龍雙麗，聶 宏，許 遠，許 鑫

（南京航空航天大學 機械結構強度與振動國家重點實驗室，南京 210016）

0 引 言

飛機噪聲包括發(fā)動機噪聲和機體噪聲，其中機體噪聲包括增升裝置噪聲和起落架噪聲。隨著高涵道比發(fā)動機的成功研制和一系列發(fā)動機降噪項目的進行，發(fā)動機的噪聲將降低到和機體噪聲同等甚至更低水平，那么，機體噪聲將是飛機降噪的瓶頸［1-2］。起落架噪聲是飛機著陸階段機體噪聲的重要組成部分，在發(fā)動機停車且襟翼未展開的情況下，起落架噪聲可達飛機噪聲的25%［3］。由于起落架系統(tǒng)幾何外形十分復雜，流體流過復雜外形起落架會產生復雜的流場，導致試驗研究和數值研究都非常困難。

美國國家航空宇航局（NASA）、法國航空空間研究局（ONERA）和德國宇航研究院（DLR）等研究中心，許多著名的大學研究機構以及各大航空工業(yè)公司（如波音公司、空中客車公司等）都在進行一系列的起落架氣動噪聲研究。Li等［4］在風洞中完成A340主起落架氣動噪聲的測試，對噪聲中純音成分的產生機制進行了分析，并采用不同的降噪方法對噪聲進行控制。Dobrzynski等［5］在聲學風洞中對A320 縮比模型和A340全尺寸模型起落架的噪聲特性進行研究，通過加裝整流裝置使起落架的噪聲降低3dB。Guo等［6］在NASA 完成波音737起落架的風洞試驗，并根據試驗數據得到一套用于起落架噪聲預測的半經驗公式。

我國在飛機噪聲特別是起落架噪聲的研究方面起步較晚［7］。對起落架噪聲的研究多集中在對起落架腔模型的試驗和數值仿真。李曉東等［8］對空腔流的振蕩發(fā)聲及聲反饋的過程進行研究，發(fā)現了空腔前緣的二次發(fā)聲現象。楊黨國等［9］應用CFD 技術和FW-H 方程模擬了空腔自激振蕩發(fā)聲機理。張強等［10］研究了噴口邊緣自由剪切層在下游繞流物干涉下產生自激振蕩的機理，并進行了相應的試驗。筆者對搖臂式起落架結構件進行氣動噪聲試驗，首先介紹了試驗設備和方法；然后根據試驗結果分析氣動噪聲產生的機理及噪聲源特性，為進一步研究起落架氣動噪聲特性打下基礎；最后通過調整起落架的局部構型，將不同構型的試驗結果進行對比分析，探索降低起落架氣動噪聲的途徑，為低噪聲起落架設計及應用提供一定的參考。

1 試驗原理和方法

1.1 試驗準備

試驗在中國空氣動力研究與發(fā)展中心低湍流度航空聲學風洞［11-13］的無回聲試驗大廳內進行。風洞開口試驗段的橫截面積為0.55m×0.4m，長度為1.4m，最大風速為100m／s，模型區(qū)中心湍流度小于0.05%。 根據試驗大廳的測試條件，傳聲器布置如圖1所示。利用細鉛絲和支架將其空間固定，并套有防風罩以避免來流干擾。在進行正式測量之前，利用CEL-110／2／RS噪聲校準器對每個傳聲器進行校準。

圖1 麥克風布置Fig.1 Microphones arrangement

試驗數據采集使用兩套系統(tǒng)，一套為德國BBM公司生產的PAK 振動與噪聲測試系統(tǒng)，對15 個通道的聲信號進行數據采集。傳聲器（P1-P15）采用中科院聲望公司生產的“1／2”電容傳聲器（MP201）和配套的前置放大器及電纜共15 組。傳聲器直徑為13.2mm，動態(tài)范圍設定為30～140dB。系統(tǒng)對聲信號的采樣頻率均為25600Hz，采樣時間為2s。選取樣本長度為2048，頻域分析的分辨率為12.5Hz，在重疊率為50%的情況下，對每個樣本分別進行快速傅里葉變換后作總體平均。另一套采用BK2231聲級計對測點P16進行聲信號的數據采集，配合南京航空航天大學研制的NH-1數據采集及譜分析儀，對數據進行傳輸、存儲、實時處理和結果顯示。系統(tǒng)對聲信號的采樣頻率均為20000Hz，采樣時間為2s，選取樣本長度為2048，頻域分析的分辨率為9.8Hz，在重疊率為50%的情況下，對每個樣本分別進行快速傅里葉變換后作總體平均。

1.2 試驗模型及安裝方式

試驗件為某型飛機搖臂式主起落架結構件，測試段包括緩沖器、搖臂和支柱下部。試驗件倒置安裝在地面支架上，如圖2。通過夾具與支架的相對移動調節(jié)模型距離噴口的距離，通過斜撐桿的安裝位置調節(jié)模型的高度。試驗時，將測試段以外的模型、支架和夾具等物品均用吸聲海綿包裹，以降低其對測量的干擾。由于搖臂上端孔連接輪軸，試驗時采用真空塑泥將其開口封住。

圖2 模型安裝示意Fig.2 Test model installation

1.3 試驗方法

在來流速度分別為60、70、80m／s時，共測試4種構型：A 由支柱、搖臂和緩沖器組成，支柱底端有開孔，其它部件的尺寸見圖3；B 在構型A 的基礎上將支柱底端的孔洞用真空塑泥填堵；C 在構型A 的基礎上將緩沖器的長度增加60mm；D 拆除模型，測量空風洞的背景噪聲。各構型列于表1。

圖3 起落架部件幾何模型示意（單位：mm）Fig.3 Landing gear structure geometry（unit：mm）

表1 試驗構型Table 1 Test configurations

構型A 的結果用于分析搖臂式起落架結構件噪聲輻射的特性。構型B和構型C是通過構型A 做局部修改而得到的，將其測量結果與構型A 的測量結果進行對比，探索降低起落架噪聲的途徑和低噪聲起落架設計的方法。構型D 的結果用于判斷各種工況中噪聲源識別情況的好壞。每種工況的測量結果均為3次有效測量的平均值。

2 試驗結果及分析

2.1 頻譜特性

功率譜密度（PSD）表示測量點脈動壓力能量隨頻率的分布；聲壓級（SPL）表示測量點壓力脈動的強弱特性［10］。在不同來流速度下，根據測量結果繪制構型A 和構型D 的功率譜密度曲線、聲壓級頻譜曲線和1／3倍頻程頻譜曲線，研究模型輻射的噪聲特性。由于各測量點測量結果曲線趨勢一致，限于篇幅，選擇側面點P3、頂端點P13和前端點P16，以它們?yōu)槔f明試驗得到的規(guī)律。圖4和5是測量點P3和P13在不同速度下的功率譜密度曲線，圖6 是測量點P16在不同速度下的聲壓級頻譜曲線，其中對聲壓級進行了A計權。

由圖4～6可以看處，在不同的來流速度下，工況A 的譜曲線均比工況D（背景噪聲）的譜曲線高10dB以上，說明試驗中的氣動噪聲源能夠被測量設備有效識別。從各點的譜線中可以看到，各點頻譜曲線趨勢一致；模型的噪聲呈現寬頻的特性；功率譜密度和聲壓級曲線的幅值均隨著來流速度的增加而增大；噪聲譜中存在明顯的優(yōu)勢頻率，優(yōu)勢頻率下噪聲包含的能量最大，并且優(yōu)勢頻率隨著來流速度的增大而增大。另外，各頻譜曲線中第2、3和4峰值分別對應頻率為1000、2000和3000Hz，說明模型輻射噪聲中包含某種純音成分。該純音成分不隨來流速度的變化而改變，可能為起落架支柱底端孔洞所致，為孔洞空腔的聲學模態(tài)［8-10］。這些峰值分別對應空腔的第1、2、3階自激振蕩模態(tài)頻率。

圖4 不同速度下P3處的功率譜密度譜特性曲線Fig.4 PSDvs frequency at P3

圖5 不同速度下P13處的功率譜密度譜特性曲線Fig.5 PSDvs frequency at P13

圖6 不同速度下P16處的聲壓級頻譜特性曲線Fig.6 SPLvs frequency at P16

圖7是測量點P3、P13和P16在各速度下的1／3倍頻程譜曲線。其中，對聲壓級進行了A計權，將1／3倍頻程頻率按式（1）進行歸一化，得到無量綱參數St。式中f是頻率，D為特征尺寸，取支柱的直徑，v為來流速度。

圖7 不同速度下各點的1／3倍頻程譜特性曲線Fig.7 SPLvs St at different velocities and receivers

從圖7可以看到，在每個1／3倍頻程頻率對應的St處，其頻段內的能量均隨著速度的增加而增大；當v=60m／s時，在P3點和P16點處，St=0.4（即f=315Hz）時模型輻射的能量最大；當v=70m／s時，P3點和P16點處，St=0.54（即f=500Hz）時模型輻射的能量 最 大；當v=80m／s 時，St=0.60（即f=630Hz）時模型輻射的能量最大；在各速度下，P13點在與P3和P16 點峰值對應的St數相同處也有峰值，但是，在St=1.09（即f=1000Hz）時的峰值最大，說明此處包含的能量最大，這是由于模型噪聲中包含的純音具有一定的空間指向特性，在P13點處指向較強，在頻譜中能量疊加之后，形成St=1.09（即f=1000Hz）時能量最大。

從以上分析還可以發(fā)現，各點處能量峰值對應的St不一致，說明這個峰值可能不是鈍體繞流產生?？紤]到支柱、搖臂和緩沖器的相對位置關系，緩沖器位于支柱和搖臂的后方，推斷各點中的第一個能量峰值可能為部件之間的干擾噪聲形成。

2.2 指向特性

模型產生氣動噪聲聲場的指向特性如圖8和9所示。圖中，極坐標為各傳聲器的布置位置，極半徑為總聲壓級的歸一化結果OASPL′，如式（2）所示。式中，OASPL為各傳聲器的總聲壓級，是200～10000Hz之間各頻率對應聲壓級的疊加；將各點的總聲壓級按照速度的6 次方和距離的平方進行歸一化［6］；參考值取vref=100m／s，rref=1000mm。

圖8 測量點P1～P10的指向性圖Fig.8 Directivity at receivers P1～P10

圖9 測量點P11～P15的指向性圖Fig.9 Directivity at receivers P11～P15

由圖中可以看出，不同來流速度下，各測量點的指向性曲線趨勢一致，均呈圓弧形指向。在xoz平面，83°角位置的點聲壓級最大，148°角位置點聲壓級最小。在yoz平面，108°角位置的點的聲壓級最大，36°位置點的聲壓級最小。

按速度的6次方歸一化后，位置相同各點的總聲壓級差值在3dB 以內，說明模型輻射的噪聲與來流速度的6次方成正比。根據萊特希爾氣動聲學理論：單極子、偶極子和四極子聲源的總聲功率分別與來流速度的4次方、6次方和8次方成正比。結果表明，模型產生氣動噪聲的主要噪聲源具有偶極子聲源的特性，由物體表面脈動力形成。

2.3 孔洞對噪聲的影響

調整起落架的局部構型，在構型A 的基礎上，將支柱底端的孔洞用真空塑泥填充，得到構型B，分別測量速度為60、70、80m／s時構型B 輻射的噪聲特性，將測量結果與構型A 的結果進行對比。以測量點P3、P13和P16為例，說明孔洞對模型輻射噪聲的影響。圖10是不同來流速度下構型B和構型A 在測量點P3、P13和P16點處的窄帶頻譜曲線對比。

由圖10可以看出，在支柱底端的孔洞被真空塑泥填充之后，構型B 的頻譜特性曲線中第一個峰值與構型A中第一個峰值相吻合；構型A的頻譜中第2、3、4峰值消失，進一步證明了構型A 中第2、3、4峰值是由支柱底端孔洞引起的，是空腔自激振蕩噪聲。根據頻譜中能量幅值可以看出，支柱底端孔洞引起的空腔自激振蕩噪聲具有明顯的指向特性。結果表明，封堵支柱底端的孔洞能夠降低起落架的噪聲級。

圖10 不同速度下構型A 和B頻譜對比Fig.10 Spectra comparisons of configuration A and B at different velocities and receivers

2.4 模型長度對噪聲的影響

調整起落架的局部構型，在構型A 的基礎上，將緩沖器長度增加60mm，得到構型C，分別測量速度為60、70、80m／s時構型C 輻射的噪聲特性，將測量結果與構型A 的結果進行對比。以測量點P3、P13和P16為例，說明模型長度對模型輻射噪聲的影響。圖11是不同來流速度下構型C 和構型A 在測量點P3、P13和P16點處的寬帶頻譜曲線對比。

由圖11可以看出，工況C 的1／3倍頻譜特性曲線與工況A 的結果趨勢一致。但是，由于緩沖器長度的增加使起落架的長度增長，從1／3倍頻程曲線幅值上可以看出，工況C 輻射的噪聲比工況A 輻射的噪聲大1～2dB。這說明模型的氣動噪聲隨長度的增加而增大。因此，減小起落架的長度能夠降低起落架氣動噪聲。

圖11 不同速度下構型A 和C的1／3倍頻程頻譜對比Fig.11 1／3octave spectra comparisons of configuration A and C at different velocities and receivers

3 結 論

試驗測量了搖臂式起落架在來流速度分別為60m／s、70m／s、80m／s時的氣動噪聲，研究了模型輻射噪聲的特性，并通過修改起落架局部構型來對比研究不同外形起落架的噪聲特性，探索降低起落架噪聲的方法。得出如下結論：

（1）搖臂式起落架部件輻射的噪聲呈現寬頻的特性；功率譜密度和聲壓級曲線的幅值均隨著來流速度的增加而增大；

（2）噪聲頻譜中存在明顯的優(yōu)勢頻率，優(yōu)勢頻率下噪聲包含的能量最大，并且優(yōu)勢頻率隨著來流速度的增大而增大；

（3）模型輻射噪聲與來流速度6次方成正比，說明該噪聲源具有偶極子聲源的特性，且具有一定的指向性；

（4）噪聲中包含由起落架中孔洞所致的某種純音成分，為空腔自激振蕩噪聲。封堵起落架支柱下端的孔洞，能消除此純音成分，降低起落架氣動噪聲的總聲壓級。減小起落架長度也能夠降低起落架氣動噪聲的總聲壓級。

致謝：感謝中國空氣動力研究與發(fā)展中心風洞設計所及所有試驗參與人員給予的極大支持與幫助。

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