叶顶泄漏噪声的非定常机制与关键无量纲参数识别：从涡脱落到剪切层卷起的声源控制

《Journal of Fluid Mechanics》：The non-dimensional parameters influencing tip leakage noise

为解决叶顶泄漏噪声这一叶轮机械中最难理解的噪声源问题，研究人员通过实验和参数化研究，系统识别了控制该噪声的三个关键无量纲参数：攻角α、最大厚度与间隙比τmax/e以及间隙与边界层厚度比e/δ。研究揭示了这两个噪声源分别由涡脱落和剪切层卷起两种流体动力学不稳定性主导，并建立了第一个噪声源与阻力损失之间的关系，为低噪声、高效率叶轮机械设计提供了物理基础和实用框架。

　　

在航空发动机、燃气轮机等高性能叶轮机械中，除了我们熟知的发动机轰鸣声，还存在一种更为隐蔽但同样重要的噪声源——叶顶泄漏噪声。这种噪声源于转子叶片尖端与机匣之间微小间隙内的复杂流动，是叶轮机械中最难理解、也最难预测的噪声之一。长期以来，由于叶顶区域流动的极端复杂性，以及多种噪声源（如风扇-边界层相互作用噪声、尾缘噪声）的相互干扰，准确识别和量化叶顶泄漏噪声一直是一个巨大的挑战。

为了攻克这一难题，来自南安普顿大学的研究团队在《Journal of Fluid Mechanics》上发表了一项突破性研究。他们通过一系列精密的实验，系统性地揭示了控制叶顶泄漏噪声的三个关键“密码”，并首次建立了噪声源与气动损失之间的直接联系，为设计更安静、更高效的叶轮机械铺平了道路。

关键技术方法

本研究主要采用实验流体力学方法，在消声室内的开放式射流风洞中进行。研究团队设计了一套可互换翼型、可调间隙和攻角的实验装置，通过组合不同厚度的NACA翼型、间隙尺寸和攻角，构建了广泛的参数空间。研究主要运用了以下关键技术：

1. 1.
   热线风速仪：用于测量间隙内和吸力侧区域的时均和脉动速度场，以捕捉涡结构和剪切层不稳定性。
2. 2.
   稳态与非稳态压力测量：通过翼型表面测压孔和远场传声器，分别获取翼型载荷分布和远场噪声频谱，以关联流动特征与声源强度。
3. 3.
   气动力测量：利用测力传感器直接测量作用在翼型上的升力和阻力，以评估气动性能损失。

研究结果

1. 攻角α的影响：叶顶泄漏涡的分离与噪声源

研究人员首先固定翼型和边界层厚度，系统改变攻角。他们发现，攻角是决定叶顶泄漏涡（TLV）行为的关键。随着攻角增大，翼型吸力侧的压力峰值会向上游移动，这表明叶顶泄漏涡更早地从翼型表面脱离。这种脱离行为直接导致了两种不同的流动状态：

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  涡脱落：当涡脱离后，间隙内的流动不再附着于翼型表面，形成一个低速度区。这种大尺度的涡脱落现象是第一个叶顶泄漏噪声源（对应无量纲频率St_c=2-5.5）的根源。
• •
  剪切层卷起：无论涡是否脱离，在压力侧边缘分离的流动都会形成一个剪切层。这个剪切层的不稳定性（卷起）是第二个叶顶泄漏噪声源（对应St_c=5.5-13）的根源。

2. 厚度间隙比τ_max/e的影响：噪声源的控制阀

研究团队通过改变翼型厚度和间隙尺寸，系统研究了厚度间隙比的影响。他们发现，这个比值是决定第一个噪声源是否产生的“开关”：

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  当τ_max/e < 4时：间隙内的流动倾向于保持分离状态，从而激发涡脱落，产生第一个噪声源。
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  当τ_max/e ≥ 4时：流动更倾向于在间隙内重新附着，抑制了涡脱落，第一个噪声源消失。

对于第二个噪声源，其强度与升力系数C_l的4.5次方成正比，这反映了其偶极子声源的物理本质。然而，随着τ_max/e的增大，噪声强度会减弱。

3. 间隙边界层比e/δ的影响：噪声的“减震器”

当翼型尖端浸没在机匣边界层内（即e/δ < 1）时，边界层会显著削弱第二个噪声源的强度。这是因为边界层内的低动量流体抑制了间隙内的剪切流动，从而降低了剪切层卷起的强度。

4. 气动性能的关联：噪声与损失的统一

研究还发现，第一个噪声源与气动阻力损失密切相关。当τ_max/e < 4且攻角足够大时，不仅会产生强烈的涡脱落噪声，还会导致显著的阻力增加。这表明，通过优化设计来抑制第一个噪声源，可以同时实现降噪和减阻的双重目标。

结论与意义

这项研究成功地将复杂的叶顶泄漏噪声问题简化为三个关键无量纲参数的函数：攻角α、厚度间隙比τ_max/e和间隙边界层比e/δ。研究不仅揭示了两个独立噪声源的物理机制，还首次建立了噪声源与气动损失之间的定量关系。

这项工作的意义在于，它为叶轮机械设计师提供了一个清晰、物理意义明确的指导框架。设计师可以通过控制这三个关键参数，在设计的早期阶段就预测和控制叶顶泄漏噪声，同时兼顾气动效率，从而设计出更安静、更高效、更环保的下一代叶轮机械。