剪切層形態(tài)對(duì)開式空腔氣動(dòng)噪聲的抑制

剪切層形態(tài)對(duì)開式空腔氣動(dòng)噪聲的抑制

余培汛1，白俊強(qiáng)1，郭博智2，韓嘯1，韓珊珊1

(1.西北工業(yè)大學(xué)航空學(xué)院，西安710072； 2. 中國(guó)商用飛機(jī)公司上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所，上海200233)

摘要：如何抑制開式空腔內(nèi)的氣動(dòng)噪聲是航空研究領(lǐng)域的一個(gè)研究熱點(diǎn)。采用非線性擾動(dòng)方程和基于雷諾平均NS方程的湍流人工重構(gòu)方法對(duì)空腔標(biāo)模進(jìn)行數(shù)值模擬，通過與風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)的對(duì)比，驗(yàn)證了該計(jì)算方法的可靠性?；诖?，在空腔前緣上方采用不同幾何形狀的柵板措施，以此來(lái)改變空腔前緣的剪切層形態(tài)，對(duì)比分析其對(duì)空腔湍動(dòng)能、速度型、聲源、聲壓級(jí)分布及壓力脈動(dòng)頻譜特性的影響，分析可得：僅改變剪切層的方向和強(qiáng)度并不能降低空腔中的聲源強(qiáng)度，還需通過改變剪切層的穩(wěn)定性來(lái)影響空腔中聲源的分布及強(qiáng)弱，這樣才能有效降低流激振蕩效果。研究結(jié)果表明：采用被動(dòng)控制措施改變剪切層形態(tài)能有效抑制空腔中的氣動(dòng)噪聲，其具備一定的工程應(yīng)用價(jià)值。

關(guān)鍵詞：氣動(dòng)噪聲；數(shù)值模擬；實(shí)驗(yàn)；計(jì)算模型；非線性擾動(dòng)方程；湍流人工重構(gòu)；剪切層

中圖分類號(hào):V211.3；V211.4文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A

基金項(xiàng)目：天津市自然科學(xué)基金重點(diǎn)項(xiàng)目(11JCZDJC25400)

收稿日期：2013-10-09修改稿收到日期：2013-12-04

Suppressionofaerodynamicnoisebyalteringtheformofshearlayerinopencavity

YU Pei-xun1,BAIJun-qiang1,GUOBo-zhi2,HANXiao1,HANShan-shan1(1.NorthwesternPolytechnicUniversity,Xi’an710072,China；2.ShanghaiAircraftDesign&ResearchInstitute,Shanghai200233,China)

Abstract:The suppresion of aerodynamic noise in open cavities is an important problem in aeronautical applications. The acoustic field of a standard cavity model was simulated by using the non-linear disturbance equations and synthetic reconstruction of turbulence based on the RANS equation. The reliability of the method was validated by comparing its result with the experimental data. Based on this, the impact of passive control measures of baffles on cavity turbulent kinetic energy, velocity profile, sound source distribution, pulsating pressure distribution and spectrum characters were analyzed. The analysis indicates that, the strength of the sound source cannot be reduced only by altering the direction or intensity of the shear layer. In order to reduce the flow oscillation effect, the maintaining of the stability of shear layer is also required to influence the distribution and strength of turbulent kinetic energy and sound source. The results show that the passive control measures can effectively decrease the cavity aerodynamic noise.

Keywords:aeroacoustics;computersimulation;experiments;computergeometry;non-lineardisturbanceequations;syntheticreconstructionofturbulence;shearlayer

內(nèi)埋武器是先進(jìn)飛行器武器攜帶的發(fā)展趨勢(shì)。然而在高速氣流下，內(nèi)埋武器艙內(nèi)流動(dòng)極復(fù)雜，艙內(nèi)存在流動(dòng)分離、剪切層不穩(wěn)定、渦生成、發(fā)展與脫落、膨脹波/激波、激波/邊界層相互干擾等，誘發(fā)的艙內(nèi)壓力劇烈脈動(dòng)、流激振蕩和強(qiáng)烈噪聲，這將足以破壞空腔的內(nèi)部元件，影響飛行器的安全起降以及導(dǎo)彈的準(zhǔn)確發(fā)射。因此，了解空腔氣動(dòng)聲學(xué)特性影響因素，探索空腔噪聲抑制方法，對(duì)先進(jìn)飛行器發(fā)展有著重要的作用。

自20世紀(jì)60年代以來(lái)，國(guó)外學(xué)者對(duì)空腔流激振蕩和噪聲產(chǎn)生機(jī)理進(jìn)行了相關(guān)研究。如Dix等[1]利用風(fēng)洞試驗(yàn)和數(shù)值模擬方法對(duì)空腔內(nèi)存在嚴(yán)重的壓力脈動(dòng)，氣流從空腔前緣分離，導(dǎo)致剪切層形成、引起渦脫落與后壁碰撞，反饋聲波引起腔內(nèi)流動(dòng)自激振蕩，誘發(fā)噪聲，其數(shù)值模擬和風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果吻合較好。Pereira等[2]對(duì)空腔流動(dòng)不穩(wěn)定性和腔內(nèi)流激振蕩形成機(jī)理進(jìn)行探討，研究表明空腔內(nèi)存在較為嚴(yán)重的流動(dòng)振蕩，并且剪切層不穩(wěn)定性對(duì)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)有重要影響。英國(guó)南安普敦大學(xué)Zhang等[3]指出空腔上方形成的剪切層不穩(wěn)定是誘發(fā)空腔振蕩的直接原因，另外，剪切層與腔內(nèi)流動(dòng)相互作用是導(dǎo)致腔內(nèi)產(chǎn)生強(qiáng)烈噪聲的源泉。

隨著對(duì)空腔噪聲產(chǎn)生機(jī)理的深入了解，近年來(lái)人們開始對(duì)抑制空腔流場(chǎng)氣動(dòng)噪聲的主動(dòng)、被動(dòng)控制方法進(jìn)行了大量研究，得到許多改善彈艙流場(chǎng)特性的方法。Ukeiley等[4]利用在空腔前緣添加立齒的方法對(duì)空腔流動(dòng)進(jìn)行控制，結(jié)果表明僅將空腔前緣邊界層太高并不能很好地降低腔內(nèi)噪聲；在空腔前緣邊界層內(nèi)懸掛細(xì)圓桿的方法能夠減弱腔內(nèi)壓力脈動(dòng)幅值，對(duì)流動(dòng)振蕩減弱有利。Williams等[5]將空腔后壁改型成階梯狀，讓空腔后壁成一個(gè)傾斜角或者使后部直角倒圓弧來(lái)修正后壁端面，通過減弱因剪切層與后壁碰撞產(chǎn)生的擾動(dòng)聲波幅值來(lái)抑制空腔噪聲,但該方法破壞了原本空腔的結(jié)構(gòu)，不利于工程應(yīng)用。NZhang等[6]采用微射流方式對(duì)空腔噪聲進(jìn)行了抑制，結(jié)果表明超聲速條件下這種方法改善了空腔上方剪切層的不穩(wěn)定性，對(duì)空腔噪聲有一定的抑制效果。而國(guó)內(nèi)在空腔噪聲抑制方面的數(shù)值模擬研究工作相對(duì)較少，主要有賴煥新等[7]采用數(shù)值模擬對(duì)多孔板抑制空腔噪聲進(jìn)行驗(yàn)證研究，結(jié)果表明這種方法有效抑制了空腔的噪聲。楊黨國(guó)等[8]研究了零質(zhì)量射流對(duì)開式空腔噪聲的抑制效果，研究結(jié)果表明，在跨音速下采用的措施對(duì)空腔氣動(dòng)噪聲有一定的抑制效果，而在超音速下幾乎無(wú)抑制效果。吳繼飛等[9]采用了彈艙前緣懸掛細(xì)金屬條的方法對(duì)彈艙流場(chǎng)進(jìn)行控制，該措施能有效降低艙內(nèi)的靜態(tài)壓力梯度，在一定程度上抑制艙內(nèi)的氣動(dòng)噪聲。

由于被動(dòng)控制措施結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，方便安裝、可靠性強(qiáng)等優(yōu)點(diǎn)，一直是國(guó)際上的一個(gè)研究熱點(diǎn)。本文采用在空腔前緣安裝不同幾何形狀的柵板這種被動(dòng)措施來(lái)改變空腔上方的剪切層穩(wěn)定性，研究其對(duì)空腔流場(chǎng)結(jié)構(gòu)、聲源分布等影響。研究結(jié)果可為武器艙氣動(dòng)噪聲的抑制提供參考依據(jù)，對(duì)先進(jìn)飛行器內(nèi)埋武器艙聲學(xué)相關(guān)難題的解決具有重大的理論和現(xiàn)實(shí)意義。

1數(shù)值模擬方法

1.1控制方程

控制方程為可壓縮粘性雷諾平均方程(RANS)，湍流模型為k-ε模型。為了提高計(jì)算效率，本文采用了多重網(wǎng)格，并行計(jì)算技術(shù)。控制方程如下：

(1)

式中Q為守恒變量，F(xiàn)(Q)為無(wú)粘通量項(xiàng)，G(Q)為粘性通量項(xiàng)。

1.2湍流人工重構(gòu)

在獲得RANS方程計(jì)算得到的湍流統(tǒng)計(jì)結(jié)果上通過湍流人工重構(gòu)方法產(chǎn)生擾動(dòng)速度場(chǎng)。Kraichnan[10]提出了采用Fourier模式疊加描述時(shí)間空間關(guān)系，但該的缺點(diǎn)是只能用于靜止的各向同性湍流。后期，Smirnov等[11]將Kraichnan方法成功應(yīng)用于各向異性湍流中，提出了基于雷諾應(yīng)力張量相似變換的張量尺度概念。在此基礎(chǔ)上，Batten等對(duì)張量尺度進(jìn)行簡(jiǎn)化處理，避免了計(jì)算相似變換的過程。本文采用了Batten所提出的方法，湍流擾動(dòng)速度可寫為：

(2)

1.3非線性擾動(dòng)方程

一般情況下，聲學(xué)脈動(dòng)相比流場(chǎng)的宏觀變化尺度(如渦結(jié)構(gòu)、邊界層結(jié)構(gòu))而言，在量級(jí)上有著巨大的差別。如果采用直接數(shù)值模擬研究氣動(dòng)聲學(xué)問題，則需要尺度跨度極大的流場(chǎng)細(xì)節(jié)，遠(yuǎn)大于湍流的直接數(shù)值模擬，這即使在計(jì)算機(jī)高度發(fā)展的今天也還是幾乎不可能完成的事情。因而，學(xué)術(shù)研究和工程應(yīng)用界都采用解耦方法來(lái)求解氣動(dòng)聲學(xué)問題。

本文采用了Batten在2002年提出的非線性聲學(xué)求解方法(NLAS)求解近場(chǎng)非線性聲學(xué)問題。NLAS[13-14]比LEE包含了更多的非線性項(xiàng)，這種方法可以在較少的聲學(xué)網(wǎng)格上進(jìn)行，大大降低了CAA對(duì)計(jì)算資源的需求。它可由完整的非定常NS方程推導(dǎo)而來(lái)。將NS方程中的每個(gè)原始變量分解為統(tǒng)計(jì)平均量和隨機(jī)擾動(dòng)量，對(duì)擾動(dòng)量和平均量重組，得到非線性擾動(dòng)方程：

(3)

忽略密度擾動(dòng)并對(duì)方程兩邊進(jìn)行時(shí)間平均，可消去密度擾動(dòng)相關(guān)項(xiàng)和線性擾動(dòng)通量項(xiàng)，得：

(4)

其中:

從式(4)可以看出，其對(duì)應(yīng)的雷諾應(yīng)力張量和熱通量，在求解擾動(dòng)方程前需要通過RANS計(jì)算結(jié)果獲得。而未求解尺度的影響則可通過1.2節(jié)中的湍流人工重構(gòu)方法獲得。

2計(jì)算方法可靠性驗(yàn)證

為了保證后續(xù)控制措施對(duì)空腔壓力脈動(dòng)的抑制效果研究具有可靠性，本文首先對(duì)空腔噪聲的預(yù)測(cè)方法進(jìn)行了驗(yàn)證。采用了武器艙空腔標(biāo)模M219為計(jì)算模型，其實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)[15]來(lái)自于ARA風(fēng)洞。該空腔模型的幾何形狀如圖1所示：長(zhǎng)L=50.8cm，深D=12.7cm，寬W=12.7cm，其長(zhǎng)深比為5，屬于典型的開式空腔；空腔底部的監(jiān)測(cè)點(diǎn)分布情況如圖2所示：從空腔前緣底部到后壁底部中心虛線上，布置了10個(gè)監(jiān)測(cè)點(diǎn)，分別命名為Kulite20到Kulite29。風(fēng)洞試驗(yàn)狀態(tài)為：來(lái)流馬赫數(shù)Ma=0.85，總溫為T0=305.06k，總壓P0=99 612.06Pa，單位尺度雷諾數(shù)為Re=13.46e+6，采樣頻率為6 000Hz。本文的計(jì)算模型、計(jì)算狀態(tài)及采樣頻率與風(fēng)洞試驗(yàn)一致，計(jì)算時(shí)間步長(zhǎng)為8.33e-5s，其采樣步長(zhǎng)均為4 096?？涨粯?biāo)模及第三節(jié)中模型的計(jì)算坐標(biāo)均與圖2中坐標(biāo)相同。計(jì)算時(shí)所采用的邊界條件：物體表面為無(wú)滑移邊界條件；遠(yuǎn)場(chǎng)最外面的三層網(wǎng)格單元為阻尼邊界，模擬無(wú)限遠(yuǎn)邊界條件，抑制聲波在遠(yuǎn)場(chǎng)邊界的反射。

圖3為空腔底部中心剖面監(jiān)測(cè)點(diǎn)處的壓力脈動(dòng)均方根(Prms)分布曲線圖。實(shí)線為風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)(EXP)[15]，虛線為本文計(jì)算結(jié)果(NLAS)，虛線為L(zhǎng)ES計(jì)算結(jié)果(來(lái)自參考文獻(xiàn)[16])。從圖中整體趨勢(shì)可以看出：前壁到空腔中部，這一區(qū)域的壓力脈動(dòng)變化趨于平緩，從中部到后壁這段區(qū)域Prms值增長(zhǎng)迅速。這主要是由于氣流流經(jīng)腔前緣處壓縮形成壓縮波，氣流未深入腔內(nèi)部觸及腔底面，在腔上方形成的剪切層直接跨過腔中部，故腔前部和中部分離現(xiàn)象不嚴(yán)重；剪切層與腔后壁碰撞，產(chǎn)生強(qiáng)烈的壓縮波，誘導(dǎo)激波產(chǎn)生分離，導(dǎo)致后壁處壓力脈動(dòng)明顯。另外通過對(duì)比可知，NLAS計(jì)算的結(jié)果與實(shí)驗(yàn)值吻合的較好，較好的驗(yàn)證了本文的計(jì)算結(jié)果。

圖2　M219模型空腔底部監(jiān)測(cè)點(diǎn)分布 Fig.2 Points distribution on cavity floor

圖3　壓力脈動(dòng)均方根曲線圖 Fig.3 Root mean square of sound pressure in the middle profile of cavity

圖4　三個(gè)監(jiān)測(cè)點(diǎn)的壓力脈動(dòng)曲線 Fig.4 Time histories ofsound pressure at three points

圖5　三個(gè)監(jiān)測(cè)點(diǎn)的聲壓級(jí)頻譜特性 Fig.5 Sound pressure level spectrum at locations, K20,K25,K29,on cavity floor

圖6　一個(gè)周期T內(nèi)的瞬時(shí)渦量云圖 Fig.6 Instantaneous vorticity contour of one period

3空腔噪聲發(fā)聲機(jī)理

為了更有針對(duì)性的研究空腔噪聲控制措施，本節(jié)以二維M219空腔模型為基礎(chǔ)，分析其流動(dòng)特性和流場(chǎng)結(jié)構(gòu)，研究對(duì)應(yīng)的流動(dòng)發(fā)聲機(jī)理以及聲傳播過程的特點(diǎn)。

由上述發(fā)聲機(jī)理可知，若要有效降低空腔中氣動(dòng)噪聲，需改變剪切層形態(tài)，降低剪切層與后壁的碰撞程度。

4剪切層形態(tài)對(duì)空腔噪聲抑制效果

基于上述部分對(duì)計(jì)算方法可靠性的驗(yàn)證及空腔發(fā)聲機(jī)理的研究，本節(jié)探討了一種被動(dòng)控制措施(柵板)，通過改變剪切層形態(tài)(這里包括剪切層的方向及穩(wěn)定性)對(duì)空腔噪聲的抑制效果。

圖7為本文的計(jì)算模型(原始構(gòu)型及減噪構(gòu)型)，其中基準(zhǔn)構(gòu)型(Original)的空腔長(zhǎng)寬深比為5∶1∶1，空腔中總共分布了200個(gè)監(jiān)測(cè)點(diǎn)(5個(gè)剖面位置上各有5條線，分別命名為A(1)…A(5),B(1)...B(5),C(1)…C(5),D(1)…D(5),每條線上均勻分布10個(gè)監(jiān)測(cè)點(diǎn))。本文所采用的基準(zhǔn)構(gòu)型是在M219空腔標(biāo)模的基礎(chǔ)上兩側(cè)加入了艙門。Case1，Case2，Case3構(gòu)型分別為三種減噪構(gòu)型，其中Case1構(gòu)型的柵板位于空腔前緣上方，與空腔前緣無(wú)縫隙連接，該柵板高度0.01m；Case2構(gòu)型的柵板也位于空腔前緣上方，其與空腔前緣存在縫隙，縫隙高度0.015m，柵板高度0.01m；Case3構(gòu)型的柵板同樣位于空腔前緣上方，其與前緣的縫隙高度為0.015m，自身高度為0.015m。但Case3構(gòu)型中柵板自身開縫，其中開縫寬度總和為0.005m，即該柵板的實(shí)際高度也為0.01m。來(lái)流方向如圖7所示。

圖7　計(jì)算模型 Fig.7 Schematic of calculation model

圖8　計(jì)算網(wǎng)格示意圖 Fig.8 Topology of computational mesh

圖9　 分布云圖y + Fig.9 Distribution of y +

為了更方便的對(duì)比分析不同幾何形狀的柵板對(duì)湍動(dòng)能大小及位置的影響，文中截取了空腔中間剖面沿流向的3個(gè)不同站位處的湍動(dòng)能，分別為X/L=0.05、0.5、0.95，如圖11所示。通過對(duì)湍動(dòng)能大小及位置的分析可初步得出不同減噪構(gòu)型對(duì)剪切層方向及穩(wěn)定性的影響。下面通過對(duì)比分析可得出以下結(jié)論。①相對(duì)于Original構(gòu)型，各減噪構(gòu)型其湍動(dòng)能峰值所處的z方向位置更高。由此可知，各減噪構(gòu)型由于柵板的存在改變了剪切層方向，有效抬高了剪切層，這可有效降低剪切層與后壁碰撞的程度。②隨著湍動(dòng)能沿x方向的發(fā)展，Case2、Case3構(gòu)型的湍動(dòng)能峰值由多峰值發(fā)展成單峰值，說明柵板上下兩股剪切層逐漸匯聚在一起。③Original、Case1構(gòu)型其湍動(dòng)能強(qiáng)度隨著x方向發(fā)展變強(qiáng)，說明這兩種構(gòu)型的湍流脈動(dòng)很強(qiáng)，分離現(xiàn)象嚴(yán)重，剪切層的不穩(wěn)定現(xiàn)象沒有得到有效控制。而Case2、Case3構(gòu)型與其相反，隨x方向發(fā)展逐漸減弱。④Case1構(gòu)型在95%截面可以看出，雖然湍動(dòng)能峰值的位置更偏離空腔，但位于z<0位置其湍動(dòng)能強(qiáng)度幾乎都大于Original構(gòu)型。說明Case1構(gòu)型的剪切層強(qiáng)度在該位置要強(qiáng)于Original構(gòu)型。

圖10　空腔中間剖面湍動(dòng)能分布圖 Fig.10 Distribution of turbulent kinetic energy in the middle profile of cavity

圖11　空腔中間剖面x/L=5%、50%、95%站位處湍動(dòng)能曲線圖 Fig.11 Curves of the turbulent kinetic energy at different (x/L=5%、50%、95%) profiles

從各剖面速度型的角度更進(jìn)一步分析不同減噪構(gòu)型的剪切層穩(wěn)定性。圖12、圖13分別為空腔中間剖面x/L=2%、20%、40%、60%、80%、98%站位處流向速度型和法向速度型曲線圖，其中位于Line1和Line2之間的區(qū)域正好是控制措施作用的主要區(qū)域段。從圖中可以看出：①Original構(gòu)型在x/L=2%站位時(shí)，從Line1附近的速度型可以看出，該位置已經(jīng)出現(xiàn)了分離渦，這主要是由空腔前緣脫落形成的。分離渦在向下游的發(fā)展過程中，分離區(qū)域逐漸變大，且逐漸沿x正方向和z負(fù)方向發(fā)展，迫使剪切層不穩(wěn)定發(fā)展。直到x/L=98%站位處，剪切層及分離渦與后壁發(fā)生，導(dǎo)致這一區(qū)域法向速度型的形態(tài)與前面站位處相反。②對(duì)于Case1構(gòu)型，其速度型發(fā)展趨勢(shì)與Original構(gòu)型一樣，只不過其分離渦的位置更偏離空腔，但其剪切層及分離渦與后壁碰撞的強(qiáng)度卻比Original構(gòu)型更強(qiáng)。③Case2構(gòu)型在x/L=2%站位時(shí)，從Line1和Line2區(qū)域之間的速度型可以看出，柵板背風(fēng)區(qū)出現(xiàn)強(qiáng)分離渦，柵板上下兩端有強(qiáng)的剪切效果。沿著x方向發(fā)展，分離渦逐漸耗散，且Line1和Line2區(qū)域之間z方向的速度趨于穩(wěn)定，即可知該構(gòu)型的剪切層相對(duì)于Original構(gòu)型更加穩(wěn)定發(fā)展。直到x/L=98%站位處，剪切層誘導(dǎo)出的少量分離渦與后壁發(fā)生碰撞，導(dǎo)致z<0區(qū)域的法向速度型形態(tài)與前面站位處相反。④Case3構(gòu)型剪切層的發(fā)展趨勢(shì)與Case2構(gòu)型一致，只是其更加穩(wěn)定，誘導(dǎo)出的分離渦與后壁的碰撞量更少。

圖12　空腔中間剖面x/L=2%、20%、40%、60%、80%、98%站位處流向速度型曲線圖 Fig.12 Curves of the x velocity at different (x/L= x/L=2%、20%、40%、60%、80%、98%) profiles

圖13　空腔中間剖面x/L=2%、20%、40%、60%、80%、98%站位處法向速度型曲線圖 Fig.13 Curves of the z velocity at different (x/L= x/L=2%、20%、40%、60%、80%、98%) profiles

圖14　不同構(gòu)型Lamb Vector的模大小 Fig.14 Magnitude of Lamb vector of different configurations

圖14為不同構(gòu)型時(shí)均情況下的LambVector的模型大小對(duì)比圖，其中LambVector=U×Ω，即速度叉乘渦量，它同樣能反映聲源的大小。結(jié)合上述的分析結(jié)論由圖分析可得：①Original構(gòu)型的剪切層在來(lái)流作用下，空腔前緣發(fā)生分離，分離渦與空腔后壁發(fā)生碰撞，以致空腔中后部成為主要的聲源區(qū)，這一現(xiàn)象與圖10的分析是保持一致的；②對(duì)于Case1構(gòu)型來(lái)說，由于柵板與空腔前緣無(wú)縫連接，其剪切層的發(fā)展趨勢(shì)與Original構(gòu)型一樣。結(jié)合圖11、12分析可知，在來(lái)流的作用下，Case1構(gòu)型的剪切層在空腔前緣發(fā)生分離，雖然該構(gòu)型相對(duì)Original構(gòu)型剪切層偏離空腔的程度更大，但其強(qiáng)度也更強(qiáng)，當(dāng)柵板上方發(fā)生分離，剪切層不穩(wěn)定時(shí)，剪切層及分離渦與后壁的碰撞將會(huì)更加強(qiáng)烈，為此圖中顯示出該構(gòu)型后壁區(qū)域Lamb矢量更大。③Case2、Case3兩構(gòu)型的柵板與前緣的縫隙高度相同，而柵板自身的幾何形狀不同，其產(chǎn)生的Lamb矢量大小及位置也有區(qū)別。這主要是由于柵板的幾何變化引起。而Case3構(gòu)型相對(duì)于Case2構(gòu)型來(lái)說

剪切層更穩(wěn)定，且偏離空腔越遠(yuǎn)，剪切層誘導(dǎo)的分離渦與后壁的碰撞越小。

通過對(duì)比分析了各構(gòu)型的湍動(dòng)能分布、速度型分布及Lamb矢量模的大小，得出了各構(gòu)型對(duì)剪切層方向及穩(wěn)定性的影響，接下來(lái)將從聲壓級(jí)分布及聲壓頻譜曲線進(jìn)行闡述分析。

圖15　各剖面位置處的聲壓級(jí)曲線圖 Fig.15 Distributions of BISPL in cavity

圖16　空腔底部中心線上監(jiān)測(cè)點(diǎn)處的聲壓級(jí)頻譜特性曲線 Fig.16 Distributions of sound pressure spectrum at all points of cavity floor

通過對(duì)比分析各構(gòu)型的BISPL分布，可得出以下幾點(diǎn)結(jié)論：①對(duì)于任意一種構(gòu)型來(lái)說，對(duì)比同一剖面的BISPL值，如A(1)、B(1)、C(1)、D(1)直線上監(jiān)測(cè)點(diǎn)，可看出空腔后壁附近的BISPL值高于空腔其它位置的BISPL值。這與剪切層方向與穩(wěn)定性的發(fā)展，及其與后壁碰撞后形成的反饋回路相關(guān)。②Case1構(gòu)型相對(duì)于Original構(gòu)型的BISPL值更大，這主要是由于該構(gòu)型的剪切層強(qiáng)度更大及剪切層不穩(wěn)定造成的。③對(duì)比Case2及Case3構(gòu)型，Case3的降噪效果要優(yōu)于Case2。導(dǎo)致這一現(xiàn)象的主要原因是：由于Case3構(gòu)型的柵板自身縫隙的存在，一方面有效抬高了柵板的高度，導(dǎo)致柵板上方的剪切層偏離空腔的程度更大，也在一定程度上減少了剪切層與后壁的碰撞；另一方面由前面的速度型可以看出，Case3構(gòu)型的剪切層相對(duì)于Case2構(gòu)型的剪切層更穩(wěn)定，分離渦更少，與后壁的碰撞量更小。④總的來(lái)說，Case3構(gòu)型的BISPL降低效果最優(yōu)。

圖16為空腔底部中心線上監(jiān)測(cè)點(diǎn)處的聲壓頻譜特性曲面圖，其監(jiān)測(cè)點(diǎn)的位置與驗(yàn)證算例中的監(jiān)測(cè)點(diǎn)位置一致。從圖中可以看出：Case2、Case3構(gòu)型相對(duì)于Original構(gòu)型來(lái)說，均能有效的抑制空腔壓力脈動(dòng)。其中Case3構(gòu)型的聲壓級(jí)峰值降低的幅值達(dá)到15dB左右。

5結(jié)論

本文通過數(shù)值模擬，以未加控制措施構(gòu)型為基準(zhǔn)，比較了不同柵板構(gòu)型對(duì)空腔氣動(dòng)噪聲的影響，得到以下結(jié)論：

(1)通過對(duì)比分析三維空腔M219標(biāo)模的數(shù)值模擬結(jié)果與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果及國(guó)外學(xué)者的計(jì)算結(jié)果，可以看出：本文所采用非線性擾動(dòng)方程和基于雷諾平均NS方程的湍流人工重構(gòu)方法，能準(zhǔn)確的捕捉流場(chǎng)結(jié)構(gòu)特點(diǎn)及計(jì)算脈動(dòng)壓力的頻譜特性，其不同模態(tài)的峰值及頻率也能很好的吻合實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)和Rossiter經(jīng)驗(yàn)關(guān)系式的計(jì)算結(jié)果。

(2)本文所采用的被動(dòng)控制措施能有效降低空腔的氣動(dòng)噪聲，其中Case3的減噪效果最佳。

(3)空腔的降噪效果與剪切層的穩(wěn)定性和方向有著直接的關(guān)系。剪切層的穩(wěn)定性能有效控制分離渦的發(fā)展，減少與后壁碰撞的激烈程度；剪切層方向的改變能有效降低剪切層與后壁的碰撞程度。

綜合考慮了柵板形狀對(duì)剪切層方向及穩(wěn)定性的影響可以發(fā)現(xiàn)，本文采用的這種被動(dòng)控制措施能有效降低空腔內(nèi)的氣動(dòng)噪聲，可用于實(shí)際的工程應(yīng)用中。

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第一作者馮文周男，博士生，工程師，1983年生

通信作者曹樹謙男，教授，博士生導(dǎo)師，1964年生