[发明专利]一种翼尖噪声控制方法及装置

说明书

技术领域

本发明涉及一种气动噪声控制技术，采用主动控制的方式在机翼尖附近进行喷流控制，破坏或减小飞行器飞行过程中翼尖附近的大尺度涡流场结构，降低翼尖气动噪声辐射。 

技术背景

过去的几十年里气动噪声研究对飞行器的推进系统的降噪研究取得重要进展。然而现代飞行器要达到更高的降噪水平，飞行器发动机则不是唯一要考虑的噪声源。特别是在起飞着陆阶段，飞行器机体噪声是飞行器总噪声中不可忽视组成部分。其中机体噪声中一类重要的声源则位于飞行器升力面(如机翼，襟翼)的侧端。 

这类位于飞行器升力面侧端的噪声源的物理机理为：升力面上下两层流动的压力差会产生绕升力面侧端边缘的流动。升力面侧端形成的剪切层和卷起的单一的涡结构具备了两种噪声产生机制。第一，剪切层波动和侧面相互作用。第二，不稳定涡模态的放大。这种剪切层和涡的不稳定性都会导致升力面侧端流场压力脉动，并辐射到远场。 

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种原理结构简单、质量小的翼尖降噪控制方法及装置。 

本发明的技术解决方案是：一种翼尖噪声控制方法，步骤如下： 

(1)在飞行器机翼或者襟翼等升力面的翼端安装流动控制装置； 

(2)在飞行器大迎角飞行及起飞或降落阶时，利用上述流动控制装置采用喷流方式改变或减弱由于升力面上下压差产生的翼端大尺度非定常涡结构；在巡航阶段，该流动控制装置不工作；所述的流动控制装置的喷口采用锯齿形结 构，锯齿边线夹角为60～130度，锯齿齿高为2～5厘米，锯齿长0.4～0.6倍弦长。 

所述步骤(2)中锯齿形结构实现方式有两种，一为狭长细缝隙结构，二为锯齿分布的圆孔。 

所述的锯齿分布的圆孔直径0.5mm～1.5mm，圆孔与圆孔间距为1～3cm。 

所述的狭长细缝隙结构缝隙宽0.6mm～1.0mm，最前缝隙即喷口位置为距前缘位置为0.3～0.6倍弦长。 

一种翼尖噪声控制装置，包括安装在飞行器机翼或者襟翼等升力面的翼端的翼套和翼套上的喷口；所述的翼套剖面几何形状为翼端局部翼型，喷口采用锯齿形结构，锯齿边线夹角为60～130度，锯齿齿高为2～5厘米，锯齿长0.4～0.6倍弦长。 

所述的喷口为狭长细缝隙结构或者圆孔结构。 

所述的狭长细缝隙结构缝隙宽0.6mm～1.0mm，最前缝隙即喷口位置为距前缘位置为0.3～0.6倍弦长。 

所述的圆孔直径0.5mm～1.5mm，圆孔与圆孔间距为1～3cm。 

本发明的原理是：本发明通过向流场涡结构中吹入气体及喷流来降低非定场流动的远场噪声辐射。主要基本概念是，一方面改变涡结构中速度分布曲线，从而达到改变剪切层和不稳定涡结构的相互作用的目的；另一方面用喷流流场来替换物面涡流场结构，降低物面和远场的脉动压力振幅，同时采用锯齿形分布向流场中引入较强波状扰动，促发流动快速转捩为湍流，起到抑制大涡形成的目的。 

本发明与现有技术相比的有益效果是： 

(1)在飞行器大迎角飞行时，升力面侧端处产生剪切层和不稳定涡如图1所示，这类流动会导致附近流场的压力脉动，并辐射到远场。本发明通过在翼尖附近或襟翼两端附近，采用主动和被动控制相结合的方式来实现，即主动喷流和锯齿形喷口配置。通过设计安装在翼尖和翼端侧面的翼套装置，在翼套的 上表面，下表面或者侧面设置沿锯齿线分布的多个圆孔喷口，或者连续的锯齿形喷口，实施喷流向流场中喷入流体来减弱或破坏飞行器大迎角飞行过程中翼尖或襟翼端产生的非定常涡结构如图2a所示，从而达到降噪目的；同时引入的是锯齿形的喷口分布，即向流场中引入强波状扰动，根据稳定性理论促发流动快速转捩为湍流流动，起到抑制大涡产生的作用，从而达到降低翼尖涡噪声的目的。本发明原理结构简单、质量小，操作简单，安装维护方便。 

(2)本发明经过大量的理论推导及试验，确定不同喷口结构形式下的不同要求，通过不同的喷口实现本发明的目的，达到控制翼尖噪声的目的，容易实施且操作简单。 

附图说明

图1为升力面侧端涡结构示意图。 

图2为翼尖流动和降噪设计概念图，2a为翼端流动示意图。2b为降噪控制示意图； 

图3为本发明降噪控制装置翼套狭长锯齿喷口示意图； 

图4为本发明降噪控制装置翼套示锯齿分布的圆孔分布意图； 

图5为本发明翼套侧端和上表面喷口组合配置的设计示意图；