1、现代航空发动机噪声设计与控制技术报告内容工程背景航空发动机主要噪声源航空发动机声学设计关键技术噪声控制技术与低噪声设计我国航空发动机声学设计面临的问题工程背景环境保护是飞机降噪的最大驱动力飞机数量和起降密度剧增引起了严重的噪音污染民用航空的可持续增长依赖于环保技术的进步450 m飞机噪声适航取证的测量点：起飞、边线、着陆噪声适航取证以有效感觉噪声级（EPNdB）计算每个测量点有取证标准，但有3分贝可交换 (每点不超过2分贝)飞机噪声适航取证飞机噪声适航取证的标准越来越严目前是第4阶段第5阶段标准正在讨论（很可能比第4阶段又低10分贝）有290效感280320 累310 集30010,000觉2
2、70噪声260级250 第三阶段第四阶段 第五阶段100,0001,000,000飞机重量（公斤）飞机噪声适航取证民用飞机满足各阶段噪声适航条例数量民用飞机噪声水平发展历程600多机场采纳额外噪音限制标准总噪音量定额分配实行宵禁噪音级限额违约罚款这类机场还在不断增加采纳噪音限制的机场数机场开始实施日益苛刻的噪声标准伦敦机场噪音级限额伦敦机场噪音级限额机舱舒适性发动机是机舱噪音的主要声源之一机舱噪音是商业竟争的主要指标之一民用发动机商业竞争达到各种飞机噪声适航标准满足各种机场噪声额外限制提高舱内舒适性创造“绿色”产品美国国家研究委员会于2006年发表的民用航空技术10年 发展规划：未来的基础，确
3、定美国在民用航空领域具有 调整性的研究项目，并进行优先发展顺序。报告最终给出 51个具有高度优先权的研究项目，其中推进和动力领域中 十项关键技术中静音推进系统位于第一。噪声是现代民机设计的关键技术指标 噪声、耗油率和排 放等已并列成为现 代民用飞机最重要 的设计指标 声学设计已贯穿于 飞机设计的整个流 程（波音公司有 150多名声学工程 师）军用飞机气动噪声低空突袭低空突袭略轰炸机略轰炸机B-2远程远程战战耳语喷气机耳语喷气机-F117军用飞机发动机气动噪声影响气动噪气动噪声声声隐身声隐身军用飞机气动噪声RAH66科曼奇武装直升机科曼奇武装直升机气动噪声气动噪声声隐身声隐身低空突袭低空突袭气动
4、噪声气动噪声结构声结构声疲劳疲劳飞机结飞机结构的完整构的完整 性与使性与使用寿命用寿命F15B1B军用飞机发动机气动噪声影响军用飞机气动噪声飞机主要噪声源现代大型民机主要声源主起落架襟翼侧缘风扇排气系统缝翼前起落架777 飞机全尺寸飞行试验315Hz800Hz1600Hz2500Hz大型民机主要噪声源 按部件分类发动机噪声风扇噪声喷流噪声涡轮噪声机体噪声起落架噪声缝翼噪声襟翼侧缘噪声 飞机在起飞、边线、着陆和 巡航时各声源重要性不同现代大型民机主要声源Engine noiseEngine noise飞机机体噪声源高升力机翼噪声起落架噪声起落架噪声模拟飞机发动机噪声源60年代与90年代航空发动机
5、噪声特性比较飞机发动机主要噪声源发动机噪音的主要分量 首要声源首要声源风扇噪声喷流噪声 次要声源次要声源涡轮噪声燃烧室噪声发动机噪音的主要分量边线起飞大涵道比发动机90年代的设计707580859095100着陆风扇前传风扇后传燃烧喷流有 效 感 觉 噪 声 级现代大涵道比航空发动机噪音源风扇噪声：风扇转子风扇/来流干涉风扇/支板干涉风扇/出口导流叶片干涉风扇/增压级干涉燃烧噪音直接燃烧噪音间接燃烧噪音喷流噪声：外涵冷喷流内涵热喷流核心机噪声：低压涡轮高压涡轮高压压气机低压压气机风扇噪声主要成分风扇噪声风扇转子倍频处噪声喷流噪声喷流噪声主要成分三种成分：湍流混合噪声、喷流啸音与 宽带激波相关噪
6、声喷流噪声：湍流混合噪声现象涡轮噪声燃烧噪声发动机噪声对舱内环境的影响 风扇激波噪声主 要影响前部机舱 喷流激波宽度相关噪 声主要影响后部机舱航空发动机声学设计关键技术航空发动机声学设计关键技术理论与数值模拟预测方法喷流噪声风扇噪声消声短舱实验测量技术气动声学风洞气动噪声源与声场测量技术喷流噪声排气系统发展演变过程喷流噪声的预测方法MethodFeature经验方法 Stone model New stone model快速, 预测准确性差 适合初期喷管设计基于平均流场的预测方法 MGBK, JeNo method TA method(Tam & Auriault ) 快速, 比较准确 适合低
7、噪声喷管设计数值模拟方法 LES DES URANS非常慢, 结果准确 适合机理研究 不适合工程应用喷流噪声预测方法 湍流混合噪声 声类比方法Lighthill 方程（1952）Ribner 喷流理论模型（1954）Powell 涡声理论（1960）Ffowcs William 迁移效应（1963）Lilley方程（1974）Goldstein 广义Lighthill 理论（2002） 两声源分量喷流噪声理论Tam，Goleblowski & Seiner两声源分量（1996）Tam & Auriault 小尺度湍流噪声理论（1999） 计算气动声学方法（CAA）喷流噪声预测方法 超音喷流啸音
8、 频率已有比较准确的预测公式（Powell 1953，Tam1986， Panda 1999, Gao & Li 2010） 幅值刚能用计算气动声学方法精确预测（Li & Gao， 2008），但缺乏快速的理论预测公式 超音喷流宽带激波相关噪声 刚刚建立了理论预测模型（Tam，2008） 尚缺乏令人信服的精确数值模拟结果基于RANS的喷流噪声预测方法 通过CFD计算得到喷流的平均流场 从平均流场提取相关的湍流信息 将流场信息输入预测模型得到喷流噪声预测结果CFDMean flowPrediction resultRANS Based Jet Noise Model32ssq 2 sk 1 v2
9、 初始主控方程略去粘性项的线化RANS 方程其中s p q u u u v du t xdr x xs p q v u v t x r rs1 p1 q w u w t xr r p u p p1 (vr) 1 w t xr rr x u 0 - (1d)- (1a)- (1b)- (1c)伴随格林函数(2a)(2b)(2c)(2d)aaaiuu u p p 0 x xaaivu va du u p pa 0 xdr raaaiwu wp p 0 xr as1 waipu pa 1 (var) ua 1 (x x ) xr rr x2伴随格林函数(Tam and Auriault, 1999
10、)11a1a1rp(x, t) u ( y , x,) qs ( y1, t1 ) v ( y , x,) qs ( y1, t1 ) y rwa ( y1, x,) qs ( y1, t1 )exp i(t t1 )ddt1d y1 2S (x,) 1 p(x, t) p(x, t )eid2a11a22Dqs ( y1,t1 ) Dqs ( y2 ,t2 )eiDt1Dtdp ( y , x,) p ( y , x, ) exp i1 (t t1 ) i2 (t t2 ) i2d1d2dt1dt2d y1d y2 声压与伴随格林函数之间的关系谱密度是压力自相关函数的傅立叶变换(3)(4)谱
11、密度计算声源模型 Tam 和 Auriault 提出的高斯声源模型 (1999)2222 22q2Dqs x1, t1 Dqs x2 ,t2 Dt1Dt2lsln 2u sexp c s ussls, ,是声源模型中的常量.sq2sll c k 3 2s c kcl 0.256, c0.233, Am 0.755长度尺度 时间尺度 sm A2 q2sq2c22能量尺度Boeing喷管模型(BPR=2)NASA喷管模型 (BPR=5)基于RANS的喷流噪声预测方法 两种典型双涵喷管60deg90deg110deg试验结果,预测结果基于RANS的喷流噪声预测方法 预测结果：Boeing 喷管模型7
12、0deg90deg110deg 试验结果,预测结果基于RANS的喷流噪声预测方法 预测结果：NASA 喷管模型分开排气式基本型喷管分开排气式锯齿优化型喷管基于RANS的喷流噪声预测方法 分开排气式双涵喷管基于RANS的喷流噪声预测方法 预测结果观察角：90 观测距离: L=64DTA方法预测结果实验结果基于RANS的喷流噪声预测方法标准型混合排气双涵道喷标准型混合排气双涵道喷管管波瓣混合器混合排气双涵道喷波瓣混合器混合排气双涵道喷管管观察角为 90基本型与波瓣喷管远场噪声频谱对比R 64Dj预测结果预测结果基于RANS的喷流噪声预测方法CAA方法声场分布激波结构M a 1.42Waveleng
13、thAmplitudeLi, X. D. and Gao, J. H., “Numerical Simulation of the Generation Mechanism of Axisymmetric Supersonic Jet Screech Tones,” Physics of Fluids, Vol.17, Issue 8, 085105, 2005.轴对称喷流啸音WavelengthAmplitudeLi, X. D. and Gao, J. H., “Numerical Simulation of the Three Dimensional Screech Phenomenon
14、 from a Circular Jet,” Physics of Fluids, Vol. 20, Issue 3, 035101, 2008.三维喷流啸音风扇噪声风扇/压气机噪声预测方法 60-70年代，Tyler & Sofrin 模态分解方法 70-80年代，声类比理论 Ffowcs Williams & Hawkings 方程 广义Goldstein方程 90年代至今： 计算流体力学方法（CFD） 计算气动声学方法（CAA）风扇气动/声学一体化设计技术 风扇激波噪声 激波噪声预测方法 控制风扇叶片前缘激波机构 优化风扇叶片几何形状 风扇/出口导流叶片干涉噪声 转子/静子干涉噪声预测方
15、法 选择风扇与出口导流叶片的数目 优化出口导流叶片的形状与后掠角度 噪声源激波噪声预测 声源信息从CFD计算获得 基于KZK方程进行2D或准3D风扇激波噪声预测激波噪声声源示意图风扇前传声幅值分布图风扇噪声源模型与预测方法噪声频谱 纯音和宽频噪声风扇声源与声传播 噪声源风扇单频噪声预测 风扇尾迹：定常RANS; 出口导叶声响应：线化欧拉方程。风扇噪声源模型与预测方法 噪声源风扇宽频噪声预测 风扇尾迹湍流模拟：非定常RANS; 出口导叶声响应：二维平面叶栅理论经典的三维管道声传播理论降落条件下进口和出口的声功率级PWL风扇噪声源模型与预测方法风扇前传噪声预测声源定义： 数值计算（LES、DES、
16、U R A N S） 实验数据（经验公式、数据库） 理论模型（基于物理机制）短舱内传播： 欧拉方程 声衬模型远场传播： F W H 方程风扇前传噪声预测与试验验证Sound Pressure Level, SPL, dB20406080Polar Angle, degrees1001204005060708090100HW DataSW 8.9% DataSW 5.0% DataSW 2.3% Data HW LEESW 8.9% LEESW 5.0% LEESW 2.3% LEE JT15D 发动机地面试验 BPF = 3150 Hz 声衬面积: 2.3%, 5.0%, 8.9% 单一模态
17、(-13,0)消声短舱 管管道道声传播预测模声传播预测模型型 时时域域阻抗边界条件阻抗边界条件 管管道道声传播预测模声传播预测模型型 声传播预测模型 上世纪5070年代中期：解析法(如Wiener-Hopf方法) 上世纪7090年代中期：有限元(FEM)和边界元( BEM)等方法 传统的理论与数值方法的共同优点是计算比较快速，但是均不能或 很难考虑管道复杂几何形状、非均匀背景流场等对管内声传播与管 口声辐射的影响，更无从回答管道内流场、声场与声衬吸声结构的 相互作用机制CAA方法的优点: 能够体现复杂的背景流动 适于复杂的几何形状73声传播预测模型74 时域方法 适于宽频，瞬态和非线性问题 适
18、于大规模全三维问题的模拟 要求建立适定的时域阻抗边界条件 非定常问题 频域方法 用于单频问题的模拟 可直接使用相应的阻抗边界条件 定常问题时域和频域CAA方法75CAA声场声场声源声源: CFD Experiment背景流场背景流场: CFD控制方程 三维（三维轴对称）线化欧拉方程 时域： Q Q Q 1AB t x rCQ DQ 0r1 CQ DQ 0频域：iQ A Q B Q x rr整体策略760000 1u0 A u0p000 u000u00000 0v0 B 1v00p00 0v000 0v0 0000vimC 000p0im p0 000000000v00000 x r00 v0
19、v0 r0 p00 x r u0 u0 x r)00 p0 x00 p0 r x v u p0 p0D ( pQ ,u, v, w, pT整体策略轴对称三维CAA数值仿真验证时域CAAFEM进气锥与外机匣 均为硬边界归一化压力分布M0=-0.5 m=10n=1 ka=16Li, X.D.，Schemel, C., Michel, U. and Thiele, F., “Azimuthal Sound Mode Propagation in Axisymmetric Flow Ducts,” AIAA Journal, Vol. 42, No.10, 2004, pp.2019-2027.轴对称
20、三维CAA数值仿真验证频域CAAFEMLi X. Y, Li X. D., F. Thiele. Frequency-Domain Prediction of Sound Propagation through Axisymmetric flow DuctsC. 2007. 14th International Congress on Sound and Vibration, Cairns, Australia.0.0010.010.0010.10.010.20.30.40.50.70.80.90.511.5000.20.40.60.81进气锥与外机匣 均为硬边界归一化压力分布M0=-0.5
21、m=10n=1 ka=16CAA风扇后短舱声传播预测某真实双涵道发动机风扇管道几何模型m=13,n=1-5, ka 28.9786斜口进气道降噪机制的数值仿真研究计算域在 x-z 平面上的投影斜口进气道的三维网格剖面图(-15)计算网格点的总数大约为 7.08 x 106, 用45个CPU并行计算斜口进气道的声辐射降噪机制斜口进气道的声 辐射 m = 26 n = 1 k = 32.817142 M = 0.0 = -15 向地面声辐射降 低约4dB，与罗 罗公司实验结果 符合。Li, X. D., Schoenwald, N., Yan J. and Thiele, F., “Numeric
22、al Computation of Sound Radiation from a Scarfed Intake,” AIAA Paper 2003-3245, May 2003. 时时域域阻抗边界条阻抗边界条件件背景介绍 声衬类型: 局域性声衬 非局域性声衬 声衬结构参数: 孔径 d 腔深 L 板厚 t 声衬的研究 微观：微孔吸声机理 宏观：阻抗边界条件频域方法 p() vn ()Z () 时域方法 时域阻抗边界条件(TDIBCs)共振腔吸声机理研究共振腔吸声机理研究计算模型共振腔吸声机理研究瞬态切向速度Two resonators , SPL=150dB, f=3kHZ瞬态密度场 由于计算资
23、源的限制，在未来很长一段时间内不可能采用 DNS或大涡模拟(Large Eddy Simulation, LES)技术模拟数 以万计微孔共振腔组成的声衬表面的宏观声传播问题。 建立精确的阻抗边界条件来描述声衬表面的宏观声传播特性 是解决工程实际问题最可行的途径。 声阻抗定义在频域中，阻抗边界条件最初用于频域分析。 时域计算方法在宽频，非线性，瞬态问题上优于频域方法。 时域阻抗边界条件是CAA时域计算的必要条件。为什么要发展时域阻抗边界条件? 声阻抗定义在频域中，需要通过反傅里叶变换的方法转化到时域。 为保证变换到时域的阻抗模型和所解控制方程构成适定的初 始值问题，要求阻抗模型必须满足：真实性,
24、无源性,因果性。 在数学上频域内阻抗边界条件的反傅里叶变换是卷积分的形 式。如果阻抗模型能够用一些特定的代数式表达，卷积分的 数值求解就可以采用一些简单的方式实现。时域阻抗边界条件基本概念inp(t) v ()Z ()etdnp() v ()Z ()常用的时域阻抗边界条件 90年代中期以来计算气动声学开始用来进行声衬数值模 拟研究。研究者从不同角度出发提出并建立了几种不同的 适用于时域数值计算的阻抗模型： 三参数阻抗模型(Tam & Auriault,1996) 基于z变换的宽频时域阻抗边界条件(zyrk & Long ,1997)01Z () Ri( X 1 X )233451c z 1 c
25、 zZ (z) 121c z 1 c z 2 c z常用的时域阻抗边界条件反射系数阻抗模型(Fung & Ju ,1997)W (1Z ) /(1Z )扩展的Helmholtz阻抗模型(Rienstra,2006)22fflZ imRicot( 1 T i 1 )多极点阻抗模型，Reymen，et al.（2007）Cl (i) DlSTAkk 1 i kZ ()22l 1 (ial )lk 0l 0包含流动效应的新型时域阻抗边界条件(X. D. Li, et al.，2006STDIBC (Tam & Auriault,1996)BTDIBC (Tam & Auriault,1996)包含流
26、动效应的新型时域阻抗边界条件 R X v t tn p vnX0,n tX vnX 0,p Rvn t 2 2v R0n X 1vn X1 t t p v新型时域阻抗边界条件的验证（与NASA流管实验结果比较）f = 1000HzM_ave=0.335f = 2500HzM_ave=0.335Li, X.D.，Richter, C. and Thiele, F., “Time-Domain Impedance Boundary Conditions for Surfaces with Subsonic Mean Flows,” Journal of the Acoustical Society
27、 of America, Vol. 119, No.5, May 2006, pp.2665-2676.新型时域阻抗边界条件的验证0.10.10.20.20.30.40.50.30.00010.0010.010.020.040.040.061000.51进气锥为硬边界外机匣为软边界归一化压力分布M0=-0.5m=10n=1 ka=16CAAFEMRichter, C., Thiele, F.，Li, X.D. and Zhuang, M., “Comparison of Time-Domain Impedance Boundary Conditions by Lined Axisymmetri
28、c Duct Flows,” AIAA Journal, Vol. 45, No.6, 2007, pp.1333-1345.改进的多极点模型(XY Li, XD Li and CKW Tam, AIAA J., 50(4), 2012)基于三参数模型和有理函数组合的方式建立宽频阻抗数 学模型适定性：因果性，实在性，被动性通用的宽频模型采用改进的矢量拟合方法获得模型阻抗参数改进的多极点宽频阻抗模型Jj 1CjCjic) jjZ () iab (S()01020304050不同位置处解析能量谱和数值模拟得到的能量谱比较00.30.60.91.2输入解析谱- - -x1处解析谱 - x2处解析谱输
29、入数值计算谱x1处数值计算谱x2处数值计算谱改进的多极点时域阻抗边界条件 的二维解析验证某航空发动机进气道内的声传播刚壁条件下铺设声衬条件下辅助动辅助动力装置力装置（APU）某型飞机APU降噪设计声衬声学性能非常好 !涡轮噪声发动机噪声组成涡轮噪声地位涡轮噪声经验预测方法涡轮噪声半经验预测方法涡轮噪声数值模拟预测方法涡轮噪声预测方法经验的方法上世纪六七十年代开始出现经验预测方法大都基于稳态参数（流量，压比等）描述涡轮噪声通用性差，预测精度低需要能揭示物理本质的预测方法来替代涡轮噪声预测方法半经验的方法（以霍尼韦尔APU为例）以Kazin和Matta（GE,1975）建立的理论为基础 对涡轮噪声
30、进行快速预测 针对APU ，预测结果与实验结果符合比较好涡轮噪声预测方法数值模拟方法近些年来CFD，CAA为数值模拟涡轮噪声提供了可能揭示涡轮噪声的产生与传播过程数值方法预测涡轮噪声是发展的趋势涡轮噪声预测方法 涡轮转子/静子干涉噪声产生机理 涡轮纯音穿透喷流剪切层散射引起的宽频化效应（Haystacking效应）涡轮噪声产生及传播机理阵风/叶栅干涉的CAA数值模拟采用CFD/CAA混合求解方法对涡轮转子/静子干涉噪 声产生机理进行数值模拟研究首先采用CFD方法对多级涡轮进行数值模拟获得定常流场；然后采用全三维线化欧拉方程逐排对各涡轮级的转子/静子干 涉噪声进行CAA进行数值，以研究其产生机理
31、。返回涡轮转子/静子干涉噪声产生机理采用CFD/CAA混合求解方法对涡轮纯音穿透喷流剪 切层散射引起的宽频化效应进行研究。首先采用CFD方法获得涡轮管道出口喷流剪切层；采用欧拉方程对涡轮纯音穿透剪切层现象进行CAA数值模 拟研究其宽频化效应。涡轮纯音穿透喷流剪切层散射引起宽频化效应 理论分析 数值模拟涡轮级截止设计涡轮级模态设计动叶与静叶叶片数优化平均稠度平均叶尖马赫数涡轮载荷设计时序效应声衬设计低噪声涡轮设计准则 涡轮噪声源低噪声涡轮设计准则的研究合理选择叶片数、 叶片平均稠度、叶片叶尖平均马赫数和涡轮载荷 涡轮噪声后传声通过涡轮噪声的管内声传播及管口声辐射、 涡轮纯音透喷流剪切层散射引起的
32、宽频化效应等 涡轮噪声后传声特性的研究，合理选择吸声声衬 及管口几何形状典型低压涡轮噪声计算与降噪途径分析实验测量技术试验设备要求成套的试验设备小型模型凤洞全尺寸试验台数据分析能力自动化的数据处理工具完善的数据保存系统实验测量技术麦克风阵列技术等 D N W ( 德-荷风洞机构)是荷兰和德国联合成立的非盈利性机构。目 标是向航空航天业的客户提供范围广泛的风洞实验和风洞模拟技 术，目前D N W 运营12个风洞，其中包括欧洲最大型的低速风洞。DNW外观外观DNW风风洞测试段洞测试段气动声学风洞RR公司航空发动机噪声最新室外实验台实验测量技术 气动噪声源定位与重构 70-80年代：声反射镜等 90
33、年代至今：麦克风阵列技术麦克风阵列设计工具麦克风阵列声源成像软件声源反演软件 气动噪声产生机理与辐射特性 喷流噪声实验 风扇噪声实验麦克风阵列技术：喷流噪音研究麦克风阵列技术：喷流噪音声源定位麦克风阵列技术：风扇噪音研究麦克风阵列技术：风扇噪音声源定位小型热喷流实验风扇噪声源诊断测试 整体测量； 分离风扇噪声源流管实验Goodrich 流管测量系统NASA Lanley流管实验噪声控制技术与低噪声设计噪音控制技术与低噪声设计低噪声设计贯穿于发动机设计全部流程总体设计部件设计排气系统设计短舱设计叶轮机设计燃烧系统设计低噪声发动机的发展B-52DC8-20CV990A CV880-22BAC-11
34、DC9-10 DC8-61737-100737-200727-200727-100747-100747-200 A300B2MD-80747-400737-300747-30A0320-100A321A340 A330MD-11777A310-300BAe146-200DC10-10DC10-30L-1011Comet 4720707-10019501960197019801990飞机进入市场的年份200020108090100110120涡喷发动机和早期涡扇发动机第一代涡扇发动机第二代涡扇发动机707-300B有效感觉噪声级（EPNdB，450 m 边线）未来？降噪技术研发过程34567可行
35、性模拟试验模型试验系统试验飞行试验减噪效果（分贝）技术研发进程说明：数值 = 技术成熟度 箭头 = 误差12先进的飞机降噪技术先进的飞机降噪技术先进的发动机降噪技术发动机降噪技术：风扇降噪技术发动机降噪技术：风扇降噪技术发动机降噪技术：排气系统降噪技术凸凸台台喷喷管管波波瓣瓣掺掺混混器器CChheevvrroonn喷喷管管 后声衬后声衬排气系统降噪技术：锯齿形喷口基本型喷口模型验证（1997）飞行试验（2005）从模型到全尺寸多次验证可减噪3分贝已用在B787和A380一种降噪技术的研发通常要多于十年降噪效果随部件到总体的集成而减弱降噪技术进入商业运行还需另外十年锯齿形喷口设计：详细声源分析锯
36、齿形喷口设计：高精度噪音计算Frequency (Hz)SPL (dB)1021031041054050455560908580757065= 50o= 70o= 90o= 110o Chevron喷管降噪收益比较感觉噪声级 (PNL)模型试验和飞行试验对比排气系统降噪技术：锯齿形喷口高推力低耗油低噪音大涵道比低风扇压比低风扇叶尖速度 低喷气速度低噪音大涵道比涡扇发动机的研发大涵道比涡扇发动机的噪音研究趋势进一步增大涵道比进一步研发减噪技术期望达到的目标：5-10分贝关键技术低噪音、高推力、低耗油率的一体化设计发动机与机体匹配、安装的优化超大涵道比涡扇发动机的关键降噪技术低噪声出口导流叶片无缝
37、声衬高温声衬可调喷口齿形喷口低噪声弯掠风扇发动机与机体安装效应的噪音关键技术总体、部件的设计与组合流场主动控制喷流与机翼的干扰吊挂设计与组装机翼、吊挂局部声衬目前和未来飞机发动机的噪音研究目前：机体与发动机各自独立设计未来：机体与发动机的一体化设计现代与未来民用航空发动机的发展大涵道比涡 扇发动机超大涵道比涡扇 发动机（包括 GTF）开式转子 发动机分布式推 进系统低耗油率低噪音现代民用飞机降噪前景下一代发动机五 到 十四 到 八十 二 到 十 八第四阶段噪声适航法规十 到 十 五现有技术下一代机体发动机与机体一体化减噪（分贝）我国航空发动机声学设计面临的问题航空发动机气动声学技术发展的基本条
38、件 技术人才与团队 以各种方式加快人才培育 先进的噪音设计与计算工具 系统噪音预测 低噪声部件设计 高精度数值模拟 完善的试验条件 气动声学风洞 全尺寸试验台 最新测量技术先进的噪音设计与计算工具工具工具方法方法计算速度计算速度计算精度计算精度使用难度使用难度应用应用系统噪音预测半经验公式物理机制模型快中等低总体噪音评估飞行效应估算适航取证验证低噪声部件设计物理机制模型数值计算中等高中等部件噪音设计降噪技术验证部件适航取证高精度数值计算局部数值模拟总体数值模拟慢高高物理机制研究降噪技术发展数值数据积累我国航空声学设计面临的主要问题硬件条件缺少气动声学风洞用以开展发动机部件吹风声学试验缺少发动机空中吊挂声学试验台与发动机主要声源部 件试验台发动机整机户外声学试验台大尺寸风扇噪声试验台大尺寸发动机排气噪声试验台不同尺度缩尺模型风扇和喷流噪声试验台我国航空声学设计面临的主要问题研究基础气动声学在中国从来没有获得足够的重视研究资金投入严重不足研究队伍规模非常小中国的气动声学研究在国际上影响力很小整体水平远远落后于美国和欧洲若干问题的研究水平能与国际接轨人才培养与整体差距的缩短需要相当长时间我国如何应对挑战？飞机：波音和空客等发动机：GE、PW和RR等谢 谢
