后緣修型對(duì)空腔流場(chǎng)特性影響分析

吳繼飛 ,陶 洋,范召林 ,羅新福

(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

空腔在工程上有著廣泛的應(yīng)用。空腔流動(dòng)看似簡(jiǎn)單,卻引發(fā)了很多復(fù)雜的空氣動(dòng)力學(xué)現(xiàn)象,當(dāng)高速氣流流經(jīng)空腔時(shí),可能引發(fā)邊界層分離、氣動(dòng)噪聲、激波/剪切層干擾等復(fù)雜氣動(dòng)現(xiàn)象。近年來,關(guān)于空腔流動(dòng)方面的研究已成為空氣動(dòng)力學(xué)界研究的一個(gè)熱點(diǎn)。

空腔流場(chǎng)可分為五種不同類型:開式穴流動(dòng)、過渡/開式穴流動(dòng)、過渡式穴流動(dòng)、過渡/閉式穴流動(dòng)和閉式穴流動(dòng)[1-2]。對(duì)于閉式穴流動(dòng),氣流流經(jīng)空腔時(shí)將產(chǎn)生嚴(yán)重的流動(dòng)分離,空腔內(nèi)存在較大的靜態(tài)壓力梯度,武器從具有該流場(chǎng)類型的彈艙內(nèi)分離時(shí)將產(chǎn)生很大的抬頭力矩,危及武器安全分離;而當(dāng)高速氣流流經(jīng)具有開式穴流場(chǎng)類型的空腔時(shí),氣流將形成一道剪切層直接跨過空腔,此時(shí)艙內(nèi)靜態(tài)壓力梯度較小,但由于剪切層的不穩(wěn)定性,艙內(nèi)將產(chǎn)生強(qiáng)烈的氣動(dòng)噪聲,可能引起艙內(nèi)電子設(shè)備、武器等發(fā)生振動(dòng),并有可能導(dǎo)致結(jié)構(gòu)疲勞破壞,嚴(yán)重影響武器安全分離和飛行安全。因此,對(duì)空腔流場(chǎng)進(jìn)行流動(dòng)控制的主要目的是抑制流場(chǎng)引發(fā)的氣動(dòng)噪聲,并降低流場(chǎng)的靜態(tài)壓力梯度,國(guó)外進(jìn)行了大量關(guān)于空腔流動(dòng)控制方面的研究[3]。

本文主要研究了采用被動(dòng)控制手段——后緣修型進(jìn)行流動(dòng)控制對(duì)空腔流場(chǎng)氣動(dòng)噪聲的影響,及其對(duì)空腔靜態(tài)壓力分布影響。該流動(dòng)控制方法對(duì)空腔外形破壞小,且不需額外裝置,具有良好的工程應(yīng)用前景。

1 風(fēng)洞及試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/h2>

1.1 風(fēng)洞

試驗(yàn)在中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心高速所的FL-21風(fēng)洞進(jìn)行。風(fēng)洞開口試驗(yàn)段為0.6m×0.6m,試驗(yàn)段長(zhǎng)度為1.775m,試驗(yàn)馬赫數(shù)范圍為0.3～3.0,跨聲速時(shí)試驗(yàn)段上下為開孔壁,兩側(cè)為實(shí)壁,超聲速時(shí)四壁均為實(shí)壁。

1.2 模型

未修型時(shí)試驗(yàn)?zāi)Ｐ腿鐖D1(a)所示,空腔模型安裝在矩形平板上,平板固定于風(fēng)洞側(cè)壁,平板上表面與風(fēng)洞側(cè)壁之間的距離為40mm,在平板最前緣粘貼粗糙帶進(jìn)行人工轉(zhuǎn)捩,以保證氣流在達(dá)到空腔之前充分發(fā)展成湍流。空腔的長(zhǎng)度(L=267mm)、寬度(W=104mm)固定,深度(D)可以調(diào)節(jié)。后緣修型時(shí)試驗(yàn)?zāi)Ｐ腿鐖D1(b)所示,后堵塊上倒1/4圓的圓弧,圓弧兩端點(diǎn)處切線分別和后壁面以及平板平行,圓弧半徑分別為R1=5mm、R2=10mm、R3=15mm。測(cè)壓孔分布在空腔底板的中軸線上,共有26個(gè)靜壓測(cè)點(diǎn),27個(gè)脈動(dòng)壓力測(cè)點(diǎn),等間隔分布,兩者之間的孔心距為5mm,以x表示測(cè)壓點(diǎn)的位置坐標(biāo),順氣流方向?yàn)檎?空腔前壁位置定義為零點(diǎn),第一個(gè)測(cè)壓孔為脈動(dòng)壓力測(cè)點(diǎn),壓力孔中心位置為x=3.33mm,文中以無量綱數(shù)x/L表示測(cè)壓點(diǎn)的相對(duì)位置。

圖1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ驼掌現(xiàn)ig.1 Sketch of testing models

1.3 采集設(shè)備

靜態(tài)壓力測(cè)量由P&S公司生產(chǎn)的Netscaner System 9016模塊壓力采集系統(tǒng)測(cè)量,單通道的采樣頻率為100Hz;脈動(dòng)壓力由Endevco公司生產(chǎn)的8514-10型壓阻式傳感器進(jìn)行測(cè)量,該傳感器量程為10PSI,固有頻率為200kHz,名義靈敏度為4.35×10-3mV/Pa。

1.4 邊界層測(cè)量

采用單點(diǎn)皮托管移動(dòng)測(cè)量的方法對(duì)未修型時(shí)空腔前緣的邊界層厚度進(jìn)行了測(cè)量,定義無量綱速度等于0.99時(shí)為速度邊界層的外邊界。M=0.6時(shí),邊界層厚度δ=15.31mm,M=0.9時(shí),δ=11.00mm,M=1.5時(shí) ,δ=5.50mm 。

2 試驗(yàn)結(jié)果分析

圖2為L(zhǎng)/D=9、M=0.9時(shí)不同修型半徑對(duì)空腔流場(chǎng)特性影響曲線。

從圖2(a)靜態(tài)壓力分布曲線可以看出,不同修型半徑時(shí),因修型而引起的靜態(tài)壓力分布的變化規(guī)律是一致的,即空腔底部前壁附近的壓力值略有降低,同時(shí)后壁附近的壓力值略有升高,空腔底部的壓力梯度有所增大,當(dāng)修型半徑從R1變?yōu)镽2時(shí),空腔前壁附近的壓力值略有減小,而當(dāng)修型半徑從R2變?yōu)镽3時(shí),空腔前壁附近的壓力值基本上沒有變化。從圖2(b)總聲壓級(jí)分布曲線上可以看出,不同修型半徑時(shí),因修型而引起的總聲壓級(jí)分布的變化規(guī)律也是一致的,即后緣修型以后使得空腔底部中后段測(cè)點(diǎn)的總聲壓級(jí)有所降低,并且降低的幅度隨修型半徑的增加而增大。頻譜圖表示脈動(dòng)壓力能量在各頻率段的分布,對(duì)于空腔流場(chǎng),頻譜曲線上在某些頻率下可能會(huì)出現(xiàn)能量尖峰,能量尖峰可能引發(fā)結(jié)構(gòu)以及設(shè)備發(fā)生共振,因此對(duì)空腔流場(chǎng)進(jìn)行頻譜分析的主要目的是分析是否有尖峰出現(xiàn)。試驗(yàn)結(jié)果表明,相同試驗(yàn)條件下,空腔底部不同測(cè)點(diǎn)的頻譜圖形狀是相似的,頻譜圖上的能量尖峰僅存在幅值大小的區(qū)別,而其對(duì)應(yīng)的頻率是一致的,因此在分析空腔流場(chǎng)聲壓頻譜圖特性時(shí),可以選取最具代表性測(cè)點(diǎn)的測(cè)值進(jìn)行討論,本文選取相對(duì)位置為x/L=0.987處的傳感器進(jìn)行頻譜分析。從圖2(c)頻譜曲線上可以看出,不同修型半徑時(shí),后緣修型以后均使得頻譜曲線上能量尖峰的幅值有所降低,并且降低的幅度隨修型半徑的增加而增大,最大降低了約5dB,頻譜曲線還表明,在頻率3500Hz附近出現(xiàn)了能量峰簇,這很有可能是由模型安裝以及風(fēng)洞的背景噪聲產(chǎn)生的。上述分析表明,后緣修型對(duì)空腔流場(chǎng)特性的影響隨修型半徑的增大而增強(qiáng),因此,以下研究均采用后緣為R3的后緣修型模型。

圖2 空腔流場(chǎng)特征曲線Fig.2 Curves of cavity flow characteristics

圖3為L(zhǎng)/D=7時(shí),后緣修型對(duì)空腔流場(chǎng)特性影響曲線。

圖3(a)表明,在亞聲速(M=0.6)和超聲速(M=1.8)條件下,后緣修型對(duì)靜態(tài)壓力分布的影響有所不同:馬赫數(shù)等于0.6時(shí),未修型時(shí)的基準(zhǔn)空腔流場(chǎng)類型對(duì)應(yīng)為過渡式穴流動(dòng)[4],后緣修型使空腔前壁附近的壓力值降低、后壁附近的壓力值升高,從而導(dǎo)致腔底的靜態(tài)壓力梯度有所增大;馬赫數(shù)等于1.8時(shí),此時(shí)的基準(zhǔn)空腔流場(chǎng)類型對(duì)應(yīng)為開式穴流動(dòng)[4],氣流在空腔的上方形成一道自由剪切層直接跨過空腔,空腔內(nèi)的絕大區(qū)域內(nèi)的靜態(tài)壓力分布較為平直,只是在空腔后壁附近壓力才明顯上升,這是由于氣流撞擊空腔后壁造成氣流壓縮而產(chǎn)生的,此時(shí),后緣修型使空腔后壁附近的壓力值有較明顯降低,但對(duì)其它區(qū)域內(nèi)的靜態(tài)壓力影響不明顯。造成上述兩種現(xiàn)象的原因可能是:亞聲速條件下,空腔的流場(chǎng)類型對(duì)應(yīng)為過渡式穴流動(dòng)時(shí),該修型方式相當(dāng)于使空腔的長(zhǎng)度增大,從而引起空腔的有效長(zhǎng)深比增大,超聲速條件下,空腔的流場(chǎng)類型對(duì)應(yīng)為開式穴流動(dòng)時(shí),該修型方式降低了剪切層氣流在空腔后壁上的撞擊強(qiáng)度,并使撞擊激波的強(qiáng)度減弱,從而使空腔后壁附近的壓力值降低。圖3(b)總聲壓級(jí)分布曲線表明,無論是過渡式穴流動(dòng)還是開式穴流動(dòng),后緣修型以后均使得腔底所有測(cè)點(diǎn)的總聲壓級(jí)降低,特別是當(dāng)空腔的基準(zhǔn)流場(chǎng)類型為開式穴流動(dòng)時(shí),采用后緣修型的方式進(jìn)行流動(dòng)控制的效果十分明顯,總聲壓級(jí)降低的最大量約有5dB。圖3(c)能量譜分布曲線同樣表明該方法對(duì)抑制能量尖峰有利,馬赫數(shù)等于0.6時(shí),能量譜分布的基準(zhǔn)曲線上有一個(gè)較明顯的能量尖峰,采用后緣修型以后該能量尖峰得到了有效的抑制;馬赫數(shù)為1.8時(shí),能量譜分布基準(zhǔn)曲線上有三個(gè)較明顯的能量尖峰,其中第二能量尖峰的能量值最大,采用流動(dòng)控制后,前兩個(gè)能量尖峰均得到較為明顯的抑制,聲壓級(jí)約降低了5dB,但第三能量尖峰基本沒有變化。采用后緣修型之所以能對(duì)空腔流場(chǎng)誘導(dǎo)產(chǎn)生的能量尖峰以及噪聲產(chǎn)生抑制,原因可能是后緣修型使得氣流在后壁面上的撞擊強(qiáng)度減弱,進(jìn)而減弱了在空腔后壁產(chǎn)生的壓力波,破壞了空腔流場(chǎng)誘導(dǎo)而產(chǎn)生的振蕩回路,從而使尖峰能量以及噪聲強(qiáng)度降低。

圖3 空腔流場(chǎng)特征曲線Fig.3 Curves of cavity flow characteristics

圖4為長(zhǎng)深比等于9時(shí),后緣修型對(duì)空腔流場(chǎng)特性影響曲線。

圖4(a)靜態(tài)壓力分布曲線表明:馬赫數(shù)為0.6時(shí),基準(zhǔn)曲線具有閉式穴流動(dòng)的特征,氣流在空腔前緣分離并向腔內(nèi)擴(kuò)張,腔底前壁附近為低壓區(qū),之后氣流撞擊腔底,壓力迅速上升,隨后氣流重新在腔底上附著并向下游流動(dòng),壓力上升緩慢,在到達(dá)空腔后壁面之前,氣流再次分離并向腔外偏折,氣流再次壓縮,壓力也再次急劇上升;后緣修型使空腔前壁附近的靜態(tài)壓力有所降低,同時(shí)產(chǎn)生了較明顯的氣流附著區(qū)壓力平臺(tái),這意味著該條件下對(duì)空腔后緣修型相當(dāng)于增大了空腔的相對(duì)長(zhǎng)度,空腔流場(chǎng)類型開始向深度閉式穴流場(chǎng)形態(tài)轉(zhuǎn)變。圖4(b)表明:馬赫數(shù)等于0.6時(shí)后緣修型對(duì)空腔前半段的總聲壓級(jí)基本上沒有影響,但使空腔底部后壁附近的總聲壓級(jí)有明顯的降低,原因可能是后壁修型使氣流在空腔后壁附近的壓縮減弱,從而使噪聲的能量減弱。圖4(c)表明:馬赫數(shù)等于0.6時(shí),能量譜分布基準(zhǔn)曲線以及后緣修型后的曲線均無能量尖峰出現(xiàn),后緣修型使所有頻率下對(duì)應(yīng)的氣動(dòng)聲學(xué)能量均有一定降低。馬赫數(shù)等于1.8時(shí),從4(a)基準(zhǔn)靜態(tài)壓力分布可以看出,此條件下的空腔流場(chǎng)類型為開式穴流動(dòng),即與前面已經(jīng)分析過的空腔長(zhǎng)深比為7、馬赫數(shù)等于1.8時(shí)的基準(zhǔn)流場(chǎng)類型一致,從曲線上可以發(fā)現(xiàn),后緣修型對(duì)這兩種不同長(zhǎng)深比的空腔流場(chǎng)特性的影響規(guī)律是一致的,區(qū)別僅在于量值上的差異,與長(zhǎng)深比為7、馬赫數(shù)為1.8時(shí)的情況相比,此條件下,后緣修型對(duì)靜態(tài)壓力以及總聲壓級(jí)影響相對(duì)較弱,但對(duì)能量尖峰的抑制效果更為明顯,此時(shí),基準(zhǔn)能量譜曲線上有四個(gè)較明顯的能量尖峰,采用后緣修型以后,所有的能量尖峰都得到明顯的抑制,特別是第一、第二能量尖峰的能量都減弱了5dB左右。

圖5為長(zhǎng)深比等于12時(shí),后緣修型對(duì)空腔流場(chǎng)特性影響曲線。

從圖5(a)靜壓曲線可以看出,馬赫數(shù)等于0.6時(shí),該條件下的空腔基準(zhǔn)流場(chǎng)類型為閉式穴流動(dòng),即與空腔長(zhǎng)深比為9、馬赫數(shù)等于0.6時(shí)的基準(zhǔn)流場(chǎng)類型相同,此時(shí),后緣修型對(duì)這兩種不同長(zhǎng)深比的空腔流場(chǎng)特性影響相似,因此就不再討論了。我們重點(diǎn)分析該長(zhǎng)深比下、馬赫數(shù)等于1.8時(shí)的情況,圖5(a)靜態(tài)壓力分布曲線表明,采用后緣修型以后空腔的流場(chǎng)類型從過渡/開式穴流動(dòng)轉(zhuǎn)變成了過渡/閉式穴流動(dòng),壓力梯度有了明顯的升高,文獻(xiàn)[1]表明,超聲速條件下,過渡/開式穴流動(dòng)與過渡/閉式穴流動(dòng)之間的轉(zhuǎn)化是突發(fā)性的,試驗(yàn)參數(shù)的細(xì)微變化都有可能誘使這種突變發(fā)生,就靜壓分布來說,此時(shí)后緣修型是不利的,但從圖5(b)總聲壓級(jí)分布以及圖5(c)能量譜分布來看,此時(shí)采用流動(dòng)控制是有利的:采用后緣修型以后,腔底最大聲壓級(jí)降低了約5dB,同時(shí)能量譜分布曲線上也不再有能量尖峰出現(xiàn)。

圖5 空腔流場(chǎng)特征曲線Fig.5 Curves of cavity flow characteristics

圖6為長(zhǎng)深比等于15時(shí),后緣修型對(duì)空腔流場(chǎng)特性影響曲線。

圖6 空腔流場(chǎng)特征曲線Fig.6 Curves of cavity flow characteristics

圖6(a)基準(zhǔn)靜態(tài)壓力分布表明,這兩種試驗(yàn)馬赫數(shù)下,空腔的流場(chǎng)類型均為閉式穴流動(dòng),腔后緣修型后的靜態(tài)壓力曲線有較大的氣流附著區(qū)壓力平臺(tái),但靜態(tài)壓力最大值基本上沒有變化,6(b)總聲壓級(jí)分布曲線以及圖6(c)能量譜分布曲線則表明腔后緣修型后的氣動(dòng)噪聲得到了一定的抑制,這進(jìn)一步證實(shí)了以上關(guān)于后緣修型對(duì)具有閉式穴流場(chǎng)類型的空腔流場(chǎng)特性影響的結(jié)論。

3 結(jié) 論

通過上述分析,得到以下結(jié)論:

(1)空腔流場(chǎng)為開式穴流動(dòng)時(shí),腔后緣修型有利于腔內(nèi)噪聲的抑制和能量尖峰的抑制,并能使腔內(nèi)的靜態(tài)壓力梯度有所降低;

(2)空腔流場(chǎng)為過渡式穴流動(dòng)時(shí),腔后緣修型有利于腔內(nèi)噪聲的抑制和能量尖峰的抑制,但使腔內(nèi)的靜態(tài)壓力梯度略有升高;

(3)空腔流場(chǎng)為過渡/開式穴流動(dòng)時(shí),腔后緣修型有可能導(dǎo)致空腔的流場(chǎng)類型向過渡/閉式穴流動(dòng)轉(zhuǎn)變;

(4)空腔流場(chǎng)為閉式穴流動(dòng)時(shí),腔后緣修型有利于腔內(nèi)噪聲的抑制,對(duì)靜態(tài)壓力梯度影響不大。

[1]STALLINGS R L Jr,WILCOX F J Jr.Experimental cavity pressure distributions at supersonic speeds[R].NASA TP 2683,1987.

[2]PLENTOVICH E B,STALLINGS R L Jr,TRACY M B.Experimental cavity pressure measurements at subsonic and transonic speeds[R].NASA TP 3358,1993.

[3]CATTAFESTA L,WILLIAMS D,ROWLEY C,ALVI F.Review of active control of flow-induced cavity resonance[R].AIAA 2003-3567.

[4]吳繼飛,羅新福,范召林.亞、跨、超聲速下空腔流場(chǎng)特性實(shí)驗(yàn)研究[J].實(shí)驗(yàn)流體力學(xué).2008,22(1):71-75.