張杰

摘 要：隨著經(jīng)濟(jì)的快速發(fā)展，我國(guó)民用飛機(jī)的數(shù)量急劇增加，與此同時(shí)帶來(lái)了很嚴(yán)重的航空噪音問(wèn)題，引起了我國(guó)的高度重視。增升裝置是重要的機(jī)體噪聲源，它的流動(dòng)復(fù)雜性和聲源多樣性，是我國(guó)噪聲研究的重點(diǎn)內(nèi)容。本文將進(jìn)行民用客機(jī)增升裝置的氣動(dòng)噪聲研究，分析現(xiàn)階段取得的成就，為后續(xù)降噪工作提供發(fā)展方向，助力我國(guó)盡快解決航空噪聲問(wèn)題。

關(guān)鍵詞：民用客機(jī);增生裝置;氣動(dòng)噪聲

最近的幾十年間，民用客機(jī)的發(fā)展進(jìn)入了繁榮期，由此產(chǎn)生的噪聲問(wèn)題為各個(gè)國(guó)家所關(guān)注?，F(xiàn)階段我們已經(jīng)采取了很多措施對(duì)噪聲進(jìn)行控制，很多機(jī)場(chǎng)也制定了關(guān)于噪聲的控制指標(biāo)，要求嚴(yán)格，航空公司甚至把民用客機(jī)的噪聲水平作為飛機(jī)采購(gòu)的考慮重點(diǎn)，足見(jiàn)航空噪音問(wèn)題的嚴(yán)重性。而增升裝置作為重要的機(jī)體噪聲源，我們不得不重視起來(lái)，進(jìn)行深入、具體的分析，盡快解決噪聲問(wèn)題，這也是本文進(jìn)行增升裝置氣動(dòng)噪聲研究的意義所在。

一、增生裝置氣動(dòng)噪聲的機(jī)理與特點(diǎn)

縫翼和襟翼是增生裝置噪聲源的兩個(gè)組成部分。前者的噪聲有兩種，分別是寬帶噪聲和純音噪聲。飛行狀態(tài)的好壞直接決定著噪音水平的高低。如，流速以及翼弦和流速之間的夾角。于實(shí)際尺寸的飛機(jī)而言，和縫翼噪聲最大值時(shí)相對(duì)應(yīng)的頻率是一百到四百赫茲，處于這個(gè)范圍內(nèi)，雖然縫翼噪聲為寬頻，但是純音的分布情況是非常強(qiáng)烈的。這里需要注意，一般情況下，受模型后緣厚度的影響，風(fēng)洞的縮比模型實(shí)驗(yàn)中會(huì)出現(xiàn)高頻的純音，這種現(xiàn)象不會(huì)出現(xiàn)在真正的飛機(jī)上。流動(dòng)狀態(tài)隨時(shí)間發(fā)生改變的流體，脫落于縫翼的后緣下表面，引起凹面渦震蕩時(shí)，會(huì)導(dǎo)致低頻純音的出現(xiàn)。除此之外，來(lái)流的攻角、縫翼偏角也都是影響縫翼噪聲的因素，且噪聲水平與前者的大小存在反比關(guān)系，與后者的大小存在正比關(guān)系[1]。

結(jié)合已有的風(fēng)洞試驗(yàn)研究結(jié)果來(lái)看，襟翼側(cè)緣的噪聲機(jī)制大體有以下兩類。其一，側(cè)緣渦、襟翼側(cè)面、襟翼上端尖側(cè)緣三者之間相互作用。這種噪聲的機(jī)制主要出現(xiàn)在中等弦長(zhǎng)處，或者是直至后緣的位置處。其二，匯合渦壓力擾動(dòng)、襟翼吸力的這一側(cè)、襟翼上端尖側(cè)緣三者之間進(jìn)行相互作用導(dǎo)致噪聲的產(chǎn)生。并且襟翼側(cè)緣的噪聲大小和襟翼的偏角大小存在著正比的關(guān)系。

增生裝置的噪聲特點(diǎn)大體可以總結(jié)為以下幾點(diǎn)：噪聲的生源是寬頻的，并且分量多而均等，能夠相互作用，在進(jìn)行研究的時(shí)候，需要系統(tǒng)地對(duì)這些分量進(jìn)行考量;噪聲產(chǎn)生的機(jī)理有很多種，且各不相同;噪聲的聲源受當(dāng)?shù)亓鲃?dòng)的影響的同時(shí)，也能對(duì)當(dāng)?shù)氐牧鲃?dòng)產(chǎn)生影響;噪聲的聲波和增生裝置的結(jié)構(gòu)之間也是相互作用的，但是這種相互作用比較復(fù)雜;氣動(dòng)噪聲受影響于氣動(dòng)的布局設(shè)計(jì)，所以在進(jìn)行氣動(dòng)的設(shè)計(jì)時(shí)，需要進(jìn)行噪聲約束，而這恰恰增加了氣動(dòng)設(shè)計(jì)的困難程度[2]。

二、增生裝置氣動(dòng)噪聲研究進(jìn)展情況分析

（一）噪聲機(jī)理研究方面的進(jìn)展情況

外國(guó)的很多國(guó)家進(jìn)行了有關(guān)民用客機(jī)增生裝置氣動(dòng)噪聲的研究，隨著技術(shù)的發(fā)展和創(chuàng)新，可以對(duì)聲源進(jìn)行準(zhǔn)確的定位，同時(shí)實(shí)現(xiàn)了對(duì)多種聲源噪聲水平的測(cè)量，打破了只能對(duì)總體噪聲水平進(jìn)行測(cè)量的瓶頸。隨著越來(lái)越多先進(jìn)技術(shù)的引入，噪聲控制的研究人員可以更加深入地對(duì)噪聲的機(jī)理進(jìn)行了解和分析，甚至可以通過(guò)數(shù)值模擬實(shí)現(xiàn)對(duì)噪聲的預(yù)測(cè)，給更多的噪聲研究機(jī)構(gòu)和部門(mén)帶來(lái)了在噪聲水平預(yù)測(cè)、降噪措施估測(cè)、噪聲機(jī)理研究等方面的極大幫助。工業(yè)部門(mén)在噪聲控制方面取得了也取得了很大的突破，在反復(fù)多次試驗(yàn)以后，研制出來(lái)了更加先進(jìn)的噪聲預(yù)測(cè)模型裝置，可以在預(yù)測(cè)的時(shí)候反映出其產(chǎn)生的機(jī)理。另外，在后續(xù)工作的過(guò)程中，工業(yè)的這些部門(mén)，已經(jīng)把氣動(dòng)噪聲的水平情況列為重點(diǎn)參考標(biāo)準(zhǔn)，于降噪的研究發(fā)展而言是一個(gè)有效的措施[3]。

（二）降噪措施和低噪音布局設(shè)計(jì)方面的進(jìn)展情況

通過(guò)研究資料，可以發(fā)現(xiàn)，現(xiàn)階段已有的噪音控制方法有兩種類型。第一種是通過(guò)對(duì)噪音的聲源進(jìn)行控制，從而實(shí)現(xiàn)降噪的目標(biāo)，第二種方法是在聲音傳播出去以后，于傳播的這個(gè)過(guò)程進(jìn)行控制，通過(guò)改變?cè)肼暤膫鞑シ较蚝驮肼暤穆曇魪?qiáng)度，實(shí)現(xiàn)對(duì)噪聲的抑制。我們已經(jīng)知道，飛機(jī)裝置的噪聲與流動(dòng)結(jié)構(gòu)存在著緊密地聯(lián)系，所以第一種通過(guò)控制聲源處進(jìn)行噪聲抑制的方法，是眾多研究人員比較推崇的方法，并且在這方面進(jìn)行了大量的研究實(shí)驗(yàn)。截至目前諸如多孔側(cè)緣、側(cè)緣柵欄等的降噪方法被廣泛應(yīng)用。

側(cè)緣柵欄之所以能夠取得很好的降噪效果，是因?yàn)樗梢詫⒓羟袑拥牟环€(wěn)定性降低，防止側(cè)渦和上側(cè)尖邊緣之間進(jìn)行相互的作用。另外，對(duì)渦匯合、渦核噴流、匯合渦與襟翼上表面以及邊緣幾者的相互作用情況也有很好的控制，在設(shè)計(jì)的過(guò)程中不論是柵欄的厚度，亦或是高度和形狀等因素，都被考慮在內(nèi)。小型梯形的微型片裝置，還有因?yàn)閺倪吔翘幟撀洚a(chǎn)生的渦，使得剪切層的厚度得到了增強(qiáng)，進(jìn)而更加穩(wěn)定。所以，實(shí)現(xiàn)了對(duì)非定常剪切層導(dǎo)致的噪聲的有效控制。后緣的噪聲在鋸齒狀后緣的作用下被抑制，使匯合渦和襟翼后緣受到的干擾被有效降低，在主動(dòng)吹氣的作用下，剪切層會(huì)被聚集成幾個(gè)小渦，也能達(dá)到增強(qiáng)剪切層穩(wěn)定性的效果。而且將雙渦結(jié)構(gòu)從固壁表面處移開(kāi)，能夠?qū)崿F(xiàn)控制湍流與結(jié)構(gòu)間相互作用的目的。

進(jìn)行縫翼縫道內(nèi)非定常流動(dòng)的控制，能夠讓縫翼下表面填充物、聲襯、流動(dòng)控制等實(shí)現(xiàn)對(duì)縫翼噪聲的控制。這些縫翼的填充物大多數(shù)情況下是在某種狀態(tài)的流線形狀基礎(chǔ)上設(shè)計(jì)出來(lái)的。如果將裝密封板放置在縫翼的尖端，可以實(shí)現(xiàn)對(duì)縫翼后面流動(dòng)狀態(tài)的顯著改善，讓噪聲的輻射值被降低下來(lái)[4]。

低噪聲的啟動(dòng)布局設(shè)計(jì)和增升裝置的噪聲控制具有同樣重要的地位。波音和空客在設(shè)計(jì)增升裝置氣動(dòng)的時(shí)候，需要同時(shí)做好各種外形的聲學(xué)特性評(píng)估，以此獲得能夠同時(shí)滿足高氣動(dòng)特性和低噪聲水平的氣動(dòng)外形。經(jīng)過(guò)大量的實(shí)驗(yàn)和研究，我們發(fā)現(xiàn)縮短縫翼縫道寬度的做法，雖然會(huì)導(dǎo)致最大生力系數(shù)的部分損失，但是可以有效地降低噪聲。曾經(jīng)有研究人員猜測(cè)，飛機(jī)如果可以低噪音完成著陸，那么于高升力的特性保持和進(jìn)場(chǎng)速度的降低而言是非常大的幫助。如果我們選擇使用微型的后緣裝置，那么雖然會(huì)在一定程度上增大后緣的噪聲，但是不可否認(rèn)的是，能夠保證在同等升力的前提下，實(shí)現(xiàn)對(duì)整個(gè)機(jī)翼噪聲的降低。于前緣裝置而言，在實(shí)現(xiàn)噪聲顯著降低的前提下，稍稍損失部分最大升力是能夠讓人接受的。在這樣的情況下，我們可以選擇對(duì)高性能的后緣裝置和會(huì)稍微降低性能的前緣裝置進(jìn)行有效結(jié)合，以便實(shí)現(xiàn)在保證最高升力系數(shù)的基本不變的前提下，實(shí)現(xiàn)讓飛機(jī)總噪聲大大減弱的目標(biāo)。而是否對(duì)縫道的前緣裝置進(jìn)行減少，則是研究人員設(shè)計(jì)時(shí)的一個(gè)選擇。像縫隙滑軌、除冰孔等的結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)，研究人員在設(shè)計(jì)的時(shí)候需要額外注意，可以在以后的降噪研究工程中，把這些細(xì)節(jié)作為研究的切入點(diǎn)。

三、總結(jié)語(yǔ)

從我們意識(shí)到飛機(jī)噪聲問(wèn)題的那時(shí)起，一直到今天，我們一直沒(méi)有放棄對(duì)降噪的研究，現(xiàn)在民用客機(jī)氣動(dòng)噪聲的研究已經(jīng)取得了突破性的進(jìn)展。從世界角度來(lái)看，我們已經(jīng)在增生裝置的氣動(dòng)噪聲產(chǎn)生的機(jī)理方面，有了較為一致的研究結(jié)論。在未來(lái)的發(fā)展過(guò)程中，我們會(huì)對(duì)民用客機(jī)的排放、油耗等諸多方面進(jìn)行嚴(yán)格的要求，同時(shí)會(huì)從降噪的目標(biāo)出發(fā)，對(duì)民用客機(jī)制定相應(yīng)的研究計(jì)劃。相信在我國(guó)的高度重視下，在民用客機(jī)增升裝置氣動(dòng)噪聲控制方面一定能再研究出更加專業(yè)、有效的科技工具，在未來(lái)的民機(jī)研制方面取得進(jìn)一步的發(fā)展，占有重要的一席之地。

參考文獻(xiàn)：

[1] 李卿， 王宇航. 一種基于物理機(jī)制的飛機(jī)增升裝置氣動(dòng)噪聲快速預(yù)測(cè)方法研究[J].航空科學(xué)技術(shù)，2019，v.30;No.212（7）：24-30.

[2]郝璇，周家檢，張衛(wèi)民.民用客機(jī)縫翼氣動(dòng)噪聲數(shù)值模擬研究[J].民用飛機(jī)設(shè)計(jì)與研究，2014，（4）：21-26+86.

[3]張凱寧，謝凝，曹平寬，等.飛機(jī)起落架氣動(dòng)噪聲數(shù)值研究[J].航空計(jì)算技術(shù)，2019，v.49;No.212（5）：67-70.

[4]張衛(wèi)民，郝璇，陳大斌，周家檢.大型客機(jī)氣動(dòng)噪聲預(yù)測(cè)[J].航空制造技術(shù)，2010，（14）：66-69.