民用飛機(jī)起落架噪聲及其控制技術(shù)研究進(jìn)展

趙鯤，梁俊彪，Ivan BELYAEV，Victor KOPIEV，Gareth BENNETT

1. 中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 低速空氣動(dòng)力研究所 氣動(dòng)噪聲控制重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，綿陽 621000 2. 俄羅斯中央空氣流體動(dòng)力研究院 氣動(dòng)噪聲部，莫斯科 105005 3. 都柏林大學(xué) 圣三一學(xué)院 工程系，都柏林 D02PN40

隨著航空技術(shù)的高速發(fā)展，民用飛機(jī)數(shù)量劇增，伴隨而來的噪聲排放問題嚴(yán)重影響地面人員身心健康，日益引起世界范圍的高度關(guān)注。2017年12月31日，美國(guó)聯(lián)邦航空管理局(FAA)和國(guó)際民航組織(ICAO)環(huán)境保護(hù)委員會(huì)(CAEP)開始采用的第5階段適航噪聲標(biāo)準(zhǔn)，明確要求對(duì)于當(dāng)日或之后提交的，最大起飛重量≥54 t的新設(shè)計(jì)飛機(jī)，噪聲必須在第4階段基礎(chǔ)上再降低7 dB。這就對(duì)中國(guó)正在發(fā)展的大型民用客機(jī)C919、中俄聯(lián)合研制的大型寬體客機(jī)CR929等重要民機(jī)型號(hào)提出了更高要求，氣動(dòng)噪聲控制逐漸成為中國(guó)實(shí)現(xiàn)“大飛機(jī)夢(mèng)”必須要攻克的一項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)。

飛行器排放噪聲主要分為發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲和機(jī)體噪聲兩大類。自20世紀(jì)70年代起，大涵道比結(jié)構(gòu)、聲襯材料、鋸齒尾緣等一系列降噪方法得到成功應(yīng)用，發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲顯著降低，這也使得機(jī)體噪聲所占權(quán)重大幅增加，凸顯了相關(guān)問題的緊迫性。機(jī)體噪聲主要來自增升裝置(縫翼、襟翼等)、起落架等部件，由高速來流與飛機(jī)固體表面相互作用而產(chǎn)生，已成為氣動(dòng)聲學(xué)研究領(lǐng)域的熱點(diǎn)。

起落架是飛機(jī)起降階段的核心部件，自身力學(xué)結(jié)構(gòu)異常復(fù)雜。從安全性與穩(wěn)定性角度考慮，且為了方便日常維修與保養(yǎng)，絕大多數(shù)的起落架設(shè)計(jì)并未考慮氣動(dòng)外形優(yōu)化，造成大量流致噪聲產(chǎn)生，致使起落架噪聲污染問題十分嚴(yán)重。在起落架噪聲控制方面，以歐美為主的發(fā)達(dá)經(jīng)濟(jì)體提出了許多降噪思路，如整流罩、金屬網(wǎng)格、輪轂蓋等。然而，受安全性、穩(wěn)定性等因素的限制，雖然飛行試驗(yàn)已經(jīng)廣泛開展，但是目前仍然鮮有得到商業(yè)應(yīng)用的報(bào)道。因此，起落架噪聲依舊是困擾民機(jī)研制領(lǐng)域的一項(xiàng)難題。

鑒于起落架噪聲問題的重要性與復(fù)雜性，本文首先簡(jiǎn)單回顧了國(guó)內(nèi)外起落架噪聲研究的發(fā)展歷程，然后介紹了噪聲產(chǎn)生的流動(dòng)機(jī)理與當(dāng)前控制技術(shù)的發(fā)展現(xiàn)狀，最后對(duì)中國(guó)相關(guān)研究領(lǐng)域未來發(fā)展方向提出了一些建議和展望。對(duì)于大型民用飛機(jī)低噪聲設(shè)計(jì)相關(guān)領(lǐng)域，本文內(nèi)容具有一定參考意義。

1 起落架噪聲研究歷程回顧

專門針對(duì)起落架噪聲的研究工作始于美國(guó)，最早可追溯到20世紀(jì)70年代。在美國(guó)國(guó)家航空航天局(NASA)的支持下，1976年Bliss和Hayden采用理論分析結(jié)合試驗(yàn)測(cè)量的方法，對(duì)波音727-200和麥道DC-9的兩輪起落架與艙體耦合噪聲進(jìn)行了研究，并最終建立了基于半經(jīng)驗(yàn)公式的起落架/艙體噪聲預(yù)測(cè)模型。需要強(qiáng)調(diào)的是，Bliss和Hayden開展的試驗(yàn)包括風(fēng)洞試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)2種。盡管近半個(gè)世紀(jì)已經(jīng)過去了，從今天的眼光來看，他們的工作也是具有很強(qiáng)指導(dǎo)意義的。

當(dāng)前，國(guó)際上起落架噪聲研究可主要細(xì)分為3個(gè)方向：噪聲預(yù)測(cè)模型、噪聲特性與產(chǎn)生機(jī)理、噪聲控制技術(shù)。所使用的研究手段包括理論分析、數(shù)值模擬、風(fēng)洞試驗(yàn)、飛行試驗(yàn)等。

就預(yù)測(cè)模型而言，鑒于起落架對(duì)起降段整體噪聲性能指標(biāo)的重要影響，其已成為民機(jī)研制過程中的一項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)，能夠?yàn)樾吞?hào)設(shè)計(jì)中的噪聲評(píng)估提供參考與依據(jù)。起落架以及整個(gè)機(jī)體噪聲工程預(yù)測(cè)模型的發(fā)展主要是基于半經(jīng)驗(yàn)方法，即通過簡(jiǎn)化數(shù)學(xué)物理模型后推導(dǎo)理論公式，再利用試驗(yàn)數(shù)據(jù)確定各待定參數(shù)與修正因子。20世紀(jì)70年代，F(xiàn)ink在FAA資助下基于飛行試驗(yàn)與風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)發(fā)展了早期工程預(yù)測(cè)模型來評(píng)估新設(shè)計(jì)飛機(jī)的噪聲水平。雖然精度較低，但是目前Fink模型完全公開，依然被學(xué)界廣泛使用。后來Smith和Chow第一次將起落架分解為若干個(gè)主要噪聲源，并依據(jù)尺度、測(cè)量位置等因素，同時(shí)結(jié)合Curle理論建立了模型，預(yù)測(cè)效果又取得了進(jìn)一步提升。Guo等開發(fā)了一種預(yù)測(cè)起落架噪聲的經(jīng)驗(yàn)?zāi)Ｐ?，相比以前的模型更加?xì)化。該模型在NASA主導(dǎo)建立的著名飛行器噪聲預(yù)測(cè)軟件ANOPP(Aircraft Noise Prediction Program)以及升級(jí)版ANOPP2中都得到了應(yīng)用，計(jì)算精度較高，目前已被波音公司使用。德國(guó)宇航院(DLR)也建立了參數(shù)化飛機(jī)噪聲分析模塊(Parametric Aircraft Noise Analysis Module，PANAM)，主要使用方為空客公司。圖1給出了歐盟ALLEGRA項(xiàng)目支持的大尺度風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果與Fink模型、Guo模型和DLR模型預(yù)測(cè)結(jié)果的對(duì)比。由圖可知，從總體趨勢(shì)來看，Guo模型結(jié)果優(yōu)于其他模型。中國(guó)商用飛機(jī)有限責(zé)任公司(簡(jiǎn)稱“中國(guó)商飛”，COMAC)也建立了自己的機(jī)體噪聲預(yù)測(cè)體系，并形成了相應(yīng)的預(yù)測(cè)軟件UNICFAFT，其中就包含了起落架噪聲模塊。圖2展示了中國(guó)商飛某型飛機(jī)1∶7半模UNICRAFT預(yù)測(cè)結(jié)果與中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心(簡(jiǎn)稱“氣動(dòng)中心”，CARDC)大尺度聲學(xué)風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比，其中“WT”代表風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果。可以看出預(yù)測(cè)結(jié)果在試驗(yàn)有效極角范圍內(nèi)趨勢(shì)和幅值均與試驗(yàn)結(jié)果吻合良好，說明該模型具有較好的工程精度。

圖1 ALLEGRA項(xiàng)目支持的大尺度風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果與Fink模型、Guo模型和DLR模型預(yù)測(cè)結(jié)果對(duì)比[22]Fig.1 Comparison of large-scale wind tunnel test results in ALLEGRA project and predictions by Fink, Guo and DLR models[22]

圖2 中國(guó)商飛某型飛機(jī)1∶7半模UNICRAFT預(yù)測(cè)結(jié)果與氣動(dòng)中心大尺度聲學(xué)風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比[23]Fig.2 Comparison of COMAC UNICRAFT prediction result and CARDC large-scale aeroacoustic wind tunnel test result of 1∶7 aircraft half-mode[23]

在起落架噪聲特性與產(chǎn)生機(jī)理方面，受各方面條件所限，早期的工作主要以特性研究為主。1977年Heller與Dobrzynski開展了縮比模型風(fēng)洞試驗(yàn)，對(duì)麥道DC-10的兩輪前起落架、四輪主起落架進(jìn)行了研究，獲得了其總體噪聲特性，并重點(diǎn)分析了典型部件(傳動(dòng)軸、支柱、驅(qū)動(dòng)器等)的貢獻(xiàn)。此外，經(jīng)過對(duì)不同風(fēng)速的噪聲頻譜進(jìn)行歸一化后，Heller與Dobrzynski明確指出了噪聲強(qiáng)度與風(fēng)速呈6次方關(guān)系，且目前這一結(jié)論仍被廣泛使用。Kipersztok與Sengupta基于波音747-JT9D飛機(jī)飛行數(shù)據(jù)，獲得了真實(shí)起落架噪聲的指向性規(guī)律。進(jìn)入20世紀(jì)90年代以后，試驗(yàn)技術(shù)與數(shù)值計(jì)算能力迅速發(fā)展，有力地支撐了噪聲產(chǎn)生機(jī)理研究。試驗(yàn)方面，由于測(cè)量設(shè)備的性能指標(biāo)大幅提升以及新型測(cè)量技術(shù)不斷應(yīng)用，如Particle Image Velocimetry(PIV)、噪聲源定位方法等，起落架噪聲源可以被清晰地分解，人們逐漸認(rèn)識(shí)到起落架是各種復(fù)雜氣動(dòng)噪聲源的集合體。特別是在CFD/CAA (Computational Fluid Dynamics/ Computational Aeroacoustics)方法提升后，數(shù)值模擬與試驗(yàn)得到綜合應(yīng)用，學(xué)界對(duì)于起落架不同噪聲源產(chǎn)生的流動(dòng)機(jī)理認(rèn)識(shí)愈加清晰完善。

控制技術(shù)研發(fā)與應(yīng)用是起落架噪聲研究的原生動(dòng)力，然而相關(guān)研究直到進(jìn)入21世紀(jì)后才活躍起來。從傳統(tǒng)的整流罩到各種新概念技術(shù)，如等離子體、金屬網(wǎng)格、空氣幕等，目前公開可見的方法達(dá)十余種。然而遺憾的是，從安全性與穩(wěn)定性等角度考慮，即使技術(shù)成熟度最高的整流罩等方法也只是進(jìn)入飛行試驗(yàn)階段，目前還沒有技術(shù)得到成功商業(yè)應(yīng)用，這也就意味著相關(guān)領(lǐng)域發(fā)展仍大有可為。

針對(duì)起落架噪聲問題，歐美等發(fā)達(dá)國(guó)家均投入了大量人力物力保證領(lǐng)先優(yōu)勢(shì)。以歐盟(EU)為例，表1列舉了20多年來在飛行器噪聲研究領(lǐng)域陸續(xù)設(shè)立的部分研究課題，都將起落架噪聲作為重點(diǎn)進(jìn)行了考慮。早期的RAIN項(xiàng)目中就以典型起落架為模型，采用DNW-LLF大型聲學(xué)風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證了不同整流罩的降噪效果(圖3)。后來的SILENCE(R)、TIMPAN等項(xiàng)目也都重點(diǎn)研究了起落架噪聲產(chǎn)生機(jī)理與降噪方法。近年來，歐盟H2020研發(fā)框架內(nèi)的“潔凈天空計(jì)劃(CleanSky)”更進(jìn)一步針對(duì)起落架噪聲設(shè)立了專門研究項(xiàng)目予以支持，如作者參加的ALLEGRA(圖4)、ARTIC等。美國(guó)方面，表2也給出了部分NASA近年來支持的與起落架噪聲相關(guān)的科研課題。由此可見，歐美始終把起落架噪聲及其控制技術(shù)研發(fā)作為氣動(dòng)噪聲研究領(lǐng)域的重要內(nèi)容。

表1 歐盟機(jī)體噪聲(含起落架噪聲)相關(guān)研究課題實(shí)例Table 1 Examples of EU research projects related to airframe noise including landing gear noise

圖3 歐盟RAIN項(xiàng)目?jī)?nèi)開展的大尺度 起落架噪聲試驗(yàn)[44]Fig.3 Large-scale landing gear noise test in RAIN project supported by EU[44]

圖4 歐盟ALLEGRA項(xiàng)目資助的大尺度支線客機(jī)起落架/艙體噪聲試驗(yàn)Fig.4 Large-scale regional aircraft landing gear/bay noise test in ALLEGRA project supported by EU

相對(duì)而言，中國(guó)在起落架噪聲研究領(lǐng)域起步較晚，最早的工作始于中德合作。在中國(guó)航空研究院與德國(guó)宇航院科技合作項(xiàng)目的支持下，2001年西北工業(yè)大學(xué)的喬渭陽與德國(guó)宇航院柏林湍流研究分部的Michel在歐洲共同完成了起落架噪聲飛行試驗(yàn)的過頂測(cè)量。2010年左右可以說是中國(guó)起落架噪聲研究的分水嶺，以前主要集中于問題研討，以后逐漸開展具體研究工作，且在起落架噪聲研究的3個(gè)方向——噪聲預(yù)測(cè)模型、噪聲特性與產(chǎn)生機(jī)理、噪聲控制技術(shù)均有所獲。國(guó)內(nèi)知名的團(tuán)隊(duì)包括南京航空航天大學(xué)的龍雙麗等、北京航空航天大學(xué)的劉沛清等、中國(guó)商飛的徐康樂等，但是總體而言，與歐美差距較為明顯。前期研究主要基于數(shù)值模擬與小尺度風(fēng)洞試驗(yàn)，缺少充足的大型聲學(xué)風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)與飛行試驗(yàn)驗(yàn)證，制約了中國(guó)起落架噪聲研究的發(fā)展。

表2 NASA支持的起落架噪聲相關(guān)研究課題實(shí)例Table 2 Examples of NASA research projects related to landing gear noise

2018年，氣動(dòng)中心與俄羅斯中央空氣流體動(dòng)力研究院(TsAGI)在兩國(guó)政府的支持下，共同承擔(dān)了國(guó)家重點(diǎn)研發(fā)計(jì)劃政府間合作專項(xiàng)——中俄政府間科技合作項(xiàng)目“面向飛行器起落架降噪技術(shù)的針對(duì)不同尺度模型的噪聲產(chǎn)生機(jī)理研究(2017YFE0123300)”。雙方目標(biāo)是針對(duì)起落架開展噪聲特性研究，進(jìn)一步認(rèn)清噪聲產(chǎn)生機(jī)理，開發(fā)新型降噪方法，為兩國(guó)共同研制的大型民用客機(jī)低噪聲設(shè)計(jì)提供理論指導(dǎo)與技術(shù)支撐。項(xiàng)目?jī)?nèi)開展了不同尺度的聲學(xué)風(fēng)洞試驗(yàn)與數(shù)值模擬，取得的重要進(jìn)展包括：① 建設(shè)完成了基于FL-17 5.5 m×4 m聲學(xué)風(fēng)洞的起落架噪聲試驗(yàn)平臺(tái)(圖5)；② 建立了集試驗(yàn)、數(shù)值模擬與工程預(yù)測(cè)模型為一體的起落架噪聲/流場(chǎng)數(shù)據(jù)庫(圖6)；③ 推進(jìn)了基于非常規(guī)截面支桿與空氣幕的降噪技術(shù)發(fā)展(見3.3與3.4節(jié))。該項(xiàng)目的研究工作填補(bǔ)了中國(guó)在起落架噪聲大尺度聲學(xué)風(fēng)洞試驗(yàn)研究的空白，有力地推進(jìn)了相關(guān)領(lǐng)域發(fā)展，成果具有較強(qiáng)的學(xué)術(shù)價(jià)值和工程意義。

圖5 氣動(dòng)中心5.5 m×4 m大型聲學(xué)風(fēng)洞起落架噪聲試驗(yàn)平臺(tái)Fig.5 Large-scale landing gear noise test platform based on CARDC 5.5 m×4 m aeroacoustic wind tunnel

圖6 氣動(dòng)中心全尺度起落架試驗(yàn)、仿真、預(yù)測(cè)模型數(shù)據(jù)庫軟件[56]Fig.6 Full-scale landing gear test, simulation and prediction model software by CARDC [56]

值得一提的是，中航工業(yè)空氣動(dòng)力研究院的包安宇等也開展了1 m量級(jí)的中尺度起落架簡(jiǎn)化模型噪聲試驗(yàn)研究，取得了不錯(cuò)的進(jìn)展(圖7)。該試驗(yàn)在2 m×1.5 m航空聲學(xué)風(fēng)洞內(nèi)開展，采用自由場(chǎng)傳聲器、二維(垂直+水平)傳聲器陣列、表面脈動(dòng)壓力傳感器對(duì)模型遠(yuǎn)場(chǎng)、近場(chǎng)和噪聲源分布特性進(jìn)行了研究，為下一步發(fā)展噪聲控制技術(shù)奠定了基礎(chǔ)。

圖7 中航工業(yè)空氣動(dòng)力研究院2 m×1.5 m聲學(xué)風(fēng)洞起落架噪聲試驗(yàn)[57]Fig.7 Landing gear noise test in 2 m×1.5 m aeroacoustic wind tunnel in AVIC Aerodynamics Research Institute[57]

2 起落架噪聲產(chǎn)生機(jī)理

2.1 聲源概述

起落架是飛行器著陸時(shí)承載全部重量的核心部件，按輪支點(diǎn)數(shù)目與位置來分類，一般可分為前三點(diǎn)式、后三點(diǎn)式、多支點(diǎn)式與自行車式等形式。前三點(diǎn)式更加適合高速飛機(jī)起降，因此目前被廣泛使用。前三點(diǎn)式中靠近機(jī)體頭部的一個(gè)被稱為前起落架(Nose Landing Gear, NLG)，一般為兩輪結(jié)構(gòu)。靠近后方的兩個(gè)為主起落架(Main Landing Gear, MLG)，常見兩輪、四輪或六輪結(jié)構(gòu)。

安全問題永遠(yuǎn)是起落架以及整個(gè)民機(jī)設(shè)計(jì)過程中壓倒一切的考慮因素，為此起落架具有精密力學(xué)結(jié)構(gòu)，導(dǎo)致其輪部、支桿、連桿等多種鈍體直接暴露在高速來流中(圖8)，產(chǎn)生多尺度流動(dòng)分離、旋渦脫落等現(xiàn)象，伴隨產(chǎn)生大量氣動(dòng)噪聲。此外，起落架表面分布的多種空腔結(jié)構(gòu)，尾流與后方部件相互作用等原因，也令其噪聲問題更加復(fù)雜。圖9為空客A320降落階段噪聲源等效感覺噪聲級(jí)(EPNdB)權(quán)重，由圖可知起落架已成為飛機(jī)起降階段的重要噪聲源。

圖8 典型兩輪起落架結(jié)構(gòu)示意圖[58]Fig.8 Schematic of a typical two-wheel landing gear[58]

圖9 空客A320降落階段噪聲源等效感覺 噪聲級(jí)權(quán)重[6]Fig.9 Relative weight of noise source EPNdB of Airbus A320 at landing[6]

2.2 起落架噪聲產(chǎn)生的流動(dòng)機(jī)理

總結(jié)起來，起落架噪聲問題特點(diǎn)包括：① 起降階段貢獻(xiàn)占總噪聲排放的權(quán)重可達(dá)30%以上；② 聲學(xué)特征包含大量寬頻噪聲，頻率覆蓋范圍廣；③ 伴隨有明顯單頻噪聲產(chǎn)生，嚴(yán)重危害人耳聽力；④ 尾流可與后方機(jī)體噪聲部件作用，發(fā)生渦-固干擾，形成二次聲源。

起落架是不同復(fù)雜噪聲源的集合體，其噪聲產(chǎn)生機(jī)理囊括了氣動(dòng)噪聲領(lǐng)域的多種基本成因，如鈍體繞流噪聲、空腔噪聲、湍流邊界層噪聲、渦-固干擾噪聲等。下面將對(duì)這些基本成因進(jìn)行簡(jiǎn)單介紹。

2.2.1 鈍體繞流噪聲

在流體力學(xué)和氣動(dòng)聲學(xué)的探索過程中，鈍體繞流現(xiàn)象一直是重要的研究問題之一。鈍體指外形為非流線形，當(dāng)流體流經(jīng)其表面時(shí)會(huì)發(fā)生流動(dòng)分離現(xiàn)象的這樣一類物體。起落架的絕大所述部件都具有鈍體特征，這也是起落架產(chǎn)生大量氣動(dòng)噪聲的主要原因之一。

圓柱繞流是一種典型的鈍體繞流現(xiàn)象。來流流過圓柱結(jié)構(gòu)表面時(shí)會(huì)發(fā)生流動(dòng)分離，在尾流區(qū)域形成不同狀態(tài)的渦結(jié)構(gòu)，而狀態(tài)規(guī)律主要受雷諾數(shù)大小決定，一般分為周期性的大尺度渦街狀態(tài)和不同尺度渦形成的湍流狀態(tài)。當(dāng)周期性的渦街結(jié)構(gòu)(如卡門渦街)形成時(shí)，會(huì)引起圓柱表面環(huán)量變化，進(jìn)而產(chǎn)生周期性或準(zhǔn)周期性載荷作用，最終向外輻射出單頻噪聲；當(dāng)為湍流狀態(tài)時(shí)，流動(dòng)渦對(duì)圓柱的作用機(jī)理與第一種狀態(tài)相同，但此時(shí)尾流中各種渦尺度不同、頻率各異，因此最終向外輻射的噪聲主要呈現(xiàn)出寬頻特征。具體的說，如圖10所示，為以圓柱直徑為特征尺度的雷諾數(shù)。當(dāng)<3時(shí)流動(dòng)不會(huì)分離，且流場(chǎng)呈現(xiàn)完全層流狀態(tài)(Stokes flow)。當(dāng)3<<55，圓柱后側(cè)會(huì)形成一些分布固定的旋渦，但尾跡仍為層流，流場(chǎng)較為穩(wěn)定(Stable)。當(dāng)55<<65，圓柱旋渦結(jié)構(gòu)尾跡出現(xiàn)明顯剪切層流動(dòng)，但不能形成周期性渦列，主要特征仍為層流(Laminar)。當(dāng)65<<400時(shí)，圓柱后方旋渦變大并出現(xiàn)交替脫落的現(xiàn)象；這個(gè)過程持續(xù)進(jìn)行后，尾跡形成2排周期性擺動(dòng)與交錯(cuò)的旋渦，即為卡門渦街；這些旋渦規(guī)則分布，且具有層流核心(Regular, laminar cores)。當(dāng)400<<2×10，旋渦會(huì)出現(xiàn)自層流轉(zhuǎn)捩為湍流的現(xiàn)象，此時(shí)被稱作亞臨界區(qū)(Subcritical)，即圓柱表面仍為層流邊界層分離，但尾流出現(xiàn)湍流旋渦(Turbulent cores)；當(dāng)>5×10時(shí)，即為超臨界區(qū)(Supercritical)，圓柱表面邊界層完全為湍流并發(fā)生湍流分離，這種情況下尾跡周期性渦旋結(jié)構(gòu)不再明顯。

圖10 典型中、低雷諾數(shù)下圓柱尾流狀態(tài)[60]Fig.10 Typical cylinder wake flow pattern under medium and low Reynolds number[60]

由此可知，即使是鈍體繞流中最簡(jiǎn)單的圓柱繞流現(xiàn)象，流場(chǎng)結(jié)構(gòu)也十分復(fù)雜，且與雷諾數(shù)緊密相關(guān)。與此同時(shí)，不同流場(chǎng)特征，如渦街、層流邊界層分離、湍流邊界層分離等，也會(huì)伴隨產(chǎn)生不一樣的氣動(dòng)噪聲特性。因此，鈍體繞流在起落架噪聲中占有較大貢獻(xiàn)。

2.2.2 空腔繞流噪聲

空腔繞流噪聲的廣泛研究始于20世紀(jì)50～60年代，是氣動(dòng)聲學(xué)領(lǐng)域的一個(gè)經(jīng)典問題。起落架表面分布不同尺度的孔腔結(jié)構(gòu)，所以會(huì)產(chǎn)生大量空腔繞流噪聲。圖11展示了氣動(dòng)中心完成的兩輪起落架噪聲試驗(yàn)?zāi)Ｐ团c試驗(yàn)結(jié)果。如圖11(a)所示，該模型就有扭桿空隙、螺栓孔等各類孔腔，導(dǎo)致大量典型空腔噪聲產(chǎn)生，其最主要的特征是與之相關(guān)的純音成分。如圖11(b)所示，起落架的純音噪聲頻率有隨風(fēng)速發(fā)生變化的(如Ⅰ)，有相對(duì)固定的(如Ⅱ)，即使都源自孔腔結(jié)構(gòu)，產(chǎn)生的原理各不相同。氣流在亞聲速條件下，腔體可視作剛體，其噪聲產(chǎn)生機(jī)理如圖12所示，與純音相關(guān)的主要包括自持振蕩噪聲、駐波引起的聲共振、亥姆霍茲聲共振等。此外，腔內(nèi)各種多尺度渦旋結(jié)構(gòu)演化也會(huì)帶來較多的寬頻噪聲成分。

圖11 氣動(dòng)中心兩輪起落架噪聲試驗(yàn)Fig.11 Two-wheel configuration landing gear noise test in CARDC

圖12 亞聲速空腔噪聲產(chǎn)生機(jī)理Fig.12 Mechanism of subsonic cavity noise generation

自持振蕩噪聲與腔體開口前緣分離產(chǎn)生的剪切層緊密相關(guān)。當(dāng)自由來流經(jīng)過空腔開口時(shí)，流動(dòng)在其前緣分離產(chǎn)生剪切層。剪切層下方空腔流速低，其上方流速接近于自由流速。由于存在較大的速度梯度，剪切層的不穩(wěn)定對(duì)擾動(dòng)產(chǎn)生放大作用，使剪切層上下擺動(dòng)，并不斷增加幅度，當(dāng)?shù)竭_(dá)后緣附近時(shí)，剪切層撞擊開口后緣壁面，使后緣產(chǎn)生壓力脈動(dòng)，并以聲速向上游傳播反饋到前緣。滿足一定相位條件時(shí)，剪切層擾動(dòng)形成閉合反饋循環(huán)，即自持振蕩。針對(duì)這個(gè)過程，誕生了著名的Rossiter公式來預(yù)測(cè)其不同振蕩模態(tài)頻率：

(1)

式中：為相對(duì)于來流速度的無量綱頻率斯特勞哈爾數(shù)；為頻率；為空腔特征長(zhǎng)度；為Rossiter模態(tài)的階數(shù)；為渦撞擊后壁面到產(chǎn)生擾動(dòng)波之間的相位延遲；為馬赫數(shù)；為剪切層平均運(yùn)動(dòng)速度與來流速度的比值。后續(xù)國(guó)外的Heller、Bilanin、Tam等，國(guó)內(nèi)張強(qiáng)又陸續(xù)對(duì)Rossiter公式進(jìn)行了修正，使其預(yù)測(cè)能力得到進(jìn)一步提升。

腔口剪切層間接誘導(dǎo)的聲共振是產(chǎn)生空腔流致噪聲的另一重要原因。一種聲共振是由空腔內(nèi)部的駐波產(chǎn)生的，其頻率一般相對(duì)較高，對(duì)應(yīng)的波長(zhǎng)與空腔尺寸在一個(gè)量級(jí)上或者更小。由于腔口的剪切層內(nèi)湍流擾動(dòng)作為一個(gè)隨機(jī)噪聲源存在，所產(chǎn)生的噪聲本來是寬頻的，但在空腔這個(gè)半封閉空間中，只有接近空腔固有頻率(即聲模態(tài))的噪聲才能在駐波的作用下被最大程度地加強(qiáng)，這便形成了單頻聲共振噪聲。以方腔為例，這樣的駐波會(huì)根據(jù)空腔的幾何結(jié)構(gòu)在深度、流向、展向方向上形成，且頻率與風(fēng)速無關(guān)，因此可以被視為空腔的固有頻率。開口方腔對(duì)應(yīng)聲共振頻率各模態(tài)理論計(jì)算公式為

(2)

式中：為聲速；、、分別代表方腔長(zhǎng)、深、寬；,,=0, 1, 2, …代表3個(gè)方向上的模態(tài)階數(shù)；為對(duì)應(yīng)模態(tài)頻率。

還有一種典型聲共振是亥姆霍茲(Helmholtz)共振，又叫Helmholtz共振器，由腔體內(nèi)“質(zhì)量+彈簧”振動(dòng)系統(tǒng)產(chǎn)生。這其中“質(zhì)量”為孔口后緣位置的不穩(wěn)定質(zhì)量脈動(dòng)，“彈簧”則為腔體內(nèi)可壓縮空氣。經(jīng)典Helmholtz 共振器是具有單一較小開口的剛性壁腔體，腔體內(nèi)流體可壓縮。對(duì)于低頻聲波入射，腔內(nèi)流體的非定常壓力在空間上可近似視作均勻的，開口處流體可視為活塞。Helmholtz 共振器具有固有頻率，在該頻率附近，開口處微小的壓力擾動(dòng)就會(huì)在開口處引起很大的速度脈動(dòng)，進(jìn)而在腔體內(nèi)產(chǎn)生很大的壓力波動(dòng)。

當(dāng)空腔自激振蕩和聲共振2種現(xiàn)象各自的某個(gè)模態(tài)對(duì)應(yīng)頻率相互接近時(shí)，會(huì)產(chǎn)生很強(qiáng)的耦合振蕩，并產(chǎn)生一個(gè)頻率介于各自模態(tài)之間的加強(qiáng)峰值，即“鎖頻(Lock-on)”現(xiàn)象。Rockwell等、北京航空航天大學(xué)的劉沛清團(tuán)隊(duì)對(duì)此開展了大量研究工作。如圖13所示(圖中為模態(tài))，在馬赫數(shù)介于0.19～0.23 之間時(shí)，第Ⅱ階Rossiter模態(tài)與深度模態(tài)的交接處的離散峰尤其強(qiáng)。這屬于深腔中典型的鎖頻效應(yīng)，由于Rossiter模態(tài)與聲共振I階深度模態(tài)的耦合作用，不僅是耦合以后產(chǎn)生的離散峰被很大程度上加強(qiáng)，而且耦合的頻率也是介于二者之間的。

由上可知，空腔繞流在起落架噪聲，特別是純音噪聲產(chǎn)生方面發(fā)揮著較大作用，因此是起落架噪聲控制領(lǐng)域的重點(diǎn)。

2.2.3 湍流邊界層噪聲

湍流邊界層噪聲是包括液體、氣體在內(nèi)的流致噪聲領(lǐng)域廣泛存在的一種噪聲類型。物體表面邊界層由層流狀態(tài)發(fā)展為湍流狀態(tài)，湍流中隨機(jī)性和擬序結(jié)構(gòu)運(yùn)動(dòng)的規(guī)律性相互疊加，導(dǎo)致流體的各種物理參數(shù)(如速度、壓力和溫度等)隨時(shí)空近乎隨機(jī)變化。湍流物理參數(shù)的這種脈動(dòng)，特別是表面脈動(dòng)壓力，是誘發(fā)湍流邊界層噪聲的首要原因。在馬赫數(shù)較小的情況下(符合等熵條件)，壁面脈動(dòng)壓力的控制方程可近似為聲學(xué)波動(dòng)方程，其源項(xiàng)為壁面邊界層內(nèi)的流動(dòng)渦結(jié)構(gòu)，壁面脈動(dòng)壓力項(xiàng)與邊界層流動(dòng)渦結(jié)構(gòu)之間以聲學(xué)格林函數(shù)建立聯(lián)系，通過對(duì)整個(gè)流域進(jìn)行積分可以求得壁面任意點(diǎn)的脈動(dòng)壓力。因此，壁面脈動(dòng)壓力取決于周圍流動(dòng)渦結(jié)構(gòu)(脈動(dòng)壓力源項(xiàng))、壁面幾何條件(決定積分域)以及當(dāng)?shù)氐母窳趾瘮?shù)(決定流動(dòng)渦與脈動(dòng)壓力關(guān)系)。值得注意的是當(dāng)?shù)馗窳趾瘮?shù)的選擇也直接由壁面幾何條件決定，因此真正決定壁面脈動(dòng)壓力的因素只有周圍流動(dòng)結(jié)構(gòu)和當(dāng)?shù)乇诿鎺缀螚l件。

湍流邊界層脈動(dòng)壓力波數(shù)-頻率譜函數(shù)以(,) 表示，其中為波束矢量，為角頻率。以二維空間為例說明，即=[，]，依據(jù)脈動(dòng)壓力波數(shù)-頻率譜對(duì)輻射噪聲的影響規(guī)律，如圖14所示，可以將其大致分為3個(gè)典型區(qū)域：聲學(xué)區(qū)、低波數(shù)區(qū)和遷移脊區(qū)(為流體聲速，為邊界層遷移速度)。聲學(xué)區(qū)以內(nèi)的能量代表了流體的可壓縮性質(zhì)，能夠以聲波的形式向遠(yuǎn)場(chǎng)輻射。低波數(shù)區(qū)和遷移脊區(qū)內(nèi)的能量代表了流體的不可壓縮性質(zhì)，對(duì)應(yīng)其直接向外輻射的能量會(huì)隨著距離的增加指數(shù)衰減，因此幾乎只作用于近場(chǎng)。據(jù)此，湍流邊界層噪聲可以分為2種類型：第一種輻射場(chǎng)噪聲，除機(jī)體噪聲外，在旋轉(zhuǎn)機(jī)械、高鐵等領(lǐng)域都是重點(diǎn)需要考慮的；另外一種為近場(chǎng)噪聲，幾乎只作用于邊界層內(nèi)部附近。飛機(jī)高速巡航時(shí)，近場(chǎng)噪聲易與結(jié)構(gòu)耦合形成艙內(nèi)噪聲。在水下這類噪聲被稱為“偽聲”，易引起結(jié)構(gòu)振動(dòng)，因此對(duì)于水下航行體來說也非常重要。

圖14 湍流邊界層壁面脈動(dòng)壓力波數(shù)-頻率譜示意圖[73]Fig.14 Schematic of wavenumber-frequency spectrum in turbulent boundary layer[73]

2.2.4 渦-固干擾噪聲

當(dāng)起落架脫落的渦撞擊到下游部件前緣時(shí)，渦將在物面上扭曲變形，產(chǎn)生強(qiáng)烈的渦-固干擾現(xiàn)象，是各部件氣動(dòng)噪聲的另一主要來源，目前這一結(jié)論已得到飛行試驗(yàn)驗(yàn)證。這里的渦-固干擾可以發(fā)生在起落架內(nèi)部上游部件與下游部件之間，也可能發(fā)生在作為整體的起落架與機(jī)體下游其他部件之間。渦-固干擾噪聲與流場(chǎng)中的渦空間分布、渦強(qiáng)、渦干擾角度/速度等都有密切關(guān)系。因此，不同形狀或不同空間布局中，各部件產(chǎn)生的渦結(jié)構(gòu)以及渦-固干擾物理過程之間的差異，必將導(dǎo)致輻射的干擾噪聲強(qiáng)度和空間指向特性的不同。

關(guān)于渦撞擊到固體表面上產(chǎn)生的渦-固干擾噪聲在國(guó)內(nèi)外研究比較豐富。由于渦-固干擾過程復(fù)雜，其噪聲機(jī)理研究多采用簡(jiǎn)化的基準(zhǔn)模型，如柱-翼組合體(圖15)。Jacob等試驗(yàn)研究了柱-翼模型的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)和聲學(xué)特性，得出噪聲主要來自下游翼型前緣的氣動(dòng)干擾，同時(shí)檢驗(yàn)了其研發(fā)的寬頻噪聲預(yù)測(cè)的大渦模擬(LES)方法；Giesler和Sarradj采用傳聲器陣列對(duì)噪聲進(jìn)行了定位測(cè)量，并分析了在不同柱-翼組合情況下的遠(yuǎn)場(chǎng)聲學(xué)頻率特性；Lorenzoni等運(yùn)用PIV測(cè)試技術(shù)實(shí)現(xiàn)了噪聲定量測(cè)量，并與傳聲器測(cè)量的結(jié)果吻合較好。

圖15 典型渦-固干擾簡(jiǎn)化模型[77]Fig.15 Simplified model of typical vortex-body interaction[77]

起落架部件外形較為復(fù)雜，但其渦-固干擾噪聲的基本機(jī)理與柱-翼組合體相似。

3 起落架噪聲控制技術(shù)

在滿足安全穩(wěn)定的前提下，起落架降噪技術(shù)研發(fā)需要綜合考慮各種因素。僅從噪聲控制方面，理想的控制技術(shù)應(yīng)同時(shí)或部分具備以下幾個(gè)特點(diǎn)：① 可降低沖擊到起落架(部件)上的來流速度；② 可抑制空腔噪聲；③ 對(duì)小尺度部件同樣有降噪效果；④ 對(duì)多個(gè)部件之間的邊界層噪聲與渦-固干擾有抑制作用；⑤ 通過控制流場(chǎng)實(shí)現(xiàn)降噪的方法，應(yīng)產(chǎn)生最小的其他流動(dòng)與聲學(xué)副作用。

當(dāng)前，公開文獻(xiàn)闡述的起落架降噪方法有多種方案(表3)，按控制類型可以分為主動(dòng)控制與被動(dòng)控制2種。目前技術(shù)成熟度最高、最有潛力實(shí)現(xiàn)快速商業(yè)應(yīng)用的方法即為各種類型的整流罩；與此同時(shí)，各類新概念技術(shù)發(fā)展方興未艾，包括部件優(yōu)化、空氣幕、內(nèi)部吹氣、等離子體等。此外，多種降噪技術(shù)的同步綜合運(yùn)用也為起落架噪聲控制提供了一種思路。下面將對(duì)各種方法的進(jìn)展進(jìn)行介紹。

表3 起落架噪聲控制技術(shù)Table 3 Control technologies of landing gear noise

3.1 整流罩

起落架鈍體部件的噪聲強(qiáng)度與來流沖擊速度成正相關(guān)，因此最簡(jiǎn)單直接的降噪思路就是采用氣動(dòng)聲學(xué)性能更好的整流罩遮蔽鈍體。理論上講，整流罩可應(yīng)用于起落架整體或者各種部件，例如牽引支柱整流罩、聯(lián)動(dòng)機(jī)構(gòu)整流罩、輪轂蓋等，典型概念如圖16所示。傳統(tǒng)的整流罩又叫實(shí)體整流罩，顧名思義為實(shí)體表面，后不斷有新的結(jié)構(gòu)提出，如多孔結(jié)構(gòu)、網(wǎng)格等，逐漸演化出了不同類型。目前整流罩已成為起落架降噪技術(shù)領(lǐng)域最大的譜系，且由于已經(jīng)開展了大量飛行試驗(yàn)，技術(shù)成熟度在各類降噪技術(shù)中最高，有望在5～10年內(nèi)應(yīng)用于商業(yè)飛機(jī)。

圖16 起落架部件整流罩概念[83,94]Fig.16 Concept of landing gear component fairings[83,94]

3.1.1 傳統(tǒng)整流罩

傳統(tǒng)整流罩即實(shí)體整流罩，其表面無孔，來流無法穿過，與3.1.2節(jié)討論的新型整流罩有所區(qū)別。傳統(tǒng)整流罩在工業(yè)界與學(xué)術(shù)界已經(jīng)開展了大量研究工作，其降噪效果已經(jīng)得到充分證明。最早可見的公開文獻(xiàn)報(bào)道是關(guān)于1995年在聲學(xué)風(fēng)洞開展的A320主起落架降噪驗(yàn)證試驗(yàn)。如圖17所示，通過對(duì)起落架整體結(jié)構(gòu)的全遮蔽，試驗(yàn)獲得了超過10 dB的降噪效果。然而，由于可操作性、安全性等各方面條件的限制，這種全遮蔽方式缺少現(xiàn)實(shí)工程價(jià)值。當(dāng)前科研人員基本達(dá)成了共識(shí)，針對(duì)部件的整流罩更符合工程需求。2002年，在歐盟RAIN項(xiàng)目(表1)支持下，在DNW-LLF 8 m×6 m聲學(xué)風(fēng)洞中開展了A340大尺度起落架簡(jiǎn)化模型的部件整流罩降噪試驗(yàn)。如圖18所示，Dobrzynski等發(fā)現(xiàn)，安裝輪軸整流罩(Axle Fairing)、轉(zhuǎn)向系統(tǒng)整流罩(Steering System Cover)、輪轂蓋(Wheel Caps)、牽引支柱整流罩(Upper Leg Cover)后，不同極角的1/3倍頻程頻譜顯示噪聲在各個(gè)方向角均有降低。后續(xù)的SILENCE(R)、TIMPAN、ALLEGRA等項(xiàng)目，都在風(fēng)洞內(nèi)進(jìn)一步開展了相關(guān)研究工作，目前各類部件整流罩設(shè)計(jì)已相當(dāng)巧妙。

圖17 聲學(xué)風(fēng)洞內(nèi)基于全遮蔽整流罩的A320主起落架噪聲控制試驗(yàn)[6]Fig.17 Main landing gear noise control test based on full-shielding fairing of A320 in an aeroacoustic wind tunnel[6]

圖18 DNW-LLF 8 m×6 m聲學(xué)風(fēng)洞內(nèi)基于部件整流罩的A340起落架降噪試驗(yàn)[44]Fig.18 Landing gear noise reduction test based on component-shielding fairing of A340 in DNW-LLF 8 m×6 m aeroacoustic wind tunnel [44]

3.1.2 新型整流罩

傳統(tǒng)實(shí)體整流罩具有較好的降噪效果，但會(huì)帶來3個(gè)問題：① 附加質(zhì)量過大；② 增加氣動(dòng)阻力；③ 遮蔽噪聲源后偏折的來流會(huì)與后方部件作用形成新的聲源。因此，研究人員提出了基于有孔材料的新型整流罩，已成為了當(dāng)前起落架降噪技術(shù)研究的熱點(diǎn)之一。

早期的孔特指圓孔，為此專門定義了圓孔材料孔隙率，即孔面積占總面積的比。如圖19所示，當(dāng)相同圓孔規(guī)律排列時(shí)，其孔隙率計(jì)算方法為

(3)

式中：為孔直徑；為圓心間距。2009年Boorsma等以圓柱與工字鋼2種鈍體結(jié)構(gòu)為氣動(dòng)噪聲源，采用風(fēng)洞試驗(yàn)方法對(duì)4種不同孔隙率材料的整流罩降噪效果進(jìn)行了評(píng)估(圖20)。試驗(yàn)采用的4種整流罩孔隙率分別為0%(實(shí)體整流罩)、33%、42%與55%。試驗(yàn)結(jié)果表明，多孔整流罩較實(shí)體類型的總體降噪效果有一定提升，且孔隙率對(duì)降噪效果有顯著影響。這主要是因?yàn)椋河捎诖嬖谛】祝徊糠謥砹鲿?huì)穿過整流罩繼續(xù)沖擊起落架部件，但由于流量大幅度降低，噪聲顯著下降；同時(shí)被偏折的來流速度也會(huì)減弱，所以沖擊后方部件所產(chǎn)生新聲源強(qiáng)度也有所下降。因此，雖然起落架部件降噪量沒有實(shí)體整流罩高，但綜合考慮了沖擊后方部件的新聲源強(qiáng)度下降量之后，總噪聲控制水平得到進(jìn)一步提升。此外，Boorsma等還發(fā)現(xiàn)多孔整流罩在高頻段有一定的噪聲增加，這主要是因?yàn)榱鲃?dòng)穿過小孔生成的剪切層導(dǎo)致的。后續(xù)的多孔材料概念逐漸拓展，使得整流罩又發(fā)展出了毛刷結(jié)構(gòu)、線條型、布料材質(zhì)、塑料材質(zhì)等多種新型類型(見圖21)，均取得了不同程度的噪聲控制提升。

圖19 多孔材料孔隙率Fig.19 Porosity of perforated material

圖20 不同孔隙率整流罩降噪效果試驗(yàn)[98]Fig.20 Test of noise reduction by perforated fairings with different porosities[98]

圖21 不同材質(zhì)新型整流罩[99]Fig.21 Novel fairings with different materials[99]

對(duì)比實(shí)體整流罩，多孔整流罩的優(yōu)勢(shì)主要包括：① 降噪效果提升；② 更輕的質(zhì)量；③ 更小的氣動(dòng)阻力；④ 較小的偏折流二次聲源。還有一種新型整流罩，將這些優(yōu)勢(shì)發(fā)揮到了極致，即具有更大孔隙率的金屬網(wǎng)格。如圖22所示，金屬網(wǎng)格是由金屬線交叉編織而成，其孔隙率計(jì)算方法為

(4)

金屬網(wǎng)格最早提出于2010年，由Oerlemans和Smith等在荷蘭NLR的KAT 0.38 m×0.51 m 聲學(xué)風(fēng)洞和英國(guó)QinetiQ公司的NTF ?1.8 m 聲學(xué)風(fēng)洞中分別開展了概念驗(yàn)證試驗(yàn)。如圖23所示，Oerlemans等的試驗(yàn)以工字鋼為噪聲源，研究分析了不同孔隙率、包裹方式的金屬網(wǎng)格降噪效果，并且采用六分量天平對(duì)金屬網(wǎng)格整流罩引入的氣動(dòng)阻力進(jìn)行了分析，圖中dSPL指降噪方法應(yīng)用后的試驗(yàn)構(gòu)型與原始構(gòu)型SPL之差。試驗(yàn)結(jié)果表明，在包裹金屬網(wǎng)格后工字鋼噪聲在中、低頻段可實(shí)現(xiàn)5～10 dB的降噪效果，且降噪量可通過改進(jìn)網(wǎng)格形狀進(jìn)行提升。相比之下，由于網(wǎng)格各個(gè)孔邊緣存在旋渦脫落，在大于10 kHz的高頻段噪聲有所增加。Oerlemans等認(rèn)為高頻段的增加對(duì)于真實(shí)起落架而言并不會(huì)引發(fā)太大問題，這主要是由于高頻段在經(jīng)過A計(jì)權(quán)與大氣耗散后對(duì)總噪聲聲壓級(jí)貢獻(xiàn)較小。在氣動(dòng)力測(cè)量中，包裹金屬網(wǎng)格后僅有不到10%的阻力增加。Smith等以1∶4尺度簡(jiǎn)化起落架模型為降噪對(duì)象，驗(yàn)證了在不同部位增加網(wǎng)格后的降噪效果，并與實(shí)體整流罩進(jìn)行了對(duì)比。試驗(yàn)發(fā)現(xiàn)金屬網(wǎng)格較實(shí)體整流罩降噪效果有顯著提升，在經(jīng)過數(shù)據(jù)外推至遠(yuǎn)程飛機(jī)著陸狀態(tài)后，可實(shí)現(xiàn)起落架3 EPNdB的控制效果，對(duì)于飛機(jī)總噪聲排放控制效果為0.8 EPNdB。

圖22 金屬網(wǎng)格拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)[100]Fig.22 Topology of metal mesh[100]

圖23 早期金屬網(wǎng)格起落架降噪技術(shù)風(fēng)洞試驗(yàn)Fig.23 Early wind tunnel test of landing gear noise reduction using mesh

隨后，在歐盟ALLEGRA與ARTIC(見表1)項(xiàng)目支持下，愛爾蘭都柏林大學(xué)圣三一學(xué)院的Kennedy等又對(duì)網(wǎng)格降噪方法進(jìn)行了細(xì)致的數(shù)值模擬與大尺度風(fēng)洞試驗(yàn)研究(圖24)，進(jìn)一步優(yōu)化提升了網(wǎng)格降噪方法的效果與實(shí)用性。

圖24 金屬網(wǎng)格降噪方法數(shù)值模擬與風(fēng)洞試驗(yàn)[96,100]Fig.24 Numerical simulation and wind tunnel test on mesh noise reduction approach[96,100]

3.1.3 飛行試驗(yàn)

歐美在機(jī)體噪聲研究方面已經(jīng)廣泛地開展了飛行試驗(yàn)，且最早可追溯至20世紀(jì)70年代。然而，早期的飛行試驗(yàn)更多地只是關(guān)注噪聲特性，真正有關(guān)降噪技術(shù)驗(yàn)證工作的主要發(fā)生在21世紀(jì)。整流罩是經(jīng)受過飛行試驗(yàn)考驗(yàn)最多的降噪技術(shù)，因此具備相對(duì)較高的技術(shù)成熟度，已成為該方法領(lǐng)先于其他起落架降噪技術(shù)的一大特色。最早的起落架整流罩降噪技術(shù)驗(yàn)證飛行試驗(yàn)見于歐盟的SILENCE(R)項(xiàng)目(見表1)，于2003年在空客A340-300開展。如圖25所示，通過增加各類部件整流罩后，從噪聲定位云圖可知，前起落架與主起落架噪聲都有所降低。該飛行試驗(yàn)還驗(yàn)證了增升裝置的一些降噪方法，均取得了不錯(cuò)的降噪效果。僅2年后，美國(guó)波音公司與NASA就依托QTD2(Quiet Technology Demonstrator 2)項(xiàng)目開展了自己的波音777-300降噪技術(shù)飛行試驗(yàn)(圖26)，也獲得了預(yù)期降噪效果。這次試驗(yàn)研究更為系統(tǒng)全面，即對(duì)不同姿態(tài)下的起落架噪聲控制能力均進(jìn)行了驗(yàn)證。

圖25 歐盟SILENCE(R)項(xiàng)目中起落架整流罩噪聲控制飛行試驗(yàn)[14]Fig.25 Flight test by EU to validate landing gear noise control by fairing in SILENCE(R) project[14]

圖26 美國(guó)波音777-300起落架整流罩降噪 飛行驗(yàn)證試驗(yàn)[43]Fig.26 US Boeing 777-300 fight test for landing gear noise reduction using fairing[43]

近年來，飛行試驗(yàn)中驗(yàn)證的整流罩設(shè)計(jì)愈發(fā)精細(xì)。圖27展示了2016年美國(guó)開展的灣流G-Ⅲ飛機(jī)起落架在安裝整流罩前后的對(duì)比圖。圖28展示了2016—2019年歐盟開展的A320飛機(jī)起落架整流罩。可以看出，這些起落架部件配備的整流罩設(shè)計(jì)已經(jīng)十分精巧，向商業(yè)應(yīng)用邁進(jìn)了一大步。

患者出血以后，醫(yī)生需要及時(shí)取冷凍血漿為患者輸入治療。取患者2 mL靜脈血待檢，完成離心操作以后，使用分析儀展開凝血檢測(cè)，完成輸血治療以后需要檢查患者的凝血功能指標(biāo)，并且對(duì)患者的不良反應(yīng)發(fā)生情況進(jìn)行記錄與觀察。

圖27 灣流G-Ⅲ飛機(jī)起落架整流罩降噪 飛行驗(yàn)證試驗(yàn)[10,12]Fig.27 Gulfstream G-Ⅲ fight test for landing gear noise reduction using fairing[10,12]

圖28 A320起落架整流罩降噪飛行試驗(yàn)[85]Fig.28 Flight test of A320 landing gear noise reduction using faring [85]

日本宇宙航空研究開發(fā)機(jī)構(gòu)(Japan Aerospace Exploration Agency, JAXA)也在2016年9月和2017年9月分別開展了2次起落架以及增升裝置的噪聲控制飛行驗(yàn)證試驗(yàn)，地點(diǎn)在Noto Satoyama機(jī)場(chǎng)，所使用的機(jī)型是基于美國(guó)塞斯納商用飛機(jī)公司Model 680研制的Hisho號(hào)研究飛機(jī)。如圖29所示，試驗(yàn)不僅采用了多孔材料的起落架整流罩，還同步驗(yàn)證了其他基地噪聲控制方法，包括襟翼上翼面突出倒圓下沿(Protruding Rounded Lower Edge，即一種整流罩)、下翼面“小障礙物(Small Barrier)”與渦流發(fā)生器等。值得一提的是，在整個(gè)飛行試驗(yàn)前，JAXA首先開展了大量的數(shù)值模擬(圖30)和大尺度風(fēng)洞試驗(yàn)(圖31)，為后續(xù)工作奠定了堅(jiān)實(shí)的基礎(chǔ)。

圖29 日本JAXA開展的Hisho號(hào)降噪技術(shù)飛行試驗(yàn)驗(yàn)證[8]Fig.29 Hisho flight test to validate noise reduction technology by Japanese JAXA[8]

圖30 日本JAXA開展的Hisho號(hào)降噪技術(shù)數(shù)值模擬[11,105]Fig.30 Numerical analysis of Hisho flight to validate noise reduction technology by Japanese JAXA[11,105]

圖31 日本JAXA開展的Hisho號(hào)降噪技術(shù)聲學(xué)風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證[11,105]Fig.31 Hisho wind tunnel test to validate noise reduction technology by Japanese JAXA[11,105]

當(dāng)前，整流罩降噪技術(shù)發(fā)展如火如荼，飛行試驗(yàn)已在歐、美、日等發(fā)達(dá)國(guó)家廣泛開展。然而，目前仍然沒有推廣至商業(yè)應(yīng)用，這主要還是從安全角度考慮。即使起落架部件發(fā)生輕微的擺陣，在起降時(shí)也會(huì)存在概率被放大從而造成嚴(yán)重事故。如圖32所示，2012年12月在捷克共和國(guó)的斯洛伐克布拉迪斯拉機(jī)場(chǎng)，由于前起落架某個(gè)墊片的松動(dòng)引起輕微的擺陣，最終造成嚴(yán)重事故。因此，雖然當(dāng)前整流罩技術(shù)日趨完善，但是畢竟需要增加附加質(zhì)量和連接固定裝置，所帶來的一定安全風(fēng)險(xiǎn)仍然不容小覷，還需繼續(xù)提升技術(shù)成熟度，特別是須更進(jìn)一步加強(qiáng)飛行試驗(yàn)的廣度和深度。

圖32 2012年11月布拉迪斯拉機(jī)場(chǎng)內(nèi)由前起落架部件擺陣引起的空客A300-B4事故[83]Fig.32 Airbus A300-B4 accident due to nose landing gear component shimmy (Bratislava airport, November 2012)[83]

3.2 小孔封堵

如2.2.2節(jié)所述，起落架表面包含不同尺度的空腔結(jié)構(gòu)，產(chǎn)生大量單頻純音噪聲，特別是一些如螺栓孔的小孔結(jié)構(gòu)，其純音具有較高峰值，如圖33所示。針對(duì)這些小孔產(chǎn)生的純音噪聲，最直接的解決方案就是封堵。如圖34所示，在2016—2019年歐盟開展的A320飛機(jī)起落架降噪飛行試驗(yàn)中就驗(yàn)證了這一方法，并在純音噪聲控制方面取得了預(yù)期效果。

圖33 起落架螺栓孔造成的純音峰值[6]Fig.33 Tonal noise induced by landing gear pin holes[6]

圖34 小孔封堵飛行試驗(yàn)[85]Fig.34 Flight test of pin hole covering[85]

小孔封堵是一種簡(jiǎn)單高效的降噪技術(shù)，對(duì)氣動(dòng)性能影響幾乎為零，目前也已經(jīng)通過了飛行試驗(yàn)驗(yàn)證，是與整流罩一樣有望進(jìn)行快速商業(yè)應(yīng)用的高技術(shù)成熟度降噪方法之一。然而，小孔封堵仍需考慮結(jié)構(gòu)與強(qiáng)度方面的問題，其中很重要的一個(gè)原因是水汽凝結(jié)引起的銹蝕。當(dāng)外界溫度較低時(shí)，大氣中的水蒸氣在封堵不嚴(yán)的小孔中很容易凝結(jié)，對(duì)螺栓引起的銹蝕勢(shì)必影響結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性。當(dāng)然，這一問題雖然需要重視，但是容易解決，如真空封堵、注入填充材料等。因此，商業(yè)應(yīng)用指日可待。

3.3 部件優(yōu)化

部件優(yōu)化即氣動(dòng)噪聲特性優(yōu)化。由于起落架氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)較差，引發(fā)大量噪聲，因此在滿足結(jié)構(gòu)強(qiáng)度要求基礎(chǔ)上采取適當(dāng)?shù)脑O(shè)計(jì)優(yōu)化，是可以實(shí)現(xiàn)噪聲控制的。

當(dāng)前，以歐盟為代表的國(guó)外專家與學(xué)者在起落架部件優(yōu)化方面提出了許多思路，如在TIMPAN項(xiàng)目(表1)中就提出并驗(yàn)證了側(cè)撐桿、四輪起落架輪胎布局等優(yōu)化方案(見圖35)。

圖35 歐盟TIMPAN項(xiàng)目中提出的A340起落架部件優(yōu)化策略[82]Fig.35 A340 landing gear component optimization strategy in EU TIMPAN project[82]

在部件優(yōu)化方面，氣動(dòng)中心與TsAGI也共同開展了相關(guān)研究工作，采取的策略是非常規(guī)支桿截面，即截?cái)嗝鎴A柱支桿。理論分析認(rèn)為，圓柱形兩側(cè)產(chǎn)生的分離流會(huì)在后方產(chǎn)生四極子聲源，在經(jīng)過圓柱帶曲率的表面反射后易產(chǎn)生鏡像偶極子聲源和四極子聲源。通過合理控制橫截面截?cái)辔恢?截角)，如圖36所示(圖中為來流方向速度分量)，可在不影響尾流結(jié)構(gòu)情況下消除反射產(chǎn)生的鏡像偶極子聲源，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)降噪。在2019年開展的氣動(dòng)中心-TsAGI聯(lián)合大尺度起落架試驗(yàn)中，通過比較六輪起落架圓形截面和=109.5°截面的2種支桿噪聲特性，雙方共同驗(yàn)證了這一方法在高雷諾數(shù)下的噪聲控制效果。為突出對(duì)支桿噪聲的抑制，試驗(yàn)還比較了移除輪部后相關(guān)部件的降噪效果，具體如圖37所示。以75 m/s風(fēng)速為例，試驗(yàn)結(jié)果表明絕大部分頻段上的噪聲都得到了一定控制。比較不同方位角結(jié)果，六輪起落架和無輪起落架在取得的總噪聲聲壓級(jí)控制方面最大值都達(dá)到了0.5 dB以上。

圖36 Re=8×104條件下圓柱與截?cái)嗝鎴A柱尾流結(jié)構(gòu)PIV試驗(yàn)結(jié)果[50]Fig.36 Wake flow PIV results of circular cylinder and truncated cylinder under Re=8×104[50]

圖37 高雷諾數(shù)條件下截?cái)嗝鎴A柱無輪起落架降噪效果驗(yàn)證試驗(yàn)功率譜密度結(jié)果[50]Fig.37 Test validation PSD results of noise control using truncated-cylinder for landing gear without wheels under high Re [50]

3.4 空氣幕

空氣幕是一種新型降噪技術(shù)，有望在起落架噪聲控制方面發(fā)揮重要作用。其本質(zhì)是一種具有狹長(zhǎng)噴口的射流氣簾，在隧道(地鐵、礦場(chǎng)等)防火防煙、建筑物入口熱隔絕、生物安全廚環(huán)控等領(lǐng)域均具有重要用途?？諝饽唤翟敕椒ㄋ悸肥窃阝g體氣動(dòng)噪聲源上游加載氣簾來偏折高速來流，使其不能沖擊鈍體進(jìn)而形成相對(duì)低速流動(dòng)區(qū)。由于鈍體氣動(dòng)噪聲級(jí)與來流流速有著近似6次方關(guān)系，因此降低流速可以使噪聲大幅度降低，技術(shù)概念如圖38所示。

圖38 應(yīng)用于飛機(jī)起落架的空氣幕降噪方法示意圖Fig.38 Schematic of air curtain applied for aircraft landing gear noise reduction

3.4.1 單層空氣幕

作為一種氣動(dòng)噪聲控制新思路，空氣幕降噪方法最早的試驗(yàn)研究始于2009年，由NLR的Oerlemans與De Bruin完成。為與雙層空氣幕區(qū)別，這里定義僅有一層氣幕的方法叫做單層空氣幕。如圖39所示，試驗(yàn)在NLR的小型低速聲學(xué)風(fēng)洞中進(jìn)行，運(yùn)用方形鈍體作為氣動(dòng)噪聲源，氣幕噴口安裝于鈍體上游，圖中為空氣幕速度。試驗(yàn)結(jié)果顯示，空氣幕可以有效偏折來流并大幅度降低鈍體氣動(dòng)噪聲；同時(shí)該試驗(yàn)也發(fā)現(xiàn)了空氣幕存在的一個(gè)負(fù)面問題，即射流自身噪聲問題。2016年，作者所在團(tuán)隊(duì)以串聯(lián)圓柱為噪聲控制對(duì)象，試驗(yàn)驗(yàn)證了空氣幕自噪聲引起的增加量遠(yuǎn)小于空氣幕使用后帶來的總噪聲抑制量，因此空氣幕降噪方法仍具有現(xiàn)實(shí)意義。

圖39 采用單層空氣幕的NLR小尺度鈍體 氣動(dòng)降噪試驗(yàn)[110]Fig.39 NLR small-scale test of bluff body aerodynamic noise reduction using an air curtain[110]

為進(jìn)一步提升技術(shù)成熟度，氣動(dòng)中心以簡(jiǎn)化兩輪起落架為噪聲源，開啟了大尺度空氣幕降噪方法試驗(yàn)驗(yàn)證。試驗(yàn)在5.5 m×4 m航空聲學(xué)風(fēng)洞中開展，如圖40所示，起落架模型主要包括支柱、輪胎、支桿等部件，總高度為1.125 m。起落架安裝位置位于空氣幕噴口中心正后方(順風(fēng)洞來流方向)，安裝基座通過螺栓連接實(shí)現(xiàn)與地板固定，其作用是方便調(diào)整空氣幕噴口與起落架之間的相對(duì)距離。圖40給出了來流風(fēng)速=70 m/s、空氣幕氣流速度為40 m/s時(shí)，空氣幕噴口前緣與起落架之間不同距離(Space=300, 600, 900 mm)條件下噪聲的遠(yuǎn)場(chǎng)頻譜圖。此外，黑色線條(=70 m/s)代表僅有來流時(shí)的背景噪聲(無起落架、無空氣幕)，紅色線條(Landing gear)代表起落架噪聲(無空氣幕)。由圖可知，當(dāng)開啟空氣幕后，由于其遮蔽作用，起落架引起的高強(qiáng)度峰值得到明顯控制。此外，空氣幕與起落架之間的距離對(duì)降噪效果有明顯影響，當(dāng)Space=300 mm時(shí)，峰值最大抑制量達(dá)到13.9 dB。

圖40 采用單層空氣幕的氣動(dòng)中心大尺度 起落架氣動(dòng)降噪試驗(yàn)Fig.40 CARDC large-scale test of landing gear aerodynamic noise reduction using an air curtain

3.4.2 雙層空氣幕

單層空氣幕自身噪聲問題雖然不致于阻礙該技術(shù)發(fā)展，但也為進(jìn)一步提升降噪能力帶來了一定影響。為此，作者曾在團(tuán)隊(duì)提出了雙層空氣幕概念，如圖41所示。

圖41 起落架噪聲控制雙層空氣幕結(jié)構(gòu)示意圖[86]Fig.41 Schematic of landing gear noise control using dual air curtains[86]

雙層空氣幕是一種新布局，其內(nèi)涵是在主氣幕上游增加一層低速氣幕，并降低主氣幕速度，在保持降噪與遮蔽效果幾乎不變條件下進(jìn)一步降低自噪聲排放。因此，雙層空氣幕有望進(jìn)一步提升空氣幕降噪效果。為驗(yàn)證該方法，作者曾在團(tuán)隊(duì)開展了小尺度風(fēng)洞試驗(yàn)。如圖42(a)所示，試驗(yàn)在愛爾蘭都柏林大學(xué)圣三一學(xué)院3/4開口低速射流風(fēng)洞開展，以串聯(lián)圓柱作為氣動(dòng)噪聲源，串聯(lián)圓柱直徑=4 mm。

圖42(b)給出了單層空氣幕與2種不同速度配比下的雙層空氣幕降噪效果對(duì)比圖。其中，雙層空氣幕Ⅰ與Ⅱ代表應(yīng)用不同速度配比雙層氣幕后的噪聲，其中Ⅰ為主氣幕速度不變，Ⅱ?yàn)橹鳉饽凰俣冉档?，即?yōu)化后的雙層空氣幕。由圖可知，2種不同速度配比的雙層空氣幕較單層空氣幕相比都顯優(yōu)勢(shì)，特別是優(yōu)化后的雙層空氣幕II具有更好的降噪效果。圖42(c)給出了分析頻率=4, 16 kHz時(shí)，不同布局方式下空氣幕降噪聲源分布云圖。由圖可知，優(yōu)化后雙層空氣幕有效地控制了噴口附近的自噪聲，總體降噪效果最好。

圖42 基于雙層空氣幕的降噪試驗(yàn)[86]Fig.42 Noise reduction test using dual air curtains[86]

空氣幕優(yōu)勢(shì)主要包括：① 降噪效果明顯，通過偏折高速來流幾乎能夠控制2.2節(jié)所述的所有不同機(jī)理噪聲源；② 與起落架沒有實(shí)體接觸，不需要更改起落架任何部件，不影響結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性；③ 易 于控制，可按需開啟關(guān)閉。但總體而言，目前該方法技術(shù)成熟度仍然較低，主要是氣源系統(tǒng)和引氣方法還尚不明確，無法實(shí)現(xiàn)工程應(yīng)用。目前的一種思路是借用發(fā)動(dòng)機(jī)尾流，應(yīng)盡快開展帶渦扇動(dòng)力模擬(Turbine Powered Simulator，TPS)的風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證，因此仍需繼續(xù)開展大量研究工作?？梢灶A(yù)見的是，該方法一旦獲得成功，或許可成為起落架降噪領(lǐng)域的一項(xiàng)顛覆性技術(shù)進(jìn)展。

3.5 內(nèi)部吹氣

內(nèi)部吹氣方法針對(duì)的是2.2.4節(jié)所述渦-固干擾噪聲，即上游鈍體尾流與下游鈍體部件相互作用產(chǎn)生的噪聲。這種方法的概念是在2個(gè)相互作用的鈍體其中之一內(nèi)部布置向外噴射的氣流，從而破壞渦-固干擾流場(chǎng)實(shí)現(xiàn)降噪。2012年Angland等采用聲學(xué)風(fēng)洞試驗(yàn)方法對(duì)內(nèi)部吹氣進(jìn)行了降噪效果驗(yàn)證。如圖43所示，試驗(yàn)采用工字鋼與圓柱前后2種組合構(gòu)型作為渦-固干擾噪聲源，并在其中圓柱內(nèi)部增加了吹氣機(jī)構(gòu)。試驗(yàn)結(jié)果表明不同組合工字鋼-圓柱試驗(yàn)件均取得了一定的降噪效果，且上游圓柱、下游工字鋼的構(gòu)型降噪效果更為明顯。

圖43 內(nèi)部吹氣降噪方法試驗(yàn)[89]Fig.43 Noise reduction test using flow blowing[89]

內(nèi)部吹氣與空氣幕均需要質(zhì)量流量，即要解決氣源問題。然而，內(nèi)部吹氣需要改動(dòng)起落架結(jié)構(gòu)，且只作用于渦-固干擾噪聲；空氣幕不需要對(duì)起落架本身有任何改動(dòng)，通過偏折來流實(shí)現(xiàn)降噪，作用范圍涵蓋起落架整體，因此具有較大優(yōu)勢(shì)。內(nèi)部吹氣作為一種新概念，是很好的嘗試，但距離工程化還有很長(zhǎng)一段路要走。

3.6 等離子體

等離子體常被稱作是物質(zhì)的第四態(tài)，是由部分電子被剝奪后的原子及原子團(tuán)被電離后產(chǎn)生的正負(fù)離子組成的離子化氣體狀物質(zhì)。等離子體是當(dāng)前物理學(xué)研究的熱點(diǎn)，其在流動(dòng)控制領(lǐng)域的應(yīng)用潛力已被國(guó)內(nèi)外學(xué)者高度關(guān)注。該方法基本思路是利用等離子體在電磁場(chǎng)力作用下運(yùn)動(dòng)或氣體放電引起溫度、壓力變化對(duì)流場(chǎng)局部施加擾動(dòng)，實(shí)現(xiàn)飛行器減阻增升和發(fā)動(dòng)機(jī)增推擴(kuò)穩(wěn)的目的。產(chǎn)生等離子體的氣體放電方式主要有：電暈放電(Corona Discharge, CD)、介質(zhì)阻擋放電(Dielectric Barrier Discharge, DBD)、火花放電(Spark Discharge, SD)、電弧放電(Arc Discharge, AD)等。如圖44所示，在使用DBD方式實(shí)施了等離子體控制后，翼型前緣失速分離得到了有效控制。目前，歐美與俄羅斯都將等離子體流動(dòng)控制作為戰(zhàn)略型技術(shù)儲(chǔ)備，其中以美、俄最具代表性，處于領(lǐng)先地位。中國(guó)空軍工程大學(xué)、氣動(dòng)中心等單位也開展了大量研究工作。

圖44 基于等離子體的翼型前緣失速分離控制試驗(yàn)[112]Fig.44 Control test of airfoil leading edge stall based plasma[112]

近年來，等離子體控制方法也被引入到了氣動(dòng)噪聲控制領(lǐng)域。公開文獻(xiàn)報(bào)道中，最早提出這一概念的是2005年美國(guó)圣母大學(xué)Thomas等，目的是運(yùn)用等離子體抑制起落架上游部件分離，從而控制渦-固干擾噪聲。如圖45所示，Thomas等以圓柱為研究對(duì)象，采用DBD等離子產(chǎn)生方法在風(fēng)洞中驗(yàn)證了尾跡控制思路，但是風(fēng)速僅2 m/s，因此試驗(yàn)并未開展聲學(xué)方面的測(cè)試。2007─2008年，南安普頓大學(xué)的Chan、黃迅等在空腔前緣增加等離子體產(chǎn)生裝置，成功控制了誘發(fā)空腔噪聲的前緣剪切層K-H不穩(wěn)定渦發(fā)展(圖46)。通過位于安裝在腔內(nèi)表面的傳聲器開展測(cè)量，同時(shí)驗(yàn)證了針對(duì)空腔純音峰值的降噪效果，這里的最高風(fēng)速為20 m/s。2010年黃迅等又以起落架圓柱+扭桿簡(jiǎn)化模型為氣動(dòng)噪聲源，開展DBD等離子體降噪應(yīng)用研究，最高風(fēng)速達(dá)到30 m/s(圖47)。

圖45 基于等離子體的圓柱尾跡控制試驗(yàn)[90]Fig.45 Test of cylinder wake flow control using plasma[90]

圖46 基于等離子體的空腔噪聲控制試驗(yàn)[117]Fig.46 Noise control test of cavity flow using plasma[117]

圖47 基于等離子體的起落架圓柱+扭桿簡(jiǎn)化模型噪聲控制試驗(yàn)[91]Fig.47 Noise control test of landing gear cylinder model with strut using plasma[91]

等離子體作為當(dāng)前的國(guó)際研究熱點(diǎn)，有望成為流動(dòng)控制領(lǐng)域的一項(xiàng)革命性技術(shù)。在氣動(dòng)噪聲控制方面，等離子體是從流動(dòng)機(jī)理上實(shí)現(xiàn)降噪的，具有無活動(dòng)部件、響應(yīng)快(μs量級(jí))等優(yōu)勢(shì)。當(dāng)前發(fā)展存在的一個(gè)主要問題是控制流速過低，因此還不足以達(dá)到工程化要求。此外，產(chǎn)生等離子體還需要強(qiáng)電場(chǎng)，需要配套現(xiàn)實(shí)可行設(shè)備，且其產(chǎn)生的電離輻射是否會(huì)影響起落架及飛行器自身電子設(shè)備，這一點(diǎn)也需要著重考慮?？傮w而言，等離子降噪是具有較大潛力的一種降噪技術(shù)，值得持續(xù)發(fā)展。

3.7 吸聲材料

使用吸聲材料控制起落架噪聲的基本思路是在聲輻射路徑上的機(jī)身部位增加吸聲材料，從而降低向地面?zhèn)鞑サ脑肼?。?dāng)前最常規(guī)的位置是起落架艙蓋，而使用最多的是吸聲海綿。3.1.3節(jié)所述的灣流G-III飛機(jī)起落架降噪飛行試驗(yàn)中，除整流罩外，起落架艙體就安裝了帶有吸聲海綿材料的艙門。

除吸聲海綿外，還有一種是聲學(xué)超材料(Acoustic Meta-Materials)，是由特殊設(shè)計(jì)的人工聲學(xué)結(jié)構(gòu)單元(如局域共振單元、亥姆霍茲共振腔等)周期性排列在彈性介質(zhì)中構(gòu)成，可以獲得具有與自然界中物質(zhì)迥然不同的超常物理性質(zhì)的聲學(xué)“新材料”。聲學(xué)超表面(Acoustic Meta-Surface)是最近幾年聲學(xué)超材料的分支，是對(duì)傳統(tǒng)體塊型超材料進(jìn)行輕薄化設(shè)計(jì)的產(chǎn)物，能夠以亞波長(zhǎng)尺度的微結(jié)構(gòu)對(duì)聲波的波陣面進(jìn)行調(diào)控。2020年，來自O(shè)NERA等法國(guó)科研機(jī)構(gòu)的Simon等將聲學(xué)超材料表面應(yīng)用在了起落架艙門上，目的是吸收由起落架產(chǎn)生的部分輻射噪聲，從而實(shí)現(xiàn)遠(yuǎn)場(chǎng)降噪。通過馬赫數(shù)為0.2的來流條件下較大尺度風(fēng)洞試驗(yàn)發(fā)現(xiàn)(圖48)，在設(shè)計(jì)頻段范圍內(nèi)，聲學(xué)超材料表面艙蓋能夠達(dá)到預(yù)期降噪效果，實(shí)現(xiàn)預(yù)期目標(biāo)。

圖48 基于聲學(xué)超材料艙門的起落架噪聲控制試驗(yàn)[92]Fig.48 Landing gear noise control test based on meta-material bay door[92]

吸聲材料降噪技術(shù)思路另辟蹊徑，從直接抑制噪聲轉(zhuǎn)變?yōu)槔门撋w遮蔽吸收噪聲，從而降低遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲強(qiáng)度。理論上不需要改變起落架結(jié)構(gòu)，具有較好的應(yīng)用潛力。當(dāng)前，吸聲海綿已經(jīng)成功開展飛行試驗(yàn)，具有更強(qiáng)相似功能的聲學(xué)超材料也已完成了較大尺度風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證，實(shí)現(xiàn)了技術(shù)成熟度提升。因此，吸聲材料降噪技術(shù)具有較好的發(fā)展與應(yīng)用前景。

3.8 起落架/艙體噪聲耦合控制

3.8.1 問題描述

起落架艙主要功能是在非使用時(shí)間為起落架存放提供空間，其本質(zhì)為空腔。氣流流過后，易產(chǎn)生大量空腔噪聲，且該空腔繞流與起落架流場(chǎng)相互耦合，并衍生出復(fù)雜的聲學(xué)、結(jié)構(gòu)疲勞等現(xiàn)象，是起落架噪聲研究領(lǐng)域需要解決的又一項(xiàng)難題。

專門針對(duì)起落架/艙體耦合噪聲抑制的研究工作，從數(shù)量角度來講并不算豐富，但由于空腔噪聲抑制有很多思路，因此許多方法是直接可以借鑒的。例如，3.4節(jié)、3.6節(jié)所述的空氣幕、等離子體等均有所涉及，這里重點(diǎn)敘述技術(shù)成熟度最高的前緣鋸齒與艙前導(dǎo)流裝置。

3.8.2 艙體前緣鋸齒

嚴(yán)格來說，前緣鋸齒只是空腔繞流噪聲抑制方法中前緣擾流單元的一種。作為被動(dòng)控制技術(shù)，前緣擾流單元主要是通過干擾來流狀態(tài)、改變腔體內(nèi)部振蕩反饋路線等原理來實(shí)現(xiàn)降噪的。由于其不需要額外補(bǔ)充能量，具有實(shí)施簡(jiǎn)單、效果明顯等優(yōu)點(diǎn)，受到工程實(shí)踐的青睞。Saddington等針對(duì)長(zhǎng)深比為5的方形空腔，研究了齒形擾流單元(圖49)等13種不同降噪措施的降噪效果，結(jié)果表明在該試驗(yàn)條件下，相對(duì)其他降噪措施，方齒擾流單元對(duì)窄帶峰值噪聲降噪效果最好(降低量8.8 dB)，而三角齒擾流單元?jiǎng)t對(duì)總聲壓級(jí)降噪效果最好(降低量8.13 dB)。

圖49 空腔前緣擾流單元降噪方法[119-120]Fig.49 Cavity noise reduction using leading edge modification[119-120]

氣動(dòng)中心梁勇等專門針對(duì)腔體耦合噪聲開展了聲學(xué)風(fēng)洞試驗(yàn)研究。如圖50所示，試驗(yàn)采用小尺度簡(jiǎn)化起落架模型+方腔作為耦合噪聲源，以7通道弧陣列作為聲學(xué)測(cè)量手段，驗(yàn)證了不同傾角下的艙體前緣鋸齒降噪能力。從總噪聲聲壓級(jí)(OASPL)試驗(yàn)結(jié)果可見，不同角度的擾流單元對(duì)單獨(dú)艙體與耦合噪聲均有降噪效果；在68 m/s和85 m/s這2種風(fēng)速下，對(duì)應(yīng)鋸齒傾角為60°和30°時(shí)2種擾流單元降噪效果最佳。

圖50 起落架/艙體前緣鋸齒單元降噪方法[51,54]Fig.50 Landing gear/bay noise reduction using leading edge chevrons[51,54]

這里還需要強(qiáng)調(diào)的是，前緣鋸齒降噪也是開展過飛行試驗(yàn)的少數(shù)起落架噪聲控制技術(shù)之一。如圖51所示，在灣流G-Ⅲ飛機(jī)起落架降噪飛行試驗(yàn)中，就驗(yàn)證了艙體前緣鋸齒和帶有吸聲材料艙門的降噪效果。在對(duì)比了“僅有整流罩”和“整流罩+艙體前緣鋸齒+帶有吸聲材料艙門”2種方法后，聲學(xué)結(jié)果顯示后者較前者降噪效果具有明顯提升，因此該方法現(xiàn)實(shí)可行。

圖51 整流罩+艙體前緣鋸齒+帶有吸聲 材料艙門飛行試驗(yàn)[10,12]Fig.51 Flight test of fairing associated with bay leading edge chevrons and sound absorbing foam in bay[10,12]

3.8.3 艙前導(dǎo)流裝置

艙前導(dǎo)流裝置的思路是通過提升起落架艙體前緣高度實(shí)現(xiàn)剪切層提升，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)控制艙體噪聲。歐盟在ALLEGRA(表1)項(xiàng)目支持下，在意大利賓利法瑞納的汽車風(fēng)洞內(nèi)開展了大尺度試驗(yàn)驗(yàn)證，并與傳統(tǒng)艙體構(gòu)型進(jìn)行了對(duì)比，具體如圖52所示。試驗(yàn)結(jié)果顯示，通過使用具有艙前導(dǎo)流裝置的起落架/艙體，獲得了一定噪聲控制效果。

圖52 基于導(dǎo)流裝置的起落架/艙體耦合噪聲控制試驗(yàn)[121]Fig.52 Landing gear/bay noise control test based on door spoiler[121]

由以上討論可知，解決起落架/艙體耦合噪聲問題的核心是攻克艙體帶來的空腔噪聲，但該問題又與普通空腔噪聲控制有所區(qū)別，即需要考慮結(jié)構(gòu)問題和對(duì)氣動(dòng)特性的影響。結(jié)構(gòu)問題在本文中已經(jīng)反復(fù)強(qiáng)調(diào)，在此不再贅述。由于艙體較大，降噪措施帶來的氣動(dòng)特性影響必須要深入分析，當(dāng)前還未有相關(guān)文獻(xiàn)進(jìn)行報(bào)道。

艙前導(dǎo)流裝置所需要的改動(dòng)相對(duì)較大，是否同樣會(huì)造成較大的氣動(dòng)升/阻力特性變化，值得進(jìn)一步深究。前緣鋸齒已經(jīng)開展了飛行試驗(yàn)，相信在氣動(dòng)特性影響方面可視為已經(jīng)通過考核，且前緣鋸齒作為一種簡(jiǎn)單有效的被動(dòng)控制技術(shù)，所帶來的結(jié)構(gòu)問題較小且可控，有望得到快速技術(shù)應(yīng)用。

3.9 多項(xiàng)技術(shù)綜合應(yīng)用

起落架降噪技術(shù)蓬勃發(fā)展，忽略技術(shù)成熟度等因素，目前已存在多種選項(xiàng)。然而，絕大多數(shù)的降噪方法都是只針對(duì)起落架某個(gè)部件或某種噪聲產(chǎn)生機(jī)理設(shè)計(jì)的，這就意味著單獨(dú)一種降噪方法很難實(shí)現(xiàn)理想的噪聲控制目標(biāo)，多項(xiàng)技術(shù)綜合應(yīng)用日漸成為行業(yè)領(lǐng)域的一種共識(shí)。因此，本文將這種思路作為一種控制方法單路羅列出來進(jìn)行討論。從目前的研究來看，由于具備較高的技術(shù)成熟度與較好的降噪效果，整流罩已成為多項(xiàng)技術(shù)綜合應(yīng)用中必不可少的一員。

多項(xiàng)技術(shù)綜合應(yīng)用并不是停留在概念階段，恰恰相反，目前大尺度風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)酥溜w行試驗(yàn)都有所涉及。這其中最主要的方法就是整流罩與其他技術(shù)的綜合應(yīng)用，這里簡(jiǎn)單表示為“整流罩+”。

如3.1節(jié)所述，當(dāng)前整流罩發(fā)展的主流是針對(duì)部件的，這也就意味著未被遮蔽的部件仍為重要噪聲源。因此，增加其他方法配合整流罩從而實(shí)現(xiàn)降噪效果提升，即成為一種顯而易見的思路，即“整流罩+”。早期的歐盟RAIN項(xiàng)目就在大尺度聲學(xué)風(fēng)洞內(nèi)嘗試了“整流罩+艙體導(dǎo)流裝置”的方案(圖53)。試驗(yàn)結(jié)果表明，多種方法運(yùn)用后，獲得了2～3 dB量級(jí)的降噪效果。隨后，如圖54所示，在歐盟TIMPAN項(xiàng)目支持下，在大尺度聲學(xué)風(fēng)洞內(nèi)對(duì)起落架模型增加了整流罩的同時(shí)，還測(cè)量了不同四輪結(jié)構(gòu)輪間距布局(3.3節(jié)所述)的聲學(xué)特性。雖然試驗(yàn)結(jié)果表明輪間距改變并未顯著影響噪聲特性，但這次試驗(yàn)是“整流罩+部件優(yōu)化”方法的一種很好嘗試。

圖53 基于“整流罩+艙體導(dǎo)流裝置”的 起落架降噪方案[44]Fig.53 Noise reduction scheme of landing gear based on fairing associated with spoiler[44]

圖54 附帶整流罩且具備不同四輪布局的 起落架噪聲試驗(yàn)[82]Fig.54 Landing gear noise reduction test with fairing and different four-wheel configurations [82]

歐盟在隨后的ALLEGRA項(xiàng)目中開展了大量的“整流罩+”風(fēng)洞試驗(yàn)研究，如作者曾在團(tuán)隊(duì)就在小型風(fēng)洞內(nèi)驗(yàn)證了結(jié)合雙層空氣幕的降 噪方法，這里的整流罩是金屬網(wǎng)格。如圖55所示，試驗(yàn)以串聯(lián)圓柱作為氣動(dòng)噪聲源，首先研究了金屬網(wǎng)格自噪聲(無串聯(lián)圓柱)，然后對(duì)比了應(yīng)用前置金屬網(wǎng)格、前置金屬網(wǎng)格+雙層空氣幕、后置金屬網(wǎng)格+雙層空氣幕的噪聲特性。試驗(yàn)結(jié)果表明，“金屬網(wǎng)格+雙層空氣幕”的方案在噪聲控制方面較單獨(dú)使用一種方法有所提升。此外，作者曾在團(tuán)隊(duì)還在意大利的賓利法瑞納汽車風(fēng)洞內(nèi)，開展了多項(xiàng)大尺度降噪技術(shù)試驗(yàn)驗(yàn)證，其中涉及到“整流罩+”就是與艙前導(dǎo)流裝置的綜合應(yīng)用(圖56)，并與單獨(dú)整流罩和單獨(dú)艙前導(dǎo)流裝置進(jìn)行了降噪效果對(duì)比。試驗(yàn)結(jié)果表明，除某些頻段有些許噪聲增加外，總體上“整流罩+艙前導(dǎo)流裝置”的噪聲效果優(yōu)于2種方法各自單獨(dú)使用的。

圖55 基于“金屬網(wǎng)格+雙層空氣幕”的起落 架降噪方法[88,93]Fig.55 Noise reduction method of landing gear based on mesh associated with dual air curtains[88,93]

圖56 基于“整流罩+艙前導(dǎo)流裝置”的起落 架降噪方法[96-97]Fig.56 Noise reduction method of landing gear based on fairing associated with spoiler[96-97]

在飛行試驗(yàn)方面，“整流罩+”方法也已開展。在美國(guó)灣流G-Ⅲ飛機(jī)起落架降噪飛行試驗(yàn)中，除整流罩外，試驗(yàn)還增加了艙體前緣鋸齒和帶有吸聲材料艙門。通過綜合使用這些方法，在各個(gè)測(cè)點(diǎn)以EPNL(Effective Perceived Noise Level)為評(píng)價(jià)標(biāo)準(zhǔn)，均取得了2 EPNdB以上的降噪量。在2016—2019年歐盟開展的A320飛機(jī)起落架飛行試驗(yàn)中也進(jìn)行了“整流罩+小孔封堵”的降噪效果驗(yàn)證。還需特別強(qiáng)調(diào)的是，如圖57所述，除起落架降噪技術(shù)外，飛機(jī)上還同時(shí)安裝了其他噪聲控制方法，包括襟翼導(dǎo)流片、發(fā)動(dòng)機(jī)鋸齒尾緣、襟翼/縫翼吸聲材料等。這樣應(yīng)用了多種機(jī)體噪聲控制措施的飛行試驗(yàn)，日本也已開展(見圖29)。

圖57 機(jī)體噪聲控制技術(shù)綜合驗(yàn)證飛行試驗(yàn)[85]Fig.57 Flight test of airframe noise control technology using multiple approaches[85]

當(dāng)前，通過綜合應(yīng)用多種降噪方法實(shí)現(xiàn)降噪效果提升已成為業(yè)界共識(shí)，從數(shù)值計(jì)算、大尺度風(fēng)洞試驗(yàn)到飛行試驗(yàn)，相關(guān)研究均已開展。這些綜合應(yīng)用不止局限于起落架噪聲，更多的是同時(shí)針對(duì)其他機(jī)體噪聲以及發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲。因此，多項(xiàng)技術(shù)綜合運(yùn)用勢(shì)必是未來業(yè)界的主流。目前來看，“整流罩+”思路已經(jīng)日漸成熟，相信商業(yè)應(yīng)用指日可待。

4 中國(guó)起落架噪聲控制技術(shù)發(fā)展展望

本文通過文獻(xiàn)綜述，總結(jié)和分析了國(guó)內(nèi)外相關(guān)研究機(jī)構(gòu)對(duì)民用飛機(jī)起落架噪聲及其控制技術(shù)研究工作的現(xiàn)狀。總的來說，中國(guó)起落架噪聲控制技術(shù)取得了長(zhǎng)足進(jìn)步，相關(guān)研究成果不斷涌現(xiàn)，但與國(guó)外相比仍有較大差距。這一方面與前期工程需求不足與業(yè)界重視程度不夠有關(guān)，另一方面或與國(guó)內(nèi)缺少大型聲學(xué)風(fēng)洞等重要研究設(shè)備有關(guān)。隨著以氣動(dòng)中心FL-17 5.5 m×4 m航空聲學(xué)風(fēng)洞、FL-19 8 m×6 m大型低速風(fēng)洞為代表的一大批大國(guó)重器建設(shè)完成并投入運(yùn)營(yíng)，相信中國(guó)起落架乃至整個(gè)機(jī)體噪聲研究領(lǐng)域的成果將會(huì)進(jìn)入井噴時(shí)代。

本節(jié)將對(duì)國(guó)外研究帶來的啟示以及問題思考進(jìn)行討論，從而對(duì)未來發(fā)展趨勢(shì)進(jìn)行展望。

4.1 國(guó)外研究啟示

通過調(diào)研可以看出，國(guó)際上起落架噪聲及控制技術(shù)發(fā)展如火如荼，特別是近30年的工作，使得歐、美、日3個(gè)發(fā)達(dá)經(jīng)濟(jì)體在該領(lǐng)域取得了顯著成果。在這方面，對(duì)中國(guó)大飛機(jī)發(fā)展具有非常大的啟示作用?？偨Y(jié)國(guó)外在這方面的經(jīng)驗(yàn)，主要有以下幾點(diǎn)：

1) 將包括起落架噪聲控制技術(shù)在內(nèi)的民機(jī)噪聲控制技術(shù)視為戰(zhàn)略發(fā)展方向。當(dāng)前一個(gè)不容忽視的事實(shí)就是ICAO的環(huán)境保護(hù)委員會(huì)被牢牢掌握在歐美手中，其所設(shè)計(jì)的噪聲排放適航取證標(biāo)準(zhǔn)絕不僅是為了服務(wù)全人類命運(yùn)共同體的環(huán)保要求，同時(shí)也是發(fā)達(dá)國(guó)家制約別國(guó)民用航空技術(shù)發(fā)展的一種策略。以波音、空客為代表的發(fā)達(dá)國(guó)家民機(jī)制造商與政府緊密合作，持續(xù)加大民機(jī)噪聲控制技術(shù)研發(fā)，目的就是牢牢守住這項(xiàng)技術(shù)壁壘。可以預(yù)料到的是，一旦包括起落架降噪技術(shù)在內(nèi)的各類降噪技術(shù)得到商業(yè)應(yīng)用，更為嚴(yán)格的“第六階段”、“第七階段”等適航標(biāo)準(zhǔn)馬上就會(huì)成為現(xiàn)實(shí)。

2) 建立了“概念提出→小尺度風(fēng)洞試驗(yàn)→數(shù)值模擬優(yōu)化→大尺度風(fēng)洞試驗(yàn)→飛行試驗(yàn)→商業(yè)應(yīng)用”這一完整的技術(shù)研發(fā)體系。在政府和民機(jī)制造商的聯(lián)合支持下，歐美新概念降噪技術(shù)不斷涌現(xiàn)，高校、科研院所等首先開展小尺度試驗(yàn)研究，并采用數(shù)值模擬優(yōu)化降噪效果；隨后經(jīng)過國(guó)家級(jí)風(fēng)洞機(jī)構(gòu)的大尺度聲學(xué)風(fēng)洞試驗(yàn)提高技術(shù)成熟度；最后由民機(jī)制造企業(yè)主導(dǎo)完成飛行試驗(yàn)與商業(yè)應(yīng)用。以起落架整流罩為例，雖然商業(yè)應(yīng)用這最后一環(huán)還鮮有成果，但飛行試驗(yàn)的大量開展已經(jīng)使國(guó)外無限接近這一目標(biāo)。這樣的技術(shù)研發(fā)體系實(shí)現(xiàn)了“政府和民機(jī)制造商聯(lián)合支持，高校與科研院所、國(guó)家級(jí)風(fēng)洞機(jī)構(gòu)、民機(jī)制造企業(yè)相互配合”，使得降噪技術(shù)研發(fā)事半功倍。

3) 培養(yǎng)了專業(yè)的機(jī)體噪聲控制技術(shù)研發(fā)隊(duì)伍。發(fā)達(dá)國(guó)家由于能夠給予長(zhǎng)期資助，產(chǎn)生了許多機(jī)體噪聲領(lǐng)域的知名專家與團(tuán)隊(duì)，取得了許多工程與學(xué)術(shù)成果。以起落架噪聲為例，如大型聲學(xué)風(fēng)洞試驗(yàn)專家Dobrzynski，起落架工程預(yù)測(cè)模型專家Guo Y P，新概念降噪技術(shù)專家Zhang X，飛行試驗(yàn)專家Ravetta、Yamamoto，降噪技術(shù)驗(yàn)證專家Bennett等，幾乎涵蓋了技術(shù)研發(fā)體系的各個(gè)環(huán)節(jié)。這些長(zhǎng)期從事起落架噪聲研究的專業(yè)團(tuán)隊(duì)通過密切合作，有效地強(qiáng)化并加速了技術(shù)的迭代與進(jìn)步。

4.2 問題思考

中國(guó)在起落架噪聲領(lǐng)域的發(fā)展雖然取得了不少成績(jī)，但與歐、美、日差距仍然明顯，主要表現(xiàn)在以下幾個(gè)方面：

1) 聲學(xué)風(fēng)洞試驗(yàn)量偏少，特別是大尺度模型與真實(shí)模型試驗(yàn)。自20世紀(jì)90年代歐盟RAIN項(xiàng)目以來，發(fā)達(dá)國(guó)家許多起落架噪聲研究的相關(guān)標(biāo)志性成果都與大尺度聲學(xué)風(fēng)洞息息相關(guān)。這其中一個(gè)主要原因是許多聲學(xué)問題在進(jìn)行了縮比之后無法暴露出來，最典型的例子就是螺栓孔空腔噪聲，因此大尺度試驗(yàn)十分必要。由于前期缺少相關(guān)設(shè)備，中國(guó)機(jī)體噪聲研究受制于人。自2013年中國(guó)首個(gè)大型聲學(xué)風(fēng)洞──氣動(dòng)中心FL-17 5.5 m×4 m航空聲學(xué)風(fēng)洞建成以來，雖然已經(jīng)開展了一些大尺度試驗(yàn)研究，但與歐美相比來說還差距甚遠(yuǎn)。特別是真實(shí)起落架型號(hào)聲學(xué)風(fēng)洞試驗(yàn)，目前還未曾開展。

2) 已有技術(shù)發(fā)展緩慢，且鮮有“由0到1”的原創(chuàng)成果。第3節(jié)所述的各類起落架技術(shù)，絕大多數(shù)技術(shù)成熟度提升均由歐、美、日實(shí)現(xiàn)。特別是在飛行試驗(yàn)驗(yàn)證方面，目前中國(guó)公開文獻(xiàn)還鮮有報(bào)道。歐、美、日最早的起落架降噪技術(shù)飛行試驗(yàn)發(fā)生在2003年，這就意味著單這一項(xiàng)與發(fā)達(dá)國(guó)家的差距至少就是20年。此外，在原創(chuàng)思路里打上中國(guó)人標(biāo)簽的成果，目前還幾乎為零。

3) 距離建立技術(shù)研發(fā)體系和與之匹配的人才隊(duì)伍還相差甚遠(yuǎn)?！案拍钐岢觥〕叨蕊L(fēng)洞試驗(yàn)→數(shù)值模擬優(yōu)化→大尺度風(fēng)洞試驗(yàn)→飛行試驗(yàn)→商業(yè)應(yīng)用”這一研發(fā)體系的建立，需要持續(xù)的經(jīng)費(fèi)投入，政府、航空制造企業(yè)、國(guó)家風(fēng)洞中心、高校與科研院所之間通力配合。此外，還要在各個(gè)環(huán)節(jié)培養(yǎng)一批專業(yè)研發(fā)隊(duì)伍與骨干，才能全面形成軟、硬實(shí)力。

4.3 展 望

針對(duì)起落架噪聲以及機(jī)體噪聲領(lǐng)域的發(fā)展，筆者認(rèn)為當(dāng)務(wù)之急應(yīng)重點(diǎn)關(guān)注以下幾點(diǎn)：

1) 提升機(jī)體噪聲戰(zhàn)略考量，加大各方面投入。噪聲適航審定可以成為發(fā)達(dá)經(jīng)濟(jì)體設(shè)置的技術(shù)壁壘，同樣也可以成為中國(guó)大飛機(jī)制造技術(shù)發(fā)展后戰(zhàn)勝對(duì)方的利器。這樣就需要避免“跟隨歐美腳步”的傳統(tǒng)思路，這方面通信領(lǐng)域“1G～4G受制于人，而5G技術(shù)我方主導(dǎo)”就是個(gè)生動(dòng)的正面例子。因此，相關(guān)投入一定要持續(xù)，逐漸形成技術(shù)儲(chǔ)備，避免受制于人，從而進(jìn)一步實(shí)現(xiàn)反制別人。

2) 加強(qiáng)聲學(xué)風(fēng)洞試驗(yàn)，盡快開展飛行試驗(yàn)。這2個(gè)環(huán)節(jié)是提升降噪方法技術(shù)成熟度的最有效手段，但目前中國(guó)的大尺度聲學(xué)風(fēng)洞試驗(yàn)量明顯偏少，飛行試驗(yàn)更鮮有報(bào)道。這就造成了中國(guó)的降噪技術(shù)研發(fā)始終停留在概念階段，距離商業(yè)應(yīng)用相差甚遠(yuǎn)。

3) 打通技術(shù)研發(fā)體系，做好接力棒的傳遞工作。當(dāng)前，高校與科研院所主要負(fù)責(zé)的概念提出、小尺度風(fēng)洞試驗(yàn)、數(shù)值模擬優(yōu)化等環(huán)節(jié)工作相對(duì)發(fā)展較快。他們的接力棒鮮有后傳、企業(yè)主導(dǎo)的飛行試驗(yàn)沒人遞棒，而這中間的關(guān)鍵角色是國(guó)家級(jí)風(fēng)洞機(jī)構(gòu)的大尺度風(fēng)洞試驗(yàn)。目前中國(guó)的相關(guān)風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)芰σ呀?jīng)形成，國(guó)家級(jí)風(fēng)洞機(jī)構(gòu)的作用要進(jìn)一步提升，3種角色相互配合要更加緊密，盡快打造一批各個(gè)環(huán)節(jié)的專業(yè)大師級(jí)團(tuán)隊(duì)。此外，在建立技術(shù)研發(fā)體系過程中，航空制造企業(yè)作為需求方與應(yīng)用方，要進(jìn)一步與政府合作，共同發(fā)揮好主導(dǎo)作用，避免出現(xiàn)研究與工程完全脫節(jié)的現(xiàn)象。

5 結(jié) 論

本文對(duì)民用飛機(jī)起落架噪聲及其控制技術(shù)研究進(jìn)展進(jìn)行了綜述。首先簡(jiǎn)單回顧了起落架噪聲研究的歷程，介紹了噪聲產(chǎn)生成因，然后詳細(xì)論述了各類降噪技術(shù)，最后對(duì)中國(guó)起落架噪聲控制技術(shù)的發(fā)展進(jìn)行了展望?？偟膩碚f，當(dāng)前在相關(guān)領(lǐng)域取得了相當(dāng)豐富的研究成果，基本掌握了噪聲產(chǎn)生的多種流動(dòng)機(jī)理，為后續(xù)研究奠定了良好的基礎(chǔ)。在噪聲控制方面，一方面以整流罩為代表的高技術(shù)成熟度方法已經(jīng)進(jìn)入飛行試驗(yàn)階段，相信距離商業(yè)應(yīng)用為時(shí)不遠(yuǎn)；另一方面，空氣幕、等離子體等新概念方法也不斷涌現(xiàn)，為后續(xù)降噪能力的進(jìn)一步提升提供了技術(shù)支撐。

需要看到的是，這些豐富的研究成果多數(shù)來自國(guó)外。中國(guó)這些年來雖然取得了長(zhǎng)足進(jìn)步，但是相對(duì)而言差距比較明顯。隨著中國(guó)國(guó)力不斷提升，支撐研究的各方面軟、硬條件快速加強(qiáng)，科研人員素質(zhì)、能力與數(shù)量不斷增長(zhǎng)，相信在起落架噪聲領(lǐng)域最終會(huì)迎頭趕上并實(shí)現(xiàn)超越。