內埋彈艙流動/振動/噪聲多場載荷實驗

王顯圣，周方奇，徐來武，吳軍強，路 波，楊黨國，*

(1. 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，綿陽 621000；2. 中國空氣動力研究與發展中心 高速空氣動力研究所，綿陽 621000)

0 引 言

內埋彈艙是先進隱身戰機、軍用運輸機、轟炸機等作戰飛行器普遍采用的布局形式，在提升飛行器隱身能力、降低飛行阻力、擴大作戰半徑、實現高馬赫數巡航等方面具有突出優勢，并在世界各軍事強國推動下被廣泛而深入的研究[1-2]。近年來，隨著輕質復合材料的普遍應用，飛行器結構重量更輕但結構振動特性更強。內埋武器發射過程中，空腔效應引起的流動自持振蕩會形成強噪聲環境，對飛行器結構安全造成潛在危險，影響武器發射精度和空戰效能[2]。特別是高速來流條件下，艙內噪聲環境惡劣、載荷異常復雜，高強度聲壓引起的交變應力能夠引起結構振動響應非線性增強，形成復雜的氣動/結構/噪聲耦合問題[3-4]，不僅加速結構疲勞破壞，甚至可能誘發結構共振，危及飛行安全。因此，掌握內埋彈艙流動/振動/噪聲多場載荷實驗原理，實現多場載荷一體化模擬和同步測試，對構建工程實用的內埋彈艙多場載荷、作戰環境評估手段和提升內埋武器系統作戰效能具有重要意義。

內埋武器發射時通常伴隨復雜流動分離、剪切層失穩、波-渦-固壁相互干擾等問題，形成空腔流動自持振蕩現象[5-7]。空腔流動自持振蕩是一種典型的非定常、非線性流體動力學現象。為了保證內埋彈艙有效存儲空間和作戰武器數量，實際內埋彈艙長深比受到限制，通常以開式空腔流動為主[8-10]，高速來流條件下更易形成流動自持振蕩。根據剪切層與固壁作用方式不同，空腔流動自持振蕩分為剪切層模態和尾跡模態兩種類型，這兩種類型與剪切層動量厚度和空腔尺度之比密切相關[8]。在剪切層模態下，空腔流動振蕩頻率受到空腔尺度和來流馬赫數等參數影響；在尾跡模態下，空腔振蕩頻率通常與來流馬赫數無關[8]。

空腔流動自持振蕩的形成機制主要包括流體動力學反饋機制、流體-聲共鳴機制、流體-彈性邊界耦合機制[10-13]。流體動力學反饋機制主要受到空腔開口區域的剪切層開爾文-亥姆霍茲不穩定性影響，當邊界層在彈艙前緣分離以后，剪切層內渦擾動逐漸增強，并在彈艙后緣與固壁相互作用[14-16]。當內部壓力波運動至彈艙前緣時，剪切層擾動進一步增強，形成擾動反饋回路，誘發非定常壓力振蕩并向外輻射噪聲[17]。流體-聲共鳴機制主要受到彈艙內駐波引起的非定常流動效應影響，邊界約束作用下艙內多壓力波反饋疊加，特定尺寸情況下，彈艙內形成高頻振蕩的駐波現象。流體-彈性邊界耦合機制研究相對較少，主要受到結構振動輻射聲場與非定常流場相互作用影響。這三種機制并非完全獨立，在實際內埋彈艙問題中，通常存在多種機制的共同驅動和相互作用，導致艙內非定常流動振蕩幅度進一步增強[18]。

未來作戰飛機對運載能力、遠航性能和機動性能的要求越來越高，具有輕、薄特征結構部件被廣泛應用，不過實際飛行過程中，這些部件的流動、噪聲和結構耦合效應增強。王顯圣等[7]從內埋彈艙噪聲產生與傳播機制、關鍵參數影響規律等方面，分析了內埋彈艙可壓縮流致噪聲問題研究面臨的挑戰。Barone等[19]基于數值方法研究了艙內物體非定常氣動力、力矩與艙內噪聲模態之間的關系，發現艙內物體結構響應受到彈艙內噪聲載荷和結構固有屬性的共同影響。Wagner 等[3]通過風洞實驗研究了艙內物體和聲學環境的相互作用規律，物體流向和法向振動受到彈艙內噪聲模態的影響，當結構固有屬性和艙內噪聲模態匹配時，艙內物體結構響應顯著增強，而艙內存儲物也顯著改變了內埋彈艙的聲學特性。Casper 等[20]通過研究高亞聲速內埋彈艙復雜幾何外形對彈艙繞流和結構響應的影響規律，分析了內埋彈艙聲場和艙內彈性物體之間的模態耦合機制。王顯圣、施傲等[21-22]通過高速風洞實驗分析了內埋彈艙噪聲載荷對彈性部件結構振動的作用規律，發現近場噪聲載荷是彈艙結構振動的重要激勵源，內埋彈艙結構振動響應以低階模態為主。

近年來，隨著作戰飛行器綜合性能日益提高，內埋彈艙多物理場耦合問題得到關注[23]，不過由于流體動力學、氣動聲學和結構動力學等多學科交叉問題的復雜性，相關工作面臨研究手段單一、作戰環境模擬能力不足、工程實用性不強等諸多挑戰[24-25]。本文針對內埋武器系統的多學科優化設計與多場載荷評估問題，分析內埋彈艙流動/振動/噪聲多場載荷實驗模擬準則，建立多場載荷同步測試技術，并基于氣動/噪聲/結構一體化風洞實驗，獲取不同來流條件內埋彈艙的多場載荷演化規律，分析結構共振條件和近共振工況的結構響應規律，為建立真實內埋彈艙多場載荷特性和作戰性能評估手段、提升內埋武器發射精度提供技術支撐。

1 風洞實驗模擬準則

內埋彈艙流動/振動/噪聲多場載荷實驗模擬準則是開展實驗方案設計、多場載荷規律分析的理論基礎和關鍵依據。為了保證內埋彈艙多場載荷實驗模擬準則完整性，將流體動力學、氣動聲學和結構動力學原理應用于內埋彈艙多場載荷模型，構建內埋彈艙流動/振動/噪聲多場方程并進行量綱分析，獲取來流條件、模型幾何特征、結構特征等關鍵影響參數的相互關系[7,21]，建立內埋彈艙多場載荷實驗模擬準則。

1.1 內埋彈艙流動/振動/噪聲多場載荷方程

根據流體動力學和氣動聲學原理[26]，建立內埋彈艙繞流的可壓縮流場和聲場控制方程：

1.2 內埋彈艙多場載荷實驗模擬準則

基于內埋彈艙流動/振動/噪聲多場載荷方程以及邊界條件的無量綱形式，獲取內埋彈艙多場載荷實驗模擬準則，如表1 所示，并進一步分析相似準則物理含義，為指導內埋彈艙多場實驗提供理論依據。

表1 內埋彈艙氣動外形、飛行工況和結構特征模擬準則Table 1 Similarity criteria of the geometric, flight and structural parameters for the weapons bay

在實際應用中，縮比模型實驗很難保證表1 中所有相似準則完全模擬，通常根據內埋彈艙多場載荷實驗的關鍵影響參數選取合適的相似準則指導實驗。根據內埋彈艙多場特性及相互作用規律[7,21]，當不考慮內埋彈艙結構響應時，需要模擬的相似準則主要包括模型長深比、長寬比、來流馬赫數、雷諾數和邊界層尺度因子；當需要考慮內埋彈艙結構響應時，例如內埋彈艙氣動/結構一體化設計評估驗證實驗，需要額外模擬結構特征頻率相似參數，以充分表征結構固有頻率和噪聲載荷的相互作用關系。

2 內埋彈艙多場載荷風洞實驗方法

基于內埋彈艙流動/振動/噪聲多場載荷實驗模擬準則和關鍵參數分析，進行典型內埋彈艙模型設計，并利用多場載荷同步測試技術，獲取內埋彈艙流場壓力、結構振動和噪聲多場載荷特性。

2.1 風洞及測試設備

實驗在中國空氣動力研究與發展中心的FL-23風洞中完成，該風洞是一座直流暫沖式風洞，來流馬赫數范圍0.4～4.0，覆蓋亞、跨、超聲速速域。風洞實驗段的橫截面尺寸為0.6 m×0.6 m，長度為2.5 m。在開展亞、跨聲速實驗時，風洞實驗段的上下洞壁采用斜開孔壁，左右洞壁采用實壁；在開展超聲速實驗時，風洞實驗段四個洞壁均采用實壁。

根據內埋彈艙艙內非定常流動特征，選取彈艙底板為測試區域，關鍵測點布局如圖1 所示。實驗中采用剛性內埋彈艙模型進行流場靜壓和噪聲載荷測試，其中靜壓數據通過PSI 壓力掃描閥進行測量，為獲取內埋彈艙噪聲載荷數據，在彈艙模型底部布置脈動壓力傳感器，傳感器型號為LE-062-30A，傳感器直徑為1.7 mm；采用彈性內埋彈艙模型進行聲振耦合狀態的噪聲載荷與結構振動響應測試，在彈性內埋彈艙底板中心位置安裝加速度傳感器，傳感器型號為EGAX-100-C20001。利用DEWESOFT 動態信號采集系統進行噪聲載荷與振動響應傳感器采集數據的實時處理，兩種傳感器采樣頻率均為50 kHz，采樣時間均為10 s。

圖1 噪聲載荷與振動響應傳感器測點位置示意圖Fig. 1 Position layout of the noise and vibration transducers

2.2 內埋彈艙實驗模型設計

為了模擬彈性邊界振動響應對內埋彈艙多場載荷影響規律，采用剛性和彈性模型進行內埋彈艙流動/噪聲和流動/振動/噪聲風洞實驗。內埋彈艙模型采用側壁支撐方式安裝于風洞側壁位置，如圖2 所示，其中o為彈艙前緣坐標原點，x軸指向來流速度方向。

圖2 內埋彈艙實驗模型Fig. 2 Experimental model of the weapons bay

為了模擬無彈性邊界振動效應影響的內埋彈艙流動和噪聲特性，基于表1 中相似準則進行剛性內埋彈艙關鍵影響參數設計，彈艙長深比L/D為6，長寬比L/W為2，受到風洞實驗段尺寸的限制，內埋彈艙模型的長度L、深度D和寬度W分別設計為540 mm、90 mm 和180 mm。

為了模擬彈性邊界振動效應影響下內埋彈艙的流動、振動和噪聲多場載荷特性，基于剛性內埋彈艙模型實驗數據，選擇來流馬赫數0.9 工況的噪聲載荷主模態頻率354 Hz（對應斯特勞哈爾數0.67）為內埋彈艙彈性部件結構固有頻率設計值，模擬結構固有屬性和噪聲載荷激勵強耦合工況的內埋彈艙多場載荷特征。彈性結構部件選擇振動特性較強的內埋彈艙底板進行設計，內埋彈艙材料為30CrMnSi，彈性結構部件厚度設計值為2 mm。采用厚度25 mm 和2 mm鋼板分別模擬剛性和彈性邊界內埋彈艙，由于兩種彈性部件的厚度相差較大，剛性內埋彈艙模型的結構固有頻率遠超過艙內噪聲載荷頻帶范圍；利用錘擊法測得彈性內埋彈艙底板的結構固有頻率為348 Hz，利用來流速度和彈艙長度之比作為特征頻率的尺度因子，特征頻率對應斯特勞哈爾數分別為0.66（馬赫數0.9 工況）和0.37（馬赫數2.0 工況）。

2.3 非定常數據處理方法

3 內埋彈艙多場載荷特性

通過高速風洞實驗開展內埋彈艙流動/振動/噪聲多場載荷特性分析，來流馬赫數范圍為0.6～2.0，雷諾數范圍為（6.5～10.7）×106（基于彈艙長度），邊界層尺度因子約為3.7%～5.4%。

3.1 內埋彈艙噪聲載荷與流場壓力分布特性

內埋彈艙壓力分布是影響武器發射姿態和彈艙平均流動特性的重要特征。圖3 為內埋彈艙底部展向對稱中心位置的靜壓系數分布曲線，其中靜壓系數Cp=pˉ-1。氣流流過彈艙前緣時，邊界層發生分離，并逐漸演化形成剪切層[11]，由于剪切層兩側壓力相近，艙內上游區域靜壓值接近來流靜壓。在亞聲速工況下，彈艙上游區域（x/L＜ 0.4）受到后壁擾動的影響較小，艙內流向壓力梯度小，而彈艙下游區域（x/L＞ 0.4）受到剪切層攜帶高能氣流與后壁相互作用的影響較大[14]，隨著彈艙后緣流場壓力升高，艙內靜壓梯度逐漸增大。在超聲速工況下，內埋彈艙的靜壓分布與亞跨聲速工況不同，彈艙前部和中部區域（x/L＜ 0.8）的靜壓系數均接近于零，說明彈艙底板中心位置的靜壓與來流靜壓相近，流場壓力梯度較小，而彈艙后緣區域（x/L＞ 0.8）的靜壓系數曲線急劇上升，艙內逆壓梯度呈現增大趨勢。

圖3 內埋彈艙底部中心線靜壓系數沿流向分布規律Fig. 3 Distribution of the static pressure coefficient along the bottom centerline of the weapons bay

圖4 為內埋彈艙噪聲載荷聲壓級沿流向分布規律。內埋彈艙氣動聲學特征與艙內流動特性密切相關[14]，來流邊界層在彈艙前緣發生分離以后，流場中渦擾動在剪切層作用下逐漸增強[17]，并與彈艙后壁相互作用。不同來流馬赫數工況，內埋彈艙后壁區域的噪聲聲壓級均處于較高水平，且艙內噪聲載荷隨著與彈艙后壁距離減小而逐漸增強；內埋彈艙前部區域的噪聲載荷強度處于較低水平，噪聲聲壓級最低位置發生在x/L約1/5 處。

圖4 內埋彈艙底部中心線噪聲總聲壓級沿流向分布規律Fig. 4 Distribution of SPL along the bottom centerline of the weapons bay

圖5 為不同來流工況下內埋彈艙底部區域噪聲載荷功率譜密度演化規律。在當前研究工況范圍內，艙內噪聲載荷譜具有多個峰值，整體呈現為多頻率分量的寬帶噪聲。在馬赫數0.6 工況下，噪聲主頻（即峰值最高位置所對應的頻率值）出現在三階模態位置，對應斯特勞哈爾數為1.26。隨著來流馬赫數增加，噪聲載荷高頻部分相對平緩，且高階聲模態峰值逐漸增大；馬赫數0.9、馬赫數1.5 工況下，噪聲主頻均出現在二階模態位置，對應斯特勞哈爾數分別為0.67 和0.60。

圖5 內埋彈艙底部噪聲載荷功率譜Fig. 5 PSD of the noise load along the bottom centerline of the weapons bay

3.2 高馬赫數工況噪聲載荷主模態轉換行為

隨著來流馬赫數提高，在馬赫數2.0 工況下，艙內噪聲載荷主模態出現模態轉換行為，如圖6 所示。內埋彈艙噪聲載荷譜以二階和五階模態為主，不過艙內不同位置的二階和五階模態噪聲能量峰具有顯著差異。在靠近彈艙前緣位置（x/L＜0.2），噪聲載荷譜主頻出現在二階模態位置，主模態對應斯特勞哈爾數為0.55；不過，艙內其他區域（x/L＞0.2）的噪聲載荷譜主頻出現在五階模態位置，主模態對應斯特勞哈爾數為1.62。噪聲載荷主模態的轉換揭示了內埋彈艙噪聲不止受到擾動反饋回路一種機制的影響。由于不同噪聲模態對應了艙內不同流場結構和傳播行為[27]，在高馬赫數彈艙繞流中，復雜波系和大尺度旋渦等流場結構之間存在的相互干擾和競爭，可能直接導致了噪聲載荷主模態隨馬赫數和空間位置的轉換行為，也進一步說明具有工程應用價值的內埋彈艙噪聲控制方法需要對流場結構進行針對性控制，實現內埋彈艙寬頻噪聲和模態噪聲的有效抑制。

圖6 超聲速內埋彈艙噪聲的主模態轉換行為Fig. 6 Switch of the principle noise mode of the weapons bay in supersonic flow

3.3 強耦合條件下噪聲載荷與彈性結構作用規律

在實際飛行工況下，內埋彈艙系統通常存在彈性部件，如彈艙艙門和艙體薄壁結構等。根據實驗結果，內埋彈艙噪聲載荷的頻譜范圍較寬，強噪聲載荷誘導交變應力直接作用于彈性部件，引起結構振動響應增強，同時結構振動也進一步改變了彈艙流場和聲場邊界條件[21]，形成內埋彈艙振動和噪聲耦合現象。

3.3.1 彈性邊界對內埋彈艙噪聲載荷影響規律

內埋彈艙彈性壁板在振動過程中輻射聲波，會改變彈艙的聲場邊界條件，引起艙內噪聲特性產生變化。圖7 為彈性內埋彈艙底部噪聲載荷總聲壓級與剛性彈艙工況差量的分布曲線。在馬赫數2.0 工況下，內埋彈艙彈性底板的振動強度較弱，結構輻射聲波能量較小，艙內噪聲載荷總聲壓級變化量小于0.4 dB；在馬赫數0.9 工況下，內埋彈艙彈性底板的固有頻率和艙內噪聲載荷主模態耦合，在彈性邊界振動效應影響下，艙內噪聲載荷強度提高。由于艙內噪聲載荷主模態激發彈性底板的一階固有模態，彈性底板中心點附近振動強度最大，輻射聲波能量最強，導致噪聲載荷總聲壓級變化量最大的位置發生在底板中心點，最大變化量為1.9 dB。

圖7 彈性和剛性內埋彈艙底部中心線噪聲強度差量沿流向分布規律Fig. 7 Variation of OASPL along the bottom centerlines of the rigid and elastic weapons bay

圖8 為馬赫數0.9 和2.0 工況下彈性與剛性彈艙底板中心噪聲頻譜特性演化規律，其中虛線表示剛性彈艙前兩階噪聲模態對應斯特勞哈爾數。在馬赫數2.0 工況，各階噪聲模態對應的頻率位置和結構固有頻率差別較大，振動邊界對噪聲頻譜特性的影響較小。在馬赫數0.9 工況，噪聲載荷主頻分量和結構固有頻率發生耦合，噪聲載荷的功率譜從152 dB 增加到158 dB，聲壓級增加6 dB，其對應能量分量增加約4 倍。在特定工況下，內埋彈艙噪聲模態與結構固有頻率發生耦合，會顯著增強艙內噪聲載荷強度，噪聲增強現象主要由耦合頻率區域的結構振動輻射聲引起，在耦合頻率區域以外，彈性邊界對艙內噪聲載荷與載荷譜影響較小。

圖8 結構振動對彈艙噪聲載荷影響規律Fig. 8 Effect of structural vibration on the noise load of the weapons bay

3.3.2 噪聲載荷對內埋彈艙結構振動響應影響規律

圖9 為彈性彈艙振動部件中心測點（x/L= 0.78）的振動加速度功率譜曲線，其中無量綱尺度因子ascale為馬赫數2.0 工況下結構振動加速度主頻峰值，虛線表示結構固有頻率對應斯特勞哈爾數，短實線箭頭表示噪聲載荷譜中能量最強峰值對應斯特勞哈爾數。在馬赫數2.0 工況，內埋彈艙彈性部件的振動響應受到寬頻隨機噪聲激勵，結構振動響應譜中峰值頻率發生在結構固有頻率位置，模態噪聲成分未有效激發結構振動模態，如圖8 所示。在馬赫數0.9 工況，艙內噪聲譜主頻分量與結構基頻發生耦合，內埋彈艙結構振動特性顯著增強，振動譜主頻峰值達到非耦合情況的10.28 倍。這表明內埋彈艙噪聲模態對結構振動特性具有顯著影響，噪聲載荷是內彈艙結構振動的重要激勵源。當內埋彈艙噪聲載荷主頻與結構固有頻率發生耦合時，能量通過各階噪聲模態從非定常流場向結構振動場傳遞，結構振動輻射聲對艙內噪聲特別是噪聲模態產生重要影響，噪聲模態的能量幅值受到影響較大，而噪聲譜的峰值頻率特性受到影響較小。

圖9 內埋彈艙彈性底板的振動加速度功率譜特性Fig. 9 Vibration acceleration PSD of the elastic bottom floor in the weapons bay

內埋武器發射過程中，空腔構型內埋彈艙噪聲譜的能量峰值頻率隨飛行速度提高呈線性增加趨勢，而結構固有頻率不隨飛行速度改變，導致艙內噪聲載荷與結構振動模態之間容易發生耦合。盡管內埋彈艙噪聲模態頻率與結構固有頻率的耦合頻帶范圍較窄，艙內噪聲載荷頻譜具有多個模態特征，噪聲載荷和結構固有屬性間存在多個耦合通道。當艙內噪聲模態頻率與結構固有頻率發生耦合時，彈艙結構振動響應在短時間內急劇增強，對內埋武器發射精度和作戰效能提升存在不利影響。

4 結 論

針對強耦合條件下內埋彈艙流動/振動/噪聲多場耦合問題，基于相似原理建立風洞實驗模擬準則，建立內埋彈艙流動/振動/噪聲多場載荷風洞實驗模擬方法，利用高時間分辨率的多場載荷同步測試技術，獲取彈性和剛性內埋彈艙流動/振動/噪聲耦合特性及演化規律。主要結論包括：

1）隨著來流馬赫數提高，內埋彈艙噪聲載荷主模態向高頻方向移動。在噪聲載荷激勵下，內埋彈艙結構振動響應譜存在不同頻率分量，這些頻率成分與結構固有頻率和不同噪聲模態相關。

2）艙內噪聲模態與結構固有特性未發生耦合時，內埋彈艙結構振動響應主要受寬頻噪聲影響，各階噪聲模態作用效果較弱，結構振動響應譜的能量峰值主要發生在結構固有頻率附近。

3）艙內噪聲模態與結構固有特性發生耦合時，內埋彈艙結構振動輻射聲引起艙內噪聲能量增強，耦合頻率附近的結構振動響應譜能量峰值顯著提高。