基于大型聲學(xué)風(fēng)洞的飛行器起落架噪聲試驗研究

趙 鯤，梁俊彪，Kopiev Victor ，Belyaev Ivan

(1.中國空氣動力研究與發(fā)展中心 低速空氣動力研究所 氣動噪聲控制重點實驗室，四川 綿陽 621000；2.俄羅斯中央空氣流體動力研究院 氣動噪聲部，莫斯科 105005)

隨著航空航天科技高速發(fā)展，飛行器數(shù)量劇增，伴隨而來的噪聲排放問題日益引起世界范圍內(nèi)的密切關(guān)注。以大型民用客機為例，2017年12月31日，美國聯(lián)邦航空管理局(FAA)和國際民航組織環(huán)境保護(hù)委員會 (CAEP) 開始采用的第五階段適航噪聲標(biāo)準(zhǔn)，對優(yōu)化航空業(yè)噪聲環(huán)境提出更高要求，同時也為其他發(fā)展大客的國家增加了新的技術(shù)挑戰(zhàn)與壁壘。因此，我國研制的ARJ、C919及中俄聯(lián)合研制的CR929等民用飛機要進(jìn)軍國際市場，噪聲問題必須得到有效解決。

飛行器排放噪聲主要分為發(fā)動機噪聲和機體噪聲兩大類[1]。自二十世紀(jì)七十年代起，隨著大涵道比結(jié)構(gòu)、鋸齒尾緣等一系列降噪技術(shù)的成功應(yīng)用[2]，發(fā)動機噪聲顯著下降，這使得機體噪聲比重大幅度增加，成為重要噪聲源。機體噪聲主要來自增升裝置(縫翼、襟翼等)、起落架等部件，是由高速來流與其固體表面相互作用而產(chǎn)生，其作為“航空器噪聲障礙(aircraft noise barrier)”，是氣動聲學(xué)研究領(lǐng)域的熱點[3]。

起落架是飛行器著陸時承載全部質(zhì)量的核心部件，具有精密力學(xué)結(jié)構(gòu)。由于起落架是關(guān)系到飛機安全的重要部件，傳統(tǒng)的起落架結(jié)構(gòu)是以實現(xiàn)安全性、可靠性為前提的最優(yōu)設(shè)計，在噪聲輻射方面未有足夠考慮。這就導(dǎo)致了多種氣動噪聲源直接暴露在高速來流中，伴隨產(chǎn)生大尺度流動分離、漩渦脫落、尾跡與下游物體干涉等現(xiàn)象，造成嚴(yán)重噪聲污染。此外，湍流邊界層與空腔共振等現(xiàn)象令其噪聲問題更加復(fù)雜[4-5]。因此，起落架降噪技術(shù)是當(dāng)前氣動聲學(xué)領(lǐng)域的一個熱點問題。

中國空氣動力研究與發(fā)展中心(以下簡稱“氣動中心”)與愛爾蘭圣三一學(xué)院聯(lián)合團(tuán)隊對當(dāng)前世界上公開發(fā)表文獻(xiàn)中的起落架降噪技術(shù)進(jìn)行了綜述，總結(jié)了包括整流罩(輪轂蓋)、部件優(yōu)化、艙體前緣鋸齒、空氣幕等各類主動、被動控制方法。然而，由于技術(shù)成熟度較低，即使具有較好前景，絕大多數(shù)方法目前仍未得到商業(yè)應(yīng)用，起落架噪聲問題仍是民機噪聲控制領(lǐng)域的關(guān)鍵障礙。因此，對起落架噪聲特征及相關(guān)產(chǎn)生機理研究十分必要。

當(dāng)前，起落架噪聲研究主要包括以下手段：風(fēng)洞試驗[6-11]、數(shù)值模擬[12-15]、飛行試驗[16]、理論分析與半經(jīng)驗公式相結(jié)合的模型預(yù)測[17-19]等。風(fēng)洞試驗，特別是聲學(xué)風(fēng)洞試驗可以提供所需且可控的流場與聲學(xué)環(huán)境；與飛行試驗對比成本相對較低，與數(shù)值模擬和模型預(yù)測相比具有更高的可靠性，因此在起落架噪聲研究領(lǐng)域被廣泛運用。例如，在新型降噪技術(shù)概念驗證領(lǐng)域，小尺度聲學(xué)風(fēng)洞試驗已成為一種普遍手段。然而受縮比限制，模型缺少幾何細(xì)節(jié)，小尺度試驗并不能反映許多真實特征。此外，數(shù)值模擬與模型預(yù)測工作均需要準(zhǔn)確的試驗數(shù)據(jù)與驗證，因此開展大尺度試驗研究非常必要。

2018年，中國空氣動力研究與發(fā)展中心與俄羅斯中央空氣流體動力研究院(TsAGI)在兩國政府的支持下，共同承擔(dān)了“面向飛行器起落架降噪技術(shù)的針對不同尺度模型的噪聲產(chǎn)生機理研究”項目，主要針對大尺度起落架開展噪聲特性研究，達(dá)到進(jìn)一步認(rèn)清噪聲產(chǎn)生機理，開發(fā)新型降噪方法的目的，為兩國共同研制的大型民用客機的低噪聲設(shè)計提供支撐。本文工作是該項目中的一部分聯(lián)合試驗內(nèi)容。

本文以氣動中心FL-17 5.5 m×4.0 m航空聲學(xué)風(fēng)洞和相關(guān)配套聲學(xué)測量設(shè)備為研究手段，開展了大尺度起落架噪聲試驗。模型采用模塊化設(shè)計，通過參數(shù)化試驗方法，研究了不同狀態(tài)下起落架噪聲特性，包括風(fēng)速、高度、輪直徑、攻角、輪數(shù)、輪攻角等。本文研究成果對飛行器起落架低噪聲優(yōu)化與設(shè)計具有較好的指導(dǎo)意義。

1 試驗設(shè)備與模型

1.1 FL-17 5.5 m×4.0 m航空聲學(xué)風(fēng)洞

試驗在中國空氣動力研究與發(fā)展中心5.5 m×4.0 m航空聲學(xué)風(fēng)洞(FL-17)開展,如圖1所示，該風(fēng)洞是一座單回流式低速低湍流度聲學(xué)風(fēng)洞，具有開口、閉口兩個可更換試驗段，本次試驗是在開口試驗段進(jìn)行。該試驗段長14 m，橫截面為矩形，高4.0 m、寬5.5 m，最大風(fēng)速100 m/s，主要用于聲學(xué)試驗，其背景噪聲為75.6 dB(A)(距噴管出口中心側(cè)向距離7.95 m處，截止頻率200 Hz，風(fēng)速80 m/s)，中心區(qū)域氣流湍流度≤0.05%。開口試驗段外包圍著一個內(nèi)部凈空尺寸為26 m(寬)×18 m(高)×27 m(長)的全消聲室，截止頻率100 Hz。

圖1 FL-17 5.5 m×4.0 m航空聲學(xué)風(fēng)洞總體結(jié)構(gòu)示意圖Fig.1 Outline of the FL-17 5.5 m×4.0 m aeroacoustic wind tunnel

1.2 3/4開口試驗段

3/4開口試驗段是為FL-17風(fēng)洞設(shè)計的多功能模型支撐平臺，其結(jié)構(gòu)如圖2所示。地板長13 500 mm，寬8 600 mm，標(biāo)高6 000 mm，前緣與風(fēng)洞噴口無縫聯(lián)接。地板分為硬質(zhì)地板和穿孔板兩種構(gòu)造，本試驗采用穿孔板地板。該結(jié)構(gòu)采用消聲處理，穿孔板下層布置吸聲尖劈，可有效降低地板噪聲反射，便于開展聲場測試工作。

圖2 3/4開口試驗段Fig.2 3/4 open test section

1.3 試驗?zāi)Ｐ?/h3>

試驗?zāi)Ｐ陀蓺鈩又行暮蚑sAGI聯(lián)合設(shè)計制造，與我國自行研制的C919飛機起落架尺度相當(dāng)，屬于大尺度工程簡化模型，實物如圖3所示。為方便研究，該模型簡化了真實起落架的細(xì)節(jié)機械結(jié)構(gòu)，但覆蓋典型聲源類型與重要小尺度部件，因此試驗研究結(jié)果對工程中的起落架低噪聲設(shè)計具有較為重要的參考價值。該模型主要包括支柱、輪胎、支桿等部件，如圖4所示。整個模型通過外筒底部連接軸與底座連接，底座與試驗支撐平臺固聯(lián)。為避免額外噪聲產(chǎn)生，底座與連接軸都配備整流罩實現(xiàn)光滑過渡。

圖3 模型模塊實物圖Fig.3 Photo of the test model modules

圖4 起落架主要部件示意圖Fig.4 Sketch of the landing gear model key element

為研究各參數(shù)對起落架噪聲影響，模型采用模塊化設(shè)計，確保各個部件可拆卸更換，從而能夠研究不同構(gòu)型下起落架噪聲特征及聲源分布規(guī)律。通過模型變換，可實現(xiàn)研究的起落架參數(shù)包括：不同高度h、不同輪直徑φ、不同攻角α、不同輪數(shù)、不同輪攻角αw、不同偏角β。

1.3.1 不同高度h

為研究起落架高度對噪聲特性影響，模型以兩輪型為基礎(chǔ)，通過變化外筒，采用了三種高度進(jìn)行試驗，即低高度、中高度和高高度，具體如圖5所示。在高度變化過程中，為確保攻角與來流的相對位置，根據(jù)相應(yīng)幾何關(guān)系，對支桿進(jìn)行了適應(yīng)性變化，從而實現(xiàn)與外筒進(jìn)行匹配。

1.3.2 不同輪直徑φ

起落架設(shè)計過程中，輪尺寸對噪聲具有一定影響。為此，模型以兩輪型為基礎(chǔ)，對輪子進(jìn)行了更換，進(jìn)而研究噪聲特性。所更換的即為四輪與六輪起落架結(jié)構(gòu)中的輪子，三種尺寸分別為：φ=720 mm(大輪)，546 mm(中輪)和480 mm(小輪)，具體如圖6所示。

圖5 不同高度起落架模型(mm)Fig.5 Models with different height(mm)

圖6 不同輪直徑φ起落架模型(mm)Fig.6 Models with different diameter φ(mm)

1.3.3 不同攻角α

起落架在收放過程中，其攻角α?xí)?jīng)歷一個連續(xù)變化過程，對噪聲特征也會產(chǎn)生影響。為此，本文利用圖4所示連接軸，并同時更換支桿，對攻角進(jìn)行了控制，實現(xiàn)α=90°，α=70°，α=50°和α=30° 4個值，具體如圖7所示。

1.3.4 不同輪數(shù)

當(dāng)前，起落架根據(jù)輪數(shù)特征，主要可分為兩輪型、四輪型和六輪型三大類。為評估不同輪數(shù)對起落架噪聲影響，本文對三種結(jié)構(gòu)進(jìn)行了試驗分析，具體參數(shù)與構(gòu)型如圖8所示。

1.3.5 不同輪攻角αw

本文針對四輪與六輪型起落架構(gòu)造，定義輪攻角αw為輪軸架梁與來流夾角，具體如圖9所示。在起落與著陸過程中，輪攻角會根據(jù)當(dāng)前姿態(tài)進(jìn)行調(diào)整，進(jìn)而影響噪聲特征。為此，本文對四輪結(jié)構(gòu)起落架進(jìn)行了分析，比較了αw=24°，αw=12°，αw=0°，αw=-12°和αw=-24°，其中正與負(fù)方向在圖9已標(biāo)出，即正方向為輪前部俯下方向。

圖7 不同攻角α起落架模型Fig.7 Models with different angles of attack α

圖8 試驗不同輪數(shù)起落架模型(mm)Fig.8 Models with different wheel number(mm)

圖9 輪攻角αw示意圖Fig.9 Schematic of the wheel angles of attack αw

1.3.6 不同偏角β

飛機在起降過程中，常有側(cè)向風(fēng)存在，在與主流速度疊加后，會與起落架形成側(cè)向夾角，即偏角。研究[20]認(rèn)為，不同偏對起落架表面脈動壓力具有一定影響。為評估其噪聲影響，試驗特別對兩輪、四輪和六輪模型不同β狀態(tài)下的噪聲特性進(jìn)行了分析，如圖10所示，即β=0°，β=2°，β=4°，β=6°，β=8°。

圖10 偏角β示意圖Fig.10 Schematic of the yaw attack β

1.3.7 輪部拆解

為配合其他參數(shù)研究，確定噪聲源，試驗中對輪部進(jìn)行了拆解，具體結(jié)構(gòu)將在后續(xù)討論。

1.4 聲學(xué)測試設(shè)備與數(shù)據(jù)處理方法

1.4.1 聲學(xué)測試

試驗采用自由場傳聲器與相位傳聲器陣列開展聲學(xué)測試，同步實現(xiàn)噪聲傳播特性和噪聲源分布規(guī)律分析，其總體布置如圖11所示。

自由場傳聲器布置在模型側(cè)面，配套支撐系統(tǒng)排架采用常規(guī)桿式結(jié)構(gòu)，距離風(fēng)洞中心6 m。支撐桿外敷設(shè)一層吸聲襯，降低聲反射對測量結(jié)果影響。試驗選用G.R.A.S公司的1/2英寸傳聲器46 AE，頻率范圍為3.15 Hz～20 kHz，共布置30個自由場傳聲器，分為三排，各個編號，如圖11所示。

圖11 聲學(xué)測試布置圖Fig.11 Set-up of the acoustic measurement

相位傳聲器陣列共135通道，采用G.R.A.S公司的40 PH，頻率范圍為100 Hz～20 kHz。為方便陣列架上傳聲器布置，陣列架設(shè)計成等間距網(wǎng)格。除網(wǎng)格部分外，陣列架其余部分包裹消聲材料。陣列距離掃描平面中心為5.14 m，其相對位置如圖12所示。

圖12 陣列與起落架模型相對位置Fig.12 Relative position of the microphone array and the model

數(shù)據(jù)采集頻率為51.2 kHz，自由場傳聲器與陣列采樣時間分別為30 s和10 s。

1.4.2 CLEAN-SC噪聲源定位方法

當(dāng)前，基于波束形成(beamforming)技術(shù)的噪聲源定位方法被廣泛應(yīng)用在聲學(xué)風(fēng)洞測量中，其核心是“延時求和”(delay-and-sum)，能很好地清除低頻回響噪聲，得到聲源分布圖，在目前聲學(xué)風(fēng)洞和外場型號聲學(xué)試驗中得到廣泛應(yīng)用。波束形成基本表達(dá)式為[21]

(1)

式中：xi為掃表平面內(nèi)第i個掃描點pi位置向量；Bi與h分別為該掃描點輸出功率和指向向量；G為陣列傳聲器的互譜矩陣；M為陣列傳聲器數(shù)量，除以M2-M是為了將陣列輸出功率譜轉(zhuǎn)化到單一麥克風(fēng)的量級，并扣除源自風(fēng)洞背景噪聲帶來的對角線元素干擾。

傳統(tǒng)波束形成算法得到的聲源數(shù)據(jù)中包含有較高聲源旁瓣，這些聲源旁瓣容易被誤認(rèn)為聲源，而且還有可能掩蓋一些強度相對較小的真實聲源。另外，該算法對于較低頻率的聲源空間分辨率差，有背景噪聲影響時試驗的信噪比也較低[22-23]。因此，基于傳統(tǒng)波束形成學(xué)者相繼提出DAMAS，CLEAN-PSF反卷積等先進(jìn)算法，用以提高噪聲定位能力。Sijtsma[24]提出了一種基于空間相干聲源(spatial source coherence)的擴展CLEAN-SC算法，對飛行器機體噪聲的測試結(jié)果更為合理，在陣列動態(tài)范圍和分辨率上相對于CLEAN-PSF算法又有了顯著的提高，具體見文獻(xiàn)。本文采用CLEAN-SC作為噪聲源定位的數(shù)據(jù)處理方法。

1.4.3 陣列數(shù)據(jù)聲源區(qū)域積分

通過CLEAN-SC算法得到噪聲源的聲壓云圖后，可針對代表不同聲源的特定區(qū)域范圍進(jìn)行積分，進(jìn)而得到相應(yīng)陣列數(shù)據(jù)的區(qū)域積分結(jié)果(source region integration,SRI)。本文運用區(qū)域積分結(jié)果分析各聲源對總噪聲貢獻(xiàn)隨頻率的變化關(guān)系。具體步驟如下：首先將噪聲源聲壓云圖劃分幾個區(qū)域，第n個區(qū)域表示為Rn，其內(nèi)部所有掃描點即表示為集合{pi|pi∈Rn}。利用點聲源相加公式，即可得到

(2)

2 試驗內(nèi)容

為實現(xiàn)研究目標(biāo)，本文采用試驗矩陣方式對試驗內(nèi)容進(jìn)行具體安排，如表1所示。表1中：每個模型狀態(tài)分配一個序號用以區(qū)別；序號BG代表背景噪聲測試，即3/4開口試驗段表面為空，不安裝任何模型。高度h，輪直徑φ每個狀態(tài)共有5個風(fēng)速，分別為34 m/s，44 m/s，55 m/s，65 m/s和75 m/s。

表1 試驗矩陣Tab.1 Test matrix

3 試驗結(jié)果與分析

3.1 背景噪聲

背景噪聲水平直接決定試驗質(zhì)量，為此試驗特安排相關(guān)噪聲測試。圖13給出了在75 m/s風(fēng)速下狀態(tài)Ⅰ和背景噪聲頻譜對比。此處頻譜分析采用8 192長度數(shù)據(jù)塊，50%重疊并加Hanning窗。由圖13可知，100 Hz～10 kHz分析頻率范圍內(nèi)，狀態(tài)Ⅰ噪聲均高于背景噪聲3 dB以上，具有較好信噪比，可用于后續(xù)數(shù)據(jù)分析。

圖13 75 m/s風(fēng)速下狀態(tài)I與背景噪聲聲壓級頻譜對比(15號傳聲器)Fig.13 Comparison of SPL spectra between scenario No.1 and background noise with 75 m/s (Mic.15)

3.2 不同風(fēng)速的影響

風(fēng)速對起落架噪聲影響明顯，本文針對狀態(tài)Ⅰ進(jìn)行了相關(guān)分析。圖14是不同風(fēng)速下狀態(tài)Ⅰ聲壓級頻譜對比，可以看出隨著風(fēng)速不斷提高，聲壓級顯著上升，且頻譜中存在明顯純音峰值。

圖14 不同風(fēng)速下狀態(tài)Ⅰ聲壓級頻譜對比(15號傳聲器)Fig.14 Comparison of baseline test SPL spectra with different incoming flow speed acquired by Mic.15

純音噪聲可分為兩類：第一類頻率隨風(fēng)速顯著變化，與斯特勞哈爾數(shù)成正比，由鈍體擾流(流動分離/渦脫落)或空腔自激振蕩產(chǎn)生[25]；第二類峰值頻率隨風(fēng)速變化不明顯，與亥姆霍茲數(shù)成正比，產(chǎn)生原因主要為空腔中形成駐波產(chǎn)生的聲共振、亥姆霍茲共振腔等[26-27]。圖14中：200 Hz～800 Hz內(nèi)各風(fēng)速下峰值頻率明顯隨風(fēng)速變化，即第一類純音；而在1 100 Hz，5 788 Hz頻率附近即有與風(fēng)速變化不明顯的峰值，即第二類純音。

3.2.1 噪聲源位置

圖15給出75 m/s風(fēng)速下不同頻率噪聲源聲壓云圖。由圖15可知，234 Hz時主要聲源為支桿，隨著頻率上升至387 Hz與489 Hz，噪聲源不斷向高處移動到扭矩連桿、支桿與外筒連接處。由圖14可知710 Hz頻率下純音判斷屬于第一類范疇，聲壓云圖顯示其噪聲源位置判斷與輪部緊密相關(guān)。除底部連接軸外，大于2 068 Hz后噪聲源基本集中于扭矩連桿、輪部。如圖16所示，扭矩連桿雖然為一小尺度部件，但由于其在真實起落架中需要實現(xiàn)關(guān)鍵力學(xué)功能，因此拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)復(fù)雜，包含多個鈍體、空腔等幾何構(gòu)型，因此易產(chǎn)生大量噪聲。底部連接軸判斷是由于該處存在縫隙，進(jìn)而產(chǎn)生空腔引起相關(guān)純音噪聲。因此，在真實起落架設(shè)計過程中，連接處應(yīng)盡力避免產(chǎn)生類似縫隙。

圖15 狀態(tài)Ⅰ不同頻率噪聲源聲壓云圖(75 m/s)Fig.15 Noise source localization at different frequencies of scenario Ⅰ (75m/s)

3.2.2 部件貢獻(xiàn)

為分析各部件聲源對起落架總噪聲的貢獻(xiàn)隨頻率變化的關(guān)系，本文采用陣列數(shù)據(jù)區(qū)域積分，如1.4節(jié)所述。圖17給出了陣列云圖積分區(qū)域劃分，其中區(qū)域A、B、C、D、E分別對應(yīng)輪部、小尺度部件(含可視區(qū)域內(nèi)扭矩連桿和支桿連接軸)、支桿、支柱連接軸、支柱。此外，區(qū)域“總積分”代表整個起落架模型。陣列數(shù)據(jù)區(qū)域積分頻率范圍為1 kHz～7 kHz，其中每25 Hz進(jìn)行一次CLEAN-SC計算。

圖16 扭矩連桿Fig.16 Torque link

圖17 聲源區(qū)域劃分Fig.17 Source region partitions

圖18為不同風(fēng)速范圍內(nèi)聲源區(qū)域積分結(jié)果，可以看出，各風(fēng)速下區(qū)域積分譜線趨勢基本一致。以65 m/s風(fēng)速為例，首先可以看出，除去總積分外，輪部(區(qū)域A)在高于4 050 Hz頻率范圍內(nèi)聲源積分最高，判斷為主要噪聲源。在600 Hz～700 Hz內(nèi)總積分可觀察到一個峰值，且該峰值頻率與風(fēng)速相關(guān)，屬于第一類純音噪聲。由此可以判斷，該峰值與圖14中相應(yīng)頻率范圍內(nèi)第一類純音噪聲對應(yīng)。由于區(qū)域A積分也有該峰值且聲壓級非常接近，說明該第一類純音基本源于輪部。區(qū)域B在400 Hz～1 300 Hz內(nèi)聲壓級值僅低于總積分與區(qū)域A，說明該頻率范圍內(nèi)小尺度部件對起落架總噪聲貢獻(xiàn)大。區(qū)域C在低于400 Hz范圍內(nèi)除總積分外排聲壓級最高，說明支桿在低頻率范圍內(nèi)是最大貢獻(xiàn)部件，甚至高于輪部。但是，隨著頻率升高，支桿對總噪聲貢獻(xiàn)顯著下降。區(qū)域D貢獻(xiàn)始終靠后，說明其對總噪聲貢獻(xiàn)較低。值得注意的是，支柱雖然是最大部件，但是其對應(yīng)區(qū)域E對總噪聲貢獻(xiàn)并不總是最大。在450 Hz以下僅低于支桿，但隨著頻率升高，其貢獻(xiàn)進(jìn)一步下降，低于輪部與小尺度部件，在2 025 Hz后，又有一定升高，僅低于輪部。

由以上討論可知，起落架各個部件對總噪聲的貢獻(xiàn)隨頻率發(fā)生變化，且各部件對總噪聲的貢獻(xiàn)并非與其尺度成正相關(guān)。總體而言，輪部為最主要噪聲源，支桿與支柱主要產(chǎn)生低頻噪聲，且支桿大于支柱。小尺度部件的雖然體積小，但對噪聲貢獻(xiàn)不容忽視。

3.2.3 指向性特征

起落架噪聲具有指向性特征，為此本文選取第二排3個傳聲器所得數(shù)據(jù)進(jìn)行分析，分別為圖11所示第12號、15號和19號傳聲器，其相對位置如圖19所示。由于3個傳聲器距離聲源距離不同，此處分析只關(guān)注各自頻譜內(nèi)相對量的顯著差異。

圖19 用于指向性影響分析的3個傳聲器位置對比Fig.19 Comparison of three microphones used for directivity analysis

圖20給出了狀態(tài)I 3個位置傳聲器聲壓級頻譜對比(75 m/s風(fēng)速)。由圖20可知，頻譜趨勢基本一致，反映出指向性對寬頻噪聲特征影響相對較小，但是其對不同頻率的純音噪聲測量差別較大。例如，位于744 Hz附近峰值，其噪聲源位置如圖21(a)所示為輪轂邊緣，3個傳聲器均測量到其存在，僅幅值略有不同；相比而言，15號傳聲器測得位于1 152 Hz峰值，如圖21(b)所示聲源為輪部邊緣或扭矩連桿，但在12號和19號傳聲器頻譜中不明顯。

圖20 3個位置傳聲器聲壓級頻譜對比(75 m/s)Fig.20 Comparison of SPL spectra measured from three microphones with different positions (75 m/s)

圖21 744 Hz與1 152 Hz下噪聲源聲壓云圖Fig.21 Noise source localization at 744 Hz and 1 152 Hz

圖22給出3個傳聲器測量總噪聲聲壓級隨風(fēng)速變化，計算頻率范圍為100 Hz～10 kHz，其中具體數(shù)值也相應(yīng)給出(由上到下分別來自15號、12號、19號測量結(jié)果)。由于15號傳聲器距離聲源起落架較近，其測量結(jié)果始終大于其他兩個傳聲器。此外，位于上游的12號傳聲器在低風(fēng)速時大于位于下游的19號傳聲器，而高風(fēng)速時小于19號。由此可知，隨風(fēng)速變化，總聲壓級增長率與指向性相關(guān)。

圖22 3個位置傳聲器總聲壓級隨風(fēng)速變化(計算頻率范圍100 Hz～10 kHz)Fig.22 OASPL of three microphone positions with different flow speed(frequency range 100 Hz～10 kHz)

3.2.4 歸一化頻譜

(3)

式中：Uref為參考風(fēng)速，本文采用75 m/s；n為冪次，6次方律即n=6，n=7次方即n=7。

對于純音噪聲，由圖23(b)可知，第一類純音由于頻率改變無法重合。第二類純音由于產(chǎn)生原因特殊，幅值并未有明顯n次方規(guī)律。

圖23 不同風(fēng)速頻譜歸一化結(jié)果(15號傳聲器，參考速度75 m/s)Fig.23 Results of normalized spectra with different incoming flow speed(Acquired by Mic.15,reference flow speed 75 m/s)

3.3 不同高度的影響

起落架設(shè)計需要根據(jù)需求選取不同高度，其對噪聲特性也將產(chǎn)生影響，為此本文進(jìn)行了試驗分析。如1.3節(jié)所述，試驗共采用3種高度模型，分別為h=2 010 mm，2 490 mm和3 089 mm，即表1中狀態(tài)Ⅰ～Ⅲ。圖24給出了三種高度條件下的頻譜對比圖，由圖24可知，高頻段(>2 000 Hz)3個頻譜差別較??；在低頻段(<600 Hz)寬頻噪聲幅值差別較大。此外，由3.2節(jié)討論中已知，由輪部產(chǎn)生的第一類純音幅值也發(fā)生了一定變化。已知輪部結(jié)構(gòu)未改變，幅值變化推測是由于高度變化，輪部位置與15號傳聲器相對位置發(fā)生改變，進(jìn)而由于指向性影響造成的。

圖24 不同高度狀態(tài)聲壓級頻譜對比(15號傳聲器)Fig.24 Comparison of SPL spectra with different h acquired by Mic.15

圖25給出了三種高度狀態(tài)下在低頻段典型頻率(200 Hz)的噪聲源定位結(jié)果?？梢钥闯?，低頻段噪聲源變化主要發(fā)生在支桿，這主要是因為隨著模型高度變化，支桿長度與角度也隨之調(diào)整，進(jìn)而產(chǎn)生不同噪聲特征。

3.4 不同輪直徑的影響

由3.2節(jié)討論可知，輪部是重要噪聲源之一。因此，其關(guān)鍵參數(shù)—直徑φ對整個起落架噪聲有重要影響。為此，本文對不同φ的噪聲特性進(jìn)行了分析。

圖26給出了三種輪直徑狀態(tài)下噪聲頻譜。由圖26可知，總趨勢變化并不明顯，即φ對寬頻噪聲特性影響較小。然而，對于與輪部相關(guān)純音特征影響較大。例如，大輪狀態(tài)下峰值在750 Hz附近的一純音頻率在中輪與小輪狀態(tài)下明顯前移。此外，小輪狀態(tài)下出現(xiàn)若干不明原因尖峰，頻率為443 Hz，887 Hz和1 331 Hz，具有一定諧波特征。為研究噪聲源，本文采用拆解方法將輪部卸下，即狀態(tài)ⅩⅢ，如圖27所示。

圖25 200 Hz下不同高度狀態(tài)噪聲源聲壓云圖Fig.25 Localization of sources at 200 Hz with different height

圖26 不同輪直徑起落架噪聲頻譜特性(15號傳聲器)Fig.26 Spectra of landing gear with different wheel diameter(Mic.15)

圖27 無輪狀態(tài)(狀態(tài)ⅩⅢ)Fig.27 No-wheel scenario (scenario ⅩⅢ)

圖28給出了小輪狀態(tài)和無輪狀態(tài)頻譜對比，可以看出不明峰值在兩種狀態(tài)下依然存在，僅幅值發(fā)生一定變化，判斷該噪聲源與輪部無關(guān)。圖29給出了443 Hz時無輪狀態(tài)噪聲源定位結(jié)果，發(fā)現(xiàn)噪聲源出現(xiàn)在頂部連接軸端點，是來流吹擊頂部引起的鈍體擾流純音噪聲。

圖28 小輪與無輪狀態(tài)下頻譜對比(15號傳聲器)Fig.28 Spectra of the small wheel and no-wheel spectra(Mic.15)

圖29 無輪狀態(tài)下不同頻率噪聲源CLEAN-SC定位結(jié)果Fig.29 Noise source localization of no-wheel scenario at different frequencies in CLEAN-SC

頂部端點純音噪聲僅在小輪狀態(tài)出現(xiàn)，判斷是由于隨著輪直徑變小，原先暴露在輪部側(cè)面尾流的頂部端點轉(zhuǎn)變?yōu)橹苯颖┞对趤砹髦?，因此產(chǎn)生與無輪狀態(tài)相似的單頻純音噪聲。所以，在進(jìn)行輪部尺寸設(shè)計時，應(yīng)綜合考慮兩側(cè)輪間端點噪聲情況；為避免增加純音噪聲，輪部直徑不能過小。

3.5 不同攻角的影響

飛機在起降過程中需要收放起落架，該動態(tài)過程會引起起落架攻角不斷變化，對噪聲特性也會產(chǎn)生一定影響。圖30給出了起落架不同攻角狀態(tài)下噪聲頻譜對比，其對應(yīng)構(gòu)型在1.3節(jié)中已經(jīng)具體描述。由圖30可知，攻角變化引起的噪聲頻譜特征區(qū)別明顯。首先，寬頻噪聲隨著攻角顯著變化，如α=30°整個頻段總體低于其他攻角；第二，純音特征變化更為突出，例如α=90°時在744 Hz附近出現(xiàn)的純音在α=70°時向左移動，在α=50°繼續(xù)移動且幅值大幅減小，而在α=30°基本消失，相似情況在α=90°時的1 141 Hz頻率附近純音也有出現(xiàn)，其他攻角下該峰值基本消失；第三，α=70°和α=50°時3 616 Hz出現(xiàn)一異常尖峰。圖31給出了該頻率下起落架攻角為70°時噪聲源定位結(jié)果，發(fā)現(xiàn)該噪聲源出現(xiàn)在底部連接處。這是由于隨著起落架倒伏，連接處出現(xiàn)縫隙，形成典型空腔噪聲。隨著攻角繼續(xù)變化，倒伏幅度增長后縫隙消失，因此該峰值不再存在。

圖30 起落架不同攻角噪聲頻譜對比(15號傳聲器)Fig.30 Spectra of the landing gear with different angles of attack(Mic.15)

由上所述可知，攻角變化對寬頻與純音噪聲均有顯著影響。此外，一些原本重要聲源部件可能不再產(chǎn)生過高噪聲；而另一些部件卻成為顯著聲源，這些情況在起落架噪聲設(shè)計中均需要考慮。

圖31 起落架攻角為70°時聲源聲壓云圖Fig.31 Noise source localization of the landing gear at α=70°

3.6 不同輪數(shù)的影響

當(dāng)前，起落架構(gòu)型主要以兩輪、四輪與六輪為主。為研究輪數(shù)對起落架噪聲帶來的影響，具體模型細(xì)節(jié)如1.3節(jié)所示。

圖32為75 m/s風(fēng)速下兩輪、四輪與六輪起落架噪聲頻譜對比。由圖32可知，總體而言對比兩輪結(jié)構(gòu)，四輪與六輪結(jié)構(gòu)曲線較為平緩，純音幅值較低。這些純音在3.2節(jié)討論中已經(jīng)確定產(chǎn)生與輪部有關(guān)，該現(xiàn)象說明增加輪數(shù)有助于抑制輪部純音噪聲。

圖32 75 m/s風(fēng)速下兩輪、四輪與六輪起落架噪聲頻譜對比(15號傳聲器)Fig.32 Comparison of two-wheel,four-wheel and six wheel landing spectra under 75 m/s(Mic.15)

圖33與圖34分別給出了四輪與六輪結(jié)構(gòu)起落架在不同風(fēng)速條件下的聲壓級頻譜對比。通過與圖14比較，再次驗證了曲線較為平緩這一結(jié)論。圖35與圖36給出了四輪與六輪起落架模型基于CLEAN-SC的典型噪聲源分布。對于四輪起落架，輪軸架梁與減震支柱(內(nèi)筒)連接處成為一個明顯噪聲源。對于六輪起落架，連接桿前部，即前輪和中輪之間也存在明顯聲源。

圖33 不同風(fēng)速下四輪起落架噪聲頻譜對比(15號傳聲器)Fig.33 Comparison of four-wheel landing gear spectra(Mic.15)

綜上，與兩輪結(jié)構(gòu)比較，四輪與六輪曲線較為平緩，輪部引起的純音噪聲大幅度下降。同時，由于增加了連接桿，成為四輪與六輪結(jié)構(gòu)的一個重要聲源。

圖34 不同風(fēng)速下六輪起落架噪聲頻譜對比(15號傳聲器)Fig.34 Comparison of six-wheel landing gear spectra (Mic.15)

圖35 四輪起落架聲源聲壓云圖定位結(jié)果Fig.35 Noise localization of four-wheel landing gear

圖36 六輪起落架聲源聲壓云圖定位結(jié)果Fig.36 Noise localization of six-wheel landing gear

3.7 不同輪攻角的影響

如1.3節(jié)所述，在四輪與六輪起落架收放過程中，輪攻角會根據(jù)姿態(tài)進(jìn)行調(diào)整，進(jìn)而影響噪聲特征。初步判斷，輪攻角αw變化對減震支柱與支桿噪聲特征影響較小，但對與輪部相關(guān)結(jié)構(gòu)噪聲影響較大。

圖37與圖38給出了不同輪攻角狀態(tài)下四輪與六輪起落架噪聲頻譜對比?？梢钥闯?，發(fā)生變化的主要為純音特征。由圖中純音部分放大圖可知，對于四輪起落架，在500 Hz～900 Hz，1 000 Hz～2 000 Hz頻率范圍內(nèi)，隨著輪攻角變化，峰值幅值和頻率都有所改變；而對于六輪起落架，相似現(xiàn)象出現(xiàn)在500 Hz～800 Hz和1 000 Hz～2 000 Hz頻率范圍。

圖37 四輪起落架不同輪攻角噪聲頻譜對比(15號傳聲器)Fig.37 Comparison of the four-wheel landing gear with different wheel angle of attack (Mic.15)

圖38 六輪起落架不同輪攻角噪聲頻譜對比(15號傳聲器)Fig.38 Comparison of the six-wheel landing gear with different wheel angle of attack (Mic.15)

3.8 不同側(cè)滑角的影響

如1.3.1節(jié)～1.3.6節(jié)所述，偏角產(chǎn)生是由于飛機起降過程中側(cè)向風(fēng)引起的，角度一般較小。為此，本文比較了β=0°，β=2°，β=4°，β=6°與β=8°時的噪聲特征。圖39給出了75 m/s風(fēng)速下兩輪、四輪與六輪起落架在不同偏角時的頻譜對比。由圖39可知，隨著β改變，噪聲頻譜重合度較好，并未發(fā)生顯著變化。因此可以推斷，偏角對起落架噪聲影響較小，設(shè)計過程中可以不予考慮。

圖39 起落架不同偏角狀態(tài)下噪聲頻譜對比(15號傳聲器)Fig.39 Comparison of landing spectra with different yaw angles (Mic.15)

4 結(jié) 論

本文通過大尺度聲學(xué)風(fēng)洞試驗研究，分析了不同結(jié)構(gòu)參數(shù)對起落架噪聲的影響規(guī)律。主要結(jié)論如下：

(1)本文通過聲學(xué)風(fēng)洞試驗研究，分析了不同結(jié)構(gòu)參數(shù)對起落架噪聲的影響規(guī)律。試驗研究發(fā)現(xiàn)，起落架各個部件對總噪聲的貢獻(xiàn)隨頻率發(fā)生變化，且各部件對總噪聲的貢獻(xiàn)并非與其尺度成正相關(guān)。

(3)起落架高度引起的噪聲特征變化主要集中于較低頻段，由隨之發(fā)生變化的其他部件引起的。輪部直徑不應(yīng)過小，否則易使兩側(cè)輪中間部件直接暴露在來流中，增加純音噪聲。

(4)攻角變化對起落架噪聲各類特征有顯著影響，是低噪聲設(shè)計中需要考慮的重要因素；8°范圍內(nèi)偏角對噪聲特征影響較小，設(shè)計過程中可以不予考慮。

(5)相比兩輪結(jié)構(gòu)，四輪與六輪起落架噪聲頻譜純音特征有所減弱，但增加的連接桿將成為重要聲源之一；此外，四輪與六輪起落架輪攻角變化對頻譜純音特征有較大影響。