亞聲速武器艙空腔流動壓力特性及其控制方法

謝露，張彥軍，侯銀珠，劉偉，雷武濤

航空工業第一飛機設計研究院， 西安 710089

隨著先進飛機設計對降低飛行阻力，減小雷達反射信號的要求越來越高，新一代作戰飛機的武器設備系統已經由原來的外掛式變為內埋式。例如，美國的空中優勢戰斗機F-22與先進隱身轟炸機B-2A、中國的殲20、俄羅斯的圖-160，都采用了內埋式武器艙。與傳統的武器外掛模式相比，采用內埋式武器裝載，可減小近30%的飛行阻力，同時還能極大降低飛機飛行中的雷達反射面積[1]。在飛行過程中打開艙門投放武器時，武器艙不可避免地會暴露于外界高速氣流中，此時在武器艙艙內和武器艙周圍便會產生強烈的非定?？涨涣鲃印Ｔ摲嵌ǔＡ鲃硬粌H會引起氣動問題，例如增加飛行阻力以及武器投放的難度；也會產生高強度的噪聲(尤其是單頻噪聲)和隨機振動，會嚴重影響艙內導航和制導等電子設備的正常工作，甚至產生結構的聲疲勞破壞。因此，在進行武器艙及內部裝載設計時應給予特別的關注。

Stallings和Wilcox[2]根據風洞試驗研究結果，提出空腔流動類型按照長深比(L/D)的增大，依次劃分為開式空腔流動、過渡開式空腔流動、過渡閉式空腔流動、閉式空腔流動。圖1給出了開式空腔流動示意圖[3]，其表現出強烈的非定常壓力脈動和較高幅值的單調聲，對應的脈動壓力頻譜(SPL)特性如圖2所示[4]，會對機體結構和內埋武器造成損傷。圖3給出了閉式空腔流動示意圖[3]，其不具有單調聲，對應的脈動壓力頻譜特性如圖4所示[4]，但是在空腔底部存在沿氣流方向的逆壓梯度，會導致艙內的武器產生抬頭力矩，從而進一步影響武器安全投放和精確制導。過渡式空腔流動則是一種介于開式空腔流動和閉式空腔流動之間的過渡流動狀態。

圖2 開式空腔流動典型頻譜特性[4]Fig.2 Typical spectra for open cavity flow[4]

圖3 閉式空腔流動示意圖[3]Fig.3 Sketch of closed cavity flow type[3]

圖4 閉式空腔流動典型頻譜特性[4]Fig.4 Typical spectra for closed cavity flow[4]

內埋式武器艙在國外多個先進作戰飛機上的具體應用，促使相關研究機構對武器艙流動特性及其流動控制方法進行了詳細全面的研究。對武器艙內的流動特性及脈動壓力的精確預測是進行武器艙結構強度設計的基礎，也是進行投放安全性評估的重要前提。對武器艙空腔流動控制措施的研究，不僅可以降低艙內的噪聲水平，還能改善武器投放安全性，因此在國外的具體飛機型號上有較廣泛的應用。例如，F-111飛機由于內埋武器的尾部降落傘包的疲勞破壞[5]，而開展了一系列的流動控制研究，包括前緣鋸齒、前緣吹氣、后緣斜坡等風洞試驗，并進行了相應的飛行試驗[6-7]。

從F-111飛機開展流動控制研究以后，美國所有具有內埋武器艙的先進戰機和轟炸機都采用了前緣擾流控制裝置，用以降低艙內的噪聲水平、提高武器分離的安全性[8]。B-1飛機通過大量的飛行試驗，驗證了前緣多孔擾流板流動控制方法的有效性，結果表明在馬赫數Ma=0.6～1的飛行范圍內，重新改進的流動控制方法對L/D=2.2 的武器艙取得了明顯的降噪效果[9]。前緣多孔擾流板流動控制方法也在B-2飛機武器艙的空腔流動控制中得到了應用[10]。前緣吹氣流動控制方法能夠在空腔前緣形成氣簾，等效于前緣擾流控制裝置的效果，該方法還可以作為主動控制甚至是自適應控制技術來實施[11]。國外對前緣吹氣進行了大量的研究[12-13]，希望能夠消除被動控制方法工作范圍有限的弊端；或者與被動控制方法結合使用，增強控制效果。

國外關于武器艙空腔流動控制方法的基礎研究也一直在持續，例如Lawson和Barakos[14]利用先進的脫體渦模擬(DES)方法詳細研究了跨聲速條件下，不同被動流動控制方法的控制效果。Saddington等[15]利用風洞試驗，詳細對比分析了不同被動流動控制方法的降噪效果。美國空軍技術研究所(Air Force Institute of Technology) 基于空腔流動試驗吊艙[16-17]，進行了與武器艙空腔流動相關氣動問題的飛行試驗。其中關于空腔噪聲被動控制方法的飛行測試，研究了包括前緣鋸齒、前緣橫置圓桿等流動控制方法在不同飛行速度、不同飛行高度下的降噪效果。

近年來國內關于武器艙空腔流動特性及流動控制方法的試驗研究也一直在進行中，并取得了很多的研究成果。馮強和崔曉春[18]開展了基于前緣擾流片激勵的武器艙綜合流動控制技術試驗研究，結果表明，該措施能有效改善武器艙流動特性，可以減小約20%的開艙附加阻力；武器艙噪聲降低5～8 dB；同時可以有效改善內埋彈分離特性。宋文成等[19]開展了基于脈沖射流激勵器(Powered Resonance TuBes，PRTB)的武器艙氣動噪聲抑制技術試驗研究，證明該技術能夠對艙內高強度聲載荷起到一定的抑制作用。楊黨國等[20]通過風洞試驗研究了后壁倒角情況下的空腔噪聲特性，結果顯示，存在傾角時空腔后壁與剪切層相互作用減弱，腔內噪聲得到有效抑制。吳繼飛等[21]利用高速風洞試驗研究剪切層擾流法對空腔流場的氣動聲學特性影響，在跨聲速來流條件下可顯著改善空腔內的噪聲環境。但是國內對前緣多孔擾流板和前緣吹氣這兩種流動控制裝置缺乏詳細系統的研究。

總體來看，根據有/無外部能量的輸入，流動控制分為被動控制和主動控制[22]。被動控制方法只需要改變空腔幾何外形，無需額外提供能量，具有簡單可靠、成本低廉的特點。被動控制方法包括空腔前緣和后緣修型，其作用機理為破壞空腔的Rossiter反饋回路[23]，從而達到降低腔內流動振蕩和噪聲的目的。主動控制方法尤其是閉環主動控制，能夠引入閉環的反饋回路，具有消減不同頻率模態的優點，是目前的研究熱點。

本文通過風洞試驗詳細研究了某武器艙基本構型的空腔流動特性，以及安裝前緣多孔擾流板(被動控制)和前緣吹氣(主動控制)兩種流動控制方法的降噪效果。通過變參數研究提取流動控制方法的主要影響參數，從而為后續流動措施的改進設計提供參考和指導。

1 試驗設備和模型

1.1 風 洞

試驗在中國空氣動力研究與發展中心FL-3高速風洞中進行，該風洞是一座半回流暫沖式亞、跨、超三聲速風洞，試驗Ma=0.3～2.25。本文利用該風洞的特種試驗段開展研究，其橫截面尺寸為1.5 m×1.6 m(寬×高)，上下壁板為槽壁，左右側壁為實壁[24]，試驗風速Ma=0.75。

1.2 模 型

武器艙風洞試驗模型示意圖見圖5。武器艙的長度L=300 mm，長深比L/D=3，寬深比W/D=1。前緣多孔擾流板和前緣射流兩種流動控制裝置的實物圖分別如圖6和圖7所示。

在武器艙前緣靠近機頭部位貼有轉捩帶，從而使武器艙前緣的來流邊界層是湍流。通過對來流速度Ma=0.75，飛機迎角α=3°的狀態進行數值模擬得到武器艙前緣的速度邊界層厚度為7.3 mm (對應的當地速度為Ma=0.82)。

為觀察艙內的動靜壓變化，共設15個動壓孔，20個靜壓孔。圖8～圖9分別給出了各監測點的位置及編號示意圖。

圖5 武器艙風洞試驗模型示意圖Fig.5 Illustration of weapon bay wind tunnel model

圖6 試驗中的不同多孔擾流板實物圖Fig.6 Models of perforated spoiler plate in test

圖7 試驗中的雙縫射流實物圖Fig.7 Models of injection with two slots in test

圖8 底部靜壓測點及編號示意圖Fig.8 Sketch of static pressure monitor points and numbering

圖9 底部動態測壓點及編號示意圖Fig.9 Sketch of dynamic pressure monitor points and numbering

1.3 試驗測量設備及數據處理

模型壁面平均靜態壓力通過常規測壓管測壓的方法，利用PSI8400電子掃描閥采集系統采集。艙體氣動噪聲測量系統由高精度動態壓力傳感器和HBM高速動態數據采集系統構成。動態壓力測量采用KULITE公司XCQ062-50A柱狀動態壓力傳感器，傳感器直徑為0.062 in (1 in=2.54 cm)，量程為50PSI，動態采樣率設為20 kHz，采樣時間3 s。

空腔底部的靜壓分布計算公式為

(1)

式中：p為空腔底部測壓點的壓力；p∞為試驗段靜壓；q∞表示速壓；Cp表示靜壓點的壓力系數。

脈動壓力監測點采集到的是隨時間變化的平穩隨機信號，該信號不能用一個壓力值表示其特征，但可以從幅值域、時間域和頻率域等方面用概率論和統計方法來描述，因此其數據處理較常規壓力測量復雜。幅值域的統計函數主要有脈動壓力均方根prms、總聲壓級(Overall Sound Pressure Lever，OASPL)，表示壓力總強度的大小，其計算公式分別為

(2)

(3)

通過快速傅里葉變換對脈動壓力在頻率域進行分析，通常稱為頻譜分析，其分析結果是以頻率f為橫坐標、聲壓級為縱坐標的脈動壓力頻譜特性曲線。

2 基本構型

定義武器艙艙門打開，未安裝流動控制措施為基本構型(baseline)，圖10為武器艙基本構型在不同飛機迎角α下的底部靜壓分布(x/L為坐標位置的無量綱化處理)，對應的靜壓監測點位置如圖8所示。可以看出，在所研究的飛機迎角范圍內，武器艙底部的壓力分布比較均勻，只是在后半部分單調增加，為典型的開式空腔流動；隨著迎角α的增大，武器艙底部的前半部分(0

圖11為武器艙基本構型在不同飛機迎角α下的底部及后壁面的脈動壓力監測點對應的OASPL分布，對應的動態測壓點位置如圖9所示?？梢钥闯?，在所研究的飛機迎角范圍內，艙內的噪聲水平高達160 dB以上，并且沿著流向先降低再增大，直至后壁面監測點的OASPL高達175 dB以上；飛機迎角α的變化對OASPL的影響不大。

對各個動態監測點的脈動壓力進行傅里葉變換，可以得到更為詳細的頻譜特性。受篇幅限制，本文只選取典型位置的監測點進行詳細分析。圖12 給出了基本構型在不同飛機迎角α下，武器艙底面前部(K1)、中部(K5)、后部(K10)以及后緣(K15)監測點的頻譜特性曲線。

可以看出，艙內各個監測點頻譜曲線的前幾個峰值對應的頻率相同，符合典型開式空腔的流動特點，如圖13所示[25]，即：遠場來流流過空腔前部的物面，形成具有一定厚度δ的附面層；然后附面層在空腔前緣的空腔口處發生分離，形成不穩定的剪切層；剪切層跨過空腔長度L方向，并在空腔后緣與壁面發生撞擊，形成主要的噪聲源；噪聲源輻射的噪聲一部分沿著空腔內部向前傳播并達到空腔前緣口處引起剪切層的進一步不穩定，從而形成一個自激振蕩回路，具體表現在頻譜曲線上的若干個離散的聲壓峰值(又稱為模態，Rossiter模態)[26]。圖13中D為空腔的深度；λ為波長。

圖10 基本構型在不同飛機迎角下的靜壓分布Fig.10 Static pressure distribution of baseline at different angles of attack of aircraft

圖11 基本構型在不同飛機迎角下的總聲壓級分布Fig.11 OASPL distribution of baseline at different angles of attack of aircraft

圖12 基本構型在不同飛機迎角下的頻譜曲線Fig.12 Spectra curves of baseline at different angles of attack of aircraft

以典型飛機迎角α=3°為例，各個監測點的頻譜特性曲線對應的前三階模態(圖12(c)中m=1，2，3)，除了中部監測K5點，武器艙內其余各監測點的主導模態為第一階模態，對應的頻率f=281 Hz；對應的幅值SPL最大為≥150 dB。第二階模態f=622 Hz。轉換到實際尺寸的武器艙上，其第一階、第二階模態與飛機的固有模態比較接近，可能會發生模態的耦合，因此從飛機結構設計的角度應給予特別的關注[18]。

圖13 空腔自激振蕩示意圖[25]Fig.13 Illustration of flow-induced cavity resonance[25]

3 前緣多孔擾流板控制方法

分析國內外研究成果，在武器艙前緣安裝擾流裝置的流動控制簡單高效(見圖14)，并已在多個飛機武器艙上得到應用[9-10]。前緣多孔擾流板作為前緣擾流裝置的一種，其基本工作原理是：① 抬 升剪切層使其遠離空腔，減弱或完全避免剪切層與空腔后壁的撞擊；② 促進剪切層的摻混，減弱跨過空腔的剪切層的擺動幅度；③ 增大剪切層的厚度，降低剪切層對腔內壓力擾動的感受性[27]。前緣多孔板的以上3個作用，都起到了破壞空腔反饋回路的作用[23，28]，從而降低腔內流動振蕩和噪聲。

圖14 前緣多孔擾流板在武器艙上的安裝實物圖Fig.14 Model of perforated spoiler plate installed on weapon bay

3.1 多孔擾流板變參數

在風洞中對多種構型的多孔擾流板進行了研究，其在武器艙上的安裝形式如圖14所示。

多孔擾流板流動控制方法涉及到的主要參數有安裝高度H、展向寬度L、開孔半徑大小R，圖15 為參數示意。為了便于將本文結論進行尺度效應推廣，對于標準的圓形開孔大小，同時給出相對量，即孔隙率?？紫堵师业挠嬎愎綖?/p>

(4)

式中：d為相鄰圓孔之間的距離。

為了評估以上3個參數對流動控制效果的影響，設計了9套多孔擾流板方案，擾流板高度均為10 mm，厚度0.6 mm，擾流板四角有半徑0.8 mm的倒角，其他參數的具體數值見圖16。選取的試驗狀態為：來流Ma=0.75，迎角α=3°。

圖17為武器艙底部的靜壓系數分布?？梢?，多孔擾流板流動控制方法使武器艙底部的靜壓整體降低，并且靠近后壁面處的靜壓分布更加趨于平緩，使艙內的壓力分布更加均勻，有利于武器投放。

圖18是武器艙底部及后壁面脈動壓力監測點的OASPL分布。可以看出，與基本構型相比，多孔擾流板流動控制方法明顯降低了武器艙底部(K1～K11)和后部(K12～K15)監測點的總聲壓級，尤其是對于long_3構型的多孔板，噪聲最強的監測點(K15)降低的幅度高達15 dB。

圖19為不同多孔擾流板構型的頻譜曲線對比圖?？傮w來看，與武器艙基本構型相比，所有構型的多孔擾流板流動控制方法能夠降低艙內的寬頻噪聲，尤其是空腔底面靠近后部的監測點K10，10～100 Hz部分的寬頻噪聲降低5～10 dB。前三階模態的頻率略有增加；一階模態的幅值降低20 dB 左右；二階模態的幅值變化比較復雜，long_1 和long_2構型下，甚至出現了模態幅值增大的現象。

圖15 多孔擾流板主要參數示意圖Fig.15 Illustration of parameters for perforated spoiler plate

圖16 不同多孔擾流板構型示意圖Fig.16 Illustration of different spoiler plate configurations

圖17 不同多孔板構型的靜壓系數分布Fig.17 Static pressure coefficient distribution for different spoiler plate configurations

圖18 不同多孔板構型的OASPL分布Fig.18 OASPL distribution for different spoiler plate configurations

圖19 不同多孔板構型的頻譜曲線對比Fig.19 Comparison of spectra curves for different spoiler plate configurations

在所研究的范圍內，隨著多孔板安裝高度的增加，寬頻噪聲保持不變，模態對應的單調聲逐漸降低，甚至消失。

在所研究的范圍內，展向長板構型(尤其是long_1)，雖然能夠明顯降低艙內的寬頻噪聲和第一階模態對應的單調聲，但是艙內的第二階模態對應的單調聲卻顯著增強。由于單調聲對武器艙結構及其內部裝載的危害性更大，從而使得降噪效果大打折扣。同時長板的迎風面積最大，其自身的附加阻力也較短板的大。展向短板構型對前方來流只進行部分的遮擋，能夠促進剪切層的充分混合，從而其控制效果最穩定。

在所研究的范圍內，多孔板的開孔大小(即孔隙率)對降噪效果的影響不明顯?？紤]到增大孔可以相應地減少迎風阻力，因此在一定的范圍內，可以盡量增大開孔大小。

3.2 多孔擾流板優選構型

通過對各種構型的多孔擾流板流動控制方法的分析研究，綜合比較其對武器艙底部的靜壓分布、武器艙底部及后壁面的總聲壓級分布、脈動壓力頻譜特性(尤其是模態的峰值)的影響， 本文認為多孔擾流板的優選構型為高的安裝高度、短的展向寬度、大的開孔大小對應的構型，即big_3構型。

本文對big_3構型在不同飛行迎角下的控制效果進行試驗研究。圖20為武器艙底部的靜壓系數分布；圖21為武器艙底部及后壁的OASPL分布；圖22為武器艙脈動壓力頻譜特性?？梢钥闯?，優選多孔擾流板構型(big_3)在飛機常用的迎角范圍內都具有很好的效果，進一步證明了該種構型流動控制方法的有效性。

圖20 多孔擾動板優選構型在不同飛機迎角下的靜壓系數分布Fig.20 Static pressure coefficient distribution of spoiler plate optimum configuration at different angles of attack of aircraft

圖21 多孔擾動板優選構型在不同飛機迎角下的OASPL分布Fig.21 OASPL distribution of spoiler plate optimum configuration at different angles of attack of aircraft

圖22 多孔擾流板優選構型在不同飛機迎角下的頻譜曲線Fig.22 Spectra curves for spoiler plate optimum configuration at different angles of attack of aircraft

4 前緣射流控制方法

4.1 前緣射流變參數

前緣射流(或稱前緣吹氣)控制方法采用前緣窄縫進行定常吹氣，圖23為前緣射流的安裝實物圖。涉及到的主要參數有窄縫的位置及射流流量。每個窄縫的尺寸為長19.2 mm，寬0.4 mm，吹氣方向與來流方向垂直。

本文對沿著武器艙寬度方向全展長的四縫射流(slot4)和半展長的雙縫射流(slot2) 方案進行試驗研究，方案示意圖分別如圖24和圖25所示。每個方案給出3組出口壓力，對應3組射流流量。

圖26為武器艙底部的靜壓系數分布?？梢?，前緣射流控制方法使武器艙底部的靜壓整體降低，并且靠近后壁面處的靜壓分布更加趨于平緩，使艙內的壓力分布更加均勻，這對武器的投放是有利的。

圖27是武器艙底部及后壁面脈動壓力監測點的OASPL分布?？梢钥闯?，與武器艙基本構

圖23 前緣射流窄縫在武器艙上的安裝實物圖Fig.23 Model of leading-edge injection slots installed on weapon bay

圖24 前緣四縫射流(slot4)Fig.24 Leading-edge injection with four slots (slot4)

圖25 前緣雙縫射流(slot2)Fig.25 Leading-edge injection with two slots (slot2)

圖26 不同射流構型的靜壓系數分布Fig.26 Static pressure coefficient distribution of different injection configurations

型相比，前緣射流控制方法使武器艙底部和后部監測點的總聲壓級都明顯降低，尤其是對于slot4_2.70構型(四縫2.70個標準大氣壓的出口壓力)的射流，噪聲最強監測點(K15)降低的幅度達11 dB。

圖28為不同射流構型的頻譜特性對比。總體來看，與武器艙基本構型相比，所有構型的射流控制方法都能夠降低艙內K10和K15監測點的寬頻噪聲；前三階模態的頻率略有增加；一階模態的幅值降低20 dB左右；二階模態的幅值變化比較復雜，slot4_1.55構型(四縫1.55個標準大氣壓的出口壓力)和slot2_1.56(雙縫1.56個標準大氣壓的出口壓力)構型下，甚至出現了模態幅值增大的現象。

在所研究的范圍內，隨著射流流量的增加，寬頻噪聲略有降低；1階模態對應的單調聲逐漸降低，甚至消失；2階模態對應的單調聲先增加再降低。在相同的出口壓力下，四縫射流比雙縫射流的控制效果略好，但是射流的流量卻增加一倍。

圖27 不同射流構型的OASPL分布Fig.27 OASPL distribution of different injection configurations

圖28 不同射流構型的頻譜曲線對比Fig.28 Comparison of spectra curves for different injection configurations

4.2 前緣射流優選構型

通過對各種構型的前緣射流控制方法分析研究，綜合比較其對武器艙底部的靜壓分布、武器艙底部及后壁面的總聲壓級分布、脈動壓力頻譜特性的影響，以及盡可能降低氣源的消耗量，本文認為前緣射流的優選方案為slot2_2.10構型，即雙縫2.10個標準大氣壓的出口壓力。

對slot2_2.10構型在不同飛行迎角下的控制效果進行試驗研究。圖29為武器艙底部的靜壓系數分布；圖30為武器艙底部及后壁的OASPL分布；圖31為武器艙脈動壓力頻譜特性。可以看出，優選前緣射流方案(slot2_2.10)在飛機常用的迎角范圍內都具有很好的效果，進一步證明了該種構型流動控制方法的有效性。

圖29 前緣射流優選構型在不同飛機迎角下的靜壓系數分布Fig.29 Static pressure coefficient distribution of leading-edge injection optimum configuration at different angles of attack of aircraft

圖30 前緣射流優選構型在不同飛機迎角下的OASPL分布Fig.30 OASPL distribution of leading-edge injection optimum configuration at different angles of attack of aircraft

圖31 前緣射流優選構型在不同飛機迎角下的頻譜曲線Fig.31 Spectra curves for leading-edge injection optimum configuration at different angles of attack of aircraft

5 結 論

本文在高速風洞中對武器艙的開式空腔流動特性進行了試驗研究，并對前緣多孔擾流板和前緣定常吹氣兩種流動控制方法分別進行了變參數研究。對于前緣多孔擾流板，重點研究了多孔板的安裝高度、展向寬度、開孔大小的參數變化對流動控制效果的影響；對于前緣定常吹氣，重點研究了開縫位置和吹氣流量的參數變化對流動控制效果的影響。得到如下結論：

1) 武器艙基本構型底部的壓力分布比較均勻，為典型的開式空腔流動，艙內監測點的脈動壓力頻譜特性表現出明顯的模態特征，而且受飛機迎角變化的影響很小。

2) 多孔擾流板安裝高度對降噪效果有非常顯著的影響，合理的選擇安裝高度在保持寬頻降噪效果的同時，可以進一步降低模態對應的單調聲。展向長板方案的多孔板在降低艙內總聲壓級方面表現最好，最大降低約17 dB，但是會引入高強度的單調聲；展向短板方案，對前方來流只進行部分的遮擋，能夠促進剪切層的充分混合，使其控制效果最穩定。

3) 前緣吹氣流動控制方法在空腔前緣形成氣簾，可以等效于前緣多孔擾流板控制裝置的效果。窄縫的位置只需要沿著寬度方向半展長分布(slot2)就可以達到與全展長分布(slot4)類似的控制效果。在所研究的范圍內，隨著吹氣流量的增大，降噪效果逐漸增大，但在實際應用中應注意氣源供給方面的限制。