大型飞机增升装置气动噪声研究进展

刘沛清, 李 玲, 邢 宇, 郭 昊(北京航空航天大学 航空科学与工程学院, 北京 100019)

大型飞机增升装置气动噪声研究进展

刘沛清*, 李 玲, 邢 宇, 郭 昊
(北京航空航天大学 航空科学与工程学院, 北京 100019)

目前，机体气动噪声的研究方法分成实验和数值预测两大部分，实验包含飞行实验和风洞试验；而数值预测包含有纯理论方法、半经验方法、纯数值方法、CFD与“声类比”相结合的方法。经过大量的飞行实验，风洞试验和数值计算，研究表明在飞机起飞爬升和着陆进场阶段，除机轮气动噪声外，增升装置气动噪声是机体噪声的主要声源，经过多年的研究基本明确了增升装置气动噪声源的定位和机理，并在降噪技术方面已取得一定进展。增升装置的噪声主要是由前缘缝翼凹槽产生的低频噪声、襟翼侧缘的中频宽带噪声和前缘缝翼尾缘的高频尖峰噪声三部分组成，降噪技术主要有被动流动控制降噪技术和主动流动控制降噪技术两类，被动降噪技术有凹槽遮挡、凹槽填充、展向连续技术等；主动流动控制手段有吹吸气、等离子体激励器等。

气动噪声；增升装置；降噪技术

0 引 言

随着社会的进步，国内外民用航空运输业发展迅速，但由此引发的气动噪声问题一直是困扰机场周边环境和飞机舒适性的一个关键技术难点。因此人们对民用航空工业提出了越来越严格的环保要求，不仅为了飞机的适航取证，也为了设计出更加洁静和绿色的飞机，飞机气动噪声方面的研究和降低是目前航空界共同关注的焦点。

国际民航组织(ICAO) 制定了航空器气动噪声审定的建议标准，美国、欧洲等基于此制定了一系列飞机气动噪声适航条例，对民用客机气动噪声水平加以限制，其中第四阶段要求2006 年以后提出适航申请的新型民用客机噪声水平应比第三阶段低10EPNdB[1-2]。NASA更是于1997年提出10年内降噪10EPNdB、20年内降噪20EPNdB的目标[3]。除此之外，民用客机噪声水平也逐渐成为各航空公司在采购飞机时需要考虑的重要指标[4]。这些对于我国正在研制的大型民用客机来说无疑是巨大的挑战，噪声水平成为其能否取得适航证及未来在世界航空领域占据一席之地的关键因素之一。

飞机外部噪声主要包括推进系统噪声、机体噪声和动力系统与机体的干扰噪声。推进系统噪声即发动机噪声，包括风扇噪声、压气机/涡轮噪声、燃烧噪声和喷流噪声等，属于动力噪声。机体噪声包括增升装置噪声和起落架噪声，它和动力系统与机体的干扰噪声都属于无动力噪声[5]。早在1970年代，Gibson[6-7]、Healy[8]、Revell[9]、Fethney[10]等通过飞行实验测量滑翔机、运输机等不同种类的飞机飞过机场时产生的噪声大小和噪声源分布，指出机体部件是一类可能的噪声源。随着大涵道比涡轮风扇发动机的使用，加上如消声短舱、V型花瓣喷嘴等降噪方法的应用，使得发动机噪声得到较大程度的降低和改善，在整体噪声中所占比例日益减小。尤其在飞机着陆进场阶段，此时发动机处于低功率状态，而飞机的增升装置和起落架都处于打开状态，机体噪声已经接近甚至超过发动机噪声，成为主要的噪声源[11-12]，如图1所示。而当飞机处于起飞爬升和着陆进场阶段，起落架机轮处于收起状态，增升装置的气动噪声更加显著，值得更深入的研究和探讨。

图1 大型飞机进场阶段的部件噪声组成[11-12]Fig.1 Main sound source of large aircrafts during the takeoff and approaching phases

Dobrzynski[12]和Crighton[13]通过总结机体气动噪声研究成果，发现飞机的机体噪声源主要由气流绕过起落架、前缘缝翼、后缘襟翼侧缘、增升装置导轨、部件连接结构等引起。而且在起飞爬升和着陆进场阶段，当起落架收起后，增升装置的噪声将会超过发动机的。如图2所示，2001年9月波音公司在美国蒙大拿州对全尺寸B777-200做过飞行实验[14]，实验中通过自由域麦克风和麦克风阵列测试后缘襟翼打开和发动机空置等不同状态下的气动噪声源分布清楚地说明这一点。

图2 B777-200飞行实验噪声源分布[14]Fig.2 Sound map of B777-200 flight test

本文主要针对增升装置噪声机理和降噪控制技术等方面内容的研究进展进行归纳和总结。

1 气动噪声机理研究

1952年，英国科学家Lighthill在英国皇家学会会刊上发表了其著名的Lighthill方程和声类比理论[15]。根据该理论，机体气动噪声机理主要是由于机体与空气相对运动以及空气流动自身的不规则运动所引起的压力扰动在介质中的传播。气动噪声源根据其发声机理不同可分为：单极子声源(脉动体积)、偶极子声源(振荡力)和四极子声源(自由湍流)。

其中，机体周期运动(厚度)产生单极子声源，机体表面脉动压力产生偶极子声源，流场中湍流应力场产生四极子声源。对于运动机体在空气中的发声问题，由Ffowcs Williams & Hawkings方程(简称FW-H方程)[16]可表示为:

其中，a为声波速度；p′为声压值；ρ0为未扰动介质密度；f(x1,x2,x3,t)=0为运动物体的表面方程；Vn为运动物体表面法向速度；Pi为物体表面单位面积作用于流体上的力；H(f)为海威萨特函数；Tij=pij+ρvivj-a2ρδij为莱特希尔紊流应力分量。该方程右边三项分别表示运动物体表面的厚度声源(单极子)、负载声源(偶极子)和运动物体表面以外的体声源(四级子，绕流的湍流声源)。对于定常气流绕过增升装置时，无厚度声源，如果流动马赫数不大，四极子声源也可忽略。因此，偶极子的负载噪声是主要的声源。

以三段翼的增升装置说明之。由于几何构型特征，绕流现象十分复杂，如图3所示。可能出现的各种流动现象包括：边界层转捩、激波/边界层干扰、尾迹/边界层掺混、边界层分离、层流分离泡、分离的凹角流动、流线大幅弯曲等。复杂流动还包括转捩形式以及尺度效应。转捩形式包括：TS波稳定性、层流气泡分离、横流稳定性、接触线稳定性和来自上游的湍流污染等三维流动现象[17]。这些复杂流动行为均会产生偶极子的负载声源和四极子噪声源，此外声波激振和结构振动等带来的噪声。

图3 三段翼型上可能出现的流动现象[17]Fig.3 Flow around three-element airfoil

风洞试验发现：三段翼增升装置的噪声谱主要由三部分组成，即低频尖峰噪声、中频宽频噪声和高频尖峰噪声。结合数值计算，从图4可以看出[18]，高频和低频尖峰的噪声主要来自于前缘缝翼噪声源的贡献，中频宽频噪声主要来自于后缘襟翼的侧缘涡噪声源贡献。

图4 增升装置的主要噪声源[18]Fig.4 Main noise source of the high-lift airfoil

1.1 前缘缝翼

如图5所示[19]，对于前缘缝翼凹槽尖角处，流动发生分离，形成一定厚度的剪切层，剪切层再附产生压缩波(声波)，声波向上游传播至cusp处诱导新的涡生成，激发新生剪切层的Kelvin-Helmholtz不稳定性，声波与剪切层之间形成反馈回路，形成了一个很小的弧形空腔，已经有Terracol等[20]证明了空腔激振的预测频率就是前缘产生的离散频率。除此之外，由于缝翼后缘与主翼之间存在一收敛型缝道，对缝翼下表面流动有加速作用，导致前缘缝翼尾缘脱落出更小尺寸的高频脱落涡，辐射出高频离散音。

图5 前缘缝翼噪声机理[19]Fig.5 Noise mechanism of the slat

1.2 后缘襟翼

后缘襟翼的气动噪声主要来源于襟翼的侧缘涡与物面的非定常相互作用(如图6所示)[21]、襟翼尾缘处因边界层不稳定性所带来的扰动、以及襟翼与主翼之间缝道处的剪切层扰动。靠近襟翼前缘处，从襟翼压力面到侧缘形成主分离涡，同时，从侧缘到襟翼吸力面形成二次分离涡，沿着流向， 两个旋涡在襟翼上表面逐渐合并，然后从上表面脱离。旋涡和襟翼上表面的相互作用以及旋涡中加速的自由湍涡构成了襟翼侧缘噪声源，其强度与流动速度约呈5次方关系。而襟翼尾缘处的噪声来源，流动类似于前缘缝翼尾缘处的卡门涡街脱落[22]，其主要是由上下表面处速度不同，在尾缘处形成一个相互作用的剪切层，剪切层的扰动给尾缘处带来周期性的压力脉动，从而形成了一个偶极子的声源[23]。其噪声强度虽不及侧缘处，但也是襟翼噪声源中不可忽视的一部分。

图6 后缘襟翼的侧缘涡[21]Fig.6 Side-edge vorticity around the flap

2 气动噪声数值模拟研究

气动声学领域著名科学家Farassat[24]对机体气动噪声的计算方法进行了归纳。目前可以将气动噪声数值方法分为四种：纯理论方法、半经验方法、纯数值方法、CFD与“声类比”相结合的方法。

纯理论方法直接利用数学理论工具求得流场和声场的解析结果。该方法通常适用于相关简化模型的基础研究，是发展其它方法的重要基础，也是验证其它方法正确与否的一个标准工具。该方法求解的模型是在捕捉到某些物理现象的前提下尽可能简化后才能获得解析解。但是，过于简化的模型很可能与真实情况有很大差别，纷繁复杂的公式推导要求深厚的流体力学、声学和数学功底，因此还尚未被广泛地应用。

基于实验数据库和理论分析的半经验方法具有直观和稳定的优点，是研究机体气动噪声的重要手段。美国NASA 兰利实验中心的飞机噪声预测计划ANOPP(Aircraft Noise Prediction Program)[25-29]在很大程度上依赖于半经验方法。该方法的优点是具有一定的理论依据，计算结果比较可靠，且效率极高，是估算机体气动噪声的最佳选择。然而，该方法作为经验性方法，不能从机理上说明气动噪声的产生和传播，不能被应用于新机型，因而最终将会被更先进方法取代。

纯数值方法是将流场和声场统一起来，通过完全的数值方法对湍流流动、声波的产生和传播过程进行计算。该方法优点在于允许声源与观测点之间有障碍物。但是，由于声压的量级远低于流场脉动和其高频率的特点，所以不仅要求网格很密，低耗散和低色散的格式，因此该方法的主要困难是计算量和计算时间巨大是现代计算机无法接受的。所以，工程上常用混合方法替代纯数值模拟。

CFD和“声类比”相结合的方法又被称为混合方法，是目前数值求解机体气动噪声最常用的方法。这种方法先用URANS、LES/DES等方法计算声源或者采用RANS加入扰动因子模拟声源，然后再用LEE(Linearized Euler Equation)方法或者FW-H、Kirchhoff等积分方法计算声波的传播或者辐射[30-31]。如图7所示，混合求解法通常分为两部分进行，先计算声源信息，再根据需要计算声的传播或者远场辐射。

图7 混合气动噪声计算方法Fig.7 Method of CFD with acoustic analogy

增升装置几何构型相对较为简单，目前主要的计算方法为混合方法，即 CFD 求解流场，声类比求解声场，得到与经验方法相比更为详细精确的声场解。国外对飞机气动噪声的研究已经十分成熟，在增升装置降噪方面也做了大量研究。Kuo利用混合方法对后缘襟翼微型突起装置的降噪功能先后进行了k-wSST湍流模型结合FW-Hpds的二维计算[32]和 SA 湍流模型结合FW-Hpds的三维的计算[33]，Lockard利用k-wSST湍流模型结合FW-Hpds对通用增升构型的缝翼噪声源进行了研究[34]，Caraeni等采用分离涡模拟(DES)对上游放置圆杆的翼型模型进行了计算，并结合 FW-H 方法进行了噪声计算[35]，Langtry等用同样的方法对局部襟翼进行了噪声计算[36]，Daniel等采用大涡模拟(LES)结合声学扰动方程(APE)对前缘缝翼的噪声进行了详细的计算[37]。利用LES对流场进行计算再结合声学计算可以得到很精确的结果，但是由于目前计算机的限制，LES计算往往需要很长的计算时间，基于此Ewert利用定常RANS的计算结果结合一种随机粒子网格(RPM)方法[38]，对前缘缝翼噪声进行了计算，该方法能得到准确的噪声计算结果，且计算时间与 LES 相比大为减少。

近年来，国内开展了许多有关气动噪声的研究[4,30,39-55]，主要集中在理论和计算方面。朱自强等[39]对民机机体噪声及其降噪方面进行了综合的论述。宋文萍等[40-45]对气动噪声计算，特别是翼型的远场气动噪声计算方面做了很多工作，在气动噪声计算方法和降噪手段等方面取得卓越的成果。乔渭阳等[46-50]基于实验数据研究出了一套具有一定可靠性的飞机气动噪声预测方法。陈正武等[51]采用基于 Euler 方程的有限体积法计算悬停旋翼流场，然后运用基于求解FW-H 方程的时域法计算远场气动噪声。

混合方法一方面克服了半经验方法和纯理论方法对几何外形和飞行状态的限制，求解模型更接近物理实际，另一方面也克服了纯数值方法在远场气动噪声计算上的不足，大大提高了远场气动噪声计算的效率。但在实际应用中，湍流模拟不仅占用了大部分的计算时间，还直接影响计算结果的准确性，因此该方法发展的主要障碍是近场的湍流数值模拟。

总的来说，由于机体气动噪声机理复杂，现阶段在气动噪声数值模拟方面远不成熟，主要还是通过实验研究气流绕过这些部件式产生的噪声源强度、指向性、频谱特性、运动修正和相似律等。

3 气动噪声飞行实验研究

在过去的十几年间，对B777、A340等多架飞机进行了气动噪声飞行实验测量[14,56-60]，用室外布置麦克风阵列和探头的测量方法对真实飞机飞行情况下的声源分布，噪声强度，降噪等手段进行了多方面的研究。 在2001年9月，波音在美国蒙大拿州通过由自由域麦克风和传声器阵列对B777-200进行飞行实验测量飞机降落时的声源分布[14]，如图8所示，得到的结论是后缘襟翼打开和发动机空置状态下的噪声主要来源于襟翼侧缘和起落架。2004年，作为欧洲项目SILENCE(R)的一部分研究工作，法国空客公司的Piet等测量了A340-300降落时的增升装置和起落架的噪声[56]，对其降噪进行研究，如图9所示，通过分析发现，不同的机体部件辐射噪声的指向性具有明显的差异。2008年，NASA兰利研究中心的Khorrami 和Lockard等对G550飞机进行飞行测量[60]，证实了着陆状态下机体气动噪声是飞机噪声的主要来源。

图8 蒙大拿州对B777-200进行飞行实验的自由域麦克风和传声器阵列分布示意图[14]Fig.8 Microphone layout for flyover testing of B777-200 at Glasgow, MT

飞行实验研究所获得的结果具有较高的可信度，为真实飞机辐射噪声的真实情况，但是成本高昂，对场地要求苛刻，难以控制实验条件，对测量设备的要求也相对较高。所以相对于飞行实验研究，零部件和缩小的模型可以在风洞中进行试验研究，较为方便控制试验条件和环境，可以多次重复测量减少试验误差，同时也能更为详尽的观察和测量出更多的结果，对于气动噪声的机理研究和降噪效果也更能发挥作用。下面的章节介绍风洞中进行的气动噪声试验研究。

图9 A340飞机机体噪声飞行实验测量[56]Fig.9 A340 MSN1 after landing approach flyover; airbus microphones forward left

4 气动噪声风洞试验研究

对于大型客机起落架和增升装置气动噪声风洞试验研究可分为两大类，其中，一类是机理研究，基本脱开起落架和增升装置具体构型，而是通过试验研究简化模型(如圆柱绕流、空腔绕流、缝隙绕流等)的流场特征与声源辐射规律等，揭示流动现象和噪声产生机制，为理论建立和进一步工程应用研究提供依据。另一类研究，是在起落架和增声装置构型缩比模型下进行的风洞试验(部件级)，这类试验紧密结合工程需求，要求在相似性条件下研究流场特征、声源产生机理、声源辐射规律等，风洞设备的主要指标应基本满足Re数、St数、湍流度、缝隙尺度、声场频谱特性等要求，以便确保满足一定的相似性条件。

鉴于气动噪声机理复杂，基本物理现象包含流动、涡动、波动等的非定常耦合行为，其相似律涉及气动、声学两个主要方面要求。除几何相似、运动相似外，动力Re数相似；声学相似包括声源强度、频谱特性、声波传播等，其与Ma数、斯特劳哈数St及缩度效应等有关。下面介绍一些国内外典型风洞的气动噪声试验研究成果。

4.1 NASA Ames风洞

2001年9月波音公司在美国蒙大拿州用187个1/4英寸B&K探头(Type 4938)对全尺寸B777-200做过飞行实验[14]。在2005年又在蒙大拿州对波音777-300ER整机进行了麦克风阵列飞行实验，如图10所示[59]。而且在NASA Ames风洞中也进行了26%(1∶3.85)半展长的Boeing777-200飞机试验测量[61]。风洞试验段截面尺寸24.4 m(宽)×12.2 m(高)，试验模型由波音公司提供，由铝合金和复合材料构成，包含有机身、机翼和发动机吊舱等， 展向长度7.92 m，机翼面积是29.11 m2，如图11所示。

图10 波音777-300RER麦克风阵列飞行实验[59]Fig.10 Flight test of 777-300ER model over array system

图11 26%的半展长波音777-200飞机模型[61]Fig.11 26% semi-span Boeing 777-200 model

在该风洞中对试验模型进行了麦克风阵列的声源强度分布测量，阵列由70个麦克风探头组成，分布在2.44 m的圆盘上，阵列距离机翼下表面中心2.95 m。试验测试工况是着陆构型，来流Ma=0.22，迎角6°。

图12给出示意图，图13给出不含起落架及其起

落架腔的模型声源的定位阵列结果，显示了在着陆构型下，即后缘襟翼打开30°，最强的声源位于内侧襟翼的外缘，其次是低1 dB的外侧近发动机吊舱缝翼的内缘和外侧缝翼的外缘声源。还有强度低4 dB的分布在外侧襟翼外缘附近的从前缘到尾缘的区域，还有内侧襟翼的内缘。总的来看，主要的噪声源分布在襟翼的侧缘和前缘的凹槽区域。

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

图13 移除起落架后着陆构型的声源定位[61]Fig.13 Noise source of landing configuration with gear removed

4.2 德国-荷兰DNW风洞

在德国-荷兰Deutsch-Niederländische Windkanäle (DNW)风洞有多种截面试验段，其中在DNW-LLF (German-Dutch wind) 8 m(宽)×6 m(高)的开口试验段中都对 1∶10.6整机A340模型进行了声学阵列试验测量，模型见图14，阵列测量结果见图15[11-12,62]。从图15中可以看出前缘是噪声的主要贡献者。

图14 DNW的1∶10.6全机A340模型风洞试验装置示意图[11-12,62]Fig.14 1/10.6 complete aircraft model for A340 test set-up with the acoustic mirror in DNW

图15 增升机翼的噪声源分布[11-12,62]Fig.15 Source location maps for the high lift wing

4.3 日本JAXA-LWT2风洞

日本Japan Aerospace Exploration Agency的LWT2 (Low-Speed Wind Tunnel)风洞是一个单回流的闭口风洞，风洞试验段是矩形截面，尺寸是2 m高、2 m宽，试验段长度是4 m，试验段外包围着全消声室，用Kevlar布减小声波的洞壁反射。

试验模型是一个后掠的半展长风洞模型OTOMO2，试验测量主要是声学测量，用麦克风阵列定位声源位置，见图16所示[18]。图17给出两个迎角下，分别是小迎角4.5°和大迎角14°在风速53 m/s情况下模型的声源分布云图。小迎角下，低频噪声主要集中在前缘，后缘的强度较弱，中频都存在但是后缘占主导，而高频下，前缘噪声又变强了。大迎角下，后缘噪声基本上一直占据主要地位。

图16 JAXA-LWT2实验模型示意图[18]Fig.16 Wind tunnel experiments in JAXA-LWT2

4.4 佛罗里达FSAT风洞

佛罗里达FAST风洞(Florida State Aeroacoustic Tunnel) 是一个开口循环的亚声速噪声风洞，试验段长度3.048 m，截面尺寸1.219 m(宽)×0.914 m(高)。消声室的截至频率是250 Hz。试验模型是30P30N翼型，弦长c=0.457 m, 前后缘弦长分别是s=0.15c,f=0.30c。前缘和后缘相对于主翼弦线的偏角都是30°，前缘尾缘是钝尾缘，厚度是0.762 mm。声学测量的麦克风阵列位于消声室中距离翼型旋转中心1.2 m的位置上，如图18所示[63]。

阵列是由55个探头组成，由1/4 英寸的G.R.A.S. 40BE 和 Brüel & Kjr 4958 自由远场麦克风组成。试验测量了表面静压Cp分布，用壁面动态压力传感器测量非定常流场脉动压强。图19给出的固壁试验段与Kevlar改造试验段非定常脉动压力频谱分布，表明流场具有很好的相似性，而且显示出有规律的离散峰。

图17 着陆构型麦克风阵列噪声源云图[18]Fig.17 Noise source maps of the approach configuration

图18 FSAT实验布置示意图[63]Fig.18 Image of the experimental setup in the FSAT

图19 固壁和Kevlar壁面动态压力传感器的无量纲频谱[63]Fig.19 The nondimensionalized spectra of the unsteady slat surface pressure in hard wall and Kevlar wall

图20给出一个探头的声谱，可以看出，在10°迎角下1～4 kHz的尖峰频与图16的进场前缘凹槽的压力脉动频谱曲线缓和，解释了前缘凹槽的流场是辐射出该频段噪声的主要原因。而且在Ma=0.17，进场动态压力传感器P6捕捉到25 kHz存在高频尖峰，该频率接近前缘尾缘0.762 mm产生的尾缘涡脱落频率。图17(b)是对频谱做无量纲化，发现前缘噪声随Ma的4.5次方变化，而且在小迎角下尖峰频更强更容易被捕捉。

(a) 随Ma变化的声谱[63]

(b) 0°、8°、10°、15.5°四个迎角下的Ma无量纲4.5幂的频谱

图21给出几个具有代表性的频率下的声源分布麦克风阵列云图，可以看出，低频声源分布比较广泛，声源强的地方主要在前缘部分，随着频率的增加，声源分布逐渐变窄，二维属性明显，并且在高频下，主要声源集中在前缘尾缘很小的一部分，这说明前缘缝翼是增升装置产生气动噪声关键部件。

4.5 北航D5风洞

北京航空航天大学陆士嘉实验室建造的1 m×1 m的D5气动声学风洞，是一座新建成的低湍流度、低噪声单回流风洞。风洞的设备介绍如下：风扇直径2.26 m，轮毂比0.6，转速750 r/min，风速100 m/s，电机210 kW，桨叶16片，压增1600 Pa，效率83.8%。

(a) 1/3倍频 (b) 窄带DAMAS[63]

风洞收缩比9，试验段截面尺寸1 m(宽)×1 m(高)×2 m(长), 围绕试验段建造一个6 m×6 m×7 m封闭式全消声室，吸声结构采用平板吸声体，200 Hz以上的声波，消声室壁面可以吸收99%的入射能量，从而构建一个无反射的远场条件[64]。

试验模型为30P30N三段翼增升装置翼型，干净翼型弦长c=0.4572 m，展向长度是1 m。前后缘的长度分别是15%c和 30%c。着陆构型的前后缘偏角均是30°，对应的前缘缝道参数是：缝隙量是2.95%c，重叠量是-2.95%c。后缘缝道参数是：缝隙量是1.27%c，重叠量是0.25%c。翼型上下用端板链接，消除其侧缘噪声的影响，使其成为一个二维构型。整个试验模型如图22所示。

图22 30P30N构型在实验段的布置Fig.22 Test setup of 30P30N model in test section

参照Virginia[65-74]大学的做法，在D5气动声学风洞中同时进行流场和远场气动噪声测量，试验段用Kevlar布和穿孔板进行改造。在模型压力面，用Kevlar布阻挡气流溢出；在模型背风面，由于高升力构型吸力面负压太大，Kevlar布很难抵挡过大的吸力，会使Kevlar布向内吸入造成额外的堵塞干扰，为此用了穿孔板作为Kevlar布的支撑。

所测取的远场噪声频谱如图23所示，尖峰频基本上在1

图23 不同迎角下的声谱Fig.23 SPL spectra at different angles of attack

5 降噪方法研究

对于增升装置的前缘缝翼而言，尾缘涡脱落和凹槽内的非定常脉动是主要的噪声源，其中凹槽内的非定常脉动包括剪切层内涡与涡之间的相互作用、分离区内的非定常特性和再附区剪切层与固体壁面的冲击作用。按照增升装置气动噪声的组成，将降噪措施分为两类：一类是被动流动控制降噪技术，另一类是主动流动控制降噪技术。主动流动控制手段指通过向流场中注入能量来改变附近流场，进而引起声场变化，达到降低噪声的方法，是目前降噪方面比较有潜力的技术，分为吹吸气[76-80]、等离子体激励器[81-82]等。 前缘缝翼气动噪声的被动流动控制降噪技术有前缘缝翼尾缘锯齿[83]、凹槽遮挡[62,84-85]和凹槽填充[61,83,86-90]、下垂前缘结构[89-92]、在缝翼下表面和主翼安装声衬[93-95]、缝翼下表面安装多孔渗透结构等[85]。 在DNW进行了前缘噪声的遮挡被动降噪技术研究，如图24所示[62]。在美国Ames进行了前缘的填充被动降噪技术研究，如图25所示[61]。从图24和图25可以看出降低或消除凹槽内的噪声源，可以获得大约3 dB的降噪。

目前，在襟翼侧缘噪声的控制上，也分为被动流动控制和主动流动控制两种手段。襟翼侧缘的被动流动控制手段指通过改变或修正侧缘的造型来降低噪声。由于这些装置不需要外界额外提供能量，因此所需的机构比较小巧，相对而言可能更适合于简单轻便的襟翼系统。从侧缘噪声被发现开始，人们就对被动控制方法进行了深入研究。就目前为止，主要的侧缘噪声被动流动控制手段主要有襟翼侧缘加装多孔材料(porous side edeg)[83,85,96-97]、襟翼侧缘使用栏栅结构(flap fences)[80, 85]、涡流发生器[80,83]、连续型线法(CML)技术[87,98-99]等。如图26和图27所示，在NASA 兰利 4.42 m(高)×6.63 m(宽)×15.24(长)的风洞实验段中对半展长三段后掠机翼进行连续过渡(CML)等降噪技术研究[87]，是直接消除侧缘，消除了沿展向的压力分布的突变，阻止侧边形成强且集中的剪切层和涡系结构，在2.5 kHz以上的地方，减噪效果可以达到5 dB到15 dB。

图24 凹槽遮挡[62]Fig.24 Slat cove cover

图25 凹槽填充[61]Fig.25 Slat cove filler

(a) Pressure side (b) Suction side

在D5风洞中，对前缘缝翼的主要噪声源区域(前缘凹槽区域)进行降噪研究，对slat cove进行填充，研究其降噪效果。针对迎角7°下的缝翼凹腔进行填充后(见图28)发现离散尖峰频全部消失(见图29虚线)，证实了缝翼噪声中尖峰声的产生与凹腔内的流动有密切关系(如图29所示)。

图27 连续技术[87]Fig.27 CML flap noise reduction

图28 前缘缝翼填充示意图和实体模型图Fig.28 Sketch of slat cove filled

图29 填充前后声谱对比Fig.29 Sound spectral with/without slat cove filled

6 增升装置噪声相似律研究

受气动声学风洞最大马赫数等因素的限制，在部分气动声学风洞中无法直接对机翼或翼型模型在典型的起飞、降落马赫数下进行气动声学试验。因此，增升装置噪声马赫数相似律的研究就显得尤为重要。此外，还有流动相似的Re相似律、非定常性的St相似律以及模型缩尺效应。对于噪声频谱特性(远场测量点噪声频谱，Power Spectrum density, PSD)，在Re数相似条件下，通常给出的一个相似律关系为：

式中，N为指数，P为原型，m为模型，AP为原型特征面积，Am为模型特征面积，Rm为在风洞试验中模型中心到远场麦克风的距离，RP为在原型飞行中飞机中心到被测点距离。按照声类比理论，对于单极子噪声，N=4；对于偶极子噪声，N=6；对于四极子噪声，N=8。

一般认为，在低马赫数时气流流过翼型产生的噪声主要是偶极子的负载噪声，但风洞试验结果表明，单段翼尾缘噪声随来流马赫数变化并不满足传统的六次方关系[100]。最主要的原因是声波对应的波长远小于声源区域的尺寸，此时必须综合考虑声场区域内部的细节，才能获得准确的马赫数相似律[101]。对于单段翼尾缘噪声问题，Brooks和Hodgson[100]试验测量了尖尾缘和钝尾缘翼型的马赫数相似律，发现在翼型压力面正下方90°方位时马赫数的指数N分别为5.07和5.3。

在北航D5风洞中，对30P30N三段翼增升构型进行了马赫数相似律研究，其结果如图30所示。 取马赫数指数N为4.5时，不同马赫数下的归一化噪声频谱吻合得非常好，表明三段30P30N翼型噪声与马赫数成4.5次方的关系。

(a)

(b)

7 结 论

本文系统总结了目前国内外对大型飞机增升装置气动噪声产生机理、风洞试验和降噪技术等研究成果，特别是通过风洞试验结果的深入分析表明：在进场、离场、起飞、着陆过程中，大型飞机机体噪声主要由机翼噪声、尾翼噪声、襟翼和前缘缝翼噪声、起落架噪声等组成。就增升装置噪声而言，主要是气流绕过多段翼产生的噪声，噪声机理极其复杂，基本物理现象包含了流动、涡动、波动等的非定常行为的耦合作用，影响的物理参数有来流马赫数Ma、雷诺数Re、表征非定常性的斯特劳哈数St等。虽然机理尚未完全清楚，但对前缘缝翼和后缘襟翼侧缘噪声问题产生和降噪技术已经取得相当的进展，可为后续研究奠定坚实的基础。

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LIU Peiqing*, LI Ling, XING Yu, GUO Hao
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aero-acoustics; high-lift device;noise reduction

0258-1825(2017)04-0472-13

2017-04-19;

2017-06-13

刘沛清*(1960-),男，教授，博导，长期从事空气动力学、水动力学实验和数值模拟工作. E-mail: lpq@buaa.edu.cn

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V211.3

A doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0066