艙門對起落架流場和氣動噪聲的影響研究

牟永飛，李杰

（西北工業大學航空學院，西安710072）

0 引 言

在過去的幾十年中，研究人員在理解和研究機體噪聲的產生機制以及開發和測試實用的降噪技術方面付出了巨大的努力。在高旁路渦扇發動機和聲襯材料的廣泛應用后，發動機噪聲水平已經大幅降低。在這種情況下，使得機身部件，如機翼和邊條，在客機降落進場時產生的噪聲與發動機噪聲相當。早期的研究重點放在由前緣縫翼和后緣襟翼產生的噪聲源的研究中，之后研究重點轉移到了由飛機起落架產生的更具挑戰性的噪聲源上。

降低飛機起落架噪聲已被證明是一個非常困難的問題，主要是由于所涉及的幾何形狀非常復雜，同時部件之間還會發生非常嚴重的干擾。一直以來研究關注重點放在了起落架及其整流罩，而忽略了機身起落架艙以及艙門對整體的影響。例如在實際飛行測試中，整流罩整體收益被增加的低頻噪聲掩蓋，而這些低頻噪聲來源于起落架艙門間的空腔。實際上，艙門也能在感興趣的頻率范圍內產生重大影響，起落架尾跡流經艙門產生的后果是必須予以考慮的。有研究結果顯示在艙門下游湍流強度高出10%的區域，而且在一般情況下，主起落架由于側收只有單側艙門，其對遠場噪聲存在一定的遮擋效應，即在非門一側的總聲壓級要大于有門一側，對B777縮比模型的試驗測試結果驗證了這一觀點。南安普頓大學的R.Fattah等采用數值方法和風洞試驗研究了簡化的艙門和支柱之間的干擾情況。但是，與主起落架艙門不同，位于飛機頭部的前起落架一般都具有對稱的雙側門，其流場特征與噪聲特性都會與主起落架艙門的特性存在很大的差異。

對前起落架的研究影響最為廣泛當屬由法國宇航公司（ONERA）領導的LAGOON（Landing Gear Noise Database for CAA Validation）研 究 計劃，其以A 320的前起落架簡化模型為研究對象，模型中只保留了兩個機輪、輪軸以及支柱，在研究中并沒有考慮艙門、艙以及機體的干擾影響，而實際情況是民用飛機在進場打開起落架時，起落架都是與艙門和機體共同存在的，不會單獨出現；Guo Z等研究了帶簡化起落架艙的LA‐GOON模型的氣動噪聲狀況，但依然沒有引入艙門和機體的干擾；T.Ricciardi等使用DES方法對帶機身等完整前起落架噪聲進行了數值模擬，最后使用POD方法對兩個艙門之間的流體進行了研究，分析了相干結構；喬渭陽等基于準穩態假設和分布點聲源模型，并采用最新發展的噪聲源半經驗參數預測公式，發展和完善了用于飛機噪聲輻射預測的計算模型和方法；許遠等對某型飛機起落架結構件氣動噪聲問題進行了試驗和仿真研究；陳濤等在飛行現場分別采用改進的頻域波束形成和解卷積算法對ARJ21降落階段的起落架噪聲進行了測量；任旺等提出了一種基于邊緣射流的方式對起落架進行了降噪研究，并采用數值方法驗證了射流的有效性；劉興強等采用仿真與試驗的方法對不同來流速度下某型飛機前起落架1/6縮比模型的噪聲特性進行了研究。雖然對起落架噪聲的研究是熱門問題，在實際飛行中起落架必然受到起落架艙門的影響，目前對起落架艙門的研究相對較少，劉瑜等、張玥婷等采用DES方法對考慮了艙門的空腔進行了數值模擬。這些研究采用的計算模型均為簡化的平板與空腔，不能如實反映艙門處的流場特征。

在實際中，飛機進場著陸放出前起落架時，起落架兩側會有艙門干擾。由于雙側艙門和機體的存在，會影響起落架周圍的流場，進而影響遠場輻射噪聲特征。因此，本文采用對起落架分離流場具有較強解析能力的IDDES方法并結合在遠場噪聲計算中廣泛采用的FW-H方程對某民用飛機的高保真前起落架系統中真實艙門的流場流動特征以及其對整個起落架系統噪聲的影響進行數值模擬計算，并對艙門附近流動演化過程及艙門對遠場輻射噪聲的影響進行分析。

1 數值方法

1.1 流場控制方程與離散格式

本文采用有限體積法離散求解三維可壓縮非定 常RANS（Reynolds-Averaged Navier-Stokes）方程，黏性項采用二階中心差分格式離散，無黏項通量離散采用Roe格式和5階WENO（Weighted Essentially Non-oscillatory）插值方法，湍流模擬方法為基于兩方程SST（

k

-

ω

Shear-Stress-Trans‐port）模型的IDDES方法，時間推進項采用隱式LU-SGS（Lower-Upper Symmetric Gauss-Seidel）雙時間法。

1.2 湍流模擬與遠場噪聲計算

湍流模擬采用IDDES方法，其結合了延遲分離渦模擬（Delayed Detached Eddy Simulation，簡稱DDES）方法和壁面模型大渦模擬（Wall Mod‐eled Large Eddy Simulation，簡稱WMLES）方法的優點，重新定義亞格子尺度以直接引入壁面距離影響，構造轉換效率更高的混合函數，能夠解決邊界層附近“對數層不匹配”（Log-layer Mismatch）的問題，并且能夠加快分離區RANS到LES的轉換。

遠場輻射噪聲預測采用聲類比積分Formula‐tion 1C公式，該公式能顯式地計入均勻來流（

M

）的影響，在CFD計算問題以及風洞試驗問題中，便于數值編程計算。遠場擾動壓力計算公式如式（1）所示。

式中：

f

=0為積分控制面方程；d

S

為積分控制面上積分微元的面積。

式中：

c

，

M

，

ρ

，

p

分別為自由來流的聲速、馬赫數、密度和壓力；

ρ

，

u

，

p

為當地流體的密度、速度和壓力；

v

，

n

，

δ

為積分面運動速度和外法向單位向量以及德羅尼克爾符號；

x

，

t

為觀測接收點位置和接收時間；

y

，

τ

為聲源位置和發射時間。

對于遠場監測點的接收時間和聲源發射時間，讓聲源發射時間占優居于主導地位，即遠場輻射 聲 壓 計 算 時 采 用Advanced Time Approach，該方法可以與CFD計算同步進行，而且無需預先存儲大量流場數據。

2 起落架計算模型與網格

2.1 計算模型

有艙門的起落架原始模型的幾何形狀如圖1所示。起落架原始模型的部件包括機頭、起落架艙、艙門以及單獨的起落架。本文研究重點聚焦在飛機的前起落架，為此將機頭下游的機身、機翼、尾翼等部分改為類圓柱體代替，該圓柱體一直延伸至下游遠場。

為了研究起落架艙門對起落架流場和遠場輻射噪聲的影響，在起落架原始模型中將兩側艙門摘除，和原始模型采用相同的數值計算方法進行流場模擬及對比分析，有無艙門的起落架模型對比如圖1（b）、圖1（c）所示。

圖1 民用飛機前起落架計算模型Fig.1 Calculation model of the nose landing gear of a civil aircraft

有艙門的起落架原始模型的計算域如圖2所示，計算域采用笛卡爾坐標系，坐標原點位于機身機頭前端，

x

軸的正方向為流動方向，

y

軸的正方向向右延伸，

z

軸的正方向向上。計算域設置為邊長為111

D

的立方體，其中

D

為起落架輪子的直徑（0.5 m），無門起落架模型計算域設置與有門起落架原始模型保持一致。在氣動噪聲計算中，將類圓柱體擴展到計算域的下游邊界，可以避免類圓柱尾跡湍流引起的數值誤差。

圖2 某民用飛機前起落架計算域Fig.2 Calculation domain of the front landing gear of a civil aircraft

2.2 計算網格

本文數值計算的計算網格采用結構網格生成軟件ANSYS ICEM CFD生成高質量的多塊結構網格。計算模型的網格單元數量約為7 900萬，計算網格空間截面和模型壁面網格如圖3所示。無門起落架模型在有門起落架模型網格生成過程中產生，這樣可以最大程度保持兩套計算網格的一致性，降低網格差異對有門無門模型計算結果的影響。

圖3 起落架原始模型計算網格空間截面和壁面網格Fig.3 The grid plane and wall grid in the landing gear model

3 數值方法驗證算例與分析

3.1 算例計算模型

數值方法驗證采用空客A 320前起落架的簡化縮比模型——LAGOON起落架模型為計算模型，采用IDDES方法對其流場進行數值模擬，采用模型壁面脈動壓力信息和遠場輻射噪聲結果，與ONERA風洞試驗結果進行對比。

LAGOON起落架模型如圖4（a）所示。該模型是A 320兩輪前起落架的簡化縮小模型（1∶2.5），主要由兩個機輪、輪軸、主支柱以及底部的試驗支撐件三部分組成。主要網格步長約為4 mm，占機輪直徑的1.33%，物面第一層網格高度約為0.02 mm。

y

值如圖4（b）所示，可以看出：壁面絕大部分網格

y

值均小于1。機輪直徑0.3 m，模型

x

=0截面網格如圖4（c）所示，計算網格單元數量約為3 000萬，計算域分塊（Block）數為63。

圖4 LAGOON起落架計算模型、第一層網格y+值和空間截面計算網格（x=0）Fig.4 The calculation model of LAGOON landing gear，y+of first grid cell and the grid plane of x=0

ONERA的試驗中自由來流

Ma

=0.23，基于機輪直徑的無量綱雷諾數

Re

=1.56×10。數值計算中無量綱物理時間步長為0.005。模型支撐件底部的地面，在數值計算中采用滑移物面（Slip Wall）邊界條件，其余物面采用無滑移物面（Noslip Wall）邊界條件。

3.2 算例計算結果分析

起落架機輪表面的IDDES方法壓力分布系數（-120°~120°）與試驗結果對比結果如圖5（a）所示，可以看出：在迎風面吻合良好，但在背風面的分離點（-100°~-70°）附近有一定的差異，主要是由于此處受到了相鄰的支柱分離流動尾跡的干擾。LAGOON起落架空間的

Q

等值面如圖5（b）所示，可以看出：IDDES方法很好地捕捉了流動的尾跡，輪子尾跡區范圍較大，主支柱尾跡范圍比較小，而底部的支撐件做了處理，尾跡區很小不影響試驗件的測量。

圖5 沿機輪圓周表面的C p分布對比和空間Q等值面Fig.5 The comparison of C p along the circumferential sur‐face of the wheels and one iso-contour of the Q-criterion

起落架流場

z

=0截面的等馬赫數線如圖6所示。

圖6 起落架流場z=0截面的等馬赫數線Fig.6 The iso-contour of Mach number of the flow field of landing gear in z plane

在ONERA的風洞試驗中使用非定常壓力傳感器測量模型壁面的脈動壓力。

z

平面內的部分監測點

K

~

K

以及

K

~

K

的位置示意圖如圖7所示。

圖7 起落架壁面部分監測點位置示意圖Fig.7 Schematic diagram of the monitoring points’position on the landing gear wall

流場脈動壓力數據采樣時間步長與流場計算保持一致。本文只展示監測點

K

、

K

以及遠場麥克風FarFly M 1、FarSid M 1計算值與試驗測量值的對比，如圖8所示，可以看出：最大誤差在

K

監測點的1 000 Hz附近，約為2.8 d B/Hz，計算值與試驗值相對吻合較好，表明所采用的數值方法可以滿足本文計算研究需要。

圖8 起落架壁面監測點PSD曲線、遠場噪聲計算結果與風洞試驗對比Fig.8 The PSD of the landing gear wall monitoring point and the calculation results of far-field noise are compared with the wind tunnel test data

4 艙門對起落架流場的影響分析

采用IDDES方法對有艙門模型和無艙門模型流場進行數值模擬，垂直于流向（

x

軸正向），在流場中截取3個等間距的截面（

a

截面、

b

截面和

c

截面），以有艙門模型為例，3個截面位置示意圖如圖9（a）所示。無艙門起落架模型和有艙門起落架模型在三個截面內馬赫數分布對比如圖9（b）~圖9（g）所示，可以看出：在艙門前端（

a

截面），內側出現了負壓區，說明此處產生了流動分離，這是由于艙門表面并非平直平板，而是帶有向內側彎曲的一定弧度，導致產生流動分離；艙門下游存在起落架的機輪和支柱等結構，來流滯止產生高壓區，而兩側艙門之間的氣流壓力相對較低，高壓區氣流有向兩側艙門之間的低壓區流動的趨勢，但是在無門起落架模型中，起落架艙體下方氣流向上運動趨勢相對有門模型較小。

圖9 無艙門模型和有艙門模型在a、b和c三個截面內Cp分布對比Fig.9 The comparison of Cp distribution in three planes of landing gear model with or withrat cabin door

起落架艙門前端的壁面流線如圖10所示，可以看出：由于艙門表面不是平直而是向內彎曲的，導致了壁面的流動分離，這也驗證了圖9中低壓區存在分離的分析結果。由于艙門的阻隔，兩側艙門內側前端的分離流動會向中心運動，然后混合在一起。同時，起落架艙體前緣脫落的剪切層流動會與兩側艙門形成的分離流動匯合，不穩定的剪切層流動失穩后與分離氣流一起向下游運動，最后撞擊起落架轉向架前緣，這種混合的非定常分離流動撞擊將會加強向上游反饋的壓力波動，增大起落架遠場輻射噪聲。起落架艙門附近的空間

Q

等值面如圖11所示。

圖10 起落架艙門壁面的流動分離Fig.10 Separated flow on the wall of landing gear doors

圖11 起落架艙門附近的空間Q等值面Fig.11 One iso-contour of the Q-criterion around the landing gear doors

沿著流向（

x

軸正方向）截取6個等間距分布截面（編號1~6），截面均垂直于

x

軸，以有艙門模型為例，6個截面位置示意圖如圖12（a）所示。不穩定剪切層和起落架艙門產生的分離流動之間的混合過程如圖12（b）~圖12（g）所示，圖中流場參數渦量值（Vorticity Magnitude）為使用流場時間倒數（1/

t

）無量綱化后的結果。從圖12可以看出：不穩定剪切層與門附近的分離流相對獨立，但在截面3~6中兩種流動逐漸混合，在更大的區域內產生不穩定的分離流動。

圖12 起落架艙門上的分離流動與剪切層流動混合Fig.12 The mixing of separated flow on landing gear door and the shear layer flow from the cavity leading edge

5 艙門對起落架遠場輻射噪聲的影響分析

5.1 遠場輻射噪聲對比

遠場輻射噪聲預測采用聲類比積分Formula‐tion 1C公式。噪聲計算積分控制面及其面上非定常壓力分布如圖13所示，在圖13（a）中，紅色半透明矩形框為遠場輻射噪聲計算的可穿透積分控制面，此處由于起落架模型幾何外形十分復雜，各部件會對流場生成的噪聲產生反射影響，由于目前的聲類比積分公式無法計入反射影響，因此不選用壁面作為積分面。同時，由于起落架各部件流場之間也存在嚴重干擾現象，不選用只直接包含艙門的積分面，而是選用倒扣在起落架周邊，起落架、兩側艙門以及起落架艙體都被完全包括在內的積分面。在無艙門起落架模型中，積分控制面設置完全相同。積分控制面表面的非定常壓力系數分布如圖13（b）所示，可以看出：積分面表面尤其是下游表面的壓力非定常特征十分明顯，這是起落架非定常湍流尾跡穿過該面所致。在遠場噪聲數值積分計算中，為消除湍流尾跡帶來的數值誤差影響，在下游設置若干相同積分面進行平均，本文取3個面進行平均。

圖13 噪聲計算積分控制面及其面上非定常壓力分布Fig.13 The control surface and the unsteady pressure distribution on the control surface

起落架模型中遠場噪聲的接收點位置示意圖如圖14所示。一共設置兩個半圓弧，每個半圓弧有19個接收點，每兩個鄰接點之間的間隔均為10°，兩個圓弧的中心設置在輪軸的中點，這兩個圓弧的半徑都是6 m。圓弧設置在模型對稱平面（

y

=0平面）內，圖14（b）中的弧線所在平面與對稱面夾角60°，無艙門模型中監測點設置與有艙門模型中保持一致。

圖14 起落架遠場過頂噪聲和側邊噪聲監測點位置示意圖Fig.14 Schematic diagram of far-field flyover noise and sideline noise monitoring points’location

有艙門和無艙門兩種起落架模型的過頂噪聲和側邊噪聲的總聲壓級（Overall Sound Pressure Level，簡稱OASPL）對比如圖15所示，其中

θ

表示監測點與流向的夾角，最下游的監測點夾角為0°，最上游監測點夾角為180°。

圖15 有艙門模型（ori）和無艙門模型（without Doors）的遠場過頂噪聲和側邊噪聲總聲壓級（OASPL）對比Fig.15 Comparison of flyover noise and sideline noise between original model and the model without doors

從圖15可以看出：無艙門起落架模型的遠場噪聲比有艙門的大，且側邊噪聲中，無艙門與有艙門之間的差值大于過頂噪聲，這說明了艙門對起落架模型噪聲輻射有一定的遮擋作用。在過頂噪聲和側邊噪聲中，上游的監測點總聲壓級大于下游的監測點，主要與對流放大現象有關。

5.2 聲波干涉現象

本文起落架艙門位于整個起落架結構的外圍兩側，且面積相對較大，無論是對起落架艙體內生成的噪聲還是起落架本身產生的噪聲都會形成遮擋和反射的作用。模型對稱平面（

y

=0）內密度波動的對比如圖16所示，可以看出：在起落架和艙體處都存在很強的噪聲源，起落架艙口上游出現較強的聲波干涉條紋；但從兩者的密度波動對比上看，對稱面內的區別并不是很大，基本相同。

圖16 無艙門模型和有艙門模型對稱面內的密度波動灰度圖對比Fig.16 Comparison of density fluctuation in symmetric plane between original model and the model without doors

通過5.1節分析得知起落架噪聲在側邊受艙門影響相對較強。在流場中截取與圖9中的3個截面

a

、

b

和

c

相同的截面，這3個截面內的密度波動灰度圖對比如圖17所示，可以看出：密度波動條紋在無艙門模型中表現相對更為密集，且主要集中在起落架艙口兩側，這主要是由于本文中真實的艙體并非標準的長方體，而是艙體前緣線和后緣線都是圓柱狀機身的一部分，即存在向下凸起，這種幾何結構導致艙體前緣脫落的剪切流在向下游運動過程中，有向展向兩側運動的趨勢，而且無艙門的阻擋和干擾，導致不穩定剪切流不斷撞擊艙體兩側邊緣；除此之外，密度波動圖中還存在一些相對低頻較低的大波動，無艙門模型中這些大波動強度更大，這是由于這些波動生成后幾乎無其他部件干擾的向外傳播，而在有艙門模型中，要受到兩側艙門的阻擋和反射，消耗部分能量，因此稍遠處的密度波動能量相對較弱；同時，相對頻率較低的大波動經兩側艙門反射后，形成的干涉條紋也相對更稀疏。

圖17 無艙門模型和有艙門模型yz平面內的密度波動灰度圖對比Fig.17 Comparison of density fluctuation in three yz planes between original model and the model without doors

6 結 論

（1）民用飛機前起落架艙門迎風端面非平直面，而是稍向內側彎曲與來流具有一定夾角，在前端會引起當地較大的流動分離，這些氣流在向下游運動的過程中，逐漸與艙體前緣脫落的剪切層流動混合，擴散至艙門間的整個區域。與純空腔的剪切流撞擊空腔后緣不同，這種不穩定的混合流動會撞擊起落架支柱且比單獨的剪切流失穩撞擊產生的壓力波更強。

（2）起落架艙門阻擋干擾了上游氣流向展向擴散并撞擊起落架艙體兩側邊緣的趨勢，同時遮擋噪聲造成起落架的側邊噪聲減小，并反射聲波在艙門之間區域形成聲波干涉現象。