Efeitos do perfil de velocidade sobre a impedância acústica de liners submetidos a um escoamento rasante

Abstract

Nas aeronaves com motores turbofan, o ruído do fan é um aspecto chave para o seu desenvolvimento e certificação. Ele é composto por uma componente tonal dominante e harmônicos de mais alta ordem, sendo que esse tipo de ruído é penalizado nas métricas usadas para aeronaves e precisa ser atenuado. Liners acústicos são o tratamento aplicado às paredes da nacele do motor turbofan. Eles são tipicamente constituídos de uma estrutura em formato de colmeia de abelha entre uma placa perfurada e uma placa rígida. Liners acústicos são tipicamente caracterizados pela sua impedância acústica. A determinação da impedância de um liner não é uma tarefa trivial e é essencial para o desenvolvimento de novos liners. Como a impedância acústica depende da geometria do liner e das suas condições de operação, eles são testados em bancadas que replicam condições similares às encontradas em motores turbofan. Em um trabalho recente, foram comparados os resultados obtidos na bancada da Universidade Federal de Santa Catarina (UFSC) e da NASA. Para amostras de liner nominalmente idênticas foram observadas impedâncias diferentes, principalmente na resistência, a parte real da impedância. Essas divergências foram atribuídas aos diferentes perfis de velocidade de cada bancada, já que a geometria de cada duto é diferente. Esse trabalho tem como foco avaliar os efeitos do escoamento tangencial na impedância acústica, em termos da velocidade média e parâmetros da camada limite. Das amostras de liner utilizadas, uma amostra foi fabricada por manufatura aditiva e duas outras amostras foram fabricadas por métodos tradicionais. Um método direto de edução de impedância é utilizado baseado no algoritmo de Kumaresan-Tufts (KT). Para avaliar o número de Mach médio, são realizadas medições de velocidade em toda a seção transversal do duto para obter um perfil 2D de velocidades. Diferentes métodos para determinar a velocidade média são aplicados e os valores utilizados na edução de impedância. Os resultados indicam uma forte dependência do processo de edução de impedância com o Mach médio utilizado, onde pequenas variações alteram a tendência das curvas de impedância. Os valores da integração do perfil de velocidades e do método da quadratura média apresentam grande semelhança, já o valor previamente calibrado em outros estudos apresentou resultados piores e mostrou o impacto de alterações na bancada. Os resultados sugerem a importância de medições detalhadas de velocidade na seção do duto para a edução de impedância. Para os efeitos de camada limite, diferentes configurações da bancada são testadas para alterar o perfil de velocidades no centro do duto. Esses perfis são experimentalmente medidos e a espessura de deslocamento da camada limite e a velocidade de fricção são calculadas. As medições são realizadas na extremidade a montante da amostra através de tubos de Pitot de camada limite. Modelos semi-empíricos, que contêm como parâmetros de entrada características da camada limite, são utilizados para avaliar o efeito dos diferentes perfis. Poucas alterações no perfil de velocidades são observadas, já que a geometria do duto é determinante para os parâmetros da camada limite. Resultados com perfil de velocidade modificado mostram diferença na impedância obtida e uma boa predição do modelo que utiliza a espessura de deslocamento como parâmetro, com tendência igual à observada anteriormente em comparação com os dados da NASA. Os resultados indicam a importância dos parâmetros de camada limite para a comparação entre diferentes bancadas.

Abstract: In aircraft turbofan engines, fan noise is a key aspect of its development and certification. It is composed of a dominant tonal component and higher-order harmonics, this type of noise is penalized in the metrics used for aircraft and needs to be attenuated. Acoustic liners are treatments applied to the nacelle walls of turbofan engines. They are typically built of a honeycomb structure between a perforated facesheet and a rigid backplate. Acoustic liners are typically characterized by their acoustic impedance. Liner impedance determination is not a trivial task and it is essential for the development of new liners. The acoustic impedance depends on the liner geometry and the operational conditions, so they need to be tested in test rigs that can replicate conditions similar to the ones found in turbofan engines. In a recent work, results obtained by the UFSC and NASA test rigs were compared. For nominally identical liner samples, different impedances were observed, mainly in the acoustic resistance, the real part of the impedance. Those divergences were attributed to the different flow profiles, as the duct geometry of each facility is different. This work focuses on assessing the grazing flow effects on acoustic impedance, relative to the bulk Mach number and boundary layer parameters. Three liners samples were tested, one was additively manufactured and the other ones were fabricated by conventional means. A direct impedance eduction method was used based on the Kumaresan-Tufts algorithm (KT). To evaluate the bulk Mach number, velocity measurements were performed in the whole duct cross-section to obtain a 2D plane of velocities. Different methods to determine the mean Mach number are applied and the values obtained are used in the impedance eduction procedure. The results indicate a strong dependence of the impedance eduction to the input Mach number, where small variations change the impedance curves trend. The values obtained with the integration over the cross-section and the quadrature method are very similar, and the previously calibrated factor already influenced impedance after changes in the test rig. Results suggest the importance of detailed velocity measurements over the duct cross-section to the impedance eduction. For the boundary layer effects, different test rig configurations were tested to change the flow profile at the centerline. These profiles are experimentally measured and the boundary layer displacement thickness and the friction velocity are calculated. The measurements were performed at the liner upstream edge with boundary layer pitot tubes. Semiempirical models, with boundary layer parameters as input, are used to assess the effect of different boundary layer profiles. Few changes to the flow profile were achieved, as the duct geometry is determinant to the boundary layer parameters. Results with a modified boundary layer showed differences in the impedance obtained and a good prediction by a model that uses the displacement thickness as input, with the same trend as observed previously in the NASA comparisons. Results indicate the relevance of the boundary layer parameters to compare data from different test rigs.