王顯圣，周方奇，徐來武，吳軍強(qiáng)，路 波，楊黨國，*

(1. 中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 空氣動(dòng)力學(xué)國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，綿陽 621000；2. 中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 高速空氣動(dòng)力研究所，綿陽 621000)

0 引 言

內(nèi)埋彈艙是先進(jìn)隱身戰(zhàn)機(jī)、軍用運(yùn)輸機(jī)、轟炸機(jī)等作戰(zhàn)飛行器普遍采用的布局形式，在提升飛行器隱身能力、降低飛行阻力、擴(kuò)大作戰(zhàn)半徑、實(shí)現(xiàn)高馬赫數(shù)巡航等方面具有突出優(yōu)勢，并在世界各軍事強(qiáng)國推動(dòng)下被廣泛而深入的研究[1-2]。近年來，隨著輕質(zhì)復(fù)合材料的普遍應(yīng)用，飛行器結(jié)構(gòu)重量更輕但結(jié)構(gòu)振動(dòng)特性更強(qiáng)。內(nèi)埋武器發(fā)射過程中，空腔效應(yīng)引起的流動(dòng)自持振蕩會(huì)形成強(qiáng)噪聲環(huán)境，對飛行器結(jié)構(gòu)安全造成潛在危險(xiǎn)，影響武器發(fā)射精度和空戰(zhàn)效能[2]。特別是高速來流條件下，艙內(nèi)噪聲環(huán)境惡劣、載荷異常復(fù)雜，高強(qiáng)度聲壓引起的交變應(yīng)力能夠引起結(jié)構(gòu)振動(dòng)響應(yīng)非線性增強(qiáng)，形成復(fù)雜的氣動(dòng)/結(jié)構(gòu)/噪聲耦合問題[3-4]，不僅加速結(jié)構(gòu)疲勞破壞，甚至可能誘發(fā)結(jié)構(gòu)共振，危及飛行安全。因此，掌握內(nèi)埋彈艙流動(dòng)/振動(dòng)/噪聲多場載荷實(shí)驗(yàn)原理，實(shí)現(xiàn)多場載荷一體化模擬和同步測試，對構(gòu)建工程實(shí)用的內(nèi)埋彈艙多場載荷、作戰(zhàn)環(huán)境評估手段和提升內(nèi)埋武器系統(tǒng)作戰(zhàn)效能具有重要意義。

內(nèi)埋武器發(fā)射時(shí)通常伴隨復(fù)雜流動(dòng)分離、剪切層失穩(wěn)、波-渦-固壁相互干擾等問題，形成空腔流動(dòng)自持振蕩現(xiàn)象[5-7]。空腔流動(dòng)自持振蕩是一種典型的非定常、非線性流體動(dòng)力學(xué)現(xiàn)象。為了保證內(nèi)埋彈艙有效存儲(chǔ)空間和作戰(zhàn)武器數(shù)量，實(shí)際內(nèi)埋彈艙長深比受到限制，通常以開式空腔流動(dòng)為主[8-10]，高速來流條件下更易形成流動(dòng)自持振蕩。根據(jù)剪切層與固壁作用方式不同，空腔流動(dòng)自持振蕩分為剪切層模態(tài)和尾跡模態(tài)兩種類型，這兩種類型與剪切層動(dòng)量厚度和空腔尺度之比密切相關(guān)[8]。在剪切層模態(tài)下，空腔流動(dòng)振蕩頻率受到空腔尺度和來流馬赫數(shù)等參數(shù)影響；在尾跡模態(tài)下，空腔振蕩頻率通常與來流馬赫數(shù)無關(guān)[8]。

空腔流動(dòng)自持振蕩的形成機(jī)制主要包括流體動(dòng)力學(xué)反饋機(jī)制、流體-聲共鳴機(jī)制、流體-彈性邊界耦合機(jī)制[10-13]。流體動(dòng)力學(xué)反饋機(jī)制主要受到空腔開口區(qū)域的剪切層開爾文-亥姆霍茲不穩(wěn)定性影響，當(dāng)邊界層在彈艙前緣分離以后，剪切層內(nèi)渦擾動(dòng)逐漸增強(qiáng)，并在彈艙后緣與固壁相互作用[14-16]。當(dāng)內(nèi)部壓力波運(yùn)動(dòng)至彈艙前緣時(shí)，剪切層擾動(dòng)進(jìn)一步增強(qiáng)，形成擾動(dòng)反饋回路，誘發(fā)非定常壓力振蕩并向外輻射噪聲[17]。流體-聲共鳴機(jī)制主要受到彈艙內(nèi)駐波引起的非定常流動(dòng)效應(yīng)影響，邊界約束作用下艙內(nèi)多壓力波反饋疊加，特定尺寸情況下，彈艙內(nèi)形成高頻振蕩的駐波現(xiàn)象。流體-彈性邊界耦合機(jī)制研究相對較少，主要受到結(jié)構(gòu)振動(dòng)輻射聲場與非定常流場相互作用影響。這三種機(jī)制并非完全獨(dú)立，在實(shí)際內(nèi)埋彈艙問題中，通常存在多種機(jī)制的共同驅(qū)動(dòng)和相互作用，導(dǎo)致艙內(nèi)非定常流動(dòng)振蕩幅度進(jìn)一步增強(qiáng)[18]。

未來作戰(zhàn)飛機(jī)對運(yùn)載能力、遠(yuǎn)航性能和機(jī)動(dòng)性能的要求越來越高，具有輕、薄特征結(jié)構(gòu)部件被廣泛應(yīng)用，不過實(shí)際飛行過程中，這些部件的流動(dòng)、噪聲和結(jié)構(gòu)耦合效應(yīng)增強(qiáng)。王顯圣等[7]從內(nèi)埋彈艙噪聲產(chǎn)生與傳播機(jī)制、關(guān)鍵參數(shù)影響規(guī)律等方面，分析了內(nèi)埋彈艙可壓縮流致噪聲問題研究面臨的挑戰(zhàn)。Barone等[19]基于數(shù)值方法研究了艙內(nèi)物體非定常氣動(dòng)力、力矩與艙內(nèi)噪聲模態(tài)之間的關(guān)系，發(fā)現(xiàn)艙內(nèi)物體結(jié)構(gòu)響應(yīng)受到彈艙內(nèi)噪聲載荷和結(jié)構(gòu)固有屬性的共同影響。Wagner 等[3]通過風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)研究了艙內(nèi)物體和聲學(xué)環(huán)境的相互作用規(guī)律，物體流向和法向振動(dòng)受到彈艙內(nèi)噪聲模態(tài)的影響，當(dāng)結(jié)構(gòu)固有屬性和艙內(nèi)噪聲模態(tài)匹配時(shí)，艙內(nèi)物體結(jié)構(gòu)響應(yīng)顯著增強(qiáng)，而艙內(nèi)存儲(chǔ)物也顯著改變了內(nèi)埋彈艙的聲學(xué)特性。Casper 等[20]通過研究高亞聲速內(nèi)埋彈艙復(fù)雜幾何外形對彈艙繞流和結(jié)構(gòu)響應(yīng)的影響規(guī)律，分析了內(nèi)埋彈艙聲場和艙內(nèi)彈性物體之間的模態(tài)耦合機(jī)制。王顯圣、施傲等[21-22]通過高速風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)分析了內(nèi)埋彈艙噪聲載荷對彈性部件結(jié)構(gòu)振動(dòng)的作用規(guī)律，發(fā)現(xiàn)近場噪聲載荷是彈艙結(jié)構(gòu)振動(dòng)的重要激勵(lì)源，內(nèi)埋彈艙結(jié)構(gòu)振動(dòng)響應(yīng)以低階模態(tài)為主。

近年來，隨著作戰(zhàn)飛行器綜合性能日益提高，內(nèi)埋彈艙多物理場耦合問題得到關(guān)注[23]，不過由于流體動(dòng)力學(xué)、氣動(dòng)聲學(xué)和結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)等多學(xué)科交叉問題的復(fù)雜性，相關(guān)工作面臨研究手段單一、作戰(zhàn)環(huán)境模擬能力不足、工程實(shí)用性不強(qiáng)等諸多挑戰(zhàn)[24-25]。本文針對內(nèi)埋武器系統(tǒng)的多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)與多場載荷評估問題，分析內(nèi)埋彈艙流動(dòng)/振動(dòng)/噪聲多場載荷實(shí)驗(yàn)?zāi)M準(zhǔn)則，建立多場載荷同步測試技術(shù)，并基于氣動(dòng)/噪聲/結(jié)構(gòu)一體化風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)，獲取不同來流條件內(nèi)埋彈艙的多場載荷演化規(guī)律，分析結(jié)構(gòu)共振條件和近共振工況的結(jié)構(gòu)響應(yīng)規(guī)律，為建立真實(shí)內(nèi)埋彈艙多場載荷特性和作戰(zhàn)性能評估手段、提升內(nèi)埋武器發(fā)射精度提供技術(shù)支撐。

1 風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)?zāi)M準(zhǔn)則

內(nèi)埋彈艙流動(dòng)/振動(dòng)/噪聲多場載荷實(shí)驗(yàn)?zāi)M準(zhǔn)則是開展實(shí)驗(yàn)方案設(shè)計(jì)、多場載荷規(guī)律分析的理論基礎(chǔ)和關(guān)鍵依據(jù)。為了保證內(nèi)埋彈艙多場載荷實(shí)驗(yàn)?zāi)M準(zhǔn)則完整性，將流體動(dòng)力學(xué)、氣動(dòng)聲學(xué)和結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)原理應(yīng)用于內(nèi)埋彈艙多場載荷模型，構(gòu)建內(nèi)埋彈艙流動(dòng)/振動(dòng)/噪聲多場方程并進(jìn)行量綱分析，獲取來流條件、模型幾何特征、結(jié)構(gòu)特征等關(guān)鍵影響參數(shù)的相互關(guān)系[7,21]，建立內(nèi)埋彈艙多場載荷實(shí)驗(yàn)?zāi)M準(zhǔn)則。

1.1 內(nèi)埋彈艙流動(dòng)/振動(dòng)/噪聲多場載荷方程

根據(jù)流體動(dòng)力學(xué)和氣動(dòng)聲學(xué)原理[26]，建立內(nèi)埋彈艙繞流的可壓縮流場和聲場控制方程：

1.2 內(nèi)埋彈艙多場載荷實(shí)驗(yàn)?zāi)M準(zhǔn)則

基于內(nèi)埋彈艙流動(dòng)/振動(dòng)/噪聲多場載荷方程以及邊界條件的無量綱形式，獲取內(nèi)埋彈艙多場載荷實(shí)驗(yàn)?zāi)M準(zhǔn)則，如表1 所示，并進(jìn)一步分析相似準(zhǔn)則物理含義，為指導(dǎo)內(nèi)埋彈艙多場實(shí)驗(yàn)提供理論依據(jù)。

表1 內(nèi)埋彈艙氣動(dòng)外形、飛行工況和結(jié)構(gòu)特征模擬準(zhǔn)則Table 1 Similarity criteria of the geometric, flight and structural parameters for the weapons bay

在實(shí)際應(yīng)用中，縮比模型實(shí)驗(yàn)很難保證表1 中所有相似準(zhǔn)則完全模擬，通常根據(jù)內(nèi)埋彈艙多場載荷實(shí)驗(yàn)的關(guān)鍵影響參數(shù)選取合適的相似準(zhǔn)則指導(dǎo)實(shí)驗(yàn)。根據(jù)內(nèi)埋彈艙多場特性及相互作用規(guī)律[7,21]，當(dāng)不考慮內(nèi)埋彈艙結(jié)構(gòu)響應(yīng)時(shí)，需要模擬的相似準(zhǔn)則主要包括模型長深比、長寬比、來流馬赫數(shù)、雷諾數(shù)和邊界層尺度因子；當(dāng)需要考慮內(nèi)埋彈艙結(jié)構(gòu)響應(yīng)時(shí)，例如內(nèi)埋彈艙氣動(dòng)/結(jié)構(gòu)一體化設(shè)計(jì)評估驗(yàn)證實(shí)驗(yàn)，需要額外模擬結(jié)構(gòu)特征頻率相似參數(shù)，以充分表征結(jié)構(gòu)固有頻率和噪聲載荷的相互作用關(guān)系。

2 內(nèi)埋彈艙多場載荷風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)方法

基于內(nèi)埋彈艙流動(dòng)/振動(dòng)/噪聲多場載荷實(shí)驗(yàn)?zāi)M準(zhǔn)則和關(guān)鍵參數(shù)分析，進(jìn)行典型內(nèi)埋彈艙模型設(shè)計(jì)，并利用多場載荷同步測試技術(shù)，獲取內(nèi)埋彈艙流場壓力、結(jié)構(gòu)振動(dòng)和噪聲多場載荷特性。

2.1 風(fēng)洞及測試設(shè)備

實(shí)驗(yàn)在中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心的FL-23風(fēng)洞中完成，該風(fēng)洞是一座直流暫沖式風(fēng)洞，來流馬赫數(shù)范圍0.4～4.0，覆蓋亞、跨、超聲速速域。風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)段的橫截面尺寸為0.6 m×0.6 m，長度為2.5 m。在開展亞、跨聲速實(shí)驗(yàn)時(shí)，風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)段的上下洞壁采用斜開孔壁，左右洞壁采用實(shí)壁；在開展超聲速實(shí)驗(yàn)時(shí)，風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)段四個(gè)洞壁均采用實(shí)壁。

根據(jù)內(nèi)埋彈艙艙內(nèi)非定常流動(dòng)特征，選取彈艙底板為測試區(qū)域，關(guān)鍵測點(diǎn)布局如圖1 所示。實(shí)驗(yàn)中采用剛性內(nèi)埋彈艙模型進(jìn)行流場靜壓和噪聲載荷測試，其中靜壓數(shù)據(jù)通過PSI 壓力掃描閥進(jìn)行測量，為獲取內(nèi)埋彈艙噪聲載荷數(shù)據(jù)，在彈艙模型底部布置脈動(dòng)壓力傳感器，傳感器型號為LE-062-30A，傳感器直徑為1.7 mm；采用彈性內(nèi)埋彈艙模型進(jìn)行聲振耦合狀態(tài)的噪聲載荷與結(jié)構(gòu)振動(dòng)響應(yīng)測試，在彈性內(nèi)埋彈艙底板中心位置安裝加速度傳感器，傳感器型號為EGAX-100-C20001。利用DEWESOFT 動(dòng)態(tài)信號采集系統(tǒng)進(jìn)行噪聲載荷與振動(dòng)響應(yīng)傳感器采集數(shù)據(jù)的實(shí)時(shí)處理，兩種傳感器采樣頻率均為50 kHz，采樣時(shí)間均為10 s。

圖1 噪聲載荷與振動(dòng)響應(yīng)傳感器測點(diǎn)位置示意圖Fig. 1 Position layout of the noise and vibration transducers

2.2 內(nèi)埋彈艙實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ驮O(shè)計(jì)

為了模擬彈性邊界振動(dòng)響應(yīng)對內(nèi)埋彈艙多場載荷影響規(guī)律，采用剛性和彈性模型進(jìn)行內(nèi)埋彈艙流動(dòng)/噪聲和流動(dòng)/振動(dòng)/噪聲風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)。內(nèi)埋彈艙模型采用側(cè)壁支撐方式安裝于風(fēng)洞側(cè)壁位置，如圖2 所示，其中o為彈艙前緣坐標(biāo)原點(diǎn)，x軸指向來流速度方向。

圖2 內(nèi)埋彈艙實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ虵ig. 2 Experimental model of the weapons bay

為了模擬無彈性邊界振動(dòng)效應(yīng)影響的內(nèi)埋彈艙流動(dòng)和噪聲特性，基于表1 中相似準(zhǔn)則進(jìn)行剛性內(nèi)埋彈艙關(guān)鍵影響參數(shù)設(shè)計(jì)，彈艙長深比L/D為6，長寬比L/W為2，受到風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)段尺寸的限制，內(nèi)埋彈艙模型的長度L、深度D和寬度W分別設(shè)計(jì)為540 mm、90 mm 和180 mm。

為了模擬彈性邊界振動(dòng)效應(yīng)影響下內(nèi)埋彈艙的流動(dòng)、振動(dòng)和噪聲多場載荷特性，基于剛性內(nèi)埋彈艙模型實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)，選擇來流馬赫數(shù)0.9 工況的噪聲載荷主模態(tài)頻率354 Hz（對應(yīng)斯特勞哈爾數(shù)0.67）為內(nèi)埋彈艙彈性部件結(jié)構(gòu)固有頻率設(shè)計(jì)值，模擬結(jié)構(gòu)固有屬性和噪聲載荷激勵(lì)強(qiáng)耦合工況的內(nèi)埋彈艙多場載荷特征。彈性結(jié)構(gòu)部件選擇振動(dòng)特性較強(qiáng)的內(nèi)埋彈艙底板進(jìn)行設(shè)計(jì)，內(nèi)埋彈艙材料為30CrMnSi，彈性結(jié)構(gòu)部件厚度設(shè)計(jì)值為2 mm。采用厚度25 mm 和2 mm鋼板分別模擬剛性和彈性邊界內(nèi)埋彈艙，由于兩種彈性部件的厚度相差較大，剛性內(nèi)埋彈艙模型的結(jié)構(gòu)固有頻率遠(yuǎn)超過艙內(nèi)噪聲載荷頻帶范圍；利用錘擊法測得彈性內(nèi)埋彈艙底板的結(jié)構(gòu)固有頻率為348 Hz，利用來流速度和彈艙長度之比作為特征頻率的尺度因子，特征頻率對應(yīng)斯特勞哈爾數(shù)分別為0.66（馬赫數(shù)0.9 工況）和0.37（馬赫數(shù)2.0 工況）。

2.3 非定常數(shù)據(jù)處理方法

3 內(nèi)埋彈艙多場載荷特性

通過高速風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)開展內(nèi)埋彈艙流動(dòng)/振動(dòng)/噪聲多場載荷特性分析，來流馬赫數(shù)范圍為0.6～2.0，雷諾數(shù)范圍為（6.5～10.7）×106（基于彈艙長度），邊界層尺度因子約為3.7%～5.4%。

3.1 內(nèi)埋彈艙噪聲載荷與流場壓力分布特性

內(nèi)埋彈艙壓力分布是影響武器發(fā)射姿態(tài)和彈艙平均流動(dòng)特性的重要特征。圖3 為內(nèi)埋彈艙底部展向?qū)ΨQ中心位置的靜壓系數(shù)分布曲線，其中靜壓系數(shù)Cp=pˉ-1。氣流流過彈艙前緣時(shí)，邊界層發(fā)生分離，并逐漸演化形成剪切層[11]，由于剪切層兩側(cè)壓力相近，艙內(nèi)上游區(qū)域靜壓值接近來流靜壓。在亞聲速工況下，彈艙上游區(qū)域（x/L＜ 0.4）受到后壁擾動(dòng)的影響較小，艙內(nèi)流向壓力梯度小，而彈艙下游區(qū)域（x/L＞ 0.4）受到剪切層攜帶高能氣流與后壁相互作用的影響較大[14]，隨著彈艙后緣流場壓力升高，艙內(nèi)靜壓梯度逐漸增大。在超聲速工況下，內(nèi)埋彈艙的靜壓分布與亞跨聲速工況不同，彈艙前部和中部區(qū)域（x/L＜ 0.8）的靜壓系數(shù)均接近于零，說明彈艙底板中心位置的靜壓與來流靜壓相近，流場壓力梯度較小，而彈艙后緣區(qū)域（x/L＞ 0.8）的靜壓系數(shù)曲線急劇上升，艙內(nèi)逆壓梯度呈現(xiàn)增大趨勢。

圖3 內(nèi)埋彈艙底部中心線靜壓系數(shù)沿流向分布規(guī)律Fig. 3 Distribution of the static pressure coefficient along the bottom centerline of the weapons bay

圖4 為內(nèi)埋彈艙噪聲載荷聲壓級沿流向分布規(guī)律。內(nèi)埋彈艙氣動(dòng)聲學(xué)特征與艙內(nèi)流動(dòng)特性密切相關(guān)[14]，來流邊界層在彈艙前緣發(fā)生分離以后，流場中渦擾動(dòng)在剪切層作用下逐漸增強(qiáng)[17]，并與彈艙后壁相互作用。不同來流馬赫數(shù)工況，內(nèi)埋彈艙后壁區(qū)域的噪聲聲壓級均處于較高水平，且艙內(nèi)噪聲載荷隨著與彈艙后壁距離減小而逐漸增強(qiáng)；內(nèi)埋彈艙前部區(qū)域的噪聲載荷強(qiáng)度處于較低水平，噪聲聲壓級最低位置發(fā)生在x/L約1/5 處。

圖4 內(nèi)埋彈艙底部中心線噪聲總聲壓級沿流向分布規(guī)律Fig. 4 Distribution of SPL along the bottom centerline of the weapons bay

圖5 為不同來流工況下內(nèi)埋彈艙底部區(qū)域噪聲載荷功率譜密度演化規(guī)律。在當(dāng)前研究工況范圍內(nèi)，艙內(nèi)噪聲載荷譜具有多個(gè)峰值，整體呈現(xiàn)為多頻率分量的寬帶噪聲。在馬赫數(shù)0.6 工況下，噪聲主頻（即峰值最高位置所對應(yīng)的頻率值）出現(xiàn)在三階模態(tài)位置，對應(yīng)斯特勞哈爾數(shù)為1.26。隨著來流馬赫數(shù)增加，噪聲載荷高頻部分相對平緩，且高階聲模態(tài)峰值逐漸增大；馬赫數(shù)0.9、馬赫數(shù)1.5 工況下，噪聲主頻均出現(xiàn)在二階模態(tài)位置，對應(yīng)斯特勞哈爾數(shù)分別為0.67 和0.60。

圖5 內(nèi)埋彈艙底部噪聲載荷功率譜Fig. 5 PSD of the noise load along the bottom centerline of the weapons bay

3.2 高馬赫數(shù)工況噪聲載荷主模態(tài)轉(zhuǎn)換行為

隨著來流馬赫數(shù)提高，在馬赫數(shù)2.0 工況下，艙內(nèi)噪聲載荷主模態(tài)出現(xiàn)模態(tài)轉(zhuǎn)換行為，如圖6 所示。內(nèi)埋彈艙噪聲載荷譜以二階和五階模態(tài)為主，不過艙內(nèi)不同位置的二階和五階模態(tài)噪聲能量峰具有顯著差異。在靠近彈艙前緣位置（x/L＜0.2），噪聲載荷譜主頻出現(xiàn)在二階模態(tài)位置，主模態(tài)對應(yīng)斯特勞哈爾數(shù)為0.55；不過，艙內(nèi)其他區(qū)域（x/L＞0.2）的噪聲載荷譜主頻出現(xiàn)在五階模態(tài)位置，主模態(tài)對應(yīng)斯特勞哈爾數(shù)為1.62。噪聲載荷主模態(tài)的轉(zhuǎn)換揭示了內(nèi)埋彈艙噪聲不止受到擾動(dòng)反饋回路一種機(jī)制的影響。由于不同噪聲模態(tài)對應(yīng)了艙內(nèi)不同流場結(jié)構(gòu)和傳播行為[27]，在高馬赫數(shù)彈艙繞流中，復(fù)雜波系和大尺度旋渦等流場結(jié)構(gòu)之間存在的相互干擾和競爭，可能直接導(dǎo)致了噪聲載荷主模態(tài)隨馬赫數(shù)和空間位置的轉(zhuǎn)換行為，也進(jìn)一步說明具有工程應(yīng)用價(jià)值的內(nèi)埋彈艙噪聲控制方法需要對流場結(jié)構(gòu)進(jìn)行針對性控制，實(shí)現(xiàn)內(nèi)埋彈艙寬頻噪聲和模態(tài)噪聲的有效抑制。

圖6 超聲速內(nèi)埋彈艙噪聲的主模態(tài)轉(zhuǎn)換行為Fig. 6 Switch of the principle noise mode of the weapons bay in supersonic flow

3.3 強(qiáng)耦合條件下噪聲載荷與彈性結(jié)構(gòu)作用規(guī)律

在實(shí)際飛行工況下，內(nèi)埋彈艙系統(tǒng)通常存在彈性部件，如彈艙艙門和艙體薄壁結(jié)構(gòu)等。根據(jù)實(shí)驗(yàn)結(jié)果，內(nèi)埋彈艙噪聲載荷的頻譜范圍較寬，強(qiáng)噪聲載荷誘導(dǎo)交變應(yīng)力直接作用于彈性部件，引起結(jié)構(gòu)振動(dòng)響應(yīng)增強(qiáng)，同時(shí)結(jié)構(gòu)振動(dòng)也進(jìn)一步改變了彈艙流場和聲場邊界條件[21]，形成內(nèi)埋彈艙振動(dòng)和噪聲耦合現(xiàn)象。

3.3.1 彈性邊界對內(nèi)埋彈艙噪聲載荷影響規(guī)律

內(nèi)埋彈艙彈性壁板在振動(dòng)過程中輻射聲波，會(huì)改變彈艙的聲場邊界條件，引起艙內(nèi)噪聲特性產(chǎn)生變化。圖7 為彈性內(nèi)埋彈艙底部噪聲載荷總聲壓級與剛性彈艙工況差量的分布曲線。在馬赫數(shù)2.0 工況下，內(nèi)埋彈艙彈性底板的振動(dòng)強(qiáng)度較弱，結(jié)構(gòu)輻射聲波能量較小，艙內(nèi)噪聲載荷總聲壓級變化量小于0.4 dB；在馬赫數(shù)0.9 工況下，內(nèi)埋彈艙彈性底板的固有頻率和艙內(nèi)噪聲載荷主模態(tài)耦合，在彈性邊界振動(dòng)效應(yīng)影響下，艙內(nèi)噪聲載荷強(qiáng)度提高。由于艙內(nèi)噪聲載荷主模態(tài)激發(fā)彈性底板的一階固有模態(tài)，彈性底板中心點(diǎn)附近振動(dòng)強(qiáng)度最大，輻射聲波能量最強(qiáng)，導(dǎo)致噪聲載荷總聲壓級變化量最大的位置發(fā)生在底板中心點(diǎn)，最大變化量為1.9 dB。

圖7 彈性和剛性內(nèi)埋彈艙底部中心線噪聲強(qiáng)度差量沿流向分布規(guī)律Fig. 7 Variation of OASPL along the bottom centerlines of the rigid and elastic weapons bay

圖8 為馬赫數(shù)0.9 和2.0 工況下彈性與剛性彈艙底板中心噪聲頻譜特性演化規(guī)律，其中虛線表示剛性彈艙前兩階噪聲模態(tài)對應(yīng)斯特勞哈爾數(shù)。在馬赫數(shù)2.0 工況，各階噪聲模態(tài)對應(yīng)的頻率位置和結(jié)構(gòu)固有頻率差別較大，振動(dòng)邊界對噪聲頻譜特性的影響較小。在馬赫數(shù)0.9 工況，噪聲載荷主頻分量和結(jié)構(gòu)固有頻率發(fā)生耦合，噪聲載荷的功率譜從152 dB 增加到158 dB，聲壓級增加6 dB，其對應(yīng)能量分量增加約4 倍。在特定工況下，內(nèi)埋彈艙噪聲模態(tài)與結(jié)構(gòu)固有頻率發(fā)生耦合，會(huì)顯著增強(qiáng)艙內(nèi)噪聲載荷強(qiáng)度，噪聲增強(qiáng)現(xiàn)象主要由耦合頻率區(qū)域的結(jié)構(gòu)振動(dòng)輻射聲引起，在耦合頻率區(qū)域以外，彈性邊界對艙內(nèi)噪聲載荷與載荷譜影響較小。

圖8 結(jié)構(gòu)振動(dòng)對彈艙噪聲載荷影響規(guī)律Fig. 8 Effect of structural vibration on the noise load of the weapons bay

3.3.2 噪聲載荷對內(nèi)埋彈艙結(jié)構(gòu)振動(dòng)響應(yīng)影響規(guī)律

圖9 為彈性彈艙振動(dòng)部件中心測點(diǎn)（x/L= 0.78）的振動(dòng)加速度功率譜曲線，其中無量綱尺度因子ascale為馬赫數(shù)2.0 工況下結(jié)構(gòu)振動(dòng)加速度主頻峰值，虛線表示結(jié)構(gòu)固有頻率對應(yīng)斯特勞哈爾數(shù)，短實(shí)線箭頭表示噪聲載荷譜中能量最強(qiáng)峰值對應(yīng)斯特勞哈爾數(shù)。在馬赫數(shù)2.0 工況，內(nèi)埋彈艙彈性部件的振動(dòng)響應(yīng)受到寬頻隨機(jī)噪聲激勵(lì)，結(jié)構(gòu)振動(dòng)響應(yīng)譜中峰值頻率發(fā)生在結(jié)構(gòu)固有頻率位置，模態(tài)噪聲成分未有效激發(fā)結(jié)構(gòu)振動(dòng)模態(tài)，如圖8 所示。在馬赫數(shù)0.9 工況，艙內(nèi)噪聲譜主頻分量與結(jié)構(gòu)基頻發(fā)生耦合，內(nèi)埋彈艙結(jié)構(gòu)振動(dòng)特性顯著增強(qiáng)，振動(dòng)譜主頻峰值達(dá)到非耦合情況的10.28 倍。這表明內(nèi)埋彈艙噪聲模態(tài)對結(jié)構(gòu)振動(dòng)特性具有顯著影響，噪聲載荷是內(nèi)彈艙結(jié)構(gòu)振動(dòng)的重要激勵(lì)源。當(dāng)內(nèi)埋彈艙噪聲載荷主頻與結(jié)構(gòu)固有頻率發(fā)生耦合時(shí)，能量通過各階噪聲模態(tài)從非定常流場向結(jié)構(gòu)振動(dòng)場傳遞，結(jié)構(gòu)振動(dòng)輻射聲對艙內(nèi)噪聲特別是噪聲模態(tài)產(chǎn)生重要影響，噪聲模態(tài)的能量幅值受到影響較大，而噪聲譜的峰值頻率特性受到影響較小。

圖9 內(nèi)埋彈艙彈性底板的振動(dòng)加速度功率譜特性Fig. 9 Vibration acceleration PSD of the elastic bottom floor in the weapons bay

內(nèi)埋武器發(fā)射過程中，空腔構(gòu)型內(nèi)埋彈艙噪聲譜的能量峰值頻率隨飛行速度提高呈線性增加趨勢，而結(jié)構(gòu)固有頻率不隨飛行速度改變，導(dǎo)致艙內(nèi)噪聲載荷與結(jié)構(gòu)振動(dòng)模態(tài)之間容易發(fā)生耦合。盡管內(nèi)埋彈艙噪聲模態(tài)頻率與結(jié)構(gòu)固有頻率的耦合頻帶范圍較窄，艙內(nèi)噪聲載荷頻譜具有多個(gè)模態(tài)特征，噪聲載荷和結(jié)構(gòu)固有屬性間存在多個(gè)耦合通道。當(dāng)艙內(nèi)噪聲模態(tài)頻率與結(jié)構(gòu)固有頻率發(fā)生耦合時(shí)，彈艙結(jié)構(gòu)振動(dòng)響應(yīng)在短時(shí)間內(nèi)急劇增強(qiáng)，對內(nèi)埋武器發(fā)射精度和作戰(zhàn)效能提升存在不利影響。

4 結(jié) 論

針對強(qiáng)耦合條件下內(nèi)埋彈艙流動(dòng)/振動(dòng)/噪聲多場耦合問題，基于相似原理建立風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)?zāi)M準(zhǔn)則，建立內(nèi)埋彈艙流動(dòng)/振動(dòng)/噪聲多場載荷風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)?zāi)M方法，利用高時(shí)間分辨率的多場載荷同步測試技術(shù)，獲取彈性和剛性內(nèi)埋彈艙流動(dòng)/振動(dòng)/噪聲耦合特性及演化規(guī)律。主要結(jié)論包括：

1）隨著來流馬赫數(shù)提高，內(nèi)埋彈艙噪聲載荷主模態(tài)向高頻方向移動(dòng)。在噪聲載荷激勵(lì)下，內(nèi)埋彈艙結(jié)構(gòu)振動(dòng)響應(yīng)譜存在不同頻率分量，這些頻率成分與結(jié)構(gòu)固有頻率和不同噪聲模態(tài)相關(guān)。

2）艙內(nèi)噪聲模態(tài)與結(jié)構(gòu)固有特性未發(fā)生耦合時(shí)，內(nèi)埋彈艙結(jié)構(gòu)振動(dòng)響應(yīng)主要受寬頻噪聲影響，各階噪聲模態(tài)作用效果較弱，結(jié)構(gòu)振動(dòng)響應(yīng)譜的能量峰值主要發(fā)生在結(jié)構(gòu)固有頻率附近。

3）艙內(nèi)噪聲模態(tài)與結(jié)構(gòu)固有特性發(fā)生耦合時(shí)，內(nèi)埋彈艙結(jié)構(gòu)振動(dòng)輻射聲引起艙內(nèi)噪聲能量增強(qiáng)，耦合頻率附近的結(jié)構(gòu)振動(dòng)響應(yīng)譜能量峰值顯著提高。