宋玉寶，張俊龍，唐道鋒，趙佳錫，李文建，黃 奔

(中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心，綿陽 621000)

0 引言

大型飛機(jī)外部噪聲是影響其噪聲適航取證的重要方面，其主要來源包括發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲、機(jī)體噪聲等。隨著發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)的不斷發(fā)展以及聲襯等降噪措施的應(yīng)用，發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲大幅降低；相應(yīng)地，機(jī)體噪聲的影響逐漸凸顯。例如，多個(gè)型號(hào)的客機(jī)在降落階段，機(jī)體噪聲已高于發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲。增升裝置是機(jī)體噪聲的主要來源之一，與其相關(guān)的測試/仿真、分析與控制受到了廣泛關(guān)注[1-7]。

在增升裝置噪聲特性方面，李強(qiáng)等[8]開展了民用飛機(jī)增升裝置氣動(dòng)噪聲風(fēng)洞初步試驗(yàn)研究。劉志仁等[9]開展了二維增升裝置前緣縫翼遠(yuǎn)場噪聲分析。郝璇等[10]開展了縫翼氣動(dòng)噪聲數(shù)值模擬研究。盧清華等[11]基于LES方法開展了增升裝置氣動(dòng)噪聲特性分析。Choudhari等[12]開展了30P30N增升裝置縫翼噪聲仿真研究。Ura等[7]開展了增升裝置模型氣動(dòng)噪聲特性風(fēng)洞試驗(yàn)研究。Davy等[13]開展了某空客飛機(jī)1∶11縮比模型機(jī)體噪聲風(fēng)洞試驗(yàn)研究。Hayes等[14]開展了某飛機(jī)4.7%縮比模型機(jī)體噪聲風(fēng)洞試驗(yàn)研究。Stoker等[15]開展了不同比例的大型飛機(jī)聲源定位結(jié)果對(duì)比研究。在增升裝置噪聲控制方面，余培汛等[16]基于SNGR方法開展了增升裝置縫翼噪聲特性與抑制研究。王文虎等[17]開展了縫翼凹腔擋板氣動(dòng)性能和降噪效果的數(shù)值仿真研究。周國成等[18]開展了襟翼邊緣噪聲的端板抑制技術(shù)試驗(yàn)研究。Jawahar等[19]開展了增升裝置凹腔填充的氣動(dòng)噪聲控制風(fēng)洞試驗(yàn)研究。鄧一菊等[20]、李偉鵬[4]、劉沛清等[5]分別對(duì)增升裝置噪聲的研究情況進(jìn)行了綜述。Singer等[21]對(duì)機(jī)體噪聲計(jì)算技術(shù)的發(fā)展進(jìn)行了綜述。

綜合來看，增升裝置聲學(xué)特性分析與深入了解是認(rèn)識(shí)其噪聲問題并進(jìn)一步開展有效控制工作的重要基礎(chǔ)，國內(nèi)外已經(jīng)開展了大量研究，并取得了系列進(jìn)展。在不同研究方法中，數(shù)值仿真可以獲得更為完備的流場、聲場等信息，但出于計(jì)算能力、成本、周期等考慮，目前大部分研究主要仍針對(duì)簡化模型。聲學(xué)風(fēng)洞試驗(yàn)經(jīng)過多年發(fā)展，仍然是開展機(jī)體噪聲分析、預(yù)測以及控制等系列研究的不可或缺的重要手段，尤其是針對(duì)完整構(gòu)型等復(fù)雜結(jié)構(gòu)。但同樣由于試驗(yàn)條件、成本等限制，相當(dāng)一部分風(fēng)洞試驗(yàn)研究主要是針對(duì)做了更多簡化的小尺寸縮比模型或者二維翼型等模型展開。相對(duì)于小尺度風(fēng)洞，大尺度風(fēng)洞試驗(yàn)測試平臺(tái)有助于更好地實(shí)現(xiàn)流動(dòng)特性等模擬，進(jìn)而獲取更真實(shí)的噪聲信息，可以為大尺度復(fù)雜模型仿真計(jì)算結(jié)果驗(yàn)證以及噪聲控制設(shè)計(jì)等提供進(jìn)一步的支撐。

本文基于5.5 m×4.0 m航空聲學(xué)風(fēng)洞與配套的大型飛機(jī)氣動(dòng)噪聲試驗(yàn)全機(jī)模型，開展了大型飛機(jī)增升裝置噪聲風(fēng)洞試驗(yàn)研究。研究中，對(duì)比了不同構(gòu)型對(duì)噪聲的影響，并分析了迎角、風(fēng)速等運(yùn)行參數(shù)對(duì)增升裝置氣動(dòng)噪聲的影響情況以及噪聲傳播方向特性。相關(guān)試驗(yàn)研究工作，可以為大型飛機(jī)增升裝置噪聲分析與控制等提供新的借鑒。

1 試驗(yàn)平臺(tái)

本項(xiàng)研究工作依托中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心5.5 m×4.0 m聲學(xué)風(fēng)洞進(jìn)行。該風(fēng)洞是一座單回流式低速低湍流度聲學(xué)風(fēng)洞，試驗(yàn)段長14 m、寬5.5 m、高4 m；其中，開口試驗(yàn)段的最大風(fēng)速100 m/s，其背景噪聲為75.6 dB(A)（距噴口出口中心側(cè)向距離7.95 m處，頻率范圍100～20000 Hz，風(fēng)速80 m/s），風(fēng)洞總體結(jié)構(gòu)及開口試驗(yàn)段如圖1所示。開口試驗(yàn)段外包圍著一個(gè)內(nèi)部凈空間長寬高為27 m×26 m×18 m的全消聲室，截止頻率為100 Hz（1/3倍頻程），混響時(shí)間低于0.1 s。

圖1 5.5 m×4.0 m聲學(xué)風(fēng)洞結(jié)構(gòu)Fig.1 Structure of the 5.5 m×4.0 m aeroacoustic wind tunnel

2 試驗(yàn)?zāi)Ｐ团c測試系統(tǒng)

2.1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/h3>

試驗(yàn)?zāi)Ｐ筒捎寐晫W(xué)風(fēng)洞的大型飛機(jī)氣動(dòng)噪聲標(biāo)模，該模型機(jī)翼展長3.695 m、平均氣動(dòng)弦長0.438 m，采用7075鋁和30CrMnSi合金結(jié)構(gòu)鋼等材料制作；主要部件包括機(jī)身、機(jī)翼（含增升裝置）、起落架、短艙、垂尾、平尾、蓋板、角度塊等，可模擬著陸、起飛、巡航等典型構(gòu)型。其中，襟翼偏角、內(nèi)側(cè)縫翼偏角、外側(cè)縫翼偏角分別在著陸構(gòu)型下設(shè)置為34°、19°、26.5°；在起飛構(gòu)型下設(shè)置為19°、15°、21°；在巡航狀態(tài)下均設(shè)置為0°。圖2所示分別為三種典型構(gòu)型結(jié)構(gòu)。

考慮到對(duì)增升裝置氣動(dòng)噪聲研究而言，風(fēng)洞試驗(yàn)通常采用縮比模型，難以實(shí)現(xiàn)雷諾數(shù)的完全模擬。為了更好地模擬真實(shí)流場情況，在模型表面適當(dāng)位置粘貼轉(zhuǎn)捩帶，包括機(jī)頭、平尾、機(jī)翼-增升裝置、翼梢小翼處。其中，在機(jī)翼-增升裝置位置采用0.2 mm高的柱狀轉(zhuǎn)捩帶，粘貼3排，相鄰兩排之間間隔約4 mm，轉(zhuǎn)捩帶距巡航狀態(tài)下機(jī)翼-增升裝置前緣約20～40 mm（從外縫翼外側(cè)到內(nèi)縫翼內(nèi)側(cè)）。除非特別說明，本文所給出的結(jié)果均是進(jìn)行了轉(zhuǎn)捩處理的模型的測試結(jié)果。

2.2 支撐系統(tǒng)

試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷闹尾捎?.5 m×4.0 m聲學(xué)風(fēng)洞配套的大迎角尾撐機(jī)構(gòu)。考慮到聲源定位等測量設(shè)備放置于模型下方，試驗(yàn)中模型采用斜背撐的支撐方式。此外，為了降低尾撐機(jī)構(gòu)等產(chǎn)生的噪聲對(duì)測試結(jié)果的影響，安裝了整流罩，并對(duì)大迎角機(jī)構(gòu)及支桿表面做了消聲處理，如圖2、圖3中所示。試驗(yàn)過程中，通過控制大迎角尾撐機(jī)構(gòu)中油缸部件的行程，實(shí)現(xiàn)所安裝的模型迎角的調(diào)節(jié)。

2.3 測試系統(tǒng)

本文分別開展遠(yuǎn)場噪聲特性對(duì)比以及聲源定位與識(shí)別研究，相應(yīng)的測試系統(tǒng)包括遠(yuǎn)場噪聲測試與聲源定位測試兩部分。

其中，遠(yuǎn)場噪聲測試傳感器使用20只GRAS公司的46AE自由場傳聲器，通過支桿、傳聲器座布置于1/4圓弧型傳聲器支撐架上。陣列架位于模型側(cè)面，其最下方的傳聲器位于模型正下方飛越軌跡線上；陣列架安裝在移動(dòng)支撐平臺(tái)上，可以實(shí)現(xiàn)沿風(fēng)洞試驗(yàn)段軸線方向的移動(dòng)。本測試過程中，陣列架從前至后相對(duì)于模型中心的距離分別為-4、-3、-2、-1、0、1、2、3 m（分別定義為位置1～8）。考慮到移測過程中不同位置傳感器與模型中心連線的角度差異，遠(yuǎn)場傳聲器弧形架上每個(gè)安裝位置布置一對(duì)傳聲器，如圖3（b）左上角的子圖所示。相應(yīng)地，將傳聲器分為兩組，10°一個(gè)間隔，從上至下編號(hào)依次遞增，分別為1～10號(hào)、11～20號(hào)，前者指向噴口方向（向前），后者指向收集器方向（向后）。前述陣列架位置相對(duì)于模型中心的距離，以1～10號(hào)傳聲器所形成的圓弧所在平面為基準(zhǔn)。傳聲器距模型中心線5.35 m，模型中心線與風(fēng)洞試驗(yàn)段中心設(shè)為一致。聲源定位測試使用優(yōu)化的135通道的螺旋型傳聲器陣列。陣列架置于模型的右前方，在風(fēng)洞射流剪切層外，陣列架上表面距離試驗(yàn)大廳地面3.92 m；陣列傳聲器通過支桿安裝于陣列架的固定網(wǎng)格中，傳聲器高于陣列架上表面0.15 m、距離地面4.07 m。除非特別說明，試驗(yàn)中陣列位置保持不變。遠(yuǎn)場傳聲器陣列結(jié)構(gòu)、聲源定位陣列結(jié)構(gòu)以及它們相對(duì)于模型的安裝位置如圖3所示，圖中還給出了遠(yuǎn)場傳聲器編號(hào)信息。

圖2 巡航、起飛、著陸三種典型構(gòu)型Fig.2 Three typical configurations corresponding to the cruising, taking off and landing states

圖3 傳聲器陣列架及其與試驗(yàn)?zāi)Ｐ拖鄬?duì)位置Fig.3 Microphone arraysand their relative locationsto the experimental model

數(shù)據(jù)采集使用配套的272通道動(dòng)態(tài)數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)。該系統(tǒng)的最高采樣頻率為200 kHz，精確度小于或等于±0.1 dB，動(dòng)態(tài)測量范圍大于120 dB。試驗(yàn)數(shù)據(jù)采集使用PXI總線數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)，該系統(tǒng)主要由前置放大器、數(shù)據(jù)采集器、通訊卡、控制計(jì)算機(jī)、數(shù)據(jù)處理計(jì)算機(jī)等部分組成。

風(fēng)洞運(yùn)行采用穩(wěn)速壓控制，視具體內(nèi)容，速度分別設(shè)置為30、40、50、60、70、80 m/s。聲源定位及固定位置遠(yuǎn)場噪聲測試中，穩(wěn)定對(duì)應(yīng)風(fēng)速后，調(diào)整不同的模型迎角，進(jìn)行噪聲測試。遠(yuǎn)場噪聲不同移測位置測試中，穩(wěn)定對(duì)應(yīng)的風(fēng)速、模型迎角后，調(diào)整不同的遠(yuǎn)場噪聲陣列架支撐平臺(tái)位置，進(jìn)行噪聲測試。

3 結(jié)果與分析

3.1 背景噪聲特性

圖4所示為風(fēng)洞試驗(yàn)段流場內(nèi)有支撐裝置存在時(shí)，不同風(fēng)速、不同測點(diǎn)位置的背景噪聲。具體測試狀態(tài)對(duì)應(yīng)于圖3中去掉飛機(jī)模型的狀態(tài)，遠(yuǎn)場移測架在位置5（即正對(duì)0°迎角下的模型中心位置）。除非特別說明，這一位置為本文所給出測試結(jié)果的默認(rèn)位置。由圖可見，背景噪聲主要是寬頻噪聲，同時(shí)疊加少量的峰值噪聲；隨風(fēng)速增加，背景噪聲總體上相應(yīng)增加，且隨頻率升高，背景噪聲呈明顯下降趨勢，具有良好的規(guī)律性。

3.2 傳聲器安裝方向的影響

如2.3節(jié)所述，在遠(yuǎn)場陣列架的每個(gè)位置安裝了兩個(gè)不同指向的傳聲器，因此本部分對(duì)傳聲器安裝方向的影響進(jìn)行對(duì)比。

圖4帶支撐狀態(tài)下的背景噪聲對(duì)比Fig.4 Comparison of background noise for caseswith the support structure

圖4 同時(shí)給出了流場內(nèi)有支撐裝置情況下不同指向的傳聲器測試所得的背景噪聲對(duì)比。由圖可見，傳聲器的安裝方向?qū)Φ皖l、中頻噪聲測試結(jié)果影響不大，但對(duì)高頻噪聲有較明顯的影響；并且11號(hào)、20號(hào)傳聲器測得的對(duì)應(yīng)安裝方向噪聲強(qiáng)于1號(hào)、10號(hào)傳聲器對(duì)應(yīng)安裝方向噪聲；同時(shí)，對(duì)支撐裝置正下方測試區(qū)域的影響弱于對(duì)與支撐裝置等高的側(cè)向區(qū)域的影響。這一現(xiàn)象的原因在于傳聲器對(duì)從不同方向到達(dá)的聲波的響應(yīng)特性本身具有一定差異。對(duì)帶支撐狀態(tài)，背景噪聲主要來自于支撐裝置區(qū)域，即對(duì)該測試位置主要聲源在傳聲器陣列的下游方向。

圖5所示為著陸構(gòu)型模型下、不同指向的傳聲器的測試結(jié)果對(duì)比。由圖可見，在模型側(cè)向區(qū)域，傳聲器指向帶來的變化與圖4類似，但在模型下方區(qū)域，傳聲器指向的影響很小。這也說明對(duì)不同的結(jié)構(gòu)狀態(tài)，測試傳聲器指向的影響可能會(huì)發(fā)生變化。

由圖4、圖5還可以看出，即便是在受到傳聲器安裝方向影響的高頻段，曲線的特征也基本保持一致。在后續(xù)使用移測位置5時(shí)的傳聲器測試結(jié)果選擇上，除非特別說明，統(tǒng)一選擇指向收集器方向的傳聲器測試結(jié)果。

3.3 典型構(gòu)型噪聲特性

圖6所示為風(fēng)速40 m/s與80 m/s、0°迎角下，11號(hào)、20號(hào)傳聲器兩個(gè)典型測試位置處的背景噪聲、巡航構(gòu)型噪聲、起飛構(gòu)型噪聲、著陸構(gòu)型噪聲的對(duì)比。由圖可見，對(duì)巡航構(gòu)型，其增升裝置未打開，機(jī)身、機(jī)翼表面平整，模型噪聲僅在少部分頻段小幅度高于背景噪聲。對(duì)起飛構(gòu)型，隨著增升裝置打開，模型下方區(qū)域（如20號(hào)傳聲器）噪聲顯著增加，除少部分低頻段外，均明顯高于背景噪聲，即可以實(shí)現(xiàn)模型或者增升裝置噪聲與背景噪聲的有效直接分離；而對(duì)模型側(cè)向區(qū)域（如11號(hào)傳聲器），噪聲雖然也明顯增加，但增幅相對(duì)小于下方區(qū)域。對(duì)著陸構(gòu)型，隨著增升裝置打開角度的進(jìn)一步增加，在很寬的頻段內(nèi)噪聲也進(jìn)一步增大，并且在不同風(fēng)速、測點(diǎn)位置增加情況有所差異。就噪聲頻譜特性而言，各結(jié)構(gòu)狀態(tài)依然是寬頻噪聲疊加少量峰值噪聲，且總體上以寬頻噪聲的貢獻(xiàn)為主。

圖5不同指向傳聲器測得的著陸構(gòu)型遠(yuǎn)場噪聲對(duì)比（迎角0°）Fig.5 Comparison of the farfield noise measured from microphoneswith variousdirections for the landing configuration(angle of attack 0°)

圖7所示為風(fēng)速40 m/s下，巡航構(gòu)型、著陸構(gòu)型在不同頻率處的聲源定位結(jié)果。由圖可見，對(duì)巡航構(gòu)型，在相當(dāng)一部分頻率下，主要聲源對(duì)應(yīng)于支撐結(jié)構(gòu)；另外，隨著頻率升高，在部分頻率下機(jī)翼噪聲也變得可觀測，且主要位于機(jī)翼后緣、襟翼滑軌以及部分模型縫隙等區(qū)域，但機(jī)翼區(qū)域的噪聲輻射大部分情況下仍弱于支撐結(jié)構(gòu)區(qū)域。這也與圖6所顯示的巡航狀態(tài)模型輻射噪聲在大部分頻段內(nèi)與背景噪聲相當(dāng)?shù)慕Y(jié)果一致。對(duì)著陸構(gòu)型，雖然由圖6的曲線結(jié)果可知，模型輻射噪聲在低頻段明顯高于背景噪聲，但聲源定位結(jié)果顯示，即使在800 Hz頻率下，支撐結(jié)構(gòu)區(qū)域產(chǎn)生的噪聲仍然較強(qiáng)，并對(duì)聲源定位結(jié)果產(chǎn)生了污染?？梢姡憳?gòu)型下，在低頻段所引起的噪聲增強(qiáng)，除了是因?yàn)槟Ｐ捅旧淼呢暙I(xiàn)外，也是因?yàn)橐鹆艘欢ǖ闹谓Y(jié)構(gòu)噪聲增強(qiáng)（即相應(yīng)頻率及其附近的噪聲，即使進(jìn)行了扣除背景噪聲處理，其相對(duì)于只存在飛機(jī)模型的情況，可能仍存在差異）。隨著頻率進(jìn)一步增加，模型的噪聲居于主導(dǎo)地位，且噪聲源主要位于增升裝置縫翼、滑軌/角度塊、縫翼與縫翼/主翼之間的縫隙、剪刀差結(jié)構(gòu)、襟翼側(cè)緣、襟翼尾緣等區(qū)域；同時(shí)，在一些情況下，縫翼尾流撞擊主翼表面，也會(huì)在相應(yīng)區(qū)域形成主要聲源。

圖6 不同構(gòu)型增升裝置/機(jī)翼遠(yuǎn)場噪聲（迎角0°）Fig.6 Farfield noise for various high-lift device/wing configurations(angle of attack 0°)

圖8所示為風(fēng)速40 m/s下，著陸構(gòu)型在曲線峰值處所對(duì)應(yīng)頻率的聲源定位結(jié)果。由圖可見，該峰值噪聲主要來源于縫翼與主翼形成的剪刀差結(jié)構(gòu)區(qū)域，形成原因可能是縫翼等側(cè)緣/尾緣的渦脫落或者相應(yīng)區(qū)域非定常流動(dòng)與局部聲腔結(jié)構(gòu)的耦合振蕩。

需要說明的是，聲源定位所獲得的具體聲源位置，會(huì)受到所選擇掃描面的影響。在圖7中，對(duì)于主要聲源是支撐結(jié)構(gòu)的情況，雖然其位置高于飛機(jī)模型，但考慮到著陸構(gòu)型下主要聲源在機(jī)翼/增升裝置區(qū)域，為了便于對(duì)比，掃描面位置主要根據(jù)機(jī)翼位置進(jìn)行了選擇。這就導(dǎo)致對(duì)應(yīng)于支撐結(jié)構(gòu)的聲源定位結(jié)果比真實(shí)情況有一定偏移。

圖5、圖6中的不同構(gòu)型噪聲曲線為未扣除背景噪聲的結(jié)果。鑒于背景噪聲在一定頻段內(nèi)對(duì)增升裝置噪聲有潛在影響，后續(xù)對(duì)比主要針對(duì)扣除背景噪聲的結(jié)果，并將曲線起始頻率設(shè)置為700 Hz。

3.4 迎角對(duì)噪聲的影響

圖9所示為著陸構(gòu)型不同風(fēng)速、不同測點(diǎn)位置下，模型迎角對(duì)增升裝置噪聲的影響情況。由圖可見，在風(fēng)速40 m/s下，在較低頻段迎角對(duì)噪聲影響不大；在中高頻段，隨著迎角增加，噪聲總體呈增加趨勢。而隨著迎角變化，噪聲曲線的頻譜形狀也發(fā)生了一定變化。一個(gè)比較明顯的特征是，在中間頻段噪聲隨頻率增加而下降的趨勢變緩，出現(xiàn)了一個(gè)較平緩的駝峰，并且在一定迎角下產(chǎn)生了新的噪聲峰值；而隨著迎角進(jìn)一步增加，峰值又再次消失。還可注意到的是，除中間頻段新增的駝峰區(qū)域外，在高頻段、側(cè)向區(qū)域，迎角對(duì)噪聲的影響程度更為明顯。此外，對(duì)模型下方測點(diǎn)，在中頻段，迎角變化的明顯影響在小迎角下就已發(fā)生，并且迎角進(jìn)一步增加所產(chǎn)生的影響相對(duì)變?。欢诟哳l段，迎角變化所帶來的明顯影響主要在迎角增加到一定值之后出現(xiàn)。在風(fēng)速80 m/s下，迎角的總體影響情況與風(fēng)速40 m/s類似，但是也發(fā)生了一些變化。雖然風(fēng)速80 m/s同樣存在噪聲受迎角影響不大的頻段，以及噪聲隨迎角增加而增強(qiáng)的頻段，但是在較低頻段，隨著迎角增加，噪聲總體上有了一定降低。實(shí)際上，如果進(jìn)一步降低曲線繪制起始頻率可以發(fā)現(xiàn)，風(fēng)速40 m/s下也存在這一情況。這說明不同風(fēng)速下，迎角變化的影響頻段發(fā)生了遷移。此外，對(duì)模型側(cè)向區(qū)域，迎角變化的影響相對(duì)更大；而對(duì)模型下方區(qū)域，這一影響相對(duì)更小。

圖7 巡航構(gòu)型/著陸構(gòu)型不同頻率下聲源定位結(jié)果（風(fēng)速40 m/s、迎角0°）Fig.7 Noise source localization for the cruising/landing configurations at various frequencies(wind speed 40 m/s,angle of attack 0°)

圖8 著陸構(gòu)型典型峰值頻率下聲源定位結(jié)果（風(fēng)速40 m/s、0°迎角）Fig.8 Noise source localization for the landing configuration at variouspeak frequencies(wind speed 40 m/s, angle of attack 0°)

圖9 模型迎角對(duì)增升裝置遠(yuǎn)場噪聲的影響（著陸構(gòu)型）Fig.9 Effectsof angle of attack on the farfield noise of the high-lift device(landing configuration)

對(duì)應(yīng)圖9中風(fēng)速80 m/s、3°迎角下的著陸構(gòu)型噪聲曲線，圖10給出了主要峰值頻率處，以及相應(yīng)0°迎角構(gòu)型對(duì)應(yīng)頻率處的聲源定位結(jié)果。由圖可見，對(duì)0°迎角、3°迎角，主要噪聲源均分布于前緣縫翼及其安裝角度塊區(qū)域；0°迎角下，主要聲源區(qū)呈條帶狀分布，而3°迎角下，主要聲源區(qū)域變得集中，且聲源強(qiáng)度明顯高于0°迎角。3°迎角下峰值噪聲可能是由局部非定常流動(dòng)與縫翼-角度塊-主翼所構(gòu)成的局部聲腔的耦合產(chǎn)生。圖11給出了風(fēng)速80 m/s、12°迎角下，不同頻率處的聲源定位結(jié)果?？梢姡饕曉囱乜p翼呈條帶狀分布，并且可能在角度塊等不連續(xù)位置處增強(qiáng)的特征得到了進(jìn)一步展示。此外，通過圖10、圖11的聲源定位結(jié)果可以看出，峰值頻率所對(duì)應(yīng)的聲源分布較為集中，而駝峰或者寬頻噪聲所對(duì)應(yīng)的聲源分布則相對(duì)分散。

圖12所示為起飛構(gòu)型、風(fēng)速80 m/s、不同測點(diǎn)位置下，模型迎角對(duì)增升裝置噪聲的影響情況。由圖可見，相對(duì)于著陸構(gòu)型，起飛構(gòu)型模型噪聲受迎角的影響情況總體類似；只是在所考慮風(fēng)速下，除個(gè)別峰值噪聲外，影響程度相對(duì)略有減小。

圖10 0°/3°迎角下，著陸構(gòu)型典型頻率下聲源定位結(jié)果（風(fēng)速80 m/s）Fig.10 Noise source localization for the landing configuration at angle of attack 0°/3°(wind speed 80 m/s)

圖11 12°迎角下，著陸構(gòu)型典型頻率下聲源定位結(jié)果（風(fēng)速80 m/s）Fig.11 Noise sourcelocalization for thelanding configuration at angle of attack 12° (wind speed 80 m/s)

3.5 風(fēng)速對(duì)噪聲的影響

圖12 模型迎角對(duì)增升裝置/機(jī)翼遠(yuǎn)場噪聲的影響（起飛構(gòu)型）Fig.12 Effects of angle of attack on the farfield noise of the high-lift device (taking off configuration)

圖13風(fēng)速對(duì)增升裝置遠(yuǎn)場噪聲的影響（著陸構(gòu)型、起飛構(gòu)型，0°/9°迎角）Fig.13 Effects of wind speed on the farfield noise of the high-lift device (landing and taking off configurations,angle of attack 0°/9°)

圖13所示為著陸構(gòu)型/起飛構(gòu)型、不同迎角、不同測點(diǎn)位置下，風(fēng)速對(duì)模型噪聲的影響。由圖可見，對(duì)著陸構(gòu)型，隨著風(fēng)速增加，噪聲水平也明顯增加。除了個(gè)別頻率下曲線峰值的出現(xiàn)與消失所帶來的影響外，頻譜曲線的形狀保持了良好的一致性。并且，不同迎角下的頻譜曲線相對(duì)關(guān)系變化情況，在不同風(fēng)速下也具有一致性。還可以注意到的是，隨著風(fēng)速增加，0°迎角與9°迎角曲線的交叉頻率，也隨之增加；隨著風(fēng)速的變化，部分起伏較小的駝峰的頻率相應(yīng)發(fā)生了變化，還有一些則基本不隨風(fēng)速變化；而對(duì)于不同的迎角，噪聲隨風(fēng)速的變化規(guī)律也存在一些差異。對(duì)于起飛構(gòu)型，噪聲特性受風(fēng)速的影響情況總體上與著陸構(gòu)型類似；只是在起飛構(gòu)型下，頻譜曲線中的峰值相對(duì)更為豐富，但整體上也均是以寬頻噪聲特征為主，而峰值也主要出現(xiàn)在高頻段。并且在9°迎角下，起飛構(gòu)型噪聲頻譜隨頻率增加而由平緩變?yōu)槌拭黠@降低趨勢的轉(zhuǎn)折頻率，基本未隨風(fēng)速變化，而在著陸構(gòu)型下該轉(zhuǎn)折頻率隨風(fēng)速的變化存在一定差異。此外，圖13中部分曲線上存在個(gè)別明顯的窄帶低谷，這主要是由于相應(yīng)頻率處的背景噪聲存在峰值（如圖4所示），該峰值已經(jīng)接近著陸/起飛構(gòu)型下該頻率處的寬頻噪聲，背景噪聲被扣除后形成了低谷。該低谷不具備特殊的工程意義，在實(shí)際的模型噪聲中是不存在的。

圖14所示為著陸構(gòu)型6°迎角、不同測點(diǎn)位置下，風(fēng)速對(duì)模型噪聲的影響。圖中給出了對(duì)應(yīng)于更多風(fēng)速的結(jié)果，以更清晰地呈現(xiàn)噪聲隨風(fēng)速的變化規(guī)律。由圖可見，模型噪聲隨風(fēng)速的變化情況總體上與圖13類似；同時(shí)，6°迎角下在高頻段出現(xiàn)了相對(duì)更為豐富的峰值噪聲。而隨著風(fēng)速的變化，不只這些高頻段峰值噪聲的頻率發(fā)生了變化，其起伏特性、峰值數(shù)量也存在一定差異；并且峰值噪聲所對(duì)應(yīng)頻率隨風(fēng)速的變化情況與中頻段駝峰的情況也有不同。這也表明，增升裝置噪聲機(jī)理和特性的復(fù)雜性；在做相似性外推時(shí)，可能需要考慮更多的因素，如峰值噪聲與寬頻噪聲的相似規(guī)律差異，并針對(duì)不同頻段、噪聲特征等分別進(jìn)行考慮。

圖14 風(fēng)速對(duì)增升裝置遠(yuǎn)場噪聲的影響（著陸構(gòu)型，6°迎角）Fig.14 Effects of wind speed on the farfield noise of the high-lift device (landing configuration, angle of attack 6°)

圖15所示為不同風(fēng)速下，著陸構(gòu)型、6°迎角模型狀態(tài)在典型頻率處的聲源定位結(jié)果。其中，考慮了40、60、80 m/s三個(gè)風(fēng)速，頻率對(duì)應(yīng)按圖14（b）中虛線所標(biāo)出的曲線峰值位置進(jìn)行選擇。由圖可見，雖然風(fēng)速、頻率存在差異，但除圖15（f）中未能實(shí)現(xiàn)聲源的有效識(shí)別外，其他聲源定位結(jié)果的圖形特征具有相似性，即滿足一定的相似關(guān)系。

3.6 噪聲傳播指向性

圖16所示為著陸構(gòu)型、9°迎角、風(fēng)速80 m/s下，陣列架在位置5時(shí)，模型橫側(cè)方向不同測點(diǎn)位置的噪聲特性。圖例中傳聲器編號(hào)所對(duì)應(yīng)測點(diǎn)位置與圖3中一致。由于數(shù)據(jù)曲線較多，為了便于觀察，將11、13、15、17、19號(hào)傳聲器作為序列I，12、14、16、18、20號(hào)傳聲器作為序列II，分別在兩幅子圖中進(jìn)行展示。由圖可見，對(duì)于不同的橫側(cè)面?zhèn)鞑シ较颍肼曁匦源嬖谝欢ú町?，包括幅值大小與頻譜特性兩個(gè)方面。其中，相對(duì)于模型側(cè)面區(qū)域，模型下方區(qū)域噪聲水平總體上相對(duì)更高，并且模型下方一定角度范圍內(nèi)噪聲水平隨角度差異不大。

圖17所示為著陸構(gòu)型、不同迎角下，橫側(cè)方向噪聲傳播方向特性。圖中分別給出了總聲壓級(jí)、典型1/3倍頻程頻率處的結(jié)果，其中總聲壓級(jí)計(jì)算頻段為800～20000 Hz。圖中的飛機(jī)模型用于標(biāo)示指向性曲線相對(duì)于飛機(jī)的方位。由圖可見，除了在高頻段存在一定波動(dòng)外，從與模型中心等高的橫側(cè)方向到模型下方，噪聲總體上呈增加趨勢，且模型下方一定角度范圍內(nèi)，噪聲水平變化不大，與圖16的結(jié)果一致。

圖18所示為著陸構(gòu)型、9°迎角、風(fēng)速80 m/s下，移測架處于不同位置時(shí)，模型飛越方向上不同測點(diǎn)位置噪聲。由圖可見，對(duì)于不同的飛越面?zhèn)鞑シ较?，噪聲特性也存在一定差異，包括幅值大小與頻譜特性兩個(gè)方面。其中，相對(duì)于模型前方區(qū)域，模型后方區(qū)域噪聲水平總體上相對(duì)更高，并且模型后方一定角度范圍內(nèi)噪聲水平隨角度差異不大。

圖19所示為著陸構(gòu)型、不同迎角下，飛越面內(nèi)噪聲傳播方向特性。圖中同樣給出了總聲壓級(jí)、典型1/3倍頻程頻率處的結(jié)果。由于遠(yuǎn)場傳聲器陣列架處于不同位置時(shí)，傳聲器到模型中心的距離會(huì)發(fā)生變化，因此對(duì)不同傳聲器距離的影響進(jìn)行了修正，使在同一距離下進(jìn)行對(duì)比（以移測位置8的傳聲器距離為距離修正基準(zhǔn)）?？紤]到在飛越面內(nèi)，選擇不同安裝方向的傳感器會(huì)對(duì)噪聲傳播方向分析結(jié)果產(chǎn)生一定影響，因此圖中給出了兩組曲線作為對(duì)比與參照。其中，對(duì)無標(biāo)識(shí)符號(hào)的粗線，移測位置1～5使用20號(hào)傳聲器結(jié)果，移測位置6～8使用10號(hào)傳聲器結(jié)果；對(duì)具有圓形標(biāo)識(shí)的細(xì)線，移測位置1～8均使用10號(hào)傳聲器結(jié)果。可注意到的是，由于10號(hào)、20號(hào)傳聲器具體位置的差異，相應(yīng)曲線中數(shù)據(jù)點(diǎn)的具體角度坐標(biāo)也存在一定不同。由圖可見，除了在部分迎角下的高頻段存在小幅波動(dòng)外（這一波動(dòng)除受噪聲傳播方向性本身的影響外，在高頻段不同聲波入射角度對(duì)傳聲器的影響變得更為明顯也是一個(gè)因素），噪聲指向性曲線變化總體較為平順；從模型前方到模型后方，噪聲總體上呈增加趨勢，且模型后方一定角度范圍內(nèi)，噪聲水平變化不大，與圖18的結(jié)果一致。而具體到不同頻段，噪聲的方向性也存在一定差異；例如，9°迎角下，對(duì)3150 Hz所對(duì)應(yīng)頻段，模型后方區(qū)域噪聲增加較為明顯，而對(duì)1250 Hz所對(duì)應(yīng)頻段，模型后方區(qū)域噪聲增加則不明顯。此外，對(duì)不同的迎角，模型噪聲傳播方向性也存在一定程度的差異。

圖15 不同風(fēng)速下，著陸構(gòu)型典型頻率下聲源定位結(jié)果（迎角6°）Fig.15 Noise source localization for the landing configuration at various frequenciesand wind speeds (angle of attack 6°)

圖16 不同傳播方向增升裝置遠(yuǎn)場噪聲對(duì)比（著陸構(gòu)型，橫側(cè)面）Fig.16 Farfield noise comparison for the high-lift devices in different directions (landing configuration, horizontal directivity)

圖17 增升裝置遠(yuǎn)場噪聲傳播橫側(cè)面指向性（著陸構(gòu)型）Fig.17 Horizontal directivity of the farfield noise propagation for the high-lift device (landing configuration)

圖18 不同傳播方向增升裝置遠(yuǎn)場噪聲對(duì)比（著陸構(gòu)型，飛越面）Fig. 18 Farfield noise comparison for the high-lift device in different directions(landing configuration,longitudinal directivity)

圖19 增升裝置遠(yuǎn)場噪聲傳播飛越面指向性（著陸構(gòu)型）Fig. 19 Longitudinal directivity of the farfield noise propagation for the high-lift device (landing configuration)

需要說明的是，遠(yuǎn)場噪聲風(fēng)洞測試結(jié)果均為聲波穿過剪切層后的結(jié)果，但考慮到剪切層修正問題本身的復(fù)雜性，以及不同單位、學(xué)者所采用剪切層修正處理具體方法的差異，本文所給出的遠(yuǎn)場噪聲測試結(jié)果均未做剪切層修正處理。

4 結(jié)論

本文依托5.5 m×4.0 m航空聲學(xué)風(fēng)洞，開展了大型飛機(jī)增升裝置噪聲的全模型試驗(yàn)研究，分析了典型構(gòu)型下增升裝置噪聲特性，研究了模型迎角、試驗(yàn)風(fēng)速等的影響情況，并獲得了噪聲傳播的方向特性。結(jié)果表明：

1）安裝飛機(jī)模型后引起的局部流動(dòng)變化，可能導(dǎo)致支撐結(jié)構(gòu)噪聲增強(qiáng)，從而對(duì)一定頻段內(nèi)準(zhǔn)確獲得模型本身的噪聲產(chǎn)生影響。

2）相對(duì)于巡航構(gòu)型，起飛/著陸構(gòu)型由于增升裝置打開，使噪聲顯著增加，即增升裝置噪聲明顯高于機(jī)身、巡航構(gòu)型機(jī)翼等的噪聲；增升裝置噪聲成份總體上以寬頻噪聲為主，部分狀態(tài)下也會(huì)疊加一些峰值噪聲。

3）隨著迎角的增加，增升裝置噪聲在中高頻段總體上呈增加趨勢，且在一定值附近，迎角影響還會(huì)比較明顯，但在部分中低頻段，也存在影響較小甚至?xí)乖肼曄鄬?duì)降低的情況；在高風(fēng)速下，迎角的影響總體上相對(duì)小于低風(fēng)速情況；迎角的影響情況也會(huì)隨風(fēng)速、結(jié)構(gòu)構(gòu)型、測點(diǎn)位置的不同而發(fā)生變化；峰值噪聲是否出現(xiàn)，也會(huì)受到迎角的影響。

4）隨著風(fēng)速增加，模型輻射噪聲相應(yīng)明顯增大，并且寬頻噪聲等的頻譜特征總體上得到了保持，聲源識(shí)別結(jié)果也呈現(xiàn)類似特征，即具有良好的馬赫數(shù)相似性；但對(duì)曲線上比較突出的峰值，其相對(duì)位置、量值、數(shù)量等可能會(huì)發(fā)生變化，即峰值噪聲具體特征受到風(fēng)速的明顯影響；風(fēng)速的影響情況，也會(huì)隨模型迎角、結(jié)構(gòu)構(gòu)型、測點(diǎn)位置不同而存在一定差異。

5）在橫側(cè)剖面以及飛越剖面內(nèi)，噪聲傳播均具有一定的方向性，并且會(huì)隨噪聲頻段、模型迎角等的不同而發(fā)生一定變化。