Review of slat noise mechanism and control in high-lift devices
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摘要:
在飞机着陆过程中，增升装置中的缝翼是机体气动噪声的重要噪声源。近几十年来，国内外研究者针对缝翼噪声开展了大量风洞试验研究，对其噪声特性和机理已有深入认识，并在流动控制和降噪技术方面进行了诸多尝试。本文综述分析了二维翼型缝翼噪声风洞试验研究方面的主要进展，介绍了3种缝翼噪声成分（低频宽频噪声、高频离散纯音噪声和低频离散纯音噪声）的产生机理。缝翼噪声控制主要有3类思路：第一类是以凹腔填充为代表的整流方法，通过消除或限制回流的产生控制噪声，效果最为显著；第二类是在缝翼尖端干扰剪切层内相干结构的形成；第三类则是从工程可行性出发，通过优化缝道和缝翼结构参数或采用前缘下垂等新构型来控制噪声。未来研究需进一步借助先进测试手段和试验方案，深入认识缝翼凹腔剪切层流动的流声耦合及其与缝翼尾缘相互作用等复杂现象，以获得更为高效的噪声控制技术。
Abstract:During aircraft landing, the slat of high-lift devices is an important source of airframe aerodynamic noise. In recent decades, a large number of wind tunnel tests on slat noise have been carried out domestically and abroad. A deep understanding has been achieved on the characteristics and mechanisms of slat noise, and many attempts have been made in flow control and noise reduction technologies. Slat noise mainly includes low-frequency broadband noise, low-frequency discrete tonal noise, and high-frequency tonal noise. In this paper, the main research progress of wind tunnel testing on two-dimensional airfoil slat noise is reviewed and analyzed, and the generation mechanisms of the three slat noise components are introduced in detail. There are three main categories of control methods for slat noise. The first is the fairing method represented by the slat cove filler, which removes or limits the generation of recirculation flow and hence significantly reduces noise. The second is applied at the slat cusp to interfere with the formation of coherent structures in the shear layer. From the perspective of engineering feasibility, the third category is to optimize the slat slot and structural parameters or to adopt new configurations with leading edge droop as an example. In summary, in order to achieve efficient noise control technologies, it is necessary to deeply understand the complex phenomena in the shear layer flow of the slat cove, such as the fluid-acoustic coupling and its interference with the slat trailing edge, through advanced testing methods and experimental schemes.
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Keywords:
- high-lift device /
- slat noise /
- noise mechanism /
- noise control
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0 引 言
噪声是影响社会对航空运输接受度的重要因素。为了保护机场附近居民的健康，需要对机场进行严格的噪声管制[1]。在严格的适航标准约束下，安静舒适的机舱环境能够提高大型客机的市场竞争力。因此，气动噪声的研究和控制越来越受到研究者和工业界的重视[2-4]，制定的相关标准也日益严格。美国国家航空研究发展计划[5]制定了承接目前第四阶段的未来3个阶段的飞机噪声控制标准，如图1所示（图中纵轴为有效感觉噪声级，即考虑了持续时间和纯音修正后的感觉噪声级）。其中，第五阶段噪声控制目标与我国交通运输部2018年采用的第四阶段噪声控制目标[6]相比，降低了7 dB。
起落架和增升装置是飞机机体主要的噪声源。大型远程客机的机体噪声主要由起落架产生，但对于支线客机，增升装置产生的噪声水平与起落架噪声相当[7]。常规客机的增升装置如图2所示。目前的大型民用客机大多采用具有前缘缝翼和后缘襟翼的多段翼型作为增升装置的基本构型[8]。由于缝翼几乎沿着机翼的整个展向布置，使得前缘缝翼噪声尤其显著[9]，A340飞行过顶试验等多项全尺寸飞行试验也证明了这一点[10-16]。
目前通常采用全尺寸飞行试验或低马赫数风洞二维缩比翼型试验测量缝翼噪声。前者实现成本较高，且缝翼噪声与其他部件噪声耦合，常会使缝翼噪声淹没于其他机体部件（如襟翼侧缘和起落架）或其他飞机部件（如发动机）的总体噪声中[17]；后者虽因二维缩比翼型不包含扫掠结构而去除了错流效应，但有可能产生与真实流动不一致的局部流动。通过隔离特定的流动现象，二维缩比翼型试验更有助于揭示缝翼噪声的一般物理特性。
国内研究者已经针对缝翼噪声研究进行了相关综述。朱自强等[18]介绍了美国及欧洲的二维翼型试验结果；刘沛清等[8]着重介绍了现阶段应用的噪声控制方法；李伟鹏[19]基于数值模拟方法对缝翼噪声产生机理进行了总结。本文对目前针对缝翼噪声所开展的二维缩比模型风洞试验研究进行综述，总结缝翼噪声产生机理的研究结论及相关噪声控制方法，侧重从试验角度介绍噪声机理的研究方法，以期为相关领域的研究者提供参考。
1 缝翼噪声机理研究现状
如图3所示，基于风洞试验结果，缝翼远场噪声频谱主要由3部分组成：第一部分为占据频谱主要成分的低频宽频噪声，当基于特征长度（缝翼弦长cs）和来流速度u∞的斯特劳哈尔数Srs在[1, 3]范围内时，该宽频成分达到峰值[20]；第二部分为高频离散纯音噪声，目前研究认为主要由缝翼尾缘的卡门涡街主导，其强度与当地流速和尾缘厚度成比例[21]；第三部分则是在低频宽频噪声频段中可能出现的低频离散纯音噪声。此外，试验中还发现了一种特殊低频噪声[22]，该噪声与剪切层整体振荡密切相关，其特征频率对应的Srs约为0.15。由于频率较低，极易被背景噪声淹没，不易直观体现于远场噪声频谱上。
缝翼噪声成分复杂，主要归因于缝翼的凹槽空腔内存在复杂的流动现象。如图4所示，当流动加速至缝翼前缘尖端时会出现分离，进而发展出剪切层流动。其中，剪切层下速度边界流动构成凹腔环流，而高速流动则穿过了缝翼与主翼之间的缝道。剪切层内的流动较为复杂：一方面，剪切层经过发展，再附于下游靠近缝翼尾缘的下表面，在缝道流动呼吸效应的影响下，再附位置在缝翼尾缘附近一定区域内摆动；另一方面，初始二维Kelvin–Helmholtz流动不稳定性会在剪切层中发生，并演化为相干涡结构，这些涡结构撞击缝翼壁面，进一步加剧剪切层再附位置的变化（撞击产生的声波反过来影响缝翼尖端处的流动，即低频离散纯音噪声的来源）。剪切层相干结构中的一部分向下游发展通过缝道，并在平均流动的作用下以不稳定的方式拉伸和扭曲（体现为频谱中的宽频成分），另一部分则加入到凹腔本身循环之中并向上游发展（与低频离散纯音噪声有一定关联），此过程中可能发生二次分离。下文详细介绍与前缘缝翼各噪声成分相关的风洞试验研究。
1.1 缝翼低频宽频噪声
1.1.1 缝翼低频宽频噪声机理
缝翼低频宽频噪声与剪切层周期性撞击壁面密切相关。Choudhari和Khorrami[21]将其归因于缝翼凹腔剪切层与翼型表面相互作用所产生的非定常涡结构。Jenkins等[23]利用粒子图像测速（Particle Image Velocimetry, PIV）技术显示了凹腔内部再循环、缝翼下表面剪切层的再附以及缝翼尖端和尾缘产生的剪切层内的离散旋涡结构，如图5所示（图中，c为三段翼收起时的标准弦长，ωzc/u∞为无量纲化展向涡量）。Kaepernick等[24]则采用PIV技术和单麦克风进行了同步测量，但测量结果无法明确验证缝翼尖端的涡流脱落与低频宽频噪声之间的因果关系。在该试验基础上，Henning等[25]采用麦克风阵列与表面压力传感器开展同步测量，并分别计算了PIV速度场与远场声压及近场压力脉动之间的互相关函数，证实了在缝翼尖端形成并加速的离散涡流具有宽频声源的特性。Terracol等[26]研究发现：在涡结构撞击位置存在大尺度流向涡和发卡涡结构，其中一部分旋涡结构向缝道发展并经过高应变区域，继而在平均流动的作用下以不稳定的方式拉伸和扭曲。Terracol等认为此过程中可能产生部分宽频噪声成分的声波。
1.1.2 低频宽频噪声的马赫数标度律
缝翼噪声测量通常在开式风洞中进行。由于翼型截面引起的气流偏转，开式风洞测量条件下的气流有效迎角存在一定的不确定性。因此，为了更好地验证缝翼低频宽频噪声与马赫数幂次率的关系，研究者采用了基于风洞闭口试验段的多种声学测量方法。其中，较为典型的是Kevlar壁面[27-33]和壁装式麦克风阵列[9, 30]，如图6所示。
Dobrzynski等[20]通过风洞试验测量得到缝翼噪声与风洞自由来流速度的5次幂成比例，而噪声频率与缝翼涡尺寸（近似为缝翼弦长）及风洞自由来流速度成比例。Guo[17]在其缝翼噪声预测模型中得出缝翼噪声马赫数幂次率介于4次幂与5次幂之间。Pagani等[9]基于62个麦克风构成的壁装式阵列，结合波束成形方法对此进行了验证，得到的结果与4次幂规律吻合较好（图7，图中Dps表示功率谱密度），这也是因其试验马赫数较低（Ma ≤ 0.10）的缘故。李玲等[32-33]则依托Kevlar试验段得到了Ma ≤ 0.17下的对比结果，与4.5次幂规律相吻合。
1.2 缝翼低频离散纯音噪声
1.2.1 缝翼低频离散纯音噪声机理
低频宽频噪声频段中有可能出现多重离散纯音噪声。该噪声通常出现于二维模型试验中，具有很高的幅值，甚至将宽频成分掩盖[34]。全尺寸模型试验中缝翼噪声的远场压力谱通常为宽频，但在部分试验中也发现了窄带特征。Lockard等[35]对NASA兰利研究中心多个全尺寸模型进行了缝翼声源定位分析，发现以8 kHz为代表的纯音噪声幅值明显，影响了6～12 kHz之间的马赫数标度律关系。在雷诺数处于107量级的缝翼噪声谱中是否存在窄带峰值，目前仍然悬而未决，但大量低雷诺数（105～106数量级）条件下的缩比试验[36-48]均证实了缝翼噪声谱中存在低频离散纯音噪声。该噪声频率对应凹腔流动特征频率，其中可能包含诸如剪切层涡结构生成、涡脱和剪切层摆动等典型动态特性，是缝翼凹腔流动复杂特性的体现。缝翼凹腔流动是典型的分离再附流动，相关研究可为类似的方腔、前向及后向台阶、钝头平板等具有相似几何特征的典型剪切流动提供很好的参考。探究这些窄带峰值背后的流动机理，是流体力学基础研究的一个重要方向[49]。
Khorrami等[50]认为混合层沿展向涡通过缝道的间歇性喷射是低频声波的来源。Dobrzynski[20]、Imamura[51]等则建立了低频声波与缝道区域的混合层扰动不稳定性之间的关联。Terracol等[52]在数值模拟的近场表面压力谱和远场噪声谱中都观察到了频谱的强窄带峰（Srs∈[1, 5]），推测其与缝翼凹腔流动的剪切层不稳定性的流声反馈有关。Pagani等[53]发现纯音噪声波峰的数量随着迎角增大而减少，其幅值随着缝道间隙（gap）或缝翼与主翼重叠部分（overlap）的增大而减小。Kolb等[36]在凹腔流致压力脉动机理研究[54]的基础上，认为可将缝翼凹腔视为开式方腔，并指出开式方腔流动中存在相似的频谱特征，Rossiter[55]提出此类频谱特征是由一种声反馈机制所导致，并推导出了自激振荡频率预测模型。Terracol等[52]则进一步推导出了基于缝翼本身物理特征的方程，使其适用于不同迎角条件。该方程能够相当准确地预测缝翼噪声频谱中观察到的窄带峰值，但仍不能作为缝翼尾缘是声发射点的证据。Souza等[56]则在该方程基础上，结合PIV技术和基于声学的本征正交分解（POD）方法，验证了在Srs > 3的频段上存在类似于Rossiter提出的反馈机制。Wang等[49]基于PIV试验，通过对远场麦克风数据进行小波分析，得到了更为细致的结果，重构的瞬时流场显示：缝翼尖端剪切层的脱落涡撞击尾缘下表面产生了流场扰动，这些扰动随着凹腔环流与缝翼尖端再次作用，产生了具有不同脱落模式的涡流（图8，图中Res为以缝翼弦长cs为参考长度的雷诺数）。魏佳云等[57-58]利用动态模态分解（DMD）方法明确了剪切层大尺度涡结构与低频窄带尖频噪声的关联，指出低频噪声源于大尺度涡结构的撞击效应。Li等[34]利用大涡模拟捕捉到了经流声反馈机制放大的声波，同时基于相位平均流场结果验证了缝翼凹腔中存在与低频离散纯音噪声频率一致的涡结构。上述研究表明，低雷诺数下的低频纯音噪声主要源于流声耦合的闭环反馈机制。需要强调的是，以上低频纯音噪声现象均出现于低雷诺数下的缩比模型试验，在全尺寸模型试验中通常没有该现象。
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1.2.2 缝翼低频离散纯音噪声预测模型及其不足
开式方腔模型对于预测低频离散纯音噪声频率至关重要。Rossiter[55]基于涡扰动反馈机制（如图9所示），建立了方腔声反馈纯音频率预测模型：
$$ \frac{{fL}}{{{u_{{\infty}} }}} = \frac{{n - R_\rm{d} }}{{Ma + (1/\kappa )}} $$ (1) 式中：f为振荡频率，L为凹腔长度，${u_{{\infty}} }$和Ma为来流速度和马赫数，Rd为声波形成延迟因子，κ为涡扰动对流速度。通过引入缝道参数，Terracol等[52]进一步拓展了该模型：
$$ {f_n} = n\frac{{{u_{{\infty}} }}}{{{L_{\rm{a}}}}}\left(\frac{1}{{Ma + {\alpha _{\rm{l}}}/{\kappa _\nu }}}\right) $$ (2) 式中：fn为第n阶振荡频率；αl为剪切层路径长度Lm与声学路径长度La的比率，αl = Lm/La；κν为剪切层路径上的无量纲流速，κν = um/${u_{{\infty}} }$，其中，um为平均剪切层速度。主要参数如图10所示。
目前，主要的缝翼低频纯音噪声频率预测方法均基于Terracol模型，仍存在以下4点问题：
1）一阶模态的特殊性。在噪声测量结果中，Rossiter一阶模态通常以“驼峰”的形式出现，并非一个显著的窄带峰[60]，而且该“驼峰”的来源并不仅仅是Rossiter模态[40]。Kamliya Jawahar等[41]基于铺设在主翼前缘临近缝道的远程麦克风测量结果，发现Rossiter一阶模态与二阶模态在性质上存在差异，这一点在针对方腔开展的相关研究中有所提及。Rockwell等[61]在研究方腔流动低频纯音噪声产生机制时认为Rossiter一阶模态与剪切层中涡和后拐角撞击方式的变化有关。Wagner等[62]利用高时间分辨率粒子图像测试技术，对凹腔流场相干结构的演化及凹腔噪声特性进行了研究，发现凹腔一阶Rossiter模态与回流区内大尺度结构的传播密切相关，而二阶和三阶模态与剪切层中涡扰动的对流运动相关[63]。Wagner等认为，缝翼凹腔的一阶模态与高阶模态的差异可能来自回流区内大尺度结构与剪切层的相互作用，但此观点仍需进一步验证。
2）强幅值模态的影响因素。Lu等[39]发现随着迎角的变化，噪声频谱上主导频率的Rossiter阶数变化存在一定规律。Pascioni等[38]利用壁面压力传感器得到的结果对此也有所体现，即：随着迎角的变化，强幅值对应模态在二阶模态与三阶模态之间切换。Murray等[64]采用低维度、时间分辨估计程序，在亚声速方腔流动中捕捉到了平均剪切和非线性源的贡献，发现与Rossister模态相关的频谱峰在平均剪切贡献中占主导地位，但其决定机制尚需开展进一步研究。
3）模态切换过程及其来源。Kaepernick等[24]基于远场噪声数据，通过分析各阶模态在一定时间范围的占比，发现二阶纯音与三阶纯音之间存在能量转移。李玲等[33, 65]在噪声试验中也观察到这一现象，即主要的噪声能量同步地从一种模态转换到另一种模态。Gloerfelt等[66]利用数值模拟研究腔体噪声，发现腔体噪声是腔体振荡的模式Ⅰ和模式Ⅱ之间的切换。在切换过程中可观察到一定程度的间歇性，但切换并非随机发生，而是2种模式交替出现。造成这一现象的原因是回流区与剪切层的相互作用，这种相互作用会改变剪切层涡的结构、运动轨迹及速度，进而导致不同的涡与后拐角撞击方式[67]。但对缝翼结构而言，是否存在与上述过程类似的流动现象仍有待确认。
4）模态间的耦合作用。Pascioni[29]利用高阶谱方法对表面压力传感器数据进行了分析，研究发现Rossiter模态不仅存在主频的双谱自相互作用，各阶模态之间也存在一定的耦合关系，且频谱中Srs = 0.15处的峰值与各阶离散纯音噪声之间存在不同程度的耦合。Pascioni借助相位锁定PIV得到了如图11所示的凹腔主体振荡的瞬时速度分量（Srs = 0.15），发现Srs = 0.15下的频率与剪切层摆动密切相关，并影响到了低频离散纯音噪声。
1.3 缝翼高频离散纯音噪声
在目前研究中，高频离散纯音噪声被认为与缝翼尾缘涡脱落有关。Dobrzynski等[12]发现高频噪声的特性对尾缘几何形状变化十分敏感，据此判断其成因与缝翼模型的尾缘厚度有关。
Mendoza等[15]利用NASA兰利研究中心开发的SADA麦克风阵列研究了缝翼尾缘厚度与噪声强度的关系，发现低频噪声保持不变，而中高频噪声仅在钝尾缘涡脱落范围内受到影响，如图12所示（图中，αm为主翼迎角，αs表示以主翼水平线为基准的缝翼迎角，ψ为阵列方位角，Φ为阵列仰角，h为尾缘厚度）。尽管涡脱落的发生不一定转化为实验测得的远场类纯音特征[14, 68-69]，但近场声学数值模拟结果表明，缝翼尾缘处存在强烈的涡脱落现象[70-71]。
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迎角对缝翼高频噪声的影响非常显著，这主要是由于当迎角增大时，凹腔剪切层再附点与尾缘的距离会影响涡脱落过程：在小迎角下，再附点临近尾缘，再附后向下游发展的涡结构与尾缘脱落涡之间产生明显的干涉与重构现象；在大迎角下，凹腔流动和尾缘流动则以相对独立的方式持续存在。
也有学者认为缝翼尾缘吸力面边界层与噪声压力波之间存在闭环耦合振荡机制。Makiya等[72]利用PIV技术研究了低雷诺数条件下的缝翼噪声高频机理，认为当雷诺数超过临界值时便形成了反馈回路机制。从图13可以看出：一方面，脱落涡引起的声扰动在尾缘因散射而增强，沿缝翼表面向上游辐射并激发边界层的不稳定性；另一方面，边界层中的不稳定波在到达尾缘之前，受到逆压梯度下的弯曲不稳定性影响而放大，演化出尾迹中的卡门涡街。
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2 缝翼噪声控制方法研究
基于对缝翼噪声产生机制的认识，目前已经发展了多种噪声控制方法：一类为整流方法，即通过消除或限制凹腔回流，控制其所产生的噪声；一类为干扰剪切层方法，即通过降低剪切层中流动不稳定性的幅度或空间范围来降低噪声[19]。下文对目前应用最为广泛的降噪方法进行讨论。
2.1 整流方法
利用凹腔填充[40, 42, 73]、缝道填充[74]、缝翼前缘延伸（凹腔遮盖或密封）[75-78]、缝翼内形修型[79-81]等方法，改变缝翼凹腔流动特征，完全或部分抑制缝翼下表面回流中的不稳定压力波动，从而稳定剪切层振荡，可大幅降低低频宽频噪声和低频离散纯音噪声。图14为3种典型的整流方法（图中l为缝翼前缘延伸长度）。
2.1.1 消除回流方法
缝翼凹腔填充是控制缝翼噪声最直接的方法。凹腔填充方式可以根据特定迎角和缝翼凹腔环流进行设计，以尽可能减小或完全去除流动分离区域。在数值模拟基础上，Imamura等[73]确定了2种填充方式（如图15所示），风洞试验显示其中一种填充方式能有效降低噪声。Kamliya Jawahar等[40]研究了半填充与全填充方式，基于远程麦克风获得的近场压力数据，结合高阶谱方法对比了两者的降噪效果。图16（图中$ B_{ppp}^2 $表示Auto-bicoherence）的双谱分析结果表明，半填充和全填充方式不仅消除了纯音噪声，还消除了由此产生的各阶频率的耦合。Zhang等[42, 74]利用PIV技术实现了凹腔填充后的流动显示。从图17的速度幅值及图18的展向涡量对比可以发现，填充基线上的流速略高于基准剪切层流动，同时高涡量区域更薄。
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凹腔填充也存在很明显的缺点。填充基线的设计依据是特定迎角下的基准剪切层流动，而当实际迎角偏离设计迎角时，凹腔填充的降噪效果并不理想。另外，凹腔填充使得缝翼尾流中存在更有序的脱落涡结构，从而产生更强的涡脱落纯音噪声[42]。
2.1.2 限制和阻隔回流方法
采用遮盖或密封缝翼凹腔的方法，可以通过延伸的缝翼尖端阻隔凹腔回流的形成，推迟剪切层的形成并缩短其轨迹，减小剪切层不稳定性引起的扰动增长。此方法最初应用于控制客机机翼缝翼与主翼密封装置处的特殊流动情况，如图19所示[75]。Zhang等[74]设计了3种尺寸的缝翼前缘延伸长度（8.4、12.5、16.3 mm），当延伸长度为16.3 mm时，最大降噪可达10 dB。
以上整流方法主要是限制剪切层的发展段，还有一些整流方法是通过对凹腔施加壁面处理实现对凹腔回流的控制。Chen等[81]基于波涡相互作用原理，提出将波纹壁面（其结构如图20所示）应用于凹腔内壁。数值模拟结果表明：波纹壁面加速了缝翼凹腔内表面的边界层分离，将低频周期性涡脱落转化为高频湍流，并使得声能量从低频纯音噪声转移至高频宽频噪声。
2.2 干扰剪切层方法
干扰凹腔剪切层的不稳定性及相干结构的形成与发展，能够迫使剪切层趋于无序状态，从而缓解剪切层与缝翼壁面的撞击效应。按照有/无能量输入，干扰剪切层方法可分为被动控制方法（包括缝翼前缘锯齿[82-83]、多孔材料[84]、涡流发生器[15]等）和主动控制方法（包括等离子体[85-87]、射流[88-90]、晶片激振[91]等）。
2.2.1 被动控制方法
在引入V型喷管强化剪切层混合从而成功降低喷流噪声后[92]，Kopiev等[82]对缝翼前缘锯齿的不同高度和角度进行了参数化研究，找到了一种最佳几何结构：采用该结构，有助于抑制Srs在[1, 5]范围内的所有窄带噪声峰值，且升力的降低可以忽略不计；但其噪声控制性能取决于锯齿参数，某些锯齿构型会增大噪声水平。Kamliya Jawahar等[83]基于远场和近场麦克风的相干性测量结果，发现一种锯齿构型能够显著降低宽频峰、涡脱落峰和其他明显的窄带峰（如图21所示。图中γ2pipj 为两点的相干系数；S1、FF、M1为麦克风编号：S1为缝翼近场测点传感器，M1为主翼前缘测点传感器，FF为远场麦克风），推测其原因可能是锯齿破坏了基于凹腔的振荡反馈机制。
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以多孔介质替换缝翼尖端区域的方式也被尝试应用[84]。多孔介质是指一类由连续固相和孔隙流体所组成的含有大量孔隙的材料[93]。其中，泡沫金属的轻量化和良好的力学性能使其非常适合应用于航空领域[94]。Wei等[84]以镍铁泡沫金属替换缝翼尖端部分区域，在来流马赫数为0.147的多个迎角下获得了远场噪声频谱，结果表明：多孔缝翼尖端显著削弱了原有的低频离散纯音噪声，且明显抑制了高频纯音噪声，如图22所示（图中，Φpp为自谱，参考压力pref = 2 × 10−5 Pa）。由此可见，多孔缝翼尖端对基于凹腔的振荡反馈机制具有明显的破坏效果。
此外，为了改变流场边界层状态，Mendoza等[15]在临近缝翼尖端位置分别设置了砂纸转捩条和涡流发生器（如图23所示），发现在1～10 kHz范围内的噪声略有增大。
2.2.2 主动控制方法
主动流动控制应用于缝翼噪声控制，目前主要有射流和等离子体等方式，都具有很大的发展潜力。主动流动控制需要从外界输入能量，其可行性需作进一步研究。
通过等离子体激励器（一般由放电装置和在1个介质板上布置的2个电极组成，其中一个电极暴露于空气中，另一个电极则为绝缘的电介质材料）引入附加能量，可以改变当地局部流动特性，相关技术已广泛应用于流动控制，但在缝翼噪声控制中的尝试较少。Chen[86]使用如图24所示的等离子体开环控制装置，将峰值频率下的噪声幅值降低了24 dB，并采用PIV技术捕捉到了涡流发生器所生成的旋涡距离，与理论预测一致。
2.3 优化缝翼结构和位置参数
前述方法均可不同程度地实现噪声控制，在机理研究方面具有一定价值。但在飞机的实际工程应用环境中，实现前述方法均存在一定难度。较为简捷的方法是仅调整缝翼及缝道参数并选取最优配置[53, 95-102]。Pott-Pollenske[95]和WILD[102]等采用超长弦长的缝翼（VLCS）实现了升力提升，但降噪效果并不理想。Herr等[103]通过优化缝翼设置或采用间隙部分闭合的自适应缝翼，可将缝翼噪声降低约2～3 dB，且可忽略对升力曲线线性区迎角下的气动影响。Pagani等[53]在对10种缝翼配置方案的噪声测试中发现：窄带峰值水平降低；随着间隙、重叠、迎角和缝翼偏转的单独或组合增大，高频成分有所增加。Liu等[104]通过改变缝翼尾缘的弯曲角（如图25所示）发现，弯曲角增大使得缝翼尾缘的纯音噪声频率转移到较低频率。
采用新式增升装置构型也可能实现更好的降噪效果。以前缘下垂[105-106]为例，将翼型前缘与主翼直接相连合并，即可获得一种新型增升装置，如图26所示。前缘下垂构型去除了缝翼与主翼之间的缝道，也没有凹腔，可以彻底消除中低频段的离散纯音噪声并大幅降低其声压级。德国DLR的LEISA（Low noise Exposing Integrated design for Start and Approach）[95]计划和SADE（SmArt high lift DEvices for next generation）[107-108]计划的研究结果表明：与传统前缘缝翼相比，虽然前缘下垂的失速迎角及最大升力系数较低，但在中高频段具有明显的降噪效果，降噪量可达10 dB。前缘下垂构型虽可大幅降低气动噪声，但带来的气动力损失较为严重。因此，目前研究更多关注前缘下垂对气动性能的影响，其降噪应用尚待进一步研究。
除上述方法外，在短舱降噪中取得显著效果的声衬技术也在缝翼噪声控制中进行了尝试。例如，在缝翼凹腔或主翼前缘布置声衬材料进行吸声处理，可以抑制噪声的近场反射和远场传播[109-112]。
总体而言，缝翼噪声控制面临诸多挑战，需要综合考虑气动力、结构强度、降噪效果和工程实现等多方面因素。面对日益严苛的噪声适航标准，还需进一步研究能够适应工程应用场景的噪声控制方法。
3 总结及展望
本文综述分析了二维翼型缝翼噪声风洞试验研究方面的主要进展，总结了当前风洞试验条件下的缝翼噪声特征及噪声产生机理研究进展，介绍了多种噪声控制方法。现将目前的缝翼噪声机理与控制研究总结如下：
1）缝翼远场噪声频谱主要由3部分组成：低频宽频噪声、高频离散纯音噪声和低频离散纯音噪声。低频宽频噪声与剪切层周期性撞击壁面有关，且其马赫数幂次率介于4次幂和5次幂之间。目前研究认为低频离散纯音噪声源自缝翼凹腔内的类Rossiter反馈机制，而高频离散纯音噪声与缝翼尾缘的涡脱落有关。
2）在Terracol等基于开式方腔的模型中，引入缝道参数能够很好地预测低频离散纯音噪声频率，但尚有一些现象有待解释，例如缝翼噪声的一阶频率为何呈现宽频性质，不同迎角下的强幅值模态的影响因素等。
3）目前研究者提出的多种缝翼噪声控制方法，所控制的对象主要是缝翼凹腔的剪切层流动特性。其中，整流方法的效果最为显著。例如，针对特定工况下的剪切层流动迹线而设计的凹腔填充方法，是控制缝翼噪声最直接的方法，但当实际迎角偏离设计迎角时，实际降噪效果并不理想。在缝翼尖端利用主/被动流动控制手段破坏剪切层相干结构，也是一类可行的控制方法。若考虑噪声控制的工程可行性，优化缝道参数和缝翼结构参数的方法更为现实，但实际降噪效果相当有限。目前的各种降噪方法都还存在诸多不足，还需进一步研究可满足工程应用的噪声控制方法。
未来针对缝翼噪声机理与控制方法的探索仍需依托风洞开展试验研究，面临的挑战包括：
1）低雷诺数下二维缩比翼型的低频离散纯音噪声成因。在实际飞行条件雷诺数下，噪声频谱中通常缺乏明显的纯音噪声特征，囿于当前试验设备，大多数研究型风洞无法达到实际飞行所需的高雷诺数。在高雷诺数下，相干结构的影响可能被抑制，但缝翼凹腔剪切层与缝翼尾缘的相互作用可能仍在气动噪声的产生过程中起主导作用。
2）缝翼凹腔内低阶纯音噪声的模态切换机理。对凹腔类流动激发的低阶离散纯音噪声而言，不同声模态之间可相互切换，且这种切换现象在二维凹腔流动中已被流动显示实验成功捕捉。缝翼噪声试验结果表明，缝翼凹腔内的低阶纯音噪声之间同样存在模态切换现象。这种切换现象伴随着剪切层摆动过程，是凹腔剪切层整体振荡的直观体现。剪切层摆动的成因目前尚不清楚，相关研究表明剪切层摆动与二维涡结构发展出三维特征有关。围绕此问题开展的风洞试验研究较少，还需进行深入探索。
3）高精度流场显示试验技术。利用先进的测试手段和试验设计方法，进一步针对大尺度涡结构与低频噪声之间存在的流声耦合闭环反馈机制开展研究。例如，采用柔性微传感器（MEMS）构建壁面麦克风阵列，基于小波变换的波束成形声源成像方法进行时频分析，同时结合时间分辨PIV流场可视化试验，有助于深入揭示声反馈的作用机理及流动与噪声的调控机制。
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