吳繼飛 ,陶 洋,范召林 ,羅新福

(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

空腔在工程上有著廣泛的應(yīng)用。空腔流動看似簡單,卻引發(fā)了很多復(fù)雜的空氣動力學(xué)現(xiàn)象,當(dāng)高速氣流流經(jīng)空腔時,可能引發(fā)邊界層分離、氣動噪聲、激波/剪切層干擾等復(fù)雜氣動現(xiàn)象。近年來,關(guān)于空腔流動方面的研究已成為空氣動力學(xué)界研究的一個熱點。

空腔流場可分為五種不同類型:開式穴流動、過渡/開式穴流動、過渡式穴流動、過渡/閉式穴流動和閉式穴流動[1-2]。對于閉式穴流動,氣流流經(jīng)空腔時將產(chǎn)生嚴(yán)重的流動分離,空腔內(nèi)存在較大的靜態(tài)壓力梯度,武器從具有該流場類型的彈艙內(nèi)分離時將產(chǎn)生很大的抬頭力矩,危及武器安全分離;而當(dāng)高速氣流流經(jīng)具有開式穴流場類型的空腔時,氣流將形成一道剪切層直接跨過空腔,此時艙內(nèi)靜態(tài)壓力梯度較小,但由于剪切層的不穩(wěn)定性,艙內(nèi)將產(chǎn)生強烈的氣動噪聲,可能引起艙內(nèi)電子設(shè)備、武器等發(fā)生振動,并有可能導(dǎo)致結(jié)構(gòu)疲勞破壞,嚴(yán)重影響武器安全分離和飛行安全。因此,對空腔流場進行流動控制的主要目的是抑制流場引發(fā)的氣動噪聲,并降低流場的靜態(tài)壓力梯度,國外進行了大量關(guān)于空腔流動控制方面的研究[3]。

本文主要研究了采用被動控制手段——后緣修型進行流動控制對空腔流場氣動噪聲的影響,及其對空腔靜態(tài)壓力分布影響。該流動控制方法對空腔外形破壞小,且不需額外裝置,具有良好的工程應(yīng)用前景。

1 風(fēng)洞及試驗?zāi)Ｐ?/h2>

1.1 風(fēng)洞

試驗在中國空氣動力研究與發(fā)展中心高速所的FL-21風(fēng)洞進行。風(fēng)洞開口試驗段為0.6m×0.6m,試驗段長度為1.775m,試驗馬赫數(shù)范圍為0.3～3.0,跨聲速時試驗段上下為開孔壁,兩側(cè)為實壁,超聲速時四壁均為實壁。

1.2 模型

未修型時試驗?zāi)Ｐ腿鐖D1(a)所示,空腔模型安裝在矩形平板上,平板固定于風(fēng)洞側(cè)壁,平板上表面與風(fēng)洞側(cè)壁之間的距離為40mm,在平板最前緣粘貼粗糙帶進行人工轉(zhuǎn)捩,以保證氣流在達到空腔之前充分發(fā)展成湍流?？涨坏拈L度(L=267mm)、寬度(W=104mm)固定,深度(D)可以調(diào)節(jié)。后緣修型時試驗?zāi)Ｐ腿鐖D1(b)所示,后堵塊上倒1/4圓的圓弧,圓弧兩端點處切線分別和后壁面以及平板平行,圓弧半徑分別為R1=5mm、R2=10mm、R3=15mm。測壓孔分布在空腔底板的中軸線上,共有26個靜壓測點,27個脈動壓力測點,等間隔分布,兩者之間的孔心距為5mm,以x表示測壓點的位置坐標(biāo),順氣流方向為正,空腔前壁位置定義為零點,第一個測壓孔為脈動壓力測點,壓力孔中心位置為x=3.33mm,文中以無量綱數(shù)x/L表示測壓點的相對位置。

圖1 試驗?zāi)Ｐ驼掌現(xiàn)ig.1 Sketch of testing models

1.3 采集設(shè)備

靜態(tài)壓力測量由P&S公司生產(chǎn)的Netscaner System 9016模塊壓力采集系統(tǒng)測量,單通道的采樣頻率為100Hz;脈動壓力由Endevco公司生產(chǎn)的8514-10型壓阻式傳感器進行測量,該傳感器量程為10PSI,固有頻率為200kHz,名義靈敏度為4.35×10-3mV/Pa。

1.4 邊界層測量

采用單點皮托管移動測量的方法對未修型時空腔前緣的邊界層厚度進行了測量,定義無量綱速度等于0.99時為速度邊界層的外邊界。M=0.6時,邊界層厚度δ=15.31mm,M=0.9時,δ=11.00mm,M=1.5時 ,δ=5.50mm 。

2 試驗結(jié)果分析

圖2為L/D=9、M=0.9時不同修型半徑對空腔流場特性影響曲線。

從圖2(a)靜態(tài)壓力分布曲線可以看出,不同修型半徑時,因修型而引起的靜態(tài)壓力分布的變化規(guī)律是一致的,即空腔底部前壁附近的壓力值略有降低,同時后壁附近的壓力值略有升高,空腔底部的壓力梯度有所增大,當(dāng)修型半徑從R1變?yōu)镽2時,空腔前壁附近的壓力值略有減小,而當(dāng)修型半徑從R2變?yōu)镽3時,空腔前壁附近的壓力值基本上沒有變化。從圖2(b)總聲壓級分布曲線上可以看出,不同修型半徑時,因修型而引起的總聲壓級分布的變化規(guī)律也是一致的,即后緣修型以后使得空腔底部中后段測點的總聲壓級有所降低,并且降低的幅度隨修型半徑的增加而增大。頻譜圖表示脈動壓力能量在各頻率段的分布,對于空腔流場,頻譜曲線上在某些頻率下可能會出現(xiàn)能量尖峰,能量尖峰可能引發(fā)結(jié)構(gòu)以及設(shè)備發(fā)生共振,因此對空腔流場進行頻譜分析的主要目的是分析是否有尖峰出現(xiàn)。試驗結(jié)果表明,相同試驗條件下,空腔底部不同測點的頻譜圖形狀是相似的,頻譜圖上的能量尖峰僅存在幅值大小的區(qū)別,而其對應(yīng)的頻率是一致的,因此在分析空腔流場聲壓頻譜圖特性時,可以選取最具代表性測點的測值進行討論,本文選取相對位置為x/L=0.987處的傳感器進行頻譜分析。從圖2(c)頻譜曲線上可以看出,不同修型半徑時,后緣修型以后均使得頻譜曲線上能量尖峰的幅值有所降低,并且降低的幅度隨修型半徑的增加而增大,最大降低了約5dB,頻譜曲線還表明,在頻率3500Hz附近出現(xiàn)了能量峰簇,這很有可能是由模型安裝以及風(fēng)洞的背景噪聲產(chǎn)生的。上述分析表明,后緣修型對空腔流場特性的影響隨修型半徑的增大而增強,因此,以下研究均采用后緣為R3的后緣修型模型。

圖2 空腔流場特征曲線Fig.2 Curves of cavity flow characteristics

圖3為L/D=7時,后緣修型對空腔流場特性影響曲線。

圖3(a)表明,在亞聲速(M=0.6)和超聲速(M=1.8)條件下,后緣修型對靜態(tài)壓力分布的影響有所不同:馬赫數(shù)等于0.6時,未修型時的基準(zhǔn)空腔流場類型對應(yīng)為過渡式穴流動[4],后緣修型使空腔前壁附近的壓力值降低、后壁附近的壓力值升高,從而導(dǎo)致腔底的靜態(tài)壓力梯度有所增大;馬赫數(shù)等于1.8時,此時的基準(zhǔn)空腔流場類型對應(yīng)為開式穴流動[4],氣流在空腔的上方形成一道自由剪切層直接跨過空腔,空腔內(nèi)的絕大區(qū)域內(nèi)的靜態(tài)壓力分布較為平直,只是在空腔后壁附近壓力才明顯上升,這是由于氣流撞擊空腔后壁造成氣流壓縮而產(chǎn)生的,此時,后緣修型使空腔后壁附近的壓力值有較明顯降低,但對其它區(qū)域內(nèi)的靜態(tài)壓力影響不明顯。造成上述兩種現(xiàn)象的原因可能是:亞聲速條件下,空腔的流場類型對應(yīng)為過渡式穴流動時,該修型方式相當(dāng)于使空腔的長度增大,從而引起空腔的有效長深比增大,超聲速條件下,空腔的流場類型對應(yīng)為開式穴流動時,該修型方式降低了剪切層氣流在空腔后壁上的撞擊強度,并使撞擊激波的強度減弱,從而使空腔后壁附近的壓力值降低。圖3(b)總聲壓級分布曲線表明,無論是過渡式穴流動還是開式穴流動,后緣修型以后均使得腔底所有測點的總聲壓級降低,特別是當(dāng)空腔的基準(zhǔn)流場類型為開式穴流動時,采用后緣修型的方式進行流動控制的效果十分明顯,總聲壓級降低的最大量約有5dB。圖3(c)能量譜分布曲線同樣表明該方法對抑制能量尖峰有利,馬赫數(shù)等于0.6時,能量譜分布的基準(zhǔn)曲線上有一個較明顯的能量尖峰,采用后緣修型以后該能量尖峰得到了有效的抑制;馬赫數(shù)為1.8時,能量譜分布基準(zhǔn)曲線上有三個較明顯的能量尖峰,其中第二能量尖峰的能量值最大,采用流動控制后,前兩個能量尖峰均得到較為明顯的抑制,聲壓級約降低了5dB,但第三能量尖峰基本沒有變化。采用后緣修型之所以能對空腔流場誘導(dǎo)產(chǎn)生的能量尖峰以及噪聲產(chǎn)生抑制,原因可能是后緣修型使得氣流在后壁面上的撞擊強度減弱,進而減弱了在空腔后壁產(chǎn)生的壓力波,破壞了空腔流場誘導(dǎo)而產(chǎn)生的振蕩回路,從而使尖峰能量以及噪聲強度降低。

圖3 空腔流場特征曲線Fig.3 Curves of cavity flow characteristics

圖4為長深比等于9時,后緣修型對空腔流場特性影響曲線。

圖4(a)靜態(tài)壓力分布曲線表明:馬赫數(shù)為0.6時,基準(zhǔn)曲線具有閉式穴流動的特征,氣流在空腔前緣分離并向腔內(nèi)擴張,腔底前壁附近為低壓區(qū),之后氣流撞擊腔底,壓力迅速上升,隨后氣流重新在腔底上附著并向下游流動,壓力上升緩慢,在到達空腔后壁面之前,氣流再次分離并向腔外偏折,氣流再次壓縮,壓力也再次急劇上升;后緣修型使空腔前壁附近的靜態(tài)壓力有所降低,同時產(chǎn)生了較明顯的氣流附著區(qū)壓力平臺,這意味著該條件下對空腔后緣修型相當(dāng)于增大了空腔的相對長度,空腔流場類型開始向深度閉式穴流場形態(tài)轉(zhuǎn)變。圖4(b)表明:馬赫數(shù)等于0.6時后緣修型對空腔前半段的總聲壓級基本上沒有影響,但使空腔底部后壁附近的總聲壓級有明顯的降低,原因可能是后壁修型使氣流在空腔后壁附近的壓縮減弱,從而使噪聲的能量減弱。圖4(c)表明:馬赫數(shù)等于0.6時,能量譜分布基準(zhǔn)曲線以及后緣修型后的曲線均無能量尖峰出現(xiàn),后緣修型使所有頻率下對應(yīng)的氣動聲學(xué)能量均有一定降低。馬赫數(shù)等于1.8時,從4(a)基準(zhǔn)靜態(tài)壓力分布可以看出,此條件下的空腔流場類型為開式穴流動,即與前面已經(jīng)分析過的空腔長深比為7、馬赫數(shù)等于1.8時的基準(zhǔn)流場類型一致,從曲線上可以發(fā)現(xiàn),后緣修型對這兩種不同長深比的空腔流場特性的影響規(guī)律是一致的,區(qū)別僅在于量值上的差異,與長深比為7、馬赫數(shù)為1.8時的情況相比,此條件下,后緣修型對靜態(tài)壓力以及總聲壓級影響相對較弱,但對能量尖峰的抑制效果更為明顯,此時,基準(zhǔn)能量譜曲線上有四個較明顯的能量尖峰,采用后緣修型以后,所有的能量尖峰都得到明顯的抑制,特別是第一、第二能量尖峰的能量都減弱了5dB左右。

圖5為長深比等于12時,后緣修型對空腔流場特性影響曲線。

從圖5(a)靜壓曲線可以看出,馬赫數(shù)等于0.6時,該條件下的空腔基準(zhǔn)流場類型為閉式穴流動,即與空腔長深比為9、馬赫數(shù)等于0.6時的基準(zhǔn)流場類型相同,此時,后緣修型對這兩種不同長深比的空腔流場特性影響相似,因此就不再討論了。我們重點分析該長深比下、馬赫數(shù)等于1.8時的情況,圖5(a)靜態(tài)壓力分布曲線表明,采用后緣修型以后空腔的流場類型從過渡/開式穴流動轉(zhuǎn)變成了過渡/閉式穴流動,壓力梯度有了明顯的升高,文獻[1]表明,超聲速條件下,過渡/開式穴流動與過渡/閉式穴流動之間的轉(zhuǎn)化是突發(fā)性的,試驗參數(shù)的細微變化都有可能誘使這種突變發(fā)生,就靜壓分布來說,此時后緣修型是不利的,但從圖5(b)總聲壓級分布以及圖5(c)能量譜分布來看,此時采用流動控制是有利的:采用后緣修型以后,腔底最大聲壓級降低了約5dB,同時能量譜分布曲線上也不再有能量尖峰出現(xiàn)。

圖5 空腔流場特征曲線Fig.5 Curves of cavity flow characteristics

圖6為長深比等于15時,后緣修型對空腔流場特性影響曲線。

圖6 空腔流場特征曲線Fig.6 Curves of cavity flow characteristics

圖6(a)基準(zhǔn)靜態(tài)壓力分布表明,這兩種試驗馬赫數(shù)下,空腔的流場類型均為閉式穴流動,腔后緣修型后的靜態(tài)壓力曲線有較大的氣流附著區(qū)壓力平臺,但靜態(tài)壓力最大值基本上沒有變化,6(b)總聲壓級分布曲線以及圖6(c)能量譜分布曲線則表明腔后緣修型后的氣動噪聲得到了一定的抑制,這進一步證實了以上關(guān)于后緣修型對具有閉式穴流場類型的空腔流場特性影響的結(jié)論。

3 結(jié) 論

通過上述分析,得到以下結(jié)論:

(1)空腔流場為開式穴流動時,腔后緣修型有利于腔內(nèi)噪聲的抑制和能量尖峰的抑制,并能使腔內(nèi)的靜態(tài)壓力梯度有所降低;

(2)空腔流場為過渡式穴流動時,腔后緣修型有利于腔內(nèi)噪聲的抑制和能量尖峰的抑制,但使腔內(nèi)的靜態(tài)壓力梯度略有升高;

(3)空腔流場為過渡/開式穴流動時,腔后緣修型有可能導(dǎo)致空腔的流場類型向過渡/閉式穴流動轉(zhuǎn)變;

(4)空腔流場為閉式穴流動時,腔后緣修型有利于腔內(nèi)噪聲的抑制,對靜態(tài)壓力梯度影響不大。

[1]STALLINGS R L Jr,WILCOX F J Jr.Experimental cavity pressure distributions at supersonic speeds[R].NASA TP 2683,1987.

[2]PLENTOVICH E B,STALLINGS R L Jr,TRACY M B.Experimental cavity pressure measurements at subsonic and transonic speeds[R].NASA TP 3358,1993.

[3]CATTAFESTA L,WILLIAMS D,ROWLEY C,ALVI F.Review of active control of flow-induced cavity resonance[R].AIAA 2003-3567.

[4]吳繼飛,羅新福,范召林.亞、跨、超聲速下空腔流場特性實驗研究[J].實驗流體力學(xué).2008,22(1):71-75.