劉沛清 郭 昊

(北京航空航天大學陸士嘉實驗室(航空氣動聲學工業(yè)和信息化部重點試驗室)， 100191)

0 引言

隨著社會的發(fā)展，民航業(yè)對于噪聲的要求逐漸提高，氣動噪聲成為當下飛機設計的研究熱點。鑒于氣動噪聲的復雜機理，目前風洞試驗仍然是該領域研究的重要手段，梳理當下重點風洞研究進展對未來氣動噪聲研究有著重要的指導意義。

歐美航空發(fā)達國家從20世紀70年代開始有步驟地開展了高品質氣動聲學風洞的建設，目前在尺度、性能和關鍵指標等方面已形成適用于基礎研究、應用基礎研究和工程應用研究三個層面的氣動聲學風洞體系。利用這些風洞群，歐美國家長期開展大型客機氣動聲學的基礎研究、應用基礎研究和工程應用研究。據不完全統(tǒng)計，歐洲有2 m以下量級的氣動聲學風洞5座，2 m～4 m量級的1座，8 m及以上量級的2座；美國有2 m以下量級的氣動聲學風洞4座，2 m～4 m量級的3座，8 m及以上量級的2座。典型風洞如美國NASA Langley中心LSAWT、德國DLR AWB風洞、荷蘭NLR、英國南安普頓大學ISVR聲學風洞、美國弗吉尼亞大學聲學風洞、NASA Glenn NATR、美國佛羅里達大學聲學風洞、美國海軍泰勒研究中心低噪聲風洞、法國CEPRA19、德國DLR NWB風洞、波音LSAF和NASA Lewis 9 ft×15 ft風洞，這些風洞主要開展基礎和應用基礎研究，另外還有德荷DNW LLF、法國ONERA S1MA風洞、NASA Langley 4 m×7 m風洞、NASA Ames全尺寸風洞、英宇航RAE和RTRI日本高速列車風洞，這些風洞主要開展型號風洞試驗和工程應用研究。

在歐洲，空客公司利用法國ONERA中心的2 m級的氣動聲學風洞——CEPRA19風洞，完成了A320等客機的部件噪聲機理與抑制措施的風洞試驗研究；利用德國和荷蘭聯合建造的DNWLLF 8 m×6 m的氣動聲學風洞，完成了A320、A340、A380等大型客機的航空氣動聲學風洞試驗。由于該風洞具有優(yōu)良的氣動聲學試驗能力，我國C919和CR929等機型的航空氣動聲學試驗也在該風洞中進行。

在美國，波音公司使用美國弗吉尼亞大學1.83 m×1.83 m氣動聲學風洞、海軍泰勒研究中心的2.4 m×2.4 m氣動聲學風洞，開展了波音737等大型客機氣動聲學機理與基礎問題研究；利用NASAGlenn研究中心的4.6 m×2.4 m氣動聲學風洞和經過聲學改造后的NASA Lewis研究中心的4.57 m×2.74 m低速風洞等，完成了波音737等大型客機部件氣動噪聲測試、噪聲抑制措施等應用基礎研究，為向工程應用推廣提供了強有力的支持；利用經過氣動聲學改造的NASA Langley 4 m×7 m低速風洞、NASA Ames 24 m×12 m低速風洞等，完成了波音737等大型客機氣動噪聲的生產型風洞試驗。

目前國內航空氣動聲學風洞數量偏少，我國已建和在建的航空氣動聲學風洞包括：29基地8 m×6 m和5.5 m×4 m的生產型氣動聲學風洞，中國空氣動力研究院8 m×6 m和2 m×1.5 m生產型和研究型風洞，北京航空航天大學4 m×3 m、1 m×1 m和0.2 m×0.2 m的研究型風洞等。這些大型氣動聲學風洞主要承擔大型客機部件或全機的生產型氣動聲學風洞試驗。

在大型客機型號與生產研制中，從實際工程問題中凝練基本科學問題，首先在研究型風洞中進行氣動聲學一般性或部件的機理基礎問題研究，然后在應用基礎研究型風洞中進行與部件密切相關的氣動噪聲機理和降噪措施研究，最后在型號與生產研制風洞中進行與全機密切相關的氣動噪聲工程技術問題研究，這樣使得我國氣動聲學的基礎研究和工程應用研究緊密結合，可以形成以基礎研究為支撐，以應用基礎研究為紐帶，以型號與生產研制為目標的整體格局。

近年來，圍繞大型客機的機體噪聲產生機理及降噪原理，北京航空航天大學陸士嘉實驗室也在氣動聲學風洞實驗基礎研究方面開展了相關研究。本文介紹了主要試驗研究成果，并結合試驗室配套的試驗測量裝置和模型介紹，為同行提供參考。

1 試驗裝置和方法

1.1 試驗風洞及測量裝置

北航陸士嘉實驗室現有氣動聲學基礎研究型風洞兩座，其基本型式為單回流式氣動聲學風洞，即D5風洞和D7風洞。

D5風洞是一座1 m量級的回流式氣動聲學風洞，具有低湍流度和低噪聲的特點，風洞噴口截面尺寸為1 m×1 m。風洞包括兩個試驗段，開口試驗段長度為2 m，最大風速為80 m/s；閉口試驗段長度為2.5 m，最大風速為100 m/s。試驗模型的最大Re數可以達到106量級。風洞試驗段中心最大來流湍流度為0.08%。為了降低風洞背景噪聲以及噪聲反射對模型噪聲測試的影響，D5氣動聲學風洞的試驗段采用了多種消聲設計。如圖1所示，在D5風洞試驗段外側建有消聲室，消聲室的長度為6 m，寬度為6 m，高度為7 m。消聲室的外墻是由40 cm厚的CAIA-L低頻吸聲隔聲板制成，以達到消除消聲室內的聲波反射和隔絕消聲室外噪聲的目的。同時，風洞內部也采用了消聲設計，風洞內壁使用單通道消聲器并聯的方式進行消聲，而風洞動力段則是使用微穿孔板消聲技術，微穿孔板內的空氣柱振動可以有效地消除中、低頻的噪聲。風洞的消聲設計可以吸收99%以上的反射噪聲，用于模擬自由聲場環(huán)境，并滿足聲傳播的平方反比規(guī)律。自由聲場的低頻截止頻率為200 Hz。當來流速度為80 m/s時，在距離風洞中心軸線1.5 m遠的地方進行背景噪聲的測量，其總聲壓級低于85 dB(A)，小于等于同量級氣動聲學風洞的背景噪聲幅值。

圖1 D5風洞氣動聲學風洞

D7風洞是北航在建的4 m×3 m低湍流度氣動聲學風洞(BHAW)的1∶15縮比模型，是一座低湍流度低噪聲的低速回流風洞。動力段采用了低噪聲風扇設計和微穿孔板消聲器，洞壁配有聲襯降噪技術。試驗段為開口，長500 mm，其截面尺寸為200 mm×200 mm，射流核心區(qū)湍流度小于0.1%，測試風速范圍為0.1 m/s～40 m/s。試驗段外為一座小型的消聲室，如圖2所示，消聲室的長、寬、高分別為1.4 m、1.6 m和1.9 m。在設計風速50 m/s下場外噪聲為72 dBA。

圖2 D7氣動聲學風洞

聲學試驗中用到的麥克風包括測試遠場噪聲的自由場傳聲器和測量近場噪聲的壁面麥克風。自由場傳聲器的型號為丹麥Brüel & Kj?r公司的4189型1/2英寸自由場傳聲器，如圖3(a)所示。這是一種專為高精度自由場測量設計的通用型傳聲器，配有CCLD和傳統(tǒng)兩種前置放大器，幾乎適用于所有遠場噪聲測量場景。該傳聲器的敏感度為50 mV/Pa，聲壓級測量動態(tài)范圍為14.6 dB～146 dB，有效測量頻率為6.3 Hz～20 000 Hz，完全能滿足試驗研究需求。壁面麥克風采用丹麥G.R.A.S.公司的40LS 1/4″ CCP高精度壁面麥克風，如圖3(b)所示。其內部配有集成的CCP前置放大器，并隨附有內置的TEDS芯片。麥克風厚度只有2.5 mm，直徑也只有15 mm，由于其輕巧的特性因此可以直接貼附于模型表面進行測量。其敏感度為1.8 mV/Pa，聲壓級測量動態(tài)范圍為46 dB～167 dB，有效測量頻率為5 Hz～70 000 Hz，能滿足試驗研究需求。麥克風測試的聲壓數據傳輸到電腦上需要借助采集器，本文研究中采用Brüel & Kj?r公司的LAN-XI 3053型高密度12通道輸入模塊，如圖3(c)所示。在本文的所有聲學試驗中，麥克風的采樣頻率均為65 536 Hz。在對采樣得到的聲壓信號進行快速傅里葉變換的過程中為光滑得到頻譜曲線和防止漏能，采用了Tukey-Hanning窗函數(其中余弦窗比例為0.25)，并使用了分塊平均的方法，每兩個分塊之間的重疊率為50%。

(a) Brüel & Kj?r 4189型1/2英寸自由場傳聲器

(b) G.R.A.S.40LS 1/4″ CCP高精度壁面麥克風

(c) Brüel & Kj?r LAN-XI 3053型高密度12通道輸入模塊圖3 聲學采集系統(tǒng)

1.2 試驗模型

增升裝置試驗所選擇的模型，主要有兩套。第一套模型選擇BANC(Benchmark problems for Airframe Noise Computations)標準模型，即常規(guī)、無后掠的30P30N翼型，翼型的干凈弦長c=0.457 2 m。在試驗前，翼型的三個展向截面共布置了150個測壓孔，用于測量翼型表面的靜壓分布，如圖4所示。

(a) 30P30N實驗模型示意圖

(b) 模型表面壓力測量孔分布示意圖圖4 30P30N實驗模型及表面壓力測量孔分布示意

在此基礎上，利用另外一套模型研究了三種典型的前緣增升裝置構型的低頻噪聲特性。該模型前緣增升裝置分別為前緣縫翼、前緣克魯格襟翼和前緣下垂構型，后緣增升裝置為后緣鉸鏈襟翼。模型由五個部分組成，如圖5所示，包含前緣部件、主翼前緣部件、主翼中段部件、主翼后緣部件以及后緣襟翼部件。增升構型模型的展長為1 m，與風洞的截面長度相同，前、后緣增升裝置收起后的干凈翼型弦長C為0.4 m。其中，前緣縫翼弦長為17.7%C，后緣鉸鏈襟翼弦長為18%C，干凈翼型的最大厚度為11.1%C。

(a) 前緣縫翼模型

(b) 前緣克魯格襟翼模型

(c) 前緣下垂模型圖5 不同前緣的增升裝置模型示意圖

為了同時進行流場和遠場氣動噪聲的測量，對D5氣動聲學風洞的閉口段試驗段在吸力面和壓力面采取不同的措施。參照Virginia大學的做法，利用Kevalr布的透聲性能，兩側均采用了Kevalr布。但是由于高升力構型吸力面負壓太大，在吸力面的Kevlar布用一層穿孔板進行支撐。整個試驗構型如圖6所示。

圖6 三段翼翼型構型在Kevlar閉口試驗段的布置

起落架試驗所選擇的模型為1/2縮比的LAGOON項目簡化前起落架模型，主要包括輪胎、連接桿和支柱三個部件，其中輪胎直徑D=0.15 m。輪胎、連接桿和支柱的迎風表面都貼有粗糙帶進行人工轉捩，粗糙帶位置和尺寸，以及傳感器的方位角與LAGOON項目完全相同。具體試驗布置如圖7所示。

圖7 簡化前起落架試驗布置圖

2 多段翼型氣動噪聲機理實驗研究

2.1 實驗研究概述

陸士嘉實驗室圍繞增升裝置的多種構型展開研究，包含30P30N的干凈構型、二段翼構型以及三段翼構型，以及某三段翼的前緣縫翼、前緣下垂和前緣克魯格構型進行氣動噪聲機理和降噪技術的試驗研究。試驗主要是在D5氣動聲學風洞中進行的，試驗測量包括壓力掃描儀測量翼型表面壓力分布，熱線風速儀測量流場的速度場，遠場聲學探頭和麥克風陣列研究氣動噪聲特性，如遠場噪聲譜特性和聲源定位。研究使用了小波變換的方法對多重離散噪聲峰值現象進行了小波分析。還借助數值模擬的方法對流場的信息進行補充分析，對表面壓力分布和表面摩擦系數分布、空間流場的特征等進行計算，進一步通過流場的分析揭示翼型的氣動噪聲機理，如圖8所示。

圖8 不同試驗段下30P30N表面壓力測量圖[5]

通過30P30N標準模型氣動聲學試驗流場和聲場兩個方面多種結果的驗證，發(fā)現試驗段的吸力面?zhèn)缺谑褂脙葌菿evlar布用透明的釣魚線固定在外側穿孔板上，而壓力面只有一層Kevlar布的聲學試驗段設計不僅可以克服高升力構型吸力面負壓太大，還能減少壓力面測量的聲學損失和干擾，同時解決了固壁閉口試驗段和開口試驗段的局限性，可以看作是氣動閉口和聲學開口的新型試驗段。這種改造后的聲學試驗段不僅能可靠準確地在沒有流動干擾的穩(wěn)定環(huán)境下進行多段翼型氣動特性測量，而且能在具有良好聲音穿透性的近似無聲反射的環(huán)境下進行多段翼型聲場特性測量，為在小尺寸風洞中進行相對較大較復雜模型的氣動聲學試驗提供有效的基礎。這種利用Kevlar布和穿孔板的側壁方案，在滿足氣動相似的基礎上，實現30P30N增升裝置模型的氣動聲學遠場測量方案得到AIAA航空航天2017年度綜述的評價。

首先利用完全收起前緣縫翼和后緣襟翼的30P30N干凈翼型開展單段翼氣動噪聲實驗研究，再在30P30N標模的研究基礎上，分別針對帶腔體的前緣縫翼和前緣克魯格縫翼兩類增升構型及不帶腔體的前緣下垂構型的聲場特性以及流場特性開展研究。

2.2 單段翼型遠場噪聲特性

翼型尾緣離散噪聲曾被認為是由卡門渦街在湍流尾跡周期性脫落導致的，但是實際中離散聲并不會出現在全尺寸飛機上，而只在一定雷諾數的翼型模型實驗中出現。Paterson利用NACA0012和NACA0018翼型進行了大量不同工況的遠場噪聲實驗研究，發(fā)現出現離散噪聲時翼型的一面至少存在層流邊界層，此時隨來流速度增大而階梯上升的主峰噪聲頻率與來流速度的0.8次方和1.5次方分別存在一定范圍擬合和整體擬合的線性關系。Tam根據渦脫落的頻率特性以及階梯現象在Paterson的實驗數據分析反駁了尾緣離散噪聲的渦脫落機理解釋，并提出類似腔聲自激振蕩的自反饋環(huán)理論。Fink進一步補充了Tam的理論，認為翼型尾緣處壓力面內的Tollmien-Schlichting(T-S)波是加強反饋的原因。Brooks發(fā)現翼型尾緣處的層流脫落渦會產生尖頻噪聲。Arbey和Bataille則對三種不同厚度NACA0012翼型在0°迎角下分別在相同雷諾數和相同壓力梯度情況下進行了實驗，發(fā)現了離散噪聲實際上是以主頻和一系列等間隔的離散頻率(旁瓣)構成，并驗證了Tam的聲反饋環(huán)理論。Lowson等發(fā)現翼型離散噪聲的強度與翼型壓力面的分離泡大小有關，且只有在一定的雷諾數范圍內產生。Nash等在不同實驗工況下均觀察到翼型壓力面會出現一個回流區(qū)。Mcalpine等認為翼型尾緣渦脫落與圓柱繞流之后的渦脫落類似。除了風洞實驗研究，針對翼型尾緣的離散噪聲的計算工作也在逐步進行。Desquesnes對NACA0012進行了二維計算仿真，認為翼型吸力面上也存在一個反饋環(huán)并通過模態(tài)調節(jié)影響壓力面上反饋環(huán)結果。李偉鵬通過二維DNS計算認為反饋機制不僅在壓力面上存在，也在吸力面上存在。Jones和Sanberg通過二維DNS計算認為單一的T-S波計算結果的頻率并不足以匹配主頻，認為整個翼型的流動失穩(wěn)導致了尾緣離散聲。Tam和Ju根據他們的數值計算結果提出了尾緣噪聲基于尾跡區(qū)靠近上流邊界層出的Kelvin-Helmholtz不穩(wěn)定性。最近，Pr?bsting等通過PIV技術結合小波分析處理NACA0012翼型尾緣處的流動速度脈動、表面壓力脈動和噪聲時間信號，驗證了反饋環(huán)假說下尾緣周期性對流失穩(wěn)引發(fā)的壓力脈動是聲波向來流方向傳播的原因，并揭示了主瓣和旁瓣的振幅調制機制，驗證了Desquesnes的翼型吸力面自反饋環(huán)的計算結果。

對于干凈構型的氣動噪聲問題已經做了大量的研究，而對于三段翼型在前緣縫翼和后緣襟翼都完全收起的這一更接近真實應用的干凈構型的氣動噪聲卻缺少深入研究。

由于30P30N模型設計之初就是打開前緣縫翼和后緣襟翼的三段型的模型，并不是從一個真正意義上的干凈構型摳出的前緣縫翼和后緣襟翼，所以在把前緣縫翼和后緣襟翼收起來后，與主翼不能完全地契合，前后上下四個位置形成了一些小臺階和縫隙，具體情況如圖9所示。

圖9 收起的干凈構型的縫隙和臺階示意圖

通過對完全收起前緣縫翼和后緣襟翼的干凈翼型的氣動噪聲特性研究，發(fā)現干凈構型遠場氣動噪聲隨迎角的變化規(guī)律和馬赫數相似律，遠場噪聲譜中出現的低頻離散峰值，如圖10所示，主要來源于干凈構型下翼面與收起的襟翼之間的縫隙附近邊界層中不穩(wěn)定的T-S波與分離泡的壓力脈動相耦合所形成的反饋回路。如圖11所示，進一步使用小波分析發(fā)現波系數云圖中只顯示多重離散峰值的一個主頻，其他二級頻率是由主頻附近的壓力脈動的振幅調制現象產生的。

圖10 單段翼型遠場噪聲譜[5]

圖11 離散頻率小波系數的功率譜[5]

2.3 30P30N標模遠場噪聲特性

由于多段翼型自身的結構復雜性決定了其流動復雜性，二維三段翼型繞流中可能出現的各種流動物理現象包括：層流氣泡、邊界層轉捩、激波/邊界層干擾、分離的凹角流動、剪切層轉捩、邊界層分離、尾跡/邊界層摻混等，而這些復雜的流場特性進一步導致多段翼增升構型的各種噪聲的產生。而前緣增升裝置，由于其附近的流動速度較高，流場特征就更為復雜。如圖12所示，在前緣縫翼下尾緣尖端處流動發(fā)生分離，形成一定厚度的剪切層，由于Kelvin-Helmholtz不穩(wěn)定的影響，自由剪切層逐漸破碎為離散渦結構并向下游發(fā)展，最后再附于縫翼壓力面靠近尾緣處的壁面。一部分渦系結構進入凹槽空腔內的“低速回流區(qū)”，不同尺度和強度的渦與壁面相互作用，回流在下尾緣尖端處影響新生剪切層的產生，形成回流反饋機制。另一部分渦系結構繼續(xù)向下游發(fā)展，由于剪切層外部流動的作用被加速，使得流動從再附區(qū)到尾緣處發(fā)生了強烈的變形和扭曲，最終與上尾緣附近的流動相互作用發(fā)生尾緣渦脫落現象。前緣縫翼氣動噪聲可以分為三種主要的噪聲類型，前緣縫翼凹腔內的非定常流動會產生中、低寬頻湍流噪聲，縫翼下尾緣邊界層分離以及剪切層流動是低頻離散噪聲產生的原因，而尾緣渦脫落則導致高頻駝峰噪聲的產生。

圖12 多段翼附近流動示意圖

關于前緣縫翼所產生的中、低頻多重離散噪聲機理的觀點主要包括兩種。第一種觀點是縫翼凹腔內的流-聲反饋機制。與傳統(tǒng)方腔的自激振蕩噪聲機制相似，在縫翼的下尾緣附近剪切層內由于Kelvin-Helmholtz不穩(wěn)定性，會產生一系列非定常的渦結構，這些渦沿著剪切層向縫翼上尾緣運動，并流動再附于縫翼上尾緣的壓力面。由于渦結構與固壁的相互作用，高強度的噪聲因而產生，并向外輻射。輻射的聲波回傳到縫翼的下尾緣，繼而再次激發(fā)下尾緣處的Kelvin-Helmholtz不穩(wěn)定性，最終形成流動與聲波的相互激勵以及反饋。

Kolb等分別研究了前緣縫翼展開與否，縫翼凹腔被填充后，以及添加尾緣擋片后的遠場噪聲及流動特性。結果表明，縫翼凹腔流動所產生的低頻離散噪聲頻率與Rossiter推導出的傳統(tǒng)空腔自激振蕩經驗公式所預測的頻率一致，縫翼凹腔內的噪聲機制與傳統(tǒng)空腔內的噪聲機制相似。Terracol等通過實驗測量了縫翼遠場噪聲以及翼型表面壓力脈動，并數值模擬了增升構型流場特性。通過比較聲場和流場特性發(fā)現，離散噪聲成分與剪切層和聲波之間的反饋回路有關。然而，由于縫翼凹腔的形狀并不規(guī)則，Terracol等基于實驗與數值結果改進了Rossiter所提出的頻率預測公式，將剪切層內渦運動時間與聲波傳播時間進行耦合，并引入改進后的公式。實驗所得到的離散噪聲頻率與改進后公式預測的頻率更加吻合，而且剪切層內的流動特性與低頻離散噪聲特性之間具有密切的關系。Khorrami等通過非定常數值模擬以及聲學分析了縫翼下尾緣附近的自由剪切層特性后發(fā)現，在自由剪切層內存在著大尺度、低頻率的振蕩，而這種振蕩會因為Kelvin-Helmholtz不穩(wěn)定性而加強。Kelvin-Helmholtz不穩(wěn)定性是剪切層卷起并形成不同尺度渦結構的重要機制。Jenkins等利用PIV(Particle Image Velocimetry)測試手段，捕捉縫翼凹腔內流動速度以及渦量的平均值與脈動值，分析了剪切層內渦的演變過程，提出渦結構在近壁區(qū)域的沖擊和變形是低頻離散噪聲產生的主要原因。Nelson等針對渦聲相互轉化進行研究，研究結果表明剪切層與固壁的相互作用會產生渦能量向聲能量的轉化。漩渦流動會產生聲波，無論是在沖擊過程，還是觸發(fā)空腔或隧道(亥姆霍茲共振器中的駐波，包括深度、長度、展向模態(tài))中的聲共振模態(tài)的過程中都會發(fā)生。而渦在沖擊過程中的變形與加速是造成渦能向聲能轉化的基本原因。同樣，聲能也可以向渦能轉化。剪切層內的不穩(wěn)定性會吸收聲能，將一部分的聲能量轉化成渦脫落的動能。K?nig等對前緣縫翼進行混合LES/CAA(Large Eddy Simulation/Computational Aeroacoustics)數值模擬，結果表明縫翼聲場中的低頻離散成分與剪切層-固壁的相互作用有關。之后，通過將聲場結果與LES模擬的流場結果進行相關分析，確定了縫道內產生的壓力脈動在縫翼下尾緣和主翼表面之間具有一種流-聲反饋機制。

本文對30P30N多段翼標模的氣動噪聲特性進行研究。實驗表明：當前緣縫翼完全打開時，在高頻段，低迎角工況下會出現一個由前緣縫翼尾緣渦脫落引起的峰值噪聲。如圖13所示，這些低頻離散峰值的頻率與Terracol公式的預測值吻合較好，在D5風洞得到了實驗驗證。而且通過小波分析，發(fā)現前緣縫翼凹槽內輻射出的多重峰值噪聲符合空腔噪聲自激振蕩現象的主模態(tài)轉換和模態(tài)切換機制。圖14給出了前緣縫翼遠場氣動噪聲隨迎角的變化規(guī)律和馬赫數相似律，實驗測量的30P30N三段翼型的遠場噪聲基本上滿足Ma數的4.5次冪律，與其他人的結果基本吻合。

圖13 三段翼型遠場噪聲譜[4]

圖14 Ma數4.5次冪律無量綱能譜密度隨St數變化[4]

在此基礎上分別研究了改變30P30N模型前緣縫翼及后緣襟翼偏角對遠場氣動噪聲的影響，發(fā)現在前緣縫翼偏角較大時遠場噪聲譜中在低頻1 000 Hz～5 000 Hz范圍內會出現離散峰值強度隨著前緣縫翼偏角的逐漸減小而逐漸減弱直至消失的情況，如圖15所示。這是因為前緣縫翼偏角的減小導致前緣縫翼壓力面靠近尾緣處的剪切層再附位置不斷前移，前緣凹槽內的回流區(qū)尺寸逐漸變小，剪切層的速度也逐漸下降，分離泡逐漸減小并且形狀發(fā)生變化，導致凹腔來流速度及特征尺寸均發(fā)生變化。

圖15 不同前緣縫翼偏角下遠場噪聲譜[15]

通過對多段翼型后緣襟翼的氣動噪聲特性進行研究，發(fā)現當后緣襟翼的偏角較小時，遠場噪聲譜會在低頻1 000 Hz～3 000 Hz范圍內出現離散峰值，這些低頻離散峰值主要來源于襟翼前緣和主翼下表面尾緣形成的凹槽，氣流流過主翼下表面尾緣處產生的脫落渦會沿流向向下游運動撞擊到襟翼前緣，產生壓力脈動向上游傳遞，傳遞出的壓力波到達主翼下尾緣分離處，與主翼下表面尾緣分離處新產生的脫落渦相耦合，形成一個類似空腔的反饋回路，激發(fā)出遠場噪聲頻譜中的低頻離散峰值。隨著后緣襟翼偏角的增加，這些離散峰值的強度會逐漸減弱，當后緣襟翼的偏角增加到一定程度后，襟翼與主翼之間的縫道有氣流流過，空腔流動消失，耦合作用被破壞，遠場噪聲譜中的離散峰值消失，聲譜表現出寬帶譜特性，如圖16所示。

(a)小偏角實驗結果

(b)大偏角實驗結果 圖16 不同偏角后緣襟翼的遠場噪聲譜[15]

2.4 前緣縫翼自激振蕩噪聲機理研究

如前所述，前緣縫翼氣動噪聲中的多重離散噪聲源于縫翼凹腔的自激振蕩機制，本節(jié)重點針對此現象開展研究。如圖17所示，通過引入前緣增升裝置凹腔當地的流動參數，改進了前緣增升裝置凹腔內自激振蕩特征頻率的預測公式。同時，基于改進后的特征頻率預測公式，進一步提出參與凹腔自激振蕩主模態(tài)選擇的流場參數，分別為：縫翼下尾緣分離點沿自由剪切層到上尾緣再附點的長度、縫翼下尾緣處分離邊界層的厚度以及自由剪切層內對流速度與分離邊界層內最大速度的比值。其中，對于前緣縫翼凹腔而言，縫翼下尾緣分離邊界層厚度是前緣縫翼凹腔自激振蕩主模態(tài)選擇的決定性因素。如圖18所示，需要綜合考慮三個參與主模態(tài)選擇的流場參數的變化率。如圖19和20所示，分別驗證了不同來流速度及迎角對縫翼凹腔內的自激振蕩離散噪聲主模態(tài)選擇的依賴關系。

無縫縫翼被認為是傳統(tǒng)前緣縫翼的降噪構型。無縫縫翼是指將前緣縫翼與主翼之間的縫道封閉，使用的方法包括：使用縫道遮擋板使得縫道內的流動被阻擋、前緣縫翼變形使得縫道寬度變?yōu)?，等等。本文使用的方法是將前緣縫翼沿著主翼弦線方向平移，將縫道寬度逐漸降到0。

圖17 參與凹腔噪聲特征頻率預測的流場參數示意圖

圖18 不同來流迎角下流場參數值[16]

圖19 來流速度對縫翼凹腔自激振蕩主模態(tài)的影響[16]

圖20 來流迎角對縫翼凹腔自激振蕩主模態(tài)的影響[16]

如圖21和22所示，前緣縫翼縫道的閉合確實可以有效降低增升構型的噪聲輻射量，并且降噪效果十分明顯。前緣縫翼凹腔內自激振蕩主模態(tài)的改變同樣也會影響增升構型的總體噪聲輻射量。如圖23所示，在前緣縫翼凹腔自激振蕩主模態(tài)選擇過程中，是決定性因素，其變化趨勢會直接影響主振蕩的切換方向。

圖21 來流速度50 m/s迎角6°時前緣縫翼縫道閉合前/后遠場噪聲頻譜圖[16]

圖22 來流速度50 m/s時前緣縫翼縫道閉合前/后總聲壓級對比[16]

圖23 來流迎角對縫翼凹腔自激振蕩主模態(tài)的影響[16]

2.5 前緣克魯格襟翼遠場噪聲機理研究

對于前緣克魯格襟翼構型而言(如圖24所示)，其前緣克魯格襟翼凹腔以及克魯格折疊腔都會產生低頻的離散噪聲，噪聲產生機理均為腔體內的自激振蕩現象，如圖25所示。由于縫道流動的加速，前緣克魯格襟翼凹腔所產生的離散噪聲特征頻率略高。如圖26所示，通過對比開縫前緣克魯格襟翼和無縫克魯格襟翼遠場噪聲特性，發(fā)現對于無縫克魯格襟翼，中、低頻離散噪聲消失，但是主翼上的克魯格襟翼折疊腔內同樣會有自激振蕩現象發(fā)生，在低頻出現了多重離散噪聲。如圖27所示，利用帶通濾波的方法分析低頻離散噪聲的時頻特性，發(fā)現低頻多重離散噪聲具有模態(tài)切換特性，這進一步證明了折疊腔內存在著自激振蕩現象。

圖24 前緣克魯格襟翼構型凹腔及折疊腔流動示意圖[16]

圖25 克魯格襟翼遠場噪聲特性[16]

圖26 開縫、無縫、無凹腔以及無折疊腔的克魯格襟翼構型遠場噪聲頻譜[16]

圖27 來流速度為45 m/s時濾波分析結果[16]

2.6 前緣下垂遠場噪聲機理研究

如圖28所示，研究了無縫、無腔的前緣增升裝置——前緣下垂，在后緣鉸鏈襟翼展開和收起兩種狀態(tài)的低頻噪聲特性。發(fā)現了對于前緣增升裝置為前緣下垂，后緣鉸鏈襟翼被收起的狀態(tài)，遠場噪聲基本為寬頻噪聲。來流迎角的改變對低頻寬頻噪聲幅值影響比較明顯。此外，隨著來流速度的增加，前緣下垂增升構型所產生的寬頻噪聲幅值隨之增加。其中，低頻寬頻噪聲頻譜曲線與Ma數的5次方冪次律吻合良好，而中高頻寬頻噪聲頻譜曲線與Ma數的6次方冪次律吻合良好。對于前緣增升裝置為前緣下垂，后緣鉸鏈襟翼展開的狀態(tài)，遠場噪聲依舊是以寬頻噪聲為主，其遠場噪聲特性與后緣鉸鏈襟翼收起的情況相似，并且沒有新的離散噪聲引入。但是，此時的寬頻噪聲幅值相較于襟翼收起狀態(tài)較高，一部分是由于模型的有效迎風面積增加，另一部分是由于后緣鉸鏈襟翼附近的流動導致。

(a) 4°迎角實驗結果

(b) 6°迎角實驗結果 圖28 前緣下垂、后緣鉸鏈襟翼遠場噪聲特性[16]

3 起落架氣動噪聲特性實驗研究

陸士嘉實驗室圍繞飛機起落架及其主要發(fā)聲部件如空腔、柱體等開展了詳細的氣動聲學試驗研究，進一步揭示了這些部件的主要噪聲特性。還開展了相關的降噪技術研究，對降噪效果和降噪機理進行了討論。

3.1 LAGOON起落架標模實驗研究

二輪起落架是最簡單的一種起落架構型，因而被廣泛研究。GUO Yueping等人在波音的低速氣動聲學風洞(LSAF)中對全尺寸波音737起落架進行了氣動噪聲實驗。通過將起落架分解為不同部件的組合并分別進行聲學測量，GUO Yueping等人發(fā)現起落架的噪聲按照頻率大小可以分為低、中、高三部分。其中，低頻噪聲來自于起落架的輪胎，中頻噪聲來源于起落架主支柱，而高頻噪聲來源于孔、線等細小部件，且每一部分的噪聲與速度的縮比準則不相同。Ura等人在JAXA風洞中測量了不同輪胎組合形式的兩輪起落架噪聲，證實這種類型的起落架低頻部分噪聲主要來自于支柱、連接桿等部件而高頻部分噪聲主要來自于兩輪內側的區(qū)域，此外，兩個輪胎的間距對起落架中頻部分的噪聲大小有明顯的影響，大的輪間距構型的噪聲要明顯低于小的輪間距構型的情況。Yokokawa等人在日本JAXA風洞和RTRI風洞中對某復雜二輪起落架模型分別進行了聲源定位測量和遠場早測量，并詳細分析了各個起落架部件對總噪聲的貢獻率，結果表明輪胎和兩輪間的連接軸是最主要的噪聲源，且細小部件對0.7 kHz～5 kHz頻域內的噪聲貢獻也很大。NASA和灣流公司曾對G550飛機的前起落架在實際安裝情況下的近/遠場噪聲進行過測量，發(fā)現完整構型的低、中、高頻噪聲源分別位于輪胎、扭矩臂和燈組部件，而移除某些細節(jié)部件后將會使高頻噪聲源從燈組部件移動到扭矩臂和主支撐附近。近期，空客公司和法宇航、德宇航等機構共同合作完成了LAGOON項目，該項目測量了A320飛機1∶2.5縮比的簡化前起落架模型的流場和聲場數據，并成為機體氣動噪聲問題數值模擬的一個標模。McCarthy等人注意到兩輪起落架會在1.5 kHz附近產生一個純音噪聲，通過在兩輪之間添加分隔板發(fā)現該純音噪聲被很好地抑制住，證實了該純音噪聲是由兩輪內側空腔之間的聲共振現象產生的。Casalino等人對該起落架側邊噪聲中出現的三個純音噪聲產生機理進行了詳細地分析，并揭示了這些純音的產生機理其實是由輪胎內側一組正對空腔的聲共振現象，而每個純音對應的激發(fā)模態(tài)也各不相同。

本文通過風洞試驗對簡化A320前起落架的LAGOON標模遠場噪聲輻射規(guī)律建立了相似關系。試驗結果發(fā)現起落架內側空腔產生的噪聲要明顯大于其他部件渦脫落現象產生的噪聲，因此遠場噪聲頻率采用He相似準則比St相似準則更適合；此外，通過分析遠場噪聲的馬赫數比例律關系，進一步揭示該起落架噪聲強度隨速度的變化有兩類不同的變化規(guī)律：對緊致聲源滿足速度6次冪關系而非緊致聲源滿足7次冪關系。如圖29所示，該噪聲歸一化規(guī)律通過將D5風洞試驗結果與LAGOON項目結果對比得到了驗證，并可以用于風洞試驗結果外推并預測真實飛行的噪聲大小。

圖29 D5測量結果與LAGOON項目結果對比[46]

如圖30所示，通過試驗研究發(fā)現前起落架向遠場輻射的高頻離散噪聲與來流速度無關，因此是由輪胎內側環(huán)形空腔的聲共振現象激發(fā)。定量分析發(fā)現起落架側邊三個離散噪聲有著不同的聲共振反饋回路、聲模態(tài)和具體的激發(fā)區(qū)域。

圖30 起落架側邊離散噪聲頻譜特性[46]

盡管已經確認純音噪聲產生機理是起落架內側空腔聲共振原理，但是LAGOON模型的輪胎內側空腔的深度直徑比(=)僅為0.23，是一個明顯的淺腔，不應該產生很強的聲共振激發(fā)的純音，這與過去聲共振現象通常出現在>4的深腔中的經驗不一致。

設計一個排除法實驗，使用多種空腔局部遮擋的方法來破壞某些特征尺度的聲共振現象，通過比較純音的抑制規(guī)律來進一步確定純音噪聲對應的特征尺度和模態(tài)數。實驗一共測試了四種局部遮擋方法，一是兩側空腔全部用鋁制平板遮擋的方法(兩側遮擋方法)，二是兩側空腔的前半部分用鋁制平板遮擋的方法(前側遮擋方法)，三是兩側空腔的后半部分用鋁制平板遮擋的方法(后側遮擋方法)，四是僅有一側的空腔全部被鋁制平板遮擋的方法(單側遮擋方法)。這四種遮擋方法的內側剖面示意圖如圖31所示。

圖31 起落架輪胎空腔四種遮擋構型示意圖，其中紅色實線代表用于遮擋的鋁制平板[53]

通過比較可以發(fā)現前側遮擋能夠完全抑制前兩個純音的產生，總體效果與兩側遮擋的情況非常接近，如圖32所示；相反地，后側遮擋則僅能非常有限地降低純音的強度，在某些角度下甚至增大了純音的強度。這就說明前兩個純音僅產生于輪胎內側空腔的前半部分，而受后半側環(huán)形空腔的影響則比較小。這主要是因為氣流流過后半側空腔時，受中間支撐軸圓柱的影響，沿空腔深度方向的流體脈動及聲壓脈動都會變弱，使得深度方向的空腔聲共振很難形成。

圖32 起落架空腔前側遮擋和后側遮擋對側邊噪聲的影響[53]

此外，如圖33所示，利用小波分析對更簡化的環(huán)形空腔近場噪聲測量結果表明存在三種不同的離散噪聲產生機理，有的是單獨激發(fā)，各個離散峰之間沒有任何聯系，對某個離散峰進行降噪控制不會影響其他離散峰的情況；有的幾個峰是交替激發(fā)的，一個峰被激發(fā)，另一個峰則不會激發(fā)；還有一類峰是主要聲能量集中在一個主頻下，其他離散峰通過主能量峰的振幅調制現象產生的。

圖33 腔聲小波分析結果[45]

3.2 空腔氣動噪聲機理及降噪研究

陸士嘉實驗室圍繞大型客機起落架系統(tǒng)中的腔體部件噪聲進行了基礎性的研究。先是研究了帶起落架輪轂空腔的圓柱形與環(huán)形空腔內的聲共振噪聲，然后研究了代表起落架艙的方腔噪聲，以及應用于方腔流動上的簡易被動降噪措施的功效。

空腔流動所引起的噪聲問題涉及到流體力學中非定常分離流、渦動力學、自由剪切層的不穩(wěn)定性、湍流剪切層中擬序結構、聲與流動的相互作用等基本前沿問題。對于剛性壁面的空腔，空腔噪聲根據其產生機制可分為兩類：聲共振和自激振蕩。

聲共振是由空腔內部的駐波產生的，其頻率一般相對較高，對應的波長與空腔的尺寸在一個量級上或者更小。腔口剪切層內的湍流擾動作為一個隨機噪聲源的存在，所產生的噪聲本來是寬頻的。但在空腔這個半封閉空間中，只有接近空腔固有頻率的噪聲才能在駐波的作用下被最大程度地加強，這便形成了聲共振噪聲。這樣的駐波會根據空腔的尺寸在深度方向、流向、展向(圓腔就是在徑向)上形成。

自激振蕩離散噪聲是由流體動力學行為和聲學行為相互強耦合作用產生的，二者之間存在著復雜的相互作用。從能量的角度看，一方面是從渦模型向聲模型轉化，渦的存在導致聲學行為的產生；另一方面是從聲模型向渦模型轉化，聲學行為刺激誘導渦的產生，兩者相輔相成，缺一不可。

本文從聲共振特性出發(fā)，以環(huán)腔為例結合氣動聲學風洞試驗與理論公式推導，建立了基于單點氣動噪聲頻譜測量的預測空腔中不同模態(tài)聲共振噪聲譜密度空間分布的分析模型。該模型能在波動方程解析解的基礎上借助風洞試驗測試某一關鍵點的近場噪聲頻譜數據進而推測出腔內空間的聲共振強度分布，如圖34所示。在該模型中，聲共振模態(tài)是由正奇數階的深度模態(tài)與非負整數階的徑向模態(tài)和周向模態(tài)組合而成，并且階數越低的模態(tài)譜密度越高。聲共振的頻率不受來流馬赫數影響而只依賴于空腔尺寸大小，其預測公式中的深度需要經過與腔口特征尺寸和該模態(tài)所處的頻率相關的公式修正為有效深度。

圖34 圓腔內聲共振模態(tài)分析[50]

如圖35所示，在對聲共振行為進行時頻分析時發(fā)現，聲共振具有湍流間歇性的特征，各模態(tài)之間不存在調制現象，其不同模態(tài)的小波系數幅值歸一化后在時間上的概率分布函數具有很好的相似性，且近似服從自由度為7的卡方分布。大體上，“模態(tài)共存”與“模態(tài)切換”行為出現的概率是均等的，且各行為持續(xù)的時間非常短并會快速互相轉換。在只改變深度模態(tài)的兩組噪聲之間“模態(tài)共存”行為占據微弱優(yōu)勢。

圖35 聲共振附近頻率噪聲小波系數云圖[54]

從渦模態(tài)的角度出發(fā)，本文也研究了方腔中自激振蕩渦聲耦合機理。自激振蕩現象本質上來源于腔口剪切層內小尺度旋渦的融合增長并以行波的形式滾動最后與后壁面撞擊，不同模態(tài)的旋渦運動產生了對應模態(tài)的自激振蕩離散聲，如圖36中煙線實驗結果所示。在越深的腔中，因與1階深度模態(tài)的耦合作用更強因而自激振蕩離散峰越尖銳。從遠場噪聲的指向性問題來看，自激振蕩聲最主要的傳播方向為過頂平面的上游方向。增加空腔來流邊界層的厚度對剪切層厚度的影響不是很明顯，但會顯著提高剪切層的高度，使其內部能量最強的地方與后壁面的碰撞被削弱，進而削弱了自激振蕩噪聲。空腔長度的增加則會降低剪切層平均高度并顯著增加其厚度，這會讓能量更加分散而無法形成集中的尖頻噪聲，如圖37所示。

圖36 方腔煙線實驗瞬時照片[54]

圖37 不同來流邊界層下腔體內自激振蕩遠場噪聲譜[54]

如圖38所示，在降噪研究方面，分別為在空腔前緣布置不同尺寸的楔形體和通過填充使得空腔內壁面傾斜。前緣楔形體措施能夠通過抬高腔口剪切層高度的方式抑制其與空腔后壁面的碰撞，進而降低腔內噪聲及腔內外自激振蕩聲。楔形體夾角的大小對降噪效果影響較小，高度越高的楔形體對腔內噪聲的抑制作用越大。當較高的楔形體安裝到較短的空腔前緣時會將空腔流動轉化為后臺階流動。對于遠場噪聲，越矮的楔形體對噪聲的抑制效果越好。

圖38 空腔噪聲不同降噪措施[54]

方腔前后壁面向內傾斜會有效抑制腔內聲共振噪聲，但對自激振蕩噪聲的影響卻需要視情況而定。后壁面會抑制自激振蕩，而前壁面則會在某些馬赫數下增強自激振蕩。如圖39所示，前者降噪的原因在于傾斜的后壁面能將剪切層碰撞后產生的擾動反射回剪切層中，進而使得展向一致性被破壞，大渦結構提前破碎為小渦，最后讓小渦進入腔底部之前就被耗散掉了，因此抑制了聲反饋效應進而達到降噪目的。后者增噪原因在于傾斜的前壁面加速了剪切層中的流動，這為其中的擾動渦注入了更多能量，因而增強了這些渦與后壁面碰撞的強度并增益了自激振蕩的作用。

(a) 基本構型 (b) 后壁面傾斜構型 (c) 前壁面傾斜圖39 三種構型的Q準則瞬時等值面云圖，顏色表示馬赫數大小[54]

3.3 柱體氣動噪聲機理及降噪研究

陸士嘉實驗室圍繞鈍體部件氣動噪聲，主要開展以多種不同尺寸比例工況下圓柱、方柱等典型鈍體部件噪聲機理以及以圓柱表面螺旋狀纏繞細鐵絲和包裹吸聲材料為主的降噪技術研究。

對起落架噪聲頻譜分析發(fā)現圓柱形部件如主支柱等產生的渦脫落噪聲會對起落架噪聲有很大的貢獻，因此以圓柱簡化模型進行了研究。在飛機機體噪聲這一工程領域圓柱部件的雷諾數都比較高，其流態(tài)范圍通常處于高亞臨界狀態(tài)或臨界狀態(tài)，因此對高雷諾數圓柱的氣動噪聲問題的研究就顯得很重要。20世紀70年代以來對圓柱的氣動噪聲特性的研究有過一些實驗和計算方面的進展，如Revell等人曾對雷諾數在45 000～450 000和馬赫數在0.1～0.5范圍內的表面光滑及粗糙圓柱的氣動噪聲進行了大量的實驗研究，獲得了豐富的實驗結果，其實驗測量結果一直被作為CFD計算的參考數據。此外他們還發(fā)現圓柱遠場噪聲的聲壓級很大程度上受到阻力系數的影響。King等人通過實驗研究比較了不同截面圓柱的遠場噪聲特性，Iglesias等人則進一步研究了圓柱在不同傾角下的噪聲特性。Fujita填補了高亞臨界和超臨界雷諾數范圍內圓柱噪聲在實驗領域的空白，并檢驗了端板效應的影響，他發(fā)現當圓柱繞流的流態(tài)從亞臨界流態(tài)變到超臨界流態(tài)時，隨著阻力的突然下降，遠場噪聲也會迅速降低。Cox等人運用可壓縮N-S方程求解100

除圓柱噪聲特性研究外，最重要的還是圓柱的降噪研究。二維圓柱的氣動噪聲主要產生于非定常渦脫落現象導致的圓柱表面強烈的壓力脈動，通過一定的手段削弱或完全消除圓柱的非定常渦脫落過程就可以實現圓柱降噪的目地。過去對圓柱繞流控制的研究主要集中在流動控制、減阻、降低升力脈動或降低渦激振動(Vortex Induced Vibration，簡稱VIV)等方面，其中部分有效的流動控制方法及其主要控制機理在綜述文獻中有總結。這些工作盡管與圓柱降噪控制并不是完全等價，但是具有一定的參考價值。過去曾提出并驗證了效果的圓柱降噪控制方法主要包括以下幾類：等離子體激勵、開槽圓柱、波狀圓柱、多孔介質材料遮擋、絨毛材料遮擋、擾流板或分隔板和螺旋纏繞鐵絲等。

圖40 無量綱聲壓級頻譜[28]

陸士嘉實驗室開展了亞臨界雷諾數下的圓柱繞流氣動噪聲研究。實驗段的風速范圍在30 m/s～80 m/s，雷諾數為0.41×10～1.1×10。此時，附面層仍為層流分離，而尾跡已轉變?yōu)橥牧鳒u街。如圖40所示，圓柱繞流遠場噪聲聲壓級的尖峰值對應的渦脫落無量綱頻率St在一個很小的范圍內波動，與Revell的實驗和Norberg的經驗公式得到的St基本上相差不大，聲壓級近似與U成正比，表明圓柱繞流氣動噪聲為典型的偶極子聲源。

如圖41所示，以串列雙圓柱模型為基礎模型研究了起落架部件間相互干擾產生的噪聲特性。試驗結果表明雙圓柱噪聲與間距密切相關，小間距時噪聲低而大間距時噪聲大。將螺旋纏繞鐵絲技術應用到雙圓柱降噪中，發(fā)現對上游圓柱進行降噪控制能夠有效地消除上游圓柱分離的剪切層或脫落渦與下游圓柱壁面的非定常相互作用，是實現雙圓柱降噪的關鍵，此外，在大間距時該降噪方法的降噪效果要明顯優(yōu)于小間距時的降噪效果。進一步比較三種不同排列方式的雙圓柱噪聲結果發(fā)現，將小圓柱放置在大圓柱上游是一種最低噪聲的排列方式，可以為起落架部件低噪聲布局提供一定的參考。最后，通過小波分析發(fā)現在小間距時雙圓柱產生的離散噪聲具有模態(tài)切換的時間特性，其物理本質是雙圓柱流動的非穩(wěn)定特性。

圖41 等直徑串列雙圓柱遠場聲壓信號的時間序列

在實際的工業(yè)應用中，有限長的三維柱體更為常見，因為大部分的柱體結構并不能滿足二維柱體無限長或者兩端加端板的條件，如汽車天線及后視鏡等。如圖42所示，不同于二維方柱，三維方柱尾跡區(qū)的流場會受到邊界處流動的影響，且在不同的長徑比下，尾跡區(qū)會產生更為復雜的流動現象，如分區(qū)流動等。與之相對應的，在不同長徑比下，三維柱體的遠場噪聲也會表現出不同的特性。如圖43所示，隨著方柱長徑比的增加，由于流動分區(qū)現象的產生，遠場噪聲中的離散聲個數會從0增加至3。與之相對應的，可以將方柱的長徑比劃分為R0、RI、RII與RIII四個區(qū)間，在RI、RII以及RIII區(qū)間內，遠場噪聲中的離散聲的類型分別為P1、P1&P2以及P1&P2&P3，其中P1、P2與P3離散聲分別主要對應的是頂部下洗流動結構，中部的展向渦結構以及底部的上洗流動結構，如圖42所示。對于14 mm直徑的方柱，其4個區(qū)間分別對應的長徑比的范圍為：

圖42 壁面上有限長方柱流場[35]

圖43 壁面上有限長方柱氣動噪聲特性[35]

R0(L/D<2)，RI(2≤L/D<10)，RII(10≤L/D<14)，RIII (L/D≥14)；而對于30 mm直徑的方柱，其4個區(qū)間分別為：R0(L/D<2)，RI(2≤L/D<9)，RII(9≤L/D<17)，RIII(L/D≥17)，如圖44所示。在不同的區(qū)間內，方柱的氣動噪聲均滿足偶極子特性，且通過計算結果可知，三維方柱的遠場噪聲中離散聲主要受到橫向脈動的影響，而流向脈動力主要影響的是離散聲頻率倍頻處的噪聲強度。

圖44 近場噪聲離散聲St數隨長徑比的變化規(guī)律[35]

降噪技術研究主要以圓柱為主的起落架支柱模型作為鈍體噪聲降噪技術研究對象。對在圓柱表面螺旋狀纏繞細鐵絲的聲學與流場進行了測量。首先通過參數化研究分析了該方法降噪效果受鐵絲螺距和鐵絲密度的影響規(guī)律，發(fā)現大螺距和大鐵絲密度有更好的降噪效果，最優(yōu)的降噪構型能降低圓柱遠場噪聲達17 dB，如圖45所示。

圖45 單圓柱繞細鐵絲遠場噪聲特性[25]

(a) 光滑圓柱

(b) 加控圓柱圖46 光滑圓柱和加控圓柱尾跡區(qū)雷諾應力對比

如圖46所示，通過對加控前后圓柱尾跡區(qū)流場特性的測量分析，發(fā)現光滑圓柱的時均流線關于尾跡中心線幾乎是對稱的，脫落的旋渦也非?？拷鼒A柱表面；但是對于加控后的圓柱，其時均流線卻存在明顯的不對稱性，流線、脫落渦的位置等都大不相同，這就說明加控圓柱的尾跡中存在非常明顯的三維流動。造成這一現象的主要原因是加控圓柱截面形狀沿展向分布不均勻，從而使得氣流在圓柱兩側的分離點位置并不對稱且分離線沿展向發(fā)生彎曲。進一步比較脫落渦相對于圓柱表面的位置，發(fā)現不論在哪個截面，加控圓柱尾跡中的脫落渦總是在更下游的位置形成，可以定性地表明加控后脫落渦與圓柱表面相互作用的強度降低，使圓柱表面的壓力脈動降低。

如圖47所示，對覆蓋軟性多孔材料的起落架支柱模型進行了聲學測量。試驗使用了聚氨酯海綿、絨毛織物、噴膠棉、海藻綿四種軟性多孔材料覆蓋在支柱外表面，采用自由場傳聲器獲取遠場聲譜特性，如圖48所示。

圖47 覆蓋絨毛織物支柱遠場噪聲測試

圖48 采用不同包裹材料圓柱繞流噪聲特性[40]

聲譜結果顯示覆蓋聚氨酯海綿和絨毛織物能使渦旋脫落引起的單音區(qū)域變得更窄，峰值更低但沒有被完全抑制。覆蓋噴膠棉和海藻綿，能使支柱單音完全消失，但海藻綿會引起高頻噪聲增加。最優(yōu)秀的降噪材料噴膠棉，能完全抑制單音噪聲和完全消除寬帶噪聲。覆蓋多孔材料后，尾跡的大尺度渦脫落結構得到有效抑制，多孔材料減弱了近尾跡場的速度功率譜密度峰值，減小了尾跡區(qū)的速度，拓寬了尾跡的寬度，增大了渦形成長度；軟性多孔材料使得支柱尾跡區(qū)兩側剪切層變得細長，削弱了剪切層之間的相互作用，同時減小了尾跡區(qū)的速度脈動。

3.4 帶艙起落架氣動噪聲研究

圖49 起落架及空腔噪聲耦合特性

在起落架艙簡化模型與起落架的耦合噪聲場中，空腔噪聲在低頻段占優(yōu)，而起落架噪聲在中頻段占優(yōu)，如圖49所示。二者組合在一起后會對中頻段的空腔的聲共振噪聲以及支柱渦脫落噪聲產生正向的非線性耦合作用，但不會影響到空腔的自激振蕩峰。從空腔對起落架噪聲的影響來說，空腔后壁面的阻滯作用會縮短支柱尾跡中的回流區(qū)，并增強其湍流脈動，進而增強了支柱表面的壓力脈動，這會讓支柱輻射到遠場的低頻噪聲增加。從起落架對空腔噪聲的影響來說，支柱尾流與空腔后壁面的撞擊也會對后壁面中部區(qū)域產生較剪切層的撞擊更為強烈的壓力脈動，同時在支柱的阻滯作用下，撞擊后破碎的小渦會在支柱與后壁面之間迅速地耗散掉而非順著空腔底部流向前緣壁面，這就給支柱與前壁面之間的流場帶來更少的擾動從而讓其更加穩(wěn)定，使得流向上的聲共振駐波被流動干擾更少而得到增強，如圖50所示。

圖50 空腔底面壓力信號相關系數云圖[28]

4 結論

本文以北京航空航天大學陸士嘉實驗室氣動聲學風洞在近十幾年來在氣動噪聲研究方面的典型結果，通過梳理在不同試驗條件和工況下多段翼、起落架、腔體部件和鈍體部件的典型氣動噪聲研究結果和方法，闡明了當下氣動聲學風洞研究中常見的研究思路和方法，有助于研究者參考學習。