参照以下提纲撰写，要求内容翔实、清晰，层次分明，标题突出。请勿删除或改动下述提纲标题及括号中的文字。 （一）立项依据与研究内容（4000-8000字）：
1．项目的立项依据（研究意义、国内外研究现状及发展动态分析，需结合科学研究发展趋势来论述科学意义；或结合国民经济和社会发展中迫切需要解决的关键科技问题来论述其应用前景。附主要参考文献目录）；
1.1．项目的研究意义
涡桨飞机是飞机中的重要类别之一，具有燃油利用率高，经济性好等优点[1]，如ATR72-500的燃油消耗率为2.47L/100Km，相较于Boeing 737-800和A320的燃油消耗率，可分别降低8.5%和5.7%，在短途支线客机、公务机和大型运输机中有重要应用。与涡扇发动机相比，涡桨飞机的桨叶没有短舱的包裹，直接暴露在空气中，因此噪声更大，是主要缺点之一。
近年来，随着航空运输的持续增长，民众对噪声污染的要求越来越高[2]，国外政府对适航噪声的要求也更加严格[3,4]。整个欧洲航空工业界决定，相对于2000年生产出的典型飞机，截止2020和2050年，新型飞机的外部噪声减少50%和65%。同时，世界上超过60%的机场，美国超过50个机场将噪声视为最重要的问题[1,5]。这些对我国自主研制的型号MA60和MA700等涡桨飞机（如图 1和图 2所示），和其它在研型号提出了更高挑战，涡桨飞机的气动噪声问题是目前航空工业界亟需研究和解决的关键技术之一。鉴于此，螺旋桨气动噪声的预测和降噪控制技术的研究迫在眉睫。
图 1 MA60涡桨客机
图 2 MA700涡桨客机
涡桨飞机气动噪声的主要噪声声源包括：涡桨桨叶、机体（如起落架和增生装置）和机体表面的湍流产生的气动噪声，其中螺旋桨桨叶旋转产生的谐波噪
声[6]是涡桨飞机气动噪声的最大噪声源。涡桨飞机的主要飞行时间是巡航阶段，螺旋桨产生的谐波噪声传播到机体表面，透过机体传到舱内对机舱内部的舒适性产生重要影响，更重要的是声载荷造成机体的振动，影响飞机其它部件的声疲劳和电子元件的寿命，对安全性有不可忽视的影响。鉴于此，螺旋桨气动噪声在机身表面的预测和控制至关重要，直接关系到涡桨飞机的舒适性、安全性和环保性，因此，螺旋桨气动噪声的数值模拟意义重大。
本项目针对我国涡桨客机研制中，预测和降低螺旋桨气动噪声在机身表面分布的关键问题，发展基于高精度数值格式和声源模型的螺旋桨气动噪声传播数值模拟方法，开展大规模、精细化数值模拟研究，旨在揭示机身表面螺旋桨气动噪声的传播机理和分布特征，探索螺旋桨飞机的降噪方法，为涡桨客机机身表面的降噪设计提供技术和理论支持。
1.2. 国内外研究现状
单个螺旋桨的气动噪声频谱如图 3所示，包含了主要的谐波噪声（峰值）和宽频噪声。螺旋桨的气动噪声主要来源于低频的谐波噪声，谐波噪声由桨叶和空气的周期性运动产生，出现在桨叶旋转频率(Blade Passing Frequency, BPF)的整数倍。相对而言，宽频噪声的影响较小，可以忽略。因此，预测和降低螺旋桨的气动噪声首先要对谐波噪声的产生和传播开展准确的预测。关于单独螺旋桨气动噪声的产生和在均匀流动中传播机理存在较多的研究，已经形成了成熟的理论和数学模型。但是，螺旋桨气动噪声在复杂构型(如真实机身)周围非均匀流动(边界层)中的传播机理仍是螺旋桨气动噪声研究的亟待解决的关键问题之一，这是由于存在以下难点：
1)机身等固壁对噪声的反射、衍射和遮蔽效应是螺旋桨气动噪声传播的核心研究问题，对螺旋桨气动噪声传播的影响最大。由于固壁的作用，螺旋桨气动噪声在旋转平面具有很强的指向性，声强随不同角度相差约40-50 dB，在复杂构型下准确捕捉到这些差异，研究噪声的反射、衍射和遮蔽效应随声波波长的变化机理是具有较高难度；
2)流场梯度对螺旋桨噪声的折射和反射作用是螺旋桨气动噪声传播的关键问题，很大程度上改变机身表面的声场分布。机身周围流动的梯度较大(如机身周围边界层)，流场梯度对声场的反射和折射作用较强，准确预测声场在流场中的反射和折射机理，具有较高难度；
3)多个螺旋桨间气动噪声的干涉作用是螺旋桨气动噪声传播的重要问题，较
大程度上改变了机身表面的噪声分布。探索螺旋桨相位差对气动噪声传播的干涉机理对准确预测机身表面的噪声分布和后续的降噪设计具有重要的理论意义。
图 3 螺旋桨气动噪声频谱[6]
1.2.1. 螺旋桨气动噪声的传播机理研究
螺旋桨气动噪声在复杂构型(如真实机身)周围非均匀流动(边界层)中的传播机理可以通过试验、解析和数值模拟方法开展研究。Hanson[7]、Salikuddin[8]等人采用试验方法研究了螺旋桨噪声在机身表面的分布和散射问题。研究表明，机身对单个螺旋桨具有很强的遮蔽效应；当来流马赫数大于0.7时，边界层的折射作用较强地改变了机身表面噪声分布。Hanson[9]、McAninch[10]、Lu[11]和Salikuddin[8]等人采用解析方法对边界层的反射和折射作用开展了研究，通过将机身简化成圆柱和简化、均匀的边界层，证明了折射作用主要来自边界层的速度梯度。试验方法需要在消声室内进行，该方法存在费用高，周期长，滞后性等问题，并且使用的是缩比模型，难以兼顾气动和声学的相似性，需要对试验数据进行修正。解析方法成本低，周期短，通过理论推导得到明确的表达式，能够对各个参数的影响规律作出分析，但考虑的几何构型和流动情况简单，只能在已有的试验数据范围内进行研究，在条件以外公式会失效。当考虑几何构型复杂的工程问题时，数值方法是必需的，且具备下列优势：
1)可以模拟复杂构型，如考虑真实的机身几何外形；
2)背景流动真实，如采用CFD(Computational Fluid Dynamics)模拟的方法模拟真实边界层。
近年来，随着计算机技术的飞速发展，计算气动声学(Computational AeroAcoustics, CAA)得到了较大发展，并且度过了一个黄金周期[12]，在求解方
法和以高精度差分格式为代表的数值技术方面取得了一系列重要进展[12,13]。计算气动声学采用数值模拟的方法，结合专门为声波传播定制的控制方程以及高精度、低耗散、低色散数值格式，求解声场的产生、传播和辐射。计算气动声学需要解析复杂构型（如起落架、缝翼等）非定常流动产生的湍流引起的声场，其计算量是巨大的。CAA的成本较低，周期短，能够兼顾气动和声学的相似性，针对复杂构型开展气动噪声研究，是低噪声设计的重要手段之一，是较先进的技术和未来气动噪声研究的发展方向，也是本项目拟使用的研究手段。
1.2.2. 数值模拟方法
目前，国内外大多使用混合方法开展螺旋桨气动噪声传播的数值模拟研究，使用直接方法的研究很少，这是因为直接方法的计算量太大，计算周期过长。CAA混合方法根据声场的物理机制，将声场的物理过程分成三部分：声场的产生、近场传播和远场辐射，分别采用不同的控制方程和求解方法开展研究，大大减少了计算量和计算时间。针对螺旋桨气动噪声传播的数值模拟研究，混合方法首先开展单独螺旋桨的数值模拟或建立模型提取声源，通过扰动方程和高精度数值格式求解螺旋桨气动噪声的传播。准确预测螺旋桨气动噪声的传播和机体表面的分布，需要采用专门的数值方法，这是由于螺旋桨气动噪声传播的数值模拟技术存在以下难点：
1)声波幅度小：气动噪声本质上是气体的压力脉动，声场的幅度通常与流场也相差5到6个数量级[14]。传统CFD的格式截断误差大，耗散和色散大，不适合开展声传播数值模拟；
2)传播距离远：相较于流体动力脉动（如涡脉动），声场的传播距离更远，通常大2到3个数量级，计算气动声学的计算量大；
3)传播机理复杂：涡桨飞机巡航阶段的典型马赫数约为0.42，机身附近的流动复杂，流场对声场的反射和折射作用较强，需要准确模拟流场对声场的折射和反射作用；
4)计算量大：由于噪声的本质是宽频的，人耳能感觉到的频率从20 Hz到20000 Hz，全机尺寸下解析高频噪声需要海量的网格量（109级别的网格量），气动噪声的计算量巨大；
5)声源模型复杂：螺旋桨桨叶的运动较为复杂，在飞行的过程中，桨叶的运动包含了旋转、向前平移等，声源模型需要准确模拟桨叶的空间位置；此外，包含了多种噪声机理和成分，如桨叶表面压力分布引起的载荷噪声，需要高精
度的声源模型来给出；
6)边界条件要求高：为了减少计算量，需要将物理域人为截断成尽可能小的物理域，同时会对数值模拟带来较大的影响。因此需要引入对声场反射少或吸收强的边界条件，提高数值模拟的精确性。
因此，螺旋桨气动噪声传播的高精度数值模拟技术是当前美国机体噪声计算会议(Benchmark problems of Airframe Noise Computations, BANC)[15]和欧洲国际航空研究论坛(International Forum for Aviation Research Noise Working Group, IFAR)的研究重点和热点之一，具有较高的难度和技术要求。
传统声学使用波动方程来求解均匀来流下声波的反射和衍射现象，难以捕捉流场梯度对声波的反射和折射作用。目前国内外气动声学领域大多使用声扰动方程(Acoustic Perturbation Equation, APE)或LEE结合高精度格式来开展声传播的数值模拟研究，包含流场梯度对声场的反射和折射作用。APE是一种声类比方法[16]，通过对LEE开展特征值分析，保留产生声波的源项，过滤掉产生涡波和熵波的源项，存在一定程度上的近似，能够使计算更加稳定，在德宇航(DLR)、南京航空航天大学和西工大的研究中应用较多。典型工作包括：DLR的Ewert等人[17,18]采用色散关系保持(Dispersion Relation Keeping, DRP)差分格式[19]离散APE，预测了二维翼型尾缘的噪声，分析了后缘噪声的主要来源，并通过在后缘打孔降低了噪声。南安普顿大学的Ma等[20]采用预系数化紧致格式[21]和APE，研究了声衬对前缘缝翼的降噪效果。南京航空航天大学的陈荣钱等人[22]，采用APE和DRP差分格式，研究了NACA0012尾缘噪声的产生和传播。西工大的白俊强研究组[23]进一步对30P30N二维增升装置的声传播开展了数值模拟。南京航空航天大学的司海青等人[24]对APE进行了改进，降低了计算成本，同时保留了计算精度。
LEE保留了声波、涡波和熵波的贡献，精度更高，在DLR、法宇航(ONERA)、南安普顿大学的空客噪声技术中心(Airbus Noise Technology Centre, ANTC)、美国国家宇航局(NASA)兰利研究中心(Langley Research Centre, LaRC)和英国的声学和振动中心(Institute of Sound and Vibration, ISVR)的声传播的相关研究中使用，产生了大量的研究成果和数值格式，其中与本项目最相关的是螺旋桨气动噪声在非均匀流场中的折射和反射数值模拟研究。徳宇航的Siefert和Delfs[25]在马赫数为0.7,0.75和0.8时，使用LEE研究了不同频率的静止点声源在机身表面有限区域的噪声分布；研究表明，边界层能够显著减少上游区域机身表面的噪声
分布，巡航状态下边界层的折射和反射作用不可忽略，如图 4所示。徳宇航的Dierke等人[26]扩展了之前的研究成果，采用涡扇发动机风扇噪声的模态替换了之前的点声源，使用相同的数值模拟方法在机身表面有限区域内研究了机身表面的噪声分布，得到了相同的结论。之后，Dierke[27,28]推导并开发了精度较高的螺旋桨声源模型，并采用LEE和DRP差分格式模拟了单个螺旋桨气动噪声的传播。针对声源模型和高精度数值求解方法，对比了试验和数值模拟结果，证明该螺旋桨气动噪声传播数值模拟方法具有较高的精度，如图 5和图 6所示。法宇航的Garrec和Reboul[29]使用类似的声源模型和LEE预测了单侧开式转子的桨叶噪声在机尾表面的噪声分布，如图 7所示。南安普顿大学的Miao[30,31]，使用LEE和相同的声源模型研究了单个螺旋桨噪声在圆柱表面的噪声分布，如图 8所示。之后，Miao[31]研究了在起飞阶段，相同相位下，双螺旋桨气动噪声在ATR72机身表面的分布规律，如图 9所示。
国内关于螺旋桨气动噪声的研究有一些代表工作。乔渭阳等人[32]对螺旋桨厚度和载荷噪声的时间历程提出了一种新的求解方法，结果精度令人满意。刘沛清研究组[33]使用Kirchhoff-FWH方法对单独螺旋桨的噪声开展了计算，并对噪声频谱开展了分析。高永卫、乔志德等[34]改进了升力面方法，快速求解螺旋桨的远场声学特性，结算结果与试验结果符合较好。毛熙昌等[35]采用试验方法对比了四叶桨和三叶桨的气动和声学特性，结果表明四叶桨的气动性能更好，噪声更低。王同庆[36]对螺旋桨飞机缩比模型表面的声压开展了预测和试验对比，结果显示预测方法与试验符合较好。刘秋洪[37]等人深入研究了气动噪声传播的物理模型和数值预测方法，提出了非紧致阻抗边界气动噪声辐射/散射统一积分计算方法,并通过圆柱绕流算例验证了方法的有效性。
图 4 1000Hz下点声源在机体表面产生的声压级分布：a）无边界层；b）有边界层。
图 5 螺旋桨声源模型数值解与理论解对比
图 6 螺旋桨气动噪声传播数值解与试验
对比
a) 开式转子压力脉动的空间分布
b) 开式转子机尾表面声压级分布
图 7 开式转子噪声在机尾表面的噪声分布
a) 螺旋桨噪声的空间声压分布
b) 圆柱表面的声压级
图 8 螺旋桨噪声在圆柱表面的分布
a) 螺旋桨噪声的空间声压分布
b) 机身表面的声压级
图 9 螺旋桨噪声在机身表面的分布
1.2.3. 基于噪声干涉机理的降噪研究
多个螺旋桨间气动噪声传播中的干涉作用能够在较大程度上改变机身表面的噪声分布，利用干涉现象能够对机体表面开展降噪研究。固定相位方法(Synchrophasing or phase-locked propeller)正是利用多个相同转速、不同相位螺旋桨间气动噪声的干涉原理，达到降低机体表面噪声的目的[38,39]。传统的螺旋桨气动噪声降噪手段，如桨叶外形优化、流动控制、降低螺旋桨和机身间的气动
干扰等方法，可以从根本上降低螺旋桨的气动噪声，但是设计难度大，周期长，成本高，并且可能损失飞机整体的气动性能。安装声衬能够降低机身表面和远场观测点的噪声分布，但会增加飞机重量。并且声衬的厚度需要与声波的波长相当才能起到较好的吸声效果[38,39]，螺旋桨噪声的主要来源是100 Hz-250 Hz的低频谐波，声衬不适合螺旋桨气动噪声的降低。相关研究表明[40]，使用固定相位方法对Lockheed P-3飞机的试验数据进行分析，在某些机身观测点上噪声可以降低8到14 dB。因此，固定相位是降低螺旋桨气动噪声的有效方法之一，对其开展深入研究，量化降噪效果是必要的。
目前，国外对固定相位对螺旋桨飞机降噪的研究较多，普遍使用解析和试验两种方法。弗吉尼亚理工学院暨州立大学的Jones和Fuller[41]采用试验方法，采用圆柱代替机身，单极子声源代替螺旋桨噪声，在消声室内测量了固定相位方法对圆柱表面噪声分布的影响，机身内部某些观测点上最大可降噪30 dB。多伦多大学的Richarz和Dale[42]使用更真实的，缩比后的螺旋桨和简化后的机身，测量了双桨下固定相位对机身表面声压级(Sound Pressure Level, SPL)分布的影响，累计可减少1 dB。美国联合技术公司的Magliozzi[40]对Lockheed P-3飞机的试验数据进行分析，表明固定相位方法可以使机身表面SPL平均减少1.5 dB。国内对固定相位的研究较少，南京航空航天大学的Huang[39,43]等采用试验和优化的方法对双桨下固定相位方法进行了研究，并对试验处理算法的精度做出了优化，减少了计算量。采用解析方法研究螺旋桨相位差对声散射影响的工作较少。弗吉尼亚理工学院暨州立大学的Fuller[38]采用无限长圆柱模拟机身，简单偶极子模拟螺旋桨声源，建立了圆柱表面声压的解析表达式，并研究了固定相位方法的降噪效果，得出了最佳相位差随声波频率和观测点位置变化的结论。相对于试验和解析方法，采用数值模拟研究固定相位方法的研究很少。
1.3. 亟待解决的关键问题
关于螺旋桨气动噪声传播的高精度数值模拟方法和降噪研究，综合国内外研究现状，存在以下5个特点：
1)流场梯度对螺旋桨气动噪声折射作用的数值模拟研究较少，多数研究开展流场对简单声源的折射和反射研究，或是忽略流场梯度对螺旋桨气动噪声传播的影响；
2)螺旋桨气动噪声干涉现象的研究较少，多数螺旋桨气动噪声数值模拟只研究了单桨的声传播，回避了双桨气动噪声的干涉问题；
3)基于噪声干涉现象的固定相位方法的降噪研究，多数使用试验和解析方法，使用数值模拟方法的研究较罕见；
4)在螺旋桨气动噪声传播的数值模拟方法中，关于数值求解方法和数值格式的研究较多，螺旋桨声源模型的研究较少；高精度的、准确的螺旋桨气动声源模型对于整个螺旋桨气动噪声数值模拟方法是关键技术之一；
5)关于声传播的数值模拟研究，大多停留在二维构型上的计算，三维复杂构型的数值模拟研究较少。
综上所述，虽然螺旋桨气动噪声传播的高精度数值模拟技术在求解方法、数值格式和声源模型等研究点上已经取得了一定的突破，但将以上研究点综合起来，形成准确、可靠的螺旋桨气动噪声传播的数值模拟程序，研究螺旋桨气动噪声在复杂流动中的传播机理，进一步使用干涉现象作为降噪的手段，对三维全尺寸复杂构型开展精细化降噪研究却很罕见。因此，基于高精度螺旋桨气动噪声传播的数值模拟技术是当前涡桨飞机噪声数值模拟和降噪设计中亟待解决的关键问题之一。
1.4. 本研究的总体构想
本项目针对我国涡桨飞机研制中预测和降低机体表面气动噪声亟待解决的技术难题，发展基于高精度数值格式和声源模型的螺旋桨气动噪声传播的高精度数值模拟方法，针对螺旋桨气动噪声在机身周围的传播机理开展大规模、精细化的数值模拟。一方面，针对螺旋桨气动噪声在复杂流动中的传播机理，发展基于LEE、高精度声源模型和高精度差分格式的螺旋桨气动噪声传播数值模拟方法，准确预测机体表面的噪声分布；另一方面，基于螺旋桨噪声传播过程中的干涉机理，采用固定相位方法来降低机身表面的噪声分布，分析机体表面降噪效果随相位角变化的规律，得出最佳固定相位角，量化降噪效果。本研究旨在研究螺旋桨气动噪声在机身周围复杂流动中的传播机理，基于传播机理探索有效的机身表面降噪方法，为涡桨飞机的降噪设计和噪声防护提供理论支持和研究方法。
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2．项目的研究内容、研究目标，以及拟解决的关键科学问题（此部分为重点阐述内容）；
2.1．研究内容
本项目针对涡桨飞机研制中机身表面螺旋桨气动噪声分布亟待解决的关键问题，通过发展螺旋桨气动噪声传播的高精度数值模拟方法，研究螺旋桨气动噪声传播的物理机制，探索噪声干涉效应对机身表面降噪效果的基本规律，获得双螺旋桨的最佳固定相位角和量化降噪效果。具体研究内容包括以下三个方面：
2.1.1. 发展螺旋桨气动噪声传播的高精度数值模拟方法
针对该数值方法的特殊性，发展一套完整的、基于高精度差分格式的数值模拟方法，包括：1)LEE声传播模型，用来准确预测流场梯度对声场的反射和折射作用，固壁对声场的反射和衍射作用；2)高精度、低耗散和低色散的数值格式：空间离散使用6阶精度的预系数化紧致格式(Prefactored Compact Scheme, PSC)，用来减少耗散、色散和网格量；空间滤波使用10阶显式滤波，用来过滤未能准确解析的高频数值伪波；时间推进采用4阶精度，低耗散、低色散、低存储的显式龙哥库塔格式(Low Dissipation Low Dispersion Runge-Kutta, LDDRK)，增大时间推进步长，提高计算效率，减少耗散和色散；3)吸收边界条件：采用缓冲区边界条件，在显著减小物理域的同时，减少截断边界带来的声反射，提高数值解的精度；4)旋转偶极子声源模型：旋转偶极子随时间做旋转运动，模拟桨叶的运动轨迹，通过相位差控制每个桨叶的相对位置；偶极子幅度代表桨叶的载荷噪声大小，准确描述桨叶的噪声源信息；5)分布式并行计算方法：基于本单位的大规模计算集群，使用消息传递接口(Message Passing Interface, MPI)开展气动声学并行计算技术研究，提高计算效率，缩短计算时间。
2.1.2. 研究螺旋桨气动噪声传播的物理机制
基于多种流动和螺旋桨状态的变化，通过精细化数值模拟，分析螺旋桨噪声的传播机制，揭示机身表面螺旋桨气动噪声分布的基本规律。具体包括：1)通过均匀来流、圆柱形机身和单桨噪声模拟，分析固壁对噪声的反射、衍射和遮蔽作用；2)通过真实边界层、圆柱形机身和单桨噪声模拟，揭示流动梯度对噪声的折射和反射作用；3)通过真实边界层、圆柱形机身和双桨噪声模拟，分析相干噪声的干涉作用，揭示不同相位差对机身表面噪声分布的影响。
2.1.3.分析复杂机身构型下双螺旋桨的噪声传播特征，量化揭示噪声干涉现
象对机身表面噪声分布的影响和降噪效果。
在真实的、较复杂的机身几何外形下，研究降低螺旋桨气动噪声的最优固定相位角，并对降噪效果做出量化评价。具体包括：1)基于圆柱型机身下双桨噪声干涉的研究结果，对ATR72飞机的噪声传播特征开展大规模模拟分析；2)对ATR72的最优固定相位较和降噪效果开展精细研究，如图 10所示，揭示噪声干涉现象对机身表面噪声分布的影响；3)建立机身表面降噪效果的量化评价方法，通过对声能量累加的方法对真实机身表面的降噪效果给出较全面的评价。
图 10 机身构型计算示意图
2.2．研究目标 本研究的研究目标为：
1)针对涡桨飞机机身表面螺旋桨气动噪声分布的重要问题，开发基于高精度声源模型和数值格式的螺旋桨气动噪声传播数值模拟方法，开发精确、可靠的数值模拟程序，提高噪声传播数值模拟的准确度和可靠性；
2)研究螺旋桨气动噪声的传播机理，分析机身对螺旋桨气动噪声的遮蔽和反射效应，流体梯度对噪声的折射和反射作用，以及多个螺旋桨间噪声的干涉效应，总结气动噪声在机身表面分布的基本规律；
3)研究复杂机身下双螺旋桨气动噪声的传播特征，基于不同相位差下，多个螺旋桨间气动噪声的干涉原理，找到最优的固定相位角，实现机身表面的最大降噪效果，为后续的降噪设计和防护提供理论与技术支持。
2.3．拟解决的关键科学问题
1)准确可靠的螺旋桨气动噪声传播高精度数值模拟方法的实施； 2)螺旋桨气动噪声传播的物理机制分析；
3)复杂机身下双螺旋桨气动噪声的传播特征分析； 4)最佳固定相位角下机身表面的降噪效果探索。
3．拟采取的研究方案及可行性分析（包括研究方法、技术路线、实验手段、关键技术等说明）；
3.1. 研究方案
本研究拟采用理论分析和数值模拟结合的方法，从4个方面开展研究。首先，采用理论分析推导螺旋桨气动噪声传播的高精度数值模拟方法，包括控制方程、空间格式、时间格式和边界条件，以及螺旋桨噪声源模型，包括桨叶运动轨迹和桨叶运动产生的噪声信息，作为本研究的理论基础。其次，以程序的形式实现螺旋桨气动噪声传播的高精度数值模拟方法，作为本研究的研究工具。再次，通过对圆柱形机身下，不同流动状态和螺旋桨气动噪声传播开展精细化数值模拟，研究螺旋桨气动噪声的传播机制。最后，在复杂机身下，基于多个螺旋桨气动噪声的干涉现象，对最优固定相位角和机身表面的降噪效果展开精细研究，通过对声能量累加的方法做出较全面的评价。图 11是本研究技术路线图。
图 11 本研究技术研究路线图
1) 螺旋桨气动噪声传播的高精度数值模拟方法
该方法研究包括两个部分：分别为通用的气动噪声传播的高精度数值模拟方法，以及专门的螺旋桨声源模型。
a) 气动噪声传播的高精度数值模拟方法研究
为了满足气动噪声传播的数值模拟技术的特殊性，本研究拟使用有限差分法(Finite Difference Method, FDM)来开展数值模拟研究。相较于有限体积法或有限元法，基于有限差分法的高精度声传播数值模拟方法是发展最早的，也是分析最透彻和技术最成熟的方法。该方法具有数值格式种类多，数值性能高，计算量小，评价体系成熟和易实现等优点，本项目拟使用的数值技术如下：
➢ 线化欧拉方程：本项目拟使用LEE来模拟声场在流体中的传播。传统声学使用波动方程对声场开展模拟，可以反映流场对声场的对流作用和固体对声场的反射作用。LEE相较于波动方程，可以考虑各点流场的非均匀性，模拟流场梯度对声波的折射和反射。特别是针对涡桨飞机的巡航阶段，马赫数在0.42左右，此时流场各点的非均匀性较强，边界层内流场梯度对声场的折射和反射作用不可忽略。如图 12所示，在均匀来流下，螺旋桨噪声以θ角直线传播到机身表面观测点；当边界层存在时，流场梯度的折射作用改变了传播方向，声源以θR角传播到机身表面同一观测点。螺旋桨声源的强度随着角度而变化，因此折射作用会使同一个观测点上的声压级发生变化，需要使用LEE来准确模拟声场的折射。
图 12 螺旋桨噪声折射原理图
➢ 6阶精度PCS格式：该格式具有截断误差小、耗散小、色散小和易执行的特点，可以明显提高声波的解析能力，如图 13所示，横轴代表声波真实的波数，竖轴代表数值格式解析的数值波数，红色符号代表各个数值格式对应的数值波数，即解析能力。一维情况下，PSC格式的数值波数为1.38，2阶中心差分的数值波数为0.314，表示每个波长下分别需要3.7 (Points Per Wavelength, PPW)和20.0个网格点，网格量约减少5.4倍，三维情况下，可减少约157.9倍，可以大大减少计算网格量。
图 13 典型差分格式的解析波数
➢ 10阶显式滤波：每个数值格式对声波具有特性的解析能力，如图 13所示，超过数值格式数值解析波数的声波(高频)会失真，称为数值伪波(Spurious Wave)，需要使用数值滤波将其过滤或衰减，否则会污染数值解甚至造成求解失败。Hixon的6阶PSC的数值解析波数约为1.38,10阶显式滤波的数值滤波波数约为1.32，如图 14所示，可与Hixon的6阶PCS配合使用过滤高频数值伪波，保证数值结果的准确和稳定。
图 14 典型空间滤波器的滤波性能
➢ 4阶LDDRK格式：该格式适用于求解声传播等非定常现象，具有截断
误差小、低耗散、低色散和低存储的特点，同时能够使用较大的时间推进步长，可以提高执行效率，减少误差。
➢ 缓冲区边界条件：当人为将物理域截断成较小的区域时，截断的边界会
对数值解带来较强的反射，需要引入吸收边界或无反射边界条件来消除反射，本研究拟使用缓冲区(Buffer Zone)边界条件结合拉伸网格的方法来吸收或衰减声波，如图 15所示。缓冲区是吸收边界的一种，其基本原理是进入该区域的声波会被快速衰减成0，从而减少对缓冲区外数值解的反射，该方法具有直观、易执行和吸声性能好的特点。此外，声波的数值模拟需要相应的网格密度来支持；反而言之，当网格较疏时，声波会严重衰减，并且原本在较密网格上被准确解析的低频信号在网格较疏时会变成高频数值伪波，会被数值滤波过滤。因此，结合快速拉伸网格，缓冲区衰减声场的性能会进一步提升。
图 15 缓冲区边界结合拉伸网格
b) 高精度的螺旋桨噪声源模型
本研究拟通过LEE右端源项引入螺旋桨载荷噪声源模型，该模型通过随时间旋转变化的偶极子替代桨叶来实现。螺旋桨气动噪声的主要贡献来自于100Hz-250Hz的低频噪声，声波波长为1.4m-3.4m，通常涡桨飞机的桨叶半径约2m，此时桨叶形状对声传播的影响较小，桨叶可以看作紧致声源，使用旋转偶极子代替桨叶的形状来简化螺旋桨声源模型。旋转偶极子的位置随时间变化，和桨叶的运动轨迹相同；声场幅度由桨叶表面的压力分布决定；引入相位差来控制桨叶间的相对位置，实现多个螺旋桨之间固定相位角的控制。
2) 螺旋桨气动噪声传播的高精度数值模拟程序开发
本研究拟在已有的方法基础上，开发螺旋桨气动噪声传播的高精度数值模拟程序。一方面，使用高精度程序模拟螺旋桨气动噪声在自由空间的传播，通过
与Farassat 1A的解析解作对比，验证整个程序和声源模型的正确性。另一方面，开展基于结构化网格的大规模并行计算技术研究，测量并优化程序的并行效率。设计的程序流程图如图 16所示。
图 16 程序流程图
3) 螺旋桨气动噪声传播的物理机制
针对圆柱形机身，基于多种流动和螺旋桨状态的变化，通过精细化数值模拟，分析螺旋桨噪声的传播机制，揭示机身表面螺旋桨气动噪声分布的基本规律。在Ma = 0.42，高度为8000 m的情况下，计算设置如图 17所示。
➢ 机身对螺旋桨噪声的反射、衍射和遮蔽作用
通过对比均匀来流下，机身存在时和自由空间内单桨气动噪声在空间的分布，分析机身的反射、衍射和遮蔽效应。
➢ 流动梯度对螺旋桨噪声的折射和反射作用
通过对比机身周围均匀流动和有边界层时单桨气动噪声在机身表面的分布，分析流场梯度的折射和反射作用。
➢ 双螺旋桨气动噪声的干涉作用
通过对比不同相位差下双桨噪声的模拟结果，研究双桨气动噪声的传播特征；
通过机身表面噪声分布的量化对比，分析双螺旋桨气动噪声的干涉作用，揭示不同相位差对机身表面噪声分布的影响。
图 17 简化圆柱构型计算示意图
使用高精度数值模拟程序研究固定相位对降低简单圆柱表面气动噪声的降噪效果，对大范围、多个固定相位角的降噪效果开展计算，同时，在圆柱表面的流向和周向上，选取多个观测点，通过多个固定相位角下计算结果的对比，得出降噪效果随固定相位角变化的基本规律。同时，找到降噪效果最好的固定相位角；针对最佳固定相位角，对圆柱表面的降噪效果开展量化的评估。
4) 最佳固定相位角在机身表面的降噪效果研究
选取ATR72、全尺寸翼身组合体构型作为复杂机身构型，如图 10所示，选取典型巡航状态，马赫数0.42左右，巡航高度为8000m时，研究螺旋桨噪声在机身周围的传播特性，量化分析干涉现象在机体表面的降噪效果。具体包括：1)对双螺旋桨噪声在ATR72机身周围的传播特征和机体表面的噪声分布开展大规模模拟分析；2)通过大规模数值模拟，找到降噪效果最佳的固定相位角，并对机身表面的降噪效果开展精细研究，揭示噪声干涉现象对机身表面噪声分布的影响；3)建立机身表面降噪效果的量化评价方法，不同于以往通过个别点上声压级的简单对比来获得降噪效果，本研究拟通过对机身表面大量观测点上声能量累加的方法，对降噪效果给出较全面、准确的评价。
3.2. 关键技术
1) 高精度螺旋桨噪声传播模型
2) 高精度、低耗散、低色散的数值求解格式
3) 基于结构化网格的大规模、高效率并行计算方法的负载平衡技术 4) 全面、准确的机身降噪效果量化评估方法 3.3. 可行性分析
本项目从物理问题的选取、数值方法的研究和物理规律的探索具有充分的必要性和可行性。
1) 针对涡桨飞机机身表面的噪声分布和降噪技术，研究螺旋桨气动噪声传播的物理机制具有充分的必要性和可行性，包括：a)相对于涡扇发动机，螺旋桨的桨叶没有短舱的包裹，直接暴露在空气中，噪声更大，研究和降低机体表面的气动噪声是涡桨飞机研制的关键技术之一，具有很强的应用背景。b)研究螺旋桨气动噪声的传播机理切实可行。本项目针对固壁对噪声的反射、衍射效应，流体梯度对噪声的折射、反射效应和多个螺旋桨气动噪声的干涉效应分别开展针对性的研究，量化得研究各种效应的物理机制，方案合理可行。
2) 发展螺旋桨气动噪声传播的高精度数值模拟技术具有充分的可行性，包括：a)高精度声传播差分格式研究较为精细。空间格式、数值滤波、时间推进和边界条件等在准确性、鲁棒性和执行效率方面都取得了一系列进展，对网格质量的要求越来越低；b)高精度螺旋桨声源模型切实可行。相对于频域的静止声源模型，时域的声源模型能够更加准确地模拟桨叶的运动；c)网格布局切实可行。结构化网格能够在保证网格质量的同时，减少网格量；结合高精度差分格式，能够显著减少计算量；d)大规模并行计算技术切实可行。使用目前大型计算程序应用最广、技术最成熟的基于MPI的并行计算技术，保证程序的高效率执行；e)关于复杂构型的计算已经取得了成功的案例，可以作为本研究的参考。
3) 基于多个螺旋桨气动噪声干涉现象的降噪技术切实可行，包括：a)相较于桨叶外形优化，流动控制和声衬等降噪技术，基于干涉现象的降噪方法更可行，其降噪更有效，成本更低，周期更短，更易实现。b)固定相位降噪的高精度数值模拟方法切实可行。固定相位方法主要针对声传播开展数值模拟，声传播的高精度数值模拟方法已经取得了一系列突破，形成准确可靠的程序具有较强的可行性。
4) 依据上述思路，已做过一些预先研究，包括：a)发展了高精度声传播数值模拟方法，对一些经典算例和解析解开展了验证，证明了程序的可靠性和准确性，并对三维发动机的风扇噪声开展了模拟。b)对单个螺旋桨气动噪声在圆柱和表面机身表面的散射开展了模拟，与其它算法展开了交叉验证，证明了螺旋
桨声源模型的有效性。
以上研究初步肯定了研究方案的可行性。
4．本项目的特色与创新之处；
4.1 螺旋桨气动噪声传播物理机制的研究具有创新性。根据螺旋桨气动噪声的传播机制，分别对固壁的反射、遮蔽效应，流体梯度的反射和折射效应以及多个螺旋桨气动噪声的干涉效应开展计算，通过量化地对比衡量，研究不同效应对噪声传播的影响。
4.2 螺旋桨气动噪声传播的计算技术具有创新性。螺旋桨气动噪声传播的高精度数值模拟技术在求解方法、数值格式和声源模型等研究点上已经取得了一定的突破，但本项目将以上研究点综合起来，形成综合的螺旋桨气动噪声传播的高精度数值模拟方法，研究螺旋桨气动噪声的传播机理，进一步利用干涉现象作为机体表面降噪的手段，对三维全尺寸复杂构型开展精细化降噪研究，在综合计算技术上具有一定的创新性。
4.3 用新方法解决工程实际中机体表面的降噪问题。具体包括：a)本项目利用多个螺旋桨间气动噪声的干涉现象降低螺旋桨气动噪声在机体表面的分布，不同于当前国内外流动控制、桨叶外形优化和安装声衬等方法，在降噪手段上具有一定的创新性。b）采用数值模拟方法研究噪声的干涉现象来指导实际中的降噪问题，与以往的研究通过试验或解析方法相比，在研究手段上具有一定的创新性。
5．年度研究计划及预期研究结果（包括拟组织的重要学术交流活动、国际合作与交流计划等）。
5.1 研究计划
本研究计划3年完成，详细的研究计划如下。 1) 2019年度：
➢ 开展总体方案设计，开展计算方法和程序编制的详细方案设计； ➢ 发展气动噪声传播的高精度数值模拟方法和计算程序，通过具有解析解
的圆柱声散射和管道声模态传播算例，对数值模拟方法的精度和程序的可靠性进行验证；
➢ 发展高精度螺旋桨声源模型，通过自由空间内单个螺旋桨Farassat 1A的
解析解，验证声源模型的精度；
➢ 撰写并发表会议或期刊论文1到2篇，参加国内外重要学术会议1次。
2) 2020年度：
➢ 结合高精度声传播数值模拟技术和螺旋桨声源模型，发展螺旋桨气动噪
声传播的高精度数值模拟方法和程序，通过螺旋桨气动噪声在圆柱表面的声散射算例，开展程序的精度验证；
➢ 开展大规模并行计算技术研究，重点开展结构网格的负载平衡研究，测
量程序的并行效率；
➢ 撰写并发表会议或期刊论文1到2篇，参加国内外重要学术会议1到2
次。 3) 2021年度：
➢ 针对圆柱形机身，通过精细化计算，分析机身对螺旋桨气动噪声的遮蔽
和反射效应，流体梯度对噪声的折射和反射作用，以及多个螺旋桨间噪声的干涉效应，总结气动噪声在机身表面分布的基本规律；
➢ 针对复杂机身，开展大规模数值模拟，研究双螺旋桨气动噪声在复杂机
身表面的分布特征；基于噪声的干涉现象，开展机身表面的降噪研究，在最佳固定相位角周围开展精细化模拟，量化机身表面的降噪结果； ➢ 研究成果总结，撰写并发表会议或期刊论文1到2篇，参加国内外重要
学术会议1到2次。 5.2 预期研究成果
项目完成后，预期取得的研究成果包括：
1)通过理论研究和数值模拟，发展螺旋桨气动噪声传播的高精度数值模拟方法和计算程序，形成准确、可靠的数值模拟工具。
2)通过精细化的数值模拟，研究螺旋桨气动噪声在机身周围传播的物理机制；基于噪声的干涉现象，形成复杂机身表面降噪的基本规律，找到最佳固定相位角，量化降噪效果，为涡桨飞机机体表面的噪声预测和降噪提供理论支持。
3)研究成果以学术论文的形式发表，拟在国内外核心期刊发表论文3篇以上，申请软件著作权1项，参加3次国内外学术会议。
（二）研究基础与工作条件
1．研究基础（与本项目相关的研究工作积累和已取得的研究工作成绩）；
项目申请人在攻读博士和参加工作的长期时间里从事计算气动声学的研究工作，重点研究气动噪声高精度数值模拟方法、增升装置和起落架的气动噪声
机理以及大规模并行计算技术。
申请人具有海外留学经历，曾在英国南安普顿大学的空客噪声技术中心攻读博士学位，在国际知名气动噪声专家、空客噪声技术中心主任张欣教授的指导下从事高精度气动噪声数值模拟技术研究。博士期间，编制了大规模并行、高精度声传播数值模拟程序和插值程序，成功预测了发动机风扇噪声的传播问题，如图 18所示，计算效果准确可靠。对计算气动噪声使用的高精度格式的计算方法进行了较系统的研究，提出了一套基于分布式和GPU(Graphics Processing Units)的异构式混合并行计算方法，程序运行速度提高55倍，该结果在国际一流SCI期刊《Computer Methods in Applied Mechanics and Engineering》和第20届AIAA气动噪声大会上发表。量化地研究了机身边界层对螺旋桨气动噪声的折射和反射作用，证明了在马赫数大于0.3下，边界层对机身表面的噪声分布具有重要影响，研究结果在第22届国际噪声和振动会议上发表。
图 18 发动机风扇噪声的声压级云图
工作期间，申请人一直负责本单位的气动噪声数值模拟研究。参与国家级预研项目“民机典型部件气动声学计算技术”，研究起落架、增升装置气动噪声的高精度数值模拟方法，如图 19所示；参与国家级预研项目“翼身融合布局宽体客机总体设计关键技术研究”，开展翼身融合布局对发动机噪声遮蔽效应的快速预测技术，如图 20所示；继续与导师张欣教授合作，参与国家级预研项目“中航工业先进飞行器噪声技术中心”，负责该项目的噪声先进计算技术工作。
上述研究经历和研究成果为本项目的顺利开展奠定了基础。
图 19 增生装置缝翼涡量分布
的安装效应
图 20 翼身融合布局下背负式发动机噪声
2．工作条件（包括已具备的实验条件，尚缺少的实验条件和拟解决的途径，包括利用国家实验室、国家重点实验室和部门重点实验室等研究基地的计划与落实情况）；
申请人团队中的其他主要成员，长期从事气动声学机理的研究工作，对气动噪声数值模拟技术和噪声机理有着深刻的认识和丰富的经验，为本项目的顺利开展奠定了良好基础。本团队负责和参与噪声项目12项，培育了多项民机噪声计算程序、气动噪声试验技术和气动噪声风洞试验标准模型，设计了多座航空声学风洞。在工程估算方面，本团队初步完成了1套快速预测程序的开发，能够对民机发动机的噪声，起落架、增升装置噪声以及发动机噪声的安装效应开展预测；同时，正在开发1套高精度数值模拟程序，用来准确模拟起落架、增升装置的非定常流场和声场信息。本单位拥有多座具备气动噪声试验能力的大型风洞，包括FL-52航空声学风洞，试验段尺寸2.0m×1.5m，FL-60风洞消声室，试验段尺寸8.0m×6.0m，以及FL-9风洞闭口试验段声衬，开展了起落架、增升装置和螺旋桨的气动噪声试验。采用数值模拟和气动噪声试验的方法对MA60、MA70、KJ60和L-15等多个型号的气动噪声问题提供了技术服务，同时设计了多套气动噪声风洞试验标准模型，如图 21和图 22所示。
图 21 两轮起落架试验模型
图 22 三段翼气动噪声试验模型
申请人依托本单位的高性能集群开展气动声学的数值模拟研究。本单位集群的浮点运算能力达到每秒303万亿次浮点运算(303 TFLOPs)，总共包含7320个CPU核和约35万亿字节(TB)的内存，是中国航空工业集团内最大、运算能力最强的集群，如图 23所示，能够为本研究的数值模拟提供足够的计算资源。
图 23 本单位高性能集群
3．正在承担的与本项目相关的科研项目情况（申请人和项目组主要参与者正在承担的与本项目相关的科研项目情况，包括国家自然科学基金的项目和国家其他科技计划项目，要注明项目的名称和编号、经费来源、起止年月、与本项目的关系及负责的内容等）；
申请人承担和参与的课题研究中，与本项目紧密相关的有两项，详见表 1。
项目名称 民机典型部件气动声学计算技术 起止年月 表 1 相关科研课题信息 经费研究目标 本项目成数量 员的作用 开发一套针对民机典型部件，包括起落架和增生装置，的气动噪声快速预测程序和高精度模拟程序 主要成员陈宝承担和负责，申请人和主要成员参与 申请人参与和负责气动噪声研究，部分主要成员参与 负责内容 申请人主要负责增升装置、起落架气动噪声声源的高精度模拟方法研究和程序开发，其中的高阶数值格式可以为本项目的高精度声传播模拟方法研究提供参考 使用快速预测方法对翼身融合布局宽体客机总体设计阶段，发动机低频噪声的安装效应进行预测 2016/01-2019/12 1300万元 翼身融合布局宽体客机总体设计关键技术研究 2015/01-2017/12 1700万元 承担翼身融合布局下背负式发动机气动噪声的安装效应数值模拟
4．完成国家自然科学基金项目情况（对申请人负责的前一个已结题科学基金项目（项目名称及批准号）完成情况、后续研究进展及与本申请项目的关系加以详细说明。另附该已结题项目研究工作总结摘要（限500字）和相关成果的详细目录）。
无
（三）其他需要说明的问题
1. 申请人同年申请不同类型的国家自然科学基金项目情况（列明同年申请的其他项目的项目类型、项目名称信息，并说明与本项目之间的区别与联系）。
无
2. 具有高级专业技术职务（职称）的申请人或者主要参与者是否存在同年申请或者参与申请国家自然科学基金项目的单位不一致的情况；如存在上述情况，列明所涉及人员的姓名，申请或参与申请的其他项目的项目类型、项目名称、单位名称、上述人员在该项目中是申请人还是参与者，并说明单位不一致原因。
无
3. 具有高级专业技术职务（职称）的申请人或者主要参与者是否存在与正在承担的国家自然科学基金项目的单位不一致的情况；如存在上述情况，列明所涉及人员的姓名，正在承担项目的批准号、项目类型、项目名称、单位名称、起止年月，并说明单位不一致原因。
无
4. 其他。
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