基于CAA技术的某机进气道整流罩气动噪声模拟

1、某型飞机APU进气道防雨帽气动噪声数值模拟与分析侯峰1秦浩明1杨晓宇2（1：中航工业飞机强度研究所二室陕西西安710065）（2：北京海基科技有限责任公司北京）摘要：利用计算气动声学（CAA）技术可对飞机结构部件的气动噪声进行较为准确的数值模拟。针对某型飞机APU进气道防雨帽的气动噪声，利用ACTRAN软件行了仿真模拟和响应分析，得到了不同飞行速度条件下，该防雨帽所产生噪声的频率特性及声场分布特性，结合舱内噪声测试结果，验证了计算结果的有效性。关键字：CAACFD气动噪声数值模拟中国航空结构动力学专业组第十七届学术交流会征文1、引言对民用客机而言，噪声问题是必须解决的关键问题之一，尤其飞机的外

2、部噪声是影响飞机安全性、经济性、舒适性以及环保性的重要问题，因此，在飞机设计初期，利用CAA技术开展优化结构设计以降低气动噪声、发动机优化设计以降低发动机噪声成为控制飞机外部噪声水平的重要措施和发展趋势。本文主要描述了利用试验测试与CAA计算相结合，针对某型飞机在起飞阶段的异常啸叫现象，开展声源判定工作的过程;并结合国外应用现状，对利用CAA技术开展基于声学优化的飞机结构设计工作进行了展望。2、防雨帽噪声问题描述在某型号飞机进行试飞阶段，发现当飞机速度达到160节左右时，会出现明显的啸叫声，并且当飞机速度离开160节范围时，此现象不存在。为判定此啸叫声的具体产生原因，利用声级计在飞机加速过程中

3、，在机舱内不同位置进行了多次测量，采集到当飞机速度达到160节时的啸叫声信号及其特征值，如图5所示。根据多年从事航空声学工程经验以及测试中的指向性判断，初步断定产生啸叫声的原因应该是飞机左平尾下方的APU防雨帽结构在气流条件下产生的噪声响应。但是处于安全因素的考虑，不能对飞行状态下机体外表面的噪声响应进行测试，故不能最终确定啸叫声源，因此利用CAA技术对APU防雨帽结构在气流条件下的噪声响应进行仿真计算，通过仿真计算与初步测试结果相结合来确定啸叫声源。3、CAA计算过程及结果3.1结构有限元建模SaiectanctntaoracamunoQBMVUVSEdttvetWo.de*逐一令口pjcu

4、uvs1-CATPX口D图6防雨帽结构模型图根据实物照片结合结构真实尺寸，利用CATIA软件建立防雨帽结构模型，如图6所示。防雨帽结构分为2部分，一部分是有“Z”字形（桁条截面形状）桁条铆接在蒙皮上；另一咅匕份是一个弧面壳体，扣在APU进气口上方。“Z”字形桁条的圆弧方为迎风方向。3.2流场分析及CFD计算CAA计算是建立在CFD计算结果上进行的。因此，在进行CAA计算前，首先利用Fluent软件，对气流场进行模拟计算。CFD计算具体过程如下：1）利用iCEMCFD软件，构建CFD计算网格；（图2所示）Oct26,2009FLUENT6.3(3d,pbns,LES,unsteady)225e*

5、02201e02177e*02153e*02129e*02105e*02577e*01338e*01997e*0O139e*0i378e*0i6l6e*0iOct26,2009FLUENT6.3(3d.pbns.LES,unsteady)ContoursofVelocityMagnitude(m/s)(Twne7.0100e-01)图3速度场云图图4压力场云图图2CFD计算网格2）确定非定常流场分布，如流场压力分布、密度、速度分布等（计算结果如图3、4所示）2.76G+01262e*01249e*01235e*01221e+012.07e*01193e*01179e*0li66e*0l152e

6、*01138e*01124e*0l110e-019660400828e00690e*00552e*0O414e*0O2760*00138e*00000e*003）利用Fluent对流场进行LES大涡模拟，模拟非定常流场（图5、6所示）。276e*01262e*0l249e*0l2356*011166aH)138e*01240110e*0552eOd4I4eod276e*0d138eHX000e0dContoursofVelocityMagnitude(m/$(Times7.0100e-01)Oct27.2009FLUENT6.3(3d.pbns.LES.unsteady)图5流场速度等值面图P

7、athlinesColoredbyVelocityMagnitude(m/s)(Time7.0100e4)1)Oct26.2009FLUENT6.3(3d.pbns.LES.unsteady图6流场迹线分布图3.3利用ACTRAN软件进行CAA计算目前，开展CAA计算的商业软件主要FFT公司的ACTRAN和LMS公司的SYSNOISE；在这次计算中，选择利用ACTRAN软件中的Aero-acoustics模块开展计算。具体关键步骤和结果如下：1）构建ACTRAN声学仿真模型；首先将建立好的几何模型导入ACTRAN软件中，如图7所示。（a）声学计算区域（b）模拟测量点分布图图7声学计算模型在图7

8、（a）中，定义出声学计算的区域，其中红色模型是APU进气道几何模型；白色区域是流动噪声源存在区域；蓝色半球型区域是气动噪声计算区域。在图7（b）中，在声学计算区域中定义了若干模拟测试点（红色圆点），通过将试验结果与这些模拟测试点的计算结果相对比，判定CAA计算的有效性。其次，对声学仿真模型进行网格划分，完成构建CAA仿真模型。与传统的有限元网格划分不同，为了较好的捕捉流动噪声源，需要对声源区域网格加密；同时为较好的传播声波，单位波长要求8个网格节点（目前网格设计为2000Hz以下范围），建立好的声学仿真模型如图8所示。2）从CFD结果中提取噪声源首先，根据CFD计算结果提取湍流噪声源。提取噪声

9、源的主要原理是Lighthill声类比公式和Mohring声类比公式。其中Lighthill声类比公式适用于低马赫数（Mav0.4）、高雷诺数（Re106）、均匀介质的流场；Mohring声类比公式适用于较强平均流动、高雷诺数（Re106）、非均匀介质的流场。在本次计算中，主要针对流速在170节（Ma=0.25）、均匀空气介质的流场环境，因此选用Lighthill声类比公式对CFD计算结果进行提取。其次，模拟湍流噪声源传播主要利用Fourier变换将时域结果变换到频域，并且利用积分的方法计算出湍流噪声源产生的噪声沿声学网格传播、分布的声场。最后，根据声场分布，计算出各观察点的噪声响应。下图9描

10、述了整个CAA计算的流程，图10展示了ACTRAN建立的声学计算模型。心口丫:AutoInternai:VisualI|domainFinitwDomain.ldJirtear.O.OActranFrequencyAnalysis申-业BoundaryConditions阂Scope4魁BCFieldS-Model-SolutionSequance0-懈acoustic1E卜谿acoustic2E卜詡infinite_acoustic3显巒membrane9SPostprocessing丰膨OutputFRF|-僅OutputMapa-底FieldMap*圜FieldDataListA_Fie

11、ld1#攀acoustic2-圉Tables删LoadcasesFileViewCreateToolsHelp3ActranVI.?0Qg.lT甲(LakaterislEWeshtools&inf,.ImpoxtresultQViewreeultERuConsol0fluid1fluid2區lsheet17口口OBQ心口口Tueoct2713:43:582009infoimportingresultsreport:numberofresults:0-quantity:MEAN_VELOCITYinfoimportingresultsreport:numberofresults:0-quanti

12、ty:MEANJ3ENSITYinfoimportingresultsreport:-numberofresults:ofield_mesh(623caa_v12_lighthillvolume.dat)#Q2D、field_point(623caa_y1.2_lighthillvolume.dat)#心OD.MESH0(623caa_v1.2_lighthillvolume.dat)伞33DSFu2D口flD口:口丄;口。2口话L口一:口0口0目邙因曲目回毎區set。set0set图9CAA计算流程图10ACTRAN建立的计算声学模型4）CAA计算结果及有效性判断图11观察点（测量点）位置图

13、如图11所示，在声学模型上设置了3个模拟观测点，用于计算噪声响应，其中fp1点设置在防雨帽上侧（机身蒙皮上方），fp2点设置在防雨帽内（机身蒙皮平面上），fp3设置在防雨帽下（机身蒙皮下）。各模拟观测点噪声响应如图12所示，其中黑线表示0.25马赫（160节）下的噪声响应，红色线表示0.067马赫（45节）下噪声响应。将上述计算结果与飞行状态舱内测试结果相对比，得到以下结果：1）三个模拟测点对应的噪声频谱分布趋势与舱内测试的噪声频谱分布趋势基本一致；2）计算噪声各主要峰值的频率与舱内测试的结果基本一致；3）计算噪声的幅值与舱内测试结果有较大差异。4）CAA计算能够为开展结构声学设计提供有效手段

14、。根据以上对比结果，基本确定某型机在加速起飞过程中产生异常啸叫的原因是由于机体表面凸起结构（防雨帽）在特定流速（160节）的气流作用下产生的气动噪声响应。造成计算结果幅值与测试结果幅值较大差异的原因主要有以下几方面：1）舱内测点采集的噪声受到机体结构屏蔽影响，噪声传播过程中有衰减；2）用于CFD计算的输入数据（结构附近压力场分布情况）没有对应的测试结果，仅仅通过经验模拟，造成计算值存在偏差。通过这次计算，初步探索了利用CAA技术开展结构气动噪声响应的方法，并且解决了实际问题；在后续工作中，将开展对凸起（防雨帽）结构的优化设计，并利用CAA技术，寻求最优噪声响应的结构设计方案。4、CAA技术发展

15、现状自上世纪40年代喷气推进技术进入民用航空以来，气动噪声就一直是研究重点。在理论研究方面，以Lighthill、Curle为代表的科学家先后提出了Lighthill方程、声拟理论、涡声理论等气动声学理论，为开展解决气动噪声问题提供了理论依据和研究方向；同时，以波音、空客为代表的飞机制造声，将这些研究应用于先进飞机设计中，尤其在发动机喷流噪声控制（图13）、发动机进气道噪声控制（图14）、起落架声学优化设计（图15）、机翼增升装置声学优化设计等方面开展的基于声学优化的结构设计取得良好的降噪效果，并在A380、B777等低噪声飞机中得到广泛应用。FixedTFanJBaselineCoreVGC：Fan丿朗吕sliiwCoeFii*dTFan/ChBQHCwVQCFanfCh&vrn.一EF图13用于降低喷流噪声的发动机喷口设计图14发