襟翼邊緣噪聲的端板抑制技術(shù)試驗(yàn)研究

周國(guó)成，譚嘯，陳寶

(中國(guó)航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院，黑龍江哈爾濱150001)

襟翼邊緣噪聲的端板抑制技術(shù)試驗(yàn)研究

周國(guó)成*，譚嘯，陳寶

(中國(guó)航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院，黑龍江哈爾濱150001)

在聲學(xué)風(fēng)洞中開(kāi)展試驗(yàn)研究，采用傳聲器陣列以及遠(yuǎn)場(chǎng)傳聲器線陣，結(jié)合波束形成、聲壓級(jí)積分、頻譜分析等方法，驗(yàn)證了基于襟翼端板的襟翼邊緣噪聲抑制技術(shù)，研究了三種不同外形尺寸的襟翼端板對(duì)襟翼邊緣噪聲的影響。研究表明，襟翼邊緣產(chǎn)生的噪聲集中在(5～16)kHz頻率范圍內(nèi)，針對(duì)襟翼邊緣噪聲的端板在該頻率范圍內(nèi)有著顯著的降噪效果，且對(duì)干凈構(gòu)型下的噪聲影響很小，具有較好的工程應(yīng)用前景。對(duì)比不同外形的端板的降噪性能，表明襟翼端板降噪量與襟翼偏角以及端板外形相關(guān);現(xiàn)有的三種端板中，尺寸越大則降噪效果越明顯。

襟翼邊緣噪聲;襟翼端板;試驗(yàn)研究

0 引言

噪聲是民用飛機(jī)適航取證的重要內(nèi)容，也是目前航空領(lǐng)域研究的熱點(diǎn)。隨著發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲的持續(xù)降低，機(jī)體噪聲成為了民機(jī)噪聲控制的關(guān)注重點(diǎn)［1-3］。襟翼邊緣噪聲作為機(jī)體噪聲的重要組成，它的產(chǎn)生機(jī)理與襟翼邊緣區(qū)域復(fù)雜的渦結(jié)構(gòu)緊密相關(guān)［4-6］。由于上下表面壓差作用，機(jī)翼下表面的邊界層發(fā)生分離并上卷，形成脫落渦，并與襟翼邊緣的相互作用，產(chǎn)生噪聲［7-9］?；趯?duì)襟翼邊緣噪聲產(chǎn)生機(jī)理的分析，發(fā)展了多種通過(guò)改變襟翼邊緣渦結(jié)構(gòu)的降噪措施，如襟翼端板、微型片以及側(cè)緣吹氣等［10-11］。

襟翼端板作為一種簡(jiǎn)單的流動(dòng)控制裝置，是以小型平板的形式，安裝在襟翼邊緣。襟翼端板的作用原理類似于翼梢小翼，通過(guò)阻止氣流在襟翼上下表面壓差作用下上卷并形成強(qiáng)烈的上卷渦，進(jìn)而降低上卷渦的強(qiáng)度以及上卷渦與襟翼的相互作用，抑制襟翼邊緣噪聲［10］。相對(duì)于其他的襟翼邊緣降噪措施，襟翼端板具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、可以隨襟翼展開(kāi)/收起、對(duì)機(jī)翼氣動(dòng)外形與性能的干擾小等特點(diǎn)，具有較好的工程應(yīng)用前景。現(xiàn)有的風(fēng)洞試驗(yàn)研究已經(jīng)確認(rèn)［12］，襟翼端板只會(huì)改變局部流動(dòng)，對(duì)襟翼乃至增升裝置總的升力特征不會(huì)產(chǎn)生顯著影響。針對(duì)基于襟翼端板的多段翼噪聲控制，國(guó)外開(kāi)展了一些試驗(yàn)以及計(jì)算研究，對(duì)襟翼端板的降噪機(jī)理以及降噪效果進(jìn)行了研究［13-14］。而在國(guó)內(nèi)，尚未開(kāi)展過(guò)相關(guān)的技術(shù)研究。

為了驗(yàn)證襟翼端板對(duì)襟翼邊緣噪聲的控制效果，設(shè)計(jì)了三種不同形式的襟翼端板，并在聲學(xué)風(fēng)洞中進(jìn)行了試驗(yàn)，對(duì)有/無(wú)襟翼端板下的襟翼邊緣噪聲進(jìn)行了測(cè)量。

1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/h2>

1.1 多段翼模型

試驗(yàn)采用的多段翼模型為L(zhǎng)1T2翼型［15］。模型由前緣縫翼、主翼以及后緣襟翼三部分組成，弦長(zhǎng)為250mm，展長(zhǎng)為375 mm。為了進(jìn)行襟翼邊緣噪聲的測(cè)試，模型的襟翼從中心分成兩段，每段長(zhǎng)度為187.5mm。試驗(yàn)時(shí)，通過(guò)將上半段收起、下半段展開(kāi)，形成“剪刀差”構(gòu)型，實(shí)現(xiàn)對(duì)襟翼邊緣的模擬。

圖1 L1T2翼型Fig.1 L1T2 aerofoil

在模型表面平齊安裝兩個(gè)蜂鳴器，如圖2所示，共同作為試驗(yàn)的校準(zhǔn)聲源對(duì)傳聲器陣列進(jìn)行校準(zhǔn)。蜂鳴器在額定工作電壓下能夠產(chǎn)生4800 Hz、95.4 dB (測(cè)量距離1m)的噪聲。

圖2 多段翼模型Fig.2 M odel of multi element w ing

1.2 襟翼端板

共設(shè)計(jì)有三種不同形狀和尺寸的襟翼端板，如圖3所示。襟翼端板采用螺釘安裝在下半段襟翼靠近中心的一端。這三種襟翼的基本尺寸參數(shù)如表1所示。端板的厚度為2mm，前緣和邊緣做倒圓處理，后緣則進(jìn)行了削尖處理。

圖3 襟翼端板外形圖Fig.3 Shape of the flap fecnes

表1 襟翼端板的尺寸參數(shù)Table 1 Size parameters of flap fences

圖4 襟翼端板尺寸參數(shù)定義Fig.4 Definition of the flap fence param eters

襟翼端板在模型上的安裝如圖5所示，圖中紅色區(qū)域?yàn)榻笠矶税?，黃色區(qū)域?yàn)長(zhǎng)1T2多段翼試驗(yàn)?zāi)Ｐ?。試?yàn)過(guò)程中，模型的縫翼收起，上半段襟翼收起，下半段襟翼展開(kāi)，展開(kāi)角度分別為15°、30°共兩個(gè)偏角。模型迎角分別為0°、3°、6°，試驗(yàn)風(fēng)速為40 m/s、60m/s、80m/s。

圖5 襟翼端板安裝效果示意圖Fig.5 Scheme of the flap fence installation

2 試驗(yàn)設(shè)施與設(shè)備

2.1 聲學(xué)風(fēng)洞

試驗(yàn)在中航工業(yè)空氣動(dòng)力研究院0.5 m航空聲學(xué)風(fēng)洞中進(jìn)行。該風(fēng)洞為開(kāi)口回流式風(fēng)洞，試驗(yàn)段尺寸0.5m(寬)×0.375m(高)×1.575m(長(zhǎng))，風(fēng)速范圍20～85m/s。風(fēng)洞配有凈空間尺寸為3.125m(長(zhǎng)) ×3.25m(寬)×2.263 m(高)的全消聲室，如圖6所示。消聲室自由場(chǎng)截止頻率為200Hz，風(fēng)洞背景噪聲≤76.8 dB(A)(風(fēng)速80m/s)。

圖6 0.5m航空聲學(xué)風(fēng)洞結(jié)構(gòu)示意圖Fig.6 Scheme of 0.5m Aeroacoustic W ind Tunnel

2.2 翼型試驗(yàn)支撐裝置

多段翼模型安裝在翼型試驗(yàn)支撐裝置上。支撐裝置主要由支撐架、上下端板、轉(zhuǎn)盤等組成，如圖7所示。上下端板的前端與試驗(yàn)段噴口相連，并實(shí)現(xiàn)對(duì)氣流的約束。多段翼模型固定在上下轉(zhuǎn)盤中間，通過(guò)角度塊實(shí)現(xiàn)襟翼、縫翼偏角的變換，采用電動(dòng)轉(zhuǎn)盤實(shí)現(xiàn)迎角的自動(dòng)調(diào)整。

圖7 翼型試驗(yàn)支撐裝置Fig.7 Support rig of aerofoil noise testing

2.3 測(cè)試設(shè)備

試驗(yàn)采用了傳聲器陣列以及遠(yuǎn)場(chǎng)傳聲器線陣對(duì)翼型的噪聲進(jìn)行測(cè)量。

試驗(yàn)采用自主設(shè)計(jì)的63通道傳聲器相位陣列進(jìn)行聲源定位。陣列直徑1m，共有9條旋臂，每條旋臂上布置7個(gè)B＆K4954傳聲器，如圖8所示。陣列布置在距試驗(yàn)段中心1.5 m處，陣列面與流場(chǎng)方向平行。陣列中心指向風(fēng)洞中心，與風(fēng)洞水線等高。

圖8 63通道傳聲器相位陣列Fig.8 63-channel m icrophones phased array

試驗(yàn)采用10通道傳聲器線陣對(duì)多段翼遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲進(jìn)行測(cè)量，如圖9所示。傳聲器按等角度間隔布置，角度間隔為10°，角度范圍為50°～140°(來(lái)流方向?yàn)?°)，高度方向與風(fēng)洞水線等高。

圖9 10通道傳聲器線陣Fig.9 10-channel m icrophones line array

3 數(shù)據(jù)分析與處理方法

3.1 噪聲源定位算法

試驗(yàn)采用基于延時(shí)-求和的波束形成算法進(jìn)行噪聲源定位。

傳聲器陣列的采樣方程的向量形式為［16］:

各個(gè)通道的采樣序列將被附加一個(gè)特定的相移再進(jìn)行同相疊加，使得陣列聚焦到了某一格點(diǎn)上。對(duì)于一個(gè)格點(diǎn)，經(jīng)典算法給出的聲壓估計(jì)表達(dá)式如下［9］:

對(duì)于觀測(cè)面上的每個(gè)格點(diǎn)分別計(jì)算上述聲壓估計(jì)值，利用這些數(shù)據(jù)畫(huà)出的色階圖就能對(duì)主要噪聲源進(jìn)行定位。

3.2 剪切層影響修正方法

聲波穿過(guò)開(kāi)口試驗(yàn)段的射流剪切層時(shí)會(huì)發(fā)生折射，導(dǎo)致傳聲器陣列測(cè)得的聲源位置以及遠(yuǎn)場(chǎng)傳聲器測(cè)得的指向性發(fā)生變化。為了得到正確的聲源位置和指向性，需要對(duì)信號(hào)進(jìn)行剪切層修正。基于Amiet理論對(duì)剪切層進(jìn)行建模，假設(shè)它是無(wú)窮薄的渦流層且在兩側(cè)介質(zhì)均勻，進(jìn)而構(gòu)建聲折射的Snell定律［16］可得:

式中:Ci、Ca分別為氣流內(nèi)部和外部聲速，θ為折射角，θr為修正角，U為開(kāi)口試驗(yàn)段射流速度，如圖10所示。結(jié)合傳播路徑之間的幾何關(guān)系，可以得出:

圖10 射流剪切層構(gòu)建Snell定律Fig.10 Scheme of Snell law in the shear-layer

3.3 聲壓級(jí)積分方法

采用對(duì)指定區(qū)域進(jìn)行聲壓級(jí)積分的方法來(lái)分析襟翼端板對(duì)襟翼邊緣噪聲的影響。聲壓級(jí)積分結(jié)果能夠反映整個(gè)積分區(qū)域噪聲級(jí)的強(qiáng)弱，排除其他聲源的干擾，有利于對(duì)襟翼端板的降噪效果進(jìn)行分析。圖11中虛線框所包含區(qū)域則為積分區(qū)域。整個(gè)區(qū)域?yàn)檫呴L(zhǎng)150mm的正方形區(qū)域，包含了襟翼邊緣及襟翼端板區(qū)域。

在進(jìn)行聲源定位時(shí)，是將整個(gè)區(qū)域離散成多個(gè)方格進(jìn)行處理的。假設(shè)積分區(qū)域中共有N個(gè)方格，其中第n個(gè)方格的聲壓為SPLn，可反推出對(duì)應(yīng)的聲壓為p'n，則該區(qū)域的聲壓級(jí)積分方法為:

通過(guò)對(duì)不同頻率下的聲源定位結(jié)果進(jìn)行積分，可以得出聲壓級(jí)積分結(jié)果隨頻率的變化曲線。聲壓級(jí)積分結(jié)果能夠反映整個(gè)積分區(qū)域噪聲級(jí)的強(qiáng)弱，排除其他聲源的干擾，有利于分析襟翼端板的降噪效果。

圖11 襟翼積分區(qū)域Fig.11 Integration area of the flap side edge

4 試驗(yàn)結(jié)果分析

4.1 剪切層影響修正

試驗(yàn)前，采用模型表面的兩個(gè)校準(zhǔn)蜂鳴器進(jìn)行傳聲器陣列校準(zhǔn)以及剪切層影響修正。校準(zhǔn)時(shí)，縫翼和襟翼均收起，以突出蜂鳴器噪聲。圖12為剪切層修正前/后波束形成計(jì)算結(jié)果，黑色矩形框代表模型的實(shí)際位置，兩個(gè)黑色圓點(diǎn)代表兩個(gè)校準(zhǔn)蜂鳴器的實(shí)際位置，紅色區(qū)域代表經(jīng)過(guò)波束形成分析得到的“噪聲源”位置。結(jié)果表明未經(jīng)過(guò)剪切層修正分析得到的“噪聲源”偏向流場(chǎng)下游，修正后的定位結(jié)果與真實(shí)位置吻合很好，說(shuō)明本文的剪切層影響修正方法可行。

圖12 剪切層影響修正結(jié)果(U=60m/s，f=4800Hz)Fig.12 Results of the correction of shear-layer (U=60m/s，f=4800Hz)

4.2 遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲分析

多段翼模型遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲頻譜曲線如圖13所示，測(cè)量指向角為90°。圖13中，BG為有翼型試驗(yàn)支撐裝置時(shí)的風(fēng)洞背景噪聲，F(xiàn)0表示未安裝襟翼端板，F(xiàn)1～F3對(duì)應(yīng)前文所述的各型襟翼端板。

圖13(a)是風(fēng)速60m/s、多段翼襟翼全部收起時(shí)的噪聲，即干凈構(gòu)型。分析可知，干凈構(gòu)型下的模型氣動(dòng)噪聲與背景噪聲相近，襟翼端板對(duì)干凈構(gòu)型下的模型噪聲影響很小。

圖13(b)給出了風(fēng)速60m/s、襟翼偏角為0°/15° (斜線前后分別表示上、下襟翼的偏角，下同)時(shí)遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲的頻譜曲線。分析可知，下襟翼展開(kāi)后，多段翼模型的噪聲急劇增大，部分頻段相對(duì)背景噪聲的增量達(dá)10 dB。但在該偏角下，襟翼端板的降噪效果并不明顯，只在10 kHz附近略有效果。

圖13(c)給出了風(fēng)速60m/s、襟翼偏角為0°/30°時(shí)遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲的頻譜曲線。相對(duì)于0°/15°襟翼偏角，F(xiàn)0構(gòu)型的噪聲增大約3 dB。此時(shí)，襟翼端板產(chǎn)生了明顯的降噪效果，在2～20 kHz均有較好的降噪效果，在10 kHz附近的降噪效果最好。同時(shí)，對(duì)比不同類型的襟翼端板，發(fā)現(xiàn)F2端板降噪效果最好，F(xiàn)1端板次之，F(xiàn)3端板最差。

圖13 多段翼模型遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲頻譜曲線Fig.13 Spectrum curves of far-filed noise

以F0構(gòu)型和F2構(gòu)型為對(duì)象，進(jìn)一步分析不同風(fēng)速(40m/s、60 m/s、80 m/s)下的襟翼端板的降噪效果，如圖14所示。圖14(a)給出了襟翼偏角為0°/ 15°不同風(fēng)速下的噪聲頻譜，可以看出多段翼模型的噪聲隨著風(fēng)速增大而增大，而在該襟翼偏角下，F(xiàn)2襟翼端板在各個(gè)風(fēng)速下的降噪效果均不明顯。圖14 (b)給出了襟翼偏角為0°/30°下的噪聲頻譜。在該襟翼偏度下，F(xiàn)2端板的降噪效果顯著提升，在2～20 kHz的范圍內(nèi)均有著一定的降噪效果。從圖中可以看出，不同風(fēng)速下襟翼端板的降噪量相差不大，不同頻率上的最大降噪量約6 dB。

圖14 不同風(fēng)速下F2端板的降噪效果Fig.14 Noise reduction of F2 fence under different speeds

4.3噪聲源定位結(jié)果分析

選取風(fēng)速60m/s、迎角6°、襟翼偏角為0°/15°和0°/30°時(shí)F0和F2構(gòu)型的聲源定位結(jié)果進(jìn)行對(duì)比分析，如圖15、圖16所示。圖中給出了2.5 kHz、5 kHz、10 kHz以及16kHz下1/3倍頻程聲源定位結(jié)果，聲壓級(jí)云圖的動(dòng)態(tài)范圍均為20 dB。

分析F0構(gòu)型的聲源定位結(jié)果，噪聲源主要分布在襟翼腔以及襟翼邊緣。頻率較低時(shí)，以縫翼腔噪聲為主。頻率較高時(shí)，則以襟翼邊緣噪聲為主。其中襟翼邊緣噪聲主導(dǎo)的頻率范圍與襟翼偏角相關(guān)。15°襟翼偏角時(shí)，襟翼邊緣噪聲主導(dǎo)的頻率范圍較小，只在10kHz時(shí)是主要聲源。而在30°襟翼偏角時(shí)，從5 kHz到16 kHz，襟翼邊緣噪聲均是主要聲源。這也解釋了15°襟翼偏角時(shí)各種襟翼端板降噪效果不明顯的現(xiàn)象。

圖15 多段翼模型F0與F2構(gòu)型聲源定位結(jié)果(迎角6°，風(fēng)速60m/s，襟翼偏角0°/15°)Fig.15 Source location results of F0 and F2 configuration(α=6°，U=60m/s，δ=0°/15°)

圖16 多段翼模型F0與F2構(gòu)型聲源定位結(jié)果(迎角6°，風(fēng)速60m/s，襟翼偏角0°/30°)Fig.16 Source location results of F0 and F2 configuration(α=6°，U=60m/s，δ=0°/30°)

對(duì)比F0與F2構(gòu)型聲源定位結(jié)果，可以看出采用襟翼端板能夠顯著降低襟翼邊緣區(qū)域的噪聲源強(qiáng)度。15°襟翼偏角時(shí)，在5 kHz與10 kHz上顯著降低襟翼邊緣區(qū)域噪聲，其他兩個(gè)頻率上襟翼邊緣噪聲為小量，降噪效果無(wú)法體現(xiàn)。30°襟翼偏角時(shí)，從2.5 kHz到16 kHz，襟翼端板均能顯著降低襟翼邊緣區(qū)域聲源強(qiáng)度，且在總噪聲上得以體現(xiàn)。

4.4 聲壓級(jí)積分結(jié)果分析

對(duì)圖8所示的襟翼邊緣區(qū)域進(jìn)行聲壓級(jí)積分，得到四種構(gòu)型下積分結(jié)果隨頻率的變化曲線，將F1、F2以及F3構(gòu)型的積分結(jié)果與F0構(gòu)型積分結(jié)果做差，得出了聲壓級(jí)積分結(jié)果降噪量隨頻率的變化，如圖17所示。由圖17中可以看出，襟翼端板產(chǎn)生的降噪量主要集中2 kHz到20 kHz的頻率范圍內(nèi)，具體的頻率范圍與降噪量則與襟翼偏角大小相關(guān)。0°/15°偏角時(shí)，降噪頻率范圍是(5～16)kHz，降噪量在10kHz上達(dá)最大，約9 dB，各種不同形狀的襟翼端板降噪性能相近。0°/30°偏角時(shí)，降噪頻率范圍為2 kHz到20 kHz，降噪量在10 kHz上達(dá)最大，約17 dB，且F2端板降噪量最大，F(xiàn)1端板次之，F(xiàn)3端板降噪量最小，這也與前文所述的遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲降噪量相對(duì)應(yīng)。

圖17 襟翼邊緣區(qū)域聲壓級(jí)積分結(jié)果對(duì)比Fig.17 SPL integration results of flap side edge area

5 結(jié)論

采用風(fēng)洞試驗(yàn)的方法，對(duì)基于襟翼端板的襟翼邊緣噪聲抑制技術(shù)的降噪效果進(jìn)行了驗(yàn)證。研究結(jié)果表明:

1)襟翼端板能夠顯著降低襟翼邊緣噪聲，且對(duì)干凈構(gòu)型下的噪聲影響很小，具有較好的工程應(yīng)用前景。

2)不同襟翼偏度下，由襟翼邊緣產(chǎn)生的噪聲頻率范圍不同，襟翼端板的降噪效果也在相應(yīng)的頻率范圍內(nèi)。襟翼偏角為0°/15°時(shí)，降噪效果集中在(5～16)kHz內(nèi);襟翼偏角為0°/30°時(shí)，降噪效果集中在(2～20)kHz內(nèi)。

3)襟翼端板降噪效果與襟翼偏角以及端板外形相關(guān)。襟翼偏角越大，降噪效果越明顯;當(dāng)前三種端板中，端板的尺寸越大，降噪效果越明顯。

4)由于襟翼端板自身結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，且只影響到翼尖的局部流動(dòng)，對(duì)多段翼氣動(dòng)性能的影響較小。由于試驗(yàn)?zāi)Ｐ统叽巛^小且未設(shè)計(jì)氣動(dòng)力測(cè)量裝置，導(dǎo)致無(wú)法測(cè)量襟翼端板對(duì)氣動(dòng)性能的影響，將在后續(xù)的研究進(jìn)一步完善。

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Experiment research of the noise reduction technology based on flap edge side fence

Zhou Guocheng*，Tan Xiao，Chen Bao
(AVIC Aerodynamics Research Institute，Harbin150001)

The noise reduction technology based on flap side edge fence was verified in the aeroacoustic wind tunnel.The noise reduction level of three types of flap fences was tested by microphones phased array and far-field microphones，the data was analyzed by means of beamforming，sound pressure level integration and spectrum analysis.The test results show that the noise generated from the flap side edge dominated in the frequency range from 5kHz to 16 kHz，and the flap fence can reduce the flap side edge noise obviously in this frequency range.As the affection of fences to the noise of clean configuration is small，the flap fences have a great engineering application prospect.Comparing the effectiveness of noise reduction of three fences，the noise reduction level of fences is found to be related to the flap angle and the shape of the fences.For the current three types of fences，the larger fence get the better noise reduction performance.

flap side edge noise;flap side edge fence;experiment research

V211.7

A

10.7638/kqdlxxb-2015.0201

0258-1825(2016)03-0379-07

2015-11-23;

2015-12-28

周國(guó)成*(1984-)，湖南耒陽(yáng)人，男，碩士，工程師，研究方向:氣動(dòng)噪聲試驗(yàn)與抑制，E-mail:zgc84111@163.com

周國(guó)成，譚嘯，陳寶.襟翼邊緣噪聲的端板抑制技術(shù)試驗(yàn)研究［J］.空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2016，34(3):379-385.

10.7638/kqdlxxb-2015.0201 Zhou G C，Tan X，Chen B.Experiment research of the noise reduction technology based on flap edge side fence［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2016，34(3):379-385.