基于前緣平行射流的縫翼噪聲控制研究

黃華，李偉鵬，王福新

（上海交通大學(xué) 航空航天學(xué)院，上海 200240）

基于前緣平行射流的縫翼噪聲控制研究

黃華，李偉鵬，王福新

（上海交通大學(xué) 航空航天學(xué)院，上海 200240）

為了降低縫翼噪聲，提出了一種基于前緣平行射流的縫翼噪聲控制技術(shù)，利用數(shù)值計(jì)算驗(yàn)證了該方法的有效性，并分析了其噪聲控制機(jī)理。采用EREQUENZ兩段翼型，利用DDES混合方法進(jìn)行二維非定常數(shù)值計(jì)算，獲取聲源分布，采用EW-H積分獲得遠(yuǎn)場噪聲特性。計(jì)算結(jié)果表明平行射流基本不影響翼型的氣動力特性，同時(shí)縫翼的中低頻噪聲得到有效的抑制，寬頻噪聲強(qiáng)度也有所減弱。通過對時(shí)均流場和瞬態(tài)流場的分析，初步闡述了兩種降噪機(jī)理：（1）平行射流與縫翼尖端分離流相互作用，改變了剪切層中的大尺度擬序結(jié)構(gòu)，展向渦的尺度及其不穩(wěn)定性均得到有效抑制，從而減弱了剪切層與縫翼壓力面撞擊而產(chǎn)生的壓力脈動，達(dá)到降低聲源強(qiáng)度的目的；（2）射流減小了回流速度，削弱了聲反饋機(jī)制。

縫翼噪聲；噪聲主動控制；平行射流

0 引 言

增升裝置的設(shè)計(jì)是為了在大型客機(jī)起飛和降落階段獲得足夠的升力系數(shù)，但是其常伴隨產(chǎn)生高強(qiáng)度的氣動噪聲。越來越嚴(yán)格的國際噪聲控制標(biāo)準(zhǔn)［1］，使得大型客機(jī)的噪聲及其降噪方法成為當(dāng)前的一個(gè)研究熱點(diǎn)。風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)［2-4］和飛行測試［5］均表明，縫翼噪聲是大型客機(jī)起降時(shí)機(jī)體噪聲的主要成分之一。因此，開展縫翼噪聲的降噪技術(shù)研究，闡述其主要降噪機(jī)理，可為工程實(shí)踐提供指導(dǎo)，進(jìn)而有效地降低客機(jī)的總體噪聲水平。

如圖1所示，縫翼噪聲包括三種典型成分，即寬頻噪聲，低頻窄帶噪聲和高頻窄帶噪聲［2］。其中，寬頻噪聲被認(rèn)為與剪切層與縫翼壓力面的撞擊有關(guān)，寬頻噪聲頻率范圍為St≈1～3（斯德魯哈爾數(shù)St≈fcslat／u∞，f為噪聲頻率，u∞為遠(yuǎn)場來流速度，cslat為縫翼弦長）。高頻的窄帶噪聲由縫翼尾緣脫落的渦產(chǎn)生，低頻窄帶成分源于一種渦聲耦合自勵(lì)反饋機(jī)理，其僅在特定的攻角、縫道寬度／縫道重疊量的等比例縮小風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ蜕铣霈F(xiàn)，被認(rèn)為與縫翼尖端處擬序的層流分離有關(guān)［6］。低頻窄帶噪聲致聲機(jī)理如圖2所示，從尖端拖出去的渦被剪切層裹挾而往下游發(fā)展，與縫翼尾緣撞擊后，產(chǎn)生一壓力波，其在空腔內(nèi)部往尖端處傳播，最終在尖端處誘發(fā)新生剪切層的不穩(wěn)定性，形成一自我激勵(lì)機(jī)制。

圖1 典型的縫翼噪聲頻譜［2］Fig.1 Typical slat noise spectra［2］

圖2 低頻窄帶噪聲致聲機(jī)理Fig.2 Mechanism of the low-frequency tonal noise

客機(jī)在實(shí)際飛行中，縫翼尾緣厚度與弦長的比值較風(fēng)洞模型相應(yīng)的比值要小得多，因此，導(dǎo)致高頻噪聲的鈍體尾緣渦脫落現(xiàn)象在實(shí)際構(gòu)型上并不顯著，縫翼高頻噪聲比低頻噪聲要微弱的多［7］，同時(shí)人耳對低頻段（約2k Hz）噪聲更為敏感，因此本文更多的關(guān)注于低頻噪聲。

為抑制縫翼低頻噪聲，國內(nèi)外學(xué)者廣泛開展了主／被動噪聲控制方面的研究。在被動控制技術(shù)上，縫翼空腔遮蔽［4］、縫翼密封片［8］和縫翼填充物［9］通過遮蔽部分回流區(qū)或完全消除回流區(qū)而推遲或消除了剪切層的形成，從而在根本上抑制或消除了聲產(chǎn)生機(jī)制。鋸齒狀縫翼尖端［10］則加劇了縫翼的展向流動，打碎了從縫翼尖端脫出去的大渦，減小了渦與縫翼碰撞所產(chǎn)生的壓力脈動。這些被動控制方法在縫翼降噪上具有較好的效果。例如，縫翼空腔遮蔽在0～10k Hz范圍內(nèi)能夠降低2dB的縫翼噪聲。

由于被動控制技術(shù)常在非設(shè)計(jì)工況下不能達(dá)到預(yù)期的噪聲抑制效果，國內(nèi)外學(xué)者們積極開展縫翼噪聲主動控制研究。在主動控制上，Knacke［11］等通過在縫翼空腔布置多重吸氣槽來抽離回流氣泡，顯著降低了縫翼的噪聲；Wells［12］在縫翼靠近尾緣的壓力面往外噴氣，以期將不穩(wěn)定流吹離壁面來降低剪切層與固壁的撞擊，由于噴口靠近縫道寬度出口區(qū)，從該處射流的能量不足以將高速的不穩(wěn)定流吹離壁面，該嘗試沒有成功。Chen［13］在縫翼尖端附近布置介質(zhì)阻擋放電（Dielectric Barrier Discharge，DBD）等離子體激勵(lì)器來降低縫翼窄帶噪聲，其認(rèn)為等離子體激勵(lì)器降低噪聲的潛在的三種機(jī)理為：1）等離子體類似聲襯的作用，可以削弱聲朝地面的反射；2）等離子體誘導(dǎo)流消除或降低了縫翼尾跡的不穩(wěn)定性；3）等離子體的安裝填充了部分的空腔，從而減小了回流氣泡的尺寸。

為了降低縫翼的低頻噪聲，本文提出一種在縫翼前緣施加平行噴流的主動控制技術(shù)?？p翼的幾何結(jié)構(gòu)與空腔類似，在空腔噪聲控制上，噴流是一種主動可調(diào)的流動控制技術(shù)，具有較成熟的應(yīng)用［14-17］。射流降噪的機(jī)理為射流加厚了邊界層，從而增加了邊界層的穩(wěn)定性，其可以減輕甚至消除剪切層與下游角區(qū)的撞擊。在基于定常噴流的凹坑噪聲控制中，有在前緣角區(qū)的上游垂直于遠(yuǎn)場來流方向向上射流［14-15］，以及在前緣角區(qū)低于角區(qū)高度的壁面平行于遠(yuǎn)場來流方向射流［16］和與遠(yuǎn)場來流成45°角斜向上射流［17］。

在空腔射流方向的選擇上，當(dāng)射流具有垂直于遠(yuǎn)場來流的分量時(shí)，剪切層會往空腔外部移動，對應(yīng)于縫翼這一特殊的空腔構(gòu)型，即為剪切層發(fā)展到尾緣后較基準(zhǔn)構(gòu)型會往主翼方向偏移，從而“堵塞”部分通道，此時(shí)流過縫道區(qū)的流量不可避免的會減小。由于縫翼增升機(jī)理為與主翼構(gòu)成一收縮通道，通過縫道區(qū)的高速流體吹除主翼吸力面的剪切層，加速主翼吸力面上的流動和延緩失速，當(dāng)通過縫道區(qū)域的流量減小時(shí)，會降低增升裝置的增升性能。基于上述考慮，本文選擇了在平行于遠(yuǎn)場來流的方向上噴流。

為了降低縫翼的低頻噪聲，本文在上述工作的基礎(chǔ)上，引入已成熟應(yīng)用在空腔的射流降噪技術(shù)，同時(shí)為了保持縫翼的增升性能，選擇在縫翼尖端附近平行射流。數(shù)值模擬了平行射流在縫翼降噪上的應(yīng)用；得到了與實(shí)驗(yàn)結(jié)果基本一致的表面壓力分布、空腔速度分布和中場監(jiān)測點(diǎn)的噪聲頻譜，同時(shí)分析了射流對縫翼氣動力和氣動噪聲的影響，并分析了其降噪機(jī)理。

1 數(shù)值計(jì)算方法

1.1 縫翼模型

基準(zhǔn)構(gòu)型采用德國ERENQUENZ項(xiàng)目［3］采用的兩段構(gòu)型，該構(gòu)型包括縫翼和主翼?；鶞?zhǔn)構(gòu)型對應(yīng)的聲風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)條件為：巡航構(gòu)型弦長cstowed＝0．4m，馬赫數(shù)M＝16，攻角α＝13°，對應(yīng)于巡航構(gòu)型弦長的雷諾數(shù)Re＝1．4×106。

射流構(gòu)型如圖3所示，射流縫寬h＝1．6mm，假定在整個(gè)縫寬上速度為均勻分布，縫下游邊緣距尖端距離為1．2mm。采用了兩組射流量，射流速度uslot分別為30m／s和45m／s，射流方向平行于從縫翼尖端指向縫翼尾緣的矢量方向。對應(yīng)的無量綱動量系數(shù)cμ＝2h／cstowed（uslot／u∞）2分別為2．43×10-3和5．47×10-3。

圖3 計(jì)算網(wǎng)格Fig.3 Computational grids

1.2 計(jì)算網(wǎng)格

采用二維模擬，網(wǎng)格數(shù)為70萬。為了準(zhǔn)確捕捉縫翼空腔內(nèi)非定常流動，其中25萬網(wǎng)格點(diǎn)位于空腔。邊界層劃分了26個(gè)點(diǎn)，第一層網(wǎng)格相對于巡航構(gòu)型弦長的無量綱高度為1．71×10-5，對應(yīng)的y＋≈1。遠(yuǎn)場為C型邊界，外邊界距主翼前緣為50倍巡航翼型弦長。

1.3 數(shù)值方法

基于商用軟件ELUENT 14．0，采用基于SSTk-ω湍流模型的延遲脫體渦模擬（Delayed Detached Eddy Simulation，DES）來計(jì)算聲源，再利用ELUENT內(nèi)置的EW-H積分模塊獲得遠(yuǎn)場的噪聲特性，空間和時(shí)間離散精度都為二階。非定常模擬中，采用20步亞迭代來加速收斂。DES特別適用于計(jì)算分離流：RANS可以有效地模擬邊界層，且計(jì)算資源比LES小得多；在邊界層外，LES直接模擬大尺度渦，小尺度渦對大渦的影響通過亞格子模型來近似模擬。DES可以在整個(gè)流場上既滿足計(jì)算精度要求又節(jié)省計(jì)算成本，DDES較DES可以在邊界層模擬上隔絕LES的侵?jǐn)_，從而可以劃分更為細(xì)密的網(wǎng)格，提高了能夠模擬的最高頻率［18］。

為了降低縫翼空腔的渦粘性，使縫翼空腔流動的非定常特性充分發(fā)展，采用DDES模擬聲源。由于是二維模擬，忽略了渦的展向特性，沒有考慮到渦軸指向的改變和渦的三維延伸機(jī)制［11］。由于本文的目的為探討射流在縫翼降噪上的應(yīng)用及其機(jī)理，而不是進(jìn)行定量的降噪研究，所以采用二維DDES模擬。

在時(shí)間推進(jìn)的處理上，將RANS解作為非穩(wěn)態(tài)推進(jìn)解的初始值，然后推進(jìn)4000步以獲得準(zhǔn)穩(wěn)態(tài)解，接下來的7000步流場數(shù)據(jù)用于做統(tǒng)計(jì)分析以獲得遠(yuǎn)場噪聲特性。無量綱時(shí)間步長Δtu∞／cstowed＝1．496 ×10－3，此時(shí)遠(yuǎn)場來流流過巡航構(gòu)型弦長的距離需要668步。將每一迭代步獲得的縫翼和主翼固壁上的聲源信息進(jìn)行EW-H積分，以獲得遠(yuǎn)場噪聲特性。針對增升裝置，固壁積分面和可穿透面積分所獲得的遠(yuǎn)場噪聲特性在機(jī)翼下方指向上基本一致［19］，所以本文只采用了固壁積分。

2 計(jì)算方法的驗(yàn)證

2.1 表面壓力系數(shù)

為了驗(yàn)證數(shù)值方法在模擬增升裝置氣動特性上的能力，將無射流情況下的DDES計(jì)算得到的表面壓力系數(shù)時(shí)均值與風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)值進(jìn)行了對比，如圖4所示，計(jì)算得到的表面壓力系數(shù)分布與風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)值基本一致。

2.2 空腔速度分布

縫翼低頻噪聲由剪切層與縫翼固壁的撞擊所產(chǎn)生，因此，剪切層發(fā)展的模擬對噪聲計(jì)算的準(zhǔn)確度影響很大。為了驗(yàn)證計(jì)算方法在模擬剪切層發(fā)展上的準(zhǔn)確度，在空腔區(qū)域監(jiān)測了四條線上的速度分布，并與風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)值進(jìn)行了對比，四條線的幾何位置如圖5所示，圖6為DDES計(jì)算得到的垂直于監(jiān)測線的速度分量時(shí)均量沿線的分布，橫坐標(biāo)為無量綱化的沿監(jiān)測線的距離，縱坐標(biāo)為用遠(yuǎn)場來流聲速無量鋼化的速度。與Konig等［20］所獲得的對比結(jié)果類似，線B、線C在靠近縫翼固壁的一端數(shù)值解與實(shí)驗(yàn)值差別較大，這是由于PIV實(shí)驗(yàn)在空腔靠近固壁的回流區(qū)撒布的粒子較少，所獲得的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)不準(zhǔn)確導(dǎo)致的。四條線上的速度分布外形、速度大小與實(shí)驗(yàn)值符合較好，即準(zhǔn)確地模擬了剪切層的發(fā)展。

圖4 表面壓力系數(shù)Fig.4 Coefficient of surface pressure

圖5 空腔區(qū)域監(jiān)測線的幾何位置示意圖Fig.5 Location of survey lines

圖6 垂直于監(jiān)測線的速度分量時(shí)均量沿監(jiān)測線的分布Fig.6 Velocity distributions normal to the lines as a function of the normalized coordinates along lines

2.3 中場兩個(gè)監(jiān)測點(diǎn)的噪聲

在中場設(shè)置了兩個(gè)監(jiān)測點(diǎn)并將其噪聲頻譜與風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)值進(jìn)行了對比，兩個(gè)監(jiān)測點(diǎn)的位置如表1所示。如圖7所示，坐標(biāo)原點(diǎn)位于主翼前緣，角度按逆時(shí)針方向增長。在EW-H積分的處理上，將聲源信息分為六段，相鄰兩段聲源信息的重疊量為50%，然后將六段聲源信息積分得到的中場噪聲能量譜密度進(jìn)行平均。

圖7 中場監(jiān)測點(diǎn)示意圖Fig.7 Definition of the microphone positions

表1 監(jiān)測點(diǎn)的坐標(biāo)Table 1 Locations of the artificial microphones

風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)表明，中場監(jiān)測點(diǎn)P1和P2的噪聲能量譜密度具有四個(gè)峰值［3］，近似的有f1＝1230 Hz，f2＝1915 Hz，f3＝2560 Hz，f4＝3280 Hz。從圖8可知，第二、三、四個(gè)峰值在峰值頻率上與實(shí)驗(yàn)值符合一致，在幅值上較實(shí)驗(yàn)值要小，第一個(gè)峰值沒有捕捉準(zhǔn)確，這應(yīng)該是由于忽略展向效應(yīng)，沒有全面捕捉到空腔的渦動力學(xué)行為所引起的。從監(jiān)測點(diǎn)的能量譜密度可知，二維情況下的噪聲數(shù)值模擬具有合適的精度，捕捉到了主要的發(fā)聲機(jī)理。

圖8 中場監(jiān)測點(diǎn)的噪聲能量譜密度Fig.8 Sound spectra at the near far-field locations

3 計(jì)算結(jié)果

3.1 表面壓力系數(shù)

首先，為了確保增升裝置的增升性能沒有受到影響，對升／阻力系數(shù)進(jìn)行了比較；接下來比較了三種構(gòu)型的時(shí)均流場和瞬時(shí)流場；最后給出了兩種射流構(gòu)型下中場兩個(gè)監(jiān)測點(diǎn)的噪聲頻譜以及遠(yuǎn)場噪聲指向性。

非定常模擬得到的時(shí)均升／阻力系數(shù)如表2所示。射流對升力系數(shù)基本沒有影響，同時(shí)降低了增升裝置的阻力，射流的應(yīng)用維持了增升裝置的原有增升性能。

表2 非定常模擬得到的時(shí)均升／阻力系數(shù)Table 2 Time-averaged CLand CD

圖9描繪了基準(zhǔn)構(gòu)型和噴流構(gòu)型下縫翼凹坑內(nèi)展向渦wzcstowed／u∞（wz為展向角速度）的時(shí)均云圖。從時(shí)均云圖可知，基準(zhǔn)構(gòu)型在空腔的中央存在很明顯的渦系，射流打散了相應(yīng)區(qū)域的渦系。射流后在噴縫遠(yuǎn)離尖端的邊緣新生有一剪切層，當(dāng)加大射流量后，該剪切層的強(qiáng)度有所加大，靠近c(diǎn)usp一端剪切層的強(qiáng)度則有所減小。

圖10描繪了三種構(gòu)型下典型的瞬時(shí)渦云圖。從圖10可知，射流顯著改變了縫翼凹坑內(nèi)的渦動力學(xué)行為。噴流與新生剪切層的干擾破壞了剪切層展向的擬序結(jié)構(gòu)，減小了展向渦的結(jié)構(gòu)尺寸，削弱了渦的擺動，從尖端脫出去的渦系被很好地限制在一個(gè)窄的條帶內(nèi)。這些穩(wěn)定的小渦對縫翼尾緣的撞擊作用較紊亂的大渦要小，由此產(chǎn)生的壓力脈動也較小。這些現(xiàn)象與Arunajatesan等［14］所述的空腔射流降噪機(jī)理是一致的。同時(shí)，基準(zhǔn)構(gòu)型下，自由剪切層撞擊縫翼尾緣后，剪切層裹挾的渦系回流現(xiàn)象非常顯著，這些大尺度、大能量的渦系的回流使凹坑內(nèi)部流動更加復(fù)雜和紊亂，射流后，回流渦系無論是強(qiáng)度上還是規(guī)模上比基準(zhǔn)構(gòu)型都要小得多。三種構(gòu)型下，cμ＝0．00243時(shí)渦結(jié)構(gòu)最小，當(dāng)加大射流量后，渦結(jié)構(gòu)和渦強(qiáng)度均有所加大，這表明需要對射流量進(jìn)行優(yōu)化，以獲得最優(yōu)的降噪效果。

圖9 時(shí)均展向渦云圖Fig.9 Time-averaged spanwise vorticity

圖10 瞬時(shí)展向渦Fig.10 Instantaneous spanwise vorticity

圖11 時(shí)均速度云圖和時(shí)均流線Fig.11 Time-averaged velocity magnitude and streamlines

將三種構(gòu)型的時(shí)均流線和時(shí)均速度繪于圖11。從圖11上可知，射流后回流區(qū)的寬度變小。有兩條分界流線分別源于射流縫道的上下游邊緣，這兩條流線往縫翼尾緣發(fā)展，并最終通過縫道區(qū)域流出。射流后接近縫翼壓力面的回流速度變小，此時(shí)回流對新生剪切層的干擾亦會減弱，從而削弱了回流反饋機(jī)制。

圖12給出了射流后中場兩個(gè)監(jiān)測點(diǎn)的噪聲頻譜與基準(zhǔn)構(gòu)型的對比。可以看出，cμ＝0．00243時(shí)，在500 Hz到7k Hz范圍內(nèi)，射流既降低了中場的寬頻噪聲，也降低了中場的窄帶噪聲，在大于7k Hz時(shí)，點(diǎn)P1噪聲較基準(zhǔn)構(gòu)型要大，點(diǎn)P2沒有降噪效果。由于射流打碎了從尖端脫出去的大渦，使能量由低頻向高頻轉(zhuǎn)移，降低了低頻噪聲的同時(shí)，加大了高頻噪聲。當(dāng)進(jìn)一步加大射流量后，降噪效果減弱，且有效頻率范圍變小。在500 Hz到1600Hz范圍內(nèi)，兩種射流量降噪效果差別不大，大于1600Hz后，較小射流量所獲得的降噪效果較加大射流量后要好；大于6k Hz后，較大射流量下的噴流顯著加大了噪聲。

為獲得遠(yuǎn)場噪聲特性，將重疊量為50%的六段聲源數(shù)據(jù)分別進(jìn)行EW-H積分，然后將其得到的遠(yuǎn)場噪聲特性進(jìn)行平均。遠(yuǎn)場觀測點(diǎn)位于一個(gè)以主翼前緣為圓心，角度按逆時(shí)針方向增長的半徑r＝50cstowed的圓上。如圖13所示，遠(yuǎn)場指向性圖接近于偶極子，且指向性垂直于縫翼翼弦。當(dāng)cμ＝0．00243時(shí)，在所有角度上均有5～6dB的降噪效果，當(dāng)加大射流量時(shí)，降噪效果隨角度的變化而變化。兩種射流量下的射流基本沒有改變縫翼噪聲的遠(yuǎn)場指向性。

圖12 射流后中場監(jiān)測點(diǎn)的噪聲能量譜密度Fig.12 Sound spectra at the near far-field locations with mass injection

圖13 遠(yuǎn)場噪聲指向性圖Fig.13 Far-fielddirectivity of OASPL

4 結(jié) 論

本文數(shù)值研究了在縫翼尖端附近的壓力面上平行射流的縫翼降噪技術(shù)。應(yīng)用DDES計(jì)算了二維情況下兩段增升翼型EREQUENZ在起降構(gòu)型下的聲源，并用EW-H積分獲得了中、遠(yuǎn)場噪聲特性。將基準(zhǔn)構(gòu)型的表面壓力系數(shù)、空腔速度分布和中場監(jiān)測點(diǎn)的噪聲頻譜與實(shí)驗(yàn)值進(jìn)行了對比。對比結(jié)果表明本文采用的數(shù)值方法準(zhǔn)確地模擬了增升裝置的氣動力學(xué)和聲學(xué)特性，捕捉到了縫翼空腔流動主要的動力學(xué)行為。

計(jì)算結(jié)果表明，前緣射流可以有效地降低縫翼噪聲的強(qiáng)度，射流對縫翼和主翼的氣動力特性影響不大，升力系數(shù)沒有變化，阻力系數(shù)減小。射流有效地降低了縫翼的寬頻和低頻窄帶噪聲，對縫翼遠(yuǎn)場噪聲指向性基本沒有影響。

提出了前緣平行噴流降低縫翼噪聲的兩種機(jī)理：

（1）平行射流與縫翼尖端分離流相互作用，改變了剪切層中的大尺度擬序結(jié)構(gòu)，展向渦的尺度及其不穩(wěn)定性均得到有效抑制，從而減弱了由于剪切層與縫翼壓力面撞擊而產(chǎn)生的壓力脈動，達(dá)到了降低聲源強(qiáng)度的目的；

（2）射流顯著地改變了縫翼空腔的流動特性，回流區(qū)的寬度變小，靠近縫翼壓力面的回流速度變小，削弱了聲反饋機(jī)制。

同時(shí)，由于沒有考慮到縫翼流動的三維特性，本研究只能給出一個(gè)定性的結(jié)論，下一步將開展三維情況下基于前緣平行射流的縫翼降噪技術(shù)研究。

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Slat noise suppression based on upstream parallel mass injection

HUANG Hua，LI Weipeng，WANG Euxin
（School of Aeronautics and Astronautics，Shanghai Jiaotong University，Shanghai 200240，China）

A numerical investigation into the suppression of slat noise has been conducted with upstream parallel mass injection near the slat cusp．The efficiency and mechanism of noise attenuation with upstream parallel mass injection is studied in a hybrid approach．Delayed Detached Eddy Simulation is performed todescribe the noise sources of a two component high-lift model，EREQUENZ；Efowcs-Williams and Hawking’s integration is employed to obtain the far-field aeroacoustic signatures．Results show that with injection，aerodynamic capability of the high-liftdevices is sustained，and both broad band and tonal noise attenuation are observed．Withdetailed analysis of the time-averaged and the instantaneous flow fields，two mechanisms are identified as the reasons accounting for the noise attenuation：（1）the interaction of upstream parallel mass injection and thedetached flow at the cusp alters the characteristics of the free shear layer，leading to the breakup of the large coherent structures and creation of smaller vortical structures，these reduced-scale vortical structures are well confined in a narrow space，thus reduces the shear layer flapping and leades to a smaller impingement between free shear layer and slat pressure surface，and then eventually reduces the fluctuating pressure levels；（2）upstream parallel mass injection reduces the velocity of the back-flow，which alleviates the feed-back loop．

slat noise；noise active control；parallel mass injection

V224＋.5

Adoi：10.7638／kqdlxxb-2012.0217

0258-1825（2014）06-0854-07

2012-12-25；

2013-01-22

黃華（1988-），男，碩士研究生，研究方向：計(jì)算氣動噪聲．E-mail:huahuangsjtu＠gmail.com

王福新，男，博士，研究員，研究方向：飛行器增升裝置噪聲特性．E-mail:fuxinwang＠sjtu.edu.cn

黃華，李偉鵬，王福新．基于前緣平行射流的縫翼噪聲控制研究［J］．空氣動力學(xué)學(xué)報(bào)，2014，32（6）：854-860．

10．7638／kqdlxxb-2012．0217 HUANG H，LI W P，WANG E X．Slat noise suppression based on upstream parallel mass injection［J］．ACTA Aerodynamica Sinica，2014，32（6）：854-860．