0   引言

翼身融合体(Blended Wing Body, BWB，亦称之为“飞翼”)是20世纪90年代初美国Langley研究中心提出的一种新型布局飞行器，这种飞行器将传统飞机的机翼和翼身融为一体，形成了翼身融合的整体布局。由于其布局集成特性高，浸湿面积远小于同量级的传统飞机，故具有结构质量轻、升阻比高和燃油消耗率低的优点，可用于未来的大型客机或货机^[1-3]。

作为未来极具发展潜力的新概念飞机外形布局，翼身融合体飞机仍然需要在安全性、环保性和舒适性等方面进行优化和改进。在环保性方面，气动噪声已经成为了包含翼身融合体飞机在内的各类航空航天器在研发过程中需要面对的重要噪声问题。其中，发动机作为飞机整体噪声中最重要的气动噪声源，对其噪声进行有效抑制，可以大大降低飞机的整体噪声。根据飞机发动机噪声的产生机理，人们已经开发和验证了众多相关的噪声抑制技术，如：对转风扇技术、锯齿形喷管、声衬技术和噪声主动控制技术等。然而，受现阶段航空发动机降噪技术的限制，继续对发动机自身实施降噪将会变得越来越困难。

为了满足适航要求，达到消除各类飞机对人类日常生活干扰的目的，继续降低飞机发动机对地面的噪声影响仍然是当前亟需解决的重要问题，需通过寻找其他创新方法实现降噪。对于翼身融合体飞机而言，为了降低发动机对地面的噪声影响，除了降低发动机自身噪声外，也可以将发动机放置在机体背部，利用机体部件对发动机的遮挡作用降低其对地面的噪声影响。同时，还可以对机体部件采取一些措施，增加机体对发动机噪声的抑制效果，从而进一步降低发动机对地面的噪声影响。国外已经在该方面开展了一系列研究^[4-9]，主要以波音公司和NASA联合开展的项目为主，探讨了机体后缘补助翼(Elevon)迎角、后缘吸声内衬材料(Acoustic lining)及后缘与发动机相对位置等参数对发动机噪声的抑制效果，同时也做了翼身融合体垂直侧翼(Verticals)对发动机抑制效果方面的工作。国内在翼身融合体飞机上开展研究的时间相对较晚，且已知研究中更多的是针对翼身融合体飞机的外形布局和空气动力学性能等方面的工作^[10-14]，而利用机体部件的遮挡作用减小发动机对地面噪声影响的相关研究几乎没有。

BWB机体部件的遮挡作用可以有效消除发动机对地面的部分直射噪声，但仍有一部分斜射噪声未被遮挡而继续向地面直射。在被遮挡的噪声中，有部分噪声能够从机体内部向地面进行透射，也有部分噪声会在后缘处发生比较明显的衍射，故发动机对地面的噪声一般由直射噪声、透射噪声和衍射噪声3部分组成。Kawai和Toyoda^[15]发现采用流阻渐变分布的吸声材料可以有效抑制声屏障边缘附近质点的振动速度，减弱衍射噪声，实现对旁侧噪声源衍射噪声的抑制效果，从而进一步降低另一侧的噪声影响。Kawai和Toyoda从经典声学的角度分析了抑制衍射噪声的机理，并进行了数值模拟和实验验证，三者结论一致。受此启发，本文将流阻吸声材料应用于机体后缘，以研究不同流阻渐变型后缘对发动机衍射噪声的不同抑制效果，形成一种新的噪声控制措施，降低BWB发动机对地面的噪声影响。国外在实验过程中直接采用翼身融合体机体和发动机的缩比模型。考虑到加工复杂，且耗资昂贵，本文用简化的实验模型将翼身融合体机身和发动机进行简化，利用简化的模型对相关的噪声抑制效果进行初步的实验研究。

1   材料流阻测量

1.1   流阻定义

在声学领域，流阻(Flow resistance)是材料的固有属性，一般是指在稳定气流状态下，加在固定厚度吸声材料样品两边的压力差(p₂－p₁)与通过样品的气流线速度v_s之间的比值，如图 1所示。

图  1  流阻概念示意图

Fig.  1  Schematic diagram of flow resistance concept

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流阻r_s(单位：Pa·s/m)的计算公式为：

为对比分析不同材料不同厚度d时的材料性能，需要定义材料单位厚度下的流阻率r(Flow resistivity，单位：Pa·s/m²)：

1.2   流阻测量

在本实验中，采用3种不同的吸声材料，如图 2所示。为了便于区分，将3种材料用数字进行标记：材料1(三聚氰胺棉)、材料2(强韧性低雾化棉)和材料3(三聚氰胺压制棉)。3种材料的流阻利用自制流阻测量设备进行测量。为便于测量，3种材料均加工成同一尺寸的圆饼状，圆饼外径为100 mm(有效直径Φ_fr为90 mm)，厚度d为10 mm，图 3右下角即为3个圆饼状材料。

图  2  填充在后缘的3种吸声材料

Fig.  2  Three kinds of sound-absorbing materials filled in the trailing edge

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图  3  自制流阻测量设备

Fig.  3  Self-made flow resistance measuring device

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自制流阻测量设备外体框架为玻璃，内部为密封腔体，上方有被测材料样品放置孔和压紧盖子，如图 3所示。正上方有一个伸出的细管，连接压差计，压差计的另一头接通大气，用于测量腔体内部和大气压强的压差；正下方也有一个伸出的细管，连接流量计，用于测量内部流体的流量。对材料进行流阻测量时，首先在腔体内部装入足够的水，然后放入被测材料并压紧盖子，最后打开流量计开关，让水自动从内部流出，从而测得水的流量Q；同时水的流出会导致腔体内产生低压，使材料上下两面形成压差，以压差计测得此时的压差Δp。图 4为该自制流阻测量设备的设计草图，相关文献中也详细介绍了流阻测量的相关原理^[16-17]。材料单位厚度的流阻率也可表示为：

图  4  自制流阻测量设备设计草图

Fig.  4  Design sketch of self-made flow resistance measuring device

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其中，A为进气口处有效的横截面积，也可用有效直径Φ_fr进行表示：

对3种材料分别进行多次测量并取平均值得到其流阻率，如表 1所示。

表  1  3种材料的流阻率

Table  1  Flow resistivity of three materials

No.	1	2	3
r/(Pa·s·m-2)	15 000	35 000	67 500

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2   实验设备与方案

2.1   0.55 m×0.4 m声学风洞

实验在中国空气动力研究与发展中心(CARDC)的FL-17y声学引导风洞(如图 5所示)开口实验段中进行。FL-17y风洞是一座连续式单回流低速风洞，具有开口、闭口2个实验段，其中开口实验段长1.5 m(如图 6所示)，宽0.55 m，高0.4 m，开口实验段外配置一个长3.7 m，宽5.5 m，高4.0 m的消声室，消声室截止频率为100 Hz。开口实验段空风洞最大风速为100 m/s，最小风速为8 m/s；模型区轴向静压梯度≤0.005；背景噪声范围75~80 dB (开口实验段气流风速80 m/s，气流轴线中心外2 m处测量)。

图  5  风洞整体结构

Fig.  5  Full structure of the wind tunnel

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图  6  带消声室实验段

Fig.  6  Experimental section with anechoic chamber

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2.2   模型简化

本文采用了翼型模型+旁侧圆柱的柱翼组合方案，用翼型后缘对旁侧圆柱的遮挡效果代替BWB机体后缘对背部发动机的遮挡效果，从而简化BWB发动机放置在机体背部的外形布局，如图 7所示。发动机噪声一般是宽频噪声，而圆柱尾流后由卡门涡街产生的噪声属于单频噪声，严格来说用圆柱代表发动机噪声是不严谨的。但本实验属于概念验证性实验，拟以简单模型类比发动机和机体之间的关系，揭示出一些实验现象。为弥补上述方案的不足，实验中还采用外置扬声器发出杂噪声来类比发动机的宽频噪声。

图  7  简化模型

Fig.  7  Simplified model

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实验采用NACA0012翼型模型。利用该翼型后缘部位厚度逐渐变薄的特点，将后缘部位设计为可填充不同流阻率材料的腔体结构，实现后缘流阻随厚度d逐渐减小而变小的渐变分布。该NACA0012模型弦长300 mm，展长396 mm(在模型两端各预留2 mm，以方便安装)；改进后缘的腔体结构由里到外分别为：空腔(填充吸声材料)、0.9 mm厚的穿孔板(支撑固定的同时透声)和0.1 mm厚的凯夫拉布(利用其透声不透气的特点，使改进后缘的气动性能不受影响，并确保改进后缘和原标准后缘的外形轮廓相一致)；后缘腔体结构占翼型弦长的35%，支撑圆柱杆与前缘的距离占翼型弦长的25%；穿孔板上有三角形排列的孔，孔径5 mm，孔距5.8 mm，如图 8所示。

图  8  流阻渐变分布的NACA0012翼型结构

Fig.  8  The structure of the NACA0012 airfoil model with the gradational distribution flow resistance

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2.3   实验模型与安装

实验中，在远场布置多个传声器进行远场声学测量，如图 9和10所示。以NACA0012翼型后缘展长中点为圆心，在半径1500 mm的圆弧上布置7个传声器，1号传声器与翼弦反方向成60°，其余传声器以15°为增量依次进行布置，形成了指向性弧形阵列。在模型的另一侧安装一根直径为10 mm的圆柱杆，该圆柱杆轴心距翼型中心弦线60 mm，距后缘125 mm。在模型两面距前缘5%(15 mm)处均粘贴两排转捩带，使边界层提前转捩。

图  9  实验布置俯视图

Fig.  9  Schematic of the test set-up from a top view

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图  10  实验布置图

Fig.  10  Experimental layout

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本实验中，实验风速v_∞、基于圆柱直径的雷诺数Re_rod和基于翼型弦长的雷诺数Re_model如表 2所示。

表  2  雷诺数

Table  2  Reynolds number

v∞/(m·s-1)	Rerod	Remodel
13	8.65×103	2.59×105
15	9.99×103	2.99×105
17	11.32×103	3.38×105

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2.4   数据采集与处理

本实验传声器的采样频率设置为51.2 kHz，每个工况采集30 s的噪声数据。采用G.R.A.S公司的46AE型传声器作为声压感应元件，其主要技术指标见表 3。采用pWelch方法(块大小8192，Hanning窗，重叠因子50%)处理噪声数据以得到其功率谱密度(Power Spectra Density, PSD)，频率分辨率为3.125 Hz。

表  3  G.R.A.S 46AE型传声器的主要技术指标

Table  3  Main technical specifications of G.R.A.S 46AE microphone

Parameter type	46AE
Size/inch	1/2
Nominal sensitivity/(mV·Pa-1)	50
Frequency response (±3 dB)/Hz	3.15~20 k
Upper limit (3% distortion)/dB	148
Microphone thermal noise/dB(A)	14.5

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3   实验结果与分析

3.1   流阻渐变型后缘对外置扬声器的降噪分析

前期测试中，为了分析流阻渐变型后缘对静态噪声源衍射噪声的抑制效果，在不吹风的情况下，将圆柱杆拆除并在圆柱杆所在位置(距后缘125 mm、距翼型中心弦线60 mm)放置一个扬声器作为旁侧噪声源，该扬声器的正面与气流的流向方向一致，使用杂噪声作为声源，在测量中发出同一宽带噪声信号，如图 11(a)和(b)所示。除此之外，实验还将翼型模型移除，单独测量外置扬声器噪声频谱作为参考，见图 11(c)。该布置可以从经典声学的角度类比BWB飞机机体对发动机噪声的抑制效应。

图  11  静态声源的噪声屏蔽测试

Fig.  11  Noise shielding test for the static noise source

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在图 11(b)的实验中采用了3种吸声材料，故在该实验中指向性弧形阵列需要采集5次数据，以得到静态声源的噪声频谱特性和指向性，如图 12所示。为了比较清晰地对噪声频谱特性进行分析，选取与翼型弦向相垂直的3号传声器，将其采集的5次数据转化为1/3倍频程谱图进行对比，如图 12(a)所示。从图中可以看出，噪声声压级最高的是只有单独扬声器无翼型遮挡时的基准状态，而其余有翼型遮挡情况下的噪声均得到了有效的抑制。采用流阻渐变分布的改进翼型后缘比标准翼型后缘的噪声声压级更低，且流阻率r越大的材料噪声抑制效果越好。需要注意的是，传声器所测噪声是由直射噪声、透射噪声和衍射噪声共同合成的，在不同情况下，噪声的组成比例不同，所起的作用大小也会有所不同，故采集到的噪声规律由三者共同影响。

图  12  静态声源的远场噪声数据分析

Fig.  12  Far field noise data analysis of the static sound source

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从图 12(b)可以看出，当单独分析外置扬声器(基准声源)的指向性时，指向性折线和角度有明显的渐变关系，1号(60°)传声器的总声压级(OASPL)最低，7号(150°)传声器的总声压级最高，其他传声器总声压级依次随角度递增。该现象的原因之一是外置扬声器本身就存在明显的指向性，在扬声器正前方噪声强度最强，侧面和背面的噪声强度会逐渐衰减；也有可能是尾缘减薄后，相应位置的透射噪声增大，在噪声中所占比重加大。尤其是在150°指向角(7号传声器)处，尾缘基本不再有遮挡效果，噪声中以直射噪声为主，故其总声压级最高。图中也显示，当采用标准后缘翼型对外置扬声器进行遮挡后，静态噪声源的总声压级会得到有效的抑制，且采用流阻渐变型翼型会进一步优化降噪，其降噪效果与材料流阻率r正相关。除此之外，随着指向性弧阵列的角度增加，采用标准后缘或改进后缘对静态噪声源的降噪效果逐渐变小，直至在7号(150°)传声器处降噪效果基本相同。该现象的原因是7号传声器所处位置基本不在翼型遮挡范围内，是否遮挡对7号传声器采集的数据没有影响。

从图 12中还可以看出，采用流阻渐变分布的改进翼型后缘比标准翼型后缘的噪声抑制效果更好，且噪声抑制效果与吸声材料流阻率r正相关。然而，考虑到标准后缘的流阻率为无穷大，可以推测材料流阻率在0~∞范围中，降噪效果应该是先随流阻率r增加而增强，当达到最佳降噪效果后，再随流阻率r增加而减弱。该结果与文献[15]一致，但文献[15]中采用了5种材料，流阻率范围更广。因此，就降噪效果而言，随着流阻率变化，存在极值。在一些采用多孔后缘改进措施来降低翼型后缘自噪声的相关研究中，也得出了相同的结果，如Geyer等^[18]所做的全多孔表面翼型后缘降噪实验研究。

3.2   流阻渐变型后缘对圆柱的降噪分析

从上述经典声学的角度发现，不同流阻率材料对旁侧声源噪声有不同的抑制效果。为此，通过找到流阻率大小合适的材料，可以为BWB飞机发动机噪声抑制方案提够一定的技术依据。因此，为了进一步探讨翼身融合体飞机在实际飞行过程中(处在来流中时)采用不同流阻率材料时机体后缘对发动机噪声的抑制效果，本文采用翼型模型+旁侧圆柱的柱翼组合方案进行概念验证性实验。实验基本模型为NACA0012翼型，后缘部位分别采用标准后缘、材料1~3后缘。

图 13分别给出了风速为13、15和17 m/s时NACA0012翼型分别采用标准后缘、材料1后缘、材料2后缘和材料3后缘的噪声频谱图(3号传声器)。可以看出，翼型模型+旁侧圆柱的柱翼组合方案在来流条件下，存在一个明显的单音峰值，该峰值是由于在均匀来流中圆柱后方形成了卡门涡街，有涡的周期性[CM(22*2]生成、脱落和破碎。通过将3种不同流阻率吸声材料后缘和标准后缘进行对比，可以发现采用吸声材料的后缘均比标准后缘的单音峰值低，且单音峰值与3种材料的流阻率成反比，即：流阻率越高的材料，单音峰值越低。换言之，不同材料后缘对圆柱绕流噪声源所产生的噪声抑制效果和材料的流阻率正相关。同样的，标准后缘是流阻率无穷大的材料，故材料流阻率在0~∞范围中，降噪效果并不是一直和流阻率正相关，可预测是先随流阻率r的变大而增强，当达到最佳降噪效果后，再随流阻率r的变大而减弱。这与3.1节的结论一致，故不仅从经典声学的角度看到了效果，也从气动声学的角度得到了验证。为此，通过将后缘改进为流阻渐变分布的结构，可以为BWB飞机利用机体遮挡效应为背部发动机噪声源降噪提供更好的衍射噪声抑制效果，也可以通过找到合适大小的流阻率材料使效果达到最佳。

图  13  3号传声器的频谱图

Fig.  13  Measured spectra acquired from microphone 3

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需要说明的是，图中曲线除了在峰值频率下的噪声数据有以上规律外，其他频率下的噪声数据并没有明显的规律，甚至有的地方噪声不降反增。其可能原因，首先是外层覆盖凯夫拉布的改进后缘外表面比标准后缘外表面粗糙度大，其次也可能是凯夫拉布影响了翼型后缘自噪声的因素。但它们均不与遮挡降噪问题相关，在此不做深入探讨。

3.3   流阻渐变型后缘抑制噪声衍射机理分析

翼身融合体飞机利用机体部件对发动机噪声源的遮挡作用，在一定程度上类似于声屏障。二者均是利用障碍物对一侧的噪声源进行遮挡，消除部分直射噪声，以减弱另外一侧声场的噪声。因此，可以从流阻渐变型声屏障的角度分析流阻渐变型后缘抑制衍射噪声的机理。对于处在声场中的一个障碍物，在它的边缘附近往往存在边缘效应，即：由于障碍物边缘附近声暴露边与另一边之间的声压出现了突然的变化，导致振动粒子产生很大的振动速度，并通过衍射作用进入另一边声场。而流阻渐变分布的吸声材料可以缓和声暴露边与另一边之间的声压变化，在很大程度上抑制粒子振动速度的变大。因此，在BWB机体后缘部位采用流阻渐变分布的吸声材料，可以有效地抑制衍射噪声场中由于边缘效应而产生的粒子振动速度变大，减弱衍射噪声。

流阻渐变分布的吸声材料虽然抑制了噪声组成中的衍射噪声，但在遮挡物内部采用不同的吸声材料，又会引起透射噪声大小的变化。透射噪声会随吸声材料流阻率的减小而增大，当流阻率为零(无遮挡)时，透射噪声即为直射噪声；当流阻率为无穷(标准后缘)时，透射噪声最小。可以看出，透射噪声在一定程度上影响着遮挡物对旁侧噪声源的噪声抑制效果，故可以解释在0~∞的材料流阻率范围中，降噪效果随流阻率r增加呈先增强后减弱的现象。因此，通过找到合适的流阻渐变分布的吸声材料，使衍射噪声的降低量大于透射噪声的增加量，可以实现遮挡物对旁侧噪声源噪声的进一步抑制，从而尽可能降低BWB发动机对地面的噪声影响。

4   结论

本文针对BWB翼身融合体飞机采用流阻渐变型后缘抑制背部发动机噪声源噪声的简化方案进行了实验研究，采用了3种不同流阻率吸声材料，分别从经典声学和气动声学的角度对简化模型进行了远场噪声测量，初步验证了本文方法的可行性和有效性。研究结果表明，利用标准后缘对旁侧噪声源的遮挡作用，可以对外置扬声器或圆柱在另一侧声场中的噪声起明显抑制效果，而当标准后缘分别更换为3种不同流阻渐变型后缘后，在不同程度上额外抑制噪声组成中的衍射噪声，从而更进一步降低了噪声。且推测吸声材料流阻率在0~∞的范围中，降噪效果随流阻率r增加呈先增强后减弱的现象。