飞机起落架气动噪声的数值计算方法.pdf

第 4 9卷第 8期 2 01 3年 4 月 机械工程学报 J OURNAL 0F MECHANI CAL ENGI NEERI NG VO1 ． 4 9 NO． 8 Apr ． 2013 DoI 1 O ． 3 9 0 1 ， J M E． 2 0 1 3 ． O 8 ． 1 7 1 飞机起落架气动噪声的数值计算方法水 宁方立 马 尧 王善景 郭琪磊 黄文超 2 1 ．西北工业大学机 电学院西安7 1 0 0 7 2 ； 2 ．中国飞机强度研究所航空噪声与振动强度航空科技重点实验室西安7 1 0 0 6 8 摘要我国目前正在 自主研制民航大客机，噪声水平是其能否取得适航证的关键因素之一。在飞机着陆过程中，起落架噪声 在飞机总噪声中已占据主体地位。基于试验数据，提出一种飞机起落架气动噪声的新型数值计算方法。该方法将起落架结构 分解为圆柱体、机轮等基本部件。根据 F fowe s Wi l l i a ms ． H a wk i n g s 方程，对每类基本部件提出对应的噪声预测方法。由这些 基本部件组装成起落架，进而计算出起落架总体辐射噪声。该方法考虑多机轮存在情况，提出新型机轮模型，从而解决现有 数值计算方法机轮模型过于简单，并导致不正确计算结果的问题；提出基于圆柱体方向仿真数据的圆柱体部件指向性确定方 案，解决现有数值计算方法噪声辐射指向性错误的问题。另外，该方法能够确定出对起落架总体辐射噪声贡献最大的基本部 件，为低噪声起落架设计提供依据。 关键词起落架气动噪声F f o wc s Wi l l i a ms ． Ha w k i n g s 方程圆柱体机轮 中图分类号0 4 2 9 Nu m e r i c a l Co m p u t a t i o n a l M e t h o d f o r Pr e d i c t i n g Ai r c r a f t La n d i ng Ge a r No i s e N I N G F a n g l i MA Y a o WA N G S h a n j i n g G U O Q i l e i H U A NG We n c h a o 1 ． S c h o o l o f Me c h a n i c a l E n g i n e e r i n g ， No r t h we s t e r n P o l y t e c h n i c a l Un i v e r s i t y , Xi ’ an 7 1 0 0 7 2 ； 2 ． Ke y L a b o r a t o r y o f Ae r o a c o u s t i c s and D y n a mi c s ， Ai r c r a f t S t r e n g t h Re s e a r c h I n s t i t u t e ， Xi ’ an 7 1 0 0 6 8 Abs t r a c t T h e c i v i l a v i a t i o n b i g p l a n e i s b e i n g d e v e l o p e d i n Ch i n a ． Th e n o i s e l e v e l i s a k e y f a c t o r t o d e c i d e t h e a i r wo r t h i n e s s c e r t i fi c a t e r a t i fi c a t i o n ． O n l and in g ， the l and i n g g e a r n o i s e h a s b e c o me the ma j o r n o i s e c o n t r i b u t o r f o r the t o t a l a ir c r a f t n o i s e ． B a s e d o n e x p e r i me n t a l d a t a ， a n e w n u me r i c a l c o mp u ta t i o n a l me o d for p r e d i c t i n g a i r c r a f t l and in g g e ar n o i s e i s d e v e l o p e d ． I n t h i s me tho the l a n d i n g g e ar i s divid e di n t oma i np a r t s ， i n c l u d i n g c y l i n d e r san dwh e e l s ． Th en n o i s ep r e dic ti o nmo d e l sfor e v e r yk i n d o f p a r t sarep r o p o s ed b yu s i n gthe F f o wc s Wi l l i a ms - Ha wk i n g s e q u a t i o n ． F i n a l l y , s u mme dt h en o i s eo f t h ed i ff e r ent p a r t s ， thethet o tal r a d i a ti o nn o i s eo f thel and i n gg e ar C an be o b t a i n e d ． Th e n o i s e o fl a n d i n g g e a r s wi th s e v e r a l wh e e l s C an b e c a l c u l a t e d b y t h e n e w wh e e l mo d e l i n the me tho d ， S O the inc o r r e c t r e s u l t s b y the s i mp l e wh e e l mo d e l in e x i s ti n g n um e r i c al me tho d s C an als o b e a v o i d ed ． Base d o n the s i mu l a tio n data o fthe c y l ind r i c a l d i r e c ti v i t y , then e w mo d e l for c alc a t i n gthed i r e c t i v i t yi s p r o p o s ed i ntheme tho d ． Th emo d e l C an b eu s e dt o s o l v ethep r o b l e m o f wr o n g d i r e c t i v i t y c a l c u l a t e din the e xis t i n gn um e r i c a l me tho ． F u r t h e r mo r e ， theme tho d C an i d e n ti f ywh i c hp a r t i sthema i nn o i s e s o u r c efor the t o t a l rad i a ti o nn o i s eo f thel a n d i n gg e a r ． T h eme t h o dc a np r o vid ethet e c h n i c a l s u p p o r t ford e s i g n i n gthel o w n o i s el andg e ar． Ke y wo r d s Land i n g g e a r Ae r o a c o u s t i c n o i s e F f o wc s Wi l l i a ms Ha wk i n g s e q u a t i o n C y l i n d e r Wh e e l 0 前言 我国目 前正在自主研制民航大客机，噪声水平 } 国家 自然 科学 基金 5 1 0 7 5 3 2 9 、 陕西 省科 学技 术研 究发 展计 划 2 0 1 2 G Y2 - 4 1 、国家留学基金委访问学者出国研修项目、西北工业大 学基础研究基金f N - P U F F R - J C Y2 0 1 3 0 1 1 7 和西北工业大学研究生创 业种子基金 Z 2 0 1 3 0 2 9 资助项目。2 0 1 2 1 1 2 1收到初稿，2 0 1 3 0 3 1 4收 到修改稿 是其能否取得适航证的关键 因素之一。飞机噪声主 要包括发动机噪声和机体噪声 。随着大涵道 比涡轮 风扇发动机及一系列新技术的应用，发动机噪声已 经大为降低。在飞机着陆过程中，由于发动机推力 降低 ，使得机体噪声己占据主体地位。机体噪声包 括起落架和增升装置 包括襟翼和缝翼 的气动噪 声[ 1 _ 2 】 。 C HOW 等【 3 ] 对空客 A3 4 0 进行试验发现起落 架噪声 比襟翼噪声高 6 d B，说明机体噪声中起落架 学兔兔 w w w .x u e t u t u .c o m 机械工程学报 第 4 9卷第 8期 噪声是主要声源 。因此，进行飞机起落架气动噪声 的研究，建立其分析和数值计算方法对总体上降低 民航大客机 的噪声水平具有重要参考意义 。 目前起落 架气 动噪 声的预 测方法主 要包括纯 数值计算方法和基于试验数据的数值计算方法。纯 数 值 计 算 方 法 是 一 种 基 于 计 算 流 体 力 学 C o mp u t a t i o n a l fl u i d d y n a mi c s ，C F D 确定起落架表 面 的 非 定 常 压 力 分 布 ， 再 通 过 求 解F f o w c s Wi l l i a ms ． Ha wk i n g s F W- H 方程 获得远 场 噪声分 布 的方法。S O U L I E Z等【4 J 利用 C F D计算简化的四轮 起落架流场，发现支柱系统极大地影响着起落架噪 声，然而起落架结构的复杂性限制了进一步研究。 L I 等l5 J通过对起落架流场的仿真发现上游支柱会产 生涡脱落现象，脱落 的涡会和下游支柱的流场相互 作用 ，产生附加噪声。S P AL AR T L 6 J 通过数值仿真发 现计 算结果 的准确性 严重依赖于所选取 的湍流模 型。在国内，龙双丽等L 7 】 对某型飞机单轮前起落架 进行 了数值仿真和试验研究 。分析了其噪声产生的 机理，频谱特性及指向特性，并评估了各部件对总 体噪声的贡献量 。但采用纯数值计算方法通常都要 对起落架进行简化处理 ，这是因为模拟复杂结构起 落架 的气动噪声时，需要较小的网格尺寸和庞大的 网格节点数 目。进而需要使用大型并行计算机，并 耗费大量时间进行计算。所消耗的时间甚至超出了 设计阶段对时间的限制 。若结构稍有改动，则需要 重新进行计算。基于试验的数值计算方法是在大量 试验 的基础上结合理论分析的噪声预测方法 ，具有 计算 时间短 ，易于根据试验数据调整参数的优点。 F I N K[ 8 J 基于飞行试验数据及HE L L E R等 】 的风洞试 验数据， 提出了一种数值计算方法 简记为 F I N K方 法 。该方法仅用了起落架的两个特征 机轮直径和 支柱长度 进行噪声预测， 能够较好 的匹配飞行试验 的总声压级 O v e r a l l s o u n d p r e s s u r e l e v e l ，O AS P L 数据 ，并成为了美 国航空航天局开发的飞机 噪声预 测软件 Ai r c r a f t n o i s e p r e d i c t i o n p r o g r a m，A NOP P 中起落架噪声预测标准方法之一；GU Ot 加 1 提出了 一 种数值计算方法 简记为 G UO方法 ， 该方法将起 落架主要部件按尺寸分解为大 、中、小三类 ，然后 ， 根据 C UR L E理论及试验数据得到起落架远场噪声 与飞机的飞行状态参数和起落架外形几何参数的关 系 ，该方法 也 已被 A NOP P 软件所采 纳；L O P E S 等[ 1 3 - 15 】提出了起落架模型与声预测方法 L a n d in g ． g e a r mo d e l a n d a c o u s t i c p r e d i c t i o n ，L GMA P 。该方法将 被第二代 A N O P P软件所采纳【 】 。现有基于试验的 数值计算方法中，F I NK 的方法模型过于简单 ，对 小部件产生的高频噪声预测不足。 GUO方法不能适 用于起落架缩尺模型，需要对全尺寸模型进行试验 分析，这使得试验成本过高 。另外，该方法是以波 音系列的飞机起落架的试验数据为基础所建立 ，不 能直接指导我国的民航大客机起落架设计。 L G MA P 将起落架分解为几类基本噪声源部件，通过参数校 准，能够预测出各个噪声源 的声谱特性且较好的匹 配试验数据 。然而 L GMAP在圆柱体 声学元的指 向 性确定上，未能提出一种 明确的方案 。因此 ，除了 匹配特 定位置处的试验数据 ，L G MA P 方法在其他 位置处不能正确进行噪声预测；另外 ，L GMAP采 用圆柱体环绕的方式来对机轮进行建模 。由于不同 位置圆柱体的辐射噪声指 向性都不一致 ，最终导致 整体机轮 的辐射噪声在各个方向都是相 同的，与实 际情况不相符合 。 本文提 出一种基于 F W- H方程和试验数据的飞 机起落架气动噪声新型数值计算方法。本方法将起 落架分解为圆柱体和机轮等部件 ，并提 出了基于圆 柱体方 向仿真数据【 J ， J 的圆柱 体部件指 向性确定方 案，从而能准确地预测远场任何位置的辐射噪声。 另外，通过对 F I N K方法机轮模型进行参数修正， 提出了一种新型机轮部件噪声辐射模型。 1 圆柱体部件模型 起落 架支柱系统 中许多结构 具有与 圆柱 体相 似的几何形状，如支撑柱、减振器、软管等结构。 为计算圆柱体部件 的辐射噪声 ，基于 F W- H方程， 采用 L GMAP相 同的方法建立圆柱体部件模型【 l 5 ] 。 计算远场气动噪声 的 F W- H方程为 昙 一 毒 去 Ⅳ 1 式 中口 - D’ Al e mb e r t 算子 门2 1 a a 2 一 C O t O x， f x ， t 计算表面 厂 ， t 0 厂 D ir a c d e l t a 函数 仁 ／ 1 计算表面沿着 i 方向的载荷 ， 湍流场 内的应力张量 厂 H e a v i s i d e 函数 ． I 1 0 日 厂 为噪声功率谱密度； 1 7为声功率； D O ， 为指向性参数； F S r 为机轮 的载荷谱方程。 声功率方程为 刀 NJ 1 1 式中，Ⅳ 为机轮的个数， d为机轮直径。单机轮及 两机轮时，参数K -- 4 3 4 9 x 1 0 4 ；多机轮并存时，参数 K 4 ．4 1 4 x 1 0 ，并通过修正载荷谱中的多个系数， 来体现噪声幅值和频谱的变化。 指 向性参数 D O ， 及机轮 载荷谱方程 F 分别为 ． D O ， “ s i n 1 2 ． F 面 。 1 3 t 十 乙 r， 式中， 为载荷谱幅值；0为极角； 、c为谱形 参数； 为方位角。角度定义与 F I NK方法相同。 3 参数校准 3 ． 1 圆柱体部件参数校准 对于圆柱体量纲一的载荷谱公式，式 5 中的各 个参数， 目前还没有有效的测量或计算方法 。只能 通过试验数据进行参数校准 。 本方法通过 HE L L E R等[9 】 的DC ． 1 0 前起落架缩 尺模型风洞试验数据进行参数校准。试验数据 由旁 线观测点 图 3中 C点 测得 ，如图 4所示。根据噪 声谱峰值位置计算得 的校准初值为 0 ． 2 。但 由于 观测 点至 声源 方 向垂 直 于 流速 方 向，波 动 阻力 D 在该方向上没有分量，因此无法由该点的试 验数据校准阻力系数 ，只能对参数 e 、 P 、 进 行校准，校准前后的参数如表 1 所示。 曼 童 复 器 萋 图3 D C ． 1 0前起落架缩尺模型试验示意图 斯特劳哈尔数 S ， 图4 DC ． 1 0前起落架缩尺模型的旁线噪声曲线 学兔兔 w w w .x u e t u t u .c o m 2 0 1 3 年 4月 宁方立等飞机起落架气动噪声的数值计算方法 1 7 5 表 1 圆柱体部件参数对比 参数谱 数 谱 数 升 数阻 数 初始模型 3 ．0 2 ． 0 0 0 ．2 0 1 ．0 0 0 ． 5 0 0 校准后模型 2 ． 5 2 ． 1 5 0 ． 2 2 0 ． 1 7 O ．0 2 4 确定了 e 、 P、 之后 ，再通过 C O X等 J 的圆 柱体方 向仿真数据对 进行校准。 此时保证其他参 数不变，取 初值为 0 ． 5 ，通过逐渐调节 使圆柱 体部件的 O AS P L 指向性与文献[ 1 7 1 中的圆柱形仿 真数据相 匹配 ，如 图 5所示 。校 准后 的 值为 0 ． 0 2 4 。这样，就得到了圆柱体部件升力系数 与 阻力系数 之 间的固定比例关系， 从而既保证 了预 测噪声的指 向性 ，又能准确获取 圆柱体部件在其他 远场位置处的辐射噪声 。 方法计算结果 【 1 7 】 仿真结果 图 5 圆柱体部件 O AS P L指向性 3 ． 2 机轮部件参数校准 本方法的机轮模型采用 F I N K 方法的单个机轮 的噪声计算公式，即式 1 1 中取 ， 1 。对于多机 轮起落架，将由式 1 3 所计算的单个机轮噪声进行 叠加，获得整体机轮的噪声。 因此不能使用 F in k方 法 中的单机轮或多机轮参数 ，需要对参数进行重新 校准，否则会增大最终的噪声计算值 。 为 了保持载荷谱的形态不变 ，仅对载荷谱公式 f 1 3 1 中的 和 参数进行重新校准 。校准前后的参 数如表 2所示。 表 2 机轮部件校准前后谱形参数 参数 F i l l k模型 校准后模型 4 数值计算结果及分析 4 ． 1 圆柱体部件对 比验证 在参数校准后， 本方法对 D C ． 1 0前起落架缩尺 模型旁线观测点的噪声进行了计算。 根据试验数据[ 9 1 ， 取机轮直径Dw0 ． 0 7 5 m，支柱直径 D0 ． 0 1 5 m， 支柱长度 ， 0 ． 1 5 m ，自由流速 U6 5 m／ s ，参考速 度 U 1 0 0 m／ s 。 为了与文献【 9 】 试验结果进行对 比， 采用归一化处理计算公式， 声压级 L 。 一6 0 1 g u ／ u o 2 0 1 g r ／ D ，使用本方法中所用参数计算得到纵坐 标为 1 ／ 3倍频程声压级 2 6 ． 8 。 计算结果如 图4所示。 由于当圆柱体附近产生涡脱落时，气流运动最为剧 烈，辐射 的气动噪声值最大。因此噪声谱峰值频率 位于圆柱形涡脱落 的斯特劳哈尔数 处 。在中高 频处，本文方法计算所得到的声压级与试验获得的 声压级能较好吻合。在低频处声压级低于试验获得 的声压级，是因为计算忽略了试验中用于固定模型 的装置所产生的低频噪声。 本方法所得 OAS P L指 向性与圆柱体方向仿真 数据[ 1 7 】 的对比如图 5所示。两个 O AS P L指向性趋 势相吻合，大小的差异是由于 DC ． 1 0支柱 的尺寸与 文献[ 1 7 1 中的圆柱体尺寸不同所致。在垂直于 圆柱 体部件方 I 9 0 o 和 2 7 0 。 方 向 的辐射噪声最大，沿气 流方向 0 。 和 1 8 0 。 方向 的辐射噪声最小。这是 由于 圆柱体部件噪声源为偶极子声源特征。对垂直于圆 柱体部件方向噪声有贡献的升力大于对沿着气流方 向噪声有贡献的阻力。 4 ． 2 机轮部件对 比验证 根据所建立的机轮部件模型， 对 DC ． 1 0前起落 架机轮 两轮机轮 进行 了噪声及指 向性预测，分别 如图 6 、7所示 。通过对 比文献[ 9 】 给 出的试验结果 发现，噪声谱峰值 的位置、大小及噪声谱趋势基本 吻合 。 为 了验证所得结果的正确性 ， 与 GU O方法L 1 计算得到 的波音 7 3 7指向性结果进行对 比。通过对 比发现，指 向性趋势基本吻合 。 ∞ 出 报 ∞ 出 { 徂 、 一 本文方法所得机轮噪声谱 一 机轮试验数据 斯特劳哈尔数 S r 图 6 DC ． 1 0前起落架缩尺模型机轮噪声谱 极角 o ／ 。 图 7 DC ． 1 0前起落架机轮缩尺模型 O AS P L指向性预测 学兔兔 w w w .x u e t u t u .c o m 1 7 6 机械工程学报 第 4 9卷第 8期 分别得到 圆柱体部件与机轮部件声压后，进行 叠加可求起落架总体噪声 。噪声结果如 图 8所示。 本方法所得到的起落架 总体噪声与试验结果 J 较好 吻合。在 D C 一 1 0中，支柱是对起落架总体噪声贡献 最大的噪声源。在高频处，数值计算得到的声压级 略低于试验获得的声压级 ，其主要原因是 由于圆柱 体部件和机轮噪声集 中在中低频部分 ，本方法尚未 对产生高频噪声的小部件进行建模。 ∞ 霜 } i 趟 里 斯特劳哈尔数 S 图 8 DC ． 1 0起落架缩尺模型总体噪声结果 为 了证 明本方 法对其他机 型全尺寸起落 架的 噪声预测能力，对波音 7 3 7主起落架总体噪声进行 了 预 测 ， 取 机 轮 直 径 O 1 ． ， 支 柱 直 径w 2 7 m D0 ． 1 3 m， 支柱长度， 1 ．8 m， 马赫数Ma 0 ．2 4 ， 观测点位于起落架正下方 9 0 。 。结果如图 9所示。 由于波音 7 3 7 主起落架为4轮起落架，机轮成为了 起落架总体噪声中的主要噪声源 。在试验结果中， 试验装置中的高幅值背景噪声位于低频位置处 。由 于本方法尚未对产生高频噪声的小部件进行建模， 所以在高频处计算结果相 比试验数据下降过快 。由 于试验中固定装置会额外产生一部分低频噪声 ，所 以在低频处试验数据高于计算结果 。 ∞ ≈ 出 韫 鬃 逛 频率／ ／ H z 图 9 波音 7 3 7全尺寸起落架总体噪声 根据本方法建立的指向性确定方案，得到波音 7 3 7主起落架总体噪声的指向性预测如 图 1 O所示 。 同时通过对 比波音 7 3 7起落架的总体噪声指 向性试 验数据 ，可 以看出本方法所得指 向性结果与试验 数据基本吻合 。由于波音 7 3 7主起落架包括了非圆 柱形的支柱。因此导致使用本方法预测的指向性在 9 0 o 之外的其他方 向与试验结果存在偏差。 ∞ { 租 、 确 极角 o ／ 。 图 1 0 波音 7 3 7主起落架总体噪声指向性预测 5 结论 1 本方法将起落架分解为圆柱体、机轮等基 本部件。建立 了不同部件 的辐射噪声模型，从而使 得本方法可以用于计算起落架缩尺或全尺寸模型的 气动噪声，并能确定出对起落架总体辐射噪声贡献 最大 的基本部件 。 2 基于所提 出的圆柱体参数校准方案 ，计算 得到的起落架支柱 O A S P L指向性与圆柱体仿真结 果较好吻合 ，从而能准确地预测远场任何位置处起 落架支柱辐射噪声。 3 提 出新型机轮计算模型 ，使得本方法可以 计算多个机轮的起落架噪声。 既能克服 F i n k方法模 型过于简单的缺陷，又能克服 L G MA P模型指向性 错误。 4 通过与 D C ． 1 0和波音 7 3 7的试验数据进行 对 比，验证了本方法的正确性 。 5 在今后 的研究工作 中，将从 以下方面对模 型进行改进 研究基本部件之 间流场相互影响的关 系，对计算模型 中参数进行再校准 ；研究基本部件 之间声波散射算法 ，对计算 模型进行优化 ；建 立 引起高频噪声 的小部 件的噪声计算模 型，解 决现 有计算结果高频预测不足的问题，使计算结果更 准确 。 参考文献 [ 1 ]乔渭阳，许开富，武兆伟，等．大型客机起飞着陆过 程噪声辐射特性对 比分析[ J ] ． 航空学报，2 0 0 8 ，2 9 3 5 3 4 ． 5 41 ． QI AO We i y a n g ，XU Ka i f u ，WU Z h a o we i ，e t a 1 ． No i s e ∞ 如 ∞ 加 ∞ 学兔兔 w w w .x u e t u t u .c o m 2 0 1 3年 4月 宁方立等飞机起落架气动噪声的数值计算方法 1 7 7 r a d i a t i o n o f l a r g e - -s c a l e c o mme r c i a l a i r c r a f t i n t a k e - o ff a n d l a n d i n g [ J ] ． A c t a Ae r o n a u t i c a e t As t r o n a u t i c a S i n i c a ， 2 0 0 8 ，2 9 3 5 3 4 - 5 4 1 ． [ 2 】 DO B R Z Y NS W Al mo s t 4 0 y e a r s o f a i r f r a me n o i s e r e s e arc h 一啪 l a t d i d we a c h i e v e [ C ／ C D] ／ ／ Ame r i c an I n s t i t u t e o f Ae r o n a u t i c s and As t r o n a u t i c s ． 1 4 t h Ae r o a c o u s t i c s Co n f e r e n c e ，M a y 5 7，2 0 0 8 ，V an c o u v e r ， 2 0 0 8 ． 【 3 ] C HO W LC， MA 1 K， R E MYH． L and i n gg e ars andh i g h l i ft d e v i c e s a i r f r ame n o i s e r e s e a r c h [ C ／ C D] ／ ／ Ame r i c an I n s t i t u t e o f Ae r o n a u t i c s and As tro n a u t i c s ．8 t h AI A A／ CEAS Ae r o a c o u s t i c s Co n f e r e n c e Ex h i b i t ． J u n e 1 7 1 9 ， 2 0 0 2 ， Br e c k e n r i d g e ， Co l o r a d o，2 0 0 2 ． [ 4 】 S OU L I E ZF J ， L O NGLN， MOR RI SP J ， e t a 1 ． L and i n g g e a r a e r o d y n a mi c n o i s e p r e d i c t i o n u s i n g u n s t r u c t u r e d g r i d s [ J 】 ． Int e r n a t i o n a l J o u r n a l o f A e r o a e o u s t i c s ， 2 0 0 2 ， 2 1 1 5 ． 1 3 5 ． [ 5 ] L I F，K HO R R AMI M R，MAL I K M R ．Un s t e a d y s i mu l a t i o n o f a l and i n g g e ar fl o w fi e l d [ C ／ C D ] ／ ／ Ame r i c an In s t i t u t e o f Ae r o n a u t i c s an d As t r o n a u t i c s ．8 t h AI AA／ CEAS Ae r o a c o u s t i c s Co n f e r e n c e E x h i b i t ，J un e 1 7 - 1 9 ， 2 O O 2 ， Br e e k e n r i d g e ，Co l o r a d o，2 0 0 2 ． 【 6 】 S P AL A R T P R ．D e t a c h e d - e d d y s i mu l a t i o n [ J ] ．F l u i d Me c h an i c s ，2 0 0 9，4 1 1 8 1 ． 2 0 2 ． [ 7 】 龙双丽，聂宏，薛彩军，等．飞机起落架气动噪声特 性仿真与试验[ J ] ． 航空学报 ， 2 0 1 2 ，3 3 6 1 0 0 2 ． 1 0 1 3 ． L O NG S h u ang l i ，NI E H o n g，X UE C a ij u n，e t a 1 ． S i mu l a t i o n and e x p e r i me n t o n a e r o a c o u s t i c n o i s e c h ara c t e r i s t i e s o f a i r c r a ft l and i n g g e ar[ J ] ． A c t a Ae r o n a u t i c a e t As tr o n a u ti c a S i n i c a ， 2 0 1 2， 3 3 6 1 O O 2 ． 1 O l 3 ． 【 8 】 F I NK M R．No i s e c o mp o n e n t me t h o d f o r a i r f r a me n o i s e [ J ] ． J ． Ai r c r a ft ，1 9 7 9 ，1 6 1 0 6 5 9 6 6 5 ． 【 9 】 HE L L E R H H，DO B R Z YNS W M． S o und r a d i a t i o n f r o m a i r c r a ft wh e e l we l l ／ l andin g - g e ar c o n fi g u r a t i o n s [ J ] ． J ． Ai r c raft ，1 9 7 7 ，1 4 1 0 7 6 8 7 7 4 ． [ 1 0 】 G UO Y E A s t a ti s t i c a l mo d e l for l and i n g g e ar n o i s e p r e dic t i o n [ C ／ C D ] ／ ／ Ame r i c a n I n s t i t u t e o f Ae r o n a u ti c s and As t r o n a u t i c s ， 9 t h AI A A／ CE AS Ae r o a c o u s t i c s Co n f e r e n c e E x h i b i t ， Ma y l 2 - 1 4，2 0 0 3， Hi l t o n He a d， S o u t h [ 1 2 】 【 1 3 】 [ 1 4 】 【 1 5 ] [ 1 6 ] [ 1 7 ] Ca r o l i n a ， 2 0 0 3 ． GUO Y P ．A s e mi e mp i ric a l mo d e l for a i r c r a ft l and i n g g e ar n o i s e p r e d i c t i o n [ C ／ C D] ／ ／ A me r i c an I n s t i tut e o f Ae r o n a u ti c s a n d As t r o n a u t i c s， 1 2 t h AI AA／ CE AS Ae r o a c o u s t i c s Co n f e r e n c e Exh i b i t ，Ma y 8 - 1 0 ，2 0 0 6 ， Ca mb rid g e ， M a s s a c h u s e s ， 2 0 0 6 ． GUO Y P ． A c o mp o n e n t - b a s e d mo d e l for a i r c r a f t l a n d i n g g e ar n o i s e p r e d i c ti o n [ J ] ．J ． S o und V i b ． ，2 0 0 8 ，3 1 2 8 01 ． 8 2 0 ． L OP ES L V F r am e wo r k for a l and i n g g e ar mo d e l an d a c o u s t i c p r e dic t i o n [ J ] ． J ． Ai r c r a ft ， 2 0 1 0 ， 4 7 3 7 6 3 7 7 4 ． LOP ES L V ， BRE NT NER K S，M OR RI S P J ． Co mp l e x l and i n g g e ar n o i s e p r e d i c t i o n u s i n g a s i mp l e t o o l k i t [ C ／ C D ] ／ ／ Ame r i c a n I n s t i tut e o f Ae r o n a u t i c s a n d As tr o n a u t i c s ，4 3 r d Ae r o s p a c e S c i e n c e s Re n o，NV ， J anu a r y 1 0 - 1 3，2 0 0 5 ． LOP ES L V A n e w a p p r o a c h t o c o mp l e t e a i r c r a ft l an d i n g g e a r n o i s e p r e dic t i o n [ D] ． P e n n s y l v ani a