2017, Vol. 35
随着航空运输业的迅猛发展，在近地面起飞、降落阶段，大型客机产生的噪声问题日益受到人们的关注和重视。国际民用航空组织(ICAO)对航空器噪声的适航标准越来越严格，对于飞越、横侧及近场三个测量点(分别位于与跑道中心线及其延长线相平行且距离跑道中心线450m的边线上、跑道中心线的延长线上且距起飞滑跑起点6500m处和跑道中心线的延长线上且距跑道入口2000m处)测得的有效感知声压级(Effective Perceived Noise Level, EPNL)，其第四阶段的有效感知声压级噪声指标要比第三阶段还要低10dB[1]。美国NASA的未来航空器减噪目标要求在2020年和2050年，比目前第四阶段的适航标准有效感知声压级分别降低42dB和71dB[2]。欧洲的ACARE计划也提出类似的要求，预计在2020年和2050年民机的噪声水平相比于2000年分别降低50%和65%。中国民航部门也针对航空器噪声提出了相应的审定标准，并写入中国民航规章第36部(CCAR-36)[3-4]。现代大型民用飞机的噪声水平已成为制约飞机取得适航证的关键因素之一[5]。因此，国内外相关单位对飞机的主要噪声源、噪声产生机理和控制方法开展了大量的研究。
现代大型飞机的主要噪声源包括发动机噪声和机体噪声两大类。早在1970年代，Gibson[6-7]、Revell[8]等人通过飞行试验测量了滑翔机、运输机等不同种类的飞机飞过机场时产生的噪声大小和噪声源分布，并指出机体部件是一类可能的噪声源。自20世纪80年代初以来，随着民用飞机大涵道比涡轮风扇发动机的广泛应用，发动机噪声已经显著下降。尤其在飞机起飞、降落阶段，起落架放下且增升装置打开，发动机处于低功率状态，此时起落架、增升装置等机体部件产生的气动噪声已经与飞机发动机噪声处于相同的水平，甚至超过发动机噪声[9-13]。因此机体噪声已经成为大型客机一类重要的噪声源。无论是从航空适航条例还是从舒适性、环保等方面来看，开展机体噪声相关问题的研究并进行相应的减噪是十分必要的。
Dobrzynski[9]总结过去40年间国内外在飞机机体气动噪声领域的成果后指出，若按产生的噪声强度依次排列，现代大型飞机的机体噪声源包括起落架、前缘缝翼、后缘襟翼、襟翼侧缘、增升装置导轨，及扰流板和部件间的相互影响；但对于窄体飞机和支线飞机，增升装置噪声的强度几乎与起落架噪声相当。因此起落架噪声被认为是现代大型飞机最重要的一类机体噪声。本文主要综述起落架相关的气动噪声问题的研究进展。
1 起落架噪声产生机理航空部件气动噪声的研究方法主要有风洞试验、飞行试验、数值模拟和理论分析等多种方法。综合考虑研究成本、时间、结果精度等因素，过去几十年对起落架进行气动声学研究最常用的方法还是风洞试验。起落架噪声主要为宽频噪声，其产生机理包括两大类：一类是钝体分离噪声，即气流流过起落架钝体部件发生流动分离、再附着等流动现象而辐射的噪声；另一类是干扰噪声，即上游部件的非定常湍流尾迹作用于下游部件而产生的噪声[1, 4]。但是主要噪声源位置和远场噪声特性与起落架构型密切相关。20世纪70年代末，Heller和Dobrzynski[14]对一个简化的两轮小车式起落架进行了远场噪声大小和指向性的测量，并分析了各个起落架部件对总噪声的贡献。结果表明起落架过顶方向的噪声主要产生于起落架轮胎，而侧边方向的噪声则主要来自于支撑杆部件。Dobrzynski等人[15]在DNW-LLF风洞中对全尺寸A320和A340的前起落架和主起落架进行了试验研究，发现起落架辐射的总声压级与起落架的支柱尺寸、轮胎直径和支柱数目等参数密切相关，会随着支柱尺寸和数目的增加而增大。Guo等人[16]在LSAF气动声学风洞中对全尺寸B737飞机的主起落架辐射的噪声进行了测量，发现起落架低频、中频和高频的噪声源分别为起落架轮胎、主支柱和细小部件。Yokokawa等人[17]在日本RTRI风洞对40%缩放的两轮主起落架模型进行了远场噪声测量，发现两轮中间的连接轴区域是最主要的噪声源。Lazos[18]测量了四轮起落架的时均流场，并指出前后两轮之间存在一个非定常的旋涡，这被认为是四轮起落架主要的噪声源。除了两轮和四轮起落架外，人们对现代大型宽体客机中更常见的六轮小车式主起落架构型也进行了深入的研究。Stoker[19-20]、Horne[21-22]、Ravetta[23]、Ringshia[24]等人分别对Boeing777六轮小车式主起落架的缩比模型进行了试验研究，Jaeger[25]、Oelemans[26]、Humphreys[27]等人分别对其它六轮小车式起落架进行了试验研究，从他们的试验结果中，能够总结出一些非常重要的起落架噪声特点，一是起落架轮胎的数量不仅会改变低频噪声的大小，也会影响高频噪声的大小，另一个就是真实起落架上存在的小尺寸细小零部件，会产生额外的高频噪声。此外，起落架的安装效应会导致真实起落架与风洞试验中起落架产生的噪声存在差异。
除试验研究外，CFD和FW-H方程相结合的混合方法、CAA计算气动声学等数值计算方法逐渐成为研究起落架等飞机部件气动噪声的另一类主要方法。Xiao等人[28]用DDES方法模拟了四轮起落架的流场，结果显示从起落架前轮会脱落出很强的旋涡，周期性地撞击后轮，同时旋涡也会与前轮的后侧有周期性地相互作用，这些流动现象可以产生很强的辐射噪声。Drage[29]等人对简化的B747前起落架进行了数值模拟，并将得到的结果运用FW-H方程进行远场噪声的计算，他们发现对起落架的几何形状进行很小的改动，可能会导致辐射的噪声场有很大的差别。Souliez等人[30]采用CFD和FW-H方程相结合的混合方法计算稍复杂四轮起落架的远场噪声，但是他在FW-H方程积分面的选择上与别人有很大不同，他不仅研究了固体表面积分的情况，同时也研究了包围起落架模型的空间虚拟表面积分的情况。结果表明采用两种不同的积分面计算得到的远场噪声存在一定的差异，他认为这是由于通常的固体壁面的积分形式不能包含空间中存在的四极子声源。他们的计算结果还发现主支撑杆的噪声在起落架前方和后方的观测点传播的声压级更大。Li等人[31]对同一个起落架模型进行了噪声模拟，指出从上游支撑杆上脱落下来的旋涡会与下游支杆相互作用，产生额外的噪声。Liu等人[32]使用高阶有限差分算法对一个简化起落架模型(LAGOON模型)进行了远场噪声计算，结果表明轮胎是最主要的噪声源之一，两轮之间的连接杆在起落架正下方产生了更强烈的噪声。
国内也对起落架噪声问题开展了相应的研究。西北工业大学的宋文萍等人[33]总结了飞机机体气动噪声相关计算方法。南京航空航天大学的龙双丽等人[34]对某型起落架轮胎和轮叉组合部件在小尺寸气动声学风洞中进行了气动声学试验，并采用声类比混合计算方法对该模型的远场噪声进行了数值模拟，结果表明起落架气动噪声是钝体绕流噪声和空腔噪声的叠加，呈现宽频噪声的特性；轮胎噪声对总噪声的贡献最大，其次是轮叉噪声，支柱噪声对总噪声贡献最小；总噪声指向特性与轮胎噪声的指向特性最相似。此外，龙双丽等人还通过计算和试验[35-37]，对多种起落架构型结构进行了分析，发现不同种的起落架构型的远场噪声特性比较类似，都是轮胎部件的噪声最大，且辐射特性与轮胎噪声的辐射特性类似。任旺[38]使用声类比的混合算法模拟了起落架支柱和扭力臂结构的流场和声场，发现该部件主要产生绕流噪声和干扰噪声，并使用射流控制方法进行了降噪探索。西北工业大学的陈涛等人[39-40]对ARJ21飞机降落阶段的噪声进行了飞行试验测量，发现中频部分的飞机噪声主要来自主起落架。西北工业大学的乔渭阳[41]使用传声器阵列对多架飞机的过顶噪声进行了测量，起落架产生的噪声往后传播的强度更强。
概括地说，起落架宽频噪声主要来自于轮胎、支柱、连接杆等部件，但是不同频域的噪声源与起落架部件的尺寸密切相关。大尺寸部件主要辐射低频噪声，而小尺寸部件主要辐射中高频噪声。
除上述提及的宽频噪声外，起落架上存在的某些空腔结构也会由于空腔的声学激振现象产生很强烈的离散噪声。Dobrzynski等人[42]对全尺寸A340起落架模型进行风洞试验，发现起落架上的某些小孔结构会产生很强的离散噪声，如图 1所示。某些飞机的起落架轮胎在内外侧可能存在空腔结构，也会辐射离散声。在法国CEPRA19风洞中对40%缩比的简化A320前起落架模型进行远场声学测量后发现，在侧边某些方位能捕捉到多个中频离散声[43-44]。Casalino等人[45]通过数值模拟方法指出这些中高频离散声产生于轮胎内侧空腔区域，并引入圆型空腔的声共振的概念，揭示其产生机理是圆腔深度模态和环向模态的声激振共同作用的结果。刘沛清等在北航D5气动声学风洞[46]对该简化前起落架模型进行了声学试验[47-48]，在上下游方向的侧边远场也能捕捉到三个离散声，而且这三个离散声的频率不随着来流马赫数的增加而增加(如图 2所示)，这就进一步证明这些离散声来自于空腔深度方向声共振现象。Zhang等人[49]在NTF风洞中对33%缩比的起落架轮胎单独进行了声学测量，并发现远场某些方位能出现两个离散声，并指出该离散声产生于轮胎外侧轮毂处的空腔激振现象。起落架舱是起落架打开过程中产生的一个空腔结构，在某些情况下也会产生强烈的离散声。Dedoussi等人[50]使用麦克风声阵列技术对波音737的起落架噪声进行了飞行试验测试，分析发现由于起落架舱的存在使得两个尖频噪声出现在声压频谱图的低频段部分，并且让总声压级提高了5dB。除此以外，起落架舱门与铰链护板之间的空腔结构等也会辐射强烈的离散噪声[51]。
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图 2 不同马赫数下LAGOON模型侧边噪声频谱[48] Figure 2 Sideline noise spectra of the LAGOON landing gear model at different Mach numbers[48] |
复杂的起落架外形和结构造成了起落架噪声产生的复杂性，其远场噪声既有宽频噪声，又有某些空腔部件产生的离散声。只有对起落架噪声源和噪声产生机理有了深入的理解，才能有针对性地解决起落架降噪的相关问题。
2 起落架降噪方法起落架的降噪方法主要包括两大类，一类是抑制钝体部件的分离噪声，另一类则是降低前后部件的相互干扰噪声。目前对真实起落架或高保真的起落架模型进行降噪处理最主要的手段是，在几个关键的声源位置加装合适的整流罩，利用这些整流罩部件来保护主要的噪声源免受上游来流的影响，从而实现降低远场噪声的功能。波音公司资助的QTD Ⅱ (Quiet Technology Demonstrator Ⅱ)项目 对缩比为26%的高保真B777主起落架模型进行了试验研究，分别检测了用于起落架主支柱、起落架小车、舱门等多个部件的整流罩。试验发现当使用雪橇式的整流罩(如图 3所示)，能够在整个频域范围内降低噪声2~8 dB。此外，欧盟资助的RAIN (Reduction of Airframe and Installation Noise)[42, 55]、SILENCER (Significantly Lower Community Exposure to Aircraft Noise)[56]和TIMPAN(Technologies to Improve Aircraft Noise)[57]等项目对多种类型的起落架进行了降噪研究。但是主要的降噪方法仍旧是各种各样的整流罩，只不过整流罩设置得更为巧妙，而且重新布置了各个部件的排列顺序。比如将牵引杆旋转至起落架支柱的后方，将大部件布置在小部件前方，使其自然产生整流的效果，也可以降低辐射的噪声。尤其是在TIMPAN项目中，当使用最有效的降噪构型时，A340主起落架有效感知声压级噪声能降低7dB且不增加额外的重量。
除传统的刚性材质整流罩外，某些多孔材质或柔性材质也被应用于起落架整流罩中以进一步改进其降噪效果。Li等人[58]在NTF气动声学风洞中测试了多种材质的整流罩对起落架远场噪声的抑制效果，发现多孔介质材料或开槽材料制成的整流罩能够抑制传统刚性材质整流罩产生的自噪声，因此能进一步增强其降噪效果，在中高频甚至能实现宽频噪声降低8dB的效果。Murayama[59]则对比了实心材料和穿孔材质制成的整流罩对某二轮起落架模型的降噪效果，发现开孔结构能降低整流罩内外侧的压力差，从而能抑制气流流过整流罩产生的流动分离现象。当合理设计多孔材质的孔隙率时，在中高频能进一步降噪1~2 dB。
最近在北航D5气动声学风洞也开展了前起落架降噪风洞试验研究，使用技术为轮胎内侧正对空腔遮挡降噪技术。使用麦克风阵列技术能够清晰地捕捉到LAGOON简化前起落架模型的中高频噪声源位于两轮中间，如图 4所示，可以推断出轮胎内侧正对空腔是该前起落架模型的一个主要的中高频噪声源。McCarthy和Ekmekci[60]通过PIV技术测量了一个类似的二轮起落架轮胎的内部流动，发现空腔的存在会导致很强的切向流体喷射到尾迹中的现象，大幅地增加了尾迹的流体脉动，因此可能会造成宽频的尾迹噪声增加。据此可知，如果采用合适的方式抑制或减弱空腔内流动，应该能显著地降低远场纯音和宽频噪声。
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图 4 简化前起落架模型在中等频域内主要噪声源位置 Figure 4 Primary noise source of the simplified noise landing gear model at mid-frequency range |
轮胎内侧全填充方法的降噪效果如图 5所示。无论是在起落架侧边方向还是在过顶方向，中高频宽频噪声能被大幅降低达2~4dB，且侧边的三个纯音也能被完全抑制。总的来说，在侧边和过顶方向总声压级降低效果能够分别达到2.7dB和2.5dB。
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图 5 轮胎内部前侧填充降噪效果 Figure 5 Effect of full-cavity covering treatment on noise reduction |
但是轮胎空腔是用于安装起落架刹车片等结构的，需要保证通风以满足冷却的功能，因此全填充并不具有实际应用前景的技术。但是如果将轮胎部分填充，却能取得同样出色的降噪能力。当轮胎仅有前半侧被铝片盖上时，降噪效果与全填充的几乎相同，总声压级的降低在侧边和过顶方向能分别达到2.0 dB和1.9 dB(见图 6)，而且不会妨碍起落架的基本动能，因此具有工业应用的潜力。
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图 6 轮胎内部后侧填充降噪效果 Figure 6 Effect of first-half covering treatment on noise reduction |
除整流罩技术以外，其它的主动、被动噪声控制技术目前主要应用在起落架部件上，如起落架支柱、起落架舱等。由于远场噪声强度通常与当地速度的6次方或更高次方成正比，因此采用减速板等物体降低起落架部件的局部速度也能显著降低起落架辐射的远场噪声。Pott-Pollenske[61]对一个缩比为1: 10的起落架模型进行了类似的减噪研究，如图 7所示。他将一块减速板放在了主支撑杆的后方，试验结果表明通过降低气流撞击的速度，减速板能够提供高达4 dB的远场噪声的降低效果。Spiteri[62]在上游整流罩和下游圆柱部件之间添加了一块扰流板，发现扰流板能够阻碍上下两个剪切层的相互作用，从而降低整流罩诱导的低频噪声。Huang等人[63]将等离子体激励器放置在起落架支柱的侧边以降低上游支柱尾迹的强度，从而降低了起落架支柱之间的相互干扰噪声。Angland等人[64]运用主动吹气技术来抑制工字梁与圆柱间相互作用的噪声。Huang等人[65-66]在矩形空腔上游布置等离体子激励器，能够将强烈的声共振模态完全抑制。最近在北航D5风洞开展了柔性材料降低起落架支柱的试验研究，试验结果表明，在起落架支柱表面包裹一层柔性材料，能够显著降低支柱产生的气动噪声，结果如图 8所示。这些控制技术对于单独的起落架部件已经起到了非常好的噪声控制效果。但是如何将这些技术运用到真实起落架并在真实的起降环境下发挥高效的作用，将是下一阶段的一个研究方向。
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图 8 柔性材料对起落架支柱的降噪效果 Figure 8 Effect of soft material on landing gear strut noise reduction |
进行飞行器部件气动噪声试验的另一个重要作用是通过风洞试验测得噪声数据，通过合理的外推方法，预测真实起降条件下该部件辐射的远场噪声。数据外推过程中最关键的是获得噪声随马赫数变化的比例律。过去一般认为，在低马赫数时起落架噪声源是一类典型的偶极子噪声源，因此远场噪声强度与速度的6次方成正比。Kipersztok等人[67]对一架747-JT9D飞机进行了飞行试验测量，结果表明起落架辐射产生的噪声大小与速度满足6次方的关系，但是当增升装置打开后，飞机产生的总噪声会发生变化，单独起落架随速度变化的缩比规律无法得到确认。Liu等人[32]使用高阶有限差分算法模拟了两个马赫数下的LAGOON起落架模型远场噪声，发现噪声的马赫数比例律遵循6次方关系。但是受网格最小尺寸限制，模拟的高频噪声明显低于试验测量值，因此高频部分的马赫数比例律并不可信。Reger和Cattafesta[68]测量了四轮简化起落架在不同来流马赫数时的远场噪声，发现偶极子声源的6次方比例律关系仅在低频区域内成立，而在高频区域内并不成立。对于LAGOON简化前起落架模型的马赫数比例律问题，在北航D5风洞测量了不同马赫数的远场气动噪声[47]。模型主要包括轮胎、连接杆和支柱三个部件，其中轮胎直径D=0.15 m。试验中起落架模型水平安装在风洞支架上，堵塞度小于4%，因此数据结果不需要进行堵塞度修正。轮胎、连接杆和支柱的迎风表面都贴有粗糙带进行人工转捩，粗糙带位置和尺寸与LAGOON项目完全相同。
假定在某一频域内马赫数比例因子为N，则不同马赫数下噪声频谱满足如下关系：
| $ PS{D_p} = PS{D_m} + 10N\lg \left( {\frac{{M{a_p}}}{{M{a_m}}}} \right) $ | (1) |
式中下标m和p分别表示模型值和原型值。
图 9(a)所示是不同马赫数下起落架过顶噪声按N=6归一化处理后的频谱。在中低频范围内归一化频谱吻合得非常好，但在高频范围内，归一化频谱随Ma增大而增大，表明高频部分N＞6。
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图 9 不同马赫数下简化起落架模型过顶噪声归一化频谱[47] Figure 9 Normalized flyover noise spectra of the simplified noise landing gear model at different Mach numbers[47] |
使用N=7对噪声信号进行归一化处理，结果如图 9(b)所示。归一化后的频谱在高频区域吻合得非常好，但是在中低频区域随着马赫数增大而降低。对比图 9(a)和图 9(b)可知，起落架噪声在中低频区域与来流马赫数的6次方成正比，但在高频区域与来流马赫数的7次方成正比。造成高频噪声偏离6次方关系的主要原因是高频噪声对应的声源不再是紧致声源[7, 18]。在声类比理论中，声源满足紧致声源条件时，即声波的波长大于模型的特征尺寸，此时固体壁面的压力脉动辐射的噪声与马赫数满足6次方关系。但是当噪声频率很高时，其对应的波长要小于模型的特征尺寸，此时固体表面在声学上是非紧致的，表面压力脉动辐射声的效率明显降低，此时固体表面的主要作用是反射或散射起落架附近流场中的湍流噪声到远场，因此比例律偏离偶极子声源的6次方比例律。起落架模型的特征长度一般选轮胎直径，则临界频率为fc=c/D=2264 Hz，非常接近试验观察到的临界频率，表明低频、高频不同的马赫数比例律来自于声源的紧致、非紧致。
4 起落架噪声工程预测方法目前起落架设计中常用的噪声工程预测方法是，利用已有的半经验公式，快速、准确地评估复杂外形的起落架远场噪声。早在20世纪70年代，Fink[69-71]就发展了早期的半经验模型来预估飞机的机体噪声。他将飞机起落架的噪声分解为两部分，一部分来自轮胎和底盘小车，另一部分来自于支撑杆。轮胎和底盘小车的噪声主要包括轮胎噪声、刹车盖噪声和底盘小车的噪声等，支撑杆噪声主要包括主支撑杆噪声、斜支撑杆噪声和细节连接件的噪声等。每一部分噪声的频谱和强度分别通过轮胎尺寸和撑杆的尺寸来预估。Fink的工作后来发展成为了NASA著名的声学预测软件ANOPP(Aircraft Noise Prediction Program)的主要核心内容。但是，Stoker[72]通过飞行试验测量发现，尽管ANOPP能够较好地预测起落架的总声压级，但是在频谱的高频部分预测不是很准确。Guo等人[73-76]开发了一种相比Fink模型更加细化的预测起落架噪声的经验模型。他们将起落架的部件分成三个部分，即大尺寸部件、中等尺寸部件和小尺寸部件，它们分别产生极低频、低频和高频噪声。每一起落架部件的噪声都可以按照他们的尺寸和形状因子求得。Guo等人的成果已被纳入了广受关注的美国最新版的ANOPP II飞机声学预测系统。Lopes等人[77-78]开发的噪声预测软件LGMAP(Landing Gear Model and Acoustic Prediction code)，更是考虑了起落架安装在机翼下方的安装效应，从而进一步扩大了噪声预测软件的适用范围。
5 未来起落架噪声研究展望起落架是一类最主要的机体噪声源。由于起落架结构的复杂性，注定了其近场的流动特性及远场的气动声特性非常复杂。对起落架气动噪声问题的进一步研究需要解决几个关键问题：(1)揭示某频域内起落架气动噪声，是流动诱导的噪声，还是声共振产生的噪声，为进一步降噪研究提供必要的基础信息；(2)研究多部件耦合噪声的产生机理及辐射特性，如起落架与机翼主翼和后缘襟翼相互作用时噪声的机理等；(3)发展更高效、更符合实际工程应用的降噪方法，以满足适航条例要求的下一代大型飞机噪声标准。
6 结论本文总结了国内外相关研究机构对现代大型飞机起落架气动噪声问题的研究成果，从起落架噪声产生机理、降噪方法、气动声学试验相似律及噪声预测方法等几个主要方面对起落架噪声问题进行了概述总结。总的来说，国外对起落架噪声问题已经取得了相当丰富的成果，但是国内对该领域的研究，尤其是气动声学试验研究仍然薄弱。随着国内对飞机噪声问题的日益重视以及一批气动声学风洞的建成使用，相信我国一定能在起落架噪声研究领域迎头赶上，为我国自主设计的大飞机的起落架的降噪工作做出贡献。
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