專利名稱：一種基于尾緣微穿孔降低前緣縫翼氣動噪聲的方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種基于尾緣微穿孔降低前緣縫翼氣動噪聲的方法，屬于航空機體噪聲技術(shù)領(lǐng)域。
背景技術(shù)：
隨著社會的發(fā)展和工業(yè)技術(shù)的進(jìn)步，人們對民用航空工業(yè)提出了越來越嚴(yán)格的環(huán)保要求。國際民航組織制定了航空器噪聲審定的建議標(biāo)準(zhǔn)，美國、歐洲等基于此制定了一系列飛機噪聲適航條例，對民用客機噪聲水平加以限制。這些對于我國正在研制的大型民用客機來說無疑是巨大的挑戰(zhàn)，噪聲水平成為其能否取得適航證及未來在世界航空領(lǐng)域占據(jù)一席之地的關(guān)鍵因素之一?，F(xiàn)代大型民機在起飛和著陸階段，在綜合考慮增升效果和機構(gòu)復(fù)雜性后，普遍采用的三段翼形式來達(dá)到增升效果。其中，增升裝置包括前緣縫翼和后緣襟翼。圖1顯示了一個三段翼構(gòu)型的機翼組成，包含前緣縫翼1、主翼2和后緣襟翼3三個部分?，F(xiàn)如今，在大型民機起飛和降落階段，隨著發(fā)動機噪聲逐漸減小，機體噪聲逐漸占據(jù)主導(dǎo)地位，其噪聲源包括飛機增升裝置和起落架。增升裝置氣動噪聲主要由前緣縫翼氣動噪聲和后緣襟翼側(cè)源氣動噪聲組成。飛行試驗和風(fēng)洞實驗一致表明，在飛機著陸階段，前緣縫翼氣動噪聲不容忽視。前緣縫翼氣動噪聲頻譜是典型的寬帶噪聲譜，其間包含著不同頻率的單音噪聲。其中，在高頻氣動噪聲組成中，噪聲頻譜圖中出現(xiàn)明顯的尖峰。對于高頻氣動噪聲尖峰值的出現(xiàn)，如今普遍歸因于縫翼尾緣渦脫落行為。因此，改變縫翼尾緣渦脫落行為必然會對高頻氣動噪聲產(chǎn)生影響。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是為了解決上述問題，提出一種基于尾緣微穿孔降低前緣縫翼氣動噪聲的方法?！N基于尾緣微穿孔降低前緣縫翼氣動噪聲的方法，具體為在前緣縫翼的尾緣處，沿機翼展向設(shè)置一排小孔，小孔之間等間距設(shè)置。所述的小孔展向打孔率為2%，即通過小孔中心沿縫翼展向方向做一線段，線段長度為縫翼展向厚度，其中，所有小孔直徑在此線段上所占據(jù)的長度和為整個展向厚度的2%。所述的小孔直徑為O. 8 1mm，小孔中心與尾緣的距離為3 5mm。本發(fā)明的優(yōu)點在于(I)本發(fā)明通過在前緣縫翼尾緣附近沿展向打通一排小孔，由于縫翼上下表面壓差，使得下表面的少量氣流通過小孔流向上表面，局部改變尾緣前的氣流流動，進(jìn)而影響尾緣渦脫落行為。(2)本發(fā)明中不僅聲波在小孔中會消耗部分能量，而且主要通過改變縫翼尾緣渦脫落行為而達(dá)到降低由縫翼產(chǎn)生的高頻尖頻氣動噪聲的目的，同時保證氣動力基本不受影響，且在工程應(yīng)用上便于實現(xiàn)。


圖1是現(xiàn)有技術(shù)中的三段翼機構(gòu)示意圖；圖2是本發(fā)明縫翼尾緣附近的小孔示意圖；圖3a是本發(fā)明機翼展向打孔方式整體示意圖；圖3b圖3a的局部放大示意圖。圖中1-前緣縫翼；2-主翼；3_后緣襟翼；4_小孔。
具體實施例方式下面將結(jié)合附圖和實施例對本發(fā)明作進(jìn)一步的詳細(xì)說明。 本發(fā)明是一種基于尾緣微穿孔降低前緣縫翼氣動噪聲的方法，具體為在前緣縫翼I的尾緣處，沿機翼展向設(shè)置一排小孔4，小孔4之間等間距設(shè)置。小孔4直徑為0.小孔中心與尾緣的距離為3 5mm，展向打孔率為2%，即通過小孔4中心沿縫翼展向方向做一線段，線段長度為縫翼展向厚度，其中，所有小孔4直徑在此線段上所占據(jù)的長度和為整個展向厚度的2%。如圖2所示，在前緣縫翼I的尾緣附近，沿機翼展向打通一排小孔4，由于壓差可以使得前緣縫翼I下表面的少量氣流通過小孔4流向前緣縫翼I的上表面，局部改變尾緣前的氣流流動，進(jìn)而影響尾緣渦脫落行為。聲波在小孔4中會消耗部分能量，且尾緣渦脫落能量的消耗也會增大，由此達(dá)到降低由前緣縫翼I產(chǎn)生的高頻尖頻氣動噪聲的目的。另外，由于打孔位置距離前緣縫翼I尾緣很近，而前緣縫翼I尾緣附近位置對氣動力的貢獻(xiàn)很小，且在控制打孔率較小的基礎(chǔ)上，通過打通小孔4降噪的方式是可以保證氣動力基本不受影響的。而且，打穿小孔4在工程應(yīng)用上是便于實現(xiàn)的。實施例設(shè)前緣縫翼I尾緣厚度為4mm，機翼展向厚度為600mm。具體的展向打孔方式見圖3a,取小孔4直徑為Imm,每兩個小孔4中心的間隔為53mm,總共12個小孔4。圖3b為圖3a的局部打孔放大圖，顯示了邊緣小孔4的位置和大小，小孔4中心與尾緣的距離為4mm，與展向邊緣的距離為8mm。由此得到的打孔率為2%。發(fā)明基于在大型民機前緣縫翼尾緣附近穿孔的降低前緣縫翼氣動噪聲的方法，在保證氣動力基本不受影響的基礎(chǔ)上，可以達(dá)到降低由縫翼產(chǎn)生的高頻尖頻氣動噪聲的目的，而且此方法在工程應(yīng)用上是便于實現(xiàn)的。
權(quán)利要求
1.一種基于尾緣微穿孔降低前緣縫翼氣動噪聲的方法，具體為在前緣縫翼的尾緣處，沿機翼展向設(shè)置一排小孔，小孔之間等間距設(shè)置。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種基于尾緣微穿孔降低前緣縫翼氣動噪聲的方法，所述的小 孔展向打孔率為2%，即通過小孔中心沿縫翼展向方向做一線段，線段長度為縫翼展向厚度，其中，所有小孔直徑在此線段上所占據(jù)的長度和為整個展向厚度的2%。
3.根據(jù)權(quán)利要求1或者2所述的一種基于尾緣微穿孔降低前緣縫翼氣動噪聲的方法，所述的小孔直徑為O. 8 1mm，小孔中心與尾緣的距離為3 5mm。
全文摘要
本發(fā)明公開了一種基于尾緣微穿孔降低前緣縫翼氣動噪聲的方法，具體為在前緣縫翼的尾緣處，沿機翼展向設(shè)置一排小孔，小孔之間等間距設(shè)置。所述的小孔展向打孔率為2%，即通過小孔中心沿縫翼展向方向做一線段，線段長度為縫翼展向厚度，其中，所有小孔直徑在此線段上所占據(jù)的長度和為整個展向厚度的2%。所述的小孔直徑為0.8~1mm，小孔中心與尾緣的距離為3~5mm。本發(fā)明中不僅聲波在小孔中消耗部分能量，而且主要由于縫翼上下表面壓差，使得下表面的少量氣流通過小孔流向上表面，通過局部改變尾緣前的氣流流動，進(jìn)而影響尾緣渦脫落行為，由此達(dá)到降低由縫翼產(chǎn)生的高頻尖頻氣動噪聲的目的，同時保證氣動力基本不受影響，且在工程應(yīng)用上便于實現(xiàn)。
文檔編號B64C21/02GK103010459SQ20121053187
公開日2013年4月3日 申請日期2012年12月11日 優(yōu)先權(quán)日2012年12月11日
發(fā)明者劉沛清, 李芳麗, 屈秋林, 郭昊, 田云, 劉曉斌 申請人:北京航空航天大學(xué)