相陣列技術(shù)在民機(jī)機(jī)體氣動(dòng)噪聲研究中的應(yīng)用

周家檢，郝 璇，張衛(wèi)民，陳大斌

（中國航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院，北京 100074）

相陣列技術(shù)在民機(jī)機(jī)體氣動(dòng)噪聲研究中的應(yīng)用

周家檢＊，郝 璇，張衛(wèi)民，陳大斌

（中國航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院，北京 100074）

麥克風(fēng)相陣列測量技術(shù)是進(jìn)行民機(jī)機(jī)體氣動(dòng)噪聲研究的主要手段。針對民機(jī)機(jī)體氣動(dòng)噪聲，開展了閉口風(fēng)洞麥克風(fēng)相陣列測量技術(shù)研究。提出了一種適用于閉口風(fēng)洞氣動(dòng)噪聲測量的陣列優(yōu)化設(shè)計(jì)方法，分別設(shè)計(jì)了適用于民機(jī)增升裝置、起落架氣動(dòng)噪聲測量的陣列。將麥克風(fēng)相陣列技術(shù)應(yīng)用于某飛機(jī)增升裝置縮比模型、起落架縮比模型氣動(dòng)噪聲閉口風(fēng)洞試驗(yàn)。研究結(jié)果顯示：利用側(cè)壁陣列清晰地識(shí)別出了增升裝置主要?dú)鈩?dòng)噪聲源，并顯示出降噪措施的降噪效果；利用組合陣列，實(shí)現(xiàn)了較寬頻率范圍內(nèi)起落架氣動(dòng)噪聲源探測，識(shí)別出了起落架主要?dú)鈩?dòng)噪聲源。

相陣列；機(jī)體氣動(dòng)噪聲；起落架；增升裝置；風(fēng)洞試驗(yàn)

0 引 言

近半個(gè)世紀(jì)來，隨著世界航空運(yùn)輸業(yè)的迅猛發(fā)展和大型機(jī)場數(shù)量的不斷增加，飛機(jī)頻繁起降給機(jī)場周邊居民帶來的噪聲污染問題一直倍受關(guān)注。隨著發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲的降低，機(jī)體氣動(dòng)噪聲在民機(jī)噪聲中所占比例日趨增大［1］。機(jī)體噪聲主要包括增升裝置噪聲與起落架噪聲，具有寬頻特性，其產(chǎn)生的壓力脈動(dòng)通常為小量，對網(wǎng)格數(shù)量和計(jì)算格式的精度都提出了非常高的要求，目前的計(jì)算機(jī)及數(shù)值模擬水平尚難以滿足氣動(dòng)噪聲研究的需要，傳統(tǒng)理論模型無法計(jì)及民機(jī)復(fù)雜外形的諸多影響，因此風(fēng)洞試驗(yàn)仍然是氣動(dòng)噪聲研究主要手段。由于背景噪聲過高及試驗(yàn)段壁面的聲反射，導(dǎo)致在閉口風(fēng)洞中采用常規(guī)噪聲測量方法難以得到滿意的氣動(dòng)噪聲數(shù)據(jù)。20世紀(jì)70年代出現(xiàn)的麥克風(fēng)相陣列測量技術(shù)［2］，經(jīng)過幾十年的發(fā)展日趨成熟［36］。該技術(shù)利用聲波傳輸過程中相位的延遲原理對陣列信號(hào)進(jìn)行處理，使陣列能夠定位噪聲源，放大目標(biāo)噪聲，提高信噪比，抑制風(fēng)洞背景噪聲對目標(biāo)噪聲測量的干擾。此外，該技術(shù)能給出豐富的聲源信息，包括聲源位置、強(qiáng)度以及頻率特性等。國外普遍利用相陣列測量技術(shù)在風(fēng)洞里開展民機(jī)氣動(dòng)噪聲研究［712］。我國長期以來缺乏對噪聲的足夠重視，大型飛機(jī)缺乏型號(hào)牽引，氣動(dòng)噪聲等與大型飛機(jī)直接相關(guān)的一些技術(shù)領(lǐng)域發(fā)展遲緩，研究基礎(chǔ)薄弱。噪聲問題已成為我國民用飛機(jī)進(jìn)入國際市場的瓶頸技術(shù)之一。面對國內(nèi)民用及軍用飛行器研制的迅猛勢頭，開展氣動(dòng)噪聲風(fēng)洞試驗(yàn)關(guān)鍵技術(shù)——麥克風(fēng)相陣列測量技術(shù)的攻關(guān)已刻不容緩。

本文針對閉口風(fēng)洞氣動(dòng)噪聲測量的相陣列技術(shù)，開展了Beamforming算法、背景噪聲剔除以及基于Beamforming結(jié)果的區(qū)域噪聲源積分頻譜等的研究工作，建立了適用于閉口風(fēng)洞測試的麥克風(fēng)陣列優(yōu)化設(shè)計(jì)方法，基于FD－09風(fēng)洞搭建起100通道的麥克風(fēng)相陣列測量系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)了閉口風(fēng)洞反射、強(qiáng)背景噪聲干擾條件下被測模型氣動(dòng)噪聲源的識(shí)別與定位。文章第一節(jié)將介紹在閉口風(fēng)洞發(fā)展麥克風(fēng)相陣列氣動(dòng)噪聲技術(shù)的工作，該技術(shù)的應(yīng)用將在第二節(jié)中給出，包括增升裝置氣動(dòng)噪聲試驗(yàn)和起落架氣動(dòng)噪聲試驗(yàn)，最后將對試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行總結(jié)。

1 閉口風(fēng)洞相陣列技術(shù)的發(fā)展

閉口風(fēng)洞麥克風(fēng)陣列氣動(dòng)噪聲測量技術(shù)有兩方面關(guān)鍵技術(shù)：陣列數(shù)據(jù)處理算法和麥克風(fēng)陣列布置。陣列數(shù)據(jù)處理算法是麥克風(fēng)陣列測量技術(shù)的核心，陣列數(shù)據(jù)處理算法會(huì)直接影響試驗(yàn)數(shù)據(jù)精度。麥克風(fēng)陣列是麥克風(fēng)陣列氣動(dòng)噪聲測量技術(shù)的基礎(chǔ)，麥克風(fēng)的布置決定了陣列性能的優(yōu)劣。此外，測量系統(tǒng)搭建也是重要環(huán)節(jié)，閉口風(fēng)洞麥克風(fēng)陣列測量系統(tǒng)龐大而復(fù)雜，包括麥克風(fēng)陣列在風(fēng)洞壁面的安裝、數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)的集成等，如果處理不當(dāng)將影響測量結(jié)果。

1.1 陣列數(shù)據(jù)處理方法

基于“波束形成理論”（Beamforming Theory）的指導(dǎo)，充分利用各種背景噪聲處理方法以及信號(hào)處理技術(shù)發(fā)展的最新成就，以消除背景噪聲、空間混淆和旁瓣為主要目標(biāo)，通過對波束成型算法中噪聲信號(hào)采樣方式、濾波方式、截?cái)喾绞剑ù昂瘮?shù)）以及信號(hào)處理方式（時(shí)域、頻率及互相轉(zhuǎn)換）等的理論分析和計(jì)算研究，對麥克風(fēng)陣列噪聲源識(shí)別測量分析的基本理論開展了深入研究，發(fā)展了基于反卷積算法的傳聲器陣列噪聲源識(shí)別技術(shù)的理論分析和數(shù)值處理方法，突破了強(qiáng)背景噪聲閉口風(fēng)洞麥克風(fēng)陣列氣動(dòng)噪聲源識(shí)別與定位算法。

風(fēng)洞試驗(yàn)中普遍采用的陣列數(shù)據(jù)處理算法是基于高分辨率譜估計(jì)的頻域Beamforming（波束形成）算法：

基于Beamforming結(jié)果計(jì)算聲源積分頻譜，即積分模型某區(qū)域內(nèi)的聲源，可用于部件噪聲分析。采用了Soderman［13］的聲源積分頻譜計(jì)算方法：

其中珚xb－max為聲源面中最大聲源位置坐標(biāo)。

1.2 陣列優(yōu)化設(shè)計(jì)

陣列有兩個(gè)基本的特性參數(shù)，最大旁瓣水平（Maximum Sidelobe Levels，MSL）和分辨率。最大旁瓣水平衡量陣列放大目標(biāo)聲源、抑制背景噪聲的能力，也稱旁瓣抑制水平，與陣列單元疏密程度和布置樣式有關(guān)，隨頻率增大而變差。分辨率為陣列能分辨的兩個(gè)聲源的最小間距，與陣列口徑和布置樣式有關(guān)，隨頻率減小而變差。二者是對立統(tǒng)一的，在給定麥克風(fēng)數(shù)目以及陣列口勁的情況下，優(yōu)化陣列布置樣式給出最優(yōu)的最大旁瓣水平和分辨率。

閉口風(fēng)洞應(yīng)用中，陣列優(yōu)化還需要考慮以下因素：1）麥克風(fēng)的數(shù)目，對于陣列性能來說麥克風(fēng)數(shù)目越多越好，但這將增加成本；2）風(fēng)洞安裝條件，試驗(yàn)段壁面上用于安裝陣列的位置和空間往往限制了陣列的最大口徑、形狀和位置；3）其它限制，比如麥克風(fēng)最小間距受限于麥克風(fēng)的尺寸和安裝方式。陣列設(shè)計(jì)就是在滿足實(shí)際條件下，優(yōu)化陣列布置，以滿足高頻的最大旁瓣水平要求和低頻的分辨率要求。

采用了模擬退火法［14］進(jìn)行陣列優(yōu)化設(shè)計(jì)。針對閉口風(fēng)洞氣動(dòng)噪聲測量對麥克風(fēng)陣列的需求，在滿足閉口風(fēng)洞中陣列安裝條件的情況下，以陣列最大旁瓣

其中：Ω′為積分區(qū)域；PSFb－max（x－j）為聲源面最大聲源位置的單位聲源的陣列響應(yīng)，計(jì)算公式為：水平為約束條件，以陣列分辨率為目標(biāo)函數(shù)，利用模擬退火法，優(yōu)化陣列單元坐標(biāo)，獲取分辨率和最大旁瓣水平均滿足需求的陣列單元布置。

基于上述陣列優(yōu)化設(shè)計(jì)方法，針對民機(jī)增升裝置氣動(dòng)噪聲和起落架氣動(dòng)噪聲，給出了兩個(gè)陣列布置，并分別搭建了陣列系統(tǒng)。

根據(jù)民機(jī)半模氣動(dòng)噪聲風(fēng)洞試驗(yàn)的要求，設(shè)計(jì)了一個(gè)麥克風(fēng)數(shù)目為91、陣列口徑為0.71m的對數(shù)螺旋陣列，圖1給出了陣列的布置及其性能曲線。按照分辨率優(yōu)于0.2m、最大旁瓣水平優(yōu)于－12dB，該陣列的分析頻率范圍為4.3kHz～24.0kHz。

圖1 多臂對數(shù)螺旋陣列Fig.1 Multi－arm spiral array

圖2（a）給出了適用于民機(jī)起落架超寬頻域的噪聲探測的組合陣列布置。該陣列由大、小兩個(gè)陣列嵌套而成，大陣列是98個(gè)麥克風(fēng)構(gòu)成的、口徑為1.7m的對數(shù)螺旋陣列，針對低頻噪聲；而小陣列是由大陣列比例縮放而來，口徑為0.45m，針對高頻噪聲。兩個(gè)陣列嵌套后滿足麥克風(fēng)最小間距限制，不發(fā)生干涉。圖2給出了組合陣列布置及其性能曲線，按照分辨率優(yōu)于0.2m、最大旁瓣水平優(yōu)于－14dB的要求，大陣列的分析頻率范圍為1.6kHz～6.0kHz，小陣列的分析頻率范圍為5.6kHz～24kHz，組合起來分析頻率范圍達(dá)到1.6kHz～24kHz，能滿足大多數(shù)噪聲測試的要求。

陣列安裝采用整體凹陷方式，如圖3所示。與風(fēng)洞壁面齊平安裝了Kevlar布以隔離流場，陣列板與Kevlar布之間有一定距離，見圖4和圖9。這種安裝方式能避免流動(dòng)直接作用于麥克風(fēng)，以減小麥克風(fēng)自噪聲。此外陣列板與Kevlar布之間的距離能使風(fēng)洞壁面邊界層噪聲得到衰減［15］。在吹風(fēng)條件下風(fēng)洞試驗(yàn)段存在負(fù)壓，在陣列板后方設(shè)置了一個(gè)密封腔，以平衡麥克風(fēng)膜片兩側(cè)的壓力。

圖2 組合陣列Fig.2 Combined array

圖3 陣列安裝Fig.3 Array installed

2 相陣列技術(shù)應(yīng)用

2.1 增升裝置氣動(dòng)噪聲研究

增升裝置噪聲源包括縫翼和襟翼。當(dāng)襟翼打開時(shí)，由于升力的突然改變在襟翼的側(cè)緣產(chǎn)生了強(qiáng)大的渦，包括高頻小尺度不穩(wěn)定渦和低頻大尺度渦，這兩種不同尺度的渦形成了襟翼的主要噪聲源［16］。而對縫翼來說，縫翼內(nèi)凹面的渦擾動(dòng)、再附著擾動(dòng)以及渦／后緣干涉是縫翼的主要噪聲源［17］。

2011年在FD－09低速閉口風(fēng)洞開展了某民機(jī)飛機(jī)增升裝置氣動(dòng)噪聲風(fēng)洞試驗(yàn)。模型為某民機(jī)SCCH模型（Swept Constant－Chord Half－model，SCCH）。機(jī)翼弦長0.45m，展長1.35m，后掠角25°。陣列為91個(gè)麥克風(fēng)所構(gòu)成的對數(shù)螺旋陣列，傳聲器為高頻響麥克風(fēng)，主要技術(shù)指標(biāo)為：1／4英寸，頻響范圍4Hz～70kHz，測量范圍為50～165dB，靈敏度為1 mv／Pa量級(jí)。數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)有112個(gè)獨(dú)立采樣通道，16位A／D轉(zhuǎn)換器，最大采樣頻率200kHz。模型安裝于試驗(yàn)段地板的半模支撐系統(tǒng)，使用了側(cè)壁陣列，如圖4所示。試驗(yàn)測量了幾個(gè)風(fēng)速、增升裝置不同構(gòu)型的氣動(dòng)噪聲。此外進(jìn)行了兩種降噪措施（縫翼下表面填充和襟翼側(cè)緣Tip－fence）的研究，其結(jié)構(gòu)如圖5和圖6所示。

圖4 SCCH模型與陣列Fig.4 Installation of the SCCH model and the array

圖5 縫翼下表面填充結(jié)構(gòu)Fig.5 Slat－cove filler

圖6 襟翼側(cè)緣Tip－fence結(jié)構(gòu)Fig.6 Flap Tip－fence

圖7給出了降噪處理前后的縫翼氣動(dòng)噪聲窄帶Beamforming結(jié)果，左圖為原模型，右圖安裝有縫翼填充結(jié)構(gòu)。工況：AOA＝0°，縫翼打開，襟翼收起，風(fēng)速50m／s。頻率分別為6 542Hz和6 738Hz，帶寬為98Hz。相陣列技術(shù)清晰地識(shí)別出了縫翼氣動(dòng)噪聲。降噪處理區(qū)域（－0.4m＜y＜－0.1m）的縫翼噪聲明顯減弱，降噪效果顯著。

圖8給出了降噪處理前后的襟翼氣動(dòng)噪聲窄帶Beamforming結(jié)果，襟翼偏角42°，風(fēng)速50m／s。頻率分別為6 445Hz和7 031Hz，帶寬為98Hz。試驗(yàn)清晰地識(shí)別出了襟翼側(cè)緣噪聲。

SCCH模型氣動(dòng)噪聲風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果表明，利用側(cè)壁陣列清晰地識(shí)別出了增升裝置主要?dú)鈩?dòng)噪聲源，得到了噪聲的頻率特性。該項(xiàng)技術(shù)能夠捕捉局部外形變化對噪聲水平的影響，并顯示出降噪措施的降噪效果。

圖8 襟翼氣動(dòng)噪聲Fig.8 Flap edge noise

2.2 起落架噪聲研究

起落架噪聲是機(jī)體噪聲的重要組成部分，特別是在飛機(jī)著陸的時(shí)候。然而由于起落架幾何外形以及周圍流場的復(fù)雜性，起落架噪聲的預(yù)測仍然是最困難的挑戰(zhàn)之一。本質(zhì)上講，起落架噪聲是一種寬頻噪聲，其頻率范圍受到起落架各部件（包括輪胎、支桿、線路）特征尺寸的影響。氣流流經(jīng)起落架產(chǎn)生的噪聲主要是由于結(jié)構(gòu)部件中各種非流線體湍流分離以及湍流尾跡與下游部件相互干涉產(chǎn)生的。此外，起落架噪聲還受到機(jī)翼安裝效果的影響［8］。起落架噪聲預(yù)測困難主要是由于起落架上大量不同尺度、形狀和方向的部件造成的。需要根據(jù)它們的噪聲特性將各個(gè)部件分組并了解這些組部件對總噪聲水平貢獻(xiàn)的相對重要性。通過對比分析拆除部件前后的噪聲源識(shí)別結(jié)果，有助于研究部件對總噪聲的影響?；贐eamforming結(jié)果的聲源積分，能提高信噪比，有助于模型噪聲分析。

2013年在FD－09風(fēng)洞對某民機(jī)起落架開展了氣動(dòng)噪聲測量。模型為某民機(jī)起落架模型，模型縮比為1∶7.636。陣列安裝于天花板，模型安裝于試驗(yàn)段地板，通過改變模型支撐裝置實(shí)現(xiàn)內(nèi)外兩個(gè)橫側(cè)方向的聲源探測，如圖9所示。

圖9 起落架模型與陣列Fig.9 Installation of the landing gear model and the array

起落架模型如圖10所示。由于模型比例較小，無法刻畫小尺寸部件，縮比模型主要的噪聲源包括機(jī)輪、艙門、支桿等。其中小艙門與起落架緩沖支柱之間存在空隙，可能誘發(fā)顯著噪聲。

圖10 起落架模型結(jié)構(gòu)Fig.10 Configuration of the landing gear model

圖11給出了拆除不同起落架部件后的聲源積分頻譜對比，積分區(qū)域?yàn)檎麄€(gè)起落架區(qū)域，圖11（a）為窄帶頻譜，帶寬為48Hz，圖11（b）為三分之一倍頻程頻譜。風(fēng)速為60m／s，探測方向?yàn)橥鈾M側(cè)向。圖中“Landing gear”表示原起落架模型，“Small door removed”表示拆除小艙門，“Big and small doors removed”表示拆除大艙門和小艙門。從圖中可以看到，拆除小艙門后在2kHz～5kHz頻率范圍內(nèi)噪聲明顯降低，而在低頻以及更高頻率下噪聲變化很小，可見小艙門誘發(fā)的噪聲主要集中在這個(gè)頻帶。拆除大艙門后噪聲頻譜有輕微減小。另外，從窄帶頻譜中可以看到，拆除小艙門前后以及拆除大艙門前后均能看到2 197Hz和4 199Hz這兩個(gè)峰值，可見該噪聲與小艙門、大艙門無關(guān)。以下針對上述頻段以及峰值進(jìn)行Beamforming分析。

圖11 聲源積分頻譜Fig.11 Integrated source spectra from the whole landing gear region

圖12給出了拆除不同起落架部件后的起落架噪聲三分之一倍頻程Beamforming結(jié)果對比。左圖為原模型，中圖為拆除小艙門，右圖為拆除大艙門和小艙門。中心頻率分別為2.0kHz、2.5kHz、3.15kHz、4.0kHz和5kHz，風(fēng)速為60m／s，探測方向?yàn)橥鈾M側(cè)向，使用的陣列為大陣列。從拆除小艙門前后的Beamforming結(jié)果對比中可以看到，在小艙門區(qū)域顯示有顯著噪聲源；在拆除小艙門后該噪聲源消失，而其他位置的噪聲源顯現(xiàn)出來。2.0kHz和2.5kHz頻率下，拆除小艙門后機(jī)輪區(qū)域的噪聲顯現(xiàn)出來。可見小艙門誘發(fā)了2.0kHz～5.0kHz頻率范圍的顯著噪聲，在一定程度上掩蓋了其他位置的噪聲源。而拆除大艙門后，原有大艙門區(qū)域顯示出更多的噪聲源，4.0 kHz和5.0kHz頻率下在阻力撐桿區(qū)域顯示出明顯噪聲。可見大艙門對外橫側(cè)向輻射的起落架噪聲具有一定的遮擋效果。

圖13給出了拆除不同起落架部件后的起落架噪聲窄帶Beamforming結(jié)果對比，頻率為上述兩個(gè)峰值頻率。從圖中可以看到，2 197Hz頻率下的主要噪聲源位于機(jī)輪區(qū)域；4 199Hz頻率下的主要噪聲源位于斜支桿與緩沖支柱的連接區(qū)域。

圖12 拆除不同部件的起落架噪聲三分之一倍頻程Beaforming結(jié)果對比Fig.12 One－third octave beamforming results of the landing gear with some assembly removed

圖13 拆除不同部件的起落架噪聲窄帶Beaforming結(jié)果對比Fig.13 Narrow band beamforming results of the landing gear with some assembly removed

圖14給出了拆除大艙門前后起落架噪聲高頻分量的三分之一倍頻程Beamforming結(jié)果對比，左圖為拆除大艙門前，右圖為拆除大艙門后。均拆除了小艙門，風(fēng)速60m／s，使用的是天花板小陣列，探測方向?yàn)閮?nèi)橫側(cè)向。對比分析拆除大艙門前后大艙門區(qū)域以及機(jī)輪區(qū)域的噪聲對比，大艙門對內(nèi)橫側(cè)向輻射噪聲的影響主要集中在12.5kHz以下頻率，對更高頻率的噪聲分量影響很小。6.3kHz和8.0kHz頻率下大艙門誘發(fā)了更多的噪聲，中心頻率為12.5kHz的對比結(jié)果顯示出些許不同，大艙門減弱了側(cè)支桿區(qū)域的噪聲，卻增強(qiáng)了防扭臂區(qū)域的噪聲。在更高頻率下，主要噪聲源均不在大艙門區(qū)域，如16kHz的防扭臂區(qū)域噪聲，20kHz和25kHz的側(cè)支桿區(qū)域噪聲，還有31.5kHz和40kHz高頻噪聲，經(jīng)證實(shí)為輪胎紋噪聲。

圖14 拆除大艙門前后起落架噪聲的三分之一倍頻程Beamforming結(jié)果對比Fig.14 One－third octave beamforming results of the landing gear with the big door removed

3 結(jié) 論

本文采用Beamforming算法、背景噪聲剔除等技術(shù)，實(shí)現(xiàn)了閉口風(fēng)洞反射、強(qiáng)背景噪聲干擾條件下被測模型氣動(dòng)噪聲源的識(shí)別與定位。基于全局優(yōu)化算法完成了滿足不同試驗(yàn)需求的麥克風(fēng)陣列優(yōu)化設(shè)計(jì)，提高了氣動(dòng)噪聲源識(shí)別的分辨率。通過開展增升裝置和起落架氣動(dòng)噪聲試驗(yàn)可以得出以下結(jié)論：

（1）利用側(cè)壁陣列清晰地識(shí)別出了增升裝置主要?dú)鈩?dòng)噪聲源，并顯示出降噪措施的降噪效果。

（2）利用組合陣列，實(shí)現(xiàn)了較寬頻率范圍內(nèi)起落架氣動(dòng)噪聲源探測，識(shí)別出了起落架主要?dú)鈩?dòng)噪聲源。

（3）起落架氣動(dòng)噪聲試驗(yàn)結(jié)果顯示：小艙門與起落架緩沖柱之間的空隙產(chǎn)生了2kHz～5kHz的顯著噪聲；機(jī)輪區(qū)域產(chǎn)生了2197Hz的單頻噪聲，斜支桿與緩沖柱的連接區(qū)域產(chǎn)生了4199Hz的單頻噪聲；大艙門誘發(fā)的噪聲主要集中在12.5kHz以下，對更高頻率噪聲的影響很小；大艙門對外橫測方向的噪聲輻射具有一定的遮擋效應(yīng)。

（4）由于起落架模型縮比比較大，模型失真、雷諾數(shù)差異以及陣列的動(dòng)態(tài)范圍和分辨率限制，對本次試驗(yàn)結(jié)果均產(chǎn)生了不利影響，起落架噪聲還有待于進(jìn)一步地研究。

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Application of phased array technique in the research of civil airplane airframe noise

Zhou Jiajian，Hao Xuan＊，Zhang Weimin，Chen Dabin
（China Academy of Aerospace Aerodynamics，Beijing 100074，China）

Microphone phased array technique is one of the most important means of the airframe noise research.Microphone phased array technique was investigated to study the airfame noise in closed wind tunnels.An array optimization method was developed for the aeroacoustic measurement in closed wind tunnels，and the arrays for surveying high lift noise and landing gear noise are designed separately.Based on the phased array technique，the noise of scaled high lift device and landing gear of a civil airplane are surveyed in the closed wind tunnel.It can be concluded from the experiment results that the major noise sources are identified by the phased array technique and the efficiency of the noise reduction are verified.

phased array；airframe noise；landing gear；high lift device；wind tunnel tests

0258－1825（2016）01－0091－07

V211.7

Adoi：10.7638／kqdlxxb－2015.063

2015－05－14；

2015－06－10

周家檢＊（1985－），工程師，研究方向：氣動(dòng)聲學(xué).E－mail：zhoujjbuaa＠163.com

周家檢，郝璇，張衛(wèi)民，等.相陣列技術(shù)在民機(jī)機(jī)體氣動(dòng)噪聲研究中的應(yīng)用［J］.空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2016，34（1）：91－97.

10.7638／kqdlxxb－2015.063 Zhou J J，Hao X，Chen D B，et al.Application of phased array technique in the research of civil airplane airframe noise［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2016，34（1）：91－97.