某型飛機前起落架結(jié)構(gòu)件氣動噪聲試驗

薛彩軍，許 遠，龍雙麗，2，聶 宏

（1.南京航空航天大學(xué)飛行器先進設(shè)計技術(shù)國防重點學(xué)科實驗室，江蘇 南京210016；2.School of Engineering Science，University of Southampton，Southampton SO17 1BJ，UK）

0 引 言

隨著民用航空工業(yè)的發(fā)展，飛機噪聲問題已經(jīng)成為了航空界越來越關(guān)心的問題之一。近年來，隨著人們環(huán)境保護意識的增加，飛機噪聲問題引起了極大關(guān)注。起落架噪聲是飛機起飛著陸階段噪聲的主要組成部分之一，在發(fā)動機停車且襟翼未展開的情況下，起落架噪聲可達飛機噪聲的25%［1］。其中，緩沖支柱和扭力臂等結(jié)構(gòu)件對起落架氣動噪聲有重要影響。

Dobrzynski等在聲學(xué)風(fēng)洞里對A320縮比模型和A340全尺寸模型起落架的噪聲特性進行研究，研究表明緩沖支柱及扭力臂組件是重要的發(fā)聲部件［2－3］。Molin等提出加裝整流罩的方式降低了扭力臂對氣動噪聲的影響［4］。Patricio等完成了波音777的26%高保真縮比模型主起落架的聲學(xué)風(fēng)洞試驗，研究了起落架扭力臂等部件的噪聲頻譜特性［5］。Huang等在風(fēng)洞中利用等離子裝置降低緩沖支柱及扭力臂的簡化模型氣動噪聲［6］。我國起落架噪聲研究的起步較晚，龍雙麗等討論了起落架噪聲的氣動聲學(xué)特性、預(yù)測方法［7］。但至今還沒有專門針對起落架及其結(jié)構(gòu)件的氣動噪聲試驗研究。

本文針對某型飛機前起落架緩沖器部分的氣動噪聲問題，在聲學(xué)風(fēng)洞中測得了緩沖支柱及扭力臂組件的氣動噪聲。研究了扭力臂位置對前起落架氣動噪聲的影響。

1 試驗設(shè)備及試驗件

1.1 試驗設(shè)備

本試驗在中國空氣動力研究與發(fā)展中心的低湍流度航空聲學(xué)風(fēng)洞中進行。風(fēng)洞開口試驗段的橫截面積為0.55m×0.4m，長1.4m，試驗件和傳聲器均布置在無回聲試驗大廳內(nèi)。風(fēng)洞開口試驗段的最大風(fēng)速可達100m／s，模型區(qū)中心湍流度小于0.05%［8］。

傳聲器采用中科院聲望公司生產(chǎn)的1／2英寸電容傳聲器（MP201）和配套的前置放大器和電纜共16組。傳聲器直徑13.2mm，動態(tài)范圍30dB～140dB。

定義聲源點的位置為坐標(biāo)原點，順氣流方向為x軸，垂直地面向上為z軸，由左手定則確定y軸。傳聲器的布置位置位于試驗件的側(cè)面和頂部，側(cè)面按圓弧形布置兩排，頂部按圓弧形布置一排，如圖1、圖2所示。

試驗數(shù)據(jù)采集設(shè)備為德國BBM公司生產(chǎn)的PAK振動與噪聲測試系統(tǒng)，數(shù)據(jù)采集設(shè)備（MKII數(shù)采系統(tǒng)）可對16個通道的振動或聲信號進行數(shù)據(jù)采集，配合便攜式計算機中PAK軟件進行數(shù)據(jù)傳輸、存儲、實時處理和結(jié)果顯示。系統(tǒng)對聲信號的采樣頻率均為25600Hz／s，采樣時間為2s。

圖1 聲源側(cè)面?zhèn)髀暺鞑贾肍ig.1 Microphones arranged at the side of the source

圖2 聲源頂部傳聲器布置Fig.2 Microphones arranged on the top of the source

另外，采用BK2231聲級計對試驗件前方中心測點17進行聲信號的數(shù)據(jù)采集，測點17位置見圖1。采用振動傳感器兩個，分別對試驗件和風(fēng)洞出口上壁進行振動信號采集。配合南京航空航天大學(xué)研制的NH－1數(shù)據(jù)采集及譜分析儀，對數(shù)據(jù)進行傳輸、存儲、實時處理和結(jié)果顯示。系統(tǒng)對聲信號和振動信號的采樣頻率均為25600Hz／s，采樣時間為2s。

在正式試驗進行之前采用CEL－110／2／RS噪聲校準(zhǔn)器對每個傳聲器進行校準(zhǔn)。頂部傳聲器采用細鐵絲固定，側(cè)面?zhèn)髀暺鞑捎眉氳F絲和支架固定。為了防止鐵絲對傳聲器干擾，故在傳聲器外壁包上醫(yī)用膠帶再將其用鐵絲固定。為避免來流對傳聲器的干擾，傳聲器均套有防風(fēng)罩，并且均布在開口試驗段以外。

1.2 試驗件及支撐方式

本試驗采用某型飛機前起落架結(jié)構(gòu)件全尺寸模型，包括扭力臂和緩沖支柱，如圖3所示。

試驗件采用水平安裝，利用夾具安裝在支架上，支架利用線性夾固定在地面上。為了降低支架與夾具對信號的干擾，試驗前支架和夾具等物品均用吸音海綿包裹。

圖3 試驗件Fig.3 Test model

2 試驗結(jié)果及分析

為了研究緩沖支柱及扭力臂結(jié)構(gòu)件的發(fā)聲機制及聲源特性，將扭力臂在緩沖支柱后的試驗件作為基準(zhǔn)工況（工況1），另外，為了研究扭力臂不同位置對起落架氣動噪聲的影響，設(shè)置兩種對比工況（工況2：扭力臂在緩沖支柱之前；工況3：扭力臂拆除）。此外，還需測量試驗件拆除后空風(fēng)洞的背景噪聲（工況4）。每組工況均測量三次，試驗數(shù)據(jù)采用三次有效數(shù)據(jù)的平均值，試驗工況如表1所示。

表1 試驗工況Table 1 Test cases of the experiment

2.1 基準(zhǔn)工況實驗結(jié)果及分析

當(dāng)來流速度為 30m／s、40m／s、50m／s、60m／s、70m／s、80m／s時，對緩沖支柱及扭力臂結(jié)構(gòu)件進行氣動噪聲測量，測點17的頻譜特性曲線如圖4所示。以測點17的結(jié)果為例，分析試驗件的噪聲產(chǎn)生機理，并對其噪聲特性進行分析。

由圖4可以看出，噪聲譜的前端有明顯的優(yōu)勢頻率f1peak，并且優(yōu)勢頻率f1peak隨著來流速度的增大而增大。另外，在優(yōu)勢頻率f1peak后端頻率大約為1000Hz處還有一個峰值f2peak，此峰值基本不隨來流速度變化。該頻率為噪聲中的某種純音部分，該純音不隨來流速度的變化而變化，可能是試驗件底端空腔引發(fā)的第一階自激振蕩模態(tài)頻率。圖5為測點17處聲壓級相對斯特勞哈爾數(shù)St的噪聲頻譜特性曲線，由圖可見在St＝0.22和St＝0.35處有兩個優(yōu)勢頻率，這兩個優(yōu)勢頻率不隨斯特勞哈爾數(shù)變化而變化。

圖4 測點17在各速度下噪聲頻譜特性曲線Fig.4 Frequency spectra in different speed at receiver 17

圖5 測點17所得噪聲頻譜特性曲線（聲壓級vs斯特勞哈爾數(shù)）Fig.5 Frequency spectra at receiver 17（SPLvs St）

表2為各速度下基準(zhǔn)工況總聲壓級與背景噪聲總聲壓級。從表2可以看出，雖然在來流速度為30m／s和40m／s時，基準(zhǔn)工況總聲壓級與背景噪聲的差值小于10dB，但是隨著來流速度的增加，其差值也越來越大，當(dāng)來流速度大于50m／s時，背景噪聲低于基準(zhǔn)工況總聲壓級10dB以上。由此可以說明基準(zhǔn)工況中試驗件氣動噪聲源能夠被測量設(shè)備有效識別。由表2還可發(fā)現(xiàn)，隨著來流速度的增加，總聲壓級也增大，并且聲功率與來流速度的6.08次方成正比，根據(jù)萊特希爾氣動聲學(xué)理論：單極子、偶極子和四極子聲源的總聲功率分別與來流速度的四次方、六次方和八次方成正比。結(jié)果表明，本試驗中氣動噪聲的主要噪聲源為偶極子聲源。

表2 測量點17在各速度下的總聲壓級Table 2 OASPL in different speeds at receiver 17

對比本試驗所得未進行A計權(quán)的噪聲頻譜特性曲線與參考文獻［6］中曲線，如圖6所示，趨勢一致。驗證了本試驗方法的正確性以及所得結(jié)果的可靠性。

起落架結(jié)構(gòu)件引發(fā)的氣動噪聲場的指向性特性曲線如圖7所示，對各測點的總聲壓級按照速度率進行了歸一化處理。由圖7可以看出，各速度下指向性曲線趨勢基本一致，并且曲線間誤差很小，當(dāng)速度達到60m／s以上時，指向性曲線基本重合。證明了聲功率與來流速度的6.08次方成正比，說明此聲源具有偶極子聲源特征。由圖7（a）中1－5測點為例，測點5處噪聲最大，測點1、測點2處噪聲值基本相等且最小。圖7（b）中，測點15處噪聲值最大，測點11、測點12處噪聲值基本相等且最小。

圖6 本試驗所得噪聲頻譜特性曲線（未計權(quán)）Fig.6 Frequency spectra of this test（not weighted）

圖7 各速度下指向性圖Fig.7 Directivity of different velocities

2.2 對比工況試驗結(jié)果及分析

調(diào)整試驗件，工況2將扭力臂置于緩沖支柱前；工況3將扭力臂拆除，僅留下緩沖支柱。在來流速度為70m／s時分別測量其氣動噪聲。將工況2和工況3的測量結(jié)果與工況1進行對比分析，討論改變構(gòu)型對氣動噪聲的影響。

工況2和工況3的總聲壓級分別為91.43dBA和86.67dBA，工況1的總聲壓級為88.33dBA。可見扭力臂在緩沖支柱前比扭力臂在緩沖支柱后時產(chǎn)生的氣動噪聲級大3.1dB，而當(dāng)拆除扭力臂后，總聲壓級比工況1減小了1.66dB。因此，扭力臂及其安裝位置對起落架氣動噪聲具有較大影響。

工況1、工況2和工況3時測點17處測得的1／3倍頻程頻譜特性曲線如圖8所示。由圖8（a）可見，工況1和工況3的1／3倍頻程頻譜特性曲線在500Hz處差異較大，工況1的值比工況3對應(yīng)頻率處的值大5.5dB，根據(jù)兩種工況試驗件結(jié)構(gòu)差異，在緩沖支柱后，工況1比工況3多了一對扭力臂，可以推斷工況1中500Hz時的峰值包含氣流繞過緩沖支柱流經(jīng)扭力臂后分離產(chǎn)生的繞流噪聲以及兩者的干擾噪聲。

圖8 測點17處工況1、工況2和工況3的1／3倍頻程頻譜對比Fig.8 1／3octave frequency spectra comparison between case 1，case 2and case 3at receiver 17

對比圖8（a）中頻率，發(fā)現(xiàn)工況2與工況1的1／3倍頻曲線的一個峰值與工況3的峰值重合，優(yōu)勢頻率為300Hz，根據(jù)圖8（b）可知，這個頻率對應(yīng)的斯特勞哈爾數(shù)St＝0.21，與圖5第一個優(yōu)勢頻率對應(yīng)的斯特勞哈爾數(shù)相近，并且與圓柱繞流的斯特勞哈爾數(shù)一致，由于緩沖支柱為圓柱形，因此該峰值處的頻率是氣流經(jīng)過緩沖支柱產(chǎn)生的鈍體繞流噪聲頻率。工況1和工況2的差異在于：500Hz之后，工況2在640Hz、1000Hz處出現(xiàn)兩個明顯的峰值，而工況1沒有明顯峰值。由于緩沖器和扭力臂的外形不變，只是相對位置發(fā)生了變化，說明頻譜的變化是由于它們的相對位置不同引起的，是干擾噪聲。結(jié)果表明，此試驗中氣動噪聲包含繞流噪聲和干擾噪聲，并且干擾噪聲與試驗件的結(jié)構(gòu)布置有很大關(guān)系。

3 結(jié) 論

本次試驗測量了某型飛機起落架緩沖支柱及扭力臂結(jié)構(gòu)件在30m／s、40m／s、50m／s、60m／s、70m／s、80m／s時的氣動噪聲。通過與國外研究結(jié)果的對比，驗證了本試驗所采用試驗方法的正確性以及試驗結(jié)果的可靠性。分析了噪聲的產(chǎn)生機理，并通過調(diào)整扭力臂的位置對比其對氣動噪聲的影響。結(jié)果表明：

（1）緩沖支柱及扭力臂結(jié)構(gòu)件的氣動噪聲主要包含繞流噪聲和干擾噪聲，并且干擾噪聲與試驗件的結(jié)構(gòu)布置有很大關(guān)系；

（2）該模型產(chǎn)生的噪聲聲功率與來流速度的6.08次方成正比，主要噪聲源為偶極子聲源。且噪聲場具有一定的指向性；

（3）通過調(diào)整扭力臂的位置發(fā)現(xiàn)扭力臂對氣動噪聲具有較大的影響，相對于緩沖支柱，扭力臂在后時總聲壓級高出1.66dB，扭力臂在前時高出4.76dB。

致謝：感謝中國空氣動力研究與發(fā)展中心風(fēng)洞設(shè)計所及參與本次試驗的所有人員對試驗給予的支持與幫助。

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