壓力系數分析法的低噪聲鼻錐設計

欒海霞，陳　寶，李興龍

（中國航空工業空氣動力研究院，沈陽 110034）

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壓力系數分析法的低噪聲鼻錐設計

欒海霞，陳寶，李興龍

（中國航空工業空氣動力研究院，沈陽 110034）

摘要：在航空聲學風洞內進行氣流內的噪聲測量時，需要在傳聲器前端安裝鼻錐，以降低流場波動對傳聲器振膜的干擾噪聲。目前使用的鼻錐，當流速超過40 m/s時，自噪聲大幅度提高，因而無法用于更高速度的流場測試。利用一種鼻錐低噪聲設計的分析方法，分析鼻錐表面的壓力系數分布規律，并提出一種降低鼻錐自噪聲的改進形式，降低不穩定的靜態壓力的干擾。將鼻錐的透聲孔設置在壓力穩定區域，可減少流場內不穩定壓力波動對被測聲波信號的干擾，提高測試結果的準確性，滿足更高速度的流場測試需求。

關鍵詞：聲學；鼻錐；低噪聲設計；壓力系數；仿真分析

中國大型飛機產業過去一直處于低谷，長期以來，由于缺乏型號牽引，氣動噪聲等與大型客機直接相關的一些技術領域發展遲緩，基礎薄弱，迄今為止，國內還未曾開展飛機等航空飛行器的風洞噪聲實驗，也沒有一座完全具備聲學實驗能力的航空聲學風洞[1]。航空聲學風洞是研究氣動聲學的重要實驗平臺，在研究軍用、民用飛行器的氣動噪聲方面起關鍵作用[2]。國外已建成并投入使用了多座聲學風洞，國內多座聲學風洞也正投入建設。

在聲學風洞的聲學測試中，傳聲器不能直接安裝在流場中，需要裝入鼻錐內部，如圖1所示。沿鼻錐周向布置有透聲孔，聲波通過紗網，經透聲孔，傳到傳聲器振膜，產生電信號，測試流場內傳播的聲壓變化。

目前，在低速聲學風洞測試中使用的鼻錐，其基本構型如圖1所示。一個軸對稱的較尖銳的前體，透聲孔與其鄰接，透聲孔后端連接支桿結構。此種構型的鼻錐在使用中暴露出應用的局限性，實際測試結果顯示，當氣流速度超過40.0 m/s時，其自噪聲水平大幅度提高。

圖1　鼻錐的外形

在氣流中進行測試用的鼻錐，其自身產生的噪聲如果過高，會干擾被測量的聲學信號，影響測試數據的準確性。

本文通過考察鼻錐體結構表面的壓力系數分布特點，分析其結構形式對鼻錐自噪聲的影響，提出一種可以降低其自身噪聲的結構形式，使其可以適應更高速度的流場測試需求，提供更準確的測試結果。

1　應用局限性

航空聲學實驗段的最大風速主要考慮模擬飛機的起飛和著陸狀態，一般認為，合適的最大風速為60 m/s～80 m/s[3]。

隨著航空聲學實驗的開展，鼻錐的自噪聲問題受到越來越多的關注。西北工業大學的高永衛等人在NF-3風洞通過實驗研究，得到一些降低鼻錐自噪聲的初步線索。在2006年的一期實驗中得到結論，在鼻錐透聲孔上覆蓋紗網可以降低其自噪聲，從而改善測試條件或提高風洞實驗風速[4]。2007年的實驗中得到結論，半球型頭部的鼻錐在風速為30 m/s ～50 m/s時，比常見的鼻錐自噪聲小約3(dB)～11 (dB)[5]。

鼻錐的自噪聲問題不僅影響測量的準確性，而且限制了實驗能力的發展。因此，降低鼻錐的自噪聲，提高測試結果的準確性，使其可以適應更高速度的流場測試，已成為航空聲學實驗中的一項關鍵技術問題。

2　改進分析

氣動聲源大多是由于氣流與固體的相互作用或者氣流內部產生的漩渦，無需任何固體相互作用，氣流本身就是聲源[6]。壓力脈動指湍流中一點處流動壓強（靜壓）隨時間作隨機變化的現象。單從概念上說，壓力脈動也即流動的噪聲，它是隨著流體媒質的流動而產生和傳播的[7]。傳聲器需要測量的聲壓信號與流場內的靜壓值相比是極小的量，因此流場內靜壓的微小變化都會干擾傳聲器對聲壓值的測量。

鼻錐由前體和等截面的圓柱形后體構成，如圖2所示。其前體是軸對稱結構，其母線是四分之一的橢圓曲線。

圖2　鼻錐部分基本結構

借助Fluent軟件，采用結構網格，考察了Ma為0.23時的定常流場情況，分析了沿鼻錐結構軸向的壓力分布特點。采用的仿真分析模型如圖3所示，前體部分軸向長度18 mm；圓柱體部分直徑9 mm，軸向長度300 mm。

通過仿真分析得到沿軸向的壓力系數分布，見

圖3　仿真分析模型

圖4沿鼻錐結構軸向的壓力分布呈現一定的規律性。

圖4　軸向壓力系數分布

根據壓力系數的定義[8]

對于不可壓縮流動，壓力系數可以直觀地表示成速度的形式[8]

由于形面的漸變，在鼻錐前體部位會有一段不穩定的逆壓梯度區，經過一段恢復區，進入穩定區域。恢復區需要4倍于鼻錐直徑的長度，壓力才從不穩定區域進入穩定壓力區，從降噪的角度分析，透聲孔宜布置于壓力穩定區域。

目前用于風洞測試的鼻錐，直徑7 mm，其前體到透聲孔所在位置處的軸向距離只有21 mm，盡管具有優良的流線型，然而經過3倍直徑長度的軸向距離，其表面壓力還處于恢復區。其結構形式并不利于降低鼻錐的自噪聲干擾。

目前使用的鼻錐，透聲孔與前體緊鄰，在測試流速較低的情況下，此構型帶來的不穩定壓力波動是很小的，可以滿足測試要求。但隨著測試流速的提高，即使小角度的入射，也會使流體中產生很大的不穩定性，影響測量的準確性，其可以應用的流速無法滿足航空聲學測試的發展需求。

根據鼻錐表面的壓力分布特點，降低鼻錐表面的不穩定壓力波動對噪聲測量的干擾，使經過降噪設計的鼻錐產品可以提供更精確的測試結果。

3　低噪聲設計

借助Fluent軟件，利用三維仿真分析，采用結構網格，模擬了鼻錐帶支桿結構在Ma為0.23時定常流場條件下的三維流場情況，分析其結構形式對鼻錐表面壓力帶來的影響。用于仿真分析的模型如圖5所示，包含鼻錐部分、過渡結構部分和支桿部分。

圖5　仿真分析模型

通過對三維流場的仿真計算，得到鼻錐體表面的壓力系數分布，見圖6。從仿真結果可以發現其壓力分布呈現出一定的規律性。從仿真結果可以得出結論，過渡結構部分微小的形面變化對壓力的影響不可小覷。過渡結構部分不能與透聲孔緊鄰，需要增加一段等值過渡段，以避開結構的形面變化對透聲孔區域壓力分布的影響。

圖6　軸向壓力系數分布

改進的鼻錐構型如圖7所示，由前體、前等值段、透聲孔、后等值段、過渡結構和支桿連接組成。

圖7　鼻錐的改進形式

前等值段的布置可以使透聲孔遠離前體的壓力不穩定區域，使壓力恢復到穩定區域，避免由于壓力的變化干擾透聲孔內布置的傳聲器對聲波信號的測量。增加后等值段，使過渡結構部分不與透聲孔部分直接相連，使透聲孔所處位置避開壓力波動區域。將透聲孔設置在合理的位置，降低不穩定壓力波動對透聲孔內傳聲器噪聲信號測量的干擾。

等值段的設置不能過短，也不能過長。過短的等值段，壓力值還未能進入穩定區域；過長的等值段很可能會由于邊界層的增長引入流場內大量的湍流噪聲。合理地設置等值段的長度，使得氣流經過等值段后，壓力值剛剛恢復到穩定區域，從而保證透聲孔內的傳聲器避開不穩定壓力波動對流場內聲波信號的干擾。

通過分析鼻錐結構軸向壓力分布規律，提出了一種改進形式的鼻錐結構，降低不穩定壓力波動對聲波測量的干擾。若要進一步降低鼻錐的自噪聲，還需要更詳細的分析和結構設計，包括前體橢圓曲線的離心率對壓力恢復的影響，透聲孔的數量和形狀對流場內聲波信號測量的影響。鼻錐是航空聲學測量中不可缺少的測試設備，鼻錐產品的自噪聲問題是阻礙航空聲學測試實驗能力發展的障礙，降低鼻錐產品的自噪聲具有現實的應用意義。

4結　語

借助Fluent仿真分析軟件，模擬了Ma為0.23條件下的定常流場情況，通過仿真分析，考察了沿鼻錐結構軸向的壓力分布特點。通過在透聲孔前后增加等值段，合理布置透聲孔的位置，將透聲孔布置于穩定值區域，降低不穩定壓力波動對噪聲測量的干擾。

提出的鼻錐結構的改進方案，根據定常流場仿真分析結果，通過合理地設置透聲孔的位置及與其相鄰部分的結構，將透聲孔布置在靜壓穩定區域，當測量通過流場內的聲波時，會降低不穩定的壓力波動對透聲孔處傳聲器的干擾，從而降低鼻錐的自噪聲，提供更準確的測試結果。

借助鼻錐產品的低噪聲設計工作，初步探索了應用定場流場分析計算指導鼻錐產品的低噪聲設計的方法。通過定常流場的計算，為產品部件的低噪聲設計工作提供指導分析，可以大大縮短設計工作的周期，提高工作效率。

參考文獻：

[1]陳大斌，周家檢，郝璇，等.氣動噪聲風洞試驗技術發展概述[J].實驗流體力學，2013，27(1)：106-112.

[2]顧光武，朱博.航空聲學風洞背景噪聲測試及頻譜分析[J].噪聲與振動控制，2011，31(2)：156-159.

[3]于濤，范潔川，賈元勝.現代航空聲學風洞技術現狀與發展[J].實驗流體力學，2007，21(3)：86-91.

[4]高永衛，喬志德.鼻錐聲學特性試驗研究[J].試驗流體力學，2006，20(1)：9-12.

[5]趙忠，高永衛.兩種鼻錐在高速氣流中聲學特性的研究[J].聲學技術，2007，26(1)：96-100.

[6]馬大猷.現代聲學理論基礎[M].北京：科學出版社，2004.303-304.

[7]呂金磊，盛美萍，廖達雄，等.基于實驗的跨聲速風洞試驗段噪聲機理研究[J].空氣動力學學報，2014，32(4)：488-492.

[8]李鳳蔚.空氣與氣體動力學引論[M].西安：西北工業大學出版社，2007.78-79.

要研究方向：氣動噪聲控制。E-mail:66631924@qq.com

中圖分類號：TU112.3；V211.74；TB566

文獻標識碼：A

DOI編碼：10.3969/j.issn.1006-1335.2016.01.044

文章編號：1006-1355(2016)01-0209-03

收稿日期：2015-06-05

作者簡介：欒海霞（1983-），女，遼寧省營口市人，研究生，主

Low-noise Nose-cone Design Using Pressure Coefficient Analysis Method

LUAN Hai-xia,CHENBao,LI Xing-long

（AVICAerodynamics Research Institute,Shenyang 110034,China）

Abstract:In airflow noise measurements in aero-acoustic wind tunnel,microphone must be jacketed with nose-cone to reduce the disturbance of the air-flow field fluctuation noise to the microphone.However,this method does not work when the flow velocity exceeds 40 m/s since the self-noise of the nose-cone increases dramatically.In this paper,the pressure distribution on the nose-cone surface was analyzed.On this basis,a modified nose-cone shape was proposed which can reduce the disturbance of the unstable static pressure so that the self-noise of the nose-cone can be diminished.By setting the sound-penetrating holes in the steady pressure region,the disturbance of the instable pressure fluctuation to the acoustic signal can be diminished.Therefore,the measurement accuracy is raised and can satisfy the requirements of higher speed wind tunnel tests.

Key words:vibration and wave;nose cone;low noise design;pressure coefficient;simulation analysis