聲學(xué)建模仿真如何幫助飛機(jī)渦輪發(fā)動機(jī)降噪？

飛機(jī)渦輪發(fā)動機(jī)中的渦輪風(fēng)扇是主要的飛行噪聲源之一。過量的噪聲可能會引發(fā)一系列健康問題，例如聽力障礙、睡眠紊亂和壓力疾病。聲學(xué)建?？梢詭椭鷥?yōu)化渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)的設(shè)計，減少噪音污染及其負(fù)面影響。我們將通過噴射管教程模型，闡明使用聲學(xué)建模方法的好處。

為什么降噪對于渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)很重要

如果您乘坐過商用飛機(jī)，所在的航班很可能是由渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)驅(qū)動的。渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)的工作原理是：將部分捕獲的空氣送入壓縮機(jī)，空氣經(jīng)壓縮后進(jìn)入燃燒室，和燃料混合燃燒，排出燃?xì)饪僧a(chǎn)生飛行推力。

上圖：渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)的示意圖。圖片由 K. Aainsqatsi 提供。在CC BY-SA 3.0許可下使用，通過Wikimedia Commons分享。下圖：真實的渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)。圖片由 Sanjay Acharya 提供。在CC BY-SA 3.0許可下使用，通過Wikimedia Commons分享。

近年來，渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)的設(shè)計得到了極大改進(jìn)，尤其是降噪。知道為什么嗎？再次想象一下你正在乘坐飛機(jī)——發(fā)動機(jī)一路在耳邊喧囂可不是什么愉快的經(jīng)歷。對于機(jī)場附近的居民來說，飛機(jī)著陸和起飛時的巨大噪音會擾亂睡眠作息。因此，降低飛機(jī)及其發(fā)動機(jī)產(chǎn)生的噪音成為了航空業(yè)關(guān)注的焦點。

減少航空發(fā)動機(jī)渦輪風(fēng)扇的過量噪音為解決該問題提供了一個可行的思路。利用 COMSOL Multiphysics? 軟件，您可以分析和優(yōu)化渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)的輻射噪聲，從而實現(xiàn)降噪目標(biāo)。為了演示具體的操作流程，我們來看一看簡化的噴射管教學(xué)模型。

通過分析風(fēng)扇噪聲優(yōu)化渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)的設(shè)計

為了高效地分析渦輪風(fēng)扇航空發(fā)動機(jī)，我們可以專注于具體的設(shè)計單元。在此例中，研究對象是航空發(fā)動機(jī)渦輪風(fēng)扇中的環(huán)形流管造成的噪音輻射。首先建立一個軸對稱模型幾何，使其對稱軸與發(fā)動機(jī)的中心線重合。模型幾何模擬的是噴氣發(fā)動機(jī)的出口噴嘴（參考上文的示意圖）。下方示意圖中的灰色區(qū)域為噴嘴中的發(fā)動機(jī)內(nèi)部。該模型顯然大大簡化了幾何，將重點放在物理原理和模型建立上。

渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)的幾何結(jié)構(gòu)。灰色區(qū)域表示發(fā)動機(jī)的內(nèi)部機(jī)械。空氣流經(jīng)噴射管（M1）以及噴射管外（M0）。

在此模型中，空氣在流管內(nèi)外流動，表現(xiàn)為均勻平均流，內(nèi)部的馬赫數(shù)為 M1= 0.45，外部為 M0= 0.25，分別對應(yīng)第一張示意圖中的紅色和粉色區(qū)域。由于發(fā)動機(jī)周圍的空氣速度比射流內(nèi)的空氣速度更慢，因此渦流層（由上圖中的虛線表示）會產(chǎn)生噴射氣流層，將沿管道壁延長部分的氣流分隔開。利用模型，我們可以計算渦流層兩側(cè)的近場流動。

在求解噴射管模型時，我們使用“聲學(xué)模塊”中的線性勢流，頻域接口來描述流動流體中的聲波。然而，有一點必須注意：場方程只有在處理無旋速度場時才有效。渦流層的情況則不同，它具有不連續(xù)的速度勢。為了對這種不連續(xù)性進(jìn)行模擬，我們對內(nèi)部邊界施加了內(nèi)置“渦片”邊界條件。至于流管內(nèi)的聲場，我們使用了在流管內(nèi)傳播然后輻射到自由空間的特征模式總和對其進(jìn)行描述。在此類仿真中建立源時，這是一種常用方法。

在此研究中，我們利用邊界模式分析尋找入口源。第一步是研究周向波數(shù)（m = 4，17 及 24），并生成各種與不同徑向模式數(shù)相對應(yīng)的特征模式。第二步是將三個特征模式用作管道內(nèi)的入射波：（m,n）=（4, 0）、(17，1)及（24，1）。結(jié)果表明，給定m的最大特征值對應(yīng)于徑向模式n = 0。同時，最小特征值對應(yīng)于n = 1。

特征模式圖，其中周向模態(tài)式 m = 4, 17 及 24，徑向模式 n = 0 和 1。

作為分析的一部分，我們還研究了源速度勢。如下圖所示，我們使用了一個旋轉(zhuǎn)幾何體，并引入了周向波數(shù)對空間形狀的貢獻(xiàn)。

邊界模式顯示為（m，n）=（4，0）的模型。

比較仿真結(jié)果與現(xiàn)有文獻(xiàn)

為了增加對分析結(jié)果的信心，我們將仿真結(jié)果與論文“Theoretical Model for Sound Radiations from Annual Jet pipes: Far- and Near-field Solution”（參見模型文檔中的參考文獻(xiàn) 1）的結(jié)果進(jìn)行了比較。舉例來說，下圖顯示了仿真研究中不同源特征模式產(chǎn)生的近場壓力。所有求解結(jié)果均基于管道內(nèi) M1= 0.45 的馬赫數(shù)和管道外 M0= 0.25 的馬赫數(shù)。

從上到下：（m，n）=（4，0）、（17，1）和（24，1）的近場解。

此外，我們分析了近場聲壓級和旋轉(zhuǎn)幾何的近場壓力。兩項研究的結(jié)果分別突出顯示在下方兩張繪圖中。

上：（m，n）=（24，1）對應(yīng)的近場聲壓級。下：（m，n）=（4，0）對應(yīng)的旋轉(zhuǎn)幾何中的近場壓力。

通過對仿真結(jié)果與上文的現(xiàn)有文獻(xiàn)進(jìn)行比較，我們進(jìn)一步證實了仿真結(jié)果的有效性。這種準(zhǔn)確性證明了使用 COMSOL Multiphysics 有助于減少渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)設(shè)計中的噪音污染，促進(jìn)航空業(yè)取得重大進(jìn)步。