基于前緣邊界層擾動(dòng)的空腔壓力脈動(dòng)抑制研究

陶 洋，吳繼飛，徐來(lái)武，蔣為民

基于前緣邊界層擾動(dòng)的空腔壓力脈動(dòng)抑制研究

陶 洋＊，吳繼飛，徐來(lái)武，蔣為民

（中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心高速空氣動(dòng)力研究所，四川綿陽(yáng) 621000）

武器內(nèi)埋是實(shí)現(xiàn)戰(zhàn)斗機(jī)超聲速巡航、低可探測(cè)性（隱身）等先進(jìn)技術(shù)指標(biāo)的關(guān)鍵氣動(dòng)布局措施之一。腔內(nèi)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)復(fù)雜，在一定條件下存在嚴(yán)重壓力脈動(dòng)，誘發(fā)強(qiáng)烈噪聲，聲壓級(jí)（SPL）甚至可高達(dá)170dB，可能造成結(jié)構(gòu)與內(nèi)部元器件的破壞，因此空腔噪聲與抑制方法成為研究熱點(diǎn)之一。為此，對(duì)亞、跨聲速流動(dòng)條件（Ma＝0.6、0.95和1.2）下有、無(wú)斜劈（ramps）時(shí)過(guò)渡式空腔（長(zhǎng)深比L／D＝4）氣動(dòng)聲學(xué)特性開(kāi)展了風(fēng)洞試驗(yàn)研究，通過(guò)綜合對(duì)比分析空腔底面中心線(xiàn)上的聲壓級(jí)分布和不同測(cè)點(diǎn)的聲壓頻譜（SPFS）特性，探討了斜劈對(duì)空腔氣動(dòng)噪聲的抑制效果。研究結(jié)果表明，在亞、跨聲速條件下，采用前緣斜劈對(duì)空腔內(nèi)噪聲有一定抑制效果，使得空腔后部區(qū)域聲壓級(jí)降低幅度比前部區(qū)域大，同時(shí)對(duì)空腔前壁以及后壁噪聲也有抑制效果，部分典型測(cè)點(diǎn)聲壓頻譜曲線(xiàn)上的能量尖峰基本全部被削平，這表明空腔流場(chǎng)已不存在產(chǎn)生自持振蕩的流動(dòng)機(jī)制。

空腔；斜劈；氣動(dòng)噪聲；抑制方法；聲壓級(jí)；聲壓頻譜

0 引 言

武器內(nèi)埋是實(shí)現(xiàn)戰(zhàn)斗機(jī)超聲速巡航、低可探測(cè)性（隱身）等先進(jìn)技術(shù)指標(biāo)的關(guān)鍵氣動(dòng)布局措施之一［1－3］。同時(shí)，根據(jù)文獻(xiàn)，武器內(nèi)埋又帶來(lái)2個(gè)關(guān)鍵氣動(dòng)問(wèn)題需要解決：一個(gè)是強(qiáng)脈動(dòng)壓力載荷問(wèn)題［4－5］，當(dāng)壓力脈動(dòng)頻率接近空腔結(jié)構(gòu)、發(fā)射裝置和內(nèi)埋武器固有頻率時(shí)，可能造成結(jié)構(gòu)、武器電子器件和慣性設(shè)備的破壞；另一個(gè)是空腔內(nèi)有害的噪聲環(huán)境［6－8］，戰(zhàn)斗機(jī)高速飛行時(shí)，內(nèi)埋武器艙內(nèi)一般會(huì)發(fā)生聲共鳴，噪聲環(huán)境可達(dá)160～180dB。據(jù)文獻(xiàn)［6－8］，智能武器可承受的噪聲環(huán)境為140～150dB，設(shè)計(jì)師必須尋求有效的流動(dòng)控制技術(shù)來(lái)抑制內(nèi)埋式武器艙中的噪聲環(huán)境。

由于應(yīng)用的迫切需求，伴隨著對(duì)武器艙流動(dòng)現(xiàn)象的研究，人們一開(kāi)始就努力探尋抑制聲共鳴現(xiàn)象的流動(dòng)控制方法和機(jī)理。研究發(fā)現(xiàn)，向剪切層輸入渦量及在空穴后緣放置傾斜的隔艙，可以穩(wěn)定剪切層。對(duì)于L／D＞4的空穴，單獨(dú)利用隔艙可在馬赫數(shù)0.8～2.0的范圍內(nèi)減小脈動(dòng)壓力幅值；對(duì)于L／D＜4的空穴，還需要在剪切層上有放置渦流發(fā)生裝置（spoilers），從而進(jìn)一步降低聲共鳴幅值。Shaw和Smith給出了武器艙全尺寸飛行試驗(yàn)結(jié)果，試驗(yàn)馬赫數(shù)為0.75～1.3。試驗(yàn)發(fā)現(xiàn)內(nèi)埋武器上的聲壓可達(dá)來(lái)流動(dòng)壓水平［9－14］。

文獻(xiàn)中的流動(dòng)控制方式外形結(jié)構(gòu)較復(fù)雜，同時(shí)在不同的來(lái)流馬赫數(shù)條件下的適用性不夠廣泛［15－16］，斜劈（ramps）邊界層擾動(dòng)裝置是一種被動(dòng)無(wú)頻控制技術(shù)，結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單。針對(duì)其噪聲抑制效果開(kāi)展了部分實(shí)驗(yàn)和計(jì)算研究［17－19］，其研究主要集中在超聲速范圍內(nèi)（馬赫數(shù)1.5和2.5），研究結(jié)果表明在該馬赫數(shù)范圍內(nèi)采用前緣斜劈具有一定的噪聲抑制效果，在某些狀態(tài)下能使噪聲減小10dB左右。本文重點(diǎn)開(kāi)展斜劈在艙門(mén)開(kāi)啟對(duì)應(yīng)的亞跨聲速范圍（馬赫數(shù)0.6～1.2）空腔噪聲抑制效果研究。

1 試驗(yàn)風(fēng)洞及試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/h2>

1.11.2m×1.2m風(fēng)洞

1.2 m×1.2m風(fēng)洞是一座半回流暫沖式亞、跨、超3聲速風(fēng)洞，該風(fēng)洞最大的特點(diǎn)是通過(guò)全柔壁噴管實(shí)現(xiàn)馬赫數(shù)變化，試驗(yàn)馬赫數(shù)范圍為0.4～3.0。本文利用該風(fēng)洞的特種試驗(yàn)段開(kāi)展研究，其入口截面尺寸為1.2m×1.2m，上下壁板為槽壁，左右側(cè)壁為實(shí)壁。

1.2空腔流場(chǎng)特性研究模型

該模型在1.2m×1.2m風(fēng)洞中開(kāi)展試驗(yàn)，基于該模型主要開(kāi)展流動(dòng)控制對(duì)空腔流場(chǎng)氣動(dòng)噪聲抑制效果研究。試驗(yàn)?zāi)Ｐ桶惭b情況如圖1所示，空腔底部長(zhǎng)度533mm，空腔長(zhǎng)深比約為4.1。

圖1 模型安裝于風(fēng)洞中的圖片F(xiàn)ig.1 Test model of cavity in wind tunnel

采用流動(dòng)控制措施時(shí)空腔模型結(jié)構(gòu)及測(cè)壓點(diǎn)分布示意圖如圖2所示，下側(cè)空腔沿中軸線(xiàn)分布有脈動(dòng)壓力測(cè)點(diǎn)，其中空腔前壁面上有2個(gè)，空腔底部有17個(gè)，空腔垂直后壁面上有7個(gè)。試驗(yàn)運(yùn)行馬赫數(shù)為0.6、0.95和1.2，雷諾數(shù)分別為1.3×107、1.95×107和2.2×107m－1。

圖2 斜劈及空腔結(jié)構(gòu)及測(cè)壓點(diǎn)分布示意圖Fig.2 Schematic of the ramps and cavity configuration and pressure port location distribution

2 試驗(yàn)結(jié)果分析

圖3給出了Ma＝0.6時(shí)，采用邊界層擾動(dòng)進(jìn)行流動(dòng)控制對(duì)空腔不同位置總聲壓級(jí)分布影響的試驗(yàn)結(jié)果。圖中表明，與無(wú)斜劈基準(zhǔn)狀態(tài)相比，采用流動(dòng)控制后，空腔前壁靠近艙底測(cè)點(diǎn)總聲壓級(jí)略有降低，空腔前壁中部測(cè)點(diǎn)總聲壓級(jí)略有增大，空腔底部所有測(cè)點(diǎn)總聲壓級(jí)強(qiáng)度均有不同程度降低，艙底后段測(cè)點(diǎn)降低幅度較大，空腔后壁測(cè)點(diǎn)總聲壓級(jí)強(qiáng)度均明顯減弱，艙后測(cè)點(diǎn)總聲壓級(jí)強(qiáng)度同樣有較大幅度降低。總體來(lái)看，采用該流動(dòng)控制措施后，空腔流場(chǎng)氣動(dòng)聲學(xué)特性改善明顯，主噪聲源附近總聲壓級(jí)強(qiáng)度最大降低約5dB。

圖4給出了Ma＝0.6時(shí)典型測(cè)點(diǎn)的聲壓頻譜曲線(xiàn)。圖中表明，采用流動(dòng)控制后，空腔流場(chǎng)不同模態(tài)單調(diào)聲強(qiáng)度均明顯削弱，特別是艙后測(cè)點(diǎn)，其頻譜曲線(xiàn)上已無(wú)能量尖峰出現(xiàn)，空腔流場(chǎng)氣動(dòng)聲學(xué)特性得到極大改善。

通過(guò)Ma＝0.6時(shí)試驗(yàn)結(jié)果可知，空腔底部測(cè)點(diǎn)具有代表性，基本可反映整個(gè)流場(chǎng)的氣動(dòng)信息，為節(jié)省篇幅，本節(jié)余文僅對(duì)空腔底部測(cè)點(diǎn)進(jìn)行分析。

圖5給出了Ma＝0.95時(shí)的試驗(yàn)結(jié)果。圖中表明，采用邊界層擾動(dòng)法進(jìn)行流動(dòng)控制后，艙底所有測(cè)點(diǎn)總聲壓級(jí)強(qiáng)度均有不同程度降低，艙內(nèi)最大總聲壓級(jí)從168.3dB降低到161.2dB，典型測(cè)點(diǎn)聲壓頻譜曲線(xiàn)上的能量尖峰基本全部被削平。這表明空腔流場(chǎng)已不存在產(chǎn)生自持振蕩的流動(dòng)機(jī)制，因流動(dòng)而產(chǎn)生的氣動(dòng)噪聲得到有效抑制。

圖3 邊界層擾流對(duì)總聲壓級(jí)分布影響（Ma＝0.6）Fig.3 Boundary layer perturbation on total SPL distribution（Ma＝0.6）

圖4 邊界層擾動(dòng)對(duì)典型測(cè)點(diǎn)聲壓頻譜影響（Ma＝0.6）Fig.4 Boundary layer perturbation effect on SPFS at different measurement points（Ma＝0.6）

圖5 邊界層擾流對(duì)總聲壓級(jí)分布影響（Ma＝0.95）Fig.5 Boundary layer perturbation on total SPL distribution（Ma＝0.95）

圖6 邊界層擾流對(duì)總聲壓級(jí)分布影響（Ma＝1.2）Fig.6 Boundary layer perturbation on total SPL distribution（Ma＝1.2）

圖6 給出了Ma＝1.2時(shí)的試驗(yàn)結(jié)果。圖中表明，該馬赫數(shù)下，采用邊界層擾動(dòng)法進(jìn)行流動(dòng)控制的效果與Ma＝0.95時(shí)情況相似，在此不加贅述。

綜上所述，采用邊界層擾動(dòng)法進(jìn)行流動(dòng)控制后，艙內(nèi)主噪聲源附近總聲壓級(jí)強(qiáng)度顯著降低，聲壓頻譜曲線(xiàn)上主模態(tài)單調(diào)聲強(qiáng)度大幅削弱，空腔流場(chǎng)氣動(dòng)聲學(xué)環(huán)境極大改善。造成上述現(xiàn)象的原因是：空腔前緣流動(dòng)是流場(chǎng)形成自持振蕩的源頭，在空腔前緣安裝斜坡進(jìn)行擾動(dòng)后，氣流在到達(dá)空腔之前將先壓縮后擴(kuò)張，上述作用將首先引發(fā)大范圍的對(duì)流混合，進(jìn)而產(chǎn)生小尺度渦導(dǎo)致小范圍的對(duì)流混合，并最終因分子擴(kuò)散而導(dǎo)致分子層次的混合。通過(guò)上述混合作用，流動(dòng)中的不穩(wěn)定因子被消除，流動(dòng)的感受性大大降低。因此，當(dāng)反饋信號(hào)激勵(lì)空腔前緣流動(dòng)時(shí)，該處流動(dòng)基本不會(huì)產(chǎn)生反應(yīng)，故空腔流場(chǎng)自持振蕩機(jī)制完全被破壞。另外，該流動(dòng)控制方法還將使空腔前緣邊界層厚度增大，來(lái)流抬升，氣流在空腔后緣撞擊強(qiáng)度也有一定程度減弱。因此，反饋信號(hào)強(qiáng)度有所降低，這對(duì)空腔流場(chǎng)氣動(dòng)噪聲回路亦有一定破壞作用。

3 結(jié) 論

通過(guò)上述研究可以得出以下結(jié)論：

（1）采用前緣斜劈邊界層擾動(dòng)的方式在亞跨聲速范圍內(nèi)能夠有效降低空腔內(nèi)壁的聲壓級(jí)分布，空腔底部后側(cè)聲壓級(jí)分布較前側(cè)偏大，邊界層擾動(dòng)的控制效果也是在靠近后側(cè)最強(qiáng)；

（2）聲壓頻譜曲線(xiàn)上主模態(tài)（第二模態(tài)）單調(diào)聲強(qiáng)度大幅削弱，最大約減小7.1dB，空腔流場(chǎng)氣動(dòng)聲學(xué)環(huán)境極大改善。

（3）部分典型測(cè)點(diǎn)聲壓頻譜曲線(xiàn)上的能量尖峰基本全部被削平，這表明空腔流場(chǎng)已不存在產(chǎn)生自持振蕩的流動(dòng)機(jī)制。

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Control of cavity flow pressure oscillation through leading edge boundary layer perturbation

Tao Yang＊，Wu Jifei，Xu Laiwu，Jiang Weimin
（High Speed Aerodynamics Institute，China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang Sichuan 621000，China）

Weapons embedding is the key technique to achieve the advanced aerodynamic characteristics and stealthy performance for the supersonic cruising fighter.The flow in the weapon cabin is very complex and the sound pressure level of strong noise induced by strong fluctuant pressure is as high as 170dB which may damage the cabin’s structure and the interior facilities，so the cavity noise generation and its corresponding suppression become the hot research topics.This paper presents a brief analysis of the aero acoustic characteristics in a cavity of length－depth ratio（L／D）of 4with and without leading edge ramps under sub－and transonic conditions（Mach number is 0.6、0.95and 1.2）.The suppression effects of the ramp on aerodynamic noise are discussed by analyzing the sound pressure level distribution on the centerline of the cavity floor and the sound pressure frequency spectrum（SPFS）characteristics at different measurement points.The results show that the leading edge ramps can suppress aerodynamic noise inside the cavity both at the floor and at the sidepiece and it is more effective in SPL reduction in the rear range of the cavity than in the front.The energy peaks of SPFS at some measurement points almost disappeared with the leading edge ramps which indicate that the flow mechanism of self－sustained oscillation disappeared.

cavity；ramps；aerodynamic noise；suppression method；sound pressure level；sound pressure frequency spectrum

V211.4

：A

（編輯：楊 娟）

1672－9897（2016）03－0066－05

10.11729／syltlx20150103

2015－07－29；

2015－10－15

國(guó)家自然科學(xué)基金（11372337）

＊通信作者E－mail：50323222＠qq.com

Tao Y，Wu J F，Xu L W，et al.Control of cavity flow pressure oscillation through leading edge boundary layer perturbation.Journal of Experiments in Fluid Mechanics，2016，30（3）：66－70.陶洋，吳繼飛，徐來(lái)武，等.基于前緣邊界層擾動(dòng)的空腔壓力脈動(dòng)抑制研究.實(shí)驗(yàn)流體力學(xué)，2016，30（3）：66－70.

陶洋（1980－），男，湖北麻城人，副研究員。研究方向：非定常空氣動(dòng)力學(xué)。通信地址，四川省綿陽(yáng)市中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心（621000）。E－mail：50323222＠qq.com