降低超聲速飛行器聲爆的一種主動控制方法

葉柳青, 葉正寅, 馬博平

(西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院, 陜西 西安 710072)

聲爆是飛行器在超聲速飛行時特有的一種聲學(xué)現(xiàn)象[1-5]。飛行器超聲速飛行時在其近場會產(chǎn)生以激波為主的一系列擾動波，它們在大氣層中自然非線性傳播，最終在遠場演化為“N”形聲波。這種“N”形聲波表示壓力信號的形狀，是由頭部激波和尾部激波組成。激波的厚度很小，經(jīng)過激波后空氣的壓強、密度、溫度都急劇升高，速度急劇下降。被這兩道激波掃過的任何空間中的物體都會感覺到強烈的變化，人的耳膜受到突然的空氣壓強變化，感覺是兩聲巨響，這兩聲巨響即為聲爆[6-9]。

Seebass等首次提出了基于線化理論SGD(Seebass-George-Darden)方法來降低聲爆，為低聲爆超聲速客機設(shè)計奠定了理論基礎(chǔ)[10-11]。馮曉強等[12]基于SGD方法，首次提出一種“梭式”布局靜音超聲速客機方案。朱自強等[13]對目前降低聲爆的優(yōu)化設(shè)計方法進行了詳細的介紹與討論。徐悅等[14]通過求Euler/N-S方程計算了2個典型低聲爆構(gòu)型國際標準算例(即SEEB-ALR旋成體和三角翼)的近場聲爆信號，他們指出在計算上述標準算例的簡單繞流場近場聲爆時，流場的黏性效應(yīng)不是必須考慮的因素。Howe[15]提出了一個“靜音錐”概念來降低聲爆水平。主要是在機頭上安裝一個可伸縮的靜音錐，產(chǎn)生一系列弱激波，從而達到降低聲爆的目的。國內(nèi)李占科等[16]和馮曉強等[17]研究了不同參數(shù)的單級和多級靜音錐對超聲速聲爆水平的影響。在“靜音錐”概念的啟發(fā)下，沈沉等[18]和翟榮華等[19]提出在超聲速客機機頭安裝合適的細長桿來降低聲爆的方案，并基于AUSM+格式和Fluent的準三維數(shù)值模擬手段對多組細長桿設(shè)計方案進行了模擬分析，計算結(jié)果表明6 m長的12.5°半錐角單級錐形細長桿具有明顯的降噪效果。然而，附加的靜音錐或細長桿會顯著增加飛機的質(zhì)量，必須配備足夠的剛度以避免氣動彈性不穩(wěn)定。

吸噴氣是常用于飛行器流動控制的一種較為成熟的技術(shù)手段[20-22],如合成射流技術(shù)[20]、邊界層吹吸氣以及協(xié)同射流控制技術(shù)等[21-22]都采用吸噴氣對流動進行控制。本文創(chuàng)新地將吸噴氣應(yīng)用于超聲速聲爆抑制中，主要是在翼型下表面前緣附近處開口進行吸氣，同時在翼型下表面后緣附近處開口進行噴氣，且保持吸氣量與噴氣量相等。這種方法不僅避免了質(zhì)量損失、大幅度增加阻力，以及犧牲機身空間等不利影響，還具有操作簡單、易于控制等優(yōu)點。為了節(jié)約能源，當超聲速飛機在人口密度較大的城市上空飛行時，吸氣口和噴氣口是打開的，而當飛機飛越海面或者沙漠時，吸氣口和噴氣口關(guān)閉。為了驗證所提出的低聲爆方法的有效性，將該主動控制方法應(yīng)用于菱形翼型NACA0008翼型中，首先采用CFD方法求解Euler方程得到近場過壓分布，再使用自研的遠場傳播工具將近場過壓分布傳播至地面，將最終得到的地面聲爆波形與使用該主動控制方法之前的基準菱形翼型的NACA0008翼型進行對比。并進一步研究了吸氣口與噴氣口的位置、氣體質(zhì)量流量以及飛行迎角對地面聲爆最大過壓、阻力系數(shù)、升力系數(shù)以及升阻比的影響。

1 降低聲爆的主動控制方法

本文創(chuàng)新地提出了一種可有效降低超聲速飛行器聲爆水平的方法，該方法主要是在翼型下表面前緣附近處開口進行吸氣，同時在翼型下表面后緣附近處開口進行噴氣，且保持吸氣量與噴氣量相等。該方法的氣動原理是：飛行器超聲速飛行時，翼型下表面前半部分的流場是由激波主導(dǎo)的，通過在翼型下表面前緣附近處開口進行吸氣，產(chǎn)生一系列膨脹波，通過膨脹波與前緣激波相互作用，達到削減頭部激波峰值的效果；翼型下表面后半部分的流場是由膨脹波區(qū)主導(dǎo)的，通過在翼型下表面后緣附近處噴氣，產(chǎn)生激波來減弱后緣激波峰值。由于前后緣激波峰值的減小，傳播到遠場處的噪聲值也會相應(yīng)的降低。

為了說明本文提出的降低聲爆的主動控制方法的有效性，這里選擇菱形翼型和NACA0008翼型作為基準翼型。圖1a)至1b)分別展示了基準翼型以及使用該主動控制方法后的翼型。c代表弦長。氣流通過吸氣口時，保持氣流方向與吸氣口所在表面垂直。同樣地，氣流通過噴氣口時，保持氣流方向與噴氣口所在表面垂直。為了最大限度地降低功耗，從翼型前緣附近處吸入的氣流流量與從后緣附近處噴出的氣流流量相等。流動控制由泵進行驅(qū)動。

圖1 基準翼型與帶吸噴氣的翼型

2 數(shù)值方法

精確地評估超聲速飛行器飛行時地面感受到的聲爆噪聲水平是使用低聲爆方法來降低聲爆的先決條件[1-2]。目前國際上主流的聲爆預(yù)測策略主要分為2個步驟[2]：①首先通過風(fēng)洞試驗或者CFD方法得到近場過壓分布；②運用修正線化理論或非線性聲學(xué)理論將近場的過壓分布傳播到遠場，最終獲得地面聲爆的聲壓信號。噪聲級有多種衡量標準，不同衡量標準間的差異較大。在獲得地面聲爆波形后，作為遠場N波的主要參數(shù)，許多國內(nèi)外的研究者，如翟榮華等[19]和Sun等[23]均采用地面聲爆波形中的最大過壓值來量化聲爆水平。因此，這里也將聲爆最大過壓作為聲爆強度的主要指標。

2.1 近場CFD計算數(shù)值方法

采用商業(yè)CFD軟件，即Fluent,對二維歐拉方程進行求解，從而得到近場的壓力分布。利用ICEM軟件來生成結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。為了更加精確地捕捉激波特性，令網(wǎng)格面平行于激波面，并且對激波附近的網(wǎng)格進行加密。本文求解Euler方程來實現(xiàn)近場聲爆的預(yù)測，其二維守恒形式的Euler方程為

(1)

式中，U為守恒變量,對流通量F(U)=(f(U),g(U)),表達式分別為

式中：ρ為密度;υ1和υ2為x,y方向的速度分量;E為單位總能;p為壓強;h為單位總焓。

在進行數(shù)值計算中,選取Density基函數(shù),求解法選擇隱式,無黏通量項采用Roe格式。

2.2 聲爆遠場分析數(shù)值方法

在遠場分析中,本文采用自研的基于Whitham修正線化理論、Thomas波形參數(shù)法和幾何聲學(xué)的綜合聲爆信號傳播與分析工具(FL-BOOM)將近場聲爆信號傳播到遠場。線化聲爆預(yù)測理論是Whitham于1952年由線化超聲速細長旋成體理論發(fā)展而來。Whitham認為,線化超聲速細長旋成體理論中關(guān)于特征線是相互平行的假設(shè)在聲爆計算中不合理,于是對特征線方程進行非線性修正,提出了聲爆的線性理論,并給出了精度較高的特征線描述。

由線化超聲速細長旋成體理論可以得到旋成體的小擾動速度表達式,如(2)式所示

(2)

修改特征線方程x-Br=const為x-Br=y(x,r),即x與r的關(guān)系不是簡單的線性關(guān)系,而是與空間點坐標(x,r)有關(guān),于是(2)式可寫為

(3)

對于特征線方程的確定,這里給出特征線的表達式

(4)

F(y)為根據(jù)線化理論水平方向速度分量積分式近似出的Whitham“F-函數(shù)”。根據(jù)線化Bernouli方程可獲得激波,其強度為

Δp/p0=γMa(2βr)-1/2F(y)

(5)

式中:γ為比熱比,Δp/p0為聲爆過壓,Δp=p-p0,p為觀測點當?shù)貕簭?p0為環(huán)境壓強。

3 結(jié)果與討論

在數(shù)值計算中選取飛行馬赫數(shù)為1.7。翼型弦長c=1 m。 吸氣口處的邊界條件設(shè)置為壓力出口邊界條件,噴氣口處的邊界條件設(shè)置為速度入口邊界。通過調(diào)整速度入口邊界處的速度大小,來保持吸氣口處的氣流流量與噴氣口處的氣流流量一致。在翼型下方兩倍于翼型弦長的位置(即H/L=2,其中L=c)采集近場過壓信號。假定飛行器巡航高度為16 764 m,飛行迎角為0°,用自研的FL-BOOM工具將近場過壓信號傳播到遠場得到地面聲爆波形。

3.1 近遠場預(yù)測工具的正確性與一致性驗證

表1給出了由不同方法計算的菱形翼型氣動力系數(shù)。由表中數(shù)據(jù)可知,由商業(yè)軟件Fluent計算得到的菱形翼型阻力系數(shù)為0.029 18,理論方法計算得到其的阻力系數(shù)為0.029 10,二者相比,誤差僅為0.27%,表明所使用的數(shù)值方法具有較高的精度,可以用來后續(xù)研究。

表1 不同方法計算的菱形翼型氣動力系數(shù)及其誤差

為驗證波形參數(shù)法的計算結(jié)果,本文使用聲爆標模LM1021進行驗證。遠場傳播條件如表2所示。圖2為FL-BOOM計算的LM1021遠場壓力信號,作為對比的是SBPW-1參會代表提交的結(jié)果(圖中以S開頭的數(shù)據(jù))對比。總體來看,本文計算的遠場聲爆波形與參會代表提交的結(jié)果吻合較好,表明FL-BOOM可用于后續(xù)的聲爆遠場波形預(yù)測。

表2 遠場傳播條件

圖2 無黏條件下FL-BOOM計算驗證

3.2 網(wǎng)格無關(guān)性驗證

基于ICEM軟件,分別生成3套不同網(wǎng)格數(shù)量的結(jié)構(gòu)網(wǎng)格,并將不同網(wǎng)格密度下帶有吸噴氣口的翼型的近場壓力分布進行比較,以驗證網(wǎng)格無關(guān)性,如圖3所示。對于帶吸噴氣的菱形翼型,3套網(wǎng)格的節(jié)點數(shù)分別為190×200,290×400和390×800分別對應(yīng)于疏網(wǎng)格、中等網(wǎng)格和密網(wǎng)格。吸/噴氣口分別位于距離前緣21.0%/79.0%弦長位置處。吸氣口與噴氣口的長度都為2%的弦長,并且質(zhì)量流率都為1 kg/s。對于帶吸噴氣NACA0008翼型,3套網(wǎng)格節(jié)點數(shù)分別為190×206,380×412,760×823。吸/噴氣口分別位于距離前緣16.1%和79.3%弦長位置處。吸氣口與噴氣口的長度都為2%的弦長,并且質(zhì)量流率都為1.9 kg/s。

從圖3及其局部放大圖可以看出,不同網(wǎng)格密度下,激波與膨脹波的位置基本保持一致。但是采用較密的網(wǎng)格得到的激波與膨脹波的峰值會更大,這是由于較密的網(wǎng)格數(shù)值耗散較小。對于帶吸噴氣的菱形翼型和NACA0008翼型來說,當網(wǎng)格節(jié)點數(shù)分別達到290×400和380×412時,網(wǎng)格數(shù)量對計算結(jié)果的影響可以忽略。

圖3 網(wǎng)格密度對近場壓力分布的影響

3.3 吸氣口與噴氣口位置的影響

圖4和圖5分別表示以菱形翼型和NACA0008翼型作為基準翼型時,吸氣口或者噴氣口位置對地面聲爆最大過壓的影響。Δp-o(maximum overpressure)代表前緣激波處的最大過壓,為正值。Δp-u(maximum underpressure)表示后緣激波處的最大過壓,為負值。x代表開口(吸氣口或者噴氣口)中心距翼型前緣的距離。這里研究吸氣口位置的影響時,關(guān)閉噴氣口。同樣的,研究噴氣口位置的影響時,關(guān)閉吸氣口。

圖4 基準菱形翼型和帶吸噴氣菱形翼型最大過壓的對比

圖5 基準NACA0008翼型和帶吸噴氣NACA0008翼型最大過壓的對比

對于基準翼型為菱形翼型來說,吸氣口長度為4%的弦長,吸氣口中心位置從距翼型前緣0.04 m到0.46 m變化,中間間隔為0.02 m,吸氣口處質(zhì)量流率為-6.428 kg/s。從圖4a)可以看出打開吸氣口后,翼型前緣激波處的最大正過壓值低于基準翼型,這表明在翼型前緣附近處吸氣可降低聲爆水平,并且當吸氣口位于距前緣0.3 m時,前緣激波處的最大正過壓值最小。因此,吸氣口位于距前緣0.3 m位置處為最佳吸氣口位置。關(guān)閉前緣附近吸氣口,只打開后緣附近噴氣口,噴氣口的長度為2%的弦長,噴氣口中心位置從距翼型前緣0.53 m到0.97 m變化,中間間隔為0.02 m,噴氣口處的質(zhì)量流率為2.5 kg/s。從圖4b)可以看出打開噴氣口后的菱形翼型后緣激波處的最大負過壓值高于基準翼型,但其絕對值明顯低于基準翼型,這表明在翼型后緣附近處噴氣可降低聲爆水平,并且當噴氣口位于距前緣0.75 m時,翼型后緣激波處的最大負過壓值絕對值最小,因此,噴氣口位于距前緣0.75 m位置處為最佳噴氣口位置。

對于基準翼型為NACA0008翼型來說,只打開前緣吸氣口,吸氣口長度為2.4%的弦長,吸氣口中心位置從距翼型前緣0.022 5 m到0.334 5 m變化,中間間隔為0.048 0 m,吸氣口處的質(zhì)量流率為-6.887 7 kg/s。圖5a)展示了吸氣口位置對最大正過壓值的影響。關(guān)閉前緣吸氣口,只打開后緣噴氣口,噴氣口長度為2.4%的弦長,噴氣口中心位置從距翼型前緣0.619 5 m到0.955 5 m變化,中間間隔為0.024 0 m,噴氣口處質(zhì)量流率為3.356 97 kg/s。圖5b)展示了噴氣口位置對最大負過壓值的影響。類似于上面對基準翼型為菱形翼型的分析,從圖5中可以確定最佳吸氣口的位置為吸氣口中心距離前緣0.046 55 m位置處,最佳的噴氣口位置為距前緣0.693 0 m位置處。

總的來說,圖4和圖5的結(jié)果顯示不論在翼型的前緣附近處吸氣還是在后緣附近處噴氣,都可有效地降低聲爆水平。另外一方面,也可以看出本文提出的主動控制方法不僅適用于基準菱形翼型,也同樣適用于基準NACA0008翼型。

3.4 氣體質(zhì)量流量的影響

吸氣口與噴氣口處氣體的質(zhì)量流量是一個重要的參數(shù),會對最終降噪的效果產(chǎn)生影響。分別將吸氣口與噴氣口設(shè)置于3.3小節(jié)中確定的最佳位置處,同時打開吸氣口與噴氣口,并保持吸氣口處氣流的質(zhì)量流量與噴氣口處氣流的質(zhì)量流量相等。根據(jù)文獻[21-22],為避免等質(zhì)量吸氣時在吸氣口發(fā)生壅塞,吸氣口長度應(yīng)該大于噴氣口的長度。這里,對于帶吸噴氣的菱形翼型,吸/噴氣口長度分別取4%和2%的弦長。圖6和圖7展示了吸氣口與噴氣口處的氣流質(zhì)量流量對地面聲爆波形、最大過壓、阻力系數(shù)以及升阻比的影響。對于帶吸噴氣的NACA0008翼型,吸/噴氣口長度分別取4.8%和2.4%的弦長。圖8和圖9展示了氣流質(zhì)量流量對地面聲爆波形、最大過壓、阻力系數(shù)以及升阻比的影響。

圖6 不同質(zhì)量流量下基準菱形翼型與帶吸噴氣的菱形翼型的計算結(jié)果對比

圖7 在質(zhì)量流量為6.5 kg/s時基準菱形翼型與帶吸噴氣的菱形翼型的地面聲爆波形對比

圖8 不同質(zhì)量流量下基準NACA0008翼型與帶吸噴氣的NACA0008翼型的計算結(jié)果對比

圖9 在質(zhì)量流量為7.5 kg/s時基準NACA0008翼型與帶吸噴氣的NACA0008翼型的地面聲爆波形對比

從圖6a)～6b)中可以看出,與基準菱形翼型相比,帶吸噴氣的菱形翼型的前緣激波處的最大正過壓值變小,后緣激波處的最大負過壓值變大,但其絕對值變小,這表明在菱形翼型前緣附近處吸氣并同時在翼型后緣附近噴氣的方法可以有效降低聲爆水平。從圖中還可以看出,隨著吸噴氣口處氣體的質(zhì)量流量的增大,前緣激波處的最大正過壓值不斷減小,后緣激波處的最大負過壓值不斷增大,但其絕對值仍不斷減小,這表明增大吸噴氣口處氣體的質(zhì)量流量可以增強降噪效果。從圖6c)中可以看出,與基準菱形翼型相比,帶吸噴氣的菱形翼型的阻力系數(shù)變小,并且隨著氣流質(zhì)量流量的增大,阻力系數(shù)不斷減小。在氣體質(zhì)量流量為6.5 kg/s時,前緣激波處的最大正過壓值降低了12.87%,后緣激波處最大負過壓值的絕對值降低了33.83%,阻力系數(shù)降低了9.50%。從圖6d)可以看出,隨著氣流質(zhì)量流量的增大,升阻比也不斷增大。這說明本文提出的主動控制方法不但能夠有效降低聲爆水平,而且還會帶來氣動特性的顯著提升。對于主動流動控制而言,若評判其氣動效率如升阻比L/D,應(yīng)該將噴吸氣的功耗也考慮進來,參考文獻[21-22]中功耗的計算方法,圖6e)給出了不同氣流質(zhì)量流量下菱形翼型吸噴氣消耗的功率系數(shù)。從圖中可以看出,氣流質(zhì)量流量越大吸噴氣消耗的功率系數(shù)也越大。因此,結(jié)合上面的分析可知,若想達到降低音爆的最佳效果,應(yīng)該在功耗允許范圍內(nèi)盡可能地提高吸噴氣口處的氣流質(zhì)量流量。

從圖8和圖9中可以看出,吸噴氣口處氣體的質(zhì)量流量對基準翼型為NACA0008翼型的地面聲爆波形、最大過壓、阻力系數(shù)以及升阻比的影響規(guī)律與菱形-SI翼型基本一致,這里就不展開描述。對帶吸噴氣的NACA0008翼型來說,當氣體質(zhì)量流為7.5 kg/s時,前緣激波處的最大正過壓值降低了12.85%,后緣激波處的最大負過壓值的絕對值降低了56.77%,阻力系數(shù)降低了10.96%。

總的來說,增加吸噴氣口處氣體的質(zhì)量流量會導(dǎo)致聲爆水平與阻力的進一步降低,并且后緣附近處噴氣比前緣附近處吸氣更容易達到降噪的效果。

因此,在使用本文提出的降低聲爆的主動控制方法時,若想要達到較好的降噪效果,可盡量提高吸氣口與噴氣口處氣體的質(zhì)量流量。

3.5 飛行迎角的影響

圖10和圖11展示了在不同迎角時,將本文提出的主動控制方法應(yīng)用于菱形翼型與NACA0008翼型時的降噪效果和氣動性能。同時打開翼型前緣附近處的吸氣口與翼型后緣附近處的噴氣口,將吸/噴氣口分別放置在其對應(yīng)的最佳位置處,并保持吸氣口處氣流的質(zhì)量流量與噴氣口處氣流的質(zhì)量流量相等。其中,對于帶吸噴氣的菱形翼型來說,吸/噴氣口長度分別為2%和為4%的弦長;對于帶吸噴型還是帶吸噴氣NACA0008翼型,吸/噴氣口長度分別為2.4%和為4.8%的弦長。無論對于菱形翼型還是NACA0008翼型氣體的質(zhì)量流量都為3.5 kg/s。

圖10 不同迎角下帶吸噴氣的菱形翼型與基準菱形翼型的計算結(jié)果對比

圖11 不同迎角下帶吸噴氣的NACA0008翼型與基準NACA0008翼型的計算結(jié)果對比

圖10和圖11的結(jié)果顯示,在不同的飛行迎角下,與相對應(yīng)的基準翼型相比,帶吸噴氣的菱形翼型與帶吸噴氣的NACA0008翼型的前緣激波處的最大正過壓值略微降低,而后緣激波處的最大負過壓絕對值顯著降低,阻力系數(shù)明顯降低,升阻比基本不變。然而,從圖10b)和圖11b)還可以看出,當迎角增大到5°時,帶吸噴氣的菱形翼型后緣激波處的最大負過壓絕對值超過了基準菱形翼型;當迎角為3°時帶吸噴氣的NACA0008翼型后緣激波處最大負過壓絕對值也超過了基準NACA0008翼型。這說明本文提出的降低聲爆的主動控制方法適用于小迎角范圍。

為了驗證本文進行近場聲壓信號采集的位置(即H/L=2)是合適的,這里選取不同的位置進行近場聲壓信號采集,再將其傳播到遠場得到地面聲爆信號,如圖12所示。將吸/噴氣口分別放置在其對應(yīng)的最佳位置處。對于帶吸噴氣的菱形翼型,吸/噴氣口長度分別為0.02c和0.04c,吸噴氣口處氣體的質(zhì)量流量為6.5 kg/s。對于帶吸噴氣的NACA0008翼型,吸/噴氣口長度分別為0.024c和0.048c,吸氣噴氣口處氣體的質(zhì)量流量為7.5 kg/s。從圖12可以看出,由位置H/L=2處得到的地面聲爆波形中的最大過壓與H/L=5以及H/L=7得到的結(jié)果是基本一致的。這說明本文進行近場聲壓信號采集的位置(即H/L=2)是合適的。

圖12 不同位置處采集近場壓力信號得到的地面聲爆波形對比

4 結(jié) 論

本文創(chuàng)新地提出了一種可降低超聲速飛行器聲爆的主動控制方法,具體為翼型下表面前緣附近處開口進行吸氣,同時在翼型下表面后緣附近處開口進行噴氣,且保持吸氣量與噴氣量相等。為了驗證所提出低聲爆方法的有效性,將該主動控制方法應(yīng)用于菱形翼型和NACA0008翼型中,并進一步研究了吸氣口與噴氣口的位置、氣體質(zhì)量流量以及飛行迎角對地面聲爆波形、最大過壓、阻力系數(shù)以及升阻比的影響,得到的結(jié)果主要如下:

1) 該方法能夠顯著地降低超聲速飛行器的聲爆水平以及阻力,并且后緣處噴氣比前緣處吸氣更容易達到降噪的效果;從氣動角度看,該方法在降低聲爆的同時能夠兼顧氣動性能;

2) 增加吸氣口與噴氣口處氣體的質(zhì)量流量將會進一步增強降噪效果。將該主動控制方法應(yīng)用于菱形翼型后,在氣流質(zhì)量流量為6.5 kg/s時,最大正過壓值降低了12.87%,最大負過壓值的絕對值降低了33.83%,阻力系數(shù)降低了9.50%;將該主動控制方法應(yīng)用于NACA0008翼型后,在氣體質(zhì)量流量為7.5 kg/s時,最大正過壓值降低了12.85%,最大負過壓值的絕對值降低了56.77%,阻力系數(shù)降低了10.96%;

3) 該降低聲爆的主動控制方法適用于小迎角范圍。

為了節(jié)省能源,吸氣口與噴氣口可在人群密度較大的城市上空打開使用,而在海面或者沙漠上時關(guān)閉?？梢姳疚奶岢龅牡吐暠椒ㄐЧ己?控制靈活,為新一代低聲爆超聲速客機的設(shè)計提供了有益的參考。