专利摘要

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。

权利要求

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噪声抑制方法，其特征在于在步骤1)中，所述零质量射流激励器产生的射流平均速度为60～120m/s，射流的激励频率的调节范围为1000～4000Hz。

3.如权利要求1所述一种基于零质量射流控制的前缘缝翼噪声抑制方法，其特征在于在步骤2)中，所述至少2个零质量射流激励器之间的距离为0.045～0.065C，零质量射流激励器的射流孔的直径为d＝0.004～0.006C，零质量射流的射流口与缝翼尖端的距离为0.01～0.05C。

4.如权利要求1所述一种基于零质量射流控制的前缘缝翼噪声抑制方法，其特征在于在步骤2)中，射流垂直于壁面向外喷射。

5.如权利要求1所述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。

说明书

技术领域

本发明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。

背景技术

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(Cattafesta Iii L N,Wlezien R W,Won C C,et al.Reducing flow-induced resonance in a cavity: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(Roger M,Perennes S.Low-frequency noise sources in two-dimensionalhigh-lift devices[C]//Aeroacoustics Conference and Exhibit.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(Rossiter J E.Wind-Tunnel Experimentson the Flow over Rectangular Cavities at Subsonic and Transonic Speeds[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。

发明内容

本发明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。

本发明包括以下步骤：

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，本发明的突出技术效果如下：

本发明属于主动控制技术，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

本发明以多段翼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：采用计算流体力学数值模拟或风洞实验的方法，得到飞机在起飞和着陆时，飞行马赫数的范围为0.17～0.21，有/无采用零质量射流控制时的前缘缝翼近场和远场的噪声数据。根据不同的飞行状态，改变零质量射流的频率、出口动量系数等参数，建立不同飞行状态下，有/无采用零质量射流控制的前缘缝翼噪声数据库；

步骤四：对有/无采用零质量射流控制的噪声数据进行对比分析，得到飞机在起飞和着陆时，不同的飞行状态下，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、出口动量系数等控制参数；

步骤五：将不同飞行状态能起到前缘缝翼降噪效果的零质量射流控制参数储存在机载计算机内。当飞机在起飞或者着陆时，零质量射流激励器开始工作，机载计算机根据飞机的飞行状态，自动设置零质量射流的频率、出口动量系数等参数，从而降低前缘缝翼噪声。当飞机不在起飞或者着陆的速度范围时，零质量射流激励器关闭。

另外，本发明也适用于其他多段翼型的前缘缝翼噪声抑制。

本发明的原理为：

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，剪切流向下游发展与缝翼的凹腔壁面碰撞产生噪声，如图5所示，标记10表示从缝翼通道逃逸出去的高速流、11表示缝翼产生的噪声、12表示剪切流、13表示低速回流区形成的低速流。本发明利用零质量射流降低前缘缝翼噪声的方法，主要部件是零质量射流激励器，该零质量射流激励器的活塞或压电薄膜往复运动吹/吸气体，会在狭小缝口外形成一股动量射流。当零质量射流与主流作用时，射流向下游发展会产生流向涡结构，如图6所示，在图6中，标记1表示前缘缝翼、2表示主翼、9表示零质量射流激励器、14表示沿着前缘缝翼的来流u、15表示流向涡结构。本发明在前缘缝翼靠近尖端的吸力面处布置零质量射流激励器，利用零质量射流产生的流向涡与大尺度的展向涡结构作用，将展向涡分解成许多小尺度的涡结构，从而减弱大尺度展向涡对缝翼下游凹腔壁面的碰撞，起到降低前缘缝翼噪声的效果，如图7和8所示，在图7和8中，标记1表示前缘缝翼、2表示主翼、9表示零质量射流激励器、10表示从缝翼通道逃逸出去的高速流、11表示缝翼产生的噪声、13表示低速回流区形成的低速流、14表示沿着前缘缝翼的来流、15表示流向涡结构、16表示设置零质量射流后被打散的小尺度展向涡。同时，本发明可以根据飞机的飞行状态调整零质量射流激励器的控制参数，包括射流频率、出口动量系数等，使之能够达到抑制前缘缝翼噪声的效果。因此该方法的控制效果丰富，较传统的被动控制方法，本发明具有更好的鲁棒性。

一种基于零质量射流控制的前缘缝翼噪声抑制方法专利购买费用说明

Q：办理专利转让的流程及所需资料

A：专利权人变更需要办理著录项目变更手续，有代理机构的，变更手续应当由代理机构办理。

1：专利变更应当使用专利局统一制作的“著录项目变更申报书”提出。

2：按规定缴纳著录项目变更手续费。

3：同时提交相关证明文件原件。

4：专利权转移的，变更后的专利权人委托新专利代理机构的，应当提交变更后的全体专利申请人签字或者盖章的委托书。

Q:专利著录项目变更费用如何缴交

A：（1）直接到国家知识产权局受理大厅收费窗口缴纳,（2）通过代办处缴纳，（3）通过邮局或者银行汇款,更多缴纳方式

Q：专利转让变更，多久能出结果

A：著录项目变更请求书递交后，一般1-2个月左右就会收到通知，国家知识产权局会下达《转让手续合格通知书》。