飛機(jī)前緣縫翼噪聲控制方法
【專利摘要】本發(fā)明提供一種用于飛機(jī)前緣縫翼的被動降噪方法，該方法包括如下步驟：在前緣縫翼的縫翼凹槽內(nèi)表面上安裝第一壓電傳感器以利用壓電效應(yīng)吸收氣流漩渦撞擊的機(jī)械能并轉(zhuǎn)化為電能；提供壓電分流電路模塊使其與所述第一壓電傳感器電連接從而將所述電能以熱的形式耗散。本發(fā)明還提供一種用于飛機(jī)前緣縫翼的主動降噪方法和一種主被動一體降噪方法。本發(fā)明可在不對常規(guī)增升裝置設(shè)計產(chǎn)生較大改變的前提下實(shí)現(xiàn)縫翼氣動噪聲的有效控制，不會對增升裝置的氣動性能和飛機(jī)安全性產(chǎn)生影響。
【專利說明】飛機(jī)前緣縫翼噪聲控制方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及飛機(jī)機(jī)體噪聲控制領(lǐng)域，更具體地涉及用于降低縫翼氣動噪聲的飛機(jī)前緣縫翼噪聲控制方法。
【背景技術(shù)】
[0002]縫翼噪聲作為機(jī)體噪聲的主要來源之一，其產(chǎn)生是復(fù)雜非定常氣動現(xiàn)象耦合作用的結(jié)果?？p翼凹槽流場復(fù)雜氣流漩渦運(yùn)動以及縫翼后緣氣流漩渦非定常脫落被認(rèn)為是導(dǎo)致縫翼噪聲的主要物理機(jī)制。在此基礎(chǔ)上出現(xiàn)了一系列縫翼噪聲控制的措施方法。
[0003]其中的一類通過在縫翼上安裝“附加物”，改變縫翼幾何形狀，影響縫翼凹槽非定常流場，從而達(dá)到降噪的目的。這類工作中具有開創(chuàng)性的是在縫翼尖端安裝延伸蓋板，用以削弱凹槽渦系強(qiáng)度。延續(xù)這一思想后來又出現(xiàn)了一些工程上更加實(shí)際可行的延伸蓋板方案。后來更是發(fā)展成完全填充縫翼凹槽，形成流線型外表面，從而使得縫翼噪聲顯著降低。另一類方案是通過降低湍流邊界層能量向聲波輻射能量的轉(zhuǎn)化來實(shí)現(xiàn)降噪，主要應(yīng)用于縫翼后緣，例如在后緣處替代使用多孔、泡沫材料，或者采用鋸齒狀后緣。此外，還有方案將聲襯用于縫翼噪聲控制，在縫翼凹槽面及主翼面合適位置安裝聲襯，吸收噪聲能量。除了上述被動降噪措施，還有利用等離子體激勵器來抑制縫翼尖緣氣流漩渦脫落，從而達(dá)到主動降噪的目的。
[0004]目前關(guān)于縫翼噪聲的降噪措施或?qū)ΤＲ?guī)增升裝置設(shè)計改動較大，或機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)復(fù)雜。在降低噪聲的同時，卻會引起氣動性能的下降以及飛機(jī)重量的增加，可能還會對飛機(jī)的安全性、可靠性產(chǎn)生影響，應(yīng)用方面收益往往不抵代價。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005]本發(fā)明提出一種能夠減輕或消除上述至少一種不足的新型的縫翼噪聲控制方法將是有利的。
[0006]為此，根據(jù)本發(fā)明的一個方面，提供一種飛機(jī)前緣縫翼噪聲控制方法，該方法包括如下步驟:
[0007]在前緣縫翼的縫翼凹槽內(nèi)表面上安裝第一壓電傳感器以利用壓電效應(yīng)吸收氣流鏇潤撞擊的機(jī)械能并轉(zhuǎn)化為電能；
[0008]提供壓電分流電路模塊使其與所述第一壓電傳感器電連接從而將所述電能以熱的形式耗散。
[0009]在本發(fā)明的該方面，通過在縫翼凹槽表面安裝壓電器件，利用其壓電效應(yīng)帶來機(jī)械能向電能的轉(zhuǎn)化，從而實(shí)現(xiàn)基于壓電效應(yīng)的縫翼噪聲被動控制。
[0010]優(yōu)選地，所述第一壓電傳感器為壓電片。
[0011]優(yōu)選地，將所述壓電片的響應(yīng)頻率設(shè)置成與所述前緣縫翼的縫翼尖端在飛機(jī)處于大功率運(yùn)行狀態(tài)下的噪聲頻率相匹配。
[0012]優(yōu)選地，將所述壓電片的響應(yīng)頻率設(shè)置成與所述前緣縫翼的縫翼尖端在飛機(jī)處于起飛和/或降落狀態(tài)下的噪聲頻率相匹配。
[0013]優(yōu)選地，根據(jù)所述前緣縫翼的外形將所述第一壓電傳感器安裝在所述縫翼凹槽內(nèi)表面上被所述氣流漩渦撞擊的位置上。
[0014]優(yōu)選地，所述壓電分流電路模塊中設(shè)有散熱電阻。
[0015]優(yōu)選地，上述方法還包括如下步驟:
[0016]在所述前緣縫翼的縫翼尖端和/或縫翼后緣上安裝第二壓電傳感器；
[0017]提供供電電路模塊并使其與所述第二壓電傳感器電連接從而使所述第二壓電傳感器利用逆壓電效應(yīng)產(chǎn)生機(jī)械振動來影響所述縫翼尖端和/或縫翼后緣上的氣流漩渦的流動。
[0018]在基于壓電效應(yīng)的縫翼噪聲被動控制的同時，還可實(shí)現(xiàn)基于逆壓電效應(yīng)的縫翼噪聲主動控制。
[0019]根據(jù)本發(fā)明的另一個方面，提供一種飛機(jī)前緣縫翼噪聲控制方法，該方法包括如下步驟:
[0020]在前緣縫翼的縫翼尖端和/或縫翼后緣上安裝第二壓電傳感器；
[0021 ] 提供供電電路模塊并使其與所述第二壓電傳感器電連接從而使所述第二壓電傳感器利用逆壓電效應(yīng)產(chǎn)生機(jī)械振動來影響所述縫翼尖端和/或縫翼后緣上的氣流漩渦的流動。
[0022]在本發(fā)明的該方面，通過在縫翼尖端和/或縫翼后緣位置安裝壓電器件，利用其逆壓電效應(yīng)帶來的電能向機(jī)械能的轉(zhuǎn)化，從而實(shí)現(xiàn)基于逆壓電效應(yīng)的縫翼噪聲主動控制。
[0023]優(yōu)選地，所述第二壓電傳感器為壓電片。
[0024]優(yōu)選地，將所述壓電片的機(jī)械振動頻率設(shè)置成與所述縫翼尖端和/或縫翼后緣在飛機(jī)處于大功率運(yùn)行狀態(tài)下的氣流漩渦脫落頻率相匹配。
[0025]優(yōu)選地，將所述壓電片的機(jī)械振動頻率設(shè)置成與所述縫翼尖端和/或縫翼后緣在飛機(jī)處于起飛和/或降落狀態(tài)下的氣流漩渦脫落頻率相匹配。
[0026]根據(jù)本發(fā)明的再一個方面，提供一種飛機(jī)前緣縫翼噪聲控制方法，該方法包括如下步驟:
[0027]在前緣縫翼的縫翼凹槽內(nèi)表面上安裝第一壓電傳感器；
[0028]提供能量收集模塊并使其一端與所述第一壓電傳感器電連接從而將所述第一壓電傳感器利用壓電效應(yīng)吸收氣流漩渦撞擊的機(jī)械能轉(zhuǎn)化成的電能收集起來；
[0029]在前緣縫翼的縫翼尖端和/或縫翼后緣上安裝第二壓電傳感器并使其與所述能量收集模塊另一端電連接從而利用逆壓電效應(yīng)產(chǎn)生機(jī)械振動來影響所述縫翼尖端和/或縫翼后緣上的氣流漩渦的流動。
[0030]在本發(fā)明的該方面，通過在縫翼凹槽表面、縫翼尖端和/或縫翼后緣位置安裝壓電器件，利用其壓電效應(yīng)、逆壓電效應(yīng)帶來的機(jī)械能和電能之間的相互轉(zhuǎn)化，從縫翼噪聲產(chǎn)生、傳播的流動物理上對縫翼噪聲加以抑制，實(shí)現(xiàn)了基于自封閉壓電系統(tǒng)的縫翼噪聲被動、主動一體控制。
[0031]總體來說，相對目前縫翼噪聲控制措施，本發(fā)明可在不對常規(guī)增升裝置設(shè)計產(chǎn)生較大改變的前提下實(shí)現(xiàn)縫翼氣動噪聲的有效控制，不會對增升裝置的氣動性能和飛機(jī)安全性產(chǎn)生影響，因而應(yīng)用前景廣闊。[0032]通過參考下面所描述的實(shí)施方式，本發(fā)明的這些方面和其他方面將會得到清晰地闡述。
【專利附圖】

【附圖說明】
[0033]本發(fā)明的結(jié)構(gòu)和操作方式以及進(jìn)一步的目的和優(yōu)點(diǎn)將通過下面結(jié)合附圖的描述得到更好地理解，其中，相同的參考標(biāo)記標(biāo)識相同的元件:
[0034]圖1示意性地示出了現(xiàn)有前緣縫翼的橫截面圖，其中現(xiàn)有前緣縫翼相對機(jī)翼處于展開狀態(tài)；
[0035]圖2示意性地示出了圖1中飛機(jī)前緣縫翼的噪聲產(chǎn)生機(jī)理；
[0036]圖3為根據(jù)本發(fā)明第一優(yōu)選實(shí)施方式的飛機(jī)前緣縫翼噪聲控制方法在縫翼凹槽內(nèi)表面上安裝第一壓電傳感器的立體示意圖；
[0037]圖4為圖3中飛機(jī)前緣縫翼噪聲控制方法的被動降噪原理示意圖；
[0038]圖5為第一優(yōu)選實(shí)施方式的飛機(jī)前緣縫翼噪聲控制方法的流程圖；
[0039]圖6為根據(jù)本發(fā)明第二優(yōu)選實(shí)施方式的飛機(jī)前緣縫翼噪聲控制方法在縫翼尖緣內(nèi)表面安裝第二壓電傳感器的示意圖；
[0040]圖7為圖6中飛機(jī)前緣縫翼噪聲控制方法的主動降噪原理示意圖；
[0041]圖8為第二優(yōu)選實(shí)施方式的飛機(jī)前緣縫翼噪聲控制方法的流程圖；
[0042]圖9為根據(jù)本發(fā)明第三優(yōu)選實(shí)施方式的飛機(jī)前緣縫翼噪聲控制方法進(jìn)行壓電主被動一體降噪的原理示意圖；
[0043]圖10為第三優(yōu)選實(shí)施方式的飛機(jī)前緣縫翼噪聲控制方法的流程圖。
【具體實(shí)施方式】
[0044]根據(jù)要求，這里將披露本發(fā)明的【具體實(shí)施方式】。然而，應(yīng)當(dāng)理解的是，這里所披露的實(shí)施方式僅僅是本發(fā)明的典型例子而已，其可體現(xiàn)為各種形式。因此，這里披露的具體細(xì)節(jié)不被認(rèn)為是限制性的，而僅僅是作為權(quán)利要求的基礎(chǔ)以及作為用于教導(dǎo)本領(lǐng)域技術(shù)人員以實(shí)際中任何恰當(dāng)?shù)姆绞讲煌貞?yīng)用本發(fā)明的代表性的基礎(chǔ)，包括采用這里所披露的各種特征并結(jié)合這里可能沒有明確披露的特征。
[0045]下面首先參考圖1和圖2介紹一下現(xiàn)有前緣縫翼101在現(xiàn)有大升力系統(tǒng)中的作用及其噪聲產(chǎn)生機(jī)理?，F(xiàn)有大升力系統(tǒng)可包括前緣縫翼101以及副翼(圖未示)，它們共同作用來改變機(jī)翼103的形狀，進(jìn)而形成額外的氣動升力。如圖1所示，前緣縫翼101相對機(jī)翼103處于展開狀態(tài)。現(xiàn)有前緣縫翼101構(gòu)造成與機(jī)翼103的前緣匹配，因而通常在后側(cè)具有凹入形狀形成縫翼凹槽110。當(dāng)環(huán)境氣流圍繞現(xiàn)有前緣縫翼101流動時，縫翼凹槽110導(dǎo)致環(huán)境氣流的再循環(huán)即氣流漩渦120，如圖2所示。在飛機(jī)起飛和降落操作過程中，正是環(huán)境氣流的這種氣流漩渦成為大量噪音的來源。不僅如此，縫翼凹槽110內(nèi)的氣流漩渦120也不是空氣動力最優(yōu)的，其導(dǎo)致飛機(jī)氣動性能的降低。
[0046]下面，將對根據(jù)本發(fā)明三種優(yōu)選實(shí)施方式的飛機(jī)前緣縫翼噪聲控制方法進(jìn)行介紹，它們分別涉及被動降噪、主動降噪以及主被動一體降噪三種降噪方式，其中:
[0047]被動降噪
[0048]縫翼噪聲產(chǎn)生的機(jī)理之一是，縫翼尖端流動剪切層脫落形成氣流漩渦，撞擊縫翼凹槽內(nèi)表面，從而形成噪聲，見圖2。
[0049]在縫翼凹槽內(nèi)表面適當(dāng)位置安裝壓電片作為壓電傳感器，利用壓電效應(yīng)可以將機(jī)械能轉(zhuǎn)化為電能的特性，吸收氣流漩渦撞擊的機(jī)械能，將其轉(zhuǎn)化為電能，并通過壓電分流電路模塊的設(shè)置，將電能以熱的形式耗散，從而實(shí)現(xiàn)降噪的目的，見圖3和圖4。
[0050]主動降噪
[0051]與之前提及的被動降噪相反，主動降噪是利用壓電材料的逆壓電效應(yīng)，即從電能向機(jī)械能的轉(zhuǎn)化。
[0052]縫翼尖端、縫翼后緣是縫翼噪聲的來源，從控制聲源的角度考慮，在上述位置安裝壓電片作為壓電作動器，并通過供電電路模塊對其進(jìn)行供電，使得壓電作動器在有能量輸入時產(chǎn)生微振動，從而影響這些位置的氣流漩渦流動以實(shí)現(xiàn)從聲源角度對噪聲的主動控制，如圖6和圖7所示。
[0053]主被動一體(耦合)降噪
[0054]考慮將被動降噪和主動降噪耦合，通過提供能量收集模塊，使得被動降噪壓電片吸收的能量供給到主動降噪壓電片，從而形成能量采集和利用的閉環(huán)，見圖9。
[0055]術(shù)語解釋
[0056]所謂被動降噪中的適當(dāng)位置:在所關(guān)心的前緣縫翼工作狀態(tài)例如飛機(jī)起飛和降落狀態(tài)下，縫翼尖緣形成漩渦氣流(氣流漩渦脫落)并撞擊縫翼凹槽內(nèi)表面，是形成氣動噪聲的主要原因之一。對應(yīng)在撞擊位置安裝壓電材料，吸收撞擊能量。
[0057]氣流漩渦脫落頻率:氣流漩渦脫落不是一個穩(wěn)態(tài)的過程，且氣流漩渦的大小尺度不一，脫落頻率跟氣流漩渦尺度有關(guān)，因此頻率存在一個范圍。氣流漩渦氣流撞擊凹槽表面也是非穩(wěn)態(tài)的，相應(yīng)地產(chǎn)生的噪聲也存在一個頻率范圍，其中某些頻率噪聲最強(qiáng)。
[0058]響應(yīng)頻率:壓電材料在外界激勵(如氣流漩渦撞擊)產(chǎn)生壓電效應(yīng)，其對不同頻率(這里是非穩(wěn)態(tài)的氣動撞擊力)的外界激勵響應(yīng)程度不一樣，因此需要選擇壓電材料的響應(yīng)頻率與噪聲最強(qiáng)的頻率一致。
[0059]如圖3至圖5所示，根據(jù)本發(fā)明的一個方面，通過提供一種改進(jìn)后的前緣縫翼201來提供一種根據(jù)本發(fā)明的第一優(yōu)選實(shí)施方式的飛機(jī)前緣縫翼噪聲控制方法，該方法包括如下步驟:
[0060]S11:在前緣縫翼201的縫翼凹槽210內(nèi)表面211上安裝第一壓電傳感器203以利用壓電效應(yīng)吸收氣流漩渦撞擊的機(jī)械能并轉(zhuǎn)化為電能；
[0061]S12:提供壓電分流電路模塊205使其與所述第一壓電傳感器203電連接從而將所述電能以熱的形式耗散。
[0062]優(yōu)選地，所述第一壓電傳感器203為壓電片。
[0063]優(yōu)選地，將所述壓電片的響應(yīng)頻率設(shè)置成與所述前緣縫翼201的縫翼尖端230在飛機(jī)處于大功率運(yùn)行狀態(tài)下的噪聲頻率相匹配。
[0064]優(yōu)選地，將所述壓電片的響應(yīng)頻率設(shè)置成與所述前緣縫翼201的縫翼尖端230在飛機(jī)處于起飛和/或降落狀態(tài)下的噪聲頻率相匹配。
[0065]優(yōu)選地，根據(jù)所述前緣縫翼201的外形將所述第一壓電傳感器203安裝在所述縫翼凹槽210內(nèi)表面211上被所述氣流漩渦撞擊的位置上。
[0066]優(yōu)選地，所述壓電分流電路模塊205中設(shè)有散熱電阻250，通過該散熱電阻250將電能轉(zhuǎn)化為熱能從前緣縫翼201的耗散出去。
[0067]如圖6至圖8所示，根據(jù)本發(fā)明的另一個方面，通過提供一種改進(jìn)后的前緣縫翼301來提供一種根據(jù)本發(fā)明第二優(yōu)選實(shí)施方式的飛機(jī)前緣縫翼噪聲控制方法，該方法包括如下步驟:
[0068]S21:在前緣縫翼301的縫翼尖端330上安裝第二壓電傳感器303 ；
[0069]S22:提供供電電路模塊305并使其與所述第二壓電傳感器303電連接從而使所述第二壓電傳感器303利用逆壓電效應(yīng)產(chǎn)生機(jī)械振動來影響所述縫翼尖端330上的氣流漩渦的流動。
[0070]在本實(shí)施方式中，第二壓電傳感器303為壓電片。
[0071]優(yōu)選地，將所述壓電片的機(jī)械振動頻率設(shè)置成與所述縫翼尖端330在飛機(jī)處于大功率運(yùn)行狀態(tài)下的氣流漩渦脫落頻率相匹配。
[0072]優(yōu)選地，將所述壓電片的機(jī)械振動頻率設(shè)置成與所述縫翼尖端330在飛機(jī)處于起飛和/或降落狀態(tài)下的氣流漩渦脫落頻率相匹配。
[0073]應(yīng)當(dāng)理解的是，上述第二壓電傳感器303也可安裝在前緣縫翼301的縫翼后緣340，或者也可以同時在縫翼尖端330和縫翼后緣340上安裝第二壓電傳感器303。
[0074]還應(yīng)當(dāng)理解的是，上述兩個實(shí)施方式可以如上單獨(dú)使用，也可以一同使用，也就是說，第一優(yōu)選實(shí)施方式中可進(jìn)一步通過在前緣縫翼的縫翼尖端和/或縫翼后緣上安裝第二壓電傳感器303來提供一種根據(jù)本發(fā)明第二優(yōu)選實(shí)施方式的飛機(jī)前緣縫翼噪聲控制方法。
[0075]如圖9至圖10所示，根據(jù)本發(fā)明的再一個方面，提供一種根據(jù)本發(fā)明第三優(yōu)選實(shí)施方式的飛機(jī)前緣縫翼噪聲控制方法，該方法包括如下步驟:
[0076]S31:在前緣縫翼的縫翼凹槽內(nèi)表面上安裝第一壓電傳感器203 ；
[0077]S32:提供能量收集模塊405并使其一端與所述第一壓電傳感器203電連接從而將所述第一壓電傳感器203利用壓電效應(yīng)吸收氣流漩渦撞擊的機(jī)械能轉(zhuǎn)化成的電能收集起來；
[0078]S33:在前緣縫翼的縫翼尖端上安裝第二壓電傳感器303并使其與所述能量收集模塊405另一端電連接從而利用逆壓電效應(yīng)產(chǎn)生機(jī)械振動來影響所述縫翼尖端和/或縫翼后緣上的氣流漩渦的流動。
[0079]需要說明的是，盡管在第三優(yōu)選實(shí)施方式中僅說明在縫翼尖端上安裝第二壓電傳感器303，可以理解的是也可改為在縫翼后緣上安裝第二壓電傳感器303，或者在這兩個位置同時安裝。
[0080]應(yīng)當(dāng)理解的是，上述壓電片可以是條帶形狀，也可以是多個條帶狀壓電片組合在一起，從而實(shí)現(xiàn)一定范圍的寬頻噪聲控制。
[0081]本發(fā)明的技術(shù)內(nèi)容及技術(shù)特點(diǎn)已揭示如上，然而可以理解，在本發(fā)明的創(chuàng)作思想下，本領(lǐng)域的技術(shù)人員可以對上述結(jié)構(gòu)和形狀作各種變化和改進(jìn)，包括這里單獨(dú)披露或要求保護(hù)的技術(shù)特征的組合，明顯地包括這些特征的其它組合。這些變形和/或組合均落入本發(fā)明所涉及的【技術(shù)領(lǐng)域】內(nèi)，并落入本發(fā)明權(quán)利要求的保護(hù)范圍。需要注意的是，按照慣例，權(quán)利要求中使用單個元件意在包括一個或多個這樣的元件。此外，不應(yīng)該將權(quán)利要求書中的任何參考標(biāo)記構(gòu)造為限制本發(fā)明的范圍。
【權(quán)利要求】
1.一種飛機(jī)前緣縫翼噪聲控制方法，其特征在于，所述方法包括如下步驟:在前緣縫翼的縫翼凹槽內(nèi)表面上安裝第一壓電傳感器以利用壓電效應(yīng)吸收氣流漩渦撞擊的機(jī)械能并轉(zhuǎn)化為電能；提供壓電分流電路模塊使其與所述第一壓電傳感器電連接從而將所述電能以熱的形式耗散。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機(jī)前緣縫翼噪聲控制方法，其特征在于，所述第一壓電傳感器為壓電片。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的飛機(jī)前緣縫翼噪聲控制方法，其特征在于，將所述壓電片的響應(yīng)頻率設(shè)置成與所述前緣縫翼的縫翼尖端在飛機(jī)處于大功率運(yùn)行狀態(tài)下的噪聲頻率相匹配。
4.根據(jù)權(quán)利要求2所述的飛機(jī)前緣縫翼噪聲控制方法，其特征在于，將所述壓電片的響應(yīng)頻率設(shè)置成與所述前緣縫翼的縫翼尖端在飛機(jī)處于起飛和/或降落狀態(tài)下的噪聲頻率相匹配。
5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機(jī)前緣縫翼噪聲控制方法，其特征在于，根據(jù)所述前緣縫翼的外形將所述第一壓電傳感器安裝在所述縫翼凹槽內(nèi)表面上被所述氣流漩渦撞擊的位置上。
6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機(jī)前緣縫翼噪聲控制方法，其特征在于，所述壓電分流電路模塊中設(shè)有散熱電阻。
7.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機(jī)前緣縫翼噪聲控制方法，其特征在于，所述方法還包括如下步驟:在所述前緣縫翼的縫翼尖端和/或縫翼后緣上安裝第二壓電傳感器；提供供電電路模塊并使其與所述第二壓電傳感器電連接從而使所述第二壓電傳感器利用逆壓電效應(yīng)產(chǎn)生機(jī)械振動來影響所述縫翼尖端和/或縫翼后緣上的氣流漩渦的流動。
8.一種飛機(jī)前緣縫翼噪聲控制方法，其特征在于，所述方法包括如下步驟:在前緣縫翼的縫翼尖端和/或縫翼后緣上安裝第二壓電傳感器；提供供電電路模塊并使其與所述第二壓電傳感器電連接從而使所述第二壓電傳感器利用逆壓電效應(yīng)產(chǎn)生機(jī)械振動來影響所述縫翼尖端和/或縫翼后緣上的氣流漩渦的流動。
9.根據(jù)權(quán)利要求8所述的飛機(jī)前緣縫翼噪聲控制方法，其特征在于，所述第二壓電傳感器為壓電片。
10.根據(jù)權(quán)利要求9所述的飛機(jī)前緣縫翼噪聲控制方法，其特征在于，將所述壓電片的機(jī)械振動頻率設(shè)置成與所述縫翼尖端和/或縫翼后緣在飛機(jī)處于大功率運(yùn)行狀態(tài)下的氣流漩渦脫落頻率相匹配。
11. 根據(jù)權(quán)利要求9所述的飛機(jī)前緣縫翼噪聲控制方法，其特征在于，將所述壓電片的機(jī)械振動頻率設(shè)置成與所述縫翼尖端和/或縫翼后緣在飛機(jī)處于起飛和/或降落狀態(tài)下的氣流漩渦脫落頻率相匹配。
12.—種飛機(jī)前緣縫翼噪聲控制方法，其特征在于，所述方法包括如下步驟:在前緣縫翼的縫翼凹槽內(nèi)表面上安裝第一壓電傳感器；提供能量收集模塊并使其一端與所述第一壓電傳感器電連接從而將所述第一壓電傳感器利用壓電效應(yīng)吸收氣流漩渦撞擊的機(jī)械能轉(zhuǎn)化成的電能收集起來；在前緣縫翼的縫翼尖端和/或縫翼后緣上安裝第二壓電傳感器并使其與所述能量收集模塊另 一端電連接從而利用逆壓電效應(yīng)產(chǎn)生機(jī)械振動來影響所述縫翼尖端和/或縫翼后緣上的氣流漩渦的流動。
【文檔編號】B64C21/00GK103625639SQ201310442703
【公開日】2014年3月12日 申請日期:2013年9月25日 優(yōu)先權(quán)日:2013年9月25日
【發(fā)明者】謝里, 孫一峰, 黨鐵紅, 陳迎春 申請人:中國商用飛機(jī)有限責(zé)任公司, 中國商用飛機(jī)有限責(zé)任公司上海飛機(jī)設(shè)計研究院