某型飞机前起落架结构件气动噪声试验

薛彩军，许 远，龙双丽，2，聂 宏

（1.南京航空航天大学飞行器先进设计技术国防重点学科实验室，江苏 南京210016；2.School of Engineering Science，University of Southampton，Southampton SO17 1BJ，UK）

0 引 言

随着民用航空工业的发展，飞机噪声问题已经成为了航空界越来越关心的问题之一。近年来，随着人们环境保护意识的增加，飞机噪声问题引起了极大关注。起落架噪声是飞机起飞着陆阶段噪声的主要组成部分之一，在发动机停车且襟翼未展开的情况下，起落架噪声可达飞机噪声的25%［1］。其中，缓冲支柱和扭力臂等结构件对起落架气动噪声有重要影响。

Dobrzynski等在声学风洞里对A320缩比模型和A340全尺寸模型起落架的噪声特性进行研究，研究表明缓冲支柱及扭力臂组件是重要的发声部件［2－3］。Molin等提出加装整流罩的方式降低了扭力臂对气动噪声的影响［4］。Patricio等完成了波音777的26%高保真缩比模型主起落架的声学风洞试验，研究了起落架扭力臂等部件的噪声频谱特性［5］。Huang等在风洞中利用等离子装置降低缓冲支柱及扭力臂的简化模型气动噪声［6］。我国起落架噪声研究的起步较晚，龙双丽等讨论了起落架噪声的气动声学特性、预测方法［7］。但至今还没有专门针对起落架及其结构件的气动噪声试验研究。

本文针对某型飞机前起落架缓冲器部分的气动噪声问题，在声学风洞中测得了缓冲支柱及扭力臂组件的气动噪声。研究了扭力臂位置对前起落架气动噪声的影响。

1 试验设备及试验件

1.1 试验设备

本试验在中国空气动力研究与发展中心的低湍流度航空声学风洞中进行。风洞开口试验段的横截面积为0.55m×0.4m，长1.4m，试验件和传声器均布置在无回声试验大厅内。风洞开口试验段的最大风速可达100m／s，模型区中心湍流度小于0.05%［8］。

传声器采用中科院声望公司生产的1／2英寸电容传声器（MP201）和配套的前置放大器和电缆共16组。传声器直径13.2mm，动态范围30dB～140dB。

定义声源点的位置为坐标原点，顺气流方向为x轴，垂直地面向上为z轴，由左手定则确定y轴。传声器的布置位置位于试验件的侧面和顶部，侧面按圆弧形布置两排，顶部按圆弧形布置一排，如图1、图2所示。

试验数据采集设备为德国BBM公司生产的PAK振动与噪声测试系统，数据采集设备（MKII数采系统）可对16个通道的振动或声信号进行数据采集，配合便携式计算机中PAK软件进行数据传输、存储、实时处理和结果显示。系统对声信号的采样频率均为25600Hz／s，采样时间为2s。

图1 声源侧面传声器布置Fig.1 Microphones arranged at the side of the source

图2 声源顶部传声器布置Fig.2 Microphones arranged on the top of the source

另外，采用BK2231声级计对试验件前方中心测点17进行声信号的数据采集，测点17位置见图1。采用振动传感器两个，分别对试验件和风洞出口上壁进行振动信号采集。配合南京航空航天大学研制的NH－1数据采集及谱分析仪，对数据进行传输、存储、实时处理和结果显示。系统对声信号和振动信号的采样频率均为25600Hz／s，采样时间为2s。

在正式试验进行之前采用CEL－110／2／RS噪声校准器对每个传声器进行校准。顶部传声器采用细铁丝固定，侧面传声器采用细铁丝和支架固定。为了防止铁丝对传声器干扰，故在传声器外壁包上医用胶带再将其用铁丝固定。为避免来流对传声器的干扰，传声器均套有防风罩，并且均布在开口试验段以外。

1.2 试验件及支撑方式

本试验采用某型飞机前起落架结构件全尺寸模型，包括扭力臂和缓冲支柱，如图3所示。

试验件采用水平安装，利用夹具安装在支架上，支架利用线性夹固定在地面上。为了降低支架与夹具对信号的干扰，试验前支架和夹具等物品均用吸音海绵包裹。

图3 试验件Fig.3 Test model

2 试验结果及分析

为了研究缓冲支柱及扭力臂结构件的发声机制及声源特性，将扭力臂在缓冲支柱后的试验件作为基准工况（工况1），另外，为了研究扭力臂不同位置对起落架气动噪声的影响，设置两种对比工况（工况2：扭力臂在缓冲支柱之前；工况3：扭力臂拆除）。此外，还需测量试验件拆除后空风洞的背景噪声（工况4）。每组工况均测量三次，试验数据采用三次有效数据的平均值，试验工况如表1所示。

表1 试验工况Table 1 Test cases of the experiment

2.1 基准工况实验结果及分析

当来流速度为 30m／s、40m／s、50m／s、60m／s、70m／s、80m／s时，对缓冲支柱及扭力臂结构件进行气动噪声测量，测点17的频谱特性曲线如图4所示。以测点17的结果为例，分析试验件的噪声产生机理，并对其噪声特性进行分析。

由图4可以看出，噪声谱的前端有明显的优势频率f1peak，并且优势频率f1peak随着来流速度的增大而增大。另外，在优势频率f1peak后端频率大约为1000Hz处还有一个峰值f2peak，此峰值基本不随来流速度变化。该频率为噪声中的某种纯音部分，该纯音不随来流速度的变化而变化，可能是试验件底端空腔引发的第一阶自激振荡模态频率。图5为测点17处声压级相对斯特劳哈尔数St的噪声频谱特性曲线，由图可见在St＝0.22和St＝0.35处有两个优势频率，这两个优势频率不随斯特劳哈尔数变化而变化。

图4 测点17在各速度下噪声频谱特性曲线Fig.4 Frequency spectra in different speed at receiver 17

图5 测点17所得噪声频谱特性曲线（声压级vs斯特劳哈尔数）Fig.5 Frequency spectra at receiver 17（SPLvs St）

表2为各速度下基准工况总声压级与背景噪声总声压级。从表2可以看出，虽然在来流速度为30m／s和40m／s时，基准工况总声压级与背景噪声的差值小于10dB，但是随着来流速度的增加，其差值也越来越大，当来流速度大于50m／s时，背景噪声低于基准工况总声压级10dB以上。由此可以说明基准工况中试验件气动噪声源能够被测量设备有效识别。由表2还可发现，随着来流速度的增加，总声压级也增大，并且声功率与来流速度的6.08次方成正比，根据莱特希尔气动声学理论：单极子、偶极子和四极子声源的总声功率分别与来流速度的四次方、六次方和八次方成正比。结果表明，本试验中气动噪声的主要噪声源为偶极子声源。

表2 测量点17在各速度下的总声压级Table 2 OASPL in different speeds at receiver 17

对比本试验所得未进行A计权的噪声频谱特性曲线与参考文献［6］中曲线，如图6所示，趋势一致。验证了本试验方法的正确性以及所得结果的可靠性。

起落架结构件引发的气动噪声场的指向性特性曲线如图7所示，对各测点的总声压级按照速度率进行了归一化处理。由图7可以看出，各速度下指向性曲线趋势基本一致，并且曲线间误差很小，当速度达到60m／s以上时，指向性曲线基本重合。证明了声功率与来流速度的6.08次方成正比，说明此声源具有偶极子声源特征。由图7（a）中1－5测点为例，测点5处噪声最大，测点1、测点2处噪声值基本相等且最小。图7（b）中，测点15处噪声值最大，测点11、测点12处噪声值基本相等且最小。

图6 本试验所得噪声频谱特性曲线（未计权）Fig.6 Frequency spectra of this test（not weighted）

图7 各速度下指向性图Fig.7 Directivity of different velocities

2.2 对比工况试验结果及分析

调整试验件，工况2将扭力臂置于缓冲支柱前；工况3将扭力臂拆除，仅留下缓冲支柱。在来流速度为70m／s时分别测量其气动噪声。将工况2和工况3的测量结果与工况1进行对比分析，讨论改变构型对气动噪声的影响。

工况2和工况3的总声压级分别为91.43dBA和86.67dBA，工况1的总声压级为88.33dBA。可见扭力臂在缓冲支柱前比扭力臂在缓冲支柱后时产生的气动噪声级大3.1dB，而当拆除扭力臂后，总声压级比工况1减小了1.66dB。因此，扭力臂及其安装位置对起落架气动噪声具有较大影响。

工况1、工况2和工况3时测点17处测得的1／3倍频程频谱特性曲线如图8所示。由图8（a）可见，工况1和工况3的1／3倍频程频谱特性曲线在500Hz处差异较大，工况1的值比工况3对应频率处的值大5.5dB，根据两种工况试验件结构差异，在缓冲支柱后，工况1比工况3多了一对扭力臂，可以推断工况1中500Hz时的峰值包含气流绕过缓冲支柱流经扭力臂后分离产生的绕流噪声以及两者的干扰噪声。

图8 测点17处工况1、工况2和工况3的1／3倍频程频谱对比Fig.8 1／3octave frequency spectra comparison between case 1，case 2and case 3at receiver 17

对比图8（a）中频率，发现工况2与工况1的1／3倍频曲线的一个峰值与工况3的峰值重合，优势频率为300Hz，根据图8（b）可知，这个频率对应的斯特劳哈尔数St＝0.21，与图5第一个优势频率对应的斯特劳哈尔数相近，并且与圆柱绕流的斯特劳哈尔数一致，由于缓冲支柱为圆柱形，因此该峰值处的频率是气流经过缓冲支柱产生的钝体绕流噪声频率。工况1和工况2的差异在于：500Hz之后，工况2在640Hz、1000Hz处出现两个明显的峰值，而工况1没有明显峰值。由于缓冲器和扭力臂的外形不变，只是相对位置发生了变化，说明频谱的变化是由于它们的相对位置不同引起的，是干扰噪声。结果表明，此试验中气动噪声包含绕流噪声和干扰噪声，并且干扰噪声与试验件的结构布置有很大关系。

3 结 论

本次试验测量了某型飞机起落架缓冲支柱及扭力臂结构件在30m／s、40m／s、50m／s、60m／s、70m／s、80m／s时的气动噪声。通过与国外研究结果的对比，验证了本试验所采用试验方法的正确性以及试验结果的可靠性。分析了噪声的产生机理，并通过调整扭力臂的位置对比其对气动噪声的影响。结果表明：

（1）缓冲支柱及扭力臂结构件的气动噪声主要包含绕流噪声和干扰噪声，并且干扰噪声与试验件的结构布置有很大关系；

（2）该模型产生的噪声声功率与来流速度的6.08次方成正比，主要噪声源为偶极子声源。且噪声场具有一定的指向性；

（3）通过调整扭力臂的位置发现扭力臂对气动噪声具有较大的影响，相对于缓冲支柱，扭力臂在后时总声压级高出1.66dB，扭力臂在前时高出4.76dB。

致谢：感谢中国空气动力研究与发展中心风洞设计所及参与本次试验的所有人员对试验给予的支持与帮助。

［1］MONCLAR P.Technology programs for landing gear systems［A］.AIAA／CEAS International Air and Space Symposium and Exposition［C］.Dayton，2003：1－9.

［2］DOBRZYNSKI W，CHOW L C，GUION P.A european study on landing gear airframe noise sources［A］.6th AIAA／CEAS Aeroacoustics Conference［C］.Lahaina，HI，2000：1－11.

［3］DOBRZYNSKI W，SCHONING B.Design and testing of low noise landing gears［A］.11th AIAA／CEAS Aeroacoustics Conference［C］.Monterey，California，2005：1－30.

［4］MOLIN N，PIER J F，CHOW L C.Prediction of low noise aircraft landing gear and comparison with test results［A］.12th AIAA／CEAS Aeroacoustics Conference［C］.Cambridge，Massachusetts，2006：8－10.

［5］PATRICIO R，WING N，RICARDO B.Wind tunnel aeroacoustics measurements of a 26%－scale 777main landing gear model［A］.10th AIAA／CEAS Aeroacoustics Conference［C］.Manchester，United Kingdom，2004：1－16.

［6］HUANG X，ZHANG X，LI Y.Broadband flow－induced sound control using plasma acuators［J］.Journalof SoundandVibration，2010，329：2477－2489.

［7］龙双丽，聂宏.大型民机起落架噪声分析［J］.航空科学技术，2010，2：16－18.

［8］朱博，汤更生，顾光武，等.低速航空声学风洞背景噪声测试技术研究［J］.实验流体力学，2009，23（4）：56－64.