高亞聲速空腔繞流氣動噪聲特性研究

楊黨國,李建強,范召林,羅新福,梁錦敏

(中國空氣動力研究與發展中心空氣動力學國家重點實驗室,四川 綿陽 621000)

0 引 言

空腔流動普遍存在于航空航天領域,如物體表面的切口、凹槽、燃燒室、飛機起落架艙及武器艙等。高速氣流流過空腔,當滿足一定的空氣動力學和幾何條件時,由于腔外剪切流與腔內流動的相互作用,流動可能出現自激振蕩,壓力、速度等出現劇烈脈動,并誘發強烈噪聲。已有研究表明腔內噪聲聲壓級最高可達170多dB,易引起腔內安裝裝置和電子設備等的結構振動和疲勞損壞[1]。此外,空腔流動本身涉及了流體力學中許多基本的前沿問題,如非定常流、渦動力學、流體動力不穩定性、自由剪切層內的膨脹波/激波、激波/激波相互干擾,聲與流動相互作用和自激振蕩誘發噪聲等,因此,成為空氣動力學研究的一個熱點。

20世紀50年代起,國外就有人對空腔流動特性進行了大量研究。80年代以來,以數值模擬求解NS方程來研究空腔流動特性的文章也日趨增加[2]。空腔流動類型主要受其長深比(L/D)的影響,文獻[3-4]依據腔內靜態壓力分布將空腔流動大致分為三種流動類型:閉式流動(L/D＞13)、過渡式流動(10≤L/D≤13)和開式流動(L/D＜10)。在空腔動態特性及流動顯示方面也有不少研究工作[5-10]。空腔其他幾何參數如寬深比(W/D)、來流馬赫數等,對空腔流動類型、靜態流動特性和非定常流動特性也有一定影響[11-12]。

國內對空腔氣動噪聲特性研究起步較晚,多數文獻集中在空腔靜態流動特性數值模擬方面[13-15],如賴煥新等對空腔噪聲問題進行了大渦-聲比擬數值研究[16],并進行了空腔噪聲控制的數值研究[17],但空腔氣動噪聲特性試驗文獻較少。為此,本文開展高亞聲速下三種不同流動類型空腔內脈動壓力測量試驗,完成對腔內聲壓級分布和不同測點聲壓頻譜特性試驗結果分析,著重探討了空腔氣動噪聲特性。

1 試驗模型與設備

試驗空腔模型總長 L為 150mm,寬度W 為55mm,深度D為10mm。脈動壓力測點布置在空腔底面中心線上,孔徑為 φ 3.2mm,孔間距為10mm,試驗模型照片見圖1。

試驗在中國空氣動力研究與發展中心高速所的0.6m×0.6m跨超聲速風洞中完成[18]。采用動態壓力傳感器測量脈動壓力信號,型號為 Endevco公司8514-10壓阻式傳感器,量程為 68kPa,固有頻率為200kHz,名義靈敏度為 4.35μ V/Pa。

圖1 試驗模型照片Fig.1 The model photograph

2 試驗條件與參數

通過在空腔后壁處添加不同長度的矩形堵塊來改變長深比(L/D),試驗空腔模型L/D分別為6、10和15。模型迎角、側滑角和滾轉角均為 0°,來流馬赫數M為0.8,基于每米的雷諾數為1.55×107。在空腔前緣的洞壁上貼有一條寬為3mm的粗糙帶,以便在空腔前緣獲得湍流邊界層,采用測壓耙測得試驗中速度邊界層厚度為0.034m。

動態壓力數據分析上限截止頻率取1×104Hz,頻率分辨區間為4.88Hz,樣本長度1024個單位區間,取32個樣本作總體平均以減小隨機誤差。為減少因在時域截斷信號而在頻域產生的滲漏誤差,數據處理時加了海寧窗,并修正了加窗對聲壓頻譜密度幅值帶來的影響。此外,本次試驗中信號調節放大系統選用了0.1Hz高通濾波,對信號進行預處理,去除了信號中的直流成份。

聲壓級LSP(SPL)反映測點壓力脈動的強弱;DSP為應用快速傅里葉變換計算得到的脈動壓力功率譜密度函數(PSD),描述脈動壓力能量隨頻率的分布;聲壓頻譜FSP(SPFS)反映接收點脈動壓力能量的頻域特性。它們的計算公式分別如下:

其中 f為測點壓力脈動的頻率;Δf為用于分析動態壓力頻域特性的頻率區間;T是數據的采集時間為動態壓力的均方根值,是將功率譜密度函數P(f)在測點壓力脈動頻率分析范圍內積分后開方求得;pref為基準聲壓,對于空氣其值為20μ Pa。

3 噪聲特性分析

3.1 開式空腔流動

圖2給出馬赫數0.8時L/D=6的空腔的流場結構(壓力等值線與流線圖譜)、聲壓級分布及聲壓頻譜特性。

因開式空腔深度較大,氣流在腔前壁處產生分離后,一部分氣流向腔內擴張,另一部分在空腔上方形成的剪切層,沒有觸及腔底面,直接跨過腔中部與腔后壁撞擊。當剪切層中的氣流與腔后壁相撞后,流動再次分離,部分氣流沿腔后壁面向腔底面運動再沿腔底面向腔前壁面運動,在腔內形成連通腔前部低壓區和后部高壓區的旋渦流動形態,如圖2(a)所示。

腔內的聲壓級在腔前緣處因氣流向腔內擴張略微降低,然后單調遞增到腔后壁的最大值,如圖2(b)所示。剪切層與腔后壁相撞,在腔后緣處產生了強烈的噪聲(聲壓級約為165dB),對于開式空腔來說,腔內流動受上方剪切層擾動較弱,且腔前部的低壓區和后部的高壓區通過腔內的旋渦相互連通,故后緣處產生的噪聲能經腔內部向腔前緣傳播,與腔前壁相撞后又激發剪切層向腔后壁流動[5]。當剪切層受激發的頻率與噪聲反饋的頻率滿足一定的條件時,便在開式空腔內形成流動自激振蕩,并誘發強烈噪聲。因此,可從圖2(c)看出在500Hz＜f＜5000Hz內出現了多個聲壓峰值頻率;此外因腔內流動受腔上方剪切層擾動較弱,腔前部測點(X/L=0.12)、中部測點(X/L=0.62)和后部測點(X/L=0.95)的聲壓頻譜特性變化趨勢基本相似,聲壓峰值頻率基本相同,但聲壓量值存在一定的差別,相比之下,腔后部測點處的噪聲最強烈。

3.2 過渡式空腔流動

圖3給出馬赫數0.8時L/D=10的空腔的流場結構(壓力等值線與流線圖譜)、聲壓級分布及聲壓頻譜特性。

氣流流經過渡式空腔,在腔前緣處分離,一部分氣流向腔內擴張,另一部分氣流在空腔上方形成剪切層。因過渡式空腔深度較小,剪切層在空腔中后部(大約X/L=0.8)撞擊腔底面后隨即離開,繼續流過空腔與腔后壁面碰撞,剪切層中的氣流再次分離,一部分氣流移出空腔向下游運動,另一部分氣流沿腔后壁面向腔底面運動,再向腔前部運動。上述空腔流動形態導致在過渡式空腔前、后部分別形成兩個旋渦,如圖3(a)所示。

腔內聲壓級在腔前緣處略微降低,隨后在0.1≤X/L≤0.4范圍內急劇增大;在空腔中部0.4＜X/L≤0.8范圍內因剪切層的作用聲壓級增加緩慢;在0.8＜X/L≤1.0范圍內聲壓級急劇增大至腔后壁面處的最大值(約為165dB),如圖3(b)所示。從圖3(c)可看出在高亞聲速時,腔內不同測點的聲壓頻譜特性變化趨勢基本相似。此外,在相同離散頻率下空腔前部測點(X/L=0.12)的聲壓級最低,中部測點(X/L=0.62)的聲壓級較前部測點(X/L=0.12)大、較后部測點(X/L=0.95)小;空腔后部測點位置與剪切層與腔后壁相撞區域最近,受到反饋噪聲的影響最大,因此在相同離散頻率下對應的聲壓級最高。

圖2 開式空腔噪聲特性(L/D=6)Fig.2 Noise characteristics of open cavity flow(L/D=6)

亞聲速時過渡式空腔前部區域的旋渦和后部區域的旋渦沒有被腔上方形成的剪切層與腔底面的撞擊完全分開,在近腔底面處仍有連通的可能,故在空腔后緣處產生的噪聲沿腔底面仍有反饋到腔前緣的可能,再次激發剪切層向下游運動,再與空腔后壁相撞產生二次噪聲,當滿足一定條件時,腔內形成流動自激振蕩,見圖3(a)。因此,從空腔后部測點(X/L=0.95)的聲壓頻譜特性圖可看出在 500Hz＜f＜3000Hz范圍內有出現聲壓峰值頻率,表明此時腔內存在流動自激振蕩,見圖3(c)。

圖3 過渡式空腔噪聲特性(L/D=10)Fig.3 Noise characteristics of transitional cavity flow(L/D=10)

3.3 閉式空腔流動

圖4給出馬赫數0.8時L/D=15的空腔的流場結構(壓力等值線與流線圖譜)、聲壓級分布及聲壓頻譜特性。

閉式空腔深度小,氣流在腔前緣處產生分離,一部分氣流向腔內擴張,在腔前壁后的區域形成旋渦;另一部分氣流在空腔上方形成剪切層,在腔中部(約X/L=0.5)剪切層與腔底面相撞,形成附著底面的流動形態。在腔后壁前剪切層移出空腔,氣流再次發生分離,一部分氣流移出空腔后向下游繼續運動,另一部分氣流與腔后壁面撞擊,如圖4(a)所示。

圖4 過渡式空腔噪聲特性(L/D=15)Fig.4 Noise characteristics of transitional cavity flow(L/D=15)

在空腔前壁后聲壓級稍微降低,在0.1≤X/L＜0.4內迅速遞增;在0.4≤X/L＜0.8內剪切層沿空腔底面流動,聲壓級沿流動方向緩慢下降;在0.8≤X/L≤1.0內剪切層與腔后壁撞擊誘發強烈噪聲,聲壓級又增加至后壁處最大值,見圖4(b)。在空腔中部剪切層附著空腔底面向空腔后部運動,這在一定程度上限制了因剪切層與空腔后壁相撞在腔后緣處產生的噪聲向腔前壁的傳播,聲波反饋回路受到一定阻礙,故腔內幾乎沒有流動自激振蕩發生,三個不同測點都沒有出現聲壓峰值激振頻率,如圖4(c)所示。此外,剪切層與腔后壁相撞誘發的強烈噪聲使腔后部測點(X/L=0.95)在相同離散頻率下的聲壓級高于前部測點(X/L=0.12)和中部測點(X/L=0.62);前部測點(X/L=0.12)離噪聲產生區(腔后壁附近)最遠,故相同離散頻率下聲壓級較中部測點和后部測點低且衰減快;中部測點(X/L=0.62)位于空腔中部,相同離散頻率對應的聲壓級介于其他兩個測點之間,見圖4(c)。

4 結 論

通過對M=0.8時三種流動類型空腔氣動噪聲特性研究,可得出以下結論:

(1)空腔上方形成的剪切層對開式空腔內的流動影響較小;腔內形成的旋渦將空腔前壁后低壓區和后壁前高壓區連通,導致因剪切層與腔后壁撞擊產生的噪聲較順利的從腔后壁處到達腔前壁處,激發剪切層運動,與腔后壁再次碰撞并產生二次噪聲,形成聲波反饋回路,產生流動自激振蕩,誘發強烈噪聲。

(2)空腔上方形成的剪切層對過渡式和閉式空腔內流動影響較大;將空腔前部流動區域和后部流動區域分開,在一定程度上干擾了噪聲從腔后壁向前壁傳播的反饋回路,阻礙了流動自激振蕩的形成。

可見,高亞聲速時開式空腔內流動自激振蕩較過渡式和閉式空腔嚴重,腔內存在較強烈噪聲。因此,開式空腔噪聲抑制技術研究將是下一步的工作重點。

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