一种基于零质量射流控制的前缘缝翼噪声抑制方法技术

一种基于零质量射流控制的前缘缝翼噪声抑制方法，涉及飞机机体噪声抑制方法。选用零质量射流激励器；在前缘缝翼靠近尖端的吸力面处，等间距布置零质量射流激励器；采用计算流体力学数值模拟或风洞实验的方法得飞机在起飞和着陆时不同飞行状态下，有/无采用零质量射流控制的前缘缝翼噪声数据，建立噪声数据库；通过对噪声数据库进行对比分析，得飞机在起飞和着陆时不同飞行状态下能实现前缘缝翼降噪效果的零质量射流激励器的激励频率、出口动量系数等参数设置；将零质量射流激励器控制参数存储在机载计算机内，当飞机处于起飞和着陆状态时，零质量射流激励器根据不同的飞行状态，调节激励器的参数，起到前缘缝翼噪声抑制的效果。

A noise suppression method for leading edge slit based on zero mass jet control

A noise suppression method for leading edge slits based on zero mass jet control is involved in noise suppression of aircraft fuselage. A zero mass jet actuator is selected; a zero mass jet actuator is arranged at the suction surface near the tip of the front edge of the flange, and the numerical simulation of fluid mechanics or wind tunnel experiment is used to obtain the front flange noise data of the aircraft with / without the zero mass jet under different flight conditions. The noise database is set up. By comparing and analyzing the noise database, the parameters such as the excitation frequency and the momentum coefficient of the zero mass efflux actuator can be obtained in different flight state of the aircraft during the takeoff and landing, and the control parameters of the zero mass jet exciter are stored in the airborne computer. When the aircraft is in the state of take-off and landing, the zero mass efflux actuator regulates the parameters of the actuator according to the different flight conditions, and acts as the effect of the noise suppression of the front flange.

【技术实现步骤摘要】
一种基于零质量射流控制的前缘缝翼噪声抑制方法
本专利技术涉及飞机机体噪声抑制方法，尤其是涉及一种基于零质量射流控制的前缘缝翼噪声抑制方法。
技术介绍
在现代民航客机设计中，飞机噪声一直都是重点关注的问题。美国联邦适航条例对民航客机的噪声水平做了严格的限制，若噪声超过该限定，将直接影响民航客机的适航取证。飞机噪声来源主要有飞机发动机噪声和机体噪声两部分，随着发动机降噪技术的发展，发动机的噪声水平已经显著下降，飞机的机体噪声问题日益凸显。前缘缝翼噪声是机体噪声的主要来源之一。目前前缘缝翼噪声抑制技术，主要有被动噪声抑制和主动噪声抑制。被动噪声抑制技术主要通过改变前缘缝翼的形状来达到降噪的效果，主要有：添加空穴盖、填充前缘缝翼的凹腔、延长前缘缝翼的尖端以及在前缘缝翼尖端采用锯齿结构等。这些方案都较大幅度地改变了前缘缝翼的形状，导致增升装置的气动性能发生较大改变，并且当实际情况偏离其设计状态时，噪声抑制效果不理想。主动噪声控制技术主要有：向前缘缝翼吹气等噪声抑制方法。采用向前缘缝翼凹腔吹气的方法，也存在前缘缝翼内布置管道和引气困难等问题，因此亟需进一步发展更加有效、灵活的流动控制方法抑制前缘缝翼噪声。零质量射流是一种主动控制方法，通过小的能量输入，可以局部或全局地有效改变气流的流动结构，从而使飞行器的气动性能得到改善。根据涡声理论，旋涡是是流体发声的源泉。控制了流体旋涡，既控制了旋涡本身的发声，也控制了它诱导物体发声的能力。零质量射流具有良好的流动控制效果，使其在气动噪声领域也应有很好的应用前景。国内外学者Cattafesta(CattafestaIiiLN,WlezienRW,WonCC,etal.Reducingflow-inducedresonanceinacavity:US,US5818947[P].1998)，杨党国(杨党国,吴继飞,罗新福.零质量射流对开式空腔气动噪声抑制效果分析[J].航空学报,2011,32(6):1007-1014)在空腔前缘采用零质量射流控制，取得了较好的噪声抑制效果。前缘缝翼噪声的产生机理，NASA研究认为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，与缝翼凹腔壁面碰撞产生噪声，是前缘缝翼噪声的主要来源。Roger(RogerM,PerennesS.Low-frequencynoisesourcesintwo-dimensionalhigh-liftdevices[C]//AeroacousticsConferenceandExhibit.2013)研究发现前缘缝翼凹腔内的流动振荡模式和空腔流的振荡模式相同，其中单音噪声的频率满足著名的空腔频率预测公式——Rossiter公式。Rossiter(RossiterJE.Wind-TunnelExperimentsontheFlowoverRectangularCavitiesatSubsonicandTransonicSpeeds[J].R&M,1966,3438)提出的开式空腔噪声理论认为气流流过空腔的前缘后，在空腔上方形成自由剪切层，剪切层中包含了从前缘分离产生的大尺度展向涡，这些涡与空腔后壁碰撞产生噪声，声波向前传播到达空腔的前缘，又会诱发前缘剪切层产生新的旋涡结构与空腔后壁碰撞，形成一个空腔流动振荡回路。前缘缝翼凹腔可以看成是一个空腔结构，并且前缘缝翼噪声也呈现“空腔噪声”的特点和规律，因此目前在空腔降噪采用的方法和机理，都可以借鉴应用到前缘缝翼降噪中。
技术实现思路
本专利技术的目的在于提供通过零质量射流控制前缘缝翼的流场状态，从而达到降噪效果的一种基于零质量射流控制的前缘缝翼噪声抑制方法。本专利技术包括以下步骤：1)选用零质量射流激励器；在步骤1)中，所述零质量射流激励器产生的射流平均速度可为60～120m/s，射流的激励频率可以调节，调节范围可为1000～4000Hz；2)在前缘缝翼靠近尖端(cusp)的吸力面处，等间距布置至少2个零质量射流激励器；在步骤2)中，所述至少2个零质量射流激励器之间的距离可为0.045～0.065C，零质量射流激励器的射流孔的直径可为d＝0.004～0.006C，零质量射流的射流口与缝翼尖端的距离可为0.01～0.05C，射流垂直于壁面向外喷射。3)采用计算流体力学数值模拟或风洞实验的方法，获得飞机在起飞和着陆时，不同飞行状态下，有/无采用零质量射流控制的前缘缝翼噪声数据，建立噪声数据库；在步骤3)中，所述获得飞机在起飞和着陆时，Ma＝0.17～0.21的飞行状态，建立噪声数据库。4)通过对噪声数据库进行对比分析，得到飞机在起飞和着陆时，不同飞行状态下，能够实现前缘缝翼降噪效果的零质量射流激励器的激励频率、出口动量系数等参数设置；5)将具有前缘缝翼降噪效果的零质量射流激励器控制参数存储在机载计算机内，当飞机处于起飞和着陆状态时，零质量射流激励器根据不同的飞行状态，调节激励器的参数，从而起到前缘缝翼噪声抑制的效果。与现有技术相比，本专利技术的突出技术效果如下：本专利技术属于主动控制技术，相对于添加空穴盖、填充前缘缝翼的凹腔、延长前缘缝翼的尖端以及在前缘缝翼尖端采用锯齿结构等被动噪声控制技术，零质量射流对增升装置的气动特性影响较小，能够在需要的时间和位置进行设置，可以主动调节，控制效果丰富。同时，零质量射流具有无需额外气源、能量消耗小、响应快、控制灵活等优点，因此基于零质量射流的前缘缝翼噪声抑制方法是一种较优选择。附图说明图1为30P30N机翼示意图。图2为30P30N弦长示意图。图3为零质量射流激励器示意图。图4为零质量射流激励器在前缘缝翼的布置位置示意图。图5为前缘缝翼噪声产生原理示意图。图6为零质量射流与剪切层作用产生流向涡示意图。图7为零质量射流与前缘缝翼流场作用的二维示意图。图8为零质量射流与前缘缝翼流场作用的三维示意图。具体实施方式本专利技术以多段翼30P30N为例，介绍基于零质量射流抑制前缘缝翼噪声的方法。该多段翼型由前缘缝翼、主翼和后缘襟翼三部分组成，机翼弦长为C，在图1和2中，标记1表示前缘缝翼、2表示主翼、3表示襟翼、4表示前缘缝翼空腔、5表示前缘缝翼尖端(cusp)、6表示前缘缝翼吸力面。利用零质量射流降低前缘缝翼噪声的具体步骤如下：步骤一：选用零质量射流激励器。激励器产生射流的平均速度为60～120m/s，且激励频率可以调节，调节范围为1000～4000Hz。零质量射流激励器可以采用压电薄膜式或者活塞式的零质量射流激励器。当零质量射流激励器工作时，活塞或压电薄膜往复运动吹/吸气体，在缝口外形成一系列的涡/环对，这些涡/环对向外扩展的过程中相互融合形成一股动量射流，在图3中，标记7表示无横流情况下零质量射流激励器产生涡/环对的运动方向、8表示零质量射流产生的涡/环对、9表示零质量射流激励器。步骤二：在前缘缝翼靠近尖端(cusp)的吸力面处，等间距布置多个零质量射流激励器，激励器间的距离为0.045～0.065C，射流孔的直径d为0.004～0.006C，射流孔距离缝翼尖端的距离为0.01～0.05C，射流垂直于壁面向外喷射，在图4中，标记1表示前缘缝翼、2表示主翼、4表示前缘缝翼空腔、9表示零质量射流激励器、l为相邻两个零质量射流激励器之间的距离。步骤三本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种基于零质量射流控制的前缘缝翼噪声抑制方法，其特征在于包括以下步骤：1)选用零质量射流激励器；2)在前缘缝翼靠近尖端的吸力面处，等间距布置至少2个零质量射流激励器；3)采用计算流体力学数值模拟或风洞实验的方法，获得飞机在起飞和着陆时，不同飞行状态下，有/无采用零质量射流控制的前缘缝翼噪声数据，建立噪声数据库；4)通过对噪声数据库进行对比分析，得到飞机在起飞和着陆时，不同飞行状态下，能够实现前缘缝翼降噪效果的零质量射流激励器的激励频率、出口动量系数等参数设置；5)将具有前缘缝翼降噪效果的零质量射流激励器控制参数存储在机载计算机内，当飞机处于起飞和着陆状态时，零质量射流激励器根据不同的飞行状态，调节激励器的参数，从而起到前缘缝翼噪声抑制的效果。

【技术特征摘要】
1.一种基于零质量射流控制的前缘缝翼噪声抑制方法，其特征在于包括以下步骤：1)选用零质量射流激励器；2)在前缘缝翼靠近尖端的吸力面处，等间距布置至少2个零质量射流激励器；3)采用计算流体力学数值模拟或风洞实验的方法，获得飞机在起飞和着陆时，不同飞行状态下，有/无采用零质量射流控制的前缘缝翼噪声数据，建立噪声数据库；4)通过对噪声数据库进行对比分析，得到飞机在起飞和着陆时，不同飞行状态下，能够实现前缘缝翼降噪效果的零质量射流激励器的激励频率、出口动量系数等参数设置；5)将具有前缘缝翼降噪效果的零质量射流激励器控制参数存储在机载计算机内，当飞机处于起飞和着陆状态时，零质量射流激励器根据不同的飞行状态，调节激励器的参数，从而起到前缘缝翼噪声抑制的效果。2.如权利要求1所述一种基于零质量射流控制的前缘缝翼...

【专利技术属性】
技术研发人员：陈荣钱，刘万鸿，王李璨，邱若凡，尤延铖，
申请(专利权)人：厦门大学，
类型：发明
国别省市：福建,35