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(jī)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(jī)噪聲適航條例，對民用客機(jī)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(jī)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。現(xiàn)代大型民機(jī)在起飛和著陸階段，在綜合考慮增升效果和機(jī)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(jī)翼組成，包含前緣縫翼1、主翼2和后緣襟翼3三個部分。現(xiàn)如今，在大型民機(jī)起飛和降落階段，隨著發(fā)動機(jī)噪聲逐漸減小，機(jī)體噪聲逐漸占據(jù)主導(dǎo)地位，其噪聲源包括飛機(jī)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(jī)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(jī)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(jī)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(jī)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(jī)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(jī)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(jī)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(jī)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(jī)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(jī)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)