轮胎及支柱对起落架与舱体耦合气动噪声的影响

宋妙妍; 丁存伟; 陈宏清; 陈宝; 任晓峰

doi:10.12404/j.issn.1671-1815.2504231

科学技术与工程 ›› 2026, Vol. 26 ›› Issue (12) :5287-5299 DOI: 10.12404/j.issn.1671-1815.2504231

航空、航天

轮胎及支柱对起落架与舱体耦合气动噪声的影响

宋妙妍 ¹^,² ,
丁存伟 ¹^,² ,
陈宏清 ¹^,² ,
陈宝 ¹^,² ,
任晓峰 ³

作者信息 +

Influence of Wheel and Stanchion on the Aero-acoustic Noise of Landing Gear and Cabin System

SONG Miao-yan ¹^,² ,
DING Cun-wei ¹^,² ,
CHEN Hong-qing ¹^,² ,
CHEN Bao ¹^,² ,
REN Xiao-feng ³

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摘要

串列式多轮多柱起落架存在三组轮胎和支柱结构,前后轮与柱体间存在干扰,对其气动噪声影响较大。为了分析轮胎支柱组数的影响,以某简化串列起落架系统为研究对象,采用分离涡模拟(detached eddy simulation, DES)结合声类比方法进行流场与气动噪声仿真,对比了单轮单柱和多轮多柱起落架的湍流场差异以及远场噪声指向性的差异。结果表明:起落架及其舱体耦合噪声频谱以宽频为主,其大小主要受轮胎涡脱及舱体腔体涡系干扰影响,主要体现在低频和中频的驼峰噪声源。舱体噪声在多轮多柱和单轮单柱结构总噪声占比都较大,多组轮胎和支柱之间产生的剪切涡会影响前后部件的流场,结构之间的干扰会打破舱体内稳定涡系,降低舱体产生的噪声。后方多个轮胎的存在会降低湍动能强度,改变整个系统的远场指向性。未来针对起落架系统的降噪应综合考虑整流结构自身噪声,在破坏稳定涡、减小轮胎流动分离的同时,减少气流的冲击噪声。

Abstract

Tandem multi-stanchions and wheels landing gear has three wheels and stanchions, the interaction between wheels and stanchions has large influence on the noise. In order to analyze the influence of wheels and stanchions, based on detached eddy simulation (DES) and acoustic analogy, a simplified landing gear system and its cabin were chosen to study the flow field and aeroacoustic noise. The differences between single wheel and stanchions' flow field and tandem multi-stanchions and wheels' flow field were compared and the directivity of far-field noise was analyzed. The results show the noise spectrum of tandem multi-stanchions and wheels landing gear shows is mainly dominated by broadband noise. The amplitude is affected by vortex shedding of wheels and the interaction of cabin's vortex, and it's mainly dominated by hump-shaped noise source in the mid-to-low frequency range. Cabin noise has both large contributions on the whole noise of two kinds of landing gears. Shear vortex caused by the interaction between wheels and stanchions affects the flow field and destroy the steady vortex of cabin. Besides the noise of cabin can be reduced. Multi-wheels can reduce the turbulent kinetic energy, and change the directivity of the whole structure. In future, noise reduction method of landing gear system should consider the self-noise of rectifier structure, destroy the steady vortex, reduce the flow separation, and reduce the noise generated by flow impact.

Graphical abstract

关键词

分离涡模拟(DES) / 声类比 / 多轮多柱起落架 / 舱内噪声 / 指向性

Key words

detached eddy simulation(DES) / acoustic analogy / multi-wheels and stanchions landing gear / cabin noise / directivity

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宋妙妍, 丁存伟, 陈宏清, 陈宝, 任晓峰. 轮胎及支柱对起落架与舱体耦合气动噪声的影响[J]. 科学技术与工程, 2026, 26(12): 5287-5299 DOI:10.12404/j.issn.1671-1815.2504231

SONG Miao-yan, DING Cun-wei, CHEN Hong-qing, CHEN Bao, REN Xiao-feng. Influence of Wheel and Stanchion on the Aero-acoustic Noise of Landing Gear and Cabin System[J]. Science Technology and Engineering, 2026, 26(12): 5287-5299 DOI:10.12404/j.issn.1671-1815.2504231

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随着航空工业的发展,飞机噪声问题已经成为除低油耗、高气动性能之外的一个重要研究方向。国际民航组织(International Civil Aviation Organization,ICAO)已经制定了相应的噪声规范,各国均出台了相应的噪声标准。在飞机起降阶段,起落架噪声是主要声源之一^[1-2],风洞试验研究发现起落架对全机噪声的增量影响可以达到10~15 dB^[3]。起落架结构较为复杂,由轮胎、支柱、转向架等多个结构件组成,在气流的作用下,会产生流动分离和漩涡脱落,形成复杂的空间湍流结构,一方面,向外辐射单频噪声,该噪声主要是支柱、防扭臂之间的干涉噪声^[4];另一方面,脱落的涡结构与下游部件会发生撞击,强烈的涡波干扰会引起较强的宽频噪声^[5-6],针对起落架的降噪,目前主要有两个方向,其一是采用等离子体^[7-8]、吹气^[9]、空气幕^[10]等主动控制的方式改善涡与起落架结构之间的干扰流场,遮蔽噪声,这种方式能够降低支杆和轮舱剪切层相互作用产生的噪声源,但是由于额外的能量引入,需要对自身产生的额外噪声进行控制,面临高频噪声增加和系统集成复杂性等挑战^[11-12]。其二是采用整流罩^[13-15]、外形优化^[16]、凹槽填充^[17]等被动控制的方式降低结构干扰噪声,减小流动分离从而控制噪声,这种方式也可以产生明显的噪声控制效果,但是需要权衡起落架结构的复杂性和降噪效果^[18]。

当起落架处于展开状态时,部分气流会进入起落架舱内,空腔内自持振荡、亥姆霍兹共振等现象会产生相应的纯音,舱体内涡结构的相互作用也会向外辐射宽频噪声,从而对起落架系统整体噪声产生一定的影响^[19]。起落架舱体噪声主要是其内部空腔产生的噪声。Neri等^[20]首次通过试验研究了包含全尺寸起落架、真实飞机结构、带门舱体的起落架系统的噪声特性,结果表明,包含舱体和舱门时,总噪声增加了约15 dB,门和起落架支柱的安装能够阻碍空腔模态向远场的传播。梁勇等^[21]针对起落架/舱体耦合噪声开展了试验研究,分析了空腔噪声和起落架噪声产生机理,并研究了锯齿单元对起落架舱体耦合噪声的影响。结果表明,舱体噪声对低频贡献较大,通过在舱体前增设锯齿扰流单元能够有效抑制耦合噪声。Guo等^[22]采用简化的方形空腔研究了LAGOON (landing gear noise database for civil aviation authority validation)起落架模型及带空腔模型两种情况下远场噪声特性,结果表明,空腔噪声使得整体噪声增加5~10 dB,其噪声主要是剪切层冲击舱体后壁面引起的并且在300 Hz以下,空腔噪声为主要噪声源。牟永飞等^[23]通过数值模拟研究了起落架舱门对于起落架噪声的影响,他们发现由于舱门端面影响会对气流产生阻碍作用,造成流动分离,减小起落架侧边噪声。翟庆波等^[24]采用声学有限元的方法研究了舱体后壁的角度对于舱体噪声模态的影响,结果表明,舱体后壁倾斜10°~16°能够抑制总声压级。Khorrami等^[25]通过飞行试验研究了在舱体前安装锯齿对整体结果的降噪效果。郑国雨等^[26]采用数值模拟分析了导流板对起落架舱空腔噪声的抑制作用,结果表明,导流板能够影响空腔中剪切层的流动状态,从而抑制噪声。

目前,关于起落架舱和起落架耦合噪声的研究较少,并且多数是针对单一机轮的起落架简化模型。鉴于此,针对某串列多轮起落架系统采用分离涡模拟(detached eddy simulation, DES)方法进行了起落架及起落架舱体的非定常流场与噪声的计算,分析对比了单轮单柱和多轮多柱对整个系统流场的影响以及其造成的远场噪声指向性差异,评估了两种模型中各部件对于总噪声的贡献量差异,为分析评估串列式多轮多柱起落架噪声及其降噪设计提供一定技术支持。

1 数值模拟方法

采用计算流体力学(computational fluid dynamics,CFD)+计算气动声学(computational aero acoustics,CAA)的混合方法进行起落架及其舱体的数值模拟研究。首先采用基于SST k(湍动能)-ω(比耗散率)的分离涡方法进行非定常数值模拟计算,获取声源信息,然后分别以起落架及其舱体表面、包裹整个系统的可穿透面为积分面,采用FW-H(Ffowcs Williams-Hawkings)方法进行远场噪声的预测。

1.1 分离涡方法

流经起落架系统的流动为复杂的湍流流动,轮胎支柱之间、轮胎与舱体之间均存在干扰,为了能够模拟其流场,采用有限体积法对N-S(Navier-Stokes)方程进行离散处理,雷诺平均N-S方程为

(1)$\frac{\partial \rho }{\partial t}$+$\frac{\partial }{\partial {x}_{i}}$(ρu_i)=0

(2)$\frac{\partial }{\partial t}$(ρu_i)+$\frac{\partial }{\partial {x}_{j}}$(ρu_iu_j)=-$\frac{\partial p}{\partial {x}_{i}}$+$\frac{\partial }{\partial {x}_{j}}$(-ρ$\overline{u\text{'}{}_{i}u\text{'}{}_{j}}$)+$\frac{\partial }{\partial {x}_{j}}\left[\mu \left(\frac{\partial {u}_{i}}{\partial {x}_{j}}+\frac{\partial {u}_{j}}{\partial {x}_{i}}-\frac{2}{3}{\delta }_{ij}\frac{\partial {u}_{k}}{\partial {x}_{k}}\right)\right]$

式中:t为时间;ρ为密度;x_i、x_j、x_k分别为三个坐标轴方向;u_i、u_j、u_k分别为三个方向速度;-ρ

$\overline{u\text{'}{}_{i}u\text{'}{}_{j}}$

为雷诺应力项;μ为动力黏性系数;δ_ij为克罗内克delta函数。

稳态计算采用SST k-ω模型,该模型使用一种混合函数方法将k-ε(湍动能耗散率)和k-ω结合,在靠近壁面和远离壁面两个区域分别利用两个模型进行求解,其方程为

(3)$\frac{\partial }{\partial t}$(ρk)+$\frac{\partial }{\partial {x}_{i}}$(ρku_i)=$\frac{\partial }{\partial {x}_{j}}\left({\Gamma }_{k}\frac{\partial k}{\partial {x}_{j}}\right)$+G_k-Y_k+S_k

(4)$\frac{\partial }{\partial t}$(ρω)+$\frac{\partial }{\partial {x}_{j}}$(ρωu_j)=-$\frac{\partial }{\partial {x}_{j}}\left({\Gamma }_{\omega }\frac{\partial \omega }{\partial {x}_{j}}\right)$+G_ω-Y_ω+D_ω+S_ω

式中:ω为比耗散率;k为湍动能;G_k、G_ω分别为由平均速度产生的湍动能k、比耗散率ω方程项;Γ_k、Γ_ω分别为k和ω有效扩散率;D_ω为正交发散项横向耗散导数项;Y_k、Y_ω分别k和ω耗散项;S_k、S_ω为自定义源项。

在非稳态计算时采用SST k-ω DES湍流模型,DES是RANS模型(Reynolds averaged Navier-Stokes equations)和大涡模拟LES(large eddy simulation)的一种混合模型,将上述SST k-ω模型中的湍流耗散项模型替换为

(5)$\dot{\omega }$=ωϕ

(6)φ=max(l_ratioF,1)

(7)l_ratio=$\frac{{l}_{\mathrm{R}\mathrm{A}\mathrm{N}\mathrm{S}}}{{l}_{\mathrm{L}\mathrm{E}\mathrm{S}}}$

(8)l_RANS=$\frac{\sqrt{k}}{{f}_{\beta \mathrm{*}}\beta \omega }$

(9)l_LES=C_DESΔ

式中:

$\dot{\omega }$

为修正后的湍流耗散项;ϕ为DES修正函数;l为定义的湍流尺度;f_β*为自由剪切修正项;β为常数;C_DES为DES常数;l_ratio为长度尺度比;l_RANS为RANS的长度尺度;l_LES为LES的长度尺度;Δ为目标网格单元中心与相邻网格单元中心之间的最大距离;F=1-F₂为SST模型中的原始混合长度,其中F₂为混合函数项;当ϕ=1时,方程采用SST k-ω模型求解,其他情况采用LES求解。

1.2 FW-H

FW-H方法是声类比的一种,包含可运动声源、固壁边界的影响,方程将四极子、偶极子以及单极子声源移到方程源项。

(10)$\left(\frac{\partial }{\partial t}-{c}_{0}^{2}{▽}^{2}\right)$[H(f)(ρ-ρ₀)]=$\frac{{\partial }^{2}}{\partial {x}_{i}\partial {x}_{j}}$[T_ijH(f)]-$\frac{\partial }{\partial {x}_{i}}$[F_iδ(f)]+$\frac{\partial }{\partial t}$[Q_iδ(f)]

式(10)中:c₀为声速;ρ₀为参考密度;声源积分面用f(x,t)来表示;在声源积分面内亥塞维德算子H为零,在声源积分面外H为1;T_ij、F_i、Q_i分别为四极子(体积分项)、偶极子(载荷项)和单极子(厚度项);δ(f)为狄拉克δ函数。

计算流速为61 m/s,属于低马赫数问题,对于常规亚声速远场噪声预测,FW-H方程的解通常由Farassat 1A公式得

(11)p'=p'_T(x,t)+p'_L(x,t)

(12)

$\begin{array}{l}\mathrm{p}\text{'}{}_{\mathrm{T}}(\mathrm{x},\mathrm{t})=\frac{1}{4\mathrm{\pi }}\{{\int }_{(f=0)}{\left[\frac{{\rho }_{0}({\stackrel{·}{U}}_{n}+{U}_{\dot{n}})}{r(1-M{a}_{\mathrm{r}}{)}^{2}}\right]}_{\mathrm{r}\mathrm{e}\mathrm{t}}\mathrm{d}S+\\ {\int }_{(f=0)}{\left[\frac{{\rho }_{0}{U}_{n}\left[\right(r\stackrel{·}{M}{a}_{\mathrm{r}})+{a}_{0}(M{a}_{\mathrm{r}}-M{a}^{2}\left)\right]}{{r}^{2}(1-M{a}_{\mathrm{r}}{)}^{3}}\right]}_{\mathrm{r}\mathrm{e}\mathrm{t}}\mathrm{d}S\}\end{array}$

(13)

$\begin{array}{l}\mathrm{p}\text{'}{}_{\mathrm{L}}(\mathrm{x},\mathrm{t})=\frac{1}{4\mathrm{\pi }}(\frac{1}{{a}_{0}}{\int }_{(f=0)}{\left[\frac{{\stackrel{·}{L}}_{\mathrm{r}}}{r(1-M{a}_{\mathrm{r}}{)}^{2}}\right]}_{\mathrm{r}\mathrm{e}\mathrm{t}}\mathrm{d}S+\\ {\int }_{(f=0)}{\left[\frac{{L}_{\mathrm{r}}-{L}_{\mathrm{M}}}{{r}^{2}(1-M{a}_{\mathrm{r}}{)}^{2}}\right]}_{\mathrm{r}\mathrm{e}\mathrm{t}}\mathrm{d}S+\\ \frac{1}{{a}_{0}}{\int }_{(f=0)}\{\frac{{L}_{\mathrm{r}}\left[\right(r\stackrel{·}{M}{a}_{\mathrm{r}})+{a}_{0}(M{a}_{\mathrm{r}}-M{a}^{2}\left)\right]}{{r}^{2}(1-M{a}_{\mathrm{r}}{)}^{3}}\left\}{}_{\mathrm{r}\mathrm{e}\mathrm{t}}\mathrm{d}S\right)\end{array}$

式中:p'为声压;p'_T(x,t)为厚度噪声;p'_L(x,t)为载荷噪声;n为声源积分面外法线方向矢量;r为辐射方向;L_r、L_M分别为辐射方向上的负载、源点运动方向上的负载;Ma为源点当地马赫数,Ma_r为辐射方向上的马赫数;U_n为物面法向速度;

${U}_{\dot{n}}$

为运动后物面法向速度;ret为延迟时间;S为面积;a₀为声速。

2 计算方法验证

2.1 数值模拟设置

如图1所示,简化后的串联式多轮多柱起落架系统模型包含轮胎、支柱和舱体三个部分,其中轮胎直径为268 mm,宽度为82 mm,采用串列的方式布置,共计三组,相邻两组轮胎间距为330 mm;每组轮胎用一套支柱连接,连接处支柱直径为40 mm,长度为96 mm;舱体长度为1 860 mm,宽度为480 mm;整个系统高度为330 mm。由于主要分析起落架之间的干扰及其对于起落架噪声的影响,因此去掉了轮胎表面凹槽、支柱钉孔、螺栓等局部细小结构。

计算网格采用非结构网格,计算域边界在弦长的10倍范围外,如图2所示,采用半圆柱计算域,来流面定义为速度入口边界,流速为61 m/s。出口面定义为压力出口边界。其他边界设为滑移壁面。起落架壁面设置为无滑移壁面,壁面第一层网格处Y+≈1,边界层设为20层,增长率为1.2。轮胎、转向架及支柱表面网格采用三角网格形式,模型边界处网格尺寸为2.5 mm,在轮胎及支柱表面曲率变化较大的位置做了局部加密,尺寸约为1.5 mm,起落架舱边界处网格尺寸为6 mm,舱体与支柱连接处进行了网格过渡,表面网格增长率为1.3,保证网格过渡均匀。体网格采用四面体网格形式,为了能够精确捕捉起落架尾迹,对起落架及舱体周围网格进行局部的加密,加密区范围为1.6L×5.6L×7.5L,其中L为舱体长度,体网格最小尺寸为1.5 mm,增长率设为1.2。网格局部细节如图3所示。

计算采用基于非结构网格的有限体积法离散三维可压缩N-S方程,模拟起落架及其舱体在61 m/s时的流动状态。时间离散采用隐式二阶Euler向后差分格式。鉴于此时Ma约为0.18,采用基于SST 的湍流模型获取初始流场,分析定常场流动特征,在此基础上,采用改进的延迟脱体涡模拟(improve delayed detached-eddy simulation, IDDES)湍流模型进行非定常N-S方程求解,空间离散采用Hybrid-BCD格式,时间离散采用二阶隐式推进,时间步长为2.5×10^-5 s。为了分析远场指向性,如图4所示,设置了两种监测点:一是以距离起落架中间轮1 m处为中心,以3 m为半径,每隔10°设置一个监测点,共布置13个监测点M1~M13;二是以距离起落架中心7.3 m为半径,每隔10°布置一个监测点,共布置19个监测点F1~F19。

2.2 风洞试验方法

试验在航空工业气动院FL-52声学风洞开口试验段进行。采用FL-52风洞起落架支撑系统,支撑装置壁面采用吸声壁面形式,满足声学试验研究需求。如图5所示,试验风速为61 m/s,起落架安装侧滑角0°与数值模拟保持一致。噪声采样率为81 920 Hz、采样块数为100、每块采样点数为8 192。为了验证数值模拟的准确性,试验选取与数值模拟相同的监测点M5、M10进行数据对比。

2.3 结果与分析

图6给出了不同截面上Lamb矢量云图,可以看出,在舱体前端、轮胎表面、支柱表面声源较强,而在第一个和第二个轮胎之间也存在较强的声源,但是总体上讲表面声源强度较大。

在61 m/s风速下,通过试验获取三个测点的噪声数据,通过数据处理得到监测点的功率谱密度曲线(power spectral density, PSD),图7给出了与数值模拟结果的对比。

从图7中可以看出,起落架及其舱体耦合噪声频谱整体呈现宽频特性,在200~300 Hz以及1 200 Hz附近噪声相对较大。通过对比试验和数值模拟结果,可以看到在800~3 000 Hz二者结果基本一致,而在低频和高频处试验测得的噪声要大于数值模拟的结果。产生这种差异的主要原因是:网格密度对应的截止频率限制;目前数值模拟未考虑地板的影响,由文献[27]可知,低频段地板对于噪声的影响较大。

3 讨论

将速度瞬时值进行时间平均得到特征平面上物理量的平均值,如图8所示。plane1和plane3分别位于两侧轮胎的中截面,plane2为支柱中截面。可以看到,在plane1和plane3截面,自由来流经过1号轮胎后被分成上下两个气流,下面的气流受到支柱影响产生漩涡。当只有一个轮胎时,在支柱与轮胎之间夹缝中通过的气流与上面的气流在轮胎后方汇合后,继续向后运动与舱体后壁面产生碰撞,一部分气流沿着壁面垂直向下运动在后壁面与舱体地面夹角处形成角涡,并沿着舱内表面向前方运动,与前面脱落的漩涡相互融合,形成一个较大的稳定的涡,另一部分气流与后壁面碰撞,并受到黏性影响产生旋涡。当存在三组轮胎和支柱时,在第一个轮胎后汇合的气流在向后运动时受到后方轮胎的阻碍,在轮胎之间会产生一定的剪切涡,原来沿着后壁面向前运动形成的稳定涡受到2号和3号轮胎及其支柱的影响破碎为多个小的涡系。在plane2截面,支柱与舱体前壁面之间间隙较小,来流打在支柱上后,在其间隙之间产生漩涡,这部分漩涡与角涡发生融合,影响舱体下壁面附近涡结构。同时与plane1结论类似,在相同的位置同样存在一个大的稳定涡系结构。当存在三组支柱时,与plane1和3不同的是,支柱2的存在破坏掉原有的大的稳定的涡,在支柱2和3之间形成了更为紊乱的涡系结构,并且受到支柱方向的影响,支柱尾流区域流动方向有较大变化,在舱体后壁面涡系结构更加复杂。

图9给出了三个特征平面的湍动能云图。其中plane4为轮胎的垂向截面。在plane1截面,湍动能较强的区域有两部分,其一为轮胎尾流区,其二为轮胎与支柱之间狭缝区,并且可以看到当采用多轮多柱,1号轮胎后方湍动能有所减弱,但是增加了轮胎2和3位置的湍动能。在plane2截面,在第一个支柱尾流区湍动能较强,当采用多轮多柱时,后方的支柱会对前方支柱尾流产生一定阻碍作用,影响了支柱2附近的湍动能强度。从plane4截面来看,两侧轮胎后方和支柱尾流区湍动能较高,并且不对称,这主要是由于气流流过上侧轮胎没有受到舱体的干扰。

边界涡通量(boundary vorticity flux, BVF)能够反映近壁面所有涡结构的物理声源,从而预测边界层的分离。如图10所示,BVF较大的地方主要包括两侧伸出的支柱,轮胎中间刹车片位置以及轮胎侧缘,说明这些位置具有较大的切向压力梯度,其表面压力波动较为剧烈。与单轮单柱相比,多轮多柱的存在会使得第一个和第二个轮胎之间舱体表面的BVF增大,但是由于存在中间两对轮胎和支柱的干扰,原本直接打在舱体后壁面的气流受到阻碍,在后表面处的BVF有所降低。此外可以看到单轮单柱起落架系统和多轮多柱起落架系统的支柱表面BVF都比较小,说明其压力波动较小。

图11给出了两个模型在远场的指向性曲线图,在垂直于第二个轮胎的截面上[图11(b)],可穿透积分面计算得到的声压级要比以舱体和起落架为积分面的声压级大约5 dB,两种结果得到的远场指向性基本一致。而在纵向截面[图11(d)],可穿透积分面得到的指向性在0°~20°与表面为积分面得到的结果差异相对小,随着监测点向着后方移动,差异逐渐增加到9 dB,而在150°~180°差异又再次减小,结合图6的Lamb云图分析,这主要是由于在20°~150°,由轮胎以及支柱尾涡脱落较为复杂,对应的四极子噪声较大,而当角度增大到150°后,尾缘涡强度有所减弱,舱体本身噪声的影响较大。

对比几个部件对总噪声的贡献量,其中支柱贡献量相对小。这主要是由于舱体的长深比较大,支柱主要区域在舱体和轮胎尾流中,结合图10可知,压力波动相对小,而轮胎本身受到气流的冲击相对贡献量较大。从图11(a)和图11(b)可以看出,轮胎噪声在90°方向总声压级最小,越往上下两侧,噪声值越大,并且靠近上侧要比下侧噪声值增长的更快,这是因为轮胎噪声主要是受到其脱落的漩涡的影响,脱落的漩涡会向上下两侧辐射噪声,轮胎上下两侧本身是对称的,但由于舱体的存在,下部的气流受到舱体表面的阻碍,声能量会相应下降,这与湍动能云图的结果一致,图12选取上下两侧对称的两个监测点(M7和M13),从其轮胎频谱曲线上也可以看到,在上侧120°监测点处在100~200 Hz声压级有所增大。

三个轮胎相比[图11(b)],轮胎1的噪声最小,其次是轮胎2,轮胎3的噪声最大,从图13的声压级1/3倍频谱来看,对于多轮多柱模型,轮胎噪声频谱在315 Hz和1 250 Hz附近存在峰值。在小于500 Hz时,轮胎3和2的噪声更大,而当大于500 Hz时,轮胎1的噪声更大,而对于单轮单柱模型,峰值频率为500 Hz和2 800 Hz。为了分析噪声规律变化的原因,图14、图15给出了峰值频率下轮胎表面的功率谱密度云图。对于多轮多柱模型,在315 Hz时在轮胎厚度方向具有较高的声压级,主要受到涡脱落影响,第二个和第三个轮胎迎风面会受到前方漩涡的影响因此具有较高的声压级。在1 250 Hz时,表面声源有所降低,而轮胎中间刹车片位置的声压级有较大的提高,特别是第一个轮胎,这主要是流经舱体前的气流的影响。此外还可以发现,在峰值频率处多轮多柱舱体后壁面拐角处声也较大,而其他位置声较低。这与BVF的结果相符。对于单轮单柱模型,峰值频率下较高的声出现的位置与多轮多柱模型相似,不同的是该模型在舱体后壁面均具有较高的声。

图16给出了61 m/s风速下CLEAN-SC的声源定位结果,可以看出,315 Hz时声源主要集中在第二个轮胎与第三个轮胎之间;而在1 250 Hz的中频声源主要由第一个轮胎后方产生,这也进一步验证了数值模拟的结果。

对于舱体噪声[图11(a)和图11(b)],在30°时噪声值较小,在90°噪声值最大,图17给出了在10°、30°、50°和90°监测点上舱体表面产生的噪声频谱曲线。与轮胎噪声频谱曲线不同,舱体产生的噪声在1 200 Hz附近声压级较大,并且多轮多柱和单轮单柱舱体噪声频谱没有明显差异。

图18对比分析了单轮单柱和多轮多柱在垂向截面各部件声压级的差异。如图18(a)所示的0°~40°范围内,多轮多柱总噪声的指向性与单轮单柱基本一致,都是随着角度增加,总声压级有所减小,而当大于40°后,单轮单柱模型总声压级逐渐上升后区域平稳,与多轮多柱模型总声压级差异逐渐缩小。从图18(b)~图18(d)所示的轮胎、支柱、舱体各部件声压级对比图上看,造成这种现象的原因主要是轮胎和支柱噪声的变化,在40°~80°,轮胎2和支柱3的噪声有较大幅度的下降,二者的叠加作用使其与单轮胎差异减小。此外可以看到该垂向截面轮胎和舱体本身指向性差异较小,而支柱指向性差异较大。

从纵向截面看[图11中(c)和图11(d)],支柱、轮胎基本呈现偶极子的分布特征,对于第一个轮胎,在来流方向噪声要略低于背流方向,而对于后两个轮胎的来流方向噪声要略高于背流方向,这主要是由于轮胎产生的噪声主要是其尾流涡脱落引起的,其产生的噪声向前后两个方向辐射,而第二和第三个轮胎位于前方轮胎的尾流区域,轮胎之间涡结构更加复杂。多轮多柱模型对于支柱的指向性有一定的影响,单个支柱指向性关于60°和150°方向对称,而对于多轮多柱模型,后方第三个支柱的指向性关于40°和130°方向对称,图19给出了支柱中截面的瞬时声压波动云图,在存在多个支柱时,支柱之间存在相互干扰,在第二个支柱附近声压波动较为强烈,而在第三个支柱时声压波动有很大程度减小,指向性角度减小,与垂向截面[图11(a)和图11(b)]的结果不一致。

图20分别对比了纵向截面单轮单柱和多轮多柱不同部件的远场噪声大小。多组轮胎和支柱对其不同部件噪声影响差异较大。对于轮胎噪声,轮胎1和单轮胎噪声远场指向性一致,但是单轮胎噪声较大,而轮胎2和轮胎3相比前两者噪声更大,噪声较低的位置后移,这主要是多轮的存在使得原有的沿着舱内表面向前方运动的漩涡受到阻碍,因此轮胎1噪声有所降低,但是同样在轮胎2和3之间剪切层的脱落,前方涡系结构使得轮胎表面流场更加不稳定,因此轮胎2和3噪声较大。对于支柱噪声,支柱1和3相比于单柱噪声要低,而支柱2和单柱噪声较为接近,这与湍动能云图中现象相符,1和2之间具有较强的湍动能,而2和3之间没有。对于舱体噪声,多轮多柱的舱体噪声略小于单轮单柱的舱体噪声,这主要是由于多轮多柱的存在破坏了原有的舱体内的稳定大涡结构。

分析可知,对于多轮多柱起落架系统,舱体和后方两个轮胎噪声占比较大,其主要来源于复杂的涡系干扰,通过破坏稳定的大涡结构能够在一定程度上减小噪声。据此,在轮胎前侧设置实壁整流罩,整流罩上方安装三角形锯齿,如图21所示,初步探索了整流装置对于多轮多柱起落架系统噪声的影响。

图22给出了降噪构型与基准构型涡量场云图,其中整流罩1指三个轮胎均安装整流罩,整流罩2指在后两个轮胎安装整流罩。可以看出,安装整流罩后在轮胎之间以及支柱之间涡量强度降低,但是在整流罩附近由于流体直接冲击到结构表面,涡量也有所增加。

分别以三个轮胎和支柱及整流罩为积分面,图23给出了不同构型的噪声频谱。对于第一组轮胎及支柱,整流罩构型1能够有效降低800 Hz以下的噪声,但是由于整流罩的存在,会导致在1 000 Hz附近产生一个突出的声源。整流罩构型2能够降低200~800 Hz的噪声,相比于整流罩构型1降噪效果有所减弱。这主要是由于该构型在第一组轮胎及支柱上没有增加整流装置,后方整流罩存在影响了前方轮胎及支柱的尾流场。对于第二组轮胎及支柱,整流罩构型1和2均能够降低220~730 Hz的噪声,整流罩1的效果要优于整流罩2。对于第三组轮胎及支柱,整流罩构型1和2均能够降低180~480 Hz的噪声,两者的降噪效果接近。此外,两种设计都会导致轮胎及支柱噪声在120 Hz附近有所增大。

4 结论

针对单轮单柱和多轮多柱起落架及其舱体耦合噪声开展了数值模拟研究,得出如下主要结论。

(1)起落架及舱体噪声频谱表现为三个特征,低频宽频噪声、高频宽频噪声、中低频驼峰声源。中低频驼峰声源主要来源于轮胎尾涡脱落及舱体噪声。通过对比可穿透积分面和不可穿透积分面计算的声压级,可以发现起落架舱内腔体噪声对整体低频噪声贡献量较大。对比几个部件,支柱对总噪声贡献量较小,轮胎对总噪声贡献量较大。

(2)多轮多柱的存在会影响舱内涡结构的分布,同时前后轮胎及支柱的干扰会造成大涡的破坏和新涡的生成,使得轮胎、支柱及舱体噪声辐射方向有所改变,影响各个部件对总噪声的贡献量。

(3)舱体噪声在多轮多柱和单轮单柱结构总噪声占比都较大,多组轮胎和支柱之间产生的剪切涡会影响前后部件的流场,结构之间的干扰会打破舱体内稳定涡系,后方多个轮胎的存在会降低湍动能强度,从而降低舱体产生的噪声。从指向性结果来看,在垂向截面,轮胎、支柱之间指向性叠加干扰导致总声压级指向性在0°~40°基本一致,而在大于40°差异较大。从纵向截面上看,多轮多柱的存在会使得后方轮胎远场偶极子指向性长轴方向发生偏移,但对后方支柱远场指向性影响相对较小。

(4)针对多轮多柱起落架系统的降噪,可以从破坏舱内稳定涡结构,减小轮胎流动分离两方面着手。实壁整流装置虽然能够降低轮胎及支柱附近的涡量,减小中间频率的噪声,但是会引入额外的声源,导致低频噪声的增加。未来降噪措施应当综合考虑整流罩本身的噪声。研究引入多孔材料,在整流的同时减小气流冲击,减小额外噪声。

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