牟永飛，李杰

（西北工業(yè)大學(xué)航空學(xué)院，西安710072）

0 引 言

在過去的幾十年中，研究人員在理解和研究機(jī)體噪聲的產(chǎn)生機(jī)制以及開發(fā)和測(cè)試實(shí)用的降噪技術(shù)方面付出了巨大的努力。在高旁路渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)和聲襯材料的廣泛應(yīng)用后，發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲水平已經(jīng)大幅降低。在這種情況下，使得機(jī)身部件，如機(jī)翼和邊條，在客機(jī)降落進(jìn)場(chǎng)時(shí)產(chǎn)生的噪聲與發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲相當(dāng)。早期的研究重點(diǎn)放在由前緣縫翼和后緣襟翼產(chǎn)生的噪聲源的研究中，之后研究重點(diǎn)轉(zhuǎn)移到了由飛機(jī)起落架產(chǎn)生的更具挑戰(zhàn)性的噪聲源上。

降低飛機(jī)起落架噪聲已被證明是一個(gè)非常困難的問題，主要是由于所涉及的幾何形狀非常復(fù)雜，同時(shí)部件之間還會(huì)發(fā)生非常嚴(yán)重的干擾。一直以來研究關(guān)注重點(diǎn)放在了起落架及其整流罩，而忽略了機(jī)身起落架艙以及艙門對(duì)整體的影響。例如在實(shí)際飛行測(cè)試中，整流罩整體收益被增加的低頻噪聲掩蓋，而這些低頻噪聲來源于起落架艙門間的空腔。實(shí)際上，艙門也能在感興趣的頻率范圍內(nèi)產(chǎn)生重大影響，起落架尾跡流經(jīng)艙門產(chǎn)生的后果是必須予以考慮的。有研究結(jié)果顯示在艙門下游湍流強(qiáng)度高出10%的區(qū)域，而且在一般情況下，主起落架由于側(cè)收只有單側(cè)艙門，其對(duì)遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲存在一定的遮擋效應(yīng)，即在非門一側(cè)的總聲壓級(jí)要大于有門一側(cè)，對(duì)B777縮比模型的試驗(yàn)測(cè)試結(jié)果驗(yàn)證了這一觀點(diǎn)。南安普頓大學(xué)的R.Fattah等采用數(shù)值方法和風(fēng)洞試驗(yàn)研究了簡化的艙門和支柱之間的干擾情況。但是，與主起落架艙門不同，位于飛機(jī)頭部的前起落架一般都具有對(duì)稱的雙側(cè)門，其流場(chǎng)特征與噪聲特性都會(huì)與主起落架艙門的特性存在很大的差異。

對(duì)前起落架的研究影響最為廣泛當(dāng)屬由法國宇航公司（ONERA）領(lǐng)導(dǎo)的LAGOON（Landing Gear Noise Database for CAA Validation）研 究 計(jì)劃，其以A 320的前起落架簡化模型為研究對(duì)象，模型中只保留了兩個(gè)機(jī)輪、輪軸以及支柱，在研究中并沒有考慮艙門、艙以及機(jī)體的干擾影響，而實(shí)際情況是民用飛機(jī)在進(jìn)場(chǎng)打開起落架時(shí)，起落架都是與艙門和機(jī)體共同存在的，不會(huì)單獨(dú)出現(xiàn)；Guo Z等研究了帶簡化起落架艙的LA‐GOON模型的氣動(dòng)噪聲狀況，但依然沒有引入艙門和機(jī)體的干擾；T.Ricciardi等使用DES方法對(duì)帶機(jī)身等完整前起落架噪聲進(jìn)行了數(shù)值模擬，最后使用POD方法對(duì)兩個(gè)艙門之間的流體進(jìn)行了研究，分析了相干結(jié)構(gòu)；喬渭陽等基于準(zhǔn)穩(wěn)態(tài)假設(shè)和分布點(diǎn)聲源模型，并采用最新發(fā)展的噪聲源半經(jīng)驗(yàn)參數(shù)預(yù)測(cè)公式，發(fā)展和完善了用于飛機(jī)噪聲輻射預(yù)測(cè)的計(jì)算模型和方法；許遠(yuǎn)等對(duì)某型飛機(jī)起落架結(jié)構(gòu)件氣動(dòng)噪聲問題進(jìn)行了試驗(yàn)和仿真研究；陳濤等在飛行現(xiàn)場(chǎng)分別采用改進(jìn)的頻域波束形成和解卷積算法對(duì)ARJ21降落階段的起落架噪聲進(jìn)行了測(cè)量；任旺等提出了一種基于邊緣射流的方式對(duì)起落架進(jìn)行了降噪研究，并采用數(shù)值方法驗(yàn)證了射流的有效性；劉興強(qiáng)等采用仿真與試驗(yàn)的方法對(duì)不同來流速度下某型飛機(jī)前起落架1/6縮比模型的噪聲特性進(jìn)行了研究。雖然對(duì)起落架噪聲的研究是熱門問題，在實(shí)際飛行中起落架必然受到起落架艙門的影響，目前對(duì)起落架艙門的研究相對(duì)較少，劉瑜等、張玥婷等采用DES方法對(duì)考慮了艙門的空腔進(jìn)行了數(shù)值模擬。這些研究采用的計(jì)算模型均為簡化的平板與空腔，不能如實(shí)反映艙門處的流場(chǎng)特征。

在實(shí)際中，飛機(jī)進(jìn)場(chǎng)著陸放出前起落架時(shí)，起落架兩側(cè)會(huì)有艙門干擾。由于雙側(cè)艙門和機(jī)體的存在，會(huì)影響起落架周圍的流場(chǎng)，進(jìn)而影響遠(yuǎn)場(chǎng)輻射噪聲特征。因此，本文采用對(duì)起落架分離流場(chǎng)具有較強(qiáng)解析能力的IDDES方法并結(jié)合在遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲計(jì)算中廣泛采用的FW-H方程對(duì)某民用飛機(jī)的高保真前起落架系統(tǒng)中真實(shí)艙門的流場(chǎng)流動(dòng)特征以及其對(duì)整個(gè)起落架系統(tǒng)噪聲的影響進(jìn)行數(shù)值模擬計(jì)算，并對(duì)艙門附近流動(dòng)演化過程及艙門對(duì)遠(yuǎn)場(chǎng)輻射噪聲的影響進(jìn)行分析。

1 數(shù)值方法

1.1 流場(chǎng)控制方程與離散格式

本文采用有限體積法離散求解三維可壓縮非定 常RANS（Reynolds-Averaged Navier-Stokes）方程，黏性項(xiàng)采用二階中心差分格式離散，無黏項(xiàng)通量離散采用Roe格式和5階WENO（Weighted Essentially Non-oscillatory）插值方法，湍流模擬方法為基于兩方程SST（

k

-

ω

Shear-Stress-Trans‐port）模型的IDDES方法，時(shí)間推進(jìn)項(xiàng)采用隱式LU-SGS（Lower-Upper Symmetric Gauss-Seidel）雙時(shí)間法。

1.2 湍流模擬與遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲計(jì)算

湍流模擬采用IDDES方法，其結(jié)合了延遲分離渦模擬（Delayed Detached Eddy Simulation，簡稱DDES）方法和壁面模型大渦模擬（Wall Mod‐eled Large Eddy Simulation，簡稱WMLES）方法的優(yōu)點(diǎn)，重新定義亞格子尺度以直接引入壁面距離影響，構(gòu)造轉(zhuǎn)換效率更高的混合函數(shù)，能夠解決邊界層附近“對(duì)數(shù)層不匹配”（Log-layer Mismatch）的問題，并且能夠加快分離區(qū)RANS到LES的轉(zhuǎn)換。

遠(yuǎn)場(chǎng)輻射噪聲預(yù)測(cè)采用聲類比積分Formula‐tion 1C公式，該公式能顯式地計(jì)入均勻來流（

M

）的影響，在CFD計(jì)算問題以及風(fēng)洞試驗(yàn)問題中，便于數(shù)值編程計(jì)算。遠(yuǎn)場(chǎng)擾動(dòng)壓力計(jì)算公式如式（1）所示。

式中：

f

=0為積分控制面方程；d

S

為積分控制面上積分微元的面積。

式中：

c

，

M

，

ρ

，

p

分別為自由來流的聲速、馬赫數(shù)、密度和壓力；

ρ

，

u

，

p

為當(dāng)?shù)亓黧w的密度、速度和壓力；

v

，

n

，

δ

為積分面運(yùn)動(dòng)速度和外法向單位向量以及德羅尼克爾符號(hào)；

x

，

t

為觀測(cè)接收點(diǎn)位置和接收時(shí)間；

y

，

τ

為聲源位置和發(fā)射時(shí)間。

對(duì)于遠(yuǎn)場(chǎng)監(jiān)測(cè)點(diǎn)的接收時(shí)間和聲源發(fā)射時(shí)間，讓聲源發(fā)射時(shí)間占優(yōu)居于主導(dǎo)地位，即遠(yuǎn)場(chǎng)輻射 聲 壓 計(jì) 算 時(shí) 采 用Advanced Time Approach，該方法可以與CFD計(jì)算同步進(jìn)行，而且無需預(yù)先存儲(chǔ)大量流場(chǎng)數(shù)據(jù)。

2 起落架計(jì)算模型與網(wǎng)格

2.1 計(jì)算模型

有艙門的起落架原始模型的幾何形狀如圖1所示。起落架原始模型的部件包括機(jī)頭、起落架艙、艙門以及單獨(dú)的起落架。本文研究重點(diǎn)聚焦在飛機(jī)的前起落架，為此將機(jī)頭下游的機(jī)身、機(jī)翼、尾翼等部分改為類圓柱體代替，該圓柱體一直延伸至下游遠(yuǎn)場(chǎng)。

為了研究起落架艙門對(duì)起落架流場(chǎng)和遠(yuǎn)場(chǎng)輻射噪聲的影響，在起落架原始模型中將兩側(cè)艙門摘除，和原始模型采用相同的數(shù)值計(jì)算方法進(jìn)行流場(chǎng)模擬及對(duì)比分析，有無艙門的起落架模型對(duì)比如圖1（b）、圖1（c）所示。

圖1 民用飛機(jī)前起落架計(jì)算模型Fig.1 Calculation model of the nose landing gear of a civil aircraft

有艙門的起落架原始模型的計(jì)算域如圖2所示，計(jì)算域采用笛卡爾坐標(biāo)系，坐標(biāo)原點(diǎn)位于機(jī)身機(jī)頭前端，

x

軸的正方向?yàn)榱鲃?dòng)方向，

y

軸的正方向向右延伸，

z

軸的正方向向上。計(jì)算域設(shè)置為邊長為111

D

的立方體，其中

D

為起落架輪子的直徑（0.5 m），無門起落架模型計(jì)算域設(shè)置與有門起落架原始模型保持一致。在氣動(dòng)噪聲計(jì)算中，將類圓柱體擴(kuò)展到計(jì)算域的下游邊界，可以避免類圓柱尾跡湍流引起的數(shù)值誤差。

圖2 某民用飛機(jī)前起落架計(jì)算域Fig.2 Calculation domain of the front landing gear of a civil aircraft

2.2 計(jì)算網(wǎng)格

本文數(shù)值計(jì)算的計(jì)算網(wǎng)格采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格生成軟件ANSYS ICEM CFD生成高質(zhì)量的多塊結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。計(jì)算模型的網(wǎng)格單元數(shù)量約為7 900萬，計(jì)算網(wǎng)格空間截面和模型壁面網(wǎng)格如圖3所示。無門起落架模型在有門起落架模型網(wǎng)格生成過程中產(chǎn)生，這樣可以最大程度保持兩套計(jì)算網(wǎng)格的一致性，降低網(wǎng)格差異對(duì)有門無門模型計(jì)算結(jié)果的影響。

圖3 起落架原始模型計(jì)算網(wǎng)格空間截面和壁面網(wǎng)格Fig.3 The grid plane and wall grid in the landing gear model

3 數(shù)值方法驗(yàn)證算例與分析

3.1 算例計(jì)算模型

數(shù)值方法驗(yàn)證采用空客A 320前起落架的簡化縮比模型——LAGOON起落架模型為計(jì)算模型，采用IDDES方法對(duì)其流場(chǎng)進(jìn)行數(shù)值模擬，采用模型壁面脈動(dòng)壓力信息和遠(yuǎn)場(chǎng)輻射噪聲結(jié)果，與ONERA風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比。

LAGOON起落架模型如圖4（a）所示。該模型是A 320兩輪前起落架的簡化縮小模型（1∶2.5），主要由兩個(gè)機(jī)輪、輪軸、主支柱以及底部的試驗(yàn)支撐件三部分組成。主要網(wǎng)格步長約為4 mm，占機(jī)輪直徑的1.33%，物面第一層網(wǎng)格高度約為0.02 mm。

y

值如圖4（b）所示，可以看出：壁面絕大部分網(wǎng)格

y

值均小于1。機(jī)輪直徑0.3 m，模型

x

=0截面網(wǎng)格如圖4（c）所示，計(jì)算網(wǎng)格單元數(shù)量約為3 000萬，計(jì)算域分塊（Block）數(shù)為63。

圖4 LAGOON起落架計(jì)算模型、第一層網(wǎng)格y+值和空間截面計(jì)算網(wǎng)格（x=0）Fig.4 The calculation model of LAGOON landing gear，y+of first grid cell and the grid plane of x=0

ONERA的試驗(yàn)中自由來流

Ma

=0.23，基于機(jī)輪直徑的無量綱雷諾數(shù)

Re

=1.56×10。數(shù)值計(jì)算中無量綱物理時(shí)間步長為0.005。模型支撐件底部的地面，在數(shù)值計(jì)算中采用滑移物面（Slip Wall）邊界條件，其余物面采用無滑移物面（Noslip Wall）邊界條件。

3.2 算例計(jì)算結(jié)果分析

起落架機(jī)輪表面的IDDES方法壓力分布系數(shù)（-120°~120°）與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比結(jié)果如圖5（a）所示，可以看出：在迎風(fēng)面吻合良好，但在背風(fēng)面的分離點(diǎn)（-100°~-70°）附近有一定的差異，主要是由于此處受到了相鄰的支柱分離流動(dòng)尾跡的干擾。LAGOON起落架空間的

Q

等值面如圖5（b）所示，可以看出：IDDES方法很好地捕捉了流動(dòng)的尾跡，輪子尾跡區(qū)范圍較大，主支柱尾跡范圍比較小，而底部的支撐件做了處理，尾跡區(qū)很小不影響試驗(yàn)件的測(cè)量。

圖5 沿機(jī)輪圓周表面的C p分布對(duì)比和空間Q等值面Fig.5 The comparison of C p along the circumferential sur‐face of the wheels and one iso-contour of the Q-criterion

起落架流場(chǎng)

z

=0截面的等馬赫數(shù)線如圖6所示。

圖6 起落架流場(chǎng)z=0截面的等馬赫數(shù)線Fig.6 The iso-contour of Mach number of the flow field of landing gear in z plane

在ONERA的風(fēng)洞試驗(yàn)中使用非定常壓力傳感器測(cè)量模型壁面的脈動(dòng)壓力。

z

平面內(nèi)的部分監(jiān)測(cè)點(diǎn)

K

~

K

以及

K

~

K

的位置示意圖如圖7所示。

圖7 起落架壁面部分監(jiān)測(cè)點(diǎn)位置示意圖Fig.7 Schematic diagram of the monitoring points’position on the landing gear wall

流場(chǎng)脈動(dòng)壓力數(shù)據(jù)采樣時(shí)間步長與流場(chǎng)計(jì)算保持一致。本文只展示監(jiān)測(cè)點(diǎn)

K

、

K

以及遠(yuǎn)場(chǎng)麥克風(fēng)FarFly M 1、FarSid M 1計(jì)算值與試驗(yàn)測(cè)量值的對(duì)比，如圖8所示，可以看出：最大誤差在

K

監(jiān)測(cè)點(diǎn)的1 000 Hz附近，約為2.8 d B/Hz，計(jì)算值與試驗(yàn)值相對(duì)吻合較好，表明所采用的數(shù)值方法可以滿足本文計(jì)算研究需要。

圖8 起落架壁面監(jiān)測(cè)點(diǎn)PSD曲線、遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲計(jì)算結(jié)果與風(fēng)洞試驗(yàn)對(duì)比Fig.8 The PSD of the landing gear wall monitoring point and the calculation results of far-field noise are compared with the wind tunnel test data

4 艙門對(duì)起落架流場(chǎng)的影響分析

采用IDDES方法對(duì)有艙門模型和無艙門模型流場(chǎng)進(jìn)行數(shù)值模擬，垂直于流向（

x

軸正向），在流場(chǎng)中截取3個(gè)等間距的截面（

a

截面、

b

截面和

c

截面），以有艙門模型為例，3個(gè)截面位置示意圖如圖9（a）所示。無艙門起落架模型和有艙門起落架模型在三個(gè)截面內(nèi)馬赫數(shù)分布對(duì)比如圖9（b）~圖9（g）所示，可以看出：在艙門前端（

a

截面），內(nèi)側(cè)出現(xiàn)了負(fù)壓區(qū)，說明此處產(chǎn)生了流動(dòng)分離，這是由于艙門表面并非平直平板，而是帶有向內(nèi)側(cè)彎曲的一定弧度，導(dǎo)致產(chǎn)生流動(dòng)分離；艙門下游存在起落架的機(jī)輪和支柱等結(jié)構(gòu)，來流滯止產(chǎn)生高壓區(qū)，而兩側(cè)艙門之間的氣流壓力相對(duì)較低，高壓區(qū)氣流有向兩側(cè)艙門之間的低壓區(qū)流動(dòng)的趨勢(shì)，但是在無門起落架模型中，起落架艙體下方氣流向上運(yùn)動(dòng)趨勢(shì)相對(duì)有門模型較小。

圖9 無艙門模型和有艙門模型在a、b和c三個(gè)截面內(nèi)Cp分布對(duì)比Fig.9 The comparison of Cp distribution in three planes of landing gear model with or withrat cabin door

起落架艙門前端的壁面流線如圖10所示，可以看出：由于艙門表面不是平直而是向內(nèi)彎曲的，導(dǎo)致了壁面的流動(dòng)分離，這也驗(yàn)證了圖9中低壓區(qū)存在分離的分析結(jié)果。由于艙門的阻隔，兩側(cè)艙門內(nèi)側(cè)前端的分離流動(dòng)會(huì)向中心運(yùn)動(dòng)，然后混合在一起。同時(shí)，起落架艙體前緣脫落的剪切層流動(dòng)會(huì)與兩側(cè)艙門形成的分離流動(dòng)匯合，不穩(wěn)定的剪切層流動(dòng)失穩(wěn)后與分離氣流一起向下游運(yùn)動(dòng)，最后撞擊起落架轉(zhuǎn)向架前緣，這種混合的非定常分離流動(dòng)撞擊將會(huì)加強(qiáng)向上游反饋的壓力波動(dòng)，增大起落架遠(yuǎn)場(chǎng)輻射噪聲。起落架艙門附近的空間

Q

等值面如圖11所示。

圖10 起落架艙門壁面的流動(dòng)分離Fig.10 Separated flow on the wall of landing gear doors

圖11 起落架艙門附近的空間Q等值面Fig.11 One iso-contour of the Q-criterion around the landing gear doors

沿著流向（

x

軸正方向）截取6個(gè)等間距分布截面（編號(hào)1~6），截面均垂直于

x

軸，以有艙門模型為例，6個(gè)截面位置示意圖如圖12（a）所示。不穩(wěn)定剪切層和起落架艙門產(chǎn)生的分離流動(dòng)之間的混合過程如圖12（b）~圖12（g）所示，圖中流場(chǎng)參數(shù)渦量值（Vorticity Magnitude）為使用流場(chǎng)時(shí)間倒數(shù)（1/

t

）無量綱化后的結(jié)果。從圖12可以看出：不穩(wěn)定剪切層與門附近的分離流相對(duì)獨(dú)立，但在截面3~6中兩種流動(dòng)逐漸混合，在更大的區(qū)域內(nèi)產(chǎn)生不穩(wěn)定的分離流動(dòng)。

圖12 起落架艙門上的分離流動(dòng)與剪切層流動(dòng)混合Fig.12 The mixing of separated flow on landing gear door and the shear layer flow from the cavity leading edge

5 艙門對(duì)起落架遠(yuǎn)場(chǎng)輻射噪聲的影響分析

5.1 遠(yuǎn)場(chǎng)輻射噪聲對(duì)比

遠(yuǎn)場(chǎng)輻射噪聲預(yù)測(cè)采用聲類比積分Formula‐tion 1C公式。噪聲計(jì)算積分控制面及其面上非定常壓力分布如圖13所示，在圖13（a）中，紅色半透明矩形框?yàn)檫h(yuǎn)場(chǎng)輻射噪聲計(jì)算的可穿透積分控制面，此處由于起落架模型幾何外形十分復(fù)雜，各部件會(huì)對(duì)流場(chǎng)生成的噪聲產(chǎn)生反射影響，由于目前的聲類比積分公式無法計(jì)入反射影響，因此不選用壁面作為積分面。同時(shí)，由于起落架各部件流場(chǎng)之間也存在嚴(yán)重干擾現(xiàn)象，不選用只直接包含艙門的積分面，而是選用倒扣在起落架周邊，起落架、兩側(cè)艙門以及起落架艙體都被完全包括在內(nèi)的積分面。在無艙門起落架模型中，積分控制面設(shè)置完全相同。積分控制面表面的非定常壓力系數(shù)分布如圖13（b）所示，可以看出：積分面表面尤其是下游表面的壓力非定常特征十分明顯，這是起落架非定常湍流尾跡穿過該面所致。在遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲數(shù)值積分計(jì)算中，為消除湍流尾跡帶來的數(shù)值誤差影響，在下游設(shè)置若干相同積分面進(jìn)行平均，本文取3個(gè)面進(jìn)行平均。

圖13 噪聲計(jì)算積分控制面及其面上非定常壓力分布Fig.13 The control surface and the unsteady pressure distribution on the control surface

起落架模型中遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲的接收點(diǎn)位置示意圖如圖14所示。一共設(shè)置兩個(gè)半圓弧，每個(gè)半圓弧有19個(gè)接收點(diǎn)，每兩個(gè)鄰接點(diǎn)之間的間隔均為10°，兩個(gè)圓弧的中心設(shè)置在輪軸的中點(diǎn)，這兩個(gè)圓弧的半徑都是6 m。圓弧設(shè)置在模型對(duì)稱平面（

y

=0平面）內(nèi)，圖14（b）中的弧線所在平面與對(duì)稱面夾角60°，無艙門模型中監(jiān)測(cè)點(diǎn)設(shè)置與有艙門模型中保持一致。

圖14 起落架遠(yuǎn)場(chǎng)過頂噪聲和側(cè)邊噪聲監(jiān)測(cè)點(diǎn)位置示意圖Fig.14 Schematic diagram of far-field flyover noise and sideline noise monitoring points’location

有艙門和無艙門兩種起落架模型的過頂噪聲和側(cè)邊噪聲的總聲壓級(jí)（Overall Sound Pressure Level，簡稱OASPL）對(duì)比如圖15所示，其中

θ

表示監(jiān)測(cè)點(diǎn)與流向的夾角，最下游的監(jiān)測(cè)點(diǎn)夾角為0°，最上游監(jiān)測(cè)點(diǎn)夾角為180°。

圖15 有艙門模型（ori）和無艙門模型（without Doors）的遠(yuǎn)場(chǎng)過頂噪聲和側(cè)邊噪聲總聲壓級(jí)（OASPL）對(duì)比Fig.15 Comparison of flyover noise and sideline noise between original model and the model without doors

從圖15可以看出：無艙門起落架模型的遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲比有艙門的大，且側(cè)邊噪聲中，無艙門與有艙門之間的差值大于過頂噪聲，這說明了艙門對(duì)起落架模型噪聲輻射有一定的遮擋作用。在過頂噪聲和側(cè)邊噪聲中，上游的監(jiān)測(cè)點(diǎn)總聲壓級(jí)大于下游的監(jiān)測(cè)點(diǎn)，主要與對(duì)流放大現(xiàn)象有關(guān)。

5.2 聲波干涉現(xiàn)象

本文起落架艙門位于整個(gè)起落架結(jié)構(gòu)的外圍兩側(cè)，且面積相對(duì)較大，無論是對(duì)起落架艙體內(nèi)生成的噪聲還是起落架本身產(chǎn)生的噪聲都會(huì)形成遮擋和反射的作用。模型對(duì)稱平面（

y

=0）內(nèi)密度波動(dòng)的對(duì)比如圖16所示，可以看出：在起落架和艙體處都存在很強(qiáng)的噪聲源，起落架艙口上游出現(xiàn)較強(qiáng)的聲波干涉條紋；但從兩者的密度波動(dòng)對(duì)比上看，對(duì)稱面內(nèi)的區(qū)別并不是很大，基本相同。

圖16 無艙門模型和有艙門模型對(duì)稱面內(nèi)的密度波動(dòng)灰度圖對(duì)比Fig.16 Comparison of density fluctuation in symmetric plane between original model and the model without doors

通過5.1節(jié)分析得知起落架噪聲在側(cè)邊受艙門影響相對(duì)較強(qiáng)。在流場(chǎng)中截取與圖9中的3個(gè)截面

a

、

b

和

c

相同的截面，這3個(gè)截面內(nèi)的密度波動(dòng)灰度圖對(duì)比如圖17所示，可以看出：密度波動(dòng)條紋在無艙門模型中表現(xiàn)相對(duì)更為密集，且主要集中在起落架艙口兩側(cè)，這主要是由于本文中真實(shí)的艙體并非標(biāo)準(zhǔn)的長方體，而是艙體前緣線和后緣線都是圓柱狀機(jī)身的一部分，即存在向下凸起，這種幾何結(jié)構(gòu)導(dǎo)致艙體前緣脫落的剪切流在向下游運(yùn)動(dòng)過程中，有向展向兩側(cè)運(yùn)動(dòng)的趨勢(shì)，而且無艙門的阻擋和干擾，導(dǎo)致不穩(wěn)定剪切流不斷撞擊艙體兩側(cè)邊緣；除此之外，密度波動(dòng)圖中還存在一些相對(duì)低頻較低的大波動(dòng)，無艙門模型中這些大波動(dòng)強(qiáng)度更大，這是由于這些波動(dòng)生成后幾乎無其他部件干擾的向外傳播，而在有艙門模型中，要受到兩側(cè)艙門的阻擋和反射，消耗部分能量，因此稍遠(yuǎn)處的密度波動(dòng)能量相對(duì)較弱；同時(shí)，相對(duì)頻率較低的大波動(dòng)經(jīng)兩側(cè)艙門反射后，形成的干涉條紋也相對(duì)更稀疏。

圖17 無艙門模型和有艙門模型yz平面內(nèi)的密度波動(dòng)灰度圖對(duì)比Fig.17 Comparison of density fluctuation in three yz planes between original model and the model without doors

6 結(jié) 論

（1）民用飛機(jī)前起落架艙門迎風(fēng)端面非平直面，而是稍向內(nèi)側(cè)彎曲與來流具有一定夾角，在前端會(huì)引起當(dāng)?shù)剌^大的流動(dòng)分離，這些氣流在向下游運(yùn)動(dòng)的過程中，逐漸與艙體前緣脫落的剪切層流動(dòng)混合，擴(kuò)散至艙門間的整個(gè)區(qū)域。與純空腔的剪切流撞擊空腔后緣不同，這種不穩(wěn)定的混合流動(dòng)會(huì)撞擊起落架支柱且比單獨(dú)的剪切流失穩(wěn)撞擊產(chǎn)生的壓力波更強(qiáng)。

（2）起落架艙門阻擋干擾了上游氣流向展向擴(kuò)散并撞擊起落架艙體兩側(cè)邊緣的趨勢(shì)，同時(shí)遮擋噪聲造成起落架的側(cè)邊噪聲減小，并反射聲波在艙門之間區(qū)域形成聲波干涉現(xiàn)象。