某型飛機(jī)前起落架噪聲特性研究

劉興強(qiáng), 黃文超, 李紅麗

(中國(guó)飛機(jī)強(qiáng)度研究所, 陜西 西安　710065)

?

某型飛機(jī)前起落架噪聲特性研究

劉興強(qiáng), 黃文超, 李紅麗

(中國(guó)飛機(jī)強(qiáng)度研究所, 陜西 西安710065)

摘要：采用仿真與試驗(yàn)的手段對(duì)不同來流速度下某型飛機(jī)前起落架1/6縮比模型的噪聲特性進(jìn)行了研究。仿真基于“CFD+CAA”混合方法，氣動(dòng)噪聲試驗(yàn)在聲學(xué)風(fēng)洞中進(jìn)行。計(jì)算與試驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比表明：特征平面的流場(chǎng)分布十分吻合，起落架下游產(chǎn)生大量的渦結(jié)構(gòu)；低頻噪聲源位于機(jī)輪后緣附近，中高頻噪聲位于減振支柱與防擺支架之間；起落架噪聲頻譜呈現(xiàn)為寬頻特性，計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果基本吻合；遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲呈現(xiàn)為典型的偶極子指向性，偶極子長(zhǎng)軸與輪軸方向平行。

關(guān)鍵詞：氣動(dòng)噪聲;起落架;氣動(dòng)噪聲試驗(yàn);M?hring聲類比法

起落架噪聲是主要的機(jī)體噪聲源，起落架結(jié)構(gòu)復(fù)雜，與氣流相互作用產(chǎn)生的噪聲具有明顯的寬頻特性，而且傳播距離遠(yuǎn)、能量小，這給起落架噪聲的研究帶來很大的困難。20世紀(jì)70年代末開始，國(guó)際上已經(jīng)開始了起落架噪聲的研究。Heller和Dobrzynski[1]首先對(duì)二輪和四輪起落架的噪聲特性進(jìn)行了研究；Fink在試驗(yàn)的基礎(chǔ)上提出了起落架噪聲的經(jīng)驗(yàn)預(yù)測(cè)模型[2]；Guo等對(duì)波音737的前起落架和主起落架進(jìn)行了噪聲測(cè)試，提出了起落架的噪聲預(yù)測(cè)經(jīng)驗(yàn)?zāi)Ｐ蚚3-4]；NASA在2005年的QTDⅡ技術(shù)研究中對(duì)波音777全尺寸的主起落架的氣動(dòng)噪聲進(jìn)行了風(fēng)洞試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)[5]。歐盟在EU SILENCE計(jì)劃中開展了低噪聲起落架設(shè)計(jì)的試驗(yàn)和仿真工作[6]。

我國(guó)對(duì)起落架噪聲的研究起步相對(duì)較晚，中國(guó)飛機(jī)強(qiáng)度研究所針對(duì)某型飛機(jī)強(qiáng)起落架進(jìn)行大量的試驗(yàn)和仿真工作；西北工業(yè)大學(xué)的喬渭陽(yáng)和南京航空航天大學(xué)的聶宏等[7-8]也開展了起落架試驗(yàn)與仿真的相關(guān)工作。本文針對(duì)某型飛機(jī)前起落架的1/6縮比模型的噪聲特性開展了試驗(yàn)和仿真工作。對(duì)起落架特征截面的流場(chǎng)特性、主要噪聲源的位置、遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲特性等進(jìn)行了研究，為起落架降噪和低噪聲設(shè)計(jì)提供參考和技術(shù)支持。

1試驗(yàn)設(shè)置

研究對(duì)象為某型飛機(jī)前起落架1/6簡(jiǎn)化縮比模型，輪胎直徑100 mm；減振支柱直徑14 mm；減振支柱長(zhǎng)度110 mm；起落架總高度210 mm。試驗(yàn)在中國(guó)飛機(jī)強(qiáng)度研究所航空噪聲與動(dòng)強(qiáng)度航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室的全消聲室中進(jìn)行。全消聲實(shí)驗(yàn)室的容積為144 m3，測(cè)量頻率為50～20 000 Hz。圖1為起落架氣動(dòng)噪聲試驗(yàn)全景圖，起落架安裝在開口風(fēng)洞的試驗(yàn)平臺(tái)上，風(fēng)洞出口為 ，來流中心湍度小于1%。試驗(yàn)的來流工況：0.15Ma、0.2Ma和0.25Ma。

圖1　起落架氣動(dòng)噪聲試驗(yàn)

2流場(chǎng)結(jié)果分析

2.1試驗(yàn)測(cè)量方法

流場(chǎng)測(cè)量采用粒子成像測(cè)速儀(PIV)，型號(hào)為SM3-4M200。流場(chǎng)測(cè)量平面如圖2所示，平面1的法向量垂直于減振支柱軸向；平面2與平面3的法向量垂直為機(jī)輪輪軸，分別位于機(jī)輪輪軸平面和防扭支架中間位置處。

圖2　PIV流場(chǎng)測(cè)量平面

2.2仿真計(jì)算方法

定常流場(chǎng)采用模型，非定常流場(chǎng)計(jì)算采用大渦模擬(LES)。計(jì)算采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，網(wǎng)格量為2 400萬。近場(chǎng)物面采用無滑移壁面邊界，遠(yuǎn)場(chǎng)分別采用壓力入口和壓力出口邊界，空間和時(shí)間均采用二階離散精度。

2.3流場(chǎng)結(jié)果分析

圖3為測(cè)量平面1計(jì)算得到流場(chǎng)a)和試驗(yàn)測(cè)量結(jié)果b)的對(duì)比，兩者的流場(chǎng)分布與大小和試驗(yàn)測(cè)量結(jié)果非常吻合，說明流場(chǎng)計(jì)算方法是準(zhǔn)確的。

圖3　不同特征截面流場(chǎng)結(jié)果對(duì)比

3聲場(chǎng)結(jié)果分析

3.1試驗(yàn)測(cè)量方法

圖4為試驗(yàn)聲場(chǎng)測(cè)量示意圖，聲源識(shí)別采用傳聲器聲源識(shí)別陣列，陣列直徑0.8 m，總共安裝24個(gè)傳聲器，傳聲器動(dòng)態(tài)測(cè)量范圍20 Hz到16 000 Hz，后處理程序基于CLEAN-SC算法。陣列中心距離起落架軸心的距離為1.4 m，測(cè)量平面法向量與機(jī)輪輪軸方向平行。指向性陣列測(cè)點(diǎn)布置在以起落架支柱中心為圓心，半徑為1.2 m的圓弧上，其中測(cè)點(diǎn)1與氣流逆向的夾角為60°，相鄰測(cè)點(diǎn)夾角為15°， 3號(hào)測(cè)量點(diǎn)垂直于機(jī)輪面，7號(hào)測(cè)點(diǎn)與氣流正向夾角為30°。測(cè)量點(diǎn)的傳聲器采用B&K 4189傳聲器，信號(hào)采集系統(tǒng)為L(zhǎng)MS公司的聲振分析系統(tǒng)。

圖4　聲場(chǎng)測(cè)量方法

3.2仿真計(jì)算方法

M?hring聲學(xué)類比方法是Lighthilll修正，根據(jù)Lighthill聲學(xué)類比方程，考慮到流場(chǎng)中的非等熵效應(yīng)及非均勻流對(duì)聲波傳播的影響，對(duì)Lighthill聲學(xué)類比方程進(jìn)行修正，得到：

(1)

(2)

聲源項(xiàng)(2)式第一項(xiàng)為空間四極子噪聲，第二項(xiàng)為物體表面的偶極子噪聲，計(jì)算更加接近真實(shí)情況，結(jié)果更加準(zhǔn)確。聲場(chǎng)計(jì)算網(wǎng)格的最大網(wǎng)格尺度為1.0 mm，計(jì)算最大頻率5 000 Hz，確保最高頻率聲波波長(zhǎng)至少10個(gè)網(wǎng)格單元。聲場(chǎng)計(jì)算以時(shí)均等熵流場(chǎng)為背景流。近場(chǎng)聲傳播基于聲學(xué)有限元方法，遠(yuǎn)場(chǎng)基于聲學(xué)無限元方法。為了減少聲場(chǎng)計(jì)算信號(hào)的滲漏誤差，計(jì)算中添加Hanning窗。

3.3聲源定位

圖5為起落架主要噪聲源的位置，低頻噪聲主要位于機(jī)輪后緣一定的區(qū)域內(nèi)，中頻噪聲主要位于減振支柱與防擺支架之間，高頻噪聲位于減振支柱與防擺支架的下部。起落架噪聲源的位置與結(jié)構(gòu)的特征尺寸直接相關(guān)，大尺寸結(jié)構(gòu)產(chǎn)生低頻噪聲，小尺寸結(jié)構(gòu)產(chǎn)生高頻噪聲。

圖5　主要噪聲源的位置

3.4頻譜噪聲特性

圖6～圖8分別為來流速度0.15Ma、0.2Ma、0.25Ma觀測(cè)點(diǎn)3的計(jì)算與試驗(yàn)的噪聲的頻譜對(duì)比曲線，試驗(yàn)和計(jì)算結(jié)果基本吻合。起落架噪聲具有寬頻特性，這種寬頻特性和起落架復(fù)雜的結(jié)構(gòu)外形有直接的關(guān)系。

圖6　0.15Ma噪聲頻譜對(duì)比曲線　　　　圖7　0.2Ma噪聲頻譜對(duì)比曲線　　　圖8　0.25Ma噪聲頻譜對(duì)比曲線

3.5噪聲指向特性

圖9為計(jì)算得到的不同來流速度下的噪聲指向性曲線。從圖中可以看出，噪聲幅值隨流速的不斷增加而提高；不同流速的噪聲均為偶極子指向性，偶極子軸為垂直于流向，平行與起落架機(jī)輪輪軸。

圖9　起落架噪聲指向性

4結(jié)論

本文以某機(jī)型前起落架1/6縮比模型為研究對(duì)象，采用試驗(yàn)和仿真的手段對(duì)其噪聲特性進(jìn)行了研究，得到以下結(jié)論：計(jì)算與試驗(yàn)得到的起落架不同特征截面的流場(chǎng)分布基本一致；低頻噪聲主要位于機(jī)輪后緣附近，中高頻噪聲位于減振支柱與防扭支架之間，噪聲源的位置與其結(jié)構(gòu)的特征尺寸長(zhǎng)度直接相關(guān)；計(jì)算得到的不同來流速度下不同測(cè)量點(diǎn)的噪聲頻譜試驗(yàn)結(jié)果基本吻合，頻譜呈現(xiàn)寬頻特性；起落架噪聲具有偶極子指向性，偶極子軸與流向垂直，平行與起落架輪軸軸向。

參考文獻(xiàn)：

[1]HellerH,DobrzynskiW.SoundRadiationfromAircraftWheel-Well/Landing-GearConfigurations[J].JournalofAircraft, 1977, 14(8): 768-774

[2]FinkMR.AirframeNoisePredictionMethod[R].FederalAviationAdministration,FAA-RD-77-29, 1977

[3]GuoYP,YamamotoKJ,StokeRW.AnEmpiricalModelforLandingGearNoisePrediciton[R].AIAA-2004-2888

[4]RavettaPA,BurdissoRA,NgW,etal.ScreeningofPotentialNoiseControlDevicesatVirginaTechforQTDIIFlightTest[R].AIAA-2007-3445

[5]RobertWStoker,RahulSen.AnExperimentalInvestigationofAirframeNoiseUsingaModel-ScaleBoeing777[R].AIAA-2001-0987

[6]ManohaE,BultéJ,CaruelleB.LAGOON:anExperimentalDatabasefortheValidationofCFD/CAAMethodsforLandingGearNoisePrediction[R].AIAA-2008-2816

[7]喬渭陽(yáng)，許開富，吳兆偉. 大型客機(jī)起飛降落過程噪聲輻射特性對(duì)比分析[J]. 航空學(xué)報(bào)， 2008， 29(3)：534-541

QiaoWeiyang,XuKaifu,WuZhaowei.NoiseRadiationofLarge-ScaleCommercialAircraftinTakeoffandLangding[J].ActaAeronautiaetAstronautiaSinicia, 2008, 29(3): 534-541 (inChinese)

[8]聶宏，魏小輝. 大型民用飛機(jī)起落架關(guān)鍵技術(shù)[J]. 南京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào)，2008，40(4)：427-432

NieHong,WeiXiaohui.KeyTechnologiesforLandingGearofLargeCivilAircrafts[J]JournalofNanjingUniversityofAeronauticsandAstronatics, 2008, 40(4): 427-432 (inChinese)

收稿日期：2015-10-27

基金項(xiàng)目：航空科學(xué)基金(20121223006)資助

作者簡(jiǎn)介：劉興強(qiáng)(1987—)，中國(guó)飛機(jī)強(qiáng)度研究所工程師，主要從事氣動(dòng)噪聲控制的研究。

中圖分類號(hào)：V211.7

文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A

文章編號(hào):1000-2758(2016)03-0456-04

Research on Noise Characteristics for a Nose Landing Gear

Liu Xingqiang, Huang Wenchao, Li Hongli

(AVIC Aircraft Strength Research Institute, Xi′an 710065, China)

Abstract:Experiment and simulation are launched to study the aeroacoustic characteristics of a 1/6 scale aircraft nose landing gear in this paper. Simulation is based on the "CFD+CAA" hybrid method. And the flow and noise field is measured in an aeroacoustic wind tunnel. Comparing the results of the simulation with experiments indicate that, the flow field of the simulation agree with the experiment well. Low frequency noise source located around the wheels, and the middle and high frequency noise sources appear between the shock strut and Anti-twist bracket. The sound pressure spectrum curves are almost consistent in low and middle frequency range, and the spectrum of the far field noise is broadband, the dipole and monopole dominate the landing gear noise, and the directivity has a form of dipole.

Keywords:aeroacoustics; landing gear; aeroacoustic measurement; M?hring acoustic analogy