后壁倒角對開式空腔氣動噪聲抑制作用研究

吳繼飛, 徐來武, 范召林, 羅新福

(1. 空氣動力學(xué)國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 四川 綿陽 621000; 2. 中國空氣動力研究與發(fā)展中心, 四川 綿陽 621000)

后壁倒角對開式空腔氣動噪聲抑制作用研究

吳繼飛1,2,*, 徐來武2, 范召林2, 羅新福2

(1. 空氣動力學(xué)國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 四川 綿陽 621000; 2. 中國空氣動力研究與發(fā)展中心, 四川 綿陽 621000)

在高速風(fēng)洞中對空腔流場氣動聲學(xué)特性進(jìn)行了試驗(yàn)研究，對空腔后壁進(jìn)行倒角，以降低氣流在該處的撞擊強(qiáng)度，從而達(dá)到抑制空腔流場氣動噪聲的目的。試驗(yàn)馬赫數(shù)(Ma)為0.6～1.2，空腔長深比(L/D)為4.1、4.7。試驗(yàn)結(jié)果表明：亞跨聲速范圍內(nèi)，隨馬赫數(shù)增大，開式空腔流場氣動聲學(xué)環(huán)境惡劣程度加劇，最大總聲壓級高達(dá)170 dB以上，聲壓頻譜曲線上存在多個不同模態(tài)的單調(diào)聲；后壁倒角后，腔底總聲壓級強(qiáng)度明顯降低，且其降低程度隨馬赫數(shù)增大愈趨明顯，最大可降低近7 dB，空腔后壁上主噪聲源附近總聲壓級強(qiáng)度可降低約1 dB，聲壓頻譜曲線上的能量峰值明顯減弱。

空腔；流動控制；總聲壓級；氣動噪聲；自持振蕩; 聲壓頻譜

0 引 言

空腔流場蘊(yùn)含了許多復(fù)雜的流動現(xiàn)象，如流動分離、旋渦生成及演化、激波/剪切層干擾、剪切層失穩(wěn)等[1-3]，隨著其在航空、航天領(lǐng)域的的廣泛應(yīng)用，空腔流動已逐漸成為空氣動力學(xué)界研究的一個熱點(diǎn)。

根據(jù)空腔流場繞流形式的變化，可以將其劃分成不同的流動類型，如閉式流動、開式流動以及過渡式流動[4-6]。對于閉式流動，其流場可以看成是定常的，此時，氣流將在空腔底部形成完全再附，空腔前后壁附近各形成一個小的分離區(qū)[5-6]；而對于開式流動，其流場是高度非定常的，氣流在空腔前緣分離形成剪切層，且有多尺度白噪聲在渦卷起階段被放大，空腔流場將誘發(fā)產(chǎn)生的強(qiáng)烈的氣動噪聲[7-9]。強(qiáng)氣動噪聲具有較大的危害，如可導(dǎo)致振動、疲勞破壞、機(jī)載電子設(shè)備失效等，嚴(yán)重影響飛行器使用壽命和性能。

為抑制開式空腔強(qiáng)氣動噪聲，國內(nèi)外學(xué)者進(jìn)行了大量主、被動控制方法研究[10-11]。結(jié)果表明，在空腔前緣進(jìn)行被動控制，如前緣細(xì)圓懸桿[12]、前緣立齒[13]、前緣絆線[14]等，在一定程度上能夠起到改善空腔聲學(xué)環(huán)境的作用，但這些方法通常會帶來阻力增量；主動控制，如射流[15]、諧振管[16]、振動擾流片[17]等，同樣能起到抑制空腔氣動噪聲的作用，但其結(jié)構(gòu)往往較復(fù)雜，并且需要額外的控制裝置，因此，限制了其工程實(shí)用性。

文獻(xiàn)[18]表明，氣流在空腔后壁撞擊是氣動噪聲回路中的重要一環(huán)。本文對空腔后壁進(jìn)行了倒角，探究這種方式能否降低氣流撞擊強(qiáng)度并改變聲反饋特性，進(jìn)而達(dá)到抑制噪聲的作用。

1 試驗(yàn)設(shè)備和模型

1.1風(fēng)洞

研究在中國空氣動力研究與發(fā)展中心高速所FL-24風(fēng)洞中進(jìn)行，該風(fēng)洞是一座半回流暫沖式亞、跨、超三聲速風(fēng)洞，試驗(yàn)Ma范圍為0.4～3.0。本文利用該風(fēng)洞的特種試驗(yàn)段開展研究，其橫截面尺寸為1.2 m×1.2 m，上下壁板為槽壁，左右側(cè)壁為實(shí)壁。

1.2模型

試驗(yàn)?zāi)Ｐ桶惭b在FL-24風(fēng)洞特種試驗(yàn)段右側(cè)壁上(順氣流)，模型結(jié)構(gòu)示意圖如圖1?？涨婚L度(L)為0.535 m、0.610 m，寬度(W)為0.125 m，深度(D)為0.130 m，其長度變化通過在空腔后端添加堵塊實(shí)現(xiàn)。進(jìn)行流動控制后，空腔后壁與底板之間的夾角為60°(圖1(c))。

空腔沿中軸線方向上分布有動態(tài)壓力測點(diǎn)，其中前壁中點(diǎn)2個測點(diǎn)，底部17個測點(diǎn)，圖1(b)直角后壁上有7個測點(diǎn)，圖1(c)斜后壁上有4個測點(diǎn)。坐標(biāo)定義如圖1，文中X/L用于表示測點(diǎn)縱向相對位置，Z/D用于表示空腔后壁測點(diǎn)法向相對位置。

1.3試驗(yàn)測量設(shè)備

動態(tài)壓力傳感器為8514-10型壓阻式傳感器，量程為10 Psi，固有頻率為200 kHz，名義靈敏度為4.3510-3mV/Pa。采集設(shè)備為奧地利DEWETRON數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)，精度為±0.05%F.S，試驗(yàn)時，采集設(shè)備采樣頻率設(shè)置為20 kHz。

1.4數(shù)據(jù)處理方法

文中給出了總聲壓級分布曲線以及空腔前壁測點(diǎn)的聲壓頻譜曲線。各測點(diǎn)的總聲壓級強(qiáng)度計算公式如下:

上述公式中，p(t)表示隨時間變化的脈動壓力信號(不包含直流量)，Pa；T表示測量時間，s；pref表示參考壓力，國際上統(tǒng)一規(guī)定pref=2.0×10-5Pa。

對測點(diǎn)進(jìn)行頻譜分析，以聲壓譜密度函數(shù)Gp(f)來反映脈動壓力的頻域特性，其計算公式如下：

其中，G(f)表示功率譜密度函數(shù)；f代表頻率，Hz；Δf表示頻率區(qū)間，Hz。

2 試驗(yàn)結(jié)果分析

氣動聲學(xué)是空氣動力學(xué)與聲學(xué)相結(jié)合而產(chǎn)生的一個新研究領(lǐng)域[19]。氣動噪聲本質(zhì)上是由壓力脈動產(chǎn)生的，因此基于動態(tài)壓力數(shù)據(jù)來分析空腔氣動聲學(xué)特性是合適的。研究結(jié)果表明，空腔長深比是影響其流動類型的主要因素，L/D小于6時對應(yīng)為開式流動，L/D大于15時對應(yīng)為閉式流動，馬赫數(shù)、空腔前緣邊界層厚度對空腔流場類型也有一定影響，關(guān)于空腔流場類型劃分及其判定準(zhǔn)則的詳細(xì)介紹可參考文獻(xiàn)[20]。本文所研究的空腔長深比為4.1和4.7，空腔流場為典型開式流動。

2.1基準(zhǔn)開式空腔氣動聲學(xué)特性

圖2給出了L/D=4.1時，不同馬赫數(shù)下空腔流場總聲壓級分布曲線。

圖2表明，Ma=0.6時總聲壓級沿縱向呈單調(diào)緩慢增大趨勢，這主要是由空腔三維效應(yīng)造成的，由于空腔寬度較小(D=0.125 m)，加之Ma相對較低，空腔前后端三維效應(yīng)明顯，空腔前緣的三維效應(yīng)使空腔上方的剪切層較早轉(zhuǎn)化為一種相對穩(wěn)定的狀態(tài)；另外，空腔側(cè)壁附面層相對較厚，降低了空腔內(nèi)部流場對外界擾動的感受性，故空腔流場氣動噪聲強(qiáng)度較低，且呈單調(diào)變化。Ma=0.95、1.2時，總聲壓級沿艙底縱向分布波動較大，其分布規(guī)律相似，此時，空腔三維效應(yīng)及側(cè)壁影響明顯降低，曲線存在兩處急劇上升點(diǎn)，其對應(yīng)空腔上方剪切層特性的變化，第一個上升點(diǎn)對應(yīng)為渦配對的位置，剪切層內(nèi)壓力脈動顯著增強(qiáng)，第二個上升點(diǎn)對應(yīng)為流動演化為小結(jié)構(gòu)湍流渦區(qū)的位置。與Ma=0.6相比，空腔流場氣動噪聲強(qiáng)度顯著增加，Ma=1.2時，空腔流場的主噪聲源總聲壓級量值約為173 dB，與Ma=0.6相比增大了近13 dB，這主要是因?yàn)?，隨Ma數(shù)增大，氣流動能增加，剪切層內(nèi)氣流脈動強(qiáng)度增大，另外，剪切層在空腔后壁上撞擊強(qiáng)度的增加也加劇了氣動脈動。

圖3給出了L/D=4.1時，不同馬赫數(shù)下空腔前壁測點(diǎn)聲壓頻譜曲線，橫坐標(biāo)進(jìn)行無量綱化，St=Lf/V，其中L為空腔長度，f為頻率，V表示來流速度。研究結(jié)果表明，對應(yīng)開式空腔流場，其內(nèi)部受同一激勵機(jī)制作用，不同測點(diǎn)聲壓頻譜曲線具有高度相關(guān)性[20]，因此，在進(jìn)行頻譜分析時，只需對典型位置測點(diǎn)進(jìn)行分析即可，本文選取空腔前壁測點(diǎn)進(jìn)行頻譜分析。

圖3表明，不同Ma下，聲壓頻譜曲線上均存在多個明顯的能量尖峰——即對應(yīng)不同模態(tài)的單調(diào)聲，這意味著空腔流場存在有周期性自持振蕩；Ma=0.6時，由于腔內(nèi)對外界感受性較弱，故部分模態(tài)聲壓峰值不明顯；隨Ma增大，空腔流場前四階模態(tài)聲壓峰值均更明顯，其強(qiáng)度也顯著增大，相同模態(tài)對應(yīng)的St略有減??；試驗(yàn)Ma范圍內(nèi)，空腔流場前五階自持振蕩模態(tài)均在St<2.5范圍內(nèi)，從St定義可知，空腔長度越大，其氣動聲學(xué)能量越向低頻方向集中。

表1給出了本文試驗(yàn)結(jié)果振蕩模態(tài)與Rossiter以及Heller預(yù)測公式[21-22]的比較。表中可以看出，本文試驗(yàn)結(jié)果與預(yù)測結(jié)果具有良好的一致性，這也可間接證明本文試驗(yàn)結(jié)果的正確性。

表1 振蕩模態(tài)比較Table 1 Comparion of self-sustained oscillation

2.2流動控制效果

圖4給出了不同Ma下，采用斜后壁進(jìn)行流動控制時對空腔底部測點(diǎn)總聲壓級分布影響?；鶞?zhǔn)狀態(tài)對應(yīng)圖1(b)構(gòu)型，進(jìn)行縱向位置無量綱化時，選取參考長度L均為0.535m，空腔長深比為4.1。

圖4表明，與基準(zhǔn)狀態(tài)相比，流動控制后，空腔底部所有測點(diǎn)的總聲壓級強(qiáng)度均明顯降低，隨Ma增大，腔內(nèi)最大總聲壓級降低幅度增加，Ma=0.6時，空腔后壁附近總聲壓級強(qiáng)度約降低3 dB，而Ma=1.2時，腔底最大總聲壓級從172.7 dB降低為165.8 dB，減小了近7 dB。

文獻(xiàn)表明，空腔后壁唇口是主噪聲源，總聲壓級強(qiáng)度的最大值往往出現(xiàn)在該位置附近[20]，為了研究流動控制對主噪聲源強(qiáng)度影響，我們把斜后壁與直后壁對應(yīng)高度位置總聲壓級分布進(jìn)行了比較，圖5給出了對應(yīng)的試驗(yàn)結(jié)果。

圖5表明，不同Ma下，流動控制對空腔后壁總聲壓級分布影響規(guī)律一致，越接近空腔后緣唇口(Z/D=0)，總聲壓級降低的幅度越小，Z/D=0.2時，總聲壓級強(qiáng)度約降低1 dB。上述現(xiàn)象表明，該方法對主噪聲源強(qiáng)度抑制效果不太明顯，但其抑制了噪聲的傳播及反饋，從而空腔流場絕大區(qū)域范圍內(nèi)的噪聲強(qiáng)度均有明顯減弱。

圖6給出了不同Ma下，采用斜后壁進(jìn)行流動控制時對空腔前壁測點(diǎn)聲壓頻譜曲線影響。圖中表明，Ma=0.6時，流動控制后，基準(zhǔn)曲線上對應(yīng)的第一、三能量峰值均消失，第二能量峰值出現(xiàn)了分裂，變成了兩個能量較小的峰值，第四能量尖峰明顯削弱，而相同模態(tài)能量尖峰對應(yīng)的St基本無變化，這主要是因?yàn)樵揗a下腔內(nèi)對外界感受性較弱，且空腔流場自持振蕩回路本身也不明顯；Ma=0.95、1.2時，流動控制效果相似，相同模態(tài)能量尖峰對應(yīng)St均有所減小，這主要是因?yàn)榭涨缓蟊诘菇呛?，壓力波傳播路徑發(fā)生了變化，脫落渦/壓力波相位差相關(guān)常數(shù)γ增大，自持振蕩模態(tài)對應(yīng)頻率降低，圖中還表明，對應(yīng)相同模態(tài)的能量尖峰均明顯降低，第二能量尖峰降低近9 dB，空腔流場自持振蕩得到了抑制。

從某種角度考慮，斜后壁在一定程度上增大了空腔的相對長度，而隨空腔長深比增大，其氣動噪聲環(huán)境也會得到一定改善[23]，為了進(jìn)一步明確斜后壁的作用機(jī)理，我們把圖1(a)和圖1(c)兩種構(gòu)型的試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了比較，進(jìn)行縱向位置無量綱化時，選取參考長度L均為0.610 m，空腔長深比為4.7。圖7給出了不同Ma下空腔底部總聲壓級分布曲線。

圖7表明，與L/D=4.7基準(zhǔn)狀態(tài)試驗(yàn)結(jié)果相比，流動控制后，空腔底部總聲壓級強(qiáng)度仍明顯降低，且隨馬赫數(shù)增大，其降低幅度有增加的趨勢，這表明，相對長度的增大并非是該流動控制措施起作用的主要原因。

綜上所述，采用該方法進(jìn)行流動控制后，可使開式空腔流場氣動聲學(xué)環(huán)境有較明顯的改善，其作用機(jī)理主要包含以下幾個方面：首先，后壁倒角后，氣流從空腔前緣流至后緣的相對長度有所增大，氣流動量損失增加，反饋回路亦發(fā)生一定變化；其次，氣流在空腔后壁上的撞擊強(qiáng)度減弱，氣流在空腔后緣附近產(chǎn)生的分離亦有所降低，壓力脈動減弱，由氣流撞擊而產(chǎn)生的反饋信號強(qiáng)度也隨之減弱，開式空腔流場氣動噪聲回路遭到破壞；另外，空腔后壁倒角后，由氣流撞擊所形成的壓力波反射角度將發(fā)生一定變化，脫落渦/壓力波相位差相關(guān)常數(shù)γ增大，自持振蕩模態(tài)對應(yīng)頻率降低。

3 結(jié) 論

本文在高速風(fēng)洞中對空腔流場氣動聲學(xué)特性進(jìn)行了試驗(yàn)研究，對空腔后壁進(jìn)行倒角，以降低氣流在該處的撞擊強(qiáng)度，從而達(dá)到抑制空腔流場氣動噪聲的目的。通過試驗(yàn)分析，得到如下結(jié)論：

1) 亞跨聲速范圍內(nèi)，隨馬赫數(shù)增大，開式空腔氣動聲學(xué)環(huán)境愈趨惡劣，總聲壓級強(qiáng)度顯著增加，聲壓頻譜曲線上的能量尖峰更加突出，單調(diào)聲以及聲壓能量主要集中在St<2.5范圍內(nèi)；

2) 采用后壁倒角進(jìn)行流動控制能有效改善開式空腔流場的氣動聲學(xué)環(huán)境，亞跨聲速條件，隨馬赫數(shù)增大，流動控制效果增強(qiáng)；

3) 后壁倒角降低了壓力脈動，破壞了開式空腔流場氣動噪聲回路，同時改變了聲波反射途徑，從而抑制了空腔流場強(qiáng)氣動噪聲。

[1]Charwat A F, Roos J N, Dewey F C, et al. An investigation of separated flow—Part I: the pressure field[J]. Aero. Sciences, 1960, 28: 457-470.

[2]ünalmis ? H, Clemens N T, Dolling D S. Planar laser imaging of a supersonic side-facing cavity[R]. AIAA-99-0297, 1999.

[3]James S. Acoustic measurements of a large cavity in a wind runnel[R]. NASA TM-78658, 1978.

[4]Charwat A F, Roos J N, Dewey F C, et al. An investigation of separated flow—Part I: the pressure field[J]. Aero. Sciences, 1960, 28: 457-470.

[5]Stallings R L, Wilcox F J. Experimental cavity pressure distributions at supersonic speeds[R]. NASA TP-2683, 1987.

[6]Plentovich E B, Stallings R L, Tracy M B. Experimental cavity pressure measurements at subsonic and transonic speeds[R]. NASA TP-3358, 1993.

[7]Richard E D, Carroll B. Cavity aeroacoustics[R]. AFATL TP-90-08, 1990.

[8]Dix R E, Bauer R C. Experimental and theoretical study of cavity acoustics[R]. AEDC TR-99-4, 2000.

[9]Ross J. High speed acoustic measurements in cavities[R]. AFRL SR-BL-TR-01-0248, 2001.

[10]Rockwell D, Naudascher E. Review—self-sustaining oscillations of flow past cavities[J]. Journal of Fluid Engineering. 1978, 100 (2): 152-165.

[11]Cattafesta L, Williams D, Rowley C, et al. Review of active control of flow-induced cavity resonance[R]. AIAA 2003-3567.

[12]Smith B R, Welterlen T J, Maines B H, et al. Weapons bay acoustic suppression from rod spoilers[R]. AIAA 2002-0662.

[13]Rodney L C. Evaluation of F-111 Weapon bay aero-acoustic and weapon separation improvement techniques[R]. AFFDL TR-79-3003, 1979.

[14]吳繼飛, 羅新福, 范召林. 內(nèi)埋式空腔流場特性及武器分離特性改進(jìn)措施[J]. 航空學(xué)報, 2009, 30(10): 1840-1845.

[15]Wu Jifei, Fan Zhaolin, Luo Xinfu. Analysis of the effects of mass-injection at the leading edge on cavity flow characteristics[J]. Modern Physics Letters B. 2009, 22(1): 413-416.

[16]Stanek M J, Raman G, Kibens V, et al. Control of cavity resonance through very high frequency forcing[R]. AIAA 2000-1905.

[17]Sarno R L, Franke M E. Suppression of flow-induced pressure oscillations in cavities[J]. Journal of Aircraft. 1994, 31(1): 90-96.

[18]Heller H H, Bliss D B. Aerodynamically induced pressure oscillations in cavities—physical mechanisms and suppression concepts[R]. AFFDL TR-74-133, 1975.

[19]A.Γ.穆寧, 著. 航空聲學(xué)[M]. 曹傳鈞, 譯. 北京航空航天大學(xué)出版社, 1993.

[20]吳繼飛. 內(nèi)埋武器艙系統(tǒng)氣動特性研究[D]. 博士學(xué)位論文, 綿陽: 中國空氣動力研究與發(fā)展中心, 2013.

[21]Rossiter J E. Wind-tunnel experimental on the flow over rec-tangular cavities at subsonic and transonic speeds[R]. RAE Technical Report, No. 64037, 1964.

[22]Heller H H, Holmes G, Covert E E. Flow-induced pressure oscillations in shallow cavities[R]. AFFDL TR-70-104, 1970.

[23]Wu Jifei, Fan Zhaolin, Tao Yang, et al. Investigation on aeroacoustic characteristics in cavity flow[J]. Modern Physics Letters B, 2010, 24(3): 1417-1420.

Effectofchamferrear-faceangleonopencavityflowaero-acousticnoisesuppression

WU Jifei1,2,*, XU Laiwu2, FAN Zhaolin2, LUO Xinfu2

(1.StateKeyLaboratoryofAerodynamics,Mianyang621000,China; 2.ChinaAerodynamicsResearchandDevelopmentCenter,Mianyang621000,China)

A series of experiments were conducted in a high speed wind tunnel to study aero-acoustic characteristics cavity flows. The rear wall of the tested cavity was chamfered to reduce the airflow impact strengthen, so as to suppress the cavity noise. The test Mach numbers ranged from 0.6 to 1.2. The length to depth ratios of the cavities were 4.1 and 4.7. Results indicate that aero-acoustic environment around the open cavity exacerbates with increasing Mach number in subsonic and transonic speed ranges. The maximal overall sound pressure level (OSPL) is more than 170 dB. Several tones with different modes can be found in the sound pressure spectra. It is also indicated that the control method by chamfering the cavity rear wall is effective on suppressing the cavity noise. The overall sound pressure level on the cavity floor reduced significantly, the maximum of reduced OSPL was approximately 7 dB. The reduced OSPL was about 1 dB near the main noise source on the rear wall of the cavity. The peaks of sound energy spectrum curves were also suppressed substantially due to the control method.

cavity; flow control; overall sound pressure level; aero-acoustic noise; self-sustained oscillation; sound pressure spectra

V211.7

A

10.7638/kqdlxxb-2015.0047

0258-1825(2017)05-0645-05

2015-04-26;

2016-07-07

吳繼飛*(1980-),男，博士，助理研究員，主要研究方向：風(fēng)洞試驗(yàn)、氣動噪聲及其控制技術(shù). E-mail:kkwjf@126.com

吳繼飛, 徐來武, 范召林, 等. 后壁倒角對開式空腔氣動噪聲抑制作用研究[J]. 空氣動力學(xué)學(xué)報, 2017, 35(5): 645-649, 654.

10.7638/kqdlxxb-2015.0047 WU J F, XU L W, FAN Z L, et al. Effect of chamfer rear-face angle on open cavity flow aero-acoustic noise suppression[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2017, 35(5): 645-649, 654.