简化起落架噪声相似准则及马赫数比例律
2017-11-22邢宇刘沛清郭昊徐亮李玲
邢宇， 刘沛清， 郭昊， 徐亮， 李玲
北京航空航天大学 航空科学与工程学院， 北京 100083
简化起落架噪声相似准则及马赫数比例律
邢宇， 刘沛清*， 郭昊， 徐亮， 李玲
北京航空航天大学 航空科学与工程学院， 北京 100083
真实飞机部件的气动噪声问题可以通过缩比模型气动声学试验研究，但是必须要遵循合适的相似准则。频率相似准则一般选择Helmholtz数或Strouhal数相似，而声源强度的相似准则在一定的雷诺数范围内通常采用Mach数相似。噪声随来流马赫数的比例律可用于外推风洞试验测量数据到真实飞行条件下，并判断声源类型。在北京航空航天大学D5气动声学风洞中对1/2缩比的LAnding Gear nOise database for civil aviation authority validatiON (LAGOON)简化起落架模型进行了气动声学试验研究。试验结果表明：该起落架模型的噪声频率遵循Helmholtz数相似准则而非Strouhal数相似准则。起落架噪声的马赫数比例律与频率有关，在低频范围内满足6次方关系，而在中高频范围内满足7次方关系。将D5风洞测得的噪声频谱按Helmholtz数相似及相应的马赫数比例律转换后与LAGOON原型试验结果对比，发现两者的测量结果吻合得非常好。
起落架； 气动声学风洞； 缩比模型； 相似准则； 比例律
飞机在起飞和降落时会产生巨大的噪声，严重影响机场附近居民的生活，因此开展飞机降噪研究显得非常必要。飞机的噪声一般包括发动机噪声和机体噪声2大类。随着现代大涵道比涡轮风扇发动机的广泛使用，过去40年间发动机噪声已经降低了20～30 dB，当飞机起飞降落时，机体噪声已成为与发动机噪声同样重要的一类飞机噪声源，因此有必要开展飞机机体噪声的相关研究。机体噪声通常可以分成2类，即起落架噪声和增升装置噪声，对于现代大型客机，起落架是最重要的一类机体噪声源[1-3]。
起落架结构复杂，气流流过起落架会发生流动分离、再附，上游湍流与下游部件非定常相互作用等复杂的流动现象，从而辐射噪声。20世纪70年代末以来，国外率先对起落架噪声的产生机理及降噪方法开展研究。Heller和Dobrzynski[4]对一个简化的两轮小车式起落架进行了噪声大小和指向性的测量，并且分析了各个起落架部件对总噪声的贡献，结果表明过顶噪声主要来自于起落架轮胎，而侧边噪声主要来自支撑杆。Guo等[5]在Low Speed Aeroacoustic Facility (LSAF)气动声学风洞中对全尺寸B737飞机的主起落架辐射的噪声进行了测量，发现起落架低频、中频和高频噪声分别来自起落架轮胎、主支柱和细小部件。Li等[6-7]在QinetiQ Noise Test Facility (NTF)风洞中对1/4缩比的A340主起落架进行了测量，并研究了4种不同类型的小车整流罩对宽频噪声的抑制效果。Yokokawa等[8]在日本高铁研究风洞对40%缩比的两轮主起落架模型进行了远场噪声测量，发现两轮中间的连接轴区域是最主要的噪声源。Murayama等[9]使用数值模拟方法对该模型噪声进行评估，并比较了不同整流罩的降噪效果。除此以外，部分航空机构[10-13]对起落架噪声进行了大量的研究。
国内对飞机或起落架部件的气动噪声研究相对较少。乔渭阳等[14]利用噪声辐射的准稳态模型和分布点声源模型对模型飞机起飞和降落时的噪声进行了评估。龙双丽等[15-17]对某型飞机前起落架气动噪声进行了数值仿真和风洞试验，发现起落架各部件噪声均满足偶极子辐射特性，其中轮胎部件对起落架总噪声贡献最大。
起落架噪声特性的试验研究一般在气动声学风洞中进行。风洞试验必须考虑合适的相似准则，而将试验室状态下的噪声数据转换到真实飞行状态下的噪声情况，必须考虑噪声随马赫数变化的比例律。噪声的相似准则主要包括频率和声源强度2类。对于频率相似准则，Reger和Cattafesta[18]通过测量简化四轮起落架在不同马赫数下的噪声频谱后指出频率的相似准则选择Helmholtz数(He=2πfD/c)比Strouhal数(St=fD/U∞)更合适，其中f为频率，D为轮胎直径，c为声速，U∞为来流速度。对于两轮起落架模型，由于不存在前后轮流场相互干扰问题，因此其噪声产生机理与四轮起落架并不相同。但是这一类起落架的频率相似准则却鲜有研究。声源强度的相似准则主要考虑马赫数相似和雷诺数相似。如果在一定的雷诺数范围内，物面附近的流动情况受雷诺数影响不大，则远场噪声大小主要受来流马赫数影响。对于本次试验的起落架模型，由于部件表面均进行了转捩处理，雷诺数对流场特性不敏感，因此选择马赫数相似准则比较合适。但是对于不同的声源类型，马赫数比例律也不相同。根据声类比理论，当声波波长大于声源区域几何尺寸时，单极子、偶极子和四极子声源辐射的噪声大小分别于与来流马赫数的4次方、6次方和8次方成正比。总的来说，尽管国内外对起落架噪声的产生机理及降噪方法开展了大量的研究，但是对于起落架噪声的相似准则及马赫数比例律的研究却比较少。
本文通过对1/2缩比的LAnding Gear nOise database for civil aviation authority validatiON(LAGOON)项目简化前起落架模型进行气动声学试验，探究该起落架模型的频率相似准则及远场噪声的马赫数比例律。
1 试验设备
简化前起落架气动声学试验在北京航空航天大学D5气动声学风洞中进行。D5风洞是一座低湍流度、低噪声回流式风洞，可以完成航空部件气动试验和气动声学试验。试验段高1 m，宽 1 m，长2 m，最大风速可达80 m/s，中心区域湍流度不高于0.08%。试验段外建有高 7 m，宽 6 m，长6 m的全消声室，以确保无反射的声学测量条件，消声室的低频截止频率为200 Hz[19]。
2 试验模型
本次试验的模型为1/2缩比的LAGOON项目简化前起落架模型，主要包括轮胎、连接杆和支柱3个部件，其中轮胎直径D=0.15 m。试验中起落架模型水平安装在风洞支架上，其堵塞度小于4%，因此数据结果不需要进行堵塞度修正。轮胎、连接杆和支柱的迎风表面都贴有粗糙带进行人工转捩，粗糙带位置和尺寸与LAGOON项目完全相同。试验布置如图1所示，图中Ψ为在起落架过顶平面内传声器方位与风洞来流的夹角，而Φ为起落架侧边平面与过顶平面的夹角，R1和R2分别为2个传声器与模型的距离。传声器布置在起落架上游Ψ=60° 的位置，其中传声器M1布置在起落架下方距模型中心R1=2.0 m的位置以测量过顶噪声，传声器M2布置在起落架侧边Φ=35° 且距模型中心R2=1.5 m的位置以测量侧边噪声。
图1 简化前起落架试验布置图Fig.1 Test setup for unsimplified landing gear
3 试验结果
3.1 远场噪声频率相似准则
图2 不同来流马赫数下起落架噪声频谱Fig.2 Noise spectra of landing gear at different inlet Mach number
试验测量了来流马赫数Ma=0.09～0.17下起落架远场的过顶噪声和侧边噪声，其频谱如图2(a)和图2(b)所示。过顶噪声主要为宽频噪声，而侧边噪声除宽频噪声外还有3个明显的中高频纯音噪声，频率fT1=2 112 Hz,fT2=3 040 Hz 及fT3=7 280 Hz， 且不随着来流马赫数变化而改变。已有的研究表明[20]，这些纯音噪声产生于起落架轮胎内侧的空腔区域，其产生机理为2个正对空腔的声共振机制。
对于噪声频率的相似准则，一般有Strouhal数相似和Helmholtz数(He)相似两类。对于圆柱绕流这类存在明显涡脱落现象的噪声问题，频率相似准则通常采用Strouhal数相似的准则[21]。对于圆形空腔因声共振现象而产生的纯音噪声，在一定的马赫数范围内，纯音频率不随来流马赫数变化而改变，因此一般用Helmholtz数相似的准则[22]。但针对起落架这类复杂构型的噪声问题，其远场噪声是多类噪声的叠加，不仅包括机轮和支柱产生的绕流噪声，还包括轮胎内侧产生的空腔噪声和湍流尾迹噪声等，其噪声频率的相似准则需要通过试验来确认。图3(a)和图3(b)所示为过顶噪声频谱分别按Helmholtz数相似和Strouhal数相似进行处理的结果，其中纵坐标的归一化处理在3.2节中有具体介绍，N为比例指数。可以发现在一定的马赫数范围内，当采用Helmholtz数相似准则时，归一化后的噪声频谱重合得非常好，而采用Strouhal数相似准则时，归一化的噪声频谱无法吻合得很好，证明对于LAGOON这个简化前起落架模型，使用Helmholtz数相似作为相似准则更合适。侧边噪声的结果类似，本文不再叙述。造成Strouhal数相似准则不适用的原因可能是由于各部件的相互干扰而导致起落架上没有明显的强涡脱落现象[1]。
图3 不同相似准则时过顶方向归一化远场噪声频谱Fig.3 Normalized flyover noise spectra scaled by different frequency similarity rules
3.2 马赫数比例律
当模型试验的来流马赫数达不到飞机起飞和降落的马赫数，但是模型附近流动形态几乎不随马赫数变化时，可以按照一定的马赫数比例律将远场噪声进行转换，即
(1)
式中：下标m和n分别表示测量的结果和转换得到的结果。按照声类比理论，对于单极子，偶极子和四极子声源辐射的噪声，N分别为4、6和8。
当来流马赫数较小时，四极子噪声通常可以忽略，起落架噪声主要为偶极子类型的噪声，因此将不同马赫数下的噪声频谱按N=6归一化到Maref=1后应该能重合得比较好。图4(a)所示是不同来流马赫数下起落架过顶噪声按N=6归一化处理后的频谱，在中低频范围内归一化频谱吻合得非常好，但在高频范围内，归一化频谱随Ma增大而增大，表明高频部分N>6。
图4 不同来流马赫数下过顶噪声归一化频谱 Fig.4 Normalized spectra of different inlet Mach numbers at flyover location
使用N=7对噪声信号进行归一化处理，结果如图4(b)所示。归一化后的频谱在高频区域吻合得非常好，但是在中低频区域随着来流马赫数增大而降低。对比图4(a)和图4(b)可知，起落架噪声在中低频区域与来流马赫数的6次方成正比，但在高频区域与来流马赫数的7次方成正比。造成高频噪声偏离6次方关系的主要原因是高频噪声对应的声源不再是紧致声源[5]。在声类比理论中，声源满足紧致声源条件时，即声波的波长大于模型的特征尺寸，此时固体壁面的压力脉动辐射的噪声与来流马赫数满足6次方关系。但是当噪声频率很高时，其对应的波长要小于模型的特征尺寸，此时固体表面在声学上是非紧致的，表面压力脉动辐射声的效率明显降低，此时固体表面的主要作用是反射或散射起落架附近流场中的湍流噪声到远场，因此比例律偏离偶极子声源的6次方比例律。起落架模型的特征长度一般选轮胎直径，则临界频率为fc=c/D=2 264 Hz，非常接近试验观察到的临界频率，表明低/高频不同的马赫数比例律来自于声源的紧致/非紧致。
除噪声频谱外，噪声的总声压级(OverAll Sound Pressure Level, OASPL)及各个纯音的强度也满足一定的马赫数比例律。由于D5风洞消声室的低频截止频率为200 Hz，因此总声压级可以通过积分200～20 000 Hz范围内的噪声频谱得到。如图5所示，无论是侧边噪声还是过顶噪声，总声压级随来流马赫数变化满足6.5次方的比例律，偏离偶极子噪声通常满足的6次方的比例律。造成这一现象的原因主要是起落架高频噪声的影响，尽管其占总声压级的比重非常小，却会影响总声压级的马赫数比例律特性。
在侧边方向能观测到3个纯音，其频率分别为fT1=2 112 Hz,fT2=3 040Hz及fT3=7 280 Hz。尽管这些纯音的噪声产生机理类似[19]，但是其比例律特性却与纯音频率密切相关。如图6所示，仅有第1个纯音满足6次方关系，另2个纯音满足7次方关系。由于fT1
图5 总声压级随来流马赫数变化关系Fig.5 Dependence of OASPL on Mach numbers
图6 纯音强度随来流马赫数变化关系Fig.6 Dependence of tonal intensity on Mach numbers
4 与LAGOON试验结果对比
进行噪声相似准则和马赫数比例律研究的一个重要目的是将风洞试验测量得到的噪声数据外推到真实飞行条件，以预测真实飞行时的噪声大小。其转换公式为
PSDq=PSDp+N·10lg(Maq/Map)+
(2)
(3)
式中：L为模型特征尺度，一般取轮胎直径；R为观测点到模型中心的距离；下标p和q分别代表风洞试验的结果和外推后的结果。式(2)等号右边最后2项分别表明远场噪声与模型表面积大小成正比，与测量点距离成反比；式(3)表明起落架噪声频率满足Helmholtz数相似。
过去通常在整个频域区间用同一个比例指数对噪声频谱进行转换。对于起落架模型，由于其偶极子声源的噪声特性，一般选取N=6作为马赫数比例指数。将D5测量结果按式(2)和式(3)以N=6转换后与LAGOON项目试验结果[23-24]比较，如图7(a)所示，在低频噪声两者吻合得较好但高频噪声吻合得并不好。如果使用N=7作为比例指数，2次试验结果比较如图7(b)所示，高频噪声吻合得较好但低频噪声吻合得不好。这表明在整个频域范围内使用不变的马赫数比例律不能很好地解决起落架噪声转换的问题。若在低频区域使用N=6而在高频区域使用N=7，2次测量结果的频谱对比如图7(c)所示，在整个频域范围内吻合得非常好，表明该起落架的远场噪声存在双段比例律特性，对起落架噪声数据进行转换时需要在不同的频域区间选择不同的比例律。
图7 D5测量结果与LAGOON项目结果对比Fig.7 Comparison of noise spectrum measured at D5 wind tunnel with that of LAGOON project
5 结 论
1) 两轮简化起落架模型远场噪声频谱的相似准则为Helmholtz数相似而不是Strouhal数相似。
2) 低马赫数时，起落架低频噪声和低频纯音强度与马赫数的6次方成正比，而中高频噪声及中高频纯音强度则与马赫数的7次方成正比。
3) 远场噪声总声压级与马赫数的6.5次方成正比。
4) 对起落架噪声数据进行转换时需要在不同的频域区间选择不同的比例律。将本试验的起落架噪声按低频N=6，高频N=7转换后与LAGOON项目的试验结果对比，两者频谱在整个频域内吻合得较好。
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(责任编辑： 张晗)
Similarity rule and Mach number scaling law forsimplified landing gear noise
XINGYu,LIUPeiqing*,GUOHao,XULiang,LILing
SchoolofAeronauticScienceandEngineering,BeihangUniversity,Beijing100083,China
Noise generated from real aircraft component can be researched through aeroacoustic experiment of scaled model, but some suitable similarity rules must be followed. The frequency similarity rule usually follows Helmholtz number scaling or Strouhal number scaling, and the source strength similarity rule is normally chosen as Mach number similarity in a certain range of Reynolds number. The scaling law of noise magnitude according to the freestream Mach number is useful for applying wind tunnel noise data to real flight condition and estimating the type of noise source. An aeroacoustic experiment of a 1/2 scaled simplified landing gear model of landing gear noise database for civil aviation authority validation (LAGOON) project is carried out in D5 aeroacoustic wind tunnel at Beihang University. Experimental results indicate that the frequency similarity rule of this landing gear model satisfies the Helmholtz number similarity but not the Strouhal number similarity law. The scaling law of landing gear noise according to the freestream Mach number is highly dependent on the frequency. At low frequency range, the noise spectrum satisfies the sixth power scaling law, while at high frequency range the noise spectrum satisfies the seventh power scaling law. A comparison of the transformed noise spectrum of D5 wind tunnel to that of the LAGOON project with the Helmholtz number similarity rule and the corresponding Mach number scaling law shows that the two results agree well with each other.
landing gear; aeroacoustic wind tunnel; scaled model; similarity rule; scaling law
2016-09-08；Revised2016-10-13；Accepted2016-11-04；Publishedonline2016-12-211520
URL：www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20161221.1520.010.html
s：NationalNaturalScienceFoundationofChina(11272034);China-EUAeronauticalScience&TechnologyCooperationProjectDRAGY
2016-09-08；退修日期2016-10-13；录用日期2016-11-04； < class="emphasis_bold">网络出版时间
时间：2016-12-211520
www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20161221.1520.010.html
国家自然科学基金 (11272034)； 中欧航空科学与技术合作项目DRAGY
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.E-maillpq@buaa.edu.cn
邢宇， 刘沛清， 郭昊， 等． 简化起落架噪声相似准则及马赫数比例律J． 航空学报,2017,38(6):120769.XINGY,LIUPQ,GUOH,etal.SimilarityruleandMachnumberscalinglawforsimplifiedlandinggearnoiseJ.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2017,38(6):120769.
http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn
10.7527/S1000-6893.2016.0290
V211.7
A
1000-6893(2017)06-120769-08
*Correspondingauthor.E-maillpq@buaa.edu.cn
