矩形噴嘴超聲速射流嘯叫模式切換的分布性研究

陳喆, 吳九匯, 任阿丹, 陳鑫, 趙梓廷, 郝夢男

(1.西安交通大學機械工程學院, 710049, 西安; 2.航空工業航宇救生裝備有限公司, 441003, 湖北襄陽; 3.航空防護救生技術航空科技重點實驗室, 441003, 湖北襄陽; 4.空軍工程大學航空航天工程學院, 710038, 西安)

軍用飛機噪聲隨著推力的增加而增加。目前,對聲壓級大于150 dB的噪聲,沒有有效的防護措施使之迅速衰減,這種強度的聲壓會迅速導致人的聽力受損。飛機發動機尾部氣流射流噪聲是飛機整體的噪聲聲源[1],超聲速欠膨脹射流會產生湍流噪聲、單頻嘯叫及激波相關寬頻噪聲(BBSAN),這3類噪聲產生的機理、特性和聲源均不相同[2]。湍流噪聲是由射流邊界層大尺度相干結構的不穩定及小尺度渦破碎而產生的,在射流下游方向,射流噪聲主要是由湍流噪聲組成。Powell最先提出了針對嘯叫的聲反饋環機理[3],嘯叫主要向上游傳播,而BBSAN是由超聲速射流中向下游傳播的不穩定波、大尺度湍流結構和準周期激波波節末端之間的弱相互作用所產生的,其主要向射流上游傳播,譜峰值頻率隨著不同的測試位置而不同[4]。

國內外有許多針對超音速射流及其噪聲特性的研究[5-6],但是大多數都集中于圓形噴嘴,而噴嘴的幾何尺寸及形式的不同會產生不同的射流嘯叫形式[7]。陳等通過對不同寬高比噴嘴的自由射流噪聲特性進行了研究,發現雖然嘯音是向射流上游傳播的,但是在射流下游位置處,嘯叫依然存在,且在一定的壓降區間內嘯叫的聲壓級大于湍流噪聲[8]。

矩形噴嘴的周期性波節振蕩具有對稱和非對稱振蕩射流模式,不同的振蕩模式會導致不同的射流嘯叫模式和各噪聲成分強度不同,并且在不同出口邊的射流噪聲是不同的[9]。結合這種振蕩特性,Chen等研究了噴嘴結構的出口面積和寬高比這兩個參量對射流噪聲的影響[10],發現并解釋了在噪聲模式切換過程中的遷移機理,射流噪聲的能量從高頻的嘯叫傳遞給中低頻部分的湍流噪聲,而最終聲能匯聚更低的湍流噪聲區。

較強嘯叫會引起噴嘴結構的共振,破壞結構[11]。近年來,在相關射流研究中尚沒有見到有關矩形噴嘴的噪聲成分分布和模式切換特性的研究,大部分集中于嘯叫的傳播和抑制及射流下游湍流噪聲傳播等。Neilsen等對F-22A飛機發動機噴管(矩形噴嘴)的湍流噪聲特性進行了分析[12]。但是,射流噪聲聲場是由3類噪聲組成的,為了全面分析這3種射流噪聲成分分布特性、指向性及其之間的切換規律,本文對寬高比為4的噴嘴進行了準陣列實驗研究分析,發現了各噪聲成分的傳播方向及其切換規律,可為避免工程中的結構破壞及改善相關工作人員的聲振舒適性提供一定的參考。

1 實驗設備及測試方案

(a)噴嘴幾何參量

(b)測量點布置圖

(c)麥克風布放圖圖1 實驗噴嘴及測試點布放圖

文獻[10]分析了矩形噴嘴的寬度W、高度H、出口面積和寬高比對超音速欠膨脹射流噪聲的影響。為了更好研究射流噪聲各成分的指向性和分布規律,選取寬高比為4(以下簡稱AR4)噴嘴進行實驗,實驗噴嘴及測試點布放圖如圖1所示。實驗環境壓力為1.01×105Pa,環境溫度為273 K,射流壓力比Rp由7下降到2。為了對矩形噴嘴射流噪聲3種成分的傳播特性進行詳細分析,進行了準陣列實驗分析,共9個測試點,采用準相控陣方式進行數據采集。使用B&K2270型聲級計和B&K4189型1/2″自由場麥克風對實驗聲壓信號進行采樣,采樣頻率為65.536 kHz,動態聲壓測量范圍為14.6～146 dB,由采樣定理可知,在進行模擬/數字信號的轉換過程中,當采樣頻率大于信號中最高頻率的2倍時,采樣之后的數字信號可以完整地保留原始信號中的信息,一般實際應用中保證采樣頻率為信號最高頻率的2.56～4倍,B&K采集的信號設定為2.56倍,分析頻率為25.6 kHz。

2 矩形噴嘴射流噪聲分布特性

2.1 噪聲模式分析

利用射流嘯叫模式可對欠膨脹自由射流的嘯叫特性進行全面的研究,嘯叫基頻隨射流壓力的變化如圖2所示。整個射流壓力變化區間內,存在一個在2.6 kHz附近波動的基頻,其聲壓級幅值高出湍流噪聲3～10 dB,定義為模式A[10],即湍流最大噪聲。隨著寬高比的減小,模式A的基頻在整個壓降區間內的分布先分散,后在寬高比為2時模式A的基頻較為集中,而當寬高比為1時模式A基頻的分布趨于分散。

隨著射流壓力的下降,有一頻率隨之升高的基頻噪聲,定義為模式B[10],將不存在模式間切換的區間定義為模式A(或模式B)的占優區間。不同寬高比下,流場結構隨著射流壓力的降低會出現抖動,寬高比為4的嘯叫頻率在模式B占優區間出現了間斷跳躍的現象。

2.2 射流下游噪聲分布特性

文獻[8]研究的測試點位于(2 m,30°),為了分析射流下游30°位置附近的噪聲占優及變換特性,對AR4噴嘴進行了(2 m,20°)、(2 m,30°)、(2 m,40°)相同徑向距離、不同角度噪聲位置點的信號采集,以期得到(2 m,30°)位置點附近嘯叫模式的改變規律。為了更好地測試隨著徑向距離變化的特性,測試了(1.2 m,30°)、(1.5 m,30°)、(2 m,30°)這3個位置點的嘯叫變化特性,以此分析徑向變化對嘯叫占優的影響規律。

(a)θ=20°

(b)θ=30°

(c)θ=40°圖2 r=2 m時嘯叫基頻隨射流壓力比的變化

對于相同徑向距離、30°附近的(2 m,20°)、(2 m,30°)、(2 m,40°)這3個位置處的射流噪聲模式進行分析,結果如圖2所示。由圖2可知,隨著Rp的降低,這3個位置點處模式A的基頻值變化較小,在2.6 kHz附近波動,出現了模式B的占優和模式A、B的切換區間,在(2 m,20°)點處模式B的占優區間在Rp=4.6時出現,在[3.9,4.2]內出現了模式A、B切換區間的情況;在(2 m,30°)、(2 m,40°)位置點處,當Rp<4時,模式B的占優情況才出現,在[3,4]內,這3個位置點均處于模式B的占優區間。由此可知,在區間[3,4]內,嘯叫和反饋環的作用最強。

當Rp下降到3以后,在(2 m,20°)、(2 m,40°)位置處,噪聲模式出現了模式A、B之間的切換,模式A的值升高到5 kHz左右,并在(2 m,30°)位置點Rp=2.4時出現了模式A的值升高到5 kHz附近的情況,這可能是因為隨著射流壓力的降低,模式B的強度降低,聲壓能量逐步轉換給模式A,從而形成了兩個頻率之間的一個遷移主頻。結合反饋環機理,這一過程可描述為:流場中小尺度的渦結構受到聲反饋影響,最初的轉移能量使高頻段湍流噪聲區域整體能量增強,從而使得高頻段湍流噪聲區的基頻聲能量增強;隨著Rp的降低,低、高頻段湍流噪聲區能量隨之下降,但是高頻段湍流區噪聲能量衰減比低頻段湍流區更為顯著。

為了對整體射流壓降區間內的能量轉換特性及其切換特性進行分析,對這3個位置點的總聲壓級L進行了計算,結果如圖3所示。由圖3可知,隨著Rp的降低L隨之降低,但是當Rp為6時,(2 m,30°)位置的L出現了增大并高于(2 m,20°)位置的情況。通過對射流下游不同角度的噪聲模式特性分析發現,當Rp較高還未出現模式B占優的區間內,模式A的基頻較為穩定,其值波動是由于湍流尺度的漲落脈動引起的;當噪聲模式由模式B完全切換回模式A后,模式A的基頻值出現相應的能量遷移現象;在射流下游遠場2 m附近模式B的占優區間段與角度位置的聯系較弱,但是由于模式B受到流場的影響,會出現模式A、B切換區間,所以具有較強的隨機性。

圖3 r=2 m時總聲壓級隨射流壓力比變化規律

分析具有相同角度、不同徑向距離的3個位置點(1.2 m,30°)、(1.5 m,30°)、(2 m,30°)的模式切換特性,嘯叫基頻隨射流壓力比的變化如圖4所示。由圖4可知,在位置點(1.2 m,30°)處,射流噪聲均表現為模式A,且模式A的值在5～2.6 kHz之間跳動,這有可能是由于這個位置點處于或者臨近遠場射流邊界層附近,而射流邊界層附近的湍流旋渦較多,并且嘯叫是在邊界層外部向射流上游傳播的。但是,隨著r的增大,當Rp<3時,模式A的值跳動的現象逐漸消失,說明(1.2 m,30°)位置點比較臨近射流邊界層,從而在整個射流壓降區間段內未出現模式B的情況。

(a)r=2 m

(b)r=1.5 m

(c)r=1.2 m圖4 θ=30°嘯叫基頻隨射流壓力比的變化

總聲壓級隨射流壓力比變化規律如圖5所示。由圖5可知,當Rp降低至4以后,隨著模式B的出現,(1.5 m,30°)、(2 m,30°)位置點的總聲壓級曲線均出現了增強而后逐步減弱的情況,證明射流的L隨著模式B出現而增強。在射流下游測試點中,隨著徑向距離的增大,測試點與射流邊界層的距離增大,小尺度湍流渦形成的高頻噪聲減弱,湍流噪聲以大尺度為主,湍流噪聲基頻變得逐步穩定。

圖5 θ=30°時總聲壓級隨射流壓力比變化規律

2.3 射流上游噪聲(嘯叫、BBSAN)分布特性

根據文獻[13]的分析可知,射流噪聲中的嘯叫和BBSAN均是向射流上游方向傳播,為了全面分析射流噪聲各成分傳播方向及其切換特性,測試了(1.2 m,60°)、(1.2 m,90°)、(1.2 m,120°)和(1.2 m,150°)這4個位置點的噪聲特性,各點的模式切換特性如圖6所示。

結合圖4b可知,隨著測試角度的增加,模式A隨Rp的降低變得較為平穩,在(1.2 m,90°)和(1.2 m,120°)位置時波動性最小。在(1.2 m,60°)位置點處,Rp=2.9時模式A的頻率值跳轉到6.5 kHz附近,并且此位置模式A的波動較大。與射流下游位置點的模式A有所不同,隨著測試角度的增大,模式A的基頻值隨之逐步增大,而(1.2 m,150°)位置處的模式A的基頻值大約為3.7 kHz。隨著位置點向上游排布,模式B占優特性隨之增強。在(1.2 m,120°)位置點處,模式B的占優區間最長,模式B的傳播方向主要是向射流上游的90°～120°角度范圍內傳播的。

由圖6c可知,在Rp為6.7～7區間段內,出現了模式B的基頻頻率值在11 kHz附近,因此提取頻譜進行分析,結果如圖7所示。由圖7可知,頻率值為11 kHz的應該為BBSAN,而此時有一個基頻值為7 kHz的嘯叫存在,但是由于BBASN強度高于嘯叫頻率,因此可以知道此時模式B主要是BBASN,這進一步說明了嘯叫和BBSAN的傳播方向主要沿垂直于射流方向,向射流上游傳播。

(a)θ=60°

(b)θ=90°

(c)θ=120°

(d)θ=150°圖6 r=1.2 m時嘯叫基頻隨射流壓力比的變化

圖7 射流噪聲瞬時聲壓級譜

由于大部分的實驗研究都是在射流上游方向進行的,因此為了驗證本文實驗嘯叫數據的正確性,將實驗數據與Raman的實驗數據[14]進行了數據對比分析,結果如圖8所示,可知本實驗數據的變化趨勢和數值與Raman的[14]吻合性較好,僅僅當Mj>1.5時本實驗數據比Raman的實驗數據[14]大,這可能是由當量出口面積的差異造成的。

圖8 嘯叫基頻斯德哈爾數變化規律對比

當嘯叫較強時會輻射產生更高階的諧聲,而且每階諧聲的傳播方向是不同的。根據文獻[13]的實驗數據,包括嘯叫在內嘯叫的各階諧聲輻射角度的計算公式為

(1)

式中:m、n為整數,n≤m;Mc=uc/a∞,uc為射流出口速度;Ls為波節尺寸;λ為嘯叫基頻的波長;a∞為當地聲速;ve為聲源傳播速度。

為了對比分析本文嘯叫數據變化特性,結合Tam的理論[13]進行了嘯叫基頻傳播方向的理論計算,結果如圖9所示。由圖9可知,隨著Rp的降低,基頻傳播方向由上游向下游傳播,其傳播范圍主要位于120°以上。

圖9 第一階嘯叫指向性圖

提取模式B占優區間段內模式B的聲壓級進行分析,結果如圖10所示,可知隨著Rp的降低,模式B的聲壓級隨之下降,120°位置的模式B聲壓級大于其他角度的模式B聲壓級,由此可進一步說明模式B(嘯叫)的傳播方向主要在120°附近,這與Tam的理論計算[13]相吻合。

圖10 不同測試點模式B聲壓級

計算r=1.2 m的各個點位置所測L,結果如圖11所示,可知在整個Rp變化范圍內(1.2 m,30°)的L均大于其余范圍內的,這說明整體噪聲主要隨著射流流場向下游傳播,證明了(1.2 m,30°)位置臨近或處于射流邊界層內部的假設。60°、90°、120°這3個位置的L較為相近,而150°位置的L明顯低于這3個位置,嘯叫的主要傳播方向是在120°附近,且具有一定范圍。

圖11 r=1.2 m總聲壓級隨位置的變化

根據文獻[15]所給的半經驗理論公式可知,對于本文中所測試的實驗數據,可以根據公式計算出射流上游測試點120°的BBSAN曲線,結果如圖12所示。由圖12可知,120°位置點的實驗譜圖與理論曲線在第1個峰值位置點上基本一致,而第2峰值點卻有所差異,實驗曲線位于第2峰值處而理論曲線處于谷值的情況,是由于矩形噴嘴寬高比不為1的噴嘴的聲壓譜主要是由嘯叫和其諧聲組成,寬高比的差異會形成不一致性,但是總體來看整體理論曲線和實驗曲線在某些特定頻率段內變化趨勢、聲壓級及峰值頻率上面還比較相符的。與Milo分析過的整體趨勢[16]大致相同,但是峰值頻率位置點和數值上的差異是由理論模型中較多的未完全確定的參量和其形成機理機制所導致的。

圖12 BBSAN理論與實驗數據對比曲線

通過不同位置點的湍流噪聲、嘯叫及BBSAN的對比驗證分析發現,射流噪聲主要是向射流下游傳播,湍流噪聲也向下游傳播,嘯叫主要是向著上游方向傳播,而BBSAN傳播方向主要是垂直于射流方向,并呈現一定的范圍。

3 結 論

本文通過準陣列方法對矩形噴嘴的超音速射流噪聲的模式切換特性進行了研究,分析了矩形噴嘴超音速射流噪聲的湍流噪聲、嘯叫以及激波相關寬頻噪聲這3類成分的分布特性及其指向性規律,得到的結論如下。

(1)通過對射流下游相同徑向距離、不同角度的模式切換和L變化規律分析發現,湍流噪聲主要是伴隨射流流場移動而向射流下游傳播的,雖然嘯叫是向上游傳播的,但是當嘯叫較強時,下游依然存在嘯叫成分。

(2)通過對射流下游相同角度、不同徑向距離的噪聲成分特性進行分析,發現測試位置臨近射流邊界層時由于湍流渦較多較為復雜,會引起模式A的基頻在5和2.6 kHz之間跳動,隨著徑向距離的增大,這種跳動現象逐步減弱,這種跳動也會引起L突發性的增強。

(3)通過對射流上、下游噪聲的分布特性分析,發現(1.2 m,120°)位置處模式B的占優區間最長,驗證了以往分析所發現的射流嘯叫向上游傳播這一結論,進一步與Tam的理論模型[15]進行對比驗證,發現BBSAN的傳播方向主要是向射流上游的90°～120°角度范圍內傳播,且傳播范圍較窄。

參考文獻:

[1] MAHESH N, JONAATHAN B. Control of supersonic jet noise using linear feedback [C]∥22nd AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference. Reston, VA, USA: AIAA, 2016: 3055.

[2] TAM C K W. Jet noise: since 1952 [J]. Theoretical and Computational Fluid Dynamics, 1998, 10: 393-405.

[3] POWELL A. On the mechanism of choked jet noise [J]. Proceedings of the Physical Society: Section B, 1953, 66(12): 1039-1056.

[4] TAM C K W, PARRISHS A, ENVIA E, et al. Physics of acoustic radiation from jet engine inlets [C]∥18th AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference. Reston, VA, USA: AIAA, 2012: 1-40.

[5] PILON A R, POWERS W R, MCLAUGHLIN D K. et al. Design and analysis of a supersonic jet noise reduction concept [J]. Journal of Aircraft, 2017, 54: 1705-1717.

[6] 張勃, 吉洪湖. 寬高比對矩形噴管射流湍流強度影響試驗 [J]. 航空動力學報, 2010, 10: 2244-2248.

ZHANG Bo, JI Honghu. Numerical study of internal and external flow mixing for rectangular nozzles with large aspect ratio [J]. Journal of Aerospace Power, 2010, 10: 2244-2248.

[7] 張強, 陳鑫, 何立明, 等. 矩形噴嘴欠膨脹超聲速射流對撞的實驗研究 [J]. 物理學報, 2013, 62: 368-373.

ZHANG Qiang, CHEN Xin, HE Liming, et al. An experimental study of rectangular under-expanded supersonic jets collision [J]. Acta Physica Sinica, 2013, 62: 368-373.

[8] 陳喆, 吳九匯, 陳鑫, 等. 流經矩形噴嘴的超音速射流嘯叫模式切換的實驗研究 [J]. 物理學報, 2015, 64(5): 291-297.

CHEN Zhe, WU Jiuhui, CHEN Xin, et al. Experimental study on screech tone modes witching of supersonic jet flowing through rectangular nozzles [J]. Acta Physica Sinica, 2015, 64(5): 291-297.

[9] BEHROUZI P, MCGUIRK J J, AVENELL C. Effect of scarfing on rectangular nozzle supersonic jet plume flow characteristics [J]. AIAA Journal, 2018, 56: 301-315.

[10] CHEN Z, WU J H, REN A D, et al. Energy transfer mechanism of supersonic jet noise through rectangular nozzles [J]. Noise Control Engineering Journal, 2017, 65(2): 110-120.

[11] HAYJ A, ROSEE G. In-flight shock cell noise [J]. Journal of Sound Vibration, 1970, 11: 411-420.

[12] NEILSEN T B, GEE K L, WALL A T, et al. Similarity spectra analysis of high-performance jet aircraft noise [J]. The Journal of the Acoustical Society of America, 2013, 133: 2116-2125.

[13] TAM C K W, PARRISH S A. Harmonics of jet screech tones [J]. AIAA Journal, 2014, 52(11): 2471-2479.

[14] RAMAN G. Advances in understanding supersonic jet screech: review and perspective [J]. Progress in Aerospace Sciences, 1998, 34(1/2): 45-106.

[15] TAM C K W, REDDY N. Prediction method for broadband shock-associated noise from supersonic rectangular jets [J]. Journal of Aircraft, 1996, 33(2): 298-303.

[16] DAHL M D, SHARPE J A. Analysis of a shock-associated noise prediction model using measured jet far-field noise data [C]∥52nd Aerospace Sciences Meeting AIAA SciTech Forum. Reston, VA, USA: AIAA, 2014: 0176.

[本刊相關文獻鏈接]

閆艷艷,路寬,王峰,等.應用激波降噪機理的炮口消聲器設計及試驗驗證.2018,52(4):31-39.[doi:10.7652/xjtuxb2018 04005]

范小軍,鄒佳生,周源遠,等.噴嘴數和溫比對旋流冷卻流動和傳熱特性的影響.2018,52(3):19-24.[doi:10.7652/xjtuxb 201803003]

蘭進,徐亮,馬永浩,等.實驗研究類螺紋孔旋流沖擊射流的冷卻特性.2018,52(1):8-13.[doi:10.7652/xjtuxb201801 002]

高瑩,麻斌,鄧海鵬,等.低乙醇配比的乙醇-柴油混合燃料空化特性試驗.2017,51(11):14-21.[doi:10.7652/xjtuxb2017 11003]

徐亮,蘭進,高建民,等.一種類螺紋孔結構的旋轉射流換熱特性數值模擬.2017,51(9):11-18.[doi:10.7652/xjtuxb2017 09002]

杜長河,范小軍,李亮,等.抽吸孔對旋流和沖擊冷卻流動傳熱特性的影響.2017,51(1):19-24.[doi:10.7652/xjtuxb2017 01004]

陳立,李祥晟.低旋流CH4/H2火焰的燃燒特性及穩定性機制研究.2017,51(1):72-78.[doi:10.7652/xjtuxb201701012]

王武強,吳東垠,程亮,等.柴油、甲醇和水三相乳化液粒徑分布預測模型及實驗驗證.2016,50(5):65-71.[doi:10.7652/xjtuxb201605010]

陳立,李祥晟,楊詔,等.氣流入口條件對低旋流燃燒火焰穩定性的影響.2016,50(5):114-119.[doi:10.7652/xjtuxb2016 05017]

杜長河,范小軍,李亮,等.噴射角度和噴嘴數對旋流冷卻流動與傳熱特性的影響.2016,50(4):76-80.[doi:10.7652/xjtuxb201604012]

杜長河,范小軍,李亮,等.噴嘴長寬比和雷諾數對旋流冷卻流動與傳熱特性的影響.2015,49(12):124-129.[doi:10.7652/xjtuxb201512020]

侯明明,吳九匯,姜寧.旋轉封閉薄壁球殼輻射噪聲的多極展開方法.2014,48(7):102-108.[doi:10.7652/xjtuxb201407 018]