共振吸聲結構在航空發(fā)動機上的應用進展

紀雙英，郝巍，劉杰

(中航復合材料有限責任公司 蜂窩及芯材事業(yè)部，北京 101300)

0 引 言

航空發(fā)動機噪聲的破壞性極大，在發(fā)動機內(nèi)可達到150～160 dB，離發(fā)動機45 m處噪聲仍有100～125 dB，發(fā)動機噪聲不僅會引起飛機機體結構的聲振疲勞破壞，還會引起環(huán)境污染，危害人員健康。國外發(fā)動機研究機構研發(fā)大量降噪技術，廣泛應用于民用發(fā)動機領域。90年代中期的民用大涵道比發(fā)動機(GE90,PW4084和GP7200等)噪聲比70年代發(fā)動機噪聲降低了約20 dB[1-2]。美國和歐盟正在研發(fā)更有效的發(fā)動機降噪技術。2001年，歐盟航空研究咨詢委員會(ACARE)和戰(zhàn)略研究局(SRA)確定了2020年大飛機的發(fā)展目標：相對2000年的技術水平，噪聲降低50%。我國軍方也已經(jīng)將降噪技術列為發(fā)動機結構設計的重要準則[3]。目前，采用最廣泛的發(fā)動機消聲方案是基于共振吸聲結構制造的蜂窩穿孔板共振吸聲結構。該結構由一定厚度的蜂窩芯材和上下兩層面板組成，其中上面板為鉆有一定數(shù)量、一定大小孔眼的穿孔板。這種結構中，每個蜂窩孔格都可以看做是一個獨立的赫姆霍茲共振腔，當聲波進入蜂窩芯格后，蜂格中的空氣被擾動，從而聲波變成熱能消散掉，起到降噪的作用。由于蜂窩板重量輕、強度高、剛性大、穩(wěn)定性好，降噪效果良好，目前這種吸聲結構已經(jīng)廣泛用于發(fā)動機短艙進氣道、核心機匣、反推力裝置及風扇涵道等部位[4-7]。

本文從吸聲原理入手，介紹航空發(fā)動機消聲短艙所采用共振吸聲結構的吸聲原理，從理論上分析采用多自由度共振吸聲結構的必要性。在此基礎上介紹國內(nèi)外發(fā)動機消聲短艙的發(fā)展歷程，并指出發(fā)動機消聲短艙的發(fā)展趨勢以及后續(xù)發(fā)動機消聲短艙精細化設計中需要關注的問題。

1 共振吸聲結構吸聲原理

共振吸聲結構包括穿孔板和背后的共振腔兩部分。穿孔板是在金屬或其他材料的剛性薄板上，穿以一定孔徑的小孔，穿孔率通常在1%～5%之間；共振腔是指穿孔板后部附加的一定高度(20～200 mm)的空氣層。當孔徑較小時，內(nèi)部空氣介質(zhì)流阻較大，進入結構的聲波在有限空間中與空氣介質(zhì)發(fā)生反復的摩擦消耗了聲能。微穿孔板吸聲結構屬于性能優(yōu)良的寬頻帶吸聲結構，減少微穿孔板的孔徑，提高穿孔率，可增大其吸聲系數(shù)，拓寬吸聲帶寬。

微穿孔板的相對聲阻抗率[8](以空氣特性阻抗為單位)

(1)

式中：Z為聲阻抗；c為聲速(m/s)；D為空氣層深度(mm)；ω為角頻率，ω=2πf(f為頻率)；r為相對聲阻率，r=αtKr/d2P;m為相對聲質(zhì)量，m=0.294×10-3tKm/P；d為孔徑(mm)；t為板厚(mm)；P為穿孔率(%)；Kr為聲阻系數(shù)；Km為聲質(zhì)量系數(shù)。

(2)

(3)

聲吸收的頻帶寬度近似的由r/m決定，比值越大，吸聲頻帶越寬。

(4)

式中:L為常數(shù)，金屬板L=1140，隔熱板L=500，Kr/Km的近似計算式為：Kr/Km=0.5+0.1x+0.05x2。

利用以上計算式，可以根據(jù)實際要求的r,m,f，求出微穿孔板的x,d,t,r。

微穿孔板吸聲結構的共振頻率

(5)

(6)

式中:PD/3為末端修正；D為空腔深度。

采用雙層吸聲結構，可以得到更寬的吸聲頻帶，此時有兩個共振吸收峰，其共振頻率為

(7)

(8)

式中：D1為前腔深度；P1為前腔穿孔率；l2為后腔板厚；D2為后腔腔深；P2為后腔穿孔率。

反共振頻率

(9)

微穿孔板吸聲系數(shù)為：

(10)

式中:y=fD/C；G=mc/D。

共振頻率fr的最大吸聲系數(shù)為

(11)

αr/2時的頻帶寬度Δf=f1-f2，由式(12)～式(13)確定

(12)

(13)

通過以上計算表明，微穿孔板孔徑小，因而r值比普通穿孔板大得多，而聲質(zhì)量小，故微穿孔板適用于寬頻帶噪聲的吸聲，且微穿孔板的可設計性強，可通過調(diào)整孔徑、穿孔率、空腔深度、穿孔板板厚達到吸收不同頻率噪聲的要求。要想獲得高吸聲系數(shù)，首先需要匹配穿孔結構的聲阻和大氣中的聲阻，其次盡量降低聲質(zhì)量以加寬吸聲頻率，而聲阻與孔徑的平方成反比，聲質(zhì)量卻只和穿孔率有關，因此聲阻和聲質(zhì)量可以分別控制。要使微穿孔共振吸聲結構在較寬的頻率范圍內(nèi)有良好的吸聲性能，還可進行多個共振器的組合，組合后的結構一般具有多個吸收峰，吸收頻帶寬度能夠在4～5個倍頻程內(nèi)得到0.9以上的吸聲系數(shù)，且該結構的構造簡單、耐高溫，適用于高速氣流、高溫等特殊環(huán)境[9]。

將微穿孔板蜂窩芯材復合得到與微穿孔共振吸聲，共振吸聲結構中的空氣共振腔用蜂窩代替，由于蜂窩將空氣層分割為多個封閉的子空腔，這種結構一方面可以使進入到結構的熱量和聲波受到極大的阻礙，另一方面蜂格壁面還可以對聲波進行反射，從而有效地增強吸聲效果。實際使用中，為了增強吸聲效果，還可以采用雙層或雙層以上的微穿孔板吸聲結構，其吸聲特性遠優(yōu)于單層微穿孔板的吸聲特性[10]。

2 共振吸聲結構在國內(nèi)外發(fā)動機消聲短艙的發(fā)展歷程

國外關于航空發(fā)動機吸聲結構的研究由來已久，主要是在短艙內(nèi)壁等處加裝消聲襯墊，其結構如圖1所示。美國加利福尼亞先進結構和工藝公司研制的“應力蒙皮”全焊蜂窩夾層結構應用于協(xié)和號飛機的發(fā)動機及其短艙的后部結構、尾噴口、反推力裝置和消音系統(tǒng)，在減輕重量的同時提高了性能，使協(xié)和號的收益載荷增加了5 000 磅；又在“應力蒙皮”的基礎上制成了商業(yè)名稱為“聲低微器”(由“soundwich”音譯而得，其字意系由sound-attenuation sandwich panel縮寫而成)全焊消音蜂窩夾層結構。洛克希德公司的“三星”式運輸機的RB-211發(fā)動機的尾噴管就采用該種“聲低微器”夾層結構。DC-10飛機的GE CF6-6發(fā)動機的反推力裝置的外罩和整流罩等也采用了“聲低微器”，該飛機于1971年開始投入航線，是達到美國政府規(guī)定的噪音標準而取得聯(lián)邦航空局簽發(fā)合格證的第一架飛機。該飛機所選用的通用公司的大功率CF6-6D發(fā)動機，其推力比第一代發(fā)動機大一倍，但由于進氣道的內(nèi)壁采用鋁合金消音蜂窩壁板，使飛機的噪音比前一代噴氣式運輸機降低了50%。每個進氣道的內(nèi)壁均采用三塊鋁合金消音蜂窩壁板，構成一個消音環(huán)。壁板的面板與蜂窩夾芯材料均為鋁合金。鋁合金面板的厚度為0.64 mm和0.82 mm，其中0.64 mm厚的面板裝在進氣道的上段，0.82 mm厚的壁板安裝在下段。孔眼密度為24 PPI，孔眼直徑為1.96 mm[11]。

圖1 發(fā)動機短艙消聲襯墊

波音707-320B型飛機是在波音707-320型飛機基礎上采用JT3D-3渦輪風扇發(fā)動機的改進機型，JT3D發(fā)動機由于是小涵道比發(fā)動機，噪聲級別較高。為了降低發(fā)動機的噪聲要求，同時滿足聯(lián)邦航空管理條例對飛機起飛、降落過程中的噪聲要求，并且盡量不改變JT3D-3渦輪風扇發(fā)動機的結構，于是通過在短艙進氣道內(nèi)壁布置消聲襯墊來降低發(fā)動機噪聲[12]。該消聲襯墊所用上蒙皮為0.5 mm厚的鋁合金蒙皮，上面加工有孔徑為1.6 mm的小孔，面板穿孔率為32%，芯層采用的是Nomex紙蜂窩芯，下蒙皮為玻璃纖維增強環(huán)氧樹脂基復合材料。蒙皮和芯材之間采用膠黏劑于170 ℃下膠結而成。受限于當時的制造工藝，該消聲襯墊采用的是分塊式拼接結構，各塊裝配完成之后鋪設于進氣道內(nèi)。另外，該飛機除了對短艙進行降噪處理外還對發(fā)動機的鼻錐進行降噪處理，并且進行起飛、著陸噪聲測試。測試結構表明：起飛時的噪聲降低了5.5 dB，降落時的噪聲降低了3 dB，可見降噪效果非常明顯[13]。

20世紀90年代，美國波音777飛機在古德里奇公司研制的短艙中配置了復合材料消聲襯墊，充分發(fā)揮復合材料在降噪結構中的優(yōu)勢。對于波音777短艙的反推力裝置，其中的消音襯墊、楔形整流罩和推力環(huán)成型，從而避免消音襯墊與楔形整流罩的裝配，增加50%的吸聲面積，增強消音襯墊的降噪效果。該消音襯墊為炭纖維增強環(huán)氧樹脂基復合材料，其中多孔面板采用預浸料-熱壓罐成型工藝，如圖2所示。其中a為成型模具；b為制孔銷釘，安裝于模具上而形成所需要的微孔；c為三層炭布，整體鋪覆4；d為四層單向帶，在無孔裝配區(qū)進行補強，待預浸料鋪疊完成后加壓固化進而完成多孔板的制備[14]。

圖2 復合材料多孔板成型示意圖

英國羅爾斯-羅伊斯公司在為空客飛機設計的發(fā)動機中，采用穿孔共振吸聲結構用作發(fā)動機進氣道的消聲襯墊。隨著復合材料制備技術的整體發(fā)展，消聲襯墊的制備技術也在不斷發(fā)展，如圖3所示。A320的發(fā)動機進氣道消聲襯墊采用三片消音襯板進行拼接，拼接縫隙為3 cm×15 cm，到A340-600時，結構改為兩片式，并且將拼接縫隙減少到2 cm×7.5 cm，再到A380時，消音襯板變?yōu)橐黄?，消除了拼接縫隙。這種方式能使音波平穩(wěn)越過連接處，進一步提高發(fā)動機的吸聲效果，目前采用該技術的發(fā)動機已經(jīng)裝配于A380飛機，如圖4所示?？湛虯380裝備的“無縫短艙”有效阻止噪聲傳播，使A380飛機的噪聲水平遠遠低于驗證標準，這些吸音襯墊在飛機起飛過程中可以降低發(fā)動機的噪聲約4～5 dB，而降落過程中仍可以降低發(fā)動機的噪聲約2 dB，正因為如此，這項“無拼縫進氣道”技術[15]榮獲“2006年度歐洲金分貝獎”。

圖3 空客系列發(fā)動機消聲襯墊

進氣道消音板結構一般由平滑的炭纖維復合材料底板，NOMEX紙蜂窩或鋁蜂窩以及粗松的炭纖復合材料面板或帶孔的鋁合金面板上覆蓋一薄層不銹鋼金屬網(wǎng)幾部分組成。為減輕結構重量和減少推力消耗，消音板的表層材料大多為多孔的金屬薄片(厚度一般小于0.032 in)。

圖4 搭載了4臺羅羅遄達900發(fā)動機的A380

波音聯(lián)合古德里奇公司也開發(fā)了一片式消聲板，這一研發(fā)項目被稱為2號安靜技術驗證機(QTD2)[16]，通過為期三周的飛行測試項目，充分驗證一片式消聲板的顯著降噪效果：在不增加短艙尺寸的前提下有效的降噪處理區(qū)擴大了78%，人在飛機前部聽到的風扇噪音降低了15%。

綜合近年來的研究成果，發(fā)動機消聲襯墊的發(fā)展有以下兩個趨勢：

(1) 無接縫聲襯

當前短艙聲襯技術的一個重要進展是無接縫聲襯的使用。之前短艙使用的聲襯大多在周向分成兩到三段然后再連接，這就形成了所謂的“接縫”，這在一定程度上降低聲襯的吸聲效果。首先，由于“接縫”的存在使得可用于聲處理的面積減少；其次，聲襯阻抗的不連續(xù)造成聲散射，改變原有的聲場，降低聲襯的效果；最后，“接縫”可能會造成局部流場的變化，會引起新的噪聲源。針對“接縫”引起的聲散射如何降低聲襯的吸聲效果問題，美國和歐洲的研究者進行大量的理論研究工作。研究表明，聲散射使入射聲波的能力散射到所有低階未截止的周向模態(tài)，并增加透射過去的聲波。無接縫聲襯技術已經(jīng)在實驗室和整機上進行驗證。試驗結果表明，采用無接縫聲襯技術能同時降低葉片通過頻率的純音和多重純音(激波噪聲)。這個結果可以歸功于聲襯面積增加和接縫消除兩個因素[17]。

A380使用的“無接縫進氣道”技術可以在飛機起飛時大幅降低發(fā)動機噪聲4～5 dB。從聲學的角度來看，這是噪聲強度的成倍下降。A380-800巡航階段的艙內(nèi)噪聲分布如圖5所示，其最小噪聲僅有67 dB。

圖5 A380-800巡航階段艙內(nèi)噪音分布

(2) 多自由度聲襯

由于發(fā)動機的工作狀況是變化的，相應風扇/壓氣機的聲源特性也在變化。因此，一種先進的聲襯需要滿足發(fā)動機不同工況下的降噪要求。傳統(tǒng)的聲襯是由背腔里的蜂窩結構加一層穿孔板，再配上剛性背板構成，如圖6所示。這樣的構造基于一維Helmoholtz共振器原理。這類聲襯在共振頻率附近有很好的吸聲效果，但在其他頻段效果不佳，這就是所謂的聲襯吸聲頻帶過窄問題。

圖6 單自由度共振吸聲結構

為了拓寬聲襯的吸聲頻帶，研究者提出多自由度聲襯[18-21]，由于各層的穿孔板特性和蜂窩結構尺寸不同，設計針對多個發(fā)動機噪聲特征頻率的聲襯，增強聲襯降噪的適應性。NASA研究表明，三自由度吸聲效果最佳，兩自由度次之，單自由度最差。但是，結構和制造上的困難使得多層聲襯目前很難用于短艙聲襯設計，尤其是聲襯的背腔深度受到了短艙幾何尺寸的制約。因此，目前主要使用的聲襯是單自由度聲襯，同時雙自由度聲襯越來越得到重視[22-24]。雙自由度共振吸聲結構如圖7所示。

圖7 雙自由度共振吸聲結構

赫氏公司制造的Acousit-Cap?消聲蜂窩[22-23]如圖8所示，代表了目前最先進的消聲蜂窩制備技術。為了提高消聲效果，在蜂格內(nèi)部一定高度處制備了一層隔膜，用該種蜂窩芯制備出來的單自由度消聲結構在功能上卻相當于雙自由度消聲結構，但在整體力學性能方面卻要遠遠高于傳統(tǒng)的雙自由度消聲結構。

圖8 赫氏公司制備的Acousti-Cap?

國內(nèi)在內(nèi)嵌式多自由度消聲蜂窩方面也已經(jīng)開展了部分工作。中航復合材料有限責任公司自“十二五”開始研制多自由度消聲蜂窩及其共振吸聲結構，對內(nèi)嵌多自由度消聲蜂窩的關鍵制備技術進行探索研究。目前已成功研制出內(nèi)嵌微穿孔板式和內(nèi)嵌消聲帽式兩種多自由度吸聲降噪蜂窩，如圖9所示。對其20 mm厚吸聲結構進行吸聲系數(shù)測試的結果(如圖10所示)表明，其在1 000～6 000 Hz范圍內(nèi)均具有較高的吸聲效果，吸聲頻帶基本覆蓋3個音倍頻，屬于寬頻吸聲材料。通過增加結構厚度或者調(diào)整結構參數(shù)，有望在500～1 000 Hz范圍內(nèi)獲得更高的吸聲效果。

(a) 內(nèi)嵌微穿孔板式

(b) 內(nèi)嵌消聲帽式

圖10 吸聲系數(shù)測試結果(厚度：20 mm)

消聲短艙的研究除了材料工藝外，還需要關注聲學設計。在其精細化設計方面，需要重點關注以下兩方面的工作：

(1) 開發(fā)、改進相關聲阻抗模型：發(fā)動機短艙聲襯的蜂窩面板微孔尺度較小，而且微孔內(nèi)的吸聲機制非常復雜，同時又必須考慮聲襯表面切向流的影響，這就使得通用聲阻抗模型的建立非常困難。傳統(tǒng)聲阻抗模型的研究主要是基于理論分析，并通過大量的實驗確定許多經(jīng)驗參數(shù)，例如典型的Guess模型。但在消聲短艙中，聲襯的聲阻抗與聲襯的結構參數(shù)、氣流溫度、噪聲頻率、聲襯表面聲壓級、氣流速度和氣流邊界層厚度等都有關系。在高聲強有氣流的條件下，吸聲機理不僅有粘性耗散，而且還有聲渦能量轉(zhuǎn)換，另外現(xiàn)在公開的阻抗模型大部分忽略了氣流溫度和氣流邊界層，為了更精確的描述消聲短艙，需要開發(fā)新的阻抗模型。

(2) 關注氣流對吸聲效果的影響：發(fā)動機消聲短艙作為進氣道的部件之一，要承受強大的氣流壓力，聲模態(tài)比較復雜；管道形狀不是簡單的軸對稱結構，背景流動非均勻。在聲波預測問題中，要重點考慮背景剪切流動對聲傳播的影響。在采用線性歐拉方程求解聲傳播問題時，背景剪切流會引起內(nèi)部動力學不穩(wěn)定波，并且該不穩(wěn)定波在計算中會與聲波相干涉，因此研究短艙后傳聲時考慮旋流的情況下要充分避免不穩(wěn)定波的出現(xiàn)。

3 結束語

微穿孔板共振吸聲理論最早在國內(nèi)誕生，但在實際應用上國內(nèi)卻沒能走在世界前列。目前，赫氏生產(chǎn)的Acousti-Cap?內(nèi)嵌式多自由度消聲蜂窩代表了最高的研究水平，國內(nèi)中航復合材料有限責任公司通過自主研發(fā)，初步實現(xiàn)了該材料的國產(chǎn)化。隨著國家在大飛機及商用發(fā)動機上的投入增大，相信通過設計部門、工藝部門、實驗部門的共同努力，會快速縮小國內(nèi)外的差距。