下载文档原格式
飞行器气动噪声的测量与分析在现代航空航天领域，飞行器的气动噪声问题日益受到关注。
随着飞行器速度的不断提高以及人们对乘坐舒适性要求的提升，降低气动噪声已经成为飞行器设计中的一个重要环节。
为了有效地控制和降低气动噪声，首先需要对其进行准确的测量和深入的分析。
飞行器气动噪声的产生源于复杂的空气动力学现象。
当飞行器在空气中高速运动时，气流与飞行器表面相互作用，产生各种不稳定的流动结构，如湍流、边界层分离和漩涡等。
这些流动结构会导致压力的波动，从而产生声波，形成气动噪声。
要对飞行器气动噪声进行测量，需要采用一系列先进的技术和设备。
常见的测量方法包括麦克风阵列测量、激光多普勒测速（LDV）以及粒子图像测速（PIV）等。
麦克风阵列测量是一种广泛应用的方法。
通过在特定位置布置多个麦克风，组成阵列，可以同时测量多个点的声压信号。
这些信号经过处理和分析，可以得到噪声的强度、频率分布以及声源的位置等重要信息。
在实际测量中，麦克风的布置位置和数量需要根据飞行器的形状、尺寸以及噪声的特点进行精心设计，以确保测量结果的准确性和可靠性。
激光多普勒测速（LDV）和粒子图像测速（PIV）则主要用于测量气流的速度场。
通过了解气流的速度分布和流动特性，可以深入研究噪声产生的机制。
例如，LDV 可以精确测量单点的速度，而 PIV 能够获取整个流场的速度分布图像。
在测量过程中，环境因素也会对测量结果产生影响。
例如，背景噪声、风洞的湍流度以及测量设备的振动等都可能引入误差。
为了减少这些影响，通常需要在测量前对环境进行严格的控制和校准，采用先进的信号处理技术来去除噪声和干扰。
对测量得到的数据进行分析是理解飞行器气动噪声的关键步骤。
首先，需要对噪声信号进行频谱分析，以确定噪声的主要频率成分。
通过频谱分析，可以了解噪声在不同频率下的能量分布，从而找出噪声的主要贡献频率。
此外，波束形成算法也是常用的分析手段之一。
该算法可以根据麦克风阵列测量得到的声压信号，计算出声源的位置和方向。
直升机气动噪声研究进展陈平剑;仲唯贵;段广战【摘要】The status and progress in helicopter aero-acoustic technology is presented,inclu-ding test technology,analysis method and rotor noise control technology.The advanced test technologies such as unsteady pressure measurement,flow field visualization and noise source lo-calization,have been implemented in the acoustic wind tunnel test of rotor noise,which is the es-sential instrument for helicopter aero-acoustic research.Flight test of helicopter aero-acoustic measurements has become a necessary technique in the programs of helicopter noise certification and helicopter noise reduction investigation.With the development of helicopter aero-acoustic noise analysis method,many software tools for rotor noise prediction have been developed and applied in the helicopter design and noise reduction research,based on the solutions of the FW-H equation and Kirchhoff equation.Low noise blade tip is the primary and effective method for heli-copter noise control,and is used widely in helicopter design.Moreover,new technologies such as noise abatement operation and active rotor noise control have been validated by flight test,but have not been used in helicopter design get.Initiated by the demands to design environmentally compatible helicopter,both societies of industry and academia will devote more effort in helicop-ter aero-acoustic technology research.%对直升机气动噪声的研究进展进行了综述，内容包括试验技术、理论分析方法和噪声抑制技术。
直升飞机振动降噪技术的研究直升飞机一直是航空领域的重要组成部分。
但与固定翼飞机相比，直升飞机通常飞行速度较低，而且会产生大量的噪音和振动。
这不仅会影响机上人员的健康和舒适度，而且会对直升机的性能和寿命产生负面影响。
因此，研究直升飞机振动降噪技术已成为目前航空工程领域的热点之一。
1. 振动和噪音的来源在直升飞机的运行过程中，会产生多种来源的振动和噪音，主要包括以下几个方面：1.1 主旋翼振动和噪音直升机的主旋翼是产生升力的关键部件，也是直升机振动和噪音的主要来源之一。
主旋翼会产生的振动和噪音包括旋翼片通过空气产生的气动声、旋翼片的弯曲振动、螺母振动等。
1.2 尾旋翼振动和噪音尾旋翼的振动和噪音主要来自旋翼片和推进器的气流相互作用产生的噪音和振动。
1.3 发动机振动和噪音发动机是直升机的动力来源，但也是造成直升机振动和噪音的重要来源之一。
发动机的振动和噪音会传输到整个飞机结构中，并且对周围环境产生一定的影响。
2. 振动和噪音的危害直升飞机的振动和噪音不仅会影响机上人员的健康和舒适度，而且会对飞机自身的性能和寿命产生负面影响。
2.1 健康和舒适度直升飞机振动和噪音会对机上人员的身体产生影响，特别是在长时间飞行时会引起疲劳、头痛、失眠等不适症状。
这种疲劳现象会对乘员的工作和生活产生负面影响。
2.2 性能和寿命直升机振动和噪音会影响整个飞行器的性能和寿命，包括机身结构疲劳裂纹、位移和弯曲，以及机械元件的磨损和损坏等。
这些问题会影响直升机的安全性、可靠性和飞行维修成本。
3. 振动和噪音降低措施降低直升机振动和噪音的方法主要包括以下几个方面：3.1 设计优化直升机的设计优化是降低振动和噪音的关键。
在设计直升机时，应该考虑各种因素，如飞机结构、气动特性、发动机选择和飞行控制等。
通过充分考虑这些因素，可以在设计阶段最大限度地降低振动和噪音产生的可能。
3.2 材料优化材料的选择和优化对于降低振动和噪音也很关键。
一些新型的材料，如碳纤维和复合材料，具有较低的密度和高的强度，可以在一定程度上提高直升机的性能，并降低振动和噪音的产生。
新型航空器的噪声控制与环境保护性能研究一、引言随着航空业的快速发展，航空器的噪声问题日益引起人们的关注。
噪声对人类健康、环境质量和社会和谐产生了负面影响。
因此，研究新型航空器的噪声控制与环境保护性能，具有重要意义。
本文旨在探讨新型航空器噪声控制与环境保护性能的研究现状、问题和发展方向。
二、新型航空器噪声控制技术1. 声学设计技术新型航空器的设计应该注重降低噪声产生源。
通过采用先进的声学设计技术，可以减少发动机、机翼和机身等关键部位产生的噪声。
例如，在设计发动机时可以采用隔音材料和减振装置来降低排气口和进气口产生的噪音。
2. 引擎技术改进改进引擎技术是降低飞机噪音的关键之一。
目前，研究人员正在努力开发更加节能环保且低噪音的新型引擎。
例如，喷气发动机的燃烧过程中产生的噪声可以通过优化燃烧过程和改善气流动力学来减少。
3. 材料和结构优化新型航空器的材料和结构优化也可以有效降低噪声。
采用轻量化材料可以减少机身和机翼的振动，从而降低噪音产生。
此外，通过改善舱内隔音材料和隔音结构，也可以减少内部噪声对乘客的影响。
三、新型航空器环境保护性能研究1. 燃油效率提升随着能源紧缺问题日益突出，提高新型航空器的燃油效率对环境保护至关重要。
通过改进发动机技术、减轻飞机重量、优化飞行路径等手段，可以降低航空器的油耗量和二氧化碳排放量。
2. 减少排放物新型航空器应该采用更加环保的排放控制技术。
例如，引入先进排放控制装置来净化废气中的有害物质，并探索使用可再生能源替代传统燃料，以减少对大气环境的污染。
3. 废弃物处理航空器的废弃物处理也是环境保护的重要方面。
研究新型航空器废弃物处理技术，包括废气、废水和固体废弃物的处理和回收利用，可以减少对自然环境的污染。
四、新型航空器噪声控制与环境保护性能研究存在的问题1. 技术难题新型航空器噪声控制与环境保护性能研究面临着许多技术难题。
例如，如何在保证飞机性能和安全性的前提下降低噪声和排放物排放量，是一个具有挑战性的问题。
航空气动声学的研究进展航空领域的发展日新月异，其中航空气动声学作为一个关键的研究方向，对于提高飞行器的性能、降低噪音污染以及提升乘客的舒适度都具有极其重要的意义。
随着科技的不断进步，航空气动声学的研究也在持续深入和拓展。
一、研究背景在现代航空运输中，飞行器产生的噪音不仅会对周边环境造成严重的噪声污染，还会影响乘客的乘坐体验。
同时，过大的噪音也可能对飞行器的结构疲劳和安全性产生不利影响。
因此，降低飞行器的噪音水平已经成为航空工业面临的一个重要挑战。
航空气动声学是一门涉及流体力学、声学和航空工程等多个学科的交叉领域。
其主要研究内容包括飞行器在飞行过程中气流与机体结构相互作用产生的噪音机理、传播特性以及降噪技术等。
二、研究进展（一）噪音产生机理的研究对于飞行器噪音产生的机理，研究人员已经取得了许多重要的成果。
例如，在喷气发动机中，高速喷流与周围空气的混合以及湍流的发展是产生噪音的主要原因之一。
而在飞行器的机体表面，气流分离、边界层的不稳定以及机翼和机身的相互干扰等都会产生噪音。
近年来，随着计算流体力学（CFD）和计算声学（CAA）技术的不断发展，研究人员能够更加精确地模拟飞行器周围的流场和声波传播，从而深入了解噪音产生的微观过程。
（二）噪音传播特性的研究噪音在大气中的传播受到多种因素的影响，如温度、湿度、风速和风向等。
研究人员通过实验和数值模拟的方法，对噪音的传播规律进行了深入研究。
此外，对于飞行器在不同飞行状态下（如起飞、巡航和降落）噪音的传播特性，也有了更详细的了解。
这有助于在机场规划和周边区域的噪声控制中采取更加有效的措施。
（三）降噪技术的研究1、优化飞行器外形设计通过对飞行器外形的优化，如采用流线型的机身、后掠翼和锯齿状的发动机喷口等，可以减少气流分离和湍流的产生，从而降低噪音。
2、声学衬垫技术在发动机内部和飞行器表面使用声学衬垫材料，能够吸收和散射声波，有效地降低噪音的辐射。
3、主动降噪技术主动降噪技术是一种新兴的降噪方法，通过在飞行器上安装传感器和作动器，实时监测和产生反向声波，从而抵消噪音。
航空器噪声控制技术的发展现状随着航空运输业的迅速发展，航空器噪声问题日益凸显，给人们的生活和环境带来了诸多困扰。
为了减少航空器噪声对周边环境的影响，提高人们的生活质量，相关领域的研究人员一直在不断探索和创新航空器噪声控制技术。
目前，航空器噪声控制技术取得了显著的进展，涵盖了从飞机设计到运营管理的多个方面。
一、航空器噪声的产生机理要有效地控制航空器噪声，首先需要了解其产生的机理。
航空器噪声主要来源于发动机、空气动力和机体结构等方面。
发动机噪声是航空器噪声的主要来源之一。
在发动机工作过程中，燃烧过程的不稳定、气流的高速流动以及涡轮机械的转动等都会产生强烈的噪声。
尤其是喷气式发动机，其高速喷出的气流会产生巨大的噪声。
空气动力噪声则是由于飞机在飞行过程中，气流与飞机表面相互作用产生的。
例如，机翼、机身等部位的气流分离、湍流等现象都会导致噪声的产生。
机体结构噪声通常是由于飞机结构在飞行中的振动引起的。
当飞机受到各种力的作用时，结构部件会发生振动，并向外辐射噪声。
二、当前航空器噪声控制技术1、发动机噪声控制优化发动机设计：通过改进燃烧过程、优化涡轮叶片形状和气流通道等方式，降低发动机内部的噪声源强度。
采用消声技术：在发动机进气道和排气道安装消声器，吸收和散射噪声能量。
发展新型发动机：如电动发动机和混合动力发动机，从源头上降低噪声水平。
2、空气动力噪声控制改进飞机外形设计：采用流线型的机身和机翼设计，减少气流分离和湍流的产生，从而降低空气动力噪声。
应用降噪材料：在飞机表面使用具有吸声和减振特性的材料，减少噪声的辐射。
3、机体结构噪声控制加强结构刚度：通过优化飞机结构，提高其刚度和强度，减少振动的发生。
采用隔振和减振装置：在结构连接处安装隔振器和减振器，阻止振动的传递。
4、飞行程序优化调整飞行高度和航线：避免飞机在人口密集区域低空飞行，减少噪声对地面的影响。
控制飞行速度和推力：合理规划飞行速度和推力，降低噪声的产生。
基于材料及结构的直升机噪声抑制技术研究进展李文智*, 曹瑶琴, 何志平（中国直升机设计研究所, 江西 景德镇 333001）摘要：直升机因其独特的飞行模式，实现了快速发展和在各个领域的广泛应用。
随着对直升机舒适性、低声污染性等要求的提出，其噪声问题成为亟须解决的问题。
本文以直升机外部噪声和内部噪声的主要产生来源及传播途径为切入点，综述了国内外基于材料及结构的直升机噪声控制现状，分别阐述了传统隔声材料、智能压电控制材料、声学超材料/结构、阻尼材料的噪声控制特性和效果，传统材料已不再适用于现阶段直升机轻量化减振降噪的需求，智能复合材料、新型吸声结构、声学超材料因其优异的降噪能力及降噪特点，将成为更具发展前景的减振降噪选择。
最后结合现阶段直升机减振降噪材料发展现状，提出未来直升机降噪材料/结构的发展趋势主要为主动降噪技术、共振吸声、超材料声学带隙、阻尼材料降噪等，并为直升机未来减振降噪材料/结构的研究发展方向提出了可行的研究思路。
关键词：直升机；减振降噪；材料；结构；发展现状及趋势doi ：10.11868/j.issn.1005-5053.2021.000095中图分类号：V259 文献标识码：A 文章编号：1005-5053(2022)02-0001-10直升机因其垂直起降、空中悬停、无场地限制等特性，在医疗、运输、侦查、救援等领域得到广泛应用，人们对直升机的认识也通过不同途径得到了极大的提升。
与此同时，日益突出的直升机振动及噪声问题也越来越被关注，该问题一方面会影响装备自身的可靠安全运行，另一方面会对机舱内部人员的身心健康以及周围环境形成噪声危害，也会降低直升机的舒适性和隐蔽性[1]。
近年来，随着民用直升机市场的开拓，直升机行业对直升机噪声及其污染越来越重视，一些国家也已经或正在将直升机噪声水平列入适航条款要求[2]。
此外，在军用直升机领域，除舱内人员舒适性问题外，其隐蔽性问题最为突出。
随着声探测技术的发展，包括瑞典“直升机搜索装置”和英国的“警戒哨”预警系统在内的新型低空声探测系统，以及美、俄等国研发的新型声探测反直升机地雷的逐渐成熟和列装，严重威胁了军用直升机的战场生存能力。
飞行器的气动声学特性研究在现代航空航天领域，飞行器的设计和性能优化离不开对其气动声学特性的深入研究。
气动声学作为一门交叉学科，涉及空气动力学和声学的知识，旨在理解和控制飞行器在飞行过程中产生的噪声。
飞行器在飞行时，空气的流动与飞行器表面相互作用，产生复杂的气流现象，如湍流、分离流等。
这些气流的不稳定运动导致压力的波动，进而产生声波，形成气动噪声。
这种噪声不仅会对周围环境造成噪音污染，还会影响飞行器自身的结构疲劳和乘坐舒适性。
让我们先从飞行器的气动噪声源说起。
其中，最主要的噪声源之一是边界层噪声。
当空气流经飞行器表面时，会形成边界层。
在某些情况下，边界层可能会从表面分离，产生漩涡和湍流，从而引发噪声。
另一个重要的噪声源是飞行器的部件，比如机翼、发动机、起落架等。
机翼在产生升力的过程中，气流的变化会产生噪声；发动机内部的燃烧和气流流动也会产生强烈的噪声；起落架在收起和放下时，与气流的相互作用同样会产生噪声。
为了研究飞行器的气动声学特性，研究人员采用了多种实验和数值模拟方法。
在实验方面，风洞试验是常用的手段之一。
通过在风洞中模拟飞行器的飞行环境，可以测量气流的速度、压力和噪声等参数。
然而，风洞试验存在一些局限性，例如成本高昂、模型尺寸受限以及难以模拟真实的飞行条件等。
数值模拟则为研究飞行器的气动声学特性提供了一种有效的补充方法。
常见的数值模拟方法包括计算流体力学（CFD）和计算声学（CAA）。
CFD 可以模拟飞行器周围的流场，获得速度、压力等信息。
CAA 则基于 CFD 的结果，进一步计算噪声的传播和辐射。
然而，数值模拟也面临着一些挑战，如计算资源需求大、模型精度和准确性的验证等问题。
在研究飞行器的气动声学特性时，还需要考虑不同飞行条件的影响。
例如，飞行速度、高度、姿态等因素都会改变气流的流动状态，从而影响噪声的产生和传播。
此外，飞行器的外形设计对气动声学特性也有着至关重要的影响。
优化飞行器的外形可以有效地减少气流分离和湍流，降低噪声的产生。
航空航天空气动力学技术的气动噪声与振动控制航空航天领域一直是现代科技中最为重要和复杂的领域之一。
在飞行过程中，飞机和其他飞行器所受到的空气力和其他不利因素对其飞行性能和飞行安全产生了非常重要的影响。
其中，气动噪声和振动是较为困扰的问题之一。
本文将对航空航天领域的气动噪声和振动问题进行简要介绍，并讨论目前的一些气动噪声和振动控制技术。
气动噪声和振动是航空航天领域中面临的最重要的问题之一。
在现代飞机设计中，随着航空技术的发展，航空航天器的飞行速度和高度也越来越高。
这不仅要求飞机的设计和制造符合高性能、高可靠性、经济实用的原则，同时也要考虑飞机的噪声和振动问题如何避免影响其性能和舒适度。
飞机的气动噪声和振动是由空气动力学原理产生的。
飞机在飞行过程中，穿过气流时会产生空气动力学噪声。
这种噪声主要由飞机表面的涡旋、气流分离、抖动等产生，常常会通过机身表面传输到驾驶舱，给乘客和机内设备带来明显的噪声和振动。
飞机的机轮和发动机等机件的振动则是由运转过程中的阻力和惯性力产生的。
飞机的气动噪声和振动问题存在较大的挑战，开发高效的控制方式至关重要。
目前，航空航天领域中的控制技术主要涉及噪声控制和振动控制两个方面。
针对气动噪声问题，人们发展了一系列噪声控制方法，其中最常见的是降噪技术。
这种技术针对噪声源采取一系列措施，减少飞机周围产生的噪声。
通常包括降低发动机噪声、减少飞机表面气流的阻力、减少航空器表面涡旋等。
采取这些措施可以显著降低噪声水平。
振动控制方面，现代飞机使用的技术数量和种类非常多。
例如，使用动平衡技术可以减少飞机运转时的振动，使用主动控制技术可以通过在飞机表面增加控制展弦比的方法来控制机身的振动。
还有一些方法，如使用传感器和物理控制器来控制转子，以控制振动和叶轮噪声的发生。
此外，人们还研究了一些新的控制技术，例如基于互补滤波技术的振动控制技术。
这种控制技术通过在机器表面安装传感器和执行器等工具，并检测运动状态进行周密监控，实现对其进行连续、准确的控制。
民用飞机设计与研究Civil Aircraft Design & Research2019年第1期总132期ISSN 1674-9804 CN 31-1614/VDOI：10.19416/j. cnki. 1674 -9804.2019.01.001大型飞机增升装置气动噪声研究进展Developm ent o f Investigation on H igh-Lift DeviceNoise for Large A ircrafts刘沛清李玲/ LIU Peiqing LI Ling(北京航空航天大学陆士嘉实验室，北京100191)(Lushijia Lab. of Beihang University, Beijing, 100191, China)摘要：对于现代大型商用飞机而言，在飞机进场和降落阶段，由于飞机发动机处于低功率状态而起落架和增升装置 全部打开，此时的机体噪声十分明显，在飞机总的噪声中所占的比重不容忽视。
近几十年的大量研究，已经 对増升装置的气动噪声特性和机理有相当程度的认识，并在流动控制和降噪技术方面取得丰硕成果。
本文 主要介绍国内外在大型飞机增升装置气动噪声领域所取得的研究成果和最新进展。
增升装置的噪声主要是 由前缘缝翼凹槽产生的低频离散噪声、襟翼侧缘的中频宽带噪声和前缘缝翼尾缘涡脱落的髙频离散噪声三 部分组成。
目前，降噪技术主要分成被动流动控制降噪技术和主动流动控制降噪技术两类，被动降噪技术有 前缘凹槽遮挡、前缘凹槽填充、前缘下垂等;主动流动控制手段有吹吸气、等离子体激励器等。
0关键词:增升装置;气动噪声;流动控制;降噪方法中图分类号:V211 文献标识码:A OSID：[Abstract]For the modem large commercial aircrafts, during the phases of approach and landing, when the engines are at low operate w ith the high-lift devices and landing gears all deployed, the airframe noise, the majority of the aircraft total noise, is notable. Over the last decades, a considerable amount of work has been conducted on the noise characteristics, noise mechanism, noise reduction techniques for the high-lift device noise. The high-lift device noise is generally categorized into three parts, low-frequency tones generated from the slat cove, midfrequency broadband noise generated from flap side edge, and high-frequency tones generated from the slat trailing edge. The noise reduction techniques have active and passive flow control and noise reduction methods, such as slat cove cover, slat cove filler, droop nose and blowing-suction air, plasma actuation, etc.[Keywords] high-lift device ；aeroacoustic ；flow control ；noise reduction method〇引言随着航空运输流量的急剧增加,飞机的噪声污 染越来越严重,给人类甚至飞行生物都带来了强烈 的危害,特别是机场附近的居民正常的生活和休息 都会受到飞机噪声的影响。
因此，人们对日益加重 的飞机噪声污染开始更加地关注和重视，无论是飞 机起飞着陆时的整机噪声还是载客时机舱内部的噪 声，人们都希望能够得到很好的降低,从而获得更加 安静和舒适的环境。
除此之外，世界上各大航空公 司在采购民用客机时也已经把飞机的噪声指标列入考虑。
与此同时，我国的大飞机产业正处在蓬勃发 展阶段，未来生产的大型民用客机能否达到噪声标 准和取得适航证更是需要在研制阶段就开始考虑。
飞机的噪声总体上分成飞机的外部噪声和机舱 内部的噪声两大类，机舱内部的噪声主要是影响载 客时旅客的舒适度，而外部噪声在飞机起降阶段对 机场周边影响比较大，是目前急需研究和降低的一 类飞机噪声。
飞机外部噪声的几大主要噪声源分别 是发动机、增升装置、起落架和动力系统与机体的干 扰噪声。
发动机噪声又称为推进系统噪声，是为飞 机提供推力的主要部分,其又细分成风扇噪声、压气1图1三段翼型上可能出现的流动现象[3]研究需要着重关注飞机的机体噪声，探究飞机机体 噪声的产生机理，增升装置的气动噪声机理及降噪 方法的研究对于我国未来的大型宽体客机低噪声设 计也是十分必要的。
1前缘缝翼气动噪声机理通过对前缘缝翼几何形状和流动的细致分析可 以看出，前缘缝翼的凹槽空腔内存在复杂的流动现象。
如图2所示[4]，可以发现气流流经前缘缝翼在 尖点处发生分离，在前缘缝翼的凹槽内形成空间自 由的剪切层，剪切层经过发展会在下游再附于缝翼 靠近尾缘的下表面。
剪切层的厚度以及再附区的位 置随流动马赫数、来流攻角、缝翼安装角等的不同而 有较大变化。
在再附区与缝翼下表面之间，形成一 “死水区”。
由于二次分离等因素，使得区内包含着 不同尺度和强度的涡，时刻存在着涡与涡之间和涡 与固壁之间的相互作用。
在再附区之后，由于剪切 层外部流动的作用，使得流动从再附区到尾缘处发 生了强烈的变形和扭曲[5,6]。
另外，缝翼上表面无 激波产生时可以保持全层流状态，有激波时可能会涡脱落剪切层再附涡撞击的不稳定脉动二次分离平均流动张力导致的拟序结构的快速变形前缘声波散射图2前缘缝翼的流动现象['口J 能的边界层分离可能的激波/ 边界层十扰尾迹在压强梯度中尾迹/边界层掺混/\流线曲率机/涡轮噪声、燃烧噪声和喷流噪声等多个方面，均 属于动力噪声的范畴。
增升装置和起落架统归为机 体部分，机体噪声和动力系统与机体的干扰噪声都 属于无动力噪声的范畴[1]。
从上世纪7〇年代至今, 已经有大量的学者对飞机的噪声大小和噪声源强度 与分布进行了研究，通过这些研究可以发现飞机的 噪声除去发动机噪声外，机体噪声就成为主要噪声 源，机体噪声主要来源于增升装置和起落架这两大 部件。
Dobrzynski 同样指出[2]，现代大型商用飞机 的主要机体噪声源包括起落架、缝翼、襟翼侧缘、增 升装置导轨、部件连接结构等部分。
从20世纪70 年代以来，大涵道比涡轮风扇发动机的使用,不仅使 得飞机的耗油率大大减小，而且也很大程度降低了 推进系统的噪声。
再加上一些发动机降噪技术的应 用，例如消声短舱、V 型花瓣喷嘴等，飞机机体噪声 在飞机总的噪声中所占的比重越来越大，特别是在 飞机进场着陆阶段,发动机的噪声不明显，机体噪声 越发的突显出来，所以飞机降落过程中，增升装置的 噪声是重要的噪声源之一。
现在的大型民用客机基本上采用具有前缘缝翼 和后缘襟翼的多段翼型作为增升装置的基本构型, 特别是在着陆进场阶段，增升装置的前缘缝翼和后 缘襟翼全部打开，此时的增升装置的气动噪声达到 最大。
打开前缘缝翼和后缘襟翼的增升装置三段翼 型可以说是由三段独立的翼型组成的，每段翼型之间 还有缝道、拐点等不规则部分存在，几何上十分复杂， 也就导致了气流流过三段翼型的流场特性是复杂的。
如图1所示，气流流过一个常规典型的前缘缝 翼和后缘襟翼的三段翼型，会出现很多的流动现象: 前缘缝翼下表面会产生分离在前缘凹槽内形成空间 自由剪切层，剪切层还会在下游再附于缝翼尾缘附 近的下翼面，前缘缝翼的尾缘上下翼面流速不相同 还会导致分离出来尾迹中的剪切层,前缘缝翼的凹 槽和主翼的下表面尾缘部分都会形成“死水区”的 回流流动，后缘襟翼的上翼面在某些情况下会发生 分离，气流流经主翼和襟翼的缝道会与前缘缝翼尾 缘的剪切层发生掺混的现象,流动中还会有层流分 离泡和流动从层流到湍流的转捩等复杂的流动现 象。
甚至对于三维的翼型，展向效应也会造成更加 复杂的流动[3]。
因此，为了进一步降低飞机起飞、降落时的噪 声，满足越来越严苛的适航标准，下一步的飞机噪声2专稿总第132期捩动动转流流)i炻常切 |^亦剪 的的的 离能能 分可可2019年第1期刘沛清，等大型飞机増升装置气动噪声研究进展出现层流分离、转捩、再附从而生成层流分离泡等情 况。
因此，到达缝翼尾缘时，上表面流动可能处于层 流或湍流状态，进而影响尾缘的涡脱落[7'8]。
除此 之外，由于在前缘缝翼和主翼的连接处是一个逐渐 收缩变窄的缝道，气流流经这个缝道会使流速增加，从而使得上、下表面的流动与缝翼、主翼固壁之间的 相互作用更为复杂。
多段翼型流动的复杂性必然导致了其气动噪声 产生机理的复杂性。
通过总结发现,前缘缝翼的噪 声特性分成低频离散噪声、宽频噪声和高频离散噪 声三部分，接下来将会对前缘缝翼噪声中最显著的 离散噪声进行详细的介绍。
1.1高频离散噪声在1998年Storms等人[9]首先对一个三维无后 掠的增升装置构型进行了气动声学研究。
在20世 纪初，Tam等人[1°’11]也对多段翼型产生的离散峰值 噪声进行了研究。
他们将声谱中的峰值归结为声共 振机制，前缘缝翼的尾缘会发生涡脱落现象，产生类 似于圆柱的涡脱落噪声，声波向下游传递会被主翼 反射回来影响前缘尾缘的涡脱落，这样在前缘缝翼 和主翼之间的缝道间反复作用，发生共振，从而产生 高频噪声。
后来，Choudhari等人™在NASA的低湍流压 力风洞中针对 EET (energy efficient transport)三段 翼的翼型进行实验测试，测试中令前缘缝翼处于不 同缝道参数（gap和overhang),结果发现不同的缝 道参数对高频噪声的频率影响不大。
由此提出了高 频离散噪声是来源于尾缘涡脱落而不是声共振机 制。
在1999年,Khormmi等人[7]也对相同的EET 机翼进行了大量的数值模拟,使用非定常雷诺平均 数值模拟的方法进行计算，通过采用具备一定尾缘 厚度的前缘缝翼模型，加密前缘缝翼区域的网格密 度来准确捕捉前缘缝翼尾缘的涡脱落现象,结果显 示出涡脱落的频率与实验测量声谱中的峰值对应的 频率十分接近。
