甕 哲，王 霄，劉 超，富佳偉，陳同銀，趙卓林，毛 磊

(中國航空工業(yè)集團(tuán)公司 沈陽飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所，沈陽 110035)

0 引 言

為滿足未來戰(zhàn)機(jī)對隱身性能的設(shè)計(jì)需求，武器往往采用內(nèi)埋裝載的形式。艙門打開狀態(tài)下，武器艙暴露在空氣中形成了腔體結(jié)構(gòu)，飛機(jī)在大表速飛行時，腔體結(jié)構(gòu)的復(fù)雜非定常流動誘導(dǎo)出強(qiáng)烈的氣動噪聲，危及飛機(jī)的結(jié)構(gòu)安全，縮短飛行壽命。

雖然空腔流動的研究已有六十多年的歷史，但空腔流動的機(jī)理以及流動控制方法仍然是科學(xué)界和工業(yè)界的關(guān)注焦點(diǎn)。Lawson 等[1]對空腔流動的研究進(jìn)行了較為系統(tǒng)的總結(jié)。Rossiter[2]總結(jié)出了空腔流動的分類并提出了開式空腔內(nèi)壓力振蕩模態(tài)的半經(jīng)驗(yàn)公式，指出空腔流動各模態(tài)無量綱頻率主要受到來流馬赫數(shù)、空腔長深比影響。Heller 等[3]考慮了Ma＞1.4的高速情況下空腔內(nèi)部溫度和馬赫數(shù)的不同，進(jìn)而對Rossiter 提出的公式進(jìn)行了修正。Casper 等[4]研究了在干凈空腔基礎(chǔ)上進(jìn)行幾何變化的影響。

在深入理解空腔流動機(jī)理的基礎(chǔ)上，對空腔流動進(jìn)行控制，從而改善腔內(nèi)流動環(huán)境，也是目前重要的研究課題。從是否需要外界能量輸入的角度可以將流動控制策略分為被動控制和主動控制兩類[5]。主動控制一般通過需要消耗能量的振動擾流片、吹吸氣、射流等方式，結(jié)合自動控制律來改變流動，增加了能量的消耗以及控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)的復(fù)雜性。被動控制裝置一般對空腔進(jìn)行幾何修形或加裝固定的裝置，在重量和系統(tǒng)復(fù)雜性上優(yōu)于主動控制裝置，但對于不同飛行工況的適應(yīng)性較弱，無法在所有狀態(tài)下都達(dá)到最佳的控制效果。Lawson 等[1]和Cattafesta 等[5]分別對被動控制和主動控制研究進(jìn)行了總結(jié)。大部分的流動控制都著眼于空腔前緣位置，如將前緣改為鋸齒形[6]、設(shè)置擋塊或橫棒[7-8]等被動控制措施，以及前緣吹氣[9-10]和釋放等離子體[11-12]等主動控制措施。楊黨國[13-14]和吳繼飛[15]等研究了壁面修形、前緣直板/鋸齒和吹氣控制、底面泄壓等多種控制措施的效果，研究內(nèi)容較為全面。

針對隱身戰(zhàn)機(jī)復(fù)雜外形內(nèi)埋武器艙方面的研究成果，公開發(fā)表得較少。Shaw[16]等在F-111 武器艙模型上設(shè)置矩形擾流板，對寬頻噪聲有一定的抑制作用。Welterlen[17]對F-22 內(nèi)埋武器艙開展了風(fēng)洞試驗(yàn)和數(shù)值仿真研究，并且與飛行測試結(jié)果進(jìn)行了對比。Panikar[18]和Chandrasekhar[19]等在F-35 戰(zhàn)斗機(jī)武器艙模型上對前緣吹氣、多孔后壁泄壓、流向隔板三個方案進(jìn)行了風(fēng)洞試驗(yàn)對比，控制效果受到來流馬赫數(shù)、吹氣量等多種因素的影響。

總體來看，前人的大量研究總結(jié)出了很多具有指導(dǎo)意義的經(jīng)驗(yàn)，但外形主要集中于簡單空腔，復(fù)雜外形的研究相對較少。而對于真實(shí)的隱身戰(zhàn)機(jī)而言，飛機(jī)機(jī)體外形、進(jìn)氣道的溢流影響、武器艙門的開度、內(nèi)埋武器及懸掛裝置等均會改變武器艙內(nèi)的流場結(jié)構(gòu)。國內(nèi)外學(xué)者針對復(fù)雜來流條件下內(nèi)埋武器艙的研究有待進(jìn)一步深入。

本文以復(fù)雜來流條件下典型內(nèi)埋武器艙為研究對象，通過數(shù)值仿真以及風(fēng)洞試驗(yàn)兩種手段對內(nèi)埋武器艙動態(tài)流動特性以及不同擾流裝置的降噪效果開展了系統(tǒng)性的研究。

1 武器艙模型

1.1 幾何模型

圖1 給出了內(nèi)埋武器艙的剖面示意圖，武器艙為不規(guī)則腔體結(jié)構(gòu)，深度從淺到深逐漸過渡，長寬比為4.5。艙內(nèi)還包含各種管路、線束等設(shè)備。仿真模型忽略飛機(jī)的尾翼，考慮飛機(jī)前體、進(jìn)氣道、艙門以及艙內(nèi)復(fù)雜形狀。試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜑榭s比模型，武器艙前為飛機(jī)真實(shí)前體外形，包含進(jìn)氣道唇口。武器艙后為簡化的飛機(jī)后體，便于與風(fēng)洞支撐裝置對接。武器艙門保留真實(shí)的前后緣鋸齒角度，厚度適當(dāng)加厚。武器艙內(nèi)包含武器及掛架，艙前后緣的形狀為與艙門契合的鋸齒形狀。

圖1 武器艙剖面幾何與試驗(yàn)測點(diǎn)位置示意圖Fig. 1 Schematic diagram of the weapons bay profile and the measurement point layout

1.2 數(shù)值仿真及數(shù)據(jù)處理方法

采用DES 類RANS/LES 混合方法開展非定常數(shù)值模擬，獲取流場動態(tài)特征，進(jìn)而求得監(jiān)測點(diǎn)動載荷。設(shè)置統(tǒng)一時間步長為5×10-5s，最高截止頻率10 kHz，總計(jì)算時間0.409 6 s，頻譜分辨率約為2 Hz。

提取監(jiān)測點(diǎn)的脈動壓力時間序列，開展時頻域分析?？偮晧杭塐ASPL 處理方法為：

1.3 試驗(yàn)數(shù)據(jù)采集及數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)換方法

試驗(yàn)采用美國Kulite 公司壓阻式脈動壓力傳感器測量武器艙內(nèi)各測點(diǎn)脈動壓力，量程為10 Psi，固有頻率為200 kHz。試驗(yàn)采樣頻率為30 kHz，階梯采樣時間約為3 s。

風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)的處理方法與數(shù)值仿真數(shù)據(jù)處理方法一致。風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜑榭s比模型，在向1∶1 模型轉(zhuǎn)換時，以脈動壓力均方根系數(shù)和斯特勞哈爾數(shù)（St）為無量綱參數(shù)。1∶1 模型的總聲壓級和功率譜密度與風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷目偮晧杭壓凸β首V密度轉(zhuǎn)換關(guān)系如下：

2 內(nèi)埋武器艙動態(tài)流動特性

圖2 給出了數(shù)值仿真獲得的基本構(gòu)型不同時刻武器艙中截面瞬時馬赫數(shù)分布云圖，馬赫數(shù)分布范圍0～1.5。從流場結(jié)構(gòu)上來看，武器艙內(nèi)流動類似于過渡式空腔，剪切層沒有足夠的能量和動量跨過艙體上方的開口，而是進(jìn)入艙體內(nèi)部，在武器艙底面再附，之后在下游再次分離并流出艙體內(nèi)部?？缏曀倩虺曀賮砹鳁l件下，流動在底面產(chǎn)生較強(qiáng)的激波，武器艙內(nèi)激波/剪切層/旋渦耦合嚴(yán)重，產(chǎn)生很強(qiáng)的脈動壓力，形成一個向上游傳播的壓力波的聲源；向前反饋的壓力波會進(jìn)一步觸發(fā)剪切層的失穩(wěn)，形成一種壓力擾動反饋機(jī)制，從而使得武器艙內(nèi)產(chǎn)生很強(qiáng)的噪聲。

圖2 不同時刻武器艙中截面瞬時流場Fig. 2 Instantaneous flow fields in the center plane of the weapons bay at different time instances

圖3 展示了POD 分解后各階模態(tài)的能量分布。圖4 展示了前4 階模態(tài)。與簡單空腔不同，武器艙內(nèi)沒有明顯的大渦結(jié)構(gòu)，隨著階數(shù)增高，模態(tài)包含的流動結(jié)構(gòu)愈加細(xì)碎。

圖3 模態(tài)能量分布Fig. 3 Modal energy distribution

圖4 前4 階模態(tài)Fig. 4 First four modes

圖5 給出了不同艙門開度，武器艙內(nèi)OASPL 曲線。艙門小偏度打開時，前艙總聲壓級較高；隨著打開偏度增加，后艙總聲壓級增大；打開90°及110°兩種狀態(tài)下，艙內(nèi)總聲壓級幾乎一致，呈現(xiàn)從前到后逐漸增大的趨勢。

圖5 不同艙門開度武器艙內(nèi)總聲壓級曲線Fig. 5 OASPL in the weapons bay for different door opening angles on the OASPL in the weapons bay

圖6 給出了艙內(nèi)掛載武器的OASPL 曲線。內(nèi)埋武器的遮擋減弱了流動拍擊武器艙內(nèi)各壁面的強(qiáng)度，降低了艙內(nèi)總聲壓級。

圖6 武器艙內(nèi)掛載武器總聲壓級曲線Fig. 6 OASPL in the weapons bay for different weapon loads OASPL in the weapons bay

3 內(nèi)埋武器艙降噪控制

3.1 控制方式設(shè)計(jì)

內(nèi)埋武器艙噪聲控制的本質(zhì)是通過采取有效的措施來控制流場。主動控制需要向流場中注入能量，以達(dá)到流動控制的目的；被動控制不需要能量注入，通過幾何修形或加裝固定的裝置，達(dá)到流動控制的目的。被動控制在系統(tǒng)復(fù)雜性上優(yōu)于主動控制，但對不同飛行工況的適應(yīng)性較弱，無法在所有狀態(tài)下都達(dá)到最佳的控制效果。綜合考慮控制效果、可行性及需要付出的額外代價，工程單位多采用被動控制，重點(diǎn)減輕嚴(yán)重狀態(tài)的噪聲強(qiáng)度。

如圖7 所示，本文共設(shè)計(jì)三種流動控制措施：第一種在武器艙前緣增加翼型擾流片；第二種將武器艙前緣流動通過導(dǎo)波管引到武器艙后緣；第三種在武器艙前緣開縫吹氣。其中，第一種和第二種屬于被動控制措施，第三種屬于主動控制措施。

圖7 不同流動控制措施示意圖Fig. 7 Schematic diagram of different flow control methods

與羅堃宇等[20]的研究類似，武器艙前緣增加的擾流裝置，將武器艙前緣拖出的強(qiáng)剪切層的空間位置抬高，避免其直接撞擊掛架及后艙區(qū)域的艙體壁面，降低艙外高速氣流對艙內(nèi)流場的能量注入，從而起到流動控制的作用，如圖8 所示。

圖8 增加控制裝置后武器艙內(nèi)瞬時流場Fig. 8 Instantaneous flow fields in the weapons bay with control devices

3.2 控制效果分析

基于上述流動控制方案，開展了降噪效果研究。圖9 展示了不同控制措施下艙內(nèi)OASPL 曲線。增加擾流裝置后，除武器艙前緣外，其余位置艙內(nèi)的總聲壓級均有不同程度的降低，前緣增加翼型擾流片的控制效果更為顯著。

圖9 不同控制方式艙內(nèi)總聲壓級曲線對比Fig. 9 Comparison of OASPL in the weapons bay for different control methods

表1 不同控制方式的最大降噪效果Table 1 Maximum OASPL reduction for different control methods

圖10 給出了第16 測點(diǎn)在有無前緣翼型擾流片控制方式下的PSD 對比曲線?？刂蒲b置使得各個頻率下的聲壓幅值均有所降低。

圖10 無擾流裝置與優(yōu)選擾流裝置第16 測點(diǎn)PSD 曲線對比Fig. 10 Comparison of SPL at the 16th measurement point with and without the flow control device

4 結(jié) 論

本文以復(fù)雜來流條件下典型內(nèi)埋武器艙為研究對象，開展高精度非定常數(shù)值仿真分析。根據(jù)流動特征，采用了三種流動控制方案，開展了高速風(fēng)洞試驗(yàn)，系統(tǒng)分析了艙門開度、內(nèi)埋武器掛載等因素對艙內(nèi)噪聲水平的影響，并且對不同擾流裝置的降噪效果進(jìn)行了分析，為隱身戰(zhàn)機(jī)內(nèi)埋武器艙的工程設(shè)計(jì)提供參考依據(jù)。

1）對于復(fù)雜來流條件下的內(nèi)埋武器艙而言，武器艙門的開度大小、艙內(nèi)是否掛載武器都會影響武器艙內(nèi)的總聲壓級分布。

2）前緣擾流片、導(dǎo)波管以及前緣吹氣對武器艙內(nèi)總聲壓級均產(chǎn)生一定的降噪效果。在本文研究的范圍內(nèi)，前緣擾流片的控制效果最顯著，使得艙內(nèi)總聲壓級降噪5 dB。

為了得到更優(yōu)的控制方案，工程實(shí)踐中，需開展更加細(xì)致的研究工作。針對前緣擾流片控制裝置的幾何參數(shù)開展靈敏度分析及優(yōu)化選型，使得前緣擾流片在工程可接受的設(shè)計(jì)范圍內(nèi)達(dá)到最優(yōu)的降噪效果。