周國成，譚嘯，陳寶

(中國航空工業(yè)空氣動力研究院，黑龍江哈爾濱150001)

襟翼邊緣噪聲的端板抑制技術試驗研究

周國成*，譚嘯，陳寶

(中國航空工業(yè)空氣動力研究院，黑龍江哈爾濱150001)

在聲學風洞中開展試驗研究，采用傳聲器陣列以及遠場傳聲器線陣，結合波束形成、聲壓級積分、頻譜分析等方法，驗證了基于襟翼端板的襟翼邊緣噪聲抑制技術，研究了三種不同外形尺寸的襟翼端板對襟翼邊緣噪聲的影響。研究表明，襟翼邊緣產生的噪聲集中在(5～16)kHz頻率范圍內，針對襟翼邊緣噪聲的端板在該頻率范圍內有著顯著的降噪效果，且對干凈構型下的噪聲影響很小，具有較好的工程應用前景。對比不同外形的端板的降噪性能，表明襟翼端板降噪量與襟翼偏角以及端板外形相關;現有的三種端板中，尺寸越大則降噪效果越明顯。

襟翼邊緣噪聲;襟翼端板;試驗研究

0 引言

噪聲是民用飛機適航取證的重要內容，也是目前航空領域研究的熱點。隨著發(fā)動機噪聲的持續(xù)降低，機體噪聲成為了民機噪聲控制的關注重點［1-3］。襟翼邊緣噪聲作為機體噪聲的重要組成，它的產生機理與襟翼邊緣區(qū)域復雜的渦結構緊密相關［4-6］。由于上下表面壓差作用，機翼下表面的邊界層發(fā)生分離并上卷，形成脫落渦，并與襟翼邊緣的相互作用，產生噪聲［7-9］。基于對襟翼邊緣噪聲產生機理的分析，發(fā)展了多種通過改變襟翼邊緣渦結構的降噪措施，如襟翼端板、微型片以及側緣吹氣等［10-11］。

襟翼端板作為一種簡單的流動控制裝置，是以小型平板的形式，安裝在襟翼邊緣。襟翼端板的作用原理類似于翼梢小翼，通過阻止氣流在襟翼上下表面壓差作用下上卷并形成強烈的上卷渦，進而降低上卷渦的強度以及上卷渦與襟翼的相互作用，抑制襟翼邊緣噪聲［10］。相對于其他的襟翼邊緣降噪措施，襟翼端板具有結構簡單、可以隨襟翼展開/收起、對機翼氣動外形與性能的干擾小等特點，具有較好的工程應用前景?，F有的風洞試驗研究已經確認［12］，襟翼端板只會改變局部流動，對襟翼乃至增升裝置總的升力特征不會產生顯著影響。針對基于襟翼端板的多段翼噪聲控制，國外開展了一些試驗以及計算研究，對襟翼端板的降噪機理以及降噪效果進行了研究［13-14］。而在國內，尚未開展過相關的技術研究。

為了驗證襟翼端板對襟翼邊緣噪聲的控制效果，設計了三種不同形式的襟翼端板，并在聲學風洞中進行了試驗，對有/無襟翼端板下的襟翼邊緣噪聲進行了測量。

1 試驗模型

1.1 多段翼模型

試驗采用的多段翼模型為L1T2翼型［15］。模型由前緣縫翼、主翼以及后緣襟翼三部分組成，弦長為250mm，展長為375 mm。為了進行襟翼邊緣噪聲的測試，模型的襟翼從中心分成兩段，每段長度為187.5mm。試驗時，通過將上半段收起、下半段展開，形成“剪刀差”構型，實現對襟翼邊緣的模擬。

圖1 L1T2翼型Fig.1 L1T2 aerofoil

在模型表面平齊安裝兩個蜂鳴器，如圖2所示，共同作為試驗的校準聲源對傳聲器陣列進行校準。蜂鳴器在額定工作電壓下能夠產生4800 Hz、95.4 dB (測量距離1m)的噪聲。

圖2 多段翼模型Fig.2 M odel of multi element w ing

1.2 襟翼端板

共設計有三種不同形狀和尺寸的襟翼端板，如圖3所示。襟翼端板采用螺釘安裝在下半段襟翼靠近中心的一端。這三種襟翼的基本尺寸參數如表1所示。端板的厚度為2mm，前緣和邊緣做倒圓處理，后緣則進行了削尖處理。

圖3 襟翼端板外形圖Fig.3 Shape of the flap fecnes

表1 襟翼端板的尺寸參數Table 1 Size parameters of flap fences

圖4 襟翼端板尺寸參數定義Fig.4 Definition of the flap fence param eters

襟翼端板在模型上的安裝如圖5所示，圖中紅色區(qū)域為襟翼端板，黃色區(qū)域為L1T2多段翼試驗模型。試驗過程中，模型的縫翼收起，上半段襟翼收起，下半段襟翼展開，展開角度分別為15°、30°共兩個偏角。模型迎角分別為0°、3°、6°，試驗風速為40 m/s、60m/s、80m/s。

圖5 襟翼端板安裝效果示意圖Fig.5 Scheme of the flap fence installation

2 試驗設施與設備

2.1 聲學風洞

試驗在中航工業(yè)空氣動力研究院0.5 m航空聲學風洞中進行。該風洞為開口回流式風洞，試驗段尺寸0.5m(寬)×0.375m(高)×1.575m(長)，風速范圍20～85m/s。風洞配有凈空間尺寸為3.125m(長) ×3.25m(寬)×2.263 m(高)的全消聲室，如圖6所示。消聲室自由場截止頻率為200Hz，風洞背景噪聲≤76.8 dB(A)(風速80m/s)。

圖6 0.5m航空聲學風洞結構示意圖Fig.6 Scheme of 0.5m Aeroacoustic W ind Tunnel

2.2 翼型試驗支撐裝置

多段翼模型安裝在翼型試驗支撐裝置上。支撐裝置主要由支撐架、上下端板、轉盤等組成，如圖7所示。上下端板的前端與試驗段噴口相連，并實現對氣流的約束。多段翼模型固定在上下轉盤中間，通過角度塊實現襟翼、縫翼偏角的變換，采用電動轉盤實現迎角的自動調整。

圖7 翼型試驗支撐裝置Fig.7 Support rig of aerofoil noise testing

2.3 測試設備

試驗采用了傳聲器陣列以及遠場傳聲器線陣對翼型的噪聲進行測量。

試驗采用自主設計的63通道傳聲器相位陣列進行聲源定位。陣列直徑1m，共有9條旋臂，每條旋臂上布置7個B＆K4954傳聲器，如圖8所示。陣列布置在距試驗段中心1.5 m處，陣列面與流場方向平行。陣列中心指向風洞中心，與風洞水線等高。

圖8 63通道傳聲器相位陣列Fig.8 63-channel m icrophones phased array

試驗采用10通道傳聲器線陣對多段翼遠場噪聲進行測量，如圖9所示。傳聲器按等角度間隔布置，角度間隔為10°，角度范圍為50°～140°(來流方向為0°)，高度方向與風洞水線等高。

圖9 10通道傳聲器線陣Fig.9 10-channel m icrophones line array

3 數據分析與處理方法

3.1 噪聲源定位算法

試驗采用基于延時-求和的波束形成算法進行噪聲源定位。

傳聲器陣列的采樣方程的向量形式為［16］:

各個通道的采樣序列將被附加一個特定的相移再進行同相疊加，使得陣列聚焦到了某一格點上。對于一個格點，經典算法給出的聲壓估計表達式如下［9］:

對于觀測面上的每個格點分別計算上述聲壓估計值，利用這些數據畫出的色階圖就能對主要噪聲源進行定位。

3.2 剪切層影響修正方法

聲波穿過開口試驗段的射流剪切層時會發(fā)生折射，導致傳聲器陣列測得的聲源位置以及遠場傳聲器測得的指向性發(fā)生變化。為了得到正確的聲源位置和指向性，需要對信號進行剪切層修正?；贏miet理論對剪切層進行建模，假設它是無窮薄的渦流層且在兩側介質均勻，進而構建聲折射的Snell定律［16］可得:

式中:Ci、Ca分別為氣流內部和外部聲速，θ為折射角，θr為修正角，U為開口試驗段射流速度，如圖10所示。結合傳播路徑之間的幾何關系，可以得出:

圖10 射流剪切層構建Snell定律Fig.10 Scheme of Snell law in the shear-layer

3.3 聲壓級積分方法

采用對指定區(qū)域進行聲壓級積分的方法來分析襟翼端板對襟翼邊緣噪聲的影響。聲壓級積分結果能夠反映整個積分區(qū)域噪聲級的強弱，排除其他聲源的干擾，有利于對襟翼端板的降噪效果進行分析。圖11中虛線框所包含區(qū)域則為積分區(qū)域。整個區(qū)域為邊長150mm的正方形區(qū)域，包含了襟翼邊緣及襟翼端板區(qū)域。

在進行聲源定位時，是將整個區(qū)域離散成多個方格進行處理的。假設積分區(qū)域中共有N個方格，其中第n個方格的聲壓為SPLn，可反推出對應的聲壓為p'n，則該區(qū)域的聲壓級積分方法為:

通過對不同頻率下的聲源定位結果進行積分，可以得出聲壓級積分結果隨頻率的變化曲線。聲壓級積分結果能夠反映整個積分區(qū)域噪聲級的強弱，排除其他聲源的干擾，有利于分析襟翼端板的降噪效果。

圖11 襟翼積分區(qū)域Fig.11 Integration area of the flap side edge

4 試驗結果分析

4.1 剪切層影響修正

試驗前，采用模型表面的兩個校準蜂鳴器進行傳聲器陣列校準以及剪切層影響修正。校準時，縫翼和襟翼均收起，以突出蜂鳴器噪聲。圖12為剪切層修正前/后波束形成計算結果，黑色矩形框代表模型的實際位置，兩個黑色圓點代表兩個校準蜂鳴器的實際位置，紅色區(qū)域代表經過波束形成分析得到的“噪聲源”位置。結果表明未經過剪切層修正分析得到的“噪聲源”偏向流場下游，修正后的定位結果與真實位置吻合很好，說明本文的剪切層影響修正方法可行。

圖12 剪切層影響修正結果(U=60m/s，f=4800Hz)Fig.12 Results of the correction of shear-layer (U=60m/s，f=4800Hz)

4.2 遠場噪聲分析

多段翼模型遠場噪聲頻譜曲線如圖13所示，測量指向角為90°。圖13中，BG為有翼型試驗支撐裝置時的風洞背景噪聲，F0表示未安裝襟翼端板，F1～F3對應前文所述的各型襟翼端板。

圖13(a)是風速60m/s、多段翼襟翼全部收起時的噪聲，即干凈構型。分析可知，干凈構型下的模型氣動噪聲與背景噪聲相近，襟翼端板對干凈構型下的模型噪聲影響很小。

圖13(b)給出了風速60m/s、襟翼偏角為0°/15° (斜線前后分別表示上、下襟翼的偏角，下同)時遠場噪聲的頻譜曲線。分析可知，下襟翼展開后，多段翼模型的噪聲急劇增大，部分頻段相對背景噪聲的增量達10 dB。但在該偏角下，襟翼端板的降噪效果并不明顯，只在10 kHz附近略有效果。

圖13(c)給出了風速60m/s、襟翼偏角為0°/30°時遠場噪聲的頻譜曲線。相對于0°/15°襟翼偏角，F0構型的噪聲增大約3 dB。此時，襟翼端板產生了明顯的降噪效果，在2～20 kHz均有較好的降噪效果，在10 kHz附近的降噪效果最好。同時，對比不同類型的襟翼端板，發(fā)現F2端板降噪效果最好，F1端板次之，F3端板最差。

圖13 多段翼模型遠場噪聲頻譜曲線Fig.13 Spectrum curves of far-filed noise

以F0構型和F2構型為對象，進一步分析不同風速(40m/s、60 m/s、80 m/s)下的襟翼端板的降噪效果，如圖14所示。圖14(a)給出了襟翼偏角為0°/ 15°不同風速下的噪聲頻譜，可以看出多段翼模型的噪聲隨著風速增大而增大，而在該襟翼偏角下，F2襟翼端板在各個風速下的降噪效果均不明顯。圖14 (b)給出了襟翼偏角為0°/30°下的噪聲頻譜。在該襟翼偏度下，F2端板的降噪效果顯著提升，在2～20 kHz的范圍內均有著一定的降噪效果。從圖中可以看出，不同風速下襟翼端板的降噪量相差不大，不同頻率上的最大降噪量約6 dB。

圖14 不同風速下F2端板的降噪效果Fig.14 Noise reduction of F2 fence under different speeds

4.3噪聲源定位結果分析

選取風速60m/s、迎角6°、襟翼偏角為0°/15°和0°/30°時F0和F2構型的聲源定位結果進行對比分析，如圖15、圖16所示。圖中給出了2.5 kHz、5 kHz、10 kHz以及16kHz下1/3倍頻程聲源定位結果，聲壓級云圖的動態(tài)范圍均為20 dB。

分析F0構型的聲源定位結果，噪聲源主要分布在襟翼腔以及襟翼邊緣。頻率較低時，以縫翼腔噪聲為主。頻率較高時，則以襟翼邊緣噪聲為主。其中襟翼邊緣噪聲主導的頻率范圍與襟翼偏角相關。15°襟翼偏角時，襟翼邊緣噪聲主導的頻率范圍較小，只在10kHz時是主要聲源。而在30°襟翼偏角時，從5 kHz到16 kHz，襟翼邊緣噪聲均是主要聲源。這也解釋了15°襟翼偏角時各種襟翼端板降噪效果不明顯的現象。

圖15 多段翼模型F0與F2構型聲源定位結果(迎角6°，風速60m/s，襟翼偏角0°/15°)Fig.15 Source location results of F0 and F2 configuration(α=6°，U=60m/s，δ=0°/15°)

圖16 多段翼模型F0與F2構型聲源定位結果(迎角6°，風速60m/s，襟翼偏角0°/30°)Fig.16 Source location results of F0 and F2 configuration(α=6°，U=60m/s，δ=0°/30°)

對比F0與F2構型聲源定位結果，可以看出采用襟翼端板能夠顯著降低襟翼邊緣區(qū)域的噪聲源強度。15°襟翼偏角時，在5 kHz與10 kHz上顯著降低襟翼邊緣區(qū)域噪聲，其他兩個頻率上襟翼邊緣噪聲為小量，降噪效果無法體現。30°襟翼偏角時，從2.5 kHz到16 kHz，襟翼端板均能顯著降低襟翼邊緣區(qū)域聲源強度，且在總噪聲上得以體現。

4.4 聲壓級積分結果分析

對圖8所示的襟翼邊緣區(qū)域進行聲壓級積分，得到四種構型下積分結果隨頻率的變化曲線，將F1、F2以及F3構型的積分結果與F0構型積分結果做差，得出了聲壓級積分結果降噪量隨頻率的變化，如圖17所示。由圖17中可以看出，襟翼端板產生的降噪量主要集中2 kHz到20 kHz的頻率范圍內，具體的頻率范圍與降噪量則與襟翼偏角大小相關。0°/15°偏角時，降噪頻率范圍是(5～16)kHz，降噪量在10kHz上達最大，約9 dB，各種不同形狀的襟翼端板降噪性能相近。0°/30°偏角時，降噪頻率范圍為2 kHz到20 kHz，降噪量在10 kHz上達最大，約17 dB，且F2端板降噪量最大，F1端板次之，F3端板降噪量最小，這也與前文所述的遠場噪聲降噪量相對應。

圖17 襟翼邊緣區(qū)域聲壓級積分結果對比Fig.17 SPL integration results of flap side edge area

5 結論

采用風洞試驗的方法，對基于襟翼端板的襟翼邊緣噪聲抑制技術的降噪效果進行了驗證。研究結果表明:

1)襟翼端板能夠顯著降低襟翼邊緣噪聲，且對干凈構型下的噪聲影響很小，具有較好的工程應用前景。

2)不同襟翼偏度下，由襟翼邊緣產生的噪聲頻率范圍不同，襟翼端板的降噪效果也在相應的頻率范圍內。襟翼偏角為0°/15°時，降噪效果集中在(5～16)kHz內;襟翼偏角為0°/30°時，降噪效果集中在(2～20)kHz內。

3)襟翼端板降噪效果與襟翼偏角以及端板外形相關。襟翼偏角越大，降噪效果越明顯;當前三種端板中，端板的尺寸越大，降噪效果越明顯。

4)由于襟翼端板自身結構簡單，且只影響到翼尖的局部流動，對多段翼氣動性能的影響較小。由于試驗模型尺寸較小且未設計氣動力測量裝置，導致無法測量襟翼端板對氣動性能的影響，將在后續(xù)的研究進一步完善。

［1］Homer G Morgan.Airframe noise-the next aircraft noise barrier［J］.AlAA 74-94.

［2］Robert G Rackl.Airframe noise studies-review and future direction［R］，NASA/CR 2005-213767.

［3］Casalino D.Aircraft noise reduction technologies:a biblio-graphic review［J］.Aerospace Science and Technology，2008(12):1-17.

［4］Hardin J C.Noise radiation from the side edges of flaps［J］.American Institute of Aeronautics and Astronautics Journal，1980，18(5):549-552.

［5］Sonya T Smith.Flap side-edge vortex bursting and airframe noise［J］.AIAA 2000-1999.

［6］Crighton D G.Airframe noise，aeroacoustics of flight vehicles: theory and practice［R］.NASA RP 1258.

［7］Guo Y P.Prediction of flap edge noise［J］.AIAA 99-1804，1999.

［8］Brooks T F，Humphreys W M.Flap-edge aeroacoustic measurements and predictions［J］.Journal of Sound and Vibration，2003，261:31-74.

［9］Streett C L.In search of the physics:the interplay of experiment and computation in airframe noise researche-flap-edge noise［R］.AIAA 2003-979.

［10］Guo Y P.On noise reduction by flap side edge fences［J］.Journal of Sound and Vibration，2004，277:369-390.

［11］Koop L，Ehrenfried K.Reduction of flap side edge noise by active flow control［R］.AIAA 2002-2469.

［12］Storms B L，Takahashi T T.Flap-tip treatments for the reduction of lift-generated noise［R］.NASA CDTM-21006，1996.

［13］Ross J C，Storms B L，Kumaga H.Aircraft flyover noise reduction using lower-surface flap-tip fences［R］.NASA CDTM-21006，1995.

［14］Koop L，Ehrenfried K.Reduction of flap side-edge noise:passive and active flow control［J］.AIAA 2004-2803.

［15］Balaji R，Bramkamp F，Hesse M，et al.Effect of flap and slat riggings on 2-D high-lift aerodynamics［J］.Journal of Aircraft，2006，43(5):1259-1271.

［16］Mueller T J(Ed).Aeroacoustic measurements［M］.Springer-Verlag，2002.

Experiment research of the noise reduction technology based on flap edge side fence

Zhou Guocheng*，Tan Xiao，Chen Bao
(AVIC Aerodynamics Research Institute，Harbin150001)

The noise reduction technology based on flap side edge fence was verified in the aeroacoustic wind tunnel.The noise reduction level of three types of flap fences was tested by microphones phased array and far-field microphones，the data was analyzed by means of beamforming，sound pressure level integration and spectrum analysis.The test results show that the noise generated from the flap side edge dominated in the frequency range from 5kHz to 16 kHz，and the flap fence can reduce the flap side edge noise obviously in this frequency range.As the affection of fences to the noise of clean configuration is small，the flap fences have a great engineering application prospect.Comparing the effectiveness of noise reduction of three fences，the noise reduction level of fences is found to be related to the flap angle and the shape of the fences.For the current three types of fences，the larger fence get the better noise reduction performance.

flap side edge noise;flap side edge fence;experiment research

V211.7

A

10.7638/kqdlxxb-2015.0201

0258-1825(2016)03-0379-07

2015-11-23;

2015-12-28

周國成*(1984-)，湖南耒陽人，男，碩士，工程師，研究方向:氣動噪聲試驗與抑制，E-mail:zgc84111@163.com

周國成，譚嘯，陳寶.襟翼邊緣噪聲的端板抑制技術試驗研究［J］.空氣動力學學報，2016，34(3):379-385.

10.7638/kqdlxxb-2015.0201 Zhou G C，Tan X，Chen B.Experiment research of the noise reduction technology based on flap edge side fence［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2016，34(3):379-385.