增升裝置連式襟翼噪聲抑制技術(shù)試驗研究

周國成， 陳寶， 譚嘯

(1.中國航空工業(yè)空氣動力研究院低速高雷諾數(shù)氣動力航空科技重點實驗室，哈爾濱 150001; 2.中國航空工業(yè)空氣動力研究院空氣動力噪聲及其控制黑龍江省重點實驗室，哈爾濱 150001)

噪聲不僅是當前航空領(lǐng)域研究的熱點和難點，而且是民用飛機適航取證的重要內(nèi)容[1-2]。國際民航組織下屬的航空環(huán)保委員會制定的外部噪聲適航新標準相對上一階段標準，要求累計噪聲裕度進一步降低7EPNdB，適用于2017年12月31日后申請適航合格證的機型。這也意味著民用客機將對噪聲提出越來越苛刻的要求。隨著大涵道比發(fā)動機、消聲短艙、聲襯[3]以及鋸齒噴管[4]等先進技術(shù)的廣泛應(yīng)用，發(fā)動機噪聲已經(jīng)大幅度降低，機體噪聲的重要性在飛機外部噪聲研究中逐漸凸顯出來[5]。特別是在飛機減速著陸階段，由于發(fā)動機功率降低，發(fā)動機噪聲水平已經(jīng)與機體噪聲大體相當，甚至低于機體噪聲水平。因此，進一步降低飛機外部噪聲水平就必須將研究重點放在機體噪聲的降低上。增升裝置是機體噪聲的重要聲源，試驗研究發(fā)現(xiàn)，增升裝置主要噪聲源有：前緣縫翼、縫翼邊緣、襟翼邊緣、縫翼和襟翼滑軌。襟翼邊緣作為增升裝置氣動噪聲聲源的重要組成部分，它的噪聲預測和降噪控制研究，對于探索增升裝置噪聲的產(chǎn)生機理和降噪優(yōu)化設(shè)計等實際問題具有重要的研究意義。

襟翼邊緣噪聲是增升裝置噪聲的重要組成部分之一，尤其是對于襟翼載荷較大的飛機，或者是沒有縫翼的支線飛機。襟翼邊緣噪聲的產(chǎn)生與襟翼邊緣區(qū)域復雜的渦結(jié)構(gòu)緊密相關(guān)[6-8]。研究表明，襟翼邊緣噪聲的產(chǎn)生機理主要包括渦脫落和渦與襟翼相互作用兩部分[9]。在襟翼前緣，由于上下表面壓差作用，機翼下表面的邊界層發(fā)生分離并上卷形成主渦。同時，襟翼吸力面的邊緣也會產(chǎn)生次渦。這些渦不但在流向方向隨氣流運動，同時還繞著襟翼邊線橫向運動，最終合并成更大的渦，并與襟翼邊緣相互作用，產(chǎn)生較強的氣動噪聲。

基于對襟翼邊緣噪聲產(chǎn)生機理的研究，國外發(fā)展了多種通過改變襟翼邊緣渦結(jié)構(gòu)的降噪措施。這些措施通?？梢苑譃閮深?。一類是被動流動控制降噪技術(shù)，另一類是主動流動控制降噪技術(shù)[10]。被動流動控制降噪技術(shù)通過改變襟翼局部結(jié)構(gòu)、材質(zhì)等，抑制渦的脫落以及渦與襟翼的相互作用，來實現(xiàn)降噪，典型的有襟翼端板[11]、連式襟翼[12]、局部修型[13]、多孔材料[14]、渦發(fā)生器[15]以及變體襟翼[16]等。主動流動控制降噪指通過向流場中注入能量來改變附近流場，進而引起聲場變化，達到降低噪聲的目的。常用的襟翼邊緣主動降噪手段包括吹氣、等離子體[17-19]等。主動流動控制通常具有較好的降噪效果，但往往也帶來重量增加、發(fā)動機動力消耗等問題，其工程應(yīng)用仍面臨較多挑戰(zhàn)。

目前，國內(nèi)針對襟翼邊緣噪聲抑制的研究工作剛剛起步，相關(guān)研究工作比較少見。周國成等[20]研究了襟翼邊緣端板的降噪效果，分析了不同外形襟翼端板在不同襟翼偏角下的降噪效果，該項研究結(jié)果表明，襟翼端板能夠有效降低襟翼邊緣噪聲。國外針對連式襟翼的降噪特性開展了一定研究[12，21-23]，試驗結(jié)果表明，連式襟翼能夠取得非常顯著的降噪效果。連式襟翼能夠使襟翼展向環(huán)量分布更加均勻，從而將主渦打散成沿弦向分布的多個強度較弱的小渦，阻止主渦的形成。影響連式襟翼在飛機上應(yīng)用最大的問題是需要復雜的襟翼和機翼連接結(jié)構(gòu)。

針對L1T2翼型增升裝置襟翼邊緣噪聲，在采用風洞試驗研究其噪聲特性的基礎(chǔ)上，現(xiàn)設(shè)計兩種不同襟翼偏角下的連式襟翼(continuous mold-line links， CML)模型，并通過風洞試驗對其降噪效果進行測試，對比分析不同襟翼偏角和迎角下連式襟翼模型的噪聲特征和降噪效果。

1 試驗模型

1.1 多段翼模型

試驗模型采用的多段翼模型為L1T2翼型[24]。該模型由前緣縫翼、主翼和后緣襟翼三部分組成，如圖1所示，弦長為250 mm，展長為375 mm。為了進行襟翼邊緣噪聲的測試，模型的襟翼從中心分成兩段，每段長度為187.5 mm。試驗時，通過將上半段收起、下半段展開，形成“剪刀差”構(gòu)型，實現(xiàn)對襟翼邊緣的模擬。

為了對傳聲器相位陣列進行校準，在模型表面平齊安裝兩個蜂鳴器，如圖2所示，共同作為聲源定位與剪切層修正的校準聲源。蜂鳴器在額定工作電壓下能夠產(chǎn)生4 800 Hz、95.4 dB(測量距離1 m)噪聲。

圖1 L1T2翼型Fig.1 The L1T2 aerofoil

圖2 多段翼模型Fig.2 The model of multi element wing

1.2 連式襟翼設(shè)計

連式襟翼的設(shè)計方案如圖3所示，對應(yīng)的襟翼偏角分別為20°與30°。連式襟翼段(圖3中紅色部分)的長度為20 mm，連式襟翼的前后緣采用直線相連。襟翼下半段邊緣與上半段后緣通過連式襟翼實現(xiàn)局部光順相連。

2 試驗設(shè)備與方法

試驗在中國航空工業(yè)空氣動力研究院的0.5 m航空聲學風洞中進行。試驗時多段翼模型安裝在翼型試驗支撐裝置上，如圖4所示，并采用了傳聲器陣列以及遠場傳聲器對翼型的噪聲進行測量。相關(guān)試驗設(shè)備與方法如文獻[20]所述。

圖3 不同襟翼偏角下連式襟翼方案Fig.3 The CML flap of different flap angle

圖4 連式襟翼模型的安裝Fig.4 The installation of the CML flap modal

3 試驗方法與過程

整個試驗過程分為試驗準備、背景噪聲測量、陣列校準、剪切層影響修正驗、初步試驗及正式試驗等步驟。試驗采用基于延時-求和的波束形成算法進行噪聲源定位，并采用基于Amiet 理論的方法對剪切層影響進行了修正[20，25]。為了進一步分析連式襟翼的降噪效果，采用對指定區(qū)域進行聲壓級積分的方法來分析連式襟翼對襟翼邊緣區(qū)域的降噪效果[18]，具體的積分區(qū)域如圖5所示。

4 試驗結(jié)果分析

4.1 襟翼邊緣遠場噪聲特性

4.1.1 襟翼邊緣噪聲

圖6給出了不同迎角、不同襟翼偏角下L1T2增升裝置模型的遠場噪聲頻譜曲線，試驗風速為60 m/s，測量指向角為90°。圖6中，BG為有翼型試驗支撐裝置時的風洞背景噪聲，F(xiàn)00-A6表示襟翼偏角為0°/0°(斜線前后分別表示上、下襟翼的偏角，下同)、迎角為6°時的噪聲，F(xiàn)20-A3則表示襟翼偏角為0°/20°、迎角為3°，依此類推。分析可知，下襟翼展開后L1T2增升裝置模型的噪聲急劇增大，部分頻段相對襟翼收起構(gòu)型的噪聲幅值增量達10 dB。其中，迎角以及襟翼偏角對模型噪聲均有明顯影響。隨著襟翼偏角的增大，中高頻段噪聲迅速增大，而低頻段噪聲變化較小。迎角的增大則會導致襟翼噪聲的整體增大，但其對噪聲的影響要小于襟翼偏角。

圖5 襟翼積分區(qū)域Fig.5 Integration area of the flap side edge

圖6 不同迎角和襟翼偏角噪聲頻譜曲線Fig.6 The spectrum curves of flap far field noise

4.1.2 連式襟翼降噪特性

襟翼偏角為0°/20°、風速U為60 m/s時有無連式襟翼下的模型遠場噪聲頻譜曲線如圖7所示。圖7(a)迎角AoA為3°，圖7(a)中F20-A3-B1表示有連式襟翼時的遠場噪聲，F(xiàn)20-A3表示沒有連式襟翼時的遠場噪聲，依次類推。圖7(b)中迎角為6°，在該偏角下，連式襟翼的降噪效果并不明顯，只在5～7 kHz附近略有效果，最大降噪量出現(xiàn)在5 kHz，3°迎角時最大降噪量為1.3 dB，而6°迎角時則為1 dB，即隨著迎角的增大，降噪效果略有降低。

圖7 襟翼偏角0°/20°時連式襟翼降噪效果Fig.7 Noise reduction of CML with the flap angle=0°/20°

圖8 襟翼偏角0°/30°時連式襟翼降噪效果Fig.8 Noise reduction of CML with the flap angle=0°/30°

圖8為襟翼偏角為0°/30°時有無連式襟翼下的模型遠場噪聲頻譜曲線，風速為60 m/s。圖8(a)中迎角為3°，圖8(b)中迎角為6°。在該偏角下，連式襟翼的降噪效果非常顯著，從2～16 kHz均有降噪效果，最大的降噪量出現(xiàn)在10 kHz附近，迎角3°時可達9.2 dB，迎角6°時為7.4 dB，即隨著迎角的增大，連式襟翼的降噪效果同樣有所降低。

連式襟翼主要降低襟翼邊緣噪聲，襟翼偏角為0°/20°時，襟翼邊緣噪聲不是主要噪聲，因此連式襟翼的降噪效果不明顯。而襟翼偏角為0°/30°時，襟翼邊緣噪聲成為主要噪聲，此時連式襟翼能產(chǎn)生顯著的降噪效果，并在總噪聲上得以體現(xiàn)。

4.2 噪聲源定位

采用噪聲源定位的方式，進一步分析襟翼噪聲特性以及連式襟翼的降噪效果。選取風速60 m/s、迎角6°、襟翼偏角為0°/20°和0°/30°時有、無連式襟翼下的聲源定位結(jié)果進行對比分析，如圖9～圖12所示。圖中給出了2.5、5、10 kHz以及16 kHz下1/3倍頻程聲源定位結(jié)果，聲壓級云圖的動態(tài)范圍均為20 dB。由圖9和圖11可以看出，噪聲源主要分布在襟翼腔以及襟翼邊緣上。其中縫翼腔噪聲主要體現(xiàn)在2.5 kHz以及5 kHz，而襟翼邊緣噪聲在5、10、16 kHz均有體現(xiàn)，這與遠場噪聲的頻譜分布規(guī)律相符。

對比不同襟翼偏角下的聲源定位結(jié)果，結(jié)合遠場噪聲數(shù)據(jù)分析可知，襟翼偏角為0°/20°時，襟翼腔噪聲為主，各個頻段下襟翼邊緣噪聲在聲源定位結(jié)果圖像上并不明顯。襟翼偏角為0°/30°時，襟翼邊緣噪聲顯著增大，而襟翼腔噪聲的變化較小，導致在2.5 kHz時襟翼邊緣噪聲就與縫翼腔噪聲量級相當；而在5～16 kHz范圍，襟翼邊緣噪聲已經(jīng)明顯強于縫翼腔噪聲，成為增升裝置的主要聲源。

對比有無連式襟翼下的聲源定位結(jié)果，可以看出采用連式襟翼能夠顯著降低襟翼邊緣區(qū)域的噪聲源強度。襟翼偏角為0°/20°時，在5 kHz與10 kHz上顯著降低襟翼邊緣區(qū)域噪聲。襟翼偏角為0°/30°時，襟翼邊緣噪聲成為主要噪聲，連式襟翼在2.5～16 kHz范圍均能顯著降低襟翼邊緣區(qū)域聲源強度，從而對總噪聲也產(chǎn)生顯著的降噪效果，導致縫翼腔噪聲重新成為主要噪聲源。

迎角6°，風速60 m/s，襟翼偏角0°/20°圖9 無連式襟翼下的聲源定位結(jié)果Fig.9 Source location results of configuration without CML

迎角6°，風速60 m/s，襟翼偏角0°/20°圖10 有連式襟翼下的聲源定位結(jié)果Fig.10 Source location results of configuration with CML

迎角6°，風速60 m/s，襟翼偏角0°/30°圖11 無連式襟翼下的聲源定位結(jié)果Fig.11 Source location results of configuration without CML

迎角6°，風速60 m/s，襟翼偏角0°/30°圖12 有連式襟翼下的聲源定位結(jié)果Fig.12 Source location results of configuration with CML

4.3 聲壓級積分

對圖5所示的襟翼邊緣區(qū)域進行聲壓級積分，得到有無連式襟翼下聲壓級積分結(jié)果的隨頻率的變化曲線。利用無連式襟翼下的聲壓級積分結(jié)果減去有連式襟翼下的積分結(jié)果，得到襟翼邊緣區(qū)域的降噪效果，如圖13所示。

襟翼偏角為0°/20°時，連式襟翼對襟翼邊緣的噪聲起到了降噪效果，主要在4～10 kHz范圍。該偏角下，縫翼腔的噪聲為主要噪聲，因此連式襟翼對總噪聲所起的作用并不明顯。

圖13 襟翼邊緣區(qū)域聲壓級積分結(jié)果對比Fig.13 The SPL integration results of flap side edge area

襟翼偏角為0°/30°時，連式襟翼的降噪效果在3～20 kHz時均較為明顯。此時襟翼邊緣噪聲成為主要的噪聲源，因此連式襟翼在顯著降低襟翼邊緣噪聲的同時，也對總噪聲起到了明顯的降噪效果。

通過對比迎角3°和迎角6°下襟翼邊緣區(qū)域的積分結(jié)果可以看出，隨著迎角的增大，連式襟翼對襟翼邊緣噪聲的降噪效果減小。

5 結(jié)論

采用風洞試驗研究了L1T2翼型增升裝置襟翼噪聲的主要特性；針對其襟翼邊緣噪聲，設(shè)計了連式襟翼來降低其噪聲；通過風洞試驗，研究了連式襟翼的降噪效果與規(guī)律，得出如下結(jié)論。

(1)L1T2翼型増升裝置的襟翼噪聲主要由襟翼腔噪聲和襟翼邊緣噪聲兩部分組成。襟翼腔噪聲主要集中在1～5 kHz頻率范圍，襟翼邊緣噪聲主要集中在5～16 kHz的頻率范圍。

(2)襟翼噪聲隨著襟翼偏角增大而迅速增大。襟翼偏角較小時，襟翼腔噪聲是主要噪聲；襟翼偏角較大時，襟翼邊緣噪聲成為主要噪聲。

(3)襟翼偏角為0°/30°時，連式襟翼能夠顯著降低襟翼邊緣噪聲，部分頻率下的最大降噪量可達9 dB。

(4)迎角對襟翼噪聲以及連式襟翼的降噪效果均有影響。迎角增大時，襟翼噪聲增大，而連式襟翼的降噪效果減小。