趙鯤，梁俊彪，Ivan BELYAEV，Victor KOPIEV，Gareth BENNETT

1. 中國空氣動力研究與發(fā)展中心 低速空氣動力研究所 氣動噪聲控制重點實驗室，綿陽 621000 2. 俄羅斯中央空氣流體動力研究院 氣動噪聲部，莫斯科 105005 3. 都柏林大學 圣三一學院 工程系，都柏林 D02PN40

隨著航空技術(shù)的高速發(fā)展，民用飛機數(shù)量劇增，伴隨而來的噪聲排放問題嚴重影響地面人員身心健康，日益引起世界范圍的高度關(guān)注。2017年12月31日，美國聯(lián)邦航空管理局(FAA)和國際民航組織(ICAO)環(huán)境保護委員會(CAEP)開始采用的第5階段適航噪聲標準，明確要求對于當日或之后提交的，最大起飛重量≥54 t的新設(shè)計飛機，噪聲必須在第4階段基礎(chǔ)上再降低7 dB。這就對中國正在發(fā)展的大型民用客機C919、中俄聯(lián)合研制的大型寬體客機CR929等重要民機型號提出了更高要求，氣動噪聲控制逐漸成為中國實現(xiàn)“大飛機夢”必須要攻克的一項關(guān)鍵技術(shù)。

飛行器排放噪聲主要分為發(fā)動機噪聲和機體噪聲兩大類。自20世紀70年代起，大涵道比結(jié)構(gòu)、聲襯材料、鋸齒尾緣等一系列降噪方法得到成功應用，發(fā)動機噪聲顯著降低，這也使得機體噪聲所占權(quán)重大幅增加，凸顯了相關(guān)問題的緊迫性。機體噪聲主要來自增升裝置(縫翼、襟翼等)、起落架等部件，由高速來流與飛機固體表面相互作用而產(chǎn)生，已成為氣動聲學研究領(lǐng)域的熱點。

起落架是飛機起降階段的核心部件，自身力學結(jié)構(gòu)異常復雜。從安全性與穩(wěn)定性角度考慮，且為了方便日常維修與保養(yǎng)，絕大多數(shù)的起落架設(shè)計并未考慮氣動外形優(yōu)化，造成大量流致噪聲產(chǎn)生，致使起落架噪聲污染問題十分嚴重。在起落架噪聲控制方面，以歐美為主的發(fā)達經(jīng)濟體提出了許多降噪思路，如整流罩、金屬網(wǎng)格、輪轂蓋等。然而，受安全性、穩(wěn)定性等因素的限制，雖然飛行試驗已經(jīng)廣泛開展，但是目前仍然鮮有得到商業(yè)應用的報道。因此，起落架噪聲依舊是困擾民機研制領(lǐng)域的一項難題。

鑒于起落架噪聲問題的重要性與復雜性，本文首先簡單回顧了國內(nèi)外起落架噪聲研究的發(fā)展歷程，然后介紹了噪聲產(chǎn)生的流動機理與當前控制技術(shù)的發(fā)展現(xiàn)狀，最后對中國相關(guān)研究領(lǐng)域未來發(fā)展方向提出了一些建議和展望。對于大型民用飛機低噪聲設(shè)計相關(guān)領(lǐng)域，本文內(nèi)容具有一定參考意義。

1 起落架噪聲研究歷程回顧

專門針對起落架噪聲的研究工作始于美國，最早可追溯到20世紀70年代。在美國國家航空航天局(NASA)的支持下，1976年Bliss和Hayden采用理論分析結(jié)合試驗測量的方法，對波音727-200和麥道DC-9的兩輪起落架與艙體耦合噪聲進行了研究，并最終建立了基于半經(jīng)驗公式的起落架/艙體噪聲預測模型。需要強調(diào)的是，Bliss和Hayden開展的試驗包括風洞試驗和飛行試驗2種。盡管近半個世紀已經(jīng)過去了，從今天的眼光來看，他們的工作也是具有很強指導意義的。

當前，國際上起落架噪聲研究可主要細分為3個方向：噪聲預測模型、噪聲特性與產(chǎn)生機理、噪聲控制技術(shù)。所使用的研究手段包括理論分析、數(shù)值模擬、風洞試驗、飛行試驗等。

就預測模型而言，鑒于起落架對起降段整體噪聲性能指標的重要影響，其已成為民機研制過程中的一項關(guān)鍵技術(shù)，能夠為型號設(shè)計中的噪聲評估提供參考與依據(jù)。起落架以及整個機體噪聲工程預測模型的發(fā)展主要是基于半經(jīng)驗方法，即通過簡化數(shù)學物理模型后推導理論公式，再利用試驗數(shù)據(jù)確定各待定參數(shù)與修正因子。20世紀70年代，F(xiàn)ink在FAA資助下基于飛行試驗與風洞試驗數(shù)據(jù)發(fā)展了早期工程預測模型來評估新設(shè)計飛機的噪聲水平。雖然精度較低，但是目前Fink模型完全公開，依然被學界廣泛使用。后來Smith和Chow第一次將起落架分解為若干個主要噪聲源，并依據(jù)尺度、測量位置等因素，同時結(jié)合Curle理論建立了模型，預測效果又取得了進一步提升。Guo等開發(fā)了一種預測起落架噪聲的經(jīng)驗模型，相比以前的模型更加細化。該模型在NASA主導建立的著名飛行器噪聲預測軟件ANOPP(Aircraft Noise Prediction Program)以及升級版ANOPP2中都得到了應用，計算精度較高，目前已被波音公司使用。德國宇航院(DLR)也建立了參數(shù)化飛機噪聲分析模塊(Parametric Aircraft Noise Analysis Module，PANAM)，主要使用方為空客公司。圖1給出了歐盟ALLEGRA項目支持的大尺度風洞試驗結(jié)果與Fink模型、Guo模型和DLR模型預測結(jié)果的對比。由圖可知，從總體趨勢來看，Guo模型結(jié)果優(yōu)于其他模型。中國商用飛機有限責任公司(簡稱“中國商飛”，COMAC)也建立了自己的機體噪聲預測體系，并形成了相應的預測軟件UNICFAFT，其中就包含了起落架噪聲模塊。圖2展示了中國商飛某型飛機1∶7半模UNICRAFT預測結(jié)果與中國空氣動力研究與發(fā)展中心(簡稱“氣動中心”，CARDC)大尺度聲學風洞試驗結(jié)果對比，其中“WT”代表風洞試驗結(jié)果?？梢钥闯鲱A測結(jié)果在試驗有效極角范圍內(nèi)趨勢和幅值均與試驗結(jié)果吻合良好，說明該模型具有較好的工程精度。

圖1 ALLEGRA項目支持的大尺度風洞試驗結(jié)果與Fink模型、Guo模型和DLR模型預測結(jié)果對比[22]Fig.1 Comparison of large-scale wind tunnel test results in ALLEGRA project and predictions by Fink, Guo and DLR models[22]

圖2 中國商飛某型飛機1∶7半模UNICRAFT預測結(jié)果與氣動中心大尺度聲學風洞試驗結(jié)果對比[23]Fig.2 Comparison of COMAC UNICRAFT prediction result and CARDC large-scale aeroacoustic wind tunnel test result of 1∶7 aircraft half-mode[23]

在起落架噪聲特性與產(chǎn)生機理方面，受各方面條件所限，早期的工作主要以特性研究為主。1977年Heller與Dobrzynski開展了縮比模型風洞試驗，對麥道DC-10的兩輪前起落架、四輪主起落架進行了研究，獲得了其總體噪聲特性，并重點分析了典型部件(傳動軸、支柱、驅(qū)動器等)的貢獻。此外，經(jīng)過對不同風速的噪聲頻譜進行歸一化后，Heller與Dobrzynski明確指出了噪聲強度與風速呈6次方關(guān)系，且目前這一結(jié)論仍被廣泛使用。Kipersztok與Sengupta基于波音747-JT9D飛機飛行數(shù)據(jù)，獲得了真實起落架噪聲的指向性規(guī)律。進入20世紀90年代以后，試驗技術(shù)與數(shù)值計算能力迅速發(fā)展，有力地支撐了噪聲產(chǎn)生機理研究。試驗方面，由于測量設(shè)備的性能指標大幅提升以及新型測量技術(shù)不斷應用，如Particle Image Velocimetry(PIV)、噪聲源定位方法等，起落架噪聲源可以被清晰地分解，人們逐漸認識到起落架是各種復雜氣動噪聲源的集合體。特別是在CFD/CAA (Computational Fluid Dynamics/ Computational Aeroacoustics)方法提升后，數(shù)值模擬與試驗得到綜合應用，學界對于起落架不同噪聲源產(chǎn)生的流動機理認識愈加清晰完善。

控制技術(shù)研發(fā)與應用是起落架噪聲研究的原生動力，然而相關(guān)研究直到進入21世紀后才活躍起來。從傳統(tǒng)的整流罩到各種新概念技術(shù)，如等離子體、金屬網(wǎng)格、空氣幕等，目前公開可見的方法達十余種。然而遺憾的是，從安全性與穩(wěn)定性等角度考慮，即使技術(shù)成熟度最高的整流罩等方法也只是進入飛行試驗階段，目前還沒有技術(shù)得到成功商業(yè)應用，這也就意味著相關(guān)領(lǐng)域發(fā)展仍大有可為。

針對起落架噪聲問題，歐美等發(fā)達國家均投入了大量人力物力保證領(lǐng)先優(yōu)勢。以歐盟(EU)為例，表1列舉了20多年來在飛行器噪聲研究領(lǐng)域陸續(xù)設(shè)立的部分研究課題，都將起落架噪聲作為重點進行了考慮。早期的RAIN項目中就以典型起落架為模型，采用DNW-LLF大型聲學風洞試驗驗證了不同整流罩的降噪效果(圖3)。后來的SILENCE(R)、TIMPAN等項目也都重點研究了起落架噪聲產(chǎn)生機理與降噪方法。近年來，歐盟H2020研發(fā)框架內(nèi)的“潔凈天空計劃(CleanSky)”更進一步針對起落架噪聲設(shè)立了專門研究項目予以支持，如作者參加的ALLEGRA(圖4)、ARTIC等。美國方面，表2也給出了部分NASA近年來支持的與起落架噪聲相關(guān)的科研課題。由此可見，歐美始終把起落架噪聲及其控制技術(shù)研發(fā)作為氣動噪聲研究領(lǐng)域的重要內(nèi)容。

表1 歐盟機體噪聲(含起落架噪聲)相關(guān)研究課題實例Table 1 Examples of EU research projects related to airframe noise including landing gear noise

圖3 歐盟RAIN項目內(nèi)開展的大尺度 起落架噪聲試驗[44]Fig.3 Large-scale landing gear noise test in RAIN project supported by EU[44]

圖4 歐盟ALLEGRA項目資助的大尺度支線客機起落架/艙體噪聲試驗Fig.4 Large-scale regional aircraft landing gear/bay noise test in ALLEGRA project supported by EU

相對而言，中國在起落架噪聲研究領(lǐng)域起步較晚，最早的工作始于中德合作。在中國航空研究院與德國宇航院科技合作項目的支持下，2001年西北工業(yè)大學的喬渭陽與德國宇航院柏林湍流研究分部的Michel在歐洲共同完成了起落架噪聲飛行試驗的過頂測量。2010年左右可以說是中國起落架噪聲研究的分水嶺，以前主要集中于問題研討，以后逐漸開展具體研究工作，且在起落架噪聲研究的3個方向——噪聲預測模型、噪聲特性與產(chǎn)生機理、噪聲控制技術(shù)均有所獲。國內(nèi)知名的團隊包括南京航空航天大學的龍雙麗等、北京航空航天大學的劉沛清等、中國商飛的徐康樂等，但是總體而言，與歐美差距較為明顯。前期研究主要基于數(shù)值模擬與小尺度風洞試驗，缺少充足的大型聲學風洞試驗數(shù)據(jù)與飛行試驗驗證，制約了中國起落架噪聲研究的發(fā)展。

表2 NASA支持的起落架噪聲相關(guān)研究課題實例Table 2 Examples of NASA research projects related to landing gear noise

2018年，氣動中心與俄羅斯中央空氣流體動力研究院(TsAGI)在兩國政府的支持下，共同承擔了國家重點研發(fā)計劃政府間合作專項——中俄政府間科技合作項目“面向飛行器起落架降噪技術(shù)的針對不同尺度模型的噪聲產(chǎn)生機理研究(2017YFE0123300)”。雙方目標是針對起落架開展噪聲特性研究，進一步認清噪聲產(chǎn)生機理，開發(fā)新型降噪方法，為兩國共同研制的大型民用客機低噪聲設(shè)計提供理論指導與技術(shù)支撐。項目內(nèi)開展了不同尺度的聲學風洞試驗與數(shù)值模擬，取得的重要進展包括：① 建設(shè)完成了基于FL-17 5.5 m×4 m聲學風洞的起落架噪聲試驗平臺(圖5)；② 建立了集試驗、數(shù)值模擬與工程預測模型為一體的起落架噪聲/流場數(shù)據(jù)庫(圖6)；③ 推進了基于非常規(guī)截面支桿與空氣幕的降噪技術(shù)發(fā)展(見3.3與3.4節(jié))。該項目的研究工作填補了中國在起落架噪聲大尺度聲學風洞試驗研究的空白，有力地推進了相關(guān)領(lǐng)域發(fā)展，成果具有較強的學術(shù)價值和工程意義。

圖5 氣動中心5.5 m×4 m大型聲學風洞起落架噪聲試驗平臺Fig.5 Large-scale landing gear noise test platform based on CARDC 5.5 m×4 m aeroacoustic wind tunnel

圖6 氣動中心全尺度起落架試驗、仿真、預測模型數(shù)據(jù)庫軟件[56]Fig.6 Full-scale landing gear test, simulation and prediction model software by CARDC [56]

值得一提的是，中航工業(yè)空氣動力研究院的包安宇等也開展了1 m量級的中尺度起落架簡化模型噪聲試驗研究，取得了不錯的進展(圖7)。該試驗在2 m×1.5 m航空聲學風洞內(nèi)開展，采用自由場傳聲器、二維(垂直+水平)傳聲器陣列、表面脈動壓力傳感器對模型遠場、近場和噪聲源分布特性進行了研究，為下一步發(fā)展噪聲控制技術(shù)奠定了基礎(chǔ)。

圖7 中航工業(yè)空氣動力研究院2 m×1.5 m聲學風洞起落架噪聲試驗[57]Fig.7 Landing gear noise test in 2 m×1.5 m aeroacoustic wind tunnel in AVIC Aerodynamics Research Institute[57]

2 起落架噪聲產(chǎn)生機理

2.1 聲源概述

起落架是飛行器著陸時承載全部重量的核心部件，按輪支點數(shù)目與位置來分類，一般可分為前三點式、后三點式、多支點式與自行車式等形式。前三點式更加適合高速飛機起降，因此目前被廣泛使用。前三點式中靠近機體頭部的一個被稱為前起落架(Nose Landing Gear, NLG)，一般為兩輪結(jié)構(gòu)?？拷蠓降膬蓚€為主起落架(Main Landing Gear, MLG)，常見兩輪、四輪或六輪結(jié)構(gòu)。

安全問題永遠是起落架以及整個民機設(shè)計過程中壓倒一切的考慮因素，為此起落架具有精密力學結(jié)構(gòu)，導致其輪部、支桿、連桿等多種鈍體直接暴露在高速來流中(圖8)，產(chǎn)生多尺度流動分離、旋渦脫落等現(xiàn)象，伴隨產(chǎn)生大量氣動噪聲。此外，起落架表面分布的多種空腔結(jié)構(gòu)，尾流與后方部件相互作用等原因，也令其噪聲問題更加復雜。圖9為空客A320降落階段噪聲源等效感覺噪聲級(EPNdB)權(quán)重，由圖可知起落架已成為飛機起降階段的重要噪聲源。

圖8 典型兩輪起落架結(jié)構(gòu)示意圖[58]Fig.8 Schematic of a typical two-wheel landing gear[58]

圖9 空客A320降落階段噪聲源等效感覺 噪聲級權(quán)重[6]Fig.9 Relative weight of noise source EPNdB of Airbus A320 at landing[6]

2.2 起落架噪聲產(chǎn)生的流動機理

總結(jié)起來，起落架噪聲問題特點包括：① 起降階段貢獻占總噪聲排放的權(quán)重可達30%以上；② 聲學特征包含大量寬頻噪聲，頻率覆蓋范圍廣；③ 伴隨有明顯單頻噪聲產(chǎn)生，嚴重危害人耳聽力；④ 尾流可與后方機體噪聲部件作用，發(fā)生渦-固干擾，形成二次聲源。

起落架是不同復雜噪聲源的集合體，其噪聲產(chǎn)生機理囊括了氣動噪聲領(lǐng)域的多種基本成因，如鈍體繞流噪聲、空腔噪聲、湍流邊界層噪聲、渦-固干擾噪聲等。下面將對這些基本成因進行簡單介紹。

2.2.1 鈍體繞流噪聲

在流體力學和氣動聲學的探索過程中，鈍體繞流現(xiàn)象一直是重要的研究問題之一。鈍體指外形為非流線形，當流體流經(jīng)其表面時會發(fā)生流動分離現(xiàn)象的這樣一類物體。起落架的絕大所述部件都具有鈍體特征，這也是起落架產(chǎn)生大量氣動噪聲的主要原因之一。

圓柱繞流是一種典型的鈍體繞流現(xiàn)象。來流流過圓柱結(jié)構(gòu)表面時會發(fā)生流動分離，在尾流區(qū)域形成不同狀態(tài)的渦結(jié)構(gòu)，而狀態(tài)規(guī)律主要受雷諾數(shù)大小決定，一般分為周期性的大尺度渦街狀態(tài)和不同尺度渦形成的湍流狀態(tài)。當周期性的渦街結(jié)構(gòu)(如卡門渦街)形成時，會引起圓柱表面環(huán)量變化，進而產(chǎn)生周期性或準周期性載荷作用，最終向外輻射出單頻噪聲；當為湍流狀態(tài)時，流動渦對圓柱的作用機理與第一種狀態(tài)相同，但此時尾流中各種渦尺度不同、頻率各異，因此最終向外輻射的噪聲主要呈現(xiàn)出寬頻特征。具體的說，如圖10所示，為以圓柱直徑為特征尺度的雷諾數(shù)。當<3時流動不會分離，且流場呈現(xiàn)完全層流狀態(tài)(Stokes flow)。當3<<55，圓柱后側(cè)會形成一些分布固定的旋渦，但尾跡仍為層流，流場較為穩(wěn)定(Stable)。當55<<65，圓柱旋渦結(jié)構(gòu)尾跡出現(xiàn)明顯剪切層流動，但不能形成周期性渦列，主要特征仍為層流(Laminar)。當65<<400時，圓柱后方旋渦變大并出現(xiàn)交替脫落的現(xiàn)象；這個過程持續(xù)進行后，尾跡形成2排周期性擺動與交錯的旋渦，即為卡門渦街；這些旋渦規(guī)則分布，且具有層流核心(Regular, laminar cores)。當400<<2×10，旋渦會出現(xiàn)自層流轉(zhuǎn)捩為湍流的現(xiàn)象，此時被稱作亞臨界區(qū)(Subcritical)，即圓柱表面仍為層流邊界層分離，但尾流出現(xiàn)湍流旋渦(Turbulent cores)；當>5×10時，即為超臨界區(qū)(Supercritical)，圓柱表面邊界層完全為湍流并發(fā)生湍流分離，這種情況下尾跡周期性渦旋結(jié)構(gòu)不再明顯。

圖10 典型中、低雷諾數(shù)下圓柱尾流狀態(tài)[60]Fig.10 Typical cylinder wake flow pattern under medium and low Reynolds number[60]

由此可知，即使是鈍體繞流中最簡單的圓柱繞流現(xiàn)象，流場結(jié)構(gòu)也十分復雜，且與雷諾數(shù)緊密相關(guān)。與此同時，不同流場特征，如渦街、層流邊界層分離、湍流邊界層分離等，也會伴隨產(chǎn)生不一樣的氣動噪聲特性。因此，鈍體繞流在起落架噪聲中占有較大貢獻。

2.2.2 空腔繞流噪聲

空腔繞流噪聲的廣泛研究始于20世紀50～60年代，是氣動聲學領(lǐng)域的一個經(jīng)典問題。起落架表面分布不同尺度的孔腔結(jié)構(gòu)，所以會產(chǎn)生大量空腔繞流噪聲。圖11展示了氣動中心完成的兩輪起落架噪聲試驗模型與試驗結(jié)果。如圖11(a)所示，該模型就有扭桿空隙、螺栓孔等各類孔腔，導致大量典型空腔噪聲產(chǎn)生，其最主要的特征是與之相關(guān)的純音成分。如圖11(b)所示，起落架的純音噪聲頻率有隨風速發(fā)生變化的(如Ⅰ)，有相對固定的(如Ⅱ)，即使都源自孔腔結(jié)構(gòu)，產(chǎn)生的原理各不相同。氣流在亞聲速條件下，腔體可視作剛體，其噪聲產(chǎn)生機理如圖12所示，與純音相關(guān)的主要包括自持振蕩噪聲、駐波引起的聲共振、亥姆霍茲聲共振等。此外，腔內(nèi)各種多尺度渦旋結(jié)構(gòu)演化也會帶來較多的寬頻噪聲成分。

圖11 氣動中心兩輪起落架噪聲試驗Fig.11 Two-wheel configuration landing gear noise test in CARDC

圖12 亞聲速空腔噪聲產(chǎn)生機理Fig.12 Mechanism of subsonic cavity noise generation

自持振蕩噪聲與腔體開口前緣分離產(chǎn)生的剪切層緊密相關(guān)。當自由來流經(jīng)過空腔開口時，流動在其前緣分離產(chǎn)生剪切層。剪切層下方空腔流速低，其上方流速接近于自由流速。由于存在較大的速度梯度，剪切層的不穩(wěn)定對擾動產(chǎn)生放大作用，使剪切層上下擺動，并不斷增加幅度，當?shù)竭_后緣附近時，剪切層撞擊開口后緣壁面，使后緣產(chǎn)生壓力脈動，并以聲速向上游傳播反饋到前緣。滿足一定相位條件時，剪切層擾動形成閉合反饋循環(huán)，即自持振蕩。針對這個過程，誕生了著名的Rossiter公式來預測其不同振蕩模態(tài)頻率：

(1)

式中：為相對于來流速度的無量綱頻率斯特勞哈爾數(shù)；為頻率；為空腔特征長度；為Rossiter模態(tài)的階數(shù)；為渦撞擊后壁面到產(chǎn)生擾動波之間的相位延遲；為馬赫數(shù)；為剪切層平均運動速度與來流速度的比值。后續(xù)國外的Heller、Bilanin、Tam等，國內(nèi)張強又陸續(xù)對Rossiter公式進行了修正，使其預測能力得到進一步提升。

腔口剪切層間接誘導的聲共振是產(chǎn)生空腔流致噪聲的另一重要原因。一種聲共振是由空腔內(nèi)部的駐波產(chǎn)生的，其頻率一般相對較高，對應的波長與空腔尺寸在一個量級上或者更小。由于腔口的剪切層內(nèi)湍流擾動作為一個隨機噪聲源存在，所產(chǎn)生的噪聲本來是寬頻的，但在空腔這個半封閉空間中，只有接近空腔固有頻率(即聲模態(tài))的噪聲才能在駐波的作用下被最大程度地加強，這便形成了單頻聲共振噪聲。以方腔為例，這樣的駐波會根據(jù)空腔的幾何結(jié)構(gòu)在深度、流向、展向方向上形成，且頻率與風速無關(guān)，因此可以被視為空腔的固有頻率。開口方腔對應聲共振頻率各模態(tài)理論計算公式為

(2)

式中：為聲速；、、分別代表方腔長、深、寬；,,=0, 1, 2, …代表3個方向上的模態(tài)階數(shù)；為對應模態(tài)頻率。

還有一種典型聲共振是亥姆霍茲(Helmholtz)共振，又叫Helmholtz共振器，由腔體內(nèi)“質(zhì)量+彈簧”振動系統(tǒng)產(chǎn)生。這其中“質(zhì)量”為孔口后緣位置的不穩(wěn)定質(zhì)量脈動，“彈簧”則為腔體內(nèi)可壓縮空氣。經(jīng)典Helmholtz 共振器是具有單一較小開口的剛性壁腔體，腔體內(nèi)流體可壓縮。對于低頻聲波入射，腔內(nèi)流體的非定常壓力在空間上可近似視作均勻的，開口處流體可視為活塞。Helmholtz 共振器具有固有頻率，在該頻率附近，開口處微小的壓力擾動就會在開口處引起很大的速度脈動，進而在腔體內(nèi)產(chǎn)生很大的壓力波動。

當空腔自激振蕩和聲共振2種現(xiàn)象各自的某個模態(tài)對應頻率相互接近時，會產(chǎn)生很強的耦合振蕩，并產(chǎn)生一個頻率介于各自模態(tài)之間的加強峰值，即“鎖頻(Lock-on)”現(xiàn)象。Rockwell等、北京航空航天大學的劉沛清團隊對此開展了大量研究工作。如圖13所示(圖中為模態(tài))，在馬赫數(shù)介于0.19～0.23 之間時，第Ⅱ階Rossiter模態(tài)與深度模態(tài)的交接處的離散峰尤其強。這屬于深腔中典型的鎖頻效應，由于Rossiter模態(tài)與聲共振I階深度模態(tài)的耦合作用，不僅是耦合以后產(chǎn)生的離散峰被很大程度上加強，而且耦合的頻率也是介于二者之間的。

由上可知，空腔繞流在起落架噪聲，特別是純音噪聲產(chǎn)生方面發(fā)揮著較大作用，因此是起落架噪聲控制領(lǐng)域的重點。

2.2.3 湍流邊界層噪聲

湍流邊界層噪聲是包括液體、氣體在內(nèi)的流致噪聲領(lǐng)域廣泛存在的一種噪聲類型。物體表面邊界層由層流狀態(tài)發(fā)展為湍流狀態(tài)，湍流中隨機性和擬序結(jié)構(gòu)運動的規(guī)律性相互疊加，導致流體的各種物理參數(shù)(如速度、壓力和溫度等)隨時空近乎隨機變化。湍流物理參數(shù)的這種脈動，特別是表面脈動壓力，是誘發(fā)湍流邊界層噪聲的首要原因。在馬赫數(shù)較小的情況下(符合等熵條件)，壁面脈動壓力的控制方程可近似為聲學波動方程，其源項為壁面邊界層內(nèi)的流動渦結(jié)構(gòu)，壁面脈動壓力項與邊界層流動渦結(jié)構(gòu)之間以聲學格林函數(shù)建立聯(lián)系，通過對整個流域進行積分可以求得壁面任意點的脈動壓力。因此，壁面脈動壓力取決于周圍流動渦結(jié)構(gòu)(脈動壓力源項)、壁面幾何條件(決定積分域)以及當?shù)氐母窳趾瘮?shù)(決定流動渦與脈動壓力關(guān)系)。值得注意的是當?shù)馗窳趾瘮?shù)的選擇也直接由壁面幾何條件決定，因此真正決定壁面脈動壓力的因素只有周圍流動結(jié)構(gòu)和當?shù)乇诿鎺缀螚l件。

湍流邊界層脈動壓力波數(shù)-頻率譜函數(shù)以(,) 表示，其中為波束矢量，為角頻率。以二維空間為例說明，即=[，]，依據(jù)脈動壓力波數(shù)-頻率譜對輻射噪聲的影響規(guī)律，如圖14所示，可以將其大致分為3個典型區(qū)域：聲學區(qū)、低波數(shù)區(qū)和遷移脊區(qū)(為流體聲速，為邊界層遷移速度)。聲學區(qū)以內(nèi)的能量代表了流體的可壓縮性質(zhì)，能夠以聲波的形式向遠場輻射。低波數(shù)區(qū)和遷移脊區(qū)內(nèi)的能量代表了流體的不可壓縮性質(zhì)，對應其直接向外輻射的能量會隨著距離的增加指數(shù)衰減，因此幾乎只作用于近場。據(jù)此，湍流邊界層噪聲可以分為2種類型：第一種輻射場噪聲，除機體噪聲外，在旋轉(zhuǎn)機械、高鐵等領(lǐng)域都是重點需要考慮的；另外一種為近場噪聲，幾乎只作用于邊界層內(nèi)部附近。飛機高速巡航時，近場噪聲易與結(jié)構(gòu)耦合形成艙內(nèi)噪聲。在水下這類噪聲被稱為“偽聲”，易引起結(jié)構(gòu)振動，因此對于水下航行體來說也非常重要。

圖14 湍流邊界層壁面脈動壓力波數(shù)-頻率譜示意圖[73]Fig.14 Schematic of wavenumber-frequency spectrum in turbulent boundary layer[73]

2.2.4 渦-固干擾噪聲

當起落架脫落的渦撞擊到下游部件前緣時，渦將在物面上扭曲變形，產(chǎn)生強烈的渦-固干擾現(xiàn)象，是各部件氣動噪聲的另一主要來源，目前這一結(jié)論已得到飛行試驗驗證。這里的渦-固干擾可以發(fā)生在起落架內(nèi)部上游部件與下游部件之間，也可能發(fā)生在作為整體的起落架與機體下游其他部件之間。渦-固干擾噪聲與流場中的渦空間分布、渦強、渦干擾角度/速度等都有密切關(guān)系。因此，不同形狀或不同空間布局中，各部件產(chǎn)生的渦結(jié)構(gòu)以及渦-固干擾物理過程之間的差異，必將導致輻射的干擾噪聲強度和空間指向特性的不同。

關(guān)于渦撞擊到固體表面上產(chǎn)生的渦-固干擾噪聲在國內(nèi)外研究比較豐富。由于渦-固干擾過程復雜，其噪聲機理研究多采用簡化的基準模型，如柱-翼組合體(圖15)。Jacob等試驗研究了柱-翼模型的流場結(jié)構(gòu)和聲學特性，得出噪聲主要來自下游翼型前緣的氣動干擾，同時檢驗了其研發(fā)的寬頻噪聲預測的大渦模擬(LES)方法；Giesler和Sarradj采用傳聲器陣列對噪聲進行了定位測量，并分析了在不同柱-翼組合情況下的遠場聲學頻率特性；Lorenzoni等運用PIV測試技術(shù)實現(xiàn)了噪聲定量測量，并與傳聲器測量的結(jié)果吻合較好。

圖15 典型渦-固干擾簡化模型[77]Fig.15 Simplified model of typical vortex-body interaction[77]

起落架部件外形較為復雜，但其渦-固干擾噪聲的基本機理與柱-翼組合體相似。

3 起落架噪聲控制技術(shù)

在滿足安全穩(wěn)定的前提下，起落架降噪技術(shù)研發(fā)需要綜合考慮各種因素。僅從噪聲控制方面，理想的控制技術(shù)應同時或部分具備以下幾個特點：① 可降低沖擊到起落架(部件)上的來流速度；② 可抑制空腔噪聲；③ 對小尺度部件同樣有降噪效果；④ 對多個部件之間的邊界層噪聲與渦-固干擾有抑制作用；⑤ 通過控制流場實現(xiàn)降噪的方法，應產(chǎn)生最小的其他流動與聲學副作用。

當前，公開文獻闡述的起落架降噪方法有多種方案(表3)，按控制類型可以分為主動控制與被動控制2種。目前技術(shù)成熟度最高、最有潛力實現(xiàn)快速商業(yè)應用的方法即為各種類型的整流罩；與此同時，各類新概念技術(shù)發(fā)展方興未艾，包括部件優(yōu)化、空氣幕、內(nèi)部吹氣、等離子體等。此外，多種降噪技術(shù)的同步綜合運用也為起落架噪聲控制提供了一種思路。下面將對各種方法的進展進行介紹。

表3 起落架噪聲控制技術(shù)Table 3 Control technologies of landing gear noise

3.1 整流罩

起落架鈍體部件的噪聲強度與來流沖擊速度成正相關(guān)，因此最簡單直接的降噪思路就是采用氣動聲學性能更好的整流罩遮蔽鈍體。理論上講，整流罩可應用于起落架整體或者各種部件，例如牽引支柱整流罩、聯(lián)動機構(gòu)整流罩、輪轂蓋等，典型概念如圖16所示。傳統(tǒng)的整流罩又叫實體整流罩，顧名思義為實體表面，后不斷有新的結(jié)構(gòu)提出，如多孔結(jié)構(gòu)、網(wǎng)格等，逐漸演化出了不同類型。目前整流罩已成為起落架降噪技術(shù)領(lǐng)域最大的譜系，且由于已經(jīng)開展了大量飛行試驗，技術(shù)成熟度在各類降噪技術(shù)中最高，有望在5～10年內(nèi)應用于商業(yè)飛機。

圖16 起落架部件整流罩概念[83,94]Fig.16 Concept of landing gear component fairings[83,94]

3.1.1 傳統(tǒng)整流罩

傳統(tǒng)整流罩即實體整流罩，其表面無孔，來流無法穿過，與3.1.2節(jié)討論的新型整流罩有所區(qū)別。傳統(tǒng)整流罩在工業(yè)界與學術(shù)界已經(jīng)開展了大量研究工作，其降噪效果已經(jīng)得到充分證明。最早可見的公開文獻報道是關(guān)于1995年在聲學風洞開展的A320主起落架降噪驗證試驗。如圖17所示，通過對起落架整體結(jié)構(gòu)的全遮蔽，試驗獲得了超過10 dB的降噪效果。然而，由于可操作性、安全性等各方面條件的限制，這種全遮蔽方式缺少現(xiàn)實工程價值。當前科研人員基本達成了共識，針對部件的整流罩更符合工程需求。2002年，在歐盟RAIN項目(表1)支持下，在DNW-LLF 8 m×6 m聲學風洞中開展了A340大尺度起落架簡化模型的部件整流罩降噪試驗。如圖18所示，Dobrzynski等發(fā)現(xiàn)，安裝輪軸整流罩(Axle Fairing)、轉(zhuǎn)向系統(tǒng)整流罩(Steering System Cover)、輪轂蓋(Wheel Caps)、牽引支柱整流罩(Upper Leg Cover)后，不同極角的1/3倍頻程頻譜顯示噪聲在各個方向角均有降低。后續(xù)的SILENCE(R)、TIMPAN、ALLEGRA等項目，都在風洞內(nèi)進一步開展了相關(guān)研究工作，目前各類部件整流罩設(shè)計已相當巧妙。

圖17 聲學風洞內(nèi)基于全遮蔽整流罩的A320主起落架噪聲控制試驗[6]Fig.17 Main landing gear noise control test based on full-shielding fairing of A320 in an aeroacoustic wind tunnel[6]

圖18 DNW-LLF 8 m×6 m聲學風洞內(nèi)基于部件整流罩的A340起落架降噪試驗[44]Fig.18 Landing gear noise reduction test based on component-shielding fairing of A340 in DNW-LLF 8 m×6 m aeroacoustic wind tunnel [44]

3.1.2 新型整流罩

傳統(tǒng)實體整流罩具有較好的降噪效果，但會帶來3個問題：① 附加質(zhì)量過大；② 增加氣動阻力；③ 遮蔽噪聲源后偏折的來流會與后方部件作用形成新的聲源。因此，研究人員提出了基于有孔材料的新型整流罩，已成為了當前起落架降噪技術(shù)研究的熱點之一。

早期的孔特指圓孔，為此專門定義了圓孔材料孔隙率，即孔面積占總面積的比。如圖19所示，當相同圓孔規(guī)律排列時，其孔隙率計算方法為

(3)

式中：為孔直徑；為圓心間距。2009年Boorsma等以圓柱與工字鋼2種鈍體結(jié)構(gòu)為氣動噪聲源，采用風洞試驗方法對4種不同孔隙率材料的整流罩降噪效果進行了評估(圖20)。試驗采用的4種整流罩孔隙率分別為0%(實體整流罩)、33%、42%與55%。試驗結(jié)果表明，多孔整流罩較實體類型的總體降噪效果有一定提升，且孔隙率對降噪效果有顯著影響。這主要是因為：由于存在小孔，一部分來流會穿過整流罩繼續(xù)沖擊起落架部件，但由于流量大幅度降低，噪聲顯著下降；同時被偏折的來流速度也會減弱，所以沖擊后方部件所產(chǎn)生新聲源強度也有所下降。因此，雖然起落架部件降噪量沒有實體整流罩高，但綜合考慮了沖擊后方部件的新聲源強度下降量之后，總噪聲控制水平得到進一步提升。此外，Boorsma等還發(fā)現(xiàn)多孔整流罩在高頻段有一定的噪聲增加，這主要是因為流動穿過小孔生成的剪切層導致的。后續(xù)的多孔材料概念逐漸拓展，使得整流罩又發(fā)展出了毛刷結(jié)構(gòu)、線條型、布料材質(zhì)、塑料材質(zhì)等多種新型類型(見圖21)，均取得了不同程度的噪聲控制提升。

圖19 多孔材料孔隙率Fig.19 Porosity of perforated material

圖20 不同孔隙率整流罩降噪效果試驗[98]Fig.20 Test of noise reduction by perforated fairings with different porosities[98]

圖21 不同材質(zhì)新型整流罩[99]Fig.21 Novel fairings with different materials[99]

對比實體整流罩，多孔整流罩的優(yōu)勢主要包括：① 降噪效果提升；② 更輕的質(zhì)量；③ 更小的氣動阻力；④ 較小的偏折流二次聲源。還有一種新型整流罩，將這些優(yōu)勢發(fā)揮到了極致，即具有更大孔隙率的金屬網(wǎng)格。如圖22所示，金屬網(wǎng)格是由金屬線交叉編織而成，其孔隙率計算方法為

(4)

金屬網(wǎng)格最早提出于2010年，由Oerlemans和Smith等在荷蘭NLR的KAT 0.38 m×0.51 m 聲學風洞和英國QinetiQ公司的NTF ?1.8 m 聲學風洞中分別開展了概念驗證試驗。如圖23所示，Oerlemans等的試驗以工字鋼為噪聲源，研究分析了不同孔隙率、包裹方式的金屬網(wǎng)格降噪效果，并且采用六分量天平對金屬網(wǎng)格整流罩引入的氣動阻力進行了分析，圖中dSPL指降噪方法應用后的試驗構(gòu)型與原始構(gòu)型SPL之差。試驗結(jié)果表明，在包裹金屬網(wǎng)格后工字鋼噪聲在中、低頻段可實現(xiàn)5～10 dB的降噪效果，且降噪量可通過改進網(wǎng)格形狀進行提升。相比之下，由于網(wǎng)格各個孔邊緣存在旋渦脫落，在大于10 kHz的高頻段噪聲有所增加。Oerlemans等認為高頻段的增加對于真實起落架而言并不會引發(fā)太大問題，這主要是由于高頻段在經(jīng)過A計權(quán)與大氣耗散后對總噪聲聲壓級貢獻較小。在氣動力測量中，包裹金屬網(wǎng)格后僅有不到10%的阻力增加。Smith等以1∶4尺度簡化起落架模型為降噪對象，驗證了在不同部位增加網(wǎng)格后的降噪效果，并與實體整流罩進行了對比。試驗發(fā)現(xiàn)金屬網(wǎng)格較實體整流罩降噪效果有顯著提升，在經(jīng)過數(shù)據(jù)外推至遠程飛機著陸狀態(tài)后，可實現(xiàn)起落架3 EPNdB的控制效果，對于飛機總噪聲排放控制效果為0.8 EPNdB。

圖22 金屬網(wǎng)格拓撲結(jié)構(gòu)[100]Fig.22 Topology of metal mesh[100]

圖23 早期金屬網(wǎng)格起落架降噪技術(shù)風洞試驗Fig.23 Early wind tunnel test of landing gear noise reduction using mesh

隨后，在歐盟ALLEGRA與ARTIC(見表1)項目支持下，愛爾蘭都柏林大學圣三一學院的Kennedy等又對網(wǎng)格降噪方法進行了細致的數(shù)值模擬與大尺度風洞試驗研究(圖24)，進一步優(yōu)化提升了網(wǎng)格降噪方法的效果與實用性。

圖24 金屬網(wǎng)格降噪方法數(shù)值模擬與風洞試驗[96,100]Fig.24 Numerical simulation and wind tunnel test on mesh noise reduction approach[96,100]

3.1.3 飛行試驗

歐美在機體噪聲研究方面已經(jīng)廣泛地開展了飛行試驗，且最早可追溯至20世紀70年代。然而，早期的飛行試驗更多地只是關(guān)注噪聲特性，真正有關(guān)降噪技術(shù)驗證工作的主要發(fā)生在21世紀。整流罩是經(jīng)受過飛行試驗考驗最多的降噪技術(shù)，因此具備相對較高的技術(shù)成熟度，已成為該方法領(lǐng)先于其他起落架降噪技術(shù)的一大特色。最早的起落架整流罩降噪技術(shù)驗證飛行試驗見于歐盟的SILENCE(R)項目(見表1)，于2003年在空客A340-300開展。如圖25所示，通過增加各類部件整流罩后，從噪聲定位云圖可知，前起落架與主起落架噪聲都有所降低。該飛行試驗還驗證了增升裝置的一些降噪方法，均取得了不錯的降噪效果。僅2年后，美國波音公司與NASA就依托QTD2(Quiet Technology Demonstrator 2)項目開展了自己的波音777-300降噪技術(shù)飛行試驗(圖26)，也獲得了預期降噪效果。這次試驗研究更為系統(tǒng)全面，即對不同姿態(tài)下的起落架噪聲控制能力均進行了驗證。

圖25 歐盟SILENCE(R)項目中起落架整流罩噪聲控制飛行試驗[14]Fig.25 Flight test by EU to validate landing gear noise control by fairing in SILENCE(R) project[14]

圖26 美國波音777-300起落架整流罩降噪 飛行驗證試驗[43]Fig.26 US Boeing 777-300 fight test for landing gear noise reduction using fairing[43]

近年來，飛行試驗中驗證的整流罩設(shè)計愈發(fā)精細。圖27展示了2016年美國開展的灣流G-Ⅲ飛機起落架在安裝整流罩前后的對比圖。圖28展示了2016—2019年歐盟開展的A320飛機起落架整流罩?？梢钥闯?，這些起落架部件配備的整流罩設(shè)計已經(jīng)十分精巧，向商業(yè)應用邁進了一大步。

患者出血以后，醫(yī)生需要及時取冷凍血漿為患者輸入治療。取患者2 mL靜脈血待檢，完成離心操作以后，使用分析儀展開凝血檢測，完成輸血治療以后需要檢查患者的凝血功能指標，并且對患者的不良反應發(fā)生情況進行記錄與觀察。

圖27 灣流G-Ⅲ飛機起落架整流罩降噪 飛行驗證試驗[10,12]Fig.27 Gulfstream G-Ⅲ fight test for landing gear noise reduction using fairing[10,12]

圖28 A320起落架整流罩降噪飛行試驗[85]Fig.28 Flight test of A320 landing gear noise reduction using faring [85]

日本宇宙航空研究開發(fā)機構(gòu)(Japan Aerospace Exploration Agency, JAXA)也在2016年9月和2017年9月分別開展了2次起落架以及增升裝置的噪聲控制飛行驗證試驗，地點在Noto Satoyama機場，所使用的機型是基于美國塞斯納商用飛機公司Model 680研制的Hisho號研究飛機。如圖29所示，試驗不僅采用了多孔材料的起落架整流罩，還同步驗證了其他基地噪聲控制方法，包括襟翼上翼面突出倒圓下沿(Protruding Rounded Lower Edge，即一種整流罩)、下翼面“小障礙物(Small Barrier)”與渦流發(fā)生器等。值得一提的是，在整個飛行試驗前，JAXA首先開展了大量的數(shù)值模擬(圖30)和大尺度風洞試驗(圖31)，為后續(xù)工作奠定了堅實的基礎(chǔ)。

圖29 日本JAXA開展的Hisho號降噪技術(shù)飛行試驗驗證[8]Fig.29 Hisho flight test to validate noise reduction technology by Japanese JAXA[8]

圖30 日本JAXA開展的Hisho號降噪技術(shù)數(shù)值模擬[11,105]Fig.30 Numerical analysis of Hisho flight to validate noise reduction technology by Japanese JAXA[11,105]

圖31 日本JAXA開展的Hisho號降噪技術(shù)聲學風洞試驗驗證[11,105]Fig.31 Hisho wind tunnel test to validate noise reduction technology by Japanese JAXA[11,105]

當前，整流罩降噪技術(shù)發(fā)展如火如荼，飛行試驗已在歐、美、日等發(fā)達國家廣泛開展。然而，目前仍然沒有推廣至商業(yè)應用，這主要還是從安全角度考慮。即使起落架部件發(fā)生輕微的擺陣，在起降時也會存在概率被放大從而造成嚴重事故。如圖32所示，2012年12月在捷克共和國的斯洛伐克布拉迪斯拉機場，由于前起落架某個墊片的松動引起輕微的擺陣，最終造成嚴重事故。因此，雖然當前整流罩技術(shù)日趨完善，但是畢竟需要增加附加質(zhì)量和連接固定裝置，所帶來的一定安全風險仍然不容小覷，還需繼續(xù)提升技術(shù)成熟度，特別是須更進一步加強飛行試驗的廣度和深度。

圖32 2012年11月布拉迪斯拉機場內(nèi)由前起落架部件擺陣引起的空客A300-B4事故[83]Fig.32 Airbus A300-B4 accident due to nose landing gear component shimmy (Bratislava airport, November 2012)[83]

3.2 小孔封堵

如2.2.2節(jié)所述，起落架表面包含不同尺度的空腔結(jié)構(gòu)，產(chǎn)生大量單頻純音噪聲，特別是一些如螺栓孔的小孔結(jié)構(gòu)，其純音具有較高峰值，如圖33所示。針對這些小孔產(chǎn)生的純音噪聲，最直接的解決方案就是封堵。如圖34所示，在2016—2019年歐盟開展的A320飛機起落架降噪飛行試驗中就驗證了這一方法，并在純音噪聲控制方面取得了預期效果。

圖33 起落架螺栓孔造成的純音峰值[6]Fig.33 Tonal noise induced by landing gear pin holes[6]

圖34 小孔封堵飛行試驗[85]Fig.34 Flight test of pin hole covering[85]

小孔封堵是一種簡單高效的降噪技術(shù)，對氣動性能影響幾乎為零，目前也已經(jīng)通過了飛行試驗驗證，是與整流罩一樣有望進行快速商業(yè)應用的高技術(shù)成熟度降噪方法之一。然而，小孔封堵仍需考慮結(jié)構(gòu)與強度方面的問題，其中很重要的一個原因是水汽凝結(jié)引起的銹蝕。當外界溫度較低時，大氣中的水蒸氣在封堵不嚴的小孔中很容易凝結(jié)，對螺栓引起的銹蝕勢必影響結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性。當然，這一問題雖然需要重視，但是容易解決，如真空封堵、注入填充材料等。因此，商業(yè)應用指日可待。

3.3 部件優(yōu)化

部件優(yōu)化即氣動噪聲特性優(yōu)化。由于起落架氣動外形設(shè)計較差，引發(fā)大量噪聲，因此在滿足結(jié)構(gòu)強度要求基礎(chǔ)上采取適當?shù)脑O(shè)計優(yōu)化，是可以實現(xiàn)噪聲控制的。

當前，以歐盟為代表的國外專家與學者在起落架部件優(yōu)化方面提出了許多思路，如在TIMPAN項目(表1)中就提出并驗證了側(cè)撐桿、四輪起落架輪胎布局等優(yōu)化方案(見圖35)。

圖35 歐盟TIMPAN項目中提出的A340起落架部件優(yōu)化策略[82]Fig.35 A340 landing gear component optimization strategy in EU TIMPAN project[82]

在部件優(yōu)化方面，氣動中心與TsAGI也共同開展了相關(guān)研究工作，采取的策略是非常規(guī)支桿截面，即截斷面圓柱支桿。理論分析認為，圓柱形兩側(cè)產(chǎn)生的分離流會在后方產(chǎn)生四極子聲源，在經(jīng)過圓柱帶曲率的表面反射后易產(chǎn)生鏡像偶極子聲源和四極子聲源。通過合理控制橫截面截斷位置(截角)，如圖36所示(圖中為來流方向速度分量)，可在不影響尾流結(jié)構(gòu)情況下消除反射產(chǎn)生的鏡像偶極子聲源，進而實現(xiàn)降噪。在2019年開展的氣動中心-TsAGI聯(lián)合大尺度起落架試驗中，通過比較六輪起落架圓形截面和=109.5°截面的2種支桿噪聲特性，雙方共同驗證了這一方法在高雷諾數(shù)下的噪聲控制效果。為突出對支桿噪聲的抑制，試驗還比較了移除輪部后相關(guān)部件的降噪效果，具體如圖37所示。以75 m/s風速為例，試驗結(jié)果表明絕大部分頻段上的噪聲都得到了一定控制。比較不同方位角結(jié)果，六輪起落架和無輪起落架在取得的總噪聲聲壓級控制方面最大值都達到了0.5 dB以上。

圖36 Re=8×104條件下圓柱與截斷面圓柱尾流結(jié)構(gòu)PIV試驗結(jié)果[50]Fig.36 Wake flow PIV results of circular cylinder and truncated cylinder under Re=8×104[50]

圖37 高雷諾數(shù)條件下截斷面圓柱無輪起落架降噪效果驗證試驗功率譜密度結(jié)果[50]Fig.37 Test validation PSD results of noise control using truncated-cylinder for landing gear without wheels under high Re [50]

3.4 空氣幕

空氣幕是一種新型降噪技術(shù)，有望在起落架噪聲控制方面發(fā)揮重要作用。其本質(zhì)是一種具有狹長噴口的射流氣簾，在隧道(地鐵、礦場等)防火防煙、建筑物入口熱隔絕、生物安全廚環(huán)控等領(lǐng)域均具有重要用途?？諝饽唤翟敕椒ㄋ悸肥窃阝g體氣動噪聲源上游加載氣簾來偏折高速來流，使其不能沖擊鈍體進而形成相對低速流動區(qū)。由于鈍體氣動噪聲級與來流流速有著近似6次方關(guān)系，因此降低流速可以使噪聲大幅度降低，技術(shù)概念如圖38所示。

圖38 應用于飛機起落架的空氣幕降噪方法示意圖Fig.38 Schematic of air curtain applied for aircraft landing gear noise reduction

3.4.1 單層空氣幕

作為一種氣動噪聲控制新思路，空氣幕降噪方法最早的試驗研究始于2009年，由NLR的Oerlemans與De Bruin完成。為與雙層空氣幕區(qū)別，這里定義僅有一層氣幕的方法叫做單層空氣幕。如圖39所示，試驗在NLR的小型低速聲學風洞中進行，運用方形鈍體作為氣動噪聲源，氣幕噴口安裝于鈍體上游，圖中為空氣幕速度。試驗結(jié)果顯示，空氣幕可以有效偏折來流并大幅度降低鈍體氣動噪聲；同時該試驗也發(fā)現(xiàn)了空氣幕存在的一個負面問題，即射流自身噪聲問題。2016年，作者所在團隊以串聯(lián)圓柱為噪聲控制對象，試驗驗證了空氣幕自噪聲引起的增加量遠小于空氣幕使用后帶來的總噪聲抑制量，因此空氣幕降噪方法仍具有現(xiàn)實意義。

圖39 采用單層空氣幕的NLR小尺度鈍體 氣動降噪試驗[110]Fig.39 NLR small-scale test of bluff body aerodynamic noise reduction using an air curtain[110]

為進一步提升技術(shù)成熟度，氣動中心以簡化兩輪起落架為噪聲源，開啟了大尺度空氣幕降噪方法試驗驗證。試驗在5.5 m×4 m航空聲學風洞中開展，如圖40所示，起落架模型主要包括支柱、輪胎、支桿等部件，總高度為1.125 m。起落架安裝位置位于空氣幕噴口中心正后方(順風洞來流方向)，安裝基座通過螺栓連接實現(xiàn)與地板固定，其作用是方便調(diào)整空氣幕噴口與起落架之間的相對距離。圖40給出了來流風速=70 m/s、空氣幕氣流速度為40 m/s時，空氣幕噴口前緣與起落架之間不同距離(Space=300, 600, 900 mm)條件下噪聲的遠場頻譜圖。此外，黑色線條(=70 m/s)代表僅有來流時的背景噪聲(無起落架、無空氣幕)，紅色線條(Landing gear)代表起落架噪聲(無空氣幕)。由圖可知，當開啟空氣幕后，由于其遮蔽作用，起落架引起的高強度峰值得到明顯控制。此外，空氣幕與起落架之間的距離對降噪效果有明顯影響，當Space=300 mm時，峰值最大抑制量達到13.9 dB。

圖40 采用單層空氣幕的氣動中心大尺度 起落架氣動降噪試驗Fig.40 CARDC large-scale test of landing gear aerodynamic noise reduction using an air curtain

3.4.2 雙層空氣幕

單層空氣幕自身噪聲問題雖然不致于阻礙該技術(shù)發(fā)展，但也為進一步提升降噪能力帶來了一定影響。為此，作者曾在團隊提出了雙層空氣幕概念，如圖41所示。

圖41 起落架噪聲控制雙層空氣幕結(jié)構(gòu)示意圖[86]Fig.41 Schematic of landing gear noise control using dual air curtains[86]

雙層空氣幕是一種新布局，其內(nèi)涵是在主氣幕上游增加一層低速氣幕，并降低主氣幕速度，在保持降噪與遮蔽效果幾乎不變條件下進一步降低自噪聲排放。因此，雙層空氣幕有望進一步提升空氣幕降噪效果。為驗證該方法，作者曾在團隊開展了小尺度風洞試驗。如圖42(a)所示，試驗在愛爾蘭都柏林大學圣三一學院3/4開口低速射流風洞開展，以串聯(lián)圓柱作為氣動噪聲源，串聯(lián)圓柱直徑=4 mm。

圖42(b)給出了單層空氣幕與2種不同速度配比下的雙層空氣幕降噪效果對比圖。其中，雙層空氣幕Ⅰ與Ⅱ代表應用不同速度配比雙層氣幕后的噪聲，其中Ⅰ為主氣幕速度不變，Ⅱ為主氣幕速度降低，即優(yōu)化后的雙層空氣幕。由圖可知，2種不同速度配比的雙層空氣幕較單層空氣幕相比都顯優(yōu)勢，特別是優(yōu)化后的雙層空氣幕II具有更好的降噪效果。圖42(c)給出了分析頻率=4, 16 kHz時，不同布局方式下空氣幕降噪聲源分布云圖。由圖可知，優(yōu)化后雙層空氣幕有效地控制了噴口附近的自噪聲，總體降噪效果最好。

圖42 基于雙層空氣幕的降噪試驗[86]Fig.42 Noise reduction test using dual air curtains[86]

空氣幕優(yōu)勢主要包括：① 降噪效果明顯，通過偏折高速來流幾乎能夠控制2.2節(jié)所述的所有不同機理噪聲源；② 與起落架沒有實體接觸，不需要更改起落架任何部件，不影響結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性；③ 易 于控制，可按需開啟關(guān)閉。但總體而言，目前該方法技術(shù)成熟度仍然較低，主要是氣源系統(tǒng)和引氣方法還尚不明確，無法實現(xiàn)工程應用。目前的一種思路是借用發(fā)動機尾流，應盡快開展帶渦扇動力模擬(Turbine Powered Simulator，TPS)的風洞試驗驗證，因此仍需繼續(xù)開展大量研究工作?？梢灶A見的是，該方法一旦獲得成功，或許可成為起落架降噪領(lǐng)域的一項顛覆性技術(shù)進展。

3.5 內(nèi)部吹氣

內(nèi)部吹氣方法針對的是2.2.4節(jié)所述渦-固干擾噪聲，即上游鈍體尾流與下游鈍體部件相互作用產(chǎn)生的噪聲。這種方法的概念是在2個相互作用的鈍體其中之一內(nèi)部布置向外噴射的氣流，從而破壞渦-固干擾流場實現(xiàn)降噪。2012年Angland等采用聲學風洞試驗方法對內(nèi)部吹氣進行了降噪效果驗證。如圖43所示，試驗采用工字鋼與圓柱前后2種組合構(gòu)型作為渦-固干擾噪聲源，并在其中圓柱內(nèi)部增加了吹氣機構(gòu)。試驗結(jié)果表明不同組合工字鋼-圓柱試驗件均取得了一定的降噪效果，且上游圓柱、下游工字鋼的構(gòu)型降噪效果更為明顯。

圖43 內(nèi)部吹氣降噪方法試驗[89]Fig.43 Noise reduction test using flow blowing[89]

內(nèi)部吹氣與空氣幕均需要質(zhì)量流量，即要解決氣源問題。然而，內(nèi)部吹氣需要改動起落架結(jié)構(gòu)，且只作用于渦-固干擾噪聲；空氣幕不需要對起落架本身有任何改動，通過偏折來流實現(xiàn)降噪，作用范圍涵蓋起落架整體，因此具有較大優(yōu)勢。內(nèi)部吹氣作為一種新概念，是很好的嘗試，但距離工程化還有很長一段路要走。

3.6 等離子體

等離子體常被稱作是物質(zhì)的第四態(tài)，是由部分電子被剝奪后的原子及原子團被電離后產(chǎn)生的正負離子組成的離子化氣體狀物質(zhì)。等離子體是當前物理學研究的熱點，其在流動控制領(lǐng)域的應用潛力已被國內(nèi)外學者高度關(guān)注。該方法基本思路是利用等離子體在電磁場力作用下運動或氣體放電引起溫度、壓力變化對流場局部施加擾動，實現(xiàn)飛行器減阻增升和發(fā)動機增推擴穩(wěn)的目的。產(chǎn)生等離子體的氣體放電方式主要有：電暈放電(Corona Discharge, CD)、介質(zhì)阻擋放電(Dielectric Barrier Discharge, DBD)、火花放電(Spark Discharge, SD)、電弧放電(Arc Discharge, AD)等。如圖44所示，在使用DBD方式實施了等離子體控制后，翼型前緣失速分離得到了有效控制。目前，歐美與俄羅斯都將等離子體流動控制作為戰(zhàn)略型技術(shù)儲備，其中以美、俄最具代表性，處于領(lǐng)先地位。中國空軍工程大學、氣動中心等單位也開展了大量研究工作。

圖44 基于等離子體的翼型前緣失速分離控制試驗[112]Fig.44 Control test of airfoil leading edge stall based plasma[112]

近年來，等離子體控制方法也被引入到了氣動噪聲控制領(lǐng)域。公開文獻報道中，最早提出這一概念的是2005年美國圣母大學Thomas等，目的是運用等離子體抑制起落架上游部件分離，從而控制渦-固干擾噪聲。如圖45所示，Thomas等以圓柱為研究對象，采用DBD等離子產(chǎn)生方法在風洞中驗證了尾跡控制思路，但是風速僅2 m/s，因此試驗并未開展聲學方面的測試。2007─2008年，南安普頓大學的Chan、黃迅等在空腔前緣增加等離子體產(chǎn)生裝置，成功控制了誘發(fā)空腔噪聲的前緣剪切層K-H不穩(wěn)定渦發(fā)展(圖46)。通過位于安裝在腔內(nèi)表面的傳聲器開展測量，同時驗證了針對空腔純音峰值的降噪效果，這里的最高風速為20 m/s。2010年黃迅等又以起落架圓柱+扭桿簡化模型為氣動噪聲源，開展DBD等離子體降噪應用研究，最高風速達到30 m/s(圖47)。

圖45 基于等離子體的圓柱尾跡控制試驗[90]Fig.45 Test of cylinder wake flow control using plasma[90]

圖46 基于等離子體的空腔噪聲控制試驗[117]Fig.46 Noise control test of cavity flow using plasma[117]

圖47 基于等離子體的起落架圓柱+扭桿簡化模型噪聲控制試驗[91]Fig.47 Noise control test of landing gear cylinder model with strut using plasma[91]

等離子體作為當前的國際研究熱點，有望成為流動控制領(lǐng)域的一項革命性技術(shù)。在氣動噪聲控制方面，等離子體是從流動機理上實現(xiàn)降噪的，具有無活動部件、響應快(μs量級)等優(yōu)勢。當前發(fā)展存在的一個主要問題是控制流速過低，因此還不足以達到工程化要求。此外，產(chǎn)生等離子體還需要強電場，需要配套現(xiàn)實可行設(shè)備，且其產(chǎn)生的電離輻射是否會影響起落架及飛行器自身電子設(shè)備，這一點也需要著重考慮?？傮w而言，等離子降噪是具有較大潛力的一種降噪技術(shù)，值得持續(xù)發(fā)展。

3.7 吸聲材料

使用吸聲材料控制起落架噪聲的基本思路是在聲輻射路徑上的機身部位增加吸聲材料，從而降低向地面?zhèn)鞑サ脑肼?。當前最常?guī)的位置是起落架艙蓋，而使用最多的是吸聲海綿。3.1.3節(jié)所述的灣流G-III飛機起落架降噪飛行試驗中，除整流罩外，起落架艙體就安裝了帶有吸聲海綿材料的艙門。

除吸聲海綿外，還有一種是聲學超材料(Acoustic Meta-Materials)，是由特殊設(shè)計的人工聲學結(jié)構(gòu)單元(如局域共振單元、亥姆霍茲共振腔等)周期性排列在彈性介質(zhì)中構(gòu)成，可以獲得具有與自然界中物質(zhì)迥然不同的超常物理性質(zhì)的聲學“新材料”。聲學超表面(Acoustic Meta-Surface)是最近幾年聲學超材料的分支，是對傳統(tǒng)體塊型超材料進行輕薄化設(shè)計的產(chǎn)物，能夠以亞波長尺度的微結(jié)構(gòu)對聲波的波陣面進行調(diào)控。2020年，來自O(shè)NERA等法國科研機構(gòu)的Simon等將聲學超材料表面應用在了起落架艙門上，目的是吸收由起落架產(chǎn)生的部分輻射噪聲，從而實現(xiàn)遠場降噪。通過馬赫數(shù)為0.2的來流條件下較大尺度風洞試驗發(fā)現(xiàn)(圖48)，在設(shè)計頻段范圍內(nèi)，聲學超材料表面艙蓋能夠達到預期降噪效果，實現(xiàn)預期目標。

圖48 基于聲學超材料艙門的起落架噪聲控制試驗[92]Fig.48 Landing gear noise control test based on meta-material bay door[92]

吸聲材料降噪技術(shù)思路另辟蹊徑，從直接抑制噪聲轉(zhuǎn)變?yōu)槔门撋w遮蔽吸收噪聲，從而降低遠場噪聲強度。理論上不需要改變起落架結(jié)構(gòu)，具有較好的應用潛力。當前，吸聲海綿已經(jīng)成功開展飛行試驗，具有更強相似功能的聲學超材料也已完成了較大尺度風洞試驗驗證，實現(xiàn)了技術(shù)成熟度提升。因此，吸聲材料降噪技術(shù)具有較好的發(fā)展與應用前景。

3.8 起落架/艙體噪聲耦合控制

3.8.1 問題描述

起落架艙主要功能是在非使用時間為起落架存放提供空間，其本質(zhì)為空腔。氣流流過后，易產(chǎn)生大量空腔噪聲，且該空腔繞流與起落架流場相互耦合，并衍生出復雜的聲學、結(jié)構(gòu)疲勞等現(xiàn)象，是起落架噪聲研究領(lǐng)域需要解決的又一項難題。

專門針對起落架/艙體耦合噪聲抑制的研究工作，從數(shù)量角度來講并不算豐富，但由于空腔噪聲抑制有很多思路，因此許多方法是直接可以借鑒的。例如，3.4節(jié)、3.6節(jié)所述的空氣幕、等離子體等均有所涉及，這里重點敘述技術(shù)成熟度最高的前緣鋸齒與艙前導流裝置。

3.8.2 艙體前緣鋸齒

嚴格來說，前緣鋸齒只是空腔繞流噪聲抑制方法中前緣擾流單元的一種。作為被動控制技術(shù)，前緣擾流單元主要是通過干擾來流狀態(tài)、改變腔體內(nèi)部振蕩反饋路線等原理來實現(xiàn)降噪的。由于其不需要額外補充能量，具有實施簡單、效果明顯等優(yōu)點，受到工程實踐的青睞。Saddington等針對長深比為5的方形空腔，研究了齒形擾流單元(圖49)等13種不同降噪措施的降噪效果，結(jié)果表明在該試驗條件下，相對其他降噪措施，方齒擾流單元對窄帶峰值噪聲降噪效果最好(降低量8.8 dB)，而三角齒擾流單元則對總聲壓級降噪效果最好(降低量8.13 dB)。

圖49 空腔前緣擾流單元降噪方法[119-120]Fig.49 Cavity noise reduction using leading edge modification[119-120]

氣動中心梁勇等專門針對腔體耦合噪聲開展了聲學風洞試驗研究。如圖50所示，試驗采用小尺度簡化起落架模型+方腔作為耦合噪聲源，以7通道弧陣列作為聲學測量手段，驗證了不同傾角下的艙體前緣鋸齒降噪能力。從總噪聲聲壓級(OASPL)試驗結(jié)果可見，不同角度的擾流單元對單獨艙體與耦合噪聲均有降噪效果；在68 m/s和85 m/s這2種風速下，對應鋸齒傾角為60°和30°時2種擾流單元降噪效果最佳。

圖50 起落架/艙體前緣鋸齒單元降噪方法[51,54]Fig.50 Landing gear/bay noise reduction using leading edge chevrons[51,54]

這里還需要強調(diào)的是，前緣鋸齒降噪也是開展過飛行試驗的少數(shù)起落架噪聲控制技術(shù)之一。如圖51所示，在灣流G-Ⅲ飛機起落架降噪飛行試驗中，就驗證了艙體前緣鋸齒和帶有吸聲材料艙門的降噪效果。在對比了“僅有整流罩”和“整流罩+艙體前緣鋸齒+帶有吸聲材料艙門”2種方法后，聲學結(jié)果顯示后者較前者降噪效果具有明顯提升，因此該方法現(xiàn)實可行。

圖51 整流罩+艙體前緣鋸齒+帶有吸聲 材料艙門飛行試驗[10,12]Fig.51 Flight test of fairing associated with bay leading edge chevrons and sound absorbing foam in bay[10,12]

3.8.3 艙前導流裝置

艙前導流裝置的思路是通過提升起落架艙體前緣高度實現(xiàn)剪切層提升，進而實現(xiàn)控制艙體噪聲。歐盟在ALLEGRA(表1)項目支持下，在意大利賓利法瑞納的汽車風洞內(nèi)開展了大尺度試驗驗證，并與傳統(tǒng)艙體構(gòu)型進行了對比，具體如圖52所示。試驗結(jié)果顯示，通過使用具有艙前導流裝置的起落架/艙體，獲得了一定噪聲控制效果。

圖52 基于導流裝置的起落架/艙體耦合噪聲控制試驗[121]Fig.52 Landing gear/bay noise control test based on door spoiler[121]

由以上討論可知，解決起落架/艙體耦合噪聲問題的核心是攻克艙體帶來的空腔噪聲，但該問題又與普通空腔噪聲控制有所區(qū)別，即需要考慮結(jié)構(gòu)問題和對氣動特性的影響。結(jié)構(gòu)問題在本文中已經(jīng)反復強調(diào)，在此不再贅述。由于艙體較大，降噪措施帶來的氣動特性影響必須要深入分析，當前還未有相關(guān)文獻進行報道。

艙前導流裝置所需要的改動相對較大，是否同樣會造成較大的氣動升/阻力特性變化，值得進一步深究。前緣鋸齒已經(jīng)開展了飛行試驗，相信在氣動特性影響方面可視為已經(jīng)通過考核，且前緣鋸齒作為一種簡單有效的被動控制技術(shù)，所帶來的結(jié)構(gòu)問題較小且可控，有望得到快速技術(shù)應用。

3.9 多項技術(shù)綜合應用

起落架降噪技術(shù)蓬勃發(fā)展，忽略技術(shù)成熟度等因素，目前已存在多種選項。然而，絕大多數(shù)的降噪方法都是只針對起落架某個部件或某種噪聲產(chǎn)生機理設(shè)計的，這就意味著單獨一種降噪方法很難實現(xiàn)理想的噪聲控制目標，多項技術(shù)綜合應用日漸成為行業(yè)領(lǐng)域的一種共識。因此，本文將這種思路作為一種控制方法單路羅列出來進行討論。從目前的研究來看，由于具備較高的技術(shù)成熟度與較好的降噪效果，整流罩已成為多項技術(shù)綜合應用中必不可少的一員。

多項技術(shù)綜合應用并不是停留在概念階段，恰恰相反，目前大尺度風洞試驗乃至飛行試驗都有所涉及。這其中最主要的方法就是整流罩與其他技術(shù)的綜合應用，這里簡單表示為“整流罩+”。

如3.1節(jié)所述，當前整流罩發(fā)展的主流是針對部件的，這也就意味著未被遮蔽的部件仍為重要噪聲源。因此，增加其他方法配合整流罩從而實現(xiàn)降噪效果提升，即成為一種顯而易見的思路，即“整流罩+”。早期的歐盟RAIN項目就在大尺度聲學風洞內(nèi)嘗試了“整流罩+艙體導流裝置”的方案(圖53)。試驗結(jié)果表明，多種方法運用后，獲得了2～3 dB量級的降噪效果。隨后，如圖54所示，在歐盟TIMPAN項目支持下，在大尺度聲學風洞內(nèi)對起落架模型增加了整流罩的同時，還測量了不同四輪結(jié)構(gòu)輪間距布局(3.3節(jié)所述)的聲學特性。雖然試驗結(jié)果表明輪間距改變并未顯著影響噪聲特性，但這次試驗是“整流罩+部件優(yōu)化”方法的一種很好嘗試。

圖53 基于“整流罩+艙體導流裝置”的 起落架降噪方案[44]Fig.53 Noise reduction scheme of landing gear based on fairing associated with spoiler[44]

圖54 附帶整流罩且具備不同四輪布局的 起落架噪聲試驗[82]Fig.54 Landing gear noise reduction test with fairing and different four-wheel configurations [82]

歐盟在隨后的ALLEGRA項目中開展了大量的“整流罩+”風洞試驗研究，如作者曾在團隊就在小型風洞內(nèi)驗證了結(jié)合雙層空氣幕的降 噪方法，這里的整流罩是金屬網(wǎng)格。如圖55所示，試驗以串聯(lián)圓柱作為氣動噪聲源，首先研究了金屬網(wǎng)格自噪聲(無串聯(lián)圓柱)，然后對比了應用前置金屬網(wǎng)格、前置金屬網(wǎng)格+雙層空氣幕、后置金屬網(wǎng)格+雙層空氣幕的噪聲特性。試驗結(jié)果表明，“金屬網(wǎng)格+雙層空氣幕”的方案在噪聲控制方面較單獨使用一種方法有所提升。此外，作者曾在團隊還在意大利的賓利法瑞納汽車風洞內(nèi)，開展了多項大尺度降噪技術(shù)試驗驗證，其中涉及到“整流罩+”就是與艙前導流裝置的綜合應用(圖56)，并與單獨整流罩和單獨艙前導流裝置進行了降噪效果對比。試驗結(jié)果表明，除某些頻段有些許噪聲增加外，總體上“整流罩+艙前導流裝置”的噪聲效果優(yōu)于2種方法各自單獨使用的。

圖55 基于“金屬網(wǎng)格+雙層空氣幕”的起落 架降噪方法[88,93]Fig.55 Noise reduction method of landing gear based on mesh associated with dual air curtains[88,93]

圖56 基于“整流罩+艙前導流裝置”的起落 架降噪方法[96-97]Fig.56 Noise reduction method of landing gear based on fairing associated with spoiler[96-97]

在飛行試驗方面，“整流罩+”方法也已開展。在美國灣流G-Ⅲ飛機起落架降噪飛行試驗中，除整流罩外，試驗還增加了艙體前緣鋸齒和帶有吸聲材料艙門。通過綜合使用這些方法，在各個測點以EPNL(Effective Perceived Noise Level)為評價標準，均取得了2 EPNdB以上的降噪量。在2016—2019年歐盟開展的A320飛機起落架飛行試驗中也進行了“整流罩+小孔封堵”的降噪效果驗證。還需特別強調(diào)的是，如圖57所述，除起落架降噪技術(shù)外，飛機上還同時安裝了其他噪聲控制方法，包括襟翼導流片、發(fā)動機鋸齒尾緣、襟翼/縫翼吸聲材料等。這樣應用了多種機體噪聲控制措施的飛行試驗，日本也已開展(見圖29)。

圖57 機體噪聲控制技術(shù)綜合驗證飛行試驗[85]Fig.57 Flight test of airframe noise control technology using multiple approaches[85]

當前，通過綜合應用多種降噪方法實現(xiàn)降噪效果提升已成為業(yè)界共識，從數(shù)值計算、大尺度風洞試驗到飛行試驗，相關(guān)研究均已開展。這些綜合應用不止局限于起落架噪聲，更多的是同時針對其他機體噪聲以及發(fā)動機噪聲。因此，多項技術(shù)綜合運用勢必是未來業(yè)界的主流。目前來看，“整流罩+”思路已經(jīng)日漸成熟，相信商業(yè)應用指日可待。

4 中國起落架噪聲控制技術(shù)發(fā)展展望

本文通過文獻綜述，總結(jié)和分析了國內(nèi)外相關(guān)研究機構(gòu)對民用飛機起落架噪聲及其控制技術(shù)研究工作的現(xiàn)狀?？偟膩碚f，中國起落架噪聲控制技術(shù)取得了長足進步，相關(guān)研究成果不斷涌現(xiàn)，但與國外相比仍有較大差距。這一方面與前期工程需求不足與業(yè)界重視程度不夠有關(guān)，另一方面或與國內(nèi)缺少大型聲學風洞等重要研究設(shè)備有關(guān)。隨著以氣動中心FL-17 5.5 m×4 m航空聲學風洞、FL-19 8 m×6 m大型低速風洞為代表的一大批大國重器建設(shè)完成并投入運營，相信中國起落架乃至整個機體噪聲研究領(lǐng)域的成果將會進入井噴時代。

本節(jié)將對國外研究帶來的啟示以及問題思考進行討論，從而對未來發(fā)展趨勢進行展望。

4.1 國外研究啟示

通過調(diào)研可以看出，國際上起落架噪聲及控制技術(shù)發(fā)展如火如荼，特別是近30年的工作，使得歐、美、日3個發(fā)達經(jīng)濟體在該領(lǐng)域取得了顯著成果。在這方面，對中國大飛機發(fā)展具有非常大的啟示作用?？偨Y(jié)國外在這方面的經(jīng)驗，主要有以下幾點：

1) 將包括起落架噪聲控制技術(shù)在內(nèi)的民機噪聲控制技術(shù)視為戰(zhàn)略發(fā)展方向。當前一個不容忽視的事實就是ICAO的環(huán)境保護委員會被牢牢掌握在歐美手中，其所設(shè)計的噪聲排放適航取證標準絕不僅是為了服務全人類命運共同體的環(huán)保要求，同時也是發(fā)達國家制約別國民用航空技術(shù)發(fā)展的一種策略。以波音、空客為代表的發(fā)達國家民機制造商與政府緊密合作，持續(xù)加大民機噪聲控制技術(shù)研發(fā)，目的就是牢牢守住這項技術(shù)壁壘。可以預料到的是，一旦包括起落架降噪技術(shù)在內(nèi)的各類降噪技術(shù)得到商業(yè)應用，更為嚴格的“第六階段”、“第七階段”等適航標準馬上就會成為現(xiàn)實。

2) 建立了“概念提出→小尺度風洞試驗→數(shù)值模擬優(yōu)化→大尺度風洞試驗→飛行試驗→商業(yè)應用”這一完整的技術(shù)研發(fā)體系。在政府和民機制造商的聯(lián)合支持下，歐美新概念降噪技術(shù)不斷涌現(xiàn)，高校、科研院所等首先開展小尺度試驗研究，并采用數(shù)值模擬優(yōu)化降噪效果；隨后經(jīng)過國家級風洞機構(gòu)的大尺度聲學風洞試驗提高技術(shù)成熟度；最后由民機制造企業(yè)主導完成飛行試驗與商業(yè)應用。以起落架整流罩為例，雖然商業(yè)應用這最后一環(huán)還鮮有成果，但飛行試驗的大量開展已經(jīng)使國外無限接近這一目標。這樣的技術(shù)研發(fā)體系實現(xiàn)了“政府和民機制造商聯(lián)合支持，高校與科研院所、國家級風洞機構(gòu)、民機制造企業(yè)相互配合”，使得降噪技術(shù)研發(fā)事半功倍。

3) 培養(yǎng)了專業(yè)的機體噪聲控制技術(shù)研發(fā)隊伍。發(fā)達國家由于能夠給予長期資助，產(chǎn)生了許多機體噪聲領(lǐng)域的知名專家與團隊，取得了許多工程與學術(shù)成果。以起落架噪聲為例，如大型聲學風洞試驗專家Dobrzynski，起落架工程預測模型專家Guo Y P，新概念降噪技術(shù)專家Zhang X，飛行試驗專家Ravetta、Yamamoto，降噪技術(shù)驗證專家Bennett等，幾乎涵蓋了技術(shù)研發(fā)體系的各個環(huán)節(jié)。這些長期從事起落架噪聲研究的專業(yè)團隊通過密切合作，有效地強化并加速了技術(shù)的迭代與進步。

4.2 問題思考

中國在起落架噪聲領(lǐng)域的發(fā)展雖然取得了不少成績，但與歐、美、日差距仍然明顯，主要表現(xiàn)在以下幾個方面：

1) 聲學風洞試驗量偏少，特別是大尺度模型與真實模型試驗。自20世紀90年代歐盟RAIN項目以來，發(fā)達國家許多起落架噪聲研究的相關(guān)標志性成果都與大尺度聲學風洞息息相關(guān)。這其中一個主要原因是許多聲學問題在進行了縮比之后無法暴露出來，最典型的例子就是螺栓孔空腔噪聲，因此大尺度試驗十分必要。由于前期缺少相關(guān)設(shè)備，中國機體噪聲研究受制于人。自2013年中國首個大型聲學風洞──氣動中心FL-17 5.5 m×4 m航空聲學風洞建成以來，雖然已經(jīng)開展了一些大尺度試驗研究，但與歐美相比來說還差距甚遠。特別是真實起落架型號聲學風洞試驗，目前還未曾開展。

2) 已有技術(shù)發(fā)展緩慢，且鮮有“由0到1”的原創(chuàng)成果。第3節(jié)所述的各類起落架技術(shù)，絕大多數(shù)技術(shù)成熟度提升均由歐、美、日實現(xiàn)。特別是在飛行試驗驗證方面，目前中國公開文獻還鮮有報道。歐、美、日最早的起落架降噪技術(shù)飛行試驗發(fā)生在2003年，這就意味著單這一項與發(fā)達國家的差距至少就是20年。此外，在原創(chuàng)思路里打上中國人標簽的成果，目前還幾乎為零。

3) 距離建立技術(shù)研發(fā)體系和與之匹配的人才隊伍還相差甚遠。“概念提出→小尺度風洞試驗→數(shù)值模擬優(yōu)化→大尺度風洞試驗→飛行試驗→商業(yè)應用”這一研發(fā)體系的建立，需要持續(xù)的經(jīng)費投入，政府、航空制造企業(yè)、國家風洞中心、高校與科研院所之間通力配合。此外，還要在各個環(huán)節(jié)培養(yǎng)一批專業(yè)研發(fā)隊伍與骨干，才能全面形成軟、硬實力。

4.3 展 望

針對起落架噪聲以及機體噪聲領(lǐng)域的發(fā)展，筆者認為當務之急應重點關(guān)注以下幾點：

1) 提升機體噪聲戰(zhàn)略考量，加大各方面投入。噪聲適航審定可以成為發(fā)達經(jīng)濟體設(shè)置的技術(shù)壁壘，同樣也可以成為中國大飛機制造技術(shù)發(fā)展后戰(zhàn)勝對方的利器。這樣就需要避免“跟隨歐美腳步”的傳統(tǒng)思路，這方面通信領(lǐng)域“1G～4G受制于人，而5G技術(shù)我方主導”就是個生動的正面例子。因此，相關(guān)投入一定要持續(xù)，逐漸形成技術(shù)儲備，避免受制于人，從而進一步實現(xiàn)反制別人。

2) 加強聲學風洞試驗，盡快開展飛行試驗。這2個環(huán)節(jié)是提升降噪方法技術(shù)成熟度的最有效手段，但目前中國的大尺度聲學風洞試驗量明顯偏少，飛行試驗更鮮有報道。這就造成了中國的降噪技術(shù)研發(fā)始終停留在概念階段，距離商業(yè)應用相差甚遠。

3) 打通技術(shù)研發(fā)體系，做好接力棒的傳遞工作。當前，高校與科研院所主要負責的概念提出、小尺度風洞試驗、數(shù)值模擬優(yōu)化等環(huán)節(jié)工作相對發(fā)展較快。他們的接力棒鮮有后傳、企業(yè)主導的飛行試驗沒人遞棒，而這中間的關(guān)鍵角色是國家級風洞機構(gòu)的大尺度風洞試驗。目前中國的相關(guān)風洞試驗能力已經(jīng)形成，國家級風洞機構(gòu)的作用要進一步提升，3種角色相互配合要更加緊密，盡快打造一批各個環(huán)節(jié)的專業(yè)大師級團隊。此外，在建立技術(shù)研發(fā)體系過程中，航空制造企業(yè)作為需求方與應用方，要進一步與政府合作，共同發(fā)揮好主導作用，避免出現(xiàn)研究與工程完全脫節(jié)的現(xiàn)象。

5 結(jié) 論

本文對民用飛機起落架噪聲及其控制技術(shù)研究進展進行了綜述。首先簡單回顧了起落架噪聲研究的歷程，介紹了噪聲產(chǎn)生成因，然后詳細論述了各類降噪技術(shù)，最后對中國起落架噪聲控制技術(shù)的發(fā)展進行了展望?？偟膩碚f，當前在相關(guān)領(lǐng)域取得了相當豐富的研究成果，基本掌握了噪聲產(chǎn)生的多種流動機理，為后續(xù)研究奠定了良好的基礎(chǔ)。在噪聲控制方面，一方面以整流罩為代表的高技術(shù)成熟度方法已經(jīng)進入飛行試驗階段，相信距離商業(yè)應用為時不遠；另一方面，空氣幕、等離子體等新概念方法也不斷涌現(xiàn)，為后續(xù)降噪能力的進一步提升提供了技術(shù)支撐。

需要看到的是，這些豐富的研究成果多數(shù)來自國外。中國這些年來雖然取得了長足進步，但是相對而言差距比較明顯。隨著中國國力不斷提升，支撐研究的各方面軟、硬條件快速加強，科研人員素質(zhì)、能力與數(shù)量不斷增長，相信在起落架噪聲領(lǐng)域最終會迎頭趕上并實現(xiàn)超越。