大型飛機增升裝置噪聲特性風(fēng)洞試驗

宋玉寶，張俊龍，唐道鋒，趙佳錫，李文建，黃 奔

(中國空氣動力研究與發(fā)展中心，綿陽 621000)

0 引言

大型飛機外部噪聲是影響其噪聲適航取證的重要方面，其主要來源包括發(fā)動機噪聲、機體噪聲等。隨著發(fā)動機技術(shù)的不斷發(fā)展以及聲襯等降噪措施的應(yīng)用，發(fā)動機噪聲大幅降低；相應(yīng)地，機體噪聲的影響逐漸凸顯。例如，多個型號的客機在降落階段，機體噪聲已高于發(fā)動機噪聲。增升裝置是機體噪聲的主要來源之一，與其相關(guān)的測試/仿真、分析與控制受到了廣泛關(guān)注[1-7]。

在增升裝置噪聲特性方面，李強等[8]開展了民用飛機增升裝置氣動噪聲風(fēng)洞初步試驗研究。劉志仁等[9]開展了二維增升裝置前緣縫翼遠場噪聲分析。郝璇等[10]開展了縫翼氣動噪聲數(shù)值模擬研究。盧清華等[11]基于LES方法開展了增升裝置氣動噪聲特性分析。Choudhari等[12]開展了30P30N增升裝置縫翼噪聲仿真研究。Ura等[7]開展了增升裝置模型氣動噪聲特性風(fēng)洞試驗研究。Davy等[13]開展了某空客飛機1∶11縮比模型機體噪聲風(fēng)洞試驗研究。Hayes等[14]開展了某飛機4.7%縮比模型機體噪聲風(fēng)洞試驗研究。Stoker等[15]開展了不同比例的大型飛機聲源定位結(jié)果對比研究。在增升裝置噪聲控制方面，余培汛等[16]基于SNGR方法開展了增升裝置縫翼噪聲特性與抑制研究。王文虎等[17]開展了縫翼凹腔擋板氣動性能和降噪效果的數(shù)值仿真研究。周國成等[18]開展了襟翼邊緣噪聲的端板抑制技術(shù)試驗研究。Jawahar等[19]開展了增升裝置凹腔填充的氣動噪聲控制風(fēng)洞試驗研究。鄧一菊等[20]、李偉鵬[4]、劉沛清等[5]分別對增升裝置噪聲的研究情況進行了綜述。Singer等[21]對機體噪聲計算技術(shù)的發(fā)展進行了綜述。

綜合來看，增升裝置聲學(xué)特性分析與深入了解是認識其噪聲問題并進一步開展有效控制工作的重要基礎(chǔ)，國內(nèi)外已經(jīng)開展了大量研究，并取得了系列進展。在不同研究方法中，數(shù)值仿真可以獲得更為完備的流場、聲場等信息，但出于計算能力、成本、周期等考慮，目前大部分研究主要仍針對簡化模型。聲學(xué)風(fēng)洞試驗經(jīng)過多年發(fā)展，仍然是開展機體噪聲分析、預(yù)測以及控制等系列研究的不可或缺的重要手段，尤其是針對完整構(gòu)型等復(fù)雜結(jié)構(gòu)。但同樣由于試驗條件、成本等限制，相當(dāng)一部分風(fēng)洞試驗研究主要是針對做了更多簡化的小尺寸縮比模型或者二維翼型等模型展開。相對于小尺度風(fēng)洞，大尺度風(fēng)洞試驗測試平臺有助于更好地實現(xiàn)流動特性等模擬，進而獲取更真實的噪聲信息，可以為大尺度復(fù)雜模型仿真計算結(jié)果驗證以及噪聲控制設(shè)計等提供進一步的支撐。

本文基于5.5 m×4.0 m航空聲學(xué)風(fēng)洞與配套的大型飛機氣動噪聲試驗全機模型，開展了大型飛機增升裝置噪聲風(fēng)洞試驗研究。研究中，對比了不同構(gòu)型對噪聲的影響，并分析了迎角、風(fēng)速等運行參數(shù)對增升裝置氣動噪聲的影響情況以及噪聲傳播方向特性。相關(guān)試驗研究工作，可以為大型飛機增升裝置噪聲分析與控制等提供新的借鑒。

1 試驗平臺

本項研究工作依托中國空氣動力研究與發(fā)展中心5.5 m×4.0 m聲學(xué)風(fēng)洞進行。該風(fēng)洞是一座單回流式低速低湍流度聲學(xué)風(fēng)洞，試驗段長14 m、寬5.5 m、高4 m；其中，開口試驗段的最大風(fēng)速100 m/s，其背景噪聲為75.6 dB(A)（距噴口出口中心側(cè)向距離7.95 m處，頻率范圍100～20000 Hz，風(fēng)速80 m/s），風(fēng)洞總體結(jié)構(gòu)及開口試驗段如圖1所示。開口試驗段外包圍著一個內(nèi)部凈空間長寬高為27 m×26 m×18 m的全消聲室，截止頻率為100 Hz（1/3倍頻程），混響時間低于0.1 s。

圖1 5.5 m×4.0 m聲學(xué)風(fēng)洞結(jié)構(gòu)Fig.1 Structure of the 5.5 m×4.0 m aeroacoustic wind tunnel

2 試驗?zāi)Ｐ团c測試系統(tǒng)

2.1 試驗?zāi)Ｐ?/h3>

試驗?zāi)Ｐ筒捎寐晫W(xué)風(fēng)洞的大型飛機氣動噪聲標模，該模型機翼展長3.695 m、平均氣動弦長0.438 m，采用7075鋁和30CrMnSi合金結(jié)構(gòu)鋼等材料制作；主要部件包括機身、機翼（含增升裝置）、起落架、短艙、垂尾、平尾、蓋板、角度塊等，可模擬著陸、起飛、巡航等典型構(gòu)型。其中，襟翼偏角、內(nèi)側(cè)縫翼偏角、外側(cè)縫翼偏角分別在著陸構(gòu)型下設(shè)置為34°、19°、26.5°；在起飛構(gòu)型下設(shè)置為19°、15°、21°；在巡航狀態(tài)下均設(shè)置為0°。圖2所示分別為三種典型構(gòu)型結(jié)構(gòu)。

考慮到對增升裝置氣動噪聲研究而言，風(fēng)洞試驗通常采用縮比模型，難以實現(xiàn)雷諾數(shù)的完全模擬。為了更好地模擬真實流場情況，在模型表面適當(dāng)位置粘貼轉(zhuǎn)捩帶，包括機頭、平尾、機翼-增升裝置、翼梢小翼處。其中，在機翼-增升裝置位置采用0.2 mm高的柱狀轉(zhuǎn)捩帶，粘貼3排，相鄰兩排之間間隔約4 mm，轉(zhuǎn)捩帶距巡航狀態(tài)下機翼-增升裝置前緣約20～40 mm（從外縫翼外側(cè)到內(nèi)縫翼內(nèi)側(cè)）。除非特別說明，本文所給出的結(jié)果均是進行了轉(zhuǎn)捩處理的模型的測試結(jié)果。

2.2 支撐系統(tǒng)

試驗?zāi)Ｐ偷闹尾捎?.5 m×4.0 m聲學(xué)風(fēng)洞配套的大迎角尾撐機構(gòu)?？紤]到聲源定位等測量設(shè)備放置于模型下方，試驗中模型采用斜背撐的支撐方式。此外，為了降低尾撐機構(gòu)等產(chǎn)生的噪聲對測試結(jié)果的影響，安裝了整流罩，并對大迎角機構(gòu)及支桿表面做了消聲處理，如圖2、圖3中所示。試驗過程中，通過控制大迎角尾撐機構(gòu)中油缸部件的行程，實現(xiàn)所安裝的模型迎角的調(diào)節(jié)。

2.3 測試系統(tǒng)

本文分別開展遠場噪聲特性對比以及聲源定位與識別研究，相應(yīng)的測試系統(tǒng)包括遠場噪聲測試與聲源定位測試兩部分。

其中，遠場噪聲測試傳感器使用20只GRAS公司的46AE自由場傳聲器，通過支桿、傳聲器座布置于1/4圓弧型傳聲器支撐架上。陣列架位于模型側(cè)面，其最下方的傳聲器位于模型正下方飛越軌跡線上；陣列架安裝在移動支撐平臺上，可以實現(xiàn)沿風(fēng)洞試驗段軸線方向的移動。本測試過程中，陣列架從前至后相對于模型中心的距離分別為-4、-3、-2、-1、0、1、2、3 m（分別定義為位置1～8）?？紤]到移測過程中不同位置傳感器與模型中心連線的角度差異，遠場傳聲器弧形架上每個安裝位置布置一對傳聲器，如圖3（b）左上角的子圖所示。相應(yīng)地，將傳聲器分為兩組，10°一個間隔，從上至下編號依次遞增，分別為1～10號、11～20號，前者指向噴口方向（向前），后者指向收集器方向（向后）。前述陣列架位置相對于模型中心的距離，以1～10號傳聲器所形成的圓弧所在平面為基準。傳聲器距模型中心線5.35 m，模型中心線與風(fēng)洞試驗段中心設(shè)為一致。聲源定位測試使用優(yōu)化的135通道的螺旋型傳聲器陣列。陣列架置于模型的右前方，在風(fēng)洞射流剪切層外，陣列架上表面距離試驗大廳地面3.92 m；陣列傳聲器通過支桿安裝于陣列架的固定網(wǎng)格中，傳聲器高于陣列架上表面0.15 m、距離地面4.07 m。除非特別說明，試驗中陣列位置保持不變。遠場傳聲器陣列結(jié)構(gòu)、聲源定位陣列結(jié)構(gòu)以及它們相對于模型的安裝位置如圖3所示，圖中還給出了遠場傳聲器編號信息。

圖2 巡航、起飛、著陸三種典型構(gòu)型Fig.2 Three typical configurations corresponding to the cruising, taking off and landing states

圖3 傳聲器陣列架及其與試驗?zāi)Ｐ拖鄬ξ恢肍ig.3 Microphone arraysand their relative locationsto the experimental model

數(shù)據(jù)采集使用配套的272通道動態(tài)數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)。該系統(tǒng)的最高采樣頻率為200 kHz，精確度小于或等于±0.1 dB，動態(tài)測量范圍大于120 dB。試驗數(shù)據(jù)采集使用PXI總線數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)，該系統(tǒng)主要由前置放大器、數(shù)據(jù)采集器、通訊卡、控制計算機、數(shù)據(jù)處理計算機等部分組成。

風(fēng)洞運行采用穩(wěn)速壓控制，視具體內(nèi)容，速度分別設(shè)置為30、40、50、60、70、80 m/s。聲源定位及固定位置遠場噪聲測試中，穩(wěn)定對應(yīng)風(fēng)速后，調(diào)整不同的模型迎角，進行噪聲測試。遠場噪聲不同移測位置測試中，穩(wěn)定對應(yīng)的風(fēng)速、模型迎角后，調(diào)整不同的遠場噪聲陣列架支撐平臺位置，進行噪聲測試。

3 結(jié)果與分析

3.1 背景噪聲特性

圖4所示為風(fēng)洞試驗段流場內(nèi)有支撐裝置存在時，不同風(fēng)速、不同測點位置的背景噪聲。具體測試狀態(tài)對應(yīng)于圖3中去掉飛機模型的狀態(tài)，遠場移測架在位置5（即正對0°迎角下的模型中心位置）。除非特別說明，這一位置為本文所給出測試結(jié)果的默認位置。由圖可見，背景噪聲主要是寬頻噪聲，同時疊加少量的峰值噪聲；隨風(fēng)速增加，背景噪聲總體上相應(yīng)增加，且隨頻率升高，背景噪聲呈明顯下降趨勢，具有良好的規(guī)律性。

3.2 傳聲器安裝方向的影響

如2.3節(jié)所述，在遠場陣列架的每個位置安裝了兩個不同指向的傳聲器，因此本部分對傳聲器安裝方向的影響進行對比。

圖4帶支撐狀態(tài)下的背景噪聲對比Fig.4 Comparison of background noise for caseswith the support structure

圖4 同時給出了流場內(nèi)有支撐裝置情況下不同指向的傳聲器測試所得的背景噪聲對比。由圖可見，傳聲器的安裝方向?qū)Φ皖l、中頻噪聲測試結(jié)果影響不大，但對高頻噪聲有較明顯的影響；并且11號、20號傳聲器測得的對應(yīng)安裝方向噪聲強于1號、10號傳聲器對應(yīng)安裝方向噪聲；同時，對支撐裝置正下方測試區(qū)域的影響弱于對與支撐裝置等高的側(cè)向區(qū)域的影響。這一現(xiàn)象的原因在于傳聲器對從不同方向到達的聲波的響應(yīng)特性本身具有一定差異。對帶支撐狀態(tài)，背景噪聲主要來自于支撐裝置區(qū)域，即對該測試位置主要聲源在傳聲器陣列的下游方向。

圖5所示為著陸構(gòu)型模型下、不同指向的傳聲器的測試結(jié)果對比。由圖可見，在模型側(cè)向區(qū)域，傳聲器指向帶來的變化與圖4類似，但在模型下方區(qū)域，傳聲器指向的影響很小。這也說明對不同的結(jié)構(gòu)狀態(tài)，測試傳聲器指向的影響可能會發(fā)生變化。

由圖4、圖5還可以看出，即便是在受到傳聲器安裝方向影響的高頻段，曲線的特征也基本保持一致。在后續(xù)使用移測位置5時的傳聲器測試結(jié)果選擇上，除非特別說明，統(tǒng)一選擇指向收集器方向的傳聲器測試結(jié)果。

3.3 典型構(gòu)型噪聲特性

圖6所示為風(fēng)速40 m/s與80 m/s、0°迎角下，11號、20號傳聲器兩個典型測試位置處的背景噪聲、巡航構(gòu)型噪聲、起飛構(gòu)型噪聲、著陸構(gòu)型噪聲的對比。由圖可見，對巡航構(gòu)型，其增升裝置未打開，機身、機翼表面平整，模型噪聲僅在少部分頻段小幅度高于背景噪聲。對起飛構(gòu)型，隨著增升裝置打開，模型下方區(qū)域（如20號傳聲器）噪聲顯著增加，除少部分低頻段外，均明顯高于背景噪聲，即可以實現(xiàn)模型或者增升裝置噪聲與背景噪聲的有效直接分離；而對模型側(cè)向區(qū)域（如11號傳聲器），噪聲雖然也明顯增加，但增幅相對小于下方區(qū)域。對著陸構(gòu)型，隨著增升裝置打開角度的進一步增加，在很寬的頻段內(nèi)噪聲也進一步增大，并且在不同風(fēng)速、測點位置增加情況有所差異。就噪聲頻譜特性而言，各結(jié)構(gòu)狀態(tài)依然是寬頻噪聲疊加少量峰值噪聲，且總體上以寬頻噪聲的貢獻為主。

圖5不同指向傳聲器測得的著陸構(gòu)型遠場噪聲對比（迎角0°）Fig.5 Comparison of the farfield noise measured from microphoneswith variousdirections for the landing configuration(angle of attack 0°)

圖7所示為風(fēng)速40 m/s下，巡航構(gòu)型、著陸構(gòu)型在不同頻率處的聲源定位結(jié)果。由圖可見，對巡航構(gòu)型，在相當(dāng)一部分頻率下，主要聲源對應(yīng)于支撐結(jié)構(gòu)；另外，隨著頻率升高，在部分頻率下機翼噪聲也變得可觀測，且主要位于機翼后緣、襟翼滑軌以及部分模型縫隙等區(qū)域，但機翼區(qū)域的噪聲輻射大部分情況下仍弱于支撐結(jié)構(gòu)區(qū)域。這也與圖6所顯示的巡航狀態(tài)模型輻射噪聲在大部分頻段內(nèi)與背景噪聲相當(dāng)?shù)慕Y(jié)果一致。對著陸構(gòu)型，雖然由圖6的曲線結(jié)果可知，模型輻射噪聲在低頻段明顯高于背景噪聲，但聲源定位結(jié)果顯示，即使在800 Hz頻率下，支撐結(jié)構(gòu)區(qū)域產(chǎn)生的噪聲仍然較強，并對聲源定位結(jié)果產(chǎn)生了污染?？梢?，著陸構(gòu)型下，在低頻段所引起的噪聲增強，除了是因為模型本身的貢獻外，也是因為引起了一定的支撐結(jié)構(gòu)噪聲增強（即相應(yīng)頻率及其附近的噪聲，即使進行了扣除背景噪聲處理，其相對于只存在飛機模型的情況，可能仍存在差異）。隨著頻率進一步增加，模型的噪聲居于主導(dǎo)地位，且噪聲源主要位于增升裝置縫翼、滑軌/角度塊、縫翼與縫翼/主翼之間的縫隙、剪刀差結(jié)構(gòu)、襟翼側(cè)緣、襟翼尾緣等區(qū)域；同時，在一些情況下，縫翼尾流撞擊主翼表面，也會在相應(yīng)區(qū)域形成主要聲源。

圖6 不同構(gòu)型增升裝置/機翼遠場噪聲（迎角0°）Fig.6 Farfield noise for various high-lift device/wing configurations(angle of attack 0°)

圖8所示為風(fēng)速40 m/s下，著陸構(gòu)型在曲線峰值處所對應(yīng)頻率的聲源定位結(jié)果。由圖可見，該峰值噪聲主要來源于縫翼與主翼形成的剪刀差結(jié)構(gòu)區(qū)域，形成原因可能是縫翼等側(cè)緣/尾緣的渦脫落或者相應(yīng)區(qū)域非定常流動與局部聲腔結(jié)構(gòu)的耦合振蕩。

需要說明的是，聲源定位所獲得的具體聲源位置，會受到所選擇掃描面的影響。在圖7中，對于主要聲源是支撐結(jié)構(gòu)的情況，雖然其位置高于飛機模型，但考慮到著陸構(gòu)型下主要聲源在機翼/增升裝置區(qū)域，為了便于對比，掃描面位置主要根據(jù)機翼位置進行了選擇。這就導(dǎo)致對應(yīng)于支撐結(jié)構(gòu)的聲源定位結(jié)果比真實情況有一定偏移。

圖5、圖6中的不同構(gòu)型噪聲曲線為未扣除背景噪聲的結(jié)果。鑒于背景噪聲在一定頻段內(nèi)對增升裝置噪聲有潛在影響，后續(xù)對比主要針對扣除背景噪聲的結(jié)果，并將曲線起始頻率設(shè)置為700 Hz。

3.4 迎角對噪聲的影響

圖9所示為著陸構(gòu)型不同風(fēng)速、不同測點位置下，模型迎角對增升裝置噪聲的影響情況。由圖可見，在風(fēng)速40 m/s下，在較低頻段迎角對噪聲影響不大；在中高頻段，隨著迎角增加，噪聲總體呈增加趨勢。而隨著迎角變化，噪聲曲線的頻譜形狀也發(fā)生了一定變化。一個比較明顯的特征是，在中間頻段噪聲隨頻率增加而下降的趨勢變緩，出現(xiàn)了一個較平緩的駝峰，并且在一定迎角下產(chǎn)生了新的噪聲峰值；而隨著迎角進一步增加，峰值又再次消失。還可注意到的是，除中間頻段新增的駝峰區(qū)域外，在高頻段、側(cè)向區(qū)域，迎角對噪聲的影響程度更為明顯。此外，對模型下方測點，在中頻段，迎角變化的明顯影響在小迎角下就已發(fā)生，并且迎角進一步增加所產(chǎn)生的影響相對變小；而在高頻段，迎角變化所帶來的明顯影響主要在迎角增加到一定值之后出現(xiàn)。在風(fēng)速80 m/s下，迎角的總體影響情況與風(fēng)速40 m/s類似，但是也發(fā)生了一些變化。雖然風(fēng)速80 m/s同樣存在噪聲受迎角影響不大的頻段，以及噪聲隨迎角增加而增強的頻段，但是在較低頻段，隨著迎角增加，噪聲總體上有了一定降低。實際上，如果進一步降低曲線繪制起始頻率可以發(fā)現(xiàn)，風(fēng)速40 m/s下也存在這一情況。這說明不同風(fēng)速下，迎角變化的影響頻段發(fā)生了遷移。此外，對模型側(cè)向區(qū)域，迎角變化的影響相對更大；而對模型下方區(qū)域，這一影響相對更小。

圖7 巡航構(gòu)型/著陸構(gòu)型不同頻率下聲源定位結(jié)果（風(fēng)速40 m/s、迎角0°）Fig.7 Noise source localization for the cruising/landing configurations at various frequencies(wind speed 40 m/s,angle of attack 0°)

圖8 著陸構(gòu)型典型峰值頻率下聲源定位結(jié)果（風(fēng)速40 m/s、0°迎角）Fig.8 Noise source localization for the landing configuration at variouspeak frequencies(wind speed 40 m/s, angle of attack 0°)

圖9 模型迎角對增升裝置遠場噪聲的影響（著陸構(gòu)型）Fig.9 Effectsof angle of attack on the farfield noise of the high-lift device(landing configuration)

對應(yīng)圖9中風(fēng)速80 m/s、3°迎角下的著陸構(gòu)型噪聲曲線，圖10給出了主要峰值頻率處，以及相應(yīng)0°迎角構(gòu)型對應(yīng)頻率處的聲源定位結(jié)果。由圖可見，對0°迎角、3°迎角，主要噪聲源均分布于前緣縫翼及其安裝角度塊區(qū)域；0°迎角下，主要聲源區(qū)呈條帶狀分布，而3°迎角下，主要聲源區(qū)域變得集中，且聲源強度明顯高于0°迎角。3°迎角下峰值噪聲可能是由局部非定常流動與縫翼-角度塊-主翼所構(gòu)成的局部聲腔的耦合產(chǎn)生。圖11給出了風(fēng)速80 m/s、12°迎角下，不同頻率處的聲源定位結(jié)果?？梢姡饕曉囱乜p翼呈條帶狀分布，并且可能在角度塊等不連續(xù)位置處增強的特征得到了進一步展示。此外，通過圖10、圖11的聲源定位結(jié)果可以看出，峰值頻率所對應(yīng)的聲源分布較為集中，而駝峰或者寬頻噪聲所對應(yīng)的聲源分布則相對分散。

圖12所示為起飛構(gòu)型、風(fēng)速80 m/s、不同測點位置下，模型迎角對增升裝置噪聲的影響情況。由圖可見，相對于著陸構(gòu)型，起飛構(gòu)型模型噪聲受迎角的影響情況總體類似；只是在所考慮風(fēng)速下，除個別峰值噪聲外，影響程度相對略有減小。

圖10 0°/3°迎角下，著陸構(gòu)型典型頻率下聲源定位結(jié)果（風(fēng)速80 m/s）Fig.10 Noise source localization for the landing configuration at angle of attack 0°/3°(wind speed 80 m/s)

圖11 12°迎角下，著陸構(gòu)型典型頻率下聲源定位結(jié)果（風(fēng)速80 m/s）Fig.11 Noise sourcelocalization for thelanding configuration at angle of attack 12° (wind speed 80 m/s)

3.5 風(fēng)速對噪聲的影響

圖12 模型迎角對增升裝置/機翼遠場噪聲的影響（起飛構(gòu)型）Fig.12 Effects of angle of attack on the farfield noise of the high-lift device (taking off configuration)

圖13風(fēng)速對增升裝置遠場噪聲的影響（著陸構(gòu)型、起飛構(gòu)型，0°/9°迎角）Fig.13 Effects of wind speed on the farfield noise of the high-lift device (landing and taking off configurations,angle of attack 0°/9°)

圖13所示為著陸構(gòu)型/起飛構(gòu)型、不同迎角、不同測點位置下，風(fēng)速對模型噪聲的影響。由圖可見，對著陸構(gòu)型，隨著風(fēng)速增加，噪聲水平也明顯增加。除了個別頻率下曲線峰值的出現(xiàn)與消失所帶來的影響外，頻譜曲線的形狀保持了良好的一致性。并且，不同迎角下的頻譜曲線相對關(guān)系變化情況，在不同風(fēng)速下也具有一致性。還可以注意到的是，隨著風(fēng)速增加，0°迎角與9°迎角曲線的交叉頻率，也隨之增加；隨著風(fēng)速的變化，部分起伏較小的駝峰的頻率相應(yīng)發(fā)生了變化，還有一些則基本不隨風(fēng)速變化；而對于不同的迎角，噪聲隨風(fēng)速的變化規(guī)律也存在一些差異。對于起飛構(gòu)型，噪聲特性受風(fēng)速的影響情況總體上與著陸構(gòu)型類似；只是在起飛構(gòu)型下，頻譜曲線中的峰值相對更為豐富，但整體上也均是以寬頻噪聲特征為主，而峰值也主要出現(xiàn)在高頻段。并且在9°迎角下，起飛構(gòu)型噪聲頻譜隨頻率增加而由平緩變?yōu)槌拭黠@降低趨勢的轉(zhuǎn)折頻率，基本未隨風(fēng)速變化，而在著陸構(gòu)型下該轉(zhuǎn)折頻率隨風(fēng)速的變化存在一定差異。此外，圖13中部分曲線上存在個別明顯的窄帶低谷，這主要是由于相應(yīng)頻率處的背景噪聲存在峰值（如圖4所示），該峰值已經(jīng)接近著陸/起飛構(gòu)型下該頻率處的寬頻噪聲，背景噪聲被扣除后形成了低谷。該低谷不具備特殊的工程意義，在實際的模型噪聲中是不存在的。

圖14所示為著陸構(gòu)型6°迎角、不同測點位置下，風(fēng)速對模型噪聲的影響。圖中給出了對應(yīng)于更多風(fēng)速的結(jié)果，以更清晰地呈現(xiàn)噪聲隨風(fēng)速的變化規(guī)律。由圖可見，模型噪聲隨風(fēng)速的變化情況總體上與圖13類似；同時，6°迎角下在高頻段出現(xiàn)了相對更為豐富的峰值噪聲。而隨著風(fēng)速的變化，不只這些高頻段峰值噪聲的頻率發(fā)生了變化，其起伏特性、峰值數(shù)量也存在一定差異；并且峰值噪聲所對應(yīng)頻率隨風(fēng)速的變化情況與中頻段駝峰的情況也有不同。這也表明，增升裝置噪聲機理和特性的復(fù)雜性；在做相似性外推時，可能需要考慮更多的因素，如峰值噪聲與寬頻噪聲的相似規(guī)律差異，并針對不同頻段、噪聲特征等分別進行考慮。

圖14 風(fēng)速對增升裝置遠場噪聲的影響（著陸構(gòu)型，6°迎角）Fig.14 Effects of wind speed on the farfield noise of the high-lift device (landing configuration, angle of attack 6°)

圖15所示為不同風(fēng)速下，著陸構(gòu)型、6°迎角模型狀態(tài)在典型頻率處的聲源定位結(jié)果。其中，考慮了40、60、80 m/s三個風(fēng)速，頻率對應(yīng)按圖14（b）中虛線所標出的曲線峰值位置進行選擇。由圖可見，雖然風(fēng)速、頻率存在差異，但除圖15（f）中未能實現(xiàn)聲源的有效識別外，其他聲源定位結(jié)果的圖形特征具有相似性，即滿足一定的相似關(guān)系。

3.6 噪聲傳播指向性

圖16所示為著陸構(gòu)型、9°迎角、風(fēng)速80 m/s下，陣列架在位置5時，模型橫側(cè)方向不同測點位置的噪聲特性。圖例中傳聲器編號所對應(yīng)測點位置與圖3中一致。由于數(shù)據(jù)曲線較多，為了便于觀察，將11、13、15、17、19號傳聲器作為序列I，12、14、16、18、20號傳聲器作為序列II，分別在兩幅子圖中進行展示。由圖可見，對于不同的橫側(cè)面?zhèn)鞑シ较?，噪聲特性存在一定差異，包括幅值大小與頻譜特性兩個方面。其中，相對于模型側(cè)面區(qū)域，模型下方區(qū)域噪聲水平總體上相對更高，并且模型下方一定角度范圍內(nèi)噪聲水平隨角度差異不大。

圖17所示為著陸構(gòu)型、不同迎角下，橫側(cè)方向噪聲傳播方向特性。圖中分別給出了總聲壓級、典型1/3倍頻程頻率處的結(jié)果，其中總聲壓級計算頻段為800～20000 Hz。圖中的飛機模型用于標示指向性曲線相對于飛機的方位。由圖可見，除了在高頻段存在一定波動外，從與模型中心等高的橫側(cè)方向到模型下方，噪聲總體上呈增加趨勢，且模型下方一定角度范圍內(nèi)，噪聲水平變化不大，與圖16的結(jié)果一致。

圖18所示為著陸構(gòu)型、9°迎角、風(fēng)速80 m/s下，移測架處于不同位置時，模型飛越方向上不同測點位置噪聲。由圖可見，對于不同的飛越面?zhèn)鞑シ较?，噪聲特性也存在一定差異，包括幅值大小與頻譜特性兩個方面。其中，相對于模型前方區(qū)域，模型后方區(qū)域噪聲水平總體上相對更高，并且模型后方一定角度范圍內(nèi)噪聲水平隨角度差異不大。

圖19所示為著陸構(gòu)型、不同迎角下，飛越面內(nèi)噪聲傳播方向特性。圖中同樣給出了總聲壓級、典型1/3倍頻程頻率處的結(jié)果。由于遠場傳聲器陣列架處于不同位置時，傳聲器到模型中心的距離會發(fā)生變化，因此對不同傳聲器距離的影響進行了修正，使在同一距離下進行對比（以移測位置8的傳聲器距離為距離修正基準）?？紤]到在飛越面內(nèi)，選擇不同安裝方向的傳感器會對噪聲傳播方向分析結(jié)果產(chǎn)生一定影響，因此圖中給出了兩組曲線作為對比與參照。其中，對無標識符號的粗線，移測位置1～5使用20號傳聲器結(jié)果，移測位置6～8使用10號傳聲器結(jié)果；對具有圓形標識的細線，移測位置1～8均使用10號傳聲器結(jié)果。可注意到的是，由于10號、20號傳聲器具體位置的差異，相應(yīng)曲線中數(shù)據(jù)點的具體角度坐標也存在一定不同。由圖可見，除了在部分迎角下的高頻段存在小幅波動外（這一波動除受噪聲傳播方向性本身的影響外，在高頻段不同聲波入射角度對傳聲器的影響變得更為明顯也是一個因素），噪聲指向性曲線變化總體較為平順；從模型前方到模型后方，噪聲總體上呈增加趨勢，且模型后方一定角度范圍內(nèi)，噪聲水平變化不大，與圖18的結(jié)果一致。而具體到不同頻段，噪聲的方向性也存在一定差異；例如，9°迎角下，對3150 Hz所對應(yīng)頻段，模型后方區(qū)域噪聲增加較為明顯，而對1250 Hz所對應(yīng)頻段，模型后方區(qū)域噪聲增加則不明顯。此外，對不同的迎角，模型噪聲傳播方向性也存在一定程度的差異。

圖15 不同風(fēng)速下，著陸構(gòu)型典型頻率下聲源定位結(jié)果（迎角6°）Fig.15 Noise source localization for the landing configuration at various frequenciesand wind speeds (angle of attack 6°)

圖16 不同傳播方向增升裝置遠場噪聲對比（著陸構(gòu)型，橫側(cè)面）Fig.16 Farfield noise comparison for the high-lift devices in different directions (landing configuration, horizontal directivity)

圖17 增升裝置遠場噪聲傳播橫側(cè)面指向性（著陸構(gòu)型）Fig.17 Horizontal directivity of the farfield noise propagation for the high-lift device (landing configuration)

圖18 不同傳播方向增升裝置遠場噪聲對比（著陸構(gòu)型，飛越面）Fig. 18 Farfield noise comparison for the high-lift device in different directions(landing configuration,longitudinal directivity)

圖19 增升裝置遠場噪聲傳播飛越面指向性（著陸構(gòu)型）Fig. 19 Longitudinal directivity of the farfield noise propagation for the high-lift device (landing configuration)

需要說明的是，遠場噪聲風(fēng)洞測試結(jié)果均為聲波穿過剪切層后的結(jié)果，但考慮到剪切層修正問題本身的復(fù)雜性，以及不同單位、學(xué)者所采用剪切層修正處理具體方法的差異，本文所給出的遠場噪聲測試結(jié)果均未做剪切層修正處理。

4 結(jié)論

本文依托5.5 m×4.0 m航空聲學(xué)風(fēng)洞，開展了大型飛機增升裝置噪聲的全模型試驗研究，分析了典型構(gòu)型下增升裝置噪聲特性，研究了模型迎角、試驗風(fēng)速等的影響情況，并獲得了噪聲傳播的方向特性。結(jié)果表明：

1）安裝飛機模型后引起的局部流動變化，可能導(dǎo)致支撐結(jié)構(gòu)噪聲增強，從而對一定頻段內(nèi)準確獲得模型本身的噪聲產(chǎn)生影響。

2）相對于巡航構(gòu)型，起飛/著陸構(gòu)型由于增升裝置打開，使噪聲顯著增加，即增升裝置噪聲明顯高于機身、巡航構(gòu)型機翼等的噪聲；增升裝置噪聲成份總體上以寬頻噪聲為主，部分狀態(tài)下也會疊加一些峰值噪聲。

3）隨著迎角的增加，增升裝置噪聲在中高頻段總體上呈增加趨勢，且在一定值附近，迎角影響還會比較明顯，但在部分中低頻段，也存在影響較小甚至?xí)乖肼曄鄬档偷那闆r；在高風(fēng)速下，迎角的影響總體上相對小于低風(fēng)速情況；迎角的影響情況也會隨風(fēng)速、結(jié)構(gòu)構(gòu)型、測點位置的不同而發(fā)生變化；峰值噪聲是否出現(xiàn)，也會受到迎角的影響。

4）隨著風(fēng)速增加，模型輻射噪聲相應(yīng)明顯增大，并且寬頻噪聲等的頻譜特征總體上得到了保持，聲源識別結(jié)果也呈現(xiàn)類似特征，即具有良好的馬赫數(shù)相似性；但對曲線上比較突出的峰值，其相對位置、量值、數(shù)量等可能會發(fā)生變化，即峰值噪聲具體特征受到風(fēng)速的明顯影響；風(fēng)速的影響情況，也會隨模型迎角、結(jié)構(gòu)構(gòu)型、測點位置不同而存在一定差異。

5）在橫側(cè)剖面以及飛越剖面內(nèi)，噪聲傳播均具有一定的方向性，并且會隨噪聲頻段、模型迎角等的不同而發(fā)生一定變化。