韓 磊，胡春波，李佳明，李 林，劉小勇

(1.西北工業(yè)大學(xué)，西安 710072;2.西安航天動(dòng)力研究所，西安 710025)

噴管尺寸對超聲速噴流噪聲影響研究①

韓 磊1，胡春波1，李佳明1，李 林1，劉小勇2

(1.西北工業(yè)大學(xué)，西安 710072;2.西安航天動(dòng)力研究所，西安 710025)

為研究噴管尺寸對超聲速噴流噪聲特性的影響及其聲場分布規(guī)律而設(shè)計(jì)了冷流實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)，選用3種不同尺寸的噴管，采用LMS數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)及噪聲處理軟件，對不同噴管尺寸、不同來流壓強(qiáng)下的噴流噪聲進(jìn)行了采集和處理。實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，超聲速噴流噪聲具有較強(qiáng)的指向性，隨著測點(diǎn)偏離噴流中心軸線角度從30°增加到180°，其聲壓級(jí)峰值逐漸減小，峰值頻率變化不大;隨著噴管尺寸的增大，聲壓級(jí)逐漸增大，其峰值頻率逐漸減小;在該實(shí)驗(yàn)工況下，聲壓級(jí)峰值分布在80～120 dB，隨著噴管尺寸從喉徑10 mm降低到5 mm，峰值頻率從不到6 000 Hz提高到11 000 Hz以上。

超聲速噴流噪聲;噪聲場;分布規(guī)律;冷流實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)合

0 引言

高速噴流產(chǎn)生的噪聲很早就引起了人們的注意，現(xiàn)代飛行器特別是高超聲速飛行器工作時(shí)高速噴流產(chǎn)生的強(qiáng)烈噴流噪聲，可能誘發(fā)其結(jié)構(gòu)上發(fā)生疲勞破壞、操作儀器失靈等問題，嚴(yán)重影響到飛行器的安全性和可靠性。進(jìn)行超聲速噴流噪聲測量實(shí)驗(yàn)，分析其聲場分布規(guī)律及影響因素，具有十分重要的意義。

國內(nèi)外對噴流噪聲的研究，從20世紀(jì)60年代到現(xiàn)在不斷深入。Mcinerny［1］對固體推進(jìn)劑火箭系統(tǒng)所產(chǎn)生的噴流噪聲進(jìn)行了初步研究。但由于缺乏對噴流噪聲特性參數(shù)的明確定義，所形成的噪聲預(yù)測方法是基于受控實(shí)驗(yàn)得到數(shù)據(jù)的經(jīng)驗(yàn)方法;Viswanathan［2-3］研究了亞音速下噴管尺寸及噴流溫度對噴流噪聲特性及其聲場分布規(guī)律的影響。實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，隨著噴流燃?xì)鉁囟燃皣姽艹隹趪娏魉俣鹊纳?，噪聲聲壓?jí)逐漸增大;Tam［4］對超聲速噴流噪聲進(jìn)行了研究，把湍流混合噪聲分為2個(gè)獨(dú)立部分:一個(gè)是由馬赫波引起的大尺度湍流結(jié)構(gòu)產(chǎn)生，主要向下游傳播;另一個(gè)產(chǎn)生自小尺度湍流結(jié)構(gòu)，主要向兩側(cè)及上游傳播。李峰等［5］對噴管出口附近的聲場進(jìn)行仿真計(jì)算，獲得了固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴流噪聲場的聲強(qiáng)及頻率分布;汪洋海等［6］針對超聲速噴流嘯聲的控制方法進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)研究，并初步探討了噪聲抑制等問題。在國內(nèi)外開展的噴流噪聲實(shí)驗(yàn)研究及理論計(jì)算中，主要是針對亞音速和Ma＜2的低速噴流。針對高超聲速噴流噪聲的研究，尤其是噴管尺寸對噴流噪聲的影響規(guī)律研究尚未見公開報(bào)道。

為了消除發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)驗(yàn)中由于壓強(qiáng)、溫度、環(huán)境等不穩(wěn)定因素引起的實(shí)驗(yàn)誤差，本文設(shè)計(jì)了一套冷流噴流噪聲實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)。在半自由場環(huán)境下，針對喉徑為5、8、10 mm、出口Ma=2.0的3組噴管，對不同來流壓強(qiáng)條件下噴流噪聲特性及其聲場分布規(guī)律進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)研究。

1 實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)及噪聲測量方法

1.1 實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)

本文設(shè)計(jì)了一套冷流噴射系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定壓強(qiáng)下超聲速噴流。為了保證來流壓強(qiáng)穩(wěn)定，設(shè)計(jì)了一套整流裝置，整流裝置之前的管路設(shè)計(jì)內(nèi)徑為12 mm，在管路上安裝了壓強(qiáng)控制器，通過壓強(qiáng)傳感器，采集整流裝置內(nèi)的壓強(qiáng)，并根據(jù)觀測到的壓強(qiáng)值，通過操作壓強(qiáng)控制器進(jìn)行調(diào)節(jié)，保證噴管前的工作壓強(qiáng)平穩(wěn)。此外，為保證實(shí)驗(yàn)安全，采用氣動(dòng)球閥進(jìn)行開關(guān)控制。非工作狀態(tài)時(shí)，氣動(dòng)球閥保持關(guān)閉;工作前，開啟氣動(dòng)球閥。當(dāng)噪聲數(shù)據(jù)成功采集、實(shí)驗(yàn)裝置停止工作時(shí)，關(guān)閉氣動(dòng)球閥。由于最高設(shè)計(jì)噴流速度Ma?5.0，因此不用考慮由于氣流加速膨脹引起的氣流速度下降到空氣液化點(diǎn)以下而出現(xiàn)凝結(jié)的情況，不需預(yù)先加熱空氣。實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)原理圖及實(shí)物如圖1所示。

圖1 實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)示意圖及實(shí)物Fig.1 Schematic diagram and real photo of the experimental bench of the supersonic jet

設(shè)計(jì)了出口Ma=2.0、喉部直徑分別為 5、8、10 mm的3組噴管，用于研究分析噴管尺寸對固定來流壓強(qiáng)下噴流噪聲特性的影響，噴管構(gòu)型示意圖如圖2所示，設(shè)計(jì)噴管參數(shù)見表1。圖2中，除角度外，其他尺寸單位為mm。

圖2 噴管構(gòu)型示意圖Fig.2 Structural schematic of the nozzle

表1 噴管尺寸Table 1 Parameters of the nozzle structure

1.2 噪聲測量方法

1.2.1 測量儀器介紹

由于超聲速噴流噪聲具有頻率范圍寬、峰值頻率高等特點(diǎn)，為了能準(zhǔn)確獲得噴流噪聲信號(hào)數(shù)據(jù)，要求噪聲測試系統(tǒng)應(yīng)具有較寬的通頻帶和較大的動(dòng)態(tài)范圍。本噪聲測試系統(tǒng)采用5個(gè)24位ADC和204.8 kHz采樣頻率、輸入范圍為62.5 mV～25 V的傳聲器構(gòu)成測點(diǎn)數(shù)組，采用LMS SCADAS 316數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)記錄數(shù)據(jù)，通過LMS Test Lab噪聲實(shí)驗(yàn)處理軟件進(jìn)行數(shù)據(jù)處理，獲得整個(gè)噪聲場的頻域信息及聲壓級(jí)等。

1.2.2 測點(diǎn)布置

本文噪聲測試系統(tǒng)采用金屬膜后駐極體電容式聲傳感器，該傳感器具有體積小、精度高、結(jié)構(gòu)牢固、電容量大和輸出阻抗較低等特點(diǎn)。為了提高實(shí)驗(yàn)精度和增強(qiáng)系統(tǒng)抗干擾能力，根據(jù)實(shí)驗(yàn)實(shí)際環(huán)境，布置聲傳感器時(shí)，選取在半自由場內(nèi)的測點(diǎn)布置方法，采用國標(biāo)GB/T3767—1996《聲學(xué)-聲壓法測定噪聲源聲功率級(jí)-發(fā)射面上方近似自由場的工程法》中推薦的半球形布置方案，按一定角度和高度進(jìn)行排列，并使聲傳感器數(shù)組的指向性對準(zhǔn)被測試的噴管，以發(fā)動(dòng)機(jī)出口為原點(diǎn)，變換距離和角度，以獲取噴流噪聲聲場分布規(guī)律。

測點(diǎn)布置位置如圖3所示。圖3中，以噴管出口作為坐標(biāo)原點(diǎn)，“·”為第一組半徑為1 mm分別在5個(gè)偏離角度(30°、45°、60°、75°、90°)的測點(diǎn)，標(biāo)記為 1～5;“△”為第二組半徑為2 mm分別在5個(gè)偏離角度(30°、45°、60°、75°、90°)的測點(diǎn)，標(biāo)記為 6 ～ 10;“★”為第3組在30°方向上距離分別為4 m和0.6 m的測點(diǎn)以及距離為 2 m、偏離角度為 120°、150°、180°的測點(diǎn)，標(biāo)記為11～15。

圖3 測點(diǎn)位置示意圖Fig.3 Schematic diagram of the measuring points of the acoustic sensors layout

2 噴流噪聲特性分析

2.1 聲場分布規(guī)律

實(shí)驗(yàn)一的噴管喉徑為8 mm，噴管出口Ma=2.0。圖4為實(shí)驗(yàn)一的壓強(qiáng)-時(shí)間曲線圖。如圖4所示，實(shí)驗(yàn)中來流壓強(qiáng)升至1.1 MPa后較平緩，為實(shí)驗(yàn)研究提供穩(wěn)定壓強(qiáng)下的噴流。

圖4 實(shí)驗(yàn)一壓強(qiáng)-時(shí)間曲線Fig.4 Pressure-time curve in the experiment No.1

圖5為該實(shí)驗(yàn)工況下，測點(diǎn)距離噴管出口2 m時(shí)，噪聲聲壓級(jí)峰值隨測點(diǎn)偏離噴流中心軸線角度的變化趨勢。如圖5所示，測點(diǎn)的噪聲聲壓級(jí)峰值隨著測點(diǎn)偏離噴流中心軸線角度的增大呈衰減趨勢。偏離角度為30°時(shí)，測點(diǎn)的噪聲聲壓級(jí)峰值為115.3 dB;偏離角度增大到45°時(shí)，聲壓級(jí)下降到105.8 dB。噴流噪聲聲壓級(jí)峰值隨偏離角度的變化程度在角度較小時(shí)較明顯，隨著偏離角度的逐漸增大，其變化程度逐漸減弱。當(dāng)偏離角度在180°時(shí)，噴流噪聲聲壓級(jí)峰值最小，僅為87.8 dB。

由于流動(dòng)的誘導(dǎo)和激發(fā)，在噴管唇部會(huì)產(chǎn)生鎖相不穩(wěn)定波，超聲速噴流出現(xiàn)嘯聲，頻率會(huì)有一個(gè)很明顯的峰值，在沒有壁面干擾的自由噴流中，寬帶激波噪聲是一種可能的激發(fā)源，而在噴管相對測點(diǎn)位置不變時(shí)，無論哪個(gè)方向，嘯聲的頻率峰值在各個(gè)輻射角度上是定值［7］。如圖6所示，在實(shí)驗(yàn)一中，不同偏離角度下測點(diǎn)聲壓級(jí)變化較大，但峰值頻率沒有明顯變化，約為7 400 Hz。

圖7為實(shí)驗(yàn)一在偏離中心軸線30°方向上，到噴管出口不同距離的測點(diǎn)采集到的聲壓級(jí)頻譜圖。由圖7可見，隨著測點(diǎn)距離逐漸變遠(yuǎn)，聲壓級(jí)逐漸減小，但測點(diǎn)到噴口距離對峰值頻率基本沒有影響。測點(diǎn)距離到4 m時(shí)，由于受衰減影響，波動(dòng)較大。隨著到噴管出口距離從0.6 m延長至4 m，該偏離角度下，聲壓級(jí)峰值從110.1 dB 衰減到99.5 dB。

圖5 不同角度對峰值聲壓級(jí)影響Fig.5 Peak value of the sound pressure level under the different angles

圖6 峰值頻率隨不同角度變化規(guī)律Fig.6 Frequency of the occurrence of the whistler type noise under the different angles

圖7 不同距離對聲壓級(jí)影響Fig.7 Peak value of the sound pressure level under the different distances

2.2 壓強(qiáng)對噪聲影響分析

實(shí)驗(yàn)二、實(shí)驗(yàn)三選用與實(shí)驗(yàn)一相同的噴管，來流工作壓強(qiáng)分別為2 MPa和3 MPa，用于與實(shí)驗(yàn)一對比分析來流壓強(qiáng)對噴流噪聲特性的影響。圖8為3次實(shí)驗(yàn)在距離噴管出口2 m、偏離中心軸線30°方向上的測點(diǎn)聲壓級(jí)頻譜圖。由圖8可得，隨著來流壓強(qiáng)的增大，不同頻率下的聲壓級(jí)均有所增加。

2.3 噴管尺寸影響分析

實(shí)驗(yàn)四和實(shí)驗(yàn)五的工作壓強(qiáng)與實(shí)驗(yàn)一相同，分別選擇喉徑為5 mm和10 mm、出口Ma=2.0的噴管，對比分析不同噴管尺寸對噪聲聲壓級(jí)和頻率的影響，結(jié)果如圖9所示。

圖8 不同壓強(qiáng)對聲壓級(jí)影響Fig.8 Effect of the inflow pressure intensities on the jet noises

圖9 噴管尺寸對測點(diǎn)6和2的頻譜影響Fig.9 Effect of the nozzle size on the jet noise with point 6 and 2

3次實(shí)驗(yàn)在測點(diǎn)6的聲壓級(jí)頻譜圖見圖9(a)。隨著噴管尺寸的增加，不同頻率下的聲壓級(jí)增大，但聲壓級(jí)峰值頻率變化不大。不同噴管尺寸對聲壓級(jí)峰值頻率影響較大，噴管喉徑由5 mm增加到10 mm時(shí)，峰值頻率從11 000 Hz減小到5 500 Hz，8 mm噴管的峰值頻率介于兩者之間，約為7 400 Hz。圖9(b)為不同噴管尺寸下測點(diǎn)2采集分析的頻譜圖，其變化規(guī)律與測點(diǎn)6的變化規(guī)律相同。

3 結(jié)論

(1)高超聲速噴流噪聲具有較強(qiáng)的指向性，在實(shí)驗(yàn)一工況下，距離噴管出口2 m處，隨著測點(diǎn)偏離中心軸線角度從30°增加到180°，其聲壓級(jí)峰值從115.3 dB降低到87.8 dB，峰值頻率不變。聲壓級(jí)隨著到噴管出口距離的增加逐漸減小，其峰值頻率基本不變;在距離噴管出口較遠(yuǎn)處，聲壓級(jí)隨頻譜變化波動(dòng)加劇。

(2)隨著來流壓強(qiáng)的逐漸增大，在各個(gè)頻率下的聲壓級(jí)均逐漸增大。

(3)隨著噴管尺寸的增大，不同位置的測點(diǎn)其聲壓級(jí)峰值頻率逐漸降低，各個(gè)頻率下的聲壓級(jí)逐漸增大，其聲壓級(jí)峰值相對變化較小。

［1］Mcinerny S A.Characteristics and prediction of far-field rocket noise［J］.Journal of Noise Control Enginering，1992，38:17-25.

［2］Viswanathan K，Czech M J.Role of jet temperature in correlation jet noise［J］.AIAA Journal，2009，47(5):1090-1106.

［3］Viswanathan K.Aeroacoustics of hot jets［J］.J.Fluid Mech.，2004:516.

［4］Tam C K，Viswanathan K，Ahuja K K，et al.The sources of jet noise:experimental evidence［J］.Journal of Fluid Mechanics，2008，615:253-292.

［5］李鋒，劉小勇，鮑福廷.火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲測試及預(yù)估研究［J］.聲電基礎(chǔ)，2009，33(9):53-60.

［6］汪海洋，李曉東.超音噴流嘯音發(fā)聲機(jī)理的實(shí)驗(yàn)研究［J］.工程熱物理學(xué)報(bào)2006，27(2):232-234.

［7］喬渭陽.航空發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)聲學(xué)［M］.北京:北京航空航天大學(xué)出版社，2010.

Impact study of nozzle size on the supersonic jet noise

HAN Lei1，HU Chun-bo1，LI Jia-ming1，LI lin1，LIU Xiao-yong2
(1.Northwestern Polytechnical Univ.，Xi＇an 710072，China;2.Xi＇an Aerospace Propulsion Institute，Xi＇an 710025，China)

To investigate the characteristics of supersonic jet noise and the impact of nozzle size on the acoustic distribution，a cold jet experimental system was designed in this paper.The jet noise from different size of nozzle and in different flow pressure was measured by the LMS data acquisition system and analyzed by the noise processing software.Experiment results show that the supersonic jet noise has a strong directionality，with the measuring point deviating from the central axis of the jet from 30°to 180°，the peak of the sound pressure level decreases，and the peak frequency changes little.With the increase of nozzle size，the sound pressure level increases，and the peak frequency decreases.Under this experiment conditions，the sound pressure level distributes at the bounds of 80 ～120 dB，and the peak frequency increases from less than 6 000 Hz to more than 11 000 Hz when the throat diameter of the nozzle decreases from 10 mm to 5 mm.

supersonic jet noise;noise field;distribution laws;cold jet experimental system

V448.15

A

1006-2793(2012)03-0352-04

2011-11-14;

2012-01-05。

韓磊(1982—)，男，碩士生，研究方向?yàn)橛詈酵七M(jìn)理論與工程。E-mail:honeyhan0926@sohu.com

(編輯:呂耀輝)