陸維爽，劉沛清,*，郭昊

1. 北京航空航天大學(xué) 航空氣動聲學(xué)工信部重點實驗室，北京 100083

2. 北京航空航天大學(xué) 流體力學(xué)教育部重點實驗室，北京 100083

3. 北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院，北京 100083

飛機增升裝置是保障飛機安全起降的重要部件。同時，增升裝置也是飛機機體噪聲源之一[1-2]。近些年，由于飛機推進系統(tǒng)及其降噪技術(shù)的不斷發(fā)展，飛機增升裝置已經(jīng)成為飛機漸進以及著陸時主要的噪聲源，尤其是前緣增升裝置。由于前緣增升裝置周圍復(fù)雜的流場環(huán)境，所產(chǎn)生的氣動噪聲較為明顯[3-4]。

關(guān)于前緣增升裝置氣動噪聲研究主要集中在前緣縫翼。前緣縫翼噪聲主要包括：中高頻尖頻噪聲、中低頻離散尖頻噪聲以及中低頻寬頻噪聲。其中分布在中低頻段的離散尖頻噪聲是由于縫道凹腔流-聲反饋回路而產(chǎn)生[5-6]。由于中低頻段離散尖頻噪聲對模型遠(yuǎn)場噪聲的總聲壓級貢獻最大，成為國內(nèi)外研究者關(guān)注的重點[7-9]。為了消除、降低由于凹腔內(nèi)自激振蕩所產(chǎn)生的噪聲，縫道凹腔填充、縫翼尖端延長板、凹腔封閉擋板等[10]多種降噪措施被提出，其降噪原理就是降低凹腔內(nèi)自激振蕩強度，甚至消除凹腔內(nèi)的自激振蕩現(xiàn)象。

前緣下垂，作為另一種較為常見的前緣增升裝置，其遠(yuǎn)場噪聲的總聲壓級要遠(yuǎn)低于前緣縫翼，被視作一種“安靜”的前緣增升裝置，被應(yīng)用到大型飛機A350、A380機翼內(nèi)翼段。由于前緣下垂構(gòu)型不存在前緣增升裝置與主翼之間的縫道，也沒有凹腔的存在，這種增升裝置徹底消除了中低頻段離散尖頻噪聲，這使中低頻段的聲壓級大幅下降。德國宇航中心(DLR)的SADE (SmArt high lift DEvices for next generation wings)[11-12]研究計劃和LEISA (Low noise Exposing Integrated design for Start and Approach)[13]研究計劃中，前緣下垂作為其中一種傳統(tǒng)前緣縫翼的降噪構(gòu)型被研究，二維增升裝置氣動力以及遠(yuǎn)場噪聲測試試驗結(jié)果表明：相較于傳統(tǒng)前緣縫翼，雖然前緣下垂失速迎角以及最大升力系數(shù)較低，但是，在所有關(guān)注的頻率范圍內(nèi)均具有明顯的降噪效果，最大降幅達(dá)到10 dB。Andreou等[14-15]在劍橋大學(xué)Makham風(fēng)洞對前緣增升裝置進行氣動噪聲試驗研究，通過對比前緣縫翼與前緣下垂構(gòu)型噪聲頻譜結(jié)果發(fā)現(xiàn)，前緣下垂構(gòu)型大幅降低了氣動噪聲，但是氣動力損失嚴(yán)重。楊小權(quán)等[16]對安裝前緣下垂增升裝置與前緣縫翼增升裝置的增升構(gòu)型(起飛/著陸構(gòu)型)流場進行了數(shù)值模擬，并對前緣下垂兩段翼與前緣縫翼三段翼(起飛/著陸)構(gòu)型的氣動噪聲進行了預(yù)測。研究結(jié)果表明：采用前緣下垂取代前緣縫翼,能夠消除產(chǎn)生氣動噪聲的渦源,從而達(dá)到降低氣動噪聲的目的,與此同時,采用前緣下垂設(shè)計后的飛機起飛阻力降低，可以減小發(fā)動機推力，從而降低了飛機起飛時的噪聲。

基于前緣增升裝置噪聲現(xiàn)有的研究情況，關(guān)于前緣下垂的研究都是與前緣縫翼進行對比分析研究，單獨對前緣下垂構(gòu)型進行的研究較少，其遠(yuǎn)場噪聲特性并未進行更加深入、具體的研究。

因此，本文選擇前緣下垂增升構(gòu)型作為研究對象，利用風(fēng)洞試驗的方法，研究在不同風(fēng)速、不同迎角下，前緣下垂構(gòu)型遠(yuǎn)場噪聲特性。同時，利用CFD方法提供必要的流場信息。

1 研究方法與模型

1.1 試驗設(shè)備

本次試驗在北京航空航天大學(xué)D5氣動聲學(xué)風(fēng)洞中進行，D5風(fēng)洞是一座低速、低湍流度、低噪聲回流氣動聲學(xué)風(fēng)洞，試驗段長度為2.5 m，風(fēng)洞噴口截面面積為1 m×1 m。D5風(fēng)洞消聲室內(nèi)壁由厚CAIA-L低頻吸聲隔聲板制成，用于模擬自由聲場環(huán)境，可以吸收99%以上的反射聲，自由聲場的低頻截止頻率為200 Hz[17]。

為了減弱試驗?zāi)Ｐ偷膶?dǎo)流作用，使得試驗流場更符合真實流場，并滿足遠(yuǎn)場噪聲測量需求，使用張緊的DSM Dyneema纖維布和吸聲板將試驗段改造成了閉口試驗段，壓力面使用單層DSM布，吸力面使用吸聲板和DSM Dyneema纖維布，以消除該側(cè)噪聲干擾。其中，DSM Dyneema纖維布是由荷蘭DSM公司研制的高纖維材料，與文獻[18]提及的Kevlar布具有相同的物理屬性，有良好的氣密性和較佳的透聲性，保證了遠(yuǎn)場噪聲測量的準(zhǔn)確性。DSM Dyneema纖維布的密度為90 g/m3，吸聲板采用外側(cè)為1.5 mm厚穿孔板(孔隙率30%)、內(nèi)側(cè)為吸聲棉(10 kg/m3)的設(shè)計。

此外，由于聲波傳播過程中經(jīng)過邊界層以及DSM Dyneema纖維布會發(fā)生聲損失，需要對聲學(xué)測試結(jié)果進行聲損失的修正[19]，本文所有結(jié)果均為修正后的結(jié)果。

如圖1所示，模型垂直安裝在上、下風(fēng)洞壁板之間，幾何中心距離噴口1 m。L表示模型的迎風(fēng)長度，由于迎角(α)的不同，模型的迎風(fēng)面積會有小幅變化，在試驗過程中，模型展長不變(為1 m)，迎風(fēng)面積為展長與迎風(fēng)長度的乘積；LF為在氣動力的作用下DSM布的最大變形量，與壓力面壁板所承受的壓力F有關(guān)。遠(yuǎn)場噪聲使用Brüel & Kjr公司的12通道聲學(xué)振動分析系統(tǒng)進行測量，包含有12通道的緊湊型LAN-XI模塊和1/2英寸自由場傳聲器(Type 4189)，傳聲器的敏感度為50 mV/Pa，動態(tài)范圍為14.6～146 dB，采樣頻率為25.6 kHz，采樣時間為41.75 s。遠(yuǎn)場麥克風(fēng)在距離模型幾何中心2 m的位置，方位角為290°。

圖1 風(fēng)洞以及試驗?zāi)Ｐ?俯視)示意圖

1.2 試驗?zāi)Ｐ团c工況

本文研究分析前緣下垂增升構(gòu)型在不同風(fēng)速、不同迎角下的遠(yuǎn)場聲源特性。

試驗采用二維多段翼模型，翼型的干凈弦長為0.4 m，展長為1 m。其中前緣下垂偏角為35°，在12%c(c為翼型弦長)處下垂。為了避免后緣襟翼的影響，襟翼為收起狀態(tài)，即襟翼偏角為0°。圖2為試驗?zāi)Ｐ徒孛鎴D，試驗?zāi)Ｐ陀?個部分組成：前緣下垂、主翼前段、主翼中段、主翼后段以及后緣襟翼。

圖2 試驗?zāi)Ｐ徒孛鎴D

試驗測試過程中模型的前緣以及后緣增升裝置的幾何參數(shù)均保持不變，即前緣下垂偏角為35°，后緣襟翼收起。試驗所涉及的工況為：自由流速(U∞)變化范圍為30～50 m/s，每隔5 m/s測量一次；來流迎角變化范圍為4°～10°，每隔1°測量一次。同時，由于聲音傳播速度與空氣溫度相關(guān)，試驗過程中還對溫度進行監(jiān)測。測試時，試驗段溫度保持在17～20 ℃之間。

1.3 數(shù)值方法

本文采用ANSYS ICEM網(wǎng)格生成軟件建立了二維結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，第1層網(wǎng)格距離壁面的距離為參考弦長的1×105倍，y+小于1。采用計算流體動力學(xué)軟件FLUENT作為求解器，湍流模型采用一方程Spalart-Allmaras(S-A)模型，方程中的動量和湍流動能為二階迎風(fēng)格式。采用SIMPLEC算法處理了壓力-速度耦合問題。同時，為了驗證數(shù)值模擬的可靠性，選擇30P30N翼型進行驗證計算[20]。

文獻[21]中風(fēng)洞試驗所得到的升力系數(shù)CL與計算所得的對比如圖3(a)所示，在迎角α≤19°時，翼型總升力系數(shù)隨著迎角的增大而增大，這一點與試驗結(jié)果吻合得較好。其中，前緣縫翼、主翼以及后緣襟翼自身的氣動性能也與試驗值吻合良好；在迎角α>19°后，計算得到的前緣縫翼的升力系數(shù)較試驗值偏大，這就間接地導(dǎo)致多段翼型總體升力系數(shù)的計算值偏大，并且失速迎角后移了2°左右，失速迎角在23° 附近。圖3(b)為迎角為8°時，30P30N翼型表面壓力系數(shù)Cp分布的對比圖，可以看出，縫翼、主翼和襟翼的表面Cp均吻合良好。

由于本次試驗無法準(zhǔn)確測出壓力面DSM布的變形情況，利用CFD方法計算壓力面固壁的受力情況，進而評估DSM布的變形情況。因此，本文計算區(qū)域與閉口段尺寸相同，噴口邊界條件為速度入口，集氣口條件為壓力出口，兩側(cè)壁面以及模型邊界條件為固壁無滑移。

圖3 風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)與數(shù)值模擬結(jié)果對比

2 前緣下垂遠(yuǎn)場噪聲特性

圖4給出了風(fēng)速為30、40、50 m/s時，各個迎角下的前緣下垂增升構(gòu)型遠(yuǎn)場噪聲頻譜圖。其中，SPL為聲壓級，黑色的虛線為對應(yīng)風(fēng)速下背景噪聲頻譜。從圖中可以看出，前緣下垂遠(yuǎn)場噪聲基本以寬頻為主，在高頻段有離散的尖頻噪聲出現(xiàn)。從圖4(a)中可以看出，尖頻噪聲隨著迎角的增加向高頻移動。

圖4 迎角對前緣下垂遠(yuǎn)場噪聲特性的影響

此外，前緣下垂寬頻噪聲幅值在所關(guān)注的頻譜范圍(200 Hz～10 kHz)內(nèi)，相較于背景噪聲高出2～3 dB，特別是在低頻范圍(200～500 Hz)，比背景噪聲高出近5 dB。同時可以看出，迎角的改變對前緣下垂低頻寬頻噪聲的幅值的影響比較明顯。圖5為低頻范圍模型遠(yuǎn)場噪聲頻譜圖，隨著迎角從4°增加7°，低頻寬頻噪聲幅值逐漸減小，而隨著迎角進一步由7°增加10°，寬頻幅值出現(xiàn)增加的趨勢。

圖5 低頻寬頻噪聲頻譜圖

從圖5中還可以看出，當(dāng)迎角不變時，隨著風(fēng)速由30 m/s增加到50 m/s，寬頻的幅值逐漸增加。

3 前緣下垂寬頻噪聲馬赫數(shù)相似率

先前關(guān)于前緣縫翼噪聲研究[22]發(fā)現(xiàn)增升構(gòu)型噪聲數(shù)據(jù)符合速度冪次律，噪聲聲壓級與來流速度的5～6次方成正比，具體取決于增升構(gòu)型前/后緣增升裝置的縫道參數(shù)設(shè)置。而Dobrzynski和Pott-Pollenske[23]通過風(fēng)洞試驗的方法對增升構(gòu)型的遠(yuǎn)場噪聲數(shù)據(jù)進行測量分析，發(fā)現(xiàn)縫翼噪聲頻譜聲壓級符合馬赫數(shù)(Ma)的4.5次方冪次律。Mendoza等[24]在NASA蘭利研究中心的靜音風(fēng)洞對高升力裝置(縫翼和主翼)進行了氣動噪聲研究，發(fā)現(xiàn)不同Ma條件下的縫翼噪聲頻譜在全頻段與Ma的5次方重疊較好，而按照Ma的4次方進行無量綱化的聲壓級曲線在中頻頻域重疊程度更好?？梢钥闯觯熬壙p翼噪聲與Ma的相似率基本在4～6次方之間。因此，本節(jié)主要探究前緣下垂噪聲符合的速度相似律。

圖6給出了迎角為4°時，前緣下垂寬頻噪聲未進行Ma相似、進行Ma的4次方、5次方和6次方相似的頻譜圖。其中，參考速度Uref為10 m/s。從圖6(c)中可以看到，在低頻范圍(200～400 Hz)，前緣下垂寬頻噪聲頻譜重疊度良好，符合Ma的5次方冪次律；而在中、高頻范圍(400 Hz以上)，噪聲頻譜與Ma的6次方重疊程度更好。

圖6 迎角為4°時寬頻噪聲的Ma相似頻譜圖

可以看出，本文所關(guān)注的低頻段的前緣下垂寬頻噪聲基本符合Ma的5次方冪次律。圖7為各個迎角下，前緣下垂低頻寬頻噪聲的Ma相似率頻譜圖。其中，n代表Ma的次方數(shù)。頻譜結(jié)果與圖6中的結(jié)果相同，在低頻范圍內(nèi)，噪聲頻譜曲線與Ma的5次方的重疊度更好。前緣下垂在低頻的聲源特性介于單極子聲源與偶極子聲源之間。

圖7 不同迎角下低頻寬頻噪聲Ma相似頻譜圖

4 迎角對前緣下垂低頻寬頻噪聲的影響

從圖4和圖5的結(jié)果可以看出，迎角的改變對前緣下垂低頻寬頻噪聲的幅值的影響比較明顯，且在不同的速度下，影響規(guī)律基本一致。因此，本節(jié)選取來流速度為50 m/s，迎角為4°～8°下的遠(yuǎn)場噪聲數(shù)據(jù)，重點分析迎角的改變對前緣下垂低頻寬頻噪聲影響規(guī)律。

為了更加清楚地分析各個迎角下低頻寬頻噪聲曲線的變化趨勢，將頻譜圖分為小迎角范圍(4°～7°)和大迎角范圍(7°～10°)兩部分，如圖8所示。

由于為了避免后緣襟翼噪聲的干擾，襟翼被收起，即此時的增升構(gòu)型為單段翼構(gòu)型。單段翼噪聲主要包括：中低頻寬頻噪聲以及高頻尖頻噪聲。其中，寬頻噪聲的產(chǎn)生與構(gòu)型的幾何外形(厚度、彎度等)[25]以及構(gòu)型附近流場特性(氣動力、迎風(fēng)面積等)有關(guān)。高頻尖頻噪聲主要與尾緣渦脫落[26]有關(guān)。高頻的尾緣渦脫落噪聲在圖4(a)中已經(jīng)看到。下文僅探討低頻寬頻噪聲的變化規(guī)律。

顯然，迎角的改變會影響構(gòu)型的氣動力以及構(gòu)型在風(fēng)場中的迎風(fēng)尺寸。根據(jù)模型遠(yuǎn)場氣動噪聲測量的相似律[27]：

圖8 來流風(fēng)速為50 m/s時不同迎角下前緣下垂的低頻寬頻噪聲頻譜圖

(1)

式中：S為模型迎風(fēng)面積；D為模型與測量點的距離；下標(biāo)model表示測試模型的相關(guān)參數(shù)信息；下標(biāo)scaled表示參考模型的相關(guān)參數(shù)信息。由于前緣下垂偏角為35°，后緣襟翼偏角為0°，可以看到，由于模型展長固定，隨著迎角從4°增加到10°，構(gòu)型的有效迎風(fēng)面積只與模型的迎風(fēng)長度L有關(guān)。此外，構(gòu)型壓力面選用DSM布作為壁板，受到氣動力的影響，DSM布會產(chǎn)生小幅變形，這會間接影響模型附近流場，進一步影響噪聲的幅值。

圖9為CFD計算出的不同迎角下構(gòu)型壓力面壁板受力圖。其中，假設(shè)壓力面壁板為固壁，即不會形變?？梢钥闯?，隨著迎角的增加，壓力面壁板受到的壓力逐漸增加，具體受力數(shù)值如圖10中曲線(六邊形空心點)所示。圖10展示的是不同迎角下，構(gòu)型壓力面受力以及構(gòu)型迎風(fēng)長度的具體數(shù)值。隨著迎角的增加，迎風(fēng)長度先減小再增加。

圖9 不同迎角下構(gòu)型壓力面壁板受力

圖10 迎角對壓力面受力以及迎風(fēng)長度的影響

圖11給出了僅考慮有效迎風(fēng)面積、僅考慮壓力面DSM布變形以及綜合考慮兩者對遠(yuǎn)場低頻寬頻噪聲幅值影響的歸一化頻譜圖。其中，參考值Lref和Fref為圖10中迎角為0°時對應(yīng)的值。

首先，僅考慮有效迎風(fēng)面積對噪聲的影響，如圖11(a)所示。可以看到，經(jīng)過歸一化處理后，在大迎角范圍重疊度良好。迎風(fēng)長度L在小迎角范圍內(nèi)變化不是很大，然而在大迎角范圍，增幅明顯。因此，當(dāng)僅考慮構(gòu)型有效迎風(fēng)面積的影響時，噪聲頻譜在大迎角范圍時的歸一化曲線重合得更好。換言之，有效迎風(fēng)面積這個參數(shù)在大迎角時對遠(yuǎn)場噪聲幅值的影響更加明顯。

此外，僅考慮壓力面DSM布的變形對噪聲的影響，如圖11(b)所示。可以看到，經(jīng)過歸一化處理后，在小迎角范圍重疊度較好。由于對試驗過程中布的形變量無法精準(zhǔn)掌握，所以用壓力面固壁受力情況對DSM布的變形情況進行評估。顯然，隨著迎角的增加，壓力面受力增加，DSM布向外膨脹形變，導(dǎo)致實際風(fēng)洞內(nèi)、外壓強相較于計算值要小，實際DSM布的受力變形量也要比評估修正值要小。因此，在大迎角時，由于修正值較大，經(jīng)過歸一化處理后的頻譜曲線重疊不好。

接下來綜合考慮有效迎風(fēng)面積以及壓力面DSM布變形對噪聲的影響，如圖11(c)所示?？梢钥吹剑?jīng)過歸一化處理后，在所關(guān)注的迎角范圍內(nèi)重疊度均良好。只不過由于在大迎角時DSM布形變修正值略大，重疊度稍差一些。

從圖11(c)中可以看出，小迎角范圍的擬合結(jié)果是3種情況中最好的。在小迎角范圍時，遠(yuǎn)場噪聲頻譜幅值是同時受到有效迎風(fēng)面積以及壓力面DSM布變形影響的。在大迎角范圍，圖11(a)中的擬合結(jié)果是3種情況中最好的。對于在大迎角范圍時，遠(yuǎn)場噪聲頻譜幅值對有效迎風(fēng)面積的改變更加敏感。

圖11 壓力面受力和迎風(fēng)長度對前緣下垂低頻寬頻噪聲的影響(U∞=50 m/s)

因此，當(dāng)迎角改變時，遠(yuǎn)場低頻寬頻噪聲的變化規(guī)律與有效迎風(fēng)面積以及壓力面DSM布變形情況有關(guān)。進一步，遠(yuǎn)場低頻寬頻噪聲幅值變化規(guī)律與模型附近流場特性有關(guān)。

5 結(jié) 論

1) 前緣下垂增升構(gòu)型遠(yuǎn)場噪聲頻譜以寬頻噪聲為主。隨著迎角的增加，中高頻寬頻幅值變化不大，但是在低頻范圍(200～500 Hz)內(nèi)，寬頻幅值變化明顯。隨著來流風(fēng)速的增加，寬頻幅值逐漸增加。

2) 通過分析前緣下垂遠(yuǎn)場噪聲頻譜結(jié)果發(fā)現(xiàn)，低頻(200～400 Hz)寬頻噪聲幅值與Ma的5次方冪次律吻合良好，而在中高頻范圍(400 Hz以上)，噪聲幅值與Ma的6次方重疊程度更好。前緣下垂在低頻的聲源特性介于單極子聲源與偶極子聲源之間。

3) 由于迎角的增加會影響增升構(gòu)型氣動力以及構(gòu)型在風(fēng)場中的迎風(fēng)尺寸。通過分別分析有效迎風(fēng)面積、壓力面DSM布變形以及兩者共同對遠(yuǎn)場噪聲幅值的影響，發(fā)現(xiàn)在迎角變化時，遠(yuǎn)場低頻寬頻噪聲幅值變化規(guī)律與模型附近流動通過的面積有關(guān)。