LAGOON起落架缩比模型机轮空腔发声机理试验

王骁原， 郭昊， 邢宇， 刘沛清

北京航空航天大学 航空科学与工程学院， 北京 100083

LAGOON起落架缩比模型机轮空腔发声机理试验

王骁原， 郭昊， 邢宇， 刘沛清*

北京航空航天大学 航空科学与工程学院， 北京 100083

在国际上关于LAGOON(LAnding Gear nOise database for civil aviation authority validatiON)起落架的研究中发现，机轮空腔噪声是一个重要的噪声源，为了研究其产生机理，本文以LAGOON模型的1/2缩比模型为试验对象，在北京航空航天大学D5气动声学风洞中进行试验。已有LAGOON模型数值模拟结果表明，过顶和侧边噪声中的纯音噪声与机轮空腔息息相关。并在LAGOON缩比模型试验结果的基础上，利用空腔填充的方法重点展开机轮空腔发声机理研究。通过对比不同填充方式的模型噪声试验，结合已有的半经验公式和前人成果，验证了空腔噪声中纯音噪声的产生机理与机轮空腔的声学共振现象有密切关系。

起落架； 气动声学； 噪声测量； 空腔噪声； 填充改造； 噪声机理

随着航空技术的发展，航空噪声问题逐渐引起了世界的关注，大型客机声学研究已经是一项重要课题[1-3]，而起落架气动噪声研究更是重中之重[4-5]。

起落架气动噪声机理大致可以分为3部分：由起落架的机轮、轮轴、支柱等钝体结构引起的钝体绕流，在尾流中存在的不稳定大尺度涡的变形和脉动产生了噪声[6]；由于结构本身的复杂性，很多部件会处于上游部件的尾流中，尾流的再附行为同样会引起压力脉动，产生交互噪声[7-9]；起落架中还存在着起落架舱和机轮空腔等空腔结构，因此空腔噪声也是起落架的主要噪声之一。

40多年来，NASA[10-11]、法国航空空间研究局[12]等研究机构和许多高校[13]以及各大航空公司[14-16]都对起落架降噪技术进行了理论和试验研究[17-22]。空客公司联合法国宇航公司、德国宇航公司以及南安普顿大学的LAGOON(LAnding Gear nOise database for civil aviation authority validatiON)项目，也是目前起落架降噪研究方面的热点[23]。

Casalino等[24-25]在LAGOON模型的数值模拟结果中发现，侧边噪声和过顶噪声中存在多个纯音噪声。经过各工况结果比对以及数据分析，认为这些纯音噪声与机轮空腔有着密切关系。因此有必要从试验的角度来探讨纯音噪声与机轮空腔流动的关系，研究纯音噪声的发声机理，为今后的起落架降噪研究提供参考。

空腔噪声比较复杂，其发声机理可以分为4种：第1种是发生于深腔(长度/深度<2)内部的大尺度涡脉动产生的宽频噪声；第2种是空腔离开前缘发生的自由剪切层不稳定性产生的宽频噪声；第3种是空腔内部的自激振荡产生强烈噪声；第4种是空腔附近的噪声源在空腔内部产生驻波，从而产生一个频率由空腔尺寸决定的共振噪声[26-27]。4种机理产生的噪声之间也存在着相互作用，有可能会形成更强的噪声。

中国在起落架噪声空腔研究方面起步较晚，乔渭阳[28]最早用麦克风阵列测量了起落架噪声，此后逐渐展开了针对起落架噪声的数值模拟和试验研究。在数值模拟方面，宁方立[29]、龙双丽[30]和胡宁[31]等分别对起落架结构部件、单轮起落架和四轮起落架进行过研究，得到了远场指向性图并验证了分离涡与气动噪声的关系。在试验方面，前人已经做过起落架结构部件噪声试验[32]、单轮起落架噪声试验[33]和ARJ客机的进场飞行噪声现场试验[34-35]等，一定程度上说明了起落架噪声的特性和噪声的产生机理。在空腔噪声方面，多数文献针对起落架舱形成的空腔噪声进行研究[36-37]，例如，杨党国等[36]基于大涡模拟(LES)和FW-H(Ffowcs Williams-Hawkings)方程相结合的方法对空腔自激振荡发声机理进行了研究。但是目前还没有针对完整起落架机轮空腔气动噪声的研究。

本文基于LAGOON标准模型的1/2模型，如图1所示，采用试验的方法来研究机轮空腔噪声机理，在不同来流速度对起落架模型进行噪声试验。得到基础结果后填充起落架机轮空腔并进行试验，将填充后的结果与基础结果相对比，分析噪声机理。

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

1 试验设备

国际上的LAGOON标准模型是由A320前起落架缩比并简化而来，比例为1∶2.5，由于风洞尺寸的限制，试验中所采用的LAGOON模型经过了二次缩比，与A320前起落架比例为1∶5。

试验在北京航空航天大学D5声学风洞中进行，D5风洞是一座低速、低湍流度、低噪声的回流气动声学风洞，试验段长度为2 m，风洞开口横截面积为1 m×1 m，试验段开口风速最大可达80 m/s，来流湍流度低于0.08%，如图2所示。

远场噪声测量使用丹麦BK公司的自由场传声器。试验中的采样频率为3.2 kHz，频谱的分辨率为8 Hz。

图2 北京航空航天大学D5风洞 Fig.2 D5 wind tunnel in Beihang University

2 试验工况参数设置

为分别观测侧边噪声和过顶噪声，设置2种基础工况，为了避免遮蔽效应，测点选在靠近来流风速的位置，探头与起落架连线(图3中黄线)和来流风速的夹角为60°，距离s分别为1 550 mm和2 030 mm，基础工况设置如表1所示，示意图如图3所示，并且每种工况都在30 m/s、40 m/s、50 m/s 和60 m/s风速下进行。

在Casalino等[24]研究的工况中，比较了移除轮轴和改变机轮间距后的结果考察自激振荡和声学共振的影响，在本文的试验中，则采用填充空腔的方法来消除剪切层脉动和自激振荡，并观察结果，如图4所示。为进一步确认机轮空腔的发声机理，需要设置不同填充方式的工况：2个机轮空腔都覆盖的全填充(All)、只填充一侧机轮空腔的单侧填充(One side)、只填充两机轮空腔靠近喷口半侧的前侧填充(Forward side)以及只填充两机轮空腔靠近集气口半侧的后侧填充(Backward side)，如图5所示，并在相应的来流风速U下进行试验，具体工况设置如表2所示。

图3 试验装置示意图(工况1) Fig.3 Schematic diagram of test device (Case 1)

表1 各基础工况具体参数设置Table 1 Detailed parameters of basic cases

图4 改造示意图 Fig.4 Schematic diagram of modification

图5 各填充工况示意图(红线代表填充片) Fig.5 Schematic diagram of detailed settings of modified cases (red lines represent inner wheel coverings)

表2 各填充工况具体设置Table 2 Detailed settings of modified cases

CaseMethodsofmodificationCaseAAllCaseBOnesideCaseCForwardsideCaseDBackwardside

3 试验结果与分析

3.1 基础工况结果

图6是50 m/s风速下侧边噪声(Sideline)与背景噪声(Background)的对比图，从图中可以看出，基础工况声压级(SPL)比同风速下背景噪声声压级高10 dB。根据开口声学风洞的设计要求[38]，模型噪声至少高于风洞背景噪声10 dB时，风洞得到的声学数据才是有效的，因此，本试验中所得数据可信。

图7(a)和图7(b)分别是侧边工况(Case 1)和过顶工况(Case 2)得到的不同来流风速下的噪声频谱图。随着风速的提高，声压级呈逐渐升高趋势，而且在30～60 m/s的风速下，Case 1在f1=2.1 kHz、f2=3.04 kHz和f3=7.2 kHz附近存在3个明显的纯音，Case 2在f3附近存在一个驼峰，轮轴涡脱落对应的最大频率为0.57 kHz，远低于3个纯音频率，意味着这3个纯音噪声与涡脱落无关，同时这几个纯音噪声的频率并不随来流风速的改变而明显改变，也说明这几个纯音噪声与自激振荡无关，而与机轮空腔的声学共振现象有关。

图6 侧边噪声与背景噪声声压频谱对比 Fig.6 Sound pressure spectrum contrast between sideline and background noise

图7 不同来流速度下基础工况声压频谱对比 Fig.7 Sound pressure spectrum contrast of basic cases with different free stream velocities

3.2 声共振特征长度

为验证3个纯音与声共振现象的关系，引入Marsden等[39]提出的圆形空腔的共振噪声公式验证了共振噪声的影响，共振噪声公式为

(1)

式中：c∞为声速；λm为与径向模态m相关的特征值；i为横向(两机轮相对方向)模态，代表横向1/4 波长的个数，即满足可以产生驻波条件的波长的个数；d为直径；L为空腔长度。可以看出，其频率完全由空腔尺寸和各模态决定，与流动没有关系。

由于起落架机轮空腔与圆形空腔相比更加复杂，所以式(1)中的尺寸参数要加以调整。以本试验模型为准，机轮空腔为环形空腔，因此有效半径r0为机轮空腔半径rwheel与轮轴半径raxle之差，即r0=rwheel-raxle；L作为横向的特征长度，如果以剪切层为声源，并把剪切层作为一种可以产生驻波的边界考虑在内，在基础工况和4种填充工况中一共就会有4种特征长度，即对侧底面到剪切层(Floor-shear layer)的距离LFS；剪切层到剪切层(Shear layer-shear layer)的距离LSS；剪切层到同侧底面(Shear layer-floor)的距离LSF；剪切层到对侧填充片(Shear layer-covering)的距离LSC，另外，因为填充片的位置与剪切层相同，所以LSC在长度上与LSS相同。各特征长度的定义见图8，具体数值见表3。

另外，对于特征长度L，存在声学修正[40]为

L′=L+αD

(2)

式中：α为修正系数；D为圆腔直径。根据Casalino等[24]的结论，f1纯音的横向模态i=2，径向模态m=0；f2纯音的横向模态i=2，径向模态m=1。通过计算，可以得到f1纯音和f2纯音在不同特征长度下对应的有效长度L′和修正系数α，见表4。

由表4总结的结果可以看出，根据已有试验结果[39，41]，α的范围在0.12～0.82之间，所以f1纯音只有特征长度为LSS和LSC时，对应的修正系数才在这个范围内；f2纯音的特征长度为LFS、LSS以及LSC时，对应的修正系数属于这个范围。而LFS和LSS在长度上完全相同，因此可以当成一种特征长度来对待。该计算分析通过修正系数的选择，对纯音对应的特征长度进行了筛选，为下文根据试验现象分析机理提供了参考。

图8 各特征长度定义 Fig.8 Definition of characteristic length

表3 各特征长度详细数值Table 3 Detailed values of characteristic length

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

表4f1和f2纯音在不同特征长度下对应的参数

Table4Parametersoftoneswithdifferentcharacteristiclengthsofpuretonef1andf2

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

3.3 填充工况结果

根据前文可知，不同风速下的频谱特性相似，因此只采用Case 1和Case 2工况中风速为50 m/s 的数据来进行说明。

图9给出了全填充工况Case 1A、Case 2A，单侧填充工况Case 1B、Case 2B与基础工况Case 1、Case 2的噪声频谱对比。可以明显看出，Case 1A工况在低频段和中频段的宽频噪声整体降低，这是因为填充消除了机轮空腔前缘的剪切层分离现象。同时，更值得注意的是，f1、f2和f3的纯音噪声都消失。可以解释为机轮空腔前缘不再有剪切层分离，剪切层脉动消失，因此无法引起空腔的声学共振，从而纯音消失。同样的，对比Case 2和Case 2A可以发现，宽频噪声整体降低，f3的纯音噪声也消失。对于单侧填充Case 1B、Case 2B，宽频噪声有所降低，但降低幅度明显小于Case 1A和Case 2A。同时，f2的纯音噪声消失，f1和f3被削弱，但是仍然存在。单侧填充方式消除了一侧的剪切层脉动，因此由驻波效应产生的声学共振效果也被削弱。根据表4的结果，f1纯音的特征长度是LSS(LSC)，f2纯音的特征长度有LFS、LSS(LSC)2种可能，单侧填充消除了一侧剪切层并改变了空腔外形，能够产生驻波的特征长度只有LSC和LSF。一侧剪切层脉动产生的声波也可以在LSC下产生驻波，这个特征长度与LSS相同，因此纯音频率相同，但是强度较弱，这与f1纯音被削弱的现象一致，可以认为f1纯音的特征长度是LSS(LSC)。而对于f2纯音来说，如果它的特征长度是LSS(LSC)，那么现象应该是被削弱而不是完全消失；如果它的特征长度是LFS，单侧填充使LFS改变而不足以产生f2对应的驻波，因此f2纯音会完全消失，这与试验现象是一致的，说明LFS是f2纯音的特征长度。

考虑到噪声的源头是空腔前缘脱落的剪切层脉动，为消除这一源头，采用前侧填充(Case C)，得到的噪声频谱与基础工况对比如图10所示。从图10中可以看出，侧边的宽频噪声有所降低，同时f1和f2的纯音消失，结果与全填充(Case A)很接近，f3纯音几乎没有影响。由前人结论可知，f1和f2的纯音的径向模态都弱于横向模态，这两个纯音的来源主要是前半侧横向脉动剪切层。前侧填充消除了前半侧的剪切层，所以f1和f2的纯音都消失。但后半侧仍然会有剪切层以及LFS和LSS这两个横向特征长度，不过因为有轮轴的干扰，后半侧剪切层的横向脉动会被削弱，横向传播的声波变弱，耗散过快，横向特征长度很难产生驻波。

图9 基础、全填充和单侧填充工况噪声频谱对比 Fig.9 Sound spectrum contrast between basic case, all case and one side case

图10 基础、全填充和前侧填充工况噪声频谱对比 Fig.10 Sound spectrum contrast between basic case, all case and forward side case

图11 基础、全填充和后侧填充工况噪声频谱对比 Fig.11 Sound spectrum contrast between basic case, all case and backword side case

尽管已经验证了剪切层脉动以及特征长度与纯音噪声的关系，作为补充，采用后侧填充(Case D)的结果。图11(a)和图11(b)分别给出了后侧填充与基础工况的侧边噪声和过顶噪声的噪声谱对比。由于后侧填充增大了结构的复杂度，在低频段甚至产生了更强的噪声。可f3纯音却被削弱，在过顶噪声中尤其明显，与前侧填充的结果形成鲜明对比。Casalino等[24]的研究中发现，移除轮轴后f3纯音消失，说明f3纯音与轮轴的关系极为密切。对比Case C和Case D，轮轴的存在干扰了后半侧剪切层的形成，前侧填充不能消除这一影响，而后侧填充可以，这说明f3纯音与后半侧的经轮轴干扰后的剪切层有关。

4 结 论

1) 基础工况中，侧边噪声可以观察到2.1 kHz、3.04 kHz和7.2 kHz附近的3个纯音，过顶噪声则只能观察到7.2 kHz附近的一个纯音，这3个纯音噪声的频率都不会随着来流风速的改变而改变。

2) 根据4种填充工况的现象以及半经验公式对比，产生f1纯音和f2纯音驻波所对应的特征长度分别是LSS和LFS，且两者的驻波都来源于前半侧剪切层的脉动；f3则是与后半侧受轮轴干扰后的剪切层有关。

3) 本文通过机理空腔填充的方式，可以改变上述声学共振模态，为起落架降噪技术的应用提供了参考。

[1] 张卫民, 郝璇, 陈大斌, 等. 大型客机气动噪声预测[J]. 航空制造技术, 2010(14): 66-69.

ZHANG W M, HAO X, CHEN D B, et al, Aeroacoustic prediction of large commercial aircraft[J]. Aeronautical Manufacturing Technology, 2010(14): 66-69 (in Chinese).

[2] 黄文超, 秦浩明. 中国民机产业发展中存在的主要声学问题及研究规划[C]//中国航空结构动力学专业组第十六届学术交流会. 北京： 中国航空工业动力学专业组， 2008.

HUANG W C, QIN H M. The planning and problems of acoustic in Chinese commercial aircraft industry development[C]//The 16th China Aviation Structural Dynamics Conference. Beijing: Aviation Industry Corporation of China Dynamics Team, 2008 (in Chinese).

[3] [俄] A. Γ. 穆宁. 航空声学[M]. 曹传钧， 译． 北京: 北京航空航天大学出版社, 1993.

MU N A Γ. Aero acoustics[M]. CAO C J, translated. Beijing: Beihang University Press, 1993 (in Chinese).

[4] 宋文萍, 余雷, 韩忠华. 飞机机体气动噪声计算方法综述[J]. 航空工程进展, 2010(2): 125-131.

SONG W P, YU L, HANG Z H. Review of simulation method of aeroacoustic[J]. Advances in Aeronautical Science and Engineering, 2010(2): 125-131 (in Chinese).

[5] DOBRZYNSKI W. Almost 40 years of airframe noise research: What did we achieve?[J]. Journal of Aircraft, 2010, 47(2): 353-367.

[6] NISHIDA H, NONOMURA T, ABE T. Numerical study of three-dimensional effects of plasma structure on flow field around DBD plasma actuator: AIAA-2015-1733[R]. Reston: AIAA, 2015.

[7] 朱自强, 兰世隆. 民机机体噪声及其降噪研究[J]. 航空学报, 2015, 36(2): 406-421.

ZHU Z Q, LAN S L. Study of airframe noise and its reduction for commercial aircraft[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2015, 36(2): 406-421 (in Chinese).

[8] STALNOV O, WINDIATE S, ANGLAND D, et al. On the contribution of individual components to landing gear loads and noise: AIAA-2013-3153[R]. Reston: AIAA, 2013.

[9] XIAO Z, LIU J, LUO K Y, et al. Numerical investigations of massively separated flows past rudimentary landing gear using SST-DDES: AIAA-2012-0385[R]. Reston: AIAA, 2012.

[10] LAZOS B S. Mean flow features around the inline wheels of four-wheel landing gear[J]. AIAA Journal, 2002, 40(2): 193-198.

[11] LOCKARD D P, KHORRAMI M R, LI F. Aeroacoustic analysis of a simplified landing gear: AIAA-2003-3111[R]. Reston: AIAA, 2003.

[12] SANDERS L, MANOHA E, BEN K S, et al. LAGOON: CFD/CAA coupling for landing gear noise and comparison with experimental database: AIAA-2011-2822[R]. Reston: AIAA, 2011.

[13] LI Y, SMITH M G, ZHANG X. Identification and attenuation of a tonal-noise source on an aircraft’s landing gear[J]. Journal of Aircraft, 2010, 47(3): 796-804.

[14] THOMAS V V, LOUIS J, PALFREYMAN D. Computational aeroacoustic analysis of a 1/4 scale G550 nose landing gear and comparison to NASA & UFL wind tunnel data: AIAA-2009-3359[R]. Reston: AIAA, 2009.

[15] GUO Y. Retracted: A component-based model for aircraft landing gear noise prediction[J]. Journal of Sound and Vibration, 2008, 312(4): 801-820.

[16] DOBRZYNSKI W, CHOW L, SMITH M, et al. Experimental assessment of low noise landing gear component design[J]. International Journal of Aeroacoustics, 2010, 9(6): 763-786.

[17] DOBRZYNSKI W, BUCHHOLZ H. Full-scale noise testing on Airbus landing gears in the German Dutch wind tunnel: AIAA-1997-1597[R]. Reston: AIAA, 1997.

[18] DOBRZYNSKI W, CHOW L, GUION P, et al. A European study on landing gear airframe noise sources: AIAA-2000-1971[R]. Reston: AIAA, 2000.

[19] DOBRZYNSKI W, CHOW L C, GUION P, et al. Research into landing gear airframe noise reduction: AIAA-2002-2409[R]. Reston: AIAA, 2002.

[20] DOBRZYNSKI W, SCHÖNING B, CHOW L C, et al. Design and testing of low noise landing gears[J]. International Journal of Aeroacoustics, 2006, 5(3): 233-262.

[21] SMITH M G, FENECH B, CHOI C L, et al. Control of noise sources on aircraft landing gear bogies: AIAA-2006-2626[R]. Reston: AIAA, 2006.

[22] ELKOBY R, BRUSNIAK L, STOKER R, et al. Airframe noise results from the QTD II flight test program: AIAA-2007-3457[R]. Reston: AIAA, 2007.

[23] CARUELLE B. LAGOON: An experimental database for the validation of CFD/CAA methods for landing gear noise prediction: AIAA-2008-2816[R]. Reston: AIAA, 2008.

[24] CASALINO D, RIBEIRO A F P, FARES E. Facing rim cavities fluctuation modes[J]. Journal of Sound and Vibration, 2014, 333(13): 2812-2830.

[25] RIBEIRO A F, CASALINO D, FARES E, et al. CFD/CAA analysis of the LAGOON landing gear configuration: AIAA-2013-2256[R]. Reston: AIAA, 2013.

[26] PATRICIA J, BLOCK W, HELLER H. Measurements of farfield sound generation from a flow-excited cavity[J]. Comparative Biochemistry & Physiology Part C Toxicology & Pharmacology, 1975, 134(3): 297-302.

[27] BLOCK P J W. Noise response of cavities of varying dimensions at subsonic speeds: NASA TN D-8351[R]. Washington,D.C.: NASA, 1976.

[28] 乔渭阳. 基于传声器阵列过顶测量结果的飞机起落架噪声研究[J]. 应用声学, 2001, 20(2): 1-6.

QIAO W Y. A study on landing gear noise based on fly-over measurements with a planar microphone array[J]. Applied Acoustics, 2001, 20(2): 1-6 (in Chinese).

[29] 宁方立, 马尧, 王善景, 等. 飞机起落架气动噪声的数值计算方法[J]. 机械工程学报, 2013, 49(8): 171-177.

NING F L, MA Y, WANG S J, et al. Numerical computational method for predicting aircraft landing gear noise[J]. Journal of Mechanical Engineering, 2013, 49(8): 171-177 (in Chinese).

[30] 龙双丽, 聂宏, 薛彩军, 等. 民用飞机起落架气动噪声数值仿真[J]. 南京航空航天大学学报, 2013, 44(6): 786-791.

LONG S L, NIE H, XUE C J, et al. Aerodynamic noise simulation of commercial aircraft landing gear[J]. Journal of Nanjing University of Aeronautics & Astronautics, 2013， 44(6): 786-791 (in Chinese).

[31] 胡宁, 郝璇, 苏诚, 等. 基于分离涡模拟的起落架气动噪声研究[J]. 空气动力学学报, 2015, 33(1): 99-106.

HU N, HAO X, SU C, et al. Aeroacoustic study of landing gear by detached eddy simulation[J]. Acta Aerodynamic Sinica, 2015, 33(1): 99-106 (in Chinese).

[32] 薛彩军, 许远, 龙双丽,等. 某型飞机前起落架结构件气动噪声实验[J]. 空气动力学学报, 2012, 30(3): 307-311.

XU C J, XU Y, LONG S L, et al. Noise experiment of an aircraft’s; landing gear structure[J]. Acta Aerodynamic Sinica, 2012, 30(3): 307-311 (in Chinese).

[33] 刘兴强, 张洪涛, 黄文超,等. 某型飞机前起落架降噪实验[J]. 科学技术与工程, 2014, 14(11): 72-75.

LIU X Q, ZHANG H T, HUANG W C, et al, Noise reduction experiment of an aircraft nose landing gear[J]. Science Technology and Engineering, 2014, 14(11): 72-75 (in Chinese).

[34] 陈涛, 侯宏, 陈志菲. ARJ客机进场飞行过程的起落架噪声的实验研究[J]. 振动与冲击, 2012, 31(10): 83-86.

CHEN T, HOU H, CHEN Z F. ARJ aircraft landing gear noise characteristics detected by fly-over measurements[J]. Journal of Vibration and Shock, 2012, 31(10): 83-86 (in Chinese).

[35] 陈涛, 侯宏, 陈志菲, 等. ARJ21客机降落阶段起落架噪声实验研究[J]. 声学学报, 2013(5): 615-623.

CHEN T, HOU H, CHEN Z F, et al. Landing gear noise identification in the ARJ21 aircraft landing process[J]. Acta Acousitca, 2013(5): 615-623 (in Chinese).

[36] 杨党国, 李建强, 范召林, 等. 高亚声速空腔绕流气动噪声特性研究[J]. 空气动力学学报, 2010, 28(6): 703-707.

YANG D G, LI J Q, FAN Z L, et al. Investigation on aerodynamic noise characteristics of cavity flow at high subsonic speeds[J]. Acta Aerodynamic Sinica, 2010, 28(6): 703-707 (in Chinese).

[37] 赖焕新, 周邵萍, 苏永升, 等. 空腔流动的大涡模拟及气动噪声控制[J]. 工程热物理学报, 2008, 29(2): 228-232.

LAI H X, ZHOU S P, SU Y S, et al. Large-eddy simulation and controlling of noise in cavity[J]. Journal of Engineering Thermo Physics, 2008, 29(2): 228-232 (in Chinese).

[38] CHONG T P, JOSEPH P F, DAVIES P. Design and performance of an open jet wind tunnel for aero-acoustic measurement[J]. Applied Acoustics, 2009, 70(4): 605-614.

[39] MARSDEN O, BAILLY C, BOGEY C, et al. Investigation of flow features and acoustic radiation of a round cavity[J]. Journal of Sound and Vibration, 2012, 331(15): 3521-3543.

[40] NOMURA Y, YAMAMURA I, INAWASHIRO S. On the acoustic radiation from a flanged circular pipe[J]. Journal of the Physical Society of Japan, 1960, 15(3): 510-517.

[41] DYBENKO J, SAVORY E. An experimental investigation of turbulent boundary layer flow over surface-mounted circular cavities[J]. Proceedings of the Institution of Mechanical Engineers, Part G: Journal of Aerospace Engineering, 2008, 222(1): 109-125.

(责任编辑： 张晗)

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

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；录用日期2016-11-18； < class="emphasis_bold">网络出版时间

时间：2016-12-211520

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

.E-maillpq@buaa.edu.cn

王骁原， 郭昊， 邢宇， 等.LAGOON起落架缩比模型机轮空腔发声机理试验J. 航空学报，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