高速飛行器空腔脈動(dòng)壓力主動(dòng)控制與非線性數(shù)值模擬

王一丁， 郭亮， 童明波， 張杰

1. 南京航空航天大學(xué) 航空宇航學(xué)院， 南京 210016

高速飛行器空腔脈動(dòng)壓力主動(dòng)控制與非線性數(shù)值模擬

王一丁1,2， 郭亮1,2， 童明波1，*， 張杰3

1. 南京航空航天大學(xué) 航空宇航學(xué)院， 南京 210016

2. 成都飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所， 成都 610091

3. 北京銀景科技有限公司， 北京 100107

空腔脈動(dòng)壓力(空腔噪聲)預(yù)測(cè)是高速飛行器內(nèi)埋彈艙的關(guān)鍵技術(shù)之一。非線性噪聲求解方法是近年來新提出的一種噪聲求解方法，為研究該方法對(duì)空腔噪聲的預(yù)測(cè)性能，將雷諾平均Navier-Stokes(RANS)方程與之相結(jié)合。首先，通過RANS求解空腔周圍流場(chǎng)，得到初始湍流統(tǒng)計(jì)平均解，其中包含平均流場(chǎng)基本特征及強(qiáng)制設(shè)定的湍流脈動(dòng)的統(tǒng)計(jì)描述。然后，采用非線性噪聲求解方法重構(gòu)噪聲源并高精度模擬壓力脈動(dòng)的傳播，計(jì)算了馬赫數(shù)Ma=1.5和Ma=5條件下的空腔噪聲。結(jié)果表明，噪聲特性計(jì)算值與試驗(yàn)結(jié)果基本吻合，說明非線性噪聲求解方法對(duì)于高速空腔流動(dòng)噪聲具有較好的預(yù)測(cè)能力。在此基礎(chǔ)上，研究了馬赫數(shù)Ma=1.5和Ma=5條件下在空腔前緣加入氣簾噴流主動(dòng)控制措施對(duì)噪聲的抑制作用，并得出在超聲速和高超聲速條件下，氣簾噴流對(duì)于空腔脈動(dòng)壓力都有較好的抑制作用。

脈動(dòng)； 非線性； 空腔； 湍流； 主動(dòng)控制

空腔結(jié)構(gòu)在航空航天領(lǐng)域有著廣泛的應(yīng)用。作為飛行器上最常用的空腔結(jié)構(gòu)，內(nèi)埋彈艙有效地提高了飛行器的低可探測(cè)性和戰(zhàn)場(chǎng)生存率，同時(shí)避免了武器外掛所產(chǎn)生的阻力，優(yōu)化了飛行性能，是新一代戰(zhàn)斗機(jī)的最基本特征[1]。飛行器內(nèi)埋彈艙艙門在高速條件下打開后，艙內(nèi)及周圍將產(chǎn)生嚴(yán)重的壓力脈動(dòng)，包含由湍流剪切層決定的寬帶噪聲以及由艙體幾何尺寸、外流條件決定的離散噪聲。強(qiáng)烈的脈動(dòng)壓力會(huì)激發(fā)腔體及艙內(nèi)儲(chǔ)藏物產(chǎn)生振動(dòng)，甚至導(dǎo)致材料失效。不穩(wěn)定的脈動(dòng)流場(chǎng)同樣會(huì)嚴(yán)重影響武器的安裝投放[2]。隨著新一代航空航天器的發(fā)展，空腔脈動(dòng)壓力(空腔噪聲)控制顯得尤為重要。目前，國(guó)內(nèi)外對(duì)于從低馬赫數(shù)到超聲速的空腔流動(dòng)已經(jīng)做了大量研究，但是對(duì)于大馬赫數(shù)特別是高超聲速下的空腔壓力脈動(dòng)及其控制研究還較少[3-4]。

流動(dòng)控制分為被動(dòng)控制和主動(dòng)控制兩大類。其中，被動(dòng)控制沒有外部能量輸入，一般靠改變幾何外形來控制流場(chǎng)，如加入擋板、擾流板、斜坡等；在主動(dòng)控制中，外部能量可輸入到可調(diào)驅(qū)動(dòng)器中，將工質(zhì)所具有的相應(yīng)動(dòng)量直接作用在局部流場(chǎng)中，從而改變局部流場(chǎng)附面層的相互作用，并由此改變整個(gè)流場(chǎng)形態(tài)來達(dá)到控制流動(dòng)的目的[5-7]。傳統(tǒng)內(nèi)埋武器彈艙一般采用被動(dòng)控制措施來改變彈艙剪切層以降低噪聲水平，并確保武器安全分離。但在超聲速條件下，被動(dòng)控制的實(shí)際效果并不理想。2001年，美國(guó)波音公司啟動(dòng)了高頻激勵(lì)主動(dòng)流動(dòng)控制項(xiàng)目(HIFEX)用以發(fā)展其全球打擊飛行器全包線武器投放系統(tǒng)[8]，通過在武器艙內(nèi)安裝微型噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)陣列來實(shí)現(xiàn)對(duì)流場(chǎng)的控制。Bower等[9]在此基礎(chǔ)上開展了一系列主動(dòng)控制方法研究。

計(jì)算氣動(dòng)聲學(xué)(CAA)可在風(fēng)洞試驗(yàn)前對(duì)設(shè)計(jì)修改進(jìn)行分析，從而大大節(jié)省研制費(fèi)用，縮短研制周期[10]。常用的數(shù)值方法包括直接數(shù)值模擬(DNS)、大渦模擬(LES)以及離散渦模擬(DES)等[11-13]，但對(duì)于許多工程實(shí)際問題來說，這些方法的計(jì)算代價(jià)大且存在不確定性。例如，DES方法經(jīng)常需要與有限傳輸算法結(jié)合使用，大大增加了亞格子尺度模型的耗散，將會(huì)導(dǎo)致有效黏度過大，且雷諾平均Navier-Stokes(RANS)方程和LES方法之間的統(tǒng)計(jì)學(xué)湍流能量傳輸也存在困難，從而限制了DES方法的應(yīng)用。2002年，Batten等[14-15]提出了一種非線性噪聲求解方法，通過對(duì)湍流物理量進(jìn)行重構(gòu)可以兼顧亞格子尺度聲源的影響，在保持計(jì)算精度的同時(shí)降低了網(wǎng)格需求。目前，此方法已應(yīng)用于汽車、噴流等領(lǐng)域的噪聲預(yù)測(cè)[16-17]。

本文首次將Batten提出的非線性噪聲求解器應(yīng)用于內(nèi)埋彈艙的噪聲求解程序中，對(duì)超聲速條件下的空腔噪聲進(jìn)行數(shù)值模擬，并與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行比對(duì)以驗(yàn)證方法的準(zhǔn)確性。在此基礎(chǔ)上，對(duì)超聲速和高超聲速工況下氣簾噴流對(duì)空腔噪聲的抑制效果開展研究，為內(nèi)埋彈艙的設(shè)計(jì)及優(yōu)化提供參考。

1 非線性噪聲求解方法

由初始統(tǒng)計(jì)平均湍流造成的噪聲可通過RANS求解得到，而非線性噪聲求解器主要用于模擬該噪聲的產(chǎn)生和傳播。所得的統(tǒng)計(jì)平均解不僅能夠提供平均流場(chǎng)的基本特征，也可以給出強(qiáng)制設(shè)定的湍流脈動(dòng)的統(tǒng)計(jì)描述。非線性噪聲求解器在此統(tǒng)計(jì)結(jié)果上重構(gòu)噪聲源并高精度地模擬壓力脈動(dòng)的傳播。非線性求解器可以使用原來的RANS計(jì)算網(wǎng)格來模擬壓力脈動(dòng)的傳播，也可以在一個(gè)獨(dú)立的噪聲計(jì)算網(wǎng)格上插值噪聲進(jìn)行數(shù)據(jù)求解。

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(3)

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式中：i、j、k的取值均為 1、2、3(其中，1、2、3分別表示x軸、y軸和z軸方向)；ρ為來流密度；ui(uj、uk)為擾動(dòng)沿x軸(y軸、z軸)方向的速度；p為壓強(qiáng)；e為單位體積能；δij為克羅內(nèi)克函數(shù)；τij為剪切應(yīng)力項(xiàng)；θ為熱傳導(dǎo)項(xiàng)。忽略密度脈動(dòng)項(xiàng)，對(duì)式(2)取時(shí)間平均可得

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其中，

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其中：

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2 空腔驗(yàn)證計(jì)算

本節(jié)將馬赫數(shù)Ma=1.5下空腔噪聲的計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)值進(jìn)行對(duì)比驗(yàn)證。

為了捕捉流動(dòng)在近壁面位置的細(xì)微結(jié)構(gòu)，對(duì)空腔進(jìn)行了局部加密，使近壁面的第1層網(wǎng)格寬度為0.05 mm。彈艙壁面均采用無(wú)滑移壁面條件，黏性與溫度滿足Sutherland定律。

RANS計(jì)算時(shí)，入口條件為固定超聲速來流；遠(yuǎn)場(chǎng)為特征線條件；出口邊界不指定，由內(nèi)層網(wǎng)格物理量推得。計(jì)算采用Cubick-ε模型，在得到當(dāng)?shù)乩字Z應(yīng)力張量和熱通量的統(tǒng)計(jì)平均值后，將其插值到噪聲計(jì)算網(wǎng)格上，再根據(jù)這一統(tǒng)計(jì)平均結(jié)果對(duì)湍流進(jìn)行人工重構(gòu)。該方法的優(yōu)勢(shì)在于噪聲求解器可以在各項(xiàng)同性更好的網(wǎng)格單元上計(jì)算，特別是在近壁面區(qū)域。

噪聲計(jì)算需要啟動(dòng)非定常計(jì)算，取時(shí)間步長(zhǎng)為0.000 05，流動(dòng)求解時(shí)長(zhǎng)為1 s，每個(gè)時(shí)間步長(zhǎng)內(nèi)的最大迭代次數(shù)為4次，新的邊界被設(shè)置為吸收層邊界，遠(yuǎn)場(chǎng)及衰減層數(shù)據(jù)由之前的RANS計(jì)算提供。由于非線性噪聲求解方法對(duì)于近壁面網(wǎng)格的要求放寬以及聲場(chǎng)計(jì)算域的縮小，使噪聲計(jì)算網(wǎng)格數(shù)量較RANS方法減少，從而降低了計(jì)算成本。圖1為 RANS計(jì)算方法與非線性噪聲求解方法的網(wǎng)格對(duì)比。

圖1 雷諾平均N-S方程(RANS)網(wǎng)格與噪聲網(wǎng)格比較Fig.1 Comparison of Reynolds-averaged N-S equations (RANS) and acoustics meshes

湍動(dòng)能反應(yīng)了流場(chǎng)中不同區(qū)域的湍流脈動(dòng)強(qiáng)弱。從圖2中可以看出，湍動(dòng)能在彈艙空腔后緣附近的水平很高，表示此處為湍流脈動(dòng)最為強(qiáng)烈的地方。

圖2 空腔對(duì)稱面湍動(dòng)能云圖Fig.2 Turbulence kinetic energy contours in symmetry plane of cavity

RANS計(jì)算結(jié)束后，接下來需要進(jìn)行湍流脈動(dòng)量的重構(gòu)。重構(gòu)時(shí)，為更加精確地重構(gòu)亞格子源項(xiàng)，將傅里葉級(jí)數(shù)項(xiàng)設(shè)為200。選取空腔底部中心線上10%X/L～100%X/L(X/L為預(yù)測(cè)點(diǎn)縱向相對(duì)位置，其中，X為空腔底部監(jiān)測(cè)點(diǎn)與前緣的水平距離，L為空腔長(zhǎng)度)共10個(gè)測(cè)點(diǎn)進(jìn)行壓力脈動(dòng)數(shù)據(jù)采集。由于脈動(dòng)壓力在噪聲計(jì)算初始階段不具有周期性，本文只選取了0.5～1.0 s之間的脈動(dòng)壓力值進(jìn)行研究，這段時(shí)間內(nèi)的壓力脈動(dòng)呈現(xiàn)出周期性的特點(diǎn)。將計(jì)算得到的隨時(shí)間變化的脈動(dòng)壓力值進(jìn)行傅里葉變換即可得到相應(yīng)的頻譜特性，本文采用聲壓級(jí)(SPL)表示空腔自激振蕩的振幅，并將其定義為

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式中：pref=2.0×10-5Pa。

Rossiter[18]于1964年提出了預(yù)測(cè)空腔振蕩頻率的半經(jīng)驗(yàn)公式。該公式是評(píng)價(jià)數(shù)值仿真結(jié)果的重要標(biāo)準(zhǔn)，被稱之為Rossiter公式。

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式中：U∞為來流速度；Ma∞為來流馬赫數(shù)；n為模態(tài)數(shù)；γ為比熱比；κ為流渦和自由流的流速比；α為相位延遲量。

圖3為數(shù)值模擬特征頻譜與Rossiter公式計(jì)算值的對(duì)比。其中，虛線為Rossiter公式預(yù)測(cè)的前四階頻率值。從圖中可以看出，采用非線性噪聲求解方法計(jì)算得出的前兩階模態(tài)能夠被精確捕捉到，這與Rossiter公式計(jì)算出的典型頻譜相符。

圖3 數(shù)值模擬聲壓頻譜與Rossiter公式計(jì)算值對(duì)比Fig.3 Comparison of sound pressure spectrum calculated by numerical simulation and Rossiter formula

圖4 空腔底部聲壓級(jí)分布計(jì)算值與試驗(yàn)值對(duì)比Fig.4 Comparison of sound pressure level (SPL) distribution between calculated values and experimental values

圖4為空腔底部不同站位處總聲壓級(jí)的計(jì)算值與試驗(yàn)值的對(duì)比。顯然，空腔監(jiān)測(cè)點(diǎn)的頻譜曲線中存在幾個(gè)非常明顯的主頻，與圖3中所示內(nèi)容一致。此外，從圖4中還可以看出，所有的計(jì)算值和噪聲測(cè)點(diǎn)的聲壓級(jí)分布集中在155～180 dB之間，且上游聲壓級(jí)略低，而下游聲壓級(jí)略高。除了X/L=1處外，其他監(jiān)測(cè)點(diǎn)的計(jì)算值與試驗(yàn)值誤差在5 dB以內(nèi)，且試驗(yàn)值略高于計(jì)算值，這主要是由于風(fēng)洞噪聲試驗(yàn)存在一定的背景噪聲。而空腔底面的最大聲壓已經(jīng)高于170 dB，因此必須對(duì)腔體噪聲進(jìn)行控制。

3 氣簾噴流主動(dòng)控制

本文采用氣簾噴流主動(dòng)控制措施來抑制空腔噪聲。圖5和圖6分別為氣簾噴流發(fā)生器示意圖與計(jì)算網(wǎng)格示意圖。其中，Dsj為噴流縫隙，Lsj為噴流縫隙到彈艙前緣的距離。腔體幾何尺寸、計(jì)算條件和脈動(dòng)壓力監(jiān)測(cè)點(diǎn)位置與空腔驗(yàn)證計(jì)算保持一致。氣簾噴流壓力Pj與來流壓力p∞之比為

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圖5 氣簾噴流發(fā)生器示意圖Fig.5 Sketch of jet screen

圖6 腔體表面網(wǎng)格示意圖Fig.6 Sketch of grid on cavity surface

3.1 超聲速流動(dòng)氣簾控制

超聲速流動(dòng)氣簾的控制工況為馬赫數(shù)Ma=1.5，施加主動(dòng)控制前后的空腔對(duì)稱面馬赫數(shù)云圖分布如圖7所示。在加入主動(dòng)控制前，來流脫離空腔前緣后未觸及空腔底部便流出腔口；剪切層與空腔后壁碰撞，使空腔后部壓力急劇上升，誘發(fā)激波產(chǎn)生；一部分氣流隨激波繼續(xù)向下流動(dòng)，另一部分則反射回來在腔內(nèi)形成渦流，使腔內(nèi)中前部的低壓部分與后部高壓部分連通。氣體的流動(dòng)特性及腔內(nèi)存在的激波、膨脹波和循環(huán)流動(dòng)等復(fù)雜流動(dòng)環(huán)境會(huì)導(dǎo)致空腔后部發(fā)生顫振現(xiàn)象，從而產(chǎn)生噪聲，而噪聲傳播到空腔前緣部分后又會(huì)導(dǎo)致剪切層的分離，使以上循環(huán)過程再次發(fā)生。當(dāng)滿足一定的相位條件時(shí)，聲波的反饋循環(huán)形成，從而發(fā)生空腔內(nèi)的自持振蕩，使腔內(nèi)壓力條件發(fā)生劇烈變化，導(dǎo)致更為強(qiáng)大的噪聲環(huán)境，如圖7(a)所示。加入主動(dòng)控制之后，腔內(nèi)流動(dòng)變得平緩，氣簾噴流位于空腔前緣之前，射出的噴流破壞了原本穩(wěn)定的剪切層，從而改變了附面層內(nèi)部瑞流相干結(jié)構(gòu)。從圖7(b)中可以看出，來流剪切層跨過整個(gè)空腔，減弱了與空腔后壁撞擊形成的噪聲，從而有效地降低了噪點(diǎn)，達(dá)到了對(duì)空腔流動(dòng)實(shí)施控制的效果。

圖7 空腔對(duì)稱面馬赫數(shù)分布云圖Fig.7 Comparison of Mach contour in symmetry plane of cavity

圖8為空腔與帶氣簾噴流的渦量瞬時(shí)等值面，背景顏色代表流向速度。加入氣簾控制后，腔體特別是后緣處的渦結(jié)構(gòu)趨于簡(jiǎn)單，撞擊后緣的氣流減小，不穩(wěn)定剪切層被抬高，從而降低了艙體的氣動(dòng)噪聲。

圖8 渦量瞬時(shí)等值面Fig.8 Instantaneous streamwise vorticity isosurfaces

圖9為馬赫數(shù)Ma=1.5下氣簾控制加入前后，各監(jiān)測(cè)點(diǎn)總聲壓級(jí)的對(duì)比示意圖。從圖中可以看出，在加入氣簾控制后，腔體底部各點(diǎn)總聲壓級(jí)均降低了10 dB左右，噪聲抑制效果明顯，表明計(jì)算結(jié)果與分析一致。

圖10為原始空腔與帶氣簾控制在X/L=0.2、0.8這2個(gè)監(jiān)測(cè)點(diǎn)的聲壓頻譜曲線對(duì)比圖。從圖中可以看出，二者的變化趨勢(shì)基本相同，能量都集中在低頻區(qū)域；氣簾噴流的加入對(duì)艙體聲壓頻譜特性也產(chǎn)生了影響，使5 000 Hz頻率以下的噪聲都有所降低，特別是對(duì)艙體流激振蕩峰值頻率所對(duì)應(yīng)的噪聲有明顯的抑制效果。

圖9 原始與帶氣簾噴流空腔各監(jiān)測(cè)點(diǎn)聲壓級(jí)對(duì)比Fig.9 Comparison of cavity SPL distribution between original cavity and cavity with jet screen

圖10 原始與帶氣簾噴流空腔頻譜曲線對(duì)比Fig.10 Spectrum comparison between original cavity and cavity with jet screen

3.2 高超聲速流動(dòng)氣簾控制

3.2.1 高超聲速空腔噪聲計(jì)算方法驗(yàn)證

Batten提出的非線性噪聲求解方法的適用范圍為可壓縮理想氣體。馬赫數(shù)Ma=5時(shí)的真實(shí)氣體效應(yīng)很弱，實(shí)際上可以忽略不計(jì)，其流動(dòng)基本符合理想氣體的運(yùn)動(dòng)規(guī)律，因此，理論上可應(yīng)用非線性噪聲求解方法進(jìn)行計(jì)算。

由于國(guó)內(nèi)對(duì)于高超聲速空腔噪聲的研究起步較晚，相關(guān)試驗(yàn)數(shù)據(jù)較少，為了驗(yàn)證非線性噪聲求解方法對(duì)高超聲速空腔噪聲預(yù)測(cè)的精度，本節(jié)首先對(duì)Unalmis等[19]研究的空腔噪聲試驗(yàn)進(jìn)行了計(jì)算驗(yàn)證。其中，空腔的長(zhǎng)深比為L(zhǎng)/H=6、寬深比為W/H=3，Ma=5，選取的計(jì)算點(diǎn)位置與試驗(yàn)脈動(dòng)壓力監(jiān)測(cè)點(diǎn)RW7一致，具體位置如圖11所示。

圖11 壓力傳感器位置Fig.11 Location of pressure sensor

圖12為RW7處0.2～0.3 s的脈動(dòng)壓力P計(jì)算值。從圖中可以看出，在空腔后緣上部的RW7處，監(jiān)測(cè)壓力有強(qiáng)烈的脈動(dòng)現(xiàn)象發(fā)生。圖13為RW7處的聲壓頻譜計(jì)算值與試驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比。從圖中可以看出，在低頻段時(shí)，非線性噪聲求解方法的計(jì)算值與試驗(yàn)值吻合較好，能較準(zhǔn)確地預(yù)測(cè)出聲壓的頻譜特性；在高頻段時(shí)，計(jì)算值小于試驗(yàn)值，且隨著頻率的增加，二者之間的差距有逐步擴(kuò)大的趨勢(shì)。這主要是由以下2個(gè)原因造成：①由于計(jì)算時(shí)間步長(zhǎng)為5×10-5，根據(jù)奈奎斯特最大采樣頻率理論，計(jì)算結(jié)果中可以分辨的最大頻率為fmax=1/2T=104Hz，而fmax/2=5 000 Hz以內(nèi)的聲壓級(jí)結(jié)果更具有可信性，所以計(jì)算值與試驗(yàn)值相比，在5 000Hz處比在低頻時(shí)相差更大；而且隨著頻率的進(jìn)一步增大，誤差也會(huì)增大；②由于文獻(xiàn)未提供風(fēng)洞試驗(yàn)背景噪聲，在進(jìn)行計(jì)算時(shí)沒有將這部分考慮在內(nèi)，所以計(jì)算值會(huì)略低于試驗(yàn)值。

圖12 RW7處的脈動(dòng)壓力計(jì)算值Fig.12 Calculated values of RW7 oscillating pressure

圖13 RW7處的頻譜計(jì)算值與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比Fig.13 Comparison of spectrum between calculated values and experimental values

綜上所述，非線性噪聲求解方法能較好地預(yù)測(cè)Ma=5左右的空腔噪聲。因此，可將非線性超聲求解方法引入到脈動(dòng)壓力主動(dòng)控制效果評(píng)估中。

3.2.2 高超聲速空腔脈動(dòng)壓力氣簾控制

高超聲速流場(chǎng)的突出特點(diǎn)是存在強(qiáng)激波，加入氣簾控制后，流場(chǎng)中除激波之間的相互干擾外，還存在旋渦以及激波與旋渦的干擾，進(jìn)行數(shù)值模擬有一定難度。本節(jié)對(duì)高超聲速空腔流場(chǎng)中的噴流進(jìn)行了研究。圖14～圖17分別為噴口附近的流場(chǎng)流線圖、流場(chǎng)等密度線、流場(chǎng)等壓強(qiáng)線以及流場(chǎng)等馬赫數(shù)線的分布。從圖14～圖17中可以看出，自由來流受到噴流阻礙后產(chǎn)生分離形成分離區(qū)，區(qū)內(nèi)包含分離渦。噴口內(nèi)高壓氣體在噴口兩側(cè)產(chǎn)生很強(qiáng)的膨脹波，波系的相互干擾導(dǎo)致噴流過度膨脹產(chǎn)生馬赫盤。同時(shí)，由于噴流的作用，噴口前緣處產(chǎn)生了二次分離。

圖14 噴口附近流場(chǎng)流線圖Fig.14 Streamline near jet screen

圖15 噴口附近流場(chǎng)等密度線Fig.15 Isodensity lines near jet screen

圖16 噴口附近流場(chǎng)等壓強(qiáng)線Fig.16 Isobaric lines near jet screen

圖17 流場(chǎng)等馬赫數(shù)線Fig.17 Mach contour of cavity flow field

隨后，對(duì)高超聲速條件下的空腔脈動(dòng)壓力載荷及氣簾控制效果進(jìn)行了評(píng)估。圖18為2種高超聲速條件下的空腔與帶氣簾噴流計(jì)算仿真的湍動(dòng)能云圖。從圖中可以看出，在加入噴流控制后，艙體后緣附近的湍動(dòng)能明顯降低，說明后緣點(diǎn)附近脈動(dòng)壓力減小。

圖18 空腔對(duì)稱面湍流動(dòng)能云圖Fig.18 Turbulence kinetic energy contours in symmetry plane of cavity

圖19為加入氣簾控制前后的空腔后緣點(diǎn)上壓力隨時(shí)間變化的曲線圖(V為來流速度)。顯然，加入氣簾控制之后，壓力降低9%左右，主動(dòng)控制效果明顯。

圖19 原始與帶氣簾噴流空腔后緣點(diǎn)的壓力脈動(dòng)變化Fig.19 Comparison of dynamic load on rear wall between original cavity and cavity with jet screen

4 結(jié) 論

1) 基于非線性噪聲求解方法，對(duì)三維空腔在超聲速和高超聲速條件下進(jìn)行了噪聲預(yù)測(cè)。通過與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比，非線性噪聲求解方法能夠準(zhǔn)確預(yù)測(cè)出空腔噪聲聲壓級(jí)，同時(shí)極大地減小了計(jì)算量。在現(xiàn)有計(jì)算條件下，與LES或DES等方法相比，具有更廣闊的應(yīng)用前景。

2) 氣簾噴流主動(dòng)控制對(duì)高速飛行器的空腔噪聲抑制具有明顯作用。超聲速條件下，采用氣簾噴流主動(dòng)控制后，空腔聲壓頻譜曲線的趨勢(shì)與不加控制時(shí)基本一致，但是聲壓峰值明顯降低，各預(yù)測(cè)點(diǎn)總聲壓級(jí)降低10 dB左右。高超聲速條件下，采用氣簾噴流主動(dòng)控制后，脈動(dòng)壓力降低9%左右。

3) 在實(shí)際工程應(yīng)用中，主動(dòng)控制措施與本文模擬的氣簾噴流還有區(qū)別。后續(xù)將在此基礎(chǔ)上進(jìn)一步細(xì)化主動(dòng)控制研究，對(duì)非線性噪聲求解方法進(jìn)行更為深入的探索，使其更好地應(yīng)用于高超聲速飛行器空腔噪聲研究。

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Tel： 025-84896031

E-mail： tongw@nuaa.edu.cn

張杰 男，博士，工程師。主要研究方向： 計(jì)算氣動(dòng)聲學(xué)。

E-mail： jerry.zhang@visionstrategy.com.cn

*Corresponding author. Tel.： 025-84896031 E-mail: tongw@nuaa.edu.cn

Active control and nonlinear numerical simulation for oscillating pressure of high-speed aircraft cavity

WANG Yiding1,2, Guo Liang1,2, TONG Mingbo1,*, Zhang Jie3

1.CollegeofAerospaceEngineering,NanjingUniversityofAeronauticsandAstronautics,Nanjing210016,China2.ChengduAircraftDesignandResearchInstitute,Chengdu610091,China3.BeijingYinjingTechnologyCo.,Ltd.，Beijing100107，China

Prediction of oscillating pressure is a key technology for the weapon bay of high-speed aircraft cavity. Nonlinear numerical simulation is proposed as a new method to analyze noise recently. In order to evaluate the prediction performance of cavity noise, nonlinear numerical simulation solver is combined with Reynolds-averaged Navier-Stokes(RANS) equation. Firstly, the flow field around cavity is solved by RANS, and the average solution of initial turbulent statistics is obtained which contains the basic characteristics of average flow field and statistics description of turbulence fluctuation. After that, noise source is refactored and the spreading of pressure fluctuation is simulated precisely by the nonlinear acoustics solution. According to the comparison of the cavity noise calculation and experimental results underMa= 1.5 andMa= 5, it indicates that nonlinear numerical solution is able to well predict cavity flow noise at high speed. Based on that, the contribution to noise suppression made by active control such as adding jet screen at the leading edge of cavity underMa= 1.5 andMa= 5 is investigated. It is found that jet screen is suitable for suppression of oscillating pressure under supersonic condition as well as in hypersonic state.

oscillating; nonlinear; cavity; turbulence; active control

2014-07-02； Revised： 2014-09-10； Accepted： 2014-10-08； Published online： 2014-10-23 15:45

Aeronautical Science Foundation of China (2012ZC52035)

2014-07-02; 退修日期： 2014-09-10; 錄用日期： 2014-10-08; 網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間： 2014-10-23 15：45

www.cnki.net/kcms/detail/10.7527/S1000-6893.2014.0277.html

航空科學(xué)基金(2012ZC52035)

Wang Y D, Guo L, Tong M B, et al. Active control and nonlinear numerical simulation for oscillating pressure of high-speed aircraft cavity[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2015, 36(1): 213-222. 王一丁， 郭亮， 童明波， 等． 高速飛行器空腔脈動(dòng)壓力主動(dòng)控制與非線性數(shù)值模擬[J]．航空學(xué)報(bào), 2015, 36(1): 213-222

http://hkxb.buaa.edu.cn hkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2014.0277

V211.3

A

1000-6893(2015)01-0213-10

王一丁 男，博士研究生。主要研究方向： 計(jì)算氣動(dòng)聲學(xué)，噪聲控制。

E-mail： wyding127@163.com

郭亮 男，博士研究生，工程師。主要研究方向： 飛機(jī)氣動(dòng)綜合設(shè)計(jì)。

E-mail： brightgl@hotmail.com

童明波 男，博士，教授，博士生導(dǎo)師。主要研究方向： 飛行器總體設(shè)計(jì)。

*通訊作者.Tel.： 025-84896031 E-mail: tongw@nuaa.edu.cn

URL： www.cnki.net/kcms/detail/10.7527/S1000-6893.2014.0277.html