陳喆, 吳九匯, 任阿丹, 陳鑫, 趙梓廷, 郝夢(mèng)男

(1.西安交通大學(xué)機(jī)械工程學(xué)院, 710049, 西安; 2.航空工業(yè)航宇救生裝備有限公司, 441003, 湖北襄陽(yáng); 3.航空防護(hù)救生技術(shù)航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 441003, 湖北襄陽(yáng); 4.空軍工程大學(xué)航空航天工程學(xué)院, 710038, 西安)

軍用飛機(jī)噪聲隨著推力的增加而增加。目前,對(duì)聲壓級(jí)大于150 dB的噪聲,沒(méi)有有效的防護(hù)措施使之迅速衰減,這種強(qiáng)度的聲壓會(huì)迅速導(dǎo)致人的聽(tīng)力受損。飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)尾部氣流射流噪聲是飛機(jī)整體的噪聲聲源[1],超聲速欠膨脹射流會(huì)產(chǎn)生湍流噪聲、單頻嘯叫及激波相關(guān)寬頻噪聲(BBSAN),這3類噪聲產(chǎn)生的機(jī)理、特性和聲源均不相同[2]。湍流噪聲是由射流邊界層大尺度相干結(jié)構(gòu)的不穩(wěn)定及小尺度渦破碎而產(chǎn)生的,在射流下游方向,射流噪聲主要是由湍流噪聲組成。Powell最先提出了針對(duì)嘯叫的聲反饋環(huán)機(jī)理[3],嘯叫主要向上游傳播,而B(niǎo)BSAN是由超聲速射流中向下游傳播的不穩(wěn)定波、大尺度湍流結(jié)構(gòu)和準(zhǔn)周期激波波節(jié)末端之間的弱相互作用所產(chǎn)生的,其主要向射流上游傳播,譜峰值頻率隨著不同的測(cè)試位置而不同[4]。

國(guó)內(nèi)外有許多針對(duì)超音速射流及其噪聲特性的研究[5-6],但是大多數(shù)都集中于圓形噴嘴,而噴嘴的幾何尺寸及形式的不同會(huì)產(chǎn)生不同的射流嘯叫形式[7]。陳等通過(guò)對(duì)不同寬高比噴嘴的自由射流噪聲特性進(jìn)行了研究,發(fā)現(xiàn)雖然嘯音是向射流上游傳播的,但是在射流下游位置處,嘯叫依然存在,且在一定的壓降區(qū)間內(nèi)嘯叫的聲壓級(jí)大于湍流噪聲[8]。

矩形噴嘴的周期性波節(jié)振蕩具有對(duì)稱和非對(duì)稱振蕩射流模式,不同的振蕩模式會(huì)導(dǎo)致不同的射流嘯叫模式和各噪聲成分強(qiáng)度不同,并且在不同出口邊的射流噪聲是不同的[9]。結(jié)合這種振蕩特性,Chen等研究了噴嘴結(jié)構(gòu)的出口面積和寬高比這兩個(gè)參量對(duì)射流噪聲的影響[10],發(fā)現(xiàn)并解釋了在噪聲模式切換過(guò)程中的遷移機(jī)理,射流噪聲的能量從高頻的嘯叫傳遞給中低頻部分的湍流噪聲,而最終聲能匯聚更低的湍流噪聲區(qū)。

較強(qiáng)嘯叫會(huì)引起噴嘴結(jié)構(gòu)的共振,破壞結(jié)構(gòu)[11]。近年來(lái),在相關(guān)射流研究中尚沒(méi)有見(jiàn)到有關(guān)矩形噴嘴的噪聲成分分布和模式切換特性的研究,大部分集中于嘯叫的傳播和抑制及射流下游湍流噪聲傳播等。Neilsen等對(duì)F-22A飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)噴管(矩形噴嘴)的湍流噪聲特性進(jìn)行了分析[12]。但是,射流噪聲聲場(chǎng)是由3類噪聲組成的,為了全面分析這3種射流噪聲成分分布特性、指向性及其之間的切換規(guī)律,本文對(duì)寬高比為4的噴嘴進(jìn)行了準(zhǔn)陣列實(shí)驗(yàn)研究分析,發(fā)現(xiàn)了各噪聲成分的傳播方向及其切換規(guī)律,可為避免工程中的結(jié)構(gòu)破壞及改善相關(guān)工作人員的聲振舒適性提供一定的參考。

1 實(shí)驗(yàn)設(shè)備及測(cè)試方案

(a)噴嘴幾何參量

(b)測(cè)量點(diǎn)布置圖

(c)麥克風(fēng)布放圖圖1 實(shí)驗(yàn)噴嘴及測(cè)試點(diǎn)布放圖

文獻(xiàn)[10]分析了矩形噴嘴的寬度W、高度H、出口面積和寬高比對(duì)超音速欠膨脹射流噪聲的影響。為了更好研究射流噪聲各成分的指向性和分布規(guī)律,選取寬高比為4(以下簡(jiǎn)稱AR4)噴嘴進(jìn)行實(shí)驗(yàn),實(shí)驗(yàn)噴嘴及測(cè)試點(diǎn)布放圖如圖1所示。實(shí)驗(yàn)環(huán)境壓力為1.01×105Pa,環(huán)境溫度為273 K,射流壓力比Rp由7下降到2。為了對(duì)矩形噴嘴射流噪聲3種成分的傳播特性進(jìn)行詳細(xì)分析,進(jìn)行了準(zhǔn)陣列實(shí)驗(yàn)分析,共9個(gè)測(cè)試點(diǎn),采用準(zhǔn)相控陣方式進(jìn)行數(shù)據(jù)采集。使用B&K2270型聲級(jí)計(jì)和B&K4189型1/2″自由場(chǎng)麥克風(fēng)對(duì)實(shí)驗(yàn)聲壓信號(hào)進(jìn)行采樣,采樣頻率為65.536 kHz,動(dòng)態(tài)聲壓測(cè)量范圍為14.6～146 dB,由采樣定理可知,在進(jìn)行模擬/數(shù)字信號(hào)的轉(zhuǎn)換過(guò)程中,當(dāng)采樣頻率大于信號(hào)中最高頻率的2倍時(shí),采樣之后的數(shù)字信號(hào)可以完整地保留原始信號(hào)中的信息,一般實(shí)際應(yīng)用中保證采樣頻率為信號(hào)最高頻率的2.56～4倍,B&K采集的信號(hào)設(shè)定為2.56倍,分析頻率為25.6 kHz。

2 矩形噴嘴射流噪聲分布特性

2.1 噪聲模式分析

利用射流嘯叫模式可對(duì)欠膨脹自由射流的嘯叫特性進(jìn)行全面的研究,嘯叫基頻隨射流壓力的變化如圖2所示。整個(gè)射流壓力變化區(qū)間內(nèi),存在一個(gè)在2.6 kHz附近波動(dòng)的基頻,其聲壓級(jí)幅值高出湍流噪聲3～10 dB,定義為模式A[10],即湍流最大噪聲。隨著寬高比的減小,模式A的基頻在整個(gè)壓降區(qū)間內(nèi)的分布先分散,后在寬高比為2時(shí)模式A的基頻較為集中,而當(dāng)寬高比為1時(shí)模式A基頻的分布趨于分散。

隨著射流壓力的下降,有一頻率隨之升高的基頻噪聲,定義為模式B[10],將不存在模式間切換的區(qū)間定義為模式A(或模式B)的占優(yōu)區(qū)間。不同寬高比下,流場(chǎng)結(jié)構(gòu)隨著射流壓力的降低會(huì)出現(xiàn)抖動(dòng),寬高比為4的嘯叫頻率在模式B占優(yōu)區(qū)間出現(xiàn)了間斷跳躍的現(xiàn)象。

2.2 射流下游噪聲分布特性

文獻(xiàn)[8]研究的測(cè)試點(diǎn)位于(2 m,30°),為了分析射流下游30°位置附近的噪聲占優(yōu)及變換特性,對(duì)AR4噴嘴進(jìn)行了(2 m,20°)、(2 m,30°)、(2 m,40°)相同徑向距離、不同角度噪聲位置點(diǎn)的信號(hào)采集,以期得到(2 m,30°)位置點(diǎn)附近嘯叫模式的改變規(guī)律。為了更好地測(cè)試隨著徑向距離變化的特性,測(cè)試了(1.2 m,30°)、(1.5 m,30°)、(2 m,30°)這3個(gè)位置點(diǎn)的嘯叫變化特性,以此分析徑向變化對(duì)嘯叫占優(yōu)的影響規(guī)律。

(a)θ=20°

(b)θ=30°

(c)θ=40°圖2 r=2 m時(shí)嘯叫基頻隨射流壓力比的變化

對(duì)于相同徑向距離、30°附近的(2 m,20°)、(2 m,30°)、(2 m,40°)這3個(gè)位置處的射流噪聲模式進(jìn)行分析,結(jié)果如圖2所示。由圖2可知,隨著Rp的降低,這3個(gè)位置點(diǎn)處模式A的基頻值變化較小,在2.6 kHz附近波動(dòng),出現(xiàn)了模式B的占優(yōu)和模式A、B的切換區(qū)間,在(2 m,20°)點(diǎn)處模式B的占優(yōu)區(qū)間在Rp=4.6時(shí)出現(xiàn),在[3.9,4.2]內(nèi)出現(xiàn)了模式A、B切換區(qū)間的情況;在(2 m,30°)、(2 m,40°)位置點(diǎn)處,當(dāng)Rp<4時(shí),模式B的占優(yōu)情況才出現(xiàn),在[3,4]內(nèi),這3個(gè)位置點(diǎn)均處于模式B的占優(yōu)區(qū)間。由此可知,在區(qū)間[3,4]內(nèi),嘯叫和反饋環(huán)的作用最強(qiáng)。

當(dāng)Rp下降到3以后,在(2 m,20°)、(2 m,40°)位置處,噪聲模式出現(xiàn)了模式A、B之間的切換,模式A的值升高到5 kHz左右,并在(2 m,30°)位置點(diǎn)Rp=2.4時(shí)出現(xiàn)了模式A的值升高到5 kHz附近的情況,這可能是因?yàn)殡S著射流壓力的降低,模式B的強(qiáng)度降低,聲壓能量逐步轉(zhuǎn)換給模式A,從而形成了兩個(gè)頻率之間的一個(gè)遷移主頻。結(jié)合反饋環(huán)機(jī)理,這一過(guò)程可描述為:流場(chǎng)中小尺度的渦結(jié)構(gòu)受到聲反饋影響,最初的轉(zhuǎn)移能量使高頻段湍流噪聲區(qū)域整體能量增強(qiáng),從而使得高頻段湍流噪聲區(qū)的基頻聲能量增強(qiáng);隨著Rp的降低,低、高頻段湍流噪聲區(qū)能量隨之下降,但是高頻段湍流區(qū)噪聲能量衰減比低頻段湍流區(qū)更為顯著。

為了對(duì)整體射流壓降區(qū)間內(nèi)的能量轉(zhuǎn)換特性及其切換特性進(jìn)行分析,對(duì)這3個(gè)位置點(diǎn)的總聲壓級(jí)L進(jìn)行了計(jì)算,結(jié)果如圖3所示。由圖3可知,隨著Rp的降低L隨之降低,但是當(dāng)Rp為6時(shí),(2 m,30°)位置的L出現(xiàn)了增大并高于(2 m,20°)位置的情況。通過(guò)對(duì)射流下游不同角度的噪聲模式特性分析發(fā)現(xiàn),當(dāng)Rp較高還未出現(xiàn)模式B占優(yōu)的區(qū)間內(nèi),模式A的基頻較為穩(wěn)定,其值波動(dòng)是由于湍流尺度的漲落脈動(dòng)引起的;當(dāng)噪聲模式由模式B完全切換回模式A后,模式A的基頻值出現(xiàn)相應(yīng)的能量遷移現(xiàn)象;在射流下游遠(yuǎn)場(chǎng)2 m附近模式B的占優(yōu)區(qū)間段與角度位置的聯(lián)系較弱,但是由于模式B受到流場(chǎng)的影響,會(huì)出現(xiàn)模式A、B切換區(qū)間,所以具有較強(qiáng)的隨機(jī)性。

圖3 r=2 m時(shí)總聲壓級(jí)隨射流壓力比變化規(guī)律

分析具有相同角度、不同徑向距離的3個(gè)位置點(diǎn)(1.2 m,30°)、(1.5 m,30°)、(2 m,30°)的模式切換特性,嘯叫基頻隨射流壓力比的變化如圖4所示。由圖4可知,在位置點(diǎn)(1.2 m,30°)處,射流噪聲均表現(xiàn)為模式A,且模式A的值在5～2.6 kHz之間跳動(dòng),這有可能是由于這個(gè)位置點(diǎn)處于或者臨近遠(yuǎn)場(chǎng)射流邊界層附近,而射流邊界層附近的湍流旋渦較多,并且嘯叫是在邊界層外部向射流上游傳播的。但是,隨著r的增大,當(dāng)Rp<3時(shí),模式A的值跳動(dòng)的現(xiàn)象逐漸消失,說(shuō)明(1.2 m,30°)位置點(diǎn)比較臨近射流邊界層,從而在整個(gè)射流壓降區(qū)間段內(nèi)未出現(xiàn)模式B的情況。

(a)r=2 m

(b)r=1.5 m

(c)r=1.2 m圖4 θ=30°嘯叫基頻隨射流壓力比的變化

總聲壓級(jí)隨射流壓力比變化規(guī)律如圖5所示。由圖5可知,當(dāng)Rp降低至4以后,隨著模式B的出現(xiàn),(1.5 m,30°)、(2 m,30°)位置點(diǎn)的總聲壓級(jí)曲線均出現(xiàn)了增強(qiáng)而后逐步減弱的情況,證明射流的L隨著模式B出現(xiàn)而增強(qiáng)。在射流下游測(cè)試點(diǎn)中,隨著徑向距離的增大,測(cè)試點(diǎn)與射流邊界層的距離增大,小尺度湍流渦形成的高頻噪聲減弱,湍流噪聲以大尺度為主,湍流噪聲基頻變得逐步穩(wěn)定。

圖5 θ=30°時(shí)總聲壓級(jí)隨射流壓力比變化規(guī)律

2.3 射流上游噪聲(嘯叫、BBSAN)分布特性

根據(jù)文獻(xiàn)[13]的分析可知,射流噪聲中的嘯叫和BBSAN均是向射流上游方向傳播,為了全面分析射流噪聲各成分傳播方向及其切換特性,測(cè)試了(1.2 m,60°)、(1.2 m,90°)、(1.2 m,120°)和(1.2 m,150°)這4個(gè)位置點(diǎn)的噪聲特性,各點(diǎn)的模式切換特性如圖6所示。

結(jié)合圖4b可知,隨著測(cè)試角度的增加,模式A隨Rp的降低變得較為平穩(wěn),在(1.2 m,90°)和(1.2 m,120°)位置時(shí)波動(dòng)性最小。在(1.2 m,60°)位置點(diǎn)處,Rp=2.9時(shí)模式A的頻率值跳轉(zhuǎn)到6.5 kHz附近,并且此位置模式A的波動(dòng)較大。與射流下游位置點(diǎn)的模式A有所不同,隨著測(cè)試角度的增大,模式A的基頻值隨之逐步增大,而(1.2 m,150°)位置處的模式A的基頻值大約為3.7 kHz。隨著位置點(diǎn)向上游排布,模式B占優(yōu)特性隨之增強(qiáng)。在(1.2 m,120°)位置點(diǎn)處,模式B的占優(yōu)區(qū)間最長(zhǎng),模式B的傳播方向主要是向射流上游的90°～120°角度范圍內(nèi)傳播的。

由圖6c可知,在Rp為6.7～7區(qū)間段內(nèi),出現(xiàn)了模式B的基頻頻率值在11 kHz附近,因此提取頻譜進(jìn)行分析,結(jié)果如圖7所示。由圖7可知,頻率值為11 kHz的應(yīng)該為BBSAN,而此時(shí)有一個(gè)基頻值為7 kHz的嘯叫存在,但是由于BBASN強(qiáng)度高于嘯叫頻率,因此可以知道此時(shí)模式B主要是BBASN,這進(jìn)一步說(shuō)明了嘯叫和BBSAN的傳播方向主要沿垂直于射流方向,向射流上游傳播。

(a)θ=60°

(b)θ=90°

(c)θ=120°

(d)θ=150°圖6 r=1.2 m時(shí)嘯叫基頻隨射流壓力比的變化

圖7 射流噪聲瞬時(shí)聲壓級(jí)譜

由于大部分的實(shí)驗(yàn)研究都是在射流上游方向進(jìn)行的,因此為了驗(yàn)證本文實(shí)驗(yàn)嘯叫數(shù)據(jù)的正確性,將實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)與Raman的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)[14]進(jìn)行了數(shù)據(jù)對(duì)比分析,結(jié)果如圖8所示,可知本實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的變化趨勢(shì)和數(shù)值與Raman的[14]吻合性較好,僅僅當(dāng)Mj>1.5時(shí)本實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)比Raman的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)[14]大,這可能是由當(dāng)量出口面積的差異造成的。

圖8 嘯叫基頻斯德哈爾數(shù)變化規(guī)律對(duì)比

當(dāng)嘯叫較強(qiáng)時(shí)會(huì)輻射產(chǎn)生更高階的諧聲,而且每階諧聲的傳播方向是不同的。根據(jù)文獻(xiàn)[13]的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù),包括嘯叫在內(nèi)嘯叫的各階諧聲輻射角度的計(jì)算公式為

(1)

式中:m、n為整數(shù),n≤m;Mc=uc/a∞,uc為射流出口速度;Ls為波節(jié)尺寸;λ為嘯叫基頻的波長(zhǎng);a∞為當(dāng)?shù)芈曀?ve為聲源傳播速度。

為了對(duì)比分析本文嘯叫數(shù)據(jù)變化特性,結(jié)合Tam的理論[13]進(jìn)行了嘯叫基頻傳播方向的理論計(jì)算,結(jié)果如圖9所示。由圖9可知,隨著Rp的降低,基頻傳播方向由上游向下游傳播,其傳播范圍主要位于120°以上。

圖9 第一階嘯叫指向性圖

提取模式B占優(yōu)區(qū)間段內(nèi)模式B的聲壓級(jí)進(jìn)行分析,結(jié)果如圖10所示,可知隨著Rp的降低,模式B的聲壓級(jí)隨之下降,120°位置的模式B聲壓級(jí)大于其他角度的模式B聲壓級(jí),由此可進(jìn)一步說(shuō)明模式B(嘯叫)的傳播方向主要在120°附近,這與Tam的理論計(jì)算[13]相吻合。

圖10 不同測(cè)試點(diǎn)模式B聲壓級(jí)

計(jì)算r=1.2 m的各個(gè)點(diǎn)位置所測(cè)L,結(jié)果如圖11所示,可知在整個(gè)Rp變化范圍內(nèi)(1.2 m,30°)的L均大于其余范圍內(nèi)的,這說(shuō)明整體噪聲主要隨著射流流場(chǎng)向下游傳播,證明了(1.2 m,30°)位置臨近或處于射流邊界層內(nèi)部的假設(shè)。60°、90°、120°這3個(gè)位置的L較為相近,而150°位置的L明顯低于這3個(gè)位置,嘯叫的主要傳播方向是在120°附近,且具有一定范圍。

圖11 r=1.2 m總聲壓級(jí)隨位置的變化

根據(jù)文獻(xiàn)[15]所給的半經(jīng)驗(yàn)理論公式可知,對(duì)于本文中所測(cè)試的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù),可以根據(jù)公式計(jì)算出射流上游測(cè)試點(diǎn)120°的BBSAN曲線,結(jié)果如圖12所示。由圖12可知,120°位置點(diǎn)的實(shí)驗(yàn)譜圖與理論曲線在第1個(gè)峰值位置點(diǎn)上基本一致,而第2峰值點(diǎn)卻有所差異,實(shí)驗(yàn)曲線位于第2峰值處而理論曲線處于谷值的情況,是由于矩形噴嘴寬高比不為1的噴嘴的聲壓譜主要是由嘯叫和其諧聲組成,寬高比的差異會(huì)形成不一致性,但是總體來(lái)看整體理論曲線和實(shí)驗(yàn)曲線在某些特定頻率段內(nèi)變化趨勢(shì)、聲壓級(jí)及峰值頻率上面還比較相符的。與Milo分析過(guò)的整體趨勢(shì)[16]大致相同,但是峰值頻率位置點(diǎn)和數(shù)值上的差異是由理論模型中較多的未完全確定的參量和其形成機(jī)理機(jī)制所導(dǎo)致的。

圖12 BBSAN理論與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比曲線

通過(guò)不同位置點(diǎn)的湍流噪聲、嘯叫及BBSAN的對(duì)比驗(yàn)證分析發(fā)現(xiàn),射流噪聲主要是向射流下游傳播,湍流噪聲也向下游傳播,嘯叫主要是向著上游方向傳播,而B(niǎo)BSAN傳播方向主要是垂直于射流方向,并呈現(xiàn)一定的范圍。

3 結(jié) 論

本文通過(guò)準(zhǔn)陣列方法對(duì)矩形噴嘴的超音速射流噪聲的模式切換特性進(jìn)行了研究,分析了矩形噴嘴超音速射流噪聲的湍流噪聲、嘯叫以及激波相關(guān)寬頻噪聲這3類成分的分布特性及其指向性規(guī)律,得到的結(jié)論如下。

(1)通過(guò)對(duì)射流下游相同徑向距離、不同角度的模式切換和L變化規(guī)律分析發(fā)現(xiàn),湍流噪聲主要是伴隨射流流場(chǎng)移動(dòng)而向射流下游傳播的,雖然嘯叫是向上游傳播的,但是當(dāng)嘯叫較強(qiáng)時(shí),下游依然存在嘯叫成分。

(2)通過(guò)對(duì)射流下游相同角度、不同徑向距離的噪聲成分特性進(jìn)行分析,發(fā)現(xiàn)測(cè)試位置臨近射流邊界層時(shí)由于湍流渦較多較為復(fù)雜,會(huì)引起模式A的基頻在5和2.6 kHz之間跳動(dòng),隨著徑向距離的增大,這種跳動(dòng)現(xiàn)象逐步減弱,這種跳動(dòng)也會(huì)引起L突發(fā)性的增強(qiáng)。

(3)通過(guò)對(duì)射流上、下游噪聲的分布特性分析,發(fā)現(xiàn)(1.2 m,120°)位置處模式B的占優(yōu)區(qū)間最長(zhǎng),驗(yàn)證了以往分析所發(fā)現(xiàn)的射流嘯叫向上游傳播這一結(jié)論,進(jìn)一步與Tam的理論模型[15]進(jìn)行對(duì)比驗(yàn)證,發(fā)現(xiàn)BBSAN的傳播方向主要是向射流上游的90°～120°角度范圍內(nèi)傳播,且傳播范圍較窄。

參考文獻(xiàn):

[1] MAHESH N, JONAATHAN B. Control of supersonic jet noise using linear feedback [C]∥22nd AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference. Reston, VA, USA: AIAA, 2016: 3055.

[2] TAM C K W. Jet noise: since 1952 [J]. Theoretical and Computational Fluid Dynamics, 1998, 10: 393-405.

[3] POWELL A. On the mechanism of choked jet noise [J]. Proceedings of the Physical Society: Section B, 1953, 66(12): 1039-1056.

[4] TAM C K W, PARRISHS A, ENVIA E, et al. Physics of acoustic radiation from jet engine inlets [C]∥18th AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference. Reston, VA, USA: AIAA, 2012: 1-40.

[5] PILON A R, POWERS W R, MCLAUGHLIN D K. et al. Design and analysis of a supersonic jet noise reduction concept [J]. Journal of Aircraft, 2017, 54: 1705-1717.

[6] 張勃, 吉洪湖. 寬高比對(duì)矩形噴管射流湍流強(qiáng)度影響試驗(yàn) [J]. 航空動(dòng)力學(xué)報(bào), 2010, 10: 2244-2248.

ZHANG Bo, JI Honghu. Numerical study of internal and external flow mixing for rectangular nozzles with large aspect ratio [J]. Journal of Aerospace Power, 2010, 10: 2244-2248.

[7] 張強(qiáng), 陳鑫, 何立明, 等. 矩形噴嘴欠膨脹超聲速射流對(duì)撞的實(shí)驗(yàn)研究 [J]. 物理學(xué)報(bào), 2013, 62: 368-373.

ZHANG Qiang, CHEN Xin, HE Liming, et al. An experimental study of rectangular under-expanded supersonic jets collision [J]. Acta Physica Sinica, 2013, 62: 368-373.

[8] 陳喆, 吳九匯, 陳鑫, 等. 流經(jīng)矩形噴嘴的超音速射流嘯叫模式切換的實(shí)驗(yàn)研究 [J]. 物理學(xué)報(bào), 2015, 64(5): 291-297.

CHEN Zhe, WU Jiuhui, CHEN Xin, et al. Experimental study on screech tone modes witching of supersonic jet flowing through rectangular nozzles [J]. Acta Physica Sinica, 2015, 64(5): 291-297.

[9] BEHROUZI P, MCGUIRK J J, AVENELL C. Effect of scarfing on rectangular nozzle supersonic jet plume flow characteristics [J]. AIAA Journal, 2018, 56: 301-315.

[10] CHEN Z, WU J H, REN A D, et al. Energy transfer mechanism of supersonic jet noise through rectangular nozzles [J]. Noise Control Engineering Journal, 2017, 65(2): 110-120.

[11] HAYJ A, ROSEE G. In-flight shock cell noise [J]. Journal of Sound Vibration, 1970, 11: 411-420.

[12] NEILSEN T B, GEE K L, WALL A T, et al. Similarity spectra analysis of high-performance jet aircraft noise [J]. The Journal of the Acoustical Society of America, 2013, 133: 2116-2125.

[13] TAM C K W, PARRISH S A. Harmonics of jet screech tones [J]. AIAA Journal, 2014, 52(11): 2471-2479.

[14] RAMAN G. Advances in understanding supersonic jet screech: review and perspective [J]. Progress in Aerospace Sciences, 1998, 34(1/2): 45-106.

[15] TAM C K W, REDDY N. Prediction method for broadband shock-associated noise from supersonic rectangular jets [J]. Journal of Aircraft, 1996, 33(2): 298-303.

[16] DAHL M D, SHARPE J A. Analysis of a shock-associated noise prediction model using measured jet far-field noise data [C]∥52nd Aerospace Sciences Meeting AIAA SciTech Forum. Reston, VA, USA: AIAA, 2014: 0176.

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閆艷艷,路寬,王峰,等.應(yīng)用激波降噪機(jī)理的炮口消聲器設(shè)計(jì)及試驗(yàn)驗(yàn)證.2018,52(4):31-39.[doi:10.7652/xjtuxb2018 04005]

范小軍,鄒佳生,周源遠(yuǎn),等.噴嘴數(shù)和溫比對(duì)旋流冷卻流動(dòng)和傳熱特性的影響.2018,52(3):19-24.[doi:10.7652/xjtuxb 201803003]

蘭進(jìn),徐亮,馬永浩,等.實(shí)驗(yàn)研究類螺紋孔旋流沖擊射流的冷卻特性.2018,52(1):8-13.[doi:10.7652/xjtuxb201801 002]

高瑩,麻斌,鄧海鵬,等.低乙醇配比的乙醇-柴油混合燃料空化特性試驗(yàn).2017,51(11):14-21.[doi:10.7652/xjtuxb2017 11003]

徐亮,蘭進(jìn),高建民,等.一種類螺紋孔結(jié)構(gòu)的旋轉(zhuǎn)射流換熱特性數(shù)值模擬.2017,51(9):11-18.[doi:10.7652/xjtuxb2017 09002]

杜長(zhǎng)河,范小軍,李亮,等.抽吸孔對(duì)旋流和沖擊冷卻流動(dòng)傳熱特性的影響.2017,51(1):19-24.[doi:10.7652/xjtuxb2017 01004]

陳立,李祥晟.低旋流CH4/H2火焰的燃燒特性及穩(wěn)定性機(jī)制研究.2017,51(1):72-78.[doi:10.7652/xjtuxb201701012]

王武強(qiáng),吳東垠,程亮,等.柴油、甲醇和水三相乳化液粒徑分布預(yù)測(cè)模型及實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證.2016,50(5):65-71.[doi:10.7652/xjtuxb201605010]

陳立,李祥晟,楊詔,等.氣流入口條件對(duì)低旋流燃燒火焰穩(wěn)定性的影響.2016,50(5):114-119.[doi:10.7652/xjtuxb2016 05017]

杜長(zhǎng)河,范小軍,李亮,等.噴射角度和噴嘴數(shù)對(duì)旋流冷卻流動(dòng)與傳熱特性的影響.2016,50(4):76-80.[doi:10.7652/xjtuxb201604012]

杜長(zhǎng)河,范小軍,李亮,等.噴嘴長(zhǎng)寬比和雷諾數(shù)對(duì)旋流冷卻流動(dòng)與傳熱特性的影響.2015,49(12):124-129.[doi:10.7652/xjtuxb201512020]

侯明明,吳九匯,姜寧.旋轉(zhuǎn)封閉薄壁球殼輻射噪聲的多極展開(kāi)方法.2014,48(7):102-108.[doi:10.7652/xjtuxb201407 018]