李文建, 陳 鵬,2,*, 王 勇, 盧翔宇, 王俊偉, 趙 鯤

(1. 中國空氣動力研究與發(fā)展中心 氣動噪聲控制重點實驗室, 四川 綿陽 621000; 2. 中國空氣動力研究與發(fā)展中心 空氣動力學(xué)國家重點實驗室, 四川 綿陽 621000)

0 引 言

翼身融合體(Blended Wing Body,BWB，亦稱之為“飛翼”)是20世紀(jì)90年代初美國Langley研究中心提出的一種新型布局飛行器，這種飛行器將傳統(tǒng)飛機(jī)的機(jī)翼和翼身融為一體，形成了翼身融合的整體布局。由于其布局集成特性高，浸濕面積遠(yuǎn)小于同量級的傳統(tǒng)飛機(jī)，故具有結(jié)構(gòu)質(zhì)量輕、升阻比高和燃油消耗率低的優(yōu)點，可用于未來的大型客機(jī)或貨機(jī)[1-3]。

作為未來極具發(fā)展?jié)摿Φ男赂拍铒w機(jī)外形布局，翼身融合體飛機(jī)仍然需要在安全性、環(huán)保性和舒適性等方面進(jìn)行優(yōu)化和改進(jìn)。在環(huán)保性方面，氣動噪聲已經(jīng)成為了包含翼身融合體飛機(jī)在內(nèi)的各類航空航天器在研發(fā)過程中需要面對的重要噪聲問題。其中，發(fā)動機(jī)作為飛機(jī)整體噪聲中最重要的氣動噪聲源，對其噪聲進(jìn)行有效抑制，可以大大降低飛機(jī)的整體噪聲。根據(jù)飛機(jī)發(fā)動機(jī)噪聲的產(chǎn)生機(jī)理，人們已經(jīng)開發(fā)和驗證了眾多相關(guān)的噪聲抑制技術(shù)，如：對轉(zhuǎn)風(fēng)扇技術(shù)、鋸齒形噴管、聲襯技術(shù)和噪聲主動控制技術(shù)等。然而，受現(xiàn)階段航空發(fā)動機(jī)降噪技術(shù)的限制，繼續(xù)對發(fā)動機(jī)自身實施降噪將會變得越來越困難。

為了滿足適航要求，達(dá)到消除各類飛機(jī)對人類日常生活干擾的目的，繼續(xù)降低飛機(jī)發(fā)動機(jī)對地面的噪聲影響仍然是當(dāng)前亟需解決的重要問題，需通過尋找其他創(chuàng)新方法實現(xiàn)降噪。對于翼身融合體飛機(jī)而言，為了降低發(fā)動機(jī)對地面的噪聲影響，除了降低發(fā)動機(jī)自身噪聲外，也可以將發(fā)動機(jī)放置在機(jī)體背部，利用機(jī)體部件對發(fā)動機(jī)的遮擋作用降低其對地面的噪聲影響。同時，還可以對機(jī)體部件采取一些措施，增加機(jī)體對發(fā)動機(jī)噪聲的抑制效果，從而進(jìn)一步降低發(fā)動機(jī)對地面的噪聲影響。國外已經(jīng)在該方面開展了一系列研究[4-9]，主要以波音公司和NASA聯(lián)合開展的項目為主，探討了機(jī)體后緣補(bǔ)助翼(Elevon)迎角、后緣吸聲內(nèi)襯材料(Acoustic lining)及后緣與發(fā)動機(jī)相對位置等參數(shù)對發(fā)動機(jī)噪聲的抑制效果，同時也做了翼身融合體垂直側(cè)翼(Verticals)對發(fā)動機(jī)抑制效果方面的工作。國內(nèi)在翼身融合體飛機(jī)上開展研究的時間相對較晚，且已知研究中更多的是針對翼身融合體飛機(jī)的外形布局和空氣動力學(xué)性能等方面的工作[10-14]，而利用機(jī)體部件的遮擋作用減小發(fā)動機(jī)對地面噪聲影響的相關(guān)研究幾乎沒有。

BWB機(jī)體部件的遮擋作用可以有效消除發(fā)動機(jī)對地面的部分直射噪聲，但仍有一部分斜射噪聲未被遮擋而繼續(xù)向地面直射。在被遮擋的噪聲中，有部分噪聲能夠從機(jī)體內(nèi)部向地面進(jìn)行透射，也有部分噪聲會在后緣處發(fā)生比較明顯的衍射，故發(fā)動機(jī)對地面的噪聲一般由直射噪聲、透射噪聲和衍射噪聲3部分組成。Kawai和Toyoda[15]發(fā)現(xiàn)采用流阻漸變分布的吸聲材料可以有效抑制聲屏障邊緣附近質(zhì)點的振動速度，減弱衍射噪聲，實現(xiàn)對旁側(cè)噪聲源衍射噪聲的抑制效果，從而進(jìn)一步降低另一側(cè)的噪聲影響。Kawai和Toyoda從經(jīng)典聲學(xué)的角度分析了抑制衍射噪聲的機(jī)理，并進(jìn)行了數(shù)值模擬和實驗驗證，三者結(jié)論一致。受此啟發(fā)，本文將流阻吸聲材料應(yīng)用于機(jī)體后緣，以研究不同流阻漸變型后緣對發(fā)動機(jī)衍射噪聲的不同抑制效果，形成一種新的噪聲控制措施，降低BWB發(fā)動機(jī)對地面的噪聲影響。國外在實驗過程中直接采用翼身融合體機(jī)體和發(fā)動機(jī)的縮比模型。考慮到加工復(fù)雜，且耗資昂貴，本文用簡化的實驗?zāi)Ｐ蛯⒁砩砣诤象w機(jī)身和發(fā)動機(jī)進(jìn)行簡化，利用簡化的模型對相關(guān)的噪聲抑制效果進(jìn)行初步的實驗研究。

1 材料流阻測量

1.1 流阻定義

在聲學(xué)領(lǐng)域，流阻(Flow resistance)是材料的固有屬性，一般是指在穩(wěn)定氣流狀態(tài)下，加在固定厚度吸聲材料樣品兩邊的壓力差(p2-p1)與通過樣品的氣流線速度vs之間的比值，如圖1所示。

圖1 流阻概念示意圖

流阻rs(單位：Pa·s/m)的計算公式為：

(1)

為對比分析不同材料不同厚度d時的材料性能，需要定義材料單位厚度下的流阻率r(Flow resistivity，單位：Pa·s/m2)：

(2)

1.2 流阻測量

在本實驗中，采用3種不同的吸聲材料，如圖2所示。為了便于區(qū)分，將3種材料用數(shù)字進(jìn)行標(biāo)記：材料1(三聚氰胺棉)、材料2(強(qiáng)韌性低霧化棉)和材料3(三聚氰胺壓制棉)。3種材料的流阻利用自制流阻測量設(shè)備進(jìn)行測量。為便于測量，3種材料均加工成同一尺寸的圓餅狀，圓餅外徑為100 mm(有效直徑Φfr為90 mm)，厚度d為10 mm，圖3右下角即為3個圓餅狀材料。

Fig.2 Three kinds of sound-absorbing materials filled in the trailing edge

自制流阻測量設(shè)備外體框架為玻璃，內(nèi)部為密封腔體，上方有被測材料樣品放置孔和壓緊蓋子，如圖3所示。正上方有一個伸出的細(xì)管，連接壓差計，壓差計的另一頭接通大氣，用于測量腔體內(nèi)部和大氣壓強(qiáng)的壓差；正下方也有一個伸出的細(xì)管，連接流量計，用于測量內(nèi)部流體的流量。對材料進(jìn)行流阻測量時，首先在腔體內(nèi)部裝入足夠的水，然后放入被測材料并壓緊蓋子，最后打開流量計開關(guān)，讓水自動從內(nèi)部流出，從而測得水的流量Q；同時水的流出會導(dǎo)致腔體內(nèi)產(chǎn)生低壓，使材料上下兩面形成壓差，以壓差計測得此時的壓差Δp。圖4為該自制流阻測量設(shè)備的設(shè)計草圖，相關(guān)文獻(xiàn)中也詳細(xì)介紹了流阻測量的相關(guān)原理[16-17]。材料單位厚度的流阻率也可表示為：

(3)

其中，A為進(jìn)氣口處有效的橫截面積，也可用有效直徑Φfr進(jìn)行表示：

(4)

圖4 自制流阻測量設(shè)備設(shè)計草圖

Fig.4 Design sketch of self-made flow resistance measuring device

對3種材料分別進(jìn)行多次測量并取平均值得到其流阻率，如表1所示。

表1 3種材料的流阻率Table 1 Flow resistivity of three materials

2 實驗設(shè)備與方案

2.1 0.55 m×0.4 m聲學(xué)風(fēng)洞

實驗在中國空氣動力研究與發(fā)展中心(CARDC)的FL-17y聲學(xué)引導(dǎo)風(fēng)洞(如圖5所示)開口實驗段中進(jìn)行。FL-17y風(fēng)洞是一座連續(xù)式單回流低速風(fēng)洞，具有開口、閉口2個實驗段，其中開口實驗段長1.5 m(如圖6所示)，寬0.55 m，高0.4 m，開口實驗段外配置一個長3.7 m，寬5.5 m，高4.0 m的消聲室，消聲室截止頻率為100 Hz。開口實驗段空風(fēng)洞最大風(fēng)速為100 m/s，最小風(fēng)速為8 m/s；模型區(qū)軸向靜壓梯度≤0.005；背景噪聲范圍 75～80 dB (開口實驗段氣流風(fēng)速80 m/s，氣流軸線中心外2 m處測量)。

圖5 風(fēng)洞整體結(jié)構(gòu)

圖6 帶消聲室實驗段

2.2 模型簡化

本文采用了翼型模型+旁側(cè)圓柱的柱翼組合方案，用翼型后緣對旁側(cè)圓柱的遮擋效果代替BWB機(jī)體后緣對背部發(fā)動機(jī)的遮擋效果，從而簡化BWB發(fā)動機(jī)放置在機(jī)體背部的外形布局，如圖7所示。發(fā)動機(jī)噪聲一般是寬頻噪聲，而圓柱尾流后由卡門渦街產(chǎn)生的噪聲屬于單頻噪聲，嚴(yán)格來說用圓柱代表發(fā)動機(jī)噪聲是不嚴(yán)謹(jǐn)?shù)?。但本實驗屬于概念驗證性實驗，擬以簡單模型類比發(fā)動機(jī)和機(jī)體之間的關(guān)系，揭示出一些實驗現(xiàn)象。為彌補(bǔ)上述方案的不足，實驗中還采用外置揚聲器發(fā)出雜噪聲來類比發(fā)動機(jī)的寬頻噪聲。

圖7 簡化模型

實驗采用NACA0012翼型模型。利用該翼型后緣部位厚度逐漸變薄的特點，將后緣部位設(shè)計為可填充不同流阻率材料的腔體結(jié)構(gòu)，實現(xiàn)后緣流阻隨厚度d逐漸減小而變小的漸變分布。該NACA0012模型弦長300 mm，展長396 mm(在模型兩端各預(yù)留2 mm，以方便安裝)；改進(jìn)后緣的腔體結(jié)構(gòu)由里到外分別為：空腔(填充吸聲材料)、0.9 mm厚的穿孔板(支撐固定的同時透聲)和0.1 mm厚的凱夫拉布(利用其透聲不透氣的特點，使改進(jìn)后緣的氣動性能不受影響，并確保改進(jìn)后緣和原標(biāo)準(zhǔn)后緣的外形輪廓相一致)；后緣腔體結(jié)構(gòu)占翼型弦長的35%，支撐圓柱桿與前緣的距離占翼型弦長的25%；穿孔板上有三角形排列的孔，孔徑5 mm，孔距5.8 mm，如圖8所示。

Fig.8 The structure of the NACA0012 airfoil model with the gradational distribution flow resistance

2.3 實驗?zāi)Ｐ团c安裝

實驗中，在遠(yuǎn)場布置多個傳聲器進(jìn)行遠(yuǎn)場聲學(xué)測量，如圖9和10所示。以NACA0012翼型后緣展長中點為圓心，在半徑1500 mm的圓弧上布置7個傳聲器，1號傳聲器與翼弦反方向成60°，其余傳聲器以15°為增量依次進(jìn)行布置，形成了指向性弧形陣列。在模型的另一側(cè)安裝一根直徑為10 mm的圓柱桿，該圓柱桿軸心距翼型中心弦線60 mm，距后緣125 mm。在模型兩面距前緣5%(15 mm)處均粘貼兩排轉(zhuǎn)捩帶，使邊界層提前轉(zhuǎn)捩。

本實驗中，實驗風(fēng)速v∞、基于圓柱直徑的雷諾數(shù)Rerod和基于翼型弦長的雷諾數(shù)Remodel如表2所示。

圖9 實驗布置俯視圖

圖10 實驗布置圖

表2 雷諾數(shù)Table 2 Reynolds number

2.4 數(shù)據(jù)采集與處理

本實驗傳聲器的采樣頻率設(shè)置為51.2 kHz，每個工況采集30 s的噪聲數(shù)據(jù)。采用G.R.A.S公司的46AE型傳聲器作為聲壓感應(yīng)元件，其主要技術(shù)指標(biāo)見表3。采用pWelch方法(塊大小8192，Hanning窗，重疊因子50%)處理噪聲數(shù)據(jù)以得到其功率譜密度(Power Spectra Density, PSD)，頻率分辨率為3.125 Hz。

表3 G.R.A.S 46AE型傳聲器的主要技術(shù)指標(biāo)

Table 3 Main technical specifications of G.R.A.S 46AE microphone

Parametertype46AESize/inch1/2Nominalsensitivity/(mV·Pa-1)50Frequencyresponse(±3dB)/Hz3.15～20kUpperlimit(3%distortion)/dB148Microphonethermalnoise/dB(A)14.5

3 實驗結(jié)果與分析

3.1 流阻漸變型后緣對外置揚聲器的降噪分析

前期測試中，為了分析流阻漸變型后緣對靜態(tài)噪聲源衍射噪聲的抑制效果，在不吹風(fēng)的情況下，將圓柱桿拆除并在圓柱桿所在位置(距后緣125 mm、距翼型中心弦線60 mm)放置一個揚聲器作為旁側(cè)噪聲源，該揚聲器的正面與氣流的流向方向一致，使用雜噪聲作為聲源，在測量中發(fā)出同一寬帶噪聲信號，如圖11(a)和(b)所示。除此之外，實驗還將翼型模型移除，單獨測量外置揚聲器噪聲頻譜作為參考，見圖11(c)。該布置可以從經(jīng)典聲學(xué)的角度類比BWB飛機(jī)機(jī)體對發(fā)動機(jī)噪聲的抑制效應(yīng)。

圖11 靜態(tài)聲源的噪聲屏蔽測試

在圖11(b)的實驗中采用了3種吸聲材料，故在該實驗中指向性弧形陣列需要采集5次數(shù)據(jù)，以得到靜態(tài)聲源的噪聲頻譜特性和指向性，如圖12所示。為了比較清晰地對噪聲頻譜特性進(jìn)行分析，選取與翼型弦向相垂直的3號傳聲器，將其采集的5次數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)化為1/3倍頻程譜圖進(jìn)行對比，如圖12(a)所示。從圖中可以看出，噪聲聲壓級最高的是只有單獨揚聲器無翼型遮擋時的基準(zhǔn)狀態(tài)，而其余有翼型遮擋情況下的噪聲均得到了有效的抑制。采用流阻漸變分布的改進(jìn)翼型后緣比標(biāo)準(zhǔn)翼型后緣的噪聲聲壓級更低，且流阻率r越大的材料噪聲抑制效果越好。需要注意的是，傳聲器所測噪聲是由直射噪聲、透射噪聲和衍射噪聲共同合成的，在不同情況下，噪聲的組成比例不同，所起的作用大小也會有所不同，故采集到的噪聲規(guī)律由三者共同影響。

從圖12(b)可以看出，當(dāng)單獨分析外置揚聲器(基準(zhǔn)聲源)的指向性時，指向性折線和角度有明顯的漸變關(guān)系，1號(60°)傳聲器的總聲壓級(OASPL)最低，7號(150°)傳聲器的總聲壓級最高，其他傳聲器總聲壓級依次隨角度遞增。該現(xiàn)象的原因之一是外置揚聲器本身就存在明顯的指向性，在揚聲器正前方噪聲強(qiáng)度最強(qiáng)，側(cè)面和背面的噪聲強(qiáng)度會逐漸衰減；也有可能是尾緣減薄后，相應(yīng)位置的透射噪聲增大，在噪聲中所占比重加大。尤其是在150°指向角(7號傳聲器)處，尾緣基本不再有遮擋效果，噪聲中以直射噪聲為主，故其總聲壓級最高。圖中也顯示，當(dāng)采用標(biāo)準(zhǔn)后緣翼型對外置揚聲器進(jìn)行遮擋后，靜態(tài)噪聲源的總聲壓級會得到有效的抑制，且采用流阻漸變型翼型會進(jìn)一步優(yōu)化降噪，其降噪效果與材料流阻率r正相關(guān)。除此之外，隨著指向性弧陣列的角度增加，采用標(biāo)準(zhǔn)后緣或改進(jìn)后緣對靜態(tài)噪聲源的降噪效果逐漸變小，直至在7號(150°)傳聲器處降噪效果基本相同。該現(xiàn)象的原因是7號傳聲器所處位置基本不在翼型遮擋范圍內(nèi)，是否遮擋對7號傳聲器采集的數(shù)據(jù)沒有影響。

從圖12中還可以看出，采用流阻漸變分布的改進(jìn)翼型后緣比標(biāo)準(zhǔn)翼型后緣的噪聲抑制效果更好，且噪聲抑制效果與吸聲材料流阻率r正相關(guān)。然而，考慮到標(biāo)準(zhǔn)后緣的流阻率為無窮大，可以推測材料流阻率在0～∞范圍中，降噪效果應(yīng)該是先隨流阻率r增加而增強(qiáng)，當(dāng)達(dá)到最佳降噪效果后，再隨流阻率r增加而減弱。該結(jié)果與文獻(xiàn)[15]一致，但文獻(xiàn)[15]中采用了5種材料，流阻率范圍更廣。因此，就降噪效果而言，隨著流阻率變化，存在極值。在一些采用多孔后緣改進(jìn)措施來降低翼型后緣自噪聲的相關(guān)研究中，也得出了相同的結(jié)果，如Geyer等[18]所做的全多孔表面翼型后緣降噪實驗研究。

圖12 靜態(tài)聲源的遠(yuǎn)場噪聲數(shù)據(jù)分析

3.2 流阻漸變型后緣對圓柱的降噪分析

從上述經(jīng)典聲學(xué)的角度發(fā)現(xiàn)，不同流阻率材料對旁側(cè)聲源噪聲有不同的抑制效果。為此，通過找到流阻率大小合適的材料，可以為BWB飛機(jī)發(fā)動機(jī)噪聲抑制方案提夠一定的技術(shù)依據(jù)。因此，為了進(jìn)一步探討翼身融合體飛機(jī)在實際飛行過程中(處在來流中時)采用不同流阻率材料時機(jī)體后緣對發(fā)動機(jī)噪聲的抑制效果，本文采用翼型模型+旁側(cè)圓柱的柱翼組合方案進(jìn)行概念驗證性實驗。實驗基本模型為NACA0012翼型，后緣部位分別采用標(biāo)準(zhǔn)后緣、材料1～3后緣。

圖13分別給出了風(fēng)速為13、15和17 m/s時NACA0012翼型分別采用標(biāo)準(zhǔn)后緣、材料1后緣、材料2后緣和材料3后緣的噪聲頻譜圖(3號傳聲器)?？梢钥闯觯硇湍Ｐ?旁側(cè)圓柱的柱翼組合方案在來流條件下，存在一個明顯的單音峰值，該峰值是由于在均勻來流中圓柱后方形成了卡門渦街，有渦的周期性生成、脫落和破碎。通過將3種不同流阻率吸聲材料后緣和標(biāo)準(zhǔn)后緣進(jìn)行對比，可以發(fā)現(xiàn)采用吸聲材料的后緣均比標(biāo)準(zhǔn)后緣的單音峰值低，且單音峰值與3種材料的流阻率成反比，即：流阻率越高的材料，單音峰值越低。換言之，不同材料后緣對圓柱繞流噪聲源所

圖13 3號傳聲器的頻譜圖

產(chǎn)生的噪聲抑制效果和材料的流阻率正相關(guān)。同樣的，標(biāo)準(zhǔn)后緣是流阻率無窮大的材料，故材料流阻率在0～∞范圍中，降噪效果并不是一直和流阻率正相關(guān)，可預(yù)測是先隨流阻率r的變大而增強(qiáng)，當(dāng)達(dá)到最佳降噪效果后，再隨流阻率r的變大而減弱。這與3.1節(jié)的結(jié)論一致，故不僅從經(jīng)典聲學(xué)的角度看到了效果，也從氣動聲學(xué)的角度得到了驗證。為此，通過將后緣改進(jìn)為流阻漸變分布的結(jié)構(gòu)，可以為BWB飛機(jī)利用機(jī)體遮擋效應(yīng)為背部發(fā)動機(jī)噪聲源降噪提供更好的衍射噪聲抑制效果，也可以通過找到合適大小的流阻率材料使效果達(dá)到最佳。

需要說明的是，圖中曲線除了在峰值頻率下的噪聲數(shù)據(jù)有以上規(guī)律外，其他頻率下的噪聲數(shù)據(jù)并沒有明顯的規(guī)律，甚至有的地方噪聲不降反增。其可能原因，首先是外層覆蓋凱夫拉布的改進(jìn)后緣外表面比標(biāo)準(zhǔn)后緣外表面粗糙度大，其次也可能是凱夫拉布影響了翼型后緣自噪聲的因素。但它們均不與遮擋降噪問題相關(guān)，在此不做深入探討。

3.3 流阻漸變型后緣抑制噪聲衍射機(jī)理分析

翼身融合體飛機(jī)利用機(jī)體部件對發(fā)動機(jī)噪聲源的遮擋作用，在一定程度上類似于聲屏障。二者均是利用障礙物對一側(cè)的噪聲源進(jìn)行遮擋，消除部分直射噪聲，以減弱另外一側(cè)聲場的噪聲。因此，可以從流阻漸變型聲屏障的角度分析流阻漸變型后緣抑制衍射噪聲的機(jī)理。對于處在聲場中的一個障礙物，在它的邊緣附近往往存在邊緣效應(yīng)，即：由于障礙物邊緣附近聲暴露邊與另一邊之間的聲壓出現(xiàn)了突然的變化，導(dǎo)致振動粒子產(chǎn)生很大的振動速度，并通過衍射作用進(jìn)入另一邊聲場。而流阻漸變分布的吸聲材料可以緩和聲暴露邊與另一邊之間的聲壓變化，在很大程度上抑制粒子振動速度的變大。因此，在BWB機(jī)體后緣部位采用流阻漸變分布的吸聲材料，可以有效地抑制衍射噪聲場中由于邊緣效應(yīng)而產(chǎn)生的粒子振動速度變大，減弱衍射噪聲。

流阻漸變分布的吸聲材料雖然抑制了噪聲組成中的衍射噪聲，但在遮擋物內(nèi)部采用不同的吸聲材料，又會引起透射噪聲大小的變化。透射噪聲會隨吸聲材料流阻率的減小而增大，當(dāng)流阻率為零(無遮擋)時，透射噪聲即為直射噪聲；當(dāng)流阻率為無窮(標(biāo)準(zhǔn)后緣)時，透射噪聲最小?？梢钥闯?，透射噪聲在一定程度上影響著遮擋物對旁側(cè)噪聲源的噪聲抑制效果，故可以解釋在0～∞的材料流阻率范圍中，降噪效果隨流阻率r增加呈先增強(qiáng)后減弱的現(xiàn)象。因此，通過找到合適的流阻漸變分布的吸聲材料，使衍射噪聲的降低量大于透射噪聲的增加量，可以實現(xiàn)遮擋物對旁側(cè)噪聲源噪聲的進(jìn)一步抑制，從而盡可能降低BWB發(fā)動機(jī)對地面的噪聲影響。

4 結(jié) 論

本文針對BWB翼身融合體飛機(jī)采用流阻漸變型后緣抑制背部發(fā)動機(jī)噪聲源噪聲的簡化方案進(jìn)行了實驗研究，采用了3種不同流阻率吸聲材料，分別從經(jīng)典聲學(xué)和氣動聲學(xué)的角度對簡化模型進(jìn)行了遠(yuǎn)場噪聲測量，初步驗證了本文方法的可行性和有效性。研究結(jié)果表明，利用標(biāo)準(zhǔn)后緣對旁側(cè)噪聲源的遮擋作用，可以對外置揚聲器或圓柱在另一側(cè)聲場中的噪聲起明顯抑制效果，而當(dāng)標(biāo)準(zhǔn)后緣分別更換為3種不同流阻漸變型后緣后，在不同程度上額外抑制噪聲組成中的衍射噪聲，從而更進(jìn)一步降低了噪聲。且推測吸聲材料流阻率在0～∞的范圍中，降噪效果隨流阻率r增加呈先增強(qiáng)后減弱的現(xiàn)象。