Experimental investigation of airfoil self-noise

Abstract

Abstract : Airfoils are the basic building blocks used in variety of applications from turbofans to modern ventilation systems and drones. These airfoils were primarily designed to maximize lift to drag ratio. Nevertheless, due to ever increasing noise regulations in place, new low noise and stealthy designs are needed, thus we need to direct our attention towards the principles that determine noise generated by flow convecting over an airfoil. Airfoil trailing-edge is known to amplify noise by diffracting incident pressure field induced by the turbulent boundary layer. Therefore, depending on the nature of the turbulent boundary layer, the airfoil can either whistle or emit broadband noise. The present thesis aims at improving our understanding on noise generation process. This is done by quantifying flow over and past an airfoil using state-of-the-art Tomographic particle image velocimetry and microphone systems to measure the sound emitted by the airfoil. The present thesis proposes a new approach towards the quantification of broadband noise sources and unravels the turbulent structures responsible for the whistling of the airfoil.

Abstract : With ever expanding air transportation network coupled with our desire for cleaner and renewable energy, aircrafts and wind turbines have become omnipresent in our society. One of the canonical noise problems faced by these systems is that of airfoil-self noise. Airfoil self-noise is caused by diffraction of wall-pressure field, which is induced by a convecting boundary-layer. Two different self nose mechanisms have been investigated, firstly due to a fully developed turbulent flow past an airfoil. Secondly due to a boundary-layer instability. For the turbulent boundary layer case an in depth analysis was carried out to analyze the effect of different flow parameters on the two-point velocity statistics which dictate the wall-pressure field. In particular, pre-existing two point velocity correlation models were improved to integrate the effects of eddy blocking by the wall, adverse-pressure gradient and mean-shear. To identify various regions within the turbulent boundary layer that contribute to the wall-pressure spectra, wall-pressure spectra were calculated by solving the Helmholtz equation for pressure. The present study extends pre-existing statistical models by including the contribution of Turbulence-Turbulence terms towards wall-pressure spectra. The closed-form solution of this Helmholtz equation is given in terms of a quintuple integral. Consequently, various Monte Carlo schemes for numerical integration were devised to solve the quintuple integral. For the case of noise generated by the transitional boundary layer, coherent structures were linked to far-field noise, this was achieved using causality correlation between the near field velocity perturbations to the far-field acoustic pressure. The modal decomposition of the flow was carried out using Proper Orthogonal Decomposition, which demonstrates that the normal modes are responsible for airfoil tonal noise. Higher normal modes undergo regular modulations in span. Experimental evidence on the nature of the feedback loop are presented. In particular, it is found that the feedback loop extends to the region where the flow encounters a mean favorable pressure gradient. Lastly, it is shown that this feedback loop consists of acoustic disturbances traveling upstream.

Avec un réseau de transport aérien en constante expansion couplé à notre désir d’énergie plus propre et renouvelable, les avions et les éoliennes sont devenus omniprésents dans notre société. L’un des problèmes canoniques de bruit rencontrés par ces systèmes est celui du bruit de bord de fuite. Le bruit propre du profil aérodynamique est causé par la diffraction au bord de fuite du champ de pression pariétale, qui est induit par une couche limite turbulente. Deux mécanismes différents ont été étudiés, d’abord le bruit généré par l’interaction entre une couche limite pleinement développée et le bord de fuite d’un profil ; puis celui causé par une instabilité de la couche limite laminaire. Pour le premier cas, une analyse approfondie a été effectuée pour analyser l’effet de différents paramètres d’écoulement sur les statistiques de vitesse à deux points qui dictent le champ de pression de paroi. En particulier, les modèles de corrélation de vitesse à deux points préexistants ont été améliorés pour intégrer les effets du blocage des tourbillons par le paroi, le gradient de pression adverse et le cisaillement moyen. Pour identifier les régions dans la couche limite turbulente qui contribuent aux spectres de pression de paroi, les spectres de pression de paroi ont été calculés en résolvant l’équation de Helmholtz. La présente étude étend les modèles statistiques préexistants en incluant la contribution des termes TT aux spectres de pression de paroi. La solution de cette équation de Helmholtz est donnée en termes d’intégrale quintuple. Par conséquent, divers schémas de Monte Carlo pour l’intégration numérique ont été develope pour résoudre l’intégrale quintuple. Dans le cas du bruit généré par la instabilité de la couche limite, des structures cohérentes étaient liées au bruit de champ lointain, ceci a été réalisé en utilisant une corrélation de causalité entre les perturbations de vitesse de champ proche et la pression acoustique de champ lointain. La décomposition modale de l’écoulement a été réalisée à l’aide de POD, ce qui démontre que les modes normaux sont responsables du bruit tonal du profil. Les modes normaux supérieurs subissent des modulations régulières dans envergure. Des preuves expérimentales sur la nature de la boucle de rétroaction sont présentées. En particulier, on constate que la boucle de rétroaction s’étend jusqu’à la région de gradient de pression favorable. Enfin, il est montré que cette boucle de rétroaction constituée de perturbations acoustiques, qui remontant en amont vers bord d’attaque.