随着我国大飞机事业的开展、大型飞机及航空发动机重大专项的实施,飞机及其发动机噪声问题目前得到越来越多的关注。航空发动机是飞机的主要噪声源,随着航空发动机涵道比的不断增大以及单音降噪技术的发展,发动机宽频噪声问题变得日益重要,发动机叶片前缘与尾缘宽频噪声的控制是目前研究的难点与热点之一。本文针对模仿寂静飞行猫头鹰翅膀的尾缘锯齿结构以及模仿座头鲸鳍肢的波浪前缘结构,系统地开展了尾缘锯齿和波浪前缘结构降低叶片/叶轮机宽频噪声的实验与数值模拟研究。论文的主要研究工作和研究成果如下:(1)为了精确识别和研究叶片前缘与尾缘噪声特征,论文发展完善了传声器阵列数据处理方法中的传统波束成形算法(CB算法)以及反卷积CLEAN-SC算法,利用国际标准测试算例对CB算法和CLEAN-SC算法进行了考核验证,对不同复杂程度声源的识别结果表明,CLEAN-SC算法相比CB算法具有明显的优势,能够显著抑制旁瓣。论文发展的CLEAN-SC算法具有良好的精度和鲁棒性,在宽广的频率范围内对复杂标准声源算例的识别误差小于0.2 dB,为后续研究工作提供了可靠的实验方法。(2)基于大涡模拟(LES)和声类比理论,成功发展了针对自由场环境下叶片宽频噪声预测的流场/声场混合计算方法,采用经典的圆柱—叶片干涉实验对混合计算方法的精度进行了考核和验证。此外,基于非定常雷诺平均(URANS)和Goldstein管道声学方程,发展完善了针对管道轴流风扇的流场/声场混合预测模型,并利用半消声室内的轴流风扇噪声实验测量结果对混合预测模型的精度进行了考核和验证。考核结果表明,论文发展的混合预测模型对噪声预测误差小于2 dB,可以为后续研究工作提供可靠的数值模拟工具。(3)以NACA65(12)-10叶片为研究对象,采用传声器阵列实验研究了尾缘锯齿和波浪前缘结构对叶片尾缘和前缘宽频噪声的抑制效果。研究了尾缘锯齿/波浪前缘幅值、周期、来流速度、来流攻角以及不同来流湍流情况对降噪效果的影响,获得了尾缘锯齿/波浪前缘降噪的关键参数以及降噪的基本规律。发现了尾缘锯齿取得明显降噪效果的临界长度和最佳周期范围,并得到不同速度下降噪量与尾缘锯齿/波浪前缘幅值的定量关联关系。实验中尾缘锯齿最多降低了尾缘噪声总声压级约8 dB,波浪前缘最多降低圆柱湍流—叶片干涉噪声总声压级约17.7 dB,降低格栅湍流—叶片干涉噪声约10 dB。(4)采用LES/声场混合预测技术研究了尾缘锯齿以及波浪前缘的降噪机理,数值预测的降噪量与实验吻合良好。研究发现,尾缘锯齿可以在锯齿根部的边缘产生强烈的流向涡,抑制直尾缘叶片在尾缘处的大尺度展向涡脱落现象,降低叶片升力脉动和阻力脉动,显著降低叶片压力面转捩区的压力脉动,并降低压力脉动的展向相关性和相干性,增大压力脉动相位沿展向的变化,从而实现噪声的降低。波浪前缘显著降低了叶片前缘位置处的压力脉动和非定常载荷,降低了叶片前缘处压力脉动的展向相关性和相干性,明显减小了壁面压力脉动的展向相干长度,并改变了叶片前缘处压力脉动相位沿展向的分布,带来破坏性的相位干涉,进而降低前缘干涉噪声。(5)数值模拟研究了波浪前缘静子对真实轴流风扇单音噪声与宽频噪声的降噪效果,数值预测的降噪效果和降噪规律与孤立叶片上得到的实验结果吻合良好,论文首次指出并证明,在类似的工况下,孤立叶片上得到的波浪前缘降噪规律也适用于真实轴流风扇,这对于将来真实风扇的波浪前缘设计具有重要意义。采用LES对波浪前缘静子降低风扇噪声的机理进行了深入分析,发现波浪前缘对风扇的降噪机理与孤立叶片类似,并指出波浪前缘带来的壁面压力脉动幅值降低很大程度上是由于来流湍流与波浪前缘的倾斜干涉引起的,成功解释了为何波浪前缘幅值与周期的比值A/W越大(即倾角越大),降噪效果越明显。论文研究工作为风扇降噪奠定了坚实的理论基础,并发展了科学的研究方法,获得了重要的发动机降噪技术储备。