航空发动机消声短舱技术中测量与控制声阻抗方法的研究

目前大涵道比航空发动机消声短舱技术正在向着精确设计的方向发展，为此必需不断提高确定声衬声阻抗的精度。另一方面，国外已在积极探讨在新一代消声短舱技术中实现声衬声阻抗控制的可能性，以解决单纯被动式消声的不足。对于这两方面问题的研究，声阻抗测量方法都至关重要。本项目提出发展一种高阶入射声模态条件下流管声阻抗测量方法，主要思路是结合Prony方法和一种可控声源技术提取径向波数，进而获得被测声阻抗。与国际上同类方法相比，本方法无需测量声源和管口的模态边界条件，因此不仅可简化实验，提高测量效率，而且避免了模态测量带来的难题和误差，可提高测量精度。在此基础上，对常用穿孔板声衬进行系统的测量和分析，目的是建立一种新的半经验性声阻抗模型。另外，本项目利用上述新的实验手段研究一种偏流"调频"声衬的机理，着重于考察切向流如何影响其控制声阻抗的能力，以期对这种新型声衬技术取得更为深入的认识。

管道消声是民用飞机推进系统噪声控制的主要途径之一，为了进一步提高消声量，突破飞机降噪技术的瓶颈，一方面迫切需要深入认识管道声衬的复杂吸声机理，提高声阻抗预测精度；另一方面有待于实现基于声阻抗控制的主动声衬技术。对于这两方面问题来讲，声阻抗测量都至关重要。但是，消声短舱和发动机内部声衬都处于切向气流和高声强的影响之下，如何考虑这两种因素一直以来都是声阻抗测量所面临的关键难题。为此，NASA Langley中心发展了一种声阻抗迭代反演提取方法，目前已成为航空领域声阻抗测量的主流方法。然而由于迭代反演原理的局限，这种方法仍限于实验流管中只有平面波的情况，因此测量频率不能高于高阶模态的截止频率，以NASA Langley中心的掠入射阻抗管为例，受此限制声阻抗测量频率最高到3.0kHz，尚不能完全覆盖大涵道比涡扇发动机的主要频段。为解决NASA方法所面临的难题，本项目提出了一种声阻抗直接提取测量方法，借助于电磁学领域的Prony法从流管壁面声压数据中直接提取出复波数，进而无需迭代反算即可直接得出声衬声阻抗，这为一个长期依靠迭代求解的实验原理问题找到了一条直接数学求解的简单途径。本项目旨在通过发展完善直接提取法，研究探索出在高阶声模态下实现声阻抗提取的先进实验方法，具体取得了以下的研究成果：.1．建立了高阶声模态下声阻抗直接提取法的理论模型，并发展了两套数值仿真程序，一种基于有限元方法，另一种基于模态匹配法，通过详细的理论分析和仿真实验，表明了声阻抗直接提取法能够在单一高阶模态和具有主模态的混合模态下准确提取声阻抗的能力。.2．基于有限元模型研究了剪切流对声阻抗提取有何影响这一共性问题，发现声阻抗提取中速度剖面具体形状的影响很小，关键在于准确给出截面平均速度，这与以往的认识有显著不同。进而提出了通过引入等效流速，考虑背景流动的三维效应，从而提高声阻抗提取精度的新方法。.3. 搭建了声阻抗直接提取法的实验平台，并对若干穿孔板声衬试样进行了声阻抗提取测试，从实验上验证了直接提取法具有在高阶声模态下获取声衬声阻抗的优势。在相同的流管几何尺寸情况下，本实验台测量频率已拓展到了5.0kHz，从频带上达到了大涵道比发动机声衬设计的需求。.4. 通过数值仿真实验，用声阻抗直接提取法研究了一种基于声涡相互作用的可控声衬，表明这是一种研究声阻抗可控声衬技术的有力实验手段。