來流邊界層厚度對開式空腔氣動聲學(xué)特性的影響分析

楊黨國，羅新福，李建強，蔣衛(wèi)民

(中國空氣動力研究與發(fā)展中心 空氣動力學(xué)國家重點實驗室，四川 綿陽 621000)

0 引言

空腔流動既是一個經(jīng)典的流體力學(xué)問題，又廣泛存在于航空航天領(lǐng)域。高速空腔流動，腔外剪切流與腔內(nèi)流動相互作用，在一定條件下腔內(nèi)出現(xiàn)流動自激振蕩，誘發(fā)壓力劇烈脈動，產(chǎn)生強烈噪聲，噪聲聲壓級可高達170dB，給腔內(nèi)安裝系統(tǒng)、儲藏物與空腔自身結(jié)構(gòu)安全帶來了較大威脅［1］。

國外有人依據(jù)靜壓分布按長深比(L/D)不同將空腔大致分為三種主要流動類型，即閉式流動(L/D＞13)、過渡式流動(10≤L/D≤13)和開式流動(L/D＜10)［2－4］。對空腔聲學(xué)特性也進行了一些試驗研究，內(nèi)容涵蓋了亞跨超聲速時腔內(nèi)噪聲測量與分析［5－8］。近年來采用數(shù)值模擬研究空腔聲學(xué)特性的文獻逐漸增多［9－10］。國內(nèi)對此研究起步較晚，僅有的研究大多是采用數(shù)值方法［11－15］，試驗研究相對較少，中國空氣動力研究與發(fā)展中心高速所對空腔流動特性做了一些試驗研究［16－17］?？涨宦晫W(xué)特性復(fù)雜，目前在國際上對空腔自激振蕩誘發(fā)噪聲機理和影響因素解釋仍未達成一致。本文著重分析了來流邊界層厚度對開式空腔聲學(xué)特性的影響。

1 試驗?zāi)Ｐ?/h2>

一期空腔模型L、W和D為80mm、56mm和10mm，直接安裝在風(fēng)洞側(cè)壁上，試驗中W和D不變，通過在空腔后端添加矩形堵塊改變L，實現(xiàn)L/D變化。二期空腔模型L、W和 D為267mm、104mm和33.4mm，模型嵌套在平板上，平板安裝在風(fēng)洞側(cè)壁上，試驗中L和W不變，通過一個絲杠帶動底板改變D，實現(xiàn)L/D變化。脈動壓力測點均布置在空腔模型底面中心線上，試驗照片見圖1。

2 試驗設(shè)備

試驗風(fēng)洞是中國空氣動力研究與發(fā)展中心高速所的FL-21風(fēng)洞。試驗段橫截面尺寸是0.6m×0.6m，長度為1.775m，風(fēng)洞運行馬赫數(shù) Ma 范圍是 0.3 ～4.0，跨聲速時試驗段上下為開孔壁，兩側(cè)為實壁;超聲速時四壁均為實壁。脈動壓力傳感器是Endevco公司型號8514-10的壓阻式傳感器，固有頻率為200kHz，量程為68kPa，名義靈敏度為4.35 ×10-3mV/Pa。

3 試驗條件

試驗迎角、側(cè)滑角和滾轉(zhuǎn)角均是0°，試驗馬赫數(shù)Ma為0.6 和 1.5，相應(yīng)的雷諾數(shù) Re分別是 1.23 ×107和2.26×107(參考長度1m)，空腔L/D為8。第一期試驗在風(fēng)洞側(cè)壁試驗段入口處、第二期試驗在平板前緣粘貼金剛砂粗糙帶進行人工轉(zhuǎn)捩，粗糙帶的寬度均為3mm。采用單點皮托管測量空腔試驗?zāi)Ｐ颓熬壢肟谔幍倪吔鐚雍穸取?/p>

圖1 風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ驼掌現(xiàn)ig.1 The photographs of the test models

4 數(shù)據(jù)處理

數(shù)據(jù)分析上限截止頻率是1×104Hz，頻域分辨率取4.88Hz，樣本長度是1024，取32個樣本作總體平均以減小隨機誤差。為減小因時域截斷信號在頻域產(chǎn)生的滲漏誤差，數(shù)據(jù)處理加了海寧窗，并修正了加窗對聲壓頻譜密度幅值的影響。此外，試驗中信號調(diào)節(jié)放大系統(tǒng)選用0.1Hz高通濾波，對信號進行預(yù)處理，去除了信號中的直流成份。參數(shù)中SPL表示噪聲聲壓級，斯托羅哈數(shù)(St=fL/U)是描述腔內(nèi)流激振蕩頻率特性的一個無量綱參數(shù)。其中f指測的壓力脈動頻率，L是空腔長度，U是自由來流速度。

兩期試驗?zāi)Ｐ蛶缀螀?shù)除寬深比W/D不同外，其余都相同。參考文獻［3］研究結(jié)果指出W/D對空腔聲學(xué)特性影響較小，因此相同Ma和L/D時，兩期試驗結(jié)果差異主要來自δ/D。δ/D具體參數(shù)見表1。

表1 邊界層厚度與空腔深度比(δ/D)Table 1 The boundary-layer thickness to the cavity depth ratios(δ/D)

5 結(jié)果分析

5.1 亞聲速流動條件

亞聲速開式空腔流動，在空腔前壁為下臺階繞流，流動分離，一部分氣流向腔內(nèi)擴張，另一部分氣流繼續(xù)向腔后壁流動，并在空腔上方形成剪切層。剪切層運動到后壁前，流動再次分離，一部分氣流移出空腔向下游運動，另一部分氣流則沿著腔后壁向腔底面運動并穿過腔中部向前壁運動，在腔內(nèi)形成連通腔前后部流動的旋渦(見圖2)。這種流場結(jié)構(gòu)導(dǎo)致剪切層與腔后壁相撞產(chǎn)生的強烈噪聲能夠通過連通腔前后部流動的旋渦傳播至腔前壁，噪聲能輻射到整個空腔區(qū)域。

Ma=0.6，不同δ/D時空腔內(nèi)聲壓級分布基本相似。δ/D減小，腔內(nèi)不同測點的聲壓級均有不同程度的增大，腔中前部測點表現(xiàn)較明顯，如圖3所示。從圖4可知，δ/D減小引起空腔前部測點1不同離散頻率對應(yīng)的聲壓級均有不同程度的增大，且誘發(fā)較低頻率區(qū)域(0.5＜St＜1.5)范圍內(nèi)出現(xiàn)了較明顯的聲壓峰值激振頻率;δ/D減小對空腔中部(測點2)和空腔后部(測點3)的聲壓頻譜特性也有較大影響，導(dǎo)致不同離散頻率對應(yīng)的聲壓值明顯增大，在低頻區(qū)域同樣也出現(xiàn)了聲壓峰值激振頻率。

圖4 馬赫數(shù)0.6時腔內(nèi)聲壓頻譜特性Fig.4 Sound pressure frequency spectrum characteristics inside the cavity at Ma=0.6

引起開式空腔(Ma=0.6、L/D=8)聲學(xué)特性發(fā)生上述變化的主要原因可能是δ/D減小(來流邊界層厚度相對變小)，空腔上方形成的剪切層中的氣流平均速度增大，剪切層與腔內(nèi)流動作用的能量增加，引起剪切層更不穩(wěn)定，誘發(fā)艙內(nèi)噪聲更強烈，故腔內(nèi)不同測點的聲壓級均有不同程度的增大。

5.2 超聲速流動條件

超聲速開式空腔流動復(fù)雜，因腔長深比較小，氣流流經(jīng)腔前壁時微弱壓縮，形成微弱壓縮波或斜激波，氣流壓力升高、速度減小;隨后流動發(fā)生分離，一部分氣流向腔內(nèi)擴張，另一部分在腔上方形成剪切層，剪切層從腔前壁出發(fā)，直接跨過腔中部，在腔后壁前流動再次分離，一部分氣流沿空腔后壁通過腔底部向腔前壁運動，在腔內(nèi)形成順時針方向的旋渦，連通了腔前后部流動;剪切層與腔后壁相撞在空腔后壁處形成一道激波，如圖5所示。

圖6和圖7給出Ma=1.5時L/D=8的空腔內(nèi)聲壓級分布和聲壓頻譜特性。氣流在腔前壁微弱壓縮后向腔內(nèi)擴張，引起腔前壁后區(qū)域內(nèi)聲壓級略微降低?？涨簧戏叫纬傻募羟袑涌邕^腔中部，與腔后壁碰撞，產(chǎn)生強烈噪聲，引起腔內(nèi)聲壓級從腔前壁單調(diào)遞增至腔后壁處最大值(見圖6)。不同δ/D時腔內(nèi)聲壓級變化趨勢基本相同。δ/D減小，腔內(nèi)同一測點的聲壓級增大。δ/D減小，導(dǎo)致腔內(nèi)第一測點(見圖7a)和第二測點(見圖7b)不同離散頻率對應(yīng)的聲壓級均有不同程度的增大，引起腔內(nèi)激振頻率略微偏移;導(dǎo)致第三測點(見圖7c)在整個離散頻率范圍內(nèi)聲壓級均有較大程度增大(特別是腔后壁附近最明顯)。可見超聲速(Ma=1.5)時，δ/D減小使開式空腔內(nèi)噪聲更強烈，同一測點相同離散頻率對應(yīng)的聲壓級增大。

引起開式空腔(Ma=1.5、L/D=8)聲學(xué)特性發(fā)生上述變化的主要原因可能是δ/D減小，來流邊界層內(nèi)氣流平均速度增大，導(dǎo)致腔前壁處壓縮波或斜激波強度升高;空腔上方形成的剪切層與腔內(nèi)流動相互作用的能量增加，導(dǎo)致腔內(nèi)壓力脈動加劇，故腔內(nèi)不同測點的聲壓級均有較大程度的增大。

圖7 馬赫數(shù)1.5時腔內(nèi)聲壓頻譜特性Fig.7 Sound pressure frequency spectrum characteristics inside the cavity at Ma=1.5

6 結(jié)論

通過分析來流邊界層厚度對開式空腔氣動聲學(xué)特性的影響，得出以下結(jié)論:

(1)δ/D減小(來流邊界層厚度與空腔深度比減小)，導(dǎo)致開式空腔內(nèi)不同測點的聲壓級均有不同程度增大，腔前后部的聲壓級分布更不均勻;

(2)δ/D減小，對開式空腔內(nèi)不同測點的聲壓頻譜特性有較大影響，主要引起同一測點不同離散頻率對應(yīng)的噪聲聲壓級有不同程度增大，且聲壓峰值激振頻率略微偏移;

總之，δ/D減小導(dǎo)致開式空腔內(nèi)噪聲更強烈，更易引起空腔自身結(jié)構(gòu)與腔內(nèi)儲藏物結(jié)構(gòu)振動和疲勞破壞。

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