增升裝置多段翼型氣動聲學風洞實驗研究

李 玲 劉沛清

(北京航空航天大學陸士嘉實驗室(航空氣動聲學工信部重點實驗室)，北京 100191)

0 引言

飛機噪聲總體上分成飛機外部噪聲和機艙內部噪聲兩大類。機艙內部噪聲主要影響載客時旅客的舒適度，而外部噪聲在飛機起降階段對機場周邊影響比較大，是目前急需研究和降低的一類飛機噪聲。飛機外部噪聲的主要噪聲源包括發(fā)動機、機體部件、動力系統(tǒng)與機體干擾噪聲。過去四五十年間，因為大涵道比渦輪風扇發(fā)動機的發(fā)展和應用，以及消聲短艙、V型花瓣噴嘴等發(fā)動機降噪技術的研究成果，使得發(fā)動機噪聲得到了很大程度的降低，這也就導致飛機機體噪聲在飛機總的噪聲中所占的比重越來越大，特別是在飛機進場著陸階段，發(fā)動機處于慢車狀態(tài)導致其噪聲不明顯，機體噪聲越發(fā)突顯出來。在飛機降落過程中，完全處于打開狀態(tài)的增升裝置和起落架是機體氣動噪聲的主要噪聲源。

基于增升裝置多段翼型幾何構型、流場特性和氣動噪聲特性的復雜性，在北京航空航天大學D5氣動聲學風洞中針對增升裝置多段翼型開展氣動聲學風洞實驗研究，通過實驗測量揭示多段翼型遠場噪聲的主要特性和主要噪聲源分布，探究噪聲的產(chǎn)生機理。同時，針對頻譜中存在的多重離散噪聲的現(xiàn)象，引入小波分析這種時頻分析方法進行處理，深入揭示了多重離散噪聲間隱含的時間特性。

1 實驗模型及設備

1.1 氣動聲學風洞

北京航空航天大學D5氣動聲學風洞是一座1 m量級的低速、低湍流度、低背景噪聲的回流式風洞。風洞總體長度25.58 m，寬度9.2 m，高度3.0 m。風洞采用兩種實驗段設計，可以開口、閉口兩用，實驗段截面是1 m×1 m的矩形截面，開口實驗段長2 m，帶有一個0.5 m長的收集口，閉口實驗段長2.5 m，在閉口實驗段中最大風速可以達到100 m/s，而在開口實驗段中則可以達到80 m/s。風洞的湍流度在閉口實驗段的中心進行測量，測量的湍流度小于0.08%。

為了模擬無聲波反射的噪聲測量環(huán)境并消除外側噪聲對實驗結果的影響，在D5風洞開口實驗段外部區(qū)域建有一個長7 m、寬6 m、高6 m的全消聲室，其截止頻率為200 Hz。在距離風洞實驗段軸線1.5 m的位置上，80 m/s風速下測量得到的風洞背景噪聲為85 dB(A)?？偟膩碚f，D5氣動聲學風洞具有良好的氣動和聲學特性，可以對飛機縮比模型和部件進行氣動特性和聲學特性的風洞實驗研究。

1.2 實驗模型

實驗模型用的是來自機體氣動噪聲標準模型計算大會(BANC)的30P30N三段翼型。該模型是二維的高升力構型，翼型的干凈弦長c=0.457 2 m，上下由端板進行固定安裝，展長b=1 m，前緣和后緣的弦長分別是0.15c和0.3c，即0.069 m和0.137 m，基本構型是典型的著陸構型，前緣縫翼和后緣襟翼相對主翼的偏角均為30°，此時前緣縫翼和后緣襟翼相對主翼的縫隙量分別是2.95%c和1.27%c，重疊量分別是-2.95%c和0.25%c，具體參數(shù)見表1。

表1 30P30N三段翼型的主要參數(shù)

1.3 實驗設備

氣動聲學實驗主要采用遠場傳聲器測量遠場噪聲信號和麥克風陣列定位主要噪聲源位置。

遠場傳聲器選用1/2英寸自由場傳聲器，測量頻率范圍是6.3 Hz～20 kHz，動態(tài)范圍為14.6 dB～146 dB，完全滿足對本模型的遠場氣動噪聲測量需求。實驗時傳聲器布置在翼型壓力面一側的消聲室中，其中心距離翼型中心5倍翼型弦長。實驗采樣頻率設置為65 536 Hz，采樣時間是50 s。遠場噪聲信號的采集、儲存等過程均由Labshop軟件進行處理，噪聲頻譜由Reflex軟件計算得到，頻譜的分辨率為8 Hz。

麥克風陣列由32個探頭組成，呈螺旋形狀分布在一個直徑1 m的圓盤上。陣列傳聲器的頻率范圍可以達到20 kHz，動態(tài)范圍是32 dB(A)～135 dB。實驗中，麥克風陣列布置在距離翼型中心下表面2 m的位置，測量時間是10 s，采樣頻率是25.6 kHz。測量的聲信號通過傳統(tǒng)的波束成形方法進行后處理生成陣列測得的聲源分布云圖。

1.4 聲學實驗段

開口實驗段便于進行遠場噪聲測量，且實驗的背景噪聲低，但是其模擬的流場與真實無界流場的情況存在很大的不同；閉口實驗段則能很好地模擬真實流場的情況，具備確保氣流的穩(wěn)定性等方面的優(yōu)勢，但是其高背景噪聲、實驗段內存在聲波反射、無法測量遠場噪聲等特點導致其不能直接用于氣動噪聲實驗研究。

為了兼顧開閉口兩種常規(guī)實驗段的優(yōu)點而又盡可能克服其缺點，對實驗段進行了改造，如圖1所示。在翼型壓力面一側以Kevlar布作為實驗段側壁材料，達到透聲(會有聲能量損失)但不透氣的效果；在翼型吸力面一側則采用內層Kevlar布外層穿孔板的方案，既加強了其抵抗變形的能力也不影響其透聲性能。這個新型的實驗段可以滿足在氣動上閉口但聲學上開口的要求，既消除了由于翼型對氣流的強導流作用而導致的流場不相似問題，同時也降低了實驗段的背景噪聲水平。這種新型的聲學實驗段的設計和聲學修正見文獻[6]。

圖1 30P30N氣動聲學實驗設置[6]

2 實驗結果

本章節(jié)主要展示的是30P30N三段翼模型通過遠場傳聲器和麥克風陣列測量得到的遠場噪聲頻譜和主要聲源位置，以及引進小波變換的方法處理聲信號得到的遠場噪聲時頻特性。

為研究30P30N構型的遠場噪聲隨來流馬赫數(shù)的變化規(guī)律，試驗中分別測試了結果。

2.1 頻域特性分析

通過測量30P30N構型在來流馬赫數(shù)為0.09、0.12、0.15和0.17這四個工況的遠場噪聲結果，得到了6°迎角下30P30N構型遠場噪聲頻譜隨來流馬赫數(shù)的變化規(guī)律，如圖2所示。所有展示的噪聲結果均經(jīng)過Kevlar布和邊界層聲損失的修正處理。30P30N構型在低頻段會產(chǎn)生3個明顯的離散峰噪聲，且離散峰噪聲的頻率和強度均隨著頻率的增大而增大。將噪聲頻率按前緣縫翼弦長為特征尺度進行斯特勞哈爾數(shù)(Strouhal，St)相似，將噪聲強度按照馬赫數(shù)(Mach，Ma)的4.5次冪的比例律對上述不同工況下的結果進行歸一化處理，其結果如圖3所示。通過對比圖2和圖3可以發(fā)現(xiàn)，遠場噪聲在不同速度下的頻譜通過無量綱歸一化處理，不同工況下的寬頻噪聲和離散峰值噪聲均吻合得好，說明30P30N三段翼型的遠場噪聲滿足馬赫數(shù)4.5次冪的比例律關系，與國外其他團隊的實驗結果是一致的。

圖2 遠場噪聲頻譜隨來流馬赫數(shù)的變化[7]

圖3 遠場噪聲無量綱歸一化頻譜[7]

麥克風陣列可以將每個探頭采集的信號通過傳統(tǒng)的波束成形理論進行處理，從而得到主要噪聲源的位置，由于不同工況下主要噪聲源位置結果沒有明顯差異，本文僅展示迎角6°，Ma=0.17工況的結果。圖4(a)給出了噪聲源分布的幾何示意圖，從陣列的視角看向模型的方向，即翼型的下翼面也就是飛機過頂飛行的視角，以便方便定位噪聲源位置。圖4(b)～(d)所示為1/3倍頻中心頻率分別為1 250 Hz、2 000 Hz和2 500 Hz的噪聲源分布情況。從噪聲源的分布可以看出30P30N三段翼型的主要噪聲源在f=2 000 Hz頻率下是最強烈的，在f=2 500 Hz頻率下是最弱的，與遠場聲譜所反應的現(xiàn)象是一致的，而且通過噪聲源的分布可以看出低頻下噪聲源覆蓋了前緣縫翼和主翼之間的大部分區(qū)域，而隨著頻率增加，噪聲源分布越來越集中在前緣凹槽和與主翼的縫道，因此我們可以認為聲譜中比較顯著的離散峰值是由于前緣與主翼之間的這部分區(qū)域所產(chǎn)生和輻射出的。

(a) 噪聲源分布陣列視角的幾何示意圖

(b) f=1 250 Hz

(c) f=2 000 Hz

(d) f=2 500 Hz圖4 30P30N構型主要噪聲源位置[7]

2.2 時頻特性分析

圖2所示的遠場噪聲頻譜圖清晰表明了30P30N三段翼型產(chǎn)生的多個離散峰噪聲的頻率和強度信息，但是無法反映出這些離散噪聲是何時激發(fā)的，也無法確定多個離散噪聲之間是交替激發(fā)還是同時激發(fā)的。這些時頻特性對于深入理解噪聲的產(chǎn)生機理和高效的瞬態(tài)噪聲控制技術是至關重要的。造成這一問題的原因在于噪聲頻譜是采用基于時間平均的傅里葉變換方法處理得到的，從而丟失了信號的時間特性。因此采用基于連續(xù)小波變換的時頻分析方法對噪聲信號進行處理，對多重離散噪聲的時頻特性進行分析。對于三段翼型離散噪聲而言，周期性的脈動特性是占主導的，因此使用復數(shù)類的Morlet函數(shù)作為小波函數(shù)更合適分析噪聲信號的時間特性。

圖5所示為30P30N三段翼型遠場噪聲的小波系數(shù)云圖。從頻域看，小波系數(shù)云圖準確捕捉到了低頻段的三個離散噪聲和低頻的干擾噪聲，離散噪聲的中心頻率分別在1 350 Hz、2 000 Hz和2 800 Hz附近，與頻譜分析結果一致。此外，小波能量集中區(qū)的頻率帶寬與頻譜上反映的對應離散峰的頻率上下限相吻合。這些結果表明小波分析方法能夠捕捉信號的頻域特征。

圖5 30P30N構型遠場噪聲信號的小波云圖

從時域看，圖5表明30P30N模型產(chǎn)生的各個離散峰都不是持續(xù)性激發(fā)的而是間歇性激發(fā)的。而且，在絕大部分時間段內，三個頻段的小波能量集中區(qū)在時域上是交替出現(xiàn)的。在某一時刻其中一個離散峰的強度位于極大值區(qū)域，另幾個離散峰的強度一般位于極小值區(qū)域。這就說明多個離散峰的激發(fā)規(guī)律呈現(xiàn)一種此起彼伏的時間特征，一個離散噪聲的激發(fā)對應著另幾個離散噪聲的消失。也就是說，主要聲能量并不集中在某一特定模態(tài)下而是隨時間變化在不同模態(tài)之間來回切換，激發(fā)對應模態(tài)的離散噪聲。這種多重離散噪聲的時域現(xiàn)象稱為模態(tài)切換現(xiàn)象。

造成多重離散噪聲模態(tài)切換現(xiàn)象的本質原因是空腔內渦結構數(shù)量隨時間的不斷變化，從而使對應的離散噪聲交替被激發(fā)。對于空腔類流動激發(fā)的離散噪聲而言，不同的離散噪聲對應著不同的聲模態(tài)，模態(tài)數(shù)n在物理上代表著空腔內渦結構的數(shù)目，而渦結構的數(shù)目又會隨著時間的改變而不斷發(fā)生變化。這種流態(tài)切換的現(xiàn)象在二維空腔流動中已經(jīng)被紋影法流動顯示實驗和數(shù)值模擬成功捕捉到。由于30P30N構型前緣縫翼凹槽類似于一個弧形空腔結構，低頻段的三個離散噪聲的產(chǎn)生機理也類似于空腔流動噪聲產(chǎn)生機理，因此其多重離散噪聲具有模態(tài)切換的時間特性。

3 結論

1) 30P30N三段翼型的遠場噪聲包含多個低頻段的離散峰值噪聲，且遠場噪聲滿足St數(shù)相似準則和Ma4.5的比例律關系。

2) 離散峰值噪聲的主要聲源位置位于前緣縫翼和主翼之間的區(qū)域，其主要的噪聲產(chǎn)生機理為前緣縫翼凹槽內的流-聲反饋回路。

3) 多重離散峰值噪聲滿足模態(tài)切換的時間特性，即多個離散噪聲是交替激發(fā)的。