摇臂式起落架结构件气动噪声试验研究

龙双丽，聂 宏，许 远，许 鑫

（南京航空航天大学 机械结构强度与振动国家重点实验室，南京 210016）

0 引 言

飞机噪声包括发动机噪声和机体噪声，其中机体噪声包括增升装置噪声和起落架噪声。随着高涵道比发动机的成功研制和一系列发动机降噪项目的进行，发动机的噪声将降低到和机体噪声同等甚至更低水平，那么，机体噪声将是飞机降噪的瓶颈［1-2］。起落架噪声是飞机着陆阶段机体噪声的重要组成部分，在发动机停车且襟翼未展开的情况下，起落架噪声可达飞机噪声的25%［3］。由于起落架系统几何外形十分复杂，流体流过复杂外形起落架会产生复杂的流场，导致试验研究和数值研究都非常困难。

美国国家航空宇航局（NASA）、法国航空空间研究局（ONERA）和德国宇航研究院（DLR）等研究中心，许多著名的大学研究机构以及各大航空工业公司（如波音公司、空中客车公司等）都在进行一系列的起落架气动噪声研究。Li等［4］在风洞中完成A340主起落架气动噪声的测试，对噪声中纯音成分的产生机制进行了分析，并采用不同的降噪方法对噪声进行控制。Dobrzynski等［5］在声学风洞中对A320 缩比模型和A340全尺寸模型起落架的噪声特性进行研究，通过加装整流装置使起落架的噪声降低3dB。Guo等［6］在NASA 完成波音737起落架的风洞试验，并根据试验数据得到一套用于起落架噪声预测的半经验公式。

我国在飞机噪声特别是起落架噪声的研究方面起步较晚［7］。对起落架噪声的研究多集中在对起落架腔模型的试验和数值仿真。李晓东等［8］对空腔流的振荡发声及声反馈的过程进行研究，发现了空腔前缘的二次发声现象。杨党国等［9］应用CFD 技术和FW-H 方程模拟了空腔自激振荡发声机理。张强等［10］研究了喷口边缘自由剪切层在下游绕流物干涉下产生自激振荡的机理，并进行了相应的试验。笔者对摇臂式起落架结构件进行气动噪声试验，首先介绍了试验设备和方法；然后根据试验结果分析气动噪声产生的机理及噪声源特性，为进一步研究起落架气动噪声特性打下基础；最后通过调整起落架的局部构型，将不同构型的试验结果进行对比分析，探索降低起落架气动噪声的途径，为低噪声起落架设计及应用提供一定的参考。

1 试验原理和方法

1.1 试验准备

试验在中国空气动力研究与发展中心低湍流度航空声学风洞［11-13］的无回声试验大厅内进行。风洞开口试验段的横截面积为0.55m×0.4m，长度为1.4m，最大风速为100m／s，模型区中心湍流度小于0.05%。 根据试验大厅的测试条件，传声器布置如图1所示。利用细铅丝和支架将其空间固定，并套有防风罩以避免来流干扰。在进行正式测量之前，利用CEL-110／2／RS噪声校准器对每个传声器进行校准。

图1 麦克风布置Fig.1 Microphones arrangement

试验数据采集使用两套系统，一套为德国BBM公司生产的PAK 振动与噪声测试系统，对15 个通道的声信号进行数据采集。传声器（P1-P15）采用中科院声望公司生产的“1／2”电容传声器（MP201）和配套的前置放大器及电缆共15 组。传声器直径为13.2mm，动态范围设定为30～140dB。系统对声信号的采样频率均为25600Hz，采样时间为2s。选取样本长度为2048，频域分析的分辨率为12.5Hz，在重叠率为50%的情况下，对每个样本分别进行快速傅里叶变换后作总体平均。另一套采用BK2231声级计对测点P16进行声信号的数据采集，配合南京航空航天大学研制的NH-1数据采集及谱分析仪，对数据进行传输、存储、实时处理和结果显示。系统对声信号的采样频率均为20000Hz，采样时间为2s，选取样本长度为2048，频域分析的分辨率为9.8Hz，在重叠率为50%的情况下，对每个样本分别进行快速傅里叶变换后作总体平均。

1.2 试验模型及安装方式

试验件为某型飞机摇臂式主起落架结构件，测试段包括缓冲器、摇臂和支柱下部。试验件倒置安装在地面支架上，如图2。通过夹具与支架的相对移动调节模型距离喷口的距离，通过斜撑杆的安装位置调节模型的高度。试验时，将测试段以外的模型、支架和夹具等物品均用吸声海绵包裹，以降低其对测量的干扰。由于摇臂上端孔连接轮轴，试验时采用真空塑泥将其开口封住。

图2 模型安装示意Fig.2 Test model installation

1.3 试验方法

在来流速度分别为60、70、80m／s时，共测试4种构型：A 由支柱、摇臂和缓冲器组成，支柱底端有开孔，其它部件的尺寸见图3；B 在构型A 的基础上将支柱底端的孔洞用真空塑泥填堵；C 在构型A 的基础上将缓冲器的长度增加60mm；D 拆除模型，测量空风洞的背景噪声。各构型列于表1。

图3 起落架部件几何模型示意（单位：mm）Fig.3 Landing gear structure geometry（unit：mm）

表1 试验构型Table 1 Test configurations

构型A 的结果用于分析摇臂式起落架结构件噪声辐射的特性。构型B和构型C是通过构型A 做局部修改而得到的，将其测量结果与构型A 的测量结果进行对比，探索降低起落架噪声的途径和低噪声起落架设计的方法。构型D 的结果用于判断各种工况中噪声源识别情况的好坏。每种工况的测量结果均为3次有效测量的平均值。

2 试验结果及分析

2.1 频谱特性

功率谱密度（PSD）表示测量点脉动压力能量随频率的分布；声压级（SPL）表示测量点压力脉动的强弱特性［10］。在不同来流速度下，根据测量结果绘制构型A 和构型D 的功率谱密度曲线、声压级频谱曲线和1／3倍频程频谱曲线，研究模型辐射的噪声特性。由于各测量点测量结果曲线趋势一致，限于篇幅，选择侧面点P3、顶端点P13和前端点P16，以它们为例说明试验得到的规律。图4和5是测量点P3和P13在不同速度下的功率谱密度曲线，图6 是测量点P16在不同速度下的声压级频谱曲线，其中对声压级进行了A计权。

由图4～6可以看处，在不同的来流速度下，工况A 的谱曲线均比工况D（背景噪声）的谱曲线高10dB以上，说明试验中的气动噪声源能够被测量设备有效识别。从各点的谱线中可以看到，各点频谱曲线趋势一致；模型的噪声呈现宽频的特性；功率谱密度和声压级曲线的幅值均随着来流速度的增加而增大；噪声谱中存在明显的优势频率，优势频率下噪声包含的能量最大，并且优势频率随着来流速度的增大而增大。另外，各频谱曲线中第2、3和4峰值分别对应频率为1000、2000和3000Hz，说明模型辐射噪声中包含某种纯音成分。该纯音成分不随来流速度的变化而改变，可能为起落架支柱底端孔洞所致，为孔洞空腔的声学模态［8-10］。这些峰值分别对应空腔的第1、2、3阶自激振荡模态频率。

图4 不同速度下P3处的功率谱密度谱特性曲线Fig.4 PSDvs frequency at P3

图5 不同速度下P13处的功率谱密度谱特性曲线Fig.5 PSDvs frequency at P13

图6 不同速度下P16处的声压级频谱特性曲线Fig.6 SPLvs frequency at P16

图7是测量点P3、P13和P16在各速度下的1／3倍频程谱曲线。其中，对声压级进行了A计权，将1／3倍频程频率按式（1）进行归一化，得到无量纲参数St。式中f是频率，D为特征尺寸，取支柱的直径，v为来流速度。

图7 不同速度下各点的1／3倍频程谱特性曲线Fig.7 SPLvs St at different velocities and receivers

从图7可以看到，在每个1／3倍频程频率对应的St处，其频段内的能量均随着速度的增加而增大；当v=60m／s时，在P3点和P16点处，St=0.4（即f=315Hz）时模型辐射的能量最大；当v=70m／s时，P3点和P16点处，St=0.54（即f=500Hz）时模型辐射的能量 最 大；当v=80m／s 时，St=0.60（即f=630Hz）时模型辐射的能量最大；在各速度下，P13点在与P3和P16 点峰值对应的St数相同处也有峰值，但是，在St=1.09（即f=1000Hz）时的峰值最大，说明此处包含的能量最大，这是由于模型噪声中包含的纯音具有一定的空间指向特性，在P13点处指向较强，在频谱中能量叠加之后，形成St=1.09（即f=1000Hz）时能量最大。

从以上分析还可以发现，各点处能量峰值对应的St不一致，说明这个峰值可能不是钝体绕流产生。考虑到支柱、摇臂和缓冲器的相对位置关系，缓冲器位于支柱和摇臂的后方，推断各点中的第一个能量峰值可能为部件之间的干扰噪声形成。

2.2 指向特性

模型产生气动噪声声场的指向特性如图8和9所示。图中，极坐标为各传声器的布置位置，极半径为总声压级的归一化结果OASPL′，如式（2）所示。式中，OASPL为各传声器的总声压级，是200～10000Hz之间各频率对应声压级的叠加；将各点的总声压级按照速度的6 次方和距离的平方进行归一化［6］；参考值取vref=100m／s，rref=1000mm。

图8 测量点P1～P10的指向性图Fig.8 Directivity at receivers P1～P10

图9 测量点P11～P15的指向性图Fig.9 Directivity at receivers P11～P15

由图中可以看出，不同来流速度下，各测量点的指向性曲线趋势一致，均呈圆弧形指向。在xoz平面，83°角位置的点声压级最大，148°角位置点声压级最小。在yoz平面，108°角位置的点的声压级最大，36°位置点的声压级最小。

按速度的6次方归一化后，位置相同各点的总声压级差值在3dB 以内，说明模型辐射的噪声与来流速度的6次方成正比。根据莱特希尔气动声学理论：单极子、偶极子和四极子声源的总声功率分别与来流速度的4次方、6次方和8次方成正比。结果表明，模型产生气动噪声的主要噪声源具有偶极子声源的特性，由物体表面脉动力形成。

2.3 孔洞对噪声的影响

调整起落架的局部构型，在构型A 的基础上，将支柱底端的孔洞用真空塑泥填充，得到构型B，分别测量速度为60、70、80m／s时构型B 辐射的噪声特性，将测量结果与构型A 的结果进行对比。以测量点P3、P13和P16为例，说明孔洞对模型辐射噪声的影响。图10是不同来流速度下构型B和构型A 在测量点P3、P13和P16点处的窄带频谱曲线对比。

由图10可以看出，在支柱底端的孔洞被真空塑泥填充之后，构型B 的频谱特性曲线中第一个峰值与构型A中第一个峰值相吻合；构型A的频谱中第2、3、4峰值消失，进一步证明了构型A 中第2、3、4峰值是由支柱底端孔洞引起的，是空腔自激振荡噪声。根据频谱中能量幅值可以看出，支柱底端孔洞引起的空腔自激振荡噪声具有明显的指向特性。结果表明，封堵支柱底端的孔洞能够降低起落架的噪声级。

图10 不同速度下构型A 和B频谱对比Fig.10 Spectra comparisons of configuration A and B at different velocities and receivers

2.4 模型长度对噪声的影响

调整起落架的局部构型，在构型A 的基础上，将缓冲器长度增加60mm，得到构型C，分别测量速度为60、70、80m／s时构型C 辐射的噪声特性，将测量结果与构型A 的结果进行对比。以测量点P3、P13和P16为例，说明模型长度对模型辐射噪声的影响。图11是不同来流速度下构型C 和构型A 在测量点P3、P13和P16点处的宽带频谱曲线对比。

由图11可以看出，工况C 的1／3倍频谱特性曲线与工况A 的结果趋势一致。但是，由于缓冲器长度的增加使起落架的长度增长，从1／3倍频程曲线幅值上可以看出，工况C 辐射的噪声比工况A 辐射的噪声大1～2dB。这说明模型的气动噪声随长度的增加而增大。因此，减小起落架的长度能够降低起落架气动噪声。

图11 不同速度下构型A 和C的1／3倍频程频谱对比Fig.11 1／3octave spectra comparisons of configuration A and C at different velocities and receivers

3 结 论

试验测量了摇臂式起落架在来流速度分别为60m／s、70m／s、80m／s时的气动噪声，研究了模型辐射噪声的特性，并通过修改起落架局部构型来对比研究不同外形起落架的噪声特性，探索降低起落架噪声的方法。得出如下结论：

（1）摇臂式起落架部件辐射的噪声呈现宽频的特性；功率谱密度和声压级曲线的幅值均随着来流速度的增加而增大；

（2）噪声频谱中存在明显的优势频率，优势频率下噪声包含的能量最大，并且优势频率随着来流速度的增大而增大；

（3）模型辐射噪声与来流速度6次方成正比，说明该噪声源具有偶极子声源的特性，且具有一定的指向性；

（4）噪声中包含由起落架中孔洞所致的某种纯音成分，为空腔自激振荡噪声。封堵起落架支柱下端的孔洞，能消除此纯音成分，降低起落架气动噪声的总声压级。减小起落架长度也能够降低起落架气动噪声的总声压级。

致谢：感谢中国空气动力研究与发展中心风洞设计所及所有试验参与人员给予的极大支持与帮助。

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