基于机翼静气弹变形对缝翼噪声的影响仿真研究

罗 望，张世全，巫大秀

(航空工业成都飞机工业(集团)有限责任公司 技术中心，四川 成都 610092)

0 引 言

高涵道比涡扇发动机的发明以及发动机尾喷结构的不断完善，飞机推动系统的噪声不断下降，这使得飞机机体噪声成为了目前飞机飞行中的主要噪声源[1-2].考虑到增升装置是飞机机体噪声的主要噪声源，而缝翼噪声(尤其在飞机起降阶段)是增升装置的重要噪声源[3]，因此，开展对增升装置缝翼噪声的研究，有助于为降低机体噪声提供理论基础，并为我国的大型客机适航取证提供帮助.

通过风动试验以及数值仿真研究可知[4-7]，缝翼噪声主要由前缘缝翼凹槽附近的复杂流动造成,观察前缘缝翼噪声频谱特性可发现,前缘缝翼噪声频谱主要由低频窄带多峰值噪声，宽频噪声，高频窄带噪声三部分组成.

对于缝翼噪声的仿真研究，主要采用LES(大涡模拟方法)、DDES(延迟脱体涡模拟)、SNGR(随机湍流脉动速度生成模型)等方法[8-15].一般分为二维仿真研究[8-11]以及三维仿真研究[12-15].二维仿真分析一般可较好地模拟出缝翼噪声的频谱特性，相对于三维仿真分析，其对计算资源的需求相对较少，适合做参数对比分析[10].相对于二维仿真计算，三维仿真计算考虑到了缝翼空腔处的三维展向流动特点，主要用于更准确地解释缝翼噪声产生机理及缝翼凹腔处流场流动特性[14-15].考虑到本研究主要对三维半机翼进行噪声分析，而三维半机翼的直接噪声分析对计算资源要求太过苛刻，故本研究主要进行二维仿真噪声分析.

机翼在实际飞行过程中会受到气动弹性作用而变形，引起其变形前后的结构有所不同，该变形可能对机翼缝翼噪声产生影响.由于目前考虑静气弹变形对机翼缝翼噪声影响的研究较少(部分研究主要针对机翼高速下动气弹造成的振动效应对机翼噪声的影响[16-17])，本研究采用Ansys Workbench仿真软件平台，分析了客机机翼在考虑静气弹作用下，机翼变形对机翼缝翼噪声的影响.

1 半机翼模型建立

1.1 机翼翼型选择

考虑到主要研究对象为缝翼噪声，本研究采用FREQUENZ项目[18]的两段翼型，并在此翼型的基础上，构建三维半机翼模型，具体如图1所示.该构型包括缝翼部分以及主翼部分，缝翼偏角为δs=26°，缝翼弦长Cs=0.12C(C=Cstowed为二段翼巡航状态弦长)，缝翼及主翼尾缘均为钝体，其中缝翼尾缘厚度为7×10-4C，主翼尾缘厚度为3×10-3C.

为验证建模及仿真方法的准确性，选择与FREQUENZ实验相同的来流条件，即Ma=0.16，攻角α=13°，巡航弦长C=0.4 m.

为验证翼型正确性做以下二维仿真.采用结构网格划分，二维网格总节点数约为42万个，计算域边界距二段翼巡航状态前缘点为50倍巡航弦长，对缝翼凹腔处网格进行了加密处理，其网格尺寸约为3×10-4C，约有15万个网格节点位于缝翼凹腔附近，约占总网格节点数的35.7%.边界条件设为压力远场边界，固壁面设为无滑移固体壁面边界，附面层节点数为31个，第一层附面层网格尺寸为1×10-5C，向外增长比例为1.1.近壁面网格细节如图2所示.

基于FLUENT15.0软件，采用RANS模拟模型方法求解稳态流场，选用SST k-ω湍流模型模拟，压力速度耦合采用SIMPLEC算法，空间离散选用二阶精度格式，设置升力系数与阻力系数监测窗口，当升力系数及阻力系数变化小于0.1%时停止计算.

图3为上述稳态计算所得表面压力系数与FREQUENZ实验结果的对比.

可发现，本研究数值计算方法所得数据与实验吻合较好，其二段翼表面压力分布与实验结果基本一致，这表明本研究所选用的二段翼模型相对于实验模型是较接近，同时，所用计算方法可较准确的得到机翼表面压力数据.

1.2 三维半机翼建模

在机翼截面为FREQUENZ二段翼翼型基础上，通过CATIA软件，进行三维半机翼几何建模.参考空客A320机翼数据进行建模，A320机翼数据如表1所示.为便于进行计算，本研究所建三维半机翼模型上反角为0°.建模结果如图4所示，半机翼翼展长为14.96m.

表1 A320机翼参数

2 静气弹结构变形分析

考虑到双向耦合计算需要反复迭代求解，而单向耦合计算所需计算量大大减少，适合结构本身比较复杂的情况.在研究小变形问题，尤其是小扭转问题时，采用双向耦合计算两次以上的迭代过程变化很小，故本研究主要采用单向流固耦合来分析结构变形.

2.1 单向流固耦合建模

基于ANSYS Workbench软件平台.在Workbench Design Modeler模块导入由CATIA软件所创建的半机翼三维实体模型，并在该模块分别创建出流体域与固体域；之后，分别将模型连接至流体域计算模块CFX(ANYS中流体计算模块)以及固体域计算模块Static Stuctural以实现数据的单向传递；最后，先在CFX模块划分网格，计算半机翼模型受到的稳态气动力，计算收敛后，基于Workbench 平台将流体域计算所得气动力数据传递至固体域，并在StaicStuctural模块计算半机翼模型的结构变形.

2.2 网格划分及计算条件

计算用网格采用非结构网格划分.在流体域的网格划分过程中，对机翼附近的网格进行了加密处理，同时，在机翼表面曲面较多的区域，也采用了加密网格，最后生成的流体域体网格数为12 504 569，总节点数为3 003 775.第一层附面层高度为1×10-4m，附面层数为12层.其示意图如图5、图6所示.

固体域结构采用的是实体结构，其网格划分方式同样采用非结构网格，同时对小结构部分以及曲面部分采用网格加密处理，最后生成的固体域网格数为290 384，总节点数为467 132.其固体域网格示意图如图7所示.

这里对两种飞行状态下的半机翼单向流固耦合变形进行分析.第一种状态为进场状态，参考FREQUENZ项目，其马赫数为Ma=0.16，攻角为α=13°.第二种状态为考虑具有较大机翼变形条件下(如机翼刚度较小或特殊进场条件下)的情况，具体参数则根据第一种情况的变形，相应提高马赫数(Ma=0.78)而得，并定义此状态为苛刻状态.

在CFX模块中进行流体域求解时，求解模型选择Shear Stress Transport 湍流模型，稳态求解.计算收敛后，将计算所得压力数据通过ANSYS Workbench 平台传递至结构计算模块，计算各飞行状态下的半机翼模型结构变形.

2.3 流场结果分析

通过在CFX模块对流体域进行稳态计算，可得到半机翼模型的表面压力数据，如图8、图9所示，分别对应了进场状态下的表面压力云图以及苛刻条件下的表面压力云图.

观察可知，在进场状态下机翼所受的上下表面压力差远小于苛刻状态下机翼受到的上下表面压力差，在进场状态，其最小表面压力值为-7 125.078 Pa，最大表面压力值为1 689.831 Pa；而在苛刻状态，其最小表面压力值为-74 475.727 Pa，最大表面压力值为48 108.508 Pa.可见，在进场状态下机翼承受的气动力要远小于苛刻状态下机翼承受的气动力.

2.4 结构变形分析

在得到机翼的气动数据后，通过ANSYS Workbench平台将其导入Static Stuctural模块进行结构变形计算.考虑到本研究机翼结构采用实体模型建模，而不是实际意义上的蒙皮与翼盒翼肋结构的组合，故将机翼材料属性设为：弹性模量为1.8E10 Pa，柏松比为0.33，在相同计算条件下，其机翼变形量与文献[19]机翼变形量近似，符合机翼实际受气动力影响导致的变形.

结构求解后，得到进场状态及苛刻状态下的机翼结构变形结果，图10、图11所示分别展示了两种状态下的机翼变形云图.由图可知，机翼在苛刻状态下的受力变形相对于进场状态要大得多，在进场状态下，其最大变形处的位移为0.292 45 m，而在苛刻状态下，其最大变形处的位移为1.755 9 m.

观察机翼在气动力作用下的变形位移云图可发现，机翼在受到气动力作用产生向上的位移的同时，还将伴随机翼的扭转，具体如图12、图13所示.在机翼受气动力变形时，其位移最大值处于机翼翼梢后缘尖点处，这表明机翼产生了负的扭转角(可能与机翼为后掠翼有关)，机翼变形过程中产生了向下低头的趋势，这表明机翼的变形导致了机翼的攻角略有减小.通过对比发现，在苛刻状态下，由于其受到的气动力作用较大，导致机翼变形量较大，攻角减小量也较大；而在进场状态下，由于其受到的气动力作用较小，机翼变形量较小，同时机翼攻角的减小量也较小.

3 结构变形对机翼远场噪声的影响

通过对半机翼模型进行基于静气弹的单向流固耦合分析可知，在稳态气动力作用下，会导致机翼产生向上的弯曲，同时，还伴随机翼扭转，具体表现为机翼攻角相对变形前状态有所减小.为研究机翼变形对机翼噪声的影响，以FREQUENZ二段翼二维模型为研究对象，分别分析其在不同攻角、不同辐射半径下的噪声变化.

3.1 计算条件及数值计算方法

选用翼型巡航弦长C=0.4 m，来流马赫数Ma=0.16，计算时大气温度选用295.26 k，攻角分别选用了10°、12°、13°，网格划分与上节二维翼型选择一致.

采用Fluent 15.0计算.稳态计算与第二小节一致，在进行瞬态计算时，采用基于Smagorinsky-Lilly湍流模型的LES方法，时间步长选用5×10-6s，具体为先计算9 000时间步，用以消除稳态计算的影响，之后再进行15 000步瞬态计算，同时引入FW-H方程，统计15 000瞬态流场信息，用以求解声场.积分面选择二段翼固壁面.

3.2 攻角变化对噪声的影响

分别研究了攻角为10°、12°、13°情况下，二段翼的远场噪声辐射，以巡航弦长前缘点为原点，在50倍巡航弦长C的圆周上等角分布了72个监测点，由监测点得到的远场噪声指向性对比图如图14所示.由图14可知，二段翼远场噪声指向性图呈现明显的偶极子特性，其指向性基本垂直于缝翼弦线；改变机翼攻角，对远场噪声的偶极子特性影响不大，但是会略微改变远场噪声最大处的噪声声压级；当机翼攻角减小时，最大处的远场噪声声压级略有增加.

为进一步分析机翼攻角变化对机翼远场噪声的影响，研究50倍巡航弦长，指向角270°下的监测点远场噪声频谱.图15展示了不同攻角下该监测点的远场噪声频谱对比，采用了1/3倍频程进行频谱对比分析.观察发现，在低中频段，噪声幅值随着攻角的降低有所增加；在高频段处，噪声幅值随着攻角降低而略微降低.

由上述分析可知，当机翼在静气弹作用下导致机翼攻角减小时，由于其增加了低中频段的噪声幅值，使得缝翼远场噪声总声压级相对原始状态略有上升；攻角为13°状态,当攻角减小3°的情况下，在50C弦长，270°相位角情况下的监测点总声压级相对增加了约1 dB.

3.3 不同远场半径下的远场噪声变化

考虑到机翼变形伴随着攻角及机翼位移的变化，为研究机翼位移变化对噪声的影响，在攻角为13°的情况下，研究了二段翼二维翼型在不同远场半径下的噪声变化.如图16所示，展示了当指向角为270°时，远场噪声总声压级随着远场半径改变的变化情况.从图16可知,随着监测半径的增大，其远场噪声辐射总声压级不断变小，噪声总声压级随半径增加而大幅度降低，而随着监测半径不断增大，其噪声总声压级的下降幅度收窄，整体变化呈现1/R的衰减规律.

由图16变化规律可知，当观测点距离机翼足够远时，其机翼变形导致的位移变化对远场噪声声压级的影响将变得十分小，如监测半径为67.5C状态，其远场噪声总声压级相对于监测半径65C状态，噪声减小量约为0.49 dB.

4 结 论

为研究多段翼半机翼在气动力作用下的变形以及其对缝翼噪声的影响，以FREQUENZ二段翼型为基础，参考空客A320机翼进行了二段翼半机翼三维建模.基于ANSYS Workbench 商业软件，进行了单向流固耦合仿真.主要结论有：

1)半机翼模型在气动力作用下，其机翼结构会向上弯曲，即产生向上的位移.

2)半机翼模型在气动力影响作用下变形向上弯曲的同时，还产生了扭转变形，表现为机翼攻角减小.

3)在苛刻状态，半机翼模型所受到的气动力很大，具体表现为较大的机翼弯曲度及攻角减小量较大.而在进场状态，半机翼模型受到的气动力较小，表现为机翼向上位移及攻角减小量较小.

通过对FREQUENZ二段翼型进行二维噪声数值计算发现：机翼攻角减小时，可略微增加低中段频谱的噪声幅值，表现为机翼噪声略有增加，针对攻角为13°状态，当攻角减小3°的情况下，在50C弦长、270°相位角情况下的监测点总声压级相对增加了约1 dB.缝翼远场噪声辐射强度随着监测半径的增加而减小，但是当监测半径较大时(如60C)，远场噪声减少量变得十分小.如监测半径为67.5C状态，其远场噪声总声压级相对于监测半径65C状态，噪声减小量约为0.49 dB.