王紅建，羅望，張銳

(西北工業(yè)大學 航空學院，西安 710072)

0 引 言

隨著科學技術(shù)的高速發(fā)展，現(xiàn)代民航工業(yè)已將飛機的綠色環(huán)保、安靜舒適納入研究范疇。同時，由于高涵道比發(fā)動機的出現(xiàn)以及發(fā)動機降噪技術(shù)的不斷成熟，發(fā)動機噪聲得到了顯著降低，致使機體噪聲成為了飛機總噪聲的重要來源[1]。眾多實驗研究表明，縫翼噪聲是大型客機起降過程中機體噪聲的主要貢獻者之一[2-8]。因此，研究前緣縫翼的發(fā)聲機理、探索有效的縫翼降噪技術(shù)，對新一代民航飛機噪聲性能的提高具有重要意義。

縫翼因其特殊的幾何外形，使得流體流經(jīng)其外表面時形成復雜的流動形態(tài)，尤其是在縫翼前緣尖點(cusp)處生成的剪切層的發(fā)展變化以及縫翼凹面回流區(qū)內(nèi)的流動演化，均十分復雜。因此，縫翼近場流動及其噪聲源的生成機理一直都是縫翼噪聲研究的熱點[8]。

研究表明，縫翼噪聲主要包括三個典型部分：寬頻噪聲[3,8]、高頻窄帶噪聲[2,9]、在低頻部分的多峰值窄帶噪聲[3,7,10]。高頻窄帶噪聲是由于縫翼尾緣渦脫落產(chǎn)生的[11]，這一現(xiàn)象通常只在等比例縮小模型上才會出現(xiàn)。對于寬頻噪聲，盡管其機理目前尚未明確，但有研究表明寬頻噪聲與縫翼空腔內(nèi)剪切層和縫翼壓力面的相互作用有關(guān)[8,12-13]。目前，對于低頻多峰值噪聲產(chǎn)生的機理同樣未有明確定論，但隨著諧振和聲反饋相關(guān)模型的提出[7,14-15]，越來越多的證據(jù)表明Rossiter-type原理[16]是這種低頻多峰值噪聲產(chǎn)生的原因[15]。

改變縫翼位置參數(shù)會改變縫翼/翼型的流動狀態(tài)，并對縫翼噪聲產(chǎn)生重要影響，因此，縫翼位置參數(shù)始終是研究的熱點。S.Olson等[17]研究發(fā)現(xiàn)，縫翼位置參數(shù)能夠影響縫翼壓力場，并主導著渦脫落以及產(chǎn)生噪聲的共振反饋機制。隨著縫翼與主翼之間縫道寬度或縫翼角度的增加，寬頻噪聲隨之增加[4,18-20]，但獲得上述結(jié)論的試驗[4,18,20]和數(shù)值模擬[19]所涉及的參數(shù)比較有限，且主要關(guān)注的是縫翼噪聲的寬頻部分。另有研究發(fā)現(xiàn)，縫翼角度增加會產(chǎn)生多與渦脫落機理有關(guān)的氣動噪聲。例如，M.R.Khorrami等[11]在進行三維數(shù)值仿真時發(fā)現(xiàn)，當縫翼角度從30°減小至20°的過程中，由于縫翼鈍后緣引起的渦脫落導致的高頻峰值噪聲被強烈抑制了。改變縫翼與主翼之間的縫道寬度不會對由縫翼尾緣發(fā)聲的頻率產(chǎn)生顯著影響[21-22]。C.C.Pagani等[23]通過實驗分析了不同縫翼角度、重疊量、縫道寬度對縫翼噪聲的影響特性，發(fā)現(xiàn)產(chǎn)生最小噪聲所對應的縫翼位置與考慮氣動力優(yōu)化的基準位置完全不同。劉志仁等[24]通過仿真發(fā)現(xiàn)，當縫道寬度減小而重疊量增加時，噪聲總聲壓級持續(xù)減小，縫道寬度與重疊量都很大或很小時，噪聲總聲壓級顯著增大；但該研究只考慮了縫道寬度與重疊長度的影響，并未考慮縫翼角度的影響。

本文在上述研究的基礎(chǔ)上，綜合考慮縫翼角度、縫道寬度和重疊長度的改變，利用數(shù)值仿真方法，研究縫翼不同位置對其流場特性及噪聲特性的影響規(guī)律；著重研究縫翼位置改變對翼型氣動力及縫翼遠場噪聲的作用規(guī)律。

1 縫翼噪聲分析模型

選用麥道公司(現(xiàn)已并入波音公司)的30P-30N二維機翼作為研究對象，該翼型包括縫翼、主翼和襟翼三部分。當縫翼和襟翼收起來時，稱為干凈翼型，為了便于和NASA PIV[25]實驗進行對比，選取干凈翼型的模型弦長c為0.457 m。在原始位置下，縫翼、襟翼與主翼的偏角均為30°?？p翼縫道寬度(Gap，簡稱G)為2.95%c，縫翼交疊量(Overhang，簡稱OP)為-2.5%c；襟翼縫道寬度為1.7%c，襟翼交疊量為0.25%c。30P-30N機翼外形及其細節(jié)如圖1～圖2所示[26]。

圖1 30P-30N外形Fig.1 Shape of 30P-30N

圖2 30P-30N細節(jié)Fig.2 Details of 30P-30N

2 縫翼流場分析

2.1 流場網(wǎng)格劃分

采用C型結(jié)構(gòu)網(wǎng)格計算，網(wǎng)格節(jié)點約為3×105，計算區(qū)域約為25倍機翼巡航弦長。為了保證縫翼空腔內(nèi)非定常流動的精準性，在縫翼空腔內(nèi)采用網(wǎng)格加密處理。邊界層劃分25個節(jié)點，為了保證計算的收斂性，第一層附面層網(wǎng)格滿足y+= 0.3～1.2，其具體網(wǎng)格如圖3～圖4所示。

圖3 30P-30N結(jié)構(gòu)網(wǎng)格Fig.3 Structured mesh of 30P-30N model

圖4 縫翼處網(wǎng)格Fig.4 Grids in the vicinity of slat

2.2 流場仿真分析

首先，基于SSTk-ω湍流模型初始化流場，壓力速度耦合方法選用SIMPLE算法，由于網(wǎng)格橫縱比較大，空間離散方法采用雙精度格式計算，若監(jiān)測到的升力系數(shù)與阻力系數(shù)的變化小于0.1%，則認為流場穩(wěn)定，將上述計算結(jié)果作為非定常計算的初始值；其次，將上一步計算得到的初始值采用基于LES大渦模擬模型進行非定常計算，計算時間步長為6 000步，以消除穩(wěn)態(tài)流場的影響；最后，繼續(xù)采用LES大渦模擬模型計算瞬態(tài)流場，同時引入FW-H聲學模型求解噪聲，F(xiàn)W-H積分面選擇縫翼外壁面作為聲源面來求解遠場噪聲，計算步長為15 000步，得到的數(shù)據(jù)用以統(tǒng)計分析遠場噪聲特性，其無量綱時間步長為2×10-6。計算條件為：攻角α=8°，來流速度M∞=0.17Ma，Re=1.7×106。

2.3 計算方法驗證

為了驗證仿真的正確性，采用來流速度為0.2Ma，攻角α=8°，將流場分析所得表面壓力系數(shù)時均值與NASA實驗結(jié)果[26]進行對比，如圖5所示，可以看出：本文計算結(jié)果與實驗結(jié)果吻合較好。

圖5 壓力分布仿真結(jié)果與實驗對比Fig.5 Comparison of surface pressure distribu- tion between simulation and experiment

α=8°，M∞=0.17Ma條件下，時間平均后，仿真與PIV實驗[25]沿流線方向速度云圖U/U∞、沿流線垂線方向速度云圖V/U∞分別如圖6～圖7所示，可以看出：仿真結(jié)果與實驗結(jié)果基本吻合。

(a) PIV實驗

(b) 仿真圖6 U/U∞對比圖Fig.6 Comparison of U/U∞ between simulation and experiment

(a) PIV實驗

(b) 仿真圖7 V/U∞對比圖Fig.7 Comparison of V/U∞ between simulation and experiment

α=8°，PIV實驗縫翼空腔位置的流線圖與數(shù)值仿真時間平均后的流線圖的對比，如圖8所示，可以看出：仿真得到的流線圖與PIV實驗吻合較好，平均回流在附著點位置為11.16 mm，與PIV實驗的10.93 mm十分接近。

2.4 剪切層壓力脈動

為了研究噪聲源的頻率特性，在縫翼空腔內(nèi)沿剪切層的起點、中點和終點附近，分別布置三個壓力脈動監(jiān)測點，用來監(jiān)測近場噪聲，如圖9所示。

(a) PIV實驗

(b) 仿真圖8 空腔處流線對比Fig.8 Comparison of streamline at the cavity between simulation and PIV experiment

圖9 壓力脈動監(jiān)測點Fig.9 Microphone positions of pressure pulsation

不同監(jiān)測點的噪聲頻譜如圖10所示，可以看出：點1處的噪聲最小，點3處的噪聲最大，反映了縫翼尾緣附近由于剪切層渦流與縫翼尾緣壁面碰撞產(chǎn)生高分貝噪聲的特性；縫翼噪聲具有明顯的寬頻特性，主要能量集中在低頻到中頻段，且隨著頻率的增加而衰減。

圖10 不同監(jiān)測點噪聲頻譜Fig.10 The noise spectrum in different microphone positions

3 縫翼位置參數(shù)的影響

3.1 遠場噪聲計算

為了研究前緣縫翼遠場噪聲的特性，對縫翼原始位置進行分析，在非定常流場中引入FW-H聲學模型來計算噪聲，F(xiàn)W-H積分面選擇縫翼外固壁面，進行15 000次迭代后得到了噪聲聲壓數(shù)據(jù)。在距離模型50倍巡航弦長處的圓周上每隔5°布置一個遠場噪聲觀測點，得到縫翼噪聲指向性圖，如圖11所示，可以看出：縫翼噪聲輻射為一偶極子形態(tài)，與縫翼產(chǎn)生噪聲的機理一致。

圖11 原始位置下縫翼遠場噪聲指向性圖Fig.11 The Far field directivity pattern of slat noise in original position

3.2 縫翼位置參數(shù)對噪聲的影響

為了研究縫翼位置改變對縫翼遠場噪聲(即流場特性)的影響，從以下兩種情況進行分析：①重疊長度、縫道寬度均保持在原始位置不變，只改變縫翼偏轉(zhuǎn)角αslat；②令縫翼偏轉(zhuǎn)角αslat不變，研究重疊長度、縫道寬度同時作用下的遠場噪聲及氣動力特性。

3.2.1 縫翼偏轉(zhuǎn)角度αslat的影響

以30P-30N的基準模型作為參考，在保證縫翼縫道寬度為2.95%c且重疊長度為-2.5%c不變的基礎(chǔ)上，研究前緣縫翼在10°～38°偏轉(zhuǎn)范圍內(nèi)的氣動及噪聲特性。角度偏轉(zhuǎn)值分別為10°、16°、20°、22°、24°、26°、27°、28°、29°、30°、31°、32°、34°和38°。按照上一步計算遠場噪聲的方法，在距離模型50倍機翼巡航弦長下，每隔22.5°設置一個觀測點，共計16個觀測點，計算該16個觀測點噪聲聲壓平均值(OASPL Average，簡稱OASPLA)，計算結(jié)果如圖12所示。前緣縫翼在不同偏角下，穩(wěn)態(tài)流場下的氣動特性(用氣動升力系數(shù)的變化來反映)如圖13所示。

圖12 不同角度下的縫翼平均聲壓Fig.12 The OASPLA at different angles

圖13 不同角度下的多段翼升力系數(shù)Fig.13 The airfoil lift coefficient at different angles

從圖12～圖13可以看出：在氣動升力系數(shù)沒有減小的條件下，當αslat=26°時，可有效降低遠場噪聲的總聲壓級。

縫翼角度在26°、30°和34°三個典型位置的時均渦量圖及湍動能云圖分別如圖14～圖15所示，可以看出：當αslat=26°時，縫翼空腔內(nèi)的渦量強度、湍動能強度均處于最小；在縫翼空腔與靠近剪切層附近，湍流強度的大小基本反映了遠場噪聲的聲壓級大小，證明剪切層湍流與縫翼后緣壁面的相互影響的劇烈程度對縫翼遠場噪聲具有重要影響。

(a) αslat=26°

(b) αslat=30°

(c) αslat=34°圖14 典型狀態(tài)下的時均渦量Fig.14 Average vorticity under typical conditions

(a) αslat=26°

(b) αslat=30°

(c) αslat=34°圖15 典型狀態(tài)下湍動能Fig.15 Turbulent kinetic energy under typical conditions

3.2.2 縫道寬度及重疊長度的影響

當縫道寬度減小而重疊量增加時，噪聲總聲壓級持續(xù)減小；縫道寬度與重疊量都很大或很小時，噪聲總聲壓級顯著增大[25]。本文根據(jù)上述結(jié)論，選擇αslat=26°并保持不變時，改變縫道寬度和重疊長度，計算其縫翼噪聲平均聲壓級OASPLA。位置選擇情況和計算結(jié)果如表1所示。

表1 不同縫翼位置下的噪聲Table 1 Slat noise in different slat configuration parameters

為了進一步分析不同縫翼位置下的遠場噪聲特性，計算表1中五個不同縫翼位置參數(shù)下50倍弦長的遠場噪聲，其相性圖如圖16所示(坐標軸表示遠場噪聲，單位是dB)，可以看出：各縫翼遠場噪聲指向性圖均接近于偶極子，且當縫翼位置處于縫道寬度1.0%c、重疊長度-0.5%c時，噪聲最小。

圖16 不同位置下的遠場噪聲指向性圖Fig.16 Far field directivity pattern of slat noise in different slat configuration parameters

通過對比發(fā)現(xiàn)，在距離機翼50倍弦長且角度在310°下，遠場噪聲最大。因此，在310°下距離機翼50c處設置一個遠場噪聲監(jiān)測點，不同位置下該點的遠場噪聲頻譜圖如圖17所示；并著重對比頻率范圍在100～10 000 Hz下的遠場噪聲頻譜，如圖18所示。

(a) 縫道寬度2.5%c，重疊長度-2.0%c

(b) 縫道寬度2.0%c，重疊長度-1.5%c

(c) 縫道寬度1.5%c，重疊長度-1.0%c

(d) 縫道寬度1.0%c，重疊長度-1.0%c

(e) 縫道寬度1.0%c，重疊長度-0.5%c圖17 不同縫翼位置下的頻譜圖Fig.17 Noise spectrum in different slat configuration parameters

圖18 不同位置下遠場聲壓級頻譜Fig.18 The slat noise in different slat configuration parameters

從圖17～圖18可以看出：當縫道寬度減小而重疊長度增大時，縫翼噪聲減小，且噪聲減小段主要在中低頻范圍內(nèi)；對比重疊長度均為-1.0%c，縫道寬度分別為1.5%c和1.0%c的狀態(tài)，發(fā)現(xiàn)當縫道寬度變?yōu)?.0%c時遠場噪聲明顯增大，這可能是由于縫翼在此位置相對于主翼位置太過偏下，對流場狀態(tài)改變有較大影響。

4 結(jié) 論

(1) 當縫翼角度在10°～26°范圍內(nèi)，縫翼噪聲隨縫翼角度的增大而減小；當縫翼角度在26°～30°范圍內(nèi)，縫翼噪聲隨縫翼角度的增加而增加；當縫翼處于26°且在50倍弦長下，遠場噪聲減小了約2 dB。

(2) 當縫翼角度進行小角度改變，例如26°～34°，升力系數(shù)的變化不大，即對升力特性的影響不大。

(3) 通過調(diào)整縫翼角度、縫道寬度以及重疊長度，能夠在保證升力系數(shù)不受折損的前提下，有效降低縫翼噪聲；當縫翼處于26°/-0.5%c/1.0%c參數(shù)下，在50倍弦長下遠場噪聲降低約8 dB。

(4) 優(yōu)化縫翼位置參數(shù)是提高翼型氣動性能、控制縫翼噪聲的一種有效途徑。

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