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1、项目名称：大型客机主要气动噪声机理及先进控制方法研究首席科学家：起止年限：2012.1-2016.8依托部门：中华人民共和国工业和信息化部一、关键科学问题及研究内容大型客机的气动噪声产生机理和控制问题无疑是一项庞大的系统工程，如果针对每一个部件，从飞机起落架，增升装置（襟翼，缝翼等），到发动机风扇，压气机，涡轮，燃烧室，尾喷口，直至飞机窗壁的隔声问题都有独特的气动声学机制在起作用。本项目将针对大型客机的气动噪声产生机理和控制这一复杂的系统工程，归类凝练出以下三个方面的科学问题。1拟解决的关键科学问题（1）多尺度条件下的旋涡发声机理旋涡是流体运动的肌腱，也是流体发声的源泉。控制了流体旋涡，既控制
2、了旋涡本身的发声，也控制了它诱导物体发声的能力。通过涡与声的转化可以增强声衬的耗散特性；通过涡的控制，也有可能找到一种基于仿生的涡量-速度同向理论模型来指导控制各种分离流产生的气动噪声，喷流噪声其实也属于涡发声的一种方式，对剪切层的控制可以减小喷流发声，同时也意味着控制了旋涡的强度。但以上三种现象，具有完全不同的尺度，在理论上如何更好的描述不同尺度旋涡发声机制，在数值模拟上如何有效的捕捉到所期望的流场和声场细节，则是气动声学学科中愈来愈受关心的科学问题。（2）主/被动结合的气动噪声控制原理目前研究的主动控制技术从控制论的角度来看是一种形式的反馈控制，它对传感器以及作动机构的精度以及所控制声波的
3、相位探测都需要达到极高的要求，否则，建立在相位相消原理的这种方式甚至带来相反的效果。主/被动结合的控制方式（又称混合控制）将充分利用原有的被动控制原理，但增加了声波耗散机制的主动调节，形成了一种开环控制系统。但是，如何实施对所用的被动方式进行主动调节？有多大范围可控？将涉及的许多值得研究的科学问题。在本项目中，对短舱非均匀声衬数学优化所代表的声波耗散机制的研究，对飞机舱壁湍流激振及其传播控制的研究都将涉及这一问题。（3）复杂流动情况下的气动产生机理及预测方法在飞机气动噪声的产生过程中，从各种部件来看，面对许多复杂流动相关的问题，比如起落架，增升装置的分离流动，跨音速风扇的激波附面层干扰，转子/
4、静子相互作用的运动边界模拟问题，都涉及到如何给出有效的湍流模型，如何运用大规模并行技术来高效模拟这些流场与声场等方面的基础科学问题，目前，也是湍流理论，计算物理，计算气动声学关心的交叉性问题。2 主要研究内容围绕第一个关键问题“多尺度条件下的旋涡发声机理”，本项目从基础性试验，涡声理论，CAA数值计算方法入手，拟开展的主要研究内容有：(1) 偏流（Bias Flow） 声衬的涡声转化机理；(2) 涡量-速度同向理论模型及应用；(3) 双涵道喷流噪声产生的物理机制及控制。围绕第二个科学问题“主/被动结合的气动噪声控制途径”，本项目拟开展的主要研究内容有：(1) 基于声涡调节发动机短舱声学设计方法
5、及试验演示(2) 附面层抽吸对湍流控制及中低频段先进飞机座舱控制技术及试验围绕第三个科学问题“复杂流动情况下的气动产生机理及预测方法”，拟开展的主要研究内容有：(1) 与气动噪声发声密切相关的复杂流动的湍流模型建立；(2) 物体运动边界发声的数学物理模型和直接模拟方法；(3) 起落架，增升装置的旋涡分离流动及发声机制；(4) 气动噪声的大规模并行计算方法及流场声场显示方法下图给出了所研究的内容与关键科学问题之间的关系。关键科学问题以及涉及的主要研究内容二、预期目标1、总体目标大型客机气动噪声的有效控制方法是发展我国自己的民机设计系统必须解决的问题。针对国家的这一重大需求以及国内外气动声学学科的
6、发展现状，我们凝练了与本项目相关的研究问题。其总体目标就是期望能对运动声源的发声机理，先进飞机座舱噪声控制方法，飞机机体噪声的预测和控制技术，发动机短舱声学设计技术做出既有学术价值，又有实际应用价值的贡献。此外，也期望这些工作的完成能为我国逐步构建独立的大型客机声学设计系统提供现实的基础，并在若干关键技术的掌握和发展方面发挥独到的作用。2、五年预期目标理论创新方面，发展飞机短舱，座舱声传播与控制的理论模型和先进抑制方法；探讨涡量-速度同向理论模型及应用；弄清双涵道喷流噪声，起落架，增升装置气动噪声产生的物理机制及高效控制途径，建立气动声学相关的湍流模型并发展相应的大规模并行计算方法。技术突破方
7、面，根据现代发动机的声源特征，利用所建立的理论模型，设计出多种主/被动结合的发动机消声短舱模型，并在风洞中进行试验效果演示，力争使进气短舱实现10-15dB的降噪量；同时，设计若干组基于多孔介质材料的隔声试件并进行试验演示；对机体噪声的新型控制方法进行缩尺模型的实验演示。示范验证方面，争取利用我国正在发展不同用途飞机的机会，在发动机短舱的声学设计，飞机辅助动力装置（APU）上检验理论研究结果。人才培养方面，争取每年为国家培养7-10名气动声学方向硕士和博士研究生。此外，在项目执行期间，发表100余篇学术论文，其中在本领域的国际核心期刊达到30篇以上。申请国家发明专利10项，出版著作2-3本。三
8、、研究方案我们将针对所提出的三个关键科学问题，分别给出主要研究内容的研究方案和技术途径。1、多尺度条件下的旋涡发声机理涡量速度同相理论模型的着眼点和建立方法现在降低喷流噪声的困难要远远超过以往的阶段，因为内外涵的排气速度基本上都已减小到极限，再减小喷流速度似不可能。为了降低喷流噪声，目前主要有三种新的方法：（1）改变喷口边缘形状（最典型的是Chevron喷口），（2）向喷流喷射少量流体，（3）通过机械或其它方法（如等离子体）对喷流施加扰动。现在主流的观点是，不管哪种方法都是通过增加流动掺混而使喷流噪声下降的。但是，已有研究发现，当采用另一种方式，即在喷流外缘通过吸气产生逆向流动增加掺混时（文献
9、中以完全膨胀射流为对象，以排除激波噪声的影响），噪声不仅没有降低，反而增加了。由此看来，增加掺混并不是根本问题，关键是在于怎样进行掺混，亦即怎样操控流动。实际上，目前研究者一般的研究路线是通过大量的实验或数值计算进行试凑和数据优化，以寻找最有利于降噪的方法和设计参数。但是有时成效明显；而有时方法虽有想象力，但结果并不理想。总之，目前喷流噪声控制方法的研究仍然过多地依赖于经验和猜测，较为盲目。空腔噪声和边缘噪声的研究也面临着类似的现状。所以，流动声源的操控绝不只是一个优化的问题，仅凭反复的实验和数值预测难以得到满意的答案，尽管这两方面技术都已今非昔比。而是必需依靠深入具体的机理认识。然而，不管是
10、早期的Lighthill4还是近来的Goldstein79声类比方程都把声源归结为一个以脉动速度表示的雷诺应力项，这其中隐含了各种不同的发声机理，比如最近已有研究表明喷流内部至少存在着两种不同机理的声源，一种是大尺度拟序涡，另一种是小尺度各向同性的湍流涡。显然，这类“黑箱理论”的缺陷就在于无法对操控流动声源提供有力的机理指导。众所周知，流动发声与涡之间存在着密切的联系。上世纪60年代Powell45提出涡是流动内在的声源。70年代Howe48进行了更为深入的理论研究，他在所推导的涡声方程中提炼出来关键的声源项（是涡量，是流体速度），这是一项十分重要的进展。但是，在气动声学研究中，Lighthi
11、ll方程或其派生类型一直以来应用最为广泛，而Howe涡声方程没有得到足够的重视，尤其是缺少进一步从机理探究的角度对其进行开拓发展的工作。总之，Howe的理论是一项旨在探寻流动内在发声机理的研究，它表明：当涡量与速度方向垂直时，声源最强；而当二者方向趋于一致时，声源最弱。至此，我们可以尝试从一个新的角度对猫头鹰的“极低低声飞行”进行探究。根据前人的研究，猫头鹰的降噪本领与其翅膀主羽毛前缘的硬梳状结构有关，这种特殊的工具利用一个个细齿将分离流击碎，形成一串串的流向涡。而如果将这个梳状结构去掉，那么猫头鹰就和其它鸟类飞行噪声一样大了。对于一种完全由流向涡构成的流动，因为很小或为零，若再无其它的声源机
12、理，那么这种流动应该是很安静的！对于Chevron喷口，我们也有了以下的理解：齿形喷口边缘利用类似于三角翼的边界产生大量的流向涡，这已为PIV流场显示实验所证实。流向涡一方面打破了以周向涡量为主的大尺度拟序涡，消除了这部分因大而强的声源，另一方面其本身则是因小而弱的声源。同理，我们认为微射流也是因为制造了流向涡而起到降噪作用的。先前，研究者已注意到了流向涡对于喷流噪声的影响，但仍然是从增加掺混的观点加以解释。可见，我们的理解是与之完全不同的。不仅如此，我们还大胆地推测涡量-流速的方向关系对于边缘感受性也有重要的影响。边缘感受性是指声波在固体边缘（一般是锐缘）处与非定常涡的耦合性。研究表明Che
13、vron喷口对超音喷流的啸声也有良好抑制作用，但是如果从减小的角度就难以对此做出解释。而我们知道，边缘感受性对于啸声反馈环的形成是十分关键的。所以有理由这样认为，流向涡不仅使大大减小，而且不易与声波在边缘处耦合，从而使边缘感受性得到削弱。根据以上的探讨，我们首次提出了称之为“涡量-流速同向”的理论，亦即为了降低流动发声，应该在流场中尽量迫使涡量与流速两矢量的方向一致，一方面为了减弱或消除与相关的流动声源，另一方面使边缘感受性得到抑制。我们认为“涡量-流速同向”理论是气动声学中具有普遍性的规律，对于发展民机以及相关的噪声控制技术具有重要的意义，为此本项目拟定开展以下细致的求证和研究。为了便于描述
14、，具体的研究内容和途径如下。（1）研究涡量与流速之间的矢量夹角对于发声的影响。需要解决的主要问题是如何人为控制涡量-流速夹角。通过精心的流动设计可以形成强方向性的涡量，比如横在流场中圆柱可产生与流向垂直的涡量，流向涡发生器则产生与流向一致的涡量。较为困难的是制造任意涡量-流速夹角，这里给出一种方法是：利用扁平的矩形喷口产生与喷口轴线垂直的涡量，同时在喷口周围引入均匀流场，那么通过改变均匀流的速度，就能调整两矢量之间的夹角。（2）流向涡条件下的边缘感受性问题。现有的边缘感受性研究所考虑的基本上都是涡量与流速成直角的情况。那么流向涡在边缘处与声波如何耦合呢？申请人在所调研的文献中尚未见到关于这一问
15、题的解答，所以将针对于该问题开展深入的研究。进而，本项目将在探明机理的基础上研究喷流、空腔、边缘噪声的控制方法。在喷流噪声控制上，与现有利用Chevron边缘、小突起和微射流的方法不同，我们将尝试更多其它的流向涡发生器，包括那些已在飞机机翼上得到应用的类型。在空腔噪声控制上，与现有众多的主、被动控制方法不同，我们将Chevron边缘从喷流噪声的研究中借用过来，发明一种新的空腔前缘修正法；据申请人的调研和分析，目前还没有以正确的方式对这种方法进行研究的工作。在边缘噪声控制上，我们以襟翼、缝翼或其它翼片为对象，从噪声控制的角度研究流向涡发生器的潜力和意义，以弥补和克服现有研究只注重这种装置气动性能
16、一个方面的不足。根据涡量-流速同向理论，为了降低噪声，就是要千方百计地促使流向涡生成。为此，齿形或Chevron边缘，小突起、微射流、细丝或刷子、梳形结构、还有许多未知的装置，凡是能产生流向涡的装置都可以研究和利用，包括传统上是用于抑制流动分离的各种流向涡发生器。所以，这方面研究具有宽广的想象和创新空间。为了充分开展以上研究，一方面在实验上，除了常规声学和流动测量方法，还需借助于先进的传声器阵列和PIV技术。另一方面在理论和计算上，以Howe涡声方程为基础，建立理论分析模型，并利用LES（Large Eddy Simulation）和DNS（Direct Numerical Simulatio
17、n）方法进行数值模拟。近年来高精度数值模拟已被视为物理实验的重要补充，被称为数值实验方法，并已成为机理研究的一种重要手段。双涵道喷流噪声的物理机制和控制方法 与对上述问题的研究方法不同，将针对大型民机发动机双涵道喷流噪声的产生，解决这个问题拟采用发展高精度的计算气动声学数值模拟方法，揭示喷流大尺度涡结构噪声产生机理，研发新型的低阻力喷流噪声抑制技术（如图6所示）。图6 双涵道喷流噪声研究路线框图 (1) 大涡模拟技术目前大涡模拟策略大致分为亚格子模型和空间滤波方法等两类，二者从本质上看非常类似，基本思想都是直接计算大尺度脉动，而小尺度脉动进行模化。和大尺度运动比较，小尺度运动较少受到边界条件的
18、影响，更加均匀和倾向于各向同性。亚格子模型就是建立在这样的基础上，为求解在Navier-Stokes方程作小尺度过滤产生的亚格子应力而构造的封闭模型。因此基于亚格子模型的大涡模拟策略的误差来自于数值方法和亚格子模型两个方面。由于在构造不同的亚格子模型过程中或多或少的引入了一些假设，并且目前对于大尺度和小尺度脉动之间的相互影响机制尚未清楚，从而影响了所发展的亚格子模型的通用性。所以有不少研究者在大涡模拟过程中就直接采用空间滤波或数值粘性方法代替对亚格子模型小尺度脉动进行过滤。本项目将对现有的几种不同的大涡模拟策略进行对比研究，并发展高精度的大涡模拟技术。 (2) 适用于大涡模拟的非线性完全耦合层
19、无反射边界条件高质量的无反射边界条件是保证计算计算气动声学数值模拟高精度的关键之一。要获得稳定的PML边界条件，关键在于要保证主控方程所支持的物理波在PML域内传播时群速度和相速度要保持一致。首先对主控方程进行适当的时空变换，随后将其傅立叶变换到频域内进行变量的PML复杂变化，最后通过傅立叶反变换得到原有空间内的时域吸收边界条件。本研究将基于已有针对DNS的非线性无反射边界条件，建立一种适用于大涡模拟的高质量非线性PML无反射边界条件。2 复杂流动情况下的气动噪声产生机理及预测方法（1）运动物体发声的数值理论模型和求解方法Lighthill理论是建立在“拟声源”假设下做出的，即将一个跨尺度的数
20、学物理问题转变为两个互不直接关联的物理问题，即声源与声场是割裂开的，分别由不同途径获得。虽然这种假设对实际应用带来了无与伦比的方便性，但对于流场与声场相互作用到底蕴含着哪些直接控制声源的方式却无从回答，因为这需要流场声场统一解。上个世纪九十年代人们才意识要解决这个问题需要发展能同时抑制频散和耗散的数值计算方法，于是，计算气动声学（CAA）应运而生。目前，CAA方法已经在直接模拟喷流噪声，静止物体发声方面发挥了重要作用，相对于“声比拟”方法，可以获得更多声源产生机理的物理理解。然而，直到今天，CAA方法尚没有应用来直接模拟旋转声源，即运动物体的发声问题。近年来，在计算物理领域，运动边界问题的数值
21、模拟取得了重要进展。本研究团队利用广义函数理论发展了高精度且适用于运动边界计算的谱方法25-27，我们将以此为基础，将这个方法如果推广来建立运动物体发声的数学物理模型，并期望能获得一条通往运动物体发声直接数值模拟的新途径。（2）与气动噪声相关的复杂流动的湍流模型及计算方法对于高阶激波格式的改进，首先针对湍流的LES模拟，系统地测试和评估目前国内外在激波/边界层干扰模拟中DNS和LES中应用较多的数值格式；定性和半定量地得出数值耗散对可压缩湍流DNS和LES模拟的影响；其次，利用本团队提出的“基于带宽耗散特性改进数值格式的方法”，在不影响格式在激波附近的稳定性和无振荡性的基础上，降低激波捕捉格式
22、的数值耗散，提高对湍流小尺度结构的模拟精度；此外，在各种典型流动中（各项均匀同性湍流、壁湍流、可压缩边界层、激波/湍流干扰、激波/边界层干扰），对改进的数值格式进行计算和评估，通过控制数值耗散实现计算稳定和计算效率最优化，给出在不同流动中，数值格式的应用准则；申请团队和美国密西根州立大学共同发展了高性能流体计算方法ASTR，该方法对高超流动的高精度模拟而开发，其中包含了各种高性能的激波捕捉格式（特别是高阶MP格式），从而为本课题的激波/边界层干扰的LES提供了相应的数值工具。通过初期的研究，我们得出了MP格式的在各方面的性能要优于WENO类格式的结论；因此基于MP格式的限制器和“基于带宽耗散特
23、性改进数值格式的方法”，我们完全可以提高非线性激波捕捉格式的性能。通过初期的研究，我们显著提高了MP格式中对可压缩各向均匀同性湍流中的小尺度脉动的模拟能力（如图7所示），表明了这种方法的可行性。图 7 使用改进的MP格式对可压缩均匀同向湍流的模拟结果；（左）瞬态湍流能谱分布，（右）有效分辨波数分布采用以上方法，将给出有效的风扇激波边界层干涉下的流场和激波强度计算。为预测激波噪声提供声源强度。（3）适用于各种分离流动的湍流模型的发展将采用实验测量技术和高精湍流模拟技术相结合的方法，全面获得起落架、高升力翼型、风扇/压气机内复杂流动（如叶尖泄漏流、三维角区分离流动、激波/附面层干扰、转静干涉等）的
24、平均流场和湍流场信息；然后系统分析RANS方法中除湍流模型外各因素（计算网格、数值格式、边界条件等）对模拟结果的影响；在尽量排除其它因素对模拟结果影响的前提下，采用常用湍流模型对上述复杂流动进行数值模拟；和已有的实验结果以及经过实验验证过的LES/DES数值模拟结果进行对比，分析常用湍流模型对复杂流动中平均量和湍流量的预测精度；基于实验、LES/DES以及RANS结果，系统分析各种复杂流动中湍流的非平衡输运特性，总结物理规律；基于对湍流输运特性的分析对现有工程湍流模型开展研究，发现其在各种不同工况下输运特性模拟的问题；此外，建立湍流输运特性和流场参数之间的对应关系，发展能够计入湍流非平衡物理本
25、质的新模型，使之能够正确模拟湍流的生成、耗散、扩散等输运特性的分布，从而达到对流场的准确模拟；提高工程常用湍流模型对复杂流动预测的准确度和可靠性。我们还注意到工程应用中湍流模型对输运方程的模拟多是建立在对简单边界、平衡湍流模拟之上的，因此导致了其难以准确模拟复杂的湍流运动。在复杂湍流运动中，湍流的输运特性是处在非平衡状态，并且其非平衡的程度随着流场的变化而不同，因此正确的模型是应该模拟出这样的变化。已采用本团队提出的“基于湍流输运特性改进湍流模型”的方法，初步改进了SA模型，提高了SA模型对压气机内三维角区分离流动的预测准确度，证明该方法的可行性3主/被动结合的气动噪声控制途径1）发动机短舱先
26、进声学设计和实验验证技术利用发动机短舱声处理，或声衬技术是控制发动机气动噪声声传播最有效的途径。然而，声衬的设计如今变得越来越困难，其原因在于随着转子叶尖马赫数的提高以及声衬对转子倍频程声波传播的抑制作用，激波噪声开始成为主要的噪声源，与此同时，局域声衬的特点很难适用于激波噪声频率低、频带宽等特性，它的应用已达到技术瓶颈。所以，适用于低频宽频噪声的非局域反应声衬应运而生。然而，由于发动机内部复杂的几何型面，转子静子存在的干扰等因素，使得现有的计算方法很难快速的模拟非局域声衬对声波传播的影响，特别是在计算发动机远场声辐射过程中，无法综合考虑上述因素的影响，这就迫切的要求我们发展一种新的方法。特别
27、是综合我们以上对航空发动机声学设计所面临问题的理解，这个新的方法必须具备以下功能：1）、能够包含局域、非局域声衬以及其组合方式对发动机短舱声衬优化布局的影响，使其设计的声衬组合适合于更宽的消声频带；2）、能够包含声源与声衬之间的相互作用、从而弄清声衬如何与声源相互作用的机制，为有效改变声源本身的辐射强度以及抑制它的传播找到新的途径。由于该问题实际上设计多方面的模型和方法问题，以下是我们拟定的具体研究内容和相应的技术路线先进的管道声学模型管道内铺设声衬一直是抑制声波辐射和传播的有效途径之一。对于航空发动机而言，短舱以及燃烧室等管道内的声处理设计至关重要。然而涡轮风扇发动机内的激波噪声声场复杂，具
28、有宽频多模态特性。靠单一均匀的声衬很难抑制。因此，针对现代涡轮风扇发动机的多频率和多模态特性，需要更为先进的声处理方式。由于该问题实际上设计多方面的模型和方法问题，以下是我们拟定的具体研究内容和相应的技术路线基于遗传算法的非均匀声衬优化理论上，N个模态的控制需要有N个边界阻抗分布来实现。我们将采用遗传算法对多目标参数进行优化。如前文所述，壁面阻抗特性的优化过程涉及众多的目标参数，且参数之间互相关联，关系复杂。普通的参数分析费时费力，而且很难达到预期的优化效果。为了获得最优的壁面阻抗特性分布，本研究将采用目前人工智能领域中的遗传算法对多目标参数进行全局优化。该算法是建立在种群遗传学和自然选择机理
29、上的全局随机搜索和进化过程，是一种基于自然群体遗传演化机制的高效搜索算法。其主要特点是群体搜索策略和群体中个体之间的信息交换,搜索不依赖于梯度信息,尤其适用于处理传统搜索方法难以解决的复杂和非线性问题,较为适用于本项目所需的多参数优化过程。同时，遗传算法中的模拟退火机制，能够使计算过程避免陷入局部最优解。本研究的最终目标是获得最优的壁面阻抗特性分布，使其传声损失在给定的频率范围内达到最高。基于声涡转换机理的穿孔板声衬声阻抗模型深入认识穿孔板声衬的吸声机理，并在此基础上发展声阻抗模型是声衬技术进一步突破的关键所在。到目前为止，还没有任何一种公认的模型或者方法，能够对穿孔板声衬声阻抗进行精确的预测
30、，从而为声传播模型提供准确的边界条件。其主要原因在于，在高声强有气流的条件下，吸声机理主要不在于粘性耗散，而是声涡能量转换，即声波在声衬小孔处激发出来细小的脱落涡，导致声能转换成涡动能而被消耗，这一物理过程是十分复杂的。对于这一障碍，国外已经有了充分的认识。国外研究者正试图用DNS方法详细描述小孔声涡转换的物理过程。但是从目前的进展来看，这种方法离实际应用还有相当远的距离。本项目将另择一种途径，基于求解比NS方程简化许多的Howe涡声方程发展穿孔板声衬声阻抗模型。沿这一途径的方法，其可行性在已有研究中已经得到初步的检验，而计算的复杂性和代价要远远小于DNS方法。本项目将进一步发展这种方法，力图
31、通过简化的数学物理模型获得在小孔边缘处的声激发脱落涡的强度，在较为复杂的情况下则利用涡方法刻画小孔附近涡的运动轨迹和涡量分布。而当声波引发多少涡量被量化地刻画出来以后，那么作为总体效果的声阻抗参数就得出来了。双自由度声衬和基于多腔共振机理的宽频声衬目前航空声衬主要是单自由度的穿孔板蜂窝夹层声衬这一种形式。由于其共振原理上的限制，这种声衬的吸声频带较窄。为了发展瞄准未来方向的“宽频声衬”，本项目一方面与国际上并行发展双自由度即双层声衬。双自由度声衬技术的主要难点，除了材料、加工等问题以外，就在于建立双层声衬的声学模型。由于高声强的原因所致，双自由度声衬内部的中间层也发生非线性的声涡转换，并导致两
32、层之间的非线性耦合。从发表的文献来看，国外对这一问题还缺乏有效的解决方法，本项目在已有的声衬声涡转换机理研究的基础上，将发展双自由度声衬中两层穿孔板的声涡转换非线性耦合的声学模型。另一方面拟发展多腔共振声衬，其起源来自于已发表的一篇AIAA Journal论文。其基本原理是，在声衬内部构造大小不一的子共振腔，当它们在不只一个方向上的尺寸与波长接近时，其中就会产生多向共振。由于对应于不同的几何长度，这些多向共振将制造很多的共振峰。所以，通过精心设计子共振腔的尺寸，就能使其中两个或多个共振峰接近并相互联络和搭接，从而形成较宽的吸声频带，达到通过被动手段实现宽频声衬的目的。这种原理的可行性在已有研究
33、中得到初步证明。在本子课题中将建立管道声衬内部空腔沿周向和轴向非均一分隔的多腔共振理论或数值计算模型，并将在消声短舱缩比模型验证平台（下文介绍）上对其进行实验研究。基于声涡转换机理的微射流可控声衬技术在声衬小孔中通入或吸入微量气流（吹气和吸气），形成正向或负向微射流，能够促进声涡转换，从而提高声衬的吸声性能。由于调节微射流的速度，可以在一定程度上控制声衬的声阻抗，所以这是一种可控声衬技术。而且，声衬技术最新发展所面临的问题是降低其流阻，由于吸气和吹气可以能使附面层变薄，所以这种声衬技术还有一个好处，就是较常规声衬有更低的流阻。本子课题将建立微射流声衬与管道一体化的声学模型，在已有的微射流声衬和
34、管道声学模型的基础上，这是完全可行的。通过所建立的模型和以消声管道试样为对象的机理实验，可对这种新型声衬技术进行深入研究，详细探讨其潜力和发展空间。基于Prony法的流管声衬测量技术先进消声短舱技术的发展离不开声衬测量技术。为此，NASA Langley研究中心从上世纪80年代至今，持续研发一种用迭代求解反问题的方式在流管中提取声衬声阻抗的方法。本项目将在已有工作的基础上发展完善一种从原理上与NASA方法不同的新方法基于Prony法的流管声衬声阻抗直接测量法。该方法借用了电磁学中的Prony法，无需求解偏微分方程，只需简单的代数运算，计算快捷，没有收敛问题，尤为重要的是不需要准确知道声源和流管
35、出口边界条件，因而可实现快速准确的声阻抗测量。消声短舱实验室级验证技术建立能模拟大涵道比涡扇声源条件，和消声短舱内部气流条件的消声短舱实验平台。通过模态识别方法，获取消声短舱内部声场与声衬相互作用的旋转模态结构的详细数据。北航已有在消声管道试件上沿周向均布传声器测量声模态的研究基础，但是随着模态数的增多，所需传声器数量也必需增加，这不仅使实验费用昂贵，测试方法笨拙，而且也可能导致误差的增大。本子课题逆采用旋转传声器技术解决这一难题。2）飞机座舱振源控制及隔声理论与实验验证民用飞机舱内噪音包含两个部分，一部分是经由机体结构传入的外部噪声，另一部分是由于空调系统等产生的内部噪音。一般来讲，传入噪声
36、占主导地位，其主要形成原因是湍流边界层在机体表面形成的非定常载荷产生噪声。这一部分非定常载荷的产生除了由于机体表面的边界层诱发振动外，还包括发动机出口辐射噪声在机体表面形成的非定常载荷诱发的振动。对于现代高涵道比的涡轮风扇发动机而言，喷流噪声大幅减小，因此由机体结构传入舱内的这一部分噪声主要源自机体外壁面的湍流边界层诱发振动。对于振源，我们将考虑利用附面层抽吸达到降低湍流度的目的。对于传入机舱内声和振动的隔离，我们将针对大型客机舱内中低频范围，开展典型结构在随机声场和湍流边界层激励下的辐射噪声的理论、数值和实验方法研究，发展适应中低频吸隔声要求轻质多孔吸声材料、粘弹性抑振材料和智能吸隔声材料和
37、结构。本项研究将以理论和数值计算为主要研究手段，同时辅以实验验证。（1）湍流边界层的抽吸研究。我们将考虑在现有机舱外加上一层穿孔板外表皮。外表面和附加的穿孔板之间形成吸气通道。被抽吸的气体将在下游的某一位置被释放回主流区域。我们要研究的内容是：（i）包含边界层吸气时，湍流边界和吸气通道内的空气动力学特性；（ii）整个结构的振动响应特性；（iii）该结构的噪声辐射，包含向舱内的辐射和向远场的辐射；（iv）在整体结构和隔热条件允许的前提下进行参数研究。此项研究的意义如下：（a）在包含吸气处理的条件下，进行一系列的结构振动方面的数值分析。本项目中，最终的目标是抑制湍流边界层的能量，而不是获得完全的层
38、流边界层结构。特别需要强调的是频率在500Hz附近的湍流能量谱最容易通过机身传递到座舱内。数值分析结果将包括外部湍流边界层，吸气孔，抽吸通道，穿孔板和飞机外蒙皮的振动以及绝缘填充材料和机舱内饰板。板的振动对边界层流体的反作用将被忽略，但吸气量大小的影响将被计入。这一模型的建立，将首次尝试将弹性板的振动研究加入到吸气处理系统中，但流动与弹性板振动的耦合作用将被忽略。对于刚性壁面的计算，数值模拟结果将与已有的测量结果对比。然而，我们期望在该问题中加入能够包含弹性板振动的新的理论模型。（b）进一步实现参数优化研究，以实现座舱内的最优噪声抑制。整个机构将采用简化的理想模型，但每一部分的影响都将被包含进
39、去。模型中还将考虑边界层扰动对弹性板的振动模态的影响。目前我们并不清楚流动载荷将会在多孔板和机身外蒙皮之间如何分配，同时也很难确定新加入的多孔板及其抽吸泵会对飞机整体重量产生那种影响，但可以明确的是我们更为关注重量的问题。然而从噪声控制角度来讲，这项新的技术的引入将会减轻飞机内外壁面之间的隔热吸声材料的声学负担，从而适当减轻其重量，这样我们提出的想法很有可能在新的穿孔板技术与原有的隔热吸声材料特性及厚度之间达到一个平衡的效果，使得总体重量的增加在一个合理并且可以接受的范围之内。如果能够实现这一目标，这一分析结果将显示出这项设计是否可行，并能够显示出边界层吸气对于抑制噪声的潜在优势，当然，阻力的
40、降低也是随之而来的获益。（2）在粘弹性抑振材料方面，选择或有针对性研发若干种应用粘弹性阻尼材料，通过材料动态力学参数DMA测试系统获取不同温度下粘弹性材料动态弹性模量和阻尼等参数。根据约束阻尼层的具体结构，加工相应的梁试件，通过悬挂梁的实验方法获得梁的等效弯曲强度和模态阻尼等关键力学参数，应用这些力学参数和相应动力学控制方程建立具有约束阻尼层的典型舱板结构在湍流边界层激励下噪声辐射的数值方法，并通过风洞实验加以验证，建立材料参数和结构声学性能的关系，获得应用粘弹性约束阻尼层抑制湍流边界层噪声的一般规律和优化方法。选择或有针对性研发若干种内饰板和桁架之间的弹性连接件，通过料动态力学参数DMA和拉
41、扭试验机等测试系统，得到温度和边界条件约束下弹性连接件的动态刚度和阻尼等力学参数，结合相应动力学控制方程建立具有弹性连接件双层壳体板结构在随机声场和机械力激励下噪声传递的理论模型和数值方法，并加工大样构件，利用隔声室进行隔声和结构声传递测试，验证理论和数值结果的正确性。获得应用粘弹性连接件抑制随机噪声和结构振动传递的一般规律和优化方法。（3）在智能吸隔声结构研究方面，拟重点研究具有压电分流电路的智能薄板吸声体。压电结构外接分流电路后其弹性模量可看成是分流电路参数与频率的函数。假设压电片和薄板一起做弯曲振动，利用拉格朗日方程可以导出整个系统结构的运动方程，进而可以求得智能薄板吸声体的阻抗和声波垂
42、直入射情况下的吸声系数。接着可进一步从理论上建立声波斜入射情况下智能薄板吸声体的吸声系数与压电结构以及分流电路参数之间关系，给出吸声系数的计算方法，并以最大化吸声系数为目标函数，对分布式压电片结构的布局和电路参数进行优化。根据数值优化的结果，设计实验测试系统，在混响室内对吸声构件进行实验测试，对实验结果和理论分析结果进行对比分析，修正理论计算方法。将PVDF压电薄膜和传统轻质多孔吸声材料相复合，应用加速度计或传声器拾取参考信号，通过主动控制Filtered-X LMS算法，提高轻质多孔材料低频段的吸隔声性能。在桁架和内饰板之间布置压电作动器，利用半主动隔振和主动隔振技术减少桁架与内饰板之间的低
43、频振动传递，进而降低内饰板的声辐射。考虑在内饰板上安装惯性式作动器，应用内模控制算法，以内饰板的振动响应或声辐射作为控制目标函数，通过抑制内饰板的振动来降低内饰板的声辐射。（4）在湍流边界层、随机声场、结构振动以及辐射声场之间的耦合研究方面，可将受纳法和Frampton 的流固耦合理论模型相结合，针对铝合金或复合材料构成的典型壳体结构，研究湍流边界层和结构耦合对声辐射的影响，揭示结构振动对湍流边界层影响的一般性规律，并就计算量的大小，算法的收敛性以及模型有效性的实验验证等方面开展进一步的研究。理论方面可从波数域分析湍流壁压场与结构振动场的关系，分析湍流边界层相关长度与结构中波长的关系，比较湍流
44、壁压场和声场对结构振动的激励效率，以及结构在湍流壁压场和声场激励下的声辐射效率。实验验证方面拟选择合适的低噪声风洞，开展典型具有加强筋的结构在湍流激励下的声辐射测试研究。特别设计板壳结构的典型结构的加强筋和来流的方向，测量不同流速条件下，结构的振动加速度级和辐射的声功率，并与数值计算的结果进行比较，获得结构加强筋与湍流边界层噪声的一般性规律。结构振动方面还需要定量分析互辐射模态的影响。由于简单梁在随机激励下的响应有解析解，因此可从简单梁开始，比较考虑互辐射模态前后对辐射噪声的影响。具体探讨互辐射模态对算法收敛的影响，给出不考虑互辐射模态误差范围。对于复合材料梁则通过悬挂梁的实验方法获得梁的等效
45、弯曲强度和模态阻尼等关键力学参数，并应用到相应的控制方程得到随机激励下的响应。在此基础上，可进一步考虑互辐射模态对于板壳等复杂结构声辐射的影响。板壳在随机激励下的响应比较复杂，没有简单解析解，可通过数值的方法来研究互辐射模态所引起的误差。4 项目的创新点与特色首先，项目的研究内容是我们着眼于气动声学学科发展历史，现状，发展趋势以及潜在的应用价值独立提出的问题。主要创新点和特色在于：1）从广义函数理论出发，提出了一种研究旋转声源的数值理论模型和求解方法。由于Lighthill理论是建立在“拟声源”假设下做出的，即将一个跨尺度的数学物理问题转变为两个互不直接关联的物理问题，即声源与声场是割裂开的，
46、分别由不同途径获得。虽然这种假设对实际应用带来了无与伦比的方便性，但对于流场与声场相互作用到底蕴含着哪些直接控制声源的方式却无从回答，因为这需要流场声场统一解，而我们提出的方法正是实现旋转声源流场声场统一解得一种途径。2）提出一种基于仿生的气动声学涡量速度同向理论方法，自然界确实向我们展示了“极低噪声飞行”的可能性。猫头鹰在扑猎时能够悄无声息地快速俯冲，而无论从速度还是飞行姿态来看，其飞行噪声应是较大的。由此可见，猫头鹰通过上千万年进化掌握了一种高超的的操控流动发声的本领。本项目通过对流动发声自然规律的深入探索，提出了地操控流动或者说有目的地使流体内部产生某种特定的流型或组成，以达到民机噪声控
47、制的目的。3）提出了多种控制机体气动噪声，双涵道喷流噪声的理论和实验方案，将会增加控制气动噪声的先进手段。4）拟建立的新型传声器阵列气动声源定位与重构理论方法，不仅将在气动声学基本理论方法方面取得突破性进展，而且将从更基本层次揭示增升装置和起落架气动噪声的产生机理和传播特性，研究获得的多种新型主/被动降噪技术将为我国现代和未来的大型民机声学设计提供强有力的技术支撑；5）针对发动机内宽频多模态的复杂噪音源特性，提出二、三维边界阻抗通用优化的途径并试图以声学理论揭示其可能的高降噪性能的原理。6）围绕大型客机气动噪声舱内传递抑制，探索边界层抽吸以达到振源控制的方案及相关的流体力学、流固偶合问题。创新
48、性考虑大型客机舱内中低频段（150Hz-500Hz）噪声控制的理论和方法，集成考虑多孔材料、粘弹性材料、智能吸隔声结构以及周向和轴向加强桁架结构的中低频理论和优化方法。7）国际上首次提出了基于湍流非平衡输运特性改进湍流模型的新方法。结合先进的实验测量技术和高精湍流模拟技术（DNS/LES/DES），获得复杂湍流中全面的平均流场和湍流场信息。深入挖掘湍流物理机理，分析湍流的生成、耗散、扩散等输运特性。基于对湍流非平衡输运特性的深入分析研究，改进湍流模型，以准确预测复杂流动，为噪声声源的计算提供精准实用的数值模拟方法。5 可行性分析应对我国发展大型客机的战略规划，本项目依托相关国家研究项目的基础和
49、长期积累，汇集国内优势科研院所及高等院校研究骨干，制定了新颖的学术创新思路，总体工作方案以及切实可行的技术路线和明确的研究目标，拥有完成研究所需要的先进实验室设施，具备了在理论研究和技术基础研究取得重大突破的条件。（1）学术思想与众不同-学术思想的新颖性是实现本项目研究目标的基础。我们提出了与国外显著不同的研究大型飞机气动噪声机理和控制方法的技术途径。基于已经具有的基础，有可能在旋转声源的数值理论模型，涡量速度同向理论及应用高精度数值模拟的传声器阵列气动声源定位与重构新理论方法，座舱声学控制等方面取得重大进展。（2）项目目标明确，分工合理 在本项目中，本着“有限目标，突出重点，重在创新，精心计划”的原则
