等離子體抑制雙柱繞流噪聲實驗研究

李紅麗，劉興強，延浩

(中國飛機強度研究所 航空聲學(xué)研究室，西安　710065)

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等離子體抑制雙柱繞流噪聲實驗研究

李紅麗，劉興強，延浩

(中國飛機強度研究所 航空聲學(xué)研究室，西安710065)

由于飛機起落架的很多結(jié)構(gòu)可以簡化為圓柱，可以通過研究等離子體抑制雙柱繞流的噪聲來研究等離子體抑制起落架氣動噪聲的可能性。實驗在低速風(fēng)洞中進(jìn)行，來流速度分別為34、51、68和85 m/s，采用在上游圓柱體模型后半部的內(nèi)外表面鋪設(shè)四組等離子體激勵器的方法，驗證等離子體激勵抑制雙柱繞流氣動噪聲的效果。結(jié)果表明：應(yīng)用等離子體主動流動控制技術(shù)，單頻降噪量最大為6 dB，總聲壓級最大降低了3 dB，并對噪聲峰值頻率產(chǎn)生了影響，激勵前的二階頻率約為390 Hz，激勵后的二階頻率約為510 Hz。

雙柱繞流；主動流動控制；介質(zhì)阻擋放電；氣動噪聲

0　引　言

飛機在起飛和著陸時，起落架處于打開狀態(tài)，氣流流經(jīng)起落架產(chǎn)生的氣動噪聲是機體噪聲的主要來源之一。因此在降低飛機機體噪聲研究中，起落架降噪一直是研究的熱點。

由于起落架很多結(jié)構(gòu)可以簡化為圓柱，例如起落架輪、軟管以及支柱。在研究起落架噪聲時，通常將其簡化為串列圓柱模型，通過研究圓柱繞流實現(xiàn)降低起落架氣動噪聲的最終目的。

圓柱繞流是流體力學(xué)的基本研究課題。研究圓柱繞流的流動控制技術(shù)，有助于解決由于流動誘導(dǎo)的振動、尾跡湍流、噪聲和阻力等問題。目前常用的圓柱繞流控制方法有：在圓柱后放置分隔板或小棒、吹吸氣以及在圓柱上布置基于電磁力的激勵器等[1]。

控制圓柱繞流可以用來實現(xiàn)增升、減阻、減噪和抗振等功能。A.Rosko[2]在圓柱體后緣插入長度大于圓柱直徑5倍的分隔板，在雷諾數(shù)Re=1.45×104時，圓柱尾流旋渦脫離現(xiàn)象消失；M.Schumm等[3]在圓柱的底部抽吸氣流以達(dá)到抑制旋渦分離的效果；周本謀等[4]通過作用于電介質(zhì)溶液流體邊界層上的Lorentz電磁力以控制流動形態(tài)和圓柱尾跡的流動結(jié)構(gòu)，實現(xiàn)電磁力消渦和增渦的連續(xù)控制。

隨著等離子體流動控制技術(shù)的出現(xiàn)，對等離子體激勵控制圓柱繞流的問題，開展了越來越多的研究。

G.Artana等[5]通過高壓直流電源驅(qū)動鋪設(shè)在圓柱表面上的一組電極，產(chǎn)生等離子體激勵以改變流體的邊界流動狀態(tài)，誘導(dǎo)圓柱體表面邊界層流動加速，減小尾流旋渦的大小；A.Asghar[6]采用5 kHz頻率的電源驅(qū)動圓柱上層裸露電極，在5 kHz+Δf的頻率激勵下層封裝電極，構(gòu)成差頻，與旋渦脫離的頻率同步，從而實現(xiàn)了兩個圓柱后的脫體渦同相。

F.O.Thomas等[7]采用等離子體激勵器對圓柱繞流及其誘發(fā)的氣動噪聲進(jìn)行控制，發(fā)現(xiàn)等離子體激勵器可以有效抑制圓柱繞流形成的卡門渦街，并使近場聲壓級減小13 dB；Timothy N.Jukes等[8]利用脈沖等離子體激勵控制圓柱尾跡結(jié)構(gòu)和升阻力；Huang Xun等[9]在起落架圓柱模型±90°位置布置等離子體激勵器，用于控制飛機起落架尾流流場和氣動噪聲；李應(yīng)紅等[10-11]、李剛等[12]、李文豐等[13]利用等離子體激勵器產(chǎn)生的流動擾動，有效控制圓柱繞流的流動分離。

目前對等離子體激勵控制圓柱繞流的研究主要集中于單圓柱繞流的繞流場結(jié)構(gòu)[14]，對串列圓柱的研究相對很少，而對等離子體激勵控制雙柱繞流氣動噪聲的研究更少[15]。

本文在低速風(fēng)洞中進(jìn)行等離子體激勵控制雙柱繞流氣動噪聲的實驗，采用在上游圓柱體內(nèi)外表面鋪設(shè)等離子體激勵器的方法，驗證等離子體激勵抑制雙柱繞流氣動噪聲的效果。將其應(yīng)用到起落架噪聲控制中，以期能夠達(dá)到控制起落架氣動噪聲的目的。

1　實驗系統(tǒng)

等離子體控制雙柱繞流氣動噪聲實驗系統(tǒng)主要由高壓等離子體激勵電源、鋪設(shè)等離子體激勵器的實驗圓柱、低速風(fēng)洞和噪聲信號數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)組成。實驗全景圖如圖1所示。

圖1　實驗全景圖Fig.1　The overall experiment photo

1.1等離子體激勵電源

實驗采用CTP-2000K介質(zhì)阻擋放電等離子體電源(如圖2所示)，其輸出電壓為0～30 kV連續(xù)可調(diào)，頻率為0～10 kHz連續(xù)可調(diào)，輸出波形為正弦波。

圖2　等離子體激勵電源Fig.2　Plasma actuator power

采用高壓電源給等離子體激勵器供電,在高壓電源激勵下，激勵器電極附近的空氣被電離,在圓柱的周圍產(chǎn)生一層藍(lán)紫色的介質(zhì)阻擋放電等離子體。

1.2圓柱模型和等離子體激勵器

1.2.1圓柱模型

實驗用串列圓柱由沿流向布置的兩個圓柱組成，均采用有機玻璃材質(zhì)，直徑均為60 mm，其中內(nèi)壁厚度為5 mm，長度均為50 cm。

圓柱垂直安裝在全消聲室中，來流方向與雙圓柱圓心連線平行，如圖3所示，固定間距比L/D=4，其中L為兩圓柱圓心之間距離，D為圓柱直徑。

圖3　串列圓柱示意圖Fig.3　Diagram of tandem circular cylinders

1.2.2等離子體激勵器

使用圓柱的有機玻璃壁作為等離子體激勵器的絕緣介質(zhì)，在上游圓柱后半部的內(nèi)外表面、沿展向平行鋪設(shè)4組電極構(gòu)成等離子體激勵器，電極材料為銅箔，銅箔厚度為0.065 cm，寬度為1 cm，上、下電極間距為0，兩組電極之間距離為0.5 cm，電極長度為30 cm，即覆蓋圓柱軸向長度的60%，電極之間采用并聯(lián)的方式，連接到高壓電源上。等離子體激勵器示意圖如圖4所示。

圖4　等離子體激勵器示意圖(軸向)Fig.4　Diagram of plasma actuator(from axis view)

1.3噪聲信號數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)

采用6只4189型傳聲器、32通道聲振分析系統(tǒng)和計算機組成的聲學(xué)測量系統(tǒng)(如圖5所示)，共計布置6個傳聲器，測試圓柱繞流引起的噪聲。固定傳聲器高度為平行于串列圓柱展向長度的中心位置，約為1.65 m。測點1～6布置在以坐標(biāo)(9.11D，-2.4D)為圓心(即圓心為(54 cm，-14 cm))、26.67D(即1.6 m)為半徑的半圓上，測點1～6與x軸正向的夾角分別為135°，120°，105°，90°，75°，60°，坐標(biāo)位置詳細(xì)如表1所示(坐標(biāo)原點為上游圓柱的圓心)。

圖5　噪聲測點示意圖Fig.5　Diagram of noise measuring points 表1　噪聲測點位置示意圖 Table 1　Diagram of noise measuring points location

測點編號相對圓柱直徑坐標(biāo)測點具體坐標(biāo)值1(-9.75D,16.46D)(-58cm,98cm)2(-4.22D,20.69D)(25cm,124cm)3(2.21D,23.36D)(13cm,140cm)4(9.11D,24.27D)(54cm,145cm)5(16.01D,23.36D)(96cm,140cm)6(22.44D,20.69D)(134cm,124cm)

1.4低速風(fēng)洞

雙柱繞流控制實驗在某全消聲室中進(jìn)行。全消聲實驗室的容積為125 m3，全消聲室的四周墻壁和地面均安裝吸聲尖劈，可以有效地避免反射聲對圓柱繞流噪聲測試的影響。

串列圓柱安裝在開口風(fēng)洞的試驗平臺上，風(fēng)洞出口尺寸為0.27 m×0.33 m，來流中心湍度小于1%。

由于起落架主要在飛機起飛和著陸時打開，此時氣流速度很低，小于等于0.3Ma，因此實驗中控制來流速度分別為34(0.1Ma)、51(0.15Ma)、68(0.2Ma)和85 m/s(0.25Ma)。

2　實驗結(jié)果及分析

2.1等離子體激勵對總聲壓級的影響

不同供電電壓下，6個測點在不同來流速度的總聲壓級值如圖6所示，可以看出雙柱繞流產(chǎn)生的氣動噪聲具有明顯的指向性，圓柱體后方的總聲壓級大于圓柱體前方相應(yīng)位置的總聲壓級，這是由于下游圓柱體是整個串聯(lián)圓柱體的主要噪聲源，下游圓柱能夠產(chǎn)生較大的遠(yuǎn)場氣動噪聲；當(dāng)來流速度為85 m/s時，圓柱后方測點6總聲壓級最大降低了約3 dB，且當(dāng)供電電壓為23 kV和28 kV時，對噪聲的抑制效果最好，表明等離子體抑制氣動噪聲的效果并不是單純的隨供電電壓的增加而加強，而是存在一個最優(yōu)供電電壓范圍，超過此供電電壓范圍，等離子體對噪聲的抑制效果反而會降低。

(a) v=34 m/s

(b) v=51 m/s

(c) v=68 m/s

(d) v=85 m/s 圖6　不同供電電壓下總聲壓級值Fig.6　The overall sound pressure level in different supply voltage

2.2等離子體激勵對噪聲頻譜的影響

由于來流速度為85 m/s，供電電壓為23 kV和28 kV，等離子體激勵對雙柱繞流氣動噪聲的抑制效果最好，來流速度為85 m/s時，等離子體對雙柱繞流氣動噪聲影響的頻譜分布對比如圖7所示。

(a1)U=23 kV(a2)U=28 kV

(a) 測點1

(b1)U=23 kV(b2)U=28 kV

(b) 測點2

(c1)U=23 kV(c2)U=28 kV

(c) 測點3

(d1)U=23 kV(d2)U=28 kV

(d) 測點4

(e1)U=23 kV(e2)U=28 kV

(e) 測點5

(f1)U=23 kV(f2)U=28 kV

(f) 測點6

圖7來流速度為85 m/s時6個測點線譜對比

Fig.7Comparison of frequency spectrum when incoming velocity is 85 m/s (six points)

從圖7可以看出：噪聲在很寬的頻率上都有分布，串聯(lián)圓柱產(chǎn)生的氣動噪聲屬于寬頻噪聲，等離子體主要降低了雙柱繞流的低頻噪聲(低于500 Hz)，對高頻噪聲影響不大；單頻上的最大降噪量達(dá)到了6 dB，并且對雙柱繞流的峰值頻率產(chǎn)生了影響，等離子體激勵前二階頻率約為390 Hz，激勵后二階頻率約為510 Hz，表明等離子體不僅能夠降低串列圓柱氣動噪聲的聲壓級值，還會對峰值頻率產(chǎn)生影響。

3　測試結(jié)果可靠性分析

串列圓柱氣動噪聲實驗在某全消聲室中完成，配備了完善的聲學(xué)測試設(shè)備和測試人員，在此基礎(chǔ)上，承擔(dān)了大量的聲學(xué)研究實驗，積累了豐富的聲學(xué)測試經(jīng)驗，取得了豐碩的研究成果。實驗場地、測試設(shè)備和測試人員均保證了測試結(jié)果的可靠性。

等離子體會影響雙柱繞流卡門渦街的形成，而卡門渦街正是串列圓柱氣動噪聲形成的重要原因，由此也可推斷出，采用等離子體會抑制氣動噪聲的聲壓級以及影響峰值頻率，實驗結(jié)果也證實了上述結(jié)論。

4　結(jié)　論

(1) 采用等離子體主動流動控制可以降低串列圓柱的氣動噪聲，但是其抑制效果并非隨供電電壓的增加而線性增加，而是存在一個最優(yōu)供電電壓范圍。當(dāng)供電電壓為23～28 kV時，等離子體對串列圓柱氣動噪聲控制效果最好，超過28 kV，控制效果不再增加。在實際應(yīng)用中，應(yīng)綜合考慮各種因素，以達(dá)到對氣動噪聲的最優(yōu)控制，不能單純考慮增加供電電壓的方式。

(2) 由于等離子體的作用，降低了串列圓柱氣動噪聲的總聲壓級約3 dB，因此在飛機起落架上安裝等離子體氣動激勵，在合適的電壓以及激勵器條件下，能夠?qū)鈩釉肼暜a(chǎn)生一定的抑制效果。關(guān)于等離子體能夠降低串列圓柱的氣動噪聲，主要是因為等離子體改變了上游圓柱下方的流場結(jié)構(gòu)，導(dǎo)致卡門渦街的生成受到影響，而卡門渦街的形成、輸運和破裂正是氣動噪聲形成的主要原因。

(3) 由于實驗室主要對聲學(xué)進(jìn)行測試和研究，流場測試設(shè)備欠缺，以致于未能對雙柱繞流的流場結(jié)構(gòu)進(jìn)行研究，后續(xù)研究中可以通過數(shù)值仿真或?qū)嶒灥氖侄?，重點加強對此方面內(nèi)容的研究，探討等離子體降低串列圓柱氣動噪聲的機理。

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(編輯：趙毓梅)

Experimental Investigation of Noise Control Around Tandem Cylinder Based on Plasma Actuation

Li Hongli, Liu Xingqiang, Yan Hao

(Aeronautical Acoustics Laboratory, AVIC Aircraft Strength Research Institute, Xi’an 710065, China)

Since many components of aircraft landing gear can be regarded as cylinders, so it is feasible to investigate the possibility of controlling landing gear’s aerodynamic noise by using plasma through studying tandem cylinder’s noise control method. Test is done in the low speed wind tunnel. The incoming flow speed is 34, 51, 68 and 85 m/s respectively. Four pairs of plasma actuators are amounted on the rear surface of upstream cylinder to verify the effects of noise control around tandem cylinder based on plasma actuation. Results show that using active flow control method based on plasma actuation, the maximum sound pressure level in one frequency is reduced up to 6dB; the maximum of overall sound pressure level is reduced up to 3 dB. At the same time, the cylinder noise peak frequency is affected, the second tone frequency is about 390 Hz before plasma actuation working, while after plasma actuation is off, the second tone frequency changed to 510 Hz.

flow around tandem cylinder; active flow control; dielectric barrier discharge; aerodynamic noise

2016-05-07；

2016-06-30

航空科學(xué)基金(20121223006)

李紅麗,lihongli0@163.com

1674-8190(2016)03-294-07

V211.73

A

10.16615/j.cnki.1674-8190.2016.03.005

李紅麗(1984-)，女，碩士，工程師。主要研究方向：氣動聲學(xué)。

劉興強(1987-)，男，碩士，工程師。主要研究方向：氣動聲學(xué)。

延浩(1988-)，男，碩士，工程師。主要研究方向：氣動聲學(xué)。