王紅建，羅望，張銳

(西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院，西安 710072)

0 引 言

民用航空的快速發(fā)展帶來日益嚴(yán)重的噪聲問題，引起各國航空制造企業(yè)與研究學(xué)者的關(guān)注。國際民航組織(ICAO)制定嚴(yán)格的噪聲適航條例來限制民航飛機(jī)的噪聲[1-2]。歐洲航空研究咨詢委員會(huì)(ACARE)與美國國家航空航天局(NASA)都制定相應(yīng)的研究計(jì)劃以降低民航飛機(jī)的噪聲水平[3-4]。我國的商用大飛機(jī)研制剛剛起步，降低飛機(jī)噪聲水平不僅可以滿足適航要求，而且對(duì)提高飛機(jī)競(jìng)爭力有著重要作用。

飛機(jī)噪聲主要由發(fā)動(dòng)機(jī)與機(jī)體的噪聲組成[5-6]。前者在早期的民航飛機(jī)中占主導(dǎo)地位，但隨著先進(jìn)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的研制，尤其是大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的應(yīng)用，其噪聲水平已經(jīng)大幅降低。因此對(duì)機(jī)體噪聲水平抑制的研究逐漸變得重要起來。

研究表明[7-9]，在民航客機(jī)起飛和著陸過程中，機(jī)體噪聲的主要來源為起落架和增升裝置。其中，前緣縫翼噪聲是增生裝置噪聲的主要部分[1,10]。降低縫翼噪聲對(duì)機(jī)體噪聲的減小有重要意義。然而，縫翼為增升裝置的一部分，對(duì)其噪聲的控制可能會(huì)對(duì)增升性能帶來不利影響，因此有必要對(duì)其降噪方法及其對(duì)升力的影響進(jìn)行細(xì)致的分析。

縫翼噪聲源主要由縫翼凹腔處復(fù)雜的湍流流動(dòng)引起[11-12]，減小由縫翼凹腔處湍流流動(dòng)引起的噪聲勢(shì)必對(duì)總體噪聲的降低做出重要貢獻(xiàn)。為實(shí)現(xiàn)這一目標(biāo)，國內(nèi)外學(xué)者均進(jìn)行一系列的研究，主要思想為通過主/被動(dòng)技術(shù)來減弱或消除凹腔處回流以及渦流與再附著位置的碰撞。主動(dòng)技術(shù)主要是通過吸/吹氣及等離子體控制等方法來降低噪聲源強(qiáng)度。如在縫翼壓力面上布置吸氣槽來抽出縫翼凹腔的回流氣泡，以減弱凹腔內(nèi)的湍流強(qiáng)度[13-14]，進(jìn)而降低遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲輻射；在縫翼尾緣吸力面向外噴氣，可對(duì)大于2 kHz的噪聲有一定的削弱[15-16]；在靠近縫翼尖端(Cusp)的吸力面施加等離子體控制，可削弱窄帶噪聲[17]等。被動(dòng)技術(shù)主要采用封閉、填充(Slat Sove Filler，簡稱SCF)及鋪設(shè)聲襯材料等方法來減小甚至消除噪聲源：如封閉縫道可以消除凹腔流動(dòng)，從而顯著降低縫翼寬頻噪聲[18]；采用SCF改變不連續(xù)縫翼尖點(diǎn)處的外形[19-24]，使剪切層在尖點(diǎn)處受到抑制，凹腔處的渦流得到削弱，從而有效降低寬頻噪聲[25-29]；在縫翼凹腔及主翼前緣鋪設(shè)聲襯材料[20]，可保持原氣動(dòng)外形的情況下削弱縫翼噪聲等。

C.C.Pagani等[21]及M.Herr等[22]通過實(shí)驗(yàn)及仿真手段分別研究了縫翼幾何位置和結(jié)構(gòu)變形對(duì)縫翼遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲的影響，其研究結(jié)果顯示縫翼幾何位置與結(jié)構(gòu)變形均可在一定程度上減小縫翼噪聲輻射，并能保持較高的氣動(dòng)性能。然而C.C.Pagani等及M.Herr等主要側(cè)重實(shí)驗(yàn)研究，所采用的參數(shù)設(shè)置也比較有限，而且兩者均較少涉及縫翼流場(chǎng)及其遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲特性的機(jī)理研究。

基于上述分析，本文通過對(duì)典型三段翼型的建模和仿真來研究縫翼流場(chǎng)特性以及縫翼噪聲產(chǎn)生機(jī)理。著重研究調(diào)整縫翼幾何位置參數(shù)和縫翼結(jié)構(gòu)變形兩種條件下縫翼流場(chǎng)特性以及縫翼噪聲的產(chǎn)生機(jī)理，并對(duì)遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲的分布特性進(jìn)行深入分析。

1 氣動(dòng)噪聲數(shù)值計(jì)算方法

為有效求解縫翼遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲，本文采用LES(大渦模擬)方法計(jì)算三段翼瞬態(tài)流場(chǎng)，對(duì)三段翼的湍流情況進(jìn)行數(shù)值模擬。并在此基礎(chǔ)上通過求解Ffcows Williams-Hawings(FW-H)積分方程，獲得三段翼的遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲。

LES在求解瞬態(tài)流場(chǎng)時(shí)，將湍流流動(dòng)分為大尺度渦以及小尺度渦，其中大尺度渦起主導(dǎo)作用，而小尺度渦主要起耗散作用。將湍流中的大尺度渦同小尺度渦通過濾波分離，大尺度渦通過N-S方程求解，小尺度渦通過模型模擬。這種方法相比DNS方法大大減少計(jì)算工作量，同時(shí)提高湍流的模擬精度。

LES求解過程為：

(1)

其中大尺度量為

(2)

式中：D為計(jì)算區(qū)域范圍；G(x,x′)為確定渦尺度的濾波函數(shù)。

本文研究對(duì)象為不可壓流體，采用濾波函數(shù)對(duì)不可壓N-S方程濾波后，可得大渦模擬控制方程：

(3)

(4)

經(jīng)過濾波后，控制方程中的亞格子應(yīng)力項(xiàng)τij為未知項(xiàng)，需要通過構(gòu)造亞格子模型得到。本文采用Smagorinsky-Lilly亞格子模型求解其亞格子應(yīng)力。

2 數(shù)值計(jì)算與結(jié)果驗(yàn)證

2.1 縫翼模型及計(jì)算網(wǎng)格

本文采用30P-30N三段翼型，如圖1所示。收緊弦長采用C=0.457 m，展開時(shí)基準(zhǔn)翼型縫翼弦長占收緊弦長的15%，襟翼占收緊弦長的30%，兩者偏角均為30°，縫翼參數(shù)如表1所示。

圖1 翼型幾何構(gòu)型示例

Table 1 Slat paramenters 單位:%C

計(jì)算網(wǎng)格采用“C型”結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，計(jì)算域?yàn)?5倍弦長，為了驗(yàn)證網(wǎng)格質(zhì)量，本文采用一系列網(wǎng)格密度方式進(jìn)行設(shè)計(jì)，結(jié)果發(fā)現(xiàn)在網(wǎng)格精度達(dá)到一定精度后，增加網(wǎng)格密度與質(zhì)量對(duì)結(jié)果的改善非常有限，計(jì)算成本大大提高[29]?？紤]到LES計(jì)算對(duì)網(wǎng)格的嚴(yán)格要求，最后選用網(wǎng)格總數(shù)約為33萬，空腔處的網(wǎng)格數(shù)約為9.2萬，占總網(wǎng)格數(shù)的1/4以上。第一層網(wǎng)格高度為1×10-5m，對(duì)應(yīng)的Δy+≤1，邊界層包含25個(gè)節(jié)點(diǎn)。其網(wǎng)格分布如圖2所示。

(a) 增升裝置附近網(wǎng)格

(b) 縫翼附近網(wǎng)格

2.2 流場(chǎng)與遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲的數(shù)值模擬

基于工況α=8°，Ma=0.17，收緊狀態(tài)下弦長的雷諾數(shù)Re=1.7×106。具體數(shù)值模擬過程為：

①采用基于SSTk-ω湍流模型求解RANS方程，獲得穩(wěn)態(tài)流場(chǎng)，并計(jì)算升力系數(shù)；

②然后基于穩(wěn)態(tài)流場(chǎng)結(jié)果，采用LES計(jì)算瞬態(tài)流場(chǎng)，為消除穩(wěn)態(tài)解的影響，選擇步長Δt=2×10-6s迭代6 000步，然后再迭代15 000步，獲得瞬態(tài)流場(chǎng)數(shù)據(jù)；

③在求解遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲特性方面，參考Lockard等[26]文章，固壁積分面與可穿透積分面所得遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲特性基本一致，同時(shí)，當(dāng)湍流流過可穿透積分面時(shí)，F(xiàn)W-H積分獲得的解已不可信[27],由于本文主要關(guān)心的噪聲頻帶范圍為0～10 kHz,故本文選用縫翼固壁面為積分面，通過FW-H積分方程計(jì)算遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲分布；

④以收緊翼型前緣點(diǎn)為圓心，十倍弦長為半徑，每隔5°計(jì)算遠(yuǎn)場(chǎng)輻射噪聲級(jí)，以此獲得噪聲指向性圖。

2.3 數(shù)值方法驗(yàn)證

基于上述分析方法進(jìn)行數(shù)值計(jì)算，對(duì)30P-30N翼型的基準(zhǔn)狀態(tài)，并基于上述工況(α=8°,Ma=0.17)進(jìn)行仿真，所得表面壓力系數(shù)Cp與LAXA風(fēng)洞[25]的實(shí)驗(yàn)值進(jìn)行對(duì)比(如圖3(a)所示)?？梢?，主翼前緣及壓力面基本吻合，吸力面也基本相同。在縫翼后緣部分壓力系數(shù)稍微有點(diǎn)不同。為進(jìn)一步驗(yàn)證仿真的正確性，本文對(duì)工況α=8.12°，Ma=0.20進(jìn)行仿真，并與NASA實(shí)驗(yàn)[24]進(jìn)行對(duì)比，結(jié)果如圖3(b)所示。仿真值與實(shí)驗(yàn)值基本吻合，充分驗(yàn)證仿真方法可行性。

(a) Ma=0.17仿真值與LAXA風(fēng)洞試驗(yàn)實(shí)驗(yàn)值對(duì)比

(b) Ma=0.20仿真值與NASA實(shí)驗(yàn)值對(duì)比

時(shí)均速度沿流線方向和垂直于流線方向的速度云圖如圖4和圖5所示，仿真結(jié)果與LaRC實(shí)驗(yàn)值[21]吻合較好。

(a) 仿真 (b) LaRC實(shí)驗(yàn)

圖4 沿流線方向的速度云圖對(duì)比

Fig.4 Comparison of mean streamwise velocity

(a) 仿真 (b) LaRC實(shí)驗(yàn)

圖5 垂直于流線方向的速度云圖對(duì)比

Fig.5 Comparison of mean vertical velocity

從圖4～圖5可以看出：縫翼尖端處沿流線方向速度較大，而垂直于流線方向速度最大位置在主翼的前緣位置附近。

縫翼處氣流時(shí)均渦量與實(shí)驗(yàn)值[23]對(duì)比如圖6所示，剪切層形狀與實(shí)驗(yàn)值基本一致，證明仿真較好地模擬出了縫翼空腔處渦的流動(dòng)特性。

(a) 仿真 (b) LaRC實(shí)驗(yàn)

圖6 時(shí)均渦量對(duì)比圖

Fig.6 Comparison of time-averaged vorticity

湍動(dòng)能(TKE)仿真值與實(shí)驗(yàn)值[23]對(duì)比如圖7所示，可以看出二者在分布趨勢(shì)上基本吻合，再附著位置與剪切層特征的趨勢(shì)基本一致。

(a) 仿真 (b) LaRC實(shí)驗(yàn)

圖7 湍動(dòng)能云圖對(duì)比

Fig.7 Comparsion of TKE

將原始位置下，監(jiān)測(cè)點(diǎn)(0, -5c, 0)處，仿真所得遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲頻譜與北航實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)[30]對(duì)比，如圖8所示?？煽吹奖疚?D仿真結(jié)果與北航實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)吻合較好，由于采用了2D仿真，忽略了展向效應(yīng)，導(dǎo)致低頻噪聲峰值仿真效果不理想。本文主要研究不同狀態(tài)下的寬頻噪聲抑制情況，通過觀察此監(jiān)測(cè)點(diǎn)頻譜圖可知，二維情況下的噪聲數(shù)值仿真具有合適精度，捕捉到縫翼噪聲大致情況。

圖8 遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲對(duì)比

3 縫翼幾何參數(shù)與結(jié)構(gòu)變形對(duì)噪聲的影響

3.1 縫翼位移參數(shù)的影響

為了研究改變縫翼位移參數(shù)對(duì)翼型氣動(dòng)性能和噪聲特性的影響，選擇6組縫道寬度(Gap)和7組重疊強(qiáng)度(Overlap)進(jìn)行組合，組合情況如表2所示。舍棄10個(gè)不合理組合后余下32個(gè)縫翼位移參數(shù)組合。以10C為半徑，在翼型下方每隔25°取一個(gè)觀測(cè)點(diǎn)(共7個(gè)點(diǎn))計(jì)算遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲，最后以這7個(gè)點(diǎn)總聲壓級(jí)平均值(OASPL Average,簡寫為OASPLA)作為衡量噪聲強(qiáng)度的依據(jù)。

表2 參數(shù)設(shè)置

3.1.1 總聲壓及升力系數(shù)分析

針對(duì)上述32個(gè)縫翼位移組合參數(shù)，分別計(jì)算總聲壓平均值(OASPLA)與升力系數(shù)(CL)，并將結(jié)果以數(shù)據(jù)云圖呈現(xiàn)，如圖9～圖10所示?；趫D9選取3條典型線段作為縫翼位移參數(shù)變化的分析參數(shù)。L1代表噪聲持續(xù)減小的變化線；L2為基于基準(zhǔn)Overlap，只改變Gap的參數(shù)變化線；L3為具有較小噪聲和較大升力的參數(shù)變化線。

分析發(fā)現(xiàn)：①當(dāng)縫翼位移參數(shù)沿L1線段變化時(shí)，遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲變化較小，而CL變化較大；②重疊強(qiáng)度不變，只改變縫道寬度時(shí)(沿L2)，輻射噪聲先降低再增大，而CL則持續(xù)減?。虎劭p道寬度不變，只改變重疊強(qiáng)度時(shí)(沿L3)，輻射噪聲先降低再增大，而CL是先增大后減小，且Overlap在[-1.5,-1]區(qū)間變化時(shí)，噪聲變化顯著；④當(dāng)Overlap為-0.5%C且Gap為1%C時(shí)，OASPLA最小，為86.6 dB, 比原位置減小了約8 dB(8.36%)，且CL較原始位置增大。

圖9 OASPLA與縫翼位移參數(shù)的關(guān)系

圖10 CL與縫翼位移參數(shù)的關(guān)系

3.1.2 典型位置的湍動(dòng)能分析

從數(shù)據(jù)云圖中可見，縫道參數(shù)沿L1線段有明顯的噪聲降低特性，且具有較好的氣動(dòng)特性，故沿L1線段選擇三個(gè)典型位移參數(shù)組合進(jìn)行分析。為了便于說明縫翼位移參數(shù)調(diào)整相對(duì)于初始位置的變化，采用位置命名法，例如：O-2.5G2.95，指代翼型30N-30P的原始位置，即Overlap為-2.5%C，Gap為2.95%C。以下進(jìn)行湍動(dòng)能分析：位移參數(shù)分別為O-2.5G2.95,O-1.5G2.0,O-0.5G1.0的TKE云圖如圖11所示。當(dāng)Gap減小，Overlap增大時(shí)，縫翼壓力面尾緣處附近(再附著位置)TKE強(qiáng)度逐漸減弱。M.M.Choudhari等[11]和J.Tao等[12]認(rèn)為縫翼寬頻噪聲是由剪切層渦流與縫翼尾緣壓力面劇烈碰撞(再附著位置)，形成大量離散渦，從而產(chǎn)生較強(qiáng)寬頻噪聲。對(duì)比圖8和圖11發(fā)現(xiàn)：縫翼遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲與縫翼再附著位置處的TKE強(qiáng)度有著密切聯(lián)系，較大的TKE強(qiáng)度是引發(fā)寬頻噪聲的重要因素。

(a) O-2.5G2.95

(b) O-1.5G2.0

(c) O-0.5G1.0

3.1.3 典型位置頻率特性分析

沿L1線段上取五個(gè)縫翼位移參數(shù)組合，取翼型收緊狀態(tài)前緣點(diǎn)垂直向下10C處為觀測(cè)點(diǎn)，其1/3倍頻譜圖如圖12所示。在低于6 kHz范圍內(nèi)，Gap減小且Overlap增大時(shí)，有利于噪聲的減小。位置組合O-0.5G1.0在1 kHz附近降噪尤為明顯。

圖12 1/3倍頻譜圖

3.1.4 典型位置OASPL指向性圖

沿L1線，取O-2.5G2.95，O-2G2.5，O-1.5G2，O-1G1.5，O-0.5G1.0五個(gè)位置，繪制其遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲指向性圖，如圖13所示。

圖13 OASPL指向性圖

從圖13可以看出：縫翼噪聲是一個(gè)典型的偶極子聲源；隨著Gap減小和Overlap增大，噪聲強(qiáng)度不斷減弱；峰值出現(xiàn)在315°附近，該方向與縫翼弦向基本垂直。

3.2 縫翼偏轉(zhuǎn)角的影響

縫翼偏轉(zhuǎn)角δ也是重要的位置參數(shù)。以O(shè)-0.5G1.0為基準(zhǔn)，縫翼尾緣尖端為軸心，順時(shí)針偏轉(zhuǎn)為正。取δ范圍為-6°～10°，間隔為2°?？p翼噪聲OASPLA和CL隨δ的變化情況如圖14所示。

圖14 OASPLA和CL隨δ的變化

從圖14可以看出：CL隨著δ增加基本呈線性增大，而OASPLA則先減小后增大，特別是當(dāng)δ超過6°后，OASPLA迅速增大。因此小幅增加δ(≤6°)有助于降低OASPLA的強(qiáng)度。

3.2.1 0°偏角與8°偏角湍動(dòng)能對(duì)比

δ為0°和8°時(shí)的TKE云圖如15所示。

(a) 0°偏角 (b) 8°偏角

圖15 TKE云圖

Fig.15 TKE cloud pictures

從圖15可以看出：δ=8°時(shí)，縫翼空腔處的湍動(dòng)能相對(duì)于0°時(shí)有略微的減小，但其縫翼上表面出現(xiàn)了較強(qiáng)的湍流，這可能使得該處的噪聲強(qiáng)度變大。

3.2.2 典型偏角位置頻率特性分析

典型δ的1/3倍頻譜圖如圖16所示，可以看出：δ過大(δ=8°)時(shí)，在頻率為0.5～10 kHz區(qū)域內(nèi)噪聲明顯較大；δ為-4°和4°，在0.5～1 kHz區(qū)域比0°時(shí)噪聲大，但在0.25 kHz附近及4～10 kHz處，4°時(shí)噪聲較小；-4°時(shí)，在0.3～1.2 kHz區(qū)域?qū)掝l噪聲及12.5 kHz附近的窄帶高頻噪聲較強(qiáng)。

圖16 典型δ的1/3倍頻譜圖

3.2.3 典型偏轉(zhuǎn)角的OASPL指向性圖

δ從-4°～8°的OASPL指向性圖如圖17所示，可以看出：δ較小時(shí)的噪聲指向性圖形狀基本一致；δ=8°時(shí)，其指向性圖發(fā)生顯著的變化，輻射噪聲在各個(gè)方向上均較大。

圖17 典型δ的OASPL指向性圖

3.3 縫翼變形的影響

若通過縫翼自適應(yīng)變形(利用作動(dòng)筒將縫翼后緣變形)，將縫道完全封閉，凹腔處的剪切層噪聲源以及由剪切層碰撞帶來的再附著位置的寬頻噪聲源將完全消除。因此，本文考慮縫翼結(jié)構(gòu)變形，使縫翼尾緣向下偏轉(zhuǎn)封閉縫道，如圖18所示。本文共設(shè)計(jì)三個(gè)典型變形狀態(tài)：S1(O-1.72G2.5位置下變形)，S2(O-0.29G2.78位置下變形)和S3(O-0.24G1.32位置下變形),以及基準(zhǔn)位置S0(O-2.5G2.95)。

圖18 變形前后位置

四種狀態(tài)下的CL和OASPLA如表3所示，可以看出：封閉縫道可極大地減小縫翼遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲輻射，特別是在S3狀態(tài)下對(duì)OASPLA的削弱量達(dá)到11.6 dB；同時(shí)S1翼型的CL比S0大，S2和S3的CL則略有減小。

表3 不同變形下CL和OASPLA

3.3.1 不同變形的TKE分析

變形前后的TKE云圖如圖19所示?？梢钥闯觯孩俜忾]縫道后，縫翼凹腔處的TKE明顯減??；②當(dāng)縫翼為S1狀態(tài)時(shí)，由于縫翼與主翼過渡不連續(xù)，在封閉位置上端部分附近出現(xiàn)很強(qiáng)的TKE；③當(dāng)上移封閉位置到S2狀態(tài)，縫翼與主翼的過渡變得連續(xù)，封閉位置上端部分的TKE顯著減弱，但吸力面(即框體標(biāo)識(shí)部分)TKE強(qiáng)度增大；④當(dāng)縫翼為S3狀態(tài)時(shí)，縫翼與主翼的過渡更加連續(xù)，同時(shí)由于變形量較小，這使得其在封閉位置附近的TKE進(jìn)一步降低，吸力面(即框體標(biāo)識(shí)部分)有較大TKE。

(a) S0狀態(tài) (b) S1狀態(tài)

(c) S2狀態(tài) (d) S3狀態(tài)

圖19 變形前后TKE云圖

Fig.19 TKE for morphed and original slat

3.3.2 不同變形的頻率特性分析

不同變形的1/3倍頻譜圖如圖20所示，可以看出：變形封閉縫道后，在0.23 kHz及0.5～2 kHz的中頻噪聲相對(duì)于基準(zhǔn)位置均有減小，但在2 kHz之后，S1，S2噪聲相比S0增大，可能是縫翼吸力面以及與主翼相接部分出現(xiàn)較強(qiáng)湍流所致。S3由于封閉位置過渡連續(xù)，使其在吸力面的湍流強(qiáng)度得到抑制，從而在頻率范圍內(nèi)降噪效果顯著。

圖20 不同變形的1/3倍頻譜圖

3.3.3 變形前后OASPL指向性圖

不同變形的OASPL指向性圖如圖21所示，可以看出：縫道封閉極大地改變了遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲的方向性。除S1在235°和S2在60°～110°噪聲比基準(zhǔn)位置S0大以外，S1、S2和S3的噪聲在各方向上均有所減小。S3由于在消除原有噪聲源的基礎(chǔ)上幾乎沒有引入新的噪聲源，因此其噪聲相對(duì)于S0顯著減小。

圖21 不同變形的OASPL指向性圖

4 縫翼參數(shù)調(diào)整與失速特性分析

基于以上縫翼幾何參數(shù)與變形對(duì)噪聲影響的研究，本文選擇三種降噪較優(yōu)的方案：O-0.5G1.0，O-0.5G1.0(4°)(即δ=4°)和S3，對(duì)其升力線特性進(jìn)行研究，如圖22所示?？梢钥闯觯荷鲜龇桨傅纳€斜率基本不變，而最大升力系數(shù)均有所減小，特別是縫道封閉的S3狀態(tài)，在大攻角下升力下降顯著，失速迎角也較小?；贠-0.5G1.0位置向上偏轉(zhuǎn)縫翼，即O-0.5G1.0(4°)，最大升力系數(shù)會(huì)有所減小。

圖22 不同縫翼參數(shù)下CL隨迎角α的變化曲線

5 結(jié) 論

(1) 調(diào)整縫翼位移參數(shù)，可顯著減小縫翼寬頻噪聲，同時(shí)保持較大升力。例如在O-0.5G1.0位置，可削弱OASPLA近8.36%。

(2) 基于本文翼型，增大縫翼偏轉(zhuǎn)角δ，可減小遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲輻射，但當(dāng)δ增大到一定值(本文為6°)，縫翼噪聲將急劇增大。

(3) 縫翼自適應(yīng)變形封閉縫道可消除剪切層渦流與壓力面的碰撞，減小寬頻噪聲(S3最大可降低約11.6%)。但封閉的縫翼尾緣應(yīng)與主翼平滑過渡，這樣可避免引入新的噪聲源。

(4) 本文所選狀態(tài)參數(shù)下，最大升力系數(shù)有一定程度上的減小，尤其是變形封閉縫道的情形，在采用自適應(yīng)變形縫翼降噪時(shí)，需考慮飛行迎角的適用范圍。