齊龍舟，馮和英*，彭葉輝，趙鯤

1 湖南科技大學 機械設備健康維護湖南省重點實驗室，湖南 湘潭 411201

2 湖南科技大學 數(shù)學與計算科學學院，湖南 湘潭 411201

3 中國空氣動力研究與發(fā)展中心 氣動噪聲控制重點實驗室，四川 綿陽 621000

0 引 言

艦載機起飛時，尾噴管噴出的高速、高溫射流會嚴重影響其附近區(qū)域的人員和設備，因此，航母甲板上通常設有偏流板用來改變高溫氣流的方向，以達到保護人員及設備安全的目的。

由于尾噴管射流速度可達到音速甚至是超音速，致使偏流板沖擊噪聲最高可達140 dB以上[1]，這不僅增加了周圍環(huán)境的噪聲污染，嚴重威脅長時間、近距離工作人員（聲壓級在90 dB以上將影響人的聽覺）的身心健康，而且還會導致飛行器機體結構的疲勞損傷，降低飛行器的安全性能和使用壽命。2010年，美國政府給聽力受損的航母甲板上工作人員支付了高達14億美元的補貼，其中還不包括治療費用[2]?？梢?，偏流板的設計對艦載機周圍環(huán)境及飛行器的安全影響重大。

在艦載機偏流板設計研究領域，人們很早就開始關注偏流板附近流場及溫度場對周圍環(huán)境與偏流板性能的影響。何慶林等[3]以國外某型艦載機和噴氣偏流板為研究對象，從理論上證明了該噴氣偏流板的設計方案能夠滿足艦載機起飛的需求。趙留平[4]分析了發(fā)動機噴流沖擊偏流板的流場特性，得到了尾流場流動特性隨偏流板角度的變化規(guī)律。郭濤[5]研究了偏流板對航母飛行甲板、艦載人員以及周圍環(huán)境的影響，并基于偏流板性能的計算結果分析了偏流板的安全性及設計要求。馬彩東等[6]探究了不同偏轉角對偏流板周圍流場的影響，結果顯示當偏轉角β=30°時，尾噴管噴出的部分高溫燃氣經(jīng)偏流板導流向偏流板后方的流動對板后設備產(chǎn)生了影響；當β=60°時，高溫燃氣回流對偏流板前的設備產(chǎn)生了影響。因此，現(xiàn)役航母艦載機起飛時偏流板的偏轉角皆在30°～60°之間。

上述研究主要是圍繞流動與熱輻射問題對偏流板進行安全性設計，近年來，研究人員開始逐漸關注艦載機的噪聲輻射問題。謝軍龍等[7]采用大渦模擬（LES）結合FW-H聲類比方法，研究了低速沖擊射流和非定常周期速度沖擊射流的氣動聲場，并利用實驗數(shù)據(jù)檢測了低速射流沖擊斜板聲學模擬方法的適用性。黃河源等[8]從流場出發(fā)，通過渦聲原理分析了流動噪聲的產(chǎn)生機理。高速沖擊射流氣動聲場研究的關注熱點主要集中在自由射流噪聲和沖擊大平板噪聲[9]上。Dauptain等[10]利用LES方法成功捕獲了超音速平板沖擊射流中的激波結構和內外剪切層中不同尺度的渦結構，模擬結果表明，環(huán)形激波的產(chǎn)生和消失是由馬赫盤、斜激波、內剪切層渦和沖擊平板共同作用引起的。Martin等[11]圍繞高速射流沖擊大平板的噪聲指向性進行了實驗分析，實驗結果表明，射流沖擊噪聲指向性具有方向性，當監(jiān)測角為45°時噪聲最小，在噪聲源中捕捉到了較為典型的四極子聲源特性。

綜上所述，在艦載機起飛背景下，偏流板偏轉角度的設計關系到艦載機及其周圍環(huán)境的安全性。為此，本文將基于某型發(fā)動機尾噴管的形狀尺寸，采用LES結合FW-H聲類比方法建立超音速射流沖擊斜板聲流場計算模型，研究不同偏轉角（β=35°，45°，55°）對尾噴管出口流場、溫度場、聲場特性的影響，探索導流效果好、遠場噪聲小、安全區(qū)域大的最佳偏轉角度。

1 數(shù)值模型

1.1 物理建模及網(wǎng)格劃分

本文所研究的噴管為收縮擴張型圓口噴管，噴管入口直徑為120 mm，出口直徑D=100 mm，收縮段長度為27 mm，擴張段為38 mm。以噴管出口直徑D為長度基準，使用Pro/E軟件建立物理模型，計算域如圖1所示。坐標原點位于噴管入口圓心，計算域寬度x和高度y均為15D，長度z為30D，沖擊距離X=8D，偏流板寬度為9D、高度為5D，偏轉角β為偏流板中心法線與地面的夾角，聲積分面寬度和高度均為L=12D，長度H=15D。

圖 1 物理模型及計算域Fig.1 Physical model and computational domain

采用ICEM軟件對模型進行結構化網(wǎng)格劃分。因偏流板相對于計算域的尺寸來說是一個微小量，故將偏流板簡化為一無厚度的面。噴嘴內外壁面附近、偏流板壁面附近、噴嘴到斜板間的區(qū)域以及聲源面內部都需要采用局部網(wǎng)格進行加密。在壁面附近，第1層網(wǎng)格厚度為0.1 mm，整體網(wǎng)格質量在0.65以上。

1.2 相關參數(shù)設置

采用LES結合FW-H聲類比方法建立超音速射流沖擊斜板聲流場計算模型。數(shù)值計算采用Fluent軟件。由于噴射速度超過了音速，故其氣體狀態(tài)為可壓縮流體，密度選用理想氣體模型。將噴管進口設為壓力進口邊界條件，輸入總壓為260 000 Pa，總溫為2 030 K，靜壓為258 000 Pa。噴管內外壁面、偏流板壁面和底面均設置為無滑移固壁邊界條件。計算域的對稱面設置為對稱面邊界條件，其余為壓力出口邊界條件，壓力和溫度均為環(huán)境壓力和溫度，分別為101 325 Pa和300 K。

穩(wěn)態(tài)計算采用基于密度的求解器，耦合求解矢量形式的控制方程組；計算格式采用AUSM的通量差分分裂格式，離散格式采用二階迎風格式。穩(wěn)態(tài)計算中，湍流模型選用RNGk-?湍流模型，該模型為高雷諾數(shù)模型，認為各項殘差小于10-4時計算收斂。將穩(wěn)態(tài)計算結果作為初場，開始非穩(wěn)態(tài)數(shù)值計算。非穩(wěn)態(tài)計算湍流模型選用LES，亞格子模型選用WALE模型，動量方程的離散方式采用Second Order Upwind格式，為提高計算精度，時間步長設置為 2.5×10-5s。

聲場計算采用FW-H聲類比模型，通過快速傅里葉變換，可以獲得各個監(jiān)測點處聲壓級。遠場噪聲監(jiān)測點的分布如圖2（圖中，Z為遠場噪聲監(jiān)測平面高度，S為監(jiān)測距離）所示，每隔10°設置1個監(jiān)測點，監(jiān)測點距離噴嘴出口軸心20 m，圍繞噴嘴出口軸心1/4圓共設置10個監(jiān)測點。聲場頻率為20 Hz～10 kHz，參考聲壓為2×10-5Pa。根據(jù)確定的邊界條件和計算參數(shù)，對不同偏轉角條件下沖擊射流的流場與氣動聲場進行數(shù)值計算。

圖 2 噪聲監(jiān)測點分布Fig.2 Noise monitoring points distribution

1.3 網(wǎng)格無關性驗證

射流速度是影響沖擊射流流場的一個重要參數(shù)，且對網(wǎng)格數(shù)較為敏感，因此，選擇射流速度隨網(wǎng)格數(shù)的變化進行網(wǎng)格無關性考核較為合適。圖3示出了測點C和測點D處流動速度v隨網(wǎng)格數(shù)的變化關系，計算選取的網(wǎng)格規(guī)模分別為216萬、253萬、295萬和349萬。由圖3可知，網(wǎng)格數(shù)為349萬和295萬時的軸向和縱向速度基本一致，說明自由射流段（軸向）和壁面射流段（縱向）的流場均趨于穩(wěn)定，295萬網(wǎng)格數(shù)足以獲得較為準確的計算結果。為安全起見，最終網(wǎng)格總數(shù)定為318萬。

圖 3 不同監(jiān)測點處流動速度隨網(wǎng)格總數(shù)的變化Fig.3 Variation of flow velocity at different monitoring points with the total number of grids

1.4 模型有效性驗證

為了驗證所建立超聲速射流沖擊偏流板計算模型的有效性，將本文數(shù)值計算結果與文獻[12]和文獻[13]中的實驗結果進行了比較，計算中所采用物理模型及進出口參數(shù)與文獻[12]及文獻[13]中一致。圖4示出了射流軸向速度時均值沿尾噴管軸線分布的數(shù)值計算結果及文獻[12]和文獻[13]中的實驗結果。圖中，Y/D為噴口軸線坐標與噴口直徑的比值。由圖可以看出，數(shù)值計算的軸向時均速度與實驗結果變化趨勢一致，大部分區(qū)域吻合良好，最大誤差不超過10%，數(shù)值計算可信度較高，證明了模型的有效性與準確性。

2 結果與分析

2.1 流場及溫度場分析

圖 4 軸向時均速度沿軸線的分布Fig.4 Axial time average velocity distribution along the axis

發(fā)動機尾噴管噴出的射流為高溫、高速氣流，偏流板附近的溫度分布會直接影響周圍設備及人員的安全。圖5所示為不同偏轉角β下噴管軸心至偏流板的溫度云圖（此處為側視圖）。由圖5可以看出，尾噴管噴出的一部分高溫流體經(jīng)過偏流板順流側導流后，向板后區(qū)域流動，另一部分高溫流體則撞擊偏流板逆流側后往尾噴管區(qū)域回流。通過對比不同偏轉角情況可以看出，β=35°時偏流板的導流效果較差，板后大部分區(qū)域的溫度都較高，這將對板后設備及人員安全造成威脅，在該偏轉角下回流區(qū)相對較小，高溫流體尚未流至噴嘴下方；β=55°時偏流板的導流效果較好，板后高溫區(qū)域較小，但噴嘴下方回流區(qū)域的溫度較高，回流的高溫流體有可能灼傷飛機后機輪；β=45°時偏流板導流效果較好，且回流區(qū)域的高溫流體尚未影響到噴嘴。

圖 5 不同偏轉角下偏流板附近的溫度云圖Fig.5 Temperature contours near the deflector under different deflection angles

表1給出了3種偏轉角條件下尾噴管下方區(qū)域以及偏流板后方區(qū)域測量點A，B的具體溫度值（測點布置詳見圖2(a)）。從表1中可以看出，當β=45°，55°時，偏流板后方測點B的溫度已接近環(huán)境溫度，不會對板后人員和設備造成威脅；β=45°時，尾噴管下方測點A的溫度為415.87 K，低于后輪機可承受的溫度423.15 K。因此，無論是考慮偏流板后方的安全性，還是飛機后輪機的耐高溫能力，β=45°都是最佳選擇。

表 1 不同偏轉角條件下流場內測量點的靜溫值Table 1 Static temperature at measurement points in the flow field under different deflection angles

沖擊射流的湍流流場對溫度場和噪聲輻射均有較大影響。Q準則判據(jù)是一種直接觀察湍流運動規(guī)律的有效手段。為此，圖6展示了3種偏轉角條件下從噴嘴到偏流板區(qū)域渦量的Q準則分布。從圖6中可以看出，射流與偏流板的撞擊強度是隨偏轉角的增大而增強的，這使得回流區(qū)的面積和渦流強度也隨偏轉角的增大而加強。因此，測點A的溫度會隨偏轉角的增大而升高(表1)。同時，當射流撞擊35°偏轉角的偏流板時，板后產(chǎn)生的渦結構明顯多于另外2種偏轉角情況，因此，β=35°時板后面的溫度明顯高于β=45°和55°情況(表1)。

圖 6 射流漩渦分布圖Fig.6 Jet vortex distribution

另一方面，由射流沖擊引發(fā)的漩渦總量、剪切層區(qū)域的渦量、撞擊區(qū)域渦量的集中程度都將隨偏轉角的增大而增加，這就預示著向空間輻射的沖擊噪聲也將隨著偏流板的增加而增大[14]。

2.2 聲場特性分析

高馬赫數(shù)時，四極子噪聲的影響不可忽略。為了研究高馬赫數(shù)條件下四極子聲源的噪聲特性及其貢獻大小，選取了2種源面形式進行聲學計算：一種是同時選取聲積分面內部壁面及聲積分面（包含四極子噪聲源貢獻）；另一種只選取聲積分面內部壁面（不包含四極子噪聲源貢獻）。

如文獻[15]所述，射流噪聲的測量可以分為近場聲測量和遠場聲測量2種。Viswanathan[16]通過對比由不同距離測量得到的噪聲的頻譜譜形發(fā)現(xiàn)，遠場測量距離應至少為35倍噴口直徑才能滿足射流頻譜譜形的相似性要求。因此，圖7和圖8分別描述了不同偏轉角條件下，與尾噴管距離40D監(jiān)測點處，包含四極子聲源和不包含四極子聲源的1/3倍頻程特性（圖中，SPL為聲壓級）。通過對比圖7和圖8可以看出，四極子聲源主要表現(xiàn)為低頻段噪聲，因為圖7和圖8中的中、高頻段噪聲幾乎沒有差別，而兩圖中的低頻段噪聲則相差較大。而且，低頻段內噪聲是隨偏轉角度的增大而增加的，這是因為射流剪切層主要產(chǎn)生帶有低頻特性的四極子噪聲，而射流剪切層區(qū)域渦量則是隨斜板角度的增大而增加的(圖6)。因此，在射流沖擊斜板的過程中，產(chǎn)生于剪切層的四極子噪聲不容忽視[13]。

圖 7 不同偏轉角下的1/3倍頻程（偶極子聲源+四極子聲源）Fig.7 The 1/3 octave of different deflection angle (dipole sound source+quadrupole sound source)

圖 8 不同偏轉角下的1/3倍頻程（偶極子聲源）Fig.8 The 1/3 octave of different deflection angle (dipole sound source)

圖9和圖10分別為3種偏轉角下，與尾噴管距離40D的監(jiān)測點在不同監(jiān)測角θ處，包含四極子聲源和不包含四極子聲源的總聲壓級（OASPL）指向性圖。從圖中可以看出，不管是純粹的偶極子噪聲，還是偶極子和四極子噪聲的總和，都是隨偏轉角的增大而增加的，這與圖6的預測相符[17]。從圖9和圖10中還可以看出，監(jiān)測角θ越大，越靠近沖擊板面，聲壓級也越大；在圖10中該現(xiàn)象表現(xiàn)得比圖9更明顯，說明沖擊板面噪聲主要為偶極子聲源。圖9中結果表明，在不同偏轉角下，射流沖擊噪聲的指向性具有相同的方向性，當監(jiān)測角θ=60°時，噪聲最小。

研究表明，當環(huán)境噪聲超過80 dB時，人們會感覺心煩意亂，無法正常工作；而長時間處于噪聲超過90 dB的環(huán)境中，就會損壞聽力[18]。因此，有必要分析不同偏轉角下的安全工作區(qū)域范圍。

圖11描述了不同偏轉角情況下的80 dB等總聲壓線，等值線右側區(qū)域為噪聲低于80 dB的安全區(qū)域。由圖可知，β=35°時安全區(qū)域最大，距噴嘴中心3 m以外的區(qū)域噪聲輻射均小于80 dB；β=45°時 的 安 全 區(qū) 域 略 小 于β=35°情 況；而當β=55°時，安全區(qū)域急劇縮小，且不同監(jiān)測角下的不安全半徑變化較大。

圖 9 總聲壓級指向性（偶極子聲源+四極子聲源）Fig.9 Directivity of total sound pressure level (dipole sound source+quadrupole sound source)

圖 10 總聲壓級指向性（偶極子聲源）Fig.10 Directivity of total sound pressure level (dipole sound source)

圖 11 不同偏轉角下80 dB等總聲壓線Fig.11 80 dB isoline of OASPL under different deflection angels

綜合考慮不同偏轉角下的溫度及噪聲分布情況發(fā)現(xiàn)，β=45°時偏流板附近人員及設備所受的高溫及噪聲威脅最小。因此，下面將進一步分析45°偏轉角下的安全范圍。圖12所示為β=45°時，不同監(jiān)測距離 (S=20D，30D，50D，80D)下總聲壓級的大小及指向性。從圖12中可以看出，當β=45°時，與尾噴管保持30D及以上的距離方能保證所有角度下的噪聲輻射都在90 dB以下。而為了保證人員在任何角度下都能正常工作，需與尾噴管保持80D以上的距離。

圖 12 不同監(jiān)測距離總聲壓級指向性Fig.12 Directivity of total sound pressure level at different monitoring distances

3 結 論

本文采用LES結合FW-H聲類比方法研究了不同偏轉角下艦載機發(fā)動機沖擊射流流場、溫度場及聲場的特性，分析了艦載機的安全區(qū)域范圍，主要得出以下結論：

1） 由不同偏轉角的溫度場對比分析可知，當β=55°時高溫回流氣體會灼傷飛機后機輪，而β=35°時板后的高溫氣體會威脅到人員及設備的安全。因此，無論是考慮偏流板后方的安全性還是飛機后機輪的耐高溫能力，β=45°都是最佳選擇。

2） 通過采用不同的聲積分面來區(qū)分偶極子和四極子聲源發(fā)現(xiàn)，射流沖擊斜板時，產(chǎn)生于沖擊板面的偶極子聲源具有高頻特性；產(chǎn)生于剪切層的四極子聲源具有低頻特性，且對總聲壓級的貢獻較大，四極子噪聲不容忽視。

3） 從噪聲輻射的角度，無論是總聲壓級還是安全區(qū)域，β=35°下的控制效果都是最好的，此時，同一監(jiān)測角度下的總聲壓級最小，安全區(qū)域最大。同時，不同偏轉角下的噪聲指向性均具有相同的方向性，在與尾噴管距離40D監(jiān)測點處，60°監(jiān)測角下的噪聲最小。

4） 綜合考慮溫度場及噪聲輻射，發(fā)現(xiàn)β=45°時效果最佳。在該角度下，與尾噴管保持30D及以上距離方能保證所有角度下的噪聲輻射都在90 dB以下。而為了保證人員能正常工作，需與尾噴管保持80D以上的距離。