计算气动声学混合方法在涡轮降噪研究中的应用
航空器的气动噪声控制技术
航空器的气动噪声控制技术在现代航空领域，随着航空器的速度不断提高、飞行频率日益增加，气动噪声问题愈发凸显。
气动噪声不仅会影响乘客的舒适度，还可能对周边环境造成噪声污染。
因此，深入研究和应用有效的气动噪声控制技术成为了航空领域的重要课题。
气动噪声的产生源于空气与航空器表面的相互作用。
当飞机在飞行过程中，气流流经机翼、机身、发动机等部件时，会产生复杂的流动现象，如湍流、分离流等，从而引发强烈的噪声。
这种噪声的频率范围广泛，涵盖了低频到高频的各种成分。
为了有效控制航空器的气动噪声，研究人员采取了多种策略和技术手段。
其中，优化航空器的外形设计是一个重要的方向。
通过采用流线型的外形，可以减少气流分离和湍流的产生，从而降低噪声。
例如，在机翼的设计中，采用先进的翼型和翼梢小翼，能够改善气流的流动特性，减少噪声的辐射。
声学衬垫技术也是常用的降噪手段之一。
在发动机内部，通过在壁面上安装具有吸声性能的声学衬垫，可以吸收噪声能量，从而降低发动机噪声的向外传播。
这些声学衬垫通常由多孔材料或多层结构组成，能够有效地吸收特定频率范围内的声波。
另外，主动噪声控制技术也逐渐崭露头角。
这种技术通过在航空器上安装传感器和执行器，实时监测噪声并产生相反的声波来抵消噪声。
例如，在飞机的舱内，可以利用主动降噪耳机的原理，通过扬声器发出与外界噪声相反的声波，为乘客提供一个相对安静的环境。
在材料方面的创新也为气动噪声控制带来了新的机遇。
新型的复合材料具有更好的声学性能，可以用于制造航空器的部件，以减少噪声的产生和传播。
同时，利用声学超材料的独特特性，如负折射率等，来实现对声波的操控和抑制，也是当前研究的热点之一。
对于发动机噪声的控制，除了上述提到的声学衬垫技术外，改进发动机的燃烧过程和涡轮设计也是关键。
优化燃烧过程可以减少燃烧不稳定所产生的噪声，而精心设计的涡轮叶片形状和间距能够降低气流在涡轮内的流动噪声。
在飞机起降阶段，起落架的噪声也是不可忽视的一部分。
基于数值模型的气动噪声预测计算方法研究
1气动噪声理论研究的发展随着当今社会工业化进程的飞速发展，气动噪声问题已逐渐成为工业发展中的重要议题。
例如，在航空工业领域，欧美一些发达国家已将航空噪声指标作为适航的关键指标，并针对航空气动噪声问题制定了长期的战略目标和详细的降噪规划。
在我国，机场噪声控制方面也制定了相关规范，对飞机起降噪声提出了明确要求[1]。
历史上，气动声学的早期研究主要集中于涡喷发动机产生的射流噪声问题，这一问题也是该领域的起源和研究的具体起点。
早期人们（甚至现在一些接受非流体背景训练的工程师和研究人员）认为射流噪声问题是流体射流冲击发动机喷管引起的喷管振动发声，并试图通过将射流噪声问题转化为经典声学中的板、壁、壳振动发声问题进行求解。
然而，1952年Lilley 进行了一个简单实验，通过改变流场中的扰动来改变噪声模态，从而否定了这种看法[2]。
同年，Lighthill [3]提出了以自己名字命名的处理喷射噪声问题的声类比理论方程———Lighthill 方程，它建立了声压波动量与流场物理量之间的关联，该方程是研究气动声学的奠基之作，对、气动噪声场分析、气动噪声研究预测、气动噪声装置设计等有着重要的指导作用。
Lighthill 博士是近代气动声学理论的先驱之一，他在气动噪声学上的影响极为深远。
他的理论为自由空间内的喷气噪声等问题的研究，提供了重要的基础，对于没有固体边界的噪声场，该方程依然适用。
他的理论对流体动力噪声的研究和设计产生了深远的影响。
1955年，Curle [4]在Lighthill 的基础上，考虑了静止固体壁面对气流发声的影响，使用基尔霍夫方法对Lighthill 方程进行了改进，推导出了Curle 方程。
1969年，Ffowcs-Williams 和Hawkings [5]在Curle 的理论基础上应用广义函数法，将Curle 的结果进行推广，考虑了运动固体边界对噪声的影响，得到了一个较为普适的方程称为FW-H 方程。
蜗舌叶顶间距对离心风机气动噪声影响的数值研究
创新与实践ＴＥＣＨＮＯＬＯＧＹＡＮＤＭＡＲＫＥＴＶｏｌ．２５，Ｎｏ．１１，２０１８蜗舌叶顶间距对离心风机气动噪声影响的数值研究陈朝晖，杨 奇，成 毅（湖南联诚轨道装备有限公司，湖南株洲４１２００１）摘 要：对两种变蜗舌间距方案的离心风机进行气动性能和噪声进行数值计算，结果表明调整蜗舌叶顶间隙对风机降噪有较好的效果。
关键词：蜗舌；噪声；气动性能ｄｏｉ：１０．３９６９／ｊ．ｉｓｓｎ．１００６－８５５４．２０１８．１１．０１７! 引言离心风机流量系数较小，压力系数，效率高等优点在工业领域有着广泛的应用，其缺点是设备的主要声源来源。
随着离心风机流体技术的发展，降噪研究技也在进步。
本文通过数值计算手段，对离心风机进行数值优化计算，提供一种离心风机噪声优化思路。
" 离心通风机的噪声基理通风机的空气动力性噪声又可分为旋转噪声和涡流噪声。
旋转噪声又称为离散噪声，它是由通风机中旋转的叶片周期性地击打气体质点引起气流的压强脉动所产生的噪声。
旋转噪声的频率就是叶片每秒钟击打气体质点的次数。
简单的理解就是叶片拍打空气声音。
涡流噪声也称为湍流噪声，其产生的原因主要是气体在叶片表面上发生分离时产生的涡流噪声。
通常离心通风机叶轮出口易形成分离区，以及蜗壳的轴不对称原因，离心风机的蜗舌处也是涡流噪声的主要来源之一［１］。
+ 离心风机主动降噪方法离心风机的噪声主要分布在进口和出口，蜗壳辐射噪声所占的权重较小。
离心风机优化主要是优化进出口噪声。
进口噪声主要是由风速和进口叶片旋转所产生，通常的降噪手段是降低进口风速、减少叶片数、降低风机转速。
出口的噪声主要表现为气流风速和出口涡流，通过减少叶轮直径可降低气流出口风速；通过增加尾缘锯齿叶片（仿生叶片）和优化离心风机蜗舌可减少叶轮流场中的涡流。
) 离心风机噪声数值计算优化流程离心风机噪声数值优化首先需要建立离心风机的物理模型，再转换成ＣＦＤ模型进行分析－流场模型校核－流场特性计算－流场特性分析－声学建模－声学特性分析－气动噪声优化。
飞行器气动噪声的减小技术研究
飞行器气动噪声的减小技术研究在现代航空航天领域，飞行器的气动噪声问题一直备受关注。
随着飞行器速度的不断提高和人们对乘坐舒适性要求的日益增加，降低气动噪声已经成为飞行器设计中一个至关重要的环节。
气动噪声不仅会影响飞行器的性能和安全性，还会对周围环境产生噪音污染。
因此，研究飞行器气动噪声的减小技术具有重要的现实意义。
一、飞行器气动噪声的产生机理要有效地减小飞行器的气动噪声，首先需要了解其产生的机理。
飞行器在飞行过程中，周围的气流与飞行器表面相互作用，产生了复杂的流动现象，从而导致了气动噪声的产生。
1、湍流边界层噪声当气流流过飞行器表面时，会形成一层边界层。
在某些情况下，边界层会从层流转变为湍流。
湍流的不规则运动产生了压力脉动，进而形成噪声。
2、分离流噪声当气流在飞行器表面发生分离时，会形成分离区。
分离区内的气流不稳定，产生强烈的压力波动，导致噪声的产生。
3、尾流噪声飞行器的尾流中存在着复杂的涡旋结构，这些涡旋的相互作用和演化会产生噪声。
4、激波噪声在高速飞行时，飞行器周围可能会产生激波。
激波与周围气流的相互作用会产生强烈的噪声。
二、飞行器气动噪声减小技术1、外形优化设计通过对飞行器外形的优化设计，可以有效地降低气动噪声。
例如，采用流线型的外形可以减少气流的分离和湍流的产生，从而降低噪声。
对于机翼，可以采用后掠翼、大展弦比翼等设计，以减少翼尖涡的产生和发展。
此外，对飞行器表面进行光滑处理，减少凸起和凹陷等不连续结构，也有助于降低噪声。
2、声学衬垫技术在飞行器的发动机短舱、进气道等部位安装声学衬垫是一种常见的降噪方法。
声学衬垫通常由多孔材料制成，能够吸收声波的能量，从而降低噪声的传播。
声学衬垫的设计需要考虑材料的声学性能、厚度、孔隙率等因素，以达到最佳的降噪效果。
3、主动控制技术主动控制技术是通过对气流的主动干预来降低气动噪声。
例如，采用等离子体激励器可以改变气流的流动状态，抑制湍流的发展，从而降低噪声。
高速铁路运输气动噪声分析与降解方法探讨
高速铁路运输气动噪声分析与降解方法探讨随着高速铁路运输的发展，气动噪声问题日益凸显。
气动噪声是指高速列车行驶时凭借空气流经引起的噪声，对周围居民和环境造成了一定的影响。
因此，对高速铁路运输气动噪声进行准确分析并提出降解方法是一个重要的课题。
在分析高速铁路运输气动噪声之前，我们首先要了解气动噪声的产生原因。
当高速列车行驶时，空气流经车体、车窗、车轮、电缆等部件，会产生涡流和尾迹，同时也会引起噪声。
这些噪声主要包括空气波噪声、涡流噪声和尾迹噪声。
因此，针对这些噪声成因，我们可以制定相应的降噪措施。
针对高速铁路运输气动噪声的分析方法有很多种，下面我们将介绍两种经常应用的方法。
首先是数值模拟方法。
这种方法基于计算流体力学的原理，通过数值模拟计算，并得到噪声的预测结果。
数值模拟方法在预测和分析气动噪声中应用广泛，其优点是可以快速计算出复杂流动条件下的噪声分布，提供详细的噪声信息。
此外，数值模拟方法还能够评估不同降噪方案的效果，并指导设计优化。
但是，数值模拟方法也存在一些限制，如计算量大、模拟结果与实际情况存在差距等。
另一种分析方法是实测数据分析法。
通过在实际运行的高速铁路上采集噪声数据，对其进行分析和处理。
这种方法可以直接反映铁路运输中的噪声情况，具有更高的可靠性。
实测数据分析法可通过测量、分析和比较来取得准确的噪声信息，并进一步对噪声来源和影响因素进行分析。
然后可以根据分析结果制定相应的降噪方案。
除了分析方法，还有一些常用的降噪方法可以应用于高速铁路运输气动噪声的控制与降低。
首先是提高车身设计。
通过优化车体外形、减小空气阻力，降低噪声源的产生。
例如，采用空气动力学设计来减小涡流的产生，减少气动噪声的辐射。
其次是采取隔音措施。
可以在车体内部和外部表面使用隔音材料，减少气动噪声的传播和振动。
同时，还可以使用隔音窗户和隔音门等设备，减少噪声对内部空间的传递。
第三是优化轨道设计。
适当改善铁路轨道的几何形状和结构参数，可以减少列车行驶过程中产生的噪声和振动。
航空发动机的声学特性与降噪技术研究
航空发动机的声学特性与降噪技术研究航空发动机作为现代飞行器的核心部件，为飞机提供了强大的动力。
然而，其运行过程中产生的噪声却成为了一个不可忽视的问题。
航空发动机的噪声不仅会影响乘客的舒适度，还可能对周边环境造成严重的噪声污染。
因此，深入研究航空发动机的声学特性以及降噪技术具有重要的现实意义。
航空发动机的噪声来源较为复杂，主要包括风扇噪声、压气机噪声、燃烧室噪声、涡轮噪声以及喷流噪声等。
风扇噪声通常是由于叶片与气流相互作用而产生的，尤其是在高速旋转时，气流的不稳定流动会引发强烈的噪声。
压气机噪声则主要源于叶片的周期性扰动以及气流在压气机内部的复杂流动。
燃烧室中的燃烧过程不稳定性以及高温高压气体的快速膨胀也会产生噪声。
涡轮噪声与叶片的高速旋转以及气流的冲击有关，而喷流噪声则是由于高速喷出的气流与周围大气相互作用所导致。
这些噪声具有不同的频率和幅度特性。
例如，风扇噪声往往在低频段较为显著，而涡轮噪声则在高频段表现突出。
不同类型的发动机，其声学特性也存在差异。
涡扇发动机由于风扇直径较大，风扇噪声相对较为明显；而涡喷发动机则由于喷流速度高，喷流噪声更为突出。
为了降低航空发动机的噪声，科研人员和工程师们开展了大量的研究工作，开发出了多种降噪技术。
在设计阶段，通过优化发动机的结构和气动布局，可以从源头上减少噪声的产生。
例如，采用先进的叶片设计，如掠形叶片、宽弦叶片等，可以改善气流的流动状态，降低叶片与气流相互作用产生的噪声。
优化风扇和压气机的级间匹配，减少气流的分离和漩涡，也能有效降低噪声。
声学衬垫技术是一种常用的降噪手段。
在发动机的内部表面，如进气道、风扇涵道等部位，安装具有吸声性能的声学衬垫。
这些衬垫通常由多孔材料或多层结构组成，能够有效地吸收噪声能量，从而降低噪声的传播。
主动降噪技术是近年来发展迅速的一种方法。
通过在发动机内部或外部布置传感器和作动器，实时监测噪声信号，并产生与之相反的声波，从而实现噪声的抵消。
航空发动机的气动声学特性分析
航空发动机的气动声学特性分析航空发动机作为现代航空领域的核心部件，其性能和可靠性直接影响着飞机的飞行安全与效率。
在航空发动机的众多特性中，气动声学特性是一个至关重要的方面。
它不仅关系到飞机的噪声水平，对乘客的舒适性和环境的影响，还与发动机的性能优化和结构设计密切相关。
航空发动机产生噪声的原因是多方面的。
首先，发动机内部的气流流动非常复杂，高速旋转的叶片与气流相互作用，会产生强烈的湍流和压力脉动。
这些不稳定的流动现象会激发声波，从而产生噪声。
例如，在压气机和涡轮中，叶片的旋转会导致周期性的气流扰动，进而产生具有特定频率的噪声。
其次，燃烧过程也是噪声的一个重要来源。
燃料在燃烧室内的燃烧不稳定，会产生压力波动和热释放的不均匀性，这些都会引发噪声。
特别是在一些新型的高效燃烧模式中，燃烧不稳定性带来的噪声问题更加突出。
再者，发动机的排气过程也会产生显著的噪声。
高温高压的燃气从尾喷管高速喷出，与周围的空气相互混合和剪切，形成强烈的湍流和冲击波，从而产生高频和低频的噪声。
为了研究航空发动机的气动声学特性，科学家和工程师们采用了多种方法和技术。
数值模拟是其中一种重要的手段。
通过建立发动机内部流动和声学的数学模型，利用计算机进行大规模的数值计算，可以预测发动机的噪声产生和传播特性。
然而，数值模拟往往需要巨大的计算资源，并且模型的准确性和可靠性还需要实验数据的验证。
实验研究则是获取航空发动机气动声学特性的直接方法。
常见的实验手段包括在风洞中进行模型试验、在发动机试车台上进行全尺寸发动机测试等。
通过在发动机的关键部位布置传感器，如压力传感器、麦克风等，可以测量气流的压力脉动和声波信号，进而分析噪声的特性和来源。
在分析航空发动机的气动声学特性时，频谱分析是一种常用的方法。
通过将测量得到的噪声信号进行频谱分解，可以得到不同频率成分的能量分布。
这有助于确定主要的噪声频率和对应的噪声源。
例如，低频噪声通常与发动机的整体结构振动和大尺度的气流流动有关，而高频噪声则更多地与叶片的微观流动和燃烧过程中的细节有关。
气动噪声数值预测与应用进展
DF PL S&SE AP CN STS CTT 3D 刘文
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风机/旋转机械气动噪声问题应用背景
舒适性以及法规要求，低噪也是目前核心竞争力 新能源汽车对空调压缩机、涡轮增压器、冷却风扇等零部件声学要求更高 家用电器噪声要满足越来越严格的国家标准，对离心风机、冷却风扇等明显声源提出更高要求 工业用离心压缩机、空气压缩机等背景噪声巨大，其设计改进空间巨大
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风机/风扇气动噪声的一些机理认识
谱线特征&噪声机理
不同的应用会涉及到不同的声源机理，一般包含叶频噪声（Tonal Fan noise）和宽频噪声(Broadband Fan Noise)
叶频噪声：
扇叶表面周期性的冲击载荷 离散峰值频率 Blade Passing Frequency (BPF) and harmonics 窄叶片密集分布 (e.g. 航发涡扇) 宽频噪声：
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案例二：天雁
1. 满足高频分析需求，结果准确 2. 仿真前处理便捷，声学网格自动生成技术成熟 3. 建模方法先进，求解器效率高 4. 扇声源贡献量分析，真正提供设计指导，体现仿
真分析的价值
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• 发动机声辐射随转速变化噪声仿真结果合成感受 • 室内声品质在不同内饰设计下的差异合成感受 • 民用飞机通场噪声的合成感受
螺旋桨气动噪声传播的高精度数值模拟和降噪研究
报告正文参照以下提纲撰写，要求内容翔实、清晰，层次分明，标题突出。
请勿删除或改动下述提纲标题及括号中的文字。
（一）立项依据与研究内容（4000-8000字）：1．项目的立项依据（研究意义、国内外研究现状及发展动态分析，需结合科学研究发展趋势来论述科学意义；或结合国民经济和社会发展中迫切需要解决的关键科技问题来论述其应用前景。
附主要参考文献目录）；1.1．项目的研究意义涡桨飞机是飞机中的重要类别之一，具有燃油利用率高，经济性好等优点[1]，如ATR72-500的燃油消耗率为2.47L/100Km，相较于Boeing 737-800和A320的燃油消耗率，可分别降低8.5%和5.7%，在短途支线客机、公务机和大型运输机中有重要应用。
与涡扇发动机相比，涡桨飞机的桨叶没有短舱的包裹，直接暴露在空气中，因此噪声更大，是主要缺点之一。
近年来，随着航空运输的持续增长，民众对噪声污染的要求越来越高[2]，国外政府对适航噪声的要求也更加严格[3,4]。
整个欧洲航空工业界决定，相对于2000年生产出的典型飞机，截止2020和2050年，新型飞机的外部噪声减少50%和65%。
同时，世界上超过60%的机场，美国超过50个机场将噪声视为最重要的问题[1,5]。
这些对我国自主研制的型号MA60和MA700等涡桨飞机（如图1和图2所示），和其它在研型号提出了更高挑战，涡桨飞机的气动噪声问题是目前航空工业界亟需研究和解决的关键技术之一。
鉴于此，螺旋桨气动噪声的预测和降噪控制技术的研究迫在眉睫。
图 1 MA60涡桨客机图 2 MA700涡桨客机涡桨飞机气动噪声的主要噪声声源包括：涡桨桨叶、机体（如起落架和增生装置）和机体表面的湍流产生的气动噪声，其中螺旋桨桨叶旋转产生的谐波噪声[6]是涡桨飞机气动噪声的最大噪声源。
涡桨飞机的主要飞行时间是巡航阶段，螺旋桨产生的谐波噪声传播到机体表面，透过机体传到舱内对机舱内部的舒适性产生重要影响，更重要的是声载荷造成机体的振动，影响飞机其它部件的声疲劳和电子元件的寿命，对安全性有不可忽视的影响。
高效推进器的气动声学特性分析
高效推进器的气动声学特性分析在现代科技的飞速发展中，高效推进器成为了众多领域的关键技术之一，从航空航天到船舶工业，其应用广泛且重要。
而在对高效推进器的研究中，气动声学特性的分析占据着至关重要的地位。
要理解高效推进器的气动声学特性，首先得明确什么是气动声学。
简单来说，气动声学是研究空气流动与声音产生和传播之间关系的学科。
当推进器在工作时，空气的流动会产生各种复杂的现象，这些现象导致了声音的产生。
而高效推进器的设计目标之一，就是在提高推进效率的同时，尽可能降低其产生的噪音。
高效推进器在工作时，其叶片的旋转是产生气动声学现象的一个重要因素。
叶片与空气的相互作用会引发气流的扰动，从而产生压力波动。
这些压力波动以声波的形式向外传播，形成了我们所听到的噪音。
而且，叶片的形状、数量、旋转速度以及与周围结构的相对位置等，都会对噪音的特性产生影响。
另外，高效推进器内部的气流流动情况也对其气动声学特性有着显著的影响。
例如，气流在通过狭窄通道或者在拐弯处时，流速和压力会发生急剧变化，这也会导致噪音的产生和增强。
同时，气流的湍流现象也是不可忽视的一个因素。
湍流会使气流的运动变得更加混乱和不规则，从而增加了噪音的强度和复杂性。
为了研究高效推进器的气动声学特性，科学家们采用了各种各样的方法和技术。
数值模拟是其中一种常用的手段。
通过建立数学模型和使用计算机进行大量的计算，可以预测推进器在不同工作条件下的气流流动和声音传播情况。
实验研究也是不可或缺的一部分。
在风洞实验中，可以对真实的推进器模型进行测试，直接测量其产生的噪音和相关的气流参数。
在实际应用中，了解高效推进器的气动声学特性具有重要的意义。
在航空领域，降低飞机发动机的噪音可以提高乘客的舒适度，减少对周围环境的噪音污染。
对于船舶来说，安静的推进系统可以提高船员的工作环境质量，同时也有助于降低船舶在水下航行时的声学特征，提高其隐蔽性。
然而，要实现对高效推进器气动声学特性的精确分析和优化并非易事。
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计算气动声学混合方法在涡轮降噪研究中的应用赵辛午;黄洪雁【摘要】The aerodynamic noise problem of aeroengine and underwater vehicle has gradually become a hot research topic.The prediction of turbine aerodynamic noise is the key to the research of turbine aerodynamic noise.The hybrid methods for the computational aeroacoustics are most widely used.The studies on computational aeroacoustics and on the theory of turbine aerodynamic noise prediction are made in this paper.The hybrid methods for the computational aeroacoustics are applied in predicting the aerodynamic noise of a certain turbine.The consistency of the simulation results of the aerodynamic noise and the experimental measurement results shows that it is feasible for applying the hybrid methods for the computational aeroacoustics to predict the turbine aerodynamic noise.%航空发动机和水下航行器中涡轮的气动噪声问题逐渐成为研究的热点,涡轮气动噪声的预测是研究涡轮气动噪声的关键,计算气动声学混合方法是现在应用最广泛的噪声预测方法.本文对计算气动声学研究方法和涡轮气动噪声预测理论基础进行研究,应用计算气动声学混合方法对某型涡轮的气动噪声进行预测.气动噪声仿真结果与实验测量结果的一致性说明了本文应用的计算气动声学混合方法预测涡轮气动噪声是可行的.【期刊名称】《节能技术》【年(卷),期】2017(035)006【总页数】4页(P532-535)【关键词】涡轮;气动噪声;计算气动声学;降噪设计;混合方法【作者】赵辛午;黄洪雁【作者单位】哈尔滨工业大学能源科学与工程学院,黑龙江哈尔滨150001;哈尔滨工业大学能源科学与工程学院,黑龙江哈尔滨150001【正文语种】中文【中图分类】V231.3目前在涡轮设计过程中的主要降噪措施是“截止设计”，然而有时设计得到的涡轮噪声水平远高于预定目标。
由于此时已经完成了涡轮整体结构设计，如不重新进行结构设计将无法满足涡轮发动机设计的噪声要求，这个问题给涡轮研究设计人员带来了较大的困难[1]。
造成这种问题的主要原因是当前对于涡轮噪声的预测水平不足。
在叶轮机械气动噪声的预测方法方面，国外开展了很多基础性的理论研究工作。
Bogey等人[2]通过直接模拟研究了在中马赫数下二维混合层中涡产生的噪声。
他们还采用直接数值模拟计算了湍流流动产生的噪声辐射[3]。
在这些工作的基础上，Bogey等人[4]进一步开展了通过直接噪声模拟(Direct Noise Simulation，DNS)研究喷流噪声机理。
这里的DNS包括从非定常可压缩流动模拟得到的湍流流动的辐射声场，但并不进行声学建模。
Marsden等人[5]采用大涡模拟(Large Eddy Simulation，LES)方法计算了雷诺数为500 000，攻角为0的情况下三维NACA0012翼型绕流，直接获得其辐射声场。
欧阳华[6]通过CFD仿真获得流场，求解涡声方程获得涡声源，进而求解噪声传播。
李高等[7]采用混合CAA方法对离心风机的BPF噪声进行数值预测其结果与测试结果相差0.7 dB。
研究中通过CFD 仿真获取风机流场数据，采用自编程序提取叶片和涡舌上的脉动力，通过求解FW-H方程获得远场噪声。
毛义军[8]通过分析流场静压脉动间接判断流场内气动噪声源的大小。
综上所述，当前国内外对叶轮机械气动噪声仿真基本上都是应用混合CAA方法分别进行流场与声场的仿真。
流场仿真主要采用LES方法或RANS方法进行非定常求解。
声场仿真以“声比拟”方法(主要是FW-H方程，也有部分采用涡声理论)获得声源，之后通过Kirchhoff积分或者FW-H方程在频域内求解远场噪声。
噪声预测工具则呈现多样化，包括CFD软件自带的声学模块、专用声学软件(如LMS)和噪声预测模型等。
气动噪声问题已经逐渐成为科学研究关注的热点，航空发动机和水下航行器动力装置对气动噪声则有更高的要求。
本文对计算气动声学研究方法、涡轮气动噪声预测的理论基础进行研究，并应用混合CAA方法预测某型涡降噪设计前后的气动噪声，最后将仿真结果与实验测量结果对比分析。
20世纪90年代以前叶轮机械气动噪声预测主要依赖于经验公式或者基于Lighthill声类比理论[9]的管道声学模型等方法，但这些方法或缺乏对叶轮机械设计参数与噪声结果的关联，或缺乏对叶轮机械内部噪声产生物理机制的刻画，因此这些方法在进行叶轮机械低噪声设计等情况时受到很大的限制。
研究气动声学的学者一直在尝试建立能够对流体产生声音的内部机制、声波与气流的相互作用等过程进行分析的理论模型和计算方法，即直接求解非定常Navier-Stokes方程并同时获得流场和声场的方法。
此方法在求解可压的非定常Navier-Stokes方程数值计算结果中，包含了非定常流场的信息和气动噪声信息。
这就是正在迅速发展的计算气动声学，该方法目前最受关注并得到广泛的应用。
直接方法的基本思路是基于N-S方程或欧拉方程求解获得声场，精确捕捉非定常流和辐射特性。
但是由于声场能量与涡能量、声场尺度与涡尺度、声压与流场宏观压力方面存在巨大差异，导致该方法对网格尺度、计算时间及离散格式有非常高的要求，因此目前还不适用于工程问题。
直接方法包括直接数值模拟(DNS)[10-11]和大涡模拟(LES)[12-13]。
混合方法主要是将整个声场分为声源区域和传播区域。
其中，声源区域产生噪声，可以采用传统CFD的计算方式进行计算，主要的计算方法有[14-17]：直接数值模拟、大涡模拟、脱体涡模拟、非定常雷诺平均N-S 方程方法以及随机模型方法等；而传播区域是声波向外传播的过程，不会产生噪声，因此该过程可以看作是线性传播过程，因此可以进行简化，计算方法主要为声比拟方法和声波传播方程方法两类。
其中，传统的声比拟法是通过拓展N-S 方程来实现的。
在后来的研究中，Ffowcs Williams 和Hawkings[18]，考虑到运动固体边界对噪声的影响，进而推导出FW-H方程；为了简化FW-H方程的计算，Farassat引入广义的格林函数，对上述方程进行积分变换，从而得到了简化的积分公式[19]。
目前应用最广泛的气动噪声预测的混合方法，即使用CFD软件计算声源强度，使用声学软件计算气动噪声的传播。
通过瞬态CFD计算，输出压力脉动或速度脉动数据，进而转化为等效声源，通过声学有限元或边界元法进行噪声计算。
该方法对CFD格式要求较低，能够同时处理结构的反射和散射，并计算由流体载荷引起的结构辐射噪声。
Lighthill提出的声比拟理论不但是建立在自由空间和不考虑固体边界影响的假设上的，还包括场介质静止等假设。
在Lighthill之后，经过Curle、Ffowcs Williams和Hawkings、Goldstein等人[20]的发展，得到广义的Lighthill方程，使Lighthill声比拟理论能够考虑运动的固体边界以及均匀运动介质的影响。
涡轮气动噪声预测中，主要采用FW-H方程进行声源的预测。
按照发声机理来进行分类，气动噪声源主要包括单极子源(体积变化引起的)、偶极子源(表面振荡力引起的声)以及四极子源(自由湍流引起的声)。
其产生机理可以从不考虑声源区域和由大气中密度梯度影响的声源项qi的FW-H方程看出来，如式(1)所示本文应用混合CAA方法对某型部分进气式大膨胀比涡轮的原型涡轮和降噪设计后的优化涡轮的气动噪声进行预测。
在进行涡轮气动噪声仿真时，声学网格直接从流场仿真的网格中提取，这样声学网格节点与流场网格节点能够一一对应，在进行节点压力映射时能够保持良好的精度。
在利用CFX软件获得涡轮级非定常流场参数之后，将得到的流体网格和叶片网格上的压力脉动数据导入声学计算软件LMS virtual lab中，获得声场数据。
在本文针对原型和优化涡轮流场的数值模拟计算中，由于喷嘴的几何结构比较复杂，故该部分结构采用非结构化网格；动叶通道采用结构化网格，以保证较好的壁面网格质量(如图2)。
喷嘴部分的网格采用商用软件ICEM生成，动叶通道部分的网格采用AUTOGRID V5生成。
对于本文研究的大膨胀比涡轮，气动噪声的主要来源包括：大膨胀比涡轮速度三角形区域较大的喷嘴出口气流马赫数和转静之间形成复杂激波系引起的非定常作用；由于涡轮采用部分进气设计，动叶通道交替通过进气区和非进气区，引起通道内的压力脉动；涡轮导叶选取钻孔喷嘴的结构形式，相邻喷嘴的椭圆形出口之间形成三角形非出气区，使得流场中存在较大的尾迹区，尾迹与流动的掺混以及动叶交替经过尾迹区和主流区，产生气动噪声。
针对以上分析，从流动控制的角度出发，对涡轮进行气动噪声优化设计，提出了以下几种涡轮气动噪声控制方法：增加转静轴向间距[21]；适当增大喷嘴的几何出气角；喷嘴下俯；喷嘴出口修型。
表1为对某型大膨胀比涡轮数值模拟的结果。
采用CFX软件对该涡轮进行非定常全三维数值模拟计算，求解三维粘性的雷诺平均N-S方程。
计算格式采用时间推进的有限体积法。
为获得较好的计算精度，空间项的离散采用二阶迎风格式，时间项的离散使用二阶后差欧拉格式。
考虑到涡轮通道内流动可能十分复杂，湍流模型选取能较好的预测逆压力梯度和边界层分离SST模型。
由于涡轮采用局部进气的设计方案，故数值模拟时涡轮转静交界面采用CFX提供的Frozen Rotor模式，该模式进行平均参数传递的同时，兼顾了流动的周向不均匀性。
由表2可见，涡轮排气噪声最大值的实验结果与仿真结果存在一定的误差，但优化方案的降噪趋势是一致的。
造成实验与仿真结果存在差异的原因主要包括：仿真模型与实验样机通流结构相比进行了一定简化，尤其是涡轮壳体结构；实验中样机在声波的传播过程存在反射/折射、耗散以及干涉等复杂现象，目前的声学仿真手段还无法模拟如此复杂的声学环境；另外实验中气源压力存在小的波动，且本文的实验在普通室内进行声学测量，测量环境也会引入一定的误差。