趙 鯤，王勛年，*，宋玉寶，范正磊，KOPIEV Victor

(1. 中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 低速空氣動(dòng)力研究所，氣動(dòng)噪聲控制重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，綿陽 621000；2. 俄羅斯中央空氣流體動(dòng)力研究院 氣動(dòng)噪聲部，俄羅斯莫斯科 105005)

0 引 言

隨著航空產(chǎn)業(yè)的不斷發(fā)展，民用飛機(jī)數(shù)量大幅增加，在為民眾帶來交通出行方便的同時(shí)，伴隨產(chǎn)生的噪聲污染問題日益引起社會(huì)廣泛關(guān)注。為此，國際民用航空組織（International Civil Aviation Organization,ICAO）航空環(huán)境保護(hù)委員會(huì)（Committee for Aviation Environmental Protection, CAEP）和美國聯(lián)邦航空管理局（Federal Aviation Administration, FAA）制定了嚴(yán)格的適航審定噪聲排放標(biāo)準(zhǔn)。特別是2017年12月31日采用的第五階段噪聲適航審定標(biāo)準(zhǔn)，在限制噪聲排放的同時(shí)也已成為制約他國發(fā)展大飛機(jī)技術(shù)的一項(xiàng)技術(shù)壁壘[1-2]。我國也相應(yīng)制定了噪聲適航標(biāo)準(zhǔn)，對(duì)國內(nèi)航空產(chǎn)業(yè)發(fā)展具有較強(qiáng)的指導(dǎo)意義[1,3]。

民機(jī)噪聲主要以發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲和機(jī)體噪聲兩大類為主[4]。機(jī)體噪聲是由高速來流與飛行器固體表面相互作用產(chǎn)生的流致噪聲，主要噪聲源包括增升裝置（縫翼、襟翼等）、起落架等部件，目前是氣動(dòng)聲學(xué)研究領(lǐng)域的熱點(diǎn)問題[5]。開展機(jī)體噪聲試驗(yàn)研究，核心設(shè)備為聲學(xué)風(fēng)洞，特別是大尺度聲學(xué)風(fēng)洞。以起落架噪聲為例，自20世紀(jì)90年代歐盟RAIN項(xiàng)目起[5-6]，發(fā)達(dá)國家起落架噪聲研究領(lǐng)域的許多標(biāo)志性成果都源自其大尺度聲學(xué)風(fēng)洞[1,2,5,7-8]，這其中最主要的一個(gè)原因是由于許多氣動(dòng)噪聲問題在模型進(jìn)行了縮比之后無法暴露出來（如螺栓孔空腔噪聲）。由此可見，基于大型聲學(xué)風(fēng)洞開展大尺度氣動(dòng)噪聲試驗(yàn)研究十分必要。2013年，中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心（China Aerodynamics Research and Development Center,CARDC）建成我國首座大型航空聲學(xué)風(fēng)洞— 5.5 m ×4 m聲學(xué)風(fēng)洞（以下簡(jiǎn)稱“FL-17風(fēng)洞”），成為我國開展氣動(dòng)聲學(xué)和低湍流度測(cè)力/測(cè)壓相關(guān)的風(fēng)洞試驗(yàn)、研究驗(yàn)證固定翼飛機(jī)、直升機(jī)、高鐵等的氣動(dòng)聲學(xué)特性和噪聲抑制技術(shù)的重要試驗(yàn)研究平臺(tái)。

2018～2021年，CARDC與俄羅斯中央空氣流體動(dòng)力研究院（TsAGI）在兩國政府的共同支持下，聯(lián)合承擔(dān)了國家重點(diǎn)研發(fā)計(jì)劃政府間合作專項(xiàng)—中國與俄羅斯政府間科技合作項(xiàng)目“面向飛行器起落架降噪技術(shù)的針對(duì)不同尺度模型的噪聲產(chǎn)生機(jī)理研究”（以下簡(jiǎn)稱“中俄項(xiàng)目”）。該項(xiàng)目主要針對(duì)大尺度起落架模型開展噪聲特性與新型降噪方法研究，從而為兩國共同開發(fā)的大型民用客機(jī)降噪提供理論指導(dǎo)與技術(shù)支撐。項(xiàng)目執(zhí)行過程中，CARDC的FL-17風(fēng)洞得到全方面成功運(yùn)用[9-15]，有力地支撐了各項(xiàng)研究工作。

本文首先介紹了FL-17風(fēng)洞的研制歷程與性能指標(biāo)，并概述了起落架噪聲領(lǐng)域研究現(xiàn)狀及當(dāng)前存在的問題與難點(diǎn)。然后，針對(duì)性地以中俄項(xiàng)目為切入點(diǎn)，重點(diǎn)討論了FL-17風(fēng)洞在起落架噪聲機(jī)理與控制技術(shù)研究方面的應(yīng)用情況。最后，從FL-17風(fēng)洞角度分享了一些大型聲學(xué)風(fēng)洞的應(yīng)用經(jīng)驗(yàn)，以期對(duì)聲學(xué)風(fēng)洞的科研使用、民機(jī)噪聲控制等領(lǐng)域提供參考。

1 FL-17 5.5 m × 4 m聲學(xué)風(fēng)洞

1.1 FL-17風(fēng)洞研制歷程

聲學(xué)風(fēng)洞是國民經(jīng)濟(jì)與軍事領(lǐng)域開展相關(guān)聲學(xué)工程研究的核心基礎(chǔ)設(shè)施。為使我國獨(dú)立自主研制的民用飛機(jī)通過噪聲適航審定，降低高速列車、汽車和風(fēng)力機(jī)的氣動(dòng)噪聲，從而提高環(huán)境噪聲控制水平，提升直升機(jī)、無人機(jī)和其他飛行器的聲學(xué)隱身特性，我們必須建設(shè)好和利用好此類大型聲學(xué)風(fēng)洞地面聲學(xué)試驗(yàn)設(shè)備。

從20世紀(jì)30年代末開始，國外一些機(jī)構(gòu)就陸續(xù)建成了一批聲學(xué)風(fēng)洞，如法國CEPRA 19無回聲風(fēng)洞、英國皇家航空航天研究院的7.3 m無回聲風(fēng)洞、美國麻省理工學(xué)院的聲學(xué)風(fēng)洞等。由于年代久遠(yuǎn)，這些聲學(xué)風(fēng)洞的性能指標(biāo)相對(duì)較低，特別是聲學(xué)品質(zhì)相對(duì)較差。隨著科技發(fā)展與時(shí)代進(jìn)步，各領(lǐng)域?qū)鈩?dòng)聲學(xué)的研究需求愈發(fā)突出。為此，從20世紀(jì)后期開始，國外相繼完成了一批常規(guī)低速風(fēng)洞的航空聲學(xué)改造和新聲學(xué)風(fēng)洞建設(shè)，有力地提升了氣動(dòng)聲學(xué)試驗(yàn)研究能力。在現(xiàn)有設(shè)備基礎(chǔ)上改造的國外風(fēng)洞有：美國NASA阿姆斯研究中心NFAC 12 m × 24 m全尺寸風(fēng)洞、NASA高空風(fēng)洞AWT、法國ONERA F1風(fēng)洞及英國南安普敦大學(xué)2.1 m × 1.5 m低速風(fēng)洞等。以美國的NFAC全尺寸風(fēng)洞為例，其1990年完成聲學(xué)改造，試驗(yàn)段鋼框架內(nèi)安裝了消聲尖劈，且表面覆蓋了吸聲層并延伸至擴(kuò)散段內(nèi)。該次改造使試驗(yàn)段內(nèi)0.2～10 kHz的噪聲吸收率達(dá)到85%～95%[16]。20世紀(jì)后期，國外新建的大型航空聲學(xué)風(fēng)洞最典型代表為德國、荷蘭共同擁有的DNW低速風(fēng)洞，該座風(fēng)洞也是目前國際公認(rèn)的頂級(jí)聲學(xué)風(fēng)洞之一。另外，還有一批用于航空部件氣動(dòng)噪聲研究的小型聲學(xué)風(fēng)洞（如荷蘭代爾夫特理工大學(xué)的立式聲學(xué)風(fēng)洞、NLR的KAT小型聲學(xué)風(fēng)洞等），以及十幾座用于汽車及高速列車噪聲研究的風(fēng)洞（如通用、大眾、奔馳、寶馬等公司都建有汽車聲學(xué)風(fēng)洞）。

2013年以前，全世界只有歐洲、美國與日本擁有大型聲學(xué)風(fēng)洞，中國一直缺少這樣一座重要科研設(shè)備，嚴(yán)重制約了相關(guān)領(lǐng)域發(fā)展。為此，大型聲學(xué)風(fēng)洞的建設(shè)被提上日程，成為我國 “十一五”重大科技基礎(chǔ)設(shè)施建設(shè)項(xiàng)目之一。FL-17風(fēng)洞是我國自主設(shè)計(jì)、自行建造的國內(nèi)首座大型聲學(xué)風(fēng)洞，主要用于氣動(dòng)聲學(xué)和低湍流度測(cè)力/測(cè)壓相關(guān)試驗(yàn)。該風(fēng)洞于2004年開始論證，2006立項(xiàng)并完成初步設(shè)計(jì)，2011年開工建設(shè)， 2013年全面建成并投入使用，具體建設(shè)歷程見圖1。

圖1 FL-17 5.5 m × 4 m聲學(xué)風(fēng)洞建設(shè)歷程Fig. 1 Construction history of FL-17 5.5 m × 4 m aeroacoustic wind tunnel

1.2 FL-17風(fēng)洞性能指標(biāo)

FL-17風(fēng)洞是一座單回流式低速低湍流度聲學(xué)風(fēng)洞，具體結(jié)構(gòu)如圖2所示。表1展示了FL-17風(fēng)洞與歐洲D(zhuǎn)NW低速風(fēng)洞各項(xiàng)性能指標(biāo)對(duì)比，可以看出FL-17風(fēng)洞大部分性能指標(biāo)已超越后者。FL-17風(fēng)洞具有開、閉口兩個(gè)可更換試驗(yàn)段[10]，試驗(yàn)段長14 m、寬5.5 m、高4 m，橫截面為矩形。開口試驗(yàn)段外包圍著一個(gè)內(nèi)部凈空尺寸為26 m（寬） × 18 m（高） × 27 m（長）的全消聲室，截止頻率為100 Hz（1/3倍頻程）。

表1 FL-17風(fēng)洞與DNW-LLF聲學(xué)風(fēng)洞性能對(duì)比Table 1 Comparison between FL-17 and DNW-LLF aeroacoustic wind tunnel

圖2 FL-17風(fēng)洞結(jié)構(gòu)二維示意圖Fig. 2 2D Schematic of FL-17 wind tunnel

FL-17風(fēng)洞建設(shè)完成后，陸續(xù)配套發(fā)展了先進(jìn)的氣動(dòng)聲學(xué)試驗(yàn)研究體系，包括基于傳聲器陣列的噪聲源測(cè)量和識(shí)別技術(shù)、氣動(dòng)噪聲傳播特性試驗(yàn)技術(shù)、基于PIV測(cè)量的氣動(dòng)噪聲預(yù)測(cè)技術(shù)、基于PSP的非定常載荷測(cè)量技術(shù)等。結(jié)合先進(jìn)的測(cè)力、測(cè)壓等常規(guī)試驗(yàn)?zāi)芰?，F(xiàn)L-17風(fēng)洞整體性能指標(biāo)達(dá)到世界先進(jìn)水平。

2 中俄民用飛機(jī)起落架噪聲特性及控制技術(shù)聯(lián)合研究

2.1 起落架噪聲產(chǎn)生機(jī)理及其控制技術(shù)研究現(xiàn)狀概述

起落架是飛行器著陸時(shí)承載全部重量的核心部件，具有精密力學(xué)結(jié)構(gòu)。為保證結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性且方便日常維護(hù)與安全檢查，起落架外形并未得到有效優(yōu)化，其輪部、支桿等多種鈍體結(jié)構(gòu)直接與高速來流作用，極易產(chǎn)生強(qiáng)烈的氣動(dòng)噪聲[1]。圖3描述了空客A320飛機(jī)降落階段噪聲源有效感覺噪聲級(jí)(effective perceived noiselevel, EPNL) 權(quán)重，由圖可知起落架在總噪聲排放中的占比不容忽視。

圖3 空客A320降落階段噪聲源有效感覺噪聲級(jí)權(quán)重[6]Fig. 3 Relative weights of noise source EPNL of Airbus A320 at landing[6]

起落架是不同復(fù)雜噪聲源的集合體，其噪聲產(chǎn)生機(jī)理囊括了氣動(dòng)噪聲的多種基本成因，如鈍體繞流噪聲、空腔噪聲、湍流邊界層噪聲、渦-固干擾噪聲等[1]，這就大大增加了實(shí)現(xiàn)噪聲控制的難度。為此，以歐美為主的發(fā)達(dá)經(jīng)濟(jì)體提出了多種降噪技術(shù)思路，如整流罩、輪轂蓋等[1-2]，具體如表2所示。這其中技術(shù)成熟度最高的是整流罩、輪轂蓋等方法，且已經(jīng)開展了飛行試驗(yàn)[17-23]，但目前仍鮮有相關(guān)技術(shù)得到商業(yè)應(yīng)用。這主要是由于飛機(jī)起降段是事故多發(fā)期，所以起落架設(shè)計(jì)制造中，結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性是壓倒一切的考慮因素。任何需改動(dòng)起落架自身結(jié)構(gòu)的降噪措施都面臨風(fēng)險(xiǎn)，稍有不慎易導(dǎo)致重大事故。因此，當(dāng)前起落架降噪措施得到應(yīng)用較少的主要原因仍是從結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性考慮，且缺少可適用于各類姿態(tài)、結(jié)構(gòu)的普適降噪方法。技術(shù)成熟度最高的整流罩，也由于需要在起落架自身增加附加質(zhì)量而暫時(shí)止步于飛行試驗(yàn)階段。因此，起落架噪聲依舊是困擾民機(jī)研制領(lǐng)域的一項(xiàng)難題。本文作者曾專門撰寫中、英文綜述文章[1-2]，對(duì)起落架噪聲產(chǎn)生機(jī)理及相關(guān)降噪技術(shù)研究現(xiàn)狀進(jìn)行了詳細(xì)論述，有興趣讀者可參考。

表2 起落架降噪技術(shù)Table 2 Noise reduction technologies of the landing gear

鑒于當(dāng)前起落架噪聲研究存在的問題與難點(diǎn)，可以從以下兩個(gè)角度繼續(xù)下功夫：1） 深入挖掘起落架噪聲產(chǎn)生機(jī)理，有針對(duì)性地拓展新思路，提出新的解決方案；2） 改進(jìn)已有方法，提高技術(shù)成熟度，將概念推向裝機(jī)，解決工程問題。為此，CARDC與TsAGI共同申報(bào)了中俄項(xiàng)目，共同依托FL-17風(fēng)洞這座平臺(tái)開展相關(guān)研究工作。

2.2 中俄項(xiàng)目簡(jiǎn)介

CARDC與TsAGI依托中俄項(xiàng)目開展合作研究，針對(duì)飛行器起落架氣動(dòng)噪聲問題，綜合運(yùn)用試驗(yàn)、數(shù)值模擬、理論分析相結(jié)合的手段，獲得了起落架氣動(dòng)噪聲特性，構(gòu)建了噪聲物理基預(yù)測(cè)模型，研發(fā)驗(yàn)證了起落架氣動(dòng)噪聲控制技術(shù)。該項(xiàng)目內(nèi)建設(shè)完成了FL-17風(fēng)洞大尺度起落架噪聲試驗(yàn)研究平臺(tái)，建立了集試驗(yàn)、數(shù)值模擬與噪聲預(yù)測(cè)為一體的起落架噪聲數(shù)據(jù)庫，推進(jìn)了基于空氣幕和非常規(guī)截面支桿的兩種降噪技術(shù)發(fā)展。該項(xiàng)目的順利實(shí)施，有力地提升了CARDC與TsAGI兩家空氣動(dòng)力學(xué)研究機(jī)構(gòu)在起落架噪聲領(lǐng)域的研究水平，成果能夠?yàn)閲a(chǎn)民用客機(jī)、軍用運(yùn)輸機(jī)等各類大型飛機(jī)低噪聲起落架設(shè)計(jì)提供支撐。

項(xiàng)目執(zhí)行過程中，CARDC與TsAGI成立了聯(lián)合研究團(tuán)隊(duì)并開展務(wù)實(shí)合作，共同完成了以中俄聯(lián)合試驗(yàn)為代表的重要研究工作（圖4）。兩家單位通過優(yōu)勢(shì)互補(bǔ)、通力合作，實(shí)現(xiàn)了中俄兩國各自國家級(jí)空氣動(dòng)力學(xué)研究機(jī)構(gòu)的強(qiáng)強(qiáng)聯(lián)合與互利共贏。

圖4 大尺度起落架噪聲中俄聯(lián)合試驗(yàn)Fig. 4 Sino-Russia joint experiment on large-scale landing gear noise

下面將從大尺度起落架風(fēng)洞試驗(yàn)研究、起落架噪聲數(shù)據(jù)庫、基于非常規(guī)截面方法和基于空氣幕方法的起落架降噪技術(shù)等幾個(gè)方面對(duì)FL-17風(fēng)洞在中俄項(xiàng)目中的應(yīng)用進(jìn)行介紹。項(xiàng)目內(nèi)覆蓋的其他內(nèi)容，如不同尺度模型噪聲相似律、數(shù)值模擬、物理基噪聲工程預(yù)測(cè)模型、起落架/艙體耦合噪聲特性與控制研究、基于試驗(yàn)數(shù)據(jù)驅(qū)動(dòng)的起落架噪聲機(jī)器學(xué)習(xí)數(shù)值預(yù)測(cè)方法等內(nèi)容，請(qǐng)查閱相關(guān)報(bào)告與文獻(xiàn)[12,36,37,39-41]。

2.3 起落架噪聲特性大尺度試驗(yàn)研究

試驗(yàn)?zāi)Ｐ陀蒀ARDC與TsAGI聯(lián)合設(shè)計(jì)，由CARDC低速所加工中心負(fù)責(zé)制造。如圖5所示，模型主要包括支柱、輪胎、支桿等部件。整個(gè)模型通過外筒底部連接軸與底座連接，底座與試驗(yàn)支撐平臺(tái)固聯(lián)。為避免額外噪聲產(chǎn)生，底座與連接軸都配備了整流罩以實(shí)現(xiàn)光滑過渡。

圖5 起落架主要部件示意圖與模型實(shí)物Fig. 5 Schematic and real photos of the landing gear main component

為研究各參數(shù)對(duì)起落架噪聲影響，模型采用模塊化設(shè)計(jì)，確保各個(gè)部件可拆卸更換，從而能夠研究不同構(gòu)型下起落架噪聲特征及聲源分布規(guī)律。通過模型變換，可實(shí)現(xiàn)研究的起落架參數(shù)包括輪數(shù)、高度、攻角、輪攻角、偏角等，具體如圖6所示。

圖6 噪聲特性試驗(yàn)內(nèi)容Fig. 6 Contents of acoustic tests

四分之三開口試驗(yàn)段是為FL-17風(fēng)洞設(shè)計(jì)的多功能模型支撐平臺(tái)，其結(jié)構(gòu)如圖7所示。地板長13.5 m、寬8.6 m、標(biāo)高6.0 m，前緣與風(fēng)洞噴口無縫聯(lián)接。地板分為硬質(zhì)地板和穿孔板兩種構(gòu)造，本試驗(yàn)采用穿孔板地板。該結(jié)構(gòu)采用消聲處理，穿孔板下層布置吸聲尖劈，可有效降低地板噪聲反射，便于開展聲場(chǎng)測(cè)試工作。

圖7 起落架噪聲試驗(yàn)平臺(tái)（含四分之三平臺(tái)）Fig. 7 Platform for landing gear acoustic tests

試驗(yàn)采用自由場(chǎng)傳聲器排架與傳聲器陣列開展聲學(xué)測(cè)試，同步實(shí)現(xiàn)噪聲傳播特性和噪聲源分布規(guī)律分析。模型側(cè)面布置有自由場(chǎng)傳聲器，并設(shè)計(jì)加工自由場(chǎng)傳聲器支撐架。支撐系統(tǒng)采用常規(guī)桿式結(jié)構(gòu)，支撐桿外敷設(shè)一層吸聲襯，從而降低聲反射對(duì)測(cè)量結(jié)果影響。試驗(yàn)布置三排共30個(gè)自由場(chǎng)傳聲器，傳聲器陣列共135通道（圖8）。試驗(yàn)選用G.R.A.S的46 AE作為自由場(chǎng)傳聲器，頻率范圍為3.15～20 000 Hz；選用G.R.A.S的40PH作為陣列傳聲器，頻率范圍為0.1～20 kHz。

圖8 聲學(xué)測(cè)試布置示意圖Fig. 8 Schematic of the landing gear test setup

試驗(yàn)獲得許多重要結(jié)果，受本文篇幅所限，在此不做過多贅述，感興趣讀者可參考文獻(xiàn)[9]，在此僅以輪部半徑φ變化為例進(jìn)行簡(jiǎn)要說明。

輪部是起落架重要噪聲源之一，其關(guān)鍵參數(shù)直徑對(duì)整個(gè)起落架噪聲有重要影響，因此本項(xiàng)目試驗(yàn)對(duì)不同輪直徑的噪聲特性進(jìn)行了分析。圖9給出了三種輪直徑狀態(tài)下噪聲頻譜，由圖可知總趨勢(shì)變化并不明顯，即對(duì)寬頻噪聲特性影響較小，然而對(duì)于與輪部相關(guān)純音特征影響較大。例如，大輪狀態(tài)下峰值在750 Hz附近的一純音頻率，在中輪與小輪狀態(tài)下明顯前移。小輪狀態(tài)下出現(xiàn)若干不明原因尖峰，頻率為443、887、1 331 Hz，具有一定諧波特征。為深入分析噪聲源，試驗(yàn)采用拆解方法將輪部卸下進(jìn)行試驗(yàn)，具體如圖10所示。

圖9 不同輪直徑起落架噪聲頻譜特性（15號(hào)傳聲器）Fig. 9 Spectra of landing gear with different wheel diameters（MIC. 15）

圖10 無輪狀態(tài)Fig. 10 No-wheel scenario

圖11給出了小輪狀態(tài)和無輪狀態(tài)頻譜對(duì)比，可以看出不明峰值在兩種狀態(tài)下依然存在，且僅幅值發(fā)生一定變化，判斷該噪聲源與輪部無關(guān)。圖12給出了443 Hz時(shí)無輪狀態(tài)噪聲源定位結(jié)果，發(fā)現(xiàn)噪聲源出現(xiàn)在頂部連接軸端點(diǎn)，是來流作用于主支桿頂部引起的鈍體擾流純音噪聲。

圖11 小輪與無輪狀態(tài)下頻譜對(duì)比（15號(hào)傳聲器）Fig. 11 Comparison of the small-wheel and no-wheel spectra (MIC. 15)

圖12 無輪狀態(tài)下不同頻率噪聲源CLEAN-SC定位結(jié)果Fig. 12 Noise source localization of no-wheel scenario atdifferent frequencies in CLEAN-SC

如圖13所示，頂部端點(diǎn)純音噪聲僅在小輪狀態(tài)出現(xiàn)，判斷是由于隨著輪直徑變小，原先暴露在輪部側(cè)面尾流的頂部滑動(dòng)活塞端點(diǎn)(upper head of the sliding piston, UHSP)轉(zhuǎn)變?yōu)橹苯颖┞对趤砹髦?，從而產(chǎn)生與無輪狀態(tài)相似的單頻純音噪聲。因此，在進(jìn)行輪部尺寸設(shè)計(jì)時(shí)，應(yīng)綜合考慮兩側(cè)輪間端點(diǎn)噪聲情況；為避免增加純音噪聲，輪部直徑不應(yīng)過小。

圖13 大小輪起落架流場(chǎng)特性Fig. 13 Flow fields around small and large wheels

在中俄聯(lián)合研究中，為分析不同結(jié)構(gòu)參數(shù)（起落架高度、輪數(shù)、輪直徑、輪攻角、側(cè)滑角等）對(duì)起落架噪聲特性的影響，在FL-17風(fēng)洞開展了大尺度試驗(yàn)研究。該試驗(yàn)取得的數(shù)據(jù)與結(jié)論，有效地提升了對(duì)起落架噪聲特征及其產(chǎn)生機(jī)理的認(rèn)識(shí)，具體可參考已發(fā)表文獻(xiàn)[9,13]。

在本試驗(yàn)開展前， 國際上起落架噪聲大尺度試驗(yàn)研究的文獻(xiàn)全部來自于歐美，我國已開展的工作主要集中于小尺度試驗(yàn)研究與數(shù)值模擬等領(lǐng)域，數(shù)值模擬又由于缺少大尺度試驗(yàn)數(shù)據(jù)驗(yàn)證，因此與歐美相關(guān)同類型工作有較大差距。 本試驗(yàn)以及配套建設(shè)完成的大尺度試驗(yàn)平臺(tái)，有效填補(bǔ)了我國大尺度起落架氣動(dòng)噪聲的工程與學(xué)術(shù)研究空白，對(duì)我國起落架噪聲研究領(lǐng)域發(fā)展具有重要意義。

2.4 大尺度起落架噪聲數(shù)據(jù)庫

依托項(xiàng)目支持，CARDC建立了集試驗(yàn)、數(shù)值模擬與工程預(yù)測(cè)模型為一體的大尺度起落架噪聲數(shù)據(jù)庫與配套交互軟件（圖14）[15]。

圖14 大尺度起落架試驗(yàn)、仿真與預(yù)測(cè)模型數(shù)據(jù)庫軟件[15]Fig. 14 Database software of the full-scale landing gear experiment, simulation, and prediction model[15]

該數(shù)據(jù)庫試驗(yàn)部分源于2.3節(jié)所述FL-17大尺度聲學(xué)風(fēng)洞試驗(yàn)；數(shù)值模擬部分源于項(xiàng)目組開展并經(jīng)過FL-17試驗(yàn)數(shù)據(jù)驗(yàn)證的起落架流場(chǎng)大渦模擬（LES）/噪聲LEE（線化歐拉方程）數(shù)值仿真工作[12]；預(yù)測(cè)模型部分源于部件分析法，通過借鑒NASA、Boeing等工程預(yù)測(cè)模型框架以及國外相關(guān)研究成果，在項(xiàng)目所開展的風(fēng)洞試驗(yàn)測(cè)試及分析研究結(jié)果的基礎(chǔ)上發(fā)展與完善的工程預(yù)測(cè)模型。

歐美起落架噪聲領(lǐng)域研究基礎(chǔ)扎實(shí)、發(fā)展迅速，在試驗(yàn)、數(shù)值模擬和工程預(yù)測(cè)等方面均領(lǐng)先我國，但綜合運(yùn)用三種方法的相關(guān)工作開展較少。中俄項(xiàng)目內(nèi)建設(shè)完成的起落架氣動(dòng)噪聲試驗(yàn)、數(shù)值模型和噪聲工程預(yù)測(cè)模型數(shù)據(jù)庫，具備以下優(yōu)勢(shì)：

1）綜合優(yōu)勢(shì)。國外在起落架噪聲方面開展了大量的研究工作，數(shù)十年工作積累已然成形。就試驗(yàn)、數(shù)值模擬與工程預(yù)測(cè)模型單項(xiàng)而言，我們雖然發(fā)展很快，但差距仍然明顯。然而，將這三項(xiàng)工作相互融合并建立數(shù)據(jù)庫這點(diǎn)上，我們與國外站在了同一起跑線上。三種研究手段相互輔助，相互驗(yàn)證，能夠有效促進(jìn)對(duì)起落架氣動(dòng)噪聲機(jī)理的深入研究，加速提升我國起落架噪聲研究水平。

2）可擴(kuò)展優(yōu)勢(shì)。該數(shù)據(jù)庫涵蓋了不同狀態(tài)起落架試驗(yàn)、數(shù)值模擬和工程預(yù)測(cè)模型取得的起落架氣動(dòng)噪聲數(shù)據(jù)。大尺度試驗(yàn)數(shù)據(jù)更是彌足珍貴，能夠更好地指導(dǎo)數(shù)值模擬方法與工程預(yù)測(cè)模型的發(fā)展。數(shù)據(jù)庫設(shè)計(jì)成可擴(kuò)展結(jié)構(gòu)，為未來進(jìn)一步深化相關(guān)工作并提升對(duì)應(yīng)模塊提供了保障，也是后續(xù)將要繼續(xù)開展并完善的工作。

該數(shù)據(jù)庫面向全國無償發(fā)布，目標(biāo)是用以支持國內(nèi)同行共同發(fā)展。截止目前，已支持部分國內(nèi)合作單位開展了相關(guān)數(shù)值模擬、機(jī)器學(xué)習(xí)方面的研究工作[40]。

2.5 基于非常規(guī)截面方法的起落架降噪技術(shù)

如表2所示，部件優(yōu)化即通過合理設(shè)計(jì)氣動(dòng)外形實(shí)現(xiàn)降噪，是起落架噪聲控制領(lǐng)域的一項(xiàng)重要被動(dòng)控制方法。當(dāng)前，以歐盟為代表的國外學(xué)者在起落架部件優(yōu)化方面提出了許多思路，如在歐盟TIMPAN項(xiàng)目中提出并驗(yàn)證了幾種側(cè)撐桿、四輪起落架輪胎優(yōu)化方案[25]等。在中俄項(xiàng)目研究中，采用的方法是非常規(guī)截面支桿[11]。通過理論分析可知，常規(guī)圓形截面兩側(cè)流動(dòng)分離會(huì)產(chǎn)生噪聲源，在經(jīng)過圓柱表面反射后易形成偶極子聲源和四級(jí)子聲源。如圖15所示，通過合理控制橫截面截?cái)辔恢茫ń亟铅龋┛上瓷洚a(chǎn)生的鏡像偶極子聲源，這種方法可被用于改善支桿的氣動(dòng)噪聲。

圖15 雷諾數(shù)8 × 104下圓柱與截?cái)嗝鎴A柱尾流結(jié)構(gòu)PIV結(jié)果[11]Fig. 15 PIV results of the circular cylinder and truncated cylinder at the Reynolds number 8 × 104[11]

在CARDC-TsAGI聯(lián)合開展的FL-17風(fēng)洞大尺度起落架噪聲試驗(yàn)中，通過對(duì)比圓形截面和θ=109.5°的兩種支桿噪聲特性，驗(yàn)證了高雷諾數(shù)下非常規(guī)截面方法的噪聲控制能力。如圖16所示， 75 m/s風(fēng)速試驗(yàn)結(jié)果表明，重點(diǎn)頻段上的噪聲級(jí)都實(shí)現(xiàn)了預(yù)期噪聲控制效果。

圖16 高雷諾數(shù)下截?cái)嗝鎴A柱無輪起落架降噪效果驗(yàn)證試驗(yàn)[11]Fig. 16 Experimental validation of the noise control using truncated-cylinder for the landing gear without wheels under a high Reynolds number[11]

基于非常規(guī)截面的起落架降噪技術(shù)作為一種部件優(yōu)化方法，具有降噪效果，且不需增加附加機(jī)構(gòu)。在飛機(jī)增升減阻相關(guān)領(lǐng)域，部件優(yōu)化方法已經(jīng)得到了廣泛使用。然而需要說明的是，起落架作為承載飛機(jī)全部重量的關(guān)鍵部件，對(duì)其做出的任何修改會(huì)直接影響結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性，是需要經(jīng)過反復(fù)考量的。因此，該方法距離工程應(yīng)用仍有一段距離。

2.6 基于空氣幕的起落架噪聲控制技術(shù)

空氣幕是一種新型降噪技術(shù)，其本質(zhì)是一種具有狹長噴口的射流氣簾，通過偏折鈍體前方高速來流實(shí)現(xiàn)降噪，概念如圖17所示。作為一種氣動(dòng)噪聲控制新思路，空氣幕降噪方法最早的試驗(yàn)研究始于2009年，由NLR的Oerlemans和Bruin在小型聲學(xué)風(fēng)洞中完成[42]，在驗(yàn)證了空氣幕對(duì)鈍體噪聲控制的效果同時(shí)也發(fā)現(xiàn)了其自噪聲問題。隨后，筆者團(tuán)隊(duì)[31]針對(duì)空氣幕自噪聲問題，試驗(yàn)驗(yàn)證了其增量遠(yuǎn)小于該方法實(shí)現(xiàn)的總噪聲抑制量，進(jìn)一步說明了空氣幕的有效性。此外，筆者團(tuán)隊(duì)[30,43]還開展了基于雙層空氣幕布局的降噪研究工作，實(shí)現(xiàn)了自噪聲控制，進(jìn)一步提升了空氣幕降噪效果。

圖17 應(yīng)用于飛機(jī)起落架的空氣幕降噪方法示意圖[38]Fig. 17 Schematic of the landing gear noise reduction using a single air curtain [38]

為進(jìn)一步提升技術(shù)成熟度，CARDC以簡(jiǎn)化兩輪起落架為噪聲源，開展了大尺度空氣幕降噪方法試驗(yàn)驗(yàn)證。試驗(yàn)在FL-17風(fēng)洞中開展，如圖18所示，起落架模型高度為1.125 m，安裝于空氣幕噴口中心正后方，通過基座與地板實(shí)現(xiàn)固定連接，可實(shí)現(xiàn)調(diào)節(jié)空氣幕噴口與起落架之間的相對(duì)距離。圖18給出了來流風(fēng)速為70 m/s、空氣幕速度為40 m/s時(shí)試驗(yàn)結(jié)果，其中黑色線條（v∞= 70 m/s）代表僅有來流時(shí)的背景噪聲，即無起落架且無空氣幕（噴口封堵），紅色線條（Landing gear）代表起落架噪聲。由圖可知，開啟空氣幕后降噪效果明顯；當(dāng)空氣幕噴口與起落架之間距離為300 mm時(shí)，噪聲峰值最大控制量達(dá)到13.9 dB。

圖18 采用單層空氣幕的CARDC大尺度起落架氣動(dòng)降噪試驗(yàn)Fig. 18 CARDC large-scale experiment of the landing gear aerodynamic noise reduction using an air curtain

基于空氣幕的起落架噪聲控制技術(shù)相關(guān)成果是本項(xiàng)目的一個(gè)重要進(jìn)展。項(xiàng)目開展的大尺度空氣幕降噪試驗(yàn)，對(duì)1米量級(jí)模型的峰值頻率實(shí)現(xiàn)了超過10 dB的降噪效果，可以將該概念的技術(shù)成熟度向前推進(jìn)1～2等級(jí)。結(jié)合前期雙層空氣幕研究成果，目前CARDC在空氣幕降噪方面已處于國際第一梯隊(duì)，為空氣幕技術(shù)的后續(xù)發(fā)展和工程應(yīng)用奠定了基礎(chǔ)。

3 結(jié) 語

本文以中俄項(xiàng)目為例，介紹了FL-17 5.5 m×4 m聲學(xué)風(fēng)洞的研制歷程、性能及在中俄項(xiàng)目研究中的應(yīng)用情況。自FL-17風(fēng)洞建成以來，持續(xù)開展基礎(chǔ)與應(yīng)用研究并加強(qiáng)技術(shù)創(chuàng)新，截止2022年08月FL-17風(fēng)洞團(tuán)隊(duì)共完成各類試驗(yàn)2萬余次，先后承擔(dān)國家重點(diǎn)研發(fā)計(jì)劃政府間合作專項(xiàng)、國家自然科學(xué)基金、國家重大儀器專項(xiàng)、基礎(chǔ)加強(qiáng)重點(diǎn)項(xiàng)目、民機(jī)專項(xiàng)等各類科研項(xiàng)目八十余項(xiàng)。總結(jié)FL-17風(fēng)洞在科研工作中的應(yīng)用經(jīng)驗(yàn)，一個(gè)重要的方面就是瞄準(zhǔn)國家重大自主創(chuàng)新研究發(fā)展需求。通過試驗(yàn)?zāi)酥琳麄€(gè)設(shè)計(jì)階段的盡早介入、密切跟進(jìn)、靠前服務(wù)，努力提供“氣動(dòng)+聲學(xué)”的解決方案，進(jìn)一步提升聲學(xué)測(cè)量、數(shù)據(jù)分析等方面的試驗(yàn)技術(shù)。另一個(gè)重要方面是注重加強(qiáng)專業(yè)人才隊(duì)伍培養(yǎng)。FL-17風(fēng)洞最核心的兩支隊(duì)伍為風(fēng)洞運(yùn)行隊(duì)伍與科學(xué)研究隊(duì)伍，風(fēng)洞運(yùn)行隊(duì)伍主要涉及操作層面的工作，包括模型安裝、測(cè)控、洞體/動(dòng)力維護(hù)等崗位，大力發(fā)揚(yáng)“工匠”精神；科學(xué)研究隊(duì)伍是負(fù)責(zé)風(fēng)洞試驗(yàn)組織與數(shù)據(jù)分析、開展氣動(dòng)噪聲基礎(chǔ)與應(yīng)用創(chuàng)新研究的主力，主要以博士/碩士學(xué)歷層次人才為主。通過近十年的努力，F(xiàn)L-17風(fēng)洞團(tuán)隊(duì)初步形成了梯次搭配有序、人才結(jié)構(gòu)合理的兩支專業(yè)隊(duì)伍，充分釋放了團(tuán)隊(duì)人力資源潛能與使用效能。

隨著FL-17風(fēng)洞運(yùn)營管理的不斷優(yōu)化與試驗(yàn)技術(shù)的持續(xù)進(jìn)步，作為“大國重器”的一個(gè)代表，該風(fēng)洞將會(huì)在氣動(dòng)聲學(xué)學(xué)科相關(guān)領(lǐng)域發(fā)揮更為重要的作用。