大型航空声学风洞消声室建设与校测

周国成 陈 宝李周复姜 涛

(1中国航空工业空气动力研究院 低速高雷诺数气动力航空科技重点实验室 哈尔滨150001)

(2中国航空工业空气动力研究院 空气动力噪声及其控制黑龙江省重点实验室 哈尔滨150001)

0 引言

气动噪声是民用飞机主要的噪声源。民用飞机的发动机噪声、机体噪声等均与气动噪声密切相关[1-2]。风洞试验是开展气动噪声研究最直接有效的手段。采用全尺寸或者缩比模型在声学风洞中进行试验，能够在飞机设计阶段获得详实的噪声数据，确保飞机的噪声水平能够达到设计目标。气动噪声风洞试验需要低背景噪声、低声反射的测试环境，通常需要在专用的声学风洞中进行。采用缩比模型进行气动噪声风洞试验时，由于模型的缩比可能导致细节丢失、流动特性的变化，进而影响到噪声特性。因此，气动噪声风洞试验通常希望在大型声学风洞中采用大尺寸模型进行试验[3]。

欧美国家自20世纪70年代陆续改造、新建了多座大型声学风洞。其中欧洲的DNW LLF风洞和美国NASA Ames 40×80英尺(1英尺=0.3048 m)风洞是大型声学风洞中的典范。DNW LLF风洞是一座回流式低速风洞，试验段截面尺寸为8 m×6 m，该风洞于1981年进行了首次声学改造，具备了气动噪声试验能力[4]，并在2014年再次改造以进一步降低背景噪声[5]。NASAAmes 40×80英尺风洞则在1994年完成了声学试验环境改造，具备气动噪声试验能力，该风洞试验段尺寸达24 m×12 m[6]。此外，欧美国家还建设了包括DNW NWB[7]、Boeing LSAF[8]、ONERA CEPRA19[9]等多座3～4 m量级的声学风洞，为民机的研制做出了重要贡献。

我国声学风洞建设相对较晚。2013年，中国空气动力研究与发展中心建成FL-17航空声学风洞，该风洞为回流式低速风洞，试验段截面尺寸为5.5 m×4.5 m，配备有28 m(长)×26 m(宽)×20 m(高)的全消声室[9]。2016年，中国航空工业空气动力研究院完成FL-10风洞一期建设。FL-10风洞同样为回流式低速风洞，试验段尺寸为8 m×6 m。FL-10风洞一期建设只考虑了洞体的降噪处理，并未完成声学试验环境与气动噪声试验设备的建设。2019年，FL-10风洞完成了消声室的建成，具备了气动噪声风洞试验能力，成为目前国内最大的声学风洞。与此同时，开展了包括全机缩比模型机体噪声、起落架噪声、增升装置噪声、旋翼噪声、螺旋桨噪声等多种气动噪声试验设备的研制，具备了全面的气动噪声风洞试验能力。

围绕FL-10风洞气动噪声试验环境的建设，本文主要介绍FL-10风洞消声室的设计、建设、自由场校测以及本底噪声测量等相关内容。

1 FL-10风洞概况

FL-10风洞是一座常压低速回流式风洞，总体轮廓如图1所示。风洞洞体回路的长度约145 m，宽度约47 m，配备49 m(长)×33 m(宽)×26 m(高)的试验大厅。FL-10风洞建有闭口与开口两个试验段，可以根据试验的需求进行更换。其中开口试验段尺寸为8 m(宽)×6 m(高)×20 m(长)。风洞试验段中心距离地面高度为10 m，距离收缩段出口7 m。风洞采用大功率电机驱动轴流式风机来产生气流，开口试验段最大风速为85 m/s，闭口试验段最大风速为110 m/s，对应的最大雷诺数为6.3×106(参考长度0.69282 m)。

图1 FL-10大型低速风洞平面图Fig.1 Sketch of FL-10 wind tunnel

FL-10风洞在设计之初即考虑未来气动噪声试验能力建设的需求，因此在洞体建设阶段就开展了大量的降噪工作，包括：

(1)采用低噪声动力风扇，优化桨叶与止旋片数量，降低风扇噪声；

(2)动力段采用阻性吸声结构进行声学处理，吸收风扇噪声；

(3)4个拐角导流片均进行声学处理，导流的同时起到消声作用；

(4)优化收集器开度，收集器的收集板为多孔消声结构，并采用柔性材料包敷，降低收集器噪声；

(5)优化调压窗设计，抑制开口试验段低频颤振；

(6)配备大型隔声门，采用气浮驱动，平均隔声量达60 dB。

上述技术手段确保了FL-10具有较低的背景噪声水平，能够满足气动噪声风洞试验的要求。

2 声学试验环境建设

为了获得试验模型在远场的噪声试验数据，并据此反推飞行状态下的飞机在地面产生的噪声，气动噪声试验需要在无反射自由场的环境下进行测量[10]。为了形成气动噪声测量所需的声学环境，FL-10风洞建设了全消声室，以消除各个壁面的声反射。

2.1 消声室截止频率确定

截止频率是消声室最重要的性能参数。根据截止频率的定义，消声室对截止频率及以上的声波的吸收率可达99.9%。消声室的截止频率需要根据其噪声试验内容来确定，同时也将影响消声室的建设成本。

根据国际民航组织以及中国民航局对飞机适航噪声的相关要求，民机适航噪声测量的频率范围为50～10000 Hz。在进行风洞试验时，通常是采用缩比后的风洞试验模型进行试验。根据气动噪声试验方法理论，假设模型的缩比率为1:n，则在气动相似、马赫数相等的前提下，模型噪声的频率为全尺寸飞机的n倍，即两者的斯特劳哈尔数St相等：

式(1)中，f为频率，D为模型特征长度，U为试验风速。

根据FL-10风洞规划的气动噪声试验能力，以及各种试验中模型的缩比率，可以得出各种试验对截止频率的需要，列入表1中。综合各类试验对下限频率的需要，最终选择80 Hz作为消声室的截止频率。该频率能够满足大部分试验的需要，同时还能够降低吸声尖劈的长度，控制消声室建设成本。

表1 FL-10风洞噪声试验对截止频率的要求Table 1 Requirements for cut-offfrequency of FL-10 wind tunnel aeroacoustic noise test

2.2 消声室整体设计

FL-10风洞消声室需要满足气动噪声试验时对自由场的需要，同时还需要充分考虑风洞运行时产生的气动载荷。根据此要求，开展消声室的总体设计：

(1)消声室为全消声室结构，消声室四周壁面、顶面以及地面均采用吸声体进行覆盖。为了降低消声室建设成本，在收集器后方及下方、收缩段下方等二次反射区域采用吸声平板，其他区域则全部采用吸声尖劈。

(2)消声室原有棚顶为框架式结构，隔声量不足，同时承载能力较弱。为了提高顶部隔声量、保证顶部结构安全，采用隔声板+吸声尖劈的形式形成吸隔声一体化结构，在隔绝外部噪声的同时，消除顶部声反射。

(3)对钢制洞体表面进行声学处理，降低风洞洞体的声反射。

(4)对原有调压窗进行声学处理，增加消声器，抑制消声室外部噪声从换气窗传入。

(5)对液压尾撑装置进行吸隔声一体化处理，降低液压管路的噪声影响，抑制液压尾撑表面的声反射。

建成后的FL-10风洞消声室如图2所示，消声室净空间为47 m(长)×31 m(宽)×22 m(高)，是国内建成规模最大的全消声室之一。

图2 FL-10风洞消声室Fig.2 Anechoic chamber of FL-10 wind tunnel

2.3 吸声尖劈设计与选型

吸声尖劈是消声室建设时最常采用的吸声结构。它利用从尖部到基部声阻抗的逐渐过渡以及尖劈内部的吸声材料，提高声波的入射率，并吸收入射到尖劈内的声能量。吸声尖劈通常由骨架、护面材料、吸声材料等组成，其中护面材料通常有纱网以及金属穿孔板两种形式。根据所采用的护面材料可分别简称为纱网尖劈与金属尖劈。金属尖劈相对于纱网尖劈，其结构耐用性更好、承载能力强、不容易变形，但是金属穿孔板对于超高频噪声的反射是无法忽略的。为了确定该消声室采用何种尖劈，分别制作了截止频率相同的纱网尖劈和金属尖劈，并在中国计量科学研究院进行了测试，重点测量了从10～40 kHz下的吸声性能。图3、图4分别给出10 kHz和40 kHz下、从校测声源到纱网尖劈和金属尖劈之间的声压级衰减曲线。图中，蓝色曲线为根据球面衰减规律得到的理论曲线，红色的曲线为按照国标GB 6882–1986要求的声压级衰减的上下限曲线，黑色曲线为声源到尖劈之间实测的声压级衰减曲线。黑色曲线位于两条红色曲线之间则认为声压级衰减规律满足国标要求。通过试验对比发现，两种尖劈在10～40 kHz范围内，均能满足吸声性能的要求。因此，在充分考虑声学风洞试验设备切换、地面尖劈移动以及测试设备安装等方面的需求后，选择了金属尖劈作为本消声室的吸声尖劈。

图3 纱网尖劈吸声性能测试结果Fig.3 Sound absorption coefficient curve of gauze covered acoustic wedge

图4 金属尖劈吸声性能测试结果Fig.4 Sound absorption coefficient curve of metal perforated plate covered acoustic wedge

吸声尖劈截止频率的计算公式为

其中，c为尖劈材料内的有效声速，l为尖劈的整体长度。

根据该公式，确定吸声尖劈的高度为1000 mm，其中基部高度150 mm，尖部高度850 mm，底面尺寸为800 mm×800 mm，采用双尖形式，如图5所示。尖劈内部填充密度为32 kg/m3的环保超细玻璃丝棉。尖劈采用金属穿孔板作为护面材料，穿孔板厚度0.8 mm，穿孔直径为3 mm，穿孔率为32%，表面喷塑处理。在截面尺寸为800 mm×800 mm的阻抗管中对尖劈的吸声系数进行测量，不同空腔高度下的吸声系数如表2所示。根据不同空腔高度下的吸声系数，考虑消声室内部空间以及尖劈后走线空间的需要，最终选择尖劈后空腔高度为150 mm。

表2 尖劈吸声系数测试结果Table 2 Absorption coefficient of acoustic wedge

图5 吸声尖劈结构示意图Fig.5 Sketch of acoustic wedge

对于消声室四周壁面，尖劈固定在墙面挂架上。对于铺设在地面的尖劈，则以4个为一组放置在地面尖劈框架内，地面尖劈框架顶部配备人行钢板网，底部设置移动轮，便于风洞试验时尖劈的布置以及试验结束后尖劈的存放。

根据消声室的总体设计，在声波的二次反射区则采用吸声平板作为吸声结构。吸声平板的厚度为200 mm，整体尺寸为1600 mm×1600 mm，如图6所示。内部同样填充环保超细玻璃丝绵。吸声平板布置时背后空腔高度同样为150 mm。同样在阻抗管内对吸声平板的吸声系数进行测试，如表3所示。

图6 吸声平板结构示意图Fig.6 Sketch of acoustic panel

表3 吸声平板吸声系数测试结果Table 3 Absorption coefficient of acoustic panel

2.4 顶部吸隔声结构设计

FL-10消声室原有的屋顶采用的是网架式结构，整体的隔声量不足，而且承重能力有限。同时，FL-10风洞消声室上部空域还是哈飞直升机试飞区域，噪声严重。为了提高消声室顶部的隔声量，采用厚度75 mm的岩棉隔声板与吸声尖劈共同构成顶部复合吸隔声层，如图7所示。对由隔声板与尖劈组成的复合吸隔声结构进行插入损失测量，测量结果如表4所示，计算得到的等效隔声量为47.5 dB。

图7 FL-10消声室顶部复合吸隔声结构Fig.7 Compound sound absorption and insulation structure at the top of anechoic chamber of FL-10 wind tunnel

表4 复合吸隔声层的插入损失Table 4 Insertion loss of composite sound absorption and insulation structure

复合吸隔声层采用钢丝绳悬挂在屋顶网架上，在实现顶部吸声结构安装的同时，避免了风洞运行时气流产生的脉动载荷传递到屋顶，提高了结构安全性。为了降低复合吸隔声层的重量，安装在顶部的吸声尖劈采用穿孔铝板作为护面材料，最终复合吸隔声层的面密度为65 kg/m2。

2.5 洞体声学处理

FL-10风洞开口试验段的收缩段以及收集器均为钢制结构，洞体的声反射将影响噪声测量结果。为了抑制洞体声反射的影响，对收缩段以及收集器的外表面进行声学处理。声学处理的厚度为200 mm，外表面采用金属穿孔板，内部填充超细玻璃丝棉，如图8所示。由于洞体表面筋板高度往往大于200 mm，因此在声学处理通过在筋板上焊接钢管来支撑吸声材料，一方面减少吸声材料用量，另一方面通过吸声材料后方的空腔来增大对低频噪声的吸声效果。

图8 洞体外表面声学处理Fig.8 Outside acoustic treatment of wind tunnel

2.6 调压窗声学处理

调压窗在开口试验段试验时用来平衡消声室内外的压差，并加快试验段风速调节速度。调压窗的尺寸为8 m×8 m，位于收集器的侧面，试验时直接与厂房外大气相通，室外噪声将通过换气窗进入到消声室内。为了抑制室外噪声的影响，对调压窗进行消声处理。调压窗的外侧安装矩阵式消声器，由13×13个柱状消声体组成，其中消声体的边长为400 mm×400 mm，长度为4 m。矩阵式消声器的通流面积为51%，不影响调压窗的压力平衡作用，如图9所示。在消声换气窗建成对其消声量进行测量，测量时在消声室外侧布置一个喷流声源，利用高速喷流发声，并在消声换气窗的内外两侧对应布置传声器，测量经过消声换气窗后的噪声。测试时共设置5个测量点，如图10所示，平均后得到消声换气窗的降噪量。图11给出了P3点调压窗内外的噪声频谱对比，表5给出了各个测量点总声压级对比。综合上述测试结果，测得调压窗的消声量为42 dB。换气窗内侧采用单尖尖劈间隔布置，保证空气流通的同时，进一步降低换气窗区域的声反射，如图9所示。

图9 调压窗声学处理Fig.9 Acoustic treatment of pressure regulating window

图10 调压窗消声性能测试点Fig.10 Layout of the noise test points

图11 P3测量点调压窗内外噪声频谱对比Fig.11 Comparison of noise spectrum inside and outside pressure regulating window at P3 test point

表5 调压窗各测量点总声压级对比Table 5 Comparison of total sound pressure level at each test point

2.7 液压尾撑声学处理

液压尾撑装置是FL-10风洞主要的支撑装置之一，也是全机缩比模型机体噪声风洞试验的支撑设备。液压尾撑采用高压液压油驱动液压缸实现模型姿态变换，在使用时将产生较强噪声。围绕液压尾撑混凝土支撑座四周进行噪声测量，测量距离约1 m，测得的噪声最高可达72 dB。由于支撑座离测试区域较近，将影响噪声的测量。因此，采用隔声罩将整个液压尾撑装置的支撑座及其管路包裹起来，如图12所示。隔声罩采用内表面实壁、外表面吸声壁面的结构形式，整体厚度不小于200 mm，在隔声的同时降低外表面的声反射。隔声罩建成后液压尾撑运行时周围噪声降低到45 dB，远低于风洞运行时的背景噪声，对气动噪声的测试影响可以忽略。

图12 液压尾撑隔声罩Fig.12 Acoustic enclosure of hydraulic support devive

3 FL-10风洞声学校测

在完成FL-10风洞消声室建设后，对消声室的自由场品质进行校测，并对其本底噪声进行测量。

3.1 消声室自由场校测

检查消声室消声质量的一个简单的准则是所谓的1/r2定率，即对于点声源辐射，传播距离增加1倍，由于球面衰减引起的声压级减少6 dB。校测方法是测试声源发射的声压沿校测路径的空间分布，并与考虑大气衰减的自由场中声压级衰减理论曲线相比较来进行评价。FL-10风洞消声室自由场校测的频率范围为80 Hz～40 kHz，在上述频率范围中，按照GB 6882–2016[11]的要求，其测量声压值和理论声压值之间的最大允许误差如表6所示。

表6 GB 6882–1986对消声室自由场偏差要求Table 6 The free field deviation of anechoic chamber requiremented by GB 6882–1986

在确定从校准声源沿校测路径声压衰减的理论曲线时，需要考虑消声室内大气衰减的影响，因此需要测量校测时消声室内的温度与湿度，用于对理论曲线进行修正。大气衰减按照GB/T 17247.1–2000[12]中给出的方法进行修正。由于大气衰减对高频噪声影响显著，对消声室的校测应尽量在相对湿度较低的时候进行，才能够保证高频校测时相对于传声器本底噪声以及消声室本底噪声具有足够的信噪比。

自由场校测路径的选定需要根据消声室中噪声测试的主要方向来选定。FL-10风洞设置的噪声测试阵列包括地面线阵、1/4圆弧阵、壁面线阵、水平传声器相位阵列、竖直传声器相位阵列等，如图13所示。根据这些阵列的布置及主要的噪声测试方向，确定了15条消声室自由场校测路径，如图14所示。其中过风洞试验段中心的水平面共有6条校测路径，分布在风洞轴线东西两侧，按45°角度间隔布置。图10中试验段轴线上侧的3条校测路径长度为15 m，下侧的3条校测路径长度为9 m。下侧3条校测路径绕风洞轴线向地面方向分别旋转45°、90°以及135°，共形成另外9条校测路径，覆盖了边线测量与过顶测量的主要角度范围。

图13 FL-10风洞全机缩比模型噪声试验测试阵列布置Fig.13 The array arrangment of airframe noise testing

图14 消声室自由场校测路径Fig.14 Free field calibration path of anechoic chamber

为了满足多个方向声场校测的需要，设计了专门的声源架，并利用钢丝绳实现了校准声源在开口试验段中心位置的固定，以及声源指向的调整，如图15所示。声源的上下两端以及45°方向均设置有连接孔，可以采用钢丝绳拉紧不同位置的孔，实现声源在水平、竖直以及45°斜向下等方向的调整。通过测试架在钢丝绳上的移动，实现沿校测路径不同位置处噪声的测试，图16给出了声场校测时声源以及移测架的布置情况。

图15 消声室自由场校测方法Fig.15 Free field calibration method of anechoic chamber

图16 校准声源布置Fig.16 Arrangment of calibration sound source

图17给出了FL-10消声风洞过试验段中心水平面东侧OA、OB、OC三条测试路径在80 Hz和40 kHz下的校测结果[13]。从图17中可以看出，这3条校测路径上声压级的衰减曲线均在国家标准所要求的偏差范围之内。由于OA校测路径距离收缩段喷口较近、OC路径距离收集器较近，因此收缩段喷口以及收集器产生的声反射对附近的声场产生了影响，导致声压级分布曲线波动较明显。

图17 OA、OB、OC三条校测路径声压级衰减曲线[13]Fig.17 Sound pressure level attenuation curve of OA,OB,OC calibration path[13]

3.2 本底噪声测量

在自由场校测的同时，还对消声室的本底噪声进行了测量。测试时关闭其他运行设备，并确保周边环境无较大噪声干扰。本底噪声测量点如图18所示。其中T1点位于试验段中心正下方，T2～T5则位于偏消声室4个角落的位置。5个测量点距离地面高度均为2.65 m，距离地面尖劈人行网的高度为1.5 m。各点的噪声测量结果如表7所示。总体而言，FL-10风洞消声室具有极低的本底噪声水平。其中T1点位于试验段正下方，受风洞洞体内各类噪声的影响，导致该点的本底噪声较其他点略高。T5点位于消声室大厅人行门附近，该人行门的隔声量相对隔声门以及混凝土墙体要低，导致该测量点的本底噪声也相对其他点略高。

图18 本底噪声测量点Fig.18 Test point of background noise

表7 本底噪声测量结果Table 7 Test result of background noise

4 结论

本文介绍了FL-10大型低速风洞消声室设计、建设、自由场校测以及本底噪声测量等情况，为后续其他声学风洞消声室的建设提供了参考。研究表明：

(1)FL-10风洞采用了多处降噪设计，包括低噪声风扇、动力段降噪、消声拐角、低噪声收集器以及隔声门等措施，风洞具有较低的背景噪声，能够满足气动噪声风洞试验的需求；

(2)根据FL-10风洞气动噪声试验能力规划、测试需要、基础条件等，设计了FL-10风洞消声室方案，满足截止频率、风洞使用、顶部结构、阵列布置等多方面的要求和限制；

(3)FL-10风洞消声室综合采用了壁面吸声、洞体声学处理、液压尾撑隔声以及调压窗声学处理等多种技术手段，建成了国内最大规模的消声室；

(4)根据FL-10风洞气动噪声测试的需要设计了自由场校测路径，并对消声室自由场特性进行校测。FL-10风洞消声室自由场校测结果合格，收缩段喷口、收集器等设备的声反射对声场分布存在一定影响。