2023 年 2 月

第 44 卷 第 2 期

推　进　技　术

JOURNAL OF PROPULSION TECHNOLOGY

Feb. 2023

Vol.44 No.2

210460-1

锯齿尾缘构型降低圆柱-叶栅干涉噪声的实验研究 *

黎 霖 1

，卯鲁秦 2

，连健欣 3

，乔渭阳 3

（1. 南方科技大学 工学院，广东 深圳 518055；

2. 中国航发商用航空发动机有限责任公司，上海 200241；

3. 西北工业大学 动力与能源学院，陕西 西安 710129）

摘 要：通过在叶栅上游放置圆柱产生各向异性的湍流尾迹，并与下游叶片相互干涉产生干涉噪

声，研究了仿生学锯齿尾缘构型对圆柱-叶栅干涉噪声的影响。针对西北工业大学航空叶轮机气动力学

与气动声学实验室 （TAAL） 低压涡轮平面叶栅，在不同来流速度的情况下，使用远场圆弧阵列测量了

叶栅远场噪声，并基于CLEAN-SC数据处理算法使用由31个传声器组成的线阵列测量识别了不同叶栅

的尾缘噪声，得到了圆柱尾迹来流下锯齿尾缘构型的降噪效果。实验结果表明，不同锯齿尾缘构型的降

噪效果存在差异，当来流为圆柱尾迹时，对叶栅尾缘噪声的识别测量结果显示此时锯齿尾缘降噪效果有

限，最佳降噪量仅为1.296dB，当来流速度较高时，采用的锯齿尾缘构型无法降低圆柱-叶栅干涉尾缘

噪声。

关键词：锯齿尾缘；声源识别；干涉噪声；传声器阵列；仿生学降噪

中图分类号：V231 文献标识码：A 文章编号：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；修订日期：2022-03-22。

基金项目：国家科技重大专项（2017-II-0008-0022）；国家自然科学基金（51936010；51776174）。

作者简介：黎　霖，硕士生，研究领域为叶轮机气动声学。

通讯作者：乔渭阳，博士，教授，研究领域为航空燃气涡轮发动机气动热力学、气动声学。E-mail：qiaowy@nwpu.edu.cn

引用格式：黎 霖，卯鲁秦，连健欣，等. 锯齿尾缘构型降低圆柱-叶栅干涉噪声的实验研究［J］. 推进技术，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 锯齿尾缘构型降低圆柱-叶栅干涉噪声的实验研究 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

航空叶轮机噪声主要来自于转静叶片排相对运

动所形成的流动干涉，上游叶片尾迹湍流与下游叶

片干涉是产生随机湍流宽频噪声的主要原因。此

外，当气流绕叶片流动时，在叶片表面形成的湍流边

界层会通过叶片尾缘并与尾缘相互作用，形成了重

要的尾缘宽频噪声。对航空发动机降噪而言，如何

降低叶片湍流干涉噪声越来越引起重视。

随着气动声学的发展，传统气动噪声控制方法

趋于成熟，传统降噪手段无法满足当下降噪要求，因

而诸多科研人员转而去寻找新的降噪手段，“仿生

学”降噪得到了气动声学领域的极大关注。人们通

过研究发现座头鲸鳍肢前缘凸起使其具有良好的气

动性能，而猫头鹰翅膀梳状前缘与锯齿尾缘构型使

其拥有低噪声飞行的能力，因而从仿生学角度对仿

生学波浪构型与锯齿构型进行研究是未来气流流动

与噪声控制方面的重要尝试。

基于仿生学角度，科研人员提出并发展了锯齿

尾缘降噪方法，Howe［1-2］

给出了针对锯齿尾缘的降噪

预测模型。使用此模型进行预测，对于锯齿尾缘，当

ωh/u≫1 时，降噪量约为 10 lg (1 + ( 4h/λ) 2

)dB，其中，ω

为声音频率，u 为平均来流速度，λ 为锯齿波长，h 为锯

齿幅值。目前而言，嵌入式锯齿尾缘与切开式锯齿

尾缘是两种主流的锯齿尾缘结构。Gruber 等［3-4］

对孤

立翼型添加嵌入式尾缘采用实验研究方法，结果表

明，此结构针对翼型压力脉动可降低其展向相关性，

因而可以有效降低尾缘宽频噪声，降噪量约为 5dB，

但这一结构同时也会增大高频范围内的噪声。

Moreau 等［5］

对平板添加锯齿尾缘，实验研究了中

低雷诺数下锯齿尾缘平板的降噪机理。研究结果表

明，中低雷诺数下，采用此结构会改变尾缘区域的气

流流动因而可以降低噪声；当锯齿长度不变时，宽锯

齿的降噪效果更佳。

Jones 等［6-7］采用 DNS（直接数值模拟）研究了锯

齿尾缘构型的降噪机理，结果表明，锯齿周期不变，

长锯齿降噪效果更佳，降噪量约为 9dB。Finez 等［8］

对

压气机叶栅添加锯齿构型，通过实验研究发现锯齿

构型加宽了尾迹、降低了速度亏损，因而增大了约

14% 的翼型阻力，最多降低了约 5dB 尾缘噪声。

Chong 等［9-11］研究了低湍流度、低雷诺数二维流

动时，切开式锯齿尾缘对孤立翼型的影响。在这种

工况下，尾缘噪声呈现出了窄带特征，使用锯齿尾缘

结构可以有效降低单音。同时，Chong 等［12-13］

还研究

了非平板型锯齿的降噪效果，并基于具有锯齿状后

缘的平板研究了其气动声学和流动结构。Arina 等［14］

采用混合计算方法，对 NACA-65 添加锯齿尾缘进行

研究，结果表明，锯齿尾缘降低了流动展向相关性，

从而降低了低频范围内的尾缘噪声。Ryi 等［15］在缩

比尺寸的风力机转子上添加两种锯齿构型进行对比

研究，一种为直锯齿尾缘，另一种为倾斜锯齿尾缘。

研究结果表明，直锯齿尾缘降噪效果优于倾斜锯齿

尾缘，直锯齿尾缘降噪量约为 2.79dB，倾斜锯齿尾缘

降噪量约为 2.22dB。

尽管目前在仿生学降噪研究已经取得了一定的

进展，但对湍流噪声的仿生学降噪理论认识仍存在

明显的不足。上述对于锯齿尾缘降低叶片噪声的研

究工作，大部分都是针对独立叶片进行，而对真实叶

轮机，叶片排都是由许多独立叶片所构成，其流动过

程具有明显叶栅流动效应，纪良［16］研究了仿生学锯

齿尾缘在叶栅叶片上的应用，对锯齿尾缘叶栅进行

了试验研究，结果表明锯齿尾缘叶栅总声压级降噪

量最大可达 6dB，但其来流比较均匀。Teruna 等［17］

为

了模拟涡扇发动机转子-静子相互作用噪声，通过数

值模拟方法，设计了一种圆柱-叶栅模型，将一根圆

柱放置于 7 叶片线性叶栅上游，使圆柱尾流撞击中央

叶片，数值模拟计算了此时的圆柱-叶栅干涉噪声，

但其论文中没有相应的实验研究，也没有进行关于

圆柱尾迹下叶栅降噪的研究。

针对以上问题，本文以平面叶栅为对象，针对纪

良［16］的大转角涡轮叶栅和仿生学构型锯齿尾缘结

构，采用线性传声器阵列噪声测试方法和远场噪声

指向性实验测量方法两种实验方法对其进行了实验

测量，实验研究了不同来流湍流条件下叶栅噪声特

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性。同时对设计的两种锯齿尾缘叶栅进行了对比分

析，研究了锯齿尾缘结构对圆柱尾迹下叶栅远场噪

声与尾缘噪声的影响。

2 实验设置以及实验测量方法

2.1 实验设备

实 验 在 西 北 工 业 大 学 TAAL 实 验 室（Turboma⁃

chinery Aerodynamics ＆ Acoustics Laboratory）的 半 消

声室中进行，半消声室背景噪声 A 计权总声压级为

28.3dB（A），吸声系数大于 99%，截止频率为 130Hz。

实验所使用的风洞为矩形出口的开式射流风洞，如

图 1 所示，该风洞最大流量约为 1.5kg/s，通过离心式

鼓风器供气。为了产生不同的来流速度，选取变频

电机驱动鼓风机，通过改变频率控制电机转速从而

间接控制风洞出口气流流速。

风洞出口实验段截面尺寸为 300mm×90mm，射

流风洞下游可安装实验段，本文实验对象是西北工

业大学 TAAL 实验室 H1 低压涡轮平面叶栅。图 2 为

平面叶栅通道中实验叶片的参数定义，实验对象弦

长 C 为 100mm，叶栅通道的栅距 Pitch 为 94.9mm，β1=

32.7°。采用仿生学构型方法对叶片进行改型，生成

两种仿生学构型锯齿叶片，其与纪良［16］

相同，示意图

和参数定义分别见图 3 和表 1，从表 1 中可知，设计的

两 种 叶 片 分 别 为“ 钝 ”锯 齿 尾 缘 叶 栅 SEB（Serration

Big）与“尖”锯齿尾缘叶栅 SES（Serration Small），仿生

学尾缘构型采用线切割方法加工。TAAL 实验室纪

良［16］

已经对这两种锯齿尾缘叶栅及相应的直尾缘叶

栅的气动性能进行了数值模拟研究，结果表明，总体

上看，锯齿尾缘叶栅的性能较直尾缘叶栅有所下降，

但是锯齿尾缘设计对大转折角叶栅的整体性能影响

很小，对于叶栅总压损失系数、出口气流角以及载荷

系数的影响很小。

叶栅中放置 3 个大转折角叶片以构成叶栅流动，

针对此叶栅实验件，参考 Teruna 等［17］的做法，圆柱叶栅干涉实验中仅在中间叶片上游 100mm 处放置一

个 8mm 直径的圆柱以产生圆柱尾迹。这样做的原因

在于：（1）叶轮机械中，由于转子叶片与静子叶片具

有周期性，因而上游叶片尾迹与下游叶片干涉时也

具有对应的周期性。此实验中，当叶栅前方有多个

圆柱时，很难对多个脱落涡进行相位匹配使得每个

脱 落 涡 形 成 的 尾 迹 相 位 保 持 一 致 ；（2）依 据 Kumar

等［18］提到的，避免相邻圆柱脱落涡结构相互影响；

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

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（3）由于叶片数量有限，中间叶片流场较好。图 4 中

展示了圆柱-叶栅的位置示意图，图 5 展示了实验过

程中的实物图，包括锯齿化改型的叶片放大图片。

为准确控制实验中风洞出口气流速度，实验前

需对气流速度进行标定。实验中采用热电偶温度计

对大气温度进行测量；采用气压表对大气压力进行

测量。选取总压静压测量计算方法进行速度标定，

速度标定时，选则五孔探针连接电子扫描测压系统

获取对应压力。通过改变电机频率改变速度并进行

多次测量以减小误差，之后将变频器频率和计算得

到的气流速度进行多点拟合，确定变频器频率与气

流速度的对应关系，以此为依据，在不同实验中实现

对气流速度的控制。

实验分别采用了远场指向性测量与基于传声器

阵列的声源识别测量方法，声源识别所使用的阵列

数 据 处 理 方 法 为 Sijtsma［19］ 在 Högbom［20］ 提 出 的

CLEAN-PSF 算法基础上发展的适用于气动噪声测量

的 CLEAN-SC 方法。声学测量采用的是 BSWA 自由

场传感器，测量最大声压级为 168dB，该型号传声器

为电容式传声器，环境压力影响系数为 -10-5

dB/Pa，

在 20~20000Hz 内具有很好的稳定性。BSWA 传声器

可在 -50℃~110℃ 时正常工作，环境温度影响系数为

0.01dB/K。数据采集系统型号为 BSWA MKII，采样频

率最高为 102400Hz，其共有 128 个 ICP 电压通道，理

论上可以同时采集 128 路声压信号，但本文设计的线

传声器阵列由 31 个传声器构成，因而仅需要 31 通道

进行实验。实验时，以数据采集系统为中介，连接传

声器与移动计算机，将声压信号导入移动计算机，通

过移动计算机上的 PAK 软件对传声器位置处声压信

息进行采集。为了保证测量精度，实验测量前使用

114dB，1kHz 的 标 准 声 信 号 校 准 器 对 传 声 器 进 行

校准。

2.2 远场噪声指向性测量阵列布置

采用远场声学测量方法进行实验，针对此实验，

传声器的布置方案如图 6 与图 7 所示，阵列以被测声

源即叶栅中间叶片展向中心为圆心，半径 2m，阵列与

地面相距 1.05m。实验测量中，选择 26 路传声器，通

过支架固定方式形成半圆弧，针对本实验，设置相邻

传声器间距保持一致，两者之间间隔为 5°，通过计算

可知，本次实验中测量角度为 0°~130°。当气流与传

声器直接接触时，数据可信度不高，因而舍弃 0°~25°

传声器，实验分析时仅分析 30°~130°的传声器。根据

奈 奎 斯 特 采 样 定 理 ，测 量 过 程 中 采 样 频 率 取 为

32768Hz 以完整保留最高 16384Hz 的信号，采样时间

为 15s。

采用声压级 SPL 和总声压级 OASPL 来表征叶栅

远场噪声的大小，其中，声压级 SPL 计算公式为

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

ref) （1）

式中 Spp ( f ) 为声压功率谱密度；pref 为参考声压，pref =

2 × 10-5

Pa。

总声压级计算公式为

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

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OASPL = 10 lg

(∑i

Spp ( fi) Δf

p 2

ref ), f1 ≤ f ≤ f2 （2）

式中 f1 和 f2 分别表示求取总声压级的下限频率和上

限频率。

计算过程中，功率谱密度计算直接调用 Matlab 软

件中的 Pwelch 函数，此函数基于 Welch 方法，窗函数

采用 Hanning 窗，选取 1024 个点进行 FFT，50% 数据

重叠，进行 960 次平均，频谱分辨率为 32Hz。

2.3 叶栅尾缘噪声识别测量方法

实验时为测量尾缘噪声，采用线性传声器阵列

进行实验，阵列布置图如图 8 所示。传声器阵列长

1.72m，采用非均匀间距设置，布置于叶栅后方，相对

位置示意图如图 9，10 所示。传声器阵列的声源识别

能力可以通过阵列分辨率衡量，式（3）为 Siller 等［21］

提

出的阵列分辨率估算公式，依据式（3），在 1.6kHz 时，

实验使用的阵列分辨率 b≈0.0605m；在 2kHz 时阵列分

辨率 b≈0.0484m，均小于叶栅的栅距 0.0949m，可见在

1.6~10kHz 内阵列分辨率满足要求。阵列分辨率估

算公式如下

b ≈ c λH

D sin2

θ （3）

式中 c 为常数，通常取 0.5≤c≤1；H 是声源与阵列之间

距离；λ 是声波波长；D 是阵列孔径，此处为线阵列长

度；θ 是阵列与声源的相对角度，当阵列中心与声源

正对时 θ=90°。

实验测量过程中采样频率为 32768Hz，采样时间

为 15s。实验数据处理时，使用了 CLEAN-SC 反卷积

方法，选取 1024 个点进行傅里叶变换，并将声信号数

据分段进行多次平均以提升数据稳定性，数据重叠

率选取为 50%，采用 Hanning 窗进行 FFT 变换。

2.4 干扰噪声的影响

为了评估风洞背景噪声的影响，图 11，图 12 中分

别给出了不同流速下的风洞背景噪声窄带频谱和圆

柱 -叶 栅 噪 声 测 量 频 谱 ，图 12 中 STT（Straight Trail⁃

ing-Edge）指代直尾缘叶栅。可见在 1kHz 以下均有

一 显 著 的 单 音 噪 声 ，这 对 应 于 风 洞 离 心 压 缩 机 的

1BPF 单音。此外在低速情况下（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

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4kHz 和 8kHz 处也出现较为显著的单音。图 13 给出

了不同速度下圆柱-叶栅干涉噪声与风洞背景噪声

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

7dB，与纪良［16］

的结果相差不大。

另一方面，图 14 给出了 63.7m/s 时叶栅出口位置

处由传统波束成形方法（CB）得出的声源分布云图，

可见在 1.6Hz~10kHz 内，叶栅通道中安装圆柱、叶片

之后的叶片噪声远大于风洞背景噪声。综合来看，

射流风洞背景噪声对圆柱-叶栅干涉尾缘噪声测量

影响不大。

3 结果与讨论

3.1 平面叶栅远场噪声指向性实验结果

3.1.1 均匀来流下平面叶栅噪声实验结果分析

图 15 为均匀来流下，不同来流速度时，基准叶型

叶栅噪声总声压级指向性结果，本次计算中，总声压

级计算选取的频率积分范围为 1~10kHz。由图可知，

当气流速度增加时，基准叶型叶栅远场噪声总声压

级 变 化 趋 势 与 气 流 速 度 变 化 一 致 ，当 来 流 速 度 >

47.6m/s 时，叶栅噪声在 90°方向角附近最大，沿 0°及

180°指向方向其总声压级逐渐减小。当来流速度<

39.2m/s 时，远场噪声总声压级随着角度变化波动较

为剧烈，叶栅噪声在 100°方位角附近最大。

3.1.2 圆柱尾迹湍流下叶栅干涉噪声实验结果分析

圆柱尾迹下，不同来流速度时，基准叶型叶栅总

声压级指向性结果如图 16 所示，计算频率积分范围

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　进　技　术 2023 年

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同样为 1~10kHz。由图可知，与均匀来流相比，圆柱

尾迹并未明显改变叶栅总声压级指向性特征。与均

匀来流结果类似，47.6m/s，55.9m/s，63.7m/s 速度下，

随着来流速度的增加，不同尾缘叶栅各个方位角处

均增大了噪声。22.7m/s，31.9m/s 速度下，远场噪声总

声 压 级 随 着 角 度 变 化 波 动 较 为 剧 烈 ，叶 栅 噪 声 在

95°，100°方位角附近最大，且在低速范围内随气流变

化不大。

总声压级变化量∆OASPL 的定义为

ΔOASPL = OASPLRSTT - OASPLSTT （4）

式中 OASPLRSTT为圆柱尾迹湍流下，远场接收点声压

级，dB；OASPLSTT为均匀来流湍流下，远场接收点声压

级，dB。ΔOASPL 值为正表示总声压级增大，值为负

表示总声压级减小。

图 17 展示了圆柱尾迹湍流与均匀来流下，基准

叶栅远场噪声 ΔOASPL 随气流速度的变化趋势，从图

中可以看出：与均匀来流相比，圆柱尾迹下基准叶栅

远场噪声整体呈上升趋势。随着来流速度的增加，

叶栅远场噪声增幅整体先呈上升趋势，之后有所降

低。22.7m/s 时远场噪声整体变化不大，仅在 95°方位

角位置有明显增加，增幅约为 6dB。55.9m/s 时远场

噪声整体增幅最为显著，与均匀来流相比，40°~50°方

位角下圆柱尾迹导致远场噪声增加约 3.5dB。63.7m/s

时，叶栅远场噪声增幅相比 55.9m/s 速度下整体有明

显下降，70°方位角以上，圆柱尾迹并未明显改变叶栅

远场噪声。

3.1.3 圆柱尾迹下锯齿尾缘对叶栅噪声影响实验结

果分析

图 18 为不同来流速度下，采用仿生学构型尾缘

结构的叶栅总声压级指向性结果，计算频率范围与

上文一致。与图 16 对比可知，不同来流速度下，锯齿

尾缘结构并未明显改变叶片指向性特征。47.6m/s，

55.9m/s，63.7m/s 速度下，随着来流速度的增加，不同

尾 缘 叶 栅 各 个 方 位 角 处 均 增 大 了 噪 声 。 22.7m/s，

31.9m/s 速度下，远场噪声总声压级随着角度变化波

动较为剧烈，随着来流速度增加，45°，55°，100°，120°

方位角处噪声变化幅度不大。

总声压级降噪量∆OASPL 的定义为

ΔOASPL = OASPLRSTT - OASPLRSerration （5）

式中 OASPLRSTT为圆柱尾迹湍流下，基准叶栅远场接

收点声压级/dB。OASPLRSerration为圆柱尾迹湍流下，锯

齿尾缘叶栅远场接收点声压级，dB。此时 ΔOASPL 值

为正表示锯齿尾缘叶栅总声压级相对于基准叶栅减

小，值为负表示锯齿尾缘叶栅总声压级相对于基准

叶栅增大。

不同方位角下“钝”锯齿尾缘叶栅（SEB）和“尖”

锯齿尾缘叶栅（SES）远场噪声 ΔOASPL 随气流速度的

变化趋势如图 19 所示，从图中可知：两种仿生学构型

尾缘结构的降噪效果随气流速度的变化趋势是不同

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

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的。对 SEB 叶栅而言，当来流速度大于 31.9m/s，不同

方位角均有降噪效果；31.9m/s 时不同方位角降噪量

波动较为强烈，39.2m/s 时降噪效果最佳，各个方位角

降噪效果相当，65°方位角降噪量最大，约为 6.5dB。

对 SES 叶栅而言，31.9m/s 与 39.2m/s 时，不同方位角

下均有降噪效果，但降噪效果有限，最大降噪量约为

2dB；47.6m/s 流速下，各个方位角噪声均有增加，50°

方位角噪声增加尤为明显，噪声增量约为 2.5dB。

3.2 圆柱尾迹下锯齿尾缘噪声降噪特征实验分析

3.2.1 圆柱尾迹下仿生学锯齿构型尾缘叶栅噪声识

别结果

本节主要介绍圆柱尾迹来流下两种仿生学构型

尾缘叶栅的线性传声器阵列识别结果。选取 6 个不

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

55.9m/s 和 63.7m/s 进行了实验。

图 20 为 63.7m/s 的来流速度下，基准高负荷大转

折角叶栅与两种仿生学构型锯齿尾缘叶栅线性传声

器阵列识别结果。从两种仿生学构型锯齿尾缘叶栅

的识别结果图中可知，采用仿生学锯齿构型后，叶栅

尾缘中间叶片尾缘噪声在识别图中有所减小，降噪

多集中于低频范围。

不同来流速度下，基准叶栅与仿生学构型锯齿

尾缘叶栅线性传声器阵列识别结果如图 21~23 所示，

这 里 只 给 出 了 u=22.7m/s，39.2m/s，55.9m/s 的 结 果 。

可以看出，三种来流速度下声源识别结果云图中均

有三个明显声源，对应三个叶片尾缘，具体位置均在

x=-0.08m，x=0.02m 和 x=0.12m 附近，三个声源之间的

距离与栅距对应。22.7m/s 速度下，阵列扫描范围内

可以看到 4kHz 和 8kHz 的单音，结合图 11 推断其为实

验风洞背景噪声，由于声源识别结果不能准确反映

噪声频谱，为了更深入了解两种仿生学构型锯齿尾

缘降噪效果，需要对声源识别得到的结果进行频谱

分析。

3.2.2 圆柱尾迹下仿生学锯齿构型尾缘叶栅降噪特

征分析

因为圆柱放置于叶栅中间叶片上游，故以叶栅

通道中央（x=0.02m 处）的叶片为对象，进行仿生学构

型锯齿尾缘叶栅噪声的频谱特征分析。由图 20~23

的叶栅尾缘噪声声源识别结果云图可见，其尾缘噪

声分布在一定空间范围内，为了更精确地表示叶栅

叶片尾缘噪声，在一定空间范围内对其进行叠加平

均计算叶栅尾缘噪声的声压级，如图 9 中放大的扫描

区域所示。计算式为

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　进　技　术 2023 年

210460-9

L TE = 10· lg

æ

è

ç

ç

ç

ç

ç

çç

ç

ç

ç

ç

ç ö

ø

÷

÷

÷

÷

÷

÷÷

÷

÷

÷

÷

∑ ÷ n = N min

N max

100.1Ln

N max - N min + 1 （6）

式中 N min = 1，N max 是扫描区域中采样点的总数，Ln 为

扫描区域内单个扫描点的声压级。

不同来流速度下，三种叶栅的尾缘噪声三分之

一倍频程频谱见图 24。通过分析三张图中数据趋势

可知，来流速度增加时，无论是基准叶栅还是采用仿

生学构型的锯齿尾缘叶栅，其尾缘噪声频谱形状类

似，且变化趋势与来流速度变化趋势相同。

来流速度不同时，基准叶栅与两种仿生学构型

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 锯齿尾缘构型降低圆柱-叶栅干涉噪声的实验研究 2023 年

210460-10

锯齿尾缘叶栅尾缘噪声声压级大小如表 2 所示，尾缘

噪声计算时，计算的频率为 2~10kHz。当气流流速

>31.9m/s 时，SEB 叶栅尾缘噪声的总声压级略高于

SES 叶栅，因此当来流为圆柱脱落涡时，采用“尖”锯

齿尾缘可以达到更佳的降噪效果。为了直观反映三

种叶栅尾缘噪声与速度的关系，对其进行拟合，结果

如图 25 所示。由图可知，采用仿生学构型锯齿尾缘

的两个叶栅尾缘噪声与气流速度的比例关系近乎一

致，与基准叶栅 5.324 结果相比，采用仿生学构型锯

齿尾缘叶栅比例系数偏大，分别为 5.597 和 5.538。

3.2.3 圆柱尾迹下仿生学锯齿构型尾缘叶栅降噪效

果分析

不同来流速度下，两种仿生学构型尾缘结构叶

栅尾缘噪声降噪量频谱 ΔSPL ( fi ) 如图 26 所示，由图

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　进　技　术 2023 年

210460-11

可知，采用仿生学构型尾缘结构叶栅的尾缘噪声降

噪量频谱变化趋势与来流速度的变化趋势类似。总

体而言，SES 叶栅降噪效果明显优于 SEB 叶栅。低速

22.7m/s 和高速 63.7m/s 时，SES 叶栅在高频处没有降

噪效果，31.9m/s，39.2m/s和47.6m/s时，降噪效果最为理

想。对于 SEB 叶栅，当来流速度为 55.9m/s 与 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 锯齿尾缘构型降低圆柱-叶栅干涉噪声的实验研究 2023 年

210460-12

时，在多数频率范围内，与基准叶栅尾缘噪声相比，

采用“钝”锯齿尾缘结构叶栅尾缘噪声均有所增加。

图 27 为相同气流速度条件下 SEB 叶栅和 SES 叶

栅尾缘噪声声压级的降噪量频谱 ΔSPL ( fi ) 的比较，

当来流速度>31.9m/s 时，多数频率范围下，采用“尖”

锯齿尾缘结构的叶栅降噪效果均优于采用“钝”锯齿

尾缘结构的叶栅，但差异并不显著，单个倍频程频率

下差距最大仅为 1dB。

在 2000~10000Hz 频率范围对总声压级进行了计

算，通过与基准叶栅尾缘噪声总声压级做比较，两种

仿生学构型锯齿尾缘叶栅降噪量数值如表 3 所示。

“尖”锯齿尾缘结构锯齿叶栅降噪优势可以进一步从

表中看出，除了 63.7m/s 来流速度，其它流速下 SES 叶

栅均有降噪效果，31.9m/s 时降噪量最大，为 1.296dB。

与“尖”锯齿尾缘叶栅相反，“钝”锯齿尾缘结构叶栅

尾缘噪声在 55.9m/s 时会有所增加。

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

第 44 卷 第 2 期 推　进　技　术 2023 年

210460-13

4 结 论

本文采用远场指向性阵列测试技术与尾缘噪声

识别分离方法，开展了圆柱尾迹下，大转折角叶栅锯

齿尾缘构型的降噪研究，得到如下结论：

（1）对于远场噪声，采用“钝”锯齿尾缘叶栅降噪

效果优于“尖”锯齿尾缘叶栅。SES 叶栅仅在特定来

流速度下有降噪效果，且降噪效果有限；当来流速度

>31.9m/s 时 ，SEB 叶栅在不同方位角下均有降噪效

果，39.2m/s 时降噪效果最佳，特定方位角降噪量可达

6.5dB。

（2）0°攻角条件下，总声压级计算频率 2~10kHz

时，基准叶栅中间叶片尾缘噪声与主流速度成 5.324

次方关系，仿生学锯齿尾缘结构叶栅尾缘噪声与上

游来流速度的次方关系接近，分别为速度的 5.597 和

5.538 次方。

（3）来流速度相同时，当流速>31.9m/s 时，SES 叶

栅对尾缘噪声降噪效果在多数频率范围内都要优于

SEB 叶栅，但两者差距不大。当来流为圆柱尾迹时，

锯齿尾缘降噪效果有限，最佳降噪量仅为 1.296dB，当

来流速度较高时（来流速度为 63.7m/s 时），本文所采

用 的 锯 齿 尾 缘 构 型 无 法 降 低 圆 柱 -叶 栅 干 涉 尾 缘

噪声。

致 谢：感谢国家科技重大专项基金、国家自然科学基

金的资助。感谢西北工业大学航空叶轮机械气动力学

和气动声学实验室的大力支持。

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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 锯齿尾缘构型降低圆柱-叶栅干涉噪声的实验研究 2023 年

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（编辑：白　鹭）