某型飞机前起落架噪声特性研究

刘兴强, 黄文超, 李红丽

(中国飞机强度研究所, 陕西 西安　710065)



某型飞机前起落架噪声特性研究

刘兴强, 黄文超, 李红丽

(中国飞机强度研究所, 陕西 西安710065)

摘要：采用仿真与试验的手段对不同来流速度下某型飞机前起落架1/6缩比模型的噪声特性进行了研究。仿真基于“CFD+CAA”混合方法，气动噪声试验在声学风洞中进行。计算与试验结果的对比表明：特征平面的流场分布十分吻合，起落架下游产生大量的涡结构；低频噪声源位于机轮后缘附近，中高频噪声位于减振支柱与防摆支架之间；起落架噪声频谱呈现为宽频特性，计算结果与试验结果基本吻合；远场噪声呈现为典型的偶极子指向性，偶极子长轴与轮轴方向平行。

关键词：气动噪声;起落架;气动噪声试验;Möhring声类比法

起落架噪声是主要的机体噪声源，起落架结构复杂，与气流相互作用产生的噪声具有明显的宽频特性，而且传播距离远、能量小，这给起落架噪声的研究带来很大的困难。20世纪70年代末开始，国际上已经开始了起落架噪声的研究。Heller和Dobrzynski[1]首先对二轮和四轮起落架的噪声特性进行了研究；Fink在试验的基础上提出了起落架噪声的经验预测模型[2]；Guo等对波音737的前起落架和主起落架进行了噪声测试，提出了起落架的噪声预测经验模型[3-4]；NASA在2005年的QTDⅡ技术研究中对波音777全尺寸的主起落架的气动噪声进行了风洞试验和飞行试验[5]。欧盟在EU SILENCE计划中开展了低噪声起落架设计的试验和仿真工作[6]。

我国对起落架噪声的研究起步相对较晚，中国飞机强度研究所针对某型飞机强起落架进行大量的试验和仿真工作；西北工业大学的乔渭阳和南京航空航天大学的聂宏等[7-8]也开展了起落架试验与仿真的相关工作。本文针对某型飞机前起落架的1/6缩比模型的噪声特性开展了试验和仿真工作。对起落架特征截面的流场特性、主要噪声源的位置、远场噪声特性等进行了研究，为起落架降噪和低噪声设计提供参考和技术支持。

1试验设置

研究对象为某型飞机前起落架1/6简化缩比模型，轮胎直径100 mm；减振支柱直径14 mm；减振支柱长度110 mm；起落架总高度210 mm。试验在中国飞机强度研究所航空噪声与动强度航空科技重点实验室的全消声室中进行。全消声实验室的容积为144 m3，测量频率为50～20 000 Hz。图1为起落架气动噪声试验全景图，起落架安装在开口风洞的试验平台上，风洞出口为 ，来流中心湍度小于1%。试验的来流工况：0.15Ma、0.2Ma和0.25Ma。

图1　起落架气动噪声试验

2流场结果分析

2.1试验测量方法

流场测量采用粒子成像测速仪(PIV)，型号为SM3-4M200。流场测量平面如图2所示，平面1的法向量垂直于减振支柱轴向；平面2与平面3的法向量垂直为机轮轮轴，分别位于机轮轮轴平面和防扭支架中间位置处。

图2　PIV流场测量平面

2.2仿真计算方法

定常流场采用模型，非定常流场计算采用大涡模拟(LES)。计算采用结构网格，网格量为2 400万。近场物面采用无滑移壁面边界，远场分别采用压力入口和压力出口边界，空间和时间均采用二阶离散精度。

2.3流场结果分析

图3为测量平面1计算得到流场a)和试验测量结果b)的对比，两者的流场分布与大小和试验测量结果非常吻合，说明流场计算方法是准确的。

图3　不同特征截面流场结果对比

3声场结果分析

3.1试验测量方法

图4为试验声场测量示意图，声源识别采用传声器声源识别阵列，阵列直径0.8 m，总共安装24个传声器，传声器动态测量范围20 Hz到16 000 Hz，后处理程序基于CLEAN-SC算法。阵列中心距离起落架轴心的距离为1.4 m，测量平面法向量与机轮轮轴方向平行。指向性阵列测点布置在以起落架支柱中心为圆心，半径为1.2 m的圆弧上，其中测点1与气流逆向的夹角为60°，相邻测点夹角为15°， 3号测量点垂直于机轮面，7号测点与气流正向夹角为30°。测量点的传声器采用B&K 4189传声器，信号采集系统为LMS公司的声振分析系统。

图4　声场测量方法

3.2仿真计算方法

Möhring声学类比方法是Lighthilll修正，根据Lighthill声学类比方程，考虑到流场中的非等熵效应及非均匀流对声波传播的影响，对Lighthill声学类比方程进行修正，得到：

(1)

(2)

声源项(2)式第一项为空间四极子噪声，第二项为物体表面的偶极子噪声，计算更加接近真实情况，结果更加准确。声场计算网格的最大网格尺度为1.0 mm，计算最大频率5 000 Hz，确保最高频率声波波长至少10个网格单元。声场计算以时均等熵流场为背景流。近场声传播基于声学有限元方法，远场基于声学无限元方法。为了减少声场计算信号的渗漏误差，计算中添加Hanning窗。

3.3声源定位

图5为起落架主要噪声源的位置，低频噪声主要位于机轮后缘一定的区域内，中频噪声主要位于减振支柱与防摆支架之间，高频噪声位于减振支柱与防摆支架的下部。起落架噪声源的位置与结构的特征尺寸直接相关，大尺寸结构产生低频噪声，小尺寸结构产生高频噪声。

图5　主要噪声源的位置

3.4频谱噪声特性

图6～图8分别为来流速度0.15Ma、0.2Ma、0.25Ma观测点3的计算与试验的噪声的频谱对比曲线，试验和计算结果基本吻合。起落架噪声具有宽频特性，这种宽频特性和起落架复杂的结构外形有直接的关系。

图6　0.15Ma噪声频谱对比曲线　　　　图7　0.2Ma噪声频谱对比曲线　　　图8　0.25Ma噪声频谱对比曲线

3.5噪声指向特性

图9为计算得到的不同来流速度下的噪声指向性曲线。从图中可以看出，噪声幅值随流速的不断增加而提高；不同流速的噪声均为偶极子指向性，偶极子轴为垂直于流向，平行与起落架机轮轮轴。

图9　起落架噪声指向性

4结论

本文以某机型前起落架1/6缩比模型为研究对象，采用试验和仿真的手段对其噪声特性进行了研究，得到以下结论：计算与试验得到的起落架不同特征截面的流场分布基本一致；低频噪声主要位于机轮后缘附近，中高频噪声位于减振支柱与防扭支架之间，噪声源的位置与其结构的特征尺寸长度直接相关；计算得到的不同来流速度下不同测量点的噪声频谱试验结果基本吻合，频谱呈现宽频特性；起落架噪声具有偶极子指向性，偶极子轴与流向垂直，平行与起落架轮轴轴向。

参考文献：

[1]HellerH,DobrzynskiW.SoundRadiationfromAircraftWheel-Well/Landing-GearConfigurations[J].JournalofAircraft, 1977, 14(8): 768-774

[2]FinkMR.AirframeNoisePredictionMethod[R].FederalAviationAdministration,FAA-RD-77-29, 1977

[3]GuoYP,YamamotoKJ,StokeRW.AnEmpiricalModelforLandingGearNoisePrediciton[R].AIAA-2004-2888

[4]RavettaPA,BurdissoRA,NgW,etal.ScreeningofPotentialNoiseControlDevicesatVirginaTechforQTDIIFlightTest[R].AIAA-2007-3445

[5]RobertWStoker,RahulSen.AnExperimentalInvestigationofAirframeNoiseUsingaModel-ScaleBoeing777[R].AIAA-2001-0987

[6]ManohaE,BultéJ,CaruelleB.LAGOON:anExperimentalDatabasefortheValidationofCFD/CAAMethodsforLandingGearNoisePrediction[R].AIAA-2008-2816

[7]乔渭阳，许开富，吴兆伟. 大型客机起飞降落过程噪声辐射特性对比分析[J]. 航空学报， 2008， 29(3)：534-541

QiaoWeiyang,XuKaifu,WuZhaowei.NoiseRadiationofLarge-ScaleCommercialAircraftinTakeoffandLangding[J].ActaAeronautiaetAstronautiaSinicia, 2008, 29(3): 534-541 (inChinese)

[8]聂宏，魏小辉. 大型民用飞机起落架关键技术[J]. 南京航空航天大学学报，2008，40(4)：427-432

NieHong,WeiXiaohui.KeyTechnologiesforLandingGearofLargeCivilAircrafts[J]JournalofNanjingUniversityofAeronauticsandAstronatics, 2008, 40(4): 427-432 (inChinese)

收稿日期：2015-10-27

基金项目：航空科学基金(20121223006)资助

作者简介：刘兴强(1987—)，中国飞机强度研究所工程师，主要从事气动噪声控制的研究。

中图分类号：V211.7

文献标志码：A

文章编号:1000-2758(2016)03-0456-04

Research on Noise Characteristics for a Nose Landing Gear

Liu Xingqiang, Huang Wenchao, Li Hongli

(AVIC Aircraft Strength Research Institute, Xi′an 710065, China)

Abstract:Experiment and simulation are launched to study the aeroacoustic characteristics of a 1/6 scale aircraft nose landing gear in this paper. Simulation is based on the "CFD+CAA" hybrid method. And the flow and noise field is measured in an aeroacoustic wind tunnel. Comparing the results of the simulation with experiments indicate that, the flow field of the simulation agree with the experiment well. Low frequency noise source located around the wheels, and the middle and high frequency noise sources appear between the shock strut and Anti-twist bracket. The sound pressure spectrum curves are almost consistent in low and middle frequency range, and the spectrum of the far field noise is broadband, the dipole and monopole dominate the landing gear noise, and the directivity has a form of dipole.

Keywords:aeroacoustics; landing gear; aeroacoustic measurement; Möhring acoustic analogy