苍鹰翼尾缘结构的单元仿生叶片降噪机理研究

　　空气动力噪声是影响多翼离心风机稳定性及工作性能的主要因素，涡流噪声是多翼离心风机气动噪声的主源之一．由于多翼离心风机叶轮叶片曲率较大，叶道短，叶片对气流导向能力差，叶片的过流叶表面容易形成紊流，出现边界层脱流，从而引发气流压力脉动，所以叶片是产生涡流噪声的主要根源［１］．优化流动、控制边界层脱流是控制涡流噪声的关键．目前，国内外已经提出了许多降低风机涡流噪声的方法，如方开翔［２］采用叶片穿孔方法通过引导部分气流自叶片的高压面流向低压面，促使叶片分离点向流动下方移动，以降低叶片出口分离区的涡流强度和尺寸，减小涡流噪声．Ｔａｒｅｋ等３］在多翼离心风机叶轮的进出口通过加入紊流装置来抑制边界层过早出现，减少叶道内的分离流动，降低噪声．苏强等［４］在多翼离心风机叶轮的进口安装了整流丝网，以对气流进行整流，使得通过丝网的气流形成小尺度涡流，紊流附面层的分离点沿叶片出口方向移动至下游，涡流区相对宽度减小，从而达到降低风机噪声的目的．目前，上述各种降噪方法在实际运用中均存在一定的局限性，例如减小噪声的同时降低了风量和风压等．

    如何降低涡流噪声是噪声控制中的重点和难点，目前还没有理想的工程方法．研究表明：在自然界中，苍鹰等生物在运动过程中几乎不发声，这主要得益于苍鹰在长期适应周围生存环境的过程中，形成了独特的体表降噪系统．通过对苍鹰体表羽毛的生物耦合特征分析确定，苍鹰体表覆羽各羽毛间呈现的条纹结构和羽毛端部的锯齿形态为降噪的主要因素［５］．条纹结构可以改变翅膀表面附面层空气流动的状态，以使气流顺着条纹方向流动，从而减小紊流气体产生的涡流噪声和压力脉动；锯齿形态可将尾随涡分割、离散成若干小涡，从而获得涡量黏性耗散，减小由尾随涡引起的气动噪声．多翼离心风机的叶片比较薄，条纹结构不便于工程实现，因此本文试图提取苍鹰翼尾缘锯齿的降噪特征参数，并将其应用于多翼离心风机的气动噪声控制，为此提出了一种新型降噪结构———耦合仿生叶片．

    通过建立苍鹰翼尾缘非光滑仿生模型，采用基于动力Ｓｍａｇｏｒｉｎｓｋｙ亚格子应力模型的大涡模拟（ＬＥＳ），结合基于Ｌｉｇｈｔｈｉｌｌ声类比的ＦＷ－Ｈ方程，分别对仿生耦合模型和基准模型的噪声特性进行了数值分析，旨在揭示基于苍鹰翼尾缘耦合仿生叶片的流动控制及降噪机理．

    １　苍鹰翼尾缘非光滑仿生叶片

    图１为苍鹰翼，其羽毛为条纹状结构，羽毛的尾部为锯齿结构［６］．鹰翼在展开飞行时的长度约为４００ｍｍ左右，宽度在２００ｍｍ左右．苍鹰翼尾缘锯齿的宽度ｄ在１５～３５ ｍｍ之间，间距ｅ在１０～４０ｍｍ之间，高度ｆ在２０～６０ｍｍ之间．图２为双吸多翼离心风机叶轮结构，其由多个单圆弧叶片组成．图３为单圆弧叶片结构，叶片弦长Ｌ为２４ｍｍ，叶片展长Ｈ为６８ｍｍ．叶片的仿生结构按照几何相似设计原则确定．由以上的几何尺寸可知：苍鹰翼正压面面积ｓ约为８×１０４　ｍｍ２，单圆弧叶片表面积为１　６３２ｍｍ２，苍鹰翼和叶片面积之比约为５０．按照比例相似原则，将苍鹰翼的条纹结构和锯齿结构缩小５０倍，可确定仿生叶片锯齿结构的参数及取值范围，详见表１．图４为仿生叶片的锯齿结构．结合叶片弦长和展长，风机叶片仿生锯齿结构参数取值如下：锯齿宽度ｄ为０．４ｍｍ，锯齿间距ｅ为０．６ｍｍ，齿高度ｆ为０．８ｍｍ．