[發明專利]一種翼尖噪聲控制方法及裝置

無效

• 申請號: 201110393530.3
• 申請日: 2011-12-01
• 公開（公告）號: CN102530242A
• 公開（公告）日: 2012-07-04
• 發明（設計）人: 郭欣;王強;馮峰
• 申請（專利權）人: 中國航天空氣動力技術研究院
• 主分類號: B64C23/00
• 分類號: B64C23/00
• 代理公司: 中國航天科技專利中心 11009
• 代理人: 龐靜

技術領域

本發明涉及一種氣動噪聲控制技術，采用主動控制的方式在機翼尖附近進行噴流控制，破壞或減小飛行器飛行過程中翼尖附近的大尺度渦流場結構，降低翼尖氣動噪聲輻射。?

技術背景

過去的幾十年里氣動噪聲研究對飛行器的推進系統的降噪研究取得重要進展。然而現代飛行器要達到更高的降噪水平，飛行器發動機則不是唯一要考慮的噪聲源。特別是在起飛著陸階段，飛行器機體噪聲是飛行器總噪聲中不可忽視組成部分。其中機體噪聲中一類重要的聲源則位于飛行器升力面(如機翼，襟翼)的側端。?

這類位于飛行器升力面側端的噪聲源的物理機理為：升力面上下兩層流動的壓力差會產生繞升力面側端邊緣的流動。升力面側端形成的剪切層和卷起的單一的渦結構具備了兩種噪聲產生機制。第一，剪切層波動和側面相互作用。第二，不穩定渦模態的放大。這種剪切層和渦的不穩定性都會導致升力面側端流場壓力脈動，并輻射到遠場。?

發明內容

本發明的技術解決問題是：克服現有技術的不足，提供一種原理結構簡單、質量小的翼尖降噪控制方法及裝置。?

本發明的技術解決方案是：一種翼尖噪聲控制方法，步驟如下：?

(1)在飛行器機翼或者襟翼等升力面的翼端安裝流動控制裝置；?

(2)在飛行器大迎角飛行及起飛或降落階時，利用上述流動控制裝置采用噴流方式改變或減弱由于升力面上下壓差產生的翼端大尺度非定常渦結構；在巡航階段，該流動控制裝置不工作；所述的流動控制裝置的噴口采用鋸齒形結?構，鋸齒邊線夾角為60～130度，鋸齒齒高為2～5厘米，鋸齒長0.4～0.6倍弦長。?

所述步驟(2)中鋸齒形結構實現方式有兩種，一為狹長細縫隙結構，二為鋸齒分布的圓孔。?

所述的鋸齒分布的圓孔直徑0.5mm～1.5mm，圓孔與圓孔間距為1～3cm。?

所述的狹長細縫隙結構縫隙寬0.6mm～1.0mm，最前縫隙即噴口位置為距前緣位置為0.3～0.6倍弦長。?

一種翼尖噪聲控制裝置，包括安裝在飛行器機翼或者襟翼等升力面的翼端的翼套和翼套上的噴口；所述的翼套剖面幾何形狀為翼端局部翼型，噴口采用鋸齒形結構，鋸齒邊線夾角為60～130度，鋸齒齒高為2～5厘米，鋸齒長0.4～0.6倍弦長。?

所述的噴口為狹長細縫隙結構或者圓孔結構。?

所述的狹長細縫隙結構縫隙寬0.6mm～1.0mm，最前縫隙即噴口位置為距前緣位置為0.3～0.6倍弦長。?

所述的圓孔直徑0.5mm～1.5mm，圓孔與圓孔間距為1～3cm。?

本發明的原理是：本發明通過向流場渦結構中吹入氣體及噴流來降低非定場流動的遠場噪聲輻射。主要基本概念是，一方面改變渦結構中速度分布曲線，從而達到改變剪切層和不穩定渦結構的相互作用的目的；另一方面用噴流流場來替換物面渦流場結構，降低物面和遠場的脈動壓力振幅，同時采用鋸齒形分布向流場中引入較強波狀擾動，促發流動快速轉捩為湍流，起到抑制大渦形成的目的。?

本發明與現有技術相比的有益效果是：?

(1)在飛行器大迎角飛行時，升力面側端處產生剪切層和不穩定渦如圖1所示，這類流動會導致附近流場的壓力脈動，并輻射到遠場。本發明通過在翼尖附近或襟翼兩端附近，采用主動和被動控制相結合的方式來實現，即主動噴流和鋸齒形噴口配置。通過設計安裝在翼尖和翼端側面的翼套裝置，在翼套的?上表面，下表面或者側面設置沿鋸齒線分布的多個圓孔噴口，或者連續的鋸齒形噴口，實施噴流向流場中噴入流體來減弱或破壞飛行器大迎角飛行過程中翼尖或襟翼端產生的非定常渦結構如圖2a所示，從而達到降噪目的；同時引入的是鋸齒形的噴口分布，即向流場中引入強波狀擾動，根據穩定性理論促發流動快速轉捩為湍流流動，起到抑制大渦產生的作用，從而達到降低翼尖渦噪聲的目的。本發明原理結構簡單、質量小，操作簡單，安裝維護方便。?

(2)本發明經過大量的理論推導及試驗，確定不同噴口結構形式下的不同要求，通過不同的噴口實現本發明的目的，達到控制翼尖噪聲的目的，容易實施且操作簡單。?

附圖說明

圖1為升力面側端渦結構示意圖。?

圖2為翼尖流動和降噪設計概念圖，2a為翼端流動示意圖。2b為降噪控制示意圖；?

圖3為本發明降噪控制裝置翼套狹長鋸齒噴口示意圖；?

圖4為本發明降噪控制裝置翼套示鋸齒分布的圓孔分布意圖；?

圖5為本發明翼套側端和上表面噴口組合配置的設計示意圖；?