后緣襟翼側緣加裝擋板降噪數值模擬研究

沈昀堃 張 瑾 ,2* 劉沛清,3

(1. 北京航空航天大學，航空氣動聲學工業和信息化部重點實驗室，北京 100191;2. 北京航空航天大學，中法工程師學院，北京 100191;3. 北京航空航天大學，航空科學與工程學院，北京 100191)

0 引言

嚴格的噪聲法規推動了飛機降噪技術的發展，大涵道比渦輪風扇發動機的使用以及發動機降噪技術的發展使得發動機噪聲大幅度降低，因此，機體噪聲比重增大，尤其是在飛機進場著陸階段，發動機處于低功率狀態，起落架和增升裝置全部打開，機體噪聲愈加凸顯。后緣襟翼側緣噪聲作為機體噪聲的重要組成部分之一，由襟翼側緣雙渦的融合、破裂在襟翼表面的非定常壓力脈動產生。因此，襟翼降噪技術的發展十分重要。國內外已開展過大量相關研究并發展了多種降噪技術，主要分為主動和被動兩大類。主動流動控制方法包括吹氣控制、等離子體激勵器等，即通過向流場中注入能量控制渦結構，削弱渦結構與壁面的相互作用，減小壓力脈動，從而達到降噪的目的。被動流動控制方法包括側緣端面擋板、加裝多孔材料、連續型線法和微擾流片等，通過改變襟翼的形狀來降低噪聲。下面對襟翼側緣降噪技術中加裝擋板方法進行詳細介紹。

KOOP等人對不同形狀擋板的工況進行了實驗，擋板選取時考慮了長度、高度、連續性等對降噪的影響，結果表明，不管是吸力側擋板還是壓力側擋板，或是將兩側同時安裝擋板，都呈現出了一定的降噪效果。其中吸力側擋板降噪效果最好，主要因為側緣渦與襟翼上表面的距離增大，渦與襟翼表面的相互作用減小。此外，將擋板設置成小翼的形狀，可以在很寬的頻率范圍內顯著降低襟翼側緣噪聲，小翼高度越大降噪效果越明顯，這點與HENK等人的結果保持一致。周國成等對向襟翼后下方延展的不同高度的擋板工況開展了風洞試驗，結果表明擋板對干凈構型的噪聲影響較小，擋板降噪效果與擋板的下偏角度和高度呈正相關。HORNE等人對擋板高度這一重要參數進行了系列研究，結果表明，較小高度的擋板不會對襟翼側緣噪聲控制產生明顯效果，僅當擋板高度達到襟翼最大厚度量級時，擋板結構才會獲得較為良好的降噪效果。擋板越大、擋板結構越高，降噪效果越明顯，但過大的擋板結構會阻礙襟翼原本的展向流動，可能會導致襟翼流動分離影響全局的氣動性能，且增加巡航階段的阻力。此外，過大的擋板會帶來額外的重量和制造難度。國內針對工程實際應用的機翼構型的擋板降噪方法的三維數值模擬研究還有待深入。因此本文在襟翼側緣的下翼面設置了最大高度為一倍最大襟翼厚度的擋板并對其曲面外型進行了優化設計，在保證氣動性能的基礎上實現了降噪，在流場分析的基礎上，對其降噪效果和降噪機理進行了討論和探究。

1 數值模擬計算設置

1.1 計算模型

計算模型選取包含主翼以及半翼展襟翼的多段翼構型，該構型來自NASA后緣襟翼側緣噪聲實驗。襟翼的下偏角為39°，襟翼前緣與主翼后緣間縫道空隙為2.7%的干凈翼型弦長，重疊量為1.5%干凈翼型弦長，三維幾何構型示意圖見圖1。計算采用與實驗相同的流動參數，來流Ma數為0.21，迎角為10°。

圖1 多段翼構型幾何構型示意圖

參照國內外針對擋板長度、厚度、高度和連續性等參數的研究結果，本文選用大小適中、外形參數合適的擋板并加以優化，在襟翼側緣下翼面加裝最大高度為一倍最大襟翼厚度的擋板結構，擋板端面與襟翼端面對齊，擋板與襟翼下翼面之間貼合無縫隙。擋板的具體形狀如圖2所示，圖中藍色部分為基本構型的襟翼，綠色部分為加裝的擋板結構。

圖2 加裝擋板構型示意圖

1.2 計算設置

數值計算使用商用軟件ANSYS Fluent 18.0，定常計算湍流模型為S-A模型，流體為理想氣體，時間和空間的差分精度均為二階，翼型表面采用無滑移壁面條件，采用壓力遠場邊界條件，展向兩側邊界條件為對稱面。非定計算采用DES模型，時間步長為1×10，次迭代步數20以降低計算殘差，在1個迭代步中速度殘差降至10量級，待流場呈周期性變化。聲場模擬采用FW-H方法，對已穩定的流場繼續計算80 000步獲得聲場數據以進行分析。計算聲源面選取為主翼和襟翼表面。

2 結果及討論

2.1 基本構型的流場結果

將兩個不同翼展位置表面壓力系數分布的計算結果與實驗結果進行對比，圖3(a)為截面位于襟翼打開一側靠近半翼展處，圖3(b)為襟翼收起成干凈構型的截面。

(a) 襟翼打開

(b) 襟翼收起圖3 不同展向位置表面壓力系數分布對比圖

可以看到主翼的表面壓力系數與實驗值吻合較好，誤差較小，主要差異是主翼前緣吸力峰值模擬結果略低于實驗值，由主翼前緣處的網格尺度較大導致。

圖4(a)～(c)分別給出了使用RANS、非定常RANS和DES模型計算得到的等渦量圖，同時使用當地Ma數對渦量面進行著色，以便更好地顯示渦系的破裂情況。從圖中可以發現，三種湍流模型均成功捕捉到了側邊流場的雙渦結構，對雙渦結構的融合位置、融合速度的模擬也大致相同。

(a) RANS(SA)計算渦量等值面

(b) URANS(SA)瞬時渦量等值面

(c) DES瞬時渦量等值面圖4 不同湍流模型模擬的側緣附近流場結構

按照實驗結論，在大偏角時，側緣的雙渦結構融合成單渦結構后會離開襟翼表面并破裂。進一步對比圖4(a)～(c)，定常計算采用S-A湍流模型時，雖然模擬出了襟翼側緣的雙渦結構發展至渦融合的過程，但是對渦融合后的模擬結果較為模糊，無法給出雙渦融合后續的渦結構變化，融合后的渦系突然消失。非定常計算采用S-A湍流模型時沒有彌補定常計算結果的不足，僅在渦破裂的末段有輕微的差別。DES模型則能更清楚地模擬出雙渦結構融合后的情況。

分析認為，湍流模式自身的不足導致了在使用不同湍流模型模擬側緣渦系時結果的差別。SPALART曾指出，S-A模式并不能很好地模擬剪切流動的發展，因此在模擬襟翼側緣渦系發展尤其是在渦破裂階段存在先天性缺陷，而DES模型的特點是僅在近壁區使用壁面模型計算，在離開壁面區域則使用LES模型。使用DES模型可以避免模擬結果渦系的突然消失，因而能夠捕捉更多的流場細節，在渦破裂階段能捕捉到更多的小渦結構。

綜上，S-A模型與基于S-A的DES模型在表面壓力系數的模擬結果中相差不大，但DES模擬能更多地捕捉到側緣雙渦融合和破裂的情況，考慮到襟翼側緣遠場噪聲的計算需要更精確的近場流場結果，因此主要選用基于S-A的DES模型計算結果進行分析。

為了更詳細地描述襟翼側緣雙渦結構的發展過程，每隔10%的襟翼弦長提取流向截面。圖5為不同襟翼弦長的流向渦量圖。

圖5 不同襟翼弦長的流向渦量云圖

觀察模擬結果(見圖5)，可以將側緣流場渦系的發展分為四個階段：

1)雙渦產生階段，主要發生在襟翼前緣至40%的襟翼弦長之間。首先是10%襟翼弦長位置處，當流體繞流襟翼時，由于襟翼上翼面與下翼面的壓力差以及襟翼側緣展向的不連續性，在襟翼的上翼面和下翼面分別出現一個渦結構。隨后，渦結構從剪切層中獲取能量，沿流向渦量逐漸增強。到了40%襟翼弦長位置時，雙渦結構發展、增強，此時下翼面的渦結構繞側緣壁面發展至襟翼壓力面附近。

2)雙渦融合階段，主要發生在50%-60%的襟翼弦長位置。在這段范圍內，下翼面的側緣渦開始繞過上翼面邊緣，并與上翼面的渦系融合成單渦結構，在這一融合過程中同時伴隨渦系結構的強烈不穩定性。

3)單渦階段。側緣雙渦融合后，在襟翼側緣上翼面上方形成單一渦系。

4)渦破裂階段。雙渦融合后產生的渦系結構強度過大且由于襟翼偏角過大，渦系很快離開襟翼表面，在80%～90%的襟翼弦長附近渦系結構破裂，渦量擴散。

上述流動現象與STREETT的數值模擬結果相符。襟翼側緣噪聲主要由以上復雜的側緣流動導致，包含以下幾部分：襟翼側緣的雙渦結構、自由剪切層的流動不穩定性以及兩者的相互作用產生的輻射噪聲。

2.2 加裝擋板的流場結果

在襟翼側緣加裝擋板結構，改變了襟翼側緣的幾何形狀，將會引起整個流場結構的變化，進而引起氣動力的變化，同時，在飛機起降階段，氣動力特性較為重要。表1給出了加裝擋板前后構型的氣動力特性對比，表明擋板對氣動性能影響較小。

表1 加裝擋板前后氣動力變化

圖6給出了原始構型和加裝擋板構型的表面壓力系數云圖，從圖中可以看出，兩者壓力系數的差異主要體現在襟翼側緣附近，原始構型的側緣下翼面渦系繞過上表面的位置大約為40%弦長，而加裝擋板后側緣下翼面渦系則延遲至60%弦長位置以后才繞過上翼面。

圖7和圖8分別給出了襟翼側緣流向渦量等值面圖和不同襟翼弦長的流向渦量圖。對比加裝擋板對側緣渦的影響，原始構型的側緣下翼面渦系大約在40%襟翼弦長處繞過上翼面邊緣，而加裝擋板使側緣下翼面渦系繞過上翼面邊緣的位置延后出現至60%襟翼弦長位置。從圖中可以非常明顯地看出，擋板結構有效阻止了側緣雙渦結構融合的進程，由此降低襟翼側緣噪聲。

(a) 加裝擋板構型

(b) 基本構型圖6 襟翼側緣加裝擋板前后表面平均壓力系數云圖

(a) 加裝擋板構型

(b) 基本構型圖7 加裝擋板結構前后襟翼側緣流向渦結構對比圖

(a) 加裝擋板構型

(b) 基本構型圖8 加裝擋板結構前后襟翼側緣流向渦量對比圖

2.3 聲場結果對比

如圖9所示，在模型中心正下方12.5%弦長位置處設置監測點。圖10為加裝擋板前后構型的噪聲頻譜圖。從圖中可以看出，襟翼側緣加裝擋板后噪聲聲壓級低于基本構型，表明使用一倍最大襟翼厚度的擋板結構確實可以降低襟翼噪聲。襟翼噪聲在全頻段范圍內均有降低，尤其是中高頻部分。1 500 Hz處的峰值為后緣噪聲，由尾緣流場的周期性變化產生，由于本文重點控制的是側緣產生的寬頻噪聲，故對該峰值的控制效果不明顯。

圖9 監測點位置示意圖

圖10 加裝擋板構型與基本構型測點聲壓級頻譜對比圖

以計算模型為中心，在30倍基本構型弦長的圓周上每間隔10°設置1個遠場監測點，共設置36個監測點。其中機翼正后方為0°方向，機翼正下方為270°方向。遠場監測點均在y/c=0平面內(即半翼展平面內)。圖11給出了加裝側緣擋板結構前后襟翼遠場噪聲的聲壓指向性圖。使用擋板結構改變了襟翼側緣的流場情況，延遲側緣雙渦的融合位置，使渦融合位置遠離襟翼上表面，減緩了雙渦發展過程對襟翼上翼面的壓力脈動影響。從圖中可以看出，側緣加裝擋板結構有效控制了襟翼側緣噪聲，在大部分方位降低了噪聲。尤其是在襟翼下方遠場噪聲平均降低3 dB；降噪幅度最大的位置在輻射角240°位置，即近似垂直于襟翼弦向的方向，噪聲幅值降低8 dB。同時，加裝擋板前后的遠場指向性基本一致，襟翼側緣噪聲仍近似呈偶極子特性。

圖11 加裝擋板結構與基本構型噪聲指向性對比圖

3 結論

本文采用DES湍流模型結合FW-H方法模擬帶有半翼展襟翼多段翼構型的襟翼側緣的非定常流場及遠場噪聲，在保證翼型氣動性能的基礎上，采用了被動降噪控制法，在襟翼側緣壓力面加裝最大高度為一倍最大襟翼厚度的不規則構型擋板結構，較好地實現了遠場降噪。分析降噪原因，主要是擋板結構改變了側緣的流場形態和側緣渦的結構，延遲了側緣渦系的發展進程，使得渦系的融合位置后移，渦系融合破裂產生脈動壓力的區域遠離襟翼吸力面。加裝擋板后遠場噪聲仍然具有一定的偶極子指向特性，偶極子軸垂直于襟翼弦線，對于襟翼下方的遠場噪聲，平均降噪3 dB，降噪效果主要體現在中高頻段的寬帶噪聲。