羅 望，張世全，巫大秀

(航空工業(yè)成都飛機(jī)工業(yè)(集團(tuán))有限責(zé)任公司 技術(shù)中心，四川 成都 610092)

0 引 言

高涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)明以及發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴結(jié)構(gòu)的不斷完善，飛機(jī)推動(dòng)系統(tǒng)的噪聲不斷下降，這使得飛機(jī)機(jī)體噪聲成為了目前飛機(jī)飛行中的主要噪聲源[1-2].考慮到增升裝置是飛機(jī)機(jī)體噪聲的主要噪聲源，而縫翼噪聲(尤其在飛機(jī)起降階段)是增升裝置的重要噪聲源[3]，因此，開展對(duì)增升裝置縫翼噪聲的研究，有助于為降低機(jī)體噪聲提供理論基礎(chǔ)，并為我國(guó)的大型客機(jī)適航取證提供幫助.

通過風(fēng)動(dòng)試驗(yàn)以及數(shù)值仿真研究可知[4-7]，縫翼噪聲主要由前緣縫翼凹槽附近的復(fù)雜流動(dòng)造成,觀察前緣縫翼噪聲頻譜特性可發(fā)現(xiàn),前緣縫翼噪聲頻譜主要由低頻窄帶多峰值噪聲，寬頻噪聲，高頻窄帶噪聲三部分組成.

對(duì)于縫翼噪聲的仿真研究，主要采用LES(大渦模擬方法)、DDES(延遲脫體渦模擬)、SNGR(隨機(jī)湍流脈動(dòng)速度生成模型)等方法[8-15].一般分為二維仿真研究[8-11]以及三維仿真研究[12-15].二維仿真分析一般可較好地模擬出縫翼噪聲的頻譜特性，相對(duì)于三維仿真分析，其對(duì)計(jì)算資源的需求相對(duì)較少，適合做參數(shù)對(duì)比分析[10].相對(duì)于二維仿真計(jì)算，三維仿真計(jì)算考慮到了縫翼空腔處的三維展向流動(dòng)特點(diǎn)，主要用于更準(zhǔn)確地解釋縫翼噪聲產(chǎn)生機(jī)理及縫翼凹腔處流場(chǎng)流動(dòng)特性[14-15].考慮到本研究主要對(duì)三維半機(jī)翼進(jìn)行噪聲分析，而三維半機(jī)翼的直接噪聲分析對(duì)計(jì)算資源要求太過苛刻，故本研究主要進(jìn)行二維仿真噪聲分析.

機(jī)翼在實(shí)際飛行過程中會(huì)受到氣動(dòng)彈性作用而變形，引起其變形前后的結(jié)構(gòu)有所不同，該變形可能對(duì)機(jī)翼縫翼噪聲產(chǎn)生影響.由于目前考慮靜氣彈變形對(duì)機(jī)翼縫翼噪聲影響的研究較少(部分研究主要針對(duì)機(jī)翼高速下動(dòng)氣彈造成的振動(dòng)效應(yīng)對(duì)機(jī)翼噪聲的影響[16-17])，本研究采用Ansys Workbench仿真軟件平臺(tái)，分析了客機(jī)機(jī)翼在考慮靜氣彈作用下，機(jī)翼變形對(duì)機(jī)翼縫翼噪聲的影響.

1 半機(jī)翼模型建立

1.1 機(jī)翼翼型選擇

考慮到主要研究對(duì)象為縫翼噪聲，本研究采用FREQUENZ項(xiàng)目[18]的兩段翼型，并在此翼型的基礎(chǔ)上，構(gòu)建三維半機(jī)翼模型，具體如圖1所示.該構(gòu)型包括縫翼部分以及主翼部分，縫翼偏角為δs=26°，縫翼弦長(zhǎng)Cs=0.12C(C=Cstowed為二段翼巡航狀態(tài)弦長(zhǎng))，縫翼及主翼尾緣均為鈍體，其中縫翼尾緣厚度為7×10-4C，主翼尾緣厚度為3×10-3C.

為驗(yàn)證建模及仿真方法的準(zhǔn)確性，選擇與FREQUENZ實(shí)驗(yàn)相同的來流條件，即Ma=0.16，攻角α=13°，巡航弦長(zhǎng)C=0.4 m.

為驗(yàn)證翼型正確性做以下二維仿真.采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分，二維網(wǎng)格總節(jié)點(diǎn)數(shù)約為42萬個(gè)，計(jì)算域邊界距二段翼巡航狀態(tài)前緣點(diǎn)為50倍巡航弦長(zhǎng)，對(duì)縫翼凹腔處網(wǎng)格進(jìn)行了加密處理，其網(wǎng)格尺寸約為3×10-4C，約有15萬個(gè)網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)位于縫翼凹腔附近，約占總網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)數(shù)的35.7%.邊界條件設(shè)為壓力遠(yuǎn)場(chǎng)邊界，固壁面設(shè)為無滑移固體壁面邊界，附面層節(jié)點(diǎn)數(shù)為31個(gè)，第一層附面層網(wǎng)格尺寸為1×10-5C，向外增長(zhǎng)比例為1.1.近壁面網(wǎng)格細(xì)節(jié)如圖2所示.

基于FLUENT15.0軟件，采用RANS模擬模型方法求解穩(wěn)態(tài)流場(chǎng)，選用SST k-ω湍流模型模擬，壓力速度耦合采用SIMPLEC算法，空間離散選用二階精度格式，設(shè)置升力系數(shù)與阻力系數(shù)監(jiān)測(cè)窗口，當(dāng)升力系數(shù)及阻力系數(shù)變化小于0.1%時(shí)停止計(jì)算.

圖3為上述穩(wěn)態(tài)計(jì)算所得表面壓力系數(shù)與FREQUENZ實(shí)驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比.

可發(fā)現(xiàn)，本研究數(shù)值計(jì)算方法所得數(shù)據(jù)與實(shí)驗(yàn)吻合較好，其二段翼表面壓力分布與實(shí)驗(yàn)結(jié)果基本一致，這表明本研究所選用的二段翼模型相對(duì)于實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ褪禽^接近，同時(shí)，所用計(jì)算方法可較準(zhǔn)確的得到機(jī)翼表面壓力數(shù)據(jù).

1.2 三維半機(jī)翼建模

在機(jī)翼截面為FREQUENZ二段翼翼型基礎(chǔ)上，通過CATIA軟件，進(jìn)行三維半機(jī)翼幾何建模.參考空客A320機(jī)翼數(shù)據(jù)進(jìn)行建模，A320機(jī)翼數(shù)據(jù)如表1所示.為便于進(jìn)行計(jì)算，本研究所建三維半機(jī)翼模型上反角為0°.建模結(jié)果如圖4所示，半機(jī)翼翼展長(zhǎng)為14.96m.

表1 A320機(jī)翼參數(shù)

2 靜氣彈結(jié)構(gòu)變形分析

考慮到雙向耦合計(jì)算需要反復(fù)迭代求解，而單向耦合計(jì)算所需計(jì)算量大大減少，適合結(jié)構(gòu)本身比較復(fù)雜的情況.在研究小變形問題，尤其是小扭轉(zhuǎn)問題時(shí)，采用雙向耦合計(jì)算兩次以上的迭代過程變化很小，故本研究主要采用單向流固耦合來分析結(jié)構(gòu)變形.

2.1 單向流固耦合建模

基于ANSYS Workbench軟件平臺(tái).在Workbench Design Modeler模塊導(dǎo)入由CATIA軟件所創(chuàng)建的半機(jī)翼三維實(shí)體模型，并在該模塊分別創(chuàng)建出流體域與固體域；之后，分別將模型連接至流體域計(jì)算模塊CFX(ANYS中流體計(jì)算模塊)以及固體域計(jì)算模塊Static Stuctural以實(shí)現(xiàn)數(shù)據(jù)的單向傳遞；最后，先在CFX模塊劃分網(wǎng)格，計(jì)算半機(jī)翼模型受到的穩(wěn)態(tài)氣動(dòng)力，計(jì)算收斂后，基于Workbench 平臺(tái)將流體域計(jì)算所得氣動(dòng)力數(shù)據(jù)傳遞至固體域，并在StaicStuctural模塊計(jì)算半機(jī)翼模型的結(jié)構(gòu)變形.

2.2 網(wǎng)格劃分及計(jì)算條件

計(jì)算用網(wǎng)格采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分.在流體域的網(wǎng)格劃分過程中，對(duì)機(jī)翼附近的網(wǎng)格進(jìn)行了加密處理，同時(shí)，在機(jī)翼表面曲面較多的區(qū)域，也采用了加密網(wǎng)格，最后生成的流體域體網(wǎng)格數(shù)為12 504 569，總節(jié)點(diǎn)數(shù)為3 003 775.第一層附面層高度為1×10-4m，附面層數(shù)為12層.其示意圖如圖5、圖6所示.

固體域結(jié)構(gòu)采用的是實(shí)體結(jié)構(gòu)，其網(wǎng)格劃分方式同樣采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，同時(shí)對(duì)小結(jié)構(gòu)部分以及曲面部分采用網(wǎng)格加密處理，最后生成的固體域網(wǎng)格數(shù)為290 384，總節(jié)點(diǎn)數(shù)為467 132.其固體域網(wǎng)格示意圖如圖7所示.

這里對(duì)兩種飛行狀態(tài)下的半機(jī)翼單向流固耦合變形進(jìn)行分析.第一種狀態(tài)為進(jìn)場(chǎng)狀態(tài)，參考FREQUENZ項(xiàng)目，其馬赫數(shù)為Ma=0.16，攻角為α=13°.第二種狀態(tài)為考慮具有較大機(jī)翼變形條件下(如機(jī)翼剛度較小或特殊進(jìn)場(chǎng)條件下)的情況，具體參數(shù)則根據(jù)第一種情況的變形，相應(yīng)提高馬赫數(shù)(Ma=0.78)而得，并定義此狀態(tài)為苛刻狀態(tài).

在CFX模塊中進(jìn)行流體域求解時(shí)，求解模型選擇Shear Stress Transport 湍流模型，穩(wěn)態(tài)求解.計(jì)算收斂后，將計(jì)算所得壓力數(shù)據(jù)通過ANSYS Workbench 平臺(tái)傳遞至結(jié)構(gòu)計(jì)算模塊，計(jì)算各飛行狀態(tài)下的半機(jī)翼模型結(jié)構(gòu)變形.

2.3 流場(chǎng)結(jié)果分析

通過在CFX模塊對(duì)流體域進(jìn)行穩(wěn)態(tài)計(jì)算，可得到半機(jī)翼模型的表面壓力數(shù)據(jù)，如圖8、圖9所示，分別對(duì)應(yīng)了進(jìn)場(chǎng)狀態(tài)下的表面壓力云圖以及苛刻條件下的表面壓力云圖.

觀察可知，在進(jìn)場(chǎng)狀態(tài)下機(jī)翼所受的上下表面壓力差遠(yuǎn)小于苛刻狀態(tài)下機(jī)翼受到的上下表面壓力差，在進(jìn)場(chǎng)狀態(tài)，其最小表面壓力值為-7 125.078 Pa，最大表面壓力值為1 689.831 Pa；而在苛刻狀態(tài)，其最小表面壓力值為-74 475.727 Pa，最大表面壓力值為48 108.508 Pa.可見，在進(jìn)場(chǎng)狀態(tài)下機(jī)翼承受的氣動(dòng)力要遠(yuǎn)小于苛刻狀態(tài)下機(jī)翼承受的氣動(dòng)力.

2.4 結(jié)構(gòu)變形分析

在得到機(jī)翼的氣動(dòng)數(shù)據(jù)后，通過ANSYS Workbench平臺(tái)將其導(dǎo)入Static Stuctural模塊進(jìn)行結(jié)構(gòu)變形計(jì)算.考慮到本研究機(jī)翼結(jié)構(gòu)采用實(shí)體模型建模，而不是實(shí)際意義上的蒙皮與翼盒翼肋結(jié)構(gòu)的組合，故將機(jī)翼材料屬性設(shè)為：彈性模量為1.8E10 Pa，柏松比為0.33，在相同計(jì)算條件下，其機(jī)翼變形量與文獻(xiàn)[19]機(jī)翼變形量近似，符合機(jī)翼實(shí)際受氣動(dòng)力影響導(dǎo)致的變形.

結(jié)構(gòu)求解后，得到進(jìn)場(chǎng)狀態(tài)及苛刻狀態(tài)下的機(jī)翼結(jié)構(gòu)變形結(jié)果，圖10、圖11所示分別展示了兩種狀態(tài)下的機(jī)翼變形云圖.由圖可知，機(jī)翼在苛刻狀態(tài)下的受力變形相對(duì)于進(jìn)場(chǎng)狀態(tài)要大得多，在進(jìn)場(chǎng)狀態(tài)下，其最大變形處的位移為0.292 45 m，而在苛刻狀態(tài)下，其最大變形處的位移為1.755 9 m.

觀察機(jī)翼在氣動(dòng)力作用下的變形位移云圖可發(fā)現(xiàn)，機(jī)翼在受到氣動(dòng)力作用產(chǎn)生向上的位移的同時(shí)，還將伴隨機(jī)翼的扭轉(zhuǎn)，具體如圖12、圖13所示.在機(jī)翼受氣動(dòng)力變形時(shí)，其位移最大值處于機(jī)翼翼梢后緣尖點(diǎn)處，這表明機(jī)翼產(chǎn)生了負(fù)的扭轉(zhuǎn)角(可能與機(jī)翼為后掠翼有關(guān))，機(jī)翼變形過程中產(chǎn)生了向下低頭的趨勢(shì)，這表明機(jī)翼的變形導(dǎo)致了機(jī)翼的攻角略有減小.通過對(duì)比發(fā)現(xiàn)，在苛刻狀態(tài)下，由于其受到的氣動(dòng)力作用較大，導(dǎo)致機(jī)翼變形量較大，攻角減小量也較大；而在進(jìn)場(chǎng)狀態(tài)下，由于其受到的氣動(dòng)力作用較小，機(jī)翼變形量較小，同時(shí)機(jī)翼攻角的減小量也較小.

3 結(jié)構(gòu)變形對(duì)機(jī)翼遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲的影響

通過對(duì)半機(jī)翼模型進(jìn)行基于靜氣彈的單向流固耦合分析可知，在穩(wěn)態(tài)氣動(dòng)力作用下，會(huì)導(dǎo)致機(jī)翼產(chǎn)生向上的彎曲，同時(shí)，還伴隨機(jī)翼扭轉(zhuǎn)，具體表現(xiàn)為機(jī)翼攻角相對(duì)變形前狀態(tài)有所減小.為研究機(jī)翼變形對(duì)機(jī)翼噪聲的影響，以FREQUENZ二段翼二維模型為研究對(duì)象，分別分析其在不同攻角、不同輻射半徑下的噪聲變化.

3.1 計(jì)算條件及數(shù)值計(jì)算方法

選用翼型巡航弦長(zhǎng)C=0.4 m，來流馬赫數(shù)Ma=0.16，計(jì)算時(shí)大氣溫度選用295.26 k，攻角分別選用了10°、12°、13°，網(wǎng)格劃分與上節(jié)二維翼型選擇一致.

采用Fluent 15.0計(jì)算.穩(wěn)態(tài)計(jì)算與第二小節(jié)一致，在進(jìn)行瞬態(tài)計(jì)算時(shí)，采用基于Smagorinsky-Lilly湍流模型的LES方法，時(shí)間步長(zhǎng)選用5×10-6s，具體為先計(jì)算9 000時(shí)間步，用以消除穩(wěn)態(tài)計(jì)算的影響，之后再進(jìn)行15 000步瞬態(tài)計(jì)算，同時(shí)引入FW-H方程，統(tǒng)計(jì)15 000瞬態(tài)流場(chǎng)信息，用以求解聲場(chǎng).積分面選擇二段翼固壁面.

3.2 攻角變化對(duì)噪聲的影響

分別研究了攻角為10°、12°、13°情況下，二段翼的遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲輻射，以巡航弦長(zhǎng)前緣點(diǎn)為原點(diǎn)，在50倍巡航弦長(zhǎng)C的圓周上等角分布了72個(gè)監(jiān)測(cè)點(diǎn)，由監(jiān)測(cè)點(diǎn)得到的遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲指向性對(duì)比圖如圖14所示.由圖14可知，二段翼遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲指向性圖呈現(xiàn)明顯的偶極子特性，其指向性基本垂直于縫翼弦線；改變機(jī)翼攻角，對(duì)遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲的偶極子特性影響不大，但是會(huì)略微改變遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲最大處的噪聲聲壓級(jí)；當(dāng)機(jī)翼攻角減小時(shí)，最大處的遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲聲壓級(jí)略有增加.

為進(jìn)一步分析機(jī)翼攻角變化對(duì)機(jī)翼遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲的影響，研究50倍巡航弦長(zhǎng)，指向角270°下的監(jiān)測(cè)點(diǎn)遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲頻譜.圖15展示了不同攻角下該監(jiān)測(cè)點(diǎn)的遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲頻譜對(duì)比，采用了1/3倍頻程進(jìn)行頻譜對(duì)比分析.觀察發(fā)現(xiàn)，在低中頻段，噪聲幅值隨著攻角的降低有所增加；在高頻段處，噪聲幅值隨著攻角降低而略微降低.

由上述分析可知，當(dāng)機(jī)翼在靜氣彈作用下導(dǎo)致機(jī)翼攻角減小時(shí)，由于其增加了低中頻段的噪聲幅值，使得縫翼遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲總聲壓級(jí)相對(duì)原始狀態(tài)略有上升；攻角為13°狀態(tài),當(dāng)攻角減小3°的情況下，在50C弦長(zhǎng)，270°相位角情況下的監(jiān)測(cè)點(diǎn)總聲壓級(jí)相對(duì)增加了約1 dB.

3.3 不同遠(yuǎn)場(chǎng)半徑下的遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲變化

考慮到機(jī)翼變形伴隨著攻角及機(jī)翼位移的變化，為研究機(jī)翼位移變化對(duì)噪聲的影響，在攻角為13°的情況下，研究了二段翼二維翼型在不同遠(yuǎn)場(chǎng)半徑下的噪聲變化.如圖16所示，展示了當(dāng)指向角為270°時(shí)，遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲總聲壓級(jí)隨著遠(yuǎn)場(chǎng)半徑改變的變化情況.從圖16可知,隨著監(jiān)測(cè)半徑的增大，其遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲輻射總聲壓級(jí)不斷變小，噪聲總聲壓級(jí)隨半徑增加而大幅度降低，而隨著監(jiān)測(cè)半徑不斷增大，其噪聲總聲壓級(jí)的下降幅度收窄，整體變化呈現(xiàn)1/R的衰減規(guī)律.

由圖16變化規(guī)律可知，當(dāng)觀測(cè)點(diǎn)距離機(jī)翼足夠遠(yuǎn)時(shí)，其機(jī)翼變形導(dǎo)致的位移變化對(duì)遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲聲壓級(jí)的影響將變得十分小，如監(jiān)測(cè)半徑為67.5C狀態(tài)，其遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲總聲壓級(jí)相對(duì)于監(jiān)測(cè)半徑65C狀態(tài)，噪聲減小量約為0.49 dB.

4 結(jié) 論

為研究多段翼半機(jī)翼在氣動(dòng)力作用下的變形以及其對(duì)縫翼噪聲的影響，以FREQUENZ二段翼型為基礎(chǔ)，參考空客A320機(jī)翼進(jìn)行了二段翼半機(jī)翼三維建模.基于ANSYS Workbench 商業(yè)軟件，進(jìn)行了單向流固耦合仿真.主要結(jié)論有：

1)半機(jī)翼模型在氣動(dòng)力作用下，其機(jī)翼結(jié)構(gòu)會(huì)向上彎曲，即產(chǎn)生向上的位移.

2)半機(jī)翼模型在氣動(dòng)力影響作用下變形向上彎曲的同時(shí)，還產(chǎn)生了扭轉(zhuǎn)變形，表現(xiàn)為機(jī)翼攻角減小.

3)在苛刻狀態(tài)，半機(jī)翼模型所受到的氣動(dòng)力很大，具體表現(xiàn)為較大的機(jī)翼彎曲度及攻角減小量較大.而在進(jìn)場(chǎng)狀態(tài)，半機(jī)翼模型受到的氣動(dòng)力較小，表現(xiàn)為機(jī)翼向上位移及攻角減小量較小.

通過對(duì)FREQUENZ二段翼型進(jìn)行二維噪聲數(shù)值計(jì)算發(fā)現(xiàn)：機(jī)翼攻角減小時(shí)，可略微增加低中段頻譜的噪聲幅值，表現(xiàn)為機(jī)翼噪聲略有增加，針對(duì)攻角為13°狀態(tài)，當(dāng)攻角減小3°的情況下，在50C弦長(zhǎng)、270°相位角情況下的監(jiān)測(cè)點(diǎn)總聲壓級(jí)相對(duì)增加了約1 dB.縫翼遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲輻射強(qiáng)度隨著監(jiān)測(cè)半徑的增加而減小，但是當(dāng)監(jiān)測(cè)半徑較大時(shí)(如60C)，遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲減少量變得十分小.如監(jiān)測(cè)半徑為67.5C狀態(tài)，其遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲總聲壓級(jí)相對(duì)于監(jiān)測(cè)半徑65C狀態(tài)，噪聲減小量約為0.49 dB.