劉志勇, 何彬華, 梁錦敏, 張 兆, 羅振兵

(1. 中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心, 四川綿陽(yáng) 621000; 2. 國(guó)防科技大學(xué)空天科學(xué)學(xué)院, 湖南長(zhǎng)沙 410073)

引 言

合成射流又被稱為零質(zhì)量射流, 是一種重要的主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù), 在抑制流動(dòng)分離[1-3]、 促進(jìn)摻混[4-5]和強(qiáng)化換熱[6-8]等方面有著廣泛的應(yīng)用. 常見的合成射流激勵(lì)器有揚(yáng)聲器式、 活塞式和壓電陶瓷式等多種形式. 由于合成射流技術(shù)無需氣源, 具有體積小、 質(zhì)量小、 結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、 響應(yīng)快等優(yōu)點(diǎn), 利用合成射流進(jìn)行流動(dòng)控制的研究已經(jīng)開展了很多. 趙志杰等[9]在固定翼無人機(jī)上安裝合成射流激勵(lì)器, 用以控制無人機(jī)的偏航和滾轉(zhuǎn). Deng等[10]利用合成射流激勵(lì)器對(duì)LED燈進(jìn)行散熱, 具有比傳統(tǒng)風(fēng)扇散熱系統(tǒng)體積小、 效率高的優(yōu)點(diǎn). 在施加合成射流進(jìn)行流動(dòng)控制時(shí), 除了抑制分離、 加強(qiáng)換熱等首要目的外, 人們也越來越關(guān)注合成射流激勵(lì)帶來的噪聲問題.

當(dāng)前, 已有許多學(xué)者開展了合成射流對(duì)噪聲的影響研究. Bhapkar等[11]在利用合成射流進(jìn)行沖擊平板散熱的研究中發(fā)現(xiàn), 選擇合適的激勵(lì)器出口直徑和驅(qū)動(dòng)頻率, 可以實(shí)現(xiàn)較高的射流速度和較低的噪聲水平. Lasance等[12]從換熱和噪聲方面對(duì)比了合成射流激勵(lì)器與標(biāo)準(zhǔn)風(fēng)扇, 發(fā)現(xiàn)在40 cm2以下合成射流激勵(lì)器占優(yōu). Vladimir等[13]采用數(shù)值模擬的方法研究了合成射流對(duì)翼型噪聲輻射的影響, 發(fā)現(xiàn)當(dāng)有陣風(fēng)時(shí), 合成射流激勵(lì)能有效移除翼型后緣處噪聲中陣風(fēng)頻率的較高諧頻部分, 但對(duì)陣風(fēng)誘導(dǎo)的前緣噪聲沒有實(shí)質(zhì)影響. 楊黨國(guó)等[14]利用合成射流對(duì)開式空腔的氣動(dòng)噪聲進(jìn)行抑制, 發(fā)現(xiàn)在跨聲速下有一定的抑制效果, 在超聲速下抑制效果幾乎沒有.

為了使合成射流技術(shù)更好地應(yīng)用于工程實(shí)際, 對(duì)合成射流技術(shù)的研究必然會(huì)延伸到其對(duì)噪聲的影響方面. 為此, 本文開展了合成雙射流對(duì)下游聲壓級(jí)影響的風(fēng)洞試驗(yàn)研究, 通過對(duì)比施加合成雙射流激勵(lì)前后機(jī)翼表面的聲壓級(jí)變化, 探索合成射流控制對(duì)下游噪聲的影響.

1 風(fēng)洞試驗(yàn)

1.1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/h3>

試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜑橐欢螜C(jī)翼, 采用了主翼加襟翼的兩段翼形式. 機(jī)翼的總弦長(zhǎng)為200 mm, 展向長(zhǎng)度為200 mm. 主翼長(zhǎng)度占機(jī)翼總長(zhǎng)的70%, 襟翼長(zhǎng)度占總長(zhǎng)度的30%. 襟翼預(yù)先向下偏轉(zhuǎn)了15°. 為了減小支撐裝置對(duì)襟翼表面流動(dòng)的干擾, 采用橫向支撐的方式將模型固定在風(fēng)洞的側(cè)壁支撐機(jī)構(gòu)上,圖1給出了模型在風(fēng)洞中的照片. 由于在模型加工過程中出現(xiàn)了溝通偏差, 原設(shè)計(jì)的模型5°后掠角變成了5°側(cè)滑角, 導(dǎo)致模型的堵塞度過大, 也因此切除了兩側(cè)為抑制翼端流向渦而設(shè)計(jì)的擋板, 只保留了支撐法蘭附近的小部分.

在主翼的后緣附近沿展向分別在y/c=25%, 75%處布置了兩個(gè)合成雙射流激勵(lì)器, 見圖2. 其中, 坐標(biāo)系定義為x方向?yàn)榱飨?y方向?yàn)檎瓜?c為弦長(zhǎng). 合成雙射流激勵(lì)器是國(guó)防科技大學(xué)羅振兵教授在傳統(tǒng)合成射流激勵(lì)器的基礎(chǔ)上改進(jìn)提出的[15], 有兩個(gè)腔室和兩個(gè)出口, 能量利用效率較高. 激勵(lì)器單個(gè)出口的尺寸為40 mm×1 mm, 長(zhǎng)邊與主翼后緣平行, 短邊占總弦長(zhǎng)的0.5%, 同一激勵(lì)器的兩個(gè)出口之間的距離為4 mm. 激勵(lì)器采用了與機(jī)翼一體化的設(shè)計(jì),圖3展示了合成雙射流激勵(lì)器的安裝方式和位置, 并展示了單個(gè)合成雙射流激勵(lì)器的可拆卸部分. 激勵(lì)器采用壓電陶瓷作為驅(qū)動(dòng)單元, 銅片作為振動(dòng)膜片. 在試驗(yàn)中, 以正弦電壓信號(hào)對(duì)激勵(lì)器進(jìn)行驅(qū)動(dòng).

圖1 模型照片F(xiàn)ig. 1 Photo of the model

圖2 模型上表面Fig. 2 Suction side of the model

(a) Installation

(b) Removable part

模型上還布置了靜壓和脈動(dòng)壓力測(cè)點(diǎn). 在y/c=50% 的平面內(nèi)沿機(jī)翼上表面從前到后布置了8個(gè)靜壓測(cè)點(diǎn), 各靜壓測(cè)點(diǎn)的編號(hào)見圖2中的紅色標(biāo)記, 其相對(duì)位置見表1. 在襟翼上y/c=25%, 75%的平面內(nèi), 即激勵(lì)器的正下游, 又各布置了2個(gè)靜壓測(cè)點(diǎn), 其位置分別與中心剖面的6, 7號(hào)測(cè)點(diǎn)對(duì)應(yīng). 此外, 在襟翼上y/c=25%, 75%平面內(nèi)靜壓測(cè)點(diǎn)的下游, 還各布置了2個(gè)脈動(dòng)壓力測(cè)點(diǎn), 各測(cè)點(diǎn)的編號(hào)見圖2中的黃色標(biāo)記, 其相對(duì)位置見表2.

表1 靜壓測(cè)點(diǎn)位置

表2 脈動(dòng)壓力測(cè)點(diǎn)位置

1.2 測(cè)試技術(shù)與設(shè)備

試驗(yàn)中分別采用了熒光油流顯示[16]、 靜壓測(cè)量和脈動(dòng)壓力測(cè)量技術(shù). 通過油流顯示獲取模型上表面的基本流動(dòng)情況, 通過靜壓和脈動(dòng)壓力測(cè)量獲得合成雙射流對(duì)下游流動(dòng)的影響. 在試驗(yàn)中采用了階梯變攻角和連續(xù)變攻角兩種運(yùn)行方式, 分別模擬靜態(tài)和動(dòng)態(tài)過程.

試驗(yàn)中, 通過DTC Initium測(cè)壓系統(tǒng)獲取模型表面的靜態(tài)壓力數(shù)據(jù), 通過Kulite脈動(dòng)壓力傳感器和DEWETRON采集系統(tǒng)獲取襟翼上表面的壓力脈動(dòng). 其中, 動(dòng)態(tài)壓力的采樣頻率設(shè)為20 kHz.

試驗(yàn)在中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心高速所的FL-21風(fēng)洞中進(jìn)行. 該風(fēng)洞是一座半回流暫沖式亞跨超聲速風(fēng)洞. 試驗(yàn)段橫截面尺寸為0.6 m×0.6 m, 長(zhǎng)度為1.775 m. 亞跨聲速試驗(yàn)時(shí)兩側(cè)壁為實(shí)壁, 上、 下壁為開有60°斜孔的開孔壁, 開孔率為4.24%, 壁板擴(kuò)開角0.4°.

1.3 數(shù)據(jù)處理方法

(1)

(2)

(3)

(4)

重復(fù)性試驗(yàn)結(jié)果表明, 在所有攻角下, 靜壓系數(shù)的相對(duì)誤差不超過6%, 聲壓級(jí)的誤差普遍小于0.3 dB. 這說明來流條件控制得很好, 對(duì)聲壓級(jí)結(jié)果影響很小.

2 試驗(yàn)結(jié)果與討論

2.1 基本流動(dòng)情況

來流速度為Ma=0.4, 基于來流速度和弦長(zhǎng)的Re=1.7×106. 采用固定攻角的方式分別獲得了α=0°, 2°, 6°和10°時(shí)模型上表面的油流圖譜. 為了便于觀察, 采用了紅-綠-紅相間的涂油方式. 各攻角下的油流圖譜見圖4. 總體而言, 主翼上的流線比較平行, 流動(dòng)較為簡(jiǎn)單, 襟翼上的流線彎曲、 匯聚, 流動(dòng)較為復(fù)雜, 存在分離和旋渦.

(a) α=0°

(b) α=2°

(c) α=6°

(d) α=10°

試驗(yàn)采用了自由轉(zhuǎn)捩的方式. 當(dāng)攻角較小時(shí), 主翼的中段有一個(gè)較為明顯的粒子聚集帶, 見圖4(a), (b)中黑線和白線所標(biāo)示區(qū)域. 這表明該處可能存在一個(gè)分離泡, 黑線標(biāo)示了分離位置, 白線標(biāo)示了再附位置.α=0°時(shí), 由于遮蓋中間測(cè)壓孔的錫箔紙前端被吹起, 起到了轉(zhuǎn)捩帶的作用, 使來流提前轉(zhuǎn)捩為湍流, 因此中間區(qū)域沒有分離泡, 也就沒有明顯的粒子聚集.

圖4中還用黃線標(biāo)示了旋渦的輪廓. 襟翼上的渦結(jié)構(gòu)具有一定的對(duì)稱性, 隨著攻角增大中間區(qū)域的渦結(jié)構(gòu)逐漸向兩側(cè)和上游發(fā)展, 兩側(cè)的渦結(jié)構(gòu)逐漸收縮. 結(jié)合油流圖譜和脈動(dòng)壓力測(cè)點(diǎn)的位置, 可以得出: 1號(hào)脈動(dòng)壓力測(cè)點(diǎn)處主要為附著流, 4號(hào)脈動(dòng)壓力測(cè)點(diǎn)處主要受中間區(qū)域的旋渦結(jié)構(gòu)影響. 由于2, 3號(hào)脈動(dòng)壓力傳感器在試驗(yàn)中出現(xiàn)了異常, 本文只給出了1, 4號(hào)脈動(dòng)壓力測(cè)點(diǎn)的結(jié)果.

圖5給出了1, 4號(hào)脈動(dòng)壓力測(cè)點(diǎn)處的噪聲功率譜隨攻角的變化情況. 其中, 低頻段的兩個(gè)穩(wěn)定峰是工頻干擾, 對(duì)應(yīng)基頻50 Hz和倍頻100 Hz, 分析時(shí)只考慮中高頻部分. 從圖中可以看出, 1號(hào)測(cè)點(diǎn)處的功率譜形態(tài)基本相同, 這與其一直是附著流的狀態(tài)是一致的. 隨著攻角增大, 其峰值頻率略微升高, 由700 Hz左右增加到800 Hz左右. 4號(hào)測(cè)點(diǎn)處的功率譜形態(tài)隨攻角增大發(fā)生了明顯變化, 由小攻角下的雙峰(峰頻分別在700 Hz和1 100 Hz左右)逐漸轉(zhuǎn)變?yōu)榇蠊ソ窍碌膯畏?峰頻在1 100 Hz左右), 較低頻率的峰逐漸消失. 這與該處旋渦結(jié)構(gòu)的變化有關(guān).

(a) No.1 measuring point

(b) No.4 measuring point圖5 噪聲功率譜隨攻角變化Fig. 5 Variation of noise power spectrum with angle of attack

2.2 靜態(tài)過程控制結(jié)果

采用階梯變攻角的方式模擬靜態(tài)過程, 開啟合成雙射流激勵(lì)器, 待流場(chǎng)穩(wěn)定后測(cè)量靜壓和脈動(dòng)壓力. 靜壓測(cè)量結(jié)果表明, 合成雙射流對(duì)下游平均流動(dòng)的影響很小. 通過改變合成雙射流激勵(lì)器的激勵(lì)頻率和電壓, 獲得了控制參數(shù)對(duì)下游聲壓級(jí)的影響.圖6給出了沒有激勵(lì)以及不同激勵(lì)下的聲壓級(jí)隨攻角變化情況. 可以看出, 隨著攻角增大, 襟翼上的聲壓級(jí)升高. 對(duì)于1號(hào)測(cè)點(diǎn), 激勵(lì)越強(qiáng)該處的聲壓級(jí)越高, 合成雙射流增大了噪聲水平. 對(duì)于4號(hào)測(cè)點(diǎn), 聲壓級(jí)在α>4°后有明顯升高. 但當(dāng)激勵(lì)為f=700 Hz, vpp=10 V時(shí), 在大攻角下(α=8°, 10°)的聲壓級(jí)比沒有激勵(lì)時(shí)低, 表明噪聲水平被抑制, 此時(shí)控制是有利的.

(a) No.1 measuring point

(b) No.4 measuring point圖6 激勵(lì)對(duì)聲壓級(jí)影響Fig. 6 Effect of actuation on SPL

對(duì)于1號(hào)測(cè)點(diǎn),α=0°時(shí)700 Hz的激勵(lì)增加的聲壓級(jí)幅度較大,α=8°時(shí)700 Hz的激勵(lì)增加的聲壓級(jí)幅度明顯減小, 而800 Hz的激勵(lì)增加的聲壓級(jí)幅度仍較大. 結(jié)合基本流動(dòng)情況的噪聲功率譜(見圖5(a))分析, 可以得出初步結(jié)論: 對(duì)于附著流, 在其峰值頻率附近激勵(lì)會(huì)明顯增大其聲壓級(jí). 因此, 在施加控制時(shí)要盡量避開這一情況. 對(duì)于4號(hào)測(cè)點(diǎn),α=0°時(shí)700 Hz的激勵(lì)(與較低的峰頻接近)增加的聲壓級(jí)幅度很大, 甚至超過了800 Hz的激勵(lì), 而α=8°時(shí)700 Hz 的激勵(lì)反而減小了聲壓級(jí). 結(jié)合基本流動(dòng)情況的噪聲功率譜(見圖5(b))分析可以得出: 對(duì)于受旋渦結(jié)構(gòu)影響的區(qū)域, 在其消失的峰頻附近激勵(lì)可以減小聲壓級(jí).

圖7分別給出了4號(hào)測(cè)點(diǎn)在α=8°時(shí)的噪聲功率譜以及聲壓級(jí)隨攻角的變化情況. 可以很明顯地看出, 施加激勵(lì)后噪聲功率譜上有尖刺形的基頻和倍頻峰, 在f=700～2 100 Hz范圍內(nèi), 隨著激勵(lì)強(qiáng)度增大聲壓級(jí)有所降低. 當(dāng)α≥8°時(shí), 激勵(lì)降低了聲壓級(jí), 但降幅受激勵(lì)強(qiáng)度的影響不大. 因此, 可以得出初步結(jié)論: 在受渦結(jié)構(gòu)影響的區(qū)域降噪, 激勵(lì)頻率將是關(guān)鍵因素.

(a) Noise power spectrum at α=8°

(b) Total SPL圖7 激勵(lì)強(qiáng)度對(duì)聲壓級(jí)影響Fig. 7 Effect of actuation strength on SPL

2.3 動(dòng)態(tài)過程控制結(jié)果

采用連續(xù)變攻角的方式模擬動(dòng)態(tài)過程. 模型做俯仰運(yùn)動(dòng), 攻角以不同的速率從0°變到10°, 穩(wěn)定3 s后再以同樣的速率從10°變回0°. 當(dāng)模型的攻角變到指定角度(10°或0°)時(shí)流場(chǎng)還未穩(wěn)定, 風(fēng)洞控制系統(tǒng)會(huì)調(diào)節(jié)一段時(shí)間使得流場(chǎng)穩(wěn)定. 本文只考慮風(fēng)洞進(jìn)行流場(chǎng)調(diào)節(jié)前的模型做俯仰運(yùn)動(dòng)的過程.

試驗(yàn)中采用了3種攻角速率, 分別為1， 2， 4 (°)/s.圖8給出了4號(hào)測(cè)點(diǎn)在不同攻角速率下的聲壓級(jí)變化情況. 可以看出, 4 (°)/s時(shí)的變化情況與其他兩組有明顯不同. 在上仰過程中,α=8°后聲壓級(jí)才會(huì)明顯升高, 而在其他兩個(gè)攻角速率下則是α=5°后就有明顯的升高; 在下俯過程中,α=4°后聲壓級(jí)才會(huì)明顯降低, 而在其他兩個(gè)速率下聲壓級(jí)明顯降低的角度是α=7°. 俯仰速率越大, 噪聲遲滯性越明顯.

圖9比較了在不同俯仰速率下激勵(lì)對(duì)噪聲水平遲滯特性的影響. on表示有激勵(lì), off表示無激勵(lì). 激勵(lì)信號(hào)為f=700 Hz, vpp=10 V. 對(duì)于1號(hào)測(cè)點(diǎn), 開啟合成雙射流后噪聲水平提高了1～2 dB, 其遲滯特性沒有明顯變化. 對(duì)于4號(hào)測(cè)點(diǎn), 在小攻角下, 激勵(lì)提高了噪聲水平; 在大攻角下, 噪聲水平改變不明顯; 在3種俯仰速率下, 激勵(lì)都減弱了噪聲水平的遲滯性. 對(duì)于像4號(hào)測(cè)點(diǎn)處受渦結(jié)構(gòu)影響的流動(dòng), 由于攻角變化影響渦結(jié)構(gòu)的發(fā)展, 合成雙射流激勵(lì)對(duì)噪聲水平的影響表現(xiàn)出與攻角有關(guān).

圖8 俯仰速率對(duì)聲壓級(jí)遲滯性影響Fig. 8 Influence of pitching rate on hysteresis of SPL

(a) 1 (°)/s at No.1 point

(b) 2 (°)/s at No.1 point

(c) 1 (°)/s at No.4 point

(d) 2 (°)/s at No.4 point

(e) 4 (°)/s at No.4 point圖9 激勵(lì)對(duì)聲壓級(jí)遲滯性影響Fig. 9 Influence of actuation on hysteresis of SPL

圖10比較了不同激勵(lì)強(qiáng)度下噪聲水平的遲滯特性. 其中, 激勵(lì)頻率均為f=700 Hz. 對(duì)于1號(hào)測(cè)點(diǎn), 隨著激勵(lì)增強(qiáng), 噪聲水平升高, 遲滯特性沒有很明顯的變化. 對(duì)于4號(hào)測(cè)點(diǎn), 隨著激勵(lì)增強(qiáng), 小攻角下的噪聲水平有所升高, 大攻角下的噪聲水平變化較小, 在某些攻角下噪聲水平有所降低, 遲滯特性在中等激勵(lì)下略有不同.

(a) No.1 measuring point

(b) No.4 measuring point圖10 激勵(lì)強(qiáng)度對(duì)聲壓級(jí)遲滯性影響Fig. 10 Influence of actuation strength on hysteresis of SPL

圖11比較了4號(hào)測(cè)點(diǎn)在不同運(yùn)動(dòng)過程中激勵(lì)對(duì)噪聲水平的影響. 激勵(lì)信號(hào)的電壓均為vpp=20 V. 可以看出, 在小攻角下, 激勵(lì)均增大了噪聲水平; 在大攻角下,f=700， 800 Hz的激勵(lì)減小了噪聲水平. 當(dāng)α=8°時(shí), 在上仰過程中f=800 Hz 激勵(lì)的噪聲水平最小, 而在下俯過程中f=700 Hz激勵(lì)的噪聲水平最小. 因此, 抑制噪聲的最佳激勵(lì)與模型的運(yùn)動(dòng)歷程有關(guān).

(a) Pitching up

(b) Pitching down圖11 不同運(yùn)動(dòng)過程中激勵(lì)的影響Fig. 11 Influence of actuation with different pitching motions

3 結(jié)論

利用油流顯示和脈動(dòng)壓力測(cè)量技術(shù), 基于兩段翼模型研究了合成雙射流對(duì)下游聲壓級(jí)的影響. 在相同激勵(lì)下, 合成雙射流對(duì)噪聲的控制效果與下游的流動(dòng)狀態(tài)直接相關(guān). 基于本試驗(yàn)的測(cè)量結(jié)果, 獲得了以下結(jié)論:

(1)對(duì)于附著流, 在其峰值頻率附近激勵(lì)會(huì)明顯增大其噪聲水平; 對(duì)于受旋渦主導(dǎo)的流動(dòng), 恰當(dāng)?shù)暮铣呻p射流控制可以降低噪聲水平, 激勵(lì)頻率較為關(guān)鍵.

(2)在俯仰運(yùn)動(dòng)過程中, 俯仰速率越大, 噪聲遲滯性越明顯. 對(duì)于附著流, 激勵(lì)增加了噪聲水平, 但不改變其遲滯特性; 對(duì)于受旋渦主導(dǎo)的流動(dòng), 激勵(lì)對(duì)噪聲水平的影響與攻角有關(guān), 能夠減弱噪聲水平的遲滯性, 激勵(lì)強(qiáng)度對(duì)遲滯特性的影響較小.

(3)抑制噪聲的最佳激勵(lì)與模型的運(yùn)動(dòng)歷程有關(guān).

致謝感謝楊可工程師在脈動(dòng)壓力測(cè)量方面給予的幫助, 感謝榮祥森高級(jí)工程師在模型運(yùn)動(dòng)控制方面給予的幫助.