CN112173064B - 一种基于缝翼凹腔波纹壁的飞机机翼降噪结构 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种基于缝翼凹腔波纹壁的飞机机翼降噪结构，包括可展开的前缘缝翼本体、主翼和后缘襟翼，在可展开的前缘缝翼本体内部的回收位置和可展开的前缘缝翼本体外部的展开位置至少安装一个凹腔波纹壁元件，凹腔波纹壁元件为降噪弧形波纹壁板。优化后的元件称为基频波纹壁元件，能够促使低频大尺度涡脉动快速演化为非常容易耗散的高频小尺度涡流动结构。通过基频波纹壁元件的附加作用，削弱前缘缝翼主声源区的旋涡流动，抑制噪声辐射，本发明不会对增升装置的气动性能和大型客机安全性产生影响，且在工程应用上便于实现和维护。

Description

一种基于缝翼凹腔波纹壁的飞机机翼降噪结构

技术领域

本发明涉及航空气动噪声领域，具体涉及一种基于缝翼凹腔波纹壁的飞机机翼降噪结构，用于降低飞机机翼噪声。

背景技术

低噪声一直是航空业界孜孜以求的目标，即使几个分贝的降噪收益，也都凝聚着学术界和工业界的极大努力。在早期的飞机机翼设计中，重点关注的是机翼的气动性能，例如升力大小、最大失速迎角以及飞行升阻比效率等，但是随着大涵道比发动机、消声短舱和声衬等先进技术的广泛应用，发动机噪声大幅度降低，机体噪声占比明显提升，加上客机乘客和机场附近居民对噪声问题的关注，有效控制机翼噪声的需求日益强烈。降低机体噪声水平，除了满足社会民生发展需求之外，也有利于我国大型民用客机适航取证以及在未来世界航空领域占据一席之地。

现代大型客机在起飞和着陆阶段，普遍采用三段机翼的形式来达到增升效果。其中，增升装置包括前缘缝翼和后缘襟翼。图1显示了一个典型三段翼构型的机翼结构，包括前缘缝翼1、主翼2和后缘襟翼3这三个部分。增升装置前缘缝翼是大型客机机体噪声的重要声源，缝翼复杂的结构决定了其流动的复杂性和降噪的困难性。缝翼和主翼之间的凹腔既是缝翼噪声的主要来源，又是决定增升装置气动性能的主要部件。研究表明，改变缝翼凹腔的构型是控制增升装置噪声的一种较为有效的手段，其作用原理是破坏缝翼凹腔内涡流动的周期振荡，改变缝翼附近剪切层流动状态，达到抑制凹腔自激振荡的反馈作用，例如凹腔填充、多孔后缘、缝翼密封板、下尾缘延长板等现有的技术。但凹腔构型的改变会严重影响增升装置的气动性能，同时增加了缝翼加工难度。不少降噪技术由于造成飞机气动力损失较大而无法应用于工程实际，并且当实际情况偏离其设计状态致使噪声抑制效果不理想时，需要重新设计整个缝翼部件。在不改变增升装置气动性能的同时开展噪声控制是研究者面临的挑战。

缝翼凹腔内壁波纹是一种新型被动降噪控制方法，通过微弱改变缝翼凹腔内壁表面的几何形状，能够有效地改变缝翼凹腔内壁的流动，实现提前转捩，耗散更多的声能量，改善机翼展向流动状态，从而使得机翼的噪声水平得以降低。根据涡声理论，涡是流动的声音，控制了旋涡，就控制了发声体的根源。国内流体力学领域著名专家吴介之教授认为噪声的控制可通过流场涡的控制来实现，亦可以通过波的控制来决定，研究表明，凹腔内壁波纹不仅能有效降低低频噪声而且能够提高气动性能。

发明内容

本发明的目的是为了解决上述难题与缺点，提出一种基于缝翼凹腔波纹壁的飞机机翼降噪结构，从而达到在保持机翼气动性能的同时达到降低噪声水平的目标，而且在工程上便于实现。

本发明可通过以下技术方案予以实现：

一种基于缝翼凹腔波纹壁的飞机机翼降噪结构，包括可展开的前缘缝翼本体、主翼和后缘襟翼，在所述可展开的前缘缝翼本体内部的回收位置和所述可展开的前缘缝翼本体外部的展开位置至少安装一个凹腔波纹壁元件，所述凹腔波纹壁元件为降噪弧形波纹壁板。

进一步地，所述前缘缝翼本体通过连接件与所述降噪弧形波纹壁板可拆卸连接。

进一步地，所述前缘缝翼本体可以是等直拉伸或者是后掠拉伸模型。

进一步地，所述缝翼凹腔内下表面沿着展向方向设有安装所述降噪弧形波纹壁板的内槽，所述前缘缝翼本体凹腔下表面靠近后缘和前缘尖角有两排固定孔，每排设有N个，N为正整数且N≥2，所述的降噪弧形波纹壁板包括三段，第一段为左侧光滑弧形板，中间第二段为内侧波纹外侧光滑弧形板，以及第三段为右侧光滑弧形板，且第一段、第三段与第二段一体成形，所述左侧光滑弧形板和右侧光滑弧形板均设有M个通孔，M为正整数，所述左侧光滑弧形板和右侧光滑弧形板通孔的数量分别与两排固定孔数量相同，位置一一对应，所述内侧波纹外侧光滑弧形板是波纹壁板，外侧光滑的一面与内槽紧密贴合，波纹形状是一种波浪形设置的波纹壁面构成，波数为k，且k≥2。

进一步地，所述波形的种类为正弦波形、余弦波形、半正弦波形、余弦波形、三角波形、尖部倒圆角的三角波形中的一种或两种以上。

进一步地，所述的降噪弧形波纹壁板内侧的波形具体位置为缝翼凹腔曲线下表面的尖角开始，处于5％～75％的前缘缝翼本体凹腔曲线部分，在展向方向与缝翼下表面平行，波长λ的取值范围是0.02L-0.1L，波形的波幅h的取值范围是0.002L-0.02L，其中L为前缘缝翼本体前缘尖角到后缘的直线距离。

进一步地，所述的两排N个固定孔每排N的数量为2-20个，这两排固定孔的排列方向与所述前缘缝翼本体的展向方向相同。

进一步地，所述的降噪弧形波纹壁板与前缘缝翼本体的内腔完全无缝嵌合，安装后与缝翼凹腔下表面整体过渡均匀。

进一步地，所述的连接件可以是螺栓、铆钉、铰链、黏贴或焊接，所述的前缘缝翼本体、降噪弧形波纹壁板和连接件这三个部件连接后与前缘缝翼结构基本一致，无空隙、凹穴。

进一步地，所述前缘缝翼本体下表面和内槽底面均为弧面，内槽的深度≥0。

与现有技术相比，本发明具有如下有益效果：

本发明属于新型被动降噪技术，相对于现有的被动噪声控制技术例如凹腔填充、多孔后缘、缝翼密封板、下尾缘延长板等，缝翼凹腔波纹壁对增升装置的气动性能影响非常小，无需大幅改动机翼的外形结构，几乎不会给缝翼带来任何额外质量，具有安装方便、运行稳定、效果显著等优点，该方法通过改变缝翼凹腔下表面涡脱落行为，从而达到降低缝翼低频噪声的目的，同时有利于进一步提高机翼的气动性能，在工程上便于实现和维护。

附图说明

图1是现有技术中三段机翼结构示意图；

图2是本发明前缘缝翼的展开和回收位置示意图

图3是本发明前缘缝翼凹腔下表面弧形波纹壁板结构示意图；

图4是图3中波纹壁连接方式的局部放大示意图；

图5本发明前缘缝翼凹腔弧形波纹壁板的波纹波高和波幅示意图；

图6本发明关键部件内侧波纹外侧光滑弧形板的三维结构示意图。

具体实施方式

以下通过特定的具体实施例说明本发明的实施方式，本领域的技术人员可由本说明书所揭示的内容轻易地了解本发明的其他优点及功效。

本发明以多段翼30P30N为例，介绍一种基于缝翼凹腔波纹壁的飞机机翼降噪结构，以使本领域的技术人员可以更好地理解本发明并能予以实施。该多段翼有前缘缝翼、主翼和后缘襟翼三部分组成，在图1中，标记1表示前缘缝翼本体、标记2表示降噪弧形波纹壁板、标记3表示连接件，标记4表示主翼，标记5表示后缘襟翼；在图2中，标记6表示前缘尖角，标记7表示后缘，标记101为前缘缝翼本体1的展开位置示意图，标记102表示为前缘缝翼本体1的回收位置示意图。

本发明的一种基于缝翼凹腔波纹壁的飞机机翼降噪结构，包括可展开的前缘缝翼本体1、主翼4和后缘襟翼5，在可展开的前缘缝翼本体1内部的回收位置102和可展开的前缘缝翼本体1外部的展开位置101至少安装一个凹腔波纹壁元件，凹腔波纹壁元件为降噪弧形波纹壁板2。

利用缝翼凹腔波纹壁降低前缘缝翼噪声的具体实施内容如下：

实施内容一：结合图1-6所示，本实施方式所述的一种基于缝翼凹腔波纹壁的飞机机翼降噪结构，前缘缝翼本体1通过连接件3与降噪弧形波纹壁板2可拆卸连接，安装和更换波纹壁类型都很灵活方便，因此该实施方式在工程应用上是便与实现的。

实施内容二：结合图3-4所示，前缘缝翼本体1可以是等直拉伸或者是后掠拉伸模型，缝翼凹腔内下表面沿着展向方向设有使降噪弧形波纹壁板2附加安装的内槽1-1，缝翼本体1凹腔下表面靠近后缘7和前缘尖角6有两排固定孔1-2，每排设有N个，N为正整数且N≥2，所述的降噪弧形波纹壁板包括三段，第一段为左侧光滑弧形板2-1，中间第二段为内侧波纹外侧光滑弧形板2-2，以及第三段为右侧光滑弧形板2-3，且第一段2-1、第三段2-3与第二段2-2一体成形，所述左、右侧光滑弧形板2-1、2-3均设有M个通孔，M为正整数，左、右侧光滑弧形板2-1、2-3通孔的数量分别与两排固定孔1-2数量相同，且位置与固定孔1-2的位置一一对应，所述内侧波纹外侧光滑弧形板2-2是波纹壁板，外侧光滑的一面与内槽1-1紧密贴合，波纹形状是一种波浪形设置的波纹壁面构成，波数为k，且k≥2。

实施内容三：结合图1-6所示，本实施内容所述波形的种类在正弦波形或余弦波形、半正弦波形或余弦波形、三角波形、尖部倒圆角的三角波形中的一种或两种以上，不仅限于一种。波纹形状的加工可通过激光切割、电火花切割、3D打印等加工制造技术实现。其他组成和连接关系与具体实施内容一相同。

实施内容四：结合图1-6所示，所述的波纹壁弧形板内侧的波形具体位置为缝翼凹腔曲线下表面的前缘尖角6开始，处于5％～75％的前缘缝翼本体1凹腔曲线部分，在展向方向与缝翼下表面平行，波长λ的取值范围是0.02L-0.1L，波形的波幅h的取值范围是0.002L-0.02L，其中L为前缘缝翼本体1前缘尖角6到后缘7的直线距离。采用计算流体力学气动噪声数值模拟或声学风洞试验的方法，获得飞机在起飞和着陆状态时，飞行马赫数范围为0.1～0.3，不同飞行状态下，有/无采用缝翼凹腔波纹壁控制的前缘噪声数据，改变弧形波纹壁板的波长λ、波幅h等参数进行优化，建立噪声数据，在上述合理的取值范围内优化降噪弧形波纹壁板的波长λ和波幅h，最后将其应用于实际飞行状态的波纹壁设计中。经过优化设计后的缝翼凹腔波纹壁结构称为基频波纹壁，用于主动控制附面层最不稳定波的流向及其频率，基频波纹壁可以采用航空材料，例如铝合金、钛合金等固定在缝翼凹腔下表面，促使低频大尺度涡脉动快速演化为非常容易耗散的高频小尺度涡流动结构。

实施内容五：所述的两排N个固定孔1-2每排N的数量为2-20个，这两排固定孔的排列方向与所述缝翼本体1的展向方向相同，其他组成和连接关系与具体实施方式一、二、三或四相同。

实施内容六：所述的降噪弧形波纹壁板2与缝翼本体1的内槽1-1完全无缝嵌合，安装后与缝翼凹腔下表面整体过渡均匀，其他组成和连接关系与具体实施方式一至四或五相同。

实施内容七：所述的连接件3可以是螺栓、铆钉、铰链、黏贴或焊接，所述的缝翼本体1、降噪弧形波纹壁板2和连接件3这三个部件连接后与基准缝翼结构基本一致，无空隙、凹穴等其他造成额外噪声源的部件，其他组成和连接关系与具体实施方式一至五或六相同。

实施内容八：缝翼本体1下表面和内槽1-1底面均为弧面，内槽的深度≥0，其他组成和连接关系与具体实施方式一、二、三、四、五、六或七相同。

实施例：

以多段翼30P30N为例，设弦长为558.5mm，展向等直拉伸一倍弦长，同样为558.5mm，前缘缝翼的前缘尖角到后缘的长度为68mm，在马赫数为0.1～0.2的条件下，经过计算流体力学数值计算优化后，降噪波纹壁板的波幅为0.15mm，波长为2.72mm，波幅与波长之比约为5％，壁板厚度为4mm，所在的位置为处于5％～75％的基准缝翼本体凹腔曲线部分，在展向方向与缝翼下表面平行。内槽的深度为0.4mm。连接件通过铆钉将缝翼本体与降噪弧形波纹壁板无缝连接，波纹壁板上下共两排固定孔，每排固定孔4个，均匀分布于展向位置，每个固定孔直径为1mm。在此条件下，经过数值模拟预测总声压级降低5～6dB。另外，本发明也适用于其他多段翼型的前缘噪声抑制。

本发明的原理为：

波纹壁控制气动噪声的方法是基于流体力学领域内涡动力学及波涡相互作用理论。国内流体力学领域著名专家吴介之教授发现，湍流流场中的波和涡总是共存的，当低速流动发生分离时，非线性不稳定的波为分离涡的生成做准备，而已经形成的涡结构在流场中造成剪切为新一层次的不稳定波创造了条件。因此，噪声的控制可以通过流场涡的控制实现，亦可以通过波的控制来实现。有关涡的噪声控制比较常见，如飞机机翼上的扰流片和涡流发生器等已在工程实际中得到了应用。根据涡声理论，涡是流动的声音，控制了旋涡，就控制了发声体的根源。本发明前期经过大量科研试验和数值计算证明了波的控制具有良好的抑制效果，本发明提出的凹腔波纹壁不仅能够有效降低低频噪声而且能够减小阻力、提高升力。前缘缝翼噪声产生的主要来源是由于气流从前缘缝翼尖端流出后形成一个自由剪切层，剪切流向下游发展，直到撞击到缝翼的凹腔上壁面产生噪声，在凹腔内会产生大尺度旋涡循环回流，形成共振腔。本发明采用的凹腔弧形波纹壁板可以加快缝翼凹腔壁面的附面层转捩，快速将凹腔内复杂流动的大尺度涡结构破碎为小尺度涡，改善机翼展向流动状态，能够有效降低缝翼凹腔低频噪声，抑制共振腔的声源辐射。在本发明的创作思想下，本领域的技术人员可以对上述结构和形状各种变化和改进，包括这些特征的其他组合。这些变形和/或组合均落入本发明所涉及的技术领域内，并落入本发明权利要求的保护范围。

Claims (9)

1.一种基于缝翼凹腔波纹壁的飞机机翼降噪结构，包括可展开的前缘缝翼本体、主翼和后缘襟翼，其特征在于，在所述可展开的前缘缝翼本体内部的回收位置和所述可展开的前缘缝翼本体外部的展开位置至少安装一个凹腔波纹壁元件，所述凹腔波纹壁元件为降噪弧形波纹壁板；所述缝翼凹腔内下表面沿着展向方向设有安装所述降噪弧形波纹壁板的内槽，所述前缘缝翼本体凹腔下表面靠近后缘和前缘尖角有两排固定孔，每排设有N个，N为正整数且N≥2，所述的降噪弧形波纹壁板包括三段，第一段为左侧光滑弧形板，中间第二段为内侧波纹外侧光滑弧形板，以及第三段为右侧光滑弧形板，且第一段、第三段与第二段一体成形，所述左侧光滑弧形板和右侧光滑弧形板均设有M个通孔，M为正整数，所述左侧光滑弧形板和右侧光滑弧形板通孔的数量分别与两排固定孔数量相同，位置一一对应，所述内侧波纹外侧光滑弧形板是波纹壁板，外侧光滑的一面与内槽紧密贴合，波纹形状是一种波浪形设置的波纹壁面构成，波数为k，且k≥2；

波长的取值范围是0.02L-0.1L，波形的波幅h的取值范围是0.002L-0.02L，其中L为前缘缝翼本体前缘尖角到后缘的直线距离。

2.根据权利要求1所述的基于缝翼凹腔波纹壁的飞机机翼降噪结构，其特征在于，所述前缘缝翼本体通过连接件与所述降噪弧形波纹壁板可拆卸连接。

3.根据权利要求2所述的基于缝翼凹腔波纹壁的飞机机翼降噪结构，其特征在于，所述前缘缝翼本体是等直拉伸或者是后掠拉伸模型。

4.根据权利要求1所述的基于缝翼凹腔波纹壁的飞机机翼降噪结构，其特征在于，所述波纹形状的种类为正弦波形、余弦波形、半正弦波形、余弦波形、三角波形、尖部倒圆角的三角波形中的一种或两种以上。

5.根据权利要求1所述的基于缝翼凹腔波纹壁的飞机机翼降噪结构，其特征在于，所述的降噪弧形波纹壁板内侧的波形具体位置为缝翼凹腔曲线下表面的尖角开始，处于5%~75%的前缘缝翼本体凹腔曲线部分，在展向方向与缝翼下表面平行。

6.根据权利要求1所述的基于缝翼凹腔波纹壁的飞机机翼降噪结构，其特征在于，所述的两排固定孔每排N的数量为2-20个，这两排固定孔的排列方向与所述前缘缝翼本体的展向方向相同。

7.根据权利要求1所述的基于缝翼凹腔波纹壁的飞机机翼降噪结构，其特征在于，所述的降噪弧形波纹壁板与前缘缝翼本体的内腔完全无缝嵌合，安装后与缝翼凹腔下表面整体过渡均匀。

8.根据权利要求2所述的基于缝翼凹腔波纹壁的飞机机翼降噪结构，其特征在于，所述的连接件是螺栓、铆钉、铰链、黏贴或焊接，所述的前缘缝翼本体、降噪弧形波纹壁板和连接件这三个部件连接后与前缘缝翼结构基本一致，无空隙、凹穴。

9.根据权利要求1所述的基于缝翼凹腔波纹壁的飞机机翼降噪结构，其特征在于，所述前缘缝翼本体下表面和内槽底面均为弧面，内槽的深度≥0。