縫翼尖端延伸對(duì)流場(chǎng)及噪聲特性的影響

王紅建，張巧，田峻源

（西北工業(yè)大學(xué)航空學(xué)院，西安710072）

0 引言

隨著民航工業(yè)的迅速發(fā)展，民航客機(jī)的氣動(dòng)噪聲正成為人們關(guān)注的主要問(wèn)題之一。研究表明，在飛機(jī)起降階段，相對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲，機(jī)體噪聲占比明顯增加；機(jī)翼中的縫翼處于打開(kāi)狀態(tài)，且?guī)缀踉谡麄€(gè)翼展方向部署，是機(jī)體噪聲的主要來(lái)源［1］。

實(shí)驗(yàn)及數(shù)值仿真研究表明，縫翼噪聲頻譜分為寬帶、低頻窄帶和高頻窄帶噪聲［2］。各頻段噪聲的產(chǎn)生與縫翼流動(dòng)結(jié)構(gòu)特性密切相關(guān)，例如，縫翼尾緣流場(chǎng)中有規(guī)律的渦脫落引發(fā)高頻窄帶噪聲；縫翼凹腔流動(dòng)中渦與尾緣壁面撞擊產(chǎn)生中低頻寬帶噪聲［3］；縫翼尖端、凹腔與尾緣之間剪切層的生成、發(fā)展和反饋與開(kāi)放式凹腔相似［4］，主要形成低頻窄帶噪聲。渦脫落引發(fā)的高頻窄帶噪聲在實(shí)際飛行試驗(yàn)中并不明顯［4-5］，因此研究人員主要關(guān)注中低頻段的縫翼噪聲抑制問(wèn)題。

對(duì)流場(chǎng)主動(dòng)干預(yù)進(jìn)行噪聲抑制的方法主要是在縫翼尖端或其尾緣附近進(jìn)行吹吸氣［6-7］。該方法可改變渦流的原有性態(tài)，降低其湍動(dòng)能強(qiáng)度，進(jìn)而抑制噪聲輻射，但需外部能量的注入?？p道封閉［8］可消除縫翼凹腔的復(fù)雜流動(dòng)，徹底消除該區(qū)域的噪聲源，但因其對(duì)翼型升力的嚴(yán)重?fù)p傷而無(wú)法使用?？p翼凹腔填充［9］使縫翼尖端到尾緣的幾何外形光滑連續(xù)，消除了縫翼剪切層，可較大幅度地降低中低頻段的縫翼噪聲；王紅建等［10-12］針對(duì)縫翼與主翼的相對(duì)幾何位置，結(jié)合縫翼自適應(yīng)尾緣變形技術(shù)，研究了縫翼位置參數(shù)與尾緣變形對(duì)縫翼遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲輻射特性的影響，發(fā)現(xiàn)縫翼適當(dāng)?shù)奈恢谜{(diào)整和結(jié)構(gòu)變形均可有效降低遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲輻射。

為了避免對(duì)縫翼外形進(jìn)行較大幅度的改變，研究人員開(kāi)始采用縫翼小變形技術(shù)，通過(guò)調(diào)整縫翼剪切層的生成、發(fā)展及其流場(chǎng)渦結(jié)構(gòu)的運(yùn)動(dòng)等來(lái)抑制噪聲輻射。F.R.Do Amaral等［13］發(fā)現(xiàn)凹腔凸起可阻止回流區(qū)沿縫翼凹腔表面的流動(dòng)，且其位置與降噪效果相關(guān)性很高，特定位置凸起可明顯降低回流區(qū)湍動(dòng)能；L.Botero等［14］利用LBM和FW-H方法分析了尖端角度、延伸長(zhǎng)度及尾緣角度對(duì)縫翼流場(chǎng)與氣動(dòng)噪聲的影響，發(fā)現(xiàn)延伸長(zhǎng)度、尾緣角度與縫翼噪聲的相關(guān)性較高，較長(zhǎng)的延伸會(huì)增大窄帶和寬帶噪聲，而尖端角度對(duì)縫翼噪聲的影響不大；Zhang Y等［15］通過(guò)實(shí)驗(yàn)研究發(fā)現(xiàn)，縫翼尖端延伸可延遲氣流分離，縮短剪切層發(fā)展距離，削弱剪切層的不穩(wěn)定性，可在一定程度上降低窄帶噪聲；M.Khorrami等［16］對(duì)波音777高升力裝置進(jìn)行二維仿真，發(fā)現(xiàn)尖端延伸改變了剪切層特性，其渦結(jié)構(gòu)的運(yùn)動(dòng)被限制在較窄的范圍內(nèi)，在附著點(diǎn)更靠近縫翼尾緣位置，渦結(jié)構(gòu)強(qiáng)度與噪聲輻射顯著降低，且延伸長(zhǎng)度增加使剪切層渦結(jié)構(gòu)變?nèi)酰^長(zhǎng)的延伸可改變縫翼尾緣流動(dòng)的不穩(wěn)定性，使高頻窄帶噪聲明顯降低，其研究結(jié)論與L.Botero等［14］有一定分歧。

縫翼尖端延伸對(duì)縫翼流場(chǎng)和噪聲輻射具有重要影響，但目前利用該技術(shù)進(jìn)行降噪的相關(guān)研究還很不充分。一是尖端延伸長(zhǎng)度與降噪效果正相關(guān)的結(jié)論存在爭(zhēng)議；二是延伸方式對(duì)縫翼流場(chǎng)與噪聲影響的內(nèi)在機(jī)理還不清楚。為了進(jìn)一步探究縫翼尖端延伸方式對(duì)縫翼流場(chǎng)與噪聲輻射特性的影響，本文提出縫翼尖端沿剪切層方向和壁面切向兩種延伸形式，研究這兩種延伸方式的流場(chǎng)與噪聲輻射特性，并結(jié)合瞬態(tài)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)分析方法和窄帶噪聲預(yù)測(cè)模型，探索縫翼尖端延伸對(duì)其流場(chǎng)和噪聲的作用機(jī)理。

1 數(shù)值研究方法

1.1 基于SST湍流模型的DDES非定常流場(chǎng)分析

DES方法結(jié)合了LES和RANS的優(yōu)勢(shì)，綜合考慮了計(jì)算精度和效率［17］。而DDES［18］方法避免了DES算法中因邊界層內(nèi)網(wǎng)格過(guò)密導(dǎo)致的網(wǎng)格誘導(dǎo)分離。這些方法早期基于SA湍流模型，后來(lái)逐步應(yīng)用到其他湍流模型中，如A.Travin等［19］基于SST湍流模型提出的DDES方法。SST湍流模型在邊界層及分離流動(dòng)模擬中效果更好，因此，本文選擇基于SST湍流模型的DDES方法進(jìn)行非定常流場(chǎng)分析。

DDES方法中的長(zhǎng)度尺度定義為

式 中：CDESΔ為L(zhǎng)ES的 長(zhǎng) 度 尺 度lLES；fd為 屏 蔽函數(shù)。

式中：k為卡曼常數(shù)；d為點(diǎn)到壁面的距離；v、vt分別為分子、湍流黏性系數(shù)。

參考文獻(xiàn)［20］中關(guān)于DDES-SST的結(jié)論，將式（2）中常量cd1設(shè)為20。rd為當(dāng)?shù)赝牧鞒叨扰c其距壁面距離的比值，靠近壁面，rd較大，fd趨近0，計(jì)算切換為RANS，避免LES在邊界層內(nèi)部應(yīng)用；遠(yuǎn)離壁面rd?1，fd趨近1，則切換為L(zhǎng)ES方法。

式（1）中，lRANS為SST湍流長(zhǎng)度尺度：CDES的函數(shù)表達(dá)式為

式中：F1為SST模型中的彎曲函數(shù)系數(shù)，見(jiàn)參考文獻(xiàn)［20］的值分別設(shè)為0.61和0.78。亞格子網(wǎng)格尺度Δ為最大當(dāng)?shù)鼐W(wǎng)格間距：

1.2 基于FW-H積分方程的遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲分析

遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲計(jì)算采用FW-H（Ffowcs Wiliams-Hawking）積分方程［21］：

其中，式中：p′為所求聲壓；x為觀察者位置矢量；y為聲源位置矢量；ω為角頻率；ρ和ρ∞分別為當(dāng)?shù)睾妥杂蓙?lái)流密度；c∞為自由來(lái)流聲速；ui和U∞，i分別為當(dāng)?shù)睾妥杂蓙?lái)流速度；σij為黏性應(yīng)力張量；n?j為表面S外法向向量；G為自由空間格林函數(shù)。

考慮到飛機(jī)起降階段馬赫數(shù)較低，四極子聲源很弱，可以忽略；同時(shí)，本文主要關(guān)注縫翼遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲，不考慮縫翼與主翼之間的聲波反射效應(yīng)。有研究顯示，縫翼的固壁積分面與可穿透積分面對(duì)遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲的仿真結(jié)果近似［22］，故本文采用縫翼壁面作為積分面。

2 仿真模型與數(shù)值方法驗(yàn)證

2.1 仿真模型及流場(chǎng)基本參數(shù)

采用30P30N多段翼型作為基準(zhǔn)構(gòu)型（如圖1所示），縫翼及襟翼的偏轉(zhuǎn)角均為30°，縫翼弦長(zhǎng)Cs=0.15C（C為多段翼收緊弦長(zhǎng)0.457 m），襟翼弦長(zhǎng)Cf=0.3C，縫翼尾緣為鈍體，其厚度為4.5×10-4C?？p翼與襟翼的縫道寬度（Gap）分別為2.95%C、1.27%C，縫翼與襟翼的重疊量（Over?lap）分別為-2.5%C、0.25%C；其自由來(lái)流條件與試驗(yàn)條件一致，馬赫數(shù)M∞=0.17，基于翼型弦長(zhǎng)的雷諾數(shù)為ReC=1.7×106，攻角為8°。

圖1 30P30N翼型結(jié)構(gòu)Fig.1 Airfoil structure 30P30N

2.2 計(jì)算網(wǎng)格與數(shù)值方法

三維多段翼網(wǎng)格（如圖2所示）節(jié)點(diǎn)總數(shù)約1×107，第一層網(wǎng)格與壁面的距離為2×10-5C，其黏性無(wú)量綱尺度滿足y+≈1，符合SST對(duì)邊界層網(wǎng)格的要求。遠(yuǎn)場(chǎng)邊界位于翼型收緊前緣點(diǎn)50倍弦長(zhǎng)處，展向尺度設(shè)為0.061 5C，網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)數(shù)為31，展向邊界條件設(shè)置為周期性邊界條件。D.P.Lock?ard等［23］對(duì)翼型展向相關(guān)性進(jìn)行研究，發(fā)現(xiàn)展向長(zhǎng)度大于0.04C時(shí)，相關(guān)性趨近于0。因此本文選取的展向范圍足以顯示縫翼周圍三維流場(chǎng)的流動(dòng)變化情況，計(jì)算域滿足縫翼流場(chǎng)的非定常模擬計(jì)算。

本文采用基于SST湍流模型的DDES瞬態(tài)流場(chǎng)模擬方法。首先，利用RANS求解得到穩(wěn)態(tài)流場(chǎng)；其次，以穩(wěn)態(tài)流場(chǎng)結(jié)果作為DDES瞬態(tài)計(jì)算的初始條件，先進(jìn)行時(shí)間推進(jìn)迭代時(shí)長(zhǎng)約6C/U∞，以消除定常狀態(tài)；隨后開(kāi)始記錄數(shù)據(jù)，繼續(xù)推進(jìn)迭代時(shí)長(zhǎng)約10C/U∞，得到最終的瞬態(tài)流場(chǎng)數(shù)據(jù)?？臻g和時(shí)間離散精度均為二階，非定常計(jì)算時(shí)間步長(zhǎng)Δt=5×10-6s；最后，將固壁面的流場(chǎng)數(shù)據(jù)用于FW-H積分方程，獲得遠(yuǎn)場(chǎng)監(jiān)測(cè)點(diǎn)的聲壓級(jí)分布。

圖2 模型的CFD計(jì)算網(wǎng)格Fig.2 The model’s CFD computing grid

2.3 數(shù)值方法驗(yàn)證

基于上述分析方法，對(duì)30P30N基準(zhǔn)構(gòu)型進(jìn)行仿真模擬，對(duì)比所得翼型表面壓力分布與JAXA實(shí)驗(yàn)結(jié)果［24］（如圖3（a）所示），可以看出：翼型表面壓力系數(shù)分布與實(shí)驗(yàn)結(jié)果基本吻合。為進(jìn)一步驗(yàn)證在其他攻角下的準(zhǔn)確性，使用5.5°攻角的壓力分布與JAXA［24］和FSU［2］（Florida State University）的風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)值進(jìn)行對(duì)比（如圖3（b）所示），可以看出：結(jié)果也十分吻合，可充分驗(yàn)證仿真方法的可行性與準(zhǔn)確性。

圖3 壓力系數(shù)對(duì)比Fig.3 Comparison of surface pressure coefficients

對(duì)比瞬態(tài)展向渦量（如圖4所示），可以看出：本文仿真結(jié)果與K.A.Pascioni等［25］的PIV實(shí)驗(yàn)結(jié)果基本一致，可清晰捕捉到剪切層發(fā)展軌跡與凹腔區(qū)域渦結(jié)構(gòu)的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)，吻合較好。

圖4 PIV［25］與CFD計(jì)算值瞬態(tài)展向渦ωzC/U∞對(duì)比Fig.4 Comparison of transient transversal vortex ωzC/U∞between PIV［25］and CFD

以收緊翼型前緣點(diǎn)為圓心，10倍翼型弦長(zhǎng)為半徑，290°方向處設(shè)觀測(cè)點(diǎn)對(duì)比縫翼噪聲頻譜，如圖5所示，可以看出：本文5.5°攻角下的噪聲頻譜與BANC III［26］所得的結(jié)果基本一致；在8°攻角時(shí)，本文的噪聲頻譜窄帶峰值較低，頻率左移，與文獻(xiàn)［27］所得結(jié)論一致，驗(yàn)證了本文仿真計(jì)算結(jié)果的準(zhǔn)確性。

圖5 聲壓頻譜對(duì)比圖Fig.5 Contrast diagrams of sound pressure spectra

3 縫翼尖端延伸對(duì)流場(chǎng)及氣動(dòng)噪聲的影響

3.1 縫翼尖端延伸形式

基于30P30N基準(zhǔn)構(gòu)型，采用縫翼尖端沿外壁面切向和剪切層方向兩種延伸方式（ext，sheerext）及延伸長(zhǎng)度（1和2分別為0.15Cs、0.26Cs）進(jìn)行研究，如圖6所示。計(jì)算工況為：馬赫數(shù)Ma=0.17，攻角α=8°，雷諾數(shù)Re=1.7×106。

圖6 縫翼尖端的兩種延伸形式Fig.6 Two types of slat cusp extensions

3.2 流場(chǎng)特性

縫翼壓力系數(shù)對(duì)比如圖7所示，可以看出：切向延伸（圖7（a））使縫翼前緣內(nèi)壁面壓力系數(shù)降低，尤其是延伸量增加的情況；而沿剪切層方向延伸（圖7（b）），縫翼吸力面壓力系數(shù)略有升高，其余部分與基準(zhǔn)結(jié)構(gòu)基本保持一致；尖端延伸（圖7（c））對(duì)機(jī)翼構(gòu)型的整體壓力系數(shù)分布基本沒(méi)有影響。

圖7 縫翼壓力系數(shù)對(duì)比（baseline為基準(zhǔn)結(jié)構(gòu)）Fig.7 Comparison of slat pressure coefficients

基準(zhǔn)結(jié)構(gòu)（如圖8（a）所示）中，剪切層形成初始階段，湍動(dòng)能相對(duì)較低。隨著流向距離增加，三維結(jié)構(gòu)占據(jù)主導(dǎo)，剪切層上呈現(xiàn)較高的湍動(dòng)能，直至與縫翼尾緣壁面撞擊；撞擊后再附著區(qū)域湍動(dòng)能激增，導(dǎo)致縫翼尾緣處出現(xiàn)湍動(dòng)能峰值。

切向延伸（如圖8（b）和圖8（c）所示）的導(dǎo)向作用使剪切層特征距離增加，回流區(qū)面積顯著增大。尖端下游區(qū)域的低湍動(dòng)能值區(qū)域明顯減小，而回流區(qū)高湍動(dòng)能值略有降低。沿剪切層方向延伸（如圖8（d）和圖8（e）所示），再附著區(qū)仍有湍動(dòng)能集中，但降幅明顯。凹腔下游區(qū)域的湍動(dòng)能（TKE）值大幅下降，表明剪切層發(fā)展至尾緣區(qū)域引起的空氣脈動(dòng)更小，產(chǎn)生的噪聲輻射更低，且延伸量增加特性更加明顯。

圖8 湍動(dòng)能TKE云圖Fig.8 TKE diagram

對(duì)比不同延伸形式的瞬態(tài)展向渦量，如圖9所示，可以看出：基準(zhǔn)結(jié)構(gòu)（圖9（a））中高渦量值主要集中在剪切層附近。氣流分離后，Kelvin-Helm?holtz的不穩(wěn)定性使氣流迅速卷起向尾緣運(yùn)動(dòng)，與外部氣流耦合作用使剪切層與其周圍區(qū)域壓力梯度不斷增大，氣流有旋情況持續(xù)加劇，直至與縫翼尾緣壁面撞擊；部分分離渦卷入回流區(qū)，于縫翼內(nèi)壁面形成二次分離渦，導(dǎo)致此區(qū)域渦量值高于其他區(qū)域。

相比于基準(zhǔn)結(jié)構(gòu)，切向延伸（圖9（b））使剪切層運(yùn)動(dòng)軌跡增加，大量離散渦卷入回流區(qū)，尤其是在延伸量增加的情況（圖9（c））下；沿剪切層方向延伸（圖9（d））的展向渦結(jié)構(gòu)更加穩(wěn)定，剪切層的長(zhǎng)度和寬度均大幅減小，進(jìn)入回流區(qū)的二次分離渦結(jié)構(gòu)數(shù)量明顯減少；且延伸量增加（圖9（e）），縫翼凹腔區(qū)域中大尺度渦結(jié)構(gòu)數(shù)量更少，能在接近尾緣區(qū)域仍保持良好的二維特性。

圖9 瞬態(tài)展向渦量ωzC/U∞云圖Fig.9 Transient transverse vorticityωzC/U∞diagram

為進(jìn)一步呈現(xiàn)流場(chǎng)中瞬態(tài)渦結(jié)構(gòu)的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)，以無(wú)量綱瞬態(tài)渦量ωzC/U∞為渲染深淺，對(duì)比Q準(zhǔn)則等值面云圖（如圖10所示）。由于速度變化和Kelvin-Helmholtz不穩(wěn)定性，基準(zhǔn)結(jié)構(gòu)中（圖10（a））展向渦從靠近尖端處卷起，隨著流向距離增加，準(zhǔn)二維渦結(jié)構(gòu)不斷發(fā)展形成三維渦結(jié)構(gòu)；其空間尺度不斷變大，展向效應(yīng)逐漸增強(qiáng)，單位能量尺度變大，直至與再附著區(qū)撞擊。與基準(zhǔn)結(jié)構(gòu)相比，切向延伸（圖10（b）和圖10（c））只在尖端附近區(qū)域保持良好的展向渦特性；而沿剪切層方向延伸（圖10（d）和圖10（e））可在較長(zhǎng)軌跡上保持較好的二維展向渦特性。

圖10 Q準(zhǔn)則瞬態(tài)展向渦量等值面云圖Fig.10 Q criterion transient transversal vorticity contour map

3.3 氣動(dòng)噪聲特性

為了探究縫翼尖端延伸對(duì)近場(chǎng)壓力脈動(dòng)的影響，在縫翼凹腔內(nèi)設(shè)置壓力監(jiān)測(cè)點(diǎn)，如圖11所示。沿剪切層方向延伸，在P1點(diǎn)（如圖12（a）所示）處的噪聲頻譜基本沒(méi)有發(fā)生改變，但其高頻窄帶峰值增加；延伸量增加，寬帶噪聲略有下降；在P2點(diǎn)（如圖12（b）所示），延伸量增加，壓力脈動(dòng)頻譜降低；沿剪切層方向延伸可降低縫翼凹腔內(nèi)部的壓力脈動(dòng)水平。

相比于基準(zhǔn)結(jié)構(gòu)，沿剪切層方向延伸使P3點(diǎn)處（如圖12（c）所示）壓力脈動(dòng)頻譜降低，但在2.3 kHz有一處較高的窄帶峰值；使P4點(diǎn)（如圖12（d）所示）寬帶噪聲略有降低；延伸量增加，低頻段壓力脈動(dòng)大幅降低；而切向延伸使P3、P4點(diǎn)處壓力脈動(dòng)水平增加。因此，沿剪切層方向延伸可有效改善縫翼尾緣碰撞區(qū)及其向后的壓力脈動(dòng)，削弱剪切層的不穩(wěn)定性，進(jìn)而降低了縫翼噪聲。

圖11 縫翼凹腔內(nèi)部壓力脈動(dòng)監(jiān)測(cè)點(diǎn)示意圖Fig.11 Schematic diagram of monitoring points for pressure fluctuation in slat cavity

圖12 縫翼凹腔內(nèi)部近場(chǎng)監(jiān)測(cè)點(diǎn)壓力脈動(dòng)頻譜圖Fig.12 Spectra of pressure fluctuation at near-field monitoring points in slat cavity

對(duì)比遠(yuǎn)場(chǎng)指向性圖（如圖13所示），可以看出：縫翼尖端沿剪切層延伸（圖13（a））的遠(yuǎn)場(chǎng)聲壓級(jí)在150°、270°和330°區(qū)域內(nèi)明顯減弱，但在其他方向上略有升高；而切向延伸則導(dǎo)致整體聲壓級(jí)上升（圖13（b））。

圖13 遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲指向特性對(duì)比Fig.13 Directivity contrast of far-field noise

沿剪切層方向延伸（如圖14（a）所示）可使寬帶噪聲在小于1 kHz范圍內(nèi)降低約3 dB，窄帶峰值頻率普遍右移；延伸量增加，在2.3 kHz有一個(gè)較大峰值，其余頻段噪聲頻譜均有降低。切向延伸（如圖14（b）所示）使1 kHz左右的寬帶和窄帶峰值減?。欢由炝吭黾?，寬帶噪聲明顯增加。

圖14 遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲頻譜對(duì)比Fig.14 Spectra contrast of Far-field noise

綜上所述，遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲輻射水平與延伸方式、長(zhǎng)度密切相關(guān)；且沿剪切層方向延伸具有更好的降噪效果。

3.4 流動(dòng)結(jié)構(gòu)與噪聲源特性

Powell的渦聲理論認(rèn)為，低速條件下渦是產(chǎn)生噪聲的原因［28］，流場(chǎng)中渦結(jié)構(gòu)的運(yùn)動(dòng)規(guī)律對(duì)噪聲輻射具有重要作用。本文利用瞬態(tài)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)分析方法，研究渦結(jié)構(gòu)在時(shí)間和空間的發(fā)展歷程；通過(guò)提取渦核位置及渦結(jié)構(gòu)在各種狀態(tài)下的特性參數(shù)，探索縫翼尖端延伸對(duì)流場(chǎng)及噪聲的影響機(jī)理。

基于?2ρ的縫翼瞬態(tài)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)紋影圖如圖15所示。其中，對(duì)于基準(zhǔn)結(jié)構(gòu)尖端處（圖15（a）），氣流分離形成較薄剪切帶狀結(jié)構(gòu)，在Kelvin-Helm?holtz不穩(wěn)定性作用下卷起形成自由渦。相鄰渦之間配對(duì)融合形成空間尺度更大的渦結(jié)構(gòu)，與外部氣流的摻混效應(yīng)使臨近渦合并，剪切層流向厚度不斷增加，渦結(jié)構(gòu)不斷膨脹、破碎，直至與縫翼尾緣壁面碰撞形成離散渦。

圖15 縫翼?2ρ紋影圖Fig.15 Slatted schlieren diagram

縫翼尖端延伸處（圖15（b）～圖15（e））氣流分離直接形成渦，且其特征尺度（渦結(jié)構(gòu)半徑與渦間距離）相比于基準(zhǔn)結(jié)構(gòu)均有減小，尤其沿剪切層方向延伸減小幅度較大，這在一定程度上削弱了剪切層中渦結(jié)構(gòu)包含的能量。對(duì)于切向延伸（圖15（b）～圖15（c）），由于其延伸的導(dǎo)向作用，一方面使渦運(yùn)動(dòng)軌跡向主翼偏離，增加了渦的數(shù)量，回流區(qū)也存在較強(qiáng)的渦結(jié)構(gòu)；另一方面渦流與縫翼尾緣撞擊區(qū)域接近尾緣，其氣流速度較大，增加了離散渦動(dòng)能，這些都會(huì)導(dǎo)致噪聲源分布增大。

對(duì)于剪切層方向延伸（圖15（d）～圖15（e）），氣流分離形成渦的特征尺度有較大幅度地減小，渦結(jié)構(gòu)的能量強(qiáng)度相對(duì)較弱；同時(shí)，渦的運(yùn)動(dòng)軌跡明顯縮短，這使得其軌跡上的整體渦結(jié)構(gòu)分布范圍減小，渦之間“兼并”生長(zhǎng)現(xiàn)象相應(yīng)地減弱；另外回流區(qū)的渦結(jié)構(gòu)相對(duì)較少，這些都減弱了縫翼噪聲源的形成。

為了明確尖端延伸對(duì)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)及噪聲輻射的影響。基于M.Terracol等［28］低頻窄帶噪聲預(yù)測(cè)方法，分析縫翼流場(chǎng)中的大尺度渦結(jié)構(gòu)的相關(guān)參數(shù)對(duì)窄帶噪聲源的影響規(guī)律。

每隔20個(gè)時(shí)間步長(zhǎng)提取流場(chǎng)快照，作出?2ρ紋影圖。利用渦核移動(dòng)距離，確定渦結(jié)構(gòu)的平均對(duì)流速度（Uv）；測(cè)量聲波反饋距離，即渦與縫翼尾緣碰撞位置到縫翼尖端的距離（La），以及剪切層長(zhǎng)度（Lv）?？p翼窄帶噪聲頻率可表示為

渦間距與渦半徑為剪切層中部位置的統(tǒng)計(jì)平均值如表1所示，頻率為基頻（n=1），可以看出：尖端延伸可使剪切層渦半徑較于基準(zhǔn)構(gòu)型有所減小，尤其是沿剪切層方向延伸情況（減少近58%）。較小渦半徑其渦能量也較?。煌瑫r(shí)，渦間距也有不同程度減?。羟袑臃较虮惹邢蜓由斓臏p小幅度更大，約63%）；而切向延伸（ext2）的平均對(duì)流速度增大約17%，說(shuō)明切向延伸其單位時(shí)間渦與縫翼尾緣撞擊的能量較大，這可能是導(dǎo)致寬帶噪聲聲壓級(jí)有所升高的根本原因。沿剪切層方向延伸，其渦半徑、渦間距以及對(duì)流速度均明顯減小，這樣，單位時(shí)間渦與縫翼尾緣撞擊的能量也會(huì)顯著減小；同時(shí)發(fā)現(xiàn)，尖端延伸均會(huì)使窄帶峰值右移，其中沿剪切層方向延伸會(huì)使峰值右移約6.2%左右。

表1 流場(chǎng)結(jié)構(gòu)參數(shù)及窄帶噪聲頻率預(yù)測(cè)表Table 1 Prediction table of flow field structure parameters and narrow band noise frequency

4 結(jié)論

（1）本文提出的縫翼尖端沿剪切層方向延伸和沿壁面切向延伸兩種方式的流場(chǎng)與噪聲輻射特性顯示，縫翼尖端不同延伸方式可較大程度改變縫翼剪切層的形成與發(fā)展形態(tài)，適當(dāng)?shù)难由煨问接欣跍p小縫翼噪聲輻射。

（2）沿剪切層方向延伸使縫翼凹腔的湍動(dòng)能與渦量強(qiáng)度顯著減??；剪切層上渦結(jié)構(gòu)可在較長(zhǎng)區(qū)域保持良好的二維特性，使寬帶噪聲顯著減小，具有較好地降噪效果。

（3）切向延伸會(huì)增加剪切層的運(yùn)動(dòng)軌跡，渦流與周圍氣流較強(qiáng)的摻混效應(yīng)在一定程度上也增加了遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲輻射。延伸長(zhǎng)度的增加會(huì)使遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲更大。

（4）瞬態(tài)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)和低頻窄帶噪聲分析顯示，縫翼尖端延伸可改變氣流分離后的渦結(jié)構(gòu)特征尺度。如切向延伸在一定程度上使渦核間距和渦結(jié)構(gòu)半徑減小，但使渦平均對(duì)流速度增大；而沿剪切層方向延伸則可顯著減小渦結(jié)構(gòu)半徑和渦間距，并減小對(duì)流速度。渦結(jié)構(gòu)特征尺度會(huì)直接影響縫翼噪聲輻射性態(tài)。較小的渦間距、渦半徑以及渦流速度，其相應(yīng)的縫翼噪聲輻射也較小。