Page 41 - 《应用声学》2022年第6期

第 41 卷 第 6 期 宋晓等： 机体表面湍流边界层噪声特性及预测方法研究 887

表 2 湍流边界层噪声变化量
Table 2 Variation of turbulent boundary 5 dB
layer noise

声压级 Ҫဋ៨/dB
工况变化 高度变化/ft 速度变化/(m·s −1 )
变化量/dB
1Ղ฾ག 2Ղ฾ག 3Ղ฾ག
2→3 35000→25000 +3.21
7Ղ฾ག 8Ղ฾ག 9Ղ฾ག
3→4 25000→15000 +2.92
20 200 2000
2→1 207→232 +1.98
ᮠဋ/Hz
2.3 位置的影响 图 5 工况 2 下前后机身不同位置的压力脉动对比
Fig. 5 The fluctuation pressure of front and rear
图 5 为工况 2 下前机身和后机身区域 6 个测点
fuselage at Condition 2
的噪声谱，可以看出前机身区域 3 个测点的噪声谱
基本重合，这也是符合预期的，因为前机身区域 3个 2.4 压力梯度的影响
测点距离机头的距离差异较小，局部边界层厚度变 逆压梯度会诱导边界层分离，对湍流边界层噪
化不大。同样地，后机身区域 3 个测点的噪声谱基 声有一定的影响。通过定常流动计算可以得到机身
本重合也是因为其局部边界层厚度相近。对比前后 表面的压力系数，识别并量化出压力梯度明显变化
机身区域的噪声谱可以看出，低频范围内后机身区 的区域。图 6 为工况 2 下的机身表面压力系数。可
域测点的幅值较前机身区域明显增加，这反映了边 以看出，机身周围的流动十分复杂，有着明显的加速

界层的发展，距离机头越远边界层越厚，因此，湍流 和减速现象，这可能影响到湍流边界层噪声的频谱
边界层内较大的拟序结构在频谱中占有优势。需要 特性。前后机身区域的 6 个测点都不在压力梯度区
指出，其他工况下前后机身区域的噪声谱也具有相 内，如前所述，前后机身区域内各个测点的声压级有
似的规律。 着很好的一致性。

1
9
2 4 5 6
3 7 8

c p: ֓⊲ ֓⊲ ֓⊲ ֓⊲ ⊲ ⊲

图 6 机身压力系数分布
Fig. 6 Fuselage pressure coefficient distribution

图 7 为工况 2 下翼身整流罩区域 5 号、6 号测点 图 8 为工况 2 下翼身整流罩区域 4 号测点与前
以及后机身区域 7 号测点的噪声谱对比。靠近翼身 机身区域 3 号测点的噪声谱对比，其中 3 号测点
整流罩的 5 号测点噪声幅值明显大于其他测点。从 的噪声谱去除了发动机纯音噪声。可以看出，在

图 6 可以看出，5 号测点处于逆压梯度区，其噪声增 200∼2000 Hz 范围内，4号测点的幅值比3号测点小
大与局部分离有关。6 号测点相比 5 号测点离翼身 1∼2 dB。考虑到两个测点处的边界层厚度差别不
整流罩较远，受逆压梯度影响较小，其频谱特性与后 大，因此，该差异可能与顺压梯度有关，但从整体上
机身区域7号测点的频谱基本一致。 来看，顺压梯度对湍流边界层噪声的影响较小。