航空发动机噪声课件.pptx

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1、现代航空发动机噪声设计与控制技术,报告内容,工程背景航空发动机主要噪声源航空发动机声学设计关键技术噪声控制技术与低噪声设计我国航空发动机声学设计面临的问题,工程背景,环境保护是飞机降噪的最大驱动力,飞机数量和起降密度剧增引起了严重的噪音污染,民用航空的可持续增长依赖于环保技术的进步,450 m,飞机噪声适航取证的测量点：起飞、边线、着陆噪声适航取证以有效感觉噪声级（EPNdB）计算每个测量点有取证标准，但有3分贝可交换(每点不超过2分贝),飞机噪声适航取证,飞机噪声适航取证的标准越来越严目前是第4阶段第5阶段标准正在讨论（很可能比第4阶段又低10分贝）,有290,效感280,320 累310

2、集300,10,000,觉270,噪声260级250,第三阶段,第四阶段,第五阶段,100,0001,000,000飞机重量（公斤）,飞机噪声适航取证,民用飞机满足各阶段噪声适航条例数量,民用飞机噪声水平发展历程,600多机场采纳额外噪音限制标准总噪音量定额分配实行宵禁噪音级限额违约罚款,这类机场还在不断增加,采纳噪音限制的机场数,机场开始实施日益苛刻的噪声标准,伦敦机场噪音级限额,伦敦机场噪音级限额,机舱舒适性,发动机是机舱噪音的主要声源之一机舱噪音是商业竟争的主要指标之一,民用发动机商业竞争,达到各种飞机噪声适航标准满足各种机场噪声额外限制提高舱内舒适性创造“绿色”产品美国国家研究委员会于

3、2006年发表的民用航空技术10年 发展规划：未来的基础，确定美国在民用航空领域具有 调整性的研究项目，并进行优先发展顺序。报告最终给出 51个具有高度优先权的研究项目，其中推进和动力领域中 十项关键技术中静音推进系统位于第一。,噪声是现代民机设计的关键技术指标,噪声、耗油率和排 放等已并列成为现 代民用飞机最重要 的设计指标声学设计已贯穿于 飞机设计的整个流 程（波音公司有 150多名声学工程 师）,军用飞机气动噪声,低空突袭,略轰炸机,B-2远程战,耳语喷气机-F117,军用飞机发动机气动噪声影响气动噪声声隐身,军用飞机气动噪声,RAH66科曼奇武装直升机,气动噪声,声隐身,低空突袭,气动

4、噪声,结构声疲劳,飞机结构的完整 性与使用寿命,F15,B1B,军用飞机发动机气动噪声影响,军用飞机气动噪声,飞机主要噪声源,现代大型民机主要声源,主起落架,襟翼侧缘,风扇,排气系统,缝翼,前起落架,777 飞机全尺寸飞行试验,315Hz,800Hz,1600Hz,2500Hz,大型民机主要噪声源,按部件分类发动机噪声风扇噪声喷流噪声涡轮噪声机体噪声起落架噪声缝翼噪声襟翼侧缘噪声飞机在起飞、边线、着陆和 巡航时各声源重要性不同,现代大型民机主要声源,Engine noise,Engine noise,飞机机体噪声源,高升力机翼噪声,起落架噪声,起落架噪声模拟,飞机发动机噪声源,60年代与90年

5、代航空发动机噪声特性比较,飞机发动机主要噪声源,发动机噪音的主要分量,首要声源风扇噪声喷流噪声次要声源涡轮噪声燃烧室噪声,发动机噪音的主要分量,边线起飞大涵道比发动机90年代的设计,70,75,80,85,90,95,100,着陆,风扇前传风扇后传,燃烧,喷流,有 效 感 觉 噪 声 级,现代大涵道比航空发动机噪音源,风扇噪声：风扇转子风扇/来流干涉风扇/支板干涉风扇/出口导流叶片干涉风扇/增压级干涉,燃烧噪音直接燃烧噪音间接燃烧噪音,喷流噪声：外涵冷喷流内涵热喷流,核心机噪声：低压涡轮高压涡轮高压压气机低压压气机,风扇噪声主要成分,风扇噪声,风扇转子倍频处噪声,喷流噪声,喷流噪声主要成分,三

6、种成分：湍流混合噪声、喷流啸音与 宽带激波相关噪声,喷流噪声：湍流混合噪声现象,涡轮噪声,燃烧噪声,发动机噪声对舱内环境的影响,风扇激波噪声主 要影响前部机舱,喷流激波宽度相关噪 声主要影响后部机舱,航空发动机声学设计关键技术,航空发动机声学设计关键技术,理论与数值模拟预测方法喷流噪声风扇噪声消声短舱实验测量技术气动声学风洞气动噪声源与声场测量技术,喷流噪声,排气系统发展演变过程,喷流噪声的预测方法,喷流噪声预测方法,湍流混合噪声声类比方法Lighthill 方程（1952）Ribner 喷流理论模型（1954）Powell 涡声理论（1960）Ffowcs William 迁移效应（1963

7、）Lilley方程（1974）Goldstein 广义Lighthill 理论（2002）两声源分量喷流噪声理论Tam，Goleblowski & Seiner两声源分量（1996）Tam & Auriault 小尺度湍流噪声理论（1999）计算气动声学方法（CAA）,喷流噪声预测方法,超音喷流啸音频率已有比较准确的预测公式（Powell 1953，Tam1986， Panda 1999,Gao & Li 2010）幅值刚能用计算气动声学方法精确预测（Li & Gao， 2008），但缺乏快速的理论预测公式超音喷流宽带激波相关噪声刚刚建立了理论预测模型（Tam，2008）尚缺乏令人信服的精确数

8、值模拟结果,基于RANS的喷流噪声预测方法,通过CFD计算得到喷流的平均流场从平均流场提取相关的湍流信息将流场信息输入预测模型得到喷流噪声预测结果,CFD,Mean flow,Prediction resultRANS Based Jet Noise Model,3,2,ss,q 2 ,s,k 1 v2 ,初始主控方程,略去粘性项的线化RANS 方程,其中,s, p q, u u u v du , t xdr x, x,s, p q, v u v , , t x r, r,s,1 p1 q, w u w , t x,r ,r , p u p p1 (vr)1 w t xr r,r x, u 0

9、 - (1d),- (1a),- (1b),- (1c),伴随格林函数,(2a),(2b),(2c),(2d),a,a,a,iuu, u p, p 0, x x,aa,ivu va du u p pa 0, xdr r,a,a,a,iwu, w,p p, ,0, xr ,a,s,1 wa,ipu pa 1 (var) , ua 1 (x x ), xr r,r x2,伴随格林函数(Tam and Auriault, 1999 ),1,1,a1a1,r,p(x, t) ,u ( y , x,) qs ( y1, t1 ) v ( y , x,) qs ( y1, t1 ), y r,wa ( y

10、1, x,) qs ( y1, t1 ),expi(t t1 )ddt1d y1, ,2,S (x,) 1 p(x, t) p(x, t )eid,2,a11a22,Dqs ( y1,t1 ) Dqs ( y2 ,t2 ),ei,Dt1Dt,dp ( y , x,) p ( y , x, ) ,expi1 (t t1 ) i2 (t t2 ) i2d1d2dt1dt2d y1d y2, ,声压与伴随格林函数之间的关系,谱密度是压力自相关函数的傅立叶变换,(3),(4),谱密度计算,声源模型,Tam 和 Auriault 提出的高斯声源模型 (1999),2,22,2 2,2,q2,Dqs x1

11、, t1 Dqs x2 ,t2 Dt1Dt2,ls,ln 2,u ,sexp ,c s us,s,l,s, ,是声源模型中的常量.,s,q2,sl,l c k 3 2,s ck,cl 0.256, c0.233, Am 0.755,长度尺度 时间尺度,s,m, A2 q2,s,q2,c22,能量尺度,Boeing喷管模型,(BPR=2),NASA喷管模型 (BPR=5),基于RANS的喷流噪声预测方法,两种典型双涵喷管,60deg,90deg,110deg,试验结果,预测结果,基于RANS的喷流噪声预测方法,预测结果：Boeing 喷管模型,70deg,90deg,110deg, 试验结果,预

12、测结果,基于RANS的喷流噪声预测方法,预测结果：NASA 喷管模型,分开排气式基本型喷管,分开排气式锯齿优化型喷管,基于RANS的喷流噪声预测方法,分开排气式双涵喷管,基于RANS的喷流噪声预测方法,预测结果,观察角：90 观测距离: L=64D,TA方法预测结果,实验结果,基于RANS的喷流噪声预测方法,标准型混合排气双涵道喷管,波瓣混合器混合排气双涵道喷管,观察角为 90,基本型与波瓣喷管远场噪声频谱对比,R 64Dj,预测结果,基于RANS的喷流噪声预测方法,CAA方法,声场分布,激波结构,Ma1.42,WavelengthAmplitudeLi, X. D. and Gao, J.

13、H., “Numerical Simulation of the Generation Mechanism of Axisymmetric Supersonic Jet Screech Tones,” Physics of Fluids, Vol.17, Issue 8, 085105, 2005.,轴对称喷流啸音,WavelengthAmplitudeLi, X. D. and Gao, J. H., “Numerical Simulation of the Three Dimensional Screech Phenomenon from a Circular Jet,” Physics

14、of Fluids, Vol. 20, Issue 3, 035101, 2008.,三维喷流啸音,风扇噪声,风扇/压气机噪声预测方法,60-70年代，Tyler & Sofrin 模态分解方法70-80年代，声类比理论Ffowcs Williams & Hawkings 方程广义Goldstein方程90年代至今：计算流体力学方法（CFD）计算气动声学方法（CAA）,风扇气动/声学一体化设计技术,风扇激波噪声激波噪声预测方法控制风扇叶片前缘激波机构优化风扇叶片几何形状风扇/出口导流叶片干涉噪声转子/静子干涉噪声预测方法选择风扇与出口导流叶片的数目优化出口导流叶片的形状与后掠角度,噪声源激波噪

15、声预测声源信息从CFD计算获得基于KZK方程进行2D或准3D风扇激波噪声预测,激波噪声声源示意图,风扇前传声幅值分布图,风扇噪声源模型与预测方法,噪声频谱 纯音和宽频噪声,风扇声源与声传播,噪声源风扇单频噪声预测风扇尾迹：定常RANS;出口导叶声响应：线化欧拉方程。,风扇噪声源模型与预测方法,噪声源风扇宽频噪声预测风扇尾迹湍流模拟：非定常RANS;出口导叶声响应：二维平面叶栅理论经典的三维管道声传播理论,降落条件下进口和出口的声功率级PWL,风扇噪声源模型与预测方法,风扇前传噪声预测,声源定义：数值计算（LES、DES、URANS）实验数据（经验公式、数据库）理论模型（基于物理机制）,短舱内传

16、播：欧拉方程声衬模型,远场传播：FWH方程,风扇前传噪声预测与试验验证,Sound Pressure Level, SPL, dB,20,406080Polar Angle, degrees,100,120,400,50,60,70,80,90,100,HW DataSW 8.9% DataSW 5.0% DataSW 2.3% Data HW LEESW 8.9% LEESW 5.0% LEESW 2.3% LEE,JT15D 发动机地面试验BPF = 3150 Hz声衬面积: 2.3%, 5.0%, 8.9%单一模态(-13,0),消声短舱,管道声传播预测模型时域阻抗边界条件,管道声传播预

17、测模型,声传播预测模型上世纪5070年代中期：解析法(如Wiener-Hopf方法)上世纪7090年代中期：有限元(FEM)和边界元( BEM)等方法传统的理论与数值方法的共同优点是计算比较快速，但是均不能或 很难考虑管道复杂几何形状、非均匀背景流场等对管内声传播与管 口声辐射的影响，更无从回答管道内流场、声场与声衬吸声结构的 相互作用机制CAA方法的优点:能够体现复杂的背景流动适于复杂的几何形状73,声传播预测模型,74,时域方法适于宽频，瞬态和非线性问题适于大规模全三维问题的模拟要求建立适定的时域阻抗边界条件非定常问题频域方法用于单频问题的模拟可直接使用相应的阻抗边界条件定常问题,时域和频

18、域CAA方法,75,CAA,声场,声源:CFDExperiment,背景流场: CFD,控制方程三维（三维轴对称）线化欧拉方程,时域：, Q Q Q1,AB, t x r,CQ DQ 0r1 CQ DQ 0,频域：iQ A Q B Q x rr,整体策略,76,0,0,0,0 ,1,u0 ,A ,u0p000 u000u0000,0, 0,v0 ,B 1,v00p00 0v000 0v0 000,0,v,im,C 0,0,0p0imp0 000000000,v0,0,0,0,0, x r00, v0 v0, r0 p00, x r, u0 u0, x r,),00, p0, x,0,0, p0

19、, r x, v u p0 p0,D ,(, p,Q ,u, v, w, pT,整体策略,轴对称三维CAA数值仿真验证,时域CAA,FEM,进气锥与外机匣 均为硬边界,归一化压力分布,M0=-0.5 m=10n=1 ka=16,Li, X.D.，Schemel, C., Michel, U. and Thiele, F., “Azimuthal Sound Mode Propagation in Axisymmetric Flow Ducts,” AIAA Journal, Vol. 42, No.10, 2004, pp.2019-2027.,轴对称三维CAA数值仿真验证,频域CAA,FEM

20、,Li X. Y, Li X. D., F. Thiele. Frequency-Domain Prediction of Sound Propagation through Axisymmetric flow DuctsC. 2007. 14th International Congress on Sound and Vibration, Cairns, Australia.,0.001,0.01,0.001,0.1,0.01,0.2,0.3,0.4,0.5,0.7,0.8,0.9,0.5,1,1.5,00,0.2,0.4,0.6,0.8,1,进气锥与外机匣 均为硬边界,归一化压力分布,M0

21、=-0.5 m=10n=1 ka=16,CAA风扇后短舱声传播预测,某真实双涵道发动机风扇管道几何模型,m=13,n=1-5, ka 28.9786,斜口进气道降噪机制的数值仿真研究,计算域在 x-z 平面上的投影斜口进气道的三维网格剖面图(-15)计算网格点的总数大约为 7.08 x 106, 用45个CPU并行计算,斜口进气道的声辐射降噪机制,斜口进气道的声 辐射m = 26n = 1k = 32.817142M = 0.0 =-15向地面声辐射降 低约4dB，与罗 罗公司实验结果 符合。,Li, X. D., Schoenwald, N., Yan J. and Thiele, F.,

22、“Numerical Computation of Sound Radiation from a Scarfed Intake,” AIAA Paper 2003-3245, May 2003.,时域阻抗边界条件,背景介绍,声衬类型:局域性声衬非局域性声衬声衬结构参数:孔径 d腔深 L板厚 t声衬的研究微观：微孔吸声机理宏观：阻抗边界条件频域方法 p() vn ()Z ()时域方法 时域阻抗边界条件(TDIBCs),共振腔吸声机理研究,共振腔吸声机理研究,计算模型,共振腔吸声机理研究,瞬态切向速度,Two resonators , SPL=150dB, f=3kHZ,瞬态密度场,由于计算资源的

23、限制，在未来很长一段时间内不可能采用 DNS或大涡模拟(Large Eddy Simulation, LES)技术模拟数 以万计微孔共振腔组成的声衬表面的宏观声传播问题。建立精确的阻抗边界条件来描述声衬表面的宏观声传播特性 是解决工程实际问题最可行的途径。声阻抗定义在频域中，阻抗边界条件最初用于频域分析。时域计算方法在宽频，非线性，瞬态问题上优于频域方法。时域阻抗边界条件是CAA时域计算的必要条件。,为什么要发展时域阻抗边界条件?,声阻抗定义在频域中，需要通过反傅里叶变换的方法转化到,时域。,为保证变换到时域的阻抗模型和所解控制方程构成适定的初 始值问题，要求阻抗模型必须满足：真实性,无源性,

24、因果性。在数学上频域内阻抗边界条件的反傅里叶变换是卷积分的形 式。如果阻抗模型能够用一些特定的代数式表达，卷积分的 数值求解就可以采用一些简单的方式实现。,时域阻抗边界条件基本概念,i,n,p(t) v ()Z ()etd,n,p() v ()Z (),常用的时域阻抗边界条件,90年代中期以来计算气动声学开始用来进行声衬数值模 拟研究。研究者从不同角度出发提出并建立了几种不同的 适用于时域数值计算的阻抗模型：三参数阻抗模型(Tam & Auriault,1996),基于z变换的宽频时域阻抗边界条件(zyrk & Long ,1997),01,Z () Ri( X 1 X ),2,3,3,4,5

25、,1c z 1 c z,Z (z) 12,1c z 1 c z 2 c z,常用的时域阻抗边界条件,反射系数阻抗模型(Fung & Ju ,1997)W (1Z ) /(1Z )扩展的Helmholtz阻抗模型(Rienstra,2006),22,ff,l,Z imRicot( 1 T i 1 ),多极点阻抗模型，Reymen，et al.（2007）,Cl (i) Dl,S,T,Ak,k 1, ik,Z (),2,2,l 1 (ial )l,k, 0,l, 0,包含流动效应的新型时域阻抗边界条件(X. D. Li, et al.，2006STDIBC (Tam & Auriault,1996

26、),BTDIBC (Tam & Auriault,1996),包含流动效应的新型时域阻抗边界条件, R X v t tn, p vn,X0,n t,X vn,X 0,p Rv,n, t 2, 2v, R0n X 1vn X1, t t, p v,新型时域阻抗边界条件的验证（与NASA流管实验结果比较）,f = 1000HzM_ave=0.335,f = 2500HzM_ave=0.335,Li, X.D.，Richter, C. and Thiele, F., “Time-Domain Impedance Boundary Conditions for Surfaces with Subson

27、ic Mean Flows,” Journal of the Acoustical Society of America, Vol. 119, No.5, May 2006, pp.2665-2676.,新型时域阻抗边界条件的验证,0.1,0.1,0.2,0.2,0.3,0.4,0.5,0.3,0.0001,0.001,0.01,0.02,0.04,0.04,0.06,1,00,0.5,1,进气锥为硬边界,外机匣为软边界,归一化压力分布,M0=-0.5m=10n=1 ka=16,CAA,FEM,Richter, C., Thiele, F.，Li, X.D. and Zhuang, M., “

28、Comparison of Time-Domain Impedance Boundary Conditions by Lined Axisymmetric Duct Flows,” AIAA Journal, Vol. 45, No.6, 2007, pp.1333-1345.,改进的多极点模型(XY Li, XD Li and CKW Tam, AIAA J., 50(4), 2012),基于三参数模型和有理函数组合的方式建立宽频阻抗数 学模型适定性：因果性，实在性，被动性通用的宽频模型采用改进的矢量拟合方法获得模型阻抗参数,改进的多极点宽频阻抗模型,J,j 1,CjCj,ic,),jj,Z

29、 () iab (,S(),0,10,20,30,40,50,不同位置处解析能量谱和数值模拟得到的能量谱比较,0,0.3,0.6,0.9,1.2,输入解析谱- - -x1处解析谱 - x2处解析谱输入数值计算谱x1处数值计算谱x2处数值计算谱,改进的多极点时域阻抗边界条件 的二维解析验证,某航空发动机进气道内的声传播,刚壁条件下,铺设声衬条件下,辅助动力装置（APU）,某型飞机APU降噪设计,声衬声学性能非常好 !,涡轮噪声,发动机噪声组成,涡轮噪声地位,涡轮噪声经验预测方法涡轮噪声半经验预测方法涡轮噪声数值模拟预测方法,涡轮噪声预测方法,经验的方法上世纪六七十年代开始出现经验预测方法大都基于

30、稳态参数（流量，压比等）描述涡轮噪声通用性差，预测精度低需要能揭示物理本质的预测方法来替代,涡轮噪声预测方法,半经验的方法（以霍尼韦尔APU为例）以Kazin和Matta（GE,1975）建立的理论为基础对涡轮噪声进行快速预测针对APU ，预测结果与实验结果符合比较好,涡轮噪声预测方法,数值模拟方法近些年来CFD，CAA为数值模拟涡轮噪声提供了可能揭示涡轮噪声的产生与传播过程数值方法预测涡轮噪声是发展的趋势,涡轮噪声预测方法,涡轮转子/静子干涉噪声产生机理涡轮纯音穿透喷流剪切层散射引起的宽频化效应（Haystacking效应）,涡轮噪声产生及传播机理,阵风/叶栅干涉的CAA数值模拟,采用CFD

31、/CAA混合求解方法对涡轮转子/静子干涉噪 声产生机理进行数值模拟研究首先采用CFD方法对多级涡轮进行数值模拟获得定常流场；然后采用全三维线化欧拉方程逐排对各涡轮级的转子/静子干 涉噪声进行CAA进行数值，以研究其产生机理。,返回,涡轮转子/静子干涉噪声产生机理,采用CFD/CAA混合求解方法对涡轮纯音穿透喷流剪 切层散射引起的宽频化效应进行研究。首先采用CFD方法获得涡轮管道出口喷流剪切层；采用欧拉方程对涡轮纯音穿透剪切层现象进行CAA数值模 拟研究其宽频化效应。,涡轮纯音穿透喷流剪切层散射引起宽频化效应,理论分析,数值模拟,涡轮级截止设计涡轮级模态设计动叶与静叶叶片数优化平均稠度平均叶尖马

32、赫数涡轮载荷设计,时序效应声衬设计,低噪声涡轮设计准则,涡轮噪声源低噪声涡轮设计准则的研究合理选择叶片数、 叶片平均稠度、叶片叶尖平均马赫数和涡轮载荷涡轮噪声后传声通过涡轮噪声的管内声传播及管口声辐射、 涡轮纯音透喷流剪切层散射引起的宽频化效应等 涡轮噪声后传声特性的研究，合理选择吸声声衬 及管口几何形状,典型低压涡轮噪声计算与降噪途径分析,实验测量技术,试验设备要求,成套的试验设备小型模型凤洞全尺寸试验台数据分析能力自动化的数据处理工具完善的数据保存系统实验测量技术麦克风阵列技术等,DNW(德-荷风洞机构)是荷兰和德国联合成立的非盈利性机构。目 标是向航空航天业的客户提供范围广泛的风洞实验和

33、风洞模拟技 术，目前DNW运营12个风洞，其中包括欧洲最大型的低速风洞。,DNW外观,DNW风洞测试段,气动声学风洞,RR公司航空发动机噪声最新室外实验台,实验测量技术,气动噪声源定位与重构70-80年代：声反射镜等90年代至今：麦克风阵列技术麦克风阵列设计工具麦克风阵列声源成像软件声源反演软件气动噪声产生机理与辐射特性喷流噪声实验风扇噪声实验,麦克风阵列技术：喷流噪音研究,麦克风阵列技术：喷流噪音声源定位,麦克风阵列技术：风扇噪音研究,麦克风阵列技术：风扇噪音声源定位,小型热喷流实验,风扇噪声源诊断测试,整体测量；分离风扇噪声源,流管实验,Goodrich 流管测量系统,NASA Lanle

34、y流管实验,噪声控制技术与低噪声设计,噪音控制技术与低噪声设计,低噪声设计贯穿于发动机设计全部流程总体设计部件设计排气系统设计短舱设计叶轮机设计燃烧系统设计,低噪声发动机的发展,B-52,DC8-20,CV990A CV880-22,BAC-11,DC9-10 DC8-61737-100,737-200,727-200727-100747-100,747-200 A300B2,MD-80,747-400,737-300,747-30A0320-100,A321,A340 A330,MD-11,777,A310-300,BAe,146-200,DC10-10DC10-30L-1011,Comet

35、 4,720707-100,1950,1960,197019801990飞机进入市场的年份,2000,2010,80,90,100,110,120,涡喷发动机和早期涡扇发动机,第一代涡扇发动机,第二代涡扇发动机,707-300B,有效感觉噪声级（EPNdB，450 m 边线）,未来？,降噪技术研发过程,3,4,5,6,7,可行性模拟试验,模型试验,系统试验,飞行试验,减噪效果（分贝）,技术研发进程,说明：数值= 技术成熟度 箭头= 误差,12,先进的飞机降噪技术,先进的飞机降噪技术,先进的发动机降噪技术,发动机降噪技术：风扇降噪技术,发动机降噪技术：风扇降噪技术,发动机降噪技术：排气系统降噪技

36、术,凸凸台台喷喷管管波波瓣瓣掺掺混混器器CChheevvrroonn喷喷管管后声衬后声衬,排气系统降噪技术：锯齿形喷口,基本型喷口,模型验证（1997）,飞行试验（2005）,从模型到全尺寸多次验证可减噪3分贝已用在B787和A380,一种降噪技术的研发通常要多于十年降噪效果随部件到总体的集成而减弱降噪技术进入商业运行还需另外十年,锯齿形喷口设计：详细声源分析,锯齿形喷口设计：高精度噪音计算,Frequency (Hz),SPL (dB),10,2,10,3,10,4,10,5,40,5045,55,60,908580757065,= 50o= 70o= 90o= 110o,Chevron喷管

37、降噪收益比较感觉噪声级 (PNL)模型试验和飞行试验对比,排气系统降噪技术：锯齿形喷口,高推力低耗油,低噪音,大涵道比,低风扇压比,低风扇叶尖速度 低喷气速度,低噪音,大涵道比涡扇发动机的研发,大涵道比涡扇发动机的噪音研究,趋势进一步增大涵道比进一步研发减噪技术期望达到的目标：5-10分贝关键技术低噪音、高推力、低耗油率的一体化设计发动机与机体匹配、安装的优化,超大涵道比涡扇发动机的关键降噪技术,低噪声出口导流叶片,无缝声衬,高温声衬,可调喷口,齿形喷口,低噪声弯掠风扇,发动机与机体安装效应的噪音关键技术,总体、部件的设计与组合,流场主动控制,喷流与机翼的干扰,吊挂设计与组装,机翼、吊挂局部声

38、衬,目前和未来飞机发动机的噪音研究,目前：机体与发动机各自独立设计未来：机体与发动机的一体化设计,现代与未来民用航空发动机的发展,大涵道比涡 扇发动机,超大涵道比涡扇 发动机（包括 GTF）,开式转子 发动机,分布式推 进系统,低耗油率,低噪音,现代民用飞机降噪前景,下一代发动机,五 到 十,四 到 八,十 二 到 十 八,第四阶段噪声适航法规,十 到 十 五,现有技术,下一代机体,发动机与机体一体化,减噪（分贝）,我国航空发动机声学设计面临的问题,航空发动机气动声学技术发展的基本条件,技术人才与团队以各种方式加快人才培育先进的噪音设计与计算工具系统噪音预测低噪声部件设计高精度数值模拟完善的试

39、验条件气动声学风洞全尺寸试验台最新测量技术,先进的噪音设计与计算工具,我国航空声学设计面临的主要问题,硬件条件缺少气动声学风洞用以开展发动机部件吹风声学试验缺少发动机空中吊挂声学试验台与发动机主要声源部 件试验台发动机整机户外声学试验台大尺寸风扇噪声试验台大尺寸发动机排气噪声试验台不同尺度缩尺模型风扇和喷流噪声试验台,我国航空声学设计面临的主要问题,研究基础气动声学在中国从来没有获得足够的重视研究资金投入严重不足研究队伍规模非常小中国的气动声学研究在国际上影响力很小整体水平远远落后于美国和欧洲若干问题的研究水平能与国际接轨人才培养与整体差距的缩短需要相当长时间,我国如何应对挑战？,飞机：波音和空客等发动机：GE、PW和RR等,谢 谢,