鋸齒單元對起落架/艙體耦合噪聲抑制試驗

梁勇，陳迎春，趙鯤，孫靜，盧翔宇，趙昱

1.西北工業大學 航空學院，西安 710072 2.中國商用飛機有限責任公司，上海 201200 3.中國空氣動力研究與發展中心 氣動噪聲控制重點實驗室，綿陽 621000

飛機的一個完整飛行階段，必然存在有起落架放出的開艙飛行狀態，即著陸與起飛狀態。在起落架艙門打開后，艙體前緣自由剪切層產生流動分離，產生大量不同尺度的渦結構并逐步演化，隨來流向下游運動，撞擊到起落架艙后緣壁面上，回傳聲壓力又不斷和前緣自由剪切層相互作用，再次引起不穩定，產生更多渦結構。該過程在起落架艙體空腔內形成自持性具有不同模態的振蕩(Rossiter模態)[1]，并產生空腔噪聲。同時，氣流流過起落架發生分離并產生大量的脫體渦，兩者流場相互耦合，形成了復雜的起落架/艙體耦合噪聲[2]。

自20世紀起，空腔噪聲研究就受到了廣泛的關注。Heller等[3]針對長深比為4～7的空腔開展研究，獲取了馬赫數在0.8～3范圍內的靜態壓力數據和1/3倍頻程曲線；NASA蘭利研究中心Plentovich和Tracy[4-5]研究了馬赫數0.2～0.95范圍內，不同長深比、寬深比對腔底靜態壓力、脈動壓力的影響，獲取了不同位置的脈動壓力頻譜，研究結果表明增加空腔的寬度和減小空腔深度都會使得主頻振幅和頻率的增加。在空腔模態預測方面，Rossiter[1]提出空腔振蕩頻率的預測方程，Heller等[3]針對此方程進行了公式修正，并指出上游傳播擾動聲波的速度應為空腔內的當地聲速，這2種模態預測方程只適合馬赫數大于0.8的情況，如果馬赫數小于0.8，則需要對方程中的參數進行修正，其原因為聲壓與脫落渦相互作用取決于兩者耦合時所占有的主次地位，為此國內張強[6]和朱幼君[7]對模態預測公式進行了進一步的修正，并利用試驗進行驗證，結果表明當馬赫數大于0.5時，試驗數據和計算結果吻合很好，在馬赫數小于0.5時，修正后的公式比Rossiter和Heller提出的公式更為準確。

在空腔噪聲抑制措施方面，主要有主動控制與被動控制2大類。主動控制措施主要包括等離子體、空氣幕等[8-9]，此類降噪方法，雖然降噪效果較好，但機構復雜，技術成熟度低，距離工程應用尚遠。被動控制措施由于不需要額外能量輸入，具有結構和安裝比較簡單等優勢，而受到了更多關注。Saddington等[10]研究了在來流馬赫數0.71條件下，采用了氣流偏導器(整體擋板(flat-top)、鋸齒形(sawtooth)、方齒形(square-tooth))、空腔前后緣處理等13種不同降噪措施對長、寬、深分別為320 mm、160 mm和64 mm的空腔噪聲進行研究，獲得了不同的降噪措施下，總聲壓級、腔底壓力變化情況，結果表明，鋸齒擾流單元降噪效果較其他方式要好，特別是在腔底40%位置壁面脈動壓力總聲壓級降低最為明顯；Luo等[11]研究了在來流馬赫數1.44條件下，采用安裝鋸齒擾流單元和改變空腔后緣坡度的方法對空腔進行降噪，結果表明2種措施均有效果，鋸齒擾流單元可有效延遲Rossiter振蕩主頻率，但會導致高頻階段的振蕩加強，后緣斜坡不會改變頻率分布，但會降低振幅幅值。國內楊黨國等[12-13]開展了大量空腔噪聲研究工作，研究了不同馬赫數(0.9、1.5)條件下，零質量射流[14]對空腔噪聲的抑制效果，并指出了降噪效果較好的射流出口位置。趙小見等[15]通過風洞試驗測試了低速來流情況下，空腔內脈動壓力的變化情況與空腔聲源的位置，得到聲源強度隨來流速度與脈動壓力的變化規律。

在起落架噪聲研究方面，Heller和Dobrzynskif[16]最早進行了起落架模型試驗，獲得了2種起落架模型噪聲數據并將其進行對比；Dobrzynski等[17-18]在German-Dutch Wind Tunnels(DNW)風洞進行了全尺寸起落架噪聲測量試驗，認為結構細節和流動相似性對起落架流動噪聲源的聲場輻射是關鍵的影響因素；國內龍雙麗[19]和劉興強[20]等通過試驗手段和聲渦理論計算研究了典型飛機著陸速度下聲源的強度和位置，指出起落架噪聲的主要貢獻源。王驍原等[21]以LAGOON項目縮比模型為研究對象研究了起落架空腔發聲機理，驗證空腔噪聲純音產生機理和機輪空腔聲學共振關系。在起落架降噪方面，李勇等[22]對起落架轉向梁、驅動軸等進行處理，結果表明帶孔襯墊加毛刷措施可達到較好的效果。此外，劉興強等[23]采用翼型整流罩和圓臺對起落架進行降噪，具有明顯的降噪效果。

然而，在飛機起降階段，起落架收放都經歷了艙門的開啟階段，飛機起落架艙為一個不規則矩形空腔，氣流在與起落架作用產生氣動噪聲的同時，還與起落架艙相互作用產生聲自持振蕩噪聲。同時二者流場聲場相互耦合，情況更加復雜。只有將這2種噪聲與它們之間的耦合關系同時考慮，才能準確地評估飛機起降過程對周邊環境的影響。民用客機在降落階段從打開艙門放出起落架，到起落架收回艙門關閉的過程中，是整個著陸系統噪聲最為惡劣的階段，此階段飛行速度大約在85 m/s左右[24]，民用的私人飛機和無人機等速度還要低一些，但國內外的研究關注點主要集中在跨聲速和超聲速純空腔氣動噪聲研究，而對于這樣低速度范圍的空腔流動噪聲卻很少有人研究。此外，在針對起落架噪聲研究方面，往往只是單獨研究起落架本身渦脫落產生的噪聲，而針對起落架及其艙體產生的耦合噪聲目前開展工作較少，國內僅劉沛清團隊[25]采用LAGOON起落架進行過帶艙體起落架耦合噪聲的數值計算研究。

本文主要從氣動聲學角度研究在不同馬赫數下，飛機起落架及艙體耦合后的氣動噪聲特性，并提出基于前緣鋸齒擾流單元的降噪措施。首先，分別研究試驗支撐背景噪聲、純起落架、純艙體空腔、起落架及艙體的耦合氣動噪聲特性，分析單獨起落架、起落架艙對整個起落架/艙體的耦合噪聲構成貢獻作用，在研究鋸齒擾流單元對艙體空腔的降噪效果基礎上，提出飛行器起落架及艙體耦合噪聲抑制措施，并開展試驗驗證。通過參數化研究方法，評估鋸齒擾流單元不同偏角對降噪效果的影響。研究成果預期在未來民用客機起落架/艙體耦合噪聲抑制的工程實踐中具有應用潛力。

1 試驗設備

試驗在中國空氣動力研究與發展中心0.55 m×0.4 m航空聲學風洞開展，該風洞是一座單回流式低速風洞，具有開口、閉口2個試驗段，開口試驗段主要是用于聲學試驗。開口試驗段橫截面積0.55 m×0.4 m，長度1.4 m，風速范圍為8～100 m/s，背景噪聲范圍為75～80 dB；配有5.2 m寬、3.7 m長、4 m高的消聲室，消聲室截止頻率為100 Hz。風洞輪廓見圖1。

遠場噪聲測量采用丹麥G.R.A.S公司的46AE 1/2型自由場傳聲器，頻率范圍為3.15～20 kHz；脈動壓力測量采用恩德?？斯?ENDVECO)生產的8510B-2型壓差型傳感器，測量時以大氣壓力作為參考壓力，量程為2 psi(1 psi=6 895 Pa)。

圖1 0.55 m×0.4 m航空聲學風洞Fig.1 0.55 m×0.4 m aeroacoustics wind tunnel

2 試驗模型及安裝

因起落架及試驗模型結構較為復雜，在本研究中采用簡化的模型。起落架艙采用亞克力加工，空腔長L=200 mm，深度D=100 mm，寬度W=100 mm，長深比L/D=2。起落架采用7075鋁合金加工，起落架輪胎直徑D1=84 mm,中心間距53 mm，支柱直徑20 mm。輪中心距起落架艙底部200 mm。模型安裝于風洞噴口上，安裝時確保艙體腔口水平面與風洞開口下壁面水平，安裝方式如圖2所示。擾流單元采用碳鋼加工，為等腰三角形鋸齒構型，幾何參數見表1，鋸齒與水平面的夾角以θ表示，分別為0°、30°、60°、90°，鋸齒外形及安裝方式如圖3所示。

指向性傳聲器安裝于空腔頂部，間隔15°呈圓弧狀布置，安裝時確保圓弧面與艙體空腔縱向剖面重合，如圖4所示。脈動壓力傳感器安裝于腔體底部，主要用于測量腔體壁面壓力變化，安裝位置如圖5所示。

圖2 試驗模型Fig.2 Test model

表1 鋸齒尺寸和安裝角Table 1 Sawtooth size and installation angle

圖3 三角形鋸齒擾流單元構型及安裝方式Fig.3 Configuration and installation mode of triangular sawtooth spoiler

圖4 傳聲器布置圖Fig.4 Setup for microphones

圖5 脈動壓力傳感器布置圖Fig.5 Installation of fluctuating pressure transducer

針對起落架艙體空腔、起落架+艙體空腔耦合體對象開展噪聲特性研究，獲取單獨艙體空腔、起落架+艙體空腔以及安裝擾流單元3種狀態下艙體空腔壁面壓力、噪聲變化情況，試驗狀態設置見表2。

表2 試驗參數Table 2 Test parameters

3 試驗結果

3.1 起落架及艙體耦合噪聲

圖6給出了U∞為68 m/s和85 m/s 2種風速下，背景噪聲(含支撐平臺)、起落架艙體空腔噪聲(試驗狀態A)、單獨起落架噪聲(試驗狀態B)、起落架/艙體空腔耦合噪聲(試驗狀態D)頻譜曲線，圖中，f為頻率，SPL為聲壓級。從結果可以看出，純艙體空腔噪聲以低頻噪聲為主，集中于1 000 Hz 以下，超過1 000 Hz后，純艙體空腔噪聲與背景噪聲差距較?。欢鴮τ趩为毜钠鹇浼?，在低于1 000 Hz前，起落架中低頻段噪聲基本與背景噪聲無明顯區別，高于1 000 Hz后，表現為起落架產生的高頻渦脫落噪聲，呈現出寬頻噪聲特性。因此，可以斷定純艙體空腔噪聲以低頻噪聲為主，單獨的起落架噪聲則以高頻寬帶為主。從起落架+艙體耦合噪聲來看，在低頻階段，耦合噪聲與純空腔噪聲差別較小，表明耦合噪聲在低頻階段主要是由艙體空腔噪聲引起，而在高頻階段，耦合噪聲與單獨的起落架噪聲區別較小，表明耦合噪聲在高頻階段的寬頻噪聲是由起落架引起的[24]。

依據張強[6]修正后的Rossiter模態計算式(1)，可以判定在68 m/s風速下，測得的純空腔第2、3、4階Rossiter模態振蕩對應的頻率分別為362.5 Hz、550 Hz和712.5 Hz；85 m/s風速下，測得的2、3、5階振蕩模態對應的頻率分別為450 Hz、650 Hz、1 088 Hz(第4階振蕩頻率對應的窄帶噪聲特性不明顯)，根據相關的研究結論[6]，在本研究中，由于試驗模型為小尺寸空腔，剪切層自激振蕩一階振蕩模態難以形成，這也是試驗結果中一階振蕩模態下沒有窄帶噪聲出現的原因。

圖6 不同來流速度下噪聲頻譜特性Fig.6 Noise spectrum characteristic at different freestream velocities

(1)

式中：n為振蕩階數，取值1，2，3，…；fn為n階振蕩頻率；Ma∞為來流馬赫數；KV與渦運動速度和自由流速度的比值有關，在本研究中取0.57。

安裝完起落架后，這些特征頻率下的振蕩依然存在，這是因為起落架直徑較空腔寬度要小很多，其支柱只對部分來流產生干擾，但空腔前緣的其他位置自由剪切來流產生的剪切渦仍然隨來流與后壁撞擊形成撞擊渦，產生壓力回傳，在空腔內部產生自持性振蕩，空腔噪聲仍然存在，只是幅值略有降低。

為了研究起落架對艙體空腔內部壓力分布的影響，本研究利用式(2)對空腔內部測點平均壓力進行歸一化處理，腔內壓力系數Cp如圖7所示。結果表明，在2種不同風速下，對各監測點壓力進行歸一化處理后，純艙體空腔或者起落架+艙體壓力曲線壓力規律對應相似，對于純艙體空腔(或者起落架/艙體)，在幾何形狀一定的情況下，不同的低速來流，腔體內部流場結構近似一致。安裝了起落架后，由于起落架柱體來流產生阻擋作用，導致整個艙體空腔前半部分壓力呈下降狀態，同時支柱產生的脫落渦撞擊加劇使得9號點壓力增加。

(2)

式中:p為監測點壁面壓力；p∞為參考壓力(大氣壓)；q為來流速壓。

為研究安裝起落架后，艙內脈動壓力的變化情況，圖8給出了2個試驗風速下艙體和起落架+艙體2種工況下空腔脈動壓力功率譜密度(Power Spectral Density，PSD)曲線。從結果可以看出安裝起落架后，空腔底部的脈動壓力有所增加，這是由于起落架安裝后，除空腔內部產生自持性振蕩外，起落架支柱、輪胎等產生的脫落渦也對艙體空腔內部脈動壓力產生影響，導致脈動壓力狀態發生明顯變化?？傮w規律表現為低頻階段空腔內部產生的脈動壓力(第3階)峰值受到影響而削弱，但是由于脫落渦隨來流進入空腔內部，導致空腔內部氣流擾動愈加強烈，體現到脈動壓力頻譜上就表現為脈動壓力幅值有所升高。

圖7 起落架對艙體壁面壓力系數的影響Fig.7 Effect of landing gear on bay wallpressure coefficient

圖8 起落架+艙體與純艙體脈動壓力功率譜密度Fig.8 Power spectral density of fluctuating pressure between landing gear+bay and clean bay

表3和表4給出了安裝起落架前后，艙體前壁面監測點1，艙體底部監測點4、6和后壁面監測點8、9這5處第2和第3階模態振蕩頻率和幅值的對比。結果表明，在2種風速下，安裝起落架后壁面監測點振蕩特征頻率沒有產生較大變化，第2階振蕩模態對應幅值略增加，但第3階振蕩模態對應幅值有明顯降低，這表明安裝完起落架后，艙體產生的第3階窄帶噪聲受到明顯抑制。

表3 起落架+艙體與純艙體脈動壓力特征頻率和功率譜密度幅值對比(U∞=68 m/s)Table 3 Comparison of fluctuationg pressure characteristic frequency and power spectral density amplitude between landing gear+bay and clean bay (U∞=68 m/s)

表4 起落架+艙體與純艙體脈動壓力特征頻率和功率譜密度幅值對比(U∞=85 m/s)Table 4 Comparison of fluctuationg pressure characteristic frequency and power spectral density amplitude between landing gear+bay and clean bay(U∞=85 m/s)

圖9 起落架+艙體和純艙體脈動壓力幅值差Fig.9 Difference of fluctuating pressure amplitude between landing gear+bay and clean bay

圖9給出了2個典型風速下，2種構型不同頻率下監測點噪聲幅值的變化(ΔSPL)。結果顯示，安裝完起落架后，部分窄帶噪聲峰值受到抑制。在68 m/s風速時，安裝了起落架后，耦合噪聲在550 Hz頻率處降低10 dB；在85 m/s時，在450 Hz頻率處，幅值增加2 dB，在650 Hz和1 088 Hz 2個頻率處，幅值分別降低8.3 dB和3 dB；但在其他頻段范圍內，噪聲幅值均有增加，猜測可能是由于起落架存在，前緣自由剪切層附近敏感性受到影響，以及起落架支柱尾跡渦影響剪切渦與后緣撞擊等原因所致。

3.2 純艙體空腔噪聲抑制

依據前述觀點，艙體主要在中低頻階段對著陸系統耦合噪聲產生貢獻，因此有必要對純艙體空腔的降噪措施進行深入研究，以期探索用于起落架/艙體降噪的方法。圖10給出了2種典型風速下，安裝了不同傾斜角的鋸齒擾流單元后的艙體空腔過頂噪聲指向性曲線，圖中OASPL為總聲壓級。結果顯示，不同夾角的鋸齒擾流單元均有明顯降噪效果，其中在68 m/s風速時，夾角為60°擾流單元降噪效果最明顯，在85 m/s風速時，夾角為30°擾流單元降噪效果最明顯。艙體空腔安裝了鋸齒擾流單元后，一方面，氣流流過擾流單元形成脫落渦，產生自噪聲，在同一速度下，噪聲聲壓級隨夾角的增大而增大；同時，由于安裝了鋸齒擾流單元，艙體空腔來流初始條件改變，導致艙體空腔自身產生噪聲降低，而空腔自身噪聲的降低量與鋸齒擾流單元帶來的自身噪聲的增加量的差值并不隨著角度的增加而增加，這就導致了最好的降噪效果并不是出現最大角度90°的現象。

圖10 鋸齒擾流單元對艙體空腔噪聲指向性的影響Fig.10 Effects of sawtooth spoiler on clean bay sound field directivity

圖11 艙體安裝鋸齒后與純艙體脈動壓力功率譜密度Fig.11 Fluctuating pressure power spectral density between clean bay and sawtooth spoiler cases

由于鋸齒與水平面具有一定的夾角，使得原本水平運動的氣流向艙體腔口斜上方運動，進一步改變了艙體前緣來流的狀態，鋸齒擾流單元的存在，將空腔前緣自由剪切層產生的大渦破碎成小渦。圖11給出了安裝了降噪效果最好的擾流單元脈動壓力PSD譜的變化，從結果可以看出，安裝了鋸齒擾流單元后，由于擾流單元對氣體的阻擋作用，艙體后壁脈動壓力幅值降低，這表明氣流對艙后緣沖擊作用減緩，壓力回傳作用削弱，體現在安裝于艙體后緣的8號和9號傳感器上脈動壓力減??；位于艙壁前緣的1號傳感器數據顯示，由于前緣安裝了鋸齒，前緣渦脫落減弱，脈動壓力有所降低；同時由于齒形擾流單元對氣流形成干擾，其自身尾流產生壓力脈動，并集中于中高頻段，使得3～6號傳感器中高頻段脈動壓力增加。

表5和表6給出了68 m/s和85 m/s風速下，分別對應安裝60°和30°這2種降噪效果最好的鋸齒降噪單元前后，艙內監測點1、4、6、8、9這5處第2、3階特征頻率和幅值的變化。結果表明安裝鋸齒單元后，各階特征頻率增加，噪聲幅值降低，特別在68 m/s風速時，艙體底部第2階峰值消失。

從圖12的脈動壓力幅值差可以看出，安裝了鋸齒擾流單元后，艙體空腔在某一特定的頻率帶幅值受到明顯的抑制。在68 m/s風速時，安裝了鋸齒60°擾流單元后，艙體空腔壁面所有監測點噪聲幅值在550 Hz處有20 dB的降低；第2階振蕩頻率增加至587.5 Hz；在85 m/s風速時，安裝了鋸齒30°擾流單元后，在450 Hz和650 Hz處，噪聲分別降低了11.56 dB和16.39 dB?，F象表明，安裝了鋸齒擾流單元后，艙體前緣來流狀態變化，影響艙內流動結構，使得艙體空腔內部壁面壓力狀態得到改變，艙體空腔噪聲進一步受到抑制。

表5 艙體安裝鋸齒前后脈動壓力特征頻率和功率譜密度幅值對比(U∞=68 m/s)Table 5 Comparison of fluctuating pressure characteristic frequency and power spectral density amplitude between empty bay and sawtooth spolier case(U∞=68 m/s)

表6 艙體安裝鋸齒前后脈動壓力特征頻率和功率譜密度幅值對比(U∞=85 m/s)Table 6 Comparison of fluctuating pressure characteristic frequency and power spectral density amplitude between empty bay and sawtooth spolier case(U∞=85 m/s)

圖12 鋸齒擾流單元對純艙體噪聲脈動壓力幅值差的影響Fig.12 Effect of sawtooth spoiler on sound differencefluctuating pressure amplitude of clean bay

3.3 起落架及艙體耦合噪聲抑制

根據Stokes-Kirchhoff聲吸收公式，噪聲吸收系數與頻率的平方成正比，即頻率越高，聲音就越容易被吸收，聲音在大氣中傳播距離越短，反之亦然。由前述結論，純艙體噪聲在低頻階段對起落架+艙體耦合噪聲起主要作用，基于前面鋸齒擾流單元對起落架空腔噪聲的抑制結論，可通過對艙體空腔進行降噪的途徑來實現對起落架+艙體耦合噪聲進行抑制。圖13給出了在艙體空腔前緣安裝不同角度的鋸齒擾流單元后起落架+艙體過頂耦合噪聲指向性曲線，結果表明，在68 m/s和85 m/s這2種風速下，30°鋸齒單元對耦合噪聲抑制效果最好。這表明，利用齒形擾流單元對艙體空腔的降噪方法可運用于起落架+艙體耦合噪聲的降噪中，不同夾角的鋸齒擾流單元具有不一樣的降噪效果。需要說明的是，在68 m/s和85 m/s這2種風速下，分別對應60°和30°這2種鋸齒擾流單元對純艙體空腔噪聲抑制效果較好；但在起落架/艙體耦合狀態下，由于起落架支柱產生的脫落渦導致艙體空腔內流動狀態產生改變，導致在同一風速下，同一種鋸齒擾流單元的降噪效果存在差異，即在68 m/s和85 m/s風速下，30°鋸齒擾流單元對起落架/艙體耦合噪聲降噪效果最好。

圖13 鋸齒擾流單元對起落架+艙體空腔耦合噪聲指向性影響Fig.13 Effect of sawtooth spoiler on clean landing gear+bay cavity sound field directivity

圖14 鋸齒擾流單元對起落架+艙體空腔壁面脈動壓力頻譜影響Fig.14 Effect of sawtooth spoiler on fluctuating pressure spectrum of landing gear+bay wall

圖14給出了艙體空腔內部安裝30°鋸齒擾流單元后，艙體空腔壁面脈動壓力頻譜變化，結果表明，由于安裝了鋸齒擾流單元，起落架艙體耦合噪聲已經得到明顯抑制，68 m/s風速下，在375 Hz和550 Hz處出現的起落架+空腔窄帶噪聲受到明顯抑制，375 Hz對應的窄帶噪聲峰值消失，窄帶噪聲特性已不明顯；85 m/s風速下，在450 Hz和637.5 Hz處出現的峰值消失，起落架+空腔窄帶噪聲受到抑制，窄帶噪聲特性已不明顯。表7和表8給出了安裝鋸齒擾流單元后，起落架/艙體耦合噪聲第2、3階特征頻率和幅值的變化。

圖15給出了安裝鋸齒擾流單元后，不同頻率下監測點噪聲幅值差，結果顯示，安裝鋸齒擾流單元后，壁面脈動壓力頻譜在低頻階段的幅值明顯降低，圖15結果顯示，68 m/s風速時，在387.5 Hz和550 Hz 2個頻帶處，脈動壓力傳感器幅值明顯降低；85 m/s風速時，在450 Hz和650 Hz 2個頻帶處，脈動壓力傳感器幅值明顯降低，表9給出了2種風速下，脈動壓力幅值的降低量。

從數據可以看出，利用鋸齒擾流單元，可有效抑制起落架/艙體耦合噪聲在中、低頻階段噪聲峰值，進一步達到降低整個耦合噪聲的目的。鋸齒擾流單元的作用，主要是改變艙體空腔內部Rossiter自持性振蕩，同前述單純空腔的噪聲抑制相似，減小安裝了起落架后的艙體內部在各階Rossiter振蕩模態下的幅值，這對于降低整個起落架/艙體耦合噪聲是有利的。

表7 起落架+艙體安裝鋸齒前后脈動壓力特征頻率和功率譜密度幅值對比(U∞=68 m/s)Table 7 Comparison of fluctuating presure characteristic frequency and power spectral density amplitude between landing gear+bay and sawtooth spoiler case(U∞=68 m/s)

表8 起落架+艙體安裝鋸齒前后脈動壓力特征頻率和功率譜密度幅值對比(U∞=85 m/s)Table 8 Comparison of fluctuating presure characteristic frequency and power spectral density amplitude between landing gear+bay and sawtooth spoiler case(U∞=85 m/s)

圖15 鋸齒擾流單元對起落架+艙體耦合噪聲幅值影響Fig.15 Effect of sawtooth spoiler on amplitude of landing gear+bay coupling sound

表9 最高峰值噪聲降低量Table 9 Noise reduction at peak value dB

4 結 論

針對民航適航條例對飛行器噪聲要求越來越嚴的現狀，本研究開展了起落架及其艙體耦合噪聲的研究，主要結論如下：

1)在飛機起降階段，起落架及艙體耦合噪聲主要是由艙體產生的低頻噪聲和起落架本身產生的高頻噪聲組成，起落架加劇艙體空腔內部脈動壓力變化，但對艙體空腔第3階噪聲有一定的抑制作用。

2)不同角度的擾流單元對純艙體均有降噪效果；在68 m/s和85 m/s 2種風速下，分別對應60°和30°2種擾流單元降噪效果最佳，為起落架及艙體耦合噪聲抑制提供了技術基礎。

3)驗證了不同角度擾流單元對起落架及艙體耦合噪聲的抑制效果，獲取了艙體底部脈動壓力頻譜特性曲線，結果表明，鋸齒形擾流單元對起落架/艙體耦合噪聲具有明顯抑制效果，在本試驗條件下，30°擾流單元降噪效果最佳。