李偉鵬

(上海交通大學(xué) 航空航天學(xué)院, 上海 200240)

0 引 言

氣動(dòng)噪聲問(wèn)題是大型客機(jī)研制過(guò)程中的關(guān)鍵問(wèn)題之一，直接關(guān)系到大型客機(jī)的適航、環(huán)保性(聲污染)和安全性(聲疲勞)。2006年國(guó)際民航組織(ICAO)施行了嚴(yán)格的第4階段噪聲控制標(biāo)準(zhǔn)(如圖1所示)，即比第三階段噪聲控制標(biāo)準(zhǔn)再降低10 dB[1]，使得大型客機(jī)適航取證更加嚴(yán)峻。同時(shí)，安靜舒適的機(jī)艙環(huán)境可提高大型客機(jī)的市場(chǎng)競(jìng)爭(zhēng)力，低噪聲標(biāo)準(zhǔn)也可降低聲疲勞導(dǎo)致的安全不確定性。增升裝置噪聲是機(jī)體噪聲的主要噪聲源，是大型客機(jī)總體噪聲水平的重要組成部分。目前，大型客機(jī)大多采用前緣縫翼、后緣襟翼增升構(gòu)型，在滿(mǎn)足起飛和降落階段升阻比特性、抑制失速的同時(shí)，其產(chǎn)生的氣動(dòng)噪聲增加了大型客機(jī)的總體噪聲水平。而近年來(lái)大涵道比發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)，大幅降低了發(fā)動(dòng)機(jī)的噪聲水平，使得機(jī)體噪聲(主要包括增升裝置噪聲和起落架噪聲)成為大型客機(jī)在起飛和降落階段的主要噪聲源[2-4]。如圖2所示，在大型客機(jī)降落階段，機(jī)身噪聲的有效感覺(jué)聲壓級(jí)(EPNL)要超過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲，起落架噪聲是機(jī)身噪聲中最為重要的聲源，縫翼噪聲和襟翼噪聲占據(jù)了機(jī)身噪聲的較大比重；無(wú)論是縮比模型實(shí)驗(yàn)[5-7]，還是真實(shí)飛行測(cè)試[8]，縫翼和襟翼噪聲均被認(rèn)為是大型客機(jī)起飛和降落過(guò)程中主要的噪聲源。我國(guó)大型寬體客機(jī)仍處于攻堅(jiān)階段，增升裝置噪聲機(jī)理與降噪技術(shù)是工程中面臨的關(guān)鍵問(wèn)題之一[9-15]。揭示縫翼和襟翼噪聲機(jī)理，實(shí)施低噪聲設(shè)計(jì)和噪聲控制，有助于掌握“靜音飛機(jī)”的關(guān)鍵設(shè)計(jì)技術(shù)，有利于加快大型客機(jī)的適航取證，并降低聲污染和聲疲勞導(dǎo)致的不良后果。

增升裝置噪聲是一類(lèi)多尺度、非定常、復(fù)雜的流動(dòng)現(xiàn)象，包括層/湍流邊界層分離、剪切層混合和剪切層與壁面干擾等典型的流體力學(xué)問(wèn)題。氣動(dòng)噪聲是隨時(shí)空變化的弱小壓力脈動(dòng)，包括噪聲產(chǎn)生、近場(chǎng)傳播和遠(yuǎn)場(chǎng)輻射等特性，噪聲的能量級(jí)別遠(yuǎn)小于流場(chǎng)內(nèi)部的湍流脈動(dòng)，且噪聲的時(shí)間和空間尺度與模型特征尺度存在較大的差異，給氣動(dòng)噪聲理論研究增加了難度。開(kāi)展增升裝置噪聲機(jī)理和噪聲控制的研究，可加深對(duì)流體力學(xué)多尺度、非定常問(wèn)題的描述和理解，可進(jìn)一步闡述渦流、雷諾應(yīng)力及湍流脈動(dòng)等參數(shù)與氣動(dòng)噪聲的關(guān)聯(lián)。

1 增升裝置噪聲機(jī)理研究現(xiàn)狀分析

1.1 縫翼噪聲機(jī)理

圍繞縫翼噪聲的研究，國(guó)外已經(jīng)開(kāi)展了30余年，并取得眾多成果，綜述性文章可參考文獻(xiàn)[2,7-8]?？p翼的流動(dòng)特征主要包括(參考圖3)：①縫翼前緣的流動(dòng)分離；②剪切層的轉(zhuǎn)捩及湍流不穩(wěn)定性的非線(xiàn)性增長(zhǎng)；③剪切層與縫翼壁面的撞擊與干擾；④回流區(qū)的不穩(wěn)定振蕩；⑤縫翼尾緣的剪切層混合。根據(jù)噪聲頻譜特性，縫翼噪聲可分為寬頻噪聲和嘯音，如圖4所示，其中寬頻噪聲的峰值分布于1≤St≤3之間(St=fCs/U∞，Cs為縫翼弦長(zhǎng)，U∞為來(lái)流速度)，而嘯音包括低頻嘯音(1≤St≤3)和高頻嘯音(10≤St≤20)。

縫翼低頻嘯音的產(chǎn)生機(jī)理尚不清楚，主要觀點(diǎn)包括：(1)根據(jù)幾何相似原理，Kolb等[16]認(rèn)為縫翼低頻嘯音的產(chǎn)生與開(kāi)式空腔噪聲相似，是一種渦聲耦合反饋機(jī)制[17]，即剪切層中大渦結(jié)構(gòu)間歇性的撞擊壁面而產(chǎn)生高強(qiáng)度噪聲，噪聲反向傳播并激勵(lì)縫翼前緣剪切層，誘導(dǎo)產(chǎn)生新的起始大渦結(jié)構(gòu)。Jenkins等[18]利用PIV技術(shù)分析了縫翼剪切層中大渦結(jié)構(gòu)的演化過(guò)程，指出大渦結(jié)構(gòu)在近壁區(qū)的撞擊與擺動(dòng)是誘發(fā)縫翼低頻噪聲的主要原因。K?nig等(2010)[19]開(kāi)展了混合LES/CAA數(shù)值計(jì)算，通過(guò)互相關(guān)性分析指出縫翼縫道的壓縮波在縫翼尾緣和主翼表面之間具有一種流動(dòng)-噪聲反饋機(jī)制。(2) Dobrzynski等[3]實(shí)驗(yàn)發(fā)現(xiàn)縫翼上表面的壓力脈動(dòng)與縫翼縫道的壓力脈動(dòng)的相關(guān)性系數(shù)高達(dá)0.7，指出低頻嘯音的產(chǎn)生源于縫道區(qū)的非定常流量振蕩，即狹縫共振機(jī)制。(3) Imamura等[20-21]開(kāi)展了混合RANS/LES計(jì)算，利用凹坑流線(xiàn)填充技術(shù)，縫翼低頻嘯音被完全消除，指出剪切層不穩(wěn)定性是產(chǎn)生低頻嘯音的主要原因。Khorrami等[22]通過(guò)非定常RANS計(jì)算得出，剪切層中大渦結(jié)構(gòu)的產(chǎn)生受制于Kelvin-Helmholtz不穩(wěn)定性，認(rèn)為縫翼低頻噪聲源于剪切層中的Kelvin-Helmholtz不穩(wěn)定性。

縫翼高頻嘯音可能比其它噪聲源具有更高的聲壓級(jí)強(qiáng)度(模型實(shí)驗(yàn)中)，其產(chǎn)生機(jī)理亦存在學(xué)術(shù)爭(zhēng)議。Storms等[23]在縮比模型實(shí)驗(yàn)中，觀測(cè)到高頻嘯音隨縫翼縫道尺寸減小而向低頻段偏移，但不能被完全消除，直到縫道堵死，指出高頻嘯音與縫道區(qū)流動(dòng)不穩(wěn)定性具有直接聯(lián)系。Khorrami等[24]開(kāi)展了非定常RANS計(jì)算，發(fā)現(xiàn)縫翼尾緣卡門(mén)渦街頻率與高頻嘯音頻率一致，認(rèn)為高頻嘯音的產(chǎn)生源于縫翼尾緣的渦脫落機(jī)制。Tam & Pastouchenko[25]指出渦脫落可產(chǎn)生高頻嘯音，但尾緣渦的形成受制于噪聲反饋激勵(lì)，并非單純的剪切層不穩(wěn)定性。Agarwal & Morris (2002)[26]提出一種類(lèi)似口哨噪聲機(jī)制來(lái)解釋高頻嘯音的產(chǎn)生，當(dāng)縫道流動(dòng)的固有模態(tài)受到外界擾動(dòng)的激勵(lì)時(shí)，可產(chǎn)生高頻嘯音。Takeda等(2004)[27]利用URANS/FWH方法，分析了一種理想縫翼的噪聲組成，指出高頻嘯音的產(chǎn)生需要流動(dòng)與噪聲之間的反饋?zhàn)饔谩akiya等[28]實(shí)驗(yàn)研究了低雷諾數(shù)條件下的縫翼噪聲機(jī)理，認(rèn)為縫翼高頻嘯音的產(chǎn)生是由于縫翼上表面邊界層與噪聲壓力波之間存在閉環(huán)耦合振蕩機(jī)制。

由上可知，縫翼噪聲的產(chǎn)生機(jī)理存在多種解釋?zhuān)瑓R總?cè)鐖D5所示。低頻嘯音的產(chǎn)生機(jī)理有三種主流觀點(diǎn)，即渦聲耦合反饋機(jī)制、窄縫共振機(jī)制和剪切層固有不穩(wěn)定性；高頻嘯音的產(chǎn)生存在著兩種學(xué)術(shù)爭(zhēng)議，即尾緣卡門(mén)渦脫落和流動(dòng)-噪聲干擾。在縫翼非定常流場(chǎng)中，邊界層/剪切層不穩(wěn)定性、渦結(jié)構(gòu)的產(chǎn)生/脫落/混合機(jī)制、渦與壁面干擾是產(chǎn)生噪聲的主要因素，可能是一種因素主導(dǎo)，也可能是多種因素共同作用。同時(shí)，縫翼非定常流場(chǎng)受到噪聲的反饋激勵(lì)，流場(chǎng)與聲場(chǎng)之間存在較強(qiáng)的耦合作用。揭示縫翼噪聲機(jī)理，關(guān)鍵是探究縫翼非定常流動(dòng)與噪聲之間的多尺度時(shí)空關(guān)聯(lián)，識(shí)別噪聲源，并確定噪聲信號(hào)與噪聲源之間的關(guān)系。

1.2 襟翼噪聲機(jī)理

襟翼噪聲主要包括兩個(gè)組成部分，即襟翼橫斷面上的非定常流動(dòng)和襟翼側(cè)緣的渦脫落機(jī)制，如圖6所示。在襟翼橫斷面上，流場(chǎng)特征與縫翼相似，但隨著偏轉(zhuǎn)角的增大，襟翼尾緣常發(fā)生流動(dòng)分離，附帶產(chǎn)生非定常湍流脈動(dòng)和低頻高強(qiáng)度噪聲；在襟翼側(cè)緣，氣流上洗而形成大尺度的渦流結(jié)構(gòu)，伴隨著渦生成、渦混合、渦撞擊壁面和渦脫落等復(fù)雜的流動(dòng)現(xiàn)象，襟翼側(cè)緣噪聲被認(rèn)為是襟翼噪聲的主要因素。

早在1979年，F(xiàn)ink and Schlinker(1979)[29]通過(guò)實(shí)驗(yàn)表明襟翼側(cè)緣是機(jī)身噪聲的重要組成部分。McInemy等(1986)[30]證實(shí)了襟翼翼尖區(qū)域存在劇烈表面壓力脈動(dòng)，并指出壓力脈動(dòng)的形成與剪切層中相干結(jié)構(gòu)具有直接的聯(lián)系。Khorrami & Singe(1998)[31]利用不穩(wěn)定性理論，分析指出側(cè)緣剪切層不穩(wěn)定波是噪聲產(chǎn)生的主因。Radeztsky等(1998)[32]實(shí)驗(yàn)測(cè)量了不同偏轉(zhuǎn)角下的流場(chǎng)，發(fā)現(xiàn)了在襟翼側(cè)緣存在渦對(duì)結(jié)構(gòu)(主渦與二次渦)，并通過(guò)對(duì)渦核位置及渦強(qiáng)度的測(cè)量，發(fā)現(xiàn)在大偏轉(zhuǎn)角條件下渦破碎機(jī)制可誘發(fā)噪聲的產(chǎn)生。針對(duì)Radeztsky等(1998)的實(shí)驗(yàn)結(jié)果，Khorrami等(1999)[33]利用RANS計(jì)算證實(shí)了剪切層中渦對(duì)結(jié)構(gòu)的存在，并分析了渦對(duì)結(jié)構(gòu)的空間演化過(guò)程。Dong等(1999)[34]利用CFD/CAA混合方法，分析了剪切層不穩(wěn)定波與襟翼上下壁面的干擾作用，指出了可能存在三種致聲機(jī)理，即剪切層不穩(wěn)定波與襟翼壁面的干擾、不穩(wěn)定波間的相互作用和湍流脈動(dòng)在側(cè)緣尖角處的潰散。Brooks & Humphreys(2003)[35]通過(guò)實(shí)驗(yàn)發(fā)現(xiàn)前緣渦對(duì)結(jié)構(gòu)在下游融合并向遠(yuǎn)離表面發(fā)展，指出襟翼側(cè)緣噪聲的產(chǎn)生主要依賴(lài)于剪切層內(nèi)部固有的不穩(wěn)定模態(tài)，且低頻噪聲源于非定常的渦脫落機(jī)制。Guo(2013)[36]建立了預(yù)測(cè)襟翼側(cè)緣噪聲理論模型，在模型中假設(shè)了流動(dòng)分離和渦-壁面干擾兩種噪聲機(jī)理。

2 增升裝置噪聲控制研究現(xiàn)狀

利用主/被動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)，眾多學(xué)者開(kāi)展了增升裝置噪聲控制研究，綜述文章可參考[37-40]。本文對(duì)近年來(lái)的縫/襟翼降噪方法進(jìn)行了匯總，詳見(jiàn)表1和表2，典型縫/襟翼降噪方法如圖7和圖8所示。

表1 縫翼降噪方法匯總表Table 1 Summary of noise control approaches of slat noise

表2 襟翼側(cè)緣降噪方法匯總表Table 2 Summary of noise control approaches of flap noise

縫翼降噪的關(guān)鍵是抑制凹坑區(qū)的剪切層不穩(wěn)定性和減小縫翼尾緣的渦強(qiáng)度，根據(jù)噪聲控制思想的不同，降噪方法可分為三類(lèi)：(1) 干擾剪切層技術(shù)。利用多孔材料、拌線(xiàn)、渦流發(fā)生器、鋸齒等方法[5,41-45]，干擾剪切層的不穩(wěn)定性和大渦結(jié)構(gòu)的形成與發(fā)展，迫使剪切層中趨于無(wú)序狀態(tài)，緩解剪切層與縫翼壁面的撞擊效應(yīng)，從而達(dá)到降低噪聲的效果。(2) 整流技術(shù)。利用凹坑封蓋、凹坑填充、前緣延伸、前緣下垂、長(zhǎng)弦縫翼等方法[21,46-51]，改變縫翼凹坑區(qū)的流動(dòng)特征，消除或穩(wěn)定剪切層的震蕩，可大幅地降低寬頻噪聲和低頻嘯音。(3) 聲襯吸聲。在縫翼凹坑或主翼前緣布置聲襯材料[52-53]，進(jìn)行吸聲處理并抑制噪聲的近場(chǎng)反射和遠(yuǎn)場(chǎng)傳播。

襟翼降噪的核心是減小翼尖渦的強(qiáng)度和緩解流場(chǎng)的不均勻性，可以通過(guò)安裝柵欄、毛刷、小翼、微凸起、多孔材料等被動(dòng)流動(dòng)控制方法實(shí)現(xiàn)[6,41, 47,49,54-59]，也可通過(guò)噴流等主動(dòng)流動(dòng)控制方法完成[55,60]。近年來(lái)，連續(xù)模線(xiàn)鏈接和翼尖修整方法取得了較好的降噪效果[49,56,61-63]。Hutcheson等(2011)[62]實(shí)驗(yàn)證明連續(xù)模線(xiàn)鏈接方法可降低襟翼側(cè)緣噪聲5～17 dB，并且分布于噪聲的全部頻段。Isotani等(2013)[56]實(shí)驗(yàn)得出前緣修型技術(shù)可降低側(cè)緣噪聲2～3 dB，但該方法對(duì)氣動(dòng)力特性有一定影響。

3 增升裝置噪聲研究的幾個(gè)難題

3.1 高可靠性的流場(chǎng)/聲場(chǎng)一體化研究困難

實(shí)驗(yàn)研究方面，雖然非定常流場(chǎng)測(cè)量技術(shù)(PIV、LDV等)可描述湍流及渦系結(jié)構(gòu)的演化過(guò)程，但不能準(zhǔn)確測(cè)量壓力脈動(dòng)的時(shí)空分布與傳播過(guò)程。數(shù)值計(jì)算方面，雷諾平均數(shù)值計(jì)算的時(shí)間濾波思想與噪聲的時(shí)空非定常物理本質(zhì)相悖，而直接數(shù)值模擬(DNS)受制于當(dāng)前計(jì)算資源和數(shù)值方法的發(fā)展程度，代價(jià)昂貴。

大渦模擬是當(dāng)前開(kāi)展高可靠性的流場(chǎng)/聲場(chǎng)一體化研究最具潛力的研究手段之一。大渦模擬利用亞格子應(yīng)力模型?；牧髦泻纳⒄純?yōu)、動(dòng)量不重要的小尺度渦結(jié)構(gòu)，只求解網(wǎng)格尺度、動(dòng)量關(guān)鍵的大渦結(jié)構(gòu)，結(jié)合高精度數(shù)值格式和簡(jiǎn)化的物理模型，可較好地平衡計(jì)算代價(jià)與計(jì)算精度之間的矛盾，準(zhǔn)確描述縫翼流場(chǎng)特征和噪聲特性，從而實(shí)現(xiàn)高可靠性的流場(chǎng)/聲場(chǎng)一體化研究。

3.2 噪聲產(chǎn)生機(jī)理不明，分析方法受限

傅里葉分析和相關(guān)性分析是兩種常用的流場(chǎng)/聲場(chǎng)分析方法，但存在局限。傅里葉分析可獲得某一事件在某一頻率上等強(qiáng)度空間分布，但不能分析該事件的時(shí)空變化規(guī)律；相關(guān)性分析可獲得空間上時(shí)間序列的自/互相關(guān)系數(shù)，是一種時(shí)間統(tǒng)計(jì)平均方法，存在嚴(yán)重的濾波問(wèn)題。增升裝置噪聲是一類(lèi)非線(xiàn)性、非平穩(wěn)、多尺度問(wèn)題，流場(chǎng)與噪聲場(chǎng)之間存在較強(qiáng)的耦合與反饋機(jī)制，傅里葉分析和相關(guān)性分析不能獲得流動(dòng)中某一事件何時(shí)出現(xiàn)、強(qiáng)度如何、何時(shí)終止等局部時(shí)空信息。

近年來(lái)，小波分析、本征正交分解(POD)和動(dòng)態(tài)模態(tài)分解(DMD)應(yīng)用于湍流數(shù)據(jù)的分析與挖掘[73-75]，適用于增升裝置噪聲機(jī)理的研究?；诔叨确纸獾乃枷?，小波分析突破了傅里葉分析的局限，可獲得信號(hào)的時(shí)域和頻域信息，適用于非線(xiàn)性、非平穩(wěn)、多尺度的信號(hào)分析，該方法已在非均勻湍流、噴流噪聲等問(wèn)題中得到應(yīng)用。本征正交分解是一種數(shù)據(jù)降維方法，基于最小二乘思想進(jìn)行最優(yōu)低維逼近，可獲得復(fù)雜流場(chǎng)在一段時(shí)間內(nèi)的本征模態(tài)和降階模型，適用于抽取湍流相干結(jié)構(gòu)、描述大尺度含能渦結(jié)構(gòu)的空間分布規(guī)律。動(dòng)態(tài)模態(tài)分解是從Koopman定理基礎(chǔ)上發(fā)展的一種數(shù)據(jù)分解方法，相較于本征正交分解，動(dòng)態(tài)模態(tài)分解包含了時(shí)間和空間正交基，能夠獲得降階模型在某頻率上的相位特征，適用于分析周期性振蕩流場(chǎng)及噪聲脈動(dòng)場(chǎng)。利用高精度大渦模擬計(jì)算結(jié)果，選擇合理的數(shù)據(jù)挖掘方法，或?qū)⒏由钊氲年U述增升裝置流動(dòng)與噪聲之間的多尺度時(shí)空關(guān)聯(lián)、揭示噪聲產(chǎn)生機(jī)理。

3.3 實(shí)施高效、穩(wěn)定的噪聲控制困難

增升裝置噪聲控制面臨諸多挑戰(zhàn)，需要綜合考慮氣動(dòng)力、結(jié)構(gòu)強(qiáng)度、降噪效果和工程實(shí)現(xiàn)等多方面因素。利用鋸齒、多孔材料、渦流發(fā)生器等方法，可抑制渦流強(qiáng)度而降低噪聲，但存在結(jié)構(gòu)強(qiáng)度、氣動(dòng)力下降等問(wèn)題；利用凹坑封蓋、凹坑填充、延展刀片等方法，可保持縫翼升力系數(shù)不變，但面臨工程實(shí)現(xiàn)困難問(wèn)題；利用聲襯技術(shù)難以大幅降低噪聲源強(qiáng)度；連續(xù)模線(xiàn)鏈接方法可大幅降低襟翼側(cè)緣噪聲，卻在工程應(yīng)用中難以加工實(shí)現(xiàn)。

4 縫翼流場(chǎng)/聲場(chǎng)一體化研究[64-66]

4.1 計(jì)算模型與計(jì)算方法

本文獨(dú)立開(kāi)展了縫翼和襟翼噪聲的研究，以避免增升裝置中縫翼噪聲與襟翼噪聲的交織耦合問(wèn)題。選用兩段縫翼模型，如圖9所示，該模型具有良好的噪聲實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)，方便數(shù)值計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)的對(duì)比驗(yàn)證。無(wú)論是兩段翼還是多段翼，認(rèn)為增升裝置噪聲機(jī)理是相同的。

圖9FREQUENZ(Airbus)縫翼模型
Fig.9FREQUENZ(Airbus)slatmodel

來(lái)流馬赫數(shù)為0.16，基于主翼弦長(zhǎng)的雷諾數(shù)為1.4×106，攻角為13°。大渦模擬計(jì)算采用自研發(fā)的高可靠性大渦模擬計(jì)算平臺(tái)，如圖10所示。采用2700萬(wàn)結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格、6階精度緊致格式、2階時(shí)間隱式積分，開(kāi)展了縫翼噪聲的隱式大渦模擬計(jì)算。如圖11所示，計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果吻合，中低頻噪聲與實(shí)驗(yàn)結(jié)果一致。由于實(shí)驗(yàn)中采用人工強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩，沒(méi)有捕獲到高頻嘯音。

4.2 縫翼噪聲源識(shí)別

利用脈動(dòng)壓力云圖對(duì)低頻噪聲聲源進(jìn)行了識(shí)別(如圖12所示)，利用紋影云圖對(duì)縫翼縫道區(qū)的高頻嘯音聲源進(jìn)行了識(shí)別。縫翼的主要噪聲源包括：(I)低頻縫翼縫道噪聲；(II)低頻主翼尾緣噪聲；(III)高頻縫翼尾緣噪聲；(IV)高頻主翼前緣噪聲。其中，噪聲(IIIf)為高頻縫翼尾緣噪聲(III)在縫翼內(nèi)部的反射所致。

4.3 縫翼噪聲機(jī)理分析

針對(duì)縫翼噪聲源識(shí)別，重點(diǎn)分析了低頻縫翼縫道噪聲(I)的產(chǎn)生機(jī)理。由于篇幅限制，噪聲(II、III、IV)的產(chǎn)生機(jī)理可見(jiàn)文獻(xiàn)[64]——低頻主翼尾緣噪聲(II)是由于主翼尾緣周期性脫落大尺度渦結(jié)構(gòu)所致，高頻縫翼尾緣噪聲(III)是由于縫翼尾緣剪切層中的卡門(mén)渦街所致，高頻主翼前緣噪聲(IV)與主翼前緣邊界層轉(zhuǎn)捩具有直接關(guān)聯(lián)。

4.3.1 流場(chǎng)與聲場(chǎng)的相平均分析

基于壓力周期性脈動(dòng)，進(jìn)行流場(chǎng)和聲場(chǎng)的相平均分析，如圖13所示。圖13(a)～(d)為渦量云圖，圖13(e)～(h)為近場(chǎng)壓力脈動(dòng)云圖，圖13(i)～(l)為中場(chǎng)壓力脈動(dòng)云圖。通過(guò)相平均分析，可獲得低頻縫翼縫道噪聲(I)的產(chǎn)生機(jī)制：縫翼前緣邊界層分離而形成剪切層，剪切層中Kelvin-Helmholtz不穩(wěn)定性放大而形成大尺度相干渦結(jié)構(gòu)(S′及S)，含能相干渦結(jié)構(gòu)中的速度梯度與壓力梯度守恒，其中渦核附近為低壓區(qū)，相鄰渦核之間為高壓區(qū)，隨著時(shí)間推移，相干渦結(jié)構(gòu)撞擊縫翼下壁面，速度梯度與壓力梯度之間的守恒被破壞，隨著渦撞擊、渦破碎及渦擴(kuò)散等效應(yīng)，在剪切層再附區(qū)形成周期性的脈動(dòng)壓力沖擊，脈動(dòng)壓力的遠(yuǎn)場(chǎng)傳播而形成低頻縫翼縫道噪聲。

4.3.2 動(dòng)態(tài)模態(tài)分解

利用瞬時(shí)流場(chǎng)的脈動(dòng)壓力，開(kāi)展動(dòng)態(tài)模態(tài)分解(DMD)研究。圖14為DMD模態(tài)的頻譜圖，頻譜圖中圓點(diǎn)與低頻窄帶噪聲頻率一致，說(shuō)明能量較高的DMD模態(tài)主要處于低頻段，峰值頻率對(duì)應(yīng)的DMD模態(tài)與噪聲產(chǎn)生具有直接的關(guān)聯(lián)。提取低頻流場(chǎng)振蕩所對(duì)應(yīng)的模態(tài)，如圖15所示。DMD模態(tài)是對(duì)剪切層中大尺度渦結(jié)構(gòu)的動(dòng)態(tài)分解，反映了在某頻率下的非定常大尺度渦結(jié)構(gòu)的空間分布特征，所有頻率下DMD模態(tài)的加權(quán)效應(yīng)可復(fù)原剪切層在一段時(shí)間內(nèi)的非定常特性。通過(guò)DMD模態(tài)分解，將剪切層中動(dòng)態(tài)模態(tài)系數(shù)周期性最強(qiáng)的幾個(gè)模態(tài)提取出來(lái)。由模態(tài)系數(shù)頻譜及模態(tài)空間分布規(guī)律表明：在幾個(gè)特定頻率下，縫翼剪切層中大尺度渦結(jié)構(gòu)存在周期性的動(dòng)態(tài)特性，該動(dòng)態(tài)特性與縫翼低頻噪聲的產(chǎn)生具有直接關(guān)聯(lián)，特定頻率下的大尺度渦結(jié)構(gòu)撞擊壁面，導(dǎo)致周期性的渦破碎和壁面壓力振蕩行為，從而由渦撞擊區(qū)域向外場(chǎng)輻射出與大尺度渦結(jié)構(gòu)動(dòng)態(tài)頻率一致的噪聲信號(hào)。通過(guò)DMD分析，可以分離出每個(gè)動(dòng)態(tài)模態(tài)對(duì)壓力脈動(dòng)的貢獻(xiàn)，可以對(duì)窄帶噪聲所對(duì)應(yīng)的模態(tài)進(jìn)行分解與描述。

4.3.3 閉環(huán)反饋機(jī)制

上文明確了縫翼低頻窄帶尖頻噪聲來(lái)源于剪切層中大渦結(jié)構(gòu)周期性撞擊壁面，為進(jìn)一步證明大渦結(jié)構(gòu)的產(chǎn)生與噪聲激勵(lì)之間存在流-聲耦合的閉環(huán)反饋機(jī)制，定義參數(shù)W*為：

(1)

式中：|ω|為渦量絕對(duì)值；L為線(xiàn)段a的長(zhǎng)度。線(xiàn)段a布置于縫翼前緣尖點(diǎn)附近，如圖16所示。線(xiàn)段a的長(zhǎng)度為0.01Cslat，與縫翼尖點(diǎn)的距離也為0.01Cslat。參數(shù)W*表征了縫翼前緣尖點(diǎn)附近的渦量變化，線(xiàn)段a的位置選擇對(duì)以下分析結(jié)果沒(méi)有本質(zhì)影響。

圖16展示了W*的功率譜密度，虛線(xiàn)表示窄帶低頻噪聲的頻率，可見(jiàn)W*的頻率與低頻噪聲頻率基本一致，表明縫翼尖點(diǎn)附近剪切層的低頻振蕩頻率及不穩(wěn)定性與縫翼低頻噪聲激勵(lì)有關(guān)。剪切層大渦結(jié)構(gòu)與噪聲之間存在流-聲耦合的閉環(huán)反饋機(jī)制：縫翼前緣剪切層受噪聲激勵(lì)而形成脫落渦，脫落渦向下游發(fā)展最終撞擊壁面而產(chǎn)生尖頻噪聲，尖頻噪聲傳播至縫翼前緣再次激勵(lì)剪切層，形成周期性的閉環(huán)反饋。

4.4 縫翼低頻噪聲頻率預(yù)測(cè)

根據(jù)閉環(huán)反饋機(jī)制，提出了縫翼低頻噪聲頻率的預(yù)測(cè)模型：

(2)

其中，αl=Lv/La，Kv=Uv/U∞，Lv為剪切層對(duì)流路徑的總距離，La為噪聲傳播徑的總距離，Uv為剪切層的對(duì)流速度，γv表征了渦撞擊與噪聲產(chǎn)生之間的相位差，為常數(shù)0.25。利用預(yù)測(cè)模型，對(duì)三種攻角下的縫翼低頻噪聲進(jìn)行了預(yù)測(cè)，結(jié)果如圖17所示，可見(jiàn)預(yù)測(cè)模型具有較好的預(yù)測(cè)精度。

4.5 縫道參數(shù)化影響

基于大渦模擬的流場(chǎng)/聲場(chǎng)一體化研究，研究了縫翼縫道參數(shù)變化對(duì)噪聲強(qiáng)度的影響。如圖18所示，平移縫翼尾緣于9個(gè)不同位置點(diǎn)，而改變縫翼與主翼之間匹配位置?？偮晧杭?jí)強(qiáng)度(壓力脈動(dòng)均方根)分布如圖19所示。可見(jiàn)縫翼尾緣在點(diǎn)1-3位置時(shí)，各方位角的總聲壓級(jí)最小，而位于3-1位置時(shí)，總聲壓級(jí)最大。分析統(tǒng)計(jì)流場(chǎng)數(shù)據(jù)可知，當(dāng)縫翼尾緣位于1-3位置時(shí)，其剪切層再附點(diǎn)更加靠近縫翼內(nèi)部，且再附點(diǎn)區(qū)的速度和湍動(dòng)能強(qiáng)度最弱；而位于3-1位置時(shí)，剪切層再附點(diǎn)趨近于縫翼尾緣尖端，再附點(diǎn)區(qū)的速度和湍動(dòng)能強(qiáng)度最強(qiáng)。對(duì)于工程設(shè)計(jì)而言，在保證氣動(dòng)力滿(mǎn)足要求的同時(shí)，應(yīng)盡可能的使縫翼剪切層再附點(diǎn)遠(yuǎn)離縫翼尾緣尖端，盡可能的減小再附點(diǎn)區(qū)域的速度。

4.6 基于前緣噴流的縫翼噪聲控制研究

縫翼噪聲產(chǎn)生機(jī)制是由于縫翼剪切層中大尺度相關(guān)渦結(jié)構(gòu)與縫翼壁面的撞擊效應(yīng)導(dǎo)致，為實(shí)施有效的降噪方法，應(yīng)盡量干擾或抑制剪切層中大尺度相干渦結(jié)構(gòu)的生成與發(fā)展，減弱縫翼內(nèi)部存在的流場(chǎng)-聲場(chǎng)閉環(huán)反饋機(jī)制。本文采用了縫翼前緣外側(cè)垂直方向和內(nèi)側(cè)平行方向噴流的降噪措施，降噪效果如圖20和圖21所示。結(jié)果表明采用縫翼前緣外側(cè)垂直方向噴流方式，具有更好的降噪效果，總聲壓級(jí)可降低4～8 dB，低頻窄帶噪聲可完全被抑制。其降噪機(jī)理是垂直噴流干擾了縫翼剪切層中的大尺度相干渦結(jié)構(gòu)的生成，阻礙了低頻窄帶噪聲產(chǎn)生的閉環(huán)反饋機(jī)制。

5 襟翼尾緣流場(chǎng)/聲場(chǎng)一體化研究[67]

5.1 計(jì)算模型與計(jì)算方法

選用NACA 632-215兩段襟翼模型，襟翼下偏角為39°，如圖22所示。來(lái)流馬赫數(shù)為0.2，基于主翼弦長(zhǎng)的雷諾數(shù)為1.0×106，攻角為10°。大渦模擬計(jì)算采用自研發(fā)的高可靠性大渦模擬計(jì)算平臺(tái)。采用3220萬(wàn)結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格、6階精度緊致格式、2階時(shí)間隱式積分，開(kāi)展了縫翼噪聲的隱式大渦模擬計(jì)算。圖23展示了三個(gè)不同位置點(diǎn)上的壓力脈動(dòng)功率密度譜，圖23(a)中進(jìn)行了網(wǎng)格無(wú)關(guān)性驗(yàn)證。由圖23可知，襟翼尾緣噪聲主要由低頻窄帶噪聲(St≈0.48)、高頻窄帶噪聲(St≈38、St≈14.8)和寬頻噪聲組成，其中低頻窄帶噪聲為作者首次發(fā)現(xiàn)，高頻窄帶噪聲(St≈38)源于主翼尾緣脫落渦，高頻窄帶噪聲(St≈14.8)源于主翼前緣邊界層轉(zhuǎn)捩，詳細(xì)的聲源識(shí)別與機(jī)理分析見(jiàn)下。

5.2 襟翼尾緣噪聲識(shí)別

圖24顯示了襟翼周?chē)膲毫γ}動(dòng)云圖。數(shù)值計(jì)算所得噪聲源包括：(I)主翼前緣邊界層轉(zhuǎn)捩導(dǎo)致的高頻嘯音；(II)主翼尾緣脫落渦導(dǎo)致的高頻嘯音。另外，噪聲源還包括圖23所示的低頻噪聲(III)，但由于其波長(zhǎng)較大(≈2.1C)，在可信的計(jì)算區(qū)域內(nèi)不能夠進(jìn)行流動(dòng)顯示，下節(jié)中將利用本征正交分解對(duì)其機(jī)理進(jìn)行分析。

5.3 襟翼尾緣噪聲機(jī)理分析

5.3.1 高頻嘯音產(chǎn)生機(jī)理

圖25顯示了主翼前緣吸力面上的摩擦阻力系數(shù)與壓力脈動(dòng)均方根分布，圖中S和R分別表示邊界層的分離點(diǎn)和再附點(diǎn)。由圖25可知主翼前緣存在層流分離泡，由于雷諾數(shù)在1×106量級(jí)，層流分離泡的尺度較小，邊界層再附點(diǎn)之后發(fā)生渦撞擊和不穩(wěn)定性的非線(xiàn)性增長(zhǎng)，最終邊界層轉(zhuǎn)捩為湍流狀態(tài)。在再附點(diǎn)附近，壓力脈動(dòng)均方根急劇增長(zhǎng)，說(shuō)明邊界層轉(zhuǎn)捩導(dǎo)致了高頻嘯音(I)的產(chǎn)生。

采用相平均方法，對(duì)主翼尾緣中的非定常流場(chǎng)及聲場(chǎng)進(jìn)行了流場(chǎng)顯示，如圖26所示。圖26(a)～(d)為流向渦量云圖，圖26(e)～(h)為近場(chǎng)壓力脈動(dòng)云圖，圖26(i)～(l)為中場(chǎng)壓力脈動(dòng)云圖。通過(guò)相平均分析，可獲得高頻嘯音(II)的產(chǎn)生機(jī)制：由于主翼尾緣上、下表面的速度不均勻，在鈍體尾緣尾跡中產(chǎn)生周期性脫落的卡門(mén)渦街，卡門(mén)渦街的尺度與尾緣厚度可比，且脫渦頻率與噪聲(II)的頻率一致，說(shuō)明高頻噪聲(II)的產(chǎn)生與尾緣脫渦具有直接的聯(lián)系。

5.3.2 基于POD分析的低頻噪聲產(chǎn)生機(jī)理

頻譜圖23顯示了襟翼尾緣噪聲包含低頻窄帶噪聲(St≈0.48)，其波長(zhǎng)約為2.1C，在可信的計(jì)算區(qū)域內(nèi)不能對(duì)其進(jìn)行流場(chǎng)顯示。分析可能的原因包括：(1) 襟翼凹腔內(nèi)部存在大尺度的非定常流動(dòng)，產(chǎn)生類(lèi)似縫翼凹腔流場(chǎng)-聲場(chǎng)之間的閉環(huán)反饋機(jī)制；(2) 襟翼縫道區(qū)存在“吹哨子”現(xiàn)象；(3) 襟翼尾緣存在低頻大尺度脫渦現(xiàn)象。我們分別對(duì)襟翼凹腔、襟翼縫道和襟翼尾緣附近的流場(chǎng)進(jìn)行本征正交分解(POD)分析，試圖抽離非定常流場(chǎng)中的大尺度含能渦結(jié)構(gòu)。POD分析表明，低頻噪聲的產(chǎn)生與襟翼尾緣脫渦有關(guān)，詳細(xì)闡述如下。

利用襟翼尾緣附近的瞬時(shí)壓力脈動(dòng)，開(kāi)展POD分析。圖27中顯示了POD模態(tài)的無(wú)量綱特征值及其累加值分布，其中第1對(duì)模態(tài)含能占比24%，為主模態(tài)，前10個(gè)模態(tài)的總能量占比約為80%，可表征主要的含能非定常模態(tài)，用于重構(gòu)流場(chǎng)。圖28、圖29中顯示了前6個(gè)POD模態(tài)的空間分布及其模態(tài)系數(shù)的頻譜圖，其中第1對(duì)POD模態(tài)為主模態(tài)，其空間分布呈現(xiàn)出類(lèi)卡門(mén)渦街形態(tài)，其頻率為St≈0.48，與低頻噪聲頻率一致。

利用前10個(gè)POD模態(tài)(含能80%)，重構(gòu)脈動(dòng)壓力場(chǎng)，如圖30所示，其中S1和S2表示相鄰大尺度渦結(jié)構(gòu)的渦核位置，相鄰渦核位置的波長(zhǎng)約為0.242C。利用重構(gòu)的非定常脈動(dòng)壓力場(chǎng)，對(duì)S1和S2位置脈動(dòng)壓力進(jìn)行自相關(guān)分析，如圖31所示，可見(jiàn)最大時(shí)間延遲約為τ=2.1C/a∞，與低頻噪聲頻率吻合。由此可知，在縫翼尾緣下游中，存在周期性的大尺度的渦脫落現(xiàn)象，呈現(xiàn)出類(lèi)卡門(mén)渦街形態(tài)，類(lèi)卡門(mén)渦街的非定常演化是低頻噪聲產(chǎn)生的主要機(jī)理。

6 襟翼側(cè)緣噪聲初步分析

為減小計(jì)算量、避免噪聲源之間干擾，襟翼側(cè)緣噪聲分析采用了單段NACA0012翼型，重點(diǎn)研究翼型側(cè)緣渦的演化和噪聲生成機(jī)理，認(rèn)為襟翼側(cè)緣噪聲主要是由于翼尖區(qū)域的非定常流動(dòng)導(dǎo)致，簡(jiǎn)化的單段NACA0012翼型具有與襟翼側(cè)緣噪聲相同的噪聲產(chǎn)生機(jī)理。

來(lái)流馬赫數(shù)為0.175，基于弦長(zhǎng)的雷諾數(shù)為1.5×106，攻角為12°。大渦模擬計(jì)算采用自研發(fā)的高可靠性大渦模擬計(jì)算平臺(tái)，采用4000萬(wàn)結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格、6階精度緊致格式、2階時(shí)間隱式積分，開(kāi)展了隱式大渦模擬計(jì)算。計(jì)算結(jié)果如圖32所示，顯示了壓力脈動(dòng)云圖和Q等值面圖。在有攻角條件下，翼尖處產(chǎn)生兩個(gè)主渦系，分布于翼端側(cè)緣和翼端上表面，與圖6(b)示意圖一致，兩個(gè)主渦系混合干擾于翼型尾緣附近。襟翼側(cè)緣噪聲包含尾緣脫渦噪聲和側(cè)緣渦混合干擾噪聲，由噪聲波長(zhǎng)可知側(cè)緣渦混合干擾噪聲在中高頻段。未來(lái)工作將對(duì)側(cè)緣噪聲的產(chǎn)生機(jī)理進(jìn)行更加細(xì)致的研究。

7 增升裝置噪聲研究的幾點(diǎn)展望

7.1 增升裝置細(xì)節(jié)部件的噪聲特性研究

增升裝置噪聲機(jī)理與降噪方法研究多是在簡(jiǎn)化模型上開(kāi)展的，而真實(shí)增升裝置包含導(dǎo)軌、除冰孔、配合縫隙等細(xì)節(jié)部件，細(xì)節(jié)部件的聲學(xué)性能與聲學(xué)指標(biāo)仍不清楚。以縫翼導(dǎo)軌為例，是典型的鈍體擾流現(xiàn)象，非定常的渦脫落伴隨產(chǎn)生偶極子聲源，聲源的強(qiáng)度可能會(huì)比縫翼內(nèi)部噪聲源的強(qiáng)度還要高。因此，著眼于增升裝置細(xì)節(jié)部件的噪聲特性，全面評(píng)價(jià)增升裝置噪聲分布情況，是低噪聲增升裝置設(shè)計(jì)的開(kāi)始。

7.2 全機(jī)全尺寸增升裝置噪聲仿真分析

隨著計(jì)算資源和計(jì)算方法的不斷發(fā)展，可實(shí)現(xiàn)對(duì)全機(jī)全尺寸增升裝置噪聲的數(shù)值仿真。全機(jī)全尺寸增升裝置噪聲仿真考慮了不同噪聲源之間的耦合干擾，考慮了橫流對(duì)噪聲特性的影響，考慮了增升裝置細(xì)節(jié)部件的噪聲組成。對(duì)于工程應(yīng)用而言，全機(jī)全尺寸的噪聲仿真數(shù)據(jù)更具有工程指導(dǎo)價(jià)值。

7.3 增升裝置噪聲與氣動(dòng)力的一體化設(shè)計(jì)

飛機(jī)設(shè)計(jì)，氣動(dòng)先行。大型客機(jī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)完成之后，再去評(píng)價(jià)氣動(dòng)噪聲指標(biāo)，是一種后補(bǔ)式的設(shè)計(jì)思路，難以實(shí)現(xiàn)低噪聲要求。開(kāi)展噪聲與氣動(dòng)力一體化設(shè)計(jì)，在設(shè)計(jì)之初建立低噪聲設(shè)計(jì)理念，滿(mǎn)足氣動(dòng)力要求的同時(shí)評(píng)估不同構(gòu)型的噪聲指標(biāo)，或開(kāi)展噪聲和氣動(dòng)力耦合多目標(biāo)優(yōu)化設(shè)計(jì)工作，是開(kāi)發(fā)高升低噪增升裝置的必經(jīng)之路。

8 結(jié) 論

針對(duì)大型客機(jī)增升裝置噪聲，本文重點(diǎn)總結(jié)了增升裝置噪聲產(chǎn)生機(jī)理及噪聲控制方法，明確了當(dāng)前增升裝置噪聲研究中存在的幾個(gè)難題：(1) 高可靠性的流場(chǎng)/聲場(chǎng)一體化研究困難；(2) 噪聲產(chǎn)生機(jī)理不明，分析方法受限；(3) 實(shí)施高效、穩(wěn)定的噪聲控制困難。針對(duì)增升裝置典型部件，分別開(kāi)展了兩段縫翼構(gòu)型、兩段襟翼構(gòu)型和單段翼翼尖的高可靠性大渦模擬，利用相平均方法、本征正交分解、動(dòng)態(tài)模態(tài)分解和相關(guān)性分析方法，對(duì)縫翼噪聲、襟翼尾緣噪聲和襟翼側(cè)緣噪聲機(jī)理進(jìn)行了深入研究，明確了縫翼低頻及高頻窄帶嘯音的產(chǎn)生機(jī)理，首次發(fā)現(xiàn)了襟翼尾緣低頻窄帶噪聲的存在，并闡述了其產(chǎn)生機(jī)理。對(duì)未來(lái)的增升裝置噪聲研究進(jìn)行了展望，著力于研究增升裝置細(xì)節(jié)部件的聲學(xué)性能，開(kāi)展全機(jī)全尺寸增升裝置噪聲仿真，實(shí)現(xiàn)噪聲和氣動(dòng)力一體化設(shè)計(jì)。

參 考 文 獻(xiàn)：

[1]ICAO Environment Trends/Aircraft Noise[M/OL]. http://www.icao.int/environmental-protection/Pages/noise.aspx[2]Dobrzynski W. Almost 40 years of airframe noise research: What did we achieve?[J]. Journal of Aircraft, 2010, 47(2): 353-367.

[3]Zhang X. Airframe noise-high lift device noise[J]. Encyclo-pedia of Aerospace Engineering, 2010(6): 3541-3551.

[4]Guo Y P, Joshi M C. Noise characteristics of aircraft high lift systems[J]. AIAA Journal, 2003, 41(7): 1247-1256.

[5]Dobrzynski W, Nagakura K, Gehlhar B, et al. Airframe noise studies on wings with deployed high-lift devices[R]. AIAA 1998-2337, 1998.

[6]Chow L C, Mau K, Remy H. Landing gears and high lift devices airframe noise research[R]. AIAA 2002-2408, 2002.

[7]Brooks T F, Humphreys Jr W M. Flap-edge aeroacoustic measurements and predictions[J]. Journal of Sound and Vibration, 2003, 261(1): 31-74.

[8]Fleury V, Malbéqui P. Slat noise assessment from airbus A340 flyover phased-array microphone measurements[J]. AIAA Journal, 2013, 51: 1667-1674.

[9]黃華, 李偉鵬, 王福新. 基于前緣平行射流的縫翼噪聲控制研究[J]. 空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào), 2014, 32(6): 854-860.

[10]Wang Y T, Wang G X, Zhang Y L. Numerical study of complex flow over 30P30N multi-element[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2010, 28(1): 99-103. (in Chinese)王運(yùn)濤, 王光學(xué), 張玉倫. 30P30N多段翼型復(fù)雜流場(chǎng)數(shù)值模擬技術(shù)研究[J]. 空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào), 2010, 28(1): 99-103.

[11] Liu Z R, Wang F X, Song W B, et al. Far-field aeroacoustic analysis for slat of a two dimensional high-lift configuration[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2012, 30(3): 388-393. (in Chinese)劉志仁, 王福新, 宋文濱, 等. 二維增升裝置前緣縫翼的遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲分析[J]. 空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào), 2012, 30(3): 388-393.

[12]盧清華, 陳寶. 基于LES方法的增升裝置氣動(dòng)噪聲特性分析[J]. 空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào), 2016, 34(4): 448-455.

[13]陶俊, 孫剛, 徐康樂(lè). 基于人工神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的縫翼凹槽填充降噪設(shè)計(jì)[J]. 空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào), 2015, 33(4): 515-522.

[14]徐佳敏, 宋文濱. 分區(qū)LES/DES混合方法及縫翼三維流場(chǎng)模擬[J]. 空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào), 2014, 32(5): 668-674.

[15]周?chē)?guó)成, 譚嘯, 陳寶. 襟翼邊緣噪聲的端板抑制技術(shù)試驗(yàn)研究[J]. 空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào), 2016, 34(3): 379-385.

[16]Kolb A, Faulhaber P, Drobietz R, et al. Aeroacoustic wind tunnel measurements on a 2D high-lift configuration[R]. AIAA 2007-3447, 2007.

[17]Rossiter J E. Wind tunnel experiments on the flow over rectangular cavities at subsonic and transonic speed[R]. RAE-64037, 1964.

[18]Jenkins L, Khorrami M R, Choudhari M. Characterization of unsteady flow structures near leading-edge slat: Part I: PIV measurements[R]. AIAA 2004-2801, 2004.

[19]K?nig D, Koh S R, Meinke M, et al. Two-step simulation of slat noise[J]. Computers & Fluids, 2010, 39(3): 512-524.

[20]Imamura T, Enomoto S, Yokokawa Y, et al. Three-dimensional unsteady flow computations around a conventional slat of high-lift devices[J]. AIAA Journal, 2008, 46(5): 1044-1053.

[21] Imamura T, Ura H, et al. Designing of slat cove filler as a noise reduction device for leading-edge slat[R]. AIAA 2007-3473, 2007.

[22]Khorrami M R, Singer B A, Berkman M E. Time-accurate simulations and acoustic analysis of slat free shear layer[J]. AIAA Journal, 2002, 40(7): 1284-1291.

[23]Storms B L, Ross J C, Horne W C, et al. An aeroacoustic study of an unswept wing with a three-dimensional high lift system[R]. NASA TM-112222, 1998.

[24]Khorrami M R, Berkman M E, Choudhari M M. Unsteady flow computations of a slat with a blunt trailing edge[J]. AIAA Journal, 2000, 38(11): 2050-2058.

[25]Tam C, Pastouchenko N. Gap tones[J]. AIAA Journal, 2001, 39(8): 1442-1448.

[26]Agarwal A, Morris P. Investigation of the physical mechanisms of tonal sound generation by slats[R]. AIAA 2002-2575, 2002.

[27]Takeda K, Zhang X, Nelson P A. Computational aeroacoustic simulations of leading-edge slat flow[J]. Journal of Sound and Vibration, 2004, 270(3): 559-572.

[28]Makiya S, Inasawa A, Asai M. Vortex shedding and noise radiation from a slat trailing edge[J]. AIAA Journal, 2010, 48(2): 502-509.

[29]Fink M R, Schlinker R H. Airframe noise component interaction studies[R]. AIAA 79-0668, 1979.

[30]McInerny S A, Meecham W C, Soderman P T. Pressure

fluctuations in the tip region of a blunt-tipped airfoil[J]. AIAA Journal, 1990, 28(1): 6-13.

[31] Khorrami M R, Singer B A. Stability analysis for noise source modeling of a part span flap[R]. AIAA 98-2225, 1998.

[32]Radeztsky R H, Singer B A, Khorrami M R. Detailed measurements of a flap side-edge flow field[R]. AIAA 98-0700, 1998.

[33]Khorrami M R, Singer B A, Radeztsky R H. Reynolds-averaged Navier-Stokes computations of a flap-side-edge flow field[J]. AIAA Journal, 1999, 37(1): 14-22.

[34]Dong T, Reddy N, Tam C. Direct numerical simulations of flap side edge noise[R]. AIAA 1999-1803, 1999.

[35]Brooks T F, Humphreys Jr W M. Flap-edge aeroacoustic measurements and predictions[J]. Journal of Sound and Vibration, 2003, 261(1): 31-74.

[36]Guo Y. Flap side edge noise modeling and prediction[J]. Journal of Sound and Vibration, 2013, 332: 3846-3868.

[37]Lockard D P, Lilley G M. The airframe noise reduction challenge[R]. NASA TM 2004-213013, 2004.

[38]Casalino D, Diozzi F, Sannino R, et al. Aircraft noise reduction technologies: A bibliographic review[J]. Aerospace Science and Technology, 2008, (12): 1-17.

[39]Li Y, Wang X, Zhang D. Control strategies for aircraft airframe noise reduction original research article[J]. Chinese Journal of Aeronautics, 2013, 26(2): 249-260.

[40]Dobrzynski W, Ewert R, Pott-Pollenske M, et al. Research at DLR towards airframe noise prediction and reduction[J]. Aerospace Science and Technology, 2008, 12(1): 80-90.

[41] Fink M R, Bailey D A. Model tests of airframe noise reduction concepts[R]. AIAA 1980-0979, 1980.

[42]Mendoza J M, Brooks T F, Humphreys W. Aeroacoustic measurements of a wing/slat model[R]. AIAA 2002-2604, 2002.

[43]Kopiev V F, Zaitsev M Y, Belyaev I V, et al. Effect of sweep on chevron slat noise[R]. AIAA 2013-2063, 2013.

[44]Chappell S, Cai Z, Zhang X, et al. Slat noise feedback control with a dielectric barrier discharge plasma actuator[R]. AIAA 2012-2806, 2012.

[45]Chen P, Zhang X, Angland D. Slat noise reduction using a leading edge strip[R]. AIAA 2011-2908, 2011.

[46]Khorrami M R, Lockard D P. Effects of geometrical details on slat noise generation and propagation[J]. International Journal of Aeroacoustics, 2010, 9(4,5): 655-678.

[47]Dobrzynski W, Gehlhar B, Buchholz H. Model and full scale high-lift wing wind tunnel experiments dedicated to airframe noise reduction[J]. Aerosp Sci Tech, 2001, 5(1): 27-33.

[48]Horne W C, James K D, Arledge T K, et al. Measurements of 26%-scale 777 airframe noise in the NASA Ames 40 by 80 Foot Wind Tunnel[R]. AIAA 2005-2810, 2005.

[49]Streett C L, Casper J H, Lockard D P, et al. Aerodynamic noise reduction for high-lift devices on a swept wing model[R]. AIAA 2006-212, 2006.

[50]Wild J, Pott-Pollenske M, Nagel B. An integrated design approach for low noise exposing high-lift devices[R]. AIAA 2006-2843, 2006.

[51] Andreou C, Graham W, Shin H. Aeroacoustic comparison of airfoil leading edge high-lift geometries and supports[R]. AIAA 2007- 230, 2007.

[52]Smith M, Chow L, Molin N. Attenuation of slat trailing edge noise using slat gap acoustic liners[R]. AIAA 2006-2666, 2006.

[53]Ma Z, Zhang X. Numerical investigation of broadband slat noise attenuation with acoustic liner treatment[J]. AIAA Journal, 2009, 47(12): 2812-2820.

[54]Slooff J W, de Wolf W B, van der Wal, et al. Aerodynamic and aero-acoustic effects of flap tip fences[R]. NLR TP 2002-004, 2002.

[55]Koop L, Dillmann A. Reduction of flap side edge noise: passive and active flow control[R]. AIAA 2004-2803, 2004.

[56]Isotani K, Hayama K, Yokokawa Y, et al. An aerodynamic noise reduction study for airframe noise from flap tips[R]. AIAA 2013-2064, 2013.

[57]Revell J D, Kuntz H L, Balena F J, et al. Trailing edge flap noise reduction by porous acoustic treatment[R]. AIAA 97-1646, 1997.

[58]Choudhari M, Khorrami M R. Computational study of porous treatment for altering flap side-edge flowfield[R]. AlAA 2003-31.

[59]Angland D, Zhang X. Measurements of flow around a flap side edge with porous edge treatment[J]. AIAA Journal, 2007, 47(7): 1660-1671.

[60]Hutcheson F V, Stead D J. PIV measurements on a blowing flap[R]. AIAA 2005-212, 2005.

[61] Storms B, Hayes J, Jaeger S, et al. Aeroacoustic study of flap-tip noise reduction using continuous moldline, technology[R]. AIAA 2000-1976, 2000.

[62]Hutcheson F V, Brooks T F, Humphreys Jr W M. Noise radiation from a continuous moldline link flap configuration[J]. International Journal of Aeroacoustics, 2011, 10(5): 565-588.

[63]Murayama M, Yokokawa Y, Imamura T, et al. Numerical investigation on change of airframe noise by flap side-edge shape[R]. AIAA 2013-2067, 2013.

[64]Li W, Liu H. On the mechanism of acoustic resonances in flow past a two-dimensional model-scale leading-edge slat[J]. AIAA Journal, 2017.

[65]Huang H, Li W, Wang F. Slat noise suppression with mass injection[J]. Journal of Aircraft, 2015, 52(1):31-41.

[66]魏佳云, 李偉鵬, 許思為, 等. 基于DMD方法的縫翼低頻噪聲機(jī)理分析[J]. 航空學(xué)報(bào), 2018, 39(1): 121469.

[67]Li W, Liu H. Noise generation in flow over a full-span trailing-edge flap[J]. AIAA Journal, 2017, 55: 561-571.