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1.大型客机机体噪声机理及控制技术

作者：王尚;陈斌年;陈国勇;杨小权;翁培奋

作者单位：上海大学;

关键词：机体噪声;增升装置;起落架;噪声机理;噪声控制

　　摘要：气动噪声问题不仅是大型客机适航取证的关键技术难题，更是关系到乘客舒适度的重要技术指标。增升装置噪声 和起落架噪声是大型客机机体噪声的主要来源。本文针对我国大型客机研制中增升装置噪声和起落架噪声的产生机理及控 制关键科学问题，开展噪声源、远场声辐射精细化数值模拟。针对噪声产生机理，发展了近壁面边界涡量流、拟涡能流等涡动 力学过程与涡声理论相结合的噪声源分析方法；针对机体噪声控制难题，提出了缝翼凹腔小尺度波纹噪声控制方法和起落架 支杆大尺度波纹噪声控制方法。数值模拟结果表明：缝翼凹腔是增升装置的重要噪声源之一；中低频噪声和纯音峰值主要来 自缝翼凹腔和主翼前缘，后缘襟翼对噪声的贡献相对较小；起落架尾迹区域和轮胎空腔区域存在大量、复杂的大尺度湍流涡 结构，是起落架的主要噪声源，起落架各部件噪声特性基本呈现宽频特性，支柱部件辐射噪声最大，轮胎次之，中间的连轴部 件和扭杆部件辐射噪声相对较小；缝翼凹腔波纹噪声控制方法兼具减阻和降噪功效；起落架大尺度波纹噪声控制方法能有效 降低远场辐射噪声。本文研究内容可为增升装置气动与噪声一体化设计、起落架降噪设计等提供技术支撑。 

　　0 引　言

　　大型客机的外部噪声水平是环保性的核心指标 和适航取证的重要评价标准。如图 1 所示，飞机外部 噪声主要包括发动机噪声和机体噪声。随着大涵道 比发动机、消声短舱和声衬等先进技术的广泛应用，机 体噪声在飞机外部噪声研究中的重要性日益凸显[1-5]。 特别是在飞机减速着陆阶段，发动机功率降低，噪声 水平随之降低，机体噪声比例大幅度提升，如图 2 所 示。因此，降低飞机外部噪声需进一步将机体降噪 作为研究重点。机体噪声包括增升装置噪声和起落 架噪声，这 2 种噪声属于空气流动发声，只有对其流 动和噪声机理进行深入研究，才能发展出可行的降 噪技术。

　　增升装置是机体噪声的重要声源之一，其缝翼 流动复杂且与其他机体部件存在相互干扰，这使得 缝翼噪声的研究充满挑战。增升装置缝翼流动的复 杂性体现在：前缘缝翼和主翼之间凹腔内的分离涡 与未被扰动的流动之间形成了不稳定的自由剪切 流，自由剪切流与缝翼下表面发生碰撞，从缝翼尾缘 脱落；位于凹腔内的不稳定分离涡则做低频小幅振 荡。因此，缝翼噪声在二维或等直翼模型上不仅具 有宽频特征，且受腔体反馈产生纯音。

　　起落架噪声被认为是现代大型客机的另一类重 要机体噪声。起落架的远场噪声中既包含宽频噪 声，又包含离散噪声。宽频噪声产生机理包括 2 大 类：一类是钝体分离噪声，即气流流过起落架钝体部 件发生流动分离、再附着等流动现象而辐射的噪声； 另一类是干扰噪声，即上游部件的非定常湍流尾迹 作用于下游部件而产生的噪声。离散噪声主要由起 落架构型中的一些小孔结构和轮胎内外侧可能存在 的空腔结构的声学激振现象产生。起落架噪声源的 远场噪声特性与起落架构型密切相关，起落架轮胎 数量、细小零部件及部件之间的安装效应都会影响 起落架的远场噪声特性。

　　美国和欧洲开展了大量飞机增升装置气动噪声 数值模拟研究工作。美国 NASA Langley 研究中心 的 Singer [6]、 Khorrami [7] 和 Choudhari [8] 等 采 用 二 阶 UNRANS、DES 结合 FW‒H 积分方程的混合方法对 飞机增升装置模型的气动噪声进行了研究，结果表 明：缝翼缝道的剪切层和缝翼前后缘的涡脱落是主 要噪声源，其中缝翼后缘涡脱落是导致高频窄带噪 声的最主要原因。最早 Tam 等[9] 就认为缝翼凹腔中 的纯音频率与共振反馈回路有关。Choudhari 等[10] 在多段翼上进行了风洞试验并得出结论：高频纯音 是钝体后缘涡脱落而非声学共振的结果。Takeda 等[11-12] 也通过试验研究得出了同样的结论。

　　国内也有许多出色的增升装置气动噪声数值模 拟研究。清华大学张宇飞等[13] 采用壁面大涡模拟结 合 FW‒H 积分方程对 30P30N 三段翼型的噪声特性 进行了深入研究。刘兴强等[14] 结合 SNGR 方法和高精 度 DG 方法求解 LEE，获得了中远场的声传播，并对 增升装置的宽频噪声进行了数值模拟。上海交通大学李伟鹏等[15] 采用高精度 LES 方法直接模拟了等直 翼增升装置缝翼近场噪声，分析了缝翼的纯音机理。

　　国外研究者采用混合方法对起落架噪声开展了 大量的研究工作。Souliez 等[16] 对简化的四轮起落 架模型噪声进行了模拟，利用非结构网格划分了 流 场 计 算 区 域 ， 采 用 RANS + FW‒H 混 合 方 法 ， 分别以固体表面和空间可穿透面作为 FW‒H 积分面 计算远场噪声；得到的远场噪声存在一定差异，其原 因可能是空间可穿透面的积分形式包含了周围空间 中 存 在 的 四 极 子 声 源 。 Hedges 等 [17] 分 别 运 用 DES 和 URANS 方法对简化四轮起落架模型周围的 流 场 进 行 了 计 算 ， 2 种 方 法 所 得 结 果 基 本 相 似 ， DES 方法所得结果更接近试验结果。

　　近年来，国内有关起落架噪声数值模拟的研究 发展迅速。南京航空航天大学龙双丽等[18] 采用 DES 结合 FW‒H 方程的方法对某型飞机的前起落架进行 了数值模拟，并基于涡声理论计算了声源的强度和 位置。胡宁等[19] 采用基于 SA 湍流模式的 URANS、 DES 和 DDES 分别对四轮基本起落架模型进行了数 值模拟，并根据所得的非定常流场计算了表面声压 级分布和噪声频谱。虽然 CFD 结合声类比理论的方 法在噪声数值模拟方面取得了较多成果，但受限于 数值模拟时的网格大小和时间步长，准确预测起落 架的高频噪声仍然存在诸多困难。

　　研究人员针对增升装置和起落架提出了大量降 噪措施。这些降噪措施主要分为主动控制技术和被 动控制技术两大类。主动控制技术通过控制手段向 流场中注入能量，弱化或消除流场脉动，来降低噪声 辐射；被动控制技术通过改变外形等方式改善流动 状态，以达到降低气动噪声的目的。

　　在增升装置中，被动控制技术较为常用，主要采 用新型构型如缝翼凹槽挡板[20]、缝翼凹槽填充[21]、 前缘下垂[22] 和锯齿形缝翼尖角[23] 等达到降噪目的。 Khorrami 等[24] 应用混合方法模拟了缝翼凹槽挡板 和凹槽填充构型，结果表明两者都可以较大程度降 低缝翼离散纯音。Imamura 等[25] 以缝翼凹腔内的流 动分离线作为填充外形，设计了凹槽填充方法。除 对缝翼噪声进行控制外，还可对后缘襟翼采取多种 降噪措施，如多孔侧缘（porousside edge） [26]、侧缘栅 栏（tip fence） [27]、微型片（microtabs） [28] 和侧缘吹气[26] 等。由于缝翼噪声对增升装置噪声的贡献很大，目 前增升装置降噪仍然主要针对缝翼噪声。

　　目前关于起落架噪声控制方法的研究较多[29]。 Thomas 等[30] 利用等离子体 Plasma 装置控制圆柱和 起落架周围的流动分离。Wickerhoff 等[31] 提出了“空 气膜降噪法”，其原理是在起落架支柱的圆柱体表面 额外增加层流，延迟起落架表面的流动分离，使流场 尾迹湍流涡区域明显减小，从而达到降低起落架噪 声的目的，但该方法采用的单喷空气幕装置会引入 额外的噪声。Zhao 等[32] 在其基础上提出了双喷空 风幕，能够比单喷空气幕装置实现更有效的降噪。 Dobrzynski 等[33-34] 在声学风洞中对全尺寸模型起落 架整流罩进行了降噪研究。Spiteri 等[35] 研究了整流 板对起落架和周围结构干扰噪声的抑制效果。对起 落架轮胎空腔结构进行全填充可以降低总声压级， 且能够完全抑制侧边的 3 个纯音。考虑起落架空腔 的实际作用，刘沛清等[36] 发现对空腔前半侧进行填 充与全填充的降噪效果几乎相同。

　　利用波纹表面控制流动能够同时实现气动和噪 声的双重控制，这方面已有相关研究工作。波纹壁 在边界层分离初期及相关旋涡结构中起着重要调控 作用[37]。Meng 等[38] 采用大涡模拟方法研究了低马 赫 数 湍 流 流 动 ， 发 现 展 向 波 纹 壁 可 以 降 低 噪 声 。 Xu 等[39] 分析了波纹圆柱绕流，发现波纹扰动削弱了 分离剪切层的卷起，能够抑制湍流涡的产生。与光 滑表面相比，经过合理设计的波状表面的气流会产 生更稳定的自由剪切层，抑制中低频噪声源。目前 的研究主要集中在波纹表面减阻，利用波纹表面进 行降噪的研究还比较少见，此类方法属于局部小幅 度几何构型改动，在降噪方面有很大潜力。

　　发展提升气动性能的噪声控制技术是学术界 与工业界面临的巨大挑战。缝翼和主翼之间的凹腔 既是增升装置噪声的重要来源，又是决定增升装置 气动性能的重要部件，增升装置任何部件构型的改 变均会影响飞机巡航构型和增升装置的气动性能。 起落架构型复杂，是典型的非气动部件，同时也是飞 机最重要的安全部件之一，降噪设计不能对起落 架进行大幅改型。因此，开展声源和远场辐射噪声 的精细化数值模拟，研究飞机增升装置和起落架 噪声机理，发展基于波纹技术的降噪措施，是符合飞 机设计需求的，具有重要的理论价值和广阔的应用 前景。

　　本文基于 30P30N 三段翼模型和大尺度两轮起 落架，采用数值模拟方法研究典型增升装置和起落 架模型的流场和噪声特性，提出增升装置缝翼凹腔 波 纹降噪措施和起落架波纹支柱降噪措施。

　　1 数值模拟方法

　　1.1 流场计算方法

　　本文采用改进延迟分离涡模拟 IDDES 模型计 算增升装置和起落架流场。IDDES 模型是 2008 年 由 Shur 等[40] 发展的一种融合了 DDES 和壁面模化 大涡模拟 （Wall-modeled LES, WMLES）的方法，能 够实现在远离壁面区采用 LES 求解和在近壁面区采 用 RANS 求解的自动切换，从而更好地解决模化应 力损耗问题，同时减少壁面网格数量。

　　在早期的 DES97 模型中，RANS 求解和 LES 求 解的分区尺度 lDES 为：

　　式中：lLES 和 lRANS 分别为 LES 和 RANS 长度尺度。 对于 SA 模型，lRANS 为单元到壁面的距离，即 lRANS = dw ≡ d。对于 LES 模型，完全湍流长度尺度 lLES 由亚 格子长度尺度定义，lLES = CDES Δ，其中 CDES = 0.65， 是混合 RANS‒LES 方法的基本经验常数[41]，Δ 为亚 格子长度尺度：

　　式 中 ： Cw 为 经 验 常 数 ， hmax 为 第 一 层 网 格 高 度 ， 为沿壁面法向量高度。

　　若物面网格在各方向上都较为细密，则 DES97 模型可能使 LES 算法在边界层内被提前启动。这种 情况下，边界层内的网格无法满足 LES 计算要求， 且计算效率下降。为了避免网格诱导分离，解决模 化应力不足的问题，DDES 模型在分区尺度中引入 了新的长度尺度，使边界层中的计算不会过早发展 为 LES。DDES 模型分区长度尺度 lDDES 为：

　　其中：κ 为 von Karman 常数，可取 0.4； 和 分别为 湍流和层流的黏性系数； 和 分别为速度和位移 分 量 。 当 fd = 0 时 ， lDDES = lRANS， 该 区 域 为 RANS 求解；当 ，即 fd = 1 时，变为式（1），可 采用 DES97 模型计算。

　　IDDES 方法在 DDES 方法的基础上结合了具有 壁面模型的大涡模拟方法，通过引入混合 RANS‒LES 长度尺度，将 URANS 和 LES 方法结合起来，其 分区尺度 lIDDES 为：

　　其中：κ 为 von Karman 常数，可取 0.4； 和 分别为 湍流和层流的黏性系数； 和 分别为速度和位移 分 量 。 当 fd = 0 时 ， lDDES = lRANS， 该 区 域 为 RANS 求解；当 ，即 fd = 1 时，变为式（1），可 采用 DES97 模型计算。 IDDES 方法在 DDES 方法的基础上结合了具有 壁面模型的大涡模拟方法，通过引入混合 RANS‒LES 长度尺度，将 URANS 和 LES 方法结合起来，其 分区尺度 lIDDES 为：

　　式中： 为混合函数，用于确保自动选择 DDES 模式 或 WMLES。 的定义为：

 

　　IDDES 方法能够在壁面边界层附近取得较好的 速度预测结果，有利于分离区域大、小尺度湍流结构 的充分解析，对大尺度时均大分离涡形态特征和位 置的描述较为准确，因此适用于增升装置和起落架 复杂流动的精细分析，捕捉更细微的大尺度分离脱 落 涡破碎过程，提高气动噪声计算精度。

　　1.2 噪声计算方法

　　为 了 研 究 任 意 运 动 物 体 的 发 声 问 题 ， Ffowcs Williams 和 Hawking 在 Lighthill 方程的基础上引入 广义函数，对连续性方程和 N‒S 方程重组，推导得 到 FW‒H 方程[42]，其本质上是一个非齐次波动方 程。微分形式的 FW‒H 方程可以写为：

　　式中:co为远场声速;t为时间;p为流体的密度，P。为流体的时均密度;n;为单位外法向量;远场声压p' = p -Po，其中p为压力，Po为时均压力;f = 0为声源积分面;u为x 方向的流体速度;u.为垂直于声源积分面f = 0方向的流体速度分量;v.为垂直于声源积分面f = 0方向的声源面运动速度分量;Pj为压缩应力张量;8(f)为Dirac delta 函数;H(f)为Heaviside 函数，当f < 0时，H(f)= 0，当f > 0时，H(f) = 1。Tj为 Lighthill应力张量,定义为:

　　FW‒H 方程右端的源项分别表示单极子声源、 偶极子声源和四级子声源。对于低马赫数流动，四 级子声源的影响可忽略。在采用 Farassat 1A 公式[43] 求解 FW‒H 方程的过程中，声源积分面可选择固体壁 面或空间可穿透面。飞机增升装置和起落架流动马 赫数较低，四极子声源的贡献不明显，因此，本文计 算 FW‒H 声源积分面时选取模型固体壁面积分面。

　　2 增升装置噪声机理

　　2.1 模型与数值方法

　　30P30N 三段翼是增升装置复杂流动和气动噪 声特性研究中被广泛采用的增升构型之一，已被国 际上多个权威科研机构进行了深入的数值模拟和试 验研究。美国 NASA 举行的 BANC‒Ⅲ研讨会上，形 成了 30P30N 三段翼的平均气动力特性、流场粒子图 像测速（PIV）和噪声预测等多种经过验证的结果[44]。

　　30P30N 三段翼是一种典型的着陆构型，前缘缝 翼和后缘襟翼打开后的偏转角均为 30 °，前缘缝翼与 主翼之间有缝道，宽度为 2.95% 的总弦长，如图 3 所 示。巡航状态下翼型的总弦长 C = 0.457 m，前缘缝 翼弦长 Cslat = 0.15C，后缘襟翼弦长 Cflap = 0.15C。 为得到更充分的三维展向流动特征，拉伸的长度为 0.457 m，即与弦长相同。计算域远场距离为 50C。

　　计算条件为：自由来流马赫数 Ma = 0.17，雷诺 数 Re = 1.7 × 10 6，迎角 α = 5.5 °；机翼壁面采用无滑 移边界条件，展向为周期性边界条件，其余边界为压 力远场边界条件。非定常计算无量纲时间步长为 6.51 × 10 −5。计算稳定之后，对非定常计算的最后 50 个流动特征时间单位（流体流过整个翼型的时间， 特征时间定义为 ，U 为自由来流速度）作为数据 采样分析。每个特征时间单位采样一次，总时间步数约 130 万，噪声统计采样时间约 0.41 s。对所有采样 数据进行分区加窗处理，采用 Hanning 窗（重叠率为 50%）对所有子样本取平均，得到最终噪声频谱图。

　　计算域网格采用多块分区网格划分，如图 4 所 示。为了更精细地模拟缝翼凹腔内部的复杂流动， 着重加密该区域网格。本文采用了 3 套网格密度 进行网格无关性验证，主要加密了缝隙凹腔和模型 近场区域，网格第一层高度也随之减小，细网格和中 等网格第一层无量纲高度满足 Δy + 1。3 套网格的 网格量分别为 600 万（粗网格）、1500 万（中等网格） 和 5500 万（细网格）。

　　2.2 30P30N 三段翼气动特性

　　将采用 3 套网格计算得到的沿翼型截面的表面 压力系数 Cp 与试验数据[45] 进行比较，如图 5 所示。 结果表明，采用中等网格和细网格计算得到的表面 压力分布曲线与试验数据吻合较好。

　　表 1 列出了 30P30N 三段翼不同部件的平均气 动力系数，并与 Ashton 等[46] 的数值模拟结果进行了 比较。结果表明，采用中等网格和细网格计算所得 升力系数 CL,total 和阻力系数 CD,total 分别约为 2.640 和 0.133，相比粗网格而言，与试验结果吻合更好。 各部件气动力系数的计算结果均在合理的范围内， 缝翼部件计算值与参考值误差偏大的主要原因是凹 腔的存在导致流动复杂，使阻力预测较为困难。

　　2.3 流场及噪声结果分析

　　图 6 为采用不同网格计算得到的远场噪声声压 级（LSP）与 Pascioni 等[45] 试验结果的比较。总体噪 声包括了前缘缝翼、主翼和后缘襟翼的噪声源。观 测点位于 r = 2.19C （1 m），θ = 287.5°，其中，r 为 观测点到坐标原点的距离，θ 为观测点与 x 轴正方向 的夹角。中等网格和细网格的计算结果在斯特劳哈 尔数 Sr = 1.2～10.0 时与 Pascioni 等的风洞试验结 果吻合较好。

　　图 7 为 r = 2.19C、θ = 135°观测点处的噪声频 谱图。对比图中前缘缝翼、主翼和后缘襟翼这 3 个部 件的噪声源，可以看出声能量主要来源于前缘缝翼， 其次是主翼。对比总体噪声和前缘缝翼噪声可知， 中低频的窄带峰来自缝翼，由此证明自激振荡是增 升装置中的一个重要噪声源。总体而言，后缘襟翼 是最弱的噪声源，在 θ = 135°处，后缘襟翼对总体噪 声的贡献基本可以忽略。

　　图 8 为 Sr = 0.3～11.7 时不同部件远场辐射噪 声声压的指向性，对应频率为 256～10000 Hz。总体 噪声指向性与前缘缝翼噪声指向性比较接近，在第 二和第四象限的辐射声压强于其他象限的声压。总 体噪声指向性峰值位于 θ ≈ 120°，次峰值出现在 θ ≈ 310°。前缘缝翼噪声辐射特性与总体噪声相似。

　　为揭示增升装置气动噪声的发声机制，本节还 研究了近壁面流动，如与缝翼凹腔壁面相关的剪切层涡结构、边界层流动分离及 Lamb 矢量（涡量与速 度的向量积， ）散度的涡动力学过程。

　　当剪切层冲击前缘缝翼的下表面时，在冲击点 附近会形成强烈的压力脉动。周期性的压力脉动形 成一系列压力波，与上游的流动不稳定性形成反馈 闭环。图 9 为前缘缝翼表面均方压力脉动 (p′ RMS ) 2 分布。由图可知，压力脉动剧烈的区域沿缝翼展向 呈条带状分布，表明冲击形成的压力波与缝翼凹腔 离散纯音的产生密切相关。

　　根据涡声理论，缝翼凹腔中的 Lamb 矢量散度 是影响远场辐射噪声的关键物理量。图 10 为不同时 刻缝翼凹腔内瞬态 Lamb 矢量散度分布。Lamb 矢量 散度 div Lamb 的最大值（正值）和最小值（负值）成 对同时出现在每个大尺度离散涡中，这说明噪声源 最 开始是由偶极子声源发展而来的。

　　3 增升装置噪声降噪技术

　　3.1 缝翼凹腔波纹模型的建立

　　本节采用 30P30N 三段翼模型作为基准增升装 置模型（baseline），在此基础上开展波纹壁噪声控制 技术研究。在波纹设计过程中需考虑三维效应，如 压力系数的展向分布和大尺度涡流动的结构特征 等，故采用展向波纹壁。这种带有改进缝翼凹腔内 壁面的波纹几何构型称为“缝翼凹腔波纹壁（Slat Cove Wavy Wall, SCWW）”，如图 11 所示。

　　波 纹 的 几 何 形 状 由 振 幅 h = aL 和 波 长 λ = bL 定义，其中 L 为缝翼尖角与缝翼后缘的距离，表征缝翼凹腔的大小，参数 a 和 b 是需要设计的无量 纲常数。图 11（b）所示的波纹壁面几何形状由下式 给出：

　　式中： 为在缝翼凹腔曲线上的位置, Xo、X1、 分别为 波纹分布位置的起止点； 为凹腔曲线的法向量。 为了比较缝翼凹腔波纹壁在不同设计参数下的 降 噪 效 果 ， 选 择 了 如 表 2 所 示 的 3 组 参 数 （ Case I～III）进行比较。波纹振幅 h/L = 5% 近似等于边 界层厚度 δ，可以通过 RANS 数值方法计算基准模型 缝翼凹腔曲线中点附近的边界层厚度 δ。上述参数 的选择能够确保对气动性能无显著影响，且可以控 制近壁面旋涡的分离，以抑制低频噪声源。设计的 缝翼凹腔波纹壁模型如图 12 所示。

　　在 30P30N 三段翼模型中等网格的基础上开展 波 纹壁模型网格划分，总网格单元数达 1500 万。

　　3.2 缝翼凹腔波纹增升装置气动力特性

　　图 13 为基准模型和 Case Ⅰ～Ⅲ的压力系数分 布。由图可知，增加波纹后，只有缝翼凹腔波纹处的 压力分布发生波动，其他位置的压力分布基本不 变。图 14 为升力系数随迎角的变化曲线和极曲线 （升力系数随阻力系数的变化曲线）。由图可知，增 加波纹对失速迎角有一定影响，其中，Case Ⅲ的失 速迎角提升 1.0°，Case Ⅱ的失速迎角减小 1.5°，Case Ⅲ的减阻效果最明显。

　　表 3 为在基准模型的基础上，缝翼凹腔波纹壁 模型气动力特性变化对比。由表可知，Case Ⅱ减阻 增 升效果最明显，Case Ⅲ次之，Case Ⅰ效果最差。

　　3.3 缝翼凹腔波纹增升装置降噪机理

　　为了揭示缝翼凹腔波纹壁的降噪特性，本节将 对远场噪声声压级，缝翼凹腔中相应涡结构、壁面压 力脉动、边界拟涡能流和 Lamb 矢量散度涡动力学 等物理规律的变化过程进行分析。

　　图 15 为基准模型和 3 种缝翼凹腔波纹壁模型远 场观测点辐射噪声的频谱特征，观测点位于 r = 10C、 θ = 270°处。由图可知，就总体噪声而言，Case Ⅲ在 低频段具有明显的降噪效果，但在高频段，噪声有略 微的增加，缝翼、主翼和后缘襟翼噪声均有明显降 低。图 16 为基准模型和 3 种缝翼凹腔波纹壁模型远 场辐射噪声的指向性。由图可知，在缝翼凹腔增加 波纹不会改变增升装置噪声的指向性，缝翼、主翼和 襟翼噪声的指向性也未发生改变。其中，Case Ⅲ不 仅总体噪声降低十分明显，缝翼、主翼和襟翼噪声降 低也十分明显。

　　图 17 为 缝 翼 凹 腔 中 采 用 基 于 Q 准 则 判 据Q(C/U) 2 = 2500 等值面的瞬时涡结构。对比基准 模型和 Case Ⅲ，缝翼凹腔中的大尺度涡在剪切层附 近没有明显差异。所有模型的整体剪切层流动状态 都是相同的，而在缝翼凹腔下表面附近，缝翼凹腔波 纹壁模型出现了更多的小尺度附着涡结构。这些小 尺度涡结构主要产生于波纹的波峰附近，是增升装 置高频噪声的重要来源。

　　图 18 为展向中间位置的（(z/C= 0.5) ）压力系数 均方根 。由图可知，撞击点附近压力系数均方根 降低，低频噪声辐射程度降低，靠近缝翼下表面前缘 附近的压力脉动增大是高频噪声增大的主要原因。

　　图 19 为 Case Ⅲ与基准模型不同时刻缝翼凹腔 边界拟涡能流分布（BVF 表示边界涡量流）。由图可知，波纹壁使得边界拟涡能流分布更为均匀，减少了 因强化涡量过程产生的扰动；相同条件下，波纹壁加 速 了新涡量产生的扩散速率，空间能量耗散更大。

 

　　4 两轮起落架噪声机理

　　4.1 两轮起落架模型及网格

　　本文采用的起落架模型来自中国空气动力研究 与发展中心，该模型已在气动声学风洞中测量了远 场辐射噪声。两轮起落架包括轮胎（wheels）、主支柱 （main strut）、斜支柱（raking strut）、轮轴（axle）和 扭力臂（torque link）等部件。图 20 为两轮起落架几 何模型（后文称“原始模型”），其参数如表 4 所示。

　　两轮起落架模型支柱顶端与计算域边界相连， 支柱顶端为坐标原点。计算域上、下游边界距原点 分别为 15D、25D，前、后边界距原点均为 15D，起落 架模型和结构件模型计算域底部边界距原点 20D， 可保证计算域边界对起落架流场核心声源区不造成 影响。起落架模型总网格量约 2300 万。

　　起落架噪声主要存在于飞机起飞和降落阶段。 参考大型民用飞机起降速度，根据试验工况，设置本 文起落架研究的来流速度 U = 65 m/s，马赫数为 0.19。基于轮胎直径的雷诺数为 3.1 × 10 6，非定常计 算时间步长为 5 × 10 −6。时均流场由非定常计算达到 稳定后的流场数据平均得到。

　　声学采样在非定常计算达到稳定后（t > 0.1 s） 开始，采样总时间约 1 s，对应于气流流过约 100D。 通过 FW‒H 方程积分得到远场观测点处的声压时域 数据，然后对其进行快速傅里叶变换（FFT），得到噪 声频域数据。对所有的采样数据进行分区加窗处 理，采用 Hanning 窗（重叠率为 50%）对所有子样本 取 平均，得到最终噪声频谱图。

　　4.2 两轮起落架流场特征

　　图 21 为两轮起落架模型的表面压力系数分布。 表面时均压力系数分布显示，表面压力最大值区域 出现在主支柱、轮轴及轮胎的迎风面，这是由于气流 冲击停滞导致的。支柱两侧和 2 个轮胎外侧气流速 度较大，均出现了低压区域。在轮胎的空腔后缘位 置，由于对流形成了阻碍，导致出现回流区域，流动 速度较小，出现了压力偏大的区域。

　　起落架表面的压力脉动与噪声辐射密切相关， 压力脉动高的位置为主要噪声源位置。两轮起落架 模型表面压力脉动主要分布于轮胎表面后半部、轮 胎空腔的尾缘、主支柱两侧和斜支柱表面。轮胎部件流动分离后，形成湍流尾迹，从而使轮胎部件表面 产生压力脉动；在空腔前缘脱落的涡周期性撞击尾 缘，使空腔尾缘产生压力脉动；支柱两侧的压力脉动 区域为支柱表面分离区，主支柱尾迹的大量湍流涡 与斜支柱相互作用，使斜支柱表面出现明显的压力 脉动区域。对比发现，斜支柱表面的压力脉动明显 高于其他位置，说明斜支柱为两轮起落架模型的主 要噪声源。

　　对流场取截面，分析其内部流场速度分布特 征。图 22 为两轮起落架模型截面上的时均流向速度 分布及流线图。截面 1 为模型轮胎部件中间位置截 面，从其流向速度分布可以看出，轮胎部件两侧区域 流向速度较大，尾迹区域为大片低速区域：在靠近壁 面位置，流向速度还出现了负值，说明此区域出现了 回流。轮胎空腔区域流向速度也为负值，说明此区 域也为回流区域。截面 2 为起落架横向中间截面，起 落架尾迹区域为大片低速区域，说明起落架尾迹区 域由于涡脱落也出现了大范围的回流。

　　图 23 为两轮起落架流场中的 Q 准则等值面分 布图，可表示流场中的涡结构。两轮起落架模型流 场中，涡结构主要分布于各部件的尾迹区域，且主支 柱的尾迹涡与斜支柱相互作用，使得斜支柱周围的 流动更加复杂。轮胎两侧的空腔区域也存在较为明 显的涡结构，这些区域均为起落架流场中主要的噪 声 源区域。

　　4.3 两轮起落架噪声特征

　　图 24 为噪声频谱计算结果与试验结果的对比， 观测点 E 位置为 (−5.03 m, 0, 6 m)。计算得到的噪 声频谱特性与试验结果相似，均为宽频噪声和纯音 噪声的叠加。在低频范围内，声压级幅值计算结果与 试验结果吻合较好；在中高频范围内（1～5 kHz），二 者相差较大，这主要是两者的模型细节差异导致的。 为分析两轮起落架模型整体和部件远场噪声特 性，分别取全部结构表面和各个部件表面单独作为 FW‒H 积分面得到部件噪声频谱。图 25 为两轮起落 架整体和部件在远场观测点 E 处的声压级频谱。起 落架总噪声频谱由宽频噪声和纯音噪声组成；频谱 中有 2 处明显的峰值，分别在 100 和 750 Hz 左右，为 纯音噪声部分。

　　分析各部件噪声频谱可知，支柱噪 声为两轮起落架模型总噪声的主要部分，轮胎噪声 次之，轮轴和扭力臂部件噪声较小。支柱辐射噪声 中，斜支柱辐射噪声较大，通过对前述起落架流场涡 结构分布的分析，由于斜支柱完全位于主支柱尾迹中，主支柱尾迹脱落涡撞击斜支柱表面，导致较大的 流场脉动，从而产生较大的噪声辐射。轮胎部件频 谱 750 Hz 左右存在与总噪声频谱相同频率的纯音， 说明总噪声中此频率纯音是由轮胎部件产生的。主 支柱尾迹的周期性涡脱落及其尾迹涡与斜支柱周期 性的撞击贡献了总噪声的另一个纯音噪声。

　　图 26 为两轮起落架模型整体和部件噪声指向 性分布图，指向性平面垂直于起落架支柱方向，即 = 0 平面（轮轴中心位置）。可以看出，斜支柱噪声 为两轮起落架模型噪声的主要部分，轮胎和主支柱 噪声次之，轮轴和扭力臂噪声最小。两轮起落架 模型总噪声和各部件噪声均为偶极子指向，其中，轮 胎、主支柱和斜支柱为垂直于来流方向的偶极子指向，轮轴和扭力臂噪声为平行于来流方向的偶极子 指 向。

　　5 波纹支柱起落架降噪技术

　　5.1 波纹支柱起落架模型建立

　　基于起落架噪声源分析，本节建立了波纹支柱 起落架模型。波纹支柱设计时考虑起落架支柱强度 要求，保证支柱最小直径不减小，即波谷位置直径不 小于原始起落架支柱直径。支柱波纹段与等直段光 滑过渡，且确保波纹形状不会与起落架其他部件发 生干涉。在起落架支柱上布置 3 个波纹，波纹支柱形 状定义与文献 [47] 中的波纹圆柱一致，波纹参数为： 波高 = 0.05D，波长 = 2D。图 27 为波纹支柱起落 架示意图。波纹支柱模型计算域及网格划分与原始 模型基本保持一致。波纹支柱起落架的计算工况及 设计与 4.1 节描述相同。

　　5.2 波纹支柱起落架噪声

　　为分析波纹支柱对起落架各部件的影响，将原 始模型和波纹支柱起落架模型的总体及各部件噪声 频谱分别进行对比。图 28 为波纹支柱起落架模型整 体噪声与原始模型 1/3 倍频程频谱图对比。从对比 结果来看，相比于原始模型，波纹支柱起落架模型噪 声频谱在 80～800 Hz 范围内降低明显。

　　为了更清楚地对比各部件噪声的变化，计算了 各部件噪声总声压级，结果如表 5 所示。可以看出， 本文采用的波纹支柱降噪设计是有效的。波纹支柱 起落架模型总声压级比原始模型降低 2.1 dB，这主 要是由于波纹支柱改善了尾迹，降低了斜支柱辐射 的噪声。各部件中，波纹支柱噪声降低明显（降低了 9.0 dB），但由于主支柱辐射噪声占比较小，对总体 降噪的贡献不明显；轮胎声压级增大 0.1 dB；轮轴和 扭力臂辐射噪声声压级都小幅减小，分别减小了 0.1 和 1.1 dB。

　　图 29 为原始模型和波纹支柱起落架模型的远场 噪声指向性对比。可以看出，波纹支柱起落架模型 的总声压级在垂直于起落架支柱的辐射方向上均减 小 ，表明波纹支柱可有效降低起落架的远场噪声。

　　5.3 波纹支柱起落架降噪机理

　　图 30 为原始模型与波纹支柱起落架模型流场涡 结构分布对比（Q = 100）。对比支柱尾迹涡结构的 变化，可以发现波纹支柱表面的分离被延迟，两侧形 成的剪切层变得更稳定，流场中的大尺度涡结构有 所减少。波纹支柱尾迹区域旋涡结构的分布相对较 为集中，横向分布范围减小。原始模型主支柱后方 原本较为明显的周期性也被抑制，这是导致支柱低 频纯音消除的主要原因。同时，主支柱尾迹流动结 构与斜支柱之间的相互作用也被明显削弱，使得斜 支柱噪声降低，这是波纹支柱起落架模型总噪声降 低的主要原因。

　　图 31 为波纹支柱起落架模型与原始模型表面边 界涡量流对比。波纹支柱起落架模型表面 BVF 分布 减小，减小区域主要为波纹支柱波峰位置和斜支柱 表面。波纹支柱表面的 BVF 减小会导致壁面涡量进 入流场的速率降低，从而削弱了壁面涡量对流场涡 结构的增强作用。

　　图 32 为波纹支柱起落架模型与原始模型流场 截面 Lamb 矢量散度的分布对比。原始模型 Lamb 矢量散度主要分布在靠近主支柱壁面的主支 柱尾迹区中，而对于波纹支柱起落架模型，其分布位 置不同程度地向下游移动。相比于原始模型，波纹 支柱起落架模型主支柱尾迹区域的 Lamb 矢量散度 分布明显减少。Lamb 矢量散度可以代表流场中的 声源，因此，波纹支柱模型 Lamb 矢量散度分布的改 变是噪声降低的重要原因。

　　6 结　论

　　针对我国大型客机研制中的增升装置噪声和起 落架噪声产生机理和控制的关键科学问题，开展了 基于 IDDES 结合 FW‒H 积分方法的声源与远场辐 射噪声精细化数值模拟，采用基于边界涡量流、拟涡 能流等涡动力学过程结合涡声理论的噪声源分析方法，深入分析了增升装置缝翼、两轮起落架的噪声机 理，并提出了缝翼凹腔小尺度波纹和起落架支杆大 尺度波纹噪声控制技术，分析其流场和气动力特性， 揭示了其降噪机理，主要结论如下：

　　1） 缝翼凹腔是增升装置的重要噪声源，中低频 的噪声和纯音峰值主要来自缝翼凹腔和主翼前缘， 后缘襟翼对噪声的贡献相对较小。

　　2） 缝翼凹腔波纹噪声控制技术兼具减阻与降噪 的功效。

　　3）起落架流场尾迹区域和轮胎空腔区域存在大 量的湍流涡结构，是起落架的主要噪声源区域；两轮 起落架支柱部件辐射噪声最大。

　　4）起落架大尺度波纹支柱改变了起落架尾涡结 构，能够有效降低起落架噪声。