题目：叶尖缝隙对飞机风扇噪声的影响

民航运输的蓬勃发展既给行人带来了便利，也对城市环境噪音问题提出了巨大的挑战。而风扇发动机是现代飞机的重要噪声源，但随着风扇发动机涵道比的不断提高，相应的发动机排气速度减小，风扇噪声突出。因而对于当代大型高涵道比涡扇发动机，风扇噪声占有突出地位。因此，降低风扇噪音是亟需解决的问题。而相比于其他风扇噪声源，比如后缘噪声，叶尖缝隙噪音(tip leakage noise)还是个未被深入探索过的课题。因此了解该噪音产生机制对于降低风扇噪音非常有必要。为了加强对叶尖缝隙噪声产生机制的了解，单独研究叶尖缝隙噪音，排除其他因素的影响。针对于单个叶片叶尖缝隙的一系列风洞实验性研究完成于法国里昂中央理工大学流体力学与声学实验室的消音室。基于热线测速仪、定常与非定常压力测试仪以及远场声强压力测试仪等实验设备，我们针对气流速度、迎角大小以及叶尖缝隙高度等参数进行探究，从而了解了叶尖缝隙对风扇远场噪声的贡献频率区域以及其贡献数值大小。我们发现，在叶片上游的半叶弦长处（x =-100mm），风洞入口处边界层的厚度为4-7mm。另外，我们发现本实验的边界层自然发展,边界层的发展证明了叶片上游气流符合经典湍流边界层。通过分析叶片上的各测试点，我们研究了叶尖缝隙的定常压强以及非定常压强分布。通过参数研究我们发现在一定的速度范围内（40m/s-90m/s）, 进气气流速度的大小对于压力系数Cp的影响不大，但是迎角的大小以及叶尖缝隙的存在对于叶尖缝隙区域内的定常压强以及非定常压强分布影响很大，另一方面，这两个因素对于叶身的气压分布影响不大。通过远场声强的测试，我们发现当叶尖缝隙不存在时，迎角的大小对于远场声强没有影响，但是当叶尖缝隙（h =10mm）存在时，叶尖缝隙高度可以增加远场声强，尤其是当气流速度为40 m/s时，在0.7 KHz 与 4 KHz之间，这种增加更为明显。通过单独隔离叶尖缝隙噪音，我们发现在中频区域(0.7 kHz