| 飞机涡轮发动机中的涡轮风扇是主要的飞行噪声源之一。过量的噪声可能会引发一系列健康问题，例如听力障碍、睡眠紊乱和压力疾病。声学建模可以帮助您优化涡轮风扇发动机的设计，减少噪音污染及其负面影响。我们将通过喷射管教程模型，阐明使用声学建模方法的好处。 为什么降噪对于涡轮风扇发动机很重要? 如果您乘坐过商用飞机，所在的航班很可能是由涡轮风扇发动机驱动的。涡轮风扇发动机的工作原理是：将部分捕获的空气送入压缩机，空气经压缩后进入燃烧室，和燃料混合燃烧，排出燃气可产生飞行推力。 图1 涡轮风扇发动机的示意图。 图片由 K. Aainsqatsi 提供。在CCBY-SA 3.0 许可下使用，通过 Wikimedia Commons 分享。 图2 真实的涡轮风扇发动机。 图片由 Sanjay Acharya 提供。在CCBY-SA 3.0许可下使用，通过 Wikimedia Commons 分享。 近年来，涡轮风扇发动机的设计得到了极大改进，尤其是降噪。知道为什么吗?再次想象一下你正在乘坐飞机——发动机一路在耳边喧嚣可不是什么愉快的经历。对于机场附近的居民来说，飞机着陆和起飞时的巨大噪音会扰乱睡眠作息。因此，降低飞机及其发动机产生的噪音成为了航空业关注的焦点。为了演示具体的操作流程，我们来看一看简化的喷射管教学模型。 通过分析风扇噪声优化涡轮风扇发动机的设计 为了高效地分析涡轮风扇航空发动机，我们可以专注于具体的设计单元。在此例中，研究对象是航空发动机涡轮风扇中的环形流管造成的噪音辐射。首先建立一个轴对称模型几何，使其对称轴与发动机的中心线重合。模型几何模拟的是喷气发动机的出口喷嘴(参考上文的示意图)。下方示意图中的灰色区域为喷嘴中的发动机内部。该模型显然大大简化了几何，将重点放在物理原理和模型建立上。 图3 涡轮风扇发动机的几何结构。 灰色区域表示发动机的内部机械。空气流经喷射管 (M1) 以及喷射管外 (M0)。 在此模型中，空气在流管内外流动，表现为均匀平均流，内部的马赫数为M1= 0.45，外部为M0=0.25，分别对应第一张示意图中的红色和粉色区域。由于发动机周围的空气速度比射流内的空气速度更慢，因此涡流层(由上图中的虚线表示)会产生喷射气流层，将沿管道壁延长部分的气流分隔开。利用模型，我们可以计算涡流层两侧的近场流动。 在求解喷射管模型时，我们使用“声学模块”中的线性势流，频域接口来描述流动流体中的声波。然而，有一点必须注意：场方程只有在处理无旋速度场时才有效。涡流层的情况则不同，它具有不连续的速度势。为了对这种不连续性进行模拟，我们对内部边界施加了内置“涡片”边界条件。至于流管内的声场，我们使用了在流管内传播然后辐射到自由空间的特征模式总和对其进行描述。在此类仿真中建立源时，这是一种常用方法。 在此研究中，我们利用边界模式分析寻找入口源。第一步是研究周向波数 (m= 4,17及24) ，并生成各种与不同径向模式数相对应的特征模式。第二步是将三个特征模式用作管道内的入射波：(m,n)=(4,0)、(17,1) 及 (24,1)。结果表明，给定 m 的最大特征值对应于径向模式n=0。同时，最小特征值对应于n=1。 图4 特征模式图，其中周向模态式m= 4,17及24，径向模式n=0和1。 作为分析的一部分，我们还研究了源速度势。如下图所示，我们使用了一个旋转几何体，并引入了周向波数对空间形状的贡献。 图5 边界模式显示为 (m,n)=(4,0)的模型。 比较仿真结果与现有文献 为了增加对分析结果的信心，我们将仿真结果与论文“Theoretical Model for Sound Radiations from Annual Jet pipes: Far- and Near-field Solution”的结果进行了比较。举例来说，下图显示了仿真研究中不同源特征模式产生的近场压力。所有求解结果均基于管道内M1=0.45的马赫数和管道外M0=0.25的马赫数。 (m,n) = (4,0)的近场解 (m,n) = (17,1)的近场解 (m,n) = (24,1)的近场解 (m,n) = (24,1) 对应的近场声压级 (m,n) = (4,0) 对应的旋转几何中的近场压力 通过对仿真结果与上文的现有文献进行比较，我们进一步证实了仿真结果的有效性。 来源：COMSOL博客，作者：Caty Fairclough。 |
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