某型飞机起落架结构件气动噪声仿真与试验研究

起落架噪声是飞机着陆阶段噪声的主要组成部分。以某型飞机前起落架为研究对象,通过分离涡模拟方法对其支柱及扭力臂结构件简化模型的周围流场进行非定常计算,利用Fw—H方程积分法对各部件表面产生的声场进行求解,分析缓冲支柱及扭力臂结构件气动噪声的产生机制、声源特性。对该飞机起落架支柱及扭力臂结构件进行声学风洞试验,通过麦克风对噪声的测量获得结构件噪声频谱特性。仿真及试验结果均表明：支柱及扭力臂结构件气动噪声包含支柱和扭力臂引起的钝体扰流噪声和两者相对位置引起的干扰噪声,支柱噪声对总噪声的贡献大于扭力臂噪声,噪声辐射特性具有偶极子声源的辐射特性。     

某型飞机前起落架结构件气动噪声试验

以某型飞机前起落架为研究对象,通过气动声学风洞试验研究缓冲支柱及扭力臂组合件的气动噪声产生机制、声源特性和影响因素。根据所得数据绘制了噪声频谱特性曲线。通过改变扭力臂的位置,分析了扭力臂对起落架噪声的影响。试验结果表明:缓冲支柱及扭力臂结构件的气动噪声包含钝体绕流噪声和干扰噪声,主要噪声源为偶极子声源,且噪声场具有一定的指向性;扭力臂在缓冲支柱后时总声压级低于扭力臂在前时的总声压级。试验结果可作为起落架低噪声结构优化设计的基础。     

基于混合求解法的二维多段翼气动噪声特性分析

基于混合求解法,通过对声源区计算域进行分区,研究了二维多段翼不同部件对远场声压级的贡献,给出了声场分布和远场指向性,发现前缘缝翼噪声和主翼尾缘噪声对远场的贡献较小,襟翼后缘噪声的贡献在总声压级中占主导地位,是值得关注的噪声来源。     

基于混合方法的膨胀腔非稳态流动及气动噪声分析

采用混合方法对气流作用下的膨胀腔的非稳态流动和气动噪声进了数值仿真分析。建立基于有限体积法的流体仿真模型,采用大涡模拟方法对膨胀腔内部非稳态流动进行计算。数值仿真结果捕捉到了腔体内部非稳态流动以及涡量的发展变化过程,并与实验观测结果基本吻合。采用积分插值的方法将流场结果插入声学网格上,基于气动声学理论计算腔体内部的流噪声源。建立声学仿真模型,将流噪声源导入声场网格中计算远场响应点的声压,并与实验结果进行对比,声压级以及共振频率都吻合良好。结果表明:混合仿真方法准确直观揭示出管内流噪声产生的机理和过程,尾管辐射噪声的仿真结果与实验结果及理论计算结果的偏差都在5%以内。      

多喷管射流气动声学特性的数值研究

采用大涡模拟结合动力Smagorinsky亚格子模型对四喷管超声速高温射流进行了三维非稳态数值模拟。基于非稳态计算的结果,利用FW-H面积分方法对四喷管射流远场的声学特性进行计算,并将结果与单喷管得到的结果进行对比。结果表明,多喷管射流形成了复杂的流场,其产生的气动声场并不仅仅是单喷管简单的叠加,由于四股射流之间的相互影响使得声场也产生了新的特点,不但表现在总声压级数值上,还对改变了射流噪声辐射的指向性,最大声压级的位置由原来的50°左右变化到30°。     

基于Mohring声类比发动机喷流噪声数值计算

为了研究非均匀流场中航空发动机喷流噪声特性,满足未来的航空器噪声适航要求,采用计算流体力学（CFD）和计算 航空声学（CAA）相结合的混合数值算法,对大涵道比发动机喷管的简化缩尺模型进行气动噪声仿真计算。采用大涡模拟（LES）计 算喷管的瞬态喷流流场;在流场计算的基础上使用Mohring声类比进行声源提取,将时均流场插值到声学网格作为背景流,结合有 限元和无限元方法对喷流噪声近场以及远场的辐射特性进行数值计算及分析,并通过单通道锯齿形喷管试验验证数值计算方法 的可行性。数值结果表明：发动机喷流噪声主要是由内外涵剪切层内的涡环破碎产生的大尺度涡而形成的,噪声辐射峰值主要集 中在低频范围内,随着频率升高,各方向角的声压级都在降低,在1000~2500 Hz,从125 dB快速降低到105 dB,之后衰减速度变缓, 到100 dB趋于稳定。数值计算方法精确度高,最大计算误差为1.97%。为发动机噪声适航提供了一种噪声预测方法。     

基于边缘射流的起落架气动噪声控制研究

:起落架噪声可以看成是一系列结构件单独引起的气体扰流噪声以及这些不同结构件相对位置引起的干扰噪声的耦合.为了降低起落架气动噪声,提出一种基于边缘射流的主动控制技术.以某型飞机前起落架为研究对象,在其扭力臂背风面施加射流,利用分离涡脱模拟方法对其支柱和扭力臂结构简化模型的周围流场进行非定常计算,获取声源分布,采用FW-H积分获得远场噪声特性.结果表明:边缘射流能够有效抑制干扰噪声和支柱噪声,起落架的中频噪声得到一定幅度的下降,宽频噪声强度也有所减弱;射流改变扭力臂尾涡的脱落状况,可以减轻甚至消除涡脱落对支柱的冲击,从而减弱了支柱表面由于撞击而产生的脉动压力,达到降低声源强度的目的.     

大型民机起落架噪声分析

本文着重讨论了大型民用飞机起落架噪声的气动声学特性、预测方法以及如何降低起落架噪声等三个问题:先分析了气动声学特性,包括噪声的产生机制及声源的位置与频率分布;然后给出了风洞试验、半经验和计算气动声学(CAA)三种预测方法;最后讨论了两种降低起落架噪声的方法,即优化起落架外形和计算最优着陆速度和高度。     

简化起落架噪声相似准则及马赫数比例律

真实飞机部件的气动噪声问题可以通过缩比模型气动声学试验研究,但是必须要遵循合适的相似准则。频率相似准则一般选择Helmholtz数或Strouhal数相似,而声源强度的相似准则在一定的雷诺数范围内通常采用Mach数相似。噪声随来流马赫数的比例律可用于外推风洞试验测量数据到真实飞行条件下,并判断声源类型。在北京航空航天大学D5气动声学风洞中对1/2缩比的LAnding Gear nOise database for civil aviation authority validatiON(LAGOON)简化起落架模型进行了气动声学试验研究。试验结果表明:该起落架模型的噪声频率遵循Helmholtz数相似准则而非Strouhal数相似准则。起落架噪声的马赫数比例律与频率有关,在低频范围内满足6次方关系,而在中高频范围内满足7次方关系。将D5风洞测得的噪声频谱按Helmholtz数相似及相应的马赫数比例律转换后与LAGOON原型试验结果对比,发现两者的测量结果吻合得非常好。     

螺旋桨飞机远场气动噪声预测程序开发及应用

针对螺旋桨飞机远场气动噪声的数值计算、对比验证问题,采用CFD耦合FW-H声比拟方法,设计开发了一套螺旋桨飞机远场气动噪声精细化预测程序WiseFWH,选取某螺旋桨带动力翼身组合体巡航构型,对其远场气动噪声的频域特性和总声压级指向性分布进行数值仿真。研究结果表明：螺旋桨高速旋转产生的非定常流场脉动是螺旋桨飞机最主要的噪...     

舱门对起落架流场和气动噪声的影响研究

前起落架一般具有异于主起落架的双侧对称舱门,民用飞机进场降落时打开的前起落架舱门必然对起落架流场和噪声产生干扰阻挡和反射作用。为了研究前起落架舱门对起落架流场和噪声的干扰阻挡效应,采用两轮起落架标模对改善的延迟分离涡模拟（IDDES）方法和福克斯·威廉姆斯—霍金斯（FW-H）方程进行数值方法验证;在数值计算方法准确可靠的基础上,对某民用飞机高保真前起落架有舱门和无舱门的两种模型的流场特征和远场辐射噪声特性进行对比计算分析,分析舱门附近流动演化过程及舱门对远场辐射噪声的影响。结果表明：由于舱门迎风端面非平直面,稍向内侧弯曲与来流具有一定夹角,导致在其前端引起当地流动分离,进而扩散到整个舱门之间的区域;两侧舱门阻挡干扰气流向展向扩散并撞击舱体侧面边缘的趋势,遮挡反射舱体前缘剪切流失稳撞击起落架产生的压力波,减弱了起落架的侧边噪声并形成声波干涉现象。     

Prediction of noise radiation from basic configurations of landing gears by means of computational aeroacoustics

Noise radiation from aircraft during the takeoff and landing has become a major issue for inhabitants living in the vicinity of airports and thus for regulation authorities and aircraft developers. However the numerical simulation of aeroacoustic noise, especially for complex geometries like a landing gear, remains one of the most difficult challenges in aeroacoustics. The present study, aiming at predicting noise radiation from basic geometries as well as the noise radiation of a simplified landing gear, employs a hybrid approach that combines a CFD simulation with the decoupled computational aeroacoustics (CAA) simulation. Flow-induced noise is assumed to originate from turbulence. Reynolds-averaged Navier–Stokes equations with different closure approaches can be employed to gain the required turbulent quantities. Subsequently, quantities as the mean flow velocities, pressure, density, turbulent kinetic energy and dissipation rate of the CFD simulation are the starting point for the generation of the transient acoustic sources by the stochastic noise generation and radiation (SNGR) method. It is assumed that the acoustic phenomena do not provide feedback to the mean flow field and turbulence and thus a recalculation of the flow field is not required. Since the propagation of sound is insignificantly influenced by turbulent and viscous effects, it can be described by the Euler equations in the near field. The CAA simulation is extended with a Ffowcs Williams Hawkings (FWH) module that calculates the noise levels in the far field upon integrating the surface source terms on a porous FWH surface within the CAA domain. The results of the simulations are compared with experimental data, obtained by measurements in an acoustic wind tunnel.     

锯齿单元对起落架/舱体耦合噪声抑制试验

当前中国民用飞机高速发展，噪声排放问题受到广泛关注。在飞机起降阶段，飞行高度较低且处于机场附近，其噪声直接影响到机场地面周围环境。该阶段内起落架噪声占比较大，成为研究的重点。此外，起落架在收放过程中，除自身脱落涡产生的噪声外，当起落架舱门开启时，舱体空腔内产生自持性振荡噪声，与起落架噪声一起形成更为复杂的起落架+舱体耦合噪声，直接影响到整个着陆系统噪声水平，因此研究起落架与舱体耦合噪声产生机理和抑制措施显得尤为必要。以简化的起落架及其舱体为研究对象，提出一种低马赫数（0.2Ma/0.25Ma）条件下，利用前缘锯齿扰流单元对起落架/舱体耦合噪声进行抑制的方法，并在0.55 m×0.4 m航空声学风洞进行试验验证。首先，从起落架及其舱体耦合噪声产生原因进行分析，分别明确起落架和舱体在耦合噪声各个频段的贡献作用。随后，在舱体空腔前缘安装锯齿扰流单元，以改变自由来流状态，验证降噪措施；同时采用参数化研究方法，研究锯齿扰流单元不同偏角对降噪效果的影响。最后，将起落架模型安装于舱体空腔内，分析锯齿扰流单元对耦合噪声的抑制能力。研究结果表明，锯齿形扰流单元对舱体腔体噪声与起落架/舱体耦合噪声具有明显降低作用，在本试验条件下，30°安装角最佳。预期成果可以应用于起落架/舱体耦合降噪。     

基于DSHplus 的前轮转弯系统的仿真研究

飞机前轮转弯系统是起落架系统的重要组成部分,在对前轮转弯系统进行分析研究的基础上,应用液压仿真软件DSHplus,对前轮转弯液压系统建模仿真。仿真结果与地面试验结果基本一致,验证了模型的准确性。并提出应用频谱分析的方法,对转弯液压系统进行频率响应分析。该方法在设计初期能够增强系统的稳定性,减少研发开支,提高核心竞争力。     

Model and full scale high-lift wing wind tunnel experiments dedicated to airframe noise reduction

During landing approach, airframe noise has become a significant contributor to the overall radiated noise from commercial aircraft, when propelled by quiet high-bypass-ratio engines. The major sources of airframe noise are the landing gears and the wing high-lift devices (HLD). In view of European aviation industry to design and build a very large commercial aeroplane, the A3XX, a German National Research Project was initiated, culminating in a series of model- und full scale wind tunnel experiments on HLD. This paper discusses recent results from HLD-studies in the German Dutch Wind Tunnel (DNW) on a 1/7.5 scaled complete model aircraft and the outer section of an A320 full scale wing, employing farfield microphones, unsteady pressure instrumentation and source localization techniques to quantify airframe noise levels and identify the major aeroacoustic sources. The tests provided a baseline data set for the development of noise prediction schemes. Test results obtained on the full scale wing section revealed the importance of excess noise from construction details of a real wing HLD. Tonal components in scale model flap side-edge surface pressure spectra were found to originate from scale model Reynolds number effects. The acoustic effectiveness of initial noise reduction concepts was assessed.     

多轮多支柱式飞机起落架运动特性仿真研究

为了评估起降阶段的飞机操控特性,针对某型飞机多轮多支柱式起落架系统,研究组成单个起落架支柱的轮胎、缓冲器、刹车系统、前轮转弯等部件的受力、力矩特性及传递过程。基于线性理论,将多个支柱运动特性叠加,运用Matlab/Simulink软件工具,建立整个系统的仿真模型。嵌入某型飞机六自由度运动解算模型进行飞机落震、加速滑跑、高低速转弯、起飞离地、着陆接地、刹车减速等仿真验证,并在某型飞机动基座模拟器上进行飞行试验。结果表明:该起落架模型各项功能完善,能够正确反映飞机姿态响应过程,飞机起降过程感受与真实飞机基本一致。     

四轮起落架飞机地面滑跑转弯分析

现代飞机对其地面滑跑性能的要求日益提高,同时要求能够在条件更加苛刻的环境下运行.以四点式起落架布局飞机为研究对象,基于阿克曼转向几何原理,推导该飞机地面滑跑时两个前轮之间的转角关系.在Adams/Aircraft中建立四点式起落架飞机虚拟样机,并进行其地面滑跑仿真分析.探讨四点式起落架飞机不同前轮作为主动操纵轮时,对转弯半径的影响.结果表明:在相同滑跑条件下,当前轮操纵转弯时,四点式起落架飞机比常规的前三点式起落架飞机拥有更小的转弯半径;当主轮差动刹车转弯时,四点式起落架飞机的转弯半径略大于三点式起落架飞机;四点式起落架飞机的两前轮同时为主动操纵轮时,飞机的转弯半径最小.