增升装置连式襟翼噪声抑制技术试验研究

周国成， 陈宝， 谭啸

(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)

噪声不仅是当前航空领域研究的热点和难点，而且是民用飞机适航取证的重要内容[1-2]。国际民航组织下属的航空环保委员会制定的外部噪声适航新标准相对上一阶段标准，要求累计噪声裕度进一步降低7EPNdB，适用于2017年12月31日后申请适航合格证的机型。这也意味着民用客机将对噪声提出越来越苛刻的要求。随着大涵道比发动机、消声短舱、声衬[3]以及锯齿喷管[4]等先进技术的广泛应用，发动机噪声已经大幅度降低，机体噪声的重要性在飞机外部噪声研究中逐渐凸显出来[5]。特别是在飞机减速着陆阶段，由于发动机功率降低，发动机噪声水平已经与机体噪声大体相当，甚至低于机体噪声水平。因此，进一步降低飞机外部噪声水平就必须将研究重点放在机体噪声的降低上。增升装置是机体噪声的重要声源，试验研究发现，增升装置主要噪声源有：前缘缝翼、缝翼边缘、襟翼边缘、缝翼和襟翼滑轨。襟翼边缘作为增升装置气动噪声声源的重要组成部分，它的噪声预测和降噪控制研究，对于探索增升装置噪声的产生机理和降噪优化设计等实际问题具有重要的研究意义。

襟翼边缘噪声是增升装置噪声的重要组成部分之一，尤其是对于襟翼载荷较大的飞机，或者是没有缝翼的支线飞机。襟翼边缘噪声的产生与襟翼边缘区域复杂的涡结构紧密相关[6-8]。研究表明，襟翼边缘噪声的产生机理主要包括涡脱落和涡与襟翼相互作用两部分[9]。在襟翼前缘，由于上下表面压差作用，机翼下表面的边界层发生分离并上卷形成主涡。同时，襟翼吸力面的边缘也会产生次涡。这些涡不但在流向方向随气流运动，同时还绕着襟翼边线横向运动，最终合并成更大的涡，并与襟翼边缘相互作用，产生较强的气动噪声。

基于对襟翼边缘噪声产生机理的研究，国外发展了多种通过改变襟翼边缘涡结构的降噪措施。这些措施通常可以分为两类。一类是被动流动控制降噪技术，另一类是主动流动控制降噪技术[10]。被动流动控制降噪技术通过改变襟翼局部结构、材质等，抑制涡的脱落以及涡与襟翼的相互作用，来实现降噪，典型的有襟翼端板[11]、连式襟翼[12]、局部修型[13]、多孔材料[14]、涡发生器[15]以及变体襟翼[16]等。主动流动控制降噪指通过向流场中注入能量来改变附近流场，进而引起声场变化，达到降低噪声的目的。常用的襟翼边缘主动降噪手段包括吹气、等离子体[17-19]等。主动流动控制通常具有较好的降噪效果，但往往也带来重量增加、发动机动力消耗等问题，其工程应用仍面临较多挑战。

目前，国内针对襟翼边缘噪声抑制的研究工作刚刚起步，相关研究工作比较少见。周国成等[20]研究了襟翼边缘端板的降噪效果，分析了不同外形襟翼端板在不同襟翼偏角下的降噪效果，该项研究结果表明，襟翼端板能够有效降低襟翼边缘噪声。国外针对连式襟翼的降噪特性开展了一定研究[12，21-23]，试验结果表明，连式襟翼能够取得非常显著的降噪效果。连式襟翼能够使襟翼展向环量分布更加均匀，从而将主涡打散成沿弦向分布的多个强度较弱的小涡，阻止主涡的形成。影响连式襟翼在飞机上应用最大的问题是需要复杂的襟翼和机翼连接结构。

针对L1T2翼型增升装置襟翼边缘噪声，在采用风洞试验研究其噪声特性的基础上，现设计两种不同襟翼偏角下的连式襟翼(continuous mold-line links， CML)模型，并通过风洞试验对其降噪效果进行测试，对比分析不同襟翼偏角和迎角下连式襟翼模型的噪声特征和降噪效果。

1 试验模型

1.1 多段翼模型

试验模型采用的多段翼模型为L1T2翼型[24]。该模型由前缘缝翼、主翼和后缘襟翼三部分组成，如图1所示，弦长为250 mm，展长为375 mm。为了进行襟翼边缘噪声的测试，模型的襟翼从中心分成两段，每段长度为187.5 mm。试验时，通过将上半段收起、下半段展开，形成“剪刀差”构型，实现对襟翼边缘的模拟。

为了对传声器相位阵列进行校准，在模型表面平齐安装两个蜂鸣器，如图2所示，共同作为声源定位与剪切层修正的校准声源。蜂鸣器在额定工作电压下能够产生4 800 Hz、95.4 dB(测量距离1 m)噪声。

图1 L1T2翼型Fig.1 The L1T2 aerofoil

图2 多段翼模型Fig.2 The model of multi element wing

1.2 连式襟翼设计

连式襟翼的设计方案如图3所示，对应的襟翼偏角分别为20°与30°。连式襟翼段(图3中红色部分)的长度为20 mm，连式襟翼的前后缘采用直线相连。襟翼下半段边缘与上半段后缘通过连式襟翼实现局部光顺相连。

2 试验设备与方法

试验在中国航空工业空气动力研究院的0.5 m航空声学风洞中进行。试验时多段翼模型安装在翼型试验支撑装置上，如图4所示，并采用了传声器阵列以及远场传声器对翼型的噪声进行测量。相关试验设备与方法如文献[20]所述。

图3 不同襟翼偏角下连式襟翼方案Fig.3 The CML flap of different flap angle

图4 连式襟翼模型的安装Fig.4 The installation of the CML flap modal

3 试验方法与过程

整个试验过程分为试验准备、背景噪声测量、阵列校准、剪切层影响修正验、初步试验及正式试验等步骤。试验采用基于延时-求和的波束形成算法进行噪声源定位，并采用基于Amiet 理论的方法对剪切层影响进行了修正[20，25]。为了进一步分析连式襟翼的降噪效果，采用对指定区域进行声压级积分的方法来分析连式襟翼对襟翼边缘区域的降噪效果[18]，具体的积分区域如图5所示。

4 试验结果分析

4.1 襟翼边缘远场噪声特性

4.1.1 襟翼边缘噪声

图6给出了不同迎角、不同襟翼偏角下L1T2增升装置模型的远场噪声频谱曲线，试验风速为60 m/s，测量指向角为90°。图6中，BG为有翼型试验支撑装置时的风洞背景噪声，F00-A6表示襟翼偏角为0°/0°(斜线前后分别表示上、下襟翼的偏角，下同)、迎角为6°时的噪声，F20-A3则表示襟翼偏角为0°/20°、迎角为3°，依此类推。分析可知，下襟翼展开后L1T2增升装置模型的噪声急剧增大，部分频段相对襟翼收起构型的噪声幅值增量达10 dB。其中，迎角以及襟翼偏角对模型噪声均有明显影响。随着襟翼偏角的增大，中高频段噪声迅速增大，而低频段噪声变化较小。迎角的增大则会导致襟翼噪声的整体增大，但其对噪声的影响要小于襟翼偏角。

图5 襟翼积分区域Fig.5 Integration area of the flap side edge

图6 不同迎角和襟翼偏角噪声频谱曲线Fig.6 The spectrum curves of flap far field noise

4.1.2 连式襟翼降噪特性

襟翼偏角为0°/20°、风速U为60 m/s时有无连式襟翼下的模型远场噪声频谱曲线如图7所示。图7(a)迎角AoA为3°，图7(a)中F20-A3-B1表示有连式襟翼时的远场噪声，F20-A3表示没有连式襟翼时的远场噪声，依次类推。图7(b)中迎角为6°，在该偏角下，连式襟翼的降噪效果并不明显，只在5～7 kHz附近略有效果，最大降噪量出现在5 kHz，3°迎角时最大降噪量为1.3 dB，而6°迎角时则为1 dB，即随着迎角的增大，降噪效果略有降低。

图7 襟翼偏角0°/20°时连式襟翼降噪效果Fig.7 Noise reduction of CML with the flap angle=0°/20°

图8 襟翼偏角0°/30°时连式襟翼降噪效果Fig.8 Noise reduction of CML with the flap angle=0°/30°

图8为襟翼偏角为0°/30°时有无连式襟翼下的模型远场噪声频谱曲线，风速为60 m/s。图8(a)中迎角为3°，图8(b)中迎角为6°。在该偏角下，连式襟翼的降噪效果非常显著，从2～16 kHz均有降噪效果，最大的降噪量出现在10 kHz附近，迎角3°时可达9.2 dB，迎角6°时为7.4 dB，即随着迎角的增大，连式襟翼的降噪效果同样有所降低。

连式襟翼主要降低襟翼边缘噪声，襟翼偏角为0°/20°时，襟翼边缘噪声不是主要噪声，因此连式襟翼的降噪效果不明显。而襟翼偏角为0°/30°时，襟翼边缘噪声成为主要噪声，此时连式襟翼能产生显著的降噪效果，并在总噪声上得以体现。

4.2 噪声源定位

采用噪声源定位的方式，进一步分析襟翼噪声特性以及连式襟翼的降噪效果。选取风速60 m/s、迎角6°、襟翼偏角为0°/20°和0°/30°时有、无连式襟翼下的声源定位结果进行对比分析，如图9～图12所示。图中给出了2.5、5、10 kHz以及16 kHz下1/3倍频程声源定位结果，声压级云图的动态范围均为20 dB。由图9和图11可以看出，噪声源主要分布在襟翼腔以及襟翼边缘上。其中缝翼腔噪声主要体现在2.5 kHz以及5 kHz，而襟翼边缘噪声在5、10、16 kHz均有体现，这与远场噪声的频谱分布规律相符。

对比不同襟翼偏角下的声源定位结果，结合远场噪声数据分析可知，襟翼偏角为0°/20°时，襟翼腔噪声为主，各个频段下襟翼边缘噪声在声源定位结果图像上并不明显。襟翼偏角为0°/30°时，襟翼边缘噪声显著增大，而襟翼腔噪声的变化较小，导致在2.5 kHz时襟翼边缘噪声就与缝翼腔噪声量级相当；而在5～16 kHz范围，襟翼边缘噪声已经明显强于缝翼腔噪声，成为增升装置的主要声源。

对比有无连式襟翼下的声源定位结果，可以看出采用连式襟翼能够显著降低襟翼边缘区域的噪声源强度。襟翼偏角为0°/20°时，在5 kHz与10 kHz上显著降低襟翼边缘区域噪声。襟翼偏角为0°/30°时，襟翼边缘噪声成为主要噪声，连式襟翼在2.5～16 kHz范围均能显著降低襟翼边缘区域声源强度，从而对总噪声也产生显著的降噪效果，导致缝翼腔噪声重新成为主要噪声源。

迎角6°，风速60 m/s，襟翼偏角0°/20°图9 无连式襟翼下的声源定位结果Fig.9 Source location results of configuration without CML

迎角6°，风速60 m/s，襟翼偏角0°/20°图10 有连式襟翼下的声源定位结果Fig.10 Source location results of configuration with CML

迎角6°，风速60 m/s，襟翼偏角0°/30°图11 无连式襟翼下的声源定位结果Fig.11 Source location results of configuration without CML

迎角6°，风速60 m/s，襟翼偏角0°/30°图12 有连式襟翼下的声源定位结果Fig.12 Source location results of configuration with CML

4.3 声压级积分

对图5所示的襟翼边缘区域进行声压级积分，得到有无连式襟翼下声压级积分结果的随频率的变化曲线。利用无连式襟翼下的声压级积分结果减去有连式襟翼下的积分结果，得到襟翼边缘区域的降噪效果，如图13所示。

襟翼偏角为0°/20°时，连式襟翼对襟翼边缘的噪声起到了降噪效果，主要在4～10 kHz范围。该偏角下，缝翼腔的噪声为主要噪声，因此连式襟翼对总噪声所起的作用并不明显。

图13 襟翼边缘区域声压级积分结果对比Fig.13 The SPL integration results of flap side edge area

襟翼偏角为0°/30°时，连式襟翼的降噪效果在3～20 kHz时均较为明显。此时襟翼边缘噪声成为主要的噪声源，因此连式襟翼在显著降低襟翼边缘噪声的同时，也对总噪声起到了明显的降噪效果。

通过对比迎角3°和迎角6°下襟翼边缘区域的积分结果可以看出，随着迎角的增大，连式襟翼对襟翼边缘噪声的降噪效果减小。

5 结论

采用风洞试验研究了L1T2翼型增升装置襟翼噪声的主要特性；针对其襟翼边缘噪声，设计了连式襟翼来降低其噪声；通过风洞试验，研究了连式襟翼的降噪效果与规律，得出如下结论。

(1)L1T2翼型増升装置的襟翼噪声主要由襟翼腔噪声和襟翼边缘噪声两部分组成。襟翼腔噪声主要集中在1～5 kHz频率范围，襟翼边缘噪声主要集中在5～16 kHz的频率范围。

(2)襟翼噪声随着襟翼偏角增大而迅速增大。襟翼偏角较小时，襟翼腔噪声是主要噪声；襟翼偏角较大时，襟翼边缘噪声成为主要噪声。

(3)襟翼偏角为0°/30°时，连式襟翼能够显著降低襟翼边缘噪声，部分频率下的最大降噪量可达9 dB。

(4)迎角对襟翼噪声以及连式襟翼的降噪效果均有影响。迎角增大时，襟翼噪声增大，而连式襟翼的降噪效果减小。