1     增升装置声学特性模拟的意义

1.1        增升装置声学特性模拟的意义

国内外商用飞机的高速发展，以及低噪声高涵道比发动机的应用，使得机体噪声的影响在客机起飞/降落阶段越来越突出。机体噪声主要源自几何形状不连续所产生的湍流，其中机翼的增升装置与起落架是机体噪声的两个重要声源。增升装置是机翼上用来改善气流状况和增加升力的活动面。在起飞、着陆或机动飞行时使用增升装置可以改善飞机起飞、着陆和机动飞行的性能。飞机的增升装置主要由各种前、后缘襟翼组成，通常装在机翼的前缘和后缘，非使用状态下是机翼剖面的一部分。位于前缘的有前缘缝翼和前缘襟翼；在后缘的有各种型式的后缘襟翼如图1.1所示。

图1.1飞机上应用的增升装置            图1.2基准飞行航迹

    增升装置改善气流状况和增加升力的同时，也会带来噪声问题。我国民用航空总局颁布的《航空器型号和适航合格审定噪声规定》CCAR36部明确规定了各类飞机的适航噪声要求和审定验证程序。其中包括对飞机起飞、降落阶段噪声水平的要求，图1.2为飞机起飞阶段的基准飞行航迹，对地面噪声测量点也有相应要求。实验研究表明客机在起飞与降落阶段，机体噪声与推进系统噪声为相同量级，而增升装置噪声是机体噪声的主要声源之一，因此必须重视并推进增升装置的低噪声设计研究。

1.2        国外研究进展

上世纪90年代以来，国际航空界纷纷开展飞机机体噪声的研究工作，包括NASA（美国国家航空航天局）、ONERA（法国国家宇航局）和DLR（德国航空航天中心）等研究中心、许多著名的大学研究机构以及各大航空工业公司(如波音公司、空中客车公司等)。

欧盟于2001年启动针对A320、A340机型的机体噪声控制项目RAIN(Reduction of Airframe and Installation Noise)和SILENCER(Significantly Lower Community Exposure to Aircraft Noise)，针对增升装置和起落架的机体噪声源分析和降噪方法研究。

图1.3 A320机翼全尺寸模型实验         图1.4 A320缩比模型实验

在欧盟合作框架下，DLR与DNW（德/荷风洞）对增升装置噪声进行了系统的分析研究，分别针对机翼二维剖面缩比模型、三维全机缩比模型以及全尺寸A320机型机翼进行实验研究。研究分工如下表1所示。

表1 增升装置噪声研究模型概况

实验方法可以确定机体噪声级大小，以及定位声源位置。如下图1.5所示，对A320机翼飞行包线的声学实验发现，如果填充前缘缝翼的凹口域部分，那么测试的噪声将显著降低。

图1.5 声源定位（左图：增升装置基本构型，右图：填充缝翼的凹口域）

缩比模型是较为常见的实验手段。必须要注意其与全尺寸模型的差异。DLR对缩比模型与全尺寸模型进行比较，发现缩比模型出现的音调噪声，是由于雷诺数效应导致的，襟翼侧缘的薄层流动分离产生音调噪声。低斯德鲁哈尔数（St = f ・ c_f /v，cf为襟翼弦长）区间，两种模型结果差异比较大，全尺寸模型声压级高20分贝。而高斯德鲁哈尔数区间（5.7~11.4），两种模型结果相似，只是在缩比模型侧缘后部，出现显著的宽带噪声。

缝翼噪声主要包括尾迹涡流噪声和凹口域产生的湍流噪声。SILENCER项目中尝试在前缘缝翼凹口域表面布置声衬，不过效果不明显。如果缩小缝道宽度，将增大涡流尺寸、改变再附着点、降低缝翼凹口域流速。研究表明缝道宽度降低15%，噪声降低10dB，而最大升力只降低4%。对襟翼侧缘噪声的研究发现，选择增加吹风装置，襟翼宽带噪声降低4dB，原来超过宽带噪声10dB的音调噪声也将消失。

实验方面研究成果如下所示：

1.      机翼噪声主要是增升装置产生的；

2.      雷诺数效应对缩比模型的襟翼侧缘噪声测试有影响；

3.      全尺寸的机翼模型，增加缝翼/襟翼将使噪声水平增加10dB；

4.      低频段，缝翼是主要的噪声源，主要在凹口域的后部；

5.      增升装置噪声大小与速度的5.3次方成正比例；

6.      飞行攻角的变化，不会显著影响增升装置整体噪声级；

7.      控制缝翼与机翼前缘缝隙处的气流分离，可以减小缝翼噪声；

8.      给襟翼侧缘加防护装置，控制襟翼侧缘噪声。

除了实验方面的进展，对增升装置的数值分析研究工作也有相应发展。Airbus公司的Bieler, H.对机翼的二维剖面模型进行气动声学（CAA）分析，建立气动声学分析的标准流程并加入增升装置系统设计流程中。

德国亚琛大学气动研究所使用两步法分析缝翼噪声，即首先使用LES（大涡模拟）方法计算增升装置的非稳态流场。

图1.6 流线和马赫数梯度

在LES分析中，取前缘缝翼凹口域向外的四条射线A、B、C、D，如上图1.6所示。将LES分析计算得到的流速分布与实验值相比，吻合较好。图1.7~1.10依次为沿A、B、C、D四条射线方向的流速分布情况。

图1.7 气流速度沿A线的分布        图1.8 气流速度沿B线的分布

图1.9 气流速度沿C线的分布       图1.10 气流速度沿D线的分布

下一步，根据LES分析结果，利用Ffowcs-Williams & Hawkings方法计算噪声的传播。研究表明机翼尾缘产生的噪声主要是5kHz的高频成分，而缝翼间隙处产生1~3kHz的宽带噪声以及音调噪声，缝翼凹口域的漩涡产生宽带噪声，机翼表面的孔洞会产生气流的空穴流动并发出音调噪声。

目前由于气动声学技术的发展，结合了 CFD分析与声学分析的两步法得到广泛的应用。下文将详细介绍增升装置声学特性模拟方案。

2               增升装置声学特性模拟方案

对增升装置的噪声研究必须综合气动声学与空气动力性研究，在保证气动力的同时尽可能的降低气动噪声。增升装置的噪声研究可以集中于前缘缝翼、襟翼侧缘、缝翼间距等。本文模拟方案主要从声学的角度介绍分析思路。

对于实际问题，声学分析与一般的流体分析存在两点差异：

（1）    分析频率范围大

人耳的可听声频率范围是20Hz~20KHz，因此声学计算的时间尺度一般是流体分析的指数量级，另外必须以极小的时间步计算相当长的时间。

（2）    分析模型范围大

声学计算域需要扩展到声音接收点位置。对于航空声学问题，接收点在地面，远离噪声源。

    考虑到声学分析与流体分析的差异，气动声学目前主要有四种数值分析方法，如下表2所示。

表2 气动声学数值分析方法比较

表2中直接CAA方法计算资源消耗非常大，难以分析工程上遇到的问题，目前仅作为理论研究方法。而方法4是一种经验性的方法，需要的计算资源少，但是对问题求解的精确性不够，难以满足民航客机噪声分析的要求。因此对于增升装置的气动声学问题，较多采用中间两种方法。下文将介绍这两种分析方法。

2.1        混合方法（F-WH/BEM）

混合方法（F-WH/BEM）都是利用CFD软件首先对流场进行求解，然后进行声类比转换为偶极子声源后，利用声学波动方程计算声音在半自由场的传播。Sysnoise、VAone等软件都是基于以上方法计算。

使用该方法，仅限于自由场或半自由场的声学分析，因此声传播的反射效应以及声透射结构效应均无法考虑。另外受边界元方法限制，外场求解速度很慢，不适用于模型尺度交大的问题。

2.2        混合方法CFD/ACTRAN分析

混合方法CFD/ACTRAN分析，是结合了CFD软件与计算声学软件ACTRAN，分别进行流场分析与声场分析。将CFD计算得到的流场结果加载在声学网格上作为气动噪声源，由声学软件计算流体产生的噪声源以及声音的传播。与F-WH方法不同的是，声学软件可以在计算域内通过设定一些边界条件，来反映壁面反射或者声学处理的影响。下文将详细介绍利用计算声学软件ACTRAN研究增升装置气动噪声的方法。

2.3        模拟方案

气动声学软件的发展，为增升装置的噪声分析，增添了更多的选择。通过表2对工业界四种气动声学数值分析方法的比较，增升装置的噪声分析适合采用耦合CFD/CA方法。利用该方法可以对增升装置噪声对远场以及机舱内部的影响进行分析。

2.3.1     对远场的影响

对于飞机机翼的气动声学问题，ACTRAN建立的声学模型如下图2.1所示。黑色区域为机翼，表面为刚性壁面条件。绿色区域为机翼表面的湍流区，在气动声学里表现为声源区，一般是四极子或偶极子形式的声源。黄色区域为空气域，最外面的包络为声学无限元，相当于无反射边界条件。ACTRAN软件的计算域范围就是绿色的声源区以及黄色的空气域内。利用声学无限元技术，可以在计算域外设置场点，获得远场的声学响应，比如计算地面测点的声压级。

图2.1 ACTRAN气动声学计算域

ACTRAN处理气动噪声问题时，首先进行CFD仿真，提取出湍流信息，然后再利用Lighthill或Möhring声类比方法分析声场。声学分析中，只要满足每波长6网格的规则即可。ACTRAN软件直接读取CFD的原始文件，使用积分法将流场信息加载到声学网格上，因此不需要对声源区的网格做特别的优化。

对于增升装置声学特性分析计算步骤如下所示：

（1）  建立CFD分析模型，利用k-e模型进行定常流动分析；

（2）  定常流动收敛后，利用URANS、LES或DES方法进行非定常流场计算；

（3）  建立ACTRAN声学分析模型，利用ACTRAN/iCFD命令，将CFD基本量转换为气动噪声源Lighthill应力张量，并使用积分法插值入声学网格；

（4）  利用ACTRAN/iCFD命令对声源进行傅里叶转换，将时域信号转换为频域；

（5）  ACTRAN计算气动噪声的传播，导出预设场点的声场云图和声压频响函数；

（6）在ACTRAN/VI中查看结果，可以获得计算域内的声场分布信息以及远场的声学响应。

下图2.2为耦合CFD与ACTRAN软件的气动声学分析流程。

图2.2分析流程

2.3.2     对机舱内部的影响

增升装置气动噪声对机舱内部的影响有两种分析方法： 第一种方法是使用ACTRAN结合流动噪声与振动噪声分析，即将流场与结构建立于一个声学模型中，利用ACTRAN/iCFD命令将流体结果转换为声源，计算声音的传播并模拟机舱内声场分布。

除此以外ACTRAN还提供了pressure_surface（壁面脉动压力）的方式，提取流场与结构界面处的脉动压力，作为机身的表面激励，如下图2.3所示。

图2.3分析模型

该分析方法中流体计算与声学计算是解耦的，详细步骤如下所示：

（1）    建立CFD模型，需要包含机身刚性壁面，进行机翼定常流动分析；

（2）    收敛后转为非定常流动分析，并保存若干时间步结果；

（3）    在ACTRAN中建立机身的外表面模型，提取流体在壁面的脉动压力；

（4）    利用ACTRAN/iCFD命令对面源进行傅里叶转换，从时域转换为频域；

（5）    在ACTRAN中建立机舱结构模型，在机身表面加载步骤（4）中提取的lighthill面源，计算舱内的声场分布。

（6）  在ACTRAN/VI中查看结果。

2.4        小结

前文介绍了四种气动声学数值分析方法，其中耦合CFD/CA方法是解决增升装置气动噪声较为理想的选择。计算声学软件的快速发展，为气动声学分析提供了理想的解决方案。结合流体分析软件与计算声学软件，可以预测机翼增升装置气动噪声对地面的影响；除此以外，结合振动声学与流动声学分析，将外流场结果转换为气动声源，可以预测机舱内部声场分布，评估增升装置对舱内声环境的影响，并能指导结构的优化设计。

3               增升装置优化设计方案

根据增升装置噪声源分布特性，结合气动声学与空气动力性分析，可以对增升装置进行声学优化设计。下文介绍了国际上较为成熟的对后缘襟翼和前缘缝翼的声学优化设计思路。

3.1        后缘襟翼

襟翼的主要噪声源是侧缘处产生的一个强的漩涡，这个涡是由于机翼抖动导致升力剧烈变化而产生的。很多学者对于襟翼侧缘处的噪声展开了大量工作。也有研究人员成功应用平面传声器阵列对飞机进场着陆过程中襟翼侧缘噪声场进行了测量，取得了详细的襟翼侧缘噪声数据。

降低襟翼侧缘噪声的办法：

(1)使用多孔翼稍，即襟翼翼稍的一小部分采用多孔。NASA对此开展了相关研究，并在NASA-AMES7×10风洞中进行了实验，得到了可靠的声学数据。

(2)使用翼刀来中断襟翼漩涡。翼刀与小翼相似，转移了不连续的升力引起的漩涡，减少了噪声，降低了襟翼的诱导阻力。但使用翼刀会产生负面影响，即阻止了翼展方向的流动，容易引起分离，同时在巡航阶段会增加阻力。

(3)微绕流片也会降低襟翼噪声。使用微绕流片来增加边界层的厚度，以此增强襟翼侧缘的稳定性，降低宽频带的噪声。另外，襟翼侧缘吹气也可以使襟翼侧缘处的强漩涡移动并且耗散开去。

3.2        前缘缝翼

前缘装置特别是缝翼的降噪技术相对于襟翼较为落后，但还是发展了一些很有前途的新技术。缝翼噪声主要有两个，后缘涡噪声和凹口域噪声。Guo，Mendoza开展了缝翼噪声模型的研究。

当剪切层厚度和后缘厚度的比在某一范围时，缝翼后缘将会发生涡脱落现象，这个区域是一个强噪声源。Singer等人进行了这方面的研究 。德国空中客车的空气动力研究组专门观察了涡从缝翼后缘上游入射时的雷诺数、马赫数与攻角对缝翼噪声的影响和不同缝翼装置对缝翼噪声的影响。

目前，降低缝翼后缘噪声的办法有：

(1)采用薄的机翼后缘；

(2)采用涡发生器或者流动控制技术改变附面层厚度；

(3)缝翼后缘处开槽。

另外一个主要的噪声源是由缝翼凹口域的剪切层的不稳定性产生的。降低办法有：

u  开孔缝翼压力面，这种压力面将不同的区域联结起来，减小了凹口域的不稳定性，从而达到降低噪声的目的；

u  填充凹口域。填充物可消除缝翼处的强剪切层，只要填充物设计的合适，噪声就会大大减少。

英国南安普敦大学和其它地方的许多学者进行了填充缝翼凹口域的实验研究。他们分别进行了没有填充和使用声学材料填充凹口域的URANS模拟，实验表明在缝翼的凹口域填充声学材料，将会大大降低缝翼噪声。但是当使用填充物后，翼稍附近出现了一些附加的噪声。实际应用中，在填充凹口之后，要求缝翼仍然可以使用，采用新的柔性材料可以解决这个问题。

4               总结

本文介绍了国际上研究增升装置气动噪声的进展，通过对四种气动声学数值分析方法的比较，确立了耦合CFD/CA分析方法的优势，并详细介绍了该方法模拟远场声学影响以及预测机舱内部声场分布的计算步骤。

由于对机翼进行CFD分析耗费的时间相当可观，因此本文调研了国外对增升装置声学优化设计的思路。国产飞机机翼增升装置的数值仿真模拟可以在前人的基础上有选择的开展工作。