基于聲振傳遞的飛行器噪聲振動環境預示方法研究

李炳蔚, 朱紅民, 劉時秀, 陳 剛

(1.中國運載火箭技術研究院,北京 100076;2.北京強度環境研究所,北京 100076;3.北京航天長征飛行器研究所,北京 100076)

飛行器在大氣層內高速飛行時,在來流作用下經歷膨脹流、分離流、激波振蕩等效應的作用,在飛行器外部形成嚴酷的脈動壓力和氣動噪聲環境。嚴酷的氣動噪聲環境與結構振動耦合,形成噪聲、振動環境(簡稱聲振環境)。長期的工程實踐表明,脈動壓力及其誘導的氣動噪聲是超音速飛行器飛行振動環境的主要來源,并且飛行振動環境是導致飛行事故的重要因素,需要在研制過程中準確地預示飛行聲振環境。隨著高速飛行器技術的發展,為追求更高的升阻比、機動性能和突防能力,飛行器氣動外形日趨復雜(如翼身融合體、乘波體外形)、飛行速度越來越快、飛行剖面越來越復雜。這些變化導致了高速飛行器的飛行噪聲、振動環境相較于傳統飛行器更為惡劣和復雜,也帶來飛行聲、振環境預示難度高等科學和工程問題,亟待開展高速飛行器的飛行聲振環境預示研究。

聲振環境的預示包括振動噪聲源、傳遞特性和響應分析三個環節[1]。目前,學術上對該領域的研究主要聚焦于聲振環境響應的仿真分析方向,并且在對低頻、中頻和高頻振動環境的處理有較多的針對性研究[2]。對低頻段聲振環境的預示采用的方法主要是有限元分析(finite element analysis,FEA),普遍采用有限元軟件可以對結構聲振環境進行聲場、隨機振動等動力學響應分析,得到給定噪聲、振動條件下特定工程結構的噪聲、振動等動力學環境響應,作為聲振環境預示的支撐[3-10]。對高頻聲振響應普遍采用基于能量的方法,比如統計能量分析(statistical energy analysis,SEA)[11-18]、能量有限元法(energy finite element analysis,EFEA)[19]、模態能量法(modal energy analysis,MEA)[20]等。對于中頻、寬頻響應響應普遍采用各類方法混合的方法,比如FEA-SEA、FEA-BEM混合等[21-25]。對于噪聲源的研究,主要采用的方法是進行脈動壓力風洞試驗,或者進行大渦模擬、雷諾平均法等數值仿真方法[26-31]。上述仿真方法主要是研究振源特性,或者假設振源已知的情況下進行聲振響應分析。綜合考慮振源、結構特性和聲振響應分析的系統性研究性工作較少,部分學者嘗試通過氣動-噪聲-振動的多場耦合仿真分析的方法[32],或者基于相似型號外推的半經驗工程方法進行環境預示[33-34]。

綜上所述,有限元法、邊界元法、統計能量法和混合法等各類數值計算方法通常用于響應分析,CFD計算和聲振耦合分析聯合進行全頻段的聲振環境預示其精度難以保證,工程上往往把仿真結果作為參考;相似型號外推等工程法通常是經驗式的粗估,需要有飛行模式、彈道參數、氣動外形接近的成熟型號大量的飛行試驗數據作為支撐,對于新型飛行器往往難以適用。為此,本文從飛行器工程研制實際出發,研究提出了一種基于聲振傳遞的飛行器環境預示方法研究,該方法綜合考慮了振源、結構特性和聲振響應分析,可以更為精確地預示飛行聲振環境。經驗證表明,振動量級預示精度高達1.6 dB,該技術對于提高飛行器總體性能、環境適應性和飛行可靠性具有重要的工程意義。

1 基于聲振傳遞的環境預示方法

對飛行聲振環境的預示主要是三大步驟,分別是振源分析、結構特性分析和飛行聲振環境分析,具體流程圖如圖1所示。

1.1 激勵源分析

超音速飛行器的振動、噪聲環境激勵源主要是氣動噪聲,氣動噪聲通過脈動壓力的形式作用在飛行器表面。因此,激勵源的分析主要是通過各種脈動壓力的仿真、地面風洞試驗或者工程分析的方法,獲得不同攻角、舵偏(空氣舵)、馬赫數等典型工況下的飛行器外表面的脈動壓力。開展脈動壓力風洞試驗是一種最直接的方法,為了問題的簡化考慮,可以根據需要將分布脈動壓力沿著飛行器表面進行面積加權得到分區的脈動壓力特性,比如迎風面、背風面、翼舵干擾區等。

另一方面,考慮到天地大氣參數的差異和典型工況的外推,一般要將風洞試驗實測的數據進行無量綱化得到歸一化的脈動壓力功率譜密度Gnq0(f),然后再代入飛行實際的彈道參數(飛行動壓、速度),得到飛行條件下的脈動壓力Gnq(f)。真實飛行環境下聲功率譜密度函數為

(1)

式中：下標G和F分別表示地面風洞試驗值和飛行環境值;Q為動壓;v為來流速度;L為參考長度。一般認為保證模型幾何條件相似,來流馬赫數、姿態角及雷諾數相同的情況下,地面試驗與飛行環境有相同的脈動壓力系數,此相似準則為天地換算方法基礎。由于地面試驗采用縮比模型,其時間/頻率尺度與飛行器真實飛行條件存在差異,真實飛行環境下時間/頻率尺度換算關系如下

(2)

此外,脈動壓力風洞試驗結果包含了地面風洞混響噪聲的影響,需要把混響背景噪聲去除,以提高預示精度。若不具備開展脈動壓力風洞試驗的條件,也可以通過脈動壓力的CFD仿真、通過脈動壓力經驗公式進行工程預示等方法得到飛行器在飛行條件下的脈動壓力,但是預示精度對計算方法、模型準確度等要求較高,一般僅供參考,或者在方案論證階段對聲、振環境的量級進行簡單的粗估。

1.2 結構聲振特性分析

結構聲振特性分析主要是通過開展真實結構飛行器的噪聲試驗或聲振耦合仿真分析兩種方法獲取?？梢酝ㄟ^行波聲場、混響聲場等噪聲試驗對1∶1飛行器進行不同量級的加載試驗,試驗中可以得到實際加載的飛行器外聲場功率譜密度Gnno(f)、內聲場聲功率譜密度Gnni(f),以及飛行器上不同部位的振動響應功率譜密度PSDi(f)。按照功率譜密度的能量傳遞,可以得到從外聲場傳遞到內聲場的功率譜密度的傳遞函數

(3)

以及從外聲場傳遞到各測點振動的傳遞函數

(4)

聲振耦合的仿真分析也可以得到相關的參數。

1.3 飛行聲振環境分析

通過綜合飛行各典型工況的脈動壓力場和導彈聲振響應傳遞特性,可以得到典型工況下的飛行振動(PSDin(f))和噪聲(Gin(f))環境

PSDin(f)=Gnq(f)Hisv(f)

(5)

Gin(f)=Gnq(f)Hiss(f)

(6)

通過對典型工況下飛行振動環境的功率譜密度、噪聲譜進行包絡或統計分析,最終可以得到飛行預示環境。

1.4 討 論

上述方法成立的一個前提是,聲振傳遞特性(Hiss、Hisv)的非線性不顯著,天地一致性較好。大部分航天器主體結構屬于小阻尼結構(各階模態阻尼系數小于1%),外界激勵在一定范圍內是線性的,因此本方法具有較好的普適性。

2 基于聲振傳遞的環境預示方法應用案例

下面以某高速飛行器為例,開展飛行振動環境預示的研究。在型號的工程研制階段,開展了地面脈動壓力風洞試驗、噪聲試驗,采用本文提出的方法進行了飛行振動、噪聲環境的預示。在飛行器進行飛行試驗后,比較了飛行遙測振動環境與預示環境。

2.1 激勵源分析

在型號研制中,制備了飛行器的縮比試驗件,對其進行了脈動壓力風洞試驗,得到了典型工況下的脈動壓力場。風洞試驗考慮了不同馬赫數、不同攻角、空氣舵不同俯仰舵偏角、不同動壓等工況。得到了各個工況下的脈動壓力功率譜密度曲線,典型工況下,兩個典型位置的聲功率譜曲線(風洞試驗)如圖2所示。圖2中：位置1為飛行器外表面迎風面某測點;位置2為背風面某測點。

根據式(1)和式(2),代入飛行彈道參數,然后對飛行器表面典型區域的脈動壓力功率譜密度進行加權平均,得到了相應的飛行工況的脈動壓力場。典型工況下的飛行脈動壓力如圖3所示。按照脈動壓力場空間分布特點,沿著飛行器截面的周向把外噪聲加載區域分為了迎風、背風、舵影響區等6個區域,分別對不同區域進行加權平均,得到對應的外噪聲。

2.2 行波噪聲試驗研究

開展了行波聲場的噪聲試驗,如圖4所示。飛行器被包裹于行波管內,通過柔性支撐放置在試驗支架上,高壓氮氣通過揚聲器經由6個分立的號筒進入行波管內進行噪聲加載。6個分立的行波管包裹飛行器的不同加載區域,實現迎風、背風、舵影響區了加載量級的獨立控制。

圖2 典型工況下的脈動壓力(風洞試驗值)

圖3 典型飛行工況下的脈動壓力(飛行預示值)

圖4 噪聲試驗示意圖

試驗的噪聲控制聲壓譜的譜形如圖5所示。受飛行器研制各種條件所限,先開展噪聲試驗,然后再開展脈動壓力風洞試驗。因此,噪聲試驗的譜形采用了標準中常用的“饅頭譜”[35],總聲壓級參考了采用了工程經驗估算的結果。

圖5 聲壓譜形圖

通過噪聲試驗得到了各測點的振動響應,從而可以得到各位置的聲振傳遞關系,如圖6所示。圖6的位置1和位置2分別是在飛行器內,兩個不同設備的安裝支架上。

圖6 聲振傳遞函數

根據第1章的論述,若飛行器非線性特性不明顯,應不影響環境預示的結果。為了驗證這一假設,開展了不同量級外噪聲下的聲振傳遞的對比試驗,得到的典型位置處聲振傳遞特性在不同量級的對比如圖7所示?？梢娡庠肼暭虞d量級增加6 dB,聲振傳遞特性基本一致,說明該飛行器的非線性不明顯,可以根據試驗實測的傳遞特性預示飛行環境。對該飛行器開展了模態試驗,試驗獲取了前三階模態阻尼比均小于1%,這進一步證實了小阻尼結構的非線性特性不明顯。

2.3 基于聲振傳遞的環境預示

采用前文的方法對該飛行器進行了振動環境的預示,并按照預示環境和相關標準[36]對環境條件進行了制定。隨后,對該飛行器進行了實際的飛行試驗,得到了飛行的振動遙測數據。飛行試驗中,飛行器中布置了4個位置的振動遙測傳感器,獲取了飛行振動環境。4個遙測點位置的振動預示環境與飛行遙測數據的對比如圖8所示。圖8中的預示環境為飛行試驗前基于地面試驗數據和本文的預示方法得到的結果,采用了地面風洞試驗實測的4個遙測點所在艙段對應的艙外脈動壓力實測數據,以及地面噪聲試驗實測的這4個點位置處對應的聲振傳遞函數,結合飛行遙測彈道參數,預示了其對應的飛行振動響應。由圖8可見,振動預示環境與實測環境吻合較好,振動量級預示誤差在1.6 dB以內,中高頻譜形預示誤差在3 dB以內,低頻預示譜形基本涵蓋飛行實測環境,結果表明振動預示方法可行,且精度較高,可以滿足飛行器的工程要求。

圖7 不同量級下聲振傳遞函數的對比圖

(a) 位置1

(b) 位置2

(c) 位置3

(d) 位置4

預示譜型和飛行實測在某些頻段存在差異,尤其是在低頻部分差異相對較大。這些差異的主要原因很可能是脈動壓力風洞試驗的天地差異和面積加權平均方法引入的誤差,比如：①風洞的邊界條件與實際飛行不一致,風洞本身是非開場環境,其混響噪聲的影響雖然在數據處理時對試驗量級整體進行了考慮,但是在不同頻段的誤差難以完全消除;②由于風洞試驗是在地面開展的,流態、大氣密度參數等不能完全滿足相似率的要求,所以地面結果和飛行遙測實測結果存在偏差;③面積加權平均的算法實際是對外噪聲環境的一個工程化處理,由于脈動壓力在飛行器外表面的空間分布實際上是非均勻的,尤其在翼舵干擾區、錐柱交界面肩部等位置具有較大的梯度,加權平均后會導致頻率分布上準確度的損失。即便如此,對于工程而言本文提出的方法的預示精度基本可以滿足大部分的需求,相對傳統的相似型號經驗外推方法可以得到更準確的預示環境。

3 結 論

本文針對高速飛行器飛行力學環境精確預示的問題,提出了基于聲振傳遞的預示方法,包括激勵源分析、結構聲振特性分析和飛行聲振環境預示三個環節,并以某飛行器為研究對象,開展了環境預示、地面及飛行試驗驗證。得到的主要結論如下：

(1) 本文提出的基于聲振傳遞的環境預示方法是可行的,系統考慮了激勵源特性、聲振傳遞特性,并經過了飛行試驗驗證。

(2) 基于聲振傳遞的環境預示方法可以精確地預示飛行噪聲、振動環境,某飛行器飛行試驗結果表明預示的振動環境量級偏差小于1.6 dB、中高頻譜形預示精度可高達3 dB以內。

(3) 基于聲振傳遞的環境預示方法對于小阻尼飛行器(一般模態阻尼系數小于1%)而言是適用的。

本文提出的力學環境精確預示方法可以廣泛應用在導彈、火箭等飛行器的精細化環境設計中,也可以推廣到其他裝備和工程結構的研制中,對于降低研制成本、結構重量、提高型號總體性能具有重要的工程意義。