本发明涉及飞机机体噪声控制领域，更具体地 涉及用于降低缝 翼气动噪声的飞机前缘缝翼噪声控制方法。 背景技术

缝翼噪声作为机体噪声的主要来源之一，其产 生是复杂非定常 气动现象耦合作用的结果。 缝翼凹槽流场复杂气流漩涡运动以及缝 翼后缘气流漩涡非定常脱落被认为是导致缝翼 噪声的主要物理机 制。 在此基础上出现了一系列缝翼噪声控制的措施 方法。

其中的一类通过在缝翼上安装"附加物"， 改变缝翼几何形状， 影响缝翼凹槽非定常流场， 从而达到降噪的目的。 这类工作中具有 开创性的是在缝翼尖端安装延伸盖板，用以削 弱凹槽涡系强度。 延续 这一思想后来又出现了一些工程上更加实际可 行的延伸盖板方案。 后来更是发展成完全填充缝翼凹槽， 形成流线型外表面， 从而使得 缝翼噪声显著降低。 另一类方案是通过降低湍流边界层能量向声波 辐射能量的转化来实现降噪， 主要应用于缝翼后缘， 例如在后缘处 替代使用多孔、 泡沫材料， 或者采用锯齿状后缘。 此外， 还有方案 将声衬用于缝翼噪声控制， 在缝翼凹槽面及主翼面合适位置安装声 衬， 吸收噪声能量。 除了上述被动降噪措施， 还有利用等离子体激 励器来抑制缝翼尖缘气流漩涡脱落， 从而达到主动降噪的目的。

目前关于缝翼噪声的降噪措施或对常规增升装 置设计改动较 大， 或机构实现复杂。 在降低噪声的同时， 却会引起气动性能的下 降以及飞机重量的增加， 可能还会对飞机的安全性、 可靠性产生影 响， 应用方面收益往往不抵代价。 发明内容

本发明提出一种能够减轻或消除上述至少一种 不足的新型的 缝翼噪声控制方法将是有利的。

为此， 根据本发明的一个方面， 提供一种飞机前缘缝翼噪声控 制方法， 该方法包括如下步骤：

在前缘缝翼的缝翼凹槽内表面上安装第一压电 传感器以利用压 电效应吸收气流漩涡撞击的机械能并转化为电 能；

提供压电分流电路模块使其与所述第一压电传 感器电连接从而 将所述电能以热的形式耗散。

在本发明的该方面， 通过在缝翼凹槽表面安装压电器件， 利用 其压电效应带来机械能向电能的转化， 从而实现基于压电效应的缝 翼噪声被动控制。

优选地， 所迷第一压电传感器为压电片。

优选地，将所述压电片的响应频率设置成与所 述前缘缝翼的缝 翼尖端在飞机处于大功率运行状态下的噪声频 率相匹配。

优选地，将所述压电片的响应频率设置成与所 述前缘缝翼的缝 翼尖端在飞机处于起飞和 /或降落状态下的噪声频率相匹配。

优选地，根据所述前缘缝翼的外形将所述第一 压电传感器安装 在所述缝翼凹槽内表面上被所述气流漩涡撞击 的位置上。

优选地， 所述压电分流电路模块中设有散热电阻。

优选地， 上述方法还包括如下步骤：

在所述前缘缝翼的缝翼尖端和 /或缝翼后缘上安装第二压电传感 器；

提供供电电路模块并使其与所述第二压电传感 器电连接从而使 所述第二压电传感器利用逆压电效应产生机械 振动来影响所述缝翼尖 端和 /或缝翼后缘上的气流漩涡的流动 _Λ

在基于压电效应的缝翼噪声被动控制的同时， 还可实现基于逆 压电效应的缝翼噪声主动控制。

根据本发明的另一个方面，提供一种飞机前缘 缝翼噪声控制方 法， 该方法包括如下步骤：

在前缘缝翼的缝翼尖端和 /或缝翼后缘上安装第二压电传感器； 提供供电电路模块并使其与所述第二压电传感 器电连接从而使 所述第二压电传感器利用逆压电效应产生机械 振动来影响所述缝翼尖 端和 /或缝翼后缘上的气流漩涡的流动。

在本发明的该方面， 通过在缝翼尖端和 /或缝翼后缘位置安装 压电器件， 利用其逆压电效应带来的电能向机械能的转化 ， 从而实 现基于逆压电效应的缝翼噪声主动控制。

优选地， 所述第二压电传感器为压电片。

优选地，将所述压电片的机械振动频率设置成 与所述缝翼尖端 和 /或缝翼后缘在飞机处于大功率运行状态下的� �流漩涡脱落频率相 匹配。

优选地，将所述压电片的机械振动频率设置成 与所述缝翼尖端 和 /或缝翼后缘在飞机处于起飞和 /或降落状态下的气流漩涡脱落频 率相匹配。

根据本发明的再一个方面，提供一种飞机前缘 缝翼噪声控制方 法， 该方法包括如下步骤：

在前缘缝翼的缝翼凹槽内表面上安装第一压电 传感器；

提供能量收集模块并使其一端与所述第一压电 传感器电连接从 而将所述第一压电传感器利用压电效应吸收气 流漩涡撞击的机械能转 化成的电能收集起来；

在前缘缝翼的缝翼尖端和 /或缝翼后缘上安装第二压电传感器并 使其与所述能量收集模块另一端电连接从而利 用逆压电效应产生机械 振动来影响所述缝翼尖端和 /或缝翼后缘上的气流漩涡的流动。

在本发明的该方面， 通过在缝翼凹槽表面、 缝翼尖端和 /或缝 翼后缘位置安装压电器件， 利用其压电效应、 逆压电效应带来的机 械能和电能之间的相互转化， 从缝翼噪声产生、 传播的流动物理上 对缝翼噪声加以抑制， 实现了基于自封闭压电系统的缝翼噪声被动、 主动一体控制。

总体来说， 相对目前缝翼噪声控制措施， 本发明可在不对常规 增升装置设计产生较大改变的前提下实现缝翼 气动噪声的有效控 制， 不会对增升装置的气动性能和飞机安全性产生 影响， 因而应用 前景广阔。 通过参考下面所描述的实施方式，本发明的这 些方面和其他方 面将会得到清晰地阐述。 附图说明

本发明的结构和操作方式以及进一步的目的和 优点将通过下 面结合附图的描述得到更好地理解， 其中， 相同的参考标记标识相 同的元件：

图 1示意性地示出了现有前缘缝翼的横截面图，� �中现有前缘 缝翼相对机翼处于展开状态；

图 2示意性地示出了图 1中飞机前缘缝翼的噪声产生机理； 图 3 为根据本发明第一优选实施方式的飞机前缘缝 翼噪声控 制方法在缝翼凹槽内表面上安装第一压电传感 器的立体示意图； 图 4为图 3中飞机前缘缝翼噪声控制方法的被动降噪原� �示意 图；

图 5 为第一优选实施方式的飞机前缘缝翼噪声控制 方法的流 程图；

图 6 为根据本发明第二优选实施方式的飞机前缘缝 翼噪声控 制方法在缝翼尖缘内表面安装第二压电传感器 的示意图；

图 7为图 6中飞机前缘缝翼噪声控制方法的主动降噪原� �示意 图；

图 8 为第二优选实施方式的飞机前缘缝翼噪声控制 方法的流 程图；

图 9 为根据本发明第三优选实施方式的飞机前缘缝 翼噪声控 制方法进行压电主被动一体降噪的原理示意图 ；

图 10为第三优选实施方式的飞机前缘缝翼噪声控� ��方法的流 程图。 具体实施方式

根据要求， 这里将披露本发明的具体实施方式。 然而， 应当理 解的是， 这里所披露的实施方式仅仅是本发明的典型例 子而已， 其 可体现为各种形式。 因此， 这里披露的具体细节不被认为是限制性 的， 而仅仅是作为权利要求的基础以及作为用于教 导本领域技术人 括采用这里所披露的各种特征并结合这里可能 没有明确披露的特 征。

下面首先参考图 1和图 2介绍一下现有前缘缝翼 101在现有大 升力系统中的作用及其噪声产生机理。 现有大升力系统可包括前缘 缝翼 101 以及副翼 （图未示） ， 它们共同作用来改变机翼 103 的形 状， 进而形成额外的气动升力。 如图 1所示， 前缘缝翼 101相对机 翼 103处于展开状态。 现有前缘缝翼 101构造成与机翼 103的前缘 匹配， 因而通常在后侧具有凹入形状形成缝翼凹槽 1 10。 当环境气流 围绕现有前缘缝翼 101流动时， 缝翼凹槽 110导致环境气流的再循 环即气流漩涡 120, 如图 2所示。 在飞机起飞和降落操作过程中， 正 是环境气流的这种气流漩涡成为大量噪音的来 源。 不仅如此， 缝翼 1HJ槽 1 10内的气流漩涡 120也不是空气动力最优的， 其导致飞机气 动性能的降低。

下面，将对根据本发明三种优选实施方式的飞 机前缘缝翼噪声 控制方法进行介绍， 它们分别涉及被动降噪、 主动降噪以及主被动 一体降噪三种降噪方式， 其中：

被动降噪

缝翼噪声产生的机理之一是，缝翼尖端流动剪 切层脱落形成气 流漩涡， 撞击缝翼凹槽内表面， 从而形成噪声， 见图 2。

在缝翼凹槽内表面适当位置安装压电片作为压 电传感器，利用 压电效应可以将机械能转化为电能的特性， 吸收气流漩涡撞击的机 械能， 将其转化为电能， 并通过压电分流电路模块的设置， 将电能 以热的形式耗散， 从而实现降噪的目的， 见图 3和图 4。

主动降噪

与之前提及的被动降噪相反，主动降噪是利用 压电材料的逆压 电效应， 即从电能向机械能的转化。

缝翼尖端、 缝翼后缘是缝翼噪声的来源， 从控制声源的角度考 虑， 在上述位置安装压电片作为压电作动器， 并通过供电电路模块 对其进行供电， 使得压电作动器在有能量输入时产生微振动， 从而 影响这些位置的气流漩涡流动以实现从声源角 度对噪声的主动控 制， 如图 6和图 7所示。

主被动一体 （耦合） 降噪

考虑将被动降噪和主动降噪耦合， 通过提供能量收集模块， 使 得被动降噪压电片吸收的能量供给到主动降噪 压电片， 从而形成能 量采集和利用的闭环， 见图 9。

术语解释

所谓被动降噪中的适当位置：在所关心的前缘 缝翼工作状'态例 如飞机起飞和降落状态下， 缝翼尖缘形成漩涡气流（气流漩涡脱落） 并撞击缝翼凹槽内表面， 是形成气动噪声的主要原因之一。 对应在 撞击位置安装压电材料， 吸收撞击能量。

气流漩涡脱落频率： 气流漩涡脱落不是一个稳态的过程， 且气 流漩涡的大小尺度不一， 脱落频率跟气流漩涡尺度有关， 因此频率 存在一个范围。 气流漩涡气流撞击凹槽表面也是非稳态的， 相应地 产生的噪声也存在一个频率范围， 其中某些频率噪声最强。

响应频率： 压电材料在外界激励（如气流漩涡撞击）产生 压电 效应， 其对不同频率 （这里是非稳态的气动撞击力） 的外界激励响 应程度不一样， 因此需要选择压电材料的响应频率与噪声最强 的频 率一致。

如图 3至图 5所示， 根据本发明的一个方面， 通过提供一种改 进后的前缘缝翼 201 来提供一种根据本发明的第一优选实施方式的 飞机前缘缝翼噪声控制方法， 该方法包括如下步骤：

S11 : 在前缘缝翼 201的缝翼凹槽 210内表面 211上安装第一压 电传感器 203 以利用压电效应吸收气流漩涡撞击的机械能并 转化为电

¾b . S12: 提供压电分流电路模块 205 使其与所述第一压电传感器 203电连接从而将所述电能以热的形式耗散。

优选地， 所述第一压电传感器 203为压电片。

优选地， 将所述压电片的响应频率设置成与所述前缘缝 翼 201 的缝翼尖端 230在飞机处于大功率运行状态下的噪声频率相 匹配。

优选地， 将所述压电片的响应频率设置成与所述前缘缝 翼 201 的缝翼尖端 230 在飞机处于起飞和 /或降落状态下的噪声频率相匹 配。

优选地，根据所述前缘缝翼 201的外形将所述第一压电传感器 203安装在所述缝翼凹槽 210内表面 21 1上被所述气流漩涡撞击的位 置上。

优选地， 所述压电分流电路模块 205中设有散热电阻 250, 通 过该散热电阻 250将电能转化为热能从前缘缝翼 201的耗散出去。

如图 6至图 8所示， 根据本发明的另一个方面， 通过提供一种 改进后的前缘缝翼 301 来提供一种根据本发明第二优选实施方式的 飞机前缘缝翼噪声控制方法， 该方法包括如下步骤：

S21 : 在前缘缝翼 301 的缝翼尖端 330 上安装第二压电传感器

303;

S22: 提供供电电路模块 305并使其与所述第二压电传感器 303 电连接从而使所述第二压电传感器 303 利用逆压电效应产生机械振动 来影响所述缝翼尖端 330上的气流漩涡的流动。

在本实施方式中， 第二压电传感器 303为压电片。

优选地，将所述压电片的机械振动频率设置成 与所述缝翼尖端 330在飞机处于大功率运行状态下的气流漩涡脱 落频率相匹配。

优选地，将所述压电片的机械振动频率设置成 与所述缝翼尖端 330在飞机处于起飞和 /或降落状态下的气流漩涡脱落频率相匹配。

应当理解的是，上述第二压电传感器 303也可安装在前缘缝翼 301的缝翼后缘 340，或者也可以同时在缝翼尖端 330和缝翼后缘 340 上安装第二压电传感器 303。 还应当理解的是， 上述两个实施方式可以如上单独使用， 也可 以一同使用， 也就是说， 第一优选实施方式中可进一步通过在前缘 缝翼的缝翼尖端和 /或缝翼后缘上安装第二压电传感器 303来提供一 种根据本发明第二优选实施方式的飞机前缘缝 翼噪声控制方法。

如图 9至图 10所示， 根据本发明的再一个方面， 提供一种根 据本发明第三优选实施方式的飞机前缘缝翼噪 声控制方法， 该方法 包括如下步骤：

S31 :在前缘缝翼的缝翼凹槽内表面上安装第一压� �传感器 203 ;

S32: 提供能量收集模块 405并使其一端与所述第一压电传感器 203 电连接从而将所述第一压电传感器 203 利用压电效应吸收气流漩 涡撞击的机械能转化成的电能收集起来；

S33 : 在前缘缝翼的缝翼尖端上安装第二压电传感器 303并使其 与所述能量收集模块 405 另一端电连接从而利用逆压电效应产生机械 振动来影响所述缝翼尖端和 /或缝翼后缘上的气流漩涡的流动。

需要说明的是，尽管在第三优选实施方式中仅 说明在缝翼尖端 上安装第二压电传感器 303 ,可以理解的是也可改为在缝翼后缘上安 装第二压电传感器 303 , 或者在这两个位置同时安装。

应当理解的是， 上述压电片可以是条带形状， 也可以是多个条 带状压电片组合在一起， 从而实现一定范围的宽频噪声控制。

本发明的技术内容及技术特点已揭示如上， 然而可以理解， 在 本发明的创作思想下， 本领域的技术人员可以对上述结构和形状作 各种变化和改进， 包括这里单独披露或要求保护的技术特征的组 合， 明显地包括这些特征的其它组合。 这些变形和 /或组合均落入本发明 所涉及的技术领域内， 并落入本发明权利要求的保护范围。 需要注 意的是， 按照惯例， 权利要求中使用单个元件意在包括一个或多个 这样的元件。 此外， 不应该将权利要求书中的任何参考标记构造为 限制本发明的范围。