宋玉宝，张俊龙，唐道锋，赵佳锡，李文建，黄 奔

(中国空气动力研究与发展中心，绵阳 621000)

0 引言

大型飞机外部噪声是影响其噪声适航取证的重要方面，其主要来源包括发动机噪声、机体噪声等。随着发动机技术的不断发展以及声衬等降噪措施的应用，发动机噪声大幅降低；相应地，机体噪声的影响逐渐凸显。例如，多个型号的客机在降落阶段，机体噪声已高于发动机噪声。增升装置是机体噪声的主要来源之一，与其相关的测试/仿真、分析与控制受到了广泛关注[1-7]。

在增升装置噪声特性方面，李强等[8]开展了民用飞机增升装置气动噪声风洞初步试验研究。刘志仁等[9]开展了二维增升装置前缘缝翼远场噪声分析。郝璇等[10]开展了缝翼气动噪声数值模拟研究。卢清华等[11]基于LES方法开展了增升装置气动噪声特性分析。Choudhari等[12]开展了30P30N增升装置缝翼噪声仿真研究。Ura等[7]开展了增升装置模型气动噪声特性风洞试验研究。Davy等[13]开展了某空客飞机1∶11缩比模型机体噪声风洞试验研究。Hayes等[14]开展了某飞机4.7%缩比模型机体噪声风洞试验研究。Stoker等[15]开展了不同比例的大型飞机声源定位结果对比研究。在增升装置噪声控制方面，余培汛等[16]基于SNGR方法开展了增升装置缝翼噪声特性与抑制研究。王文虎等[17]开展了缝翼凹腔挡板气动性能和降噪效果的数值仿真研究。周国成等[18]开展了襟翼边缘噪声的端板抑制技术试验研究。Jawahar等[19]开展了增升装置凹腔填充的气动噪声控制风洞试验研究。邓一菊等[20]、李伟鹏[4]、刘沛清等[5]分别对增升装置噪声的研究情况进行了综述。Singer等[21]对机体噪声计算技术的发展进行了综述。

综合来看，增升装置声学特性分析与深入了解是认识其噪声问题并进一步开展有效控制工作的重要基础，国内外已经开展了大量研究，并取得了系列进展。在不同研究方法中，数值仿真可以获得更为完备的流场、声场等信息，但出于计算能力、成本、周期等考虑，目前大部分研究主要仍针对简化模型。声学风洞试验经过多年发展，仍然是开展机体噪声分析、预测以及控制等系列研究的不可或缺的重要手段，尤其是针对完整构型等复杂结构。但同样由于试验条件、成本等限制，相当一部分风洞试验研究主要是针对做了更多简化的小尺寸缩比模型或者二维翼型等模型展开。相对于小尺度风洞，大尺度风洞试验测试平台有助于更好地实现流动特性等模拟，进而获取更真实的噪声信息，可以为大尺度复杂模型仿真计算结果验证以及噪声控制设计等提供进一步的支撑。

本文基于5.5 m×4.0 m航空声学风洞与配套的大型飞机气动噪声试验全机模型，开展了大型飞机增升装置噪声风洞试验研究。研究中，对比了不同构型对噪声的影响，并分析了迎角、风速等运行参数对增升装置气动噪声的影响情况以及噪声传播方向特性。相关试验研究工作，可以为大型飞机增升装置噪声分析与控制等提供新的借鉴。

1 试验平台

本项研究工作依托中国空气动力研究与发展中心5.5 m×4.0 m声学风洞进行。该风洞是一座单回流式低速低湍流度声学风洞，试验段长14 m、宽5.5 m、高4 m；其中，开口试验段的最大风速100 m/s，其背景噪声为75.6 dB(A)（距喷口出口中心侧向距离7.95 m处，频率范围100～20000 Hz，风速80 m/s），风洞总体结构及开口试验段如图1所示。开口试验段外包围着一个内部净空间长宽高为27 m×26 m×18 m的全消声室，截止频率为100 Hz（1/3倍频程），混响时间低于0.1 s。

图1 5.5 m×4.0 m声学风洞结构Fig.1 Structure of the 5.5 m×4.0 m aeroacoustic wind tunnel

2 试验模型与测试系统

2.1 试验模型

试验模型采用声学风洞的大型飞机气动噪声标模，该模型机翼展长3.695 m、平均气动弦长0.438 m，采用7075铝和30CrMnSi合金结构钢等材料制作；主要部件包括机身、机翼（含增升装置）、起落架、短舱、垂尾、平尾、盖板、角度块等，可模拟着陆、起飞、巡航等典型构型。其中，襟翼偏角、内侧缝翼偏角、外侧缝翼偏角分别在着陆构型下设置为34°、19°、26.5°；在起飞构型下设置为19°、15°、21°；在巡航状态下均设置为0°。图2所示分别为三种典型构型结构。

考虑到对增升装置气动噪声研究而言，风洞试验通常采用缩比模型，难以实现雷诺数的完全模拟。为了更好地模拟真实流场情况，在模型表面适当位置粘贴转捩带，包括机头、平尾、机翼-增升装置、翼梢小翼处。其中，在机翼-增升装置位置采用0.2 mm高的柱状转捩带，粘贴3排，相邻两排之间间隔约4 mm，转捩带距巡航状态下机翼-增升装置前缘约20～40 mm（从外缝翼外侧到内缝翼内侧）。除非特别说明，本文所给出的结果均是进行了转捩处理的模型的测试结果。

2.2 支撑系统

试验模型的支撑采用5.5 m×4.0 m声学风洞配套的大迎角尾撑机构。考虑到声源定位等测量设备放置于模型下方，试验中模型采用斜背撑的支撑方式。此外，为了降低尾撑机构等产生的噪声对测试结果的影响，安装了整流罩，并对大迎角机构及支杆表面做了消声处理，如图2、图3中所示。试验过程中，通过控制大迎角尾撑机构中油缸部件的行程，实现所安装的模型迎角的调节。

2.3 测试系统

本文分别开展远场噪声特性对比以及声源定位与识别研究，相应的测试系统包括远场噪声测试与声源定位测试两部分。

其中，远场噪声测试传感器使用20只GRAS公司的46AE自由场传声器，通过支杆、传声器座布置于1/4圆弧型传声器支撑架上。阵列架位于模型侧面，其最下方的传声器位于模型正下方飞越轨迹线上；阵列架安装在移动支撑平台上，可以实现沿风洞试验段轴线方向的移动。本测试过程中，阵列架从前至后相对于模型中心的距离分别为-4、-3、-2、-1、0、1、2、3 m（分别定义为位置1～8）。考虑到移测过程中不同位置传感器与模型中心连线的角度差异，远场传声器弧形架上每个安装位置布置一对传声器，如图3（b）左上角的子图所示。相应地，将传声器分为两组，10°一个间隔，从上至下编号依次递增，分别为1～10号、11～20号，前者指向喷口方向（向前），后者指向收集器方向（向后）。前述阵列架位置相对于模型中心的距离，以1～10号传声器所形成的圆弧所在平面为基准。传声器距模型中心线5.35 m，模型中心线与风洞试验段中心设为一致。声源定位测试使用优化的135通道的螺旋型传声器阵列。阵列架置于模型的右前方，在风洞射流剪切层外，阵列架上表面距离试验大厅地面3.92 m；阵列传声器通过支杆安装于阵列架的固定网格中，传声器高于阵列架上表面0.15 m、距离地面4.07 m。除非特别说明，试验中阵列位置保持不变。远场传声器阵列结构、声源定位阵列结构以及它们相对于模型的安装位置如图3所示，图中还给出了远场传声器编号信息。

图2 巡航、起飞、着陆三种典型构型Fig.2 Three typical configurations corresponding to the cruising, taking off and landing states

图3 传声器阵列架及其与试验模型相对位置Fig.3 Microphone arraysand their relative locationsto the experimental model

数据采集使用配套的272通道动态数据采集系统。该系统的最高采样频率为200 kHz，精确度小于或等于±0.1 dB，动态测量范围大于120 dB。试验数据采集使用PXI总线数据采集系统，该系统主要由前置放大器、数据采集器、通讯卡、控制计算机、数据处理计算机等部分组成。

风洞运行采用稳速压控制，视具体内容，速度分别设置为30、40、50、60、70、80 m/s。声源定位及固定位置远场噪声测试中，稳定对应风速后，调整不同的模型迎角，进行噪声测试。远场噪声不同移测位置测试中，稳定对应的风速、模型迎角后，调整不同的远场噪声阵列架支撑平台位置，进行噪声测试。

3 结果与分析

3.1 背景噪声特性

图4所示为风洞试验段流场内有支撑装置存在时，不同风速、不同测点位置的背景噪声。具体测试状态对应于图3中去掉飞机模型的状态，远场移测架在位置5（即正对0°迎角下的模型中心位置）。除非特别说明，这一位置为本文所给出测试结果的默认位置。由图可见，背景噪声主要是宽频噪声，同时叠加少量的峰值噪声；随风速增加，背景噪声总体上相应增加，且随频率升高，背景噪声呈明显下降趋势，具有良好的规律性。

3.2 传声器安装方向的影响

如2.3节所述，在远场阵列架的每个位置安装了两个不同指向的传声器，因此本部分对传声器安装方向的影响进行对比。

图4带支撑状态下的背景噪声对比Fig.4 Comparison of background noise for caseswith the support structure

图4 同时给出了流场内有支撑装置情况下不同指向的传声器测试所得的背景噪声对比。由图可见，传声器的安装方向对低频、中频噪声测试结果影响不大，但对高频噪声有较明显的影响；并且11号、20号传声器测得的对应安装方向噪声强于1号、10号传声器对应安装方向噪声；同时，对支撑装置正下方测试区域的影响弱于对与支撑装置等高的侧向区域的影响。这一现象的原因在于传声器对从不同方向到达的声波的响应特性本身具有一定差异。对带支撑状态，背景噪声主要来自于支撑装置区域，即对该测试位置主要声源在传声器阵列的下游方向。

图5所示为着陆构型模型下、不同指向的传声器的测试结果对比。由图可见，在模型侧向区域，传声器指向带来的变化与图4类似，但在模型下方区域，传声器指向的影响很小。这也说明对不同的结构状态，测试传声器指向的影响可能会发生变化。

由图4、图5还可以看出，即便是在受到传声器安装方向影响的高频段，曲线的特征也基本保持一致。在后续使用移测位置5时的传声器测试结果选择上，除非特别说明，统一选择指向收集器方向的传声器测试结果。

3.3 典型构型噪声特性

图6所示为风速40 m/s与80 m/s、0°迎角下，11号、20号传声器两个典型测试位置处的背景噪声、巡航构型噪声、起飞构型噪声、着陆构型噪声的对比。由图可见，对巡航构型，其增升装置未打开，机身、机翼表面平整，模型噪声仅在少部分频段小幅度高于背景噪声。对起飞构型，随着增升装置打开，模型下方区域（如20号传声器）噪声显著增加，除少部分低频段外，均明显高于背景噪声，即可以实现模型或者增升装置噪声与背景噪声的有效直接分离；而对模型侧向区域（如11号传声器），噪声虽然也明显增加，但增幅相对小于下方区域。对着陆构型，随着增升装置打开角度的进一步增加，在很宽的频段内噪声也进一步增大，并且在不同风速、测点位置增加情况有所差异。就噪声频谱特性而言，各结构状态依然是宽频噪声叠加少量峰值噪声，且总体上以宽频噪声的贡献为主。

图5不同指向传声器测得的着陆构型远场噪声对比（迎角0°）Fig.5 Comparison of the farfield noise measured from microphoneswith variousdirections for the landing configuration(angle of attack 0°)

图7所示为风速40 m/s下，巡航构型、着陆构型在不同频率处的声源定位结果。由图可见，对巡航构型，在相当一部分频率下，主要声源对应于支撑结构；另外，随着频率升高，在部分频率下机翼噪声也变得可观测，且主要位于机翼后缘、襟翼滑轨以及部分模型缝隙等区域，但机翼区域的噪声辐射大部分情况下仍弱于支撑结构区域。这也与图6所显示的巡航状态模型辐射噪声在大部分频段内与背景噪声相当的结果一致。对着陆构型，虽然由图6的曲线结果可知，模型辐射噪声在低频段明显高于背景噪声，但声源定位结果显示，即使在800 Hz频率下，支撑结构区域产生的噪声仍然较强，并对声源定位结果产生了污染。可见，着陆构型下，在低频段所引起的噪声增强，除了是因为模型本身的贡献外，也是因为引起了一定的支撑结构噪声增强（即相应频率及其附近的噪声，即使进行了扣除背景噪声处理，其相对于只存在飞机模型的情况，可能仍存在差异）。随着频率进一步增加，模型的噪声居于主导地位，且噪声源主要位于增升装置缝翼、滑轨/角度块、缝翼与缝翼/主翼之间的缝隙、剪刀差结构、襟翼侧缘、襟翼尾缘等区域；同时，在一些情况下，缝翼尾流撞击主翼表面，也会在相应区域形成主要声源。

图6 不同构型增升装置/机翼远场噪声（迎角0°）Fig.6 Farfield noise for various high-lift device/wing configurations(angle of attack 0°)

图8所示为风速40 m/s下，着陆构型在曲线峰值处所对应频率的声源定位结果。由图可见，该峰值噪声主要来源于缝翼与主翼形成的剪刀差结构区域，形成原因可能是缝翼等侧缘/尾缘的涡脱落或者相应区域非定常流动与局部声腔结构的耦合振荡。

需要说明的是，声源定位所获得的具体声源位置，会受到所选择扫描面的影响。在图7中，对于主要声源是支撑结构的情况，虽然其位置高于飞机模型，但考虑到着陆构型下主要声源在机翼/增升装置区域，为了便于对比，扫描面位置主要根据机翼位置进行了选择。这就导致对应于支撑结构的声源定位结果比真实情况有一定偏移。

图5、图6中的不同构型噪声曲线为未扣除背景噪声的结果。鉴于背景噪声在一定频段内对增升装置噪声有潜在影响，后续对比主要针对扣除背景噪声的结果，并将曲线起始频率设置为700 Hz。

3.4 迎角对噪声的影响

图9所示为着陆构型不同风速、不同测点位置下，模型迎角对增升装置噪声的影响情况。由图可见，在风速40 m/s下，在较低频段迎角对噪声影响不大；在中高频段，随着迎角增加，噪声总体呈增加趋势。而随着迎角变化，噪声曲线的频谱形状也发生了一定变化。一个比较明显的特征是，在中间频段噪声随频率增加而下降的趋势变缓，出现了一个较平缓的驼峰，并且在一定迎角下产生了新的噪声峰值；而随着迎角进一步增加，峰值又再次消失。还可注意到的是，除中间频段新增的驼峰区域外，在高频段、侧向区域，迎角对噪声的影响程度更为明显。此外，对模型下方测点，在中频段，迎角变化的明显影响在小迎角下就已发生，并且迎角进一步增加所产生的影响相对变小；而在高频段，迎角变化所带来的明显影响主要在迎角增加到一定值之后出现。在风速80 m/s下，迎角的总体影响情况与风速40 m/s类似，但是也发生了一些变化。虽然风速80 m/s同样存在噪声受迎角影响不大的频段，以及噪声随迎角增加而增强的频段，但是在较低频段，随着迎角增加，噪声总体上有了一定降低。实际上，如果进一步降低曲线绘制起始频率可以发现，风速40 m/s下也存在这一情况。这说明不同风速下，迎角变化的影响频段发生了迁移。此外，对模型侧向区域，迎角变化的影响相对更大；而对模型下方区域，这一影响相对更小。

图7 巡航构型/着陆构型不同频率下声源定位结果（风速40 m/s、迎角0°）Fig.7 Noise source localization for the cruising/landing configurations at various frequencies(wind speed 40 m/s,angle of attack 0°)

图8 着陆构型典型峰值频率下声源定位结果（风速40 m/s、0°迎角）Fig.8 Noise source localization for the landing configuration at variouspeak frequencies(wind speed 40 m/s, angle of attack 0°)

图9 模型迎角对增升装置远场噪声的影响（着陆构型）Fig.9 Effectsof angle of attack on the farfield noise of the high-lift device(landing configuration)

对应图9中风速80 m/s、3°迎角下的着陆构型噪声曲线，图10给出了主要峰值频率处，以及相应0°迎角构型对应频率处的声源定位结果。由图可见，对0°迎角、3°迎角，主要噪声源均分布于前缘缝翼及其安装角度块区域；0°迎角下，主要声源区呈条带状分布，而3°迎角下，主要声源区域变得集中，且声源强度明显高于0°迎角。3°迎角下峰值噪声可能是由局部非定常流动与缝翼-角度块-主翼所构成的局部声腔的耦合产生。图11给出了风速80 m/s、12°迎角下，不同频率处的声源定位结果。可见，主要声源沿缝翼呈条带状分布，并且可能在角度块等不连续位置处增强的特征得到了进一步展示。此外，通过图10、图11的声源定位结果可以看出，峰值频率所对应的声源分布较为集中，而驼峰或者宽频噪声所对应的声源分布则相对分散。

图12所示为起飞构型、风速80 m/s、不同测点位置下，模型迎角对增升装置噪声的影响情况。由图可见，相对于着陆构型，起飞构型模型噪声受迎角的影响情况总体类似；只是在所考虑风速下，除个别峰值噪声外，影响程度相对略有减小。

图10 0°/3°迎角下，着陆构型典型频率下声源定位结果（风速80 m/s）Fig.10 Noise source localization for the landing configuration at angle of attack 0°/3°(wind speed 80 m/s)

图11 12°迎角下，着陆构型典型频率下声源定位结果（风速80 m/s）Fig.11 Noise sourcelocalization for thelanding configuration at angle of attack 12° (wind speed 80 m/s)

3.5 风速对噪声的影响

图12 模型迎角对增升装置/机翼远场噪声的影响（起飞构型）Fig.12 Effects of angle of attack on the farfield noise of the high-lift device (taking off configuration)

图13风速对增升装置远场噪声的影响（着陆构型、起飞构型，0°/9°迎角）Fig.13 Effects of wind speed on the farfield noise of the high-lift device (landing and taking off configurations,angle of attack 0°/9°)

图13所示为着陆构型/起飞构型、不同迎角、不同测点位置下，风速对模型噪声的影响。由图可见，对着陆构型，随着风速增加，噪声水平也明显增加。除了个别频率下曲线峰值的出现与消失所带来的影响外，频谱曲线的形状保持了良好的一致性。并且，不同迎角下的频谱曲线相对关系变化情况，在不同风速下也具有一致性。还可以注意到的是，随着风速增加，0°迎角与9°迎角曲线的交叉频率，也随之增加；随着风速的变化，部分起伏较小的驼峰的频率相应发生了变化，还有一些则基本不随风速变化；而对于不同的迎角，噪声随风速的变化规律也存在一些差异。对于起飞构型，噪声特性受风速的影响情况总体上与着陆构型类似；只是在起飞构型下，频谱曲线中的峰值相对更为丰富，但整体上也均是以宽频噪声特征为主，而峰值也主要出现在高频段。并且在9°迎角下，起飞构型噪声频谱随频率增加而由平缓变为呈明显降低趋势的转折频率，基本未随风速变化，而在着陆构型下该转折频率随风速的变化存在一定差异。此外，图13中部分曲线上存在个别明显的窄带低谷，这主要是由于相应频率处的背景噪声存在峰值（如图4所示），该峰值已经接近着陆/起飞构型下该频率处的宽频噪声，背景噪声被扣除后形成了低谷。该低谷不具备特殊的工程意义，在实际的模型噪声中是不存在的。

图14所示为着陆构型6°迎角、不同测点位置下，风速对模型噪声的影响。图中给出了对应于更多风速的结果，以更清晰地呈现噪声随风速的变化规律。由图可见，模型噪声随风速的变化情况总体上与图13类似；同时，6°迎角下在高频段出现了相对更为丰富的峰值噪声。而随着风速的变化，不只这些高频段峰值噪声的频率发生了变化，其起伏特性、峰值数量也存在一定差异；并且峰值噪声所对应频率随风速的变化情况与中频段驼峰的情况也有不同。这也表明，增升装置噪声机理和特性的复杂性；在做相似性外推时，可能需要考虑更多的因素，如峰值噪声与宽频噪声的相似规律差异，并针对不同频段、噪声特征等分别进行考虑。

图14 风速对增升装置远场噪声的影响（着陆构型，6°迎角）Fig.14 Effects of wind speed on the farfield noise of the high-lift device (landing configuration, angle of attack 6°)

图15所示为不同风速下，着陆构型、6°迎角模型状态在典型频率处的声源定位结果。其中，考虑了40、60、80 m/s三个风速，频率对应按图14（b）中虚线所标出的曲线峰值位置进行选择。由图可见，虽然风速、频率存在差异，但除图15（f）中未能实现声源的有效识别外，其他声源定位结果的图形特征具有相似性，即满足一定的相似关系。

3.6 噪声传播指向性

图16所示为着陆构型、9°迎角、风速80 m/s下，阵列架在位置5时，模型横侧方向不同测点位置的噪声特性。图例中传声器编号所对应测点位置与图3中一致。由于数据曲线较多，为了便于观察，将11、13、15、17、19号传声器作为序列I，12、14、16、18、20号传声器作为序列II，分别在两幅子图中进行展示。由图可见，对于不同的横侧面传播方向，噪声特性存在一定差异，包括幅值大小与频谱特性两个方面。其中，相对于模型侧面区域，模型下方区域噪声水平总体上相对更高，并且模型下方一定角度范围内噪声水平随角度差异不大。

图17所示为着陆构型、不同迎角下，横侧方向噪声传播方向特性。图中分别给出了总声压级、典型1/3倍频程频率处的结果，其中总声压级计算频段为800～20000 Hz。图中的飞机模型用于标示指向性曲线相对于飞机的方位。由图可见，除了在高频段存在一定波动外，从与模型中心等高的横侧方向到模型下方，噪声总体上呈增加趋势，且模型下方一定角度范围内，噪声水平变化不大，与图16的结果一致。

图18所示为着陆构型、9°迎角、风速80 m/s下，移测架处于不同位置时，模型飞越方向上不同测点位置噪声。由图可见，对于不同的飞越面传播方向，噪声特性也存在一定差异，包括幅值大小与频谱特性两个方面。其中，相对于模型前方区域，模型后方区域噪声水平总体上相对更高，并且模型后方一定角度范围内噪声水平随角度差异不大。

图19所示为着陆构型、不同迎角下，飞越面内噪声传播方向特性。图中同样给出了总声压级、典型1/3倍频程频率处的结果。由于远场传声器阵列架处于不同位置时，传声器到模型中心的距离会发生变化，因此对不同传声器距离的影响进行了修正，使在同一距离下进行对比（以移测位置8的传声器距离为距离修正基准）。考虑到在飞越面内，选择不同安装方向的传感器会对噪声传播方向分析结果产生一定影响，因此图中给出了两组曲线作为对比与参照。其中，对无标识符号的粗线，移测位置1～5使用20号传声器结果，移测位置6～8使用10号传声器结果；对具有圆形标识的细线，移测位置1～8均使用10号传声器结果。可注意到的是，由于10号、20号传声器具体位置的差异，相应曲线中数据点的具体角度坐标也存在一定不同。由图可见，除了在部分迎角下的高频段存在小幅波动外（这一波动除受噪声传播方向性本身的影响外，在高频段不同声波入射角度对传声器的影响变得更为明显也是一个因素），噪声指向性曲线变化总体较为平顺；从模型前方到模型后方，噪声总体上呈增加趋势，且模型后方一定角度范围内，噪声水平变化不大，与图18的结果一致。而具体到不同频段，噪声的方向性也存在一定差异；例如，9°迎角下，对3150 Hz所对应频段，模型后方区域噪声增加较为明显，而对1250 Hz所对应频段，模型后方区域噪声增加则不明显。此外，对不同的迎角，模型噪声传播方向性也存在一定程度的差异。

图15 不同风速下，着陆构型典型频率下声源定位结果（迎角6°）Fig.15 Noise source localization for the landing configuration at various frequenciesand wind speeds (angle of attack 6°)

图16 不同传播方向增升装置远场噪声对比（着陆构型，横侧面）Fig.16 Farfield noise comparison for the high-lift devices in different directions (landing configuration, horizontal directivity)

图17 增升装置远场噪声传播横侧面指向性（着陆构型）Fig.17 Horizontal directivity of the farfield noise propagation for the high-lift device (landing configuration)

图18 不同传播方向增升装置远场噪声对比（着陆构型，飞越面）Fig. 18 Farfield noise comparison for the high-lift device in different directions(landing configuration,longitudinal directivity)

图19 增升装置远场噪声传播飞越面指向性（着陆构型）Fig. 19 Longitudinal directivity of the farfield noise propagation for the high-lift device (landing configuration)

需要说明的是，远场噪声风洞测试结果均为声波穿过剪切层后的结果，但考虑到剪切层修正问题本身的复杂性，以及不同单位、学者所采用剪切层修正处理具体方法的差异，本文所给出的远场噪声测试结果均未做剪切层修正处理。

4 结论

本文依托5.5 m×4.0 m航空声学风洞，开展了大型飞机增升装置噪声的全模型试验研究，分析了典型构型下增升装置噪声特性，研究了模型迎角、试验风速等的影响情况，并获得了噪声传播的方向特性。结果表明：

1）安装飞机模型后引起的局部流动变化，可能导致支撑结构噪声增强，从而对一定频段内准确获得模型本身的噪声产生影响。

2）相对于巡航构型，起飞/着陆构型由于增升装置打开，使噪声显著增加，即增升装置噪声明显高于机身、巡航构型机翼等的噪声；增升装置噪声成份总体上以宽频噪声为主，部分状态下也会叠加一些峰值噪声。

3）随着迎角的增加，增升装置噪声在中高频段总体上呈增加趋势，且在一定值附近，迎角影响还会比较明显，但在部分中低频段，也存在影响较小甚至会使噪声相对降低的情况；在高风速下，迎角的影响总体上相对小于低风速情况；迎角的影响情况也会随风速、结构构型、测点位置的不同而发生变化；峰值噪声是否出现，也会受到迎角的影响。

4）随着风速增加，模型辐射噪声相应明显增大，并且宽频噪声等的频谱特征总体上得到了保持，声源识别结果也呈现类似特征，即具有良好的马赫数相似性；但对曲线上比较突出的峰值，其相对位置、量值、数量等可能会发生变化，即峰值噪声具体特征受到风速的明显影响；风速的影响情况，也会随模型迎角、结构构型、测点位置不同而存在一定差异。

5）在横侧剖面以及飞越剖面内，噪声传播均具有一定的方向性，并且会随噪声频段、模型迎角等的不同而发生一定变化。