高亞聲速空腔繞流氣動(dòng)噪聲特性研究

楊黨國(guó),李建強(qiáng),范召林,羅新福,梁錦敏

(中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心空氣動(dòng)力學(xué)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,四川 綿陽 621000)

0 引 言

空腔流動(dòng)普遍存在于航空航天領(lǐng)域,如物體表面的切口、凹槽、燃燒室、飛機(jī)起落架艙及武器艙等。高速氣流流過空腔,當(dāng)滿足一定的空氣動(dòng)力學(xué)和幾何條件時(shí),由于腔外剪切流與腔內(nèi)流動(dòng)的相互作用,流動(dòng)可能出現(xiàn)自激振蕩,壓力、速度等出現(xiàn)劇烈脈動(dòng),并誘發(fā)強(qiáng)烈噪聲。已有研究表明腔內(nèi)噪聲聲壓級(jí)最高可達(dá)170多dB,易引起腔內(nèi)安裝裝置和電子設(shè)備等的結(jié)構(gòu)振動(dòng)和疲勞損壞[1]。此外,空腔流動(dòng)本身涉及了流體力學(xué)中許多基本的前沿問題,如非定常流、渦動(dòng)力學(xué)、流體動(dòng)力不穩(wěn)定性、自由剪切層內(nèi)的膨脹波/激波、激波/激波相互干擾,聲與流動(dòng)相互作用和自激振蕩誘發(fā)噪聲等,因此,成為空氣動(dòng)力學(xué)研究的一個(gè)熱點(diǎn)。

20世紀(jì)50年代起,國(guó)外就有人對(duì)空腔流動(dòng)特性進(jìn)行了大量研究。80年代以來,以數(shù)值模擬求解NS方程來研究空腔流動(dòng)特性的文章也日趨增加[2]?？涨涣鲃?dòng)類型主要受其長(zhǎng)深比(L/D)的影響,文獻(xiàn)[3-4]依據(jù)腔內(nèi)靜態(tài)壓力分布將空腔流動(dòng)大致分為三種流動(dòng)類型:閉式流動(dòng)(L/D＞13)、過渡式流動(dòng)(10≤L/D≤13)和開式流動(dòng)(L/D＜10)。在空腔動(dòng)態(tài)特性及流動(dòng)顯示方面也有不少研究工作[5-10]。空腔其他幾何參數(shù)如寬深比(W/D)、來流馬赫數(shù)等,對(duì)空腔流動(dòng)類型、靜態(tài)流動(dòng)特性和非定常流動(dòng)特性也有一定影響[11-12]。

國(guó)內(nèi)對(duì)空腔氣動(dòng)噪聲特性研究起步較晚,多數(shù)文獻(xiàn)集中在空腔靜態(tài)流動(dòng)特性數(shù)值模擬方面[13-15],如賴煥新等對(duì)空腔噪聲問題進(jìn)行了大渦-聲比擬數(shù)值研究[16],并進(jìn)行了空腔噪聲控制的數(shù)值研究[17],但空腔氣動(dòng)噪聲特性試驗(yàn)文獻(xiàn)較少。為此,本文開展高亞聲速下三種不同流動(dòng)類型空腔內(nèi)脈動(dòng)壓力測(cè)量試驗(yàn),完成對(duì)腔內(nèi)聲壓級(jí)分布和不同測(cè)點(diǎn)聲壓頻譜特性試驗(yàn)結(jié)果分析,著重探討了空腔氣動(dòng)噪聲特性。

1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ团c設(shè)備

試驗(yàn)空腔模型總長(zhǎng) L為 150mm,寬度W 為55mm,深度D為10mm。脈動(dòng)壓力測(cè)點(diǎn)布置在空腔底面中心線上,孔徑為 φ 3.2mm,孔間距為10mm,試驗(yàn)?zāi)Ｐ驼掌妶D1。

試驗(yàn)在中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心高速所的0.6m×0.6m跨超聲速風(fēng)洞中完成[18]。采用動(dòng)態(tài)壓力傳感器測(cè)量脈動(dòng)壓力信號(hào),型號(hào)為 Endevco公司8514-10壓阻式傳感器,量程為 68kPa,固有頻率為200kHz,名義靈敏度為 4.35μ V/Pa。

圖1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ驼掌現(xiàn)ig.1 The model photograph

2 試驗(yàn)條件與參數(shù)

通過在空腔后壁處添加不同長(zhǎng)度的矩形堵塊來改變長(zhǎng)深比(L/D),試驗(yàn)空腔模型L/D分別為6、10和15。模型迎角、側(cè)滑角和滾轉(zhuǎn)角均為 0°,來流馬赫數(shù)M為0.8,基于每米的雷諾數(shù)為1.55×107。在空腔前緣的洞壁上貼有一條寬為3mm的粗糙帶,以便在空腔前緣獲得湍流邊界層,采用測(cè)壓耙測(cè)得試驗(yàn)中速度邊界層厚度為0.034m。

動(dòng)態(tài)壓力數(shù)據(jù)分析上限截止頻率取1×104Hz,頻率分辨區(qū)間為4.88Hz,樣本長(zhǎng)度1024個(gè)單位區(qū)間,取32個(gè)樣本作總體平均以減小隨機(jī)誤差。為減少因在時(shí)域截?cái)嘈盘?hào)而在頻域產(chǎn)生的滲漏誤差,數(shù)據(jù)處理時(shí)加了海寧窗,并修正了加窗對(duì)聲壓頻譜密度幅值帶來的影響。此外,本次試驗(yàn)中信號(hào)調(diào)節(jié)放大系統(tǒng)選用了0.1Hz高通濾波,對(duì)信號(hào)進(jìn)行預(yù)處理,去除了信號(hào)中的直流成份。

聲壓級(jí)LSP(SPL)反映測(cè)點(diǎn)壓力脈動(dòng)的強(qiáng)弱;DSP為應(yīng)用快速傅里葉變換計(jì)算得到的脈動(dòng)壓力功率譜密度函數(shù)(PSD),描述脈動(dòng)壓力能量隨頻率的分布;聲壓頻譜FSP(SPFS)反映接收點(diǎn)脈動(dòng)壓力能量的頻域特性。它們的計(jì)算公式分別如下:

其中 f為測(cè)點(diǎn)壓力脈動(dòng)的頻率;Δf為用于分析動(dòng)態(tài)壓力頻域特性的頻率區(qū)間;T是數(shù)據(jù)的采集時(shí)間為動(dòng)態(tài)壓力的均方根值,是將功率譜密度函數(shù)P(f)在測(cè)點(diǎn)壓力脈動(dòng)頻率分析范圍內(nèi)積分后開方求得;pref為基準(zhǔn)聲壓,對(duì)于空氣其值為20μ Pa。

3 噪聲特性分析

3.1 開式空腔流動(dòng)

圖2給出馬赫數(shù)0.8時(shí)L/D=6的空腔的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)(壓力等值線與流線圖譜)、聲壓級(jí)分布及聲壓頻譜特性。

因開式空腔深度較大,氣流在腔前壁處產(chǎn)生分離后,一部分氣流向腔內(nèi)擴(kuò)張,另一部分在空腔上方形成的剪切層,沒有觸及腔底面,直接跨過腔中部與腔后壁撞擊。當(dāng)剪切層中的氣流與腔后壁相撞后,流動(dòng)再次分離,部分氣流沿腔后壁面向腔底面運(yùn)動(dòng)再沿腔底面向腔前壁面運(yùn)動(dòng),在腔內(nèi)形成連通腔前部低壓區(qū)和后部高壓區(qū)的旋渦流動(dòng)形態(tài),如圖2(a)所示。

腔內(nèi)的聲壓級(jí)在腔前緣處因氣流向腔內(nèi)擴(kuò)張略微降低,然后單調(diào)遞增到腔后壁的最大值,如圖2(b)所示。剪切層與腔后壁相撞,在腔后緣處產(chǎn)生了強(qiáng)烈的噪聲(聲壓級(jí)約為165dB),對(duì)于開式空腔來說,腔內(nèi)流動(dòng)受上方剪切層擾動(dòng)較弱,且腔前部的低壓區(qū)和后部的高壓區(qū)通過腔內(nèi)的旋渦相互連通,故后緣處產(chǎn)生的噪聲能經(jīng)腔內(nèi)部向腔前緣傳播,與腔前壁相撞后又激發(fā)剪切層向腔后壁流動(dòng)[5]。當(dāng)剪切層受激發(fā)的頻率與噪聲反饋的頻率滿足一定的條件時(shí),便在開式空腔內(nèi)形成流動(dòng)自激振蕩,并誘發(fā)強(qiáng)烈噪聲。因此,可從圖2(c)看出在500Hz＜f＜5000Hz內(nèi)出現(xiàn)了多個(gè)聲壓峰值頻率;此外因腔內(nèi)流動(dòng)受腔上方剪切層擾動(dòng)較弱,腔前部測(cè)點(diǎn)(X/L=0.12)、中部測(cè)點(diǎn)(X/L=0.62)和后部測(cè)點(diǎn)(X/L=0.95)的聲壓頻譜特性變化趨勢(shì)基本相似,聲壓峰值頻率基本相同,但聲壓量值存在一定的差別,相比之下,腔后部測(cè)點(diǎn)處的噪聲最強(qiáng)烈。

3.2 過渡式空腔流動(dòng)

圖3給出馬赫數(shù)0.8時(shí)L/D=10的空腔的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)(壓力等值線與流線圖譜)、聲壓級(jí)分布及聲壓頻譜特性。

氣流流經(jīng)過渡式空腔,在腔前緣處分離,一部分氣流向腔內(nèi)擴(kuò)張,另一部分氣流在空腔上方形成剪切層。因過渡式空腔深度較小,剪切層在空腔中后部(大約X/L=0.8)撞擊腔底面后隨即離開,繼續(xù)流過空腔與腔后壁面碰撞,剪切層中的氣流再次分離,一部分氣流移出空腔向下游運(yùn)動(dòng),另一部分氣流沿腔后壁面向腔底面運(yùn)動(dòng),再向腔前部運(yùn)動(dòng)。上述空腔流動(dòng)形態(tài)導(dǎo)致在過渡式空腔前、后部分別形成兩個(gè)旋渦,如圖3(a)所示。

腔內(nèi)聲壓級(jí)在腔前緣處略微降低,隨后在0.1≤X/L≤0.4范圍內(nèi)急劇增大;在空腔中部0.4＜X/L≤0.8范圍內(nèi)因剪切層的作用聲壓級(jí)增加緩慢;在0.8＜X/L≤1.0范圍內(nèi)聲壓級(jí)急劇增大至腔后壁面處的最大值(約為165dB),如圖3(b)所示。從圖3(c)可看出在高亞聲速時(shí),腔內(nèi)不同測(cè)點(diǎn)的聲壓頻譜特性變化趨勢(shì)基本相似。此外,在相同離散頻率下空腔前部測(cè)點(diǎn)(X/L=0.12)的聲壓級(jí)最低,中部測(cè)點(diǎn)(X/L=0.62)的聲壓級(jí)較前部測(cè)點(diǎn)(X/L=0.12)大、較后部測(cè)點(diǎn)(X/L=0.95)小;空腔后部測(cè)點(diǎn)位置與剪切層與腔后壁相撞區(qū)域最近,受到反饋噪聲的影響最大,因此在相同離散頻率下對(duì)應(yīng)的聲壓級(jí)最高。

圖2 開式空腔噪聲特性(L/D=6)Fig.2 Noise characteristics of open cavity flow(L/D=6)

亞聲速時(shí)過渡式空腔前部區(qū)域的旋渦和后部區(qū)域的旋渦沒有被腔上方形成的剪切層與腔底面的撞擊完全分開,在近腔底面處仍有連通的可能,故在空腔后緣處產(chǎn)生的噪聲沿腔底面仍有反饋到腔前緣的可能,再次激發(fā)剪切層向下游運(yùn)動(dòng),再與空腔后壁相撞產(chǎn)生二次噪聲,當(dāng)滿足一定條件時(shí),腔內(nèi)形成流動(dòng)自激振蕩,見圖3(a)。因此,從空腔后部測(cè)點(diǎn)(X/L=0.95)的聲壓頻譜特性圖可看出在 500Hz＜f＜3000Hz范圍內(nèi)有出現(xiàn)聲壓峰值頻率,表明此時(shí)腔內(nèi)存在流動(dòng)自激振蕩,見圖3(c)。

圖3 過渡式空腔噪聲特性(L/D=10)Fig.3 Noise characteristics of transitional cavity flow(L/D=10)

3.3 閉式空腔流動(dòng)

圖4給出馬赫數(shù)0.8時(shí)L/D=15的空腔的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)(壓力等值線與流線圖譜)、聲壓級(jí)分布及聲壓頻譜特性。

閉式空腔深度小,氣流在腔前緣處產(chǎn)生分離,一部分氣流向腔內(nèi)擴(kuò)張,在腔前壁后的區(qū)域形成旋渦;另一部分氣流在空腔上方形成剪切層,在腔中部(約X/L=0.5)剪切層與腔底面相撞,形成附著底面的流動(dòng)形態(tài)。在腔后壁前剪切層移出空腔,氣流再次發(fā)生分離,一部分氣流移出空腔后向下游繼續(xù)運(yùn)動(dòng),另一部分氣流與腔后壁面撞擊,如圖4(a)所示。

圖4 過渡式空腔噪聲特性(L/D=15)Fig.4 Noise characteristics of transitional cavity flow(L/D=15)

在空腔前壁后聲壓級(jí)稍微降低,在0.1≤X/L＜0.4內(nèi)迅速遞增;在0.4≤X/L＜0.8內(nèi)剪切層沿空腔底面流動(dòng),聲壓級(jí)沿流動(dòng)方向緩慢下降;在0.8≤X/L≤1.0內(nèi)剪切層與腔后壁撞擊誘發(fā)強(qiáng)烈噪聲,聲壓級(jí)又增加至后壁處最大值,見圖4(b)。在空腔中部剪切層附著空腔底面向空腔后部運(yùn)動(dòng),這在一定程度上限制了因剪切層與空腔后壁相撞在腔后緣處產(chǎn)生的噪聲向腔前壁的傳播,聲波反饋回路受到一定阻礙,故腔內(nèi)幾乎沒有流動(dòng)自激振蕩發(fā)生,三個(gè)不同測(cè)點(diǎn)都沒有出現(xiàn)聲壓峰值激振頻率,如圖4(c)所示。此外,剪切層與腔后壁相撞誘發(fā)的強(qiáng)烈噪聲使腔后部測(cè)點(diǎn)(X/L=0.95)在相同離散頻率下的聲壓級(jí)高于前部測(cè)點(diǎn)(X/L=0.12)和中部測(cè)點(diǎn)(X/L=0.62);前部測(cè)點(diǎn)(X/L=0.12)離噪聲產(chǎn)生區(qū)(腔后壁附近)最遠(yuǎn),故相同離散頻率下聲壓級(jí)較中部測(cè)點(diǎn)和后部測(cè)點(diǎn)低且衰減快;中部測(cè)點(diǎn)(X/L=0.62)位于空腔中部,相同離散頻率對(duì)應(yīng)的聲壓級(jí)介于其他兩個(gè)測(cè)點(diǎn)之間,見圖4(c)。

4 結(jié) 論

通過對(duì)M=0.8時(shí)三種流動(dòng)類型空腔氣動(dòng)噪聲特性研究,可得出以下結(jié)論:

(1)空腔上方形成的剪切層對(duì)開式空腔內(nèi)的流動(dòng)影響較小;腔內(nèi)形成的旋渦將空腔前壁后低壓區(qū)和后壁前高壓區(qū)連通,導(dǎo)致因剪切層與腔后壁撞擊產(chǎn)生的噪聲較順利的從腔后壁處到達(dá)腔前壁處,激發(fā)剪切層運(yùn)動(dòng),與腔后壁再次碰撞并產(chǎn)生二次噪聲,形成聲波反饋回路,產(chǎn)生流動(dòng)自激振蕩,誘發(fā)強(qiáng)烈噪聲。

(2)空腔上方形成的剪切層對(duì)過渡式和閉式空腔內(nèi)流動(dòng)影響較大;將空腔前部流動(dòng)區(qū)域和后部流動(dòng)區(qū)域分開,在一定程度上干擾了噪聲從腔后壁向前壁傳播的反饋回路,阻礙了流動(dòng)自激振蕩的形成。

可見,高亞聲速時(shí)開式空腔內(nèi)流動(dòng)自激振蕩較過渡式和閉式空腔嚴(yán)重,腔內(nèi)存在較強(qiáng)烈噪聲。因此,開式空腔噪聲抑制技術(shù)研究將是下一步的工作重點(diǎn)。

[1]BARTEL H W,MCAVOY J M.Cavity oscillation in cruise missilecarrier aircraft[R].AFWAL-TR-81-3036,1981.

[2]KUNG M C.A study of transonic rectangular cavity of varying dimensions[R].AIAA Paper 1999-1909.

[3]CHING WEI M S,PHILIP J M.Comparison of two and three dimensional turbulent cavity flows[R].AIAA Paper 2001-0511.

[4]ZHANG X,EDWARDS J A.An investigation of supersonic oscillatory cavity flows driven by thick shear layers[J].Aeronautical Journal,1990:355-364.

[5]ZHANG X.Compressible cavity flow oscillation due to shear layer instabilities and pressure feedback[J].AIAA Journal,1995,33(8):1404-1411.

[6]COLONIUS T,BASU A J,CLARENCE W R.Computation of sound generation and flow/acoustic instabilities in the flow past an open cavity[R].Proceedings of FEDSM993rd ASME/JSME Joint Fluids Engineering Conference[C].San Francisco,California, USA,FEDSM99-7228,1999.

[7]SHERYL M G.An overview of computational aeroacoustic techniques applied to cavity noise prediction[R].AIAA Paper 2001-0510.

[8]GLOERFELT X,BAILLY C,JUVE D.Direct computation of the noise radiated by a subsonic cavity flow and application of integral methods[J].Journal of Sound and Vibration,2003,266(1):119-146.

[9]LAWREN S U,JOHN M S.Low-dimensional description of resonating cavity flow[R].AIAA Paper 2000-2459.

[10]BOHOFFMANN J,JENSNORKER S,MORTEN B.Low-dimensional modeling of a driven cavity flow with two free parameters[J].Theoretical and Computational Fluid Dynamics,2003,16:299-317.

[11]ROBERT L S.Store separation from cavities at supersonic flight speeds[J].Spacecraft,1983,20(2).

[12]TRACY M B,PLEN TOVICH E B.Characterization of cavity flow fields using pressure date obtained in the langley 0.3-meter transonic cryogenic tunnel[R].NASA TM 4436.1993.

[13]馬明生,張培紅,鄧有奇,吳曉軍.超聲速空腔流動(dòng)數(shù)值模擬研究[J].空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào),2008,26(3):388-393.[14]林大楷,李曉東,孫曉濤.微孔共振腔吸聲機(jī)理的直接數(shù)值模擬研究[J].工程熱物理學(xué)報(bào),2008,29(10):1663-1665.

[15]張楠,沈泓萃,姚惠之,朱錫清,俞孟薩.孔穴流激噪聲的計(jì)算與驗(yàn)證研究[J].船舶力學(xué),2008,12(5):799-805.

[16]賴煥新,周邵萍,羅開紅.空腔的非定?？蓧嚎s過流及相關(guān)氣動(dòng)聲學(xué)問題[J].工程熱物理學(xué)報(bào),2007,28(5):755-758.

[17]賴煥新,周邵萍,羅開紅,等.空腔流動(dòng)的大渦模擬及氣動(dòng)噪聲控制[J].工程熱物理學(xué)報(bào),2008,29(2):291-232.

[18]樊開導(dǎo),等.0.6m×0.6m跨超聲速風(fēng)洞性能與使用CARDC-2[M].四川綿陽:中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心高速所,1990.