涡扇发动机排气喷流流场和声场数值模拟

田玉雯

【摘 要】为了适应严格的飞机适航噪声标准，降低发动机排气噪声是现今涡扇发动机设计时必须考虑的因素之一。本文采用大涡模拟（LES）和声学软件，计算了不同边界条件下排气喷管流场及声场特性。研究表明，喷管入口压比和温度同时影响着喷流噪声，当压力增大时，喷流噪声的声压级整体随之增加，且在-36°到36°区间增大幅值明显。内涵入口温度增加时，总声压级整体增加， 且当内涵入口温度每升高100K时，总声压级增加幅度为2-4dB。

【关键词】涡扇发动機、排气噪声、大涡模拟、总声压级

Numerical caculation of flow and acoustics fields for

turbofan engine exhaust flow

TIAN Yu-wen

（Shanghai Aircraft Design and Research Institute， Shanghai 201210）

【Abstract】In order to adapt to strict standard of seaworthy noise， one of the factors that should be taken into account is exhaust jet noise reduction when turbofan engine exhaust system design today. This article adopts the method of combination of LES and acoustics software， analysis the fluid and acoustic field features in the different boundary conditions. The calculation results show that both inlet pressure radio and temperature affect the jet noise. With the increase of inlet pressure， the jet noise SPL is obviously higher in the range of -36°to 36°. And with the increases of inlet temperature， OSPL overall increased. Besides， when the temperature rises every 100K， the jet noise increases 2-4dB.

【Key words】Turbofan engine； Exhaust jet noise； Large eddy simulation （LES）； FW-H equation； Overall sound pressure level （OSPL）

从涡喷发动机的出现到今，航空燃气涡轮发动机技术水平得到了很大提高。但是，发动机的高速喷气流产生的强烈的喷流噪声，带来了巨大的噪声污染，使得噪声问题日益严重。另一方面，人类对环境保护问题的日益重视，使得喷气式飞机噪声问题变得越来越突出，国际航空界不得不重视和面对飞机噪声问题。从此各大飞机制造公司和航空研究机构开始投入巨大的力量研究飞机的噪声问题，对飞机各种噪声源噪声辐射特征进行了大量的理论和实验研究，噪声水平已经成为发动机气动设计的一个重要指标[1]。根据Lighthill声类比理论的分析，喷流噪声与喷流速度的6-8次方成正比[2]。为了降低喷流噪声，可以通过增大涵道比和降低喷流速度的方式降低发动机的噪声，随着涡轮风扇发动机涵道比的不断提高，相应的排气速度减小，与风扇压气机噪声以及涡轮噪声相比，排气噪声逐渐减小[3]。国内在喷流噪声方面研究较少。

本文采用混合方法来研究大涵道比涡扇发动机排气喷管的喷流噪声。首先采用基于大涡模拟的CFD软件计算发动机喷流的非稳态流场，然后将流场信息作为声源信息导入到声学软件ACTRAN中进行声传播计算，分析并讨论了发动机内外涵入口压比参数和内涵温度变化对流场及声场声压级分布的影响。

1 计算模型和方法

1.1 物理模型

计算模型为某型涡扇发动机排气系统1：10缩比模型。其基本结构由外涵通道、内涵通道、整流内锥组成。为了分析斜切喷管喷流噪声声压级空间分布规律，现在垂直平面和水平平面上分别以内涵喷流出口中心处为圆心，在半径为2.5m的圆上从-90°到90°布置了噪声监测点，间隔角度18°，共21个近场监测点，具体分布如图1所示。

1.2 网格划分及边界条件

流场网格为喷管局部非结构化网格和外场结构化网格的结合，网格数量总共为120万。声场网格由于软件要求为非结构化网格，网格数量总共为180万。

流场边界条件设定为发动机外涵进口以及内涵进口设为压力入口，其中设置五组压力入口参数，具体为外涵内涵进口压力比分别为：1.62 atm/1.35 atm、1.62 atm/1.62 atm、1.62 atm/1.8 atm 、1.8 atm/1.8 atm和1.35 atm/1.8 atm。另设置四组内涵温度参数，分别为650K、750K、845K和960K，外涵温度不变均为335 K。外场边界不变为压力出口，压力为101325pa，温度为288.15K。

声学处理的频率范围是200-10000Hz，计算频率间隔为200Hz，总共计算50个频率。计算非稳态流场的时间步长Δt取值为0.00005s，每个时间步长内计算迭代80步，共迭代100个时间步长。非稳态湍流流场经过傅里叶变化得到基于频域变化的声源信息。声音从声源区向外界传播，经过声传播区后通过无限元边界辐射出去，监测点捕捉到声波通过该点时的脉动得到信息。本文中数值计算方法参考引用文献[4]，实验验证参考引用文献[5]。

2 计算结果分析

2.1 入口压比对流程和声场的影响

在外涵入口压力不变为1.62atm的条件下，通过改变内涵入口压力为：1.35atm、1.62 atm和1.8 atm，分别进行了流场和声场的数值模拟。图4是不同内涵压力入口时分开排气系统对称截面（z=0截面）的速度云图。从图中可以看出内涵气流通过整流锥流出喷管后与外涵低速气流间发生剪切混合，外涵低速气流包裹着内涵高速气流与周围大气混合。当内涵入口压比逐渐增加时，喷管外流场中高速气流核心区速度明显增加，并且可以看出核心区长度也随之逐渐增加。

但是，当内涵入口压力恒定为1.82atm，分别改变外涵入口压力为：1.35atm、1.62 atm和1.8 atm，发现外涵压力的增加对整个喷流速度場的影响较小；对内涵气流所形成的喷流核心区的影响也小。这是由于虽然外涵入口压力增加，会同外部大气进行掺混，而内涵气流主要影响湍流核心区发展，所以湍流核心区的速度变化不大。

图4是不同入口压比下的分开排气喷管在垂直平面的总声压级分布图， （a）是外涵压比不变，仅改变内涵压比时的垂直平面喷流噪声总声压级空间分布。从图中可以看出喷管内涵压力的变化对喷流声压级的空间分布，也就是噪声的指向性，没有太大的影响；但是喷流的声压级却相差较大。当内涵入口压比升高时，总声压级整体随之增加，在-36°到36°区间内，总声压级变化尤为明显，在18°位置总声压级增加达到7dB，而在36°到90°区间以及-36°到-90°区间中，内涵入口压比的变化对总声压级影响相对较小。这主要是因为当入口压力增加时，流场速度也随之增加，而喷流速度是喷流噪声声压级大小的决定性因素，这就直接导致总声压级的增加，由于速度的增加主要集中在湍流核心区，所以在-36°到36°区间内的总声压级增加明显。（b）是内涵压比不变，仅改变外涵压比时的垂直平面喷流噪声总声压级空间分布。从图中可以看出当外涵压力增加时，总声压级也随之增加，在范围在-36°到36°区间内，总声压级的变化较为明显，但其增加幅度不如仅改变内涵入口压力时明显，变化规律类似。这是由于内涵气流是影响湍流核心区的主要因素。

2.2 入口温度对流程和声场的影响

保持外涵温度不变，通过改变内涵入口温度，分别为650K、750K、845K和960K，来观察入口温度对流场的影响，从图5中可以看出当内涵入口温度增加时，流场速度整体呈增加趋势，同时随着温度增加，流场湍流核心区的长度也随之增大。

（a） T内=650K

（b） T内=750K

（c） T内=845K

（d） T内=960K

图6是当NPR外=1.35，NPR内=1.8时改变入口温度下的垂直平面监测点的总声压级分布图，从图中可以看出当内涵入口温度增加时，总声压级整体增加，当内涵入口温度每升高100K时，总声压级增加幅度为2-4dB，但是其空间分布的指向性没有较大变化。这是由于入口温度的改变影响着流场速度变化，而速度是直接影响总声压级的大小，所以当温度升高时，总声压级也随之均匀增加，同时可以发现虽然温度发生变化，但总声压级分布指向性没有变化。

图6 不同入口温度下垂直平面总声压级分布

3 结论

本文对分开排气涡扇发动机排气系统进行CFD/CAA的数值模拟，分析并讨论了发动机内外涵入口压比和内涵入口温度参数对流场及声场声压级分布的影响，主要结论如下：

（1）内涵气流通过整流锥整流后与外涵低速气流混合，外涵低速气流包裹着内涵高速气流与周围大气混合。模型结构不变时，当内涵入口压力增加，喷流湍流核心区长度有所增加，同时速度明显增加，导致总声压级也随之增加。由于速度的增加主要集中在湍流核心区，所以在-36°到36°区间内的总声压级增加明显。相比较而言，外涵入口压力的改变对声压级影响稍小一点。

（2）当内涵入口温度增加时，流场速度呈增加趋势，总声压级也整体增加。当内涵入口温度每升高100K时，总声压级增加幅度为2-4dB，但是其空间分布的指向性没有较大变化。

【参考文献】

[1]陈懋章.刘宝杰.风扇/压气机气动设计技术与挑战.中国航空学会2007年学术年会.

[2]穆宁.航空声学[M].北京航空航天大学出版社.1993：55-68.

[3]Silva C R I. Numerical and Empirical Approaches for Jet Noise Reduction Investigation of Co-Flow Effects[R].AIAA 2009-3405，2009.

[4]张正伟，张靖周，邵万仁，等.外涵偏轴分开排气喷管的流场和声场数值计算. 航空动力学报.2012，27（5）：1139-1145.

[5]单勇，张靖周，邵万仁，等.冠状喷口抑制涡扇发动机喷流噪声试验和数值研究.航空学报.2013，34（5）：1046-1056.

[责任编辑：张涛]