大型飛機(jī)增升裝置氣動噪聲研究進(jìn)展

劉沛清 李 玲 /

(北京航空航天大學(xué)陸士嘉實驗室，北京 100191)

0 引言

隨著航空運(yùn)輸流量的急劇增加，飛機(jī)的噪聲污染越來越嚴(yán)重，給人類甚至飛行生物都帶來了強(qiáng)烈的危害，特別是機(jī)場附近的居民正常的生活和休息都會受到飛機(jī)噪聲的影響。因此，人們對日益加重的飛機(jī)噪聲污染開始更加地關(guān)注和重視，無論是飛機(jī)起飛著陸時的整機(jī)噪聲還是載客時機(jī)艙內(nèi)部的噪聲，人們都希望能夠得到很好的降低，從而獲得更加安靜和舒適的環(huán)境。除此之外，世界上各大航空公司在采購民用客機(jī)時也已經(jīng)把飛機(jī)的噪聲指標(biāo)列入考慮。與此同時，我國的大飛機(jī)產(chǎn)業(yè)正處在蓬勃發(fā)展階段，未來生產(chǎn)的大型民用客機(jī)能否達(dá)到噪聲標(biāo)準(zhǔn)和取得適航證更是需要在研制階段就開始考慮。

飛機(jī)的噪聲總體上分成飛機(jī)的外部噪聲和機(jī)艙內(nèi)部的噪聲兩大類，機(jī)艙內(nèi)部的噪聲主要是影響載客時旅客的舒適度，而外部噪聲在飛機(jī)起降階段對機(jī)場周邊影響比較大，是目前急需研究和降低的一類飛機(jī)噪聲。飛機(jī)外部噪聲的幾大主要噪聲源分別是發(fā)動機(jī)、增升裝置、起落架和動力系統(tǒng)與機(jī)體的干擾噪聲。發(fā)動機(jī)噪聲又稱為推進(jìn)系統(tǒng)噪聲，是為飛機(jī)提供推力的主要部分，其又細(xì)分成風(fēng)扇噪聲、壓氣機(jī)/渦輪噪聲、燃燒噪聲和噴流噪聲等多個方面，均屬于動力噪聲的范疇。增升裝置和起落架統(tǒng)歸為機(jī)體部分，機(jī)體噪聲和動力系統(tǒng)與機(jī)體的干擾噪聲都屬于無動力噪聲的范疇[1]。從上世紀(jì)70年代至今，已經(jīng)有大量的學(xué)者對飛機(jī)的噪聲大小和噪聲源強(qiáng)度與分布進(jìn)行了研究，通過這些研究可以發(fā)現(xiàn)飛機(jī)的噪聲除去發(fā)動機(jī)噪聲外，機(jī)體噪聲就成為主要噪聲源，機(jī)體噪聲主要來源于增升裝置和起落架這兩大部件。Dobrzynski同樣指出[2]，現(xiàn)代大型商用飛機(jī)的主要機(jī)體噪聲源包括起落架、縫翼、襟翼側(cè)緣、增升裝置導(dǎo)軌、部件連接結(jié)構(gòu)等部分。從20世紀(jì)70年代以來，大涵道比渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)的使用，不僅使得飛機(jī)的耗油率大大減小，而且也很大程度降低了推進(jìn)系統(tǒng)的噪聲。再加上一些發(fā)動機(jī)降噪技術(shù)的應(yīng)用，例如消聲短艙、V型花瓣噴嘴等，飛機(jī)機(jī)體噪聲在飛機(jī)總的噪聲中所占的比重越來越大，特別是在飛機(jī)進(jìn)場著陸階段，發(fā)動機(jī)的噪聲不明顯，機(jī)體噪聲越發(fā)的突顯出來，所以飛機(jī)降落過程中，增升裝置的噪聲是重要的噪聲源之一。

現(xiàn)在的大型民用客機(jī)基本上采用具有前緣縫翼和后緣襟翼的多段翼型作為增升裝置的基本構(gòu)型，特別是在著陸進(jìn)場階段，增升裝置的前緣縫翼和后緣襟翼全部打開，此時的增升裝置的氣動噪聲達(dá)到最大。打開前緣縫翼和后緣襟翼的增升裝置三段翼型可以說是由三段獨(dú)立的翼型組成的，每段翼型之間還有縫道、拐點等不規(guī)則部分存在，幾何上十分復(fù)雜，也就導(dǎo)致了氣流流過三段翼型的流場特性是復(fù)雜的。

如圖1所示，氣流流過一個常規(guī)典型的前緣縫翼和后緣襟翼的三段翼型，會出現(xiàn)很多的流動現(xiàn)象:前緣縫翼下表面會產(chǎn)生分離在前緣凹槽內(nèi)形成空間自由剪切層，剪切層還會在下游再附于縫翼尾緣附近的下翼面，前緣縫翼的尾緣上下翼面流速不相同還會導(dǎo)致分離出來尾跡中的剪切層，前緣縫翼的凹槽和主翼的下表面尾緣部分都會形成“死水區(qū)”的回流流動，后緣襟翼的上翼面在某些情況下會發(fā)生分離，氣流流經(jīng)主翼和襟翼的縫道會與前緣縫翼尾緣的剪切層發(fā)生摻混的現(xiàn)象，流動中還會有層流分離泡和流動從層流到湍流的轉(zhuǎn)捩等復(fù)雜的流動現(xiàn)象。甚至對于三維的翼型，展向效應(yīng)也會造成更加復(fù)雜的流動[3]。

圖1 三段翼型上可能出現(xiàn)的流動現(xiàn)象[3]

因此，為了進(jìn)一步降低飛機(jī)起飛、降落時的噪聲，滿足越來越嚴(yán)苛的適航標(biāo)準(zhǔn)，下一步的飛機(jī)噪聲研究需要著重關(guān)注飛機(jī)的機(jī)體噪聲，探究飛機(jī)機(jī)體噪聲的產(chǎn)生機(jī)理，增升裝置的氣動噪聲機(jī)理及降噪方法的研究對于我國未來的大型寬體客機(jī)低噪聲設(shè)計也是十分必要的。

1 前緣縫翼氣動噪聲機(jī)理

圖2 前緣縫翼的流動現(xiàn)象[4]

通過對前緣縫翼幾何形狀和流動的細(xì)致分析可以看出，前緣縫翼的凹槽空腔內(nèi)存在復(fù)雜的流動現(xiàn)象。如圖2所示[4]，可以發(fā)現(xiàn)氣流流經(jīng)前緣縫翼在尖點處發(fā)生分離，在前緣縫翼的凹槽內(nèi)形成空間自由的剪切層，剪切層經(jīng)過發(fā)展會在下游再附于縫翼靠近尾緣的下表面。剪切層的厚度以及再附區(qū)的位置隨流動馬赫數(shù)、來流攻角、縫翼安裝角等的不同而有較大變化。在再附區(qū)與縫翼下表面之間，形成一“死水區(qū)”。由于二次分離等因素，使得區(qū)內(nèi)包含著不同尺度和強(qiáng)度的渦，時刻存在著渦與渦之間和渦與固壁之間的相互作用。在再附區(qū)之后，由于剪切層外部流動的作用，使得流動從再附區(qū)到尾緣處發(fā)生了強(qiáng)烈的變形和扭曲[5,6]。另外，縫翼上表面無激波產(chǎn)生時可以保持全層流狀態(tài)，有激波時可能會出現(xiàn)層流分離、轉(zhuǎn)捩、再附從而生成層流分離泡等情況。因此，到達(dá)縫翼尾緣時，上表面流動可能處于層流或湍流狀態(tài)，進(jìn)而影響尾緣的渦脫落[7,8]。除此之外，由于在前緣縫翼和主翼的連接處是一個逐漸收縮變窄的縫道，氣流流經(jīng)這個縫道會使流速增加，從而使得上、下表面的流動與縫翼、主翼固壁之間的相互作用更為復(fù)雜。

多段翼型流動的復(fù)雜性必然導(dǎo)致了其氣動噪聲產(chǎn)生機(jī)理的復(fù)雜性。通過總結(jié)發(fā)現(xiàn)，前緣縫翼的噪聲特性分成低頻離散噪聲、寬頻噪聲和高頻離散噪聲三部分，接下來將會對前緣縫翼噪聲中最顯著的離散噪聲進(jìn)行詳細(xì)的介紹。

1.1 高頻離散噪聲

在1998年 Storms 等人[9]首先對一個三維無后掠的增升裝置構(gòu)型進(jìn)行了氣動聲學(xué)研究。在20世紀(jì)初，Tam 等人[10,11]也對多段翼型產(chǎn)生的離散峰值噪聲進(jìn)行了研究。他們將聲譜中的峰值歸結(jié)為聲共振機(jī)制，前緣縫翼的尾緣會發(fā)生渦脫落現(xiàn)象，產(chǎn)生類似于圓柱的渦脫落噪聲，聲波向下游傳遞會被主翼反射回來影響前緣尾緣的渦脫落，這樣在前緣縫翼和主翼之間的縫道間反復(fù)作用，發(fā)生共振，從而產(chǎn)生高頻噪聲。

后來，Choudhari等人[12]在NASA的低湍流壓力風(fēng)洞中針對 EET (energy efficient transport) 三段翼的翼型進(jìn)行實驗測試，測試中令前緣縫翼處于不同縫道參數(shù)(gap 和 overhang)，結(jié)果發(fā)現(xiàn)不同的縫道參數(shù)對高頻噪聲的頻率影響不大。由此提出了高頻離散噪聲是來源于尾緣渦脫落而不是聲共振機(jī)制。在1999 年，Khorrami 等人[7]也對相同的 EET 機(jī)翼進(jìn)行了大量的數(shù)值模擬，使用非定常雷諾平均數(shù)值模擬的方法進(jìn)行計算，通過采用具備一定尾緣厚度的前緣縫翼模型，加密前緣縫翼區(qū)域的網(wǎng)格密度來準(zhǔn)確捕捉前緣縫翼尾緣的渦脫落現(xiàn)象，結(jié)果顯示出渦脫落的頻率與實驗測量聲譜中的峰值對應(yīng)的頻率十分接近。隨后2000年，基于Khorrami 等人的結(jié)果，Singer等人[13]在非定常雷諾平均數(shù)值模擬計算流場之后，采用FW-H方程的積分方法計算了EET翼型前緣縫翼的遠(yuǎn)場噪聲，結(jié)果得到計算的聲場結(jié)果與聲學(xué)風(fēng)洞實驗測量的結(jié)果是吻合的，這也進(jìn)一步驗證了非定常雷諾平均數(shù)值模擬計算的近場流動的結(jié)果是正確的。Takeda 等人[5,14]通過風(fēng)洞實驗觀測了縫翼區(qū)域的非定常流場和該區(qū)域產(chǎn)生的噪聲特性，并成功的捕捉到了縫翼尾緣渦脫落的現(xiàn)象，他們在實驗結(jié)果分析中否定了聲學(xué)反饋機(jī)制，支持尾緣渦脫落是縫翼尾部區(qū)域噪聲的主要來源的觀點。現(xiàn)在普遍認(rèn)為，高頻離散噪聲是由于縫翼鈍體尾緣渦脫落產(chǎn)生的。

1.2 低頻離散噪聲

高頻離散噪聲機(jī)制被確定了以后，低頻離散噪聲受到關(guān)注。對于觀察到的前緣縫翼噪聲中的離散峰值現(xiàn)象，目前有兩個比較主流的解釋[15]。第一種解釋是由于實驗或數(shù)值得到的離散峰值噪聲在全尺寸模型上不會出現(xiàn)，認(rèn)為當(dāng)縫翼邊界層變?yōu)槿牧鲿r峰值噪聲會消失，因此這種離散峰值噪聲被認(rèn)為是低雷諾數(shù)層流效應(yīng)產(chǎn)生的。第二種解釋是離散峰值噪聲的產(chǎn)生依賴于縫翼凹槽內(nèi)反饋回路的存在，該反饋回路是由主剪切層再附于縫翼表面形成的聲波與源自縫翼下尾緣的剪切層相互作用形成的，與空腔流動情況相似，稱為自激噪聲。

基于Makiya[16]、Kolb[17]和Pott-Pollenske[18]等人的研究，發(fā)現(xiàn)使用轉(zhuǎn)捩裝置強(qiáng)制讓邊界層轉(zhuǎn)捩為全湍流的流動形態(tài)并不能有效地消除低頻離散峰值噪聲。因此將縫翼再附點形成的聲波與前緣尖點分離剪切層的壓力脈動相互作用形成的反饋回路認(rèn)為是產(chǎn)生低頻離散峰值噪聲的主要原因。接下來對第二種解釋進(jìn)行了進(jìn)一步的研究驗證。2000 年，Roger 等人[19]通過實驗的方法研究了二維增升裝置模型的低頻范圍內(nèi)的噪聲源，他們認(rèn)為前緣縫翼的凹槽和主翼與后緣襟翼之間的空腔是產(chǎn)生低頻峰值的區(qū)域，這部分的流動特性與矩形空腔類似，所以也是相同的機(jī)理輻射出了離散峰值噪聲。后來在 2007 年，Kolb 等人[17]在聲學(xué)風(fēng)洞中對前緣縫翼的氣動噪聲問題進(jìn)行了進(jìn)一步的研究，提出離散峰值噪聲的噪聲機(jī)理:當(dāng)前緣縫翼打開的角度較大時，前緣縫翼分離出的剪切層會向下游發(fā)展，再附于縫翼靠近尾緣的下表面時會與翼面發(fā)生撞擊進(jìn)而產(chǎn)生壓力波，壓力波中的一部分會向上游傳遞到分離點處與剪切層耦合在一起，就在前緣縫翼凹槽內(nèi)形成了一個類似于空腔的反饋回路，導(dǎo)致了遠(yuǎn)場噪聲譜中出現(xiàn)低頻離散峰值。他們還應(yīng)用 Rossiter[20]半經(jīng)驗公式比較準(zhǔn)確地預(yù)測出了在實驗中測得的離散峰值頻率。同時，在實驗中還進(jìn)行了縫翼凹槽空腔填充的減噪研究，結(jié)果表明凹腔填充裝置能夠有效地消除縫翼離散峰值噪聲，使用這種裝置可以抑制主剪切層及其相關(guān)的反饋回路，有力地說明離散峰值噪聲的產(chǎn)生與主剪切層的存在有密切聯(lián)系。Imamura[21]通過實驗研究也觀察到了同樣的結(jié)果。近期，在 Rossiter 矩形空腔預(yù)測公式的基礎(chǔ)上，Terracol 等人[15]將參數(shù)進(jìn)行變換，將矩形空腔的長深尺寸分別用前緣縫翼剪切層的長度和回流區(qū)的平均深度替換，改進(jìn)矩形空腔峰值頻率預(yù)測公式使其應(yīng)用到前緣縫翼的弧形空腔上，預(yù)測前緣縫翼凹槽這個弧形空腔產(chǎn)生的峰值頻率。結(jié)果發(fā)現(xiàn)改進(jìn)后的峰值頻率預(yù)測公式能很好的計算出前緣縫翼遠(yuǎn)場噪聲中的峰值頻率，同時結(jié)果也進(jìn)一步驗證了前緣縫翼凹槽內(nèi)的噪聲機(jī)理與空腔流動的噪聲機(jī)理是類似的，都是反饋回路導(dǎo)致的。

2 后緣襟翼氣動噪聲機(jī)理

基于過去許多專家的工作，我們發(fā)現(xiàn)飛機(jī)上多段翼型后緣襟翼的噪聲主要來源于襟翼的側(cè)緣渦和襟翼的尾緣。這些區(qū)域的不穩(wěn)定流動都會導(dǎo)致遠(yuǎn)場產(chǎn)生噪聲輻射，包括有離散噪聲和寬頻噪聲。

2.1 襟翼側(cè)緣噪聲機(jī)理

圖3 CFD 計算的三維襟翼側(cè)邊渦結(jié)構(gòu)[25]

在后緣襟翼產(chǎn)生的噪聲中，襟翼的側(cè)緣渦脫落是其主要噪聲源。關(guān)于襟翼側(cè)緣噪聲源的研究可以追溯到1979年，當(dāng)時Fink和Schlinker以及 Miller和Meecham 這兩個研究小組同時發(fā)現(xiàn)襟翼側(cè)緣是重要的飛機(jī)噪聲源[22-24]。隨著測量技術(shù)的不斷進(jìn)步，人們對襟翼側(cè)緣噪聲的認(rèn)識也逐步深入。1998年，Streett[25]和 Radezrsky 等人[26]分別對后緣襟翼的側(cè)邊流場進(jìn)行了數(shù)值計算和實驗研究，圖3展示了一個主渦從靠近襟翼前緣的壓力面形成，二級渦從襟翼吸力面一側(cè)的邊緣發(fā)展，這些渦最終會融合到一起再從襟翼上分離出去。2000年，NASA機(jī)體噪聲專案小組對某型號飛機(jī)進(jìn)行了實驗測量的認(rèn)定[27]，大體確定襟翼側(cè)緣噪聲的量級。在襟翼側(cè)緣噪聲的預(yù)測上，Hardin 等人[28-30]的平面噪聲模型與Howe等人[31]的后緣干涉聲場模型是目前比較常見的兩種模型。除了上述兩種預(yù)測模型外，各大研究機(jī)構(gòu)如NASA、DLR等都在積極開發(fā)自己的側(cè)緣噪聲預(yù)測半經(jīng)驗公式，郭躍平[32]在其文章中提到過 NASA 研究機(jī)構(gòu)的側(cè)緣噪聲預(yù)測公式，其主要是從基于旋渦震蕩的物理模型得出的，而Yokokawa等人[33]通過計算仿真認(rèn)為側(cè)緣渦與主翼尾緣渦的融合影響是襟翼側(cè)緣噪聲的主要因素。在襟翼噪聲的數(shù)值計算方面，龐巴迪公司的Waller等人[34]使用Star-CD軟件模擬了襟翼側(cè)邊噪聲及控制特性，他們使用DES方法模擬了NACA標(biāo)準(zhǔn)襟翼模型；Dong等人[35]使用DNS方法模擬襟翼側(cè)邊流動及聲場特性，獲得了不同頻率下襟翼側(cè)邊的壓力脈動；波音公司的Langtry等人[36]使用Fluent軟件對波音某型飛機(jī)多段翼型的襟翼進(jìn)行了DES計算及噪聲模擬。

總而言之，對于大型客機(jī)的襟翼裝置，目前應(yīng)用的主要是后退式開縫襟翼，出于工程方面考慮，襟翼側(cè)緣與主翼對應(yīng)位置之間存在“空穴”。這意味著在襟翼打開時，襟翼的側(cè)緣直接出現(xiàn)在流場中，襟翼的側(cè)緣會產(chǎn)生旋渦，旋渦的相互作用和旋渦對壁面的作用等會產(chǎn)生復(fù)雜的擾動，進(jìn)而產(chǎn)生噪聲，其中襟翼側(cè)緣渦系振蕩是側(cè)緣噪聲的主要來源。

2.2 襟翼尾緣噪聲機(jī)理

后緣襟翼除了側(cè)緣噪聲之外，還近似為一個小弦長的干凈翼型，所以襟翼的尾緣也會像干凈構(gòu)型一樣由于氣流流經(jīng)上下翼面處的流速不同會在尾緣處產(chǎn)生剪切層，特別是鈍尾緣還會發(fā)生渦脫落，類似于圓柱的渦脫落，這些流動現(xiàn)象都會帶來壓力脈動，輻射遠(yuǎn)場噪聲，雖然可能強(qiáng)度不及襟翼側(cè)緣噪聲那么強(qiáng)烈，但也是后緣襟翼噪聲中不可忽視的一部分。由于后緣襟翼尾緣的噪聲特性十分類似于干凈構(gòu)型的噪聲特性，下面就主要介紹干凈構(gòu)型的噪聲特性。

圖4 干凈構(gòu)型峰值噪聲機(jī)理示意圖[44]

干凈構(gòu)型的研究開始的比較早，源于上世紀(jì) 70 年代，到目前為止已經(jīng)進(jìn)行了大量的研究。1973年，Paterson[37]首先在NACA0012和 NACA0018干凈構(gòu)型上進(jìn)行了實驗，測量了其遠(yuǎn)場噪聲的頻譜，發(fā)現(xiàn)了離散噪聲的特性并提出了離散頻率的預(yù)測公式。1974年，Tam[38]在 Paterson 研究的基礎(chǔ)之上提出了一種自反饋環(huán)的理論，這個自激勵的反饋環(huán)存在于翼型的速度尾跡和噪聲源之間，翼型尾緣處的邊界層不穩(wěn)定性會在同樣相位的聲波影響下被放大，從而影響翼型尾緣處由于邊界層不穩(wěn)定脈動而產(chǎn)生的聲源，激發(fā)出峰值噪聲。1983年，Arbey和Bataille[39]則對NACA0012等三種翼型在 0°迎角下進(jìn)行了實驗，發(fā)現(xiàn)了離散噪聲的峰值實際上是以主頻率和一系列規(guī)則間隔的離散頻率為中心的寬頻帶貢獻(xiàn)的疊加，且主頻率與翼型尾緣處的邊界層厚有關(guān)，而寬頻帶的貢獻(xiàn)來源于翼型尾緣處的Tollmien-Schlichting(T-S)波，還完善了Tam的聲反饋環(huán)理論。1989 年，Brooks[40]對翼型尾緣處的邊界層狀態(tài)進(jìn)行了分類，提出當(dāng)翼型尾緣處上下表面都為湍流邊界層時，或翼型在大迎角條件下在上表面出現(xiàn)大分離時，尾緣處流場中的漩渦會貢獻(xiàn)寬頻段的噪聲；而當(dāng)翼型尾緣處上下表面為層流邊界層時，尾緣處的層流脫落渦則會產(chǎn)生峰值噪聲。1994年，Lowson[41]等人對NACA0012翼型進(jìn)行了不同迎角、不同速度下的風(fēng)洞實驗，發(fā)現(xiàn)只有在一定的雷諾數(shù)范圍內(nèi)時，翼型的邊界層中才會產(chǎn)生T-S波擾動，從而產(chǎn)生峰值噪聲，峰值噪聲的強(qiáng)度與翼型壓力面的分離泡大小有關(guān)。1999年，Nash 等人[42]采用流動顯示技術(shù)觀測到不同實驗工況下翼型壓力面會出現(xiàn)一個回流區(qū)，但并非所有的實驗工況都會出現(xiàn)離散噪聲，之后通過對流場進(jìn)行空間線性不穩(wěn)定性分析，發(fā)現(xiàn)出現(xiàn)離散噪聲的工況流場中的最大空間放大系數(shù)要遠(yuǎn)遠(yuǎn)大于其余工況。隨后 Mcalpine 等人[43]還提出翼型壓力面分離泡后面的渦脫落與圓柱繞流之后的渦脫落類似，其流場中能量最強(qiáng)的擾動頻率與離散噪聲的頻率十分接近。在這之后，Desquesnes[44]對 NACA0012進(jìn)行了計算仿真，同樣在翼型尾緣壓力面處發(fā)現(xiàn)了一個分離泡，并且發(fā)現(xiàn)翼型離散噪聲并不只與翼型壓力面的流態(tài)有關(guān)，吸力面的脫落渦頻率同樣會影響到離散頻率分布，圖4給出了相應(yīng)的示意圖，便于理解干凈構(gòu)型離散噪聲的產(chǎn)生機(jī)理。Moreau 等人[45-47]則是通過對三種不同尾緣邊界層的平板構(gòu)型進(jìn)行的風(fēng)洞實驗，發(fā)現(xiàn)只有當(dāng)平板尾緣處存在層流邊界層時，才會在遠(yuǎn)場聲譜中發(fā)現(xiàn)峰值噪聲。而Gruber[48]，Ikeda[49]及 Clemons[50]等人則分別通過計算仿真或風(fēng)洞實驗的方式，探究了翼型尾緣湍流邊界層對遠(yuǎn)場寬頻噪聲的影響，得出了當(dāng)翼型尾緣湍流度增大時，遠(yuǎn)場噪聲也會隨之增大的結(jié)論。

3 增升裝置降噪方法研究

多段翼型降噪技術(shù)的研究已經(jīng)開展了很長一段時間，因為所有的氣動噪聲研究，無論是理論還是實驗和數(shù)值計算，其最終的目的是通過各種各樣手段揭示氣動噪聲產(chǎn)生機(jī)理，并能夠快速有效的預(yù)測模型的噪聲，提出可靠的降噪手段來降低多段翼型噪聲。根據(jù)對已有工作的總結(jié)，發(fā)現(xiàn)非常多的流動控制和降噪措施已經(jīng)被提出，無論是前緣縫翼還是后緣襟翼，他們的降噪方法基本上都可以分成主動和被動兩類，主動流動控制就是通過控制手段向流場中注入能量，已達(dá)到弱化或消除流場脈動的目的；被動流動控制就是通過改變外形等方式消除和減弱噪聲的產(chǎn)生，以達(dá)到降低氣動噪聲的目的。下面將分別對多段翼型上常見或有發(fā)展?jié)摿Φ膸追N主動流動控制技術(shù)和被動流動控制技術(shù)進(jìn)行介紹。

3.1 主動流動控制技術(shù)

主動流動控制技術(shù)是最近提出來的一種降噪方法，目前在降噪方面有強(qiáng)大的發(fā)展?jié)摿?，主要有吹吸氣[51-54]、等離子體激勵器[55-57]等。

吹吸氣的控制方法是通過在翼型的表面打孔，打的孔可以是單孔也可以是多個孔的結(jié)構(gòu)，通過向孔內(nèi)吹氣或者吸氣來控制所在位置的渦結(jié)構(gòu)和不穩(wěn)定脈動，最好的效果是破壞消除渦結(jié)構(gòu)，降低渦與翼面的相互作用，降低壓力脈動，以達(dá)到降低翼型氣動噪聲的目的。但是吹吸氣需要考慮很多因素，比如吹吸氣孔的位置、數(shù)量、排列，這些都會對翼型的氣動性能和氣動噪聲產(chǎn)生很大影響，另外吹吸氣本身也會帶來附加噪聲，因此吹吸氣這種主動降噪方法還需要更多的研究和完善。

等離子體技術(shù)已經(jīng)被廣泛應(yīng)用，通過引入附加的能量可以改變當(dāng)?shù)鼐植苛鲃犹匦?。等離子體技術(shù)一般是由放電裝置和在一個介質(zhì)板上布置的兩個電極組成。其中一個電極暴露在周圍的空氣里，另一個是絕緣的電介質(zhì)材料。如果在襟翼上應(yīng)用等離子體和吹氣的手段，可能會將側(cè)緣渦遠(yuǎn)離襟翼翼面以達(dá)到降噪的目的。如果在尾緣的弦向使用激勵器，則可以產(chǎn)生流向渦，以降低尾緣產(chǎn)生的噪聲。如果在前緣縫翼凹槽內(nèi)使用激勵器，可以降低剪切層的不穩(wěn)定性，從而降低相應(yīng)的噪聲。但是等離子體的電極排列方式，放電裝置是穩(wěn)壓電源還是脈沖都是值得深入研究的。

3.2 被動流動控制技術(shù)

多段翼型降噪措施中最常見的就是被動流動控制降噪技術(shù)，從上世紀(jì)就有大量的學(xué)者開始研究和嘗試不同的被動降噪措施，目前已經(jīng)在多段翼型上提出了多種被動降噪方法，常見的有前緣下垂[58-61]、翼型尾緣鋸齒[12,27]、連續(xù)型線法[60,62,63]、凹槽遮擋[64,65]、凹槽填充[12,27,60-62,66-68]、翼型表面加裝柔性多孔材料[12,27,54,64,68-73]和使用渦流發(fā)生器[12,27,54]等。接下來，對前緣凹槽遮擋和填充，前緣下垂的降噪方法進(jìn)行詳細(xì)地介紹。

早在 1998 年，Dobrzynski等人[64]討論了德國一風(fēng)洞實驗室測試結(jié)果，分析了飛機(jī)增升裝置前后緣的氣動噪聲產(chǎn)生機(jī)制，他們認(rèn)為，既然氣動噪聲很大程度來源于前緣凹槽內(nèi)部的渦，那么一個流線型的凹槽遮擋應(yīng)該能夠阻止渦滲透到縫隙流動中，從而降低氣動噪聲。Khorrami 等人[7]應(yīng)用了混合計算方法(URANS 和 FW-H)模擬了凹槽遮擋構(gòu)型的流場和聲場，研究了它們對氣動性能和氣動噪聲的影響。結(jié)果表明，凹槽遮擋對于氣動性能基本沒有影響，遮擋前后的壁面壓力系數(shù)分布基本沒有改變，而遮擋本身對于降低氣動噪聲很有效果。在凹槽遮擋的基礎(chǔ)上又發(fā)展出了凹槽填充這種降噪方案。不同于凹槽遮擋，凹槽填充方法消除了前緣縫翼下表面凹槽內(nèi)部的復(fù)雜渦結(jié)構(gòu)，因此很大程度降低了聲源強(qiáng)度。針對此方法，Andreou 等人[61]通過風(fēng)洞實驗對凹槽填充的降噪效果進(jìn)行研究，發(fā)現(xiàn)使用此方法可以達(dá)到降噪效果。Ura等人[66]也對凹槽填充進(jìn)行了研究，分別設(shè)計 0°凹槽填充構(gòu)型和 8°凹槽填充構(gòu)型，即分別應(yīng)用 0°和 8°來流攻角下的前緣尖角處的流動分離線作為填充外形，并進(jìn)行了風(fēng)洞實驗。他們的結(jié)果表明，0°凹槽填充構(gòu)型在小攻角和大攻角兩種情況下都降低了前緣縫翼遠(yuǎn)場氣動噪聲，而 8°凹槽填充構(gòu)型在小攻角時增大、大攻角時減小了前緣縫翼遠(yuǎn)場氣動噪聲。另外，凹槽填充方法在降低前緣縫翼氣動噪聲的同時，增大了其他聲源的氣動噪聲，所以，需要對凹槽填充進(jìn)一步研究。除此之外，也有很多人研究了凹槽填充的設(shè)計和優(yōu)缺點。Horne 等人[68]設(shè)計了一種延流線方向，用凹槽填充的方法將凹槽內(nèi)填滿，通過麥克風(fēng)探頭的測量，得到了4～5 dB的降噪效果。Streett 等人[62]應(yīng)用風(fēng)洞實驗證實了凹槽填充方法降噪的可行性，發(fā)現(xiàn)填充后失速攻角提前兩度，最大升力系數(shù)降低0.10。Imamura 等人[67]根據(jù)分離流線設(shè)計填充構(gòu)型，同樣是 0°凹槽填充構(gòu)型和 8°凹槽填充構(gòu)型，主要針對二維翼型進(jìn)行數(shù)值計算和對三維構(gòu)型進(jìn)行實驗驗證。結(jié)果表明，雖然填充構(gòu)型是在特定攻角的分離流線下設(shè)計的，然而它對于偏離設(shè)計的攻角是同樣有效的。最后得到的結(jié)論是 8°凹槽填充構(gòu)型在氣動性能和降低噪聲上都能很好的滿足要求。但是，凹槽填充的設(shè)計對氣動性能和噪聲性能都有著很大的影響，因此填充構(gòu)型需要進(jìn)一步設(shè)計，以保證降噪的同時，在氣動性能上付出較小的代價。另外填充構(gòu)型后方的流動分離也應(yīng)該列入考慮，因為這會對氣動噪聲產(chǎn)生影響。對于填充構(gòu)型的設(shè)計原則，有些人提出應(yīng)用前緣尖角分離流線來定義構(gòu)型[67,68]。

前緣下垂就是將常規(guī)的前緣縫翼加工成下垂的前緣結(jié)構(gòu)，使翼型的前緣與主翼直接相連，這樣前緣和主翼就合并成為一個翼型，屬于一種新型的增升構(gòu)型。國外的專家們已經(jīng)對前緣下垂這種構(gòu)型的氣動和噪聲特性做了很多的工作，例如 Jirasek和Amoignon[58]，Monner和Kintscher[59]，還有 Andreou 等人[60,61]都對前緣下垂構(gòu)型進(jìn)行了一定程度的研究，取得了很好的結(jié)果。Jirasek 和 Amoignon[58]應(yīng)用下垂前緣和富勒式襟翼作為增升構(gòu)型，相比于現(xiàn)在流行的前緣縫翼和后緣襟翼而言，結(jié)構(gòu)更簡單且經(jīng)濟(jì)性好，然而需要在襟翼和主翼上使用渦流發(fā)生器來加強(qiáng)氣動性能。雖然沒有做氣動噪聲測試，但前緣的無縫式設(shè)計和渦流發(fā)生器的使用，相信會給噪聲的減小帶來積極影響。 Monner和 Kintscher[59]設(shè)計相應(yīng)的機(jī)構(gòu)實現(xiàn)了下垂前緣的工程應(yīng)用，但機(jī)構(gòu)對氣動性能和氣動噪聲的影響尚需進(jìn)一步研究。Andreou等[60,61]在劍橋大學(xué) Makham 風(fēng)洞中測量了前緣下垂構(gòu)型的氣動噪聲特性和氣動性能，通過與干凈翼型和前緣縫翼打開構(gòu)型相比，前緣下垂確實能夠降低氣動噪聲，但是同時會給氣動性能帶來不利影響。目前，歐洲空客A380 和 A350 先進(jìn)客機(jī)的機(jī)翼都采用的是內(nèi)側(cè)前緣下垂外側(cè)前緣縫翼的設(shè)計方案?？偟膩砜?，前緣下垂雖然會給氣動性能帶來一定程度的不利影響，例如減小著陸最大升力、減小失速攻角等，但是卻會十分有效的降低翼型的氣動噪聲。而且前緣下垂在氣動性能上的損失也可以通過對下垂構(gòu)型的優(yōu)化來進(jìn)行降低，調(diào)整下垂角度和轉(zhuǎn)軸位置可能會使得下垂構(gòu)型的氣動性能趕上甚至超過前緣縫翼構(gòu)型的氣動性能。

現(xiàn)在的航空環(huán)境對于舒適性、安全性提出更高的要求，同時中國致力于發(fā)展大型運(yùn)輸機(jī)和大型客機(jī)也面要對適航取證和機(jī)場起降中更高的噪聲要求，飛機(jī)噪聲問題的研究勢在必行。而作為飛機(jī)起降進(jìn)場階段重要的噪聲源，機(jī)體噪聲尤其是增升裝置這部分多段翼型產(chǎn)生的噪聲更是不容忽視，需要充分地研究流動控制和降噪方法，進(jìn)一步降低飛機(jī)的噪聲，以滿足更加嚴(yán)峻的適航標(biāo)準(zhǔn)。

4 結(jié)論

1) 在飛機(jī)著陸進(jìn)場階段，機(jī)體部件的增升裝置和起落架是兩個重要的噪聲源，本文對增升裝置的噪聲機(jī)理、噪聲特性和降噪方法進(jìn)行詳細(xì)介紹，可為后續(xù)研究者提供參考。

2) 增升裝置的噪聲主要是由前緣縫翼凹槽產(chǎn)生的低頻噪聲、襟翼側(cè)緣的中頻寬帶噪聲和前緣縫翼尾緣的高頻離散噪聲三部分組成。

3) 降噪技術(shù)主要有被動流動控制降噪技術(shù)和主動流動控制降噪技術(shù)兩類，被動降噪技術(shù)有前緣凹槽遮擋、前緣凹槽填充、前緣下垂等；主動流動控制手段有吹吸氣、等離子體激勵器等。