大型飛機增升裝置氣動噪聲研究進展

劉沛清, 李 玲, 邢 宇, 郭 昊(北京航空航天大學 航空科學與工程學院, 北京 100019)

大型飛機增升裝置氣動噪聲研究進展

劉沛清*, 李 玲, 邢 宇, 郭 昊
(北京航空航天大學 航空科學與工程學院, 北京 100019)

目前，機體氣動噪聲的研究方法分成實驗和數值預測兩大部分，實驗包含飛行實驗和風洞試驗；而數值預測包含有純理論方法、半經驗方法、純數值方法、CFD與“聲類比”相結合的方法。經過大量的飛行實驗，風洞試驗和數值計算，研究表明在飛機起飛爬升和著陸進場階段，除機輪氣動噪聲外，增升裝置氣動噪聲是機體噪聲的主要聲源，經過多年的研究基本明確了增升裝置氣動噪聲源的定位和機理，并在降噪技術方面已取得一定進展。增升裝置的噪聲主要是由前緣縫翼凹槽產生的低頻噪聲、襟翼側緣的中頻寬帶噪聲和前緣縫翼尾緣的高頻尖峰噪聲三部分組成，降噪技術主要有被動流動控制降噪技術和主動流動控制降噪技術兩類，被動降噪技術有凹槽遮擋、凹槽填充、展向連續技術等；主動流動控制手段有吹吸氣、等離子體激勵器等。

氣動噪聲；增升裝置；降噪技術

0 引 言

隨著社會的進步，國內外民用航空運輸業發展迅速，但由此引發的氣動噪聲問題一直是困擾機場周邊環境和飛機舒適性的一個關鍵技術難點。因此人們對民用航空工業提出了越來越嚴格的環保要求，不僅為了飛機的適航取證，也為了設計出更加潔靜和綠色的飛機，飛機氣動噪聲方面的研究和降低是目前航空界共同關注的焦點。

國際民航組織(ICAO) 制定了航空器氣動噪聲審定的建議標準，美國、歐洲等基于此制定了一系列飛機氣動噪聲適航條例，對民用客機氣動噪聲水平加以限制，其中第四階段要求2006 年以后提出適航申請的新型民用客機噪聲水平應比第三階段低10EPNdB[1-2]。NASA更是于1997年提出10年內降噪10EPNdB、20年內降噪20EPNdB的目標[3]。除此之外，民用客機噪聲水平也逐漸成為各航空公司在采購飛機時需要考慮的重要指標[4]。這些對于我國正在研制的大型民用客機來說無疑是巨大的挑戰，噪聲水平成為其能否取得適航證及未來在世界航空領域占據一席之地的關鍵因素之一。

飛機外部噪聲主要包括推進系統噪聲、機體噪聲和動力系統與機體的干擾噪聲。推進系統噪聲即發動機噪聲，包括風扇噪聲、壓氣機/渦輪噪聲、燃燒噪聲和噴流噪聲等，屬于動力噪聲。機體噪聲包括增升裝置噪聲和起落架噪聲，它和動力系統與機體的干擾噪聲都屬于無動力噪聲[5]。早在1970年代，Gibson[6-7]、Healy[8]、Revell[9]、Fethney[10]等通過飛行實驗測量滑翔機、運輸機等不同種類的飛機飛過機場時產生的噪聲大小和噪聲源分布，指出機體部件是一類可能的噪聲源。隨著大涵道比渦輪風扇發動機的使用，加上如消聲短艙、V型花瓣噴嘴等降噪方法的應用，使得發動機噪聲得到較大程度的降低和改善，在整體噪聲中所占比例日益減小。尤其在飛機著陸進場階段，此時發動機處于低功率狀態，而飛機的增升裝置和起落架都處于打開狀態，機體噪聲已經接近甚至超過發動機噪聲，成為主要的噪聲源[11-12]，如圖1所示。而當飛機處于起飛爬升和著陸進場階段，起落架機輪處于收起狀態，增升裝置的氣動噪聲更加顯著，值得更深入的研究和探討。

圖1 大型飛機進場階段的部件噪聲組成[11-12]Fig.1 Main sound source of large aircrafts during the takeoff and approaching phases

Dobrzynski[12]和Crighton[13]通過總結機體氣動噪聲研究成果，發現飛機的機體噪聲源主要由氣流繞過起落架、前緣縫翼、后緣襟翼側緣、增升裝置導軌、部件連接結構等引起。而且在起飛爬升和著陸進場階段，當起落架收起后，增升裝置的噪聲將會超過發動機的。如圖2所示，2001年9月波音公司在美國蒙大拿州對全尺寸B777-200做過飛行實驗[14]，實驗中通過自由域麥克風和麥克風陣列測試后緣襟翼打開和發動機空置等不同狀態下的氣動噪聲源分布清楚地說明這一點。

圖2 B777-200飛行實驗噪聲源分布[14]Fig.2 Sound map of B777-200 flight test

本文主要針對增升裝置噪聲機理和降噪控制技術等方面內容的研究進展進行歸納和總結。

1 氣動噪聲機理研究

1952年，英國科學家Lighthill在英國皇家學會會刊上發表了其著名的Lighthill方程和聲類比理論[15]。根據該理論，機體氣動噪聲機理主要是由于機體與空氣相對運動以及空氣流動自身的不規則運動所引起的壓力擾動在介質中的傳播。氣動噪聲源根據其發聲機理不同可分為：單極子聲源(脈動體積)、偶極子聲源(振蕩力)和四極子聲源(自由湍流)。

其中，機體周期運動(厚度)產生單極子聲源，機體表面脈動壓力產生偶極子聲源，流場中湍流應力場產生四極子聲源。對于運動機體在空氣中的發聲問題，由Ffowcs Williams & Hawkings方程(簡稱FW-H方程)[16]可表示為:

其中，a為聲波速度；p′為聲壓值；ρ0為未擾動介質密度；f(x1,x2,x3,t)=0為運動物體的表面方程；Vn為運動物體表面法向速度；Pi為物體表面單位面積作用于流體上的力；H(f)為海威薩特函數；Tij=pij+ρvivj-a2ρδij為萊特希爾紊流應力分量。該方程右邊三項分別表示運動物體表面的厚度聲源(單極子)、負載聲源(偶極子)和運動物體表面以外的體聲源(四級子，繞流的湍流聲源)。對于定常氣流繞過增升裝置時，無厚度聲源，如果流動馬赫數不大，四極子聲源也可忽略。因此，偶極子的負載噪聲是主要的聲源。

以三段翼的增升裝置說明之。由于幾何構型特征，繞流現象十分復雜，如圖3所示。可能出現的各種流動現象包括：邊界層轉捩、激波/邊界層干擾、尾跡/邊界層摻混、邊界層分離、層流分離泡、分離的凹角流動、流線大幅彎曲等。復雜流動還包括轉捩形式以及尺度效應。轉捩形式包括：TS波穩定性、層流氣泡分離、橫流穩定性、接觸線穩定性和來自上游的湍流污染等三維流動現象[17]。這些復雜流動行為均會產生偶極子的負載聲源和四極子噪聲源，此外聲波激振和結構振動等帶來的噪聲。

圖3 三段翼型上可能出現的流動現象[17]Fig.3 Flow around three-element airfoil

風洞試驗發現：三段翼增升裝置的噪聲譜主要由三部分組成，即低頻尖峰噪聲、中頻寬頻噪聲和高頻尖峰噪聲。結合數值計算，從圖4可以看出[18]，高頻和低頻尖峰的噪聲主要來自于前緣縫翼噪聲源的貢獻，中頻寬頻噪聲主要來自于后緣襟翼的側緣渦噪聲源貢獻。

圖4 增升裝置的主要噪聲源[18]Fig.4 Main noise source of the high-lift airfoil

1.1 前緣縫翼

如圖5所示[19]，對于前緣縫翼凹槽尖角處，流動發生分離，形成一定厚度的剪切層，剪切層再附產生壓縮波(聲波)，聲波向上游傳播至cusp處誘導新的渦生成，激發新生剪切層的Kelvin-Helmholtz不穩定性，聲波與剪切層之間形成反饋回路，形成了一個很小的弧形空腔，已經有Terracol等[20]證明了空腔激振的預測頻率就是前緣產生的離散頻率。除此之外，由于縫翼后緣與主翼之間存在一收斂型縫道，對縫翼下表面流動有加速作用，導致前緣縫翼尾緣脫落出更小尺寸的高頻脫落渦，輻射出高頻離散音。

圖5 前緣縫翼噪聲機理[19]Fig.5 Noise mechanism of the slat

1.2 后緣襟翼

后緣襟翼的氣動噪聲主要來源于襟翼的側緣渦與物面的非定常相互作用(如圖6所示)[21]、襟翼尾緣處因邊界層不穩定性所帶來的擾動、以及襟翼與主翼之間縫道處的剪切層擾動。靠近襟翼前緣處，從襟翼壓力面到側緣形成主分離渦，同時，從側緣到襟翼吸力面形成二次分離渦，沿著流向， 兩個旋渦在襟翼上表面逐漸合并，然后從上表面脫離。旋渦和襟翼上表面的相互作用以及旋渦中加速的自由湍渦構成了襟翼側緣噪聲源，其強度與流動速度約呈5次方關系。而襟翼尾緣處的噪聲來源，流動類似于前緣縫翼尾緣處的卡門渦街脫落[22]，其主要是由上下表面處速度不同，在尾緣處形成一個相互作用的剪切層，剪切層的擾動給尾緣處帶來周期性的壓力脈動，從而形成了一個偶極子的聲源[23]。其噪聲強度雖不及側緣處，但也是襟翼噪聲源中不可忽視的一部分。

圖6 后緣襟翼的側緣渦[21]Fig.6 Side-edge vorticity around the flap

2 氣動噪聲數值模擬研究

氣動聲學領域著名科學家Farassat[24]對機體氣動噪聲的計算方法進行了歸納。目前可以將氣動噪聲數值方法分為四種：純理論方法、半經驗方法、純數值方法、CFD與“聲類比”相結合的方法。

純理論方法直接利用數學理論工具求得流場和聲場的解析結果。該方法通常適用于相關簡化模型的基礎研究，是發展其它方法的重要基礎，也是驗證其它方法正確與否的一個標準工具。該方法求解的模型是在捕捉到某些物理現象的前提下盡可能簡化后才能獲得解析解。但是，過于簡化的模型很可能與真實情況有很大差別，紛繁復雜的公式推導要求深厚的流體力學、聲學和數學功底，因此還尚未被廣泛地應用。

基于實驗數據庫和理論分析的半經驗方法具有直觀和穩定的優點，是研究機體氣動噪聲的重要手段。美國NASA 蘭利實驗中心的飛機噪聲預測計劃ANOPP(Aircraft Noise Prediction Program)[25-29]在很大程度上依賴于半經驗方法。該方法的優點是具有一定的理論依據，計算結果比較可靠，且效率極高，是估算機體氣動噪聲的最佳選擇。然而，該方法作為經驗性方法，不能從機理上說明氣動噪聲的產生和傳播，不能被應用于新機型，因而最終將會被更先進方法取代。

純數值方法是將流場和聲場統一起來，通過完全的數值方法對湍流流動、聲波的產生和傳播過程進行計算。該方法優點在于允許聲源與觀測點之間有障礙物。但是，由于聲壓的量級遠低于流場脈動和其高頻率的特點，所以不僅要求網格很密，低耗散和低色散的格式，因此該方法的主要困難是計算量和計算時間巨大是現代計算機無法接受的。所以，工程上常用混合方法替代純數值模擬。

CFD和“聲類比”相結合的方法又被稱為混合方法，是目前數值求解機體氣動噪聲最常用的方法。這種方法先用URANS、LES/DES等方法計算聲源或者采用RANS加入擾動因子模擬聲源，然后再用LEE(Linearized Euler Equation)方法或者FW-H、Kirchhoff等積分方法計算聲波的傳播或者輻射[30-31]。如圖7所示，混合求解法通常分為兩部分進行，先計算聲源信息，再根據需要計算聲的傳播或者遠場輻射。

圖7 混合氣動噪聲計算方法Fig.7 Method of CFD with acoustic analogy

增升裝置幾何構型相對較為簡單，目前主要的計算方法為混合方法，即 CFD 求解流場，聲類比求解聲場，得到與經驗方法相比更為詳細精確的聲場解。國外對飛機氣動噪聲的研究已經十分成熟，在增升裝置降噪方面也做了大量研究。Kuo利用混合方法對后緣襟翼微型突起裝置的降噪功能先后進行了k-wSST湍流模型結合FW-Hpds的二維計算[32]和 SA 湍流模型結合FW-Hpds的三維的計算[33]，Lockard利用k-wSST湍流模型結合FW-Hpds對通用增升構型的縫翼噪聲源進行了研究[34]，Caraeni等采用分離渦模擬(DES)對上游放置圓桿的翼型模型進行了計算，并結合 FW-H 方法進行了噪聲計算[35]，Langtry等用同樣的方法對局部襟翼進行了噪聲計算[36]，Daniel等采用大渦模擬(LES)結合聲學擾動方程(APE)對前緣縫翼的噪聲進行了詳細的計算[37]。利用LES對流場進行計算再結合聲學計算可以得到很精確的結果，但是由于目前計算機的限制，LES計算往往需要很長的計算時間，基于此Ewert利用定常RANS的計算結果結合一種隨機粒子網格(RPM)方法[38]，對前緣縫翼噪聲進行了計算，該方法能得到準確的噪聲計算結果，且計算時間與 LES 相比大為減少。

近年來，國內開展了許多有關氣動噪聲的研究[4,30,39-55]，主要集中在理論和計算方面。朱自強等[39]對民機機體噪聲及其降噪方面進行了綜合的論述。宋文萍等[40-45]對氣動噪聲計算，特別是翼型的遠場氣動噪聲計算方面做了很多工作，在氣動噪聲計算方法和降噪手段等方面取得卓越的成果。喬渭陽等[46-50]基于實驗數據研究出了一套具有一定可靠性的飛機氣動噪聲預測方法。陳正武等[51]采用基于 Euler 方程的有限體積法計算懸停旋翼流場，然后運用基于求解FW-H 方程的時域法計算遠場氣動噪聲。

混合方法一方面克服了半經驗方法和純理論方法對幾何外形和飛行狀態的限制，求解模型更接近物理實際，另一方面也克服了純數值方法在遠場氣動噪聲計算上的不足，大大提高了遠場氣動噪聲計算的效率。但在實際應用中，湍流模擬不僅占用了大部分的計算時間，還直接影響計算結果的準確性，因此該方法發展的主要障礙是近場的湍流數值模擬。

總的來說，由于機體氣動噪聲機理復雜，現階段在氣動噪聲數值模擬方面遠不成熟，主要還是通過實驗研究氣流繞過這些部件式產生的噪聲源強度、指向性、頻譜特性、運動修正和相似律等。

3 氣動噪聲飛行實驗研究

在過去的十幾年間，對B777、A340等多架飛機進行了氣動噪聲飛行實驗測量[14,56-60]，用室外布置麥克風陣列和探頭的測量方法對真實飛機飛行情況下的聲源分布，噪聲強度，降噪等手段進行了多方面的研究。 在2001年9月，波音在美國蒙大拿州通過由自由域麥克風和傳聲器陣列對B777-200進行飛行實驗測量飛機降落時的聲源分布[14]，如圖8所示，得到的結論是后緣襟翼打開和發動機空置狀態下的噪聲主要來源于襟翼側緣和起落架。2004年，作為歐洲項目SILENCE(R)的一部分研究工作，法國空客公司的Piet等測量了A340-300降落時的增升裝置和起落架的噪聲[56]，對其降噪進行研究，如圖9所示，通過分析發現，不同的機體部件輻射噪聲的指向性具有明顯的差異。2008年，NASA蘭利研究中心的Khorrami 和Lockard等對G550飛機進行飛行測量[60]，證實了著陸狀態下機體氣動噪聲是飛機噪聲的主要來源。

圖8 蒙大拿州對B777-200進行飛行實驗的自由域麥克風和傳聲器陣列分布示意圖[14]Fig.8 Microphone layout for flyover testing of B777-200 at Glasgow, MT

飛行實驗研究所獲得的結果具有較高的可信度，為真實飛機輻射噪聲的真實情況，但是成本高昂，對場地要求苛刻，難以控制實驗條件，對測量設備的要求也相對較高。所以相對于飛行實驗研究，零部件和縮小的模型可以在風洞中進行試驗研究，較為方便控制試驗條件和環境，可以多次重復測量減少試驗誤差，同時也能更為詳盡的觀察和測量出更多的結果，對于氣動噪聲的機理研究和降噪效果也更能發揮作用。下面的章節介紹風洞中進行的氣動噪聲試驗研究。

圖9 A340飛機機體噪聲飛行實驗測量[56]Fig.9 A340 MSN1 after landing approach flyover; airbus microphones forward left

4 氣動噪聲風洞試驗研究

對于大型客機起落架和增升裝置氣動噪聲風洞試驗研究可分為兩大類，其中，一類是機理研究，基本脫開起落架和增升裝置具體構型，而是通過試驗研究簡化模型(如圓柱繞流、空腔繞流、縫隙繞流等)的流場特征與聲源輻射規律等，揭示流動現象和噪聲產生機制，為理論建立和進一步工程應用研究提供依據。另一類研究，是在起落架和增聲裝置構型縮比模型下進行的風洞試驗(部件級)，這類試驗緊密結合工程需求，要求在相似性條件下研究流場特征、聲源產生機理、聲源輻射規律等，風洞設備的主要指標應基本滿足Re數、St數、湍流度、縫隙尺度、聲場頻譜特性等要求，以便確保滿足一定的相似性條件。

鑒于氣動噪聲機理復雜，基本物理現象包含流動、渦動、波動等的非定常耦合行為，其相似律涉及氣動、聲學兩個主要方面要求。除幾何相似、運動相似外，動力Re數相似；聲學相似包括聲源強度、頻譜特性、聲波傳播等，其與Ma數、斯特勞哈數St及縮度效應等有關。下面介紹一些國內外典型風洞的氣動噪聲試驗研究成果。

4.1 NASA Ames風洞

2001年9月波音公司在美國蒙大拿州用187個1/4英寸B&K探頭(Type 4938)對全尺寸B777-200做過飛行實驗[14]。在2005年又在蒙大拿州對波音777-300ER整機進行了麥克風陣列飛行實驗，如圖10所示[59]。而且在NASA Ames風洞中也進行了26%(1∶3.85)半展長的Boeing777-200飛機試驗測量[61]。風洞試驗段截面尺寸24.4 m(寬)×12.2 m(高)，試驗模型由波音公司提供，由鋁合金和復合材料構成，包含有機身、機翼和發動機吊艙等， 展向長度7.92 m，機翼面積是29.11 m2，如圖11所示。

圖10 波音777-300RER麥克風陣列飛行實驗[59]Fig.10 Flight test of 777-300ER model over array system

圖11 26%的半展長波音777-200飛機模型[61]Fig.11 26% semi-span Boeing 777-200 model

在該風洞中對試驗模型進行了麥克風陣列的聲源強度分布測量，陣列由70個麥克風探頭組成，分布在2.44 m的圓盤上，陣列距離機翼下表面中心2.95 m。試驗測試工況是著陸構型，來流Ma=0.22，迎角6°。

圖12給出示意圖，圖13給出不含起落架及其起

落架腔的模型聲源的定位陣列結果，顯示了在著陸構型下，即后緣襟翼打開30°，最強的聲源位于內側襟翼的外緣，其次是低1 dB的外側近發動機吊艙縫翼的內緣和外側縫翼的外緣聲源。還有強度低4 dB的分布在外側襟翼外緣附近的從前緣到尾緣的區域，還有內側襟翼的內緣。總的來看，主要的噪聲源分布在襟翼的側緣和前緣的凹槽區域。

圖12 模型示意圖[61]Fig.12 Outboard Slat Inboard Edge (OSIE); Outboard Slat Outboard Edge (OSOE);Inboard Flap Outboard Edge (IFOE); Outboard Flap Outboard Edge (OFOE)

圖13 移除起落架后著陸構型的聲源定位[61]Fig.13 Noise source of landing configuration with gear removed

4.2 德國-荷蘭DNW風洞

在德國-荷蘭Deutsch-Niederl?ndische Windkan?le (DNW)風洞有多種截面試驗段，其中在DNW-LLF (German-Dutch wind) 8 m(寬)×6 m(高)的開口試驗段中都對 1∶10.6整機A340模型進行了聲學陣列試驗測量，模型見圖14，陣列測量結果見圖15[11-12,62]。從圖15中可以看出前緣是噪聲的主要貢獻者。

圖14 DNW的1∶10.6全機A340模型風洞試驗裝置示意圖[11-12,62]Fig.14 1/10.6 complete aircraft model for A340 test set-up with the acoustic mirror in DNW

圖15 增升機翼的噪聲源分布[11-12,62]Fig.15 Source location maps for the high lift wing

4.3 日本JAXA-LWT2風洞

日本Japan Aerospace Exploration Agency的LWT2 (Low-Speed Wind Tunnel)風洞是一個單回流的閉口風洞，風洞試驗段是矩形截面，尺寸是2 m高、2 m寬，試驗段長度是4 m，試驗段外包圍著全消聲室，用Kevlar布減小聲波的洞壁反射。

試驗模型是一個后掠的半展長風洞模型OTOMO2，試驗測量主要是聲學測量，用麥克風陣列定位聲源位置，見圖16所示[18]。圖17給出兩個迎角下，分別是小迎角4.5°和大迎角14°在風速53 m/s情況下模型的聲源分布云圖。小迎角下，低頻噪聲主要集中在前緣，后緣的強度較弱，中頻都存在但是后緣占主導，而高頻下，前緣噪聲又變強了。大迎角下，后緣噪聲基本上一直占據主要地位。

圖16 JAXA-LWT2實驗模型示意圖[18]Fig.16 Wind tunnel experiments in JAXA-LWT2

4.4 佛羅里達FSAT風洞

佛羅里達FAST風洞(Florida State Aeroacoustic Tunnel) 是一個開口循環的亞聲速噪聲風洞，試驗段長度3.048 m，截面尺寸1.219 m(寬)×0.914 m(高)。消聲室的截至頻率是250 Hz。試驗模型是30P30N翼型，弦長c=0.457 m, 前后緣弦長分別是s=0.15c,f=0.30c。前緣和后緣相對于主翼弦線的偏角都是30°，前緣尾緣是鈍尾緣，厚度是0.762 mm。聲學測量的麥克風陣列位于消聲室中距離翼型旋轉中心1.2 m的位置上，如圖18所示[63]。

陣列是由55個探頭組成，由1/4 英寸的G.R.A.S. 40BE 和 Brüel & Kjr 4958 自由遠場麥克風組成。試驗測量了表面靜壓Cp分布，用壁面動態壓力傳感器測量非定常流場脈動壓強。圖19給出的固壁試驗段與Kevlar改造試驗段非定常脈動壓力頻譜分布，表明流場具有很好的相似性，而且顯示出有規律的離散峰。

圖17 著陸構型麥克風陣列噪聲源云圖[18]Fig.17 Noise source maps of the approach configuration

圖18 FSAT實驗布置示意圖[63]Fig.18 Image of the experimental setup in the FSAT

圖19 固壁和Kevlar壁面動態壓力傳感器的無量綱頻譜[63]Fig.19 The nondimensionalized spectra of the unsteady slat surface pressure in hard wall and Kevlar wall

圖20給出一個探頭的聲譜，可以看出，在10°迎角下1～4 kHz的尖峰頻與圖16的進場前緣凹槽的壓力脈動頻譜曲線緩和，解釋了前緣凹槽的流場是輻射出該頻段噪聲的主要原因。而且在Ma=0.17，進場動態壓力傳感器P6捕捉到25 kHz存在高頻尖峰，該頻率接近前緣尾緣0.762 mm產生的尾緣渦脫落頻率。圖17(b)是對頻譜做無量綱化，發現前緣噪聲隨Ma的4.5次方變化，而且在小迎角下尖峰頻更強更容易被捕捉。

(a) 隨Ma變化的聲譜[63]

(b) 0°、8°、10°、15.5°四個迎角下的Ma無量綱4.5冪的頻譜

圖21給出幾個具有代表性的頻率下的聲源分布麥克風陣列云圖，可以看出，低頻聲源分布比較廣泛，聲源強的地方主要在前緣部分，隨著頻率的增加，聲源分布逐漸變窄，二維屬性明顯，并且在高頻下，主要聲源集中在前緣尾緣很小的一部分，這說明前緣縫翼是增升裝置產生氣動噪聲關鍵部件。

4.5 北航D5風洞

北京航空航天大學陸士嘉實驗室建造的1 m×1 m的D5氣動聲學風洞，是一座新建成的低湍流度、低噪聲單回流風洞。風洞的設備介紹如下：風扇直徑2.26 m，輪轂比0.6，轉速750 r/min，風速100 m/s，電機210 kW，槳葉16片，壓增1600 Pa，效率83.8%。

(a) 1/3倍頻 (b) 窄帶DAMAS[63]

風洞收縮比9，試驗段截面尺寸1 m(寬)×1 m(高)×2 m(長), 圍繞試驗段建造一個6 m×6 m×7 m封閉式全消聲室，吸聲結構采用平板吸聲體，200 Hz以上的聲波，消聲室壁面可以吸收99%的入射能量，從而構建一個無反射的遠場條件[64]。

試驗模型為30P30N三段翼增升裝置翼型，干凈翼型弦長c=0.4572 m，展向長度是1 m。前后緣的長度分別是15%c和 30%c。著陸構型的前后緣偏角均是30°，對應的前緣縫道參數是：縫隙量是2.95%c，重疊量是-2.95%c。后緣縫道參數是：縫隙量是1.27%c，重疊量是0.25%c。翼型上下用端板鏈接，消除其側緣噪聲的影響，使其成為一個二維構型。整個試驗模型如圖22所示。

圖22 30P30N構型在實驗段的布置Fig.22 Test setup of 30P30N model in test section

參照Virginia[65-74]大學的做法，在D5氣動聲學風洞中同時進行流場和遠場氣動噪聲測量，試驗段用Kevlar布和穿孔板進行改造。在模型壓力面，用Kevlar布阻擋氣流溢出；在模型背風面，由于高升力構型吸力面負壓太大，Kevlar布很難抵擋過大的吸力，會使Kevlar布向內吸入造成額外的堵塞干擾，為此用了穿孔板作為Kevlar布的支撐。

所測取的遠場噪聲頻譜如圖23所示，尖峰頻基本上在1

圖23 不同迎角下的聲譜Fig.23 SPL spectra at different angles of attack

5 降噪方法研究

對于增升裝置的前緣縫翼而言，尾緣渦脫落和凹槽內的非定常脈動是主要的噪聲源，其中凹槽內的非定常脈動包括剪切層內渦與渦之間的相互作用、分離區內的非定常特性和再附區剪切層與固體壁面的沖擊作用。按照增升裝置氣動噪聲的組成，將降噪措施分為兩類：一類是被動流動控制降噪技術，另一類是主動流動控制降噪技術。主動流動控制手段指通過向流場中注入能量來改變附近流場，進而引起聲場變化，達到降低噪聲的方法，是目前降噪方面比較有潛力的技術，分為吹吸氣[76-80]、等離子體激勵器[81-82]等。 前緣縫翼氣動噪聲的被動流動控制降噪技術有前緣縫翼尾緣鋸齒[83]、凹槽遮擋[62,84-85]和凹槽填充[61,83,86-90]、下垂前緣結構[89-92]、在縫翼下表面和主翼安裝聲襯[93-95]、縫翼下表面安裝多孔滲透結構等[85]。 在DNW進行了前緣噪聲的遮擋被動降噪技術研究，如圖24所示[62]。在美國Ames進行了前緣的填充被動降噪技術研究，如圖25所示[61]。從圖24和圖25可以看出降低或消除凹槽內的噪聲源，可以獲得大約3 dB的降噪。

目前，在襟翼側緣噪聲的控制上，也分為被動流動控制和主動流動控制兩種手段。襟翼側緣的被動流動控制手段指通過改變或修正側緣的造型來降低噪聲。由于這些裝置不需要外界額外提供能量，因此所需的機構比較小巧，相對而言可能更適合于簡單輕便的襟翼系統。從側緣噪聲被發現開始，人們就對被動控制方法進行了深入研究。就目前為止，主要的側緣噪聲被動流動控制手段主要有襟翼側緣加裝多孔材料(porous side edeg)[83,85,96-97]、襟翼側緣使用欄柵結構(flap fences)[80, 85]、渦流發生器[80,83]、連續型線法(CML)技術[87,98-99]等。如圖26和圖27所示，在NASA 蘭利 4.42 m(高)×6.63 m(寬)×15.24(長)的風洞實驗段中對半展長三段后掠機翼進行連續過渡(CML)等降噪技術研究[87]，是直接消除側緣，消除了沿展向的壓力分布的突變，阻止側邊形成強且集中的剪切層和渦系結構，在2.5 kHz以上的地方，減噪效果可以達到5 dB到15 dB。

圖24 凹槽遮擋[62]Fig.24 Slat cove cover

圖25 凹槽填充[61]Fig.25 Slat cove filler

(a) Pressure side (b) Suction side

在D5風洞中，對前緣縫翼的主要噪聲源區域(前緣凹槽區域)進行降噪研究，對slat cove進行填充，研究其降噪效果。針對迎角7°下的縫翼凹腔進行填充后(見圖28)發現離散尖峰頻全部消失(見圖29虛線)，證實了縫翼噪聲中尖峰聲的產生與凹腔內的流動有密切關系(如圖29所示)。

圖27 連續技術[87]Fig.27 CML flap noise reduction

圖28 前緣縫翼填充示意圖和實體模型圖Fig.28 Sketch of slat cove filled

圖29 填充前后聲譜對比Fig.29 Sound spectral with/without slat cove filled

6 增升裝置噪聲相似律研究

受氣動聲學風洞最大馬赫數等因素的限制，在部分氣動聲學風洞中無法直接對機翼或翼型模型在典型的起飛、降落馬赫數下進行氣動聲學試驗。因此，增升裝置噪聲馬赫數相似律的研究就顯得尤為重要。此外，還有流動相似的Re相似律、非定常性的St相似律以及模型縮尺效應。對于噪聲頻譜特性(遠場測量點噪聲頻譜，Power Spectrum density, PSD)，在Re數相似條件下，通常給出的一個相似律關系為：

式中，N為指數，P為原型，m為模型，AP為原型特征面積，Am為模型特征面積，Rm為在風洞試驗中模型中心到遠場麥克風的距離，RP為在原型飛行中飛機中心到被測點距離。按照聲類比理論，對于單極子噪聲，N=4；對于偶極子噪聲，N=6；對于四極子噪聲，N=8。

一般認為，在低馬赫數時氣流流過翼型產生的噪聲主要是偶極子的負載噪聲，但風洞試驗結果表明，單段翼尾緣噪聲隨來流馬赫數變化并不滿足傳統的六次方關系[100]。最主要的原因是聲波對應的波長遠小于聲源區域的尺寸，此時必須綜合考慮聲場區域內部的細節，才能獲得準確的馬赫數相似律[101]。對于單段翼尾緣噪聲問題，Brooks和Hodgson[100]試驗測量了尖尾緣和鈍尾緣翼型的馬赫數相似律，發現在翼型壓力面正下方90°方位時馬赫數的指數N分別為5.07和5.3。

在北航D5風洞中，對30P30N三段翼增升構型進行了馬赫數相似律研究，其結果如圖30所示。 取馬赫數指數N為4.5時，不同馬赫數下的歸一化噪聲頻譜吻合得非常好，表明三段30P30N翼型噪聲與馬赫數成4.5次方的關系。

(a)

(b)

7 結 論

本文系統總結了目前國內外對大型飛機增升裝置氣動噪聲產生機理、風洞試驗和降噪技術等研究成果，特別是通過風洞試驗結果的深入分析表明：在進場、離場、起飛、著陸過程中，大型飛機機體噪聲主要由機翼噪聲、尾翼噪聲、襟翼和前緣縫翼噪聲、起落架噪聲等組成。就增升裝置噪聲而言，主要是氣流繞過多段翼產生的噪聲，噪聲機理極其復雜，基本物理現象包含了流動、渦動、波動等的非定常行為的耦合作用，影響的物理參數有來流馬赫數Ma、雷諾數Re、表征非定常性的斯特勞哈數St等。雖然機理尚未完全清楚，但對前緣縫翼和后緣襟翼側緣噪聲問題產生和降噪技術已經取得相當的進展，可為后續研究奠定堅實的基礎。

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LIU Peiqing*, LI Ling, XING Yu, GUO Hao
(Beihang University, School of Aeronautical Science and Engineering, Beijing 100190, China)

Current method for airframe acoustic study can be categorized into prediction methodologies and experimental measurements. The experimental measurements include flight test and wind tunnel experiment. The noise prediction methodologies consist of fully analytic method, semi-empirical method, computational fluid dynamics (CFD) combining with acoustic analogy method, and fully numerical method. Over the last decades, a considerable amount of work has been conducted on noise source identification, noise mechanism, noise reduction techniques and so on. A high-lift device noise is generally categorized into three parts: low-frequency tones generated from the slat cove, mid-frequency broadband noise generated from the flap side edge, and high-frequency tones generated from the slat trailing edge. The noise reduction techniques for the high-lift device have active and passive types, including slat cove cover, slat cove filler, and continuous mold line for the passive one and blowing-suction air and plasma actuation for the active one.

aero-acoustics; high-lift device;noise reduction

0258-1825(2017)04-0472-13

2017-04-19;

2017-06-13

劉沛清*(1960-),男，教授，博導，長期從事空氣動力學、水動力學實驗和數值模擬工作. E-mail: lpq@buaa.edu.cn

劉沛清, 李玲, 邢宇, 等. 大型飛機增升裝置氣動噪聲研究進展[J]. 空氣動力學學報, 2017, 35(4): 472-484.

10.7638/kqdlxxb-2017.0066 LIU P Q, LI L, XING Y, et al. Developments of aeroacoustic investigation on high-lift device for large aircrafts[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2017, 35(4): 472-484.

V211.3

A doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0066