任旺，薛彩軍，趙蓉

(南京航空航天大學 航空宇航學院，南京　210016)

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基于邊緣射流的起落架氣動噪聲控制研究

任旺，薛彩軍，趙蓉

(南京航空航天大學 航空宇航學院，南京210016)

摘要：起落架噪聲可以看成是一系列結構件單獨引起的氣體擾流噪聲以及這些不同結構件相對位置引起的干擾噪聲的耦合。為了降低起落架氣動噪聲，提出一種基于邊緣射流的主動控制技術。以某型飛機前起落架為研究對象，在其扭力臂背風面施加射流，利用分離渦脫模擬方法對其支柱和扭力臂結構簡化模型的周圍流場進行非定常計算，獲取聲源分布，采用FW-H積分獲得遠場噪聲特性。結果表明：邊緣射流能夠有效抑制干擾噪聲和支柱噪聲，起落架的中頻噪聲得到一定幅度的下降，寬頻噪聲強度也有所減弱；射流改變扭力臂尾渦的脫落狀況，可以減輕甚至消除渦脫落對支柱的沖擊，從而減弱了支柱表面由于撞擊而產(chǎn)生的脈動壓力，達到降低聲源強度的目的。

關鍵詞：起落架；氣動噪聲；邊緣射流；干擾噪聲；中頻噪聲；寬頻噪聲

0引言

飛機噪聲問題是航空界十分關注的問題之一。起落架和增升裝置噪聲是飛機著陸階段噪聲的主要組成部分。在發(fā)動機停車、襟翼未展開的的情況下，起落架噪聲可達飛機噪聲的25%[1]。緩沖支柱及扭力臂結構件是飛機前起落架的重要組成部分，是起落架氣動噪聲的重要來源。

起落架結構復雜，由一系列較規(guī)則的結構件組成(例如圓柱、圓孔等)，因此起落架噪聲可以看作一系列結構件單獨引起的氣體擾流噪聲以及這些不同結構件相對位置引起的干擾噪聲的耦合[2]。

為了抑制起落架氣動噪聲，國內外開展了廣泛的噪聲控制研究。在被動控制技術上，加裝整流罩、整流板、多孔保護層等整流裝置，通過減小起落架結構暴露在空氣中的面積，優(yōu)化起落架的外形使其變得更加符合流線型來改變起落架周圍的湍流情況。例如，J.F.Piet等[3]通過給A340-300 起落架安裝整流罩，將有效感覺噪聲降低了約2 dB；M.Spiteri等[4]通過整流板能夠降低起落架與周圍結構的干擾噪聲；K.Boorsma等[5-6]利用多孔保護層來控制起落架周圍的流動，通過優(yōu)化孔徑的大小和孔間距減少起落架表面渦的分離降低起落架噪聲。M.G.Smith等[7]也對多孔保護層進行降噪能力評估，并指出其應用于起落架降噪上的潛力；S.Oerlemans等[8]基于風洞試驗驗證不同設計形式的多孔保護層的降噪效果，彈性多孔保護層的降噪效果優(yōu)于固體整流罩降噪效果1～2 dB；劉興強等[9]以某飛機前起落架1/6縮比模型為研究對象進行氣動噪聲試驗，試驗結果表明添加整流罩后，起落架的特征尺寸長度變大，導致中低頻噪聲增幅明顯；龍雙麗等[10]討論了起落架氣動聲學特性、預測方法，研究了某型起落架結構件的件的降噪方法。

由于被動控制技術對于起落架整體結構有一定的影響，國內外也積極開展了起落架噪聲的主動控制研究。F.O.Thomas等[11]通過Plasma裝置來控制圓柱和起落架周圍的流動分離；Li Y等[12]通過plasma裝置來控制起落架類似鈍體的寬帶噪聲，在實驗環(huán)境下測試了電介質屏障放電和plasma滑動放電的控制效果；A.V.Kozlov等[13]使用plasma裝置來控制起落架類似鈍體周圍的流動；高哲等[14]提出了“空氣膜降噪法”，其原理是在起落架的圓柱體表面額外增加層流，這額外的層流被稱之為“空氣膜”?？諝饽ぴ谄鹇浼苤車秃蠓疆a(chǎn)生層流，使湍流分離點后移，湍流區(qū)域會明顯減小，進而由湍流產(chǎn)生的噪音會大幅降低，即降低了起落架的鈍體擾流噪聲。

為了有效降低起落架結構件由于相互位置引起的干擾噪聲和支柱噪聲，本文提出一種在扭力臂背風面邊緣施加垂直射流的主動控制技術，射流、扭力臂及支柱構成一個近似封閉的空間。針對某型飛機前起落架緩沖器部分的氣動噪聲問題，在扭力臂背風面施加射流，對支柱以及扭力臂結構件簡化模型周圍的湍流流場進行非定常計算，采用更具可行性的分離渦脫模擬法，利用FW-H積分外推法求解聲源強度和分布情況。對比原始起落架模型在沒有射流情況下的仿真結果，分析射流對起落架整體噪聲的作用，以期為起落架低噪聲設計提供一定的參考。

1起落架結構件氣動噪聲仿真

1.1幾何模型

某型飛機前起落架的扭力臂位于支柱前方(如圖1所示)，定義扭力臂交界面對圓柱的截面的圓心為坐標原點O′。在建立試驗件幾何模型時，忽略一些對聲場影響不大的細節(jié)特征。為了便于網(wǎng)格劃分，建立模型時將扭力臂和支柱分離，并且在扭力臂后緣面兩側邊緣設定兩條狹長的槽為射流的出口面,射流縫均寬5 mm，距離邊緣2 mm，分布在扭力臂上下端半圓柱體之間，如圖2所示。

(a) 右視圖

(b) 主視圖

圖2　添加射流縫的扭力臂模型

1.2網(wǎng)格生成

計算域及外層網(wǎng)格如圖3所示。選取10D×30D×10D的長方體區(qū)域為計算域，D為支柱的高度。原點距離入口10D，距離出口20D，距離左右兩側5D，距離上下兩側5D。將來流平面設置為速度入口，出口速度平面設置為自由出口，計算域其他面以及模型的表面設置為壁面。射流面設置在扭力臂的背面(如圖4所示)，單獨劃分網(wǎng)格。

圖3　計算域及外層網(wǎng)格

圖4　起落架邊界層網(wǎng)格及射流區(qū)域網(wǎng)格

根據(jù)模型數(shù)據(jù)建立結構化網(wǎng)格，附面層第一層網(wǎng)格節(jié)點距壁面的距離由一個無量綱參數(shù)y+決定。本文數(shù)值模擬中，將第一層網(wǎng)格節(jié)點到模型的距離設置為0.02 mm，以1.2的外擴比率向外推20層生成附面層，遠場網(wǎng)格間距可以根據(jù)網(wǎng)格質量進行調整。最終整個計算域生成的結構網(wǎng)格數(shù)為3 736 494，節(jié)點數(shù)為3 814 628。

1.3流場計算

采用基于有限體積的求解器Fluent進行求解。運用非定常流來模擬飛機著陸速度50 m/s時支柱及扭力臂模型周圍的流動情況，該速度下模型周圍的空氣可以看作不可壓氣體，其密度ρ=1.225 kg/m3，動力粘度μ=1.789 4×10-5N·s/m2，運動粘度ν=1.4607×10-5m2/s，雷諾數(shù)為4.1×105，馬赫數(shù)為0.147。設置非穩(wěn)態(tài)計算時間步長為1.3×10-4s，采用可行性更高的分離渦脫模擬法[15]，湍流模型采用DES與Spalart-Allmaras相結合的模型，壓力和速度的耦合采用SIMPLE算法，空間和時間均采用二階精度。

射流速度設置為與來流一致，大小為50 m/s，方向與來流方向保持一致，射流在整個縫寬上保持速度均勻分布。

1.4聲場計算

根據(jù)連續(xù)方程和動量方程，推出FW-H方程。FW-H方程右邊三項代表聲輻射源：第一項表示流體自身的湍流應力，具有四極子特性；第二項表示施加在某些界面上非穩(wěn)定力的散度，具有偶極子特性；第三項表示進入到流體中的非穩(wěn)定質量流。

(1)

式中：a0為聲速；p′為脈動聲壓；Tij為Lighthill應力張量；Pij為可壓流體應力張量；ui為流體在xi方向速度分量；un為流體在f=0面上的法向速度；vn為物體速度的法向分量；H(f)為Heaviside廣義函數(shù)；δ(f)為狄利克雷函數(shù)。

2仿真流場結果分析

2.1壓力特性

2.1.1原始流場壓力特性

在原始無射流流場中，模型表面靜壓分布如圖5所示，p為模型表面瞬時壓強。

圖5　起落架結構件表面靜壓(無射流)

從圖5可以看出：在扭力臂的前部、支柱上下兩端前部迎風面，流動趨向于停止；模型各部件兩側均有低壓區(qū)域，扭力臂上下兩端及支柱上下兩端及中段兩側的低壓幅值較大。

(a) 角度一

(b) 角度二

從圖6可以看出：在迎風的流動趨于停滯的表面脈動壓力最小，最大的脈動壓力出現(xiàn)在扭力臂上下兩端以及后側邊緣后側。表明扭力臂上下兩端以及兩側存在較嚴重的渦脫落；在支柱兩側以及與扭力臂上下兩端平齊的表面脈動壓力較大，此處壓力脈動是由于扭力臂的后渦碰到支柱破裂引起的，而支柱兩側是由渦脫落引起的，均存在噪聲源。

2.1.2添加射流流場壓力特性

添加射流之后，模型表面的靜壓分布如圖7所示。

(a) 角度一

(b) 角度二

從圖7可以看出：在扭力臂的前部、支柱上下兩端前部迎風面，流動趨向于停滯，由于扭力臂呈一定傾斜程度，故扭力臂表面流動停滯程度由中心部位向兩端逐漸減弱；模型各部件兩側均有低壓區(qū)域；扭力臂上下兩端以及支柱上下兩端及中段的低壓幅值較大。

添加射流之后，模型表面脈動壓力分布如圖8所示，可以看出：依然在迎風的流動趨于停滯的表面脈動壓力最小，最大的脈動壓力出現(xiàn)在扭力臂上的射流面，以及扭力臂的上下兩端。表明射流對流場的影響較大，改變了扭力臂后端渦脫落的情況，扭力臂上下兩端存在較嚴重的渦脫落；在支柱兩側上端的脈動壓力較大，此處脈動壓力是由于扭力臂后的渦碰到支柱破裂引起的，由于中段受到射流的作用，故支柱上下端的渦脫現(xiàn)象較嚴重，均存在噪聲源。

(a) 角度一

(b) 角度二

2.2速度特性

2.2.1原始流場速度特性

x=0mm,z=0mm和z=200mm三個特征平面的瞬時速度幅值如圖9所示，U為瞬時速度幅值。

(a) 平面x=0 mm

(b) 平面z=0 mm

(c) 平面z=200 mm

從圖9(a)可以看出：平面內速度分布上下很接近；支柱和扭力臂的前端和后端速度較小，扭力臂和支柱上下兩端速度較大。前段速度小是因為迎風面存在流動停滯區(qū)域，后端速度小是由于大量渦的存在。

從圖9(b)可以看出：平面內的流場速度關于x=0軸近似對稱；扭力臂前后、支柱前后速度都比較??；貼近支柱兩側的很小的區(qū)域外層存在流動加速，減速區(qū)域外層存在減速現(xiàn)象，支柱兩側的速度均比較大。扭力臂前側速度小是由于流動停滯，扭力臂后側、支柱前側和后側則是由于存在大量的渦。

從圖9(c)可以看出：平面內扭力臂前側的流場仍關于x=0軸對稱，扭力臂后側的流場受到了支柱的影響，流場相似，但不再對稱。由于截面扭力臂寬度大于支柱直徑，在扭力臂后形成較大的低速區(qū)域，支柱兩側壁面氣流加速，到后側又迅速減小。

綜上所述，在支柱及扭力臂結構件的迎風面存在流動停滯區(qū)域；模型流動加速區(qū)域；在支柱、扭力臂的背面存在大片低速區(qū)域，此區(qū)域有大量渦。

2.2.2添加射流流場速度特性

x=0mm,z=0mm和z=200mm三個特征平面的平均速度幅值如圖10所示。

(a) 平面x=0 mm

(b) 平面z=0 mm

(c) 平面z=200 mm

從圖10(a)可以看出：平面內速度分布近似對稱；支柱和扭力臂的前端和后端速度較小，扭力臂上下兩端速度較大。前端速度小是因為迎風面存在而流動趨于停滯，后端速度小是因為存在大量的渦。

從圖10(b)可以看出：平面內的速度流場關于x=0軸近似對稱；扭力臂前后、支柱前后速度都較小，支柱兩側速度較大。扭力臂前側速度小是因為流動停滯，扭力臂后側、支柱前側速度小是因為射流大大弱化扭力臂后側渦脫落，只有少量渦的存在，流動近似停滯，支柱后側是由于存在大量的渦。

從圖10(c)可以看出：平面內扭力臂前側的流場仍關于x=0軸對稱，扭力臂以后的流場受到射流以及支柱的影響，上下端近似對稱。由于射流的緣故，扭力臂與支柱之間流動近似停滯，支柱兩側近壁面氣流加速并迅速減小。

綜上所述，支柱及扭力臂結構件的迎風面存在流動停滯區(qū)域，造成的原因不同；扭力臂的背風面由于射流作用，流動近似停滯，速度很??；支柱背風面由于存在大量渦，速度也較小。

3仿真聲場特性分析

取模型表面為積分面，計算扭力臂及支柱結構件產(chǎn)生的氣動噪聲。對數(shù)值模擬的聲學脈動量進行頻域變換，數(shù)值模擬結果分析頻率為5 000Hz，選取的樣本長度為2 000，頻域分析的分辨率為5Hz，在重合度為50%的情況下對6個樣本分別進行快速傅立葉變換后再進行總體平均。

3.1原始聲場頻譜特性

(a) 測點R1

(b) 測點R2

從圖11可以看出：支柱頻譜曲線都呈現(xiàn)出規(guī)律的周期變化，測點R1處前三階明顯的峰值頻率為175、534、1 461 Hz。第一階頻率為基頻，第二、第三階頻率分別是第一階的3倍和8倍。表明支柱噪聲是由支柱表面脈動壓力產(chǎn)生的，屬于鈍體擾流噪聲。

同時從圖11可以看出：各個頻率對應的組合件噪聲總聲壓級比支柱噪聲總聲壓級大2～6 dB。支柱噪聲、扭力臂噪聲和組合件總噪聲如表1所示，支柱噪聲對總噪聲的貢獻大于扭力臂噪聲。

表1　支柱、扭力臂和組合件在測點R1、R2處的

3.2添加射流聲場頻譜特性

(a) 測點R1

(b) 測點R2

從圖12可以看出：支柱頻譜曲線都呈現(xiàn)出規(guī)律的周期變化，且平均噪聲水平距結構件整體的噪聲水平有一定距離，這是射流作用下，少量尾渦周期性脫落與支柱作用產(chǎn)生；總體噪聲生水平與扭力臂的噪聲走向表現(xiàn)一致，扭臂噪聲在總噪聲中占主導。

同時從圖12可以看出：各個頻率對應的組合件噪聲總聲壓級比扭力臂噪聲總聲壓級大2.5～4dB。支柱噪聲、扭力臂噪聲和組合件總噪聲如表2所示，可見支柱噪聲對總噪聲的貢獻和扭力臂噪聲已經(jīng)相當。

表2　支柱、扭力臂和組合件在測點R1、R2處的

4降噪前后仿真結果對比分析

將射流前后的頻譜特性進行對比，如圖13所示。

(a) 測點R1

(b) 測點R2

由于接收點處總噪聲聲壓級是對噪聲源的疊加得到的，而頻譜特性是在頻域內各頻段噪聲的表現(xiàn)，故從圖13可以看出：添加射流后，兩個觀測點處的高頻噪聲均有明顯的減?。慌c原始聲場相比，添加射流后，在接收點R1處，在中頻段1 300～2 100Hz，噪聲增大5～8dB；在高頻段3 000～5 000Hz，噪聲降低6～10dB；與原始聲場相比，添加射流后，在接收點R2處，中高頻段2 000～3 200Hz，降噪幅度較大，達到8～12dB。

5結論

(1) 邊緣射流有效改變了扭力臂后側流動分離，扭力臂與支柱中間的流動速度明顯減小，從而減弱了由扭力臂引起的尾渦脫落撞擊支柱而產(chǎn)生的壓力脈動，達到了降低聲源強度的目的。邊緣射流有效地降低了鈍體繞流噪聲的強度，支柱噪聲明顯下降，在整體噪聲中扭力臂噪聲相當。

(2) 邊緣射流有效的降低了寬頻噪聲，在中頻和高頻部分下降幅度較大，整體噪聲水平下降了3～4dB。同時也由于射流的加入，部分射流與下游支柱撞擊，引入新的噪聲源，在中頻3～4kHz噪聲有5～8dB的增加。

(3) 國內的起落架噪聲降噪設計研究主要是在被動控制方法上。本文對射流降噪進行了探索，對于影響射流效果的因素，例如射流位置、射流速度等還可以做進一步的研究。由于條件限制，尚未在噪聲的試驗工作中實施此種方法，后續(xù)將對比試驗結果、更準確地驗證以及評估射流的降噪效果。

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任旺(1990-)，男，碩士研究生。主要研究方向：起落裝置氣動噪聲。

薛彩軍(1973-)，男，博士，教授。主要研究方向：飛行器起落架設計與分析、飛行器結構抗疲勞設計等。

趙蓉(1992-)，女，碩士研究生。主要研究方向：起落裝置氣動噪聲。

(編輯：趙毓梅)

Landing Gear Aerodynamic Noise Suppression with Edge Jet

Ren Wang, Xue Caijun, Zhao Rong

(College of Aerospace Engineering， Nanjing University of Aeronautics and Astronautics， Nanjing 210016, China)

Abstract:Landing gear noise can be regarded as the coupling with air turbulence noise which caused by series of structures alone and interference noise caused by relative position of different structures. In order to reduce the landing gear aerodynamic noise, a new method based on edge jet is proposed. Taking a certain type of aircraft landing gear as the research object, applying edge jet to the lee side of landing gear’s torque link, the flow field around the structure of the model is calculated by using detached eddy simulation, and the sound source distribution is obtained. The far field noise characteristic is obtained by using Ffowcs Williams-Hawkings(FW-H ) integral. The results show that the edge jet can effectively suppress the interference and pillar noise, and the middle band noise of the landing gear can be reduced, and the broadband noise intensity is weakened. The flow of the jet is changed to reduce or even eliminate the impact of vortex shedding on the pillars. Thus, the surface fluctuating pressure is weakened, further more source intensity is decreased.

Key words:landing gear; aerodynamic noise; edge jet; interference noise; the middle band noise; the broadband noise

作者簡介：

中圖分類號：V211.3

文獻標識碼：A

DOI：10.16615/j.cnki.1674-8190.2016.01.011

文章編號:1674-8190(2016)01-078-09

通信作者：薛彩軍,cjxue@nuaa.edu.cn

收稿日期：2015-12-01；修回日期：2016-01-10