某型飛機前起落架噪聲特性研究

劉興強, 黃文超, 李紅麗

(中國飛機強度研究所, 陜西 西安　710065)

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某型飛機前起落架噪聲特性研究

劉興強, 黃文超, 李紅麗

(中國飛機強度研究所, 陜西 西安710065)

摘要：采用仿真與試驗的手段對不同來流速度下某型飛機前起落架1/6縮比模型的噪聲特性進行了研究。仿真基于“CFD+CAA”混合方法，氣動噪聲試驗在聲學風洞中進行。計算與試驗結果的對比表明：特征平面的流場分布十分吻合，起落架下游產生大量的渦結構；低頻噪聲源位于機輪后緣附近，中高頻噪聲位于減振支柱與防擺支架之間；起落架噪聲頻譜呈現為寬頻特性，計算結果與試驗結果基本吻合；遠場噪聲呈現為典型的偶極子指向性，偶極子長軸與輪軸方向平行。

關鍵詞：氣動噪聲;起落架;氣動噪聲試驗;M?hring聲類比法

起落架噪聲是主要的機體噪聲源，起落架結構復雜，與氣流相互作用產生的噪聲具有明顯的寬頻特性，而且傳播距離遠、能量小，這給起落架噪聲的研究帶來很大的困難。20世紀70年代末開始，國際上已經開始了起落架噪聲的研究。Heller和Dobrzynski[1]首先對二輪和四輪起落架的噪聲特性進行了研究；Fink在試驗的基礎上提出了起落架噪聲的經驗預測模型[2]；Guo等對波音737的前起落架和主起落架進行了噪聲測試，提出了起落架的噪聲預測經驗模型[3-4]；NASA在2005年的QTDⅡ技術研究中對波音777全尺寸的主起落架的氣動噪聲進行了風洞試驗和飛行試驗[5]。歐盟在EU SILENCE計劃中開展了低噪聲起落架設計的試驗和仿真工作[6]。

我國對起落架噪聲的研究起步相對較晚，中國飛機強度研究所針對某型飛機強起落架進行大量的試驗和仿真工作；西北工業大學的喬渭陽和南京航空航天大學的聶宏等[7-8]也開展了起落架試驗與仿真的相關工作。本文針對某型飛機前起落架的1/6縮比模型的噪聲特性開展了試驗和仿真工作。對起落架特征截面的流場特性、主要噪聲源的位置、遠場噪聲特性等進行了研究，為起落架降噪和低噪聲設計提供參考和技術支持。

1試驗設置

研究對象為某型飛機前起落架1/6簡化縮比模型，輪胎直徑100 mm；減振支柱直徑14 mm；減振支柱長度110 mm；起落架總高度210 mm。試驗在中國飛機強度研究所航空噪聲與動強度航空科技重點實驗室的全消聲室中進行。全消聲實驗室的容積為144 m3，測量頻率為50～20 000 Hz。圖1為起落架氣動噪聲試驗全景圖，起落架安裝在開口風洞的試驗平臺上，風洞出口為 ，來流中心湍度小于1%。試驗的來流工況：0.15Ma、0.2Ma和0.25Ma。

圖1　起落架氣動噪聲試驗

2流場結果分析

2.1試驗測量方法

流場測量采用粒子成像測速儀(PIV)，型號為SM3-4M200。流場測量平面如圖2所示，平面1的法向量垂直于減振支柱軸向；平面2與平面3的法向量垂直為機輪輪軸，分別位于機輪輪軸平面和防扭支架中間位置處。

圖2　PIV流場測量平面

2.2仿真計算方法

定常流場采用模型，非定常流場計算采用大渦模擬(LES)。計算采用結構網格，網格量為2 400萬。近場物面采用無滑移壁面邊界，遠場分別采用壓力入口和壓力出口邊界，空間和時間均采用二階離散精度。

2.3流場結果分析

圖3為測量平面1計算得到流場a)和試驗測量結果b)的對比，兩者的流場分布與大小和試驗測量結果非常吻合，說明流場計算方法是準確的。

圖3　不同特征截面流場結果對比

3聲場結果分析

3.1試驗測量方法

圖4為試驗聲場測量示意圖，聲源識別采用傳聲器聲源識別陣列，陣列直徑0.8 m，總共安裝24個傳聲器，傳聲器動態測量范圍20 Hz到16 000 Hz，后處理程序基于CLEAN-SC算法。陣列中心距離起落架軸心的距離為1.4 m，測量平面法向量與機輪輪軸方向平行。指向性陣列測點布置在以起落架支柱中心為圓心，半徑為1.2 m的圓弧上，其中測點1與氣流逆向的夾角為60°，相鄰測點夾角為15°， 3號測量點垂直于機輪面，7號測點與氣流正向夾角為30°。測量點的傳聲器采用B&K 4189傳聲器，信號采集系統為LMS公司的聲振分析系統。

圖4　聲場測量方法

3.2仿真計算方法

M?hring聲學類比方法是Lighthilll修正，根據Lighthill聲學類比方程，考慮到流場中的非等熵效應及非均勻流對聲波傳播的影響，對Lighthill聲學類比方程進行修正，得到：

(1)

(2)

聲源項(2)式第一項為空間四極子噪聲，第二項為物體表面的偶極子噪聲，計算更加接近真實情況，結果更加準確。聲場計算網格的最大網格尺度為1.0 mm，計算最大頻率5 000 Hz，確保最高頻率聲波波長至少10個網格單元。聲場計算以時均等熵流場為背景流。近場聲傳播基于聲學有限元方法，遠場基于聲學無限元方法。為了減少聲場計算信號的滲漏誤差，計算中添加Hanning窗。

3.3聲源定位

圖5為起落架主要噪聲源的位置，低頻噪聲主要位于機輪后緣一定的區域內，中頻噪聲主要位于減振支柱與防擺支架之間，高頻噪聲位于減振支柱與防擺支架的下部。起落架噪聲源的位置與結構的特征尺寸直接相關，大尺寸結構產生低頻噪聲，小尺寸結構產生高頻噪聲。

圖5　主要噪聲源的位置

3.4頻譜噪聲特性

圖6～圖8分別為來流速度0.15Ma、0.2Ma、0.25Ma觀測點3的計算與試驗的噪聲的頻譜對比曲線，試驗和計算結果基本吻合。起落架噪聲具有寬頻特性，這種寬頻特性和起落架復雜的結構外形有直接的關系。

圖6　0.15Ma噪聲頻譜對比曲線　　　　圖7　0.2Ma噪聲頻譜對比曲線　　　圖8　0.25Ma噪聲頻譜對比曲線

3.5噪聲指向特性

圖9為計算得到的不同來流速度下的噪聲指向性曲線。從圖中可以看出，噪聲幅值隨流速的不斷增加而提高；不同流速的噪聲均為偶極子指向性，偶極子軸為垂直于流向，平行與起落架機輪輪軸。

圖9　起落架噪聲指向性

4結論

本文以某機型前起落架1/6縮比模型為研究對象，采用試驗和仿真的手段對其噪聲特性進行了研究，得到以下結論：計算與試驗得到的起落架不同特征截面的流場分布基本一致；低頻噪聲主要位于機輪后緣附近，中高頻噪聲位于減振支柱與防扭支架之間，噪聲源的位置與其結構的特征尺寸長度直接相關；計算得到的不同來流速度下不同測量點的噪聲頻譜試驗結果基本吻合，頻譜呈現寬頻特性；起落架噪聲具有偶極子指向性，偶極子軸與流向垂直，平行與起落架輪軸軸向。

參考文獻：

[1]HellerH,DobrzynskiW.SoundRadiationfromAircraftWheel-Well/Landing-GearConfigurations[J].JournalofAircraft, 1977, 14(8): 768-774

[2]FinkMR.AirframeNoisePredictionMethod[R].FederalAviationAdministration,FAA-RD-77-29, 1977

[3]GuoYP,YamamotoKJ,StokeRW.AnEmpiricalModelforLandingGearNoisePrediciton[R].AIAA-2004-2888

[4]RavettaPA,BurdissoRA,NgW,etal.ScreeningofPotentialNoiseControlDevicesatVirginaTechforQTDIIFlightTest[R].AIAA-2007-3445

[5]RobertWStoker,RahulSen.AnExperimentalInvestigationofAirframeNoiseUsingaModel-ScaleBoeing777[R].AIAA-2001-0987

[6]ManohaE,BultéJ,CaruelleB.LAGOON:anExperimentalDatabasefortheValidationofCFD/CAAMethodsforLandingGearNoisePrediction[R].AIAA-2008-2816

[7]喬渭陽，許開富，吳兆偉. 大型客機起飛降落過程噪聲輻射特性對比分析[J]. 航空學報， 2008， 29(3)：534-541

QiaoWeiyang,XuKaifu,WuZhaowei.NoiseRadiationofLarge-ScaleCommercialAircraftinTakeoffandLangding[J].ActaAeronautiaetAstronautiaSinicia, 2008, 29(3): 534-541 (inChinese)

[8]聶宏，魏小輝. 大型民用飛機起落架關鍵技術[J]. 南京航空航天大學學報，2008，40(4)：427-432

NieHong,WeiXiaohui.KeyTechnologiesforLandingGearofLargeCivilAircrafts[J]JournalofNanjingUniversityofAeronauticsandAstronatics, 2008, 40(4): 427-432 (inChinese)

收稿日期：2015-10-27

基金項目：航空科學基金(20121223006)資助

作者簡介：劉興強(1987—)，中國飛機強度研究所工程師，主要從事氣動噪聲控制的研究。

中圖分類號：V211.7

文獻標志碼：A

文章編號:1000-2758(2016)03-0456-04

Research on Noise Characteristics for a Nose Landing Gear

Liu Xingqiang, Huang Wenchao, Li Hongli

(AVIC Aircraft Strength Research Institute, Xi′an 710065, China)

Abstract:Experiment and simulation are launched to study the aeroacoustic characteristics of a 1/6 scale aircraft nose landing gear in this paper. Simulation is based on the "CFD+CAA" hybrid method. And the flow and noise field is measured in an aeroacoustic wind tunnel. Comparing the results of the simulation with experiments indicate that, the flow field of the simulation agree with the experiment well. Low frequency noise source located around the wheels, and the middle and high frequency noise sources appear between the shock strut and Anti-twist bracket. The sound pressure spectrum curves are almost consistent in low and middle frequency range, and the spectrum of the far field noise is broadband, the dipole and monopole dominate the landing gear noise, and the directivity has a form of dipole.

Keywords:aeroacoustics; landing gear; aeroacoustic measurement; M?hring acoustic analogy