锯齿单元对起落架/舱体耦合噪声抑制试验

梁勇，陈迎春，赵鲲，孙静，卢翔宇，赵昱

1.西北工业大学 航空学院，西安 710072 2.中国商用飞机有限责任公司，上海 201200 3.中国空气动力研究与发展中心 气动噪声控制重点实验室，绵阳 621000

飞机的一个完整飞行阶段，必然存在有起落架放出的开舱飞行状态，即着陆与起飞状态。在起落架舱门打开后，舱体前缘自由剪切层产生流动分离，产生大量不同尺度的涡结构并逐步演化，随来流向下游运动，撞击到起落架舱后缘壁面上，回传声压力又不断和前缘自由剪切层相互作用，再次引起不稳定，产生更多涡结构。该过程在起落架舱体空腔内形成自持性具有不同模态的振荡(Rossiter模态)[1]，并产生空腔噪声。同时，气流流过起落架发生分离并产生大量的脱体涡，两者流场相互耦合，形成了复杂的起落架/舱体耦合噪声[2]。

自20世纪起，空腔噪声研究就受到了广泛的关注。Heller等[3]针对长深比为4～7的空腔开展研究，获取了马赫数在0.8～3范围内的静态压力数据和1/3倍频程曲线；NASA兰利研究中心Plentovich和Tracy[4-5]研究了马赫数0.2～0.95范围内，不同长深比、宽深比对腔底静态压力、脉动压力的影响，获取了不同位置的脉动压力频谱，研究结果表明增加空腔的宽度和减小空腔深度都会使得主频振幅和频率的增加。在空腔模态预测方面，Rossiter[1]提出空腔振荡频率的预测方程，Heller等[3]针对此方程进行了公式修正，并指出上游传播扰动声波的速度应为空腔内的当地声速，这2种模态预测方程只适合马赫数大于0.8的情况，如果马赫数小于0.8，则需要对方程中的参数进行修正，其原因为声压与脱落涡相互作用取决于两者耦合时所占有的主次地位，为此国内张强[6]和朱幼君[7]对模态预测公式进行了进一步的修正，并利用试验进行验证，结果表明当马赫数大于0.5时，试验数据和计算结果吻合很好，在马赫数小于0.5时，修正后的公式比Rossiter和Heller提出的公式更为准确。

在空腔噪声抑制措施方面，主要有主动控制与被动控制2大类。主动控制措施主要包括等离子体、空气幕等[8-9]，此类降噪方法，虽然降噪效果较好，但机构复杂，技术成熟度低，距离工程应用尚远。被动控制措施由于不需要额外能量输入，具有结构和安装比较简单等优势，而受到了更多关注。Saddington等[10]研究了在来流马赫数0.71条件下，采用了气流偏导器(整体挡板(flat-top)、锯齿形(sawtooth)、方齿形(square-tooth))、空腔前后缘处理等13种不同降噪措施对长、宽、深分别为320 mm、160 mm和64 mm的空腔噪声进行研究，获得了不同的降噪措施下，总声压级、腔底压力变化情况，结果表明，锯齿扰流单元降噪效果较其他方式要好，特别是在腔底40%位置壁面脉动压力总声压级降低最为明显；Luo等[11]研究了在来流马赫数1.44条件下，采用安装锯齿扰流单元和改变空腔后缘坡度的方法对空腔进行降噪，结果表明2种措施均有效果，锯齿扰流单元可有效延迟Rossiter振荡主频率，但会导致高频阶段的振荡加强，后缘斜坡不会改变频率分布，但会降低振幅幅值。国内杨党国等[12-13]开展了大量空腔噪声研究工作，研究了不同马赫数(0.9、1.5)条件下，零质量射流[14]对空腔噪声的抑制效果，并指出了降噪效果较好的射流出口位置。赵小见等[15]通过风洞试验测试了低速来流情况下，空腔内脉动压力的变化情况与空腔声源的位置，得到声源强度随来流速度与脉动压力的变化规律。

在起落架噪声研究方面，Heller和Dobrzynskif[16]最早进行了起落架模型试验，获得了2种起落架模型噪声数据并将其进行对比；Dobrzynski等[17-18]在German-Dutch Wind Tunnels(DNW)风洞进行了全尺寸起落架噪声测量试验，认为结构细节和流动相似性对起落架流动噪声源的声场辐射是关键的影响因素；国内龙双丽[19]和刘兴强[20]等通过试验手段和声涡理论计算研究了典型飞机着陆速度下声源的强度和位置，指出起落架噪声的主要贡献源。王骁原等[21]以LAGOON项目缩比模型为研究对象研究了起落架空腔发声机理，验证空腔噪声纯音产生机理和机轮空腔声学共振关系。在起落架降噪方面，李勇等[22]对起落架转向梁、驱动轴等进行处理，结果表明带孔衬垫加毛刷措施可达到较好的效果。此外，刘兴强等[23]采用翼型整流罩和圆台对起落架进行降噪，具有明显的降噪效果。

然而，在飞机起降阶段，起落架收放都经历了舱门的开启阶段，飞机起落架舱为一个不规则矩形空腔，气流在与起落架作用产生气动噪声的同时，还与起落架舱相互作用产生声自持振荡噪声。同时二者流场声场相互耦合，情况更加复杂。只有将这2种噪声与它们之间的耦合关系同时考虑，才能准确地评估飞机起降过程对周边环境的影响。民用客机在降落阶段从打开舱门放出起落架，到起落架收回舱门关闭的过程中，是整个着陆系统噪声最为恶劣的阶段，此阶段飞行速度大约在85 m/s左右[24]，民用的私人飞机和无人机等速度还要低一些，但国内外的研究关注点主要集中在跨声速和超声速纯空腔气动噪声研究，而对于这样低速度范围的空腔流动噪声却很少有人研究。此外，在针对起落架噪声研究方面，往往只是单独研究起落架本身涡脱落产生的噪声，而针对起落架及其舱体产生的耦合噪声目前开展工作较少，国内仅刘沛清团队[25]采用LAGOON起落架进行过带舱体起落架耦合噪声的数值计算研究。

本文主要从气动声学角度研究在不同马赫数下，飞机起落架及舱体耦合后的气动噪声特性，并提出基于前缘锯齿扰流单元的降噪措施。首先，分别研究试验支撑背景噪声、纯起落架、纯舱体空腔、起落架及舱体的耦合气动噪声特性，分析单独起落架、起落架舱对整个起落架/舱体的耦合噪声构成贡献作用，在研究锯齿扰流单元对舱体空腔的降噪效果基础上，提出飞行器起落架及舱体耦合噪声抑制措施，并开展试验验证。通过参数化研究方法，评估锯齿扰流单元不同偏角对降噪效果的影响。研究成果预期在未来民用客机起落架/舱体耦合噪声抑制的工程实践中具有应用潜力。

1 试验设备

试验在中国空气动力研究与发展中心0.55 m×0.4 m航空声学风洞开展，该风洞是一座单回流式低速风洞，具有开口、闭口2个试验段，开口试验段主要是用于声学试验。开口试验段横截面积0.55 m×0.4 m，长度1.4 m，风速范围为8～100 m/s，背景噪声范围为75～80 dB；配有5.2 m宽、3.7 m长、4 m高的消声室，消声室截止频率为100 Hz。风洞轮廓见图1。

远场噪声测量采用丹麦G.R.A.S公司的46AE 1/2型自由场传声器，频率范围为3.15～20 kHz；脉动压力测量采用恩德福克公司(ENDVECO)生产的8510B-2型压差型传感器，测量时以大气压力作为参考压力，量程为2 psi(1 psi=6 895 Pa)。

图1 0.55 m×0.4 m航空声学风洞Fig.1 0.55 m×0.4 m aeroacoustics wind tunnel

2 试验模型及安装

因起落架及试验模型结构较为复杂，在本研究中采用简化的模型。起落架舱采用亚克力加工，空腔长L=200 mm，深度D=100 mm，宽度W=100 mm，长深比L/D=2。起落架采用7075铝合金加工，起落架轮胎直径D1=84 mm,中心间距53 mm，支柱直径20 mm。轮中心距起落架舱底部200 mm。模型安装于风洞喷口上，安装时确保舱体腔口水平面与风洞开口下壁面水平，安装方式如图2所示。扰流单元采用碳钢加工，为等腰三角形锯齿构型，几何参数见表1，锯齿与水平面的夹角以θ表示，分别为0°、30°、60°、90°，锯齿外形及安装方式如图3所示。

指向性传声器安装于空腔顶部，间隔15°呈圆弧状布置，安装时确保圆弧面与舱体空腔纵向剖面重合，如图4所示。脉动压力传感器安装于腔体底部，主要用于测量腔体壁面压力变化，安装位置如图5所示。

图2 试验模型Fig.2 Test model

表1 锯齿尺寸和安装角Table 1 Sawtooth size and installation angle

图3 三角形锯齿扰流单元构型及安装方式Fig.3 Configuration and installation mode of triangular sawtooth spoiler

图4 传声器布置图Fig.4 Setup for microphones

图5 脉动压力传感器布置图Fig.5 Installation of fluctuating pressure transducer

针对起落架舱体空腔、起落架+舱体空腔耦合体对象开展噪声特性研究，获取单独舱体空腔、起落架+舱体空腔以及安装扰流单元3种状态下舱体空腔壁面压力、噪声变化情况，试验状态设置见表2。

表2 试验参数Table 2 Test parameters

3 试验结果

3.1 起落架及舱体耦合噪声

图6给出了U∞为68 m/s和85 m/s 2种风速下，背景噪声(含支撑平台)、起落架舱体空腔噪声(试验状态A)、单独起落架噪声(试验状态B)、起落架/舱体空腔耦合噪声(试验状态D)频谱曲线，图中，f为频率，SPL为声压级。从结果可以看出，纯舱体空腔噪声以低频噪声为主，集中于1 000 Hz 以下，超过1 000 Hz后，纯舱体空腔噪声与背景噪声差距较小；而对于单独的起落架，在低于1 000 Hz前，起落架中低频段噪声基本与背景噪声无明显区别，高于1 000 Hz后，表现为起落架产生的高频涡脱落噪声，呈现出宽频噪声特性。因此，可以断定纯舱体空腔噪声以低频噪声为主，单独的起落架噪声则以高频宽带为主。从起落架+舱体耦合噪声来看，在低频阶段，耦合噪声与纯空腔噪声差别较小，表明耦合噪声在低频阶段主要是由舱体空腔噪声引起，而在高频阶段，耦合噪声与单独的起落架噪声区别较小，表明耦合噪声在高频阶段的宽频噪声是由起落架引起的[24]。

依据张强[6]修正后的Rossiter模态计算式(1)，可以判定在68 m/s风速下，测得的纯空腔第2、3、4阶Rossiter模态振荡对应的频率分别为362.5 Hz、550 Hz和712.5 Hz；85 m/s风速下，测得的2、3、5阶振荡模态对应的频率分别为450 Hz、650 Hz、1 088 Hz(第4阶振荡频率对应的窄带噪声特性不明显)，根据相关的研究结论[6]，在本研究中，由于试验模型为小尺寸空腔，剪切层自激振荡一阶振荡模态难以形成，这也是试验结果中一阶振荡模态下没有窄带噪声出现的原因。

图6 不同来流速度下噪声频谱特性Fig.6 Noise spectrum characteristic at different freestream velocities

(1)

式中：n为振荡阶数，取值1，2，3，…；fn为n阶振荡频率；Ma∞为来流马赫数；KV与涡运动速度和自由流速度的比值有关，在本研究中取0.57。

安装完起落架后，这些特征频率下的振荡依然存在，这是因为起落架直径较空腔宽度要小很多，其支柱只对部分来流产生干扰，但空腔前缘的其他位置自由剪切来流产生的剪切涡仍然随来流与后壁撞击形成撞击涡，产生压力回传，在空腔内部产生自持性振荡，空腔噪声仍然存在，只是幅值略有降低。

为了研究起落架对舱体空腔内部压力分布的影响，本研究利用式(2)对空腔内部测点平均压力进行归一化处理，腔内压力系数Cp如图7所示。结果表明，在2种不同风速下，对各监测点压力进行归一化处理后，纯舱体空腔或者起落架+舱体压力曲线压力规律对应相似，对于纯舱体空腔(或者起落架/舱体)，在几何形状一定的情况下，不同的低速来流，腔体内部流场结构近似一致。安装了起落架后，由于起落架柱体来流产生阻挡作用，导致整个舱体空腔前半部分压力呈下降状态，同时支柱产生的脱落涡撞击加剧使得9号点压力增加。

(2)

式中:p为监测点壁面压力；p∞为参考压力(大气压)；q为来流速压。

为研究安装起落架后，舱内脉动压力的变化情况，图8给出了2个试验风速下舱体和起落架+舱体2种工况下空腔脉动压力功率谱密度(Power Spectral Density，PSD)曲线。从结果可以看出安装起落架后，空腔底部的脉动压力有所增加，这是由于起落架安装后，除空腔内部产生自持性振荡外，起落架支柱、轮胎等产生的脱落涡也对舱体空腔内部脉动压力产生影响，导致脉动压力状态发生明显变化。总体规律表现为低频阶段空腔内部产生的脉动压力(第3阶)峰值受到影响而削弱，但是由于脱落涡随来流进入空腔内部，导致空腔内部气流扰动愈加强烈，体现到脉动压力频谱上就表现为脉动压力幅值有所升高。

图7 起落架对舱体壁面压力系数的影响Fig.7 Effect of landing gear on bay wallpressure coefficient

图8 起落架+舱体与纯舱体脉动压力功率谱密度Fig.8 Power spectral density of fluctuating pressure between landing gear+bay and clean bay

表3和表4给出了安装起落架前后，舱体前壁面监测点1，舱体底部监测点4、6和后壁面监测点8、9这5处第2和第3阶模态振荡频率和幅值的对比。结果表明，在2种风速下，安装起落架后壁面监测点振荡特征频率没有产生较大变化，第2阶振荡模态对应幅值略增加，但第3阶振荡模态对应幅值有明显降低，这表明安装完起落架后，舱体产生的第3阶窄带噪声受到明显抑制。

表3 起落架+舱体与纯舱体脉动压力特征频率和功率谱密度幅值对比(U∞=68 m/s)Table 3 Comparison of fluctuationg pressure characteristic frequency and power spectral density amplitude between landing gear+bay and clean bay (U∞=68 m/s)

表4 起落架+舱体与纯舱体脉动压力特征频率和功率谱密度幅值对比(U∞=85 m/s)Table 4 Comparison of fluctuationg pressure characteristic frequency and power spectral density amplitude between landing gear+bay and clean bay(U∞=85 m/s)

图9 起落架+舱体和纯舱体脉动压力幅值差Fig.9 Difference of fluctuating pressure amplitude between landing gear+bay and clean bay

图9给出了2个典型风速下，2种构型不同频率下监测点噪声幅值的变化(ΔSPL)。结果显示，安装完起落架后，部分窄带噪声峰值受到抑制。在68 m/s风速时，安装了起落架后，耦合噪声在550 Hz频率处降低10 dB；在85 m/s时，在450 Hz频率处，幅值增加2 dB，在650 Hz和1 088 Hz 2个频率处，幅值分别降低8.3 dB和3 dB；但在其他频段范围内，噪声幅值均有增加，猜测可能是由于起落架存在，前缘自由剪切层附近敏感性受到影响，以及起落架支柱尾迹涡影响剪切涡与后缘撞击等原因所致。

3.2 纯舱体空腔噪声抑制

依据前述观点，舱体主要在中低频阶段对着陆系统耦合噪声产生贡献，因此有必要对纯舱体空腔的降噪措施进行深入研究，以期探索用于起落架/舱体降噪的方法。图10给出了2种典型风速下，安装了不同倾斜角的锯齿扰流单元后的舱体空腔过顶噪声指向性曲线，图中OASPL为总声压级。结果显示，不同夹角的锯齿扰流单元均有明显降噪效果，其中在68 m/s风速时，夹角为60°扰流单元降噪效果最明显，在85 m/s风速时，夹角为30°扰流单元降噪效果最明显。舱体空腔安装了锯齿扰流单元后，一方面，气流流过扰流单元形成脱落涡，产生自噪声，在同一速度下，噪声声压级随夹角的增大而增大；同时，由于安装了锯齿扰流单元，舱体空腔来流初始条件改变，导致舱体空腔自身产生噪声降低，而空腔自身噪声的降低量与锯齿扰流单元带来的自身噪声的增加量的差值并不随着角度的增加而增加，这就导致了最好的降噪效果并不是出现最大角度90°的现象。

图10 锯齿扰流单元对舱体空腔噪声指向性的影响Fig.10 Effects of sawtooth spoiler on clean bay sound field directivity

图11 舱体安装锯齿后与纯舱体脉动压力功率谱密度Fig.11 Fluctuating pressure power spectral density between clean bay and sawtooth spoiler cases

由于锯齿与水平面具有一定的夹角，使得原本水平运动的气流向舱体腔口斜上方运动，进一步改变了舱体前缘来流的状态，锯齿扰流单元的存在，将空腔前缘自由剪切层产生的大涡破碎成小涡。图11给出了安装了降噪效果最好的扰流单元脉动压力PSD谱的变化，从结果可以看出，安装了锯齿扰流单元后，由于扰流单元对气体的阻挡作用，舱体后壁脉动压力幅值降低，这表明气流对舱后缘冲击作用减缓，压力回传作用削弱，体现在安装于舱体后缘的8号和9号传感器上脉动压力减小；位于舱壁前缘的1号传感器数据显示，由于前缘安装了锯齿，前缘涡脱落减弱，脉动压力有所降低；同时由于齿形扰流单元对气流形成干扰，其自身尾流产生压力脉动，并集中于中高频段，使得3～6号传感器中高频段脉动压力增加。

表5和表6给出了68 m/s和85 m/s风速下，分别对应安装60°和30°这2种降噪效果最好的锯齿降噪单元前后，舱内监测点1、4、6、8、9这5处第2、3阶特征频率和幅值的变化。结果表明安装锯齿单元后，各阶特征频率增加，噪声幅值降低，特别在68 m/s风速时，舱体底部第2阶峰值消失。

从图12的脉动压力幅值差可以看出，安装了锯齿扰流单元后，舱体空腔在某一特定的频率带幅值受到明显的抑制。在68 m/s风速时，安装了锯齿60°扰流单元后，舱体空腔壁面所有监测点噪声幅值在550 Hz处有20 dB的降低；第2阶振荡频率增加至587.5 Hz；在85 m/s风速时，安装了锯齿30°扰流单元后，在450 Hz和650 Hz处，噪声分别降低了11.56 dB和16.39 dB。现象表明，安装了锯齿扰流单元后，舱体前缘来流状态变化，影响舱内流动结构，使得舱体空腔内部壁面压力状态得到改变，舱体空腔噪声进一步受到抑制。

表5 舱体安装锯齿前后脉动压力特征频率和功率谱密度幅值对比(U∞=68 m/s)Table 5 Comparison of fluctuating pressure characteristic frequency and power spectral density amplitude between empty bay and sawtooth spolier case(U∞=68 m/s)

表6 舱体安装锯齿前后脉动压力特征频率和功率谱密度幅值对比(U∞=85 m/s)Table 6 Comparison of fluctuating pressure characteristic frequency and power spectral density amplitude between empty bay and sawtooth spolier case(U∞=85 m/s)

图12 锯齿扰流单元对纯舱体噪声脉动压力幅值差的影响Fig.12 Effect of sawtooth spoiler on sound differencefluctuating pressure amplitude of clean bay

3.3 起落架及舱体耦合噪声抑制

根据Stokes-Kirchhoff声吸收公式，噪声吸收系数与频率的平方成正比，即频率越高，声音就越容易被吸收，声音在大气中传播距离越短，反之亦然。由前述结论，纯舱体噪声在低频阶段对起落架+舱体耦合噪声起主要作用，基于前面锯齿扰流单元对起落架空腔噪声的抑制结论，可通过对舱体空腔进行降噪的途径来实现对起落架+舱体耦合噪声进行抑制。图13给出了在舱体空腔前缘安装不同角度的锯齿扰流单元后起落架+舱体过顶耦合噪声指向性曲线，结果表明，在68 m/s和85 m/s这2种风速下，30°锯齿单元对耦合噪声抑制效果最好。这表明，利用齿形扰流单元对舱体空腔的降噪方法可运用于起落架+舱体耦合噪声的降噪中，不同夹角的锯齿扰流单元具有不一样的降噪效果。需要说明的是，在68 m/s和85 m/s这2种风速下，分别对应60°和30°这2种锯齿扰流单元对纯舱体空腔噪声抑制效果较好；但在起落架/舱体耦合状态下，由于起落架支柱产生的脱落涡导致舱体空腔内流动状态产生改变，导致在同一风速下，同一种锯齿扰流单元的降噪效果存在差异，即在68 m/s和85 m/s风速下，30°锯齿扰流单元对起落架/舱体耦合噪声降噪效果最好。

图13 锯齿扰流单元对起落架+舱体空腔耦合噪声指向性影响Fig.13 Effect of sawtooth spoiler on clean landing gear+bay cavity sound field directivity

图14 锯齿扰流单元对起落架+舱体空腔壁面脉动压力频谱影响Fig.14 Effect of sawtooth spoiler on fluctuating pressure spectrum of landing gear+bay wall

图14给出了舱体空腔内部安装30°锯齿扰流单元后，舱体空腔壁面脉动压力频谱变化，结果表明，由于安装了锯齿扰流单元，起落架舱体耦合噪声已经得到明显抑制，68 m/s风速下，在375 Hz和550 Hz处出现的起落架+空腔窄带噪声受到明显抑制，375 Hz对应的窄带噪声峰值消失，窄带噪声特性已不明显；85 m/s风速下，在450 Hz和637.5 Hz处出现的峰值消失，起落架+空腔窄带噪声受到抑制，窄带噪声特性已不明显。表7和表8给出了安装锯齿扰流单元后，起落架/舱体耦合噪声第2、3阶特征频率和幅值的变化。

图15给出了安装锯齿扰流单元后，不同频率下监测点噪声幅值差，结果显示，安装锯齿扰流单元后，壁面脉动压力频谱在低频阶段的幅值明显降低，图15结果显示，68 m/s风速时，在387.5 Hz和550 Hz 2个频带处，脉动压力传感器幅值明显降低；85 m/s风速时，在450 Hz和650 Hz 2个频带处，脉动压力传感器幅值明显降低，表9给出了2种风速下，脉动压力幅值的降低量。

从数据可以看出，利用锯齿扰流单元，可有效抑制起落架/舱体耦合噪声在中、低频阶段噪声峰值，进一步达到降低整个耦合噪声的目的。锯齿扰流单元的作用，主要是改变舱体空腔内部Rossiter自持性振荡，同前述单纯空腔的噪声抑制相似，减小安装了起落架后的舱体内部在各阶Rossiter振荡模态下的幅值，这对于降低整个起落架/舱体耦合噪声是有利的。

表7 起落架+舱体安装锯齿前后脉动压力特征频率和功率谱密度幅值对比(U∞=68 m/s)Table 7 Comparison of fluctuating presure characteristic frequency and power spectral density amplitude between landing gear+bay and sawtooth spoiler case(U∞=68 m/s)

表8 起落架+舱体安装锯齿前后脉动压力特征频率和功率谱密度幅值对比(U∞=85 m/s)Table 8 Comparison of fluctuating presure characteristic frequency and power spectral density amplitude between landing gear+bay and sawtooth spoiler case(U∞=85 m/s)

图15 锯齿扰流单元对起落架+舱体耦合噪声幅值影响Fig.15 Effect of sawtooth spoiler on amplitude of landing gear+bay coupling sound

表9 最高峰值噪声降低量Table 9 Noise reduction at peak value dB

4 结 论

针对民航适航条例对飞行器噪声要求越来越严的现状，本研究开展了起落架及其舱体耦合噪声的研究，主要结论如下：

1)在飞机起降阶段，起落架及舱体耦合噪声主要是由舱体产生的低频噪声和起落架本身产生的高频噪声组成，起落架加剧舱体空腔内部脉动压力变化，但对舱体空腔第3阶噪声有一定的抑制作用。

2)不同角度的扰流单元对纯舱体均有降噪效果；在68 m/s和85 m/s 2种风速下，分别对应60°和30°2种扰流单元降噪效果最佳，为起落架及舱体耦合噪声抑制提供了技术基础。

3)验证了不同角度扰流单元对起落架及舱体耦合噪声的抑制效果，获取了舱体底部脉动压力频谱特性曲线，结果表明，锯齿形扰流单元对起落架/舱体耦合噪声具有明显抑制效果，在本试验条件下，30°扰流单元降噪效果最佳。