机体噪声的产生与机理分析

机体噪声的产生与机理分析

未来的飞机设计不仅要满足传统的连续降油耗、降低成本、性能改善的要求，还要面对绿色航空的巨大挑战。飞机噪声包括发动机噪声和机体噪声。当代民机广泛采用的大涵道比涡扇发动机引起的喷流噪声已降低到与风扇噪声相当的量级,随涵道比进一步增大甚至可能降得更低,具体可参考文献[3]。文献[4]深入讨论了发动机产生的噪声及其抑制问题。机体噪声是由飞机各部件绕流引起的压强脉动产生的,特别是在起飞和进场中,启动各种增升装置和放下起落架等非流线形物体时会产生强烈的机体噪声。文献[5]综述了流动和噪声的协调控制。当前飞机起飞时主要是发动机风扇和喷流噪声,进场时还有较强的机体噪声1侧缘、压力翼及缝翼引起机体噪声的主要部件为:1起落架;2增升装置,即缝翼、襟翼及缝翼的侧缘、襟翼及缝翼的滑轨等;3各部件绕流的相互作用飞机实际飞行或在高保真度的部件风洞试验中还存在着“寄生”噪声,即绕部件上的孔盖和销钉孔等处的非定常流诱生出的噪声,图1为起落架上开口钉孔所诱生的单音噪声1.1起落架噪声机理全尺寸起落架模型在高质量声学风洞中的试验结果表明从大量的风洞试验结果归纳出了如图3所示的不同辐射极角φ下起落架噪声的1/3倍频声水平L1.2考虑气体的洞穴试验不同于起落架,高升力装置噪声的系统试验研究面临两个难题:1没有足够大的声学风洞可以进行全尺寸模型的试验;2研究空气动力性能的风洞试验要求风洞为闭口试验段,而噪声试验要求开口的试验段。已有的风洞试验结果Choudhari和Khorrami欧洲的二维试验中还可观察到两个单音噪声图9给出了A320的1/7.5模型和全尺寸模型(部分机翼面积浸入风洞中气流的核心区)的缝翼噪声随St变化的无因次谱对于无前缘缝翼的高升力装置(如某些支线民机)襟翼侧缘产生的噪声尤为重要。计算流体力学(CFD)模拟和风洞试验结果表明2关于减少噪声措施的研究文献[8]和文献[26]讨论了降低机体噪声的措施。笔者也曾对美国和欧洲的降噪研究项目做过较为详尽的讨论2.1可用于全尺寸外尺寸的可降噪装置美国国家航空航天局(NASA)、波音和弗吉尼亚理工大学等在QTDII(QuietTechnologyDemonstratorII)项目中对降低机体噪声的研究主要集中于起落架的噪声。他们对Boeing777主起落架的6.3%和26%比例模型做了多种降噪概念的风洞试验验证弗吉尼亚理工大学还研究了可用于全尺寸外形且满足设计约束(重量、尺寸、价格、可维护性、可检查性、可收放等)的柔软整流装置的降噪效果Boeing和Goodrich公司共同设计了两种Boeing777-300ER飞行试验的降噪措施欧洲通过RAIN(ReductionofAirframeandInstallationNoise)1)起落架噪声超过了高升力翼面的噪声。3)前缘缝翼的噪声大于后缘襟翼的噪声。4)前缘缝翼的噪声主要向后辐射,后缘襟翼的噪声主要向前辐射。该研究证实了缝翼与襟翼、起落架与襟翼之间存在噪声的相互作用。不同部件产生的噪声遵循着各自的速度律:起落架和缝翼为U图20给出了A340MLG降噪措施照片,图21给出了A340MLG上整流装置对降噪的影响,可见在中等频率范围内可降噪5dB。而A320/A321的RAIN结果表明SILENCE(R)项目的部分工作是在RAIN实验成果基础上,加上CFD支持,将降噪措施具体实施并进行试飞2.2升力装置噪声与起落架不同,高升力装置的降噪措施常会引起气动性能的降低,而补救措施又会减小原始减噪的效果。如果降噪的修正外形使最大升力减少10%,则着陆速度就需提高约5.4%,会使总体机体噪声增大1.4dB。因此高升力装置的降噪设计须考虑如下约束:1保持最大升力;2中等迎角时的升力足以维持起飞性能;3可靠、重量轻、结构限制、系统复杂和可维护等。传统的降噪思想和措施为:基于对噪声机理的了解,在前缘缝翼空穴内添加空穴盖RAIN项目的研究者创新的思想是改变外形的设计,例如VLCS(VeryLongChordSlat)3试验数据的获取目前,了解机理、定量地确定噪声值和降噪措施的研究基本上都还是通过风洞试验及飞行试验获取数据。而新型号在设计阶段要求更快、更经济地获得必要的数据,以利于设计者做出设计的决断,因此发展计算方法十分重要。20世纪80年代后很多研究者都撰写过噪声计算方法及其面临的挑战的综述计算气动噪声的方法大致可分为4大类3.1噪声水平+噪声频谱此类方法可将计算机体和发动机众多噪声源噪声的模块集成起来,再连接声传播的代码来获得远场噪声水平和声波频谱。这些噪声源组合可沿航迹随时间移动,因此可获得沿航迹的远场噪声水平。各计算模块均经过试验数据验证,还可根据新的试验数据更新,例如,NASA的ANOPP(AircraftNoisePredictionProgram)Smith和Chow3.2数值方法目前最通用的是CFD方法计算非定常流动的近场———湍流产生的噪声源,再用声比拟方法(包括体积积分法4基于n+2代民机的飞行/发动机新技术NASA根据美国NextGen计划将亚声速固定翼民用飞机发展计划分为N+1、N+2、N+3代,并分别制定了它们相应的评价指标,对噪声的要求是相比于第4阶段分别降低32、42、71dB对于N+1代民机的降噪,NASA寄希望于提高发动机涵道比来实现。目前A320和Boeing737使用的发动机涵道比约为5,若提高至15~20,即可使发动机降噪32dB。同时美国FAA正开展着与工业界合作历时5年的“CLEEN(持续更低能耗、排放和噪声)”项目(2009—2014年),项目的技术指标与NASA的N+1代民机相同,目的是开发与验证满足适航要求的飞机/发动机技术,评估改型的发动机和新型发动机的技术可行性,着重研究五年内技术成熟度(TRL)可达6~7级的飞机和发动机的新技术。其研究成果将综合应用于2015—2018年(N+1代民机)的飞机上NASA通过“对环境负责的航空———ERA(EnvironmentallyResponsibleAviation)”项目开展了对N+2代民机先进气动外形及达到N+2代民机评价指标所需关键技术的研究,并争取在2025年前达到5~6级的技术成熟度。为论证N+2代民机噪声指标的合理性和可实现性,NASA及其合作者通过探索研究(2003-2005年)、关键研究(2008-2010年)、高保真研究(2010-2012年)3个阶段做了大量工作,除研究降低机体和发动机各自产生的噪声外,还特别研究了机体和推进系统的一体化气动声学(Propul-sionAirframeAeroacoustics,PAA)NASA正通过亚声速固定翼(SFW)项目研究N+3代民机所需的先进技术,并组织了6个研究团队分头进行了N+3代民机计划第1阶段(PhaseI)的研究工作。以Boeing为首的团队已取得的研究成果表明欧洲在其《欧洲航空:2000远景》中提出:到2020年新飞机必须满足CO5气动噪声基础技术研究文献[70]概述了气动噪声风洞试验技术的发展,从