2023 年 2 月

第 44 卷 第 2 期

推　進　技　術(shù)

JOURNAL OF PROPULSION TECHNOLOGY

Feb. 2023

Vol.44 No.2

210460-1

鋸齒尾緣構(gòu)型降低圓柱-葉柵干涉噪聲的實驗研究 *

黎 霖 1

，卯魯秦 2

，連健欣 3

，喬渭陽 3

（1. 南方科技大學 工學院，廣東 深圳 518055；

2. 中國航發(fā)商用航空發(fā)動機有限責任公司，上海 200241；

3. 西北工業(yè)大學 動力與能源學院，陜西 西安 710129）

摘 要：通過在葉柵上游放置圓柱產(chǎn)生各向異性的湍流尾跡，并與下游葉片相互干涉產(chǎn)生干涉噪

聲，研究了仿生學鋸齒尾緣構(gòu)型對圓柱-葉柵干涉噪聲的影響。針對西北工業(yè)大學航空葉輪機氣動力學

與氣動聲學實驗室 （TAAL） 低壓渦輪平面葉柵，在不同來流速度的情況下，使用遠場圓弧陣列測量了

葉柵遠場噪聲，并基于CLEAN-SC數(shù)據(jù)處理算法使用由31個傳聲器組成的線陣列測量識別了不同葉柵

的尾緣噪聲，得到了圓柱尾跡來流下鋸齒尾緣構(gòu)型的降噪效果。實驗結(jié)果表明，不同鋸齒尾緣構(gòu)型的降

噪效果存在差異，當來流為圓柱尾跡時，對葉柵尾緣噪聲的識別測量結(jié)果顯示此時鋸齒尾緣降噪效果有

限，最佳降噪量僅為1.296dB，當來流速度較高時，采用的鋸齒尾緣構(gòu)型無法降低圓柱-葉柵干涉尾緣

噪聲。

關(guān)鍵詞：鋸齒尾緣；聲源識別；干涉噪聲；傳聲器陣列；仿生學降噪

中圖分類號：V231 文獻標識碼：A 文章編號：1001-4055（2023）02-210460-14

DOI：10.13675/j.cnki. tjjs. 210460

Experimental Study on Reducing Cylinder-Cascade Interference

Noise with Serrated Trailing Edge Configuration

LI Lin1

，MAO Lu-qin2

，LIAN Jian-xin3

，QIAO Wei-yang3

（1. College of Engineering，Southern University of Science and Technology，Shenzhen 518055，China；

2. AECC Commercial Aircraft Engine Co.，Ltd.，Shanghai 200241，China；

3. School of Power and Energy，Northwestern Polytechnical University，Xi’an 710129，China）

Abstract： The influence of bionic serrated trailing edge configuration on cylinder cascade interference

noise is studied. A cylinder was placed upstream of the cascade to produce anisotropic turbulent wake and then

the anisotropic turbulence interfered with the downstream blade to produce interference noise. For the low-pres?

sure turbine plane cascade of the Turbomachinery Aerodynamics & Acoustics Laboratory （TAAL） of Northwest?

ern Polytechnical University， a far-field arc array was used to measure the far-field noise of the cascade under

the condition of different incoming flow velocities. And based on the CLEAN-SC array data processing algorithm，

the trailing edge noise of different cascades was identified by using the line array which composed of 31 micro?

phones， and the noise reduction of serrated trailing edge configurations under the cylindrical wake was obtained.

The experimental results show that the noise reduction of different serrated trailing edge configurations is differ?

* 收稿日期：2021-07-14；修訂日期：2022-03-22。

基金項目：國家科技重大專項（2017-II-0008-0022）；國家自然科學基金（51936010；51776174）。

作者簡介：黎　霖，碩士生，研究領(lǐng)域為葉輪機氣動聲學。

通訊作者：喬渭陽，博士，教授，研究領(lǐng)域為航空燃氣渦輪發(fā)動機氣動熱力學、氣動聲學。E-mail：qiaowy@nwpu.edu.cn

引用格式：黎 霖，卯魯秦，連健欣，等. 鋸齒尾緣構(gòu)型降低圓柱-葉柵干涉噪聲的實驗研究［J］. 推進技術(shù)，2023，44（2）：

210460. （LI Lin， MAO Lu-qin， LIAN Jian-xin， et al. Experimental Study on Reducing Cylinder-Cascade Interference

Noise with Serrated Trailing Edge Configuration［J］. Journal of Propulsion Technology，2023，44（2）：210460.）

第 44 卷 第 2 期 鋸齒尾緣構(gòu)型降低圓柱-葉柵干涉噪聲的實驗研究 2023 年

210460-2

ent. When the incoming flow was cylindrical wake， the measurement results of cascade trailing edge noise show

that the noise reduction of the serrated trailing edge is limited， and the optimal noise reduction is only 1.296 dB.

When the incoming flow velocity was relatively high， the serrated trailing edge configuration used in this paper

cannot reduce the cylinder-cascade interference noise.

Key words：Serrated trailing edge；Sound source identification；Interference noise；Microphone array；

Bionics noise reduction

1 引 言

航空葉輪機噪聲主要來自于轉(zhuǎn)靜葉片排相對運

動所形成的流動干涉，上游葉片尾跡湍流與下游葉

片干涉是產(chǎn)生隨機湍流寬頻噪聲的主要原因。此

外，當氣流繞葉片流動時，在葉片表面形成的湍流邊

界層會通過葉片尾緣并與尾緣相互作用，形成了重

要的尾緣寬頻噪聲。對航空發(fā)動機降噪而言，如何

降低葉片湍流干涉噪聲越來越引起重視。

隨著氣動聲學的發(fā)展，傳統(tǒng)氣動噪聲控制方法

趨于成熟，傳統(tǒng)降噪手段無法滿足當下降噪要求，因

而諸多科研人員轉(zhuǎn)而去尋找新的降噪手段，“仿生

學”降噪得到了氣動聲學領(lǐng)域的極大關(guān)注。人們通

過研究發(fā)現(xiàn)座頭鯨鰭肢前緣凸起使其具有良好的氣

動性能，而貓頭鷹翅膀梳狀前緣與鋸齒尾緣構(gòu)型使

其擁有低噪聲飛行的能力，因而從仿生學角度對仿

生學波浪構(gòu)型與鋸齒構(gòu)型進行研究是未來氣流流動

與噪聲控制方面的重要嘗試。

基于仿生學角度，科研人員提出并發(fā)展了鋸齒

尾緣降噪方法，Howe［1-2］

給出了針對鋸齒尾緣的降噪

預測模型。使用此模型進行預測，對于鋸齒尾緣，當

ωh/u?1 時，降噪量約為 10 lg (1 + ( 4h/λ) 2

)dB，其中，ω

為聲音頻率，u 為平均來流速度，λ 為鋸齒波長，h 為鋸

齒幅值。目前而言，嵌入式鋸齒尾緣與切開式鋸齒

尾緣是兩種主流的鋸齒尾緣結(jié)構(gòu)。Gruber 等［3-4］

對孤

立翼型添加嵌入式尾緣采用實驗研究方法，結(jié)果表

明，此結(jié)構(gòu)針對翼型壓力脈動可降低其展向相關(guān)性，

因而可以有效降低尾緣寬頻噪聲，降噪量約為 5dB，

但這一結(jié)構(gòu)同時也會增大高頻范圍內(nèi)的噪聲。

Moreau 等［5］

對平板添加鋸齒尾緣，實驗研究了中

低雷諾數(shù)下鋸齒尾緣平板的降噪機理。研究結(jié)果表

明，中低雷諾數(shù)下，采用此結(jié)構(gòu)會改變尾緣區(qū)域的氣

流流動因而可以降低噪聲；當鋸齒長度不變時，寬鋸

齒的降噪效果更佳。

Jones 等［6-7］采用 DNS（直接數(shù)值模擬）研究了鋸

齒尾緣構(gòu)型的降噪機理，結(jié)果表明，鋸齒周期不變，

長鋸齒降噪效果更佳，降噪量約為 9dB。Finez 等［8］

對

壓氣機葉柵添加鋸齒構(gòu)型，通過實驗研究發(fā)現(xiàn)鋸齒

構(gòu)型加寬了尾跡、降低了速度虧損，因而增大了約

14% 的翼型阻力，最多降低了約 5dB 尾緣噪聲。

Chong 等［9-11］研究了低湍流度、低雷諾數(shù)二維流

動時，切開式鋸齒尾緣對孤立翼型的影響。在這種

工況下，尾緣噪聲呈現(xiàn)出了窄帶特征，使用鋸齒尾緣

結(jié)構(gòu)可以有效降低單音。同時，Chong 等［12-13］

還研究

了非平板型鋸齒的降噪效果，并基于具有鋸齒狀后

緣的平板研究了其氣動聲學和流動結(jié)構(gòu)。Arina 等［14］

采用混合計算方法，對 NACA-65 添加鋸齒尾緣進行

研究，結(jié)果表明，鋸齒尾緣降低了流動展向相關(guān)性，

從而降低了低頻范圍內(nèi)的尾緣噪聲。Ryi 等［15］在縮

比尺寸的風力機轉(zhuǎn)子上添加兩種鋸齒構(gòu)型進行對比

研究，一種為直鋸齒尾緣，另一種為傾斜鋸齒尾緣。

研究結(jié)果表明，直鋸齒尾緣降噪效果優(yōu)于傾斜鋸齒

尾緣，直鋸齒尾緣降噪量約為 2.79dB，傾斜鋸齒尾緣

降噪量約為 2.22dB。

盡管目前在仿生學降噪研究已經(jīng)取得了一定的

進展，但對湍流噪聲的仿生學降噪理論認識仍存在

明顯的不足。上述對于鋸齒尾緣降低葉片噪聲的研

究工作，大部分都是針對獨立葉片進行，而對真實葉

輪機，葉片排都是由許多獨立葉片所構(gòu)成，其流動過

程具有明顯葉柵流動效應，紀良［16］研究了仿生學鋸

齒尾緣在葉柵葉片上的應用，對鋸齒尾緣葉柵進行

了試驗研究，結(jié)果表明鋸齒尾緣葉柵總聲壓級降噪

量最大可達 6dB，但其來流比較均勻。Teruna 等［17］

為

了模擬渦扇發(fā)動機轉(zhuǎn)子-靜子相互作用噪聲，通過數(shù)

值模擬方法，設(shè)計了一種圓柱-葉柵模型，將一根圓

柱放置于 7 葉片線性葉柵上游，使圓柱尾流撞擊中央

葉片，數(shù)值模擬計算了此時的圓柱-葉柵干涉噪聲，

但其論文中沒有相應的實驗研究，也沒有進行關(guān)于

圓柱尾跡下葉柵降噪的研究。

針對以上問題，本文以平面葉柵為對象，針對紀

良［16］的大轉(zhuǎn)角渦輪葉柵和仿生學構(gòu)型鋸齒尾緣結(jié)

構(gòu)，采用線性傳聲器陣列噪聲測試方法和遠場噪聲

指向性實驗測量方法兩種實驗方法對其進行了實驗

測量，實驗研究了不同來流湍流條件下葉柵噪聲特

第 44 卷 第 2 期 推　進　技　術(shù) 2023 年

210460-3

性。同時對設(shè)計的兩種鋸齒尾緣葉柵進行了對比分

析，研究了鋸齒尾緣結(jié)構(gòu)對圓柱尾跡下葉柵遠場噪

聲與尾緣噪聲的影響。

2 實驗設(shè)置以及實驗測量方法

2.1 實驗設(shè)備

實 驗 在 西 北 工 業(yè) 大 學 TAAL 實 驗 室（Turboma?

chinery Aerodynamics ＆ Acoustics Laboratory）的 半 消

聲室中進行，半消聲室背景噪聲 A 計權(quán)總聲壓級為

28.3dB（A），吸聲系數(shù)大于 99%，截止頻率為 130Hz。

實驗所使用的風洞為矩形出口的開式射流風洞，如

圖 1 所示，該風洞最大流量約為 1.5kg/s，通過離心式

鼓風器供氣。為了產(chǎn)生不同的來流速度，選取變頻

電機驅(qū)動鼓風機，通過改變頻率控制電機轉(zhuǎn)速從而

間接控制風洞出口氣流流速。

風洞出口實驗段截面尺寸為 300mm×90mm，射

流風洞下游可安裝實驗段，本文實驗對象是西北工

業(yè)大學 TAAL 實驗室 H1 低壓渦輪平面葉柵。圖 2 為

平面葉柵通道中實驗葉片的參數(shù)定義，實驗對象弦

長 C 為 100mm，葉柵通道的柵距 Pitch 為 94.9mm，β1=

32.7°。采用仿生學構(gòu)型方法對葉片進行改型，生成

兩種仿生學構(gòu)型鋸齒葉片，其與紀良［16］

相同，示意圖

和參數(shù)定義分別見圖 3 和表 1，從表 1 中可知，設(shè)計的

兩 種 葉 片 分 別 為“ 鈍 ”鋸 齒 尾 緣 葉 柵 SEB（Serration

Big）與“尖”鋸齒尾緣葉柵 SES（Serration Small），仿生

學尾緣構(gòu)型采用線切割方法加工。TAAL 實驗室紀

良［16］

已經(jīng)對這兩種鋸齒尾緣葉柵及相應的直尾緣葉

柵的氣動性能進行了數(shù)值模擬研究，結(jié)果表明，總體

上看，鋸齒尾緣葉柵的性能較直尾緣葉柵有所下降，

但是鋸齒尾緣設(shè)計對大轉(zhuǎn)折角葉柵的整體性能影響

很小，對于葉柵總壓損失系數(shù)、出口氣流角以及載荷

系數(shù)的影響很小。

葉柵中放置 3 個大轉(zhuǎn)折角葉片以構(gòu)成葉柵流動，

針對此葉柵實驗件，參考 Teruna 等［17］的做法，圓柱葉柵干涉實驗中僅在中間葉片上游 100mm 處放置一

個 8mm 直徑的圓柱以產(chǎn)生圓柱尾跡。這樣做的原因

在于：（1）葉輪機械中，由于轉(zhuǎn)子葉片與靜子葉片具

有周期性，因而上游葉片尾跡與下游葉片干涉時也

具有對應的周期性。此實驗中，當葉柵前方有多個

圓柱時，很難對多個脫落渦進行相位匹配使得每個

脫 落 渦 形 成 的 尾 跡 相 位 保 持 一 致 ；（2）依 據(jù) Kumar

等［18］提到的，避免相鄰圓柱脫落渦結(jié)構(gòu)相互影響；

Fig. 1 Experimental wind tunnel

Fig. 2 Sketch of the cascade test rig

Fig. 3 Configuration of serrated trailing-edge and the

definition of serrated parameters

Table 1 Serrated parameters definition

Parameter

2h/mm

λ/mm

λ/h

SEB

16

8

1.0

SES

16

4

0.5

第 44 卷 第 2 期 鋸齒尾緣構(gòu)型降低圓柱-葉柵干涉噪聲的實驗研究 2023 年

210460-4

（3）由于葉片數(shù)量有限，中間葉片流場較好。圖 4 中

展示了圓柱-葉柵的位置示意圖，圖 5 展示了實驗過

程中的實物圖，包括鋸齒化改型的葉片放大圖片。

為準確控制實驗中風洞出口氣流速度，實驗前

需對氣流速度進行標定。實驗中采用熱電偶溫度計

對大氣溫度進行測量；采用氣壓表對大氣壓力進行

測量。選取總壓靜壓測量計算方法進行速度標定，

速度標定時，選則五孔探針連接電子掃描測壓系統(tǒng)

獲取對應壓力。通過改變電機頻率改變速度并進行

多次測量以減小誤差，之后將變頻器頻率和計算得

到的氣流速度進行多點擬合，確定變頻器頻率與氣

流速度的對應關(guān)系，以此為依據(jù)，在不同實驗中實現(xiàn)

對氣流速度的控制。

實驗分別采用了遠場指向性測量與基于傳聲器

陣列的聲源識別測量方法，聲源識別所使用的陣列

數(shù) 據(jù) 處 理 方 法 為 Sijtsma［19］ 在 H?gbom［20］ 提 出 的

CLEAN-PSF 算法基礎(chǔ)上發(fā)展的適用于氣動噪聲測量

的 CLEAN-SC 方法。聲學測量采用的是 BSWA 自由

場傳感器，測量最大聲壓級為 168dB，該型號傳聲器

為電容式傳聲器，環(huán)境壓力影響系數(shù)為 -10-5

dB/Pa，

在 20~20000Hz 內(nèi)具有很好的穩(wěn)定性。BSWA 傳聲器

可在 -50℃~110℃ 時正常工作，環(huán)境溫度影響系數(shù)為

0.01dB/K。數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)型號為 BSWA MKII，采樣頻

率最高為 102400Hz，其共有 128 個 ICP 電壓通道，理

論上可以同時采集 128 路聲壓信號，但本文設(shè)計的線

傳聲器陣列由 31 個傳聲器構(gòu)成，因而僅需要 31 通道

進行實驗。實驗時，以數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)為中介，連接傳

聲器與移動計算機，將聲壓信號導入移動計算機，通

過移動計算機上的 PAK 軟件對傳聲器位置處聲壓信

息進行采集。為了保證測量精度，實驗測量前使用

114dB，1kHz 的 標 準 聲 信 號 校 準 器 對 傳 聲 器 進 行

校準。

2.2 遠場噪聲指向性測量陣列布置

采用遠場聲學測量方法進行實驗，針對此實驗，

傳聲器的布置方案如圖 6 與圖 7 所示，陣列以被測聲

源即葉柵中間葉片展向中心為圓心，半徑 2m，陣列與

地面相距 1.05m。實驗測量中，選擇 26 路傳聲器，通

過支架固定方式形成半圓弧，針對本實驗，設(shè)置相鄰

傳聲器間距保持一致，兩者之間間隔為 5°，通過計算

可知，本次實驗中測量角度為 0°~130°。當氣流與傳

聲器直接接觸時，數(shù)據(jù)可信度不高，因而舍棄 0°~25°

傳聲器，實驗分析時僅分析 30°~130°的傳聲器。根據(jù)

奈 奎 斯 特 采 樣 定 理 ，測 量 過 程 中 采 樣 頻 率 取 為

32768Hz 以完整保留最高 16384Hz 的信號，采樣時間

為 15s。

采用聲壓級 SPL 和總聲壓級 OASPL 來表征葉柵

遠場噪聲的大小，其中，聲壓級 SPL 計算公式為

SPL ( f) = 10 lg ( Spp ( f) /p 2

ref) （1）

式中 Spp ( f ) 為聲壓功率譜密度；pref 為參考聲壓，pref =

2 × 10-5

Pa。

總聲壓級計算公式為

Fig. 4 Schematic of the position of the cylinder-cascade

Fig. 5 Picture of serrated trailing edge cascade Fig. 6 Experimental setup of far field directivity

第 44 卷 第 2 期 推　進　技　術(shù) 2023 年

210460-5

OASPL = 10 lg

(∑i

Spp ( fi) Δf

p 2

ref ), f1 ≤ f ≤ f2 （2）

式中 f1 和 f2 分別表示求取總聲壓級的下限頻率和上

限頻率。

計算過程中，功率譜密度計算直接調(diào)用 Matlab 軟

件中的 Pwelch 函數(shù)，此函數(shù)基于 Welch 方法，窗函數(shù)

采用 Hanning 窗，選取 1024 個點進行 FFT，50% 數(shù)據(jù)

重疊，進行 960 次平均，頻譜分辨率為 32Hz。

2.3 葉柵尾緣噪聲識別測量方法

實驗時為測量尾緣噪聲，采用線性傳聲器陣列

進行實驗，陣列布置圖如圖 8 所示。傳聲器陣列長

1.72m，采用非均勻間距設(shè)置，布置于葉柵后方，相對

位置示意圖如圖 9，10 所示。傳聲器陣列的聲源識別

能力可以通過陣列分辨率衡量，式（3）為 Siller 等［21］

提

出的陣列分辨率估算公式，依據(jù)式（3），在 1.6kHz 時，

實驗使用的陣列分辨率 b≈0.0605m；在 2kHz 時陣列分

辨率 b≈0.0484m，均小于葉柵的柵距 0.0949m，可見在

1.6~10kHz 內(nèi)陣列分辨率滿足要求。陣列分辨率估

算公式如下

b ≈ c λH

D sin2

θ （3）

式中 c 為常數(shù)，通常取 0.5≤c≤1；H 是聲源與陣列之間

距離；λ 是聲波波長；D 是陣列孔徑，此處為線陣列長

度；θ 是陣列與聲源的相對角度，當陣列中心與聲源

正對時 θ=90°。

實驗測量過程中采樣頻率為 32768Hz，采樣時間

為 15s。實驗數(shù)據(jù)處理時，使用了 CLEAN-SC 反卷積

方法，選取 1024 個點進行傅里葉變換，并將聲信號數(shù)

據(jù)分段進行多次平均以提升數(shù)據(jù)穩(wěn)定性，數(shù)據(jù)重疊

率選取為 50%，采用 Hanning 窗進行 FFT 變換。

2.4 干擾噪聲的影響

為了評估風洞背景噪聲的影響，圖 11，圖 12 中分

別給出了不同流速下的風洞背景噪聲窄帶頻譜和圓

柱 -葉 柵 噪 聲 測 量 頻 譜 ，圖 12 中 STT（Straight Trail?

ing-Edge）指代直尾緣葉柵?？梢娫?1kHz 以下均有

一 顯 著 的 單 音 噪 聲 ，這 對 應 于 風 洞 離 心 壓 縮 機 的

1BPF 單音。此外在低速情況下（22.7m/s 和 31.9m/s），

Fig. 7 Picture of far field directivity experiment

Fig. 8 Sketch of the linear cascade acoustic test set-up in

anechoic room

Fig. 9 Linear microphone array and placement in the

linear cascade wind tunnel

Fig. 10 Picture of noise source identification experiment of

cascade trailing edge

第 44 卷 第 2 期 鋸齒尾緣構(gòu)型降低圓柱-葉柵干涉噪聲的實驗研究 2023 年

210460-6

4kHz 和 8kHz 處也出現(xiàn)較為顯著的單音。圖 13 給出

了不同速度下圓柱-葉柵干涉噪聲與風洞背景噪聲

之 間 的 差 值 ，平 均 ΔSPL 值 在 3dB 左 右 ，最 高 可 達

7dB，與紀良［16］

的結(jié)果相差不大。

另一方面，圖 14 給出了 63.7m/s 時葉柵出口位置

處由傳統(tǒng)波束成形方法（CB）得出的聲源分布云圖，

可見在 1.6Hz~10kHz 內(nèi)，葉柵通道中安裝圓柱、葉片

之后的葉片噪聲遠大于風洞背景噪聲。綜合來看，

射流風洞背景噪聲對圓柱-葉柵干涉尾緣噪聲測量

影響不大。

3 結(jié)果與討論

3.1 平面葉柵遠場噪聲指向性實驗結(jié)果

3.1.1 均勻來流下平面葉柵噪聲實驗結(jié)果分析

圖 15 為均勻來流下，不同來流速度時，基準葉型

葉柵噪聲總聲壓級指向性結(jié)果，本次計算中，總聲壓

級計算選取的頻率積分范圍為 1~10kHz。由圖可知，

當氣流速度增加時，基準葉型葉柵遠場噪聲總聲壓

級 變 化 趨 勢 與 氣 流 速 度 變 化 一 致 ，當 來 流 速 度 >

47.6m/s 時，葉柵噪聲在 90°方向角附近最大，沿 0°及

180°指向方向其總聲壓級逐漸減小。當來流速度<

39.2m/s 時，遠場噪聲總聲壓級隨著角度變化波動較

為劇烈，葉柵噪聲在 100°方位角附近最大。

3.1.2 圓柱尾跡湍流下葉柵干涉噪聲實驗結(jié)果分析

圓柱尾跡下，不同來流速度時，基準葉型葉柵總

聲壓級指向性結(jié)果如圖 16 所示，計算頻率積分范圍

Fig. 12 Cylinder-cascade interference noise spectrum

Fig. 14 Sound source identification results at the cascade

exit position, u=63.7m/s

Fig. 11 Wind tunnel background noise spectrum

Fig. 13 ΔSPL of cylinder-cascade interference noise and

background noise

第 44 卷 第 2 期 推　進　技　術(shù) 2023 年

210460-7

同樣為 1~10kHz。由圖可知，與均勻來流相比，圓柱

尾跡并未明顯改變?nèi)~柵總聲壓級指向性特征。與均

勻來流結(jié)果類似，47.6m/s，55.9m/s，63.7m/s 速度下，

隨著來流速度的增加，不同尾緣葉柵各個方位角處

均增大了噪聲。22.7m/s，31.9m/s 速度下，遠場噪聲總

聲 壓 級 隨 著 角 度 變 化 波 動 較 為 劇 烈 ，葉 柵 噪 聲 在

95°，100°方位角附近最大，且在低速范圍內(nèi)隨氣流變

化不大。

總聲壓級變化量?OASPL 的定義為

ΔOASPL = OASPLRSTT - OASPLSTT （4）

式中 OASPLRSTT為圓柱尾跡湍流下，遠場接收點聲壓

級，dB；OASPLSTT為均勻來流湍流下，遠場接收點聲壓

級，dB。ΔOASPL 值為正表示總聲壓級增大，值為負

表示總聲壓級減小。

圖 17 展示了圓柱尾跡湍流與均勻來流下，基準

葉柵遠場噪聲 ΔOASPL 隨氣流速度的變化趨勢，從圖

中可以看出：與均勻來流相比，圓柱尾跡下基準葉柵

遠場噪聲整體呈上升趨勢。隨著來流速度的增加，

葉柵遠場噪聲增幅整體先呈上升趨勢，之后有所降

低。22.7m/s 時遠場噪聲整體變化不大，僅在 95°方位

角位置有明顯增加，增幅約為 6dB。55.9m/s 時遠場

噪聲整體增幅最為顯著，與均勻來流相比，40°~50°方

位角下圓柱尾跡導致遠場噪聲增加約 3.5dB。63.7m/s

時，葉柵遠場噪聲增幅相比 55.9m/s 速度下整體有明

顯下降，70°方位角以上，圓柱尾跡并未明顯改變?nèi)~柵

遠場噪聲。

3.1.3 圓柱尾跡下鋸齒尾緣對葉柵噪聲影響實驗結(jié)

果分析

圖 18 為不同來流速度下，采用仿生學構(gòu)型尾緣

結(jié)構(gòu)的葉柵總聲壓級指向性結(jié)果，計算頻率范圍與

上文一致。與圖 16 對比可知，不同來流速度下，鋸齒

尾緣結(jié)構(gòu)并未明顯改變?nèi)~片指向性特征。47.6m/s，

55.9m/s，63.7m/s 速度下，隨著來流速度的增加，不同

尾 緣 葉 柵 各 個 方 位 角 處 均 增 大 了 噪 聲 。 22.7m/s，

31.9m/s 速度下，遠場噪聲總聲壓級隨著角度變化波

動較為劇烈，隨著來流速度增加，45°，55°，100°，120°

方位角處噪聲變化幅度不大。

總聲壓級降噪量?OASPL 的定義為

ΔOASPL = OASPLRSTT - OASPLRSerration （5）

式中 OASPLRSTT為圓柱尾跡湍流下，基準葉柵遠場接

收點聲壓級/dB。OASPLRSerration為圓柱尾跡湍流下，鋸

齒尾緣葉柵遠場接收點聲壓級，dB。此時 ΔOASPL 值

為正表示鋸齒尾緣葉柵總聲壓級相對于基準葉柵減

小，值為負表示鋸齒尾緣葉柵總聲壓級相對于基準

葉柵增大。

不同方位角下“鈍”鋸齒尾緣葉柵（SEB）和“尖”

鋸齒尾緣葉柵（SES）遠場噪聲 ΔOASPL 隨氣流速度的

變化趨勢如圖 19 所示，從圖中可知：兩種仿生學構(gòu)型

尾緣結(jié)構(gòu)的降噪效果隨氣流速度的變化趨勢是不同

Fig. 15 Far field noise total sound pressure level (OASPL)

of reference cascade under uniform inflow

Fig. 16 Far field noise total sound pressure level (OASPL)

of reference cascade under cylindrical wake

Fig. 17 Comparison of ΔOASPL of reference cascade at

different speeds

第 44 卷 第 2 期 鋸齒尾緣構(gòu)型降低圓柱-葉柵干涉噪聲的實驗研究 2023 年

210460-8

的。對 SEB 葉柵而言，當來流速度大于 31.9m/s，不同

方位角均有降噪效果；31.9m/s 時不同方位角降噪量

波動較為強烈，39.2m/s 時降噪效果最佳，各個方位角

降噪效果相當，65°方位角降噪量最大，約為 6.5dB。

對 SES 葉柵而言，31.9m/s 與 39.2m/s 時，不同方位角

下均有降噪效果，但降噪效果有限，最大降噪量約為

2dB；47.6m/s 流速下，各個方位角噪聲均有增加，50°

方位角噪聲增加尤為明顯，噪聲增量約為 2.5dB。

3.2 圓柱尾跡下鋸齒尾緣噪聲降噪特征實驗分析

3.2.1 圓柱尾跡下仿生學鋸齒構(gòu)型尾緣葉柵噪聲識

別結(jié)果

本節(jié)主要介紹圓柱尾跡來流下兩種仿生學構(gòu)型

尾緣葉柵的線性傳聲器陣列識別結(jié)果。選取 6 個不

同 來 流 速 度 u=22.7m/s，31.9m/s，39.2m/s，47.6m/s，

55.9m/s 和 63.7m/s 進行了實驗。

圖 20 為 63.7m/s 的來流速度下，基準高負荷大轉(zhuǎn)

折角葉柵與兩種仿生學構(gòu)型鋸齒尾緣葉柵線性傳聲

器陣列識別結(jié)果。從兩種仿生學構(gòu)型鋸齒尾緣葉柵

的識別結(jié)果圖中可知，采用仿生學鋸齒構(gòu)型后，葉柵

尾緣中間葉片尾緣噪聲在識別圖中有所減小，降噪

多集中于低頻范圍。

不同來流速度下，基準葉柵與仿生學構(gòu)型鋸齒

尾緣葉柵線性傳聲器陣列識別結(jié)果如圖 21~23 所示，

這 里 只 給 出 了 u=22.7m/s，39.2m/s，55.9m/s 的 結(jié) 果 。

可以看出，三種來流速度下聲源識別結(jié)果云圖中均

有三個明顯聲源，對應三個葉片尾緣，具體位置均在

x=-0.08m，x=0.02m 和 x=0.12m 附近，三個聲源之間的

距離與柵距對應。22.7m/s 速度下，陣列掃描范圍內(nèi)

可以看到 4kHz 和 8kHz 的單音，結(jié)合圖 11 推斷其為實

驗風洞背景噪聲，由于聲源識別結(jié)果不能準確反映

噪聲頻譜，為了更深入了解兩種仿生學構(gòu)型鋸齒尾

緣降噪效果，需要對聲源識別得到的結(jié)果進行頻譜

分析。

3.2.2 圓柱尾跡下仿生學鋸齒構(gòu)型尾緣葉柵降噪特

征分析

因為圓柱放置于葉柵中間葉片上游，故以葉柵

通道中央（x=0.02m 處）的葉片為對象，進行仿生學構(gòu)

型鋸齒尾緣葉柵噪聲的頻譜特征分析。由圖 20~23

的葉柵尾緣噪聲聲源識別結(jié)果云圖可見，其尾緣噪

聲分布在一定空間范圍內(nèi)，為了更精確地表示葉柵

葉片尾緣噪聲，在一定空間范圍內(nèi)對其進行疊加平

均計算葉柵尾緣噪聲的聲壓級，如圖 9 中放大的掃描

區(qū)域所示。計算式為

Fig. 18 Far field noise total sound pressure level (OASPL)

of serrated trailing edge cascade with cylindrical wake

Fig. 19 Comparison of ΔOASPL of serrated trailing edge

cascade with different speeds under cylindrical wake

第 44 卷 第 2 期 推　進　技　術(shù) 2023 年

210460-9

L TE = 10· lg

?

è

?

?

?

?

?

??

?

?

?

?

? ?

?

÷

÷

÷

÷

÷

÷÷

÷

÷

÷

÷

∑ ÷ n = N min

N max

100.1Ln

N max - N min + 1 （6）

式中 N min = 1，N max 是掃描區(qū)域中采樣點的總數(shù)，Ln 為

掃描區(qū)域內(nèi)單個掃描點的聲壓級。

不同來流速度下，三種葉柵的尾緣噪聲三分之

一倍頻程頻譜見圖 24。通過分析三張圖中數(shù)據(jù)趨勢

可知，來流速度增加時，無論是基準葉柵還是采用仿

生學構(gòu)型的鋸齒尾緣葉柵，其尾緣噪聲頻譜形狀類

似，且變化趨勢與來流速度變化趨勢相同。

來流速度不同時，基準葉柵與兩種仿生學構(gòu)型

Fig. 20 Sound source identification results of reference

cascade and bionic serrated cascades, u = 63.7m/s

Fig. 21 Sound source identification results of reference

cascade and bionic serrated cascades, u = 22.7m/s

第 44 卷 第 2 期 鋸齒尾緣構(gòu)型降低圓柱-葉柵干涉噪聲的實驗研究 2023 年

210460-10

鋸齒尾緣葉柵尾緣噪聲聲壓級大小如表 2 所示，尾緣

噪聲計算時，計算的頻率為 2~10kHz。當氣流流速

>31.9m/s 時，SEB 葉柵尾緣噪聲的總聲壓級略高于

SES 葉柵，因此當來流為圓柱脫落渦時，采用“尖”鋸

齒尾緣可以達到更佳的降噪效果。為了直觀反映三

種葉柵尾緣噪聲與速度的關(guān)系，對其進行擬合，結(jié)果

如圖 25 所示。由圖可知，采用仿生學構(gòu)型鋸齒尾緣

的兩個葉柵尾緣噪聲與氣流速度的比例關(guān)系近乎一

致，與基準葉柵 5.324 結(jié)果相比，采用仿生學構(gòu)型鋸

齒尾緣葉柵比例系數(shù)偏大，分別為 5.597 和 5.538。

3.2.3 圓柱尾跡下仿生學鋸齒構(gòu)型尾緣葉柵降噪效

果分析

不同來流速度下，兩種仿生學構(gòu)型尾緣結(jié)構(gòu)葉

柵尾緣噪聲降噪量頻譜 ΔSPL ( fi ) 如圖 26 所示，由圖

Fig. 23 Sound source identification results of reference

cascade and bionic serrated cascades, u=55.9m/s

Fig. 22 Sound source identification results of reference

cascade and bionic serrated cascades, u = 39.2m/s

第 44 卷 第 2 期 推　進　技　術(shù) 2023 年

210460-11

可知，采用仿生學構(gòu)型尾緣結(jié)構(gòu)葉柵的尾緣噪聲降

噪量頻譜變化趨勢與來流速度的變化趨勢類似。總

體而言，SES 葉柵降噪效果明顯優(yōu)于 SEB 葉柵。低速

22.7m/s 和高速 63.7m/s 時，SES 葉柵在高頻處沒有降

噪效果，31.9m/s，39.2m/s和47.6m/s時，降噪效果最為理

想。對于 SEB 葉柵，當來流速度為 55.9m/s 與 63.7m/s

Fig. 24 Third octave spectrum of trailing edge noise in different trailing edge cascades with different inflow velocities

Table 2 Total sound pressure level of trailing edge noise at different inflow velocities （OASPL/dB）

u（/ m/s）

Reference configuration

SEB configuration

SES configuration

22.7

53.832

53.119

53.271

31.9

60.275

59.233

58.979

39.2

65.303

64.525

64.095

47.6

69.487

69.312

68.987

55.9

73.231

73.274

73.004

63.7

76.607

76.833

76.725

Fig. 26 Spectrum of noise reduction of serrated cascades at different inflow velocity

Fig. 25 Proportional relationship between the total sound pressure level of different cascade trailing edge noise and air flow

velocity

第 44 卷 第 2 期 鋸齒尾緣構(gòu)型降低圓柱-葉柵干涉噪聲的實驗研究 2023 年

210460-12

時，在多數(shù)頻率范圍內(nèi)，與基準葉柵尾緣噪聲相比，

采用“鈍”鋸齒尾緣結(jié)構(gòu)葉柵尾緣噪聲均有所增加。

圖 27 為相同氣流速度條件下 SEB 葉柵和 SES 葉

柵尾緣噪聲聲壓級的降噪量頻譜 ΔSPL ( fi ) 的比較，

當來流速度>31.9m/s 時，多數(shù)頻率范圍下，采用“尖”

鋸齒尾緣結(jié)構(gòu)的葉柵降噪效果均優(yōu)于采用“鈍”鋸齒

尾緣結(jié)構(gòu)的葉柵，但差異并不顯著，單個倍頻程頻率

下差距最大僅為 1dB。

在 2000~10000Hz 頻率范圍對總聲壓級進行了計

算，通過與基準葉柵尾緣噪聲總聲壓級做比較，兩種

仿生學構(gòu)型鋸齒尾緣葉柵降噪量數(shù)值如表 3 所示。

“尖”鋸齒尾緣結(jié)構(gòu)鋸齒葉柵降噪優(yōu)勢可以進一步從

表中看出，除了 63.7m/s 來流速度，其它流速下 SES 葉

柵均有降噪效果，31.9m/s 時降噪量最大，為 1.296dB。

與“尖”鋸齒尾緣葉柵相反，“鈍”鋸齒尾緣結(jié)構(gòu)葉柵

尾緣噪聲在 55.9m/s 時會有所增加。

Fig. 27 Comparison of noise reduction spectrum of bionic serrated trailing edge cascades

第 44 卷 第 2 期 推　進　技　術(shù) 2023 年

210460-13

4 結(jié) 論

本文采用遠場指向性陣列測試技術(shù)與尾緣噪聲

識別分離方法，開展了圓柱尾跡下，大轉(zhuǎn)折角葉柵鋸

齒尾緣構(gòu)型的降噪研究，得到如下結(jié)論：

（1）對于遠場噪聲，采用“鈍”鋸齒尾緣葉柵降噪

效果優(yōu)于“尖”鋸齒尾緣葉柵。SES 葉柵僅在特定來

流速度下有降噪效果，且降噪效果有限；當來流速度

>31.9m/s 時 ，SEB 葉柵在不同方位角下均有降噪效

果，39.2m/s 時降噪效果最佳，特定方位角降噪量可達

6.5dB。

（2）0°攻角條件下，總聲壓級計算頻率 2~10kHz

時，基準葉柵中間葉片尾緣噪聲與主流速度成 5.324

次方關(guān)系，仿生學鋸齒尾緣結(jié)構(gòu)葉柵尾緣噪聲與上

游來流速度的次方關(guān)系接近，分別為速度的 5.597 和

5.538 次方。

（3）來流速度相同時，當流速>31.9m/s 時，SES 葉

柵對尾緣噪聲降噪效果在多數(shù)頻率范圍內(nèi)都要優(yōu)于

SEB 葉柵，但兩者差距不大。當來流為圓柱尾跡時，

鋸齒尾緣降噪效果有限，最佳降噪量僅為 1.296dB，當

來流速度較高時（來流速度為 63.7m/s 時），本文所采

用 的 鋸 齒 尾 緣 構(gòu) 型 無 法 降 低 圓 柱 -葉 柵 干 涉 尾 緣

噪聲。

致 謝：感謝國家科技重大專項基金、國家自然科學基

金的資助。感謝西北工業(yè)大學航空葉輪機械氣動力學

和氣動聲學實驗室的大力支持。

參考文獻

［ 1 ］ Howe M S. Aerodynamic Noise of a Serrated Trailing

Edge［J］. Journal of Fluids and Structures，1991，5（1）：

33-45.

［ 2 ］ Howe M S. Noise Produced by a Sawtooth Trailing Edge

［J］. The Journal of the Acoustical Society of America，

1991，90（1）：482-487.

［ 3 ］ Gruber M. Airfoil Noise Reduction by Edge Treatments

［D］. Southampton： University of Southampton，2012.

［ 4 ］ Gruber M， Joseph P， Azarpeyvand M. An Experimental

Investigation of Novel Trailing Edge Geometries on Air?

foil Trailing Edge Noise Reduction［C］. Berlin：19th

AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference，2013.

［ 5 ］ Moreau D， Brooks L， Doolan C. On the Noise Reduction

Mechanism of a Flat Plate Serrated Trailing Edge at Lowto-Moderate Reynolds Number［C］. Colorado Springs：

18th AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference，2012.

［ 6 ］ Jones L， Sandberg R. Numerical Investigation of Airfoil

Self-Noise Reduction by Addition of Trailing-Edge Serra?

tions［C］. Stockholm： 16th AIAA/CEAS Aeroacoustics

Conference，2010.

［ 7 ］ Jones L E， Sandberg R D. Acoustic and Hydrodynamic

Analysis of the Flow Around an Aerofoil with TrailingEdge Serrations［J］. Journal of Fluid Mechanics，2012，

706：295-322.

［ 8 ］ Finez A， Jacob M， Roger M， et al. Broadband Noise Re?

duction of Linear Cascades with Trailing Edge Serrations

［C］. Portland：17th AIAA/CEAS Aeroacoustics Confer?

ence，2011.

［ 9 ］ Chong T P， Joseph P F. An Experimental Study of Airfoil

Instability Tonal Noise with Trailing Edge Serrations［J］.

Journal of Sound and Vibration，2013，332（24）：6335-

6358.

［10］ Chong T P， Joseph P， Gruber M. On the Airfoil SelfNoise Reduction by Trailing Edge Serrations of Non-In?

sertion Type［C］. Colorado Springs：18th AIAA/CEAS

Aeroacoustics Conference，2012.

［11］ Chong T P， Joseph P， Vathylakis A， et al. On the Noise

and Wake Flow of an Airfoil with Broken and Serrated

Trailing Edges［C］. Portland：17th AIAA/CEAS Aero?

acoustics Conference，2011.

［12］ Chong T P， Joseph P F， Gruber M. Airfoil Self Noise Re?

duction by Non-Flat Plate Type Trailing Edge Serrations

［J］. Applied Acoustics，2013，74（4）：607-613.

［13］ Chong T P， Vathylakis A. On the Aeroacoustic and Flow

Structures Developed on a Flat Plate with a Serrated Saw?

tooth Trailing Edge［J］. Journal of Sound and Vibration，

2015，354：65-90.

［14］ Arina R， Rinaldi R D R， Iob A， et al. Numerical Study

of Self-Noise Produced by an Airfoil with Trailing-Edge

Serrations［C］. Colorado Springs：18th AIAA/CEAS Aero?

acoustics Conference，2012.

［15］ Ryi J， Choi J S. Noise Reduction Effect of Airfoil and

Table 3 Total sound pressure level reduction of trailing edge noise of serrated cascade (ΔOASPL/dB)

u（/ m/s）

SEB configuration

SES configuration

22.7

0.713

0.561

31.9

1.042

1.296

39.2

0.778

1.208

47.6

0.175

0.500

55.9

-0.043

0.227

63.7

-0.226

-0.118

第 44 卷 第 2 期 鋸齒尾緣構(gòu)型降低圓柱-葉柵干涉噪聲的實驗研究 2023 年

210460-14

Small-Scale Rotor Using Serration Trailing Edge in a

Wind Tunnel Test［J］. Science China Technological Sci?

ences，2017，60（2）：325-332.

［16］ 紀　良 . 葉輪機寬頻噪聲產(chǎn)生機理和抑制方法的實驗

及數(shù)值研究［D］. 西安：西北工業(yè)大學，2016.

［17］ Teruna C， Ragni D， Avallone F， et al. A Rod-Linear

Cascade Model for Emulating Rotor-Stator Interaction

Noise in Turbofans： A Numerical Study［J］. Aerospace

Science and Technology，2019，90：275-288.

［18］ Kumar S R， Sharma A， Agrawal A. Simulation of Flow

Around a Row of Square Cylinders［J］. Journal of Fluid

Mechanics，2008，606：369-397.

［19］ Sijtsma P. CLEAN Based on Spatial Source Coherence

［J］. International Journal of Aeroacoustics， 2007， 6

（4）：357-374.

［20］ H?gbom J A. Aperture Synthesis with a Non-Regular

Distribution of Interferometer Baselines［J］. Astronomy

and Astrophysics Supplement Series，1974，15：417.

［21］ Siller H， Michel U， Arnold F. Investigation of Aero-En?

gine Core-Noise Using a Phased Microphone Array［C］.

Maastricht：7th AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference and

Exhibit，2001.

（編輯：白　鷺）