楊黨國,李建強,范召林,羅新福,梁錦敏

(中國空氣動力研究與發(fā)展中心空氣動力學(xué)國家重點實驗室,四川 綿陽 621000)

0 引 言

空腔流動普遍存在于航空航天領(lǐng)域,如物體表面的切口、凹槽、燃燒室、飛機起落架艙及武器艙等。高速氣流流過空腔,當(dāng)滿足一定的空氣動力學(xué)和幾何條件時,由于腔外剪切流與腔內(nèi)流動的相互作用,流動可能出現(xiàn)自激振蕩,壓力、速度等出現(xiàn)劇烈脈動,并誘發(fā)強烈噪聲。已有研究表明腔內(nèi)噪聲聲壓級最高可達170多dB,易引起腔內(nèi)安裝裝置和電子設(shè)備等的結(jié)構(gòu)振動和疲勞損壞[1]。此外,空腔流動本身涉及了流體力學(xué)中許多基本的前沿問題,如非定常流、渦動力學(xué)、流體動力不穩(wěn)定性、自由剪切層內(nèi)的膨脹波/激波、激波/激波相互干擾,聲與流動相互作用和自激振蕩誘發(fā)噪聲等,因此,成為空氣動力學(xué)研究的一個熱點。

20世紀(jì)50年代起,國外就有人對空腔流動特性進行了大量研究。80年代以來,以數(shù)值模擬求解NS方程來研究空腔流動特性的文章也日趨增加[2]?？涨涣鲃宇愋椭饕芷溟L深比(L/D)的影響,文獻[3-4]依據(jù)腔內(nèi)靜態(tài)壓力分布將空腔流動大致分為三種流動類型:閉式流動(L/D＞13)、過渡式流動(10≤L/D≤13)和開式流動(L/D＜10)。在空腔動態(tài)特性及流動顯示方面也有不少研究工作[5-10]?？涨黄渌麕缀螀?shù)如寬深比(W/D)、來流馬赫數(shù)等,對空腔流動類型、靜態(tài)流動特性和非定常流動特性也有一定影響[11-12]。

國內(nèi)對空腔氣動噪聲特性研究起步較晚,多數(shù)文獻集中在空腔靜態(tài)流動特性數(shù)值模擬方面[13-15],如賴煥新等對空腔噪聲問題進行了大渦-聲比擬數(shù)值研究[16],并進行了空腔噪聲控制的數(shù)值研究[17],但空腔氣動噪聲特性試驗文獻較少。為此,本文開展高亞聲速下三種不同流動類型空腔內(nèi)脈動壓力測量試驗,完成對腔內(nèi)聲壓級分布和不同測點聲壓頻譜特性試驗結(jié)果分析,著重探討了空腔氣動噪聲特性。

1 試驗?zāi)Ｐ团c設(shè)備

試驗空腔模型總長 L為 150mm,寬度W 為55mm,深度D為10mm。脈動壓力測點布置在空腔底面中心線上,孔徑為 φ 3.2mm,孔間距為10mm,試驗?zāi)Ｐ驼掌妶D1。

試驗在中國空氣動力研究與發(fā)展中心高速所的0.6m×0.6m跨超聲速風(fēng)洞中完成[18]。采用動態(tài)壓力傳感器測量脈動壓力信號,型號為 Endevco公司8514-10壓阻式傳感器,量程為 68kPa,固有頻率為200kHz,名義靈敏度為 4.35μ V/Pa。

圖1 試驗?zāi)Ｐ驼掌現(xiàn)ig.1 The model photograph

2 試驗條件與參數(shù)

通過在空腔后壁處添加不同長度的矩形堵塊來改變長深比(L/D),試驗空腔模型L/D分別為6、10和15。模型迎角、側(cè)滑角和滾轉(zhuǎn)角均為 0°,來流馬赫數(shù)M為0.8,基于每米的雷諾數(shù)為1.55×107。在空腔前緣的洞壁上貼有一條寬為3mm的粗糙帶,以便在空腔前緣獲得湍流邊界層,采用測壓耙測得試驗中速度邊界層厚度為0.034m。

動態(tài)壓力數(shù)據(jù)分析上限截止頻率取1×104Hz,頻率分辨區(qū)間為4.88Hz,樣本長度1024個單位區(qū)間,取32個樣本作總體平均以減小隨機誤差。為減少因在時域截斷信號而在頻域產(chǎn)生的滲漏誤差,數(shù)據(jù)處理時加了海寧窗,并修正了加窗對聲壓頻譜密度幅值帶來的影響。此外,本次試驗中信號調(diào)節(jié)放大系統(tǒng)選用了0.1Hz高通濾波,對信號進行預(yù)處理,去除了信號中的直流成份。

聲壓級LSP(SPL)反映測點壓力脈動的強弱;DSP為應(yīng)用快速傅里葉變換計算得到的脈動壓力功率譜密度函數(shù)(PSD),描述脈動壓力能量隨頻率的分布;聲壓頻譜FSP(SPFS)反映接收點脈動壓力能量的頻域特性。它們的計算公式分別如下:

其中 f為測點壓力脈動的頻率;Δf為用于分析動態(tài)壓力頻域特性的頻率區(qū)間;T是數(shù)據(jù)的采集時間為動態(tài)壓力的均方根值,是將功率譜密度函數(shù)P(f)在測點壓力脈動頻率分析范圍內(nèi)積分后開方求得;pref為基準(zhǔn)聲壓,對于空氣其值為20μ Pa。

3 噪聲特性分析

3.1 開式空腔流動

圖2給出馬赫數(shù)0.8時L/D=6的空腔的流場結(jié)構(gòu)(壓力等值線與流線圖譜)、聲壓級分布及聲壓頻譜特性。

因開式空腔深度較大,氣流在腔前壁處產(chǎn)生分離后,一部分氣流向腔內(nèi)擴張,另一部分在空腔上方形成的剪切層,沒有觸及腔底面,直接跨過腔中部與腔后壁撞擊。當(dāng)剪切層中的氣流與腔后壁相撞后,流動再次分離,部分氣流沿腔后壁面向腔底面運動再沿腔底面向腔前壁面運動,在腔內(nèi)形成連通腔前部低壓區(qū)和后部高壓區(qū)的旋渦流動形態(tài),如圖2(a)所示。

腔內(nèi)的聲壓級在腔前緣處因氣流向腔內(nèi)擴張略微降低,然后單調(diào)遞增到腔后壁的最大值,如圖2(b)所示。剪切層與腔后壁相撞,在腔后緣處產(chǎn)生了強烈的噪聲(聲壓級約為165dB),對于開式空腔來說,腔內(nèi)流動受上方剪切層擾動較弱,且腔前部的低壓區(qū)和后部的高壓區(qū)通過腔內(nèi)的旋渦相互連通,故后緣處產(chǎn)生的噪聲能經(jīng)腔內(nèi)部向腔前緣傳播,與腔前壁相撞后又激發(fā)剪切層向腔后壁流動[5]。當(dāng)剪切層受激發(fā)的頻率與噪聲反饋的頻率滿足一定的條件時,便在開式空腔內(nèi)形成流動自激振蕩,并誘發(fā)強烈噪聲。因此,可從圖2(c)看出在500Hz＜f＜5000Hz內(nèi)出現(xiàn)了多個聲壓峰值頻率;此外因腔內(nèi)流動受腔上方剪切層擾動較弱,腔前部測點(X/L=0.12)、中部測點(X/L=0.62)和后部測點(X/L=0.95)的聲壓頻譜特性變化趨勢基本相似,聲壓峰值頻率基本相同,但聲壓量值存在一定的差別,相比之下,腔后部測點處的噪聲最強烈。

3.2 過渡式空腔流動

圖3給出馬赫數(shù)0.8時L/D=10的空腔的流場結(jié)構(gòu)(壓力等值線與流線圖譜)、聲壓級分布及聲壓頻譜特性。

氣流流經(jīng)過渡式空腔,在腔前緣處分離,一部分氣流向腔內(nèi)擴張,另一部分氣流在空腔上方形成剪切層。因過渡式空腔深度較小,剪切層在空腔中后部(大約X/L=0.8)撞擊腔底面后隨即離開,繼續(xù)流過空腔與腔后壁面碰撞,剪切層中的氣流再次分離,一部分氣流移出空腔向下游運動,另一部分氣流沿腔后壁面向腔底面運動,再向腔前部運動。上述空腔流動形態(tài)導(dǎo)致在過渡式空腔前、后部分別形成兩個旋渦,如圖3(a)所示。

腔內(nèi)聲壓級在腔前緣處略微降低,隨后在0.1≤X/L≤0.4范圍內(nèi)急劇增大;在空腔中部0.4＜X/L≤0.8范圍內(nèi)因剪切層的作用聲壓級增加緩慢;在0.8＜X/L≤1.0范圍內(nèi)聲壓級急劇增大至腔后壁面處的最大值(約為165dB),如圖3(b)所示。從圖3(c)可看出在高亞聲速時,腔內(nèi)不同測點的聲壓頻譜特性變化趨勢基本相似。此外,在相同離散頻率下空腔前部測點(X/L=0.12)的聲壓級最低,中部測點(X/L=0.62)的聲壓級較前部測點(X/L=0.12)大、較后部測點(X/L=0.95)小;空腔后部測點位置與剪切層與腔后壁相撞區(qū)域最近,受到反饋噪聲的影響最大,因此在相同離散頻率下對應(yīng)的聲壓級最高。

圖2 開式空腔噪聲特性(L/D=6)Fig.2 Noise characteristics of open cavity flow(L/D=6)

亞聲速時過渡式空腔前部區(qū)域的旋渦和后部區(qū)域的旋渦沒有被腔上方形成的剪切層與腔底面的撞擊完全分開,在近腔底面處仍有連通的可能,故在空腔后緣處產(chǎn)生的噪聲沿腔底面仍有反饋到腔前緣的可能,再次激發(fā)剪切層向下游運動,再與空腔后壁相撞產(chǎn)生二次噪聲,當(dāng)滿足一定條件時,腔內(nèi)形成流動自激振蕩,見圖3(a)。因此,從空腔后部測點(X/L=0.95)的聲壓頻譜特性圖可看出在 500Hz＜f＜3000Hz范圍內(nèi)有出現(xiàn)聲壓峰值頻率,表明此時腔內(nèi)存在流動自激振蕩,見圖3(c)。

圖3 過渡式空腔噪聲特性(L/D=10)Fig.3 Noise characteristics of transitional cavity flow(L/D=10)

3.3 閉式空腔流動

圖4給出馬赫數(shù)0.8時L/D=15的空腔的流場結(jié)構(gòu)(壓力等值線與流線圖譜)、聲壓級分布及聲壓頻譜特性。

閉式空腔深度小,氣流在腔前緣處產(chǎn)生分離,一部分氣流向腔內(nèi)擴張,在腔前壁后的區(qū)域形成旋渦;另一部分氣流在空腔上方形成剪切層,在腔中部(約X/L=0.5)剪切層與腔底面相撞,形成附著底面的流動形態(tài)。在腔后壁前剪切層移出空腔,氣流再次發(fā)生分離,一部分氣流移出空腔后向下游繼續(xù)運動,另一部分氣流與腔后壁面撞擊,如圖4(a)所示。

圖4 過渡式空腔噪聲特性(L/D=15)Fig.4 Noise characteristics of transitional cavity flow(L/D=15)

在空腔前壁后聲壓級稍微降低,在0.1≤X/L＜0.4內(nèi)迅速遞增;在0.4≤X/L＜0.8內(nèi)剪切層沿空腔底面流動,聲壓級沿流動方向緩慢下降;在0.8≤X/L≤1.0內(nèi)剪切層與腔后壁撞擊誘發(fā)強烈噪聲,聲壓級又增加至后壁處最大值,見圖4(b)。在空腔中部剪切層附著空腔底面向空腔后部運動,這在一定程度上限制了因剪切層與空腔后壁相撞在腔后緣處產(chǎn)生的噪聲向腔前壁的傳播,聲波反饋回路受到一定阻礙,故腔內(nèi)幾乎沒有流動自激振蕩發(fā)生,三個不同測點都沒有出現(xiàn)聲壓峰值激振頻率,如圖4(c)所示。此外,剪切層與腔后壁相撞誘發(fā)的強烈噪聲使腔后部測點(X/L=0.95)在相同離散頻率下的聲壓級高于前部測點(X/L=0.12)和中部測點(X/L=0.62);前部測點(X/L=0.12)離噪聲產(chǎn)生區(qū)(腔后壁附近)最遠,故相同離散頻率下聲壓級較中部測點和后部測點低且衰減快;中部測點(X/L=0.62)位于空腔中部,相同離散頻率對應(yīng)的聲壓級介于其他兩個測點之間,見圖4(c)。

4 結(jié) 論

通過對M=0.8時三種流動類型空腔氣動噪聲特性研究,可得出以下結(jié)論:

(1)空腔上方形成的剪切層對開式空腔內(nèi)的流動影響較小;腔內(nèi)形成的旋渦將空腔前壁后低壓區(qū)和后壁前高壓區(qū)連通,導(dǎo)致因剪切層與腔后壁撞擊產(chǎn)生的噪聲較順利的從腔后壁處到達腔前壁處,激發(fā)剪切層運動,與腔后壁再次碰撞并產(chǎn)生二次噪聲,形成聲波反饋回路,產(chǎn)生流動自激振蕩,誘發(fā)強烈噪聲。

(2)空腔上方形成的剪切層對過渡式和閉式空腔內(nèi)流動影響較大;將空腔前部流動區(qū)域和后部流動區(qū)域分開,在一定程度上干擾了噪聲從腔后壁向前壁傳播的反饋回路,阻礙了流動自激振蕩的形成。

可見,高亞聲速時開式空腔內(nèi)流動自激振蕩較過渡式和閉式空腔嚴(yán)重,腔內(nèi)存在較強烈噪聲。因此,開式空腔噪聲抑制技術(shù)研究將是下一步的工作重點。

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