龍雙麗，聶 宏，許 遠(yuǎn)，許 鑫

（南京航空航天大學(xué) 機(jī)械結(jié)構(gòu)強(qiáng)度與振動(dòng)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，南京 210016）

0 引 言

飛機(jī)噪聲包括發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲和機(jī)體噪聲，其中機(jī)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(dòng)機(jī)的成功研制和一系列發(fā)動(dòng)機(jī)降噪項(xiàng)目的進(jìn)行，發(fā)動(dòng)機(jī)的噪聲將降低到和機(jī)體噪聲同等甚至更低水平，那么，機(jī)體噪聲將是飛機(jī)降噪的瓶頸［1-2］。起落架噪聲是飛機(jī)著陸階段機(jī)體噪聲的重要組成部分，在發(fā)動(dòng)機(jī)停車且襟翼未展開的情況下，起落架噪聲可達(dá)飛機(jī)噪聲的25%［3］。由于起落架系統(tǒng)幾何外形十分復(fù)雜，流體流過復(fù)雜外形起落架會(huì)產(chǎn)生復(fù)雜的流場(chǎng)，導(dǎo)致試驗(yàn)研究和數(shù)值研究都非常困難。

美國(guó)國(guó)家航空宇航局（NASA）、法國(guó)航空空間研究局（ONERA）和德國(guó)宇航研究院（DLR）等研究中心，許多著名的大學(xué)研究機(jī)構(gòu)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(jìn)行一系列的起落架氣動(dòng)噪聲研究。Li等［4］在風(fēng)洞中完成A340主起落架氣動(dòng)噪聲的測(cè)試，對(duì)噪聲中純音成分的產(chǎn)生機(jī)制進(jìn)行了分析，并采用不同的降噪方法對(duì)噪聲進(jìn)行控制。Dobrzynski等［5］在聲學(xué)風(fēng)洞中對(duì)A320 縮比模型和A340全尺寸模型起落架的噪聲特性進(jìn)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(fēng)洞試驗(yàn)，并根據(jù)試驗(yàn)數(shù)據(jù)得到一套用于起落架噪聲預(yù)測(cè)的半經(jīng)驗(yàn)公式。

我國(guó)在飛機(jī)噪聲特別是起落架噪聲的研究方面起步較晚［7］。對(duì)起落架噪聲的研究多集中在對(duì)起落架腔模型的試驗(yàn)和數(shù)值仿真。李曉東等［8］對(duì)空腔流的振蕩發(fā)聲及聲反饋的過程進(jìn)行研究，發(fā)現(xiàn)了空腔前緣的二次發(fā)聲現(xiàn)象。楊黨國(guó)等［9］應(yīng)用CFD 技術(shù)和FW-H 方程模擬了空腔自激振蕩發(fā)聲機(jī)理。張強(qiáng)等［10］研究了噴口邊緣自由剪切層在下游繞流物干涉下產(chǎn)生自激振蕩的機(jī)理，并進(jìn)行了相應(yīng)的試驗(yàn)。筆者對(duì)搖臂式起落架結(jié)構(gòu)件進(jìn)行氣動(dòng)噪聲試驗(yàn)，首先介紹了試驗(yàn)設(shè)備和方法；然后根據(jù)試驗(yàn)結(jié)果分析氣動(dòng)噪聲產(chǎn)生的機(jī)理及噪聲源特性，為進(jìn)一步研究起落架氣動(dòng)噪聲特性打下基礎(chǔ)；最后通過調(diào)整起落架的局部構(gòu)型，將不同構(gòu)型的試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比分析，探索降低起落架氣動(dòng)噪聲的途徑，為低噪聲起落架設(shè)計(jì)及應(yīng)用提供一定的參考。

1 試驗(yàn)原理和方法

1.1 試驗(yàn)準(zhǔn)備

試驗(yàn)在中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心低湍流度航空聲學(xué)風(fēng)洞［11-13］的無(wú)回聲試驗(yàn)大廳內(nèi)進(jìn)行。風(fēng)洞開口試驗(yàn)段的橫截面積為0.55m×0.4m，長(zhǎng)度為1.4m，最大風(fēng)速為100m／s，模型區(qū)中心湍流度小于0.05%。 根據(jù)試驗(yàn)大廳的測(cè)試條件，傳聲器布置如圖1所示。利用細(xì)鉛絲和支架將其空間固定，并套有防風(fēng)罩以避免來流干擾。在進(jìn)行正式測(cè)量之前，利用CEL-110／2／RS噪聲校準(zhǔn)器對(duì)每個(gè)傳聲器進(jìn)行校準(zhǔn)。

圖1 麥克風(fēng)布置Fig.1 Microphones arrangement

試驗(yàn)數(shù)據(jù)采集使用兩套系統(tǒng)，一套為德國(guó)BBM公司生產(chǎn)的PAK 振動(dòng)與噪聲測(cè)試系統(tǒng)，對(duì)15 個(gè)通道的聲信號(hào)進(jìn)行數(shù)據(jù)采集。傳聲器（P1-P15）采用中科院聲望公司生產(chǎn)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(dòng)態(tài)范圍設(shè)定為30～140dB。系統(tǒng)對(duì)聲信號(hào)的采樣頻率均為25600Hz，采樣時(shí)間為2s。選取樣本長(zhǎng)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(duì)每個(gè)樣本分別進(jìn)行快速傅里葉變換后作總體平均。另一套采用BK2231聲級(jí)計(jì)對(duì)測(cè)點(diǎn)P16進(jìn)行聲信號(hào)的數(shù)據(jù)采集，配合南京航空航天大學(xué)研制的NH-1數(shù)據(jù)采集及譜分析儀，對(duì)數(shù)據(jù)進(jìn)行傳輸、存儲(chǔ)、實(shí)時(shí)處理和結(jié)果顯示。系統(tǒng)對(duì)聲信號(hào)的采樣頻率均為20000Hz，采樣時(shí)間為2s，選取樣本長(zhǎng)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(duì)每個(gè)樣本分別進(jìn)行快速傅里葉變換后作總體平均。

1.2 試驗(yàn)?zāi)Ｐ图鞍惭b方式

試驗(yàn)件為某型飛機(jī)搖臂式主起落架結(jié)構(gòu)件，測(cè)試段包括緩沖器、搖臂和支柱下部。試驗(yàn)件倒置安裝在地面支架上，如圖2。通過夾具與支架的相對(duì)移動(dòng)調(diào)節(jié)模型距離噴口的距離，通過斜撐桿的安裝位置調(diào)節(jié)模型的高度。試驗(yàn)時(shí)，將測(cè)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(duì)測(cè)量的干擾。由于搖臂上端孔連接輪軸，試驗(yàn)時(shí)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(yàn)方法

在來流速度分別為60、70、80m／s時(shí)，共測(cè)試4種構(gòu)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(gòu)型A 的基礎(chǔ)上將支柱底端的孔洞用真空塑泥填堵；C 在構(gòu)型A 的基礎(chǔ)上將緩沖器的長(zhǎng)度增加60mm；D 拆除模型，測(cè)量空風(fēng)洞的背景噪聲。各構(gòu)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(yàn)構(gòu)型Table 1 Test configurations

構(gòu)型A 的結(jié)果用于分析搖臂式起落架結(jié)構(gòu)件噪聲輻射的特性。構(gòu)型B和構(gòu)型C是通過構(gòu)型A 做局部修改而得到的，將其測(cè)量結(jié)果與構(gòu)型A 的測(cè)量結(jié)果進(jìn)行對(duì)比，探索降低起落架噪聲的途徑和低噪聲起落架設(shè)計(jì)的方法。構(gòu)型D 的結(jié)果用于判斷各種工況中噪聲源識(shí)別情況的好壞。每種工況的測(cè)量結(jié)果均為3次有效測(cè)量的平均值。

2 試驗(yàn)結(jié)果及分析

2.1 頻譜特性

功率譜密度（PSD）表示測(cè)量點(diǎn)脈動(dòng)壓力能量隨頻率的分布；聲壓級(jí)（SPL）表示測(cè)量點(diǎn)壓力脈動(dòng)的強(qiáng)弱特性［10］。在不同來流速度下，根據(jù)測(cè)量結(jié)果繪制構(gòu)型A 和構(gòu)型D 的功率譜密度曲線、聲壓級(jí)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(cè)量點(diǎn)測(cè)量結(jié)果曲線趨勢(shì)一致，限于篇幅，選擇側(cè)面點(diǎn)P3、頂端點(diǎn)P13和前端點(diǎn)P16，以它們?yōu)槔f明試驗(yàn)得到的規(guī)律。圖4和5是測(cè)量點(diǎn)P3和P13在不同速度下的功率譜密度曲線，圖6 是測(cè)量點(diǎn)P16在不同速度下的聲壓級(jí)頻譜曲線，其中對(duì)聲壓級(jí)進(jìn)行了A計(jì)權(quán)。

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(yàn)中的氣動(dòng)噪聲源能夠被測(cè)量設(shè)備有效識(shí)別。從各點(diǎn)的譜線中可以看到，各點(diǎn)頻譜曲線趨勢(shì)一致；模型的噪聲呈現(xiàn)寬頻的特性；功率譜密度和聲壓級(jí)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(shì)頻率，優(yōu)勢(shì)頻率下噪聲包含的能量最大，并且優(yōu)勢(shì)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(duì)應(yīng)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(xué)模態(tài)［8-10］。這些峰值分別對(duì)應(yīng)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(jí)頻譜特性曲線Fig.6 SPLvs frequency at P16

圖7是測(cè)量點(diǎn)P3、P13和P16在各速度下的1／3倍頻程譜曲線。其中，對(duì)聲壓級(jí)進(jìn)行了A計(jì)權(quán)，將1／3倍頻程頻率按式（1）進(jìn)行歸一化，得到無(wú)量綱參數(shù)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(diǎn)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(gè)1／3倍頻程頻率對(duì)應(yīng)的St處，其頻段內(nèi)的能量均隨著速度的增加而增大；當(dāng)v=60m／s時(shí)，在P3點(diǎn)和P16點(diǎn)處，St=0.4（即f=315Hz）時(shí)模型輻射的能量最大；當(dāng)v=70m／s時(shí)，P3點(diǎn)和P16點(diǎn)處，St=0.54（即f=500Hz）時(shí)模型輻射的能量 最 大；當(dāng)v=80m／s 時(shí)，St=0.60（即f=630Hz）時(shí)模型輻射的能量最大；在各速度下，P13點(diǎn)在與P3和P16 點(diǎn)峰值對(duì)應(yīng)的St數(shù)相同處也有峰值，但是，在St=1.09（即f=1000Hz）時(shí)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(diǎn)處指向較強(qiáng)，在頻譜中能量疊加之后，形成St=1.09（即f=1000Hz）時(shí)能量最大。

從以上分析還可以發(fā)現(xiàn)，各點(diǎn)處能量峰值對(duì)應(yīng)的St不一致，說明這個(gè)峰值可能不是鈍體繞流產(chǎn)生。考慮到支柱、搖臂和緩沖器的相對(duì)位置關(guān)系，緩沖器位于支柱和搖臂的后方，推斷各點(diǎn)中的第一個(gè)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(chǎn)生氣動(dòng)噪聲聲場(chǎng)的指向特性如圖8和9所示。圖中，極坐標(biāo)為各傳聲器的布置位置，極半徑為總聲壓級(jí)的歸一化結(jié)果OASPL′，如式（2）所示。式中，OASPL為各傳聲器的總聲壓級(jí)，是200～10000Hz之間各頻率對(duì)應(yīng)聲壓級(jí)的疊加；將各點(diǎn)的總聲壓級(jí)按照速度的6 次方和距離的平方進(jìn)行歸一化［6］；參考值取vref=100m／s，rref=1000mm。

圖8 測(cè)量點(diǎn)P1～P10的指向性圖Fig.8 Directivity at receivers P1～P10

圖9 測(cè)量點(diǎn)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(cè)量點(diǎn)的指向性曲線趨勢(shì)一致，均呈圓弧形指向。在xoz平面，83°角位置的點(diǎn)聲壓級(jí)最大，148°角位置點(diǎn)聲壓級(jí)最小。在yoz平面，108°角位置的點(diǎn)的聲壓級(jí)最大，36°位置點(diǎn)的聲壓級(jí)最小。

按速度的6次方歸一化后，位置相同各點(diǎn)的總聲壓級(jí)差值在3dB 以內(nèi)，說明模型輻射的噪聲與來流速度的6次方成正比。根據(jù)萊特希爾氣動(dòng)聲學(xué)理論：?jiǎn)螛O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(jié)果表明，模型產(chǎn)生氣動(dòng)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(dòng)力形成。

2.3 孔洞對(duì)噪聲的影響

調(diào)整起落架的局部構(gòu)型，在構(gòu)型A 的基礎(chǔ)上，將支柱底端的孔洞用真空塑泥填充，得到構(gòu)型B，分別測(cè)量速度為60、70、80m／s時(shí)構(gòu)型B 輻射的噪聲特性，將測(cè)量結(jié)果與構(gòu)型A 的結(jié)果進(jìn)行對(duì)比。以測(cè)量點(diǎn)P3、P13和P16為例，說明孔洞對(duì)模型輻射噪聲的影響。圖10是不同來流速度下構(gòu)型B和構(gòu)型A 在測(cè)量點(diǎn)P3、P13和P16點(diǎn)處的窄帶頻譜曲線對(duì)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(gòu)型B 的頻譜特性曲線中第一個(gè)峰值與構(gòu)型A中第一個(gè)峰值相吻合；構(gòu)型A的頻譜中第2、3、4峰值消失，進(jìn)一步證明了構(gòu)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(jù)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(jié)果表明，封堵支柱底端的孔洞能夠降低起落架的噪聲級(jí)。

圖10 不同速度下構(gòu)型A 和B頻譜對(duì)比Fig.10 Spectra comparisons of configuration A and B at different velocities and receivers

2.4 模型長(zhǎng)度對(duì)噪聲的影響

調(diào)整起落架的局部構(gòu)型，在構(gòu)型A 的基礎(chǔ)上，將緩沖器長(zhǎng)度增加60mm，得到構(gòu)型C，分別測(cè)量速度為60、70、80m／s時(shí)構(gòu)型C 輻射的噪聲特性，將測(cè)量結(jié)果與構(gòu)型A 的結(jié)果進(jìn)行對(duì)比。以測(cè)量點(diǎn)P3、P13和P16為例，說明模型長(zhǎng)度對(duì)模型輻射噪聲的影響。圖11是不同來流速度下構(gòu)型C 和構(gòu)型A 在測(cè)量點(diǎn)P3、P13和P16點(diǎn)處的寬帶頻譜曲線對(duì)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(jié)果趨勢(shì)一致。但是，由于緩沖器長(zhǎng)度的增加使起落架的長(zhǎng)度增長(zhǎng)，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(dòng)噪聲隨長(zhǎng)度的增加而增大。因此，減小起落架的長(zhǎng)度能夠降低起落架氣動(dòng)噪聲。

圖11 不同速度下構(gòu)型A 和C的1／3倍頻程頻譜對(duì)比Fig.11 1／3octave spectra comparisons of configuration A and C at different velocities and receivers

3 結(jié) 論

試驗(yàn)測(cè)量了搖臂式起落架在來流速度分別為60m／s、70m／s、80m／s時(shí)的氣動(dòng)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(gòu)型來對(duì)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(jié)論：

（1）搖臂式起落架部件輻射的噪聲呈現(xiàn)寬頻的特性；功率譜密度和聲壓級(jí)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(shì)頻率，優(yōu)勢(shì)頻率下噪聲包含的能量最大，并且優(yōu)勢(shì)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(dòng)噪聲的總聲壓級(jí)。減小起落架長(zhǎng)度也能夠降低起落架氣動(dòng)噪聲的總聲壓級(jí)。

致謝：感謝中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心風(fēng)洞設(shè)計(jì)所及所有試驗(yàn)參與人員給予的極大支持與幫助。

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