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大型客机缝翼滑轨系统气动噪声数值研究

  • 王勤超1,2

    机 构：

    1. 上海交通大学,上海 200240

    2. 上海飞机设计研究院,上海 201210

    ×
  • ，李伟鹏1

    机 构：

    1. 上海交通大学,上海 200240

    ×
  • ，司江涛2

    机 构：

    2. 上海飞机设计研究院,上海 201210

    ×
  • ，王文虎2

    机 构：

    2. 上海飞机设计研究院,上海 201210

    ×

1. 上海交通大学,上海 200240；
2. 上海飞机设计研究院,上海 201210；

Numerical study on aeroacoustics of slat system of airliner

  • WANG Qinchao1,2

    Affiliation：

    1. Shanghai Jiaotong University, Shanghai 200240 , China

    2. Shanghai Aircraft Design and Research Institute, Shanghai 201210 , China

    ×
  • ，LI Weipeng1

    Affiliation：

    1. Shanghai Jiaotong University, Shanghai 200240 , China

    ×
  • ，SI Jiangtao2

    Affiliation：

    2. Shanghai Aircraft Design and Research Institute, Shanghai 201210 , China

    ×
  • ，WANG Wenhu2

    Affiliation：

    2. Shanghai Aircraft Design and Research Institute, Shanghai 201210 , China

    ×

1. Shanghai Jiaotong University, Shanghai 200240 , China；
2. Shanghai Aircraft Design and Research Institute, Shanghai 201210 , China；

作者简介:

王勤超,男,硕士,研究员。主要研究方向:飞行器设计;气动噪声。E-mail:wangqinchao@comac.cc;

李伟鹏,男,博士,教授。主要研究方向:飞行器设计;湍流减阻;气动噪声;数据挖掘与机器学习。E-mail:liweipeng@sjtu.edu.cn;

司江涛,男,硕士,研究员。主要研究方向:飞行器设计;气动设计。E-mail:sijiangtao@comac.cc;

王文虎,男,博士,高级工程师。主要研究方向:飞行器设计;气动噪声。E-mail:wangwenhu@comac.cc

通讯作者:

王勤超,E-mail:wangqinchao@comac.cc

中图分类号:V224+.5

文献标识码:A

DOI:10.19416/j.cnki.1674-9804.2022.02.006

参考文献 1
DOVRZYNSKI W.Almost 40 years of airframe noise research:what did we achieve?[J].Journal of aircraft,2010,47(2):353-367.
查找原文
参考文献 2
KHANAL B.Aerodynamics and aeroacoustics of slat tracks[D].UK:University of Southampton,2009.
查找原文
参考文献 3
WANG X.Computational aeroacoustic study of aircraft slat tracks and cut-outs[D].UK:University of Southampton,2013.
查找原文
参考文献 4
DOBRZYNSKI W,GEHLHAR B,BUCHHOLZ H.Model and full scale high-lift wing wind tunnel experiments dedicated to airframe noise reduction[J].Aerospace science and technology,2001,5(1):27-34.
查找原文
参考文献 5
MENTER F R.Two-equation eddy-viscosity turbulence models for engineering applications[J].AIAA journal,1994,32(8):1598-1605.
查找原文
参考文献 6
MENTER F R.Review of the shear-stress transport turbulence model experience from an industrial perspective[J].International journal of computational fluid dynamics,2009,23(4):305-316.
查找原文
参考文献 7
MENTER F,KUNTZ M,LANGTRY R.Ten years of industrial experience with the SST turbulence model[J].Heat and mass transfer,2003,4(1):625-632.
查找原文
参考文献 8
GRITSKEVICH M S,GARBARUK A V,SCHÜTZE J,et al.Development of DDES and IDDES formulations for the k-ω shear stress transport model[J].Flow,turbulence and combustion,2012,88(3):431-449.
查找原文
参考文献 9
FFOWCS W J E,HAWKINGS D L.Sound generation by turbulence and surfaces in arbitrary motion[J].Philosophical Transactions of the Royal Society of London Series A,Mathematical and Physical Sciences,1969,264(1151):321-342.
查找原文
参考文献 10
FRANCESCANTONIO P D.A new boundary integral formulation for the prediction of sound radiation[J].Journal of Sound and Vibration,1997,202(4):491-509.
查找原文
参考文献 11
MENDOZA J,BROOKS T,HUMPHREYS W.Aeroacoustic measurements of a wing/slat model:8th AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference & Exhibit[C].USA:AIAA,2002.
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目录contents

    摘要

    采用非定常DDES方法研究了缝翼滑轨系统的时均流动特性和瞬态流动特性,并进一步采用FW-H方法对其远场气动噪声特性进行了评估分析。计算结果表明:1)相比无轨无舱构型,有轨无舱构型在滑轨根部上方出现了流场强脉动区。有轨有舱构型则进一步在滑轨舱内和主翼上翼面出现了更大的流场强脉动区;2)滑轨周围出现了类似方柱绕流的弦向涡对结构,并沿着机翼弦向不断扩张,而后受到滑轨舱空腔壁面的限制和挤压,最终破碎为大量的小涡并耗散消失;3)在展向对称面上,无轨无舱构型接近于典型的偶极子噪声;有轨无舱构型也接近于偶极子噪声,其主轴方向稍沿顺时针转动;有轨有舱构型则表现出非对称性;4)在270°方位角,滑轨和滑轨舱带来的总声压级增量分别为7 dB左右和2 dB左右。

    Abstract

    The unsteady DDES method was used to study the time averaged flow characteristics and transient flow characteristics of slat system, and the far-field aerodynamic noise characteristics of slat system were evaluated and analyzed by FW-H method. The results show that: 1) In the with track no cavity configuration, there is a strong pulsation region of the flow field above the root of the track. In the with track with cavity configuration, there is a larger strong pulsation region of the flow field in the cavity and on the upper wing surface of the main wing; 2) A chordwise vortex pair structure similar to the flow around a square column appears around the track, which expands along the wing chord, and then is limited and squeezed by the wall of the cavity, and finally breaks into a large number of small vortices and dissipates; 3) In the spanwise symmetric plane, the no track no cavity configuration is similar to a typical dipole noise source; the with track no cavity configuration is also similar to a dipole source, while the principal axis rotates clockwise a little; the with track with cavity configuration shows asymmetry; 4) At 270° azimuth, the overall sound pressure level increment brought by the track and its cavity is about 7 dB and 2 dB respectively.

    关键词

    缝翼滑轨系统 ； 气动噪声 ； DDES ； FW-H

  • 0 引言

  • 对于增升装置噪声,缝翼噪声和襟翼侧缘噪声是学术界研究的重点,也是各种降噪技术的首要考虑对象。实际上,大型客机的增升装置相当复杂,包括缝翼滑轨、襟翼滑轨和缝翼侧缘等附属结构。其中,缝翼滑轨的尺寸相对很小,对增升装置气动性能的影响有限,过去常常被认为是无关紧要的细节。然而,近年的研究对增升装置各部件的噪声贡献进行了更为精细的排序,从大到小依次为[1]:缝翼、缝翼滑轨、缝翼内侧缘、襟翼侧缘和襟翼滑轨。

  • 在缝翼滑轨噪声方面,Khanal[2]从声传播的角度初步探索了缝翼滑轨的影响。由于滑轨的存在,导致缝翼噪声的传播路径和强度都发生了改变,进而对高频噪声产生了显著的影响。依照这一思路,英国南安普顿大学的WANG Xin[3]首先通过定常RANS求解背景流动,随后分别在缝翼尾缘和尾钩处添加模化偶极子声源,最后通过求解APE得到了无滑轨和有滑轨构型的近场声传播特性。计算结果表明,缝翼滑轨的存在对噪声的传播路径和强度都有显著影响:滑轨不但明显增强了尾缘偶极子声源向机翼下方的传播,如图1(a)所示,也增强了尾钩偶极子声源向机翼上方的传播,如图1(b)所示。

  • 图1 无滑轨和有滑轨构型的模化偶极子声源近场声传播特性对比[3]

  • 由于上述声源并非真实声源,而且只考虑了缝翼滑轨对声传播的影响,滑轨本身作为声源的效应没有计入,因此只能作为参考。Dobrzynski等[4]在DNW风洞中进行了A320飞机全尺寸翼段的实验研究。如图2所示,如果将主翼前缘的缝翼滑轨舱空腔进行密封,则能够使得此翼段在1kHz~7kHz频率范围内的A计权噪声降低2dB。

  • 图2 A320缝翼滑轨舱密封降噪风洞实验结果[4]

  • 大型客机的缝翼滑轨和滑轨舱组成了缝翼滑轨系统。本文对缝翼滑轨系统的气动噪声影响进行了数值研究。首先在保持网格一致性的情况下,对无轨无舱构型、有轨无舱构型和有轨有舱构型划分非结构网格。其次采用基于SST k-ω湍流模型[5-6]的非定常DDES[7-8]方法,研究了缝翼滑轨系统的时均流动特性和瞬态流动特性。最后采用可穿透积分面的FW-H方法[9-10],对缝翼滑轨系统的远场气动噪声特性进行了评估分析。

  • 1 滑轨及滑轨舱构型的非结构网格划分

  • 本文所采用的三种构型如图3所示。无后掠增升装置收起后的弦长为2.774m,展长为0.8m。矩形截面滑轨宽度为0.052m,滑轨舱空腔宽度为0.092m。来流马赫数为0.2,迎角为6°。

  • 图3 三种构型示意图 (红色为滑轨,蓝色为滑轨舱)

  • 对三种构型进行网格划分。以坐标轴X方向为流向,Y方向为垂向,Z方向为展向,无后掠机翼位于椭圆计算域中心附近,椭圆计算域长轴为100倍弦长,短轴为50倍弦长。机翼表面采用固壁边界条件,椭圆计算域的外边界采用压力远场边界条件,椭圆计算域的Z方向边界采用周期性边界条件。如图4所示,包围三段机翼的可穿透FW-H积分面也呈椭圆形,其长轴为2倍弦长,短轴为1倍弦长,且椭圆中心在机翼中后部,从而尽量避免上翼面分离流动形成的非定常涡结构穿过积分面。为减少表面网格数量,表面网格大部分为四边形网格,其余为过渡用的三角形网格;以表面网格为基础,从固壁表面向外推出若干层边界层网格,其增长率小于1.5,第一层网格的Y+约为1。最终生成的体网格为四面体、六面体、三棱柱和四棱锥组成的混合非结构网格。

  • 图4 椭圆形可穿透FW-H积分面示意图

  • 为避免重点区域(缝翼凹腔、滑轨周围以及滑轨舱内)空间中的网格过于稀疏,在三种构型上设置了完全相同的空间密度盒,其加密效果如图5所示。最终生成的三种构型体网格数量为:无轨无舱构型390万,有轨无舱构型396万,有轨有舱构型441万。

  • 图5 采用空间密度盒加密的对称面网格示例

  • 2 缝翼滑轨系统的时均流动特性

  • 采用延迟分离涡(Delayed Detached Eddy Simulation,简称DDES)模型对三种构型进行非定常流场计算。DDES的计算设置如下:求解器采用隐式密度基求解器,在固壁附近采用SST k-w湍流模型,在远离固壁处则采用大涡模拟方法,对流项的空间离散格式采用三阶MUSCL格式,流量通量采用Roe-FDS格式,黏性项的空间离散格式采用二阶中心差分格式,时间项的离散格式采用二阶隐式格式,时间步长采用dt=10-5 s。

  • 湍动能(Turbulent Kinetic Energy,简称TKE)为三个方向脉动速度均方根之平方和的1/2倍,代表了局部流场的脉动剧烈程度。图6对比了无轨无舱构型、有轨无舱构型和有轨有舱构型展向对称面(z=0)的u′均方根、v′均方根、w′均方根和TKE。相比无轨无舱构型,有轨无舱构型在滑轨根部上方出现了流场强脉动区。有轨有舱构型则进一步在滑轨舱内和主翼上翼面出现了更大的流场强脉动区。

  • 图6 三种构型展向对称面(z=0)上的u′均方根、v′均方根、w′均方根和TKE

  • 图7对比了无轨无舱构型、有轨无舱构型和有轨有舱构型在z=0.036m截面的u′均方根、v′均方根、w′均方根和TKE。相比无轨无舱构型,有轨无舱构型在缝翼缝道内的流场脉动显著增强。有轨有舱构型则进一步在滑轨舱内和主翼上翼面(主要是滑轨舱空腔上壁面内外)出现了更大的流场强脉动区。

  • 图7 三种构型在z=0.036m截面上的u′均方根、v′均方根、w′均方根和TKE

  • 图8对比了无轨无舱构型、有轨无舱构型和有轨有舱构型在z=0.1m截面的u′均方根、v′均方根、w′均方根和TKE。此时有轨无舱构型的流场脉动已经和无轨无舱构型比较相似,有轨有舱构型则仍然在主翼上翼面靠后位置出现了较大的流场强脉动区。

  • 图8 三种构型在z=0.1m截面上的u′均方根、v′均方根、w′均方根和TKE

  • 图9对比了无轨无舱构型、有轨无舱构型和有轨有舱构型在z=0.2m截面的u′均方根、v′均方根、w′均方根和TKE。此时有轨无舱构型的流场脉动已经和无轨无舱构型比较相似,有轨有舱构型则在主翼上翼面靠后位置仍存在较小的流场强脉动区。

  • 图9 三种构型在z=0.2m截面上的u′均方根、v′均方根、w′均方根和TKE

  • 3 缝翼滑轨系统的瞬态流动特性

  • 滑轨和滑轨舱空腔引起的流动分离都会产生瞬态涡结构,尤其是缝翼滑轨类似方柱绕流,而滑轨舱空腔则会进一步切割和破碎涡结构,本节对瞬态涡结构沿机翼弦向的变化趋势进行了分析。

  • 图10对比了无轨无舱构型、有轨无舱构型和有轨有舱构型在x=0截面的弦向瞬态涡量。相比无轨无舱构型,有轨无舱构型和有轨有舱构型均在滑轨上下方出现了成对的小涡结构。

  • 图10 三种构型在x=0截面上的弦向瞬态涡量

  • 图11对比了无轨无舱构型、有轨无舱构型和有轨有舱构型在x=0.07m截面的弦向瞬态涡量。相比无轨无舱构型,有轨无舱构型和有轨有舱构型的滑轨与缝翼压力面之间的空间被一对大涡填充。

  • 图11 三种构型在x=0.07m截面上的弦向瞬态涡量

  • 图12对比了无轨无舱构型、有轨无舱构型和有轨有舱构型在x=0.105m截面的弦向瞬态涡量,此弦向截面位于缝翼和主翼之间的缝道内。相比无轨无舱构型,有轨无舱构型和有轨有舱构型的滑轨上方出现了两个涡对。

  • 图13对比了无轨无舱构型、有轨无舱构型和有轨有舱构型在x=0.15m截面的弦向瞬态涡量。有轨无舱构型前一个弦向截面的两个涡对继续向主翼上方发展,并被拉伸;而有轨有舱构型前一个弦向截面的两个涡对则进入滑轨舱的切口,并受到挤压。

  • 图12 三种构型在x=0.105m截面上的弦向瞬态涡量

  • 图13 三种构型在x=0.15m截面上的弦向瞬态涡量

  • 图14对比了无轨无舱构型、有轨无舱构型和有轨有舱构型在x=0.2m截面的弦向瞬态涡量。有轨无舱构型前一个弦向截面的两个涡对继续向主翼上方发展,并被进一步拉伸;而有轨有舱构型前一个弦向截面的两个涡对则被滑轨舱上壁面截断,破碎成更多的涡对。

  • 图14 三种构型在x=0.2m截面上的弦向瞬态涡量

  • 图15对比了无轨无舱构型、有轨无舱构型和有轨有舱构型在x=0.34m截面的弦向瞬态涡量。有轨无舱构型前一个弦向截面的两个涡对继续向主翼上方发展,逐渐融合成为一对扁平的大涡;而有轨有舱构型滑轨舱空腔内外的破碎小涡则逐渐耗散消失。

  • 图15 三种构型在x=0.34m截面上的弦向瞬态涡量

  • 4 缝翼滑轨系统的远场噪声特性

  • 远场噪声指向性和频谱特性决定了工程上关心的最终气动噪声水平,如图16所示,在展向对称面距离机翼中心位置10倍弦长的圆周上布置24个远场监测点。

  • 以空间中可穿透FW-H积分面作为声源面,计算得到三种构型在展向对称面上的远场指向性,如图17所示。无轨无舱构型接近于典型的偶极子噪声;有轨无舱构型也接近于偶极子噪声,其主轴方向稍沿顺时针转动;有轨有舱构型则表现出非对称性。在270°方位角,有轨无舱构型的噪声比无轨无舱构型增大7dB左右,而有轨有舱构型的噪声比有轨无舱构型进一步增大2dB左右。

  • 图16 展向对称面上远场监测点布置

  • 三种构型指向地面方向的240°~300°方位角窄频频谱和1/3倍频程频谱如图18所示。可以看出,无轨无舱构型、有轨无舱构型和有轨有舱构型在各个方向上的中低频噪声都依次增大;而在高频段受限于网格分辨率,三种构型的噪声趋于一致。

  • 图17 三种构型在展向对称面上的远场噪声指向性

  • 图18 三种构型不同方位角的远场噪声频谱

  • 5 结论

  • 1)相比无轨无舱构型,有轨无舱构型在滑轨根部上方出现了流场强脉动区。有轨有舱构型则进一步在滑轨舱内和主翼上翼面出现了更大的流场强脉动区;

  • 2)滑轨周围出现了类似方柱绕流的弦向涡对结构,并沿着机翼弦向不断扩张,而后受到滑轨舱空腔壁面的限制和挤压,最终破碎为大量的小涡并耗散消失;

  • 3)在展向对称面上无轨无舱构型接近于典型的偶极子噪声;有轨无舱构型也接近于偶极子噪声,其主轴方向稍沿顺时针转动;有轨有舱构型则表现出非对称性;

  • 4)在270°方位角,滑轨和滑轨舱带来的总声压级增量分别为7dB左右和2dB左右。

  • 参考文献

    • [1] DOVRZYNSKI W.Almost 40 years of airframe noise research:what did we achieve?[J].Journal of aircraft,2010,47(2):353-367.

    • [2] KHANAL B.Aerodynamics and aeroacoustics of slat tracks[D].UK:University of Southampton,2009.

    • [3] WANG X.Computational aeroacoustic study of aircraft slat tracks and cut-outs[D].UK:University of Southampton,2013.

    • [4] DOBRZYNSKI W,GEHLHAR B,BUCHHOLZ H.Model and full scale high-lift wing wind tunnel experiments dedicated to airframe noise reduction[J].Aerospace science and technology,2001,5(1):27-34.

    • [5] MENTER F R.Two-equation eddy-viscosity turbulence models for engineering applications[J].AIAA journal,1994,32(8):1598-1605.

    • [6] MENTER F R.Review of the shear-stress transport turbulence model experience from an industrial perspective[J].International journal of computational fluid dynamics,2009,23(4):305-316.

    • [7] MENTER F,KUNTZ M,LANGTRY R.Ten years of industrial experience with the SST turbulence model[J].Heat and mass transfer,2003,4(1):625-632.

    • [8] GRITSKEVICH M S,GARBARUK A V,SCHÜTZE J,et al.Development of DDES and IDDES formulations for the k-ω shear stress transport model[J].Flow,turbulence and combustion,2012,88(3):431-449.

    • [9] FFOWCS W J E,HAWKINGS D L.Sound generation by turbulence and surfaces in arbitrary motion[J].Philosophical Transactions of the Royal Society of London Series A,Mathematical and Physical Sciences,1969,264(1151):321-342.

    • [10] FRANCESCANTONIO P D.A new boundary integral formulation for the prediction of sound radiation[J].Journal of Sound and Vibration,1997,202(4):491-509.

    • [11] MENDOZA J,BROOKS T,HUMPHREYS W.Aeroacoustic measurements of a wing/slat model:8th AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference & Exhibit[C].USA:AIAA,2002.

  • 基本信息

    中图分类号: V224+.5
    文献标识码: A
    DOI: 10.19416/j.cnki.1674-9804.2022.02.006

    基金信息

    引用信息

    王勤超,李伟鹏,司江涛,等.大型客机缝翼滑轨系统气动噪声数值研究[J].民用飞机设计与研究,2022(2):35-45.

    WANG Q C, LI W F, SI J T, et al. Numerical study on aeroacoustics of slat system of airliner[J].Civil Aircraft Design and Research,2022(2):35-45(in Chinese).

    稿件历史

  • 参考文献

    • [1] DOVRZYNSKI W.Almost 40 years of airframe noise research:what did we achieve?[J].Journal of aircraft,2010,47(2):353-367.

    • [2] KHANAL B.Aerodynamics and aeroacoustics of slat tracks[D].UK:University of Southampton,2009.

    • [3] WANG X.Computational aeroacoustic study of aircraft slat tracks and cut-outs[D].UK:University of Southampton,2013.

    • [4] DOBRZYNSKI W,GEHLHAR B,BUCHHOLZ H.Model and full scale high-lift wing wind tunnel experiments dedicated to airframe noise reduction[J].Aerospace science and technology,2001,5(1):27-34.

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    • [8] GRITSKEVICH M S,GARBARUK A V,SCHÜTZE J,et al.Development of DDES and IDDES formulations for the k-ω shear stress transport model[J].Flow,turbulence and combustion,2012,88(3):431-449.

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    • [11] MENDOZA J,BROOKS T,HUMPHREYS W.Aeroacoustic measurements of a wing/slat model:8th AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference & Exhibit[C].USA:AIAA,2002.

    • 出版刊物

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