LAGOON起落架縮比模型機(jī)輪空腔發(fā)聲機(jī)理試驗(yàn)

王驍原， 郭昊， 邢宇， 劉沛清

北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院， 北京 100083

LAGOON起落架縮比模型機(jī)輪空腔發(fā)聲機(jī)理試驗(yàn)

王驍原， 郭昊， 邢宇， 劉沛清*

北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院， 北京 100083

在國(guó)際上關(guān)于LAGOON(LAnding Gear nOise database for civil aviation authority validatiON)起落架的研究中發(fā)現(xiàn)，機(jī)輪空腔噪聲是一個(gè)重要的噪聲源，為了研究其產(chǎn)生機(jī)理，本文以LAGOON模型的1/2縮比模型為試驗(yàn)對(duì)象，在北京航空航天大學(xué)D5氣動(dòng)聲學(xué)風(fēng)洞中進(jìn)行試驗(yàn)。已有LAGOON模型數(shù)值模擬結(jié)果表明，過(guò)頂和側(cè)邊噪聲中的純音噪聲與機(jī)輪空腔息息相關(guān)。并在LAGOON縮比模型試驗(yàn)結(jié)果的基礎(chǔ)上，利用空腔填充的方法重點(diǎn)展開(kāi)機(jī)輪空腔發(fā)聲機(jī)理研究。通過(guò)對(duì)比不同填充方式的模型噪聲試驗(yàn)，結(jié)合已有的半經(jīng)驗(yàn)公式和前人成果，驗(yàn)證了空腔噪聲中純音噪聲的產(chǎn)生機(jī)理與機(jī)輪空腔的聲學(xué)共振現(xiàn)象有密切關(guān)系。

起落架； 氣動(dòng)聲學(xué)； 噪聲測(cè)量； 空腔噪聲； 填充改造； 噪聲機(jī)理

隨著航空技術(shù)的發(fā)展，航空噪聲問(wèn)題逐漸引起了世界的關(guān)注，大型客機(jī)聲學(xué)研究已經(jīng)是一項(xiàng)重要課題[1-3]，而起落架氣動(dòng)噪聲研究更是重中之重[4-5]。

起落架氣動(dòng)噪聲機(jī)理大致可以分為3部分：由起落架的機(jī)輪、輪軸、支柱等鈍體結(jié)構(gòu)引起的鈍體繞流，在尾流中存在的不穩(wěn)定大尺度渦的變形和脈動(dòng)產(chǎn)生了噪聲[6]；由于結(jié)構(gòu)本身的復(fù)雜性，很多部件會(huì)處于上游部件的尾流中，尾流的再附行為同樣會(huì)引起壓力脈動(dòng)，產(chǎn)生交互噪聲[7-9]；起落架中還存在著起落架艙和機(jī)輪空腔等空腔結(jié)構(gòu)，因此空腔噪聲也是起落架的主要噪聲之一。

40多年來(lái)，NASA[10-11]、法國(guó)航空空間研究局[12]等研究機(jī)構(gòu)和許多高校[13]以及各大航空公司[14-16]都對(duì)起落架降噪技術(shù)進(jìn)行了理論和試驗(yàn)研究[17-22]。空客公司聯(lián)合法國(guó)宇航公司、德國(guó)宇航公司以及南安普頓大學(xué)的LAGOON(LAnding Gear nOise database for civil aviation authority validatiON)項(xiàng)目，也是目前起落架降噪研究方面的熱點(diǎn)[23]。

Casalino等[24-25]在LAGOON模型的數(shù)值模擬結(jié)果中發(fā)現(xiàn)，側(cè)邊噪聲和過(guò)頂噪聲中存在多個(gè)純音噪聲。經(jīng)過(guò)各工況結(jié)果比對(duì)以及數(shù)據(jù)分析，認(rèn)為這些純音噪聲與機(jī)輪空腔有著密切關(guān)系。因此有必要從試驗(yàn)的角度來(lái)探討純音噪聲與機(jī)輪空腔流動(dòng)的關(guān)系，研究純音噪聲的發(fā)聲機(jī)理，為今后的起落架降噪研究提供參考。

空腔噪聲比較復(fù)雜，其發(fā)聲機(jī)理可以分為4種：第1種是發(fā)生于深腔(長(zhǎng)度/深度<2)內(nèi)部的大尺度渦脈動(dòng)產(chǎn)生的寬頻噪聲；第2種是空腔離開(kāi)前緣發(fā)生的自由剪切層不穩(wěn)定性產(chǎn)生的寬頻噪聲；第3種是空腔內(nèi)部的自激振蕩產(chǎn)生強(qiáng)烈噪聲；第4種是空腔附近的噪聲源在空腔內(nèi)部產(chǎn)生駐波，從而產(chǎn)生一個(gè)頻率由空腔尺寸決定的共振噪聲[26-27]。4種機(jī)理產(chǎn)生的噪聲之間也存在著相互作用，有可能會(huì)形成更強(qiáng)的噪聲。

中國(guó)在起落架噪聲空腔研究方面起步較晚，喬渭陽(yáng)[28]最早用麥克風(fēng)陣列測(cè)量了起落架噪聲，此后逐漸展開(kāi)了針對(duì)起落架噪聲的數(shù)值模擬和試驗(yàn)研究。在數(shù)值模擬方面，寧方立[29]、龍雙麗[30]和胡寧[31]等分別對(duì)起落架結(jié)構(gòu)部件、單輪起落架和四輪起落架進(jìn)行過(guò)研究，得到了遠(yuǎn)場(chǎng)指向性圖并驗(yàn)證了分離渦與氣動(dòng)噪聲的關(guān)系。在試驗(yàn)方面，前人已經(jīng)做過(guò)起落架結(jié)構(gòu)部件噪聲試驗(yàn)[32]、單輪起落架噪聲試驗(yàn)[33]和ARJ客機(jī)的進(jìn)場(chǎng)飛行噪聲現(xiàn)場(chǎng)試驗(yàn)[34-35]等，一定程度上說(shuō)明了起落架噪聲的特性和噪聲的產(chǎn)生機(jī)理。在空腔噪聲方面，多數(shù)文獻(xiàn)針對(duì)起落架艙形成的空腔噪聲進(jìn)行研究[36-37]，例如，楊黨國(guó)等[36]基于大渦模擬(LES)和FW-H(Ffowcs Williams-Hawkings)方程相結(jié)合的方法對(duì)空腔自激振蕩發(fā)聲機(jī)理進(jìn)行了研究。但是目前還沒(méi)有針對(duì)完整起落架機(jī)輪空腔氣動(dòng)噪聲的研究。

本文基于LAGOON標(biāo)準(zhǔn)模型的1/2模型，如圖1所示，采用試驗(yàn)的方法來(lái)研究機(jī)輪空腔噪聲機(jī)理，在不同來(lái)流速度對(duì)起落架模型進(jìn)行噪聲試驗(yàn)。得到基礎(chǔ)結(jié)果后填充起落架機(jī)輪空腔并進(jìn)行試驗(yàn)，將填充后的結(jié)果與基礎(chǔ)結(jié)果相對(duì)比，分析噪聲機(jī)理。

圖1 LAGOON起落架模型 Fig.1 Model of LAGOON landing gear wheel

1 試驗(yàn)設(shè)備

國(guó)際上的LAGOON標(biāo)準(zhǔn)模型是由A320前起落架縮比并簡(jiǎn)化而來(lái)，比例為1∶2.5，由于風(fēng)洞尺寸的限制，試驗(yàn)中所采用的LAGOON模型經(jīng)過(guò)了二次縮比，與A320前起落架比例為1∶5。

試驗(yàn)在北京航空航天大學(xué)D5聲學(xué)風(fēng)洞中進(jìn)行，D5風(fēng)洞是一座低速、低湍流度、低噪聲的回流氣動(dòng)聲學(xué)風(fēng)洞，試驗(yàn)段長(zhǎng)度為2 m，風(fēng)洞開(kāi)口橫截面積為1 m×1 m，試驗(yàn)段開(kāi)口風(fēng)速最大可達(dá)80 m/s，來(lái)流湍流度低于0.08%，如圖2所示。

遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲測(cè)量使用丹麥BK公司的自由場(chǎng)傳聲器。試驗(yàn)中的采樣頻率為3.2 kHz，頻譜的分辨率為8 Hz。

圖2 北京航空航天大學(xué)D5風(fēng)洞 Fig.2 D5 wind tunnel in Beihang University

2 試驗(yàn)工況參數(shù)設(shè)置

為分別觀測(cè)側(cè)邊噪聲和過(guò)頂噪聲，設(shè)置2種基礎(chǔ)工況，為了避免遮蔽效應(yīng)，測(cè)點(diǎn)選在靠近來(lái)流風(fēng)速的位置，探頭與起落架連線(圖3中黃線)和來(lái)流風(fēng)速的夾角為60°，距離s分別為1 550 mm和2 030 mm，基礎(chǔ)工況設(shè)置如表1所示，示意圖如圖3所示，并且每種工況都在30 m/s、40 m/s、50 m/s 和60 m/s風(fēng)速下進(jìn)行。

在Casalino等[24]研究的工況中，比較了移除輪軸和改變機(jī)輪間距后的結(jié)果考察自激振蕩和聲學(xué)共振的影響，在本文的試驗(yàn)中，則采用填充空腔的方法來(lái)消除剪切層脈動(dòng)和自激振蕩，并觀察結(jié)果，如圖4所示。為進(jìn)一步確認(rèn)機(jī)輪空腔的發(fā)聲機(jī)理，需要設(shè)置不同填充方式的工況：2個(gè)機(jī)輪空腔都覆蓋的全填充(All)、只填充一側(cè)機(jī)輪空腔的單側(cè)填充(One side)、只填充兩機(jī)輪空腔靠近噴口半側(cè)的前側(cè)填充(Forward side)以及只填充兩機(jī)輪空腔靠近集氣口半側(cè)的后側(cè)填充(Backward side)，如圖5所示，并在相應(yīng)的來(lái)流風(fēng)速U下進(jìn)行試驗(yàn)，具體工況設(shè)置如表2所示。

圖3 試驗(yàn)裝置示意圖(工況1) Fig.3 Schematic diagram of test device (Case 1)

表1 各基礎(chǔ)工況具體參數(shù)設(shè)置Table 1 Detailed parameters of basic cases

圖4 改造示意圖 Fig.4 Schematic diagram of modification

圖5 各填充工況示意圖(紅線代表填充片) Fig.5 Schematic diagram of detailed settings of modified cases (red lines represent inner wheel coverings)

表2 各填充工況具體設(shè)置Table 2 Detailed settings of modified cases

CaseMethodsofmodificationCaseAAllCaseBOnesideCaseCForwardsideCaseDBackwardside

3 試驗(yàn)結(jié)果與分析

3.1 基礎(chǔ)工況結(jié)果

圖6是50 m/s風(fēng)速下側(cè)邊噪聲(Sideline)與背景噪聲(Background)的對(duì)比圖，從圖中可以看出，基礎(chǔ)工況聲壓級(jí)(SPL)比同風(fēng)速下背景噪聲聲壓級(jí)高10 dB。根據(jù)開(kāi)口聲學(xué)風(fēng)洞的設(shè)計(jì)要求[38]，模型噪聲至少高于風(fēng)洞背景噪聲10 dB時(shí)，風(fēng)洞得到的聲學(xué)數(shù)據(jù)才是有效的，因此，本試驗(yàn)中所得數(shù)據(jù)可信。

圖7(a)和圖7(b)分別是側(cè)邊工況(Case 1)和過(guò)頂工況(Case 2)得到的不同來(lái)流風(fēng)速下的噪聲頻譜圖。隨著風(fēng)速的提高，聲壓級(jí)呈逐漸升高趨勢(shì)，而且在30～60 m/s的風(fēng)速下，Case 1在f1=2.1 kHz、f2=3.04 kHz和f3=7.2 kHz附近存在3個(gè)明顯的純音，Case 2在f3附近存在一個(gè)駝峰，輪軸渦脫落對(duì)應(yīng)的最大頻率為0.57 kHz，遠(yuǎn)低于3個(gè)純音頻率，意味著這3個(gè)純音噪聲與渦脫落無(wú)關(guān)，同時(shí)這幾個(gè)純音噪聲的頻率并不隨來(lái)流風(fēng)速的改變而明顯改變，也說(shuō)明這幾個(gè)純音噪聲與自激振蕩無(wú)關(guān)，而與機(jī)輪空腔的聲學(xué)共振現(xiàn)象有關(guān)。

圖6 側(cè)邊噪聲與背景噪聲聲壓頻譜對(duì)比 Fig.6 Sound pressure spectrum contrast between sideline and background noise

圖7 不同來(lái)流速度下基礎(chǔ)工況聲壓頻譜對(duì)比 Fig.7 Sound pressure spectrum contrast of basic cases with different free stream velocities

3.2 聲共振特征長(zhǎng)度

為驗(yàn)證3個(gè)純音與聲共振現(xiàn)象的關(guān)系，引入Marsden等[39]提出的圓形空腔的共振噪聲公式驗(yàn)證了共振噪聲的影響，共振噪聲公式為

(1)

式中：c∞為聲速；λm為與徑向模態(tài)m相關(guān)的特征值；i為橫向(兩機(jī)輪相對(duì)方向)模態(tài)，代表橫向1/4 波長(zhǎng)的個(gè)數(shù)，即滿(mǎn)足可以產(chǎn)生駐波條件的波長(zhǎng)的個(gè)數(shù)；d為直徑；L為空腔長(zhǎng)度?？梢钥闯?，其頻率完全由空腔尺寸和各模態(tài)決定，與流動(dòng)沒(méi)有關(guān)系。

由于起落架機(jī)輪空腔與圓形空腔相比更加復(fù)雜，所以式(1)中的尺寸參數(shù)要加以調(diào)整。以本試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜑闇?zhǔn)，機(jī)輪空腔為環(huán)形空腔，因此有效半徑r0為機(jī)輪空腔半徑rwheel與輪軸半徑raxle之差，即r0=rwheel-raxle；L作為橫向的特征長(zhǎng)度，如果以剪切層為聲源，并把剪切層作為一種可以產(chǎn)生駐波的邊界考慮在內(nèi)，在基礎(chǔ)工況和4種填充工況中一共就會(huì)有4種特征長(zhǎng)度，即對(duì)側(cè)底面到剪切層(Floor-shear layer)的距離LFS；剪切層到剪切層(Shear layer-shear layer)的距離LSS；剪切層到同側(cè)底面(Shear layer-floor)的距離LSF；剪切層到對(duì)側(cè)填充片(Shear layer-covering)的距離LSC，另外，因?yàn)樘畛淦奈恢门c剪切層相同，所以LSC在長(zhǎng)度上與LSS相同。各特征長(zhǎng)度的定義見(jiàn)圖8，具體數(shù)值見(jiàn)表3。

另外，對(duì)于特征長(zhǎng)度L，存在聲學(xué)修正[40]為

L′=L+αD

(2)

式中：α為修正系數(shù)；D為圓腔直徑。根據(jù)Casalino等[24]的結(jié)論，f1純音的橫向模態(tài)i=2，徑向模態(tài)m=0；f2純音的橫向模態(tài)i=2，徑向模態(tài)m=1。通過(guò)計(jì)算，可以得到f1純音和f2純音在不同特征長(zhǎng)度下對(duì)應(yīng)的有效長(zhǎng)度L′和修正系數(shù)α，見(jiàn)表4。

由表4總結(jié)的結(jié)果可以看出，根據(jù)已有試驗(yàn)結(jié)果[39，41]，α的范圍在0.12～0.82之間，所以f1純音只有特征長(zhǎng)度為L(zhǎng)SS和LSC時(shí)，對(duì)應(yīng)的修正系數(shù)才在這個(gè)范圍內(nèi)；f2純音的特征長(zhǎng)度為L(zhǎng)FS、LSS以及LSC時(shí)，對(duì)應(yīng)的修正系數(shù)屬于這個(gè)范圍。而LFS和LSS在長(zhǎng)度上完全相同，因此可以當(dāng)成一種特征長(zhǎng)度來(lái)對(duì)待。該計(jì)算分析通過(guò)修正系數(shù)的選擇，對(duì)純音對(duì)應(yīng)的特征長(zhǎng)度進(jìn)行了篩選，為下文根據(jù)試驗(yàn)現(xiàn)象分析機(jī)理提供了參考。

圖8 各特征長(zhǎng)度定義 Fig.8 Definition of characteristic length

表3 各特征長(zhǎng)度詳細(xì)數(shù)值Table 3 Detailed values of characteristic length

Characteristiclengthr0LFSLSSLSFLSCValue/m0．02950．08140．06230．01860．0623

表4f1和f2純音在不同特征長(zhǎng)度下對(duì)應(yīng)的參數(shù)

Table4Parametersoftoneswithdifferentcharacteristiclengthsofpuretonef1andf2

ParameterLL′/mmαλmfFS1LFS850．060fSS1LSS850．380fSF1LSF851．130fSC1LSC850．380fFS2LFS900．151．62fSS2LSS900．471．62fSF2LSF901．211．62fSC2LSC900．471．62

3.3 填充工況結(jié)果

根據(jù)前文可知，不同風(fēng)速下的頻譜特性相似，因此只采用Case 1和Case 2工況中風(fēng)速為50 m/s 的數(shù)據(jù)來(lái)進(jìn)行說(shuō)明。

圖9給出了全填充工況Case 1A、Case 2A，單側(cè)填充工況Case 1B、Case 2B與基礎(chǔ)工況Case 1、Case 2的噪聲頻譜對(duì)比?？梢悦黠@看出，Case 1A工況在低頻段和中頻段的寬頻噪聲整體降低，這是因?yàn)樘畛湎藱C(jī)輪空腔前緣的剪切層分離現(xiàn)象。同時(shí)，更值得注意的是，f1、f2和f3的純音噪聲都消失?？梢越忉尀闄C(jī)輪空腔前緣不再有剪切層分離，剪切層脈動(dòng)消失，因此無(wú)法引起空腔的聲學(xué)共振，從而純音消失。同樣的，對(duì)比Case 2和Case 2A可以發(fā)現(xiàn)，寬頻噪聲整體降低，f3的純音噪聲也消失。對(duì)于單側(cè)填充Case 1B、Case 2B，寬頻噪聲有所降低，但降低幅度明顯小于Case 1A和Case 2A。同時(shí)，f2的純音噪聲消失，f1和f3被削弱，但是仍然存在。單側(cè)填充方式消除了一側(cè)的剪切層脈動(dòng)，因此由駐波效應(yīng)產(chǎn)生的聲學(xué)共振效果也被削弱。根據(jù)表4的結(jié)果，f1純音的特征長(zhǎng)度是LSS(LSC)，f2純音的特征長(zhǎng)度有LFS、LSS(LSC)2種可能，單側(cè)填充消除了一側(cè)剪切層并改變了空腔外形，能夠產(chǎn)生駐波的特征長(zhǎng)度只有LSC和LSF。一側(cè)剪切層脈動(dòng)產(chǎn)生的聲波也可以在LSC下產(chǎn)生駐波，這個(gè)特征長(zhǎng)度與LSS相同，因此純音頻率相同，但是強(qiáng)度較弱，這與f1純音被削弱的現(xiàn)象一致，可以認(rèn)為f1純音的特征長(zhǎng)度是LSS(LSC)。而對(duì)于f2純音來(lái)說(shuō)，如果它的特征長(zhǎng)度是LSS(LSC)，那么現(xiàn)象應(yīng)該是被削弱而不是完全消失；如果它的特征長(zhǎng)度是LFS，單側(cè)填充使LFS改變而不足以產(chǎn)生f2對(duì)應(yīng)的駐波，因此f2純音會(huì)完全消失，這與試驗(yàn)現(xiàn)象是一致的，說(shuō)明LFS是f2純音的特征長(zhǎng)度。

考慮到噪聲的源頭是空腔前緣脫落的剪切層脈動(dòng)，為消除這一源頭，采用前側(cè)填充(Case C)，得到的噪聲頻譜與基礎(chǔ)工況對(duì)比如圖10所示。從圖10中可以看出，側(cè)邊的寬頻噪聲有所降低，同時(shí)f1和f2的純音消失，結(jié)果與全填充(Case A)很接近，f3純音幾乎沒(méi)有影響。由前人結(jié)論可知，f1和f2的純音的徑向模態(tài)都弱于橫向模態(tài)，這兩個(gè)純音的來(lái)源主要是前半側(cè)橫向脈動(dòng)剪切層。前側(cè)填充消除了前半側(cè)的剪切層，所以f1和f2的純音都消失。但后半側(cè)仍然會(huì)有剪切層以及LFS和LSS這兩個(gè)橫向特征長(zhǎng)度，不過(guò)因?yàn)橛休嗇S的干擾，后半側(cè)剪切層的橫向脈動(dòng)會(huì)被削弱，橫向傳播的聲波變?nèi)?，耗散過(guò)快，橫向特征長(zhǎng)度很難產(chǎn)生駐波。

圖9 基礎(chǔ)、全填充和單側(cè)填充工況噪聲頻譜對(duì)比 Fig.9 Sound spectrum contrast between basic case, all case and one side case

圖10 基礎(chǔ)、全填充和前側(cè)填充工況噪聲頻譜對(duì)比 Fig.10 Sound spectrum contrast between basic case, all case and forward side case

圖11 基礎(chǔ)、全填充和后側(cè)填充工況噪聲頻譜對(duì)比 Fig.11 Sound spectrum contrast between basic case, all case and backword side case

盡管已經(jīng)驗(yàn)證了剪切層脈動(dòng)以及特征長(zhǎng)度與純音噪聲的關(guān)系，作為補(bǔ)充，采用后側(cè)填充(Case D)的結(jié)果。圖11(a)和圖11(b)分別給出了后側(cè)填充與基礎(chǔ)工況的側(cè)邊噪聲和過(guò)頂噪聲的噪聲譜對(duì)比。由于后側(cè)填充增大了結(jié)構(gòu)的復(fù)雜度，在低頻段甚至產(chǎn)生了更強(qiáng)的噪聲?？蒮3純音卻被削弱，在過(guò)頂噪聲中尤其明顯，與前側(cè)填充的結(jié)果形成鮮明對(duì)比。Casalino等[24]的研究中發(fā)現(xiàn)，移除輪軸后f3純音消失，說(shuō)明f3純音與輪軸的關(guān)系極為密切。對(duì)比Case C和Case D，輪軸的存在干擾了后半側(cè)剪切層的形成，前側(cè)填充不能消除這一影響，而后側(cè)填充可以，這說(shuō)明f3純音與后半側(cè)的經(jīng)輪軸干擾后的剪切層有關(guān)。

4 結(jié) 論

1) 基礎(chǔ)工況中，側(cè)邊噪聲可以觀察到2.1 kHz、3.04 kHz和7.2 kHz附近的3個(gè)純音，過(guò)頂噪聲則只能觀察到7.2 kHz附近的一個(gè)純音，這3個(gè)純音噪聲的頻率都不會(huì)隨著來(lái)流風(fēng)速的改變而改變。

2) 根據(jù)4種填充工況的現(xiàn)象以及半經(jīng)驗(yàn)公式對(duì)比，產(chǎn)生f1純音和f2純音駐波所對(duì)應(yīng)的特征長(zhǎng)度分別是LSS和LFS，且兩者的駐波都來(lái)源于前半側(cè)剪切層的脈動(dòng)；f3則是與后半側(cè)受輪軸干擾后的剪切層有關(guān)。

3) 本文通過(guò)機(jī)理空腔填充的方式，可以改變上述聲學(xué)共振模態(tài)，為起落架降噪技術(shù)的應(yīng)用提供了參考。

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(責(zé)任編輯： 張晗)

URL：www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20161221.1520.006.html

MechanismtestonaeroacousticcharacteristicsofLAGOONlandinggearwheelcavities

WANGXiaoyuan,GUOHao,XINGYu,LIUPeiqing*

SchoolofAeronauticScienceandEngineering,BeihangUniversity,Beijing100083,China

SomestudiesonLAGOON(LAndingGearnOisedatabaseforcivilaviationauthorityvalidatiON)landinggearhavefoundthatnoiseofthewheelcavitiesisakindofimportantnoisesourceallovertheworld.Toordertostudyitsmechanism,weuseahalfscaleLAGOONmodelasthetestmodelandconductthetestinD5windtunnelofBeihangUniversity.SomeexistingsimulationresultsofLAGOONhaveshownthatthetonesinthenoisespectraofLAGOONarerelatedtothelandinggearwheelcavities.OnthebasisofbasicLAGOONtestresults,thetestareconductedbycoveringthecavities.Withcomparingtheresultsofdifferentcovering-modifiedtestandexistingresults,wevalidatethatthemechanismofgenerationoftonesofcavitynoiseisrelatedtothecavityresonance.

landinggear;aeroacoustics;noisemeasurements;cavitynoise;coveringmodification;mechanismofnoise

2016-06-21；Revised2016-09-26；Accepted2016-11-18；Publishedonline2016-12-211520

.E-maillpq@buaa.edu.cn

2016-06-21；退修日期2016-09-26；錄用日期2016-11-18； < class="emphasis_bold">網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間

時(shí)間：2016-12-211520

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20161221.1520.006.html

.E-maillpq@buaa.edu.cn

王驍原， 郭昊， 邢宇， 等.LAGOON起落架縮比模型機(jī)輪空腔發(fā)聲機(jī)理試驗(yàn)J. 航空學(xué)報(bào)，2017,38(5)：120549.WANGXY，GUOH,XINGY,etal.MechanismtestonaeroacousticcharacteristicsofLAGOONlandinggearwheelcavitiesJ.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2017,38(5):120549.

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2016.0302

V211.7

A

1000-6893(2017)05-120549-09