深入探讨噪声产生的几个视角

通风机辐射出来的噪声由沿着叶片和沿着机壳的流动过程，亦即叶片与机壳之间的相互作用产生。

噪声不仅仅由气流的摩擦作用产生。很多噪声并不是由摩擦引起的。

现在，我们来研究没有导叶和机壳的叶轮。具体来说，用一台轴流叶轮，可预期产生出噪声。就空气螺旋而言，恩斯特豪森和比林已经对该问题作过解释。这种情况下，噪声由叶轮翼形周围的旋转压力场产生（旋转噪声）。如果叶轮由机壳围上，就可避免径向辐射的噪声（由叶片外缘扫动而产生）。残余噪声被机壳反射，并被机壳材料相应地吸收。机壳也会被激发而作固有振动，甚至辐射噪声。

如果在叶轮前或叶轮后安装导叶，就会因一个叶轮与另一个导叶相互作用形成噪声源。现在，就装有前置导叶的轴流通风机情况作详细说明。由此得出的结论可容易引伸到其他不同的组合形式。

图11-8示出一个孤立翼形周围的流场。我们来研究离翼形前缘和后缘很远的地方移动，那么在垂直于起始气流方向的平面内，气流的方向是恒定的。接近翼形时，流线方向在y轴方向发生变化。翼形前面的气流角β＜90°，翼形后面β＞270°。气流方向用图表示，它显示出极限值。

如果我们研究的是一种纯位流，那么我们发现，叶轮叶片和导流叶片呈现类似的流场。假若我们从一个导叶移向其它导叶，并测量导叶后面的气流方向，我们发现，在叶片后的偏转角β由最大值，下降到在叶片之间的最小值。离导叶后缘平面的距离增大时，角度变动程度减小。距离无限远时，这种变化完全消失，即β为常数。但是，叶轮只能安装在导叶后缘有限远距离内。导叶后面的平面内流出的气流方向的变化，以进气方向周期性脉动的形式在叶轮内出现。这导致叶轮翼形上环流的改变，使压力出现脉动，便造成可以听到的噪声。

这个过程用很简化的方式作了说明。实际上，叶轮也可以改变导叶上的气流状况，并引起该瞬间的压力脉动。在数学上估算其相互作用及由此而产生的压力（脉动）是很困难的，因为动叶和导叶翼形的长度不能忽略不计。翼形纵向深度的角度偏差仍须考虑，即使是在导叶后缘和叶轮前缘，其作用也最为重要。

可以认为，在装有后置导叶的轴流通风机中，所发生的过程也是相同的，或者说导叶支承结构和叶轮间的相互作用也是相同的。

离心通风机中，蜗舌的（来流）方向发生周期性变化；然后，发出可以听到的周期性压力脉动。

通过对无摩擦的通风机的观测，就有可能对不可避免的通风机噪声作出某种估算。但是，研究水平尚未达到可对所得结果作讨论的程度。

图11-8 翼形前缘和后缘处平面Ⅰ和平面Ⅱ中的气流

图11-9 根据施利希廷，气流流经平面叶栅（气流有摩擦）的情况

上例中，我们对位流作了研究。实际上，导叶和叶轮上形成附面层。这附面层在翼形后方又作为翼形的尾迹而出现，翼形上附面层的形成产生出噪声。这种噪声的频率可由斯特劳哈尔数得出：

式中 D——型面厚度（m）；

f——频率（s^-1）；

v——进气速度（m/s）。

雷诺数Re=（vD）/v大于10³时，斯特劳哈尔数约等于0.21[参照布伦克、富克斯、利弗斯相关文献]。关于这种干涉噪声的噪声级与速度的函数关系，迄今还没有任何有效的测量。但是，可以假设，在整个通风机总噪声中其成分是小的。

叶轮尾迹在翼形附面层内所产生的噪声成分在总噪声中所占比重要大得多。

在施利希廷的一篇论文中，我们看到图11-9所示的略图。紧靠导叶后缘，由于导叶表面的附着条件，故尾迹中心速度为零。在该尾迹之外，气流速度不发生扰动。叶轮翼形必须通过这个尾迹区域。因此，翼形经受相当大的来流速度变化。如将叶轮前缘朝远离导叶后缘方向移开，则这些气流速度的变化可得到相当大的改善。一般，这段距离选取20～30个位移厚度，位移厚度δ^∗用公式（11-29）表示

式中 u——附面层内y方向的速度；

u——附面层外的速度。

因此我们把叶轮前缘从导叶后缘移开这样一段距离，使得尾迹中心的速度增高到大于平均气流速度的一半。同时，尾迹变得越宽，则脉动越小。已经发现，在径流式通风机中，为了通风机噪声降低到最小，蜗舌与叶轮之间的距离必须大于0.05D。如果缩小这段距离，可以肯定噪声会增高很多。

导流叶轮翼形的非工作面和工作面上附面层扩展引起的位移厚度是可以确定的。例如，用特鲁肯布罗特法。就此而论，注意到附面层尾迹宽度的扩展其数量取决于升力系数是重要的。图11-10由里格尔斯得出。工作面和非工作面附面层位移厚度取为翼形深度的95%（见图11-11）。可以看出，升力系数C_a≈0.5时，形成尾迹的总位移厚度具有最小值。如果一台轴流通风机采用这种翼形，并且设计使得各个截面的升力系数C_a都约等于这个数值，则通风机噪声在该状态为最小。通过从两个可能方向改变节流率而产生偏差时，通风机噪声必定变得较大。

图11-10 NACA断面64-109，在不同的Re数和C_a值情况下，附面层位移厚度的曲线图。Re=10⁵时，层流分离点的跃迁点；Re=10⁶时，层流分离点（虚线）和最小压力（实线）的跃迁点；Re=10⁷时，最小压力（湍流分离区，用波纹线表示）的跃迁点δ∗/l>0顶端。 δ^∗/l＜0底端（根据里格尔斯资料）(www.xing528.com)

图11-11 NACA64-409翼形，当x/l=0.95时，工作面和非工作面总的位移厚度

这样，我们就有在最高效率区附近用试验方法找到最小噪声级的基础。我们还能估计尾迹噪声的近似频率。我们假设尾迹宽度B是附面层位移厚度δ∗总和的倍数。这样，我们有

B=m（δ^∗_D+δ^∗_S）

如果我们研究的半径r<R，叶轮叶片周速为（2πnr）/60，则叶轮前缘导流叶轮尾迹流动的时间等于：

得出频率为

式中 δ^∗——附面层位移厚度（m）；在导流器后缘处，m=1，离导流器距离越大，m＞1越多；

r——所研究的叶轮上某点的半径（m）；

注脚D——工作面；

注脚S——非工作面；

B——尾迹宽度（m）；

n——叶轮转速（r/min）。

【例11-6】

解

性能良好的翼形叶片，其δ∗小，噪声频率比品质较差的翼形叶片的高。轮毂处发出的频率比叶尖处发出的频率低。m增大时，即当离开导流器的距离增大时，频率变低。

叶轮叶片形成的附面层受离心力支配。因此，附面层将沿叶片表面向半径大的方向移动。从噪声观点看，在前置导流器中这种作用扰动较小；而在后置导流器中由于附面层朝外增厚，所以扰动较大。

另一个噪声源是在叶轮叶尖处。叶片不可能做得那么长，以致机壳和叶尖之间的间隙为无限小。有限翼形和无限翼形之间存在一个中间体。当间隙为无限小时，便可达到无限长的翼形，因为我们可以把它和带有无限大的端板的翼形相比较，端板即侧壁。对于有限叶片，由于边界漩涡可以从叶片端部流出，所以存在运转诱发阻力，这点是已知的。由叶片端部流出的这种涡流强度是叶轮与机壳板间隙的函数。

马西诺夫斯基对于无导叶自由排气轴流通风机的测量证明，机壳和叶轮间间隙增大时，在宽阔的频率范围内声压显著增高。间隙沿圆周方向为常数。

如果沿圆周方向上的间隙不是常数，则流出来的涡流强度出现周期性变化。由此而产生的噪声级决定于制造质量。一台1m直径的通风机，其间隙约为2～3mm，所以要求是很严格的。机壳壁直径在±1mm范围内的任何变动能使间隙产生相当大的变化。出于对成本的考虑，在通风机工程中不采用更小的间隙容差。

另外，叶轮圆周上漩涡的强弱受机壳壁上流过的空气的附面层增厚的影响。一台自由吸气的通风机，机壳壁上的附面层与间隙的数量级大致一样。但是，如果沿圆周方向自由吸气得不到充分保证，附面层就发生脉动。如果叶尖切向运行，例如沿机壳壁的圆周方向，则空气气流在导流器和叶轮平面内附面层较厚的点不发生扰动。附面层沿圆周方向的这种脉动，使叶轮叶片的空气动力学值产生周期性改变，在最大半径和最小半径处尤为明显。流出的边界漩涡强度及其位置将稳定地改变。

除了这些附面层的作用外，由于侧壁和底板的作用，还会产生单边预旋。这正如马西洛夫斯基所指出的那样，将促使噪声产生。这些概念可部分运用于离心通风机。叶轮叶片上的附面层引起蜗壳蜗舌的来流脉动。另外，离心通风机叶片流道中的空气通过蜗舌及其后的蜗壳其他部分时的速度低于在蜗舌前区域的速度。由于减速作用，叶片流道中会产生周期性的分离。作为一条规律，叶片多的（即18～20片的）离心通风机，运转时发出的噪声比叶片少的（5～6）为小。另外，叶片数少的离心通风机虽则制造成本低廉，但可能存在与建筑物部分共振的危险。

离心通风机叶轮与机壳的间隙是一个噪声源，如果须将制造成本限制在合理的范围内，也就不可能设计成无脉动的型式。

自由吸气时，空气来流的附面层厚度与其邻近的界限有关。但是，人们得到的印象是，与轴流通风机相比，离心通风机对这些影响不那么敏感。

通风机进口保护网设计不良是发出噪声的原因。