5.5 m × 4 m声学风洞在中俄民机起落架噪声特性及控制技术联合研究中的应用

赵 鲲，王勋年，*，宋玉宝，范正磊，KOPIEV Victor

(1. 中国空气动力研究与发展中心 低速空气动力研究所，气动噪声控制重点实验室，绵阳 621000；2. 俄罗斯中央空气流体动力研究院 气动噪声部，俄罗斯莫斯科 105005)

0 引 言

随着航空产业的不断发展，民用飞机数量大幅增加，在为民众带来交通出行方便的同时，伴随产生的噪声污染问题日益引起社会广泛关注。为此，国际民用航空组织（International Civil Aviation Organization,ICAO）航空环境保护委员会（Committee for Aviation Environmental Protection, CAEP）和美国联邦航空管理局（Federal Aviation Administration, FAA）制定了严格的适航审定噪声排放标准。特别是2017年12月31日采用的第五阶段噪声适航审定标准，在限制噪声排放的同时也已成为制约他国发展大飞机技术的一项技术壁垒[1-2]。我国也相应制定了噪声适航标准，对国内航空产业发展具有较强的指导意义[1,3]。

民机噪声主要以发动机噪声和机体噪声两大类为主[4]。机体噪声是由高速来流与飞行器固体表面相互作用产生的流致噪声，主要噪声源包括增升装置（缝翼、襟翼等）、起落架等部件，目前是气动声学研究领域的热点问题[5]。开展机体噪声试验研究，核心设备为声学风洞，特别是大尺度声学风洞。以起落架噪声为例，自20世纪90年代欧盟RAIN项目起[5-6]，发达国家起落架噪声研究领域的许多标志性成果都源自其大尺度声学风洞[1,2,5,7-8]，这其中最主要的一个原因是由于许多气动噪声问题在模型进行了缩比之后无法暴露出来（如螺栓孔空腔噪声）。由此可见，基于大型声学风洞开展大尺度气动噪声试验研究十分必要。2013年，中国空气动力研究与发展中心（China Aerodynamics Research and Development Center,CARDC）建成我国首座大型航空声学风洞— 5.5 m ×4 m声学风洞（以下简称“FL-17风洞”），成为我国开展气动声学和低湍流度测力/测压相关的风洞试验、研究验证固定翼飞机、直升机、高铁等的气动声学特性和噪声抑制技术的重要试验研究平台。

2018～2021年，CARDC与俄罗斯中央空气流体动力研究院（TsAGI）在两国政府的共同支持下，联合承担了国家重点研发计划政府间合作专项—中国与俄罗斯政府间科技合作项目“面向飞行器起落架降噪技术的针对不同尺度模型的噪声产生机理研究”（以下简称“中俄项目”）。该项目主要针对大尺度起落架模型开展噪声特性与新型降噪方法研究，从而为两国共同开发的大型民用客机降噪提供理论指导与技术支撑。项目执行过程中，CARDC的FL-17风洞得到全方面成功运用[9-15]，有力地支撑了各项研究工作。

本文首先介绍了FL-17风洞的研制历程与性能指标，并概述了起落架噪声领域研究现状及当前存在的问题与难点。然后，针对性地以中俄项目为切入点，重点讨论了FL-17风洞在起落架噪声机理与控制技术研究方面的应用情况。最后，从FL-17风洞角度分享了一些大型声学风洞的应用经验，以期对声学风洞的科研使用、民机噪声控制等领域提供参考。

1 FL-17 5.5 m × 4 m声学风洞

1.1 FL-17风洞研制历程

声学风洞是国民经济与军事领域开展相关声学工程研究的核心基础设施。为使我国独立自主研制的民用飞机通过噪声适航审定，降低高速列车、汽车和风力机的气动噪声，从而提高环境噪声控制水平，提升直升机、无人机和其他飞行器的声学隐身特性，我们必须建设好和利用好此类大型声学风洞地面声学试验设备。

从20世纪30年代末开始，国外一些机构就陆续建成了一批声学风洞，如法国CEPRA 19无回声风洞、英国皇家航空航天研究院的7.3 m无回声风洞、美国麻省理工学院的声学风洞等。由于年代久远，这些声学风洞的性能指标相对较低，特别是声学品质相对较差。随着科技发展与时代进步，各领域对气动声学的研究需求愈发突出。为此，从20世纪后期开始，国外相继完成了一批常规低速风洞的航空声学改造和新声学风洞建设，有力地提升了气动声学试验研究能力。在现有设备基础上改造的国外风洞有：美国NASA阿姆斯研究中心NFAC 12 m × 24 m全尺寸风洞、NASA高空风洞AWT、法国ONERA F1风洞及英国南安普敦大学2.1 m × 1.5 m低速风洞等。以美国的NFAC全尺寸风洞为例，其1990年完成声学改造，试验段钢框架内安装了消声尖劈，且表面覆盖了吸声层并延伸至扩散段内。该次改造使试验段内0.2～10 kHz的噪声吸收率达到85%～95%[16]。20世纪后期，国外新建的大型航空声学风洞最典型代表为德国、荷兰共同拥有的DNW低速风洞，该座风洞也是目前国际公认的顶级声学风洞之一。另外，还有一批用于航空部件气动噪声研究的小型声学风洞（如荷兰代尔夫特理工大学的立式声学风洞、NLR的KAT小型声学风洞等），以及十几座用于汽车及高速列车噪声研究的风洞（如通用、大众、奔驰、宝马等公司都建有汽车声学风洞）。

2013年以前，全世界只有欧洲、美国与日本拥有大型声学风洞，中国一直缺少这样一座重要科研设备，严重制约了相关领域发展。为此，大型声学风洞的建设被提上日程，成为我国 “十一五”重大科技基础设施建设项目之一。FL-17风洞是我国自主设计、自行建造的国内首座大型声学风洞，主要用于气动声学和低湍流度测力/测压相关试验。该风洞于2004年开始论证，2006立项并完成初步设计，2011年开工建设， 2013年全面建成并投入使用，具体建设历程见图1。

图1 FL-17 5.5 m × 4 m声学风洞建设历程Fig. 1 Construction history of FL-17 5.5 m × 4 m aeroacoustic wind tunnel

1.2 FL-17风洞性能指标

FL-17风洞是一座单回流式低速低湍流度声学风洞，具体结构如图2所示。表1展示了FL-17风洞与欧洲DNW低速风洞各项性能指标对比，可以看出FL-17风洞大部分性能指标已超越后者。FL-17风洞具有开、闭口两个可更换试验段[10]，试验段长14 m、宽5.5 m、高4 m，横截面为矩形。开口试验段外包围着一个内部净空尺寸为26 m（宽） × 18 m（高） × 27 m（长）的全消声室，截止频率为100 Hz（1/3倍频程）。

表1 FL-17风洞与DNW-LLF声学风洞性能对比Table 1 Comparison between FL-17 and DNW-LLF aeroacoustic wind tunnel

图2 FL-17风洞结构二维示意图Fig. 2 2D Schematic of FL-17 wind tunnel

FL-17风洞建设完成后，陆续配套发展了先进的气动声学试验研究体系，包括基于传声器阵列的噪声源测量和识别技术、气动噪声传播特性试验技术、基于PIV测量的气动噪声预测技术、基于PSP的非定常载荷测量技术等。结合先进的测力、测压等常规试验能力，FL-17风洞整体性能指标达到世界先进水平。

2 中俄民用飞机起落架噪声特性及控制技术联合研究

2.1 起落架噪声产生机理及其控制技术研究现状概述

起落架是飞行器着陆时承载全部重量的核心部件，具有精密力学结构。为保证结构稳定性且方便日常维护与安全检查，起落架外形并未得到有效优化，其轮部、支杆等多种钝体结构直接与高速来流作用，极易产生强烈的气动噪声[1]。图3描述了空客A320飞机降落阶段噪声源有效感觉噪声级(effective perceived noiselevel, EPNL) 权重，由图可知起落架在总噪声排放中的占比不容忽视。

图3 空客A320降落阶段噪声源有效感觉噪声级权重[6]Fig. 3 Relative weights of noise source EPNL of Airbus A320 at landing[6]

起落架是不同复杂噪声源的集合体，其噪声产生机理囊括了气动噪声的多种基本成因，如钝体绕流噪声、空腔噪声、湍流边界层噪声、涡-固干扰噪声等[1]，这就大大增加了实现噪声控制的难度。为此，以欧美为主的发达经济体提出了多种降噪技术思路，如整流罩、轮毂盖等[1-2]，具体如表2所示。这其中技术成熟度最高的是整流罩、轮毂盖等方法，且已经开展了飞行试验[17-23]，但目前仍鲜有相关技术得到商业应用。这主要是由于飞机起降段是事故多发期，所以起落架设计制造中，结构稳定性是压倒一切的考虑因素。任何需改动起落架自身结构的降噪措施都面临风险，稍有不慎易导致重大事故。因此，当前起落架降噪措施得到应用较少的主要原因仍是从结构稳定性考虑，且缺少可适用于各类姿态、结构的普适降噪方法。技术成熟度最高的整流罩，也由于需要在起落架自身增加附加质量而暂时止步于飞行试验阶段。因此，起落架噪声依旧是困扰民机研制领域的一项难题。本文作者曾专门撰写中、英文综述文章[1-2]，对起落架噪声产生机理及相关降噪技术研究现状进行了详细论述，有兴趣读者可参考。

表2 起落架降噪技术Table 2 Noise reduction technologies of the landing gear

鉴于当前起落架噪声研究存在的问题与难点，可以从以下两个角度继续下功夫：1） 深入挖掘起落架噪声产生机理，有针对性地拓展新思路，提出新的解决方案；2） 改进已有方法，提高技术成熟度，将概念推向装机，解决工程问题。为此，CARDC与TsAGI共同申报了中俄项目，共同依托FL-17风洞这座平台开展相关研究工作。

2.2 中俄项目简介

CARDC与TsAGI依托中俄项目开展合作研究，针对飞行器起落架气动噪声问题，综合运用试验、数值模拟、理论分析相结合的手段，获得了起落架气动噪声特性，构建了噪声物理基预测模型，研发验证了起落架气动噪声控制技术。该项目内建设完成了FL-17风洞大尺度起落架噪声试验研究平台，建立了集试验、数值模拟与噪声预测为一体的起落架噪声数据库，推进了基于空气幕和非常规截面支杆的两种降噪技术发展。该项目的顺利实施，有力地提升了CARDC与TsAGI两家空气动力学研究机构在起落架噪声领域的研究水平，成果能够为国产民用客机、军用运输机等各类大型飞机低噪声起落架设计提供支撑。

项目执行过程中，CARDC与TsAGI成立了联合研究团队并开展务实合作，共同完成了以中俄联合试验为代表的重要研究工作（图4）。两家单位通过优势互补、通力合作，实现了中俄两国各自国家级空气动力学研究机构的强强联合与互利共赢。

图4 大尺度起落架噪声中俄联合试验Fig. 4 Sino-Russia joint experiment on large-scale landing gear noise

下面将从大尺度起落架风洞试验研究、起落架噪声数据库、基于非常规截面方法和基于空气幕方法的起落架降噪技术等几个方面对FL-17风洞在中俄项目中的应用进行介绍。项目内覆盖的其他内容，如不同尺度模型噪声相似律、数值模拟、物理基噪声工程预测模型、起落架/舱体耦合噪声特性与控制研究、基于试验数据驱动的起落架噪声机器学习数值预测方法等内容，请查阅相关报告与文献[12,36,37,39-41]。

2.3 起落架噪声特性大尺度试验研究

试验模型由CARDC与TsAGI联合设计，由CARDC低速所加工中心负责制造。如图5所示，模型主要包括支柱、轮胎、支杆等部件。整个模型通过外筒底部连接轴与底座连接，底座与试验支撑平台固联。为避免额外噪声产生，底座与连接轴都配备了整流罩以实现光滑过渡。

图5 起落架主要部件示意图与模型实物Fig. 5 Schematic and real photos of the landing gear main component

为研究各参数对起落架噪声影响，模型采用模块化设计，确保各个部件可拆卸更换，从而能够研究不同构型下起落架噪声特征及声源分布规律。通过模型变换，可实现研究的起落架参数包括轮数、高度、攻角、轮攻角、偏角等，具体如图6所示。

图6 噪声特性试验内容Fig. 6 Contents of acoustic tests

四分之三开口试验段是为FL-17风洞设计的多功能模型支撑平台，其结构如图7所示。地板长13.5 m、宽8.6 m、标高6.0 m，前缘与风洞喷口无缝联接。地板分为硬质地板和穿孔板两种构造，本试验采用穿孔板地板。该结构采用消声处理，穿孔板下层布置吸声尖劈，可有效降低地板噪声反射，便于开展声场测试工作。

图7 起落架噪声试验平台（含四分之三平台）Fig. 7 Platform for landing gear acoustic tests

试验采用自由场传声器排架与传声器阵列开展声学测试，同步实现噪声传播特性和噪声源分布规律分析。模型侧面布置有自由场传声器，并设计加工自由场传声器支撑架。支撑系统采用常规杆式结构，支撑杆外敷设一层吸声衬，从而降低声反射对测量结果影响。试验布置三排共30个自由场传声器，传声器阵列共135通道（图8）。试验选用G.R.A.S的46 AE作为自由场传声器，频率范围为3.15～20 000 Hz；选用G.R.A.S的40PH作为阵列传声器，频率范围为0.1～20 kHz。

图8 声学测试布置示意图Fig. 8 Schematic of the landing gear test setup

试验获得许多重要结果，受本文篇幅所限，在此不做过多赘述，感兴趣读者可参考文献[9]，在此仅以轮部半径φ变化为例进行简要说明。

轮部是起落架重要噪声源之一，其关键参数直径对整个起落架噪声有重要影响，因此本项目试验对不同轮直径的噪声特性进行了分析。图9给出了三种轮直径状态下噪声频谱，由图可知总趋势变化并不明显，即对宽频噪声特性影响较小，然而对于与轮部相关纯音特征影响较大。例如，大轮状态下峰值在750 Hz附近的一纯音频率，在中轮与小轮状态下明显前移。小轮状态下出现若干不明原因尖峰，频率为443、887、1 331 Hz，具有一定谐波特征。为深入分析噪声源，试验采用拆解方法将轮部卸下进行试验，具体如图10所示。

图9 不同轮直径起落架噪声频谱特性（15号传声器）Fig. 9 Spectra of landing gear with different wheel diameters（MIC. 15）

图10 无轮状态Fig. 10 No-wheel scenario

图11给出了小轮状态和无轮状态频谱对比，可以看出不明峰值在两种状态下依然存在，且仅幅值发生一定变化，判断该噪声源与轮部无关。图12给出了443 Hz时无轮状态噪声源定位结果，发现噪声源出现在顶部连接轴端点，是来流作用于主支杆顶部引起的钝体扰流纯音噪声。

图11 小轮与无轮状态下频谱对比（15号传声器）Fig. 11 Comparison of the small-wheel and no-wheel spectra (MIC. 15)

图12 无轮状态下不同频率噪声源CLEAN-SC定位结果Fig. 12 Noise source localization of no-wheel scenario atdifferent frequencies in CLEAN-SC

如图13所示，顶部端点纯音噪声仅在小轮状态出现，判断是由于随着轮直径变小，原先暴露在轮部侧面尾流的顶部滑动活塞端点(upper head of the sliding piston, UHSP)转变为直接暴露在来流中，从而产生与无轮状态相似的单频纯音噪声。因此，在进行轮部尺寸设计时，应综合考虑两侧轮间端点噪声情况；为避免增加纯音噪声，轮部直径不应过小。

图13 大小轮起落架流场特性Fig. 13 Flow fields around small and large wheels

在中俄联合研究中，为分析不同结构参数（起落架高度、轮数、轮直径、轮攻角、侧滑角等）对起落架噪声特性的影响，在FL-17风洞开展了大尺度试验研究。该试验取得的数据与结论，有效地提升了对起落架噪声特征及其产生机理的认识，具体可参考已发表文献[9,13]。

在本试验开展前， 国际上起落架噪声大尺度试验研究的文献全部来自于欧美，我国已开展的工作主要集中于小尺度试验研究与数值模拟等领域，数值模拟又由于缺少大尺度试验数据验证，因此与欧美相关同类型工作有较大差距。 本试验以及配套建设完成的大尺度试验平台，有效填补了我国大尺度起落架气动噪声的工程与学术研究空白，对我国起落架噪声研究领域发展具有重要意义。

2.4 大尺度起落架噪声数据库

依托项目支持，CARDC建立了集试验、数值模拟与工程预测模型为一体的大尺度起落架噪声数据库与配套交互软件（图14）[15]。

图14 大尺度起落架试验、仿真与预测模型数据库软件[15]Fig. 14 Database software of the full-scale landing gear experiment, simulation, and prediction model[15]

该数据库试验部分源于2.3节所述FL-17大尺度声学风洞试验；数值模拟部分源于项目组开展并经过FL-17试验数据验证的起落架流场大涡模拟（LES）/噪声LEE（线化欧拉方程）数值仿真工作[12]；预测模型部分源于部件分析法，通过借鉴NASA、Boeing等工程预测模型框架以及国外相关研究成果，在项目所开展的风洞试验测试及分析研究结果的基础上发展与完善的工程预测模型。

欧美起落架噪声领域研究基础扎实、发展迅速，在试验、数值模拟和工程预测等方面均领先我国，但综合运用三种方法的相关工作开展较少。中俄项目内建设完成的起落架气动噪声试验、数值模型和噪声工程预测模型数据库，具备以下优势：

1）综合优势。国外在起落架噪声方面开展了大量的研究工作，数十年工作积累已然成形。就试验、数值模拟与工程预测模型单项而言，我们虽然发展很快，但差距仍然明显。然而，将这三项工作相互融合并建立数据库这点上，我们与国外站在了同一起跑线上。三种研究手段相互辅助，相互验证，能够有效促进对起落架气动噪声机理的深入研究，加速提升我国起落架噪声研究水平。

2）可扩展优势。该数据库涵盖了不同状态起落架试验、数值模拟和工程预测模型取得的起落架气动噪声数据。大尺度试验数据更是弥足珍贵，能够更好地指导数值模拟方法与工程预测模型的发展。数据库设计成可扩展结构，为未来进一步深化相关工作并提升对应模块提供了保障，也是后续将要继续开展并完善的工作。

该数据库面向全国无偿发布，目标是用以支持国内同行共同发展。截止目前，已支持部分国内合作单位开展了相关数值模拟、机器学习方面的研究工作[40]。

2.5 基于非常规截面方法的起落架降噪技术

如表2所示，部件优化即通过合理设计气动外形实现降噪，是起落架噪声控制领域的一项重要被动控制方法。当前，以欧盟为代表的国外学者在起落架部件优化方面提出了许多思路，如在欧盟TIMPAN项目中提出并验证了几种侧撑杆、四轮起落架轮胎优化方案[25]等。在中俄项目研究中，采用的方法是非常规截面支杆[11]。通过理论分析可知，常规圆形截面两侧流动分离会产生噪声源，在经过圆柱表面反射后易形成偶极子声源和四级子声源。如图15所示，通过合理控制横截面截断位置（截角θ）可消除反射产生的镜像偶极子声源，这种方法可被用于改善支杆的气动噪声。

图15 雷诺数8 × 104下圆柱与截断面圆柱尾流结构PIV结果[11]Fig. 15 PIV results of the circular cylinder and truncated cylinder at the Reynolds number 8 × 104[11]

在CARDC-TsAGI联合开展的FL-17风洞大尺度起落架噪声试验中，通过对比圆形截面和θ=109.5°的两种支杆噪声特性，验证了高雷诺数下非常规截面方法的噪声控制能力。如图16所示， 75 m/s风速试验结果表明，重点频段上的噪声级都实现了预期噪声控制效果。

图16 高雷诺数下截断面圆柱无轮起落架降噪效果验证试验[11]Fig. 16 Experimental validation of the noise control using truncated-cylinder for the landing gear without wheels under a high Reynolds number[11]

基于非常规截面的起落架降噪技术作为一种部件优化方法，具有降噪效果，且不需增加附加机构。在飞机增升减阻相关领域，部件优化方法已经得到了广泛使用。然而需要说明的是，起落架作为承载飞机全部重量的关键部件，对其做出的任何修改会直接影响结构稳定性，是需要经过反复考量的。因此，该方法距离工程应用仍有一段距离。

2.6 基于空气幕的起落架噪声控制技术

空气幕是一种新型降噪技术，其本质是一种具有狭长喷口的射流气帘，通过偏折钝体前方高速来流实现降噪，概念如图17所示。作为一种气动噪声控制新思路，空气幕降噪方法最早的试验研究始于2009年，由NLR的Oerlemans和Bruin在小型声学风洞中完成[42]，在验证了空气幕对钝体噪声控制的效果同时也发现了其自噪声问题。随后，笔者团队[31]针对空气幕自噪声问题，试验验证了其增量远小于该方法实现的总噪声抑制量，进一步说明了空气幕的有效性。此外，笔者团队[30,43]还开展了基于双层空气幕布局的降噪研究工作，实现了自噪声控制，进一步提升了空气幕降噪效果。

图17 应用于飞机起落架的空气幕降噪方法示意图[38]Fig. 17 Schematic of the landing gear noise reduction using a single air curtain [38]

为进一步提升技术成熟度，CARDC以简化两轮起落架为噪声源，开展了大尺度空气幕降噪方法试验验证。试验在FL-17风洞中开展，如图18所示，起落架模型高度为1.125 m，安装于空气幕喷口中心正后方，通过基座与地板实现固定连接，可实现调节空气幕喷口与起落架之间的相对距离。图18给出了来流风速为70 m/s、空气幕速度为40 m/s时试验结果，其中黑色线条（v∞= 70 m/s）代表仅有来流时的背景噪声，即无起落架且无空气幕（喷口封堵），红色线条（Landing gear）代表起落架噪声。由图可知，开启空气幕后降噪效果明显；当空气幕喷口与起落架之间距离为300 mm时，噪声峰值最大控制量达到13.9 dB。

图18 采用单层空气幕的CARDC大尺度起落架气动降噪试验Fig. 18 CARDC large-scale experiment of the landing gear aerodynamic noise reduction using an air curtain

基于空气幕的起落架噪声控制技术相关成果是本项目的一个重要进展。项目开展的大尺度空气幕降噪试验，对1米量级模型的峰值频率实现了超过10 dB的降噪效果，可以将该概念的技术成熟度向前推进1～2等级。结合前期双层空气幕研究成果，目前CARDC在空气幕降噪方面已处于国际第一梯队，为空气幕技术的后续发展和工程应用奠定了基础。

3 结 语

本文以中俄项目为例，介绍了FL-17 5.5 m×4 m声学风洞的研制历程、性能及在中俄项目研究中的应用情况。自FL-17风洞建成以来，持续开展基础与应用研究并加强技术创新，截止2022年08月FL-17风洞团队共完成各类试验2万余次，先后承担国家重点研发计划政府间合作专项、国家自然科学基金、国家重大仪器专项、基础加强重点项目、民机专项等各类科研项目八十余项。总结FL-17风洞在科研工作中的应用经验，一个重要的方面就是瞄准国家重大自主创新研究发展需求。通过试验乃至整个设计阶段的尽早介入、密切跟进、靠前服务，努力提供“气动+声学”的解决方案，进一步提升声学测量、数据分析等方面的试验技术。另一个重要方面是注重加强专业人才队伍培养。FL-17风洞最核心的两支队伍为风洞运行队伍与科学研究队伍，风洞运行队伍主要涉及操作层面的工作，包括模型安装、测控、洞体/动力维护等岗位，大力发扬“工匠”精神；科学研究队伍是负责风洞试验组织与数据分析、开展气动噪声基础与应用创新研究的主力，主要以博士/硕士学历层次人才为主。通过近十年的努力，FL-17风洞团队初步形成了梯次搭配有序、人才结构合理的两支专业队伍，充分释放了团队人力资源潜能与使用效能。

随着FL-17风洞运营管理的不断优化与试验技术的持续进步，作为“大国重器”的一个代表，该风洞将会在气动声学学科相关领域发挥更为重要的作用。