LAGOON起落架縮比模型機輪空腔發聲機理試驗

王驍原， 郭昊， 邢宇， 劉沛清

北京航空航天大學 航空科學與工程學院， 北京 100083

LAGOON起落架縮比模型機輪空腔發聲機理試驗

王驍原， 郭昊， 邢宇， 劉沛清*

北京航空航天大學 航空科學與工程學院， 北京 100083

在國際上關于LAGOON(LAnding Gear nOise database for civil aviation authority validatiON)起落架的研究中發現，機輪空腔噪聲是一個重要的噪聲源，為了研究其產生機理，本文以LAGOON模型的1/2縮比模型為試驗對象，在北京航空航天大學D5氣動聲學風洞中進行試驗。已有LAGOON模型數值模擬結果表明，過頂和側邊噪聲中的純音噪聲與機輪空腔息息相關。并在LAGOON縮比模型試驗結果的基礎上，利用空腔填充的方法重點展開機輪空腔發聲機理研究。通過對比不同填充方式的模型噪聲試驗，結合已有的半經驗公式和前人成果，驗證了空腔噪聲中純音噪聲的產生機理與機輪空腔的聲學共振現象有密切關系。

起落架； 氣動聲學； 噪聲測量； 空腔噪聲； 填充改造； 噪聲機理

隨著航空技術的發展，航空噪聲問題逐漸引起了世界的關注，大型客機聲學研究已經是一項重要課題[1-3]，而起落架氣動噪聲研究更是重中之重[4-5]。

起落架氣動噪聲機理大致可以分為3部分：由起落架的機輪、輪軸、支柱等鈍體結構引起的鈍體繞流，在尾流中存在的不穩定大尺度渦的變形和脈動產生了噪聲[6]；由于結構本身的復雜性，很多部件會處于上游部件的尾流中，尾流的再附行為同樣會引起壓力脈動，產生交互噪聲[7-9]；起落架中還存在著起落架艙和機輪空腔等空腔結構，因此空腔噪聲也是起落架的主要噪聲之一。

40多年來，NASA[10-11]、法國航空空間研究局[12]等研究機構和許多高校[13]以及各大航空公司[14-16]都對起落架降噪技術進行了理論和試驗研究[17-22]。空客公司聯合法國宇航公司、德國宇航公司以及南安普頓大學的LAGOON(LAnding Gear nOise database for civil aviation authority validatiON)項目，也是目前起落架降噪研究方面的熱點[23]。

Casalino等[24-25]在LAGOON模型的數值模擬結果中發現，側邊噪聲和過頂噪聲中存在多個純音噪聲。經過各工況結果比對以及數據分析，認為這些純音噪聲與機輪空腔有著密切關系。因此有必要從試驗的角度來探討純音噪聲與機輪空腔流動的關系，研究純音噪聲的發聲機理，為今后的起落架降噪研究提供參考。

空腔噪聲比較復雜，其發聲機理可以分為4種：第1種是發生于深腔(長度/深度<2)內部的大尺度渦脈動產生的寬頻噪聲；第2種是空腔離開前緣發生的自由剪切層不穩定性產生的寬頻噪聲；第3種是空腔內部的自激振蕩產生強烈噪聲；第4種是空腔附近的噪聲源在空腔內部產生駐波，從而產生一個頻率由空腔尺寸決定的共振噪聲[26-27]。4種機理產生的噪聲之間也存在著相互作用，有可能會形成更強的噪聲。

中國在起落架噪聲空腔研究方面起步較晚，喬渭陽[28]最早用麥克風陣列測量了起落架噪聲，此后逐漸展開了針對起落架噪聲的數值模擬和試驗研究。在數值模擬方面，寧方立[29]、龍雙麗[30]和胡寧[31]等分別對起落架結構部件、單輪起落架和四輪起落架進行過研究，得到了遠場指向性圖并驗證了分離渦與氣動噪聲的關系。在試驗方面，前人已經做過起落架結構部件噪聲試驗[32]、單輪起落架噪聲試驗[33]和ARJ客機的進場飛行噪聲現場試驗[34-35]等，一定程度上說明了起落架噪聲的特性和噪聲的產生機理。在空腔噪聲方面，多數文獻針對起落架艙形成的空腔噪聲進行研究[36-37]，例如，楊黨國等[36]基于大渦模擬(LES)和FW-H(Ffowcs Williams-Hawkings)方程相結合的方法對空腔自激振蕩發聲機理進行了研究。但是目前還沒有針對完整起落架機輪空腔氣動噪聲的研究。

本文基于LAGOON標準模型的1/2模型，如圖1所示，采用試驗的方法來研究機輪空腔噪聲機理，在不同來流速度對起落架模型進行噪聲試驗。得到基礎結果后填充起落架機輪空腔并進行試驗，將填充后的結果與基礎結果相對比，分析噪聲機理。

圖1 LAGOON起落架模型 Fig.1 Model of LAGOON landing gear wheel

1 試驗設備

國際上的LAGOON標準模型是由A320前起落架縮比并簡化而來，比例為1∶2.5，由于風洞尺寸的限制，試驗中所采用的LAGOON模型經過了二次縮比，與A320前起落架比例為1∶5。

試驗在北京航空航天大學D5聲學風洞中進行，D5風洞是一座低速、低湍流度、低噪聲的回流氣動聲學風洞，試驗段長度為2 m，風洞開口橫截面積為1 m×1 m，試驗段開口風速最大可達80 m/s，來流湍流度低于0.08%，如圖2所示。

遠場噪聲測量使用丹麥BK公司的自由場傳聲器。試驗中的采樣頻率為3.2 kHz，頻譜的分辨率為8 Hz。

圖2 北京航空航天大學D5風洞 Fig.2 D5 wind tunnel in Beihang University

2 試驗工況參數設置

為分別觀測側邊噪聲和過頂噪聲，設置2種基礎工況，為了避免遮蔽效應，測點選在靠近來流風速的位置，探頭與起落架連線(圖3中黃線)和來流風速的夾角為60°，距離s分別為1 550 mm和2 030 mm，基礎工況設置如表1所示，示意圖如圖3所示，并且每種工況都在30 m/s、40 m/s、50 m/s 和60 m/s風速下進行。

在Casalino等[24]研究的工況中，比較了移除輪軸和改變機輪間距后的結果考察自激振蕩和聲學共振的影響，在本文的試驗中，則采用填充空腔的方法來消除剪切層脈動和自激振蕩，并觀察結果，如圖4所示。為進一步確認機輪空腔的發聲機理，需要設置不同填充方式的工況：2個機輪空腔都覆蓋的全填充(All)、只填充一側機輪空腔的單側填充(One side)、只填充兩機輪空腔靠近噴口半側的前側填充(Forward side)以及只填充兩機輪空腔靠近集氣口半側的后側填充(Backward side)，如圖5所示，并在相應的來流風速U下進行試驗，具體工況設置如表2所示。

圖3 試驗裝置示意圖(工況1) Fig.3 Schematic diagram of test device (Case 1)

表1 各基礎工況具體參數設置Table 1 Detailed parameters of basic cases

圖4 改造示意圖 Fig.4 Schematic diagram of modification

圖5 各填充工況示意圖(紅線代表填充片) Fig.5 Schematic diagram of detailed settings of modified cases (red lines represent inner wheel coverings)

表2 各填充工況具體設置Table 2 Detailed settings of modified cases

CaseMethodsofmodificationCaseAAllCaseBOnesideCaseCForwardsideCaseDBackwardside

3 試驗結果與分析

3.1 基礎工況結果

圖6是50 m/s風速下側邊噪聲(Sideline)與背景噪聲(Background)的對比圖，從圖中可以看出，基礎工況聲壓級(SPL)比同風速下背景噪聲聲壓級高10 dB。根據開口聲學風洞的設計要求[38]，模型噪聲至少高于風洞背景噪聲10 dB時，風洞得到的聲學數據才是有效的，因此，本試驗中所得數據可信。

圖7(a)和圖7(b)分別是側邊工況(Case 1)和過頂工況(Case 2)得到的不同來流風速下的噪聲頻譜圖。隨著風速的提高，聲壓級呈逐漸升高趨勢，而且在30～60 m/s的風速下，Case 1在f1=2.1 kHz、f2=3.04 kHz和f3=7.2 kHz附近存在3個明顯的純音，Case 2在f3附近存在一個駝峰，輪軸渦脫落對應的最大頻率為0.57 kHz，遠低于3個純音頻率，意味著這3個純音噪聲與渦脫落無關，同時這幾個純音噪聲的頻率并不隨來流風速的改變而明顯改變，也說明這幾個純音噪聲與自激振蕩無關，而與機輪空腔的聲學共振現象有關。

圖6 側邊噪聲與背景噪聲聲壓頻譜對比 Fig.6 Sound pressure spectrum contrast between sideline and background noise

圖7 不同來流速度下基礎工況聲壓頻譜對比 Fig.7 Sound pressure spectrum contrast of basic cases with different free stream velocities

3.2 聲共振特征長度

為驗證3個純音與聲共振現象的關系，引入Marsden等[39]提出的圓形空腔的共振噪聲公式驗證了共振噪聲的影響，共振噪聲公式為

(1)

式中：c∞為聲速；λm為與徑向模態m相關的特征值；i為橫向(兩機輪相對方向)模態，代表橫向1/4 波長的個數，即滿足可以產生駐波條件的波長的個數；d為直徑；L為空腔長度。可以看出，其頻率完全由空腔尺寸和各模態決定，與流動沒有關系。

由于起落架機輪空腔與圓形空腔相比更加復雜，所以式(1)中的尺寸參數要加以調整。以本試驗模型為準，機輪空腔為環形空腔，因此有效半徑r0為機輪空腔半徑rwheel與輪軸半徑raxle之差，即r0=rwheel-raxle；L作為橫向的特征長度，如果以剪切層為聲源，并把剪切層作為一種可以產生駐波的邊界考慮在內，在基礎工況和4種填充工況中一共就會有4種特征長度，即對側底面到剪切層(Floor-shear layer)的距離LFS；剪切層到剪切層(Shear layer-shear layer)的距離LSS；剪切層到同側底面(Shear layer-floor)的距離LSF；剪切層到對側填充片(Shear layer-covering)的距離LSC，另外，因為填充片的位置與剪切層相同，所以LSC在長度上與LSS相同。各特征長度的定義見圖8，具體數值見表3。

另外，對于特征長度L，存在聲學修正[40]為

L′=L+αD

(2)

式中：α為修正系數；D為圓腔直徑。根據Casalino等[24]的結論，f1純音的橫向模態i=2，徑向模態m=0；f2純音的橫向模態i=2，徑向模態m=1。通過計算，可以得到f1純音和f2純音在不同特征長度下對應的有效長度L′和修正系數α，見表4。

由表4總結的結果可以看出，根據已有試驗結果[39，41]，α的范圍在0.12～0.82之間，所以f1純音只有特征長度為LSS和LSC時，對應的修正系數才在這個范圍內；f2純音的特征長度為LFS、LSS以及LSC時，對應的修正系數屬于這個范圍。而LFS和LSS在長度上完全相同，因此可以當成一種特征長度來對待。該計算分析通過修正系數的選擇，對純音對應的特征長度進行了篩選，為下文根據試驗現象分析機理提供了參考。

圖8 各特征長度定義 Fig.8 Definition of characteristic length

表3 各特征長度詳細數值Table 3 Detailed values of characteristic length

Characteristiclengthr0LFSLSSLSFLSCValue/m0．02950．08140．06230．01860．0623

表4f1和f2純音在不同特征長度下對應的參數

Table4Parametersoftoneswithdifferentcharacteristiclengthsofpuretonef1andf2

ParameterLL′/mmαλmfFS1LFS850．060fSS1LSS850．380fSF1LSF851．130fSC1LSC850．380fFS2LFS900．151．62fSS2LSS900．471．62fSF2LSF901．211．62fSC2LSC900．471．62

3.3 填充工況結果

根據前文可知，不同風速下的頻譜特性相似，因此只采用Case 1和Case 2工況中風速為50 m/s 的數據來進行說明。

圖9給出了全填充工況Case 1A、Case 2A，單側填充工況Case 1B、Case 2B與基礎工況Case 1、Case 2的噪聲頻譜對比。可以明顯看出，Case 1A工況在低頻段和中頻段的寬頻噪聲整體降低，這是因為填充消除了機輪空腔前緣的剪切層分離現象。同時，更值得注意的是，f1、f2和f3的純音噪聲都消失。可以解釋為機輪空腔前緣不再有剪切層分離，剪切層脈動消失，因此無法引起空腔的聲學共振，從而純音消失。同樣的，對比Case 2和Case 2A可以發現，寬頻噪聲整體降低，f3的純音噪聲也消失。對于單側填充Case 1B、Case 2B，寬頻噪聲有所降低，但降低幅度明顯小于Case 1A和Case 2A。同時，f2的純音噪聲消失，f1和f3被削弱，但是仍然存在。單側填充方式消除了一側的剪切層脈動，因此由駐波效應產生的聲學共振效果也被削弱。根據表4的結果，f1純音的特征長度是LSS(LSC)，f2純音的特征長度有LFS、LSS(LSC)2種可能，單側填充消除了一側剪切層并改變了空腔外形，能夠產生駐波的特征長度只有LSC和LSF。一側剪切層脈動產生的聲波也可以在LSC下產生駐波，這個特征長度與LSS相同，因此純音頻率相同，但是強度較弱，這與f1純音被削弱的現象一致，可以認為f1純音的特征長度是LSS(LSC)。而對于f2純音來說，如果它的特征長度是LSS(LSC)，那么現象應該是被削弱而不是完全消失；如果它的特征長度是LFS，單側填充使LFS改變而不足以產生f2對應的駐波，因此f2純音會完全消失，這與試驗現象是一致的，說明LFS是f2純音的特征長度。

考慮到噪聲的源頭是空腔前緣脫落的剪切層脈動，為消除這一源頭，采用前側填充(Case C)，得到的噪聲頻譜與基礎工況對比如圖10所示。從圖10中可以看出，側邊的寬頻噪聲有所降低，同時f1和f2的純音消失，結果與全填充(Case A)很接近，f3純音幾乎沒有影響。由前人結論可知，f1和f2的純音的徑向模態都弱于橫向模態，這兩個純音的來源主要是前半側橫向脈動剪切層。前側填充消除了前半側的剪切層，所以f1和f2的純音都消失。但后半側仍然會有剪切層以及LFS和LSS這兩個橫向特征長度，不過因為有輪軸的干擾，后半側剪切層的橫向脈動會被削弱，橫向傳播的聲波變弱，耗散過快，橫向特征長度很難產生駐波。

圖9 基礎、全填充和單側填充工況噪聲頻譜對比 Fig.9 Sound spectrum contrast between basic case, all case and one side case

圖10 基礎、全填充和前側填充工況噪聲頻譜對比 Fig.10 Sound spectrum contrast between basic case, all case and forward side case

圖11 基礎、全填充和后側填充工況噪聲頻譜對比 Fig.11 Sound spectrum contrast between basic case, all case and backword side case

盡管已經驗證了剪切層脈動以及特征長度與純音噪聲的關系，作為補充，采用后側填充(Case D)的結果。圖11(a)和圖11(b)分別給出了后側填充與基礎工況的側邊噪聲和過頂噪聲的噪聲譜對比。由于后側填充增大了結構的復雜度，在低頻段甚至產生了更強的噪聲。可f3純音卻被削弱，在過頂噪聲中尤其明顯，與前側填充的結果形成鮮明對比。Casalino等[24]的研究中發現，移除輪軸后f3純音消失，說明f3純音與輪軸的關系極為密切。對比Case C和Case D，輪軸的存在干擾了后半側剪切層的形成，前側填充不能消除這一影響，而后側填充可以，這說明f3純音與后半側的經輪軸干擾后的剪切層有關。

4 結 論

1) 基礎工況中，側邊噪聲可以觀察到2.1 kHz、3.04 kHz和7.2 kHz附近的3個純音，過頂噪聲則只能觀察到7.2 kHz附近的一個純音，這3個純音噪聲的頻率都不會隨著來流風速的改變而改變。

2) 根據4種填充工況的現象以及半經驗公式對比，產生f1純音和f2純音駐波所對應的特征長度分別是LSS和LFS，且兩者的駐波都來源于前半側剪切層的脈動；f3則是與后半側受輪軸干擾后的剪切層有關。

3) 本文通過機理空腔填充的方式，可以改變上述聲學共振模態，為起落架降噪技術的應用提供了參考。

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(責任編輯： 張晗)

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MechanismtestonaeroacousticcharacteristicsofLAGOONlandinggearwheelcavities

WANGXiaoyuan,GUOHao,XINGYu,LIUPeiqing*

SchoolofAeronauticScienceandEngineering,BeihangUniversity,Beijing100083,China

SomestudiesonLAGOON(LAndingGearnOisedatabaseforcivilaviationauthorityvalidatiON)landinggearhavefoundthatnoiseofthewheelcavitiesisakindofimportantnoisesourceallovertheworld.Toordertostudyitsmechanism,weuseahalfscaleLAGOONmodelasthetestmodelandconductthetestinD5windtunnelofBeihangUniversity.SomeexistingsimulationresultsofLAGOONhaveshownthatthetonesinthenoisespectraofLAGOONarerelatedtothelandinggearwheelcavities.OnthebasisofbasicLAGOONtestresults,thetestareconductedbycoveringthecavities.Withcomparingtheresultsofdifferentcovering-modifiedtestandexistingresults,wevalidatethatthemechanismofgenerationoftonesofcavitynoiseisrelatedtothecavityresonance.

landinggear;aeroacoustics;noisemeasurements;cavitynoise;coveringmodification;mechanismofnoise

2016-06-21；Revised2016-09-26；Accepted2016-11-18；Publishedonline2016-12-211520

.E-maillpq@buaa.edu.cn

2016-06-21；退修日期2016-09-26；錄用日期2016-11-18； < class="emphasis_bold">網絡出版時間

時間：2016-12-211520

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20161221.1520.006.html

.E-maillpq@buaa.edu.cn

王驍原， 郭昊， 邢宇， 等.LAGOON起落架縮比模型機輪空腔發聲機理試驗J. 航空學報，2017,38(5)：120549.WANGXY，GUOH,XINGY,etal.MechanismtestonaeroacousticcharacteristicsofLAGOONlandinggearwheelcavitiesJ.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2017,38(5):120549.

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2016.0302

V211.7

A

1000-6893(2017)05-120549-09