韋毅，斯仁，賈楠非，伍國卿

（中航工業(yè)成都飛機設(shè)計研究所，成都 610091）

隨著飛機性能的不斷提高，研發(fā)人員的關(guān)注點逐漸轉(zhuǎn)移到乘員環(huán)境上，艙內(nèi)噪聲問題也日漸突出。對于民航客機而言，客艙內(nèi)的噪聲影響乘坐舒適性，同時艙內(nèi)噪聲也是適航要求的重要指標。對于軍用飛機而言，噪聲影響的是飛機性能和飛行員的作戰(zhàn)效能，除了影響機載設(shè)備正常工作外，較強的噪聲對飛行員的生理和心理都會產(chǎn)生嚴重的影響。

氣動噪聲是座艙噪聲的一個主要來源。對于飛機座艙內(nèi)的氣動噪聲，飛機表面湍流是主要噪聲源。由于空氣存在粘滯性，在飛機高速飛行時，飛機表面通過的氣流在貼近表面很小距離的范圍內(nèi)形成湍流附面層。即使看起來穩(wěn)定的流場，在附面層內(nèi)的湍流也是處于不斷地成形、衰減、搖擺的狀態(tài)中，由此在飛機表面形成脈動壓力場。該脈動壓力在遠場產(chǎn)生寬頻帶的噪聲，同時也是艙內(nèi)噪聲的一個主要聲源。大多軍用飛機表面有許多突出物，如空中受油管、各種天線、設(shè)備冷卻空氣進氣口等，使得表面流場更為復(fù)雜，加重了氣動噪聲。如法國的幻影戰(zhàn)斗機，在加裝固定式受油管后，座艙噪聲較原狀態(tài)增加了3 dB[1]。某型國產(chǎn)飛機，未加裝空中受油管時座艙內(nèi)的最大噪聲在110 dB左右，在加裝空中受油管后，座艙內(nèi)最大噪聲值增加了 13 dB，而機身外噪聲已超過了人耳痛闕140 dB[2-3]。很明顯對于加裝了固定式空中受油管的戰(zhàn)斗機，由于其誘導(dǎo)的脈動壓力場，使受油管和其他外掛物、表面突出物一樣，成為了一個機體噪聲源[4-5]。

由脈動壓力場所造成的氣動噪聲場，是一種在空間上非均勻分布、在時間上隨機散布、具備寬帶頻率分量的高聲強聲場。該聲場在向周圍介質(zhì)輻射噪聲的同時，另一方面作為隨機激勵源激發(fā)飛行器的壁面，從而在飛行器的外部與內(nèi)部會產(chǎn)生結(jié)構(gòu)噪聲，聲場和結(jié)構(gòu)的耦合作用，在艙內(nèi)產(chǎn)生高聲壓級的聲場，嚴重惡化了飛行員的動力學(xué)環(huán)境。文中以某型戰(zhàn)斗機的座艙為例，采用流體分析方法分析座艙的外流場，并提取表面脈動壓力對艙內(nèi)聲場進行分析，研究座艙氣動噪聲大小和聲場分布，為座艙減振降噪設(shè)計提供分析方法及數(shù)據(jù)，為飛機結(jié)構(gòu)和系統(tǒng)設(shè)計提供參考。

1 座艙內(nèi)氣動噪聲分析方法

由于文中只考慮座艙內(nèi)聲場，不考慮向艙外的傳播，為減少運算規(guī)模，采用聲學(xué)邊界元法對艙內(nèi)聲場進行仿真分析。座艙內(nèi)氣動噪聲分析與其他噪聲分析不同之處在于需要座艙外表面的脈動壓力作為聲源激勵，因此需要對座艙外部流場進行分析，并從中提取氣動聲源，然后才能帶入座艙噪聲分析模型中進行聲場分析。座艙內(nèi)氣動噪聲分析的簡要流程如圖1所示。

1.1 聲場分析的邊界元方法

聲場分析中聲學(xué)邊界元法的思路是在求解聲場空間中任意一點的聲壓時，利用格林公式，將對該點的體積分轉(zhuǎn)換成聲場邊界表面的面積分[6-7]。對于封閉聲場中的任意一點的聲壓，表達式為：

對已知點ra，同時滿足聲波的Helmholtz方程：

以上各式中k的定義為波數(shù)，k=ω/c=2πf/c；ω為角頻率，ω=2πf。

邊界 ?的離散化是采用邊界元法進行分析的首要步驟，通過單元形函數(shù)的形式，利用節(jié)點上的聲壓api及其法向振動速度avi，描述邊界上每個離散單元?ae內(nèi)部的聲壓：

推廣到整個聲場，將邊界上的聲壓{pi}和法向振動速度{vni}在聲場表面積分，即可通過邊界上的聲場參數(shù)與聲場內(nèi)部點的聲場參數(shù)之間關(guān)系，得到聲場內(nèi)部不在邊界上的點r→處的聲壓，以向量方程形式表示為：

式中：系數(shù)矩陣向量{Ci}和{Di}的元素分別為：

根據(jù)式（6）以及表面脈動壓力，可以求解得到內(nèi)部聲場分布。

1.2 座艙外流場分析方法

座艙外表面聲源激勵通過外部流場分析得到。文中采用DES混合方法（RANS/LES）進行流場分析，即采用 LES方法預(yù)測復(fù)雜流場中的大分離流動而在壁面邊界層內(nèi)部采用RANS方法以節(jié)省計算網(wǎng)格。

流場中的量 u由時間平均量和脈動量兩部分組成。

代入N-S方程中，經(jīng)整理得到雷諾方程：

而LES方法得到的大尺度N-S方程為：

式（12）從結(jié)構(gòu)形式上類似于雷諾平均方程，區(qū)別在于方程右邊第三項，對）稱之為亞格子（SGS）應(yīng)力項，這一項也造成了控制方程無法封閉。LES方法求解流場的過程，同樣是建立模型封閉方程的過程[8-10]。

對比式（10）和式（12），可以發(fā)現(xiàn)，方程的大部分結(jié)構(gòu)是一樣的，區(qū)別在于方程最右端的一項，把這一項統(tǒng)一寫法，用表示。在RANS方法中τij代表的是雷諾應(yīng)力張量，在 LES方法中 τij代表的是亞格子應(yīng)力張量。通過方程的統(tǒng)一，把RANS方法和 LES方法結(jié)合起來，這就是 DES方法即混合LES/RANS方法的求解思路。

2 座艙外部流場分析

利用Fluent流體分析軟件，對某型機的前機身附近流場進行了計算。首先計算得到飛機表面的穩(wěn)態(tài)流場，然后在此基礎(chǔ)上打開非定常項，啟動求解瞬態(tài)流場，得到機體表面的脈動壓力。

流場分析采用的 CFD計算域模型及邊界條件，如圖2所示。機身壁面包括了帶空中受油管的前機身及進氣道外表面、進氣道內(nèi)表面，忽略掉機身表面的蒙皮階差、沖壓口、外露天線、風(fēng)標等，以及風(fēng)擋與艙蓋之間對接縫隙，降低模型復(fù)雜度同時能保證計算結(jié)果滿足需求。計算網(wǎng)格如圖3所示。

在流場分析計算的同時輸出機身表面的脈動壓力，需要啟動氣動聲學(xué)選項，在該選項下選擇所有的機身固體壁面作為聲源面，并將聲源項以CGNS格式輸出。計算氣動噪聲，在用 CFD進行流場分析并進行噪聲源提取時，應(yīng)獲取較寬的頻帶范圍，按step =1/(2f)計算，選取時間步長為1×10-4s（可記錄5000 Hz以下的頻率成分）。計算得到前機身外表面流場如圖4所示。

將座艙外表面隨時間變化的瞬態(tài)壓力場作傅里葉變換，得到頻域內(nèi)的壓力場分布，并插值到前機身聲場分析模型上，如圖5所示?？梢钥闯觯l域空間內(nèi)的壓力場以壓力的相對值或者以振幅值形式呈現(xiàn)，反映了流場的頻率特性，同時也更直觀地顯示出紊流的影響范圍。至此，完成將瞬態(tài)流場分析得到的脈動壓力載荷導(dǎo)入到聲場分析模型的過程，即完成了座艙氣動噪聲的外部聲源激勵的定義。

3 座艙外部流場分析座艙內(nèi)氣動噪聲分析

氣動噪聲分析的模型在結(jié)構(gòu)有限元分析的基礎(chǔ)上建立，機身的有限元模型以四邊形和三角形板單元為主，座艙蓋為水泡式座艙蓋，與機身通過鎖系統(tǒng)和收放作動筒與機身相連。進行聲場分析時，首先依次將有限元網(wǎng)格模型讀入LMS.Acoustic聲學(xué)分析軟件，根據(jù)需要將網(wǎng)格分別設(shè)置為結(jié)構(gòu)網(wǎng)格或聲學(xué)網(wǎng)格，并組合成聲振耦合模型，如圖6和圖7所示。在聲場中設(shè)置兩處場點網(wǎng)格，分別位于前后座艙飛行員頭部所在位置，如圖8所示。

以前機身外表面以脈動壓力作為邊界條件，進行聲場分析，之后對飛行員頭部位置的場點進行聲場中的場點響應(yīng)分析，即可獲得耳部噪聲。根據(jù)計算得到座艙內(nèi)聲場分布結(jié)果如圖9所示。從艙內(nèi)聲場的分布云圖來看，空中收油管之后的后艙透明件表面聲壓明顯高于其他位置，這也充分表明了受油管造成的后艙蓋表面湍流對聲場的作用。另外一個噪聲較強的位置是后艙座椅右側(cè)的內(nèi)蒙皮，由于空間有限，后艙座椅位于兩個進氣道之間，側(cè)壁的蒙皮同時也作為進氣道蒙皮。由此可以看出，進氣道內(nèi)的脈動壓力也是機體的一個主要噪聲來源。

在聲場分析結(jié)果基礎(chǔ)上，對飛行員頭部進行場點響應(yīng)分析結(jié)果如圖10和圖11所示。從分析結(jié)果可以看出，艙內(nèi)聲場的聲壓隨頻率的增加而降低，座艙內(nèi)飛行員頭部位置最大聲壓為112 dB。根據(jù)座艙內(nèi)聲場對稱面上的聲壓分布結(jié)果，在多數(shù)情況下后艙飛行員右耳位置聲壓，多數(shù)情況下大于前艙飛行員頭部聲壓，這是后艙處在空中收油管影響區(qū)域的緣故。

考察機身表面蒙皮等板塊對艙內(nèi)噪聲的貢獻，可以利用 LMS.Acoustic聲學(xué)分析軟件的聲學(xué)傳遞向量分析功能。聲學(xué)傳遞向量（Acoustic Transfer Vector，ATV）是系統(tǒng)的一個固有屬性，是結(jié)構(gòu)法向振動速度與場點聲壓之間的一種線性關(guān)系。聲學(xué)傳遞向量可以在結(jié)構(gòu)振動速度與所求解場點的聲壓之間建立對應(yīng)關(guān)系，即將各單元在指定場點處的聲壓貢獻之和表示為該點聲壓。根據(jù)ATV分析結(jié)果發(fā)現(xiàn)，266 Hz時的聲學(xué)傳遞向量分布（圖12）與機身結(jié)構(gòu)第10階聲模態(tài)相近，而后艙右側(cè)下部蒙皮正好也是進氣道蒙皮。說明座艙氣動噪聲的主要來源不僅是座艙蓋表面的脈動壓力，對于某型機這樣艙內(nèi)蒙皮同時也用作進氣道蒙皮而沒有阻隔措施的，進氣道內(nèi)的壓力脈動也是一個主要噪聲來源。

4 結(jié)語

針對某型機的座艙，在計算得到飛機外表面瞬態(tài)流場的基礎(chǔ)上，文中利用聲學(xué)分析軟件對艙內(nèi)聲場進行了計算分析。飛機外表面瞬態(tài)流場分析是氣動噪聲分析的基礎(chǔ)，而結(jié)合氣動載荷對座艙內(nèi)聲場進行的分析，也反映了機身表面紊流的作用情況，而通過分析也發(fā)現(xiàn)進氣道內(nèi)的脈動壓力也是一個主要的噪聲源。

通過聲場分析和聲學(xué)傳遞向量分析，可以為優(yōu)化結(jié)構(gòu)聲學(xué)性能提供有力工具，以降低艙內(nèi)噪聲為目的對結(jié)構(gòu)參數(shù)進行調(diào)整，進行優(yōu)化設(shè)計。