夠降低尾緣表面壓力波動和降低展向相關性，因而具有降低湍流邊界層噪聲的潛力。這種技術通過改變湍流邊界層，從而影響湍流邊界層-尾緣作用，達到降低尾緣噪聲目的的方法，表明上游邊界層的穩定對于尾緣噪聲降低有潛在的作用。

基于對滲透性和上游處理作用的綜合考慮，本文探索了一種新的設計，通過在尾緣上游設置多孔滲透表面，改變尾緣上游流動達到降低湍流邊界層-尾緣噪聲的目的。本文通過在消聲風洞中對不同的材料物性，不同的流速以及來流條件進行初步試驗測試，研究了這種設計形式控制尾緣噪聲的可行性和指出了相應的改進方向。

1 試驗設備和測試模型

1.1 試驗設備

本文的氣動聲學試驗測試是在英國南安普頓大學聲學與振動試驗室(ISVR)的低噪聲、低湍流、開放噴射式聲學風洞進行的。該風洞的測試段是一個8 m×8 m×8 m全消聲室，測試模型使用端板固定在風洞噴口，如圖1所示。噴嘴出口兩側板用來支撐測試模型同時也保持了流動的二維特性。該風洞設計噴口出口的流體湍流度低于0.4%，最高馬赫數可達到0.3，風速可調范圍是10～120 m/s而且能夠提供安靜的背景噪聲環境。具體的風洞設計和性能參數可參考文獻[21]。

圖1 ISVR聲學風洞大型消聲室及測試模型 Fig.1 Arechoic chamber of acoustics wind tunnel of ISVR and test model

1.2 測試設備

自由場噪聲測量使用的是1/2 inch Brüel & Kjaer Falcon麥克風，位置處于模型展向中截面垂直距離尾緣1.25 m的位置，如圖2所示，圖中c為弦長。噪聲數據采集使用的是24通道National Instrument數字采集卡，采樣頻率是30 kHz，采集時間為13.33 s。得到的數字信號在15 kHz過濾避免信號混淆，然后經過窗口-傅里葉變換以及平均獲得1 Hz帶寬的遠場噪聲功率譜密度。為了減小干擾，整個數據采集系統放置在隔離室內。

圖2 氣動聲學試驗設置Fig.2 Aeroacoustics measurement test set up

1.3 測試模型

如何將多孔材料布置在翼型上，公開的研究資料非常少，多孔設計完全是依靠推測和經驗，是一個探索性工作[22]。湍流邊界層尾緣噪聲是邊界層對流通過較尖尾緣產生壓力波動以及散射作用導致的氣動噪聲[23]，與層流邊界層-尾緣以及鈍尾緣脫落噪聲機制是不同的。本文設計出發點是將多孔滲透區布置在靠近尾緣的地方通過影響邊界層發展來影響氣動噪聲。試驗加工了帶有尖尾緣的平板模型作為研究對象，尖尾緣避免了脫落噪聲，如圖2(b)所示。在靠近尾緣處設計了一段關于中心線對稱的0.625c×0.375c的活動區域，用來靈活替換不同屬性的“材料模塊”(本文涉及到剛性固體、泡沫金屬、聚乙烯顆粒)。平板厚度是0.037 5c，前緣是光滑過渡的圓弧。各部件表面保持最大程度的光滑平整以減少額外粗糙度噪聲。為了確保尾緣邊界層是湍流邊界層，試驗中在距離測試模型前緣0.1c處上下表面都設置了粗糙膠條，作為“湍流邊界層觸發(Boundary Layer Trip)”，強制層流邊界層在這個位置提前轉變為湍流邊界層。氣動噪聲測試分別在10，20，30，40，50 m/s流速下進行，對應雷諾數Rec范圍是1.79×105～8.9×105。同時試驗也考慮了來流方向的影響。

當可替換模塊只安裝光滑模塊時就是基準模型(Baseline)。當替換多孔材料時需要用到一個“多孔套”裝夾固定，如圖 3所示。試驗除了使用泡沫金屬，還測試了聚乙烯顆粒，用來對比多孔材料形態差異的影響。材料從側面裝入穿孔金屬夾套，夾套另外兩側邊各有3個螺紋孔用來和平板主體連接，安裝好后如圖 4所示。測試中有3種不同表面孔密度的夾套，按照孔密度從小到大分別為C1、C2、C3，孔密度越小孔徑越大。泡沫金屬鋁有3種，相對密度ρ′分別為7.5%、5.7%和4.7%。相對密度ρ′和孔隙率φ的關系近似為φ≈1-ρ′。本文涉及的試驗測試如表1所示,√對應的結果將在本文給出。

圖3 多孔材料模塊夾套Fig.3 Cover for porous materials module

圖4 測試用不同的材料模塊及裝配方式Fig.4 Different material module and assembling method for test

表1不同多孔模塊的平板尾緣噪聲測試(10～50m/s)

Table1Trailingedgenoisetestofflatplatewithdifferentporousmodule(10～50m/s)

CaseBaselineRigidρ′/%4．75．77．5GranuleC1√√√√√C2√√C3√√

2 聲學試驗結果

2.1 平行對稱流動條件

圖5為10～50 m/s來流速度下光滑平板尾緣輻射噪聲聲壓級(Sound Pressure Level, SPL)頻譜，f為頻率，U為來流速度。顏色代表聲壓級，聲壓級計算的參考聲壓值是2×10-5Pa。從噪聲特征看屬于寬頻特性，沒有明顯的單音突峰，符合湍流邊界層尾緣噪聲機制的特點。這說明平板前緣“粗糙條”觸發了湍流邊界層。圖5(b)的彩色云圖右下角的紅色區塊處于低頻高速范圍，這說明在高風速時(40 m/s 以上)出現有流體沖擊平板前緣產生的低頻噪聲。

為了評估穿孔夾套所產生的額外粗糙度噪聲，對3種不同穿孔夾套和剛性模塊組合進行了氣動噪聲測試，頻譜結果如圖 6所示。可以看出在絕大多數流速下，中等孔密度的夾套C2產生略高噪聲水平，在高速50 m/s時，孔密度較大的C3夾套產生了較高的噪聲水平。只有孔密度最小的C1夾套始終都保持和基準模型一樣的噪聲水平。結果說明孔密度較小也就是孔徑較大的穿孔夾套造成的附加粗糙度噪聲最小，更適合用來作為后面研究多孔材料的裝載體。

圖5 光滑平板尾緣噪聲(基準模型)Fig.5 Trailing edge noise of smooth flat plate (Baseline)

圖6 不同穿孔金屬夾套粗糙度噪聲Fig.6 Roughness noise of different perforated cover

圖7為不同相對密度的泡沫金屬多孔材料和夾套C1組合裝配后測試的氣動噪聲結果。相對密度為4.7%的泡沫金屬在中低流速下都是噪聲水平最低的，但是速度大于40 m/s后，不同材料表現出來的噪聲水平逐漸一樣。而且，逐漸出現了“駝峰”特征，在這里并不是尾緣脫落噪聲。Rossiter[24]的方腔噪聲振蕩頻率經驗計算公式為

(1)

式中：m為模態數；Ma為來流馬赫數；L為空腔長度。根據Rossiter的經驗取值，常數r=0.54，k=0.57，分別為相位延遲、平均擾動對流速度與自由來流的比值。可以計算出30、40、50 m/s對稱來流下m=1～5時的模態頻率。在本文試驗中最為顯著的駝峰頻率(Hump Frequency)在對稱流動條件30、40、50 m/s來流速度下分別為336、433、533 Hz，與經驗公式預測的模態數m=3對應頻率(334, 438， 539 Hz)相當接近。本文涉及的方腔長深比為7.5，根據Rossiter理論，對于長深比大于4屬于淺方腔(Shallower Cavity)，壓力波動中隨機分量逐漸增加，周期性逐漸削弱，頻率特征則表現為寬帶主頻(Broader Hump)，這是由于方腔區域前緣剪切層的不穩定增長，振蕩氣流撞擊到腔體后壁產生聲源。本文試驗測得的對稱流動條件下的聲學譜“駝峰”特征符合寬帶主頻的特征(Hump)， 所以是典型的淺方腔噪聲。

另外，也可以看出，速度越高，噪聲增量越大。相對密度小的材料孔隙率高，滲透作用強，它的噪聲水平相對較低，這暗示滲透作用較大在這里表現會相對較好。根據上面的結論，選擇相對噪聲量較小的4.7%和不同的“穿孔夾套”C1、C2、C3進行試驗，結果如圖 8所示。可以看出，當使用4.7%相對密度的泡沫金屬鋁和夾套C1組合時，噪聲水平還是最低的，再次證明了C1夾套本身的附加粗糙度噪聲最小。但是這個組合在U≥30 m/s 以后，在頻譜上出現“駝峰”，具有單音方腔噪聲的特征。根據分析，目前的流動形式類似湍流橫掠方腔。這種現象在“平板原型(Baseline)”和“剛性模塊(Rigid)”的時候基本不存在，正說明流體橫掠多孔區時出現類似橫掠方腔的情況，產生明顯單音噪聲。

圖7 不同相對密度泡沫金屬和穿孔夾套C1配裝的聲頻譜Fig.7 Sound spectrum of metalfoam of different relative densities with perforated cover C1

圖9為泡沫金屬和聚乙烯顆粒以及剛性固體3種材料模塊的氣動噪聲測試結果。可看出在低速，20 m/s 以下時，多孔模塊噪聲水平和基準模型比較接近，當U≥30 m/s時，駝峰噪聲逐漸出現，噪聲水平較高。但是聚乙烯顆粒多孔材料的噪聲水平略低于泡沫金屬，分析原因是聚乙烯顆粒較軟具有彈性變形并且可以移動，使橫流撞擊方腔后壁減弱。至于聲壓級增大的原因和前文解釋一樣。雖然沒有達到有效的噪聲降低目的，但對進一步試驗指明了方向。具體的物理機制理解還需要更多的研究。

圖8 相對密度4.7%的泡沫金屬裝配不同多孔夾套的聲頻譜Fig.8 Sound sprctrum of metalfoam module of 4.7% relative density with different perforated covers

圖9 不同替換材料的聲頻譜Fig.9 Sound spectrum of different replace materials

2.2 非對稱流動的“人工壓差”條件

在Geyer的試驗研究中，測試對象是非對稱彎曲翼型，上下流速不同產生壓差，可推動流體通過多孔區域，改變翼型附面流場，影響氣動噪聲，因此有效降低了噪聲。本文測試的多孔對稱平板在平行來流條件下，并不會有預期的流動控制作用，所以沒有出現噪聲降低。因此，考慮不改變測試模型情況下，人為產生非對稱來流的“人工壓差”條件。具體是通過干涉平板下面流場使流動加速，造成上下面流速不同，表面壓力不同，產生壓差條件，推動流體穿過多孔界面。試驗設置和原理分別如圖10和圖11所示。圖12展示了在這種設計下的平板原型噪聲水平，從噪聲特征看還是屬于寬頻特性。非對稱流動條件下平板原型噪聲水平比對稱流動條件下的略高，因為這種上下表面流速不同的情形，也可類似有了一定來流迎角。

圖10 非對稱流動“人工壓差”的設置 Fig.10 Set up of non-symmetric flow and artificial pressure difference

圖11 非對稱流動“人工壓差”原理Fig.11 Concept of non-symmetric flow and artificial pressure difference

圖13是在非對稱流動條件下多孔平板模型的氣動噪聲測試結果，包括泡沫金屬和聚乙烯顆粒材料2種。2種材料的孔隙率控制在0.95左右，孔密度PPI(單位英寸上孔的個數)大約在20。可以看出，在50 m/s以下，“駝峰”型噪聲基本消失。顆粒狀多孔材料似乎比泡沫金屬形態的多孔材料噪聲水平略低，分析原因，雖然孔隙率和孔密度相近，但是材料內部形態的不同仍然能導致滲透性上的差異。按照Ergun[25]、Vafai和Kim[26]的滲透率與孔隙參數的經驗公式，估算聚乙烯顆粒填充的滲透率值為1.09×10-5m2，按照Calmidi和Mahajan[27-28]提出的經驗關系估算開孔泡沫金屬的滲透率為2.57×10-6m2，可見聚乙烯顆粒填充的滲透性更大一些，并且具有一定彈性變形和移動性。需要指出的是，精確的滲透率數值需要通過流動阻力試驗測出，擬合壓降和速度關系，間接得出滲透率值[29]。圖 14單獨對比展示了不同速度下，相對密度為4.7%的泡沫金屬在對稱流動和非對稱流動條件下噪聲頻譜云圖。在圖14(a)中能清晰看到顏色此起彼伏變化，具有“駝峰(Hump Tone)”噪聲特征，而且高流速突出。但是這種現象在圖14(b)中幾乎消失，具有顯著寬頻噪聲特征。這是因為在對稱流動中，多孔腔體前緣剪切層振蕩與腔體后壁作用產生帶寬較寬的主頻聲學特征。而在非對稱流動下，方腔上游剪切層傾斜離開多孔區域，氣流沖擊后壁的強度大為降低，造成聲譜“駝峰”特征消失。這說明人工非對稱流動條件引起邊界層流體穿過多孔區域的重要性。作者的初步數值模擬也顯示出2種條件下多孔方腔附近的這種流動變化。

圖12 非對稱流動條件光滑平板噪聲(基準模型)Fig.12 Noise of smooth flat plate under non-symmetric flow (Baseline)

圖13 非對稱流動下的多孔平板氣動噪聲Fig.13 Aeroacoustics of porous flat plate under non-symmetric flow

圖14 對稱流動和非對稱流動條件下泡沫金屬平板噪聲云圖對比Fig.14 Comparison of noise contours of metalfoam flat between symmetric and non-symmetric flow conditions

從前面的結論可知“多孔平板”設計有所改進，但是沒有達到如Geyer的多孔翼型SD7003降噪效果。分析原因是：本文試驗中的“人工非對稱流動條件”可改變壓差分布的能力和特征和Geyer研究的非對稱翼型曲面壓力分布是存在差異的。深入揭示原因還需要更多的研究工作，所以下一步工作是用曲面翼型來驗證。正如Herr和Reichenberger[30]指出的，滲透結構對尾緣噪聲影響，與結構設計有很強的敏感性關系，探索和嘗試不同結構對于理解機理和改進設計非常必要。

3 結 論

本文試驗研究了一種多孔滲透表面對尾緣噪聲的影響。測試了不同材料相對密度、形態以及不同來流速度下的氣動聲學響應，為改進降噪設計提供重要的參考信息。研究結論如下：

1) 對于所設計的多孔滲透結構試驗發現相對密度小的泡沫金屬配合大孔徑夾套時產生較小的附加噪聲。另外，顆粒狀多孔材料比泡沫金屬產生的附加噪聲更小。

2) 對稱流動條件下多孔平板尾緣噪聲中出現額外方腔噪聲，非對稱流動條件下壓差推動流體穿過多孔區，方腔噪聲特征消失。表明這種設計的關鍵因素是要有壓差滲透流動穿過表面。

3) 尾緣上游大面積的多孔滲透結構會帶來額外的方腔噪聲，所以改進的方向是將多孔部分設計成非完全穿透形式，比如許多孤立通道。并且下一步會在非對稱曲面翼型上進行氣動聲學測試。

致 謝

感謝國家留學基金委(CSC)公派留學項目資助。特別感謝布里斯托大學Mahdi Azarpeyvand博士的研究合作以及倫敦布魯內爾大學Chong Tze Pei博士在試驗中的幫助。

[1] GRUBER M. Airfoil noise reduction by edge treatments[D]. Southampton: University of Southampton, 2012.

[2] HOWE M S. Aerodynamic noise of a serrated trailing edge[J]. Journal of Fluids and Structures, 1991, 5(1): 33-45.

[3] HOWE M S. Noise produced by a sawtooth trailing edge[J]. Journal of the Acoustical Society of America, 1991, 90(1): 482-487.

[4] 任露泉, 孫少明, 徐成宇. 鸮翼前緣非光滑形態消聲降噪機理[J]. 吉林大學學報, 2009, 38(S1): 126-131.

REN L Q, SUN S M, XU C Y. Noise reduction mechanism of non-smooth leading edge of owl wing[J]. Jounral of Jilin University, 2009, 38(S1): 126-131 (in Chinese).

[5] GRUBER M, AZARPEYVAND M, JOSEPH P F. Airfoil trailing edge noise reduction by the introduction of sawtooth and slitted trailing edge geometries[C]//Proceeding of 20th International Congress on Acoustics. New York: Acoustical Society of America, 2010: 23-27.

[6] 宮武旗, 王芳, 田鎮龍, 等. 葉片鋸齒尾緣對降低空調室外機氣動噪聲影響的試驗研究[J]. 工程熱物理學報, 2011, 32(10): 1681-1684.

GONG W Q, WANG F, TIAN Z L, et al. Experimental study of the effect of serrated blade trailing edge on axial fan noise reduction in an outdoor air conditioner[J]. Journal of Engineering Thermophysics, 2011, 32(10): 1681-1684 (in Chinese).

[7] MOREAU D J, DOOLAN C J. Noise reduction mechanism of a flat-plate serrated trailing edge[J]. AIAA Journal, 2013, 51(10): 2513-2522.

[8] LIU X, AZARPEYVAND M, THEUNISSEN R. Aerodynamic and aeroacoustic performance of serrated airfoils: AIAA-2015-2201[R]. Reston: AIAA, 2015.

[9] CHONG T P, VATHYLAKIS A. On the aeroacoustic and flow structures developed on a flat plate with a serrated sawtooth trailing edge[J]. Journal of Sound and Vibration, 2015, 354(10): 65-90.

[10] 仝帆， 喬渭陽，王良鋒， 等. 仿生學翼型尾緣鋸齒降噪機理[J]. 航空學報, 2015, 36(9): 2911-2922.

TONG F, QIAO W Y, WANG L F, et al. Noise reduction mechanism of bionic airfoil trailing edge serrations[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2015, 36(9): 2911-2922 (in Chinese).

[11] 陳偉杰， 喬渭陽， 仝帆， 等. 尾緣鋸齒結構對葉片邊界層不穩定噪聲的影響[J]. 航空學報， 2016, 37(11): 3317-3327.

CHEN W J, QIAO W Y, TONG F, et al. Blade boundary layer instability noise with trailing edge serrations[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2016, 37(11): 3317-3327 (in Chinese).

[12] 許影博, 李曉東, 何敬玉. 刷毛翼型尾緣噪聲控制試驗研究[J]. 南京航空航天大學學報, 2011, 43(5): 612-616.

XU Y B, LI X D, HE J Y. Experiment on noise control of trailing edge brushes[J]. Journal of Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 2011, 43(5): 612-616 (in Chinese).

[13] FINEZ A, JONDEAU E, ROGER M, et al. Broadband noise reduction with trailing edge brushes: AIAA-2010-3980[R]. Reston: AIAA, 2010.

[14] LI Y, WANG X N, ZHANG D J. Control strategies for aircraft airframe noise reduction[J]. Chinese Journal of Aeronautics, 2013, 26(2): 249-260.

[15] HOWE M S. On the added mass of a perforated shell, with application to the generation of aerodynamic sound by a perforated trailing edge[J]. Proceedings of the Royal Society A, 1979, 365(1721): 209-233.

[16] FINK M, BAILEY D. Model tests of airframe noise reduction concepts: AIAA-1980-0979[R]. Reston: AIAA, 1980.

[17] GEYER T, SARRADJ E,FRITZSCHE C. Measurement of the noise generation at the trailing edge of porous airfoils[J]. Experiments in Fluids, 2010, 48(2): 291-308.

[18] GEYER T, SARRADJ E. Trailing edge noise of partially porous airfoils: AIAA-2014-3039[R]. Reston: AIAA, 2014.

[19] CLARK I A, ALEXANDER W N, DEVENPORT W, et al. Bio-inspired trailing edge noise control: AIAA-2015-2365[R]. Reston: AIAA, 2015.

[20] AFSHARI A, AZARPEYVAND M, DEHGHAN A A. Trailing edge noise reduction using novel surface treatments: AIAA-2016-2834[R]. Reston: AIAA, 2016.

[21] CHONG T P, JOSEPH P F, DAVIES P O A L. Design and performance of an open jet wind tunnel for aero-acoustic measurement[J]. Applied Acoustics, 2009, 70(4): 605-614.

[22] ROGER M, SCHRAM C, SANTANA L D. Reduction of airfoil turbulence-impingement noise by means of leading-Edge serrations and/or porous materials: AIAA-2013-2108[R]. Reston: AIAA, 2013.

[23] BROOKS T F, POPE D S, MARCOLINI M A. Airfoil self-noise and prediction[M]. Washington, D.C.: NASA, 1989.

[24] ROSSITER J E. Wind tunnel experiments on the flow over rectangular cavities at subsonic and transonic speeds: 64037[R]. Delft: Royal Aircraft Establishment, 1964.

[25] ERGUN S. Fluid flow through packed columns[J]. Chemical Engineering Progress, 1952, 48(2): 89-94.

[26] VAFAI K, KIM S. On the limitations of the Brinkman-Forchheimer-extended Darcy equation[J]. International Journal of Heat and Fluid Flow, 1995, 16(1): 11-15.

[27] CALMIDI V V, MAHAJAN R L. The effective thermal conductivity of high porosity fibrous metal foams[J]. Journal of Heat Transfer, 1999, 121(2): 466-471.

[28] CALMIDI V V, MAHAJAN R L. Forced convection in high porosity metal foams[J]. Journal of Heat Transfer, 2000, 122(3): 557-565.

[29] BAE Y, JEONG Y E, MOON Y J. Computation of flow past a flat plate with porous trailing edge using a penalization method[J]. Computers and Fluids, 2012, 66(11): 39-51.

[30] HERR M, REICHENBERGER J. In search of airworthy trailing-edge noise reduction means: AIAA-2011-2780[R]. Reston: AIAA, 2011.

(責任編輯： 張晗)

Test on effects of porous permeable section on trailing edge noise

LIUHanru*,CHENNanshu

SchoolofPowerandEnergy,NorthwesternPolytechnicalUniversity,Xi’an710072,China

A novel porous permeable section of the trailing edge (TE) is designed and tested in acoustics wind tunnel using far-field microphone to investigate the effects of various flow conditions and material properties on the TE noise. The results show that the current porous permeable section causes extra cavity noise component. The 4.7% relative density of metal foam causes the minimum extra noise, and the granular porous materials produces less extra noise than that of metal foam. Under the symmetrical flow condition, the TE noise of porous flat plate contains the cavity tonal component which disappears under the artificial nonsymmetrical flow condition. It indicates that the pressure difference pushing the airflow pass through the porous surface is crucial for the design of the porous section. It is found that reducing the discrepancy of pressure distribution between artificial nonsymmetrical flow and practical nonsymmetrical airfoil, as well as reducing the excessive porous area, should be focused on during the design of porous section for TE noise reduction.

airfoil noise; porous materials; aeroacoustics; artificial pressure difference; acoustics wind tunnel

2016-09-05；Revised2016-10-08；Accepted2016-12-02；Publishedonline2016-12-211520

URL：www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20161221.1520.008.html

s：NationalNaturalScienceFoundationofChina(51506179);theFundamentalResearchFundsfortheCentralUniversities(3102016ZY018)

2016-09-05；退修日期2016-10-08；錄用日期2016-12-02； < class="emphasis_bold">網絡出版時間

時間：2016-12-211520

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20161221.1520.008.html

國家自然科學基金 (51506179)； 中央高校基本科研業務費專項資金 (3102016ZY018)

*

.E-mailhrliu@nwpu.edu.cn

劉漢儒， 陳南樹． 多孔滲透結構影響尾緣噪聲的試驗J． 航空學報,2017,38(6):120746.LIUHR,CHENNS.TestoneffectsofporouspermeablesectionontrailingedgenoiseJ.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2017,38(6):120746.

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

10.7527/S1000-6893.2016.120746

V231

A

1000-6893(2017)06-120746-11

*Correspondingauthor.E-mailhrliu@nwpu.edu.cn