基于前緣邊界層擾動的空腔壓力脈動抑制研究

陶 洋，吳繼飛，徐來武，蔣為民

基于前緣邊界層擾動的空腔壓力脈動抑制研究

陶 洋＊，吳繼飛，徐來武，蔣為民

（中國空氣動力研究與發(fā)展中心高速空氣動力研究所，四川綿陽 621000）

武器內(nèi)埋是實現(xiàn)戰(zhàn)斗機超聲速巡航、低可探測性（隱身）等先進(jìn)技術(shù)指標(biāo)的關(guān)鍵氣動布局措施之一。腔內(nèi)流場結(jié)構(gòu)復(fù)雜，在一定條件下存在嚴(yán)重壓力脈動，誘發(fā)強烈噪聲，聲壓級（SPL）甚至可高達(dá)170dB，可能造成結(jié)構(gòu)與內(nèi)部元器件的破壞，因此空腔噪聲與抑制方法成為研究熱點之一。為此，對亞、跨聲速流動條件（Ma＝0.6、0.95和1.2）下有、無斜劈（ramps）時過渡式空腔（長深比L／D＝4）氣動聲學(xué)特性開展了風(fēng)洞試驗研究，通過綜合對比分析空腔底面中心線上的聲壓級分布和不同測點的聲壓頻譜（SPFS）特性，探討了斜劈對空腔氣動噪聲的抑制效果。研究結(jié)果表明，在亞、跨聲速條件下，采用前緣斜劈對空腔內(nèi)噪聲有一定抑制效果，使得空腔后部區(qū)域聲壓級降低幅度比前部區(qū)域大，同時對空腔前壁以及后壁噪聲也有抑制效果，部分典型測點聲壓頻譜曲線上的能量尖峰基本全部被削平，這表明空腔流場已不存在產(chǎn)生自持振蕩的流動機制。

空腔；斜劈；氣動噪聲；抑制方法；聲壓級；聲壓頻譜

0 引 言

武器內(nèi)埋是實現(xiàn)戰(zhàn)斗機超聲速巡航、低可探測性（隱身）等先進(jìn)技術(shù)指標(biāo)的關(guān)鍵氣動布局措施之一［1－3］。同時，根據(jù)文獻(xiàn)，武器內(nèi)埋又帶來2個關(guān)鍵氣動問題需要解決：一個是強脈動壓力載荷問題［4－5］，當(dāng)壓力脈動頻率接近空腔結(jié)構(gòu)、發(fā)射裝置和內(nèi)埋武器固有頻率時，可能造成結(jié)構(gòu)、武器電子器件和慣性設(shè)備的破壞；另一個是空腔內(nèi)有害的噪聲環(huán)境［6－8］，戰(zhàn)斗機高速飛行時，內(nèi)埋武器艙內(nèi)一般會發(fā)生聲共鳴，噪聲環(huán)境可達(dá)160～180dB。據(jù)文獻(xiàn)［6－8］，智能武器可承受的噪聲環(huán)境為140～150dB，設(shè)計師必須尋求有效的流動控制技術(shù)來抑制內(nèi)埋式武器艙中的噪聲環(huán)境。

由于應(yīng)用的迫切需求，伴隨著對武器艙流動現(xiàn)象的研究，人們一開始就努力探尋抑制聲共鳴現(xiàn)象的流動控制方法和機理。研究發(fā)現(xiàn)，向剪切層輸入渦量及在空穴后緣放置傾斜的隔艙，可以穩(wěn)定剪切層。對于L／D＞4的空穴，單獨利用隔艙可在馬赫數(shù)0.8～2.0的范圍內(nèi)減小脈動壓力幅值；對于L／D＜4的空穴，還需要在剪切層上有放置渦流發(fā)生裝置（spoilers），從而進(jìn)一步降低聲共鳴幅值。Shaw和Smith給出了武器艙全尺寸飛行試驗結(jié)果，試驗馬赫數(shù)為0.75～1.3。試驗發(fā)現(xiàn)內(nèi)埋武器上的聲壓可達(dá)來流動壓水平［9－14］。

文獻(xiàn)中的流動控制方式外形結(jié)構(gòu)較復(fù)雜，同時在不同的來流馬赫數(shù)條件下的適用性不夠廣泛［15－16］，斜劈（ramps）邊界層擾動裝置是一種被動無頻控制技術(shù)，結(jié)構(gòu)簡單。針對其噪聲抑制效果開展了部分實驗和計算研究［17－19］，其研究主要集中在超聲速范圍內(nèi)（馬赫數(shù)1.5和2.5），研究結(jié)果表明在該馬赫數(shù)范圍內(nèi)采用前緣斜劈具有一定的噪聲抑制效果，在某些狀態(tài)下能使噪聲減小10dB左右。本文重點開展斜劈在艙門開啟對應(yīng)的亞跨聲速范圍（馬赫數(shù)0.6～1.2）空腔噪聲抑制效果研究。

1 試驗風(fēng)洞及試驗?zāi)Ｐ?/h2>

1.11.2m×1.2m風(fēng)洞

1.2 m×1.2m風(fēng)洞是一座半回流暫沖式亞、跨、超3聲速風(fēng)洞，該風(fēng)洞最大的特點是通過全柔壁噴管實現(xiàn)馬赫數(shù)變化，試驗馬赫數(shù)范圍為0.4～3.0。本文利用該風(fēng)洞的特種試驗段開展研究，其入口截面尺寸為1.2m×1.2m，上下壁板為槽壁，左右側(cè)壁為實壁。

1.2空腔流場特性研究模型

該模型在1.2m×1.2m風(fēng)洞中開展試驗，基于該模型主要開展流動控制對空腔流場氣動噪聲抑制效果研究。試驗?zāi)Ｐ桶惭b情況如圖1所示，空腔底部長度533mm，空腔長深比約為4.1。

圖1 模型安裝于風(fēng)洞中的圖片F(xiàn)ig.1 Test model of cavity in wind tunnel

采用流動控制措施時空腔模型結(jié)構(gòu)及測壓點分布示意圖如圖2所示，下側(cè)空腔沿中軸線分布有脈動壓力測點，其中空腔前壁面上有2個，空腔底部有17個，空腔垂直后壁面上有7個。試驗運行馬赫數(shù)為0.6、0.95和1.2，雷諾數(shù)分別為1.3×107、1.95×107和2.2×107m－1。

圖2 斜劈及空腔結(jié)構(gòu)及測壓點分布示意圖Fig.2 Schematic of the ramps and cavity configuration and pressure port location distribution

2 試驗結(jié)果分析

圖3給出了Ma＝0.6時，采用邊界層擾動進(jìn)行流動控制對空腔不同位置總聲壓級分布影響的試驗結(jié)果。圖中表明，與無斜劈基準(zhǔn)狀態(tài)相比，采用流動控制后，空腔前壁靠近艙底測點總聲壓級略有降低，空腔前壁中部測點總聲壓級略有增大，空腔底部所有測點總聲壓級強度均有不同程度降低，艙底后段測點降低幅度較大，空腔后壁測點總聲壓級強度均明顯減弱，艙后測點總聲壓級強度同樣有較大幅度降低?？傮w來看，采用該流動控制措施后，空腔流場氣動聲學(xué)特性改善明顯，主噪聲源附近總聲壓級強度最大降低約5dB。

圖4給出了Ma＝0.6時典型測點的聲壓頻譜曲線。圖中表明，采用流動控制后，空腔流場不同模態(tài)單調(diào)聲強度均明顯削弱，特別是艙后測點，其頻譜曲線上已無能量尖峰出現(xiàn)，空腔流場氣動聲學(xué)特性得到極大改善。

通過Ma＝0.6時試驗結(jié)果可知，空腔底部測點具有代表性，基本可反映整個流場的氣動信息，為節(jié)省篇幅，本節(jié)余文僅對空腔底部測點進(jìn)行分析。

圖5給出了Ma＝0.95時的試驗結(jié)果。圖中表明，采用邊界層擾動法進(jìn)行流動控制后，艙底所有測點總聲壓級強度均有不同程度降低，艙內(nèi)最大總聲壓級從168.3dB降低到161.2dB，典型測點聲壓頻譜曲線上的能量尖峰基本全部被削平。這表明空腔流場已不存在產(chǎn)生自持振蕩的流動機制，因流動而產(chǎn)生的氣動噪聲得到有效抑制。

圖3 邊界層擾流對總聲壓級分布影響（Ma＝0.6）Fig.3 Boundary layer perturbation on total SPL distribution（Ma＝0.6）

圖4 邊界層擾動對典型測點聲壓頻譜影響（Ma＝0.6）Fig.4 Boundary layer perturbation effect on SPFS at different measurement points（Ma＝0.6）

圖5 邊界層擾流對總聲壓級分布影響（Ma＝0.95）Fig.5 Boundary layer perturbation on total SPL distribution（Ma＝0.95）

圖6 邊界層擾流對總聲壓級分布影響（Ma＝1.2）Fig.6 Boundary layer perturbation on total SPL distribution（Ma＝1.2）

圖6 給出了Ma＝1.2時的試驗結(jié)果。圖中表明，該馬赫數(shù)下，采用邊界層擾動法進(jìn)行流動控制的效果與Ma＝0.95時情況相似，在此不加贅述。

綜上所述，采用邊界層擾動法進(jìn)行流動控制后，艙內(nèi)主噪聲源附近總聲壓級強度顯著降低，聲壓頻譜曲線上主模態(tài)單調(diào)聲強度大幅削弱，空腔流場氣動聲學(xué)環(huán)境極大改善。造成上述現(xiàn)象的原因是：空腔前緣流動是流場形成自持振蕩的源頭，在空腔前緣安裝斜坡進(jìn)行擾動后，氣流在到達(dá)空腔之前將先壓縮后擴張，上述作用將首先引發(fā)大范圍的對流混合，進(jìn)而產(chǎn)生小尺度渦導(dǎo)致小范圍的對流混合，并最終因分子擴散而導(dǎo)致分子層次的混合。通過上述混合作用，流動中的不穩(wěn)定因子被消除，流動的感受性大大降低。因此，當(dāng)反饋信號激勵空腔前緣流動時，該處流動基本不會產(chǎn)生反應(yīng)，故空腔流場自持振蕩機制完全被破壞。另外，該流動控制方法還將使空腔前緣邊界層厚度增大，來流抬升，氣流在空腔后緣撞擊強度也有一定程度減弱。因此，反饋信號強度有所降低，這對空腔流場氣動噪聲回路亦有一定破壞作用。

3 結(jié) 論

通過上述研究可以得出以下結(jié)論：

（1）采用前緣斜劈邊界層擾動的方式在亞跨聲速范圍內(nèi)能夠有效降低空腔內(nèi)壁的聲壓級分布，空腔底部后側(cè)聲壓級分布較前側(cè)偏大，邊界層擾動的控制效果也是在靠近后側(cè)最強；

（2）聲壓頻譜曲線上主模態(tài)（第二模態(tài)）單調(diào)聲強度大幅削弱，最大約減小7.1dB，空腔流場氣動聲學(xué)環(huán)境極大改善。

（3）部分典型測點聲壓頻譜曲線上的能量尖峰基本全部被削平，這表明空腔流場已不存在產(chǎn)生自持振蕩的流動機制。

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Control of cavity flow pressure oscillation through leading edge boundary layer perturbation

Tao Yang＊，Wu Jifei，Xu Laiwu，Jiang Weimin
（High Speed Aerodynamics Institute，China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang Sichuan 621000，China）

Weapons embedding is the key technique to achieve the advanced aerodynamic characteristics and stealthy performance for the supersonic cruising fighter.The flow in the weapon cabin is very complex and the sound pressure level of strong noise induced by strong fluctuant pressure is as high as 170dB which may damage the cabin’s structure and the interior facilities，so the cavity noise generation and its corresponding suppression become the hot research topics.This paper presents a brief analysis of the aero acoustic characteristics in a cavity of length－depth ratio（L／D）of 4with and without leading edge ramps under sub－and transonic conditions（Mach number is 0.6、0.95and 1.2）.The suppression effects of the ramp on aerodynamic noise are discussed by analyzing the sound pressure level distribution on the centerline of the cavity floor and the sound pressure frequency spectrum（SPFS）characteristics at different measurement points.The results show that the leading edge ramps can suppress aerodynamic noise inside the cavity both at the floor and at the sidepiece and it is more effective in SPL reduction in the rear range of the cavity than in the front.The energy peaks of SPFS at some measurement points almost disappeared with the leading edge ramps which indicate that the flow mechanism of self－sustained oscillation disappeared.

cavity；ramps；aerodynamic noise；suppression method；sound pressure level；sound pressure frequency spectrum

V211.4

：A

（編輯：楊 娟）

1672－9897（2016）03－0066－05

10.11729／syltlx20150103

2015－07－29；

2015－10－15

國家自然科學(xué)基金（11372337）

＊通信作者E－mail：50323222＠qq.com

Tao Y，Wu J F，Xu L W，et al.Control of cavity flow pressure oscillation through leading edge boundary layer perturbation.Journal of Experiments in Fluid Mechanics，2016，30（3）：66－70.陶洋，吳繼飛，徐來武，等.基于前緣邊界層擾動的空腔壓力脈動抑制研究.實驗流體力學(xué)，2016，30（3）：66－70.

陶洋（1980－），男，湖北麻城人，副研究員。研究方向：非定?？諝鈩恿W(xué)。通信地址，四川省綿陽市中國空氣動力研究與發(fā)展中心（621000）。E－mail：50323222＠qq.com