大型飛機增升裝置噪聲特性風洞試驗

宋玉寶，張俊龍，唐道鋒，趙佳錫，李文建，黃 奔

(中國空氣動力研究與發展中心，綿陽 621000)

0 引言

大型飛機外部噪聲是影響其噪聲適航取證的重要方面，其主要來源包括發動機噪聲、機體噪聲等。隨著發動機技術的不斷發展以及聲襯等降噪措施的應用，發動機噪聲大幅降低；相應地，機體噪聲的影響逐漸凸顯。例如，多個型號的客機在降落階段，機體噪聲已高于發動機噪聲。增升裝置是機體噪聲的主要來源之一，與其相關的測試/仿真、分析與控制受到了廣泛關注[1-7]。

在增升裝置噪聲特性方面，李強等[8]開展了民用飛機增升裝置氣動噪聲風洞初步試驗研究。劉志仁等[9]開展了二維增升裝置前緣縫翼遠場噪聲分析。郝璇等[10]開展了縫翼氣動噪聲數值模擬研究。盧清華等[11]基于LES方法開展了增升裝置氣動噪聲特性分析。Choudhari等[12]開展了30P30N增升裝置縫翼噪聲仿真研究。Ura等[7]開展了增升裝置模型氣動噪聲特性風洞試驗研究。Davy等[13]開展了某空客飛機1∶11縮比模型機體噪聲風洞試驗研究。Hayes等[14]開展了某飛機4.7%縮比模型機體噪聲風洞試驗研究。Stoker等[15]開展了不同比例的大型飛機聲源定位結果對比研究。在增升裝置噪聲控制方面，余培汛等[16]基于SNGR方法開展了增升裝置縫翼噪聲特性與抑制研究。王文虎等[17]開展了縫翼凹腔擋板氣動性能和降噪效果的數值仿真研究。周國成等[18]開展了襟翼邊緣噪聲的端板抑制技術試驗研究。Jawahar等[19]開展了增升裝置凹腔填充的氣動噪聲控制風洞試驗研究。鄧一菊等[20]、李偉鵬[4]、劉沛清等[5]分別對增升裝置噪聲的研究情況進行了綜述。Singer等[21]對機體噪聲計算技術的發展進行了綜述。

綜合來看，增升裝置聲學特性分析與深入了解是認識其噪聲問題并進一步開展有效控制工作的重要基礎，國內外已經開展了大量研究，并取得了系列進展。在不同研究方法中，數值仿真可以獲得更為完備的流場、聲場等信息，但出于計算能力、成本、周期等考慮，目前大部分研究主要仍針對簡化模型。聲學風洞試驗經過多年發展，仍然是開展機體噪聲分析、預測以及控制等系列研究的不可或缺的重要手段，尤其是針對完整構型等復雜結構。但同樣由于試驗條件、成本等限制，相當一部分風洞試驗研究主要是針對做了更多簡化的小尺寸縮比模型或者二維翼型等模型展開。相對于小尺度風洞，大尺度風洞試驗測試平臺有助于更好地實現流動特性等模擬，進而獲取更真實的噪聲信息，可以為大尺度復雜模型仿真計算結果驗證以及噪聲控制設計等提供進一步的支撐。

本文基于5.5 m×4.0 m航空聲學風洞與配套的大型飛機氣動噪聲試驗全機模型，開展了大型飛機增升裝置噪聲風洞試驗研究。研究中，對比了不同構型對噪聲的影響，并分析了迎角、風速等運行參數對增升裝置氣動噪聲的影響情況以及噪聲傳播方向特性。相關試驗研究工作，可以為大型飛機增升裝置噪聲分析與控制等提供新的借鑒。

1 試驗平臺

本項研究工作依托中國空氣動力研究與發展中心5.5 m×4.0 m聲學風洞進行。該風洞是一座單回流式低速低湍流度聲學風洞，試驗段長14 m、寬5.5 m、高4 m；其中，開口試驗段的最大風速100 m/s，其背景噪聲為75.6 dB(A)（距噴口出口中心側向距離7.95 m處，頻率范圍100～20000 Hz，風速80 m/s），風洞總體結構及開口試驗段如圖1所示。開口試驗段外包圍著一個內部凈空間長寬高為27 m×26 m×18 m的全消聲室，截止頻率為100 Hz（1/3倍頻程），混響時間低于0.1 s。

圖1 5.5 m×4.0 m聲學風洞結構Fig.1 Structure of the 5.5 m×4.0 m aeroacoustic wind tunnel

2 試驗模型與測試系統

2.1 試驗模型

試驗模型采用聲學風洞的大型飛機氣動噪聲標模，該模型機翼展長3.695 m、平均氣動弦長0.438 m，采用7075鋁和30CrMnSi合金結構鋼等材料制作；主要部件包括機身、機翼（含增升裝置）、起落架、短艙、垂尾、平尾、蓋板、角度塊等，可模擬著陸、起飛、巡航等典型構型。其中，襟翼偏角、內側縫翼偏角、外側縫翼偏角分別在著陸構型下設置為34°、19°、26.5°；在起飛構型下設置為19°、15°、21°；在巡航狀態下均設置為0°。圖2所示分別為三種典型構型結構。

考慮到對增升裝置氣動噪聲研究而言，風洞試驗通常采用縮比模型，難以實現雷諾數的完全模擬。為了更好地模擬真實流場情況，在模型表面適當位置粘貼轉捩帶，包括機頭、平尾、機翼-增升裝置、翼梢小翼處。其中，在機翼-增升裝置位置采用0.2 mm高的柱狀轉捩帶，粘貼3排，相鄰兩排之間間隔約4 mm，轉捩帶距巡航狀態下機翼-增升裝置前緣約20～40 mm（從外縫翼外側到內縫翼內側）。除非特別說明，本文所給出的結果均是進行了轉捩處理的模型的測試結果。

2.2 支撐系統

試驗模型的支撐采用5.5 m×4.0 m聲學風洞配套的大迎角尾撐機構。考慮到聲源定位等測量設備放置于模型下方，試驗中模型采用斜背撐的支撐方式。此外，為了降低尾撐機構等產生的噪聲對測試結果的影響，安裝了整流罩，并對大迎角機構及支桿表面做了消聲處理，如圖2、圖3中所示。試驗過程中，通過控制大迎角尾撐機構中油缸部件的行程，實現所安裝的模型迎角的調節。

2.3 測試系統

本文分別開展遠場噪聲特性對比以及聲源定位與識別研究，相應的測試系統包括遠場噪聲測試與聲源定位測試兩部分。

其中，遠場噪聲測試傳感器使用20只GRAS公司的46AE自由場傳聲器，通過支桿、傳聲器座布置于1/4圓弧型傳聲器支撐架上。陣列架位于模型側面，其最下方的傳聲器位于模型正下方飛越軌跡線上；陣列架安裝在移動支撐平臺上，可以實現沿風洞試驗段軸線方向的移動。本測試過程中，陣列架從前至后相對于模型中心的距離分別為-4、-3、-2、-1、0、1、2、3 m（分別定義為位置1～8）。考慮到移測過程中不同位置傳感器與模型中心連線的角度差異，遠場傳聲器弧形架上每個安裝位置布置一對傳聲器，如圖3（b）左上角的子圖所示。相應地，將傳聲器分為兩組，10°一個間隔，從上至下編號依次遞增，分別為1～10號、11～20號，前者指向噴口方向（向前），后者指向收集器方向（向后）。前述陣列架位置相對于模型中心的距離，以1～10號傳聲器所形成的圓弧所在平面為基準。傳聲器距模型中心線5.35 m，模型中心線與風洞試驗段中心設為一致。聲源定位測試使用優化的135通道的螺旋型傳聲器陣列。陣列架置于模型的右前方，在風洞射流剪切層外，陣列架上表面距離試驗大廳地面3.92 m；陣列傳聲器通過支桿安裝于陣列架的固定網格中，傳聲器高于陣列架上表面0.15 m、距離地面4.07 m。除非特別說明，試驗中陣列位置保持不變。遠場傳聲器陣列結構、聲源定位陣列結構以及它們相對于模型的安裝位置如圖3所示，圖中還給出了遠場傳聲器編號信息。

圖2 巡航、起飛、著陸三種典型構型Fig.2 Three typical configurations corresponding to the cruising, taking off and landing states

圖3 傳聲器陣列架及其與試驗模型相對位置Fig.3 Microphone arraysand their relative locationsto the experimental model

數據采集使用配套的272通道動態數據采集系統。該系統的最高采樣頻率為200 kHz，精確度小于或等于±0.1 dB，動態測量范圍大于120 dB。試驗數據采集使用PXI總線數據采集系統，該系統主要由前置放大器、數據采集器、通訊卡、控制計算機、數據處理計算機等部分組成。

風洞運行采用穩速壓控制，視具體內容，速度分別設置為30、40、50、60、70、80 m/s。聲源定位及固定位置遠場噪聲測試中，穩定對應風速后，調整不同的模型迎角，進行噪聲測試。遠場噪聲不同移測位置測試中，穩定對應的風速、模型迎角后，調整不同的遠場噪聲陣列架支撐平臺位置，進行噪聲測試。

3 結果與分析

3.1 背景噪聲特性

圖4所示為風洞試驗段流場內有支撐裝置存在時，不同風速、不同測點位置的背景噪聲。具體測試狀態對應于圖3中去掉飛機模型的狀態，遠場移測架在位置5（即正對0°迎角下的模型中心位置）。除非特別說明，這一位置為本文所給出測試結果的默認位置。由圖可見，背景噪聲主要是寬頻噪聲，同時疊加少量的峰值噪聲；隨風速增加，背景噪聲總體上相應增加，且隨頻率升高，背景噪聲呈明顯下降趨勢，具有良好的規律性。

3.2 傳聲器安裝方向的影響

如2.3節所述，在遠場陣列架的每個位置安裝了兩個不同指向的傳聲器，因此本部分對傳聲器安裝方向的影響進行對比。

圖4帶支撐狀態下的背景噪聲對比Fig.4 Comparison of background noise for caseswith the support structure

圖4 同時給出了流場內有支撐裝置情況下不同指向的傳聲器測試所得的背景噪聲對比。由圖可見，傳聲器的安裝方向對低頻、中頻噪聲測試結果影響不大，但對高頻噪聲有較明顯的影響；并且11號、20號傳聲器測得的對應安裝方向噪聲強于1號、10號傳聲器對應安裝方向噪聲；同時，對支撐裝置正下方測試區域的影響弱于對與支撐裝置等高的側向區域的影響。這一現象的原因在于傳聲器對從不同方向到達的聲波的響應特性本身具有一定差異。對帶支撐狀態，背景噪聲主要來自于支撐裝置區域，即對該測試位置主要聲源在傳聲器陣列的下游方向。

圖5所示為著陸構型模型下、不同指向的傳聲器的測試結果對比。由圖可見，在模型側向區域，傳聲器指向帶來的變化與圖4類似，但在模型下方區域，傳聲器指向的影響很小。這也說明對不同的結構狀態，測試傳聲器指向的影響可能會發生變化。

由圖4、圖5還可以看出，即便是在受到傳聲器安裝方向影響的高頻段，曲線的特征也基本保持一致。在后續使用移測位置5時的傳聲器測試結果選擇上，除非特別說明，統一選擇指向收集器方向的傳聲器測試結果。

3.3 典型構型噪聲特性

圖6所示為風速40 m/s與80 m/s、0°迎角下，11號、20號傳聲器兩個典型測試位置處的背景噪聲、巡航構型噪聲、起飛構型噪聲、著陸構型噪聲的對比。由圖可見，對巡航構型，其增升裝置未打開，機身、機翼表面平整，模型噪聲僅在少部分頻段小幅度高于背景噪聲。對起飛構型，隨著增升裝置打開，模型下方區域（如20號傳聲器）噪聲顯著增加，除少部分低頻段外，均明顯高于背景噪聲，即可以實現模型或者增升裝置噪聲與背景噪聲的有效直接分離；而對模型側向區域（如11號傳聲器），噪聲雖然也明顯增加，但增幅相對小于下方區域。對著陸構型，隨著增升裝置打開角度的進一步增加，在很寬的頻段內噪聲也進一步增大，并且在不同風速、測點位置增加情況有所差異。就噪聲頻譜特性而言，各結構狀態依然是寬頻噪聲疊加少量峰值噪聲，且總體上以寬頻噪聲的貢獻為主。

圖5不同指向傳聲器測得的著陸構型遠場噪聲對比（迎角0°）Fig.5 Comparison of the farfield noise measured from microphoneswith variousdirections for the landing configuration(angle of attack 0°)

圖7所示為風速40 m/s下，巡航構型、著陸構型在不同頻率處的聲源定位結果。由圖可見，對巡航構型，在相當一部分頻率下，主要聲源對應于支撐結構；另外，隨著頻率升高，在部分頻率下機翼噪聲也變得可觀測，且主要位于機翼后緣、襟翼滑軌以及部分模型縫隙等區域，但機翼區域的噪聲輻射大部分情況下仍弱于支撐結構區域。這也與圖6所顯示的巡航狀態模型輻射噪聲在大部分頻段內與背景噪聲相當的結果一致。對著陸構型，雖然由圖6的曲線結果可知，模型輻射噪聲在低頻段明顯高于背景噪聲，但聲源定位結果顯示，即使在800 Hz頻率下，支撐結構區域產生的噪聲仍然較強，并對聲源定位結果產生了污染。可見，著陸構型下，在低頻段所引起的噪聲增強，除了是因為模型本身的貢獻外，也是因為引起了一定的支撐結構噪聲增強（即相應頻率及其附近的噪聲，即使進行了扣除背景噪聲處理，其相對于只存在飛機模型的情況，可能仍存在差異）。隨著頻率進一步增加，模型的噪聲居于主導地位，且噪聲源主要位于增升裝置縫翼、滑軌/角度塊、縫翼與縫翼/主翼之間的縫隙、剪刀差結構、襟翼側緣、襟翼尾緣等區域；同時，在一些情況下，縫翼尾流撞擊主翼表面，也會在相應區域形成主要聲源。

圖6 不同構型增升裝置/機翼遠場噪聲（迎角0°）Fig.6 Farfield noise for various high-lift device/wing configurations(angle of attack 0°)

圖8所示為風速40 m/s下，著陸構型在曲線峰值處所對應頻率的聲源定位結果。由圖可見，該峰值噪聲主要來源于縫翼與主翼形成的剪刀差結構區域，形成原因可能是縫翼等側緣/尾緣的渦脫落或者相應區域非定常流動與局部聲腔結構的耦合振蕩。

需要說明的是，聲源定位所獲得的具體聲源位置，會受到所選擇掃描面的影響。在圖7中，對于主要聲源是支撐結構的情況，雖然其位置高于飛機模型，但考慮到著陸構型下主要聲源在機翼/增升裝置區域，為了便于對比，掃描面位置主要根據機翼位置進行了選擇。這就導致對應于支撐結構的聲源定位結果比真實情況有一定偏移。

圖5、圖6中的不同構型噪聲曲線為未扣除背景噪聲的結果。鑒于背景噪聲在一定頻段內對增升裝置噪聲有潛在影響，后續對比主要針對扣除背景噪聲的結果，并將曲線起始頻率設置為700 Hz。

3.4 迎角對噪聲的影響

圖9所示為著陸構型不同風速、不同測點位置下，模型迎角對增升裝置噪聲的影響情況。由圖可見，在風速40 m/s下，在較低頻段迎角對噪聲影響不大；在中高頻段，隨著迎角增加，噪聲總體呈增加趨勢。而隨著迎角變化，噪聲曲線的頻譜形狀也發生了一定變化。一個比較明顯的特征是，在中間頻段噪聲隨頻率增加而下降的趨勢變緩，出現了一個較平緩的駝峰，并且在一定迎角下產生了新的噪聲峰值；而隨著迎角進一步增加，峰值又再次消失。還可注意到的是，除中間頻段新增的駝峰區域外，在高頻段、側向區域，迎角對噪聲的影響程度更為明顯。此外，對模型下方測點，在中頻段，迎角變化的明顯影響在小迎角下就已發生，并且迎角進一步增加所產生的影響相對變小；而在高頻段，迎角變化所帶來的明顯影響主要在迎角增加到一定值之后出現。在風速80 m/s下，迎角的總體影響情況與風速40 m/s類似，但是也發生了一些變化。雖然風速80 m/s同樣存在噪聲受迎角影響不大的頻段，以及噪聲隨迎角增加而增強的頻段，但是在較低頻段，隨著迎角增加，噪聲總體上有了一定降低。實際上，如果進一步降低曲線繪制起始頻率可以發現，風速40 m/s下也存在這一情況。這說明不同風速下，迎角變化的影響頻段發生了遷移。此外，對模型側向區域，迎角變化的影響相對更大；而對模型下方區域，這一影響相對更小。

圖7 巡航構型/著陸構型不同頻率下聲源定位結果（風速40 m/s、迎角0°）Fig.7 Noise source localization for the cruising/landing configurations at various frequencies(wind speed 40 m/s,angle of attack 0°)

圖8 著陸構型典型峰值頻率下聲源定位結果（風速40 m/s、0°迎角）Fig.8 Noise source localization for the landing configuration at variouspeak frequencies(wind speed 40 m/s, angle of attack 0°)

圖9 模型迎角對增升裝置遠場噪聲的影響（著陸構型）Fig.9 Effectsof angle of attack on the farfield noise of the high-lift device(landing configuration)

對應圖9中風速80 m/s、3°迎角下的著陸構型噪聲曲線，圖10給出了主要峰值頻率處，以及相應0°迎角構型對應頻率處的聲源定位結果。由圖可見，對0°迎角、3°迎角，主要噪聲源均分布于前緣縫翼及其安裝角度塊區域；0°迎角下，主要聲源區呈條帶狀分布，而3°迎角下，主要聲源區域變得集中，且聲源強度明顯高于0°迎角。3°迎角下峰值噪聲可能是由局部非定常流動與縫翼-角度塊-主翼所構成的局部聲腔的耦合產生。圖11給出了風速80 m/s、12°迎角下，不同頻率處的聲源定位結果。可見，主要聲源沿縫翼呈條帶狀分布，并且可能在角度塊等不連續位置處增強的特征得到了進一步展示。此外，通過圖10、圖11的聲源定位結果可以看出，峰值頻率所對應的聲源分布較為集中，而駝峰或者寬頻噪聲所對應的聲源分布則相對分散。

圖12所示為起飛構型、風速80 m/s、不同測點位置下，模型迎角對增升裝置噪聲的影響情況。由圖可見，相對于著陸構型，起飛構型模型噪聲受迎角的影響情況總體類似；只是在所考慮風速下，除個別峰值噪聲外，影響程度相對略有減小。

圖10 0°/3°迎角下，著陸構型典型頻率下聲源定位結果（風速80 m/s）Fig.10 Noise source localization for the landing configuration at angle of attack 0°/3°(wind speed 80 m/s)

圖11 12°迎角下，著陸構型典型頻率下聲源定位結果（風速80 m/s）Fig.11 Noise sourcelocalization for thelanding configuration at angle of attack 12° (wind speed 80 m/s)

3.5 風速對噪聲的影響

圖12 模型迎角對增升裝置/機翼遠場噪聲的影響（起飛構型）Fig.12 Effects of angle of attack on the farfield noise of the high-lift device (taking off configuration)

圖13風速對增升裝置遠場噪聲的影響（著陸構型、起飛構型，0°/9°迎角）Fig.13 Effects of wind speed on the farfield noise of the high-lift device (landing and taking off configurations,angle of attack 0°/9°)

圖13所示為著陸構型/起飛構型、不同迎角、不同測點位置下，風速對模型噪聲的影響。由圖可見，對著陸構型，隨著風速增加，噪聲水平也明顯增加。除了個別頻率下曲線峰值的出現與消失所帶來的影響外，頻譜曲線的形狀保持了良好的一致性。并且，不同迎角下的頻譜曲線相對關系變化情況，在不同風速下也具有一致性。還可以注意到的是，隨著風速增加，0°迎角與9°迎角曲線的交叉頻率，也隨之增加；隨著風速的變化，部分起伏較小的駝峰的頻率相應發生了變化，還有一些則基本不隨風速變化；而對于不同的迎角，噪聲隨風速的變化規律也存在一些差異。對于起飛構型，噪聲特性受風速的影響情況總體上與著陸構型類似；只是在起飛構型下，頻譜曲線中的峰值相對更為豐富，但整體上也均是以寬頻噪聲特征為主，而峰值也主要出現在高頻段。并且在9°迎角下，起飛構型噪聲頻譜隨頻率增加而由平緩變為呈明顯降低趨勢的轉折頻率，基本未隨風速變化，而在著陸構型下該轉折頻率隨風速的變化存在一定差異。此外，圖13中部分曲線上存在個別明顯的窄帶低谷，這主要是由于相應頻率處的背景噪聲存在峰值（如圖4所示），該峰值已經接近著陸/起飛構型下該頻率處的寬頻噪聲，背景噪聲被扣除后形成了低谷。該低谷不具備特殊的工程意義，在實際的模型噪聲中是不存在的。

圖14所示為著陸構型6°迎角、不同測點位置下，風速對模型噪聲的影響。圖中給出了對應于更多風速的結果，以更清晰地呈現噪聲隨風速的變化規律。由圖可見，模型噪聲隨風速的變化情況總體上與圖13類似；同時，6°迎角下在高頻段出現了相對更為豐富的峰值噪聲。而隨著風速的變化，不只這些高頻段峰值噪聲的頻率發生了變化，其起伏特性、峰值數量也存在一定差異；并且峰值噪聲所對應頻率隨風速的變化情況與中頻段駝峰的情況也有不同。這也表明，增升裝置噪聲機理和特性的復雜性；在做相似性外推時，可能需要考慮更多的因素，如峰值噪聲與寬頻噪聲的相似規律差異，并針對不同頻段、噪聲特征等分別進行考慮。

圖14 風速對增升裝置遠場噪聲的影響（著陸構型，6°迎角）Fig.14 Effects of wind speed on the farfield noise of the high-lift device (landing configuration, angle of attack 6°)

圖15所示為不同風速下，著陸構型、6°迎角模型狀態在典型頻率處的聲源定位結果。其中，考慮了40、60、80 m/s三個風速，頻率對應按圖14（b）中虛線所標出的曲線峰值位置進行選擇。由圖可見，雖然風速、頻率存在差異，但除圖15（f）中未能實現聲源的有效識別外，其他聲源定位結果的圖形特征具有相似性，即滿足一定的相似關系。

3.6 噪聲傳播指向性

圖16所示為著陸構型、9°迎角、風速80 m/s下，陣列架在位置5時，模型橫側方向不同測點位置的噪聲特性。圖例中傳聲器編號所對應測點位置與圖3中一致。由于數據曲線較多，為了便于觀察，將11、13、15、17、19號傳聲器作為序列I，12、14、16、18、20號傳聲器作為序列II，分別在兩幅子圖中進行展示。由圖可見，對于不同的橫側面傳播方向，噪聲特性存在一定差異，包括幅值大小與頻譜特性兩個方面。其中，相對于模型側面區域，模型下方區域噪聲水平總體上相對更高，并且模型下方一定角度范圍內噪聲水平隨角度差異不大。

圖17所示為著陸構型、不同迎角下，橫側方向噪聲傳播方向特性。圖中分別給出了總聲壓級、典型1/3倍頻程頻率處的結果，其中總聲壓級計算頻段為800～20000 Hz。圖中的飛機模型用于標示指向性曲線相對于飛機的方位。由圖可見，除了在高頻段存在一定波動外，從與模型中心等高的橫側方向到模型下方，噪聲總體上呈增加趨勢，且模型下方一定角度范圍內，噪聲水平變化不大，與圖16的結果一致。

圖18所示為著陸構型、9°迎角、風速80 m/s下，移測架處于不同位置時，模型飛越方向上不同測點位置噪聲。由圖可見，對于不同的飛越面傳播方向，噪聲特性也存在一定差異，包括幅值大小與頻譜特性兩個方面。其中，相對于模型前方區域，模型后方區域噪聲水平總體上相對更高，并且模型后方一定角度范圍內噪聲水平隨角度差異不大。

圖19所示為著陸構型、不同迎角下，飛越面內噪聲傳播方向特性。圖中同樣給出了總聲壓級、典型1/3倍頻程頻率處的結果。由于遠場傳聲器陣列架處于不同位置時，傳聲器到模型中心的距離會發生變化，因此對不同傳聲器距離的影響進行了修正，使在同一距離下進行對比（以移測位置8的傳聲器距離為距離修正基準）。考慮到在飛越面內，選擇不同安裝方向的傳感器會對噪聲傳播方向分析結果產生一定影響，因此圖中給出了兩組曲線作為對比與參照。其中，對無標識符號的粗線，移測位置1～5使用20號傳聲器結果，移測位置6～8使用10號傳聲器結果；對具有圓形標識的細線，移測位置1～8均使用10號傳聲器結果。可注意到的是，由于10號、20號傳聲器具體位置的差異，相應曲線中數據點的具體角度坐標也存在一定不同。由圖可見，除了在部分迎角下的高頻段存在小幅波動外（這一波動除受噪聲傳播方向性本身的影響外，在高頻段不同聲波入射角度對傳聲器的影響變得更為明顯也是一個因素），噪聲指向性曲線變化總體較為平順；從模型前方到模型后方，噪聲總體上呈增加趨勢，且模型后方一定角度范圍內，噪聲水平變化不大，與圖18的結果一致。而具體到不同頻段，噪聲的方向性也存在一定差異；例如，9°迎角下，對3150 Hz所對應頻段，模型后方區域噪聲增加較為明顯，而對1250 Hz所對應頻段，模型后方區域噪聲增加則不明顯。此外，對不同的迎角，模型噪聲傳播方向性也存在一定程度的差異。

圖15 不同風速下，著陸構型典型頻率下聲源定位結果（迎角6°）Fig.15 Noise source localization for the landing configuration at various frequenciesand wind speeds (angle of attack 6°)

圖16 不同傳播方向增升裝置遠場噪聲對比（著陸構型，橫側面）Fig.16 Farfield noise comparison for the high-lift devices in different directions (landing configuration, horizontal directivity)

圖17 增升裝置遠場噪聲傳播橫側面指向性（著陸構型）Fig.17 Horizontal directivity of the farfield noise propagation for the high-lift device (landing configuration)

圖18 不同傳播方向增升裝置遠場噪聲對比（著陸構型，飛越面）Fig. 18 Farfield noise comparison for the high-lift device in different directions(landing configuration,longitudinal directivity)

圖19 增升裝置遠場噪聲傳播飛越面指向性（著陸構型）Fig. 19 Longitudinal directivity of the farfield noise propagation for the high-lift device (landing configuration)

需要說明的是，遠場噪聲風洞測試結果均為聲波穿過剪切層后的結果，但考慮到剪切層修正問題本身的復雜性，以及不同單位、學者所采用剪切層修正處理具體方法的差異，本文所給出的遠場噪聲測試結果均未做剪切層修正處理。

4 結論

本文依托5.5 m×4.0 m航空聲學風洞，開展了大型飛機增升裝置噪聲的全模型試驗研究，分析了典型構型下增升裝置噪聲特性，研究了模型迎角、試驗風速等的影響情況，并獲得了噪聲傳播的方向特性。結果表明：

1）安裝飛機模型后引起的局部流動變化，可能導致支撐結構噪聲增強，從而對一定頻段內準確獲得模型本身的噪聲產生影響。

2）相對于巡航構型，起飛/著陸構型由于增升裝置打開，使噪聲顯著增加，即增升裝置噪聲明顯高于機身、巡航構型機翼等的噪聲；增升裝置噪聲成份總體上以寬頻噪聲為主，部分狀態下也會疊加一些峰值噪聲。

3）隨著迎角的增加，增升裝置噪聲在中高頻段總體上呈增加趨勢，且在一定值附近，迎角影響還會比較明顯，但在部分中低頻段，也存在影響較小甚至會使噪聲相對降低的情況；在高風速下，迎角的影響總體上相對小于低風速情況；迎角的影響情況也會隨風速、結構構型、測點位置的不同而發生變化；峰值噪聲是否出現，也會受到迎角的影響。

4）隨著風速增加，模型輻射噪聲相應明顯增大，并且寬頻噪聲等的頻譜特征總體上得到了保持，聲源識別結果也呈現類似特征，即具有良好的馬赫數相似性；但對曲線上比較突出的峰值，其相對位置、量值、數量等可能會發生變化，即峰值噪聲具體特征受到風速的明顯影響；風速的影響情況，也會隨模型迎角、結構構型、測點位置不同而存在一定差異。

5）在橫側剖面以及飛越剖面內，噪聲傳播均具有一定的方向性，并且會隨噪聲頻段、模型迎角等的不同而發生一定變化。