王躍，宋文萍，*，宋敏華，韓忠華，張彥軍，雷武濤

1.西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院 翼型、葉柵空氣動(dòng)力學(xué)國家級(jí)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，西安 710072

2.航空工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，西安 710089

渦槳飛機(jī)具有耗油率低、經(jīng)濟(jì)性好、安全性高、起降距離短等優(yōu)勢，在現(xiàn)代支線航空運(yùn)輸領(lǐng)域占有重要地位。然而，渦槳飛機(jī)存在噪聲偏大的缺點(diǎn)。從2018 年1 月1 日開始，國際民航組織制定的飛機(jī)噪聲第5 階段控制標(biāo)準(zhǔn)正式生效，相比第4 階段標(biāo)準(zhǔn)進(jìn)一步降低7 dB。越來越嚴(yán)苛的飛機(jī)噪聲控制標(biāo)準(zhǔn)使得噪聲水平成為影響民機(jī)能否取得適航證的關(guān)鍵因素之一，對中國新一代渦槳客機(jī)研制提出了挑戰(zhàn)。

為了更加深入地預(yù)測、降低飛機(jī)的噪聲，國內(nèi)外的許多研究機(jī)構(gòu)和學(xué)者開展了大量的研究工作。從20 世紀(jì)70 年代開始，NASA 就啟動(dòng)了飛機(jī)噪聲預(yù)測項(xiàng)目（Aircraft Noise Prediction Program，ANOPP）。該項(xiàng)目對不同種類的飛機(jī)及飛機(jī)的不同部件進(jìn)行了大量試驗(yàn)。在試驗(yàn)數(shù)據(jù)的基礎(chǔ)上，結(jié)合Williams 和Hall 提出的氣動(dòng)噪聲預(yù)測模型［1］，F(xiàn)ink［2］提出了各種不同的噪聲估算模塊，對飛機(jī)巡航狀態(tài)下的總聲壓級(jí)和不同部件（機(jī)翼、平尾、垂尾、起落架、縫翼和襟翼等）的聲壓級(jí)進(jìn)行了預(yù)測。在20 世紀(jì)90 年代中期，NASA 又開展了先進(jìn)亞聲速技術(shù)（Advanced Subsonic Technology，AST）項(xiàng)目，目標(biāo)是在1992 年的基礎(chǔ)上，把飛機(jī)噪聲降低10 dB。隨后又在20 世紀(jì)90 年代末，開展了安靜飛機(jī)技術(shù)（Quiet Aircraft Technology，QAT）項(xiàng)目［3］，目標(biāo)是在1997 年的基礎(chǔ)上，讓飛機(jī)噪聲在25 年內(nèi)降低20 dB。幾乎同時(shí)，歐洲也開啟了愿景2020（Visions 2020）計(jì)劃，預(yù)期在2020 年飛機(jī)的噪聲水平與2000 年相比能夠下降10 dB。歐盟在2007 年又提出了清潔天空（Clean Sky Research Programme）及清潔天空2 項(xiàng)目（Clean Sky 2 Re‐search Programme）［4］，不斷降低飛機(jī)油耗排放和噪聲污染。在2018 年歐盟又分別開展了專門針對渦槳飛機(jī)噪聲研究的2 個(gè)項(xiàng)目：FUSIONProp和IMPACTA［5］，尋求降低渦槳飛機(jī)噪聲的辦法。相比較而言，中國一直缺少針對民用飛機(jī)特別是渦槳飛機(jī)噪聲研究的穩(wěn)定項(xiàng)目支持。盡管如此，國內(nèi)學(xué)者仍然堅(jiān)持不懈地開展了大量研究，分別針對螺旋槳［6］、增升裝置［7-8］、起落架［9-11］、發(fā)動(dòng)機(jī)［12-14］以及直升機(jī)旋翼［15-16］等飛機(jī)/直升機(jī)部件開展了氣動(dòng)噪聲計(jì)算或試驗(yàn)研究。針對渦槳飛機(jī)全機(jī)構(gòu)型，西北工業(yè)大學(xué)李杰團(tuán)隊(duì)開展過氣動(dòng)計(jì)算研究［17-18］，但未涉及全機(jī)構(gòu)型的氣動(dòng)噪聲計(jì)算研究。

目前針對飛機(jī)氣動(dòng)噪聲的研究方法主要包括試驗(yàn)研究和理論計(jì)算。其中，飛機(jī)噪聲的試驗(yàn)研究主要包括風(fēng)洞試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)2 種，存在試驗(yàn)周期長、花費(fèi)高等缺點(diǎn)。而且試驗(yàn)儀器的精度以及缺乏可靠的相似準(zhǔn)則等問題也給民用飛機(jī)的噪聲試驗(yàn)研究帶來了一定的困難。飛機(jī)氣動(dòng)噪聲的理論計(jì)算研究主要包括純理論方法、半經(jīng)驗(yàn)方法、純數(shù)值方法以及計(jì)算流體力學(xué)（Compu‐tational Fluid Dynamics，CFD）和聲類比相結(jié)合的方法等。

純理論方法一般是研究一個(gè)簡化模型，采用解析方法對簡化的流動(dòng)問題進(jìn)行噪聲分析和預(yù)測，適用范圍較小，但是能夠從理論上闡明流動(dòng)與噪聲的關(guān)系、流動(dòng)參數(shù)對噪聲的影響規(guī)律以及流動(dòng)邊界形狀參數(shù)對噪聲的影響規(guī)律，對指導(dǎo)降噪有一定的意義，可以用來驗(yàn)證其他方法的正確性，是發(fā)展各種半經(jīng)驗(yàn)方法的基礎(chǔ)。

半經(jīng)驗(yàn)方法是指利用一些試驗(yàn)數(shù)據(jù)并結(jié)合理論模型得到的半經(jīng)驗(yàn)噪聲預(yù)測模型，可以對某些特定部件與外形或流動(dòng)結(jié)構(gòu)的噪聲進(jìn)行快速的估算。該方法具有直觀和穩(wěn)定的優(yōu)點(diǎn)，計(jì)算精度尚可，效率極高，在工程實(shí)際中應(yīng)用廣泛，但該方法作為經(jīng)驗(yàn)性方法，不能從機(jī)理上說明噪聲的產(chǎn)生和傳播，因此，需要發(fā)展更加先進(jìn)的噪聲預(yù)測方法。

純數(shù)值方法是將流場和聲場統(tǒng)一起來，通過直接求解Navier-Stokes（N-S）方程對湍流流動(dòng)和聲波傳播進(jìn)行計(jì)算。雖然純數(shù)值方法被認(rèn)為是最精確的噪聲求解方法，但是由于聲場聲壓與流場壓力之間的量級(jí)差別使得該方法對計(jì)算要求非常高，不僅近遠(yuǎn)場都需要非常密的網(wǎng)格，而且需要同時(shí)具有低耗散和低色散特性的格式。目前來看，純數(shù)值方法尚不能應(yīng)用于渦槳飛機(jī)的噪聲研究。

CFD 和聲類比相結(jié)合的方法又被稱為混合方法（Hybrid Method），利用CFD 求解噪聲在近場的產(chǎn)生，獲取準(zhǔn)確的聲源信息數(shù)據(jù)，然后利用聲類比方法計(jì)算噪聲從近場聲源到遠(yuǎn)場觀測點(diǎn)的傳播。該方法一方面克服了半經(jīng)驗(yàn)方法和純理論方法對幾何外形和飛行狀態(tài)的限制；另一方面相對于純數(shù)值方法提高了遠(yuǎn)場噪聲計(jì)算的效率，節(jié)省了計(jì)算資源，是一種兼顧高精度與高效率的噪聲預(yù)測方法，近些年得到了廣泛的應(yīng)用。該方法獲得高精度的關(guān)鍵之一是對近場聲源的準(zhǔn)確模擬。Wang 等［19］將其分為幾個(gè)層次：非定常雷諾平均Navier-Stokes（Unsteady Reynolds Averaged Navier-Stokes，URANS）方法、大渦模擬（Large Eddy Simulation，LES）方法和直接數(shù)值模擬（Direct Numerical Simulation，DNS）方法。Spalart［20］預(yù)測DNS 方法要到2080 年、LES 方法要到2045 年才能在工程上得到廣泛應(yīng)用。目前來看，這2 種方法應(yīng)用于渦槳飛機(jī)的近場聲源模擬仍不可及。然而，URANS 方法又只能求解最大尺度的流動(dòng)特征，精度不高。針對這個(gè)問題，目前發(fā)展了介于URANS 和LES 方法之間的混合RANS/LES 方法。該方法既能像LES方法一樣準(zhǔn)確模擬脫體渦，又能通過壁面?；档瓦吔鐚痈浇木W(wǎng)格需求，對近場聲源的模擬精度顯著高于URANS 方法，計(jì)算效率又遠(yuǎn)遠(yuǎn)高于LES 方法。因此，結(jié)合聲類比和混合RANS/LES 模擬的噪聲預(yù)測方法是目前渦槳飛機(jī)噪聲研究中可實(shí)現(xiàn)的具有很高精度的研究方法。

渦槳飛機(jī)的主要噪聲源是螺旋槳槳葉與周圍空氣相對運(yùn)動(dòng)產(chǎn)生的噪聲，其次是機(jī)體噪聲。然而，渦槳飛機(jī)的螺旋槳噪聲作為主要噪聲源，相比機(jī)體噪聲究竟能大多少，目前還沒有定量的對比研究。本文擬采用精細(xì)化笛卡爾網(wǎng)格與混合RANS/LES 數(shù)值模擬，結(jié)合FW-H 方程聲類比方法對某渦槳飛機(jī)（1/6 縮比模型）的有動(dòng)力降落構(gòu)型（帶螺旋槳）和無動(dòng)力降落構(gòu)型（無螺旋槳）進(jìn)行噪聲預(yù)測與對比分析研究，定量分析兩者之間的噪聲級(jí)差距，為渦槳飛機(jī)降噪提供指導(dǎo)。

1 數(shù)值方法

1.1 近場聲源CFD 求解方法

在近場聲源的CFD 求解中，本文采用有限體積法離散求解非定常N-S 方程，其積分形式為

式中：Q=[ρ，ρu，ρv，ρw，ρE]T是守恒變量，ρ是密度，u、v、w分別是直角坐標(biāo)系下的速度分量，E是單位質(zhì)量流體的總能量；V是控制體體積；n是面元單位矢量；dS是面元面積；F是矢通量。湍流模擬采用基于Shur 等［21］提出的SST-IDDES（Shear Stress Transport-Improved Delayed De‐tached Eddy Simulation）模型。在該模型中，RANS 求解區(qū)域和LES 求解區(qū)域通過混合長度尺度區(qū)分，混合長度尺度定義為

控制方程的對流項(xiàng)離散采用迎風(fēng)AUSM（Advection Upstream Splitting Method）格式，通量計(jì)算采用3 階MUSCL（Monotone Upstreamcentered Schemes for Conservation Laws）插值，黏性項(xiàng)采用中心格式離散。時(shí)間離散采用雙時(shí)間步方法，同時(shí)在內(nèi)迭代中采用預(yù)處理和多重網(wǎng)格方法加速收斂。物面采用無滑移絕熱壁面邊界條件，遠(yuǎn)場添加吸收邊界以減少邊界的反射，避免對計(jì)算結(jié)果的污染。

1.2 遠(yuǎn)場噪聲計(jì)算方法

本文的遠(yuǎn)場噪聲求解采用基于FW-H 方程的聲類比方法，F(xiàn)W-H 方程同時(shí)考慮了固壁及固壁的運(yùn)動(dòng)。聲類比方法將噪聲預(yù)測分為2 部分［22］：噪聲的產(chǎn)生和噪聲的傳播。在近場，流體運(yùn)動(dòng)十分復(fù)雜，存在強(qiáng)烈的非線性，直接采用CFD 方法求解聲源。在遠(yuǎn)場，假設(shè)近場產(chǎn)生的噪聲在均勻介質(zhì)中傳播，采用解析的方法求解遠(yuǎn)場噪聲。FW-H 方程為

式中：c0是聲速；p′是聲壓脈動(dòng)；ρ0是平均密度；vn為固壁上的法向速度分量；δ(f)為Dirac 函數(shù)；pijni是作用在運(yùn)動(dòng)面上的力；Tij為Lighthill 應(yīng)力張量；H(f)為Heaviside 函數(shù)；ui為xi方向的流體速度分量；ρuiuj是湍流應(yīng)力，也稱為雷諾應(yīng)力；σij是熱耗散性質(zhì)的黏性切向應(yīng)力；ρ′是擾動(dòng)密度；表示熱傳導(dǎo)的影響。FW-H 方程右端3 項(xiàng)分別代表單極子聲源項(xiàng)、偶極子聲源項(xiàng)和四極子聲源項(xiàng)。

本文研究的是飛機(jī)降落狀態(tài)時(shí)的氣動(dòng)噪聲，來流速度低，馬赫數(shù)僅為0.2。因此，在繞本文縮比構(gòu)型的低速流動(dòng)中，由湍流脈動(dòng)引起的四極子噪聲是小量。同時(shí)，本文模擬的螺旋槳在設(shè)計(jì)狀態(tài)工作，沒有激波出現(xiàn)，不存在由非線性激波引起的四極子噪聲，所以本文采用物體（飛機(jī)構(gòu)型）表面作為聲源面進(jìn)行積分求解遠(yuǎn)場噪聲，用Far‐assat 和Succi［23］提出的時(shí)域方法求得厚度噪聲和載荷噪聲。

2 渦槳飛機(jī)降落構(gòu)型與網(wǎng)格生成

本文研究對象是某雙發(fā)渦槳飛機(jī)的1/6 縮比降落構(gòu)型，包括無動(dòng)力降落構(gòu)型和有動(dòng)力降落構(gòu)型。無動(dòng)力降落構(gòu)型如圖1（a）所示，包括機(jī)身、增升裝置（主翼、翼尖小翼、襟翼及襟翼連接件）等，其中襟翼偏轉(zhuǎn)角為38°。有動(dòng)力降落構(gòu)型在無動(dòng)力降落構(gòu)型上增加了發(fā)動(dòng)機(jī)短艙和螺旋槳，如圖1（b）所示。螺旋槳為六葉槳，旋轉(zhuǎn)方向?yàn)橥蛐D(zhuǎn)，從后方看為順時(shí)針旋轉(zhuǎn)，轉(zhuǎn)速為469 rad/s。

圖1 某渦槳飛機(jī)參考構(gòu)型Fig.1 Reference turboprop aircraft models

分別針對無動(dòng)力降落構(gòu)型和有動(dòng)力降落構(gòu)型生成了2 套網(wǎng)格，表面網(wǎng)格如圖2 所示。網(wǎng)格類型是基于笛卡爾網(wǎng)格的混合網(wǎng)格，自物面開始以倍率1.1 生長形成20 層的棱柱層型網(wǎng)格。本文采用的精細(xì)化笛卡爾網(wǎng)格能夠精確描述幾何構(gòu)型的細(xì)節(jié)。圖3 展示了構(gòu)型中襟翼連接件處的模型與網(wǎng)格細(xì)節(jié)對比，從中可以看出，本文采用的精細(xì)化笛卡爾網(wǎng)格對孔洞、邊棱等模型細(xì)節(jié)均進(jìn)行了加密處理，能夠很好地捕捉和描述構(gòu)型細(xì)節(jié)。整個(gè)計(jì)算域?yàn)榘霃綖?0 倍機(jī)翼展長的球形區(qū)域，邊界條件為遠(yuǎn)場邊界條件，馬赫數(shù)為0.2，雷諾數(shù)約為190 萬（1/6 縮比構(gòu)型）。為了更好地模擬近場流動(dòng)渦結(jié)構(gòu)，網(wǎng)格生成中采用了多層加密技術(shù)，如圖4 所示，圍繞渦槳飛機(jī)降落構(gòu)型分別沿流向和展向進(jìn)行了重點(diǎn)區(qū)域加密。經(jīng)過重點(diǎn)區(qū)域網(wǎng)格加密后，最終采用的無動(dòng)力降落構(gòu)型的總網(wǎng)格量為1.6 億，有動(dòng)力降落構(gòu)型的總網(wǎng)格量為2.4 億。有動(dòng)力構(gòu)型的網(wǎng)格量比無動(dòng)力構(gòu)型多出約8 000 萬，主要是為了精細(xì)化描述2 個(gè)螺旋槳及發(fā)動(dòng)機(jī)短艙（如圖5 所示）。在螺旋槳槳葉、發(fā)動(dòng)機(jī)艙前端及發(fā)動(dòng)機(jī)艙與機(jī)翼連接處進(jìn)行了網(wǎng)格加密，保證網(wǎng)格能夠更加精確捕捉這些復(fù)雜區(qū)域的流動(dòng)細(xì)節(jié)。

圖2 生成的表面網(wǎng)格Fig.2 Generated surface meshes

圖3 襟翼連接件模型細(xì)節(jié)與網(wǎng)格細(xì)節(jié)對比Fig.3 Comparison between model details and mesh de‐tails of wing flap connectors

圖4 空間網(wǎng)格加密Fig.4 Mesh refinement in flow domain

圖5 螺旋槳及發(fā)動(dòng)機(jī)艙的模型細(xì)節(jié)與網(wǎng)格細(xì)節(jié)對比Fig.5 Comparison between model details and mesh de‐tails of propeller and engine nacelle

在網(wǎng)格類型、拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)及加密區(qū)域確定后，本文生成粗中密3 個(gè)網(wǎng)格對無動(dòng)力降落構(gòu)型進(jìn)行了網(wǎng)格收斂性分析，并與已有的試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對比分析。從圖6（a）中可以看出隨著網(wǎng)格的加密，計(jì)算得到的升力系數(shù)逐漸趨近于試驗(yàn)值。盡管沒有阻力系數(shù)試驗(yàn)數(shù)據(jù)，但是計(jì)算得到的阻力系數(shù)收斂性良好（見圖6（b））。圖6（c）顯示在已知的3 個(gè)試驗(yàn)攻角α上，升力系數(shù)與試驗(yàn)值吻合良好。盡管目前沒有渦槳飛機(jī)噪聲試驗(yàn)結(jié)果可供對比，但由于本文采用的噪聲預(yù)測方法已經(jīng)通過了標(biāo)模30P30N 的驗(yàn)證［24］，精度可靠；而且本文更關(guān)注有/無動(dòng)力2 種狀態(tài)的噪聲對比研究，在相同數(shù)值計(jì)算方法下，定量渦槳飛機(jī)有/無動(dòng)力狀態(tài)噪聲的相對量，對于以后抓住渦槳飛機(jī)降噪的重點(diǎn)研究方向具有指導(dǎo)意義。

圖6 網(wǎng)格收斂性分析及與試驗(yàn)數(shù)據(jù)對比Fig.6 Mesh convergence analysis and comparison with test datas

完成網(wǎng)格收斂性及試驗(yàn)數(shù)據(jù)對比分析后，固定攻角為9°，分別對無動(dòng)力降落構(gòu)型和有動(dòng)力降落構(gòu)型開展結(jié)合IDDES 模擬和聲類比方法的噪聲預(yù)測研究，時(shí)間步長為8×10?4c/u∞，其中：c為給定的平均氣動(dòng)弦長；u∞為來流速度；計(jì)算采樣時(shí)間步約為2×104。由于計(jì)算量巨大，本文計(jì)算均在國家超級(jí)計(jì)算天津中心HPC 系統(tǒng)上完成，采用12 個(gè)節(jié)點(diǎn)336 核，無動(dòng)力降落構(gòu)型約需計(jì)算2 個(gè)月，有動(dòng)力降落構(gòu)型約需計(jì)算3 個(gè)月。

3 計(jì)算結(jié)果與分析

3.1 時(shí)均壓力系數(shù)分布對比

圖7 展示了無動(dòng)力降落構(gòu)型和有動(dòng)力構(gòu)型的時(shí)均壓力系數(shù)Cp分布對比，兩者都顯示在主翼及襟翼的上半部分存在大范圍的低壓區(qū)，在主翼的前緣存在較強(qiáng)的吸力峰。相比無動(dòng)力降落構(gòu)型，有動(dòng)力降落構(gòu)型的螺旋槳滑流增大了上表面的低壓區(qū)，而且吸力峰明顯增強(qiáng)，對全機(jī)的升力有積極作用。由于螺旋槳都是順時(shí)針旋轉(zhuǎn)，左側(cè)螺旋槳外側(cè)的低壓區(qū)相對于右側(cè)外側(cè)更強(qiáng)，內(nèi)側(cè)則相反。

3.2 瞬態(tài)流場渦結(jié)構(gòu)及表面壓力對比

圖8 展示了無動(dòng)力降落構(gòu)型和有動(dòng)力構(gòu)型的Q判據(jù)等值面（Q=1×104）云圖對比，兩者在機(jī)翼的尾跡區(qū)均存在非常復(fù)雜的渦結(jié)構(gòu)，尤其襟翼所在的展向部分。可以明顯看出襟翼的側(cè)緣渦和翼尖渦。不同之處在于，在有動(dòng)力降落構(gòu)型繞流中，螺旋槳誘導(dǎo)出強(qiáng)烈的槳尖渦。得益于本文采用的混合RANS/LES 數(shù)值模擬方法和精細(xì)化笛卡爾加密網(wǎng)格，螺旋槳誘導(dǎo)出的槳尖渦能夠向下游傳播20 圈，說明本文采用的方法能夠非常好地模擬流場渦結(jié)構(gòu)。圖9 展示了螺旋槳滑流與機(jī)翼尾跡區(qū)渦結(jié)構(gòu)的干擾細(xì)節(jié)。從中可以看出，螺旋槳滑流產(chǎn)生的槳尖渦在向后方傳播過程中，首先掃掠過機(jī)翼表面，然后呈現(xiàn)螺旋狀插入機(jī)翼尾跡區(qū)的復(fù)雜流場渦結(jié)構(gòu)，形成強(qiáng)烈干擾。

圖8 瞬態(tài)流場渦結(jié)構(gòu)對比（Q=1×104）Fig.8 Comparison of vortex structure in transient flow field（Q=1×104）

圖9 螺旋槳滑流與機(jī)翼尾跡區(qū)渦結(jié)構(gòu)干擾細(xì)節(jié)Fig.9 Interference of propeller slipstream on wing wake vortices

圖10 展示了無動(dòng)力降落構(gòu)型和有動(dòng)力降落構(gòu)型的表面壓力均方根分布，可以看出，在襟翼側(cè)緣、襟翼表面、翼尖以及機(jī)身的后半部分等區(qū)域，壓力均方根prms>200 Pa，在圖10 中呈現(xiàn)紅色區(qū)域，顯著大于其他位置。從無動(dòng)力降落構(gòu)型的表面壓力均方根分布，還可以清晰看到襟翼連接件后方的襟翼表面存在壓力均方根>200 Pa 的紅色區(qū)域。這些區(qū)域與襟翼連接件的位置一一對應(yīng)，說明襟翼連接件的存在加大了壓力擾動(dòng)。對于有動(dòng)力降落構(gòu)型，在螺旋槳滑流的干擾下，發(fā)動(dòng)機(jī)短艙、主翼前緣以及襟翼表面出現(xiàn)相比于無動(dòng)力降落構(gòu)型更大面積的紅色區(qū)域（prms>200Pa）。壓力均方根和噪聲密切相關(guān)，這些壓力均方根大的區(qū)域是全機(jī)構(gòu)型的重要噪聲源。

圖10 表面壓力均方根對比Fig.10 Comparison of root mean square of surface pressure

3.3 聲源強(qiáng)度與分布位置對比

在渦聲理論中，Lamb矢量的散度(?·(ω×V))可以代表聲源強(qiáng)度和分布位置，表示渦絲在流動(dòng)中被拉伸變形產(chǎn)生噪聲，旋渦和噪聲之間存在密切聯(lián)系。為了研究無動(dòng)力降落構(gòu)型和有動(dòng)力降落構(gòu)型的聲源強(qiáng)度及相對大小，本文分別沿展向取截面（圖11 中X=2.8 m 處）和沿流向取剖面（圖12 中Y=?0.7 m 處）對Lamb 矢量的散度分布進(jìn)行對比分析。

圖11 展向截面的Lamb 矢量散度分布對比Fig.11 Comparison of spanwise distribution of Lamb divergence

圖12 流向剖面的Lamb 矢量散度分布對比Fig.12 Comparison of streamwise distribution of Lamb divergence

圖11（b）和圖11（c）分別展示了無動(dòng)力降落構(gòu)型和有動(dòng)力降落構(gòu)型在展向截面（X=2.8 m）處的Lamb 矢量散度的分布。從中可以看出，在機(jī)翼后緣、機(jī)翼和襟翼尾跡以及翼尖的Lamb 矢量散度具有較大的量級(jí)，說明在這些地方聲源強(qiáng)度相對更大。相比于無動(dòng)力降落構(gòu)型，有動(dòng)力降落構(gòu)型的螺旋槳能夠誘導(dǎo)出強(qiáng)烈的噪聲，槳尖渦和后緣襟翼的干擾使后緣機(jī)翼及襟翼的噪聲增強(qiáng)。

圖12（b）和圖12（c）展示了無動(dòng)力降落構(gòu)型和有動(dòng)力降落構(gòu)型在流向剖面（Y=?0.7 m）處的Lamb 矢量散度的分布。通過兩者對比可以看出，有動(dòng)力降落構(gòu)型的螺旋槳不僅能夠產(chǎn)生強(qiáng)烈的槳尖渦，還能與機(jī)翼后方的尾跡渦相互干擾，進(jìn)一步增大尾跡區(qū)的噪聲源強(qiáng)度。

3.4 機(jī)身表面壓力脈動(dòng)及遠(yuǎn)場噪聲對比

為了對機(jī)身表面壓力脈動(dòng)及遠(yuǎn)場噪聲頻譜、指向性進(jìn)行研究，計(jì)算過程中在機(jī)身表面和遠(yuǎn)場區(qū)域設(shè)置了4 組觀測點(diǎn)，如圖13 所示。其中，F(xiàn)S00～FS05 和RS01～RS06 為機(jī)身表面的壓力探測點(diǎn)，分別位于機(jī)身的前半段和后半段。FS01位于風(fēng)擋區(qū)域，其余沿機(jī)身方向，各個(gè)點(diǎn)之間的間隔為螺旋槳半徑。WBA101～WBA149 和WBA201～WBA249 為2 組240°的遠(yuǎn)場3/4 圓弧陣列觀測點(diǎn)，位于垂直來流的展向截面。2 個(gè)圓弧陣列的圓心均位于風(fēng)洞軸線上，分別為風(fēng)洞軸線與螺旋槳旋轉(zhuǎn)平面的交點(diǎn)和機(jī)體測力點(diǎn)，圓弧半徑為7 m，每5°布置一個(gè)觀測點(diǎn)。WBL01～WBL17是位于機(jī)體下方的地面線陣觀測點(diǎn)，參考點(diǎn)選在試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜏y力參考點(diǎn)上，距風(fēng)洞軸線7.5 m，將豎直向下的直線定義為0°，分布范圍為±40°，每隔5°設(shè)置一個(gè)觀測點(diǎn)。

圖13 機(jī)身表面壓力探測點(diǎn)與遠(yuǎn)場噪聲觀測點(diǎn)位置Fig.13 Positions of fuselage surface pressure detection points and far field noise observation points

無動(dòng)力降落構(gòu)型與有動(dòng)力降落構(gòu)型機(jī)身表面壓力探測點(diǎn)的頻譜（PSD）對比如圖14 和圖15所示。其中，圖14 是機(jī)身前半段各探測點(diǎn)的壓力頻譜對比，圖15 是機(jī)身后半段各探測點(diǎn)的壓力頻譜對比。從中可以看出，機(jī)身后半段的的壓力頻譜（RS 探測點(diǎn)）要普遍高于機(jī)身前半段觀測點(diǎn)（FS 探測點(diǎn)）的壓力頻譜。不管是在機(jī)身前半段還是后半段，相比于與無動(dòng)力降落構(gòu)型，有動(dòng)力降落構(gòu)型的各探測點(diǎn)均存在一個(gè)明顯的特征頻率，該頻率與螺旋槳旋轉(zhuǎn)頻率的6 倍（即448 Hz）基本一致。

圖14 機(jī)身前半段壓力探測點(diǎn)頻譜Fig.14 PSD of pressure detection points on forward half fuselage

圖15 機(jī)身后半段壓力探測點(diǎn)頻譜Fig.15 PSD of pressure detection points on backward half fuselage

通過快速傅里葉變換（FFT）分析得到的無動(dòng)力降落構(gòu)型和有動(dòng)力降落構(gòu)型的部分線陣觀測點(diǎn)（WBL01～WBL04）聲壓級(jí)（SPL）如圖16 所示（其余線陣觀測點(diǎn)具有類似結(jié)果）。通過對比可以看出，有動(dòng)力降落構(gòu)型相比于無動(dòng)力降落構(gòu)型在448 Hz 處有一明顯純音噪聲。經(jīng)計(jì)算發(fā)現(xiàn)，該頻率正好是螺旋槳旋轉(zhuǎn)頻率的6 倍。由于本文采用的螺旋槳是六葉槳，因此認(rèn)為該純音噪聲是螺旋槳葉片與周圍空氣相對運(yùn)動(dòng)產(chǎn)生的旋轉(zhuǎn)噪聲。有動(dòng)力降落構(gòu)型的噪聲幅值明顯更大，相對于無動(dòng)力降落構(gòu)型，幅值增大了約15～20 dB。

圖16 地面線陣觀測點(diǎn)（部分）的聲壓級(jí)Fig.16 SPL of linear array observation points（part）on ground

圖17展示了無動(dòng)力降落構(gòu)型和有動(dòng)力降落構(gòu)型的部分3/4圓弧陣列觀測點(diǎn)（WBA125～WBA128）噪聲頻譜（其余3/4 圓弧陣列觀測點(diǎn)具有類似結(jié)果）。對比圖16 線陣觀測點(diǎn)的噪聲頻譜，可以發(fā)現(xiàn)3/4 圓弧陣列觀測點(diǎn)的噪聲頻譜呈現(xiàn)出和線陣觀測點(diǎn)基本相同的特點(diǎn)。在所有觀測點(diǎn)，螺旋槳產(chǎn)生的旋轉(zhuǎn)噪聲是噪聲頻譜最明顯的特征，不僅能夠觀測到主頻噪聲，還能清晰觀測到2 倍（896 Hz）、3 倍（1 344 Hz）及4 倍（1 792 Hz）諧頻噪聲。

圖17 3/4 圓弧陣列觀測點(diǎn)（部分）的聲壓級(jí)Fig.17 SPL of 3/4 arc array observation points（part）

2 組弧形陣列觀測點(diǎn)（WBA101～WBA149和WBA201～WBA249）總聲壓級(jí)（OASPL）的對比如圖18（a）和圖18（b）所示。從中可以看出，有動(dòng)力降落構(gòu)型相比于無動(dòng)力降落構(gòu)型，在2 組弧形陣列觀測點(diǎn)上，噪聲幅值普遍增大了約20 dB。線陣觀測點(diǎn)（WBL01～WBL17）的總聲壓級(jí)對比如圖18（c）所示，有動(dòng)力構(gòu)型相比無動(dòng)力降落構(gòu)型，噪聲幅值增大了約15～20 dB。結(jié)合上述觀測點(diǎn)頻譜的分析，可以看出，螺旋槳的旋轉(zhuǎn)噪聲是有動(dòng)力降落構(gòu)型的最主要噪聲源，相比于無動(dòng)力降落構(gòu)型的機(jī)體噪聲，定量上要高20 dB。此外，研究還發(fā)現(xiàn)，由于螺旋槳是同向旋轉(zhuǎn)，因此有動(dòng)力降落構(gòu)型的噪聲并不是縱向?qū)ΨQ的。從2個(gè)弧形陣列的總聲壓級(jí)定量分析出，螺旋槳的噪聲在左側(cè)更大，相對右側(cè)來說高了大約2 dB。

圖18 3/4 圓弧陣列和線陣觀測點(diǎn)的總聲壓級(jí)Fig.18 OASPL of observation points on two 3/4 arc arrays and linear array

4 結(jié)論

本文采用精細(xì)化笛卡爾網(wǎng)格與混合RANS/LES 數(shù)值模擬，結(jié)合FW-H 方程的聲類比方法，對某渦槳飛機(jī)的有動(dòng)力降落構(gòu)型和無動(dòng)力降落構(gòu)型（均為1/6 縮比模型）開展了氣動(dòng)噪聲預(yù)測與對比研究。

1）通過對比分析近場流動(dòng)結(jié)構(gòu)、機(jī)身表面壓力分布與壓力脈動(dòng)探測數(shù)據(jù)、Lamb 矢量的散度分布和遠(yuǎn)場觀測點(diǎn)噪聲數(shù)據(jù)，發(fā)現(xiàn)對于無動(dòng)力降落構(gòu)型，翼尖、襟翼側(cè)緣、襟翼連接件、襟翼與機(jī)身連接處等位置的表面壓力脈動(dòng)明顯強(qiáng)于其他區(qū)域；對于有動(dòng)力降落構(gòu)型，除上述區(qū)域外，在螺旋槳滑流的干擾下，發(fā)動(dòng)機(jī)艙、機(jī)翼前緣和襟翼表面壓力脈動(dòng)明顯增大。

2）螺旋槳旋轉(zhuǎn)噪聲幅值最大，是最主要的噪聲源，特征頻率明顯。本文采用的噪聲預(yù)測方法不僅能夠準(zhǔn)確捕捉螺旋槳旋轉(zhuǎn)噪聲的主頻，還能夠 捕捉2 倍、3 倍及4 倍諧頻。

3）通過定量分析2 組圓弧陣列觀測點(diǎn)和1 組線陣觀測點(diǎn)的遠(yuǎn)場噪聲結(jié)果，有動(dòng)力降落構(gòu)型帶螺旋槳噪聲的總聲壓級(jí)相比于無動(dòng)力降落構(gòu)型（構(gòu)型均為1/6 縮比模型）的機(jī)體噪聲（主要是增升裝置噪聲）要高20 dB。因此，建議針對該渦槳飛機(jī)的降噪設(shè)計(jì)重點(diǎn)應(yīng)放在螺旋槳降噪設(shè)計(jì)研究方面。

4）對于本文研究的渦槳飛機(jī)有動(dòng)力降落構(gòu)型（1/6 縮比模型），由于螺旋槳是同向旋轉(zhuǎn)，噪聲不具有對稱性，左側(cè)噪聲更大，相對右側(cè)來說高了約2 dB。

致謝

本文的研究工作在國家級(jí)項(xiàng)目“民用渦槳飛機(jī)氣動(dòng)噪聲預(yù)測與降噪設(shè)計(jì)技術(shù)研究”資助下完成，主要計(jì)算資源從國家超級(jí)計(jì)算天津中心獲得，在此表示感謝。