沈昀堃 張 瑾 ,2* 劉沛清,3

(1. 北京航空航天大學(xué)，航空氣動(dòng)聲學(xué)工業(yè)和信息化部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100191;2. 北京航空航天大學(xué)，中法工程師學(xué)院，北京 100191;3. 北京航空航天大學(xué)，航空科學(xué)與工程學(xué)院，北京 100191)

0 引言

嚴(yán)格的噪聲法規(guī)推動(dòng)了飛機(jī)降噪技術(shù)的發(fā)展，大涵道比渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)的使用以及發(fā)動(dòng)機(jī)降噪技術(shù)的發(fā)展使得發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲大幅度降低，因此，機(jī)體噪聲比重增大，尤其是在飛機(jī)進(jìn)場(chǎng)著陸階段，發(fā)動(dòng)機(jī)處于低功率狀態(tài)，起落架和增升裝置全部打開，機(jī)體噪聲愈加凸顯。后緣襟翼側(cè)緣噪聲作為機(jī)體噪聲的重要組成部分之一，由襟翼側(cè)緣雙渦的融合、破裂在襟翼表面的非定常壓力脈動(dòng)產(chǎn)生。因此，襟翼降噪技術(shù)的發(fā)展十分重要。國(guó)內(nèi)外已開展過(guò)大量相關(guān)研究并發(fā)展了多種降噪技術(shù)，主要分為主動(dòng)和被動(dòng)兩大類。主動(dòng)流動(dòng)控制方法包括吹氣控制、等離子體激勵(lì)器等，即通過(guò)向流場(chǎng)中注入能量控制渦結(jié)構(gòu)，削弱渦結(jié)構(gòu)與壁面的相互作用，減小壓力脈動(dòng)，從而達(dá)到降噪的目的。被動(dòng)流動(dòng)控制方法包括側(cè)緣端面擋板、加裝多孔材料、連續(xù)型線法和微擾流片等，通過(guò)改變襟翼的形狀來(lái)降低噪聲。下面對(duì)襟翼側(cè)緣降噪技術(shù)中加裝擋板方法進(jìn)行詳細(xì)介紹。

KOOP等人對(duì)不同形狀擋板的工況進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)，擋板選取時(shí)考慮了長(zhǎng)度、高度、連續(xù)性等對(duì)降噪的影響，結(jié)果表明，不管是吸力側(cè)擋板還是壓力側(cè)擋板，或是將兩側(cè)同時(shí)安裝擋板，都呈現(xiàn)出了一定的降噪效果。其中吸力側(cè)擋板降噪效果最好，主要因?yàn)閭?cè)緣渦與襟翼上表面的距離增大，渦與襟翼表面的相互作用減小。此外，將擋板設(shè)置成小翼的形狀，可以在很寬的頻率范圍內(nèi)顯著降低襟翼側(cè)緣噪聲，小翼高度越大降噪效果越明顯，這點(diǎn)與HENK等人的結(jié)果保持一致。周國(guó)成等對(duì)向襟翼后下方延展的不同高度的擋板工況開展了風(fēng)洞試驗(yàn)，結(jié)果表明擋板對(duì)干凈構(gòu)型的噪聲影響較小，擋板降噪效果與擋板的下偏角度和高度呈正相關(guān)。HORNE等人對(duì)擋板高度這一重要參數(shù)進(jìn)行了系列研究，結(jié)果表明，較小高度的擋板不會(huì)對(duì)襟翼側(cè)緣噪聲控制產(chǎn)生明顯效果，僅當(dāng)擋板高度達(dá)到襟翼最大厚度量級(jí)時(shí)，擋板結(jié)構(gòu)才會(huì)獲得較為良好的降噪效果。擋板越大、擋板結(jié)構(gòu)越高，降噪效果越明顯，但過(guò)大的擋板結(jié)構(gòu)會(huì)阻礙襟翼原本的展向流動(dòng)，可能會(huì)導(dǎo)致襟翼流動(dòng)分離影響全局的氣動(dòng)性能，且增加巡航階段的阻力。此外，過(guò)大的擋板會(huì)帶來(lái)額外的重量和制造難度。國(guó)內(nèi)針對(duì)工程實(shí)際應(yīng)用的機(jī)翼構(gòu)型的擋板降噪方法的三維數(shù)值模擬研究還有待深入。因此本文在襟翼側(cè)緣的下翼面設(shè)置了最大高度為一倍最大襟翼厚度的擋板并對(duì)其曲面外型進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì)，在保證氣動(dòng)性能的基礎(chǔ)上實(shí)現(xiàn)了降噪，在流場(chǎng)分析的基礎(chǔ)上，對(duì)其降噪效果和降噪機(jī)理進(jìn)行了討論和探究。

1 數(shù)值模擬計(jì)算設(shè)置

1.1 計(jì)算模型

計(jì)算模型選取包含主翼以及半翼展襟翼的多段翼構(gòu)型，該構(gòu)型來(lái)自NASA后緣襟翼側(cè)緣噪聲實(shí)驗(yàn)。襟翼的下偏角為39°，襟翼前緣與主翼后緣間縫道空隙為2.7%的干凈翼型弦長(zhǎng)，重疊量為1.5%干凈翼型弦長(zhǎng)，三維幾何構(gòu)型示意圖見圖1。計(jì)算采用與實(shí)驗(yàn)相同的流動(dòng)參數(shù)，來(lái)流Ma數(shù)為0.21，迎角為10°。

圖1 多段翼構(gòu)型幾何構(gòu)型示意圖

參照國(guó)內(nèi)外針對(duì)擋板長(zhǎng)度、厚度、高度和連續(xù)性等參數(shù)的研究結(jié)果，本文選用大小適中、外形參數(shù)合適的擋板并加以優(yōu)化，在襟翼側(cè)緣下翼面加裝最大高度為一倍最大襟翼厚度的擋板結(jié)構(gòu)，擋板端面與襟翼端面對(duì)齊，擋板與襟翼下翼面之間貼合無(wú)縫隙。擋板的具體形狀如圖2所示，圖中藍(lán)色部分為基本構(gòu)型的襟翼，綠色部分為加裝的擋板結(jié)構(gòu)。

圖2 加裝擋板構(gòu)型示意圖

1.2 計(jì)算設(shè)置

數(shù)值計(jì)算使用商用軟件ANSYS Fluent 18.0，定常計(jì)算湍流模型為S-A模型，流體為理想氣體，時(shí)間和空間的差分精度均為二階，翼型表面采用無(wú)滑移壁面條件，采用壓力遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件，展向兩側(cè)邊界條件為對(duì)稱面。非定計(jì)算采用DES模型，時(shí)間步長(zhǎng)為1×10，次迭代步數(shù)20以降低計(jì)算殘差，在1個(gè)迭代步中速度殘差降至10量級(jí)，待流場(chǎng)呈周期性變化。聲場(chǎng)模擬采用FW-H方法，對(duì)已穩(wěn)定的流場(chǎng)繼續(xù)計(jì)算80 000步獲得聲場(chǎng)數(shù)據(jù)以進(jìn)行分析。計(jì)算聲源面選取為主翼和襟翼表面。

2 結(jié)果及討論

2.1 基本構(gòu)型的流場(chǎng)結(jié)果

將兩個(gè)不同翼展位置表面壓力系數(shù)分布的計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比，圖3(a)為截面位于襟翼打開一側(cè)靠近半翼展處，圖3(b)為襟翼收起成干凈構(gòu)型的截面。

(a) 襟翼打開

(b) 襟翼收起圖3 不同展向位置表面壓力系數(shù)分布對(duì)比圖

可以看到主翼的表面壓力系數(shù)與實(shí)驗(yàn)值吻合較好，誤差較小，主要差異是主翼前緣吸力峰值模擬結(jié)果略低于實(shí)驗(yàn)值，由主翼前緣處的網(wǎng)格尺度較大導(dǎo)致。

圖4(a)～(c)分別給出了使用RANS、非定常RANS和DES模型計(jì)算得到的等渦量圖，同時(shí)使用當(dāng)?shù)豈a數(shù)對(duì)渦量面進(jìn)行著色，以便更好地顯示渦系的破裂情況。從圖中可以發(fā)現(xiàn)，三種湍流模型均成功捕捉到了側(cè)邊流場(chǎng)的雙渦結(jié)構(gòu)，對(duì)雙渦結(jié)構(gòu)的融合位置、融合速度的模擬也大致相同。

(a) RANS(SA)計(jì)算渦量等值面

(b) URANS(SA)瞬時(shí)渦量等值面

(c) DES瞬時(shí)渦量等值面圖4 不同湍流模型模擬的側(cè)緣附近流場(chǎng)結(jié)構(gòu)

按照實(shí)驗(yàn)結(jié)論，在大偏角時(shí)，側(cè)緣的雙渦結(jié)構(gòu)融合成單渦結(jié)構(gòu)后會(huì)離開襟翼表面并破裂。進(jìn)一步對(duì)比圖4(a)～(c)，定常計(jì)算采用S-A湍流模型時(shí)，雖然模擬出了襟翼側(cè)緣的雙渦結(jié)構(gòu)發(fā)展至渦融合的過(guò)程，但是對(duì)渦融合后的模擬結(jié)果較為模糊，無(wú)法給出雙渦融合后續(xù)的渦結(jié)構(gòu)變化，融合后的渦系突然消失。非定常計(jì)算采用S-A湍流模型時(shí)沒(méi)有彌補(bǔ)定常計(jì)算結(jié)果的不足，僅在渦破裂的末段有輕微的差別。DES模型則能更清楚地模擬出雙渦結(jié)構(gòu)融合后的情況。

分析認(rèn)為，湍流模式自身的不足導(dǎo)致了在使用不同湍流模型模擬側(cè)緣渦系時(shí)結(jié)果的差別。SPALART曾指出，S-A模式并不能很好地模擬剪切流動(dòng)的發(fā)展，因此在模擬襟翼側(cè)緣渦系發(fā)展尤其是在渦破裂階段存在先天性缺陷，而DES模型的特點(diǎn)是僅在近壁區(qū)使用壁面模型計(jì)算，在離開壁面區(qū)域則使用LES模型。使用DES模型可以避免模擬結(jié)果渦系的突然消失，因而能夠捕捉更多的流場(chǎng)細(xì)節(jié)，在渦破裂階段能捕捉到更多的小渦結(jié)構(gòu)。

綜上，S-A模型與基于S-A的DES模型在表面壓力系數(shù)的模擬結(jié)果中相差不大，但DES模擬能更多地捕捉到側(cè)緣雙渦融合和破裂的情況，考慮到襟翼側(cè)緣遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲的計(jì)算需要更精確的近場(chǎng)流場(chǎng)結(jié)果，因此主要選用基于S-A的DES模型計(jì)算結(jié)果進(jìn)行分析。

為了更詳細(xì)地描述襟翼側(cè)緣雙渦結(jié)構(gòu)的發(fā)展過(guò)程，每隔10%的襟翼弦長(zhǎng)提取流向截面。圖5為不同襟翼弦長(zhǎng)的流向渦量圖。

圖5 不同襟翼弦長(zhǎng)的流向渦量云圖

觀察模擬結(jié)果(見圖5)，可以將側(cè)緣流場(chǎng)渦系的發(fā)展分為四個(gè)階段：

1)雙渦產(chǎn)生階段，主要發(fā)生在襟翼前緣至40%的襟翼弦長(zhǎng)之間。首先是10%襟翼弦長(zhǎng)位置處，當(dāng)流體繞流襟翼時(shí)，由于襟翼上翼面與下翼面的壓力差以及襟翼側(cè)緣展向的不連續(xù)性，在襟翼的上翼面和下翼面分別出現(xiàn)一個(gè)渦結(jié)構(gòu)。隨后，渦結(jié)構(gòu)從剪切層中獲取能量，沿流向渦量逐漸增強(qiáng)。到了40%襟翼弦長(zhǎng)位置時(shí)，雙渦結(jié)構(gòu)發(fā)展、增強(qiáng)，此時(shí)下翼面的渦結(jié)構(gòu)繞側(cè)緣壁面發(fā)展至襟翼壓力面附近。

2)雙渦融合階段，主要發(fā)生在50%-60%的襟翼弦長(zhǎng)位置。在這段范圍內(nèi)，下翼面的側(cè)緣渦開始繞過(guò)上翼面邊緣，并與上翼面的渦系融合成單渦結(jié)構(gòu)，在這一融合過(guò)程中同時(shí)伴隨渦系結(jié)構(gòu)的強(qiáng)烈不穩(wěn)定性。

3)單渦階段。側(cè)緣雙渦融合后，在襟翼側(cè)緣上翼面上方形成單一渦系。

4)渦破裂階段。雙渦融合后產(chǎn)生的渦系結(jié)構(gòu)強(qiáng)度過(guò)大且由于襟翼偏角過(guò)大，渦系很快離開襟翼表面，在80%～90%的襟翼弦長(zhǎng)附近渦系結(jié)構(gòu)破裂，渦量擴(kuò)散。

上述流動(dòng)現(xiàn)象與STREETT的數(shù)值模擬結(jié)果相符。襟翼側(cè)緣噪聲主要由以上復(fù)雜的側(cè)緣流動(dòng)導(dǎo)致，包含以下幾部分：襟翼側(cè)緣的雙渦結(jié)構(gòu)、自由剪切層的流動(dòng)不穩(wěn)定性以及兩者的相互作用產(chǎn)生的輻射噪聲。

2.2 加裝擋板的流場(chǎng)結(jié)果

在襟翼側(cè)緣加裝擋板結(jié)構(gòu)，改變了襟翼側(cè)緣的幾何形狀，將會(huì)引起整個(gè)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的變化，進(jìn)而引起氣動(dòng)力的變化，同時(shí)，在飛機(jī)起降階段，氣動(dòng)力特性較為重要。表1給出了加裝擋板前后構(gòu)型的氣動(dòng)力特性對(duì)比，表明擋板對(duì)氣動(dòng)性能影響較小。

表1 加裝擋板前后氣動(dòng)力變化

圖6給出了原始構(gòu)型和加裝擋板構(gòu)型的表面壓力系數(shù)云圖，從圖中可以看出，兩者壓力系數(shù)的差異主要體現(xiàn)在襟翼側(cè)緣附近，原始構(gòu)型的側(cè)緣下翼面渦系繞過(guò)上表面的位置大約為40%弦長(zhǎng)，而加裝擋板后側(cè)緣下翼面渦系則延遲至60%弦長(zhǎng)位置以后才繞過(guò)上翼面。

圖7和圖8分別給出了襟翼側(cè)緣流向渦量等值面圖和不同襟翼弦長(zhǎng)的流向渦量圖。對(duì)比加裝擋板對(duì)側(cè)緣渦的影響，原始構(gòu)型的側(cè)緣下翼面渦系大約在40%襟翼弦長(zhǎng)處繞過(guò)上翼面邊緣，而加裝擋板使側(cè)緣下翼面渦系繞過(guò)上翼面邊緣的位置延后出現(xiàn)至60%襟翼弦長(zhǎng)位置。從圖中可以非常明顯地看出，擋板結(jié)構(gòu)有效阻止了側(cè)緣雙渦結(jié)構(gòu)融合的進(jìn)程，由此降低襟翼側(cè)緣噪聲。

(a) 加裝擋板構(gòu)型

(b) 基本構(gòu)型圖6 襟翼側(cè)緣加裝擋板前后表面平均壓力系數(shù)云圖

(a) 加裝擋板構(gòu)型

(b) 基本構(gòu)型圖7 加裝擋板結(jié)構(gòu)前后襟翼側(cè)緣流向渦結(jié)構(gòu)對(duì)比圖

(a) 加裝擋板構(gòu)型

(b) 基本構(gòu)型圖8 加裝擋板結(jié)構(gòu)前后襟翼側(cè)緣流向渦量對(duì)比圖

2.3 聲場(chǎng)結(jié)果對(duì)比

如圖9所示，在模型中心正下方12.5%弦長(zhǎng)位置處設(shè)置監(jiān)測(cè)點(diǎn)。圖10為加裝擋板前后構(gòu)型的噪聲頻譜圖。從圖中可以看出，襟翼側(cè)緣加裝擋板后噪聲聲壓級(jí)低于基本構(gòu)型，表明使用一倍最大襟翼厚度的擋板結(jié)構(gòu)確實(shí)可以降低襟翼噪聲。襟翼噪聲在全頻段范圍內(nèi)均有降低，尤其是中高頻部分。1 500 Hz處的峰值為后緣噪聲，由尾緣流場(chǎng)的周期性變化產(chǎn)生，由于本文重點(diǎn)控制的是側(cè)緣產(chǎn)生的寬頻噪聲，故對(duì)該峰值的控制效果不明顯。

圖9 監(jiān)測(cè)點(diǎn)位置示意圖

圖10 加裝擋板構(gòu)型與基本構(gòu)型測(cè)點(diǎn)聲壓級(jí)頻譜對(duì)比圖

以計(jì)算模型為中心，在30倍基本構(gòu)型弦長(zhǎng)的圓周上每間隔10°設(shè)置1個(gè)遠(yuǎn)場(chǎng)監(jiān)測(cè)點(diǎn)，共設(shè)置36個(gè)監(jiān)測(cè)點(diǎn)。其中機(jī)翼正后方為0°方向，機(jī)翼正下方為270°方向。遠(yuǎn)場(chǎng)監(jiān)測(cè)點(diǎn)均在y/c=0平面內(nèi)(即半翼展平面內(nèi))。圖11給出了加裝側(cè)緣擋板結(jié)構(gòu)前后襟翼遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲的聲壓指向性圖。使用擋板結(jié)構(gòu)改變了襟翼側(cè)緣的流場(chǎng)情況，延遲側(cè)緣雙渦的融合位置，使渦融合位置遠(yuǎn)離襟翼上表面，減緩了雙渦發(fā)展過(guò)程對(duì)襟翼上翼面的壓力脈動(dòng)影響。從圖中可以看出，側(cè)緣加裝擋板結(jié)構(gòu)有效控制了襟翼側(cè)緣噪聲，在大部分方位降低了噪聲。尤其是在襟翼下方遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲平均降低3 dB；降噪幅度最大的位置在輻射角240°位置，即近似垂直于襟翼弦向的方向，噪聲幅值降低8 dB。同時(shí)，加裝擋板前后的遠(yuǎn)場(chǎng)指向性基本一致，襟翼側(cè)緣噪聲仍近似呈偶極子特性。

圖11 加裝擋板結(jié)構(gòu)與基本構(gòu)型噪聲指向性對(duì)比圖

3 結(jié)論

本文采用DES湍流模型結(jié)合FW-H方法模擬帶有半翼展襟翼多段翼構(gòu)型的襟翼側(cè)緣的非定常流場(chǎng)及遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲，在保證翼型氣動(dòng)性能的基礎(chǔ)上，采用了被動(dòng)降噪控制法，在襟翼側(cè)緣壓力面加裝最大高度為一倍最大襟翼厚度的不規(guī)則構(gòu)型擋板結(jié)構(gòu)，較好地實(shí)現(xiàn)了遠(yuǎn)場(chǎng)降噪。分析降噪原因，主要是擋板結(jié)構(gòu)改變了側(cè)緣的流場(chǎng)形態(tài)和側(cè)緣渦的結(jié)構(gòu)，延遲了側(cè)緣渦系的發(fā)展進(jìn)程，使得渦系的融合位置后移，渦系融合破裂產(chǎn)生脈動(dòng)壓力的區(qū)域遠(yuǎn)離襟翼吸力面。加裝擋板后遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲仍然具有一定的偶極子指向特性，偶極子軸垂直于襟翼弦線，對(duì)于襟翼下方的遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲，平均降噪3 dB，降噪效果主要體現(xiàn)在中高頻段的寬帶噪聲。