5.5m×4m低湍流航空声学风洞(简称声学风洞)属于我国重大科技基础设施建设项目,是一座新建的连续式单回流低速风洞,主要用于声学试验、低湍流度试验和低速试验。湍流度对飞行器气动力特性影响较大,因此,湍流度是风洞流场校测的重要指标,在飞行器模型的风洞试验中,需要对风洞流场湍流度进行准确测量,并对其影响进行修正,以提高风洞试验数据精准度。如果湍流度测量不准确,风洞试验得到的模型气动系数也不精确,就会在很大程度上影响飞行器气动性能的预测精度[1, 2, 3]。目前,测量流场湍流度的最理想仪器是热线风速仪(简称热线),但是由于测量目标为动态信号,导致测量结果容易受到干扰,特别对于低湍流度测量而言,更容易受到电磁干扰[3, 4]和支架干扰[5]。因此,在声学风洞低湍流度测量中,需要对测量数据进行信号处理。
国内外文献对低速流场低湍流度测量数据进行信号处理的方法主要有带通滤波[6, 7, 8, 9]和干扰信号解耦[10, 11]的方法,这些风洞的尺寸、阻尼网层数、收缩比、测量位置、试验风速、湍流度和采用的信号处理方法比较如表 1所示。
风洞简称 | 试验段尺寸 | 阻尼网 层数 | 收缩比 | 测点位置 | 信号处理 方法 | 试验风速 | 湍流度 | |
Arizona State University Unsteady | 4.5′×4.5′ | 7 | 5.33 | 闭口试验段 | 0.1Hz~1kHz 带通滤波 | 5m/s | 0.069% | |
15m/s | 0.086% | |||||||
Notre Dame Subsonic Low-Noise, Low-Turbulence | 24″×24″ | 7 | 20 | 开口 试验段 | X/D=0.042 |
10Hz~1kHz 带通滤波 | 33ft/s | 0.02% |
X/D=1 | 0.12% | |||||||
Langley 14- by 22-Foot Subsonic | 14′× 22′ | 4 | 9 | 闭口试验段 | 1Hz~10kHz 带通滤波 | 动压40磅 | 0.05% | |
Pennsylvania State University Low-Speed, Low-Turbulence(LSLT) | 1m×1.5m | 3 | 9.3 | 闭口试验段 | 1Hz~4kHz 带通滤波 | 150 ft/s | 0.05% | |
Langley Low Turbulence Pressure | 3′× 7′ | 9 | 17.6 | 闭口试验段 | 电磁噪声解耦 | Ma0.05 | 0.025% | |
Ma0.2 | 0.3% | |||||||
Tohoku University Low-Turbulence | 1m×1m | 12 | 12 | 闭口试验段 | 声波干扰 去相关 | 18m/s~53m/s | 0.02% |
可见,表 1中各风洞采用的带通滤波参数不尽相同。其中,高通滤波截止频率取值范围为0.1Hz~10Hz,低通滤波截止频率取值范围为1kHz~10kHz。滤波参数如何选取,不同的滤波参数和数据处理方法对低湍流度测量结果的影响程度如何,是测量低湍流度需要分析的问题。为此,本文在测量声学风洞低湍流度时,对热线信号频谱中的干扰信号进行初步分析,探讨识别电磁干扰和支架干扰的方法,并对几种滤波参数的数据处理结果和文献[10]的电磁噪声解耦处理结果进行比较,根据脉动速度频谱能量的指数衰减特征,提出基于高通惯性衰减的滤波方法。
1 设备条件及热线仪 1.1 设备条件本文主要试验在声学风洞的闭口试验段和开口试验段上进行,风洞稳定段设置6层阻尼网,部分关键部段设置了消声部件,开口试验段设置了消声室。闭口试验段流场湍流度设计指标为0.05%,开口试验段流场湍流度设计指标为0.2%。
1.2 热线仪热线仪采用丹麦丹迪公司的STREAMLINE系统,测量探头主要有55P11一维探头和55P61二维探头,测点布置于风洞试验段的中心,系统配置的采集卡分辨率为16位。数据采样频率为20kHz,采样时间为10s。 2 低速低湍流度流场的干扰信号分析
判断流场非低湍流度测量结果是否受到干扰,可观察流场的速度频谱是否有干扰信号,如图 1所示(速度40m/s)。由于充分发展的湍流能谱按照一定的标度率呈现指数衰减[12, 13],因此,无明显干扰的速度幅值随着频率的增加呈现按指数衰减的趋势,而且其频谱无明显的尖峰信号。但是,对于低湍流度测量而言,由于测量目标的量值较小(湍流度0.05%),已经接近测量系统的自生噪声量值(丹迪热线仪16位数采系统对流场速度40m/s的热线信号仅有0.04%的分辨率,而且常规数采有1~3个最小有效位的电噪声),这时仪器的本底电噪声和测量支架振动干扰对测量结果的影响是不容忽视的,因此需要进一步识别和滤除这类干扰量。
从湍流度值的计算方法来看:
式中:,U为流场瞬时速度, 为流场平均速度。影响湍流度计算结果的量主要是脉动速度,为此,对图 1的时域数据作脉动速度U′的FFT变换,得到脉动速度幅值谱图 2。发现低于40Hz的脉动幅值基本呈指数衰减,符合湍流能谱衰减特征,但是,高于40Hz的脉动幅值有若干尖峰信号。对40m/s的9组数据进行脉动速度幅值谱平均,如图 3所示,可见高于40Hz时出现的干扰信号尖峰依然存在。分析不同流场速度的脉动速度功率谱(见图 4),在40Hz~1kHz这一频带范围内(见图 5)的主要信号尖峰频率与流场速度无关,信号尖峰频率不随风速变化而改变,因此可以判定为仪器的电磁噪声干扰。分析不同流场速度的500Hz~10kHz脉动速度功率谱(见图 6),在这一频带范围内的主要信号尖峰不仅存在与流速无关的电磁干扰,而且在700Hz~2kHz频带内,还有尖峰频率随流速变化的信号。若要确认这些信号是否为支架干扰,可以通过调整支架尺寸的方式来判定。
根据斯特罗哈数常数的定义:
在相同风速v的条件下,改变漩涡发生体的尺寸l就可以产生漩涡频率f和幅值的变化。据此,调整热线探针支杆尺寸缩短三分之一,测量获得图 7,可见相同风速下信号尖峰频率稍微变大,90~100m/s风速的尖峰幅值有明显减小。当流场风速达到110m/s时,采用长支杆测量获得的脉动速度,比采用短支杆测量获得的脉动速度在整个频谱范围内的幅值都明显偏大(见图 8),可见特定频率的干扰信号可能对整个频域的湍流能谱标度率都有影响。由此,可判断700Hz~2kHz频带内随流速变化的尖峰信号为支架干扰,不是风洞试验段流场固有的脉动速度信号,应该予以滤除。
3 低速低湍流度流场的信号处理方法 3.1 带通滤波方法带通滤波方法是低速低湍流度流场的干扰信号处理的常用方法[6, 7, 8, 9],其对低频干扰信号采用高通滤波,同时对高频干扰信号采用低通滤波。对于大型风洞而言,低频压力脉动对湍流度的贡献是不容忽视的,但是,低频脉动对转捩的影响还有待研究[6],因此,测量湍流度时通常对低频信号进行了高通滤波。低通截止频率通常根据测量现场的高频干扰信号频率确定。
对脉动信号U′(n)进行频域带通滤波[14]可以表示为:
式中:X(k)为U′(n)的频谱幅值,Δf为频谱的频率分辨率,fl为通带的最低频率,fh为通带的最高频率。 3.2 电磁噪声解耦方法
电磁噪声解耦方法[10]是根据电磁噪声信号与流场速度无关的假设,对干扰信号进行解耦的方法,其解析表达式为:
式中:是热线输出电压值的均方根,Su是热线的速度灵敏度系数,G是热线输出信号增益,E是电压平均值,En是热线的静态电压平均值,e′n是热线的瞬态电噪声电压值,Gn是热线输出电噪声增益。
电磁噪声解耦方法的误差主要取决于热线的瞬态电噪声电压值e′n和速度灵敏度系数Su的准确度。由于测量热线的瞬态电噪声电压值e′n时,要求探针在密闭无干扰的腔体内测量获得,而电磁环境是风洞正常运行的实际环境,因此,准确测量e′n有一定难度。此外,由于速度灵敏度系数是KING公式的曲线拟合值,因此容易引入拟合误差。
3.3 高通惯性衰减滤波方法若对图 2进行0.5Hz~5kHz带通滤波和尖峰滤波,效果如图 9所示,滤波后,在5kHz~10kHz的范围内不仅干扰信号滤除了,而且有效信号的衰减也很大;在40Hz~5kHz的范围内干扰信号不能有效滤除。因此,干扰信号的影响程度并未得到准确控制。
文献[3]指出,为准确控制干扰信号的影响程度,滤波频率的选择不能太大也不能太小,应该是最小湍流脉动对应的Kolmogorov频率。实际观察声学引导风洞[15]蜂窝器后较大湍流度的流场频谱(见图 10,湍流度10%,平均速度17m/s,频谱平均数25),也可见在干扰信号不影响有效信号频谱的情况下,有效信号的频谱能量是呈指数衰减的。据此分析,图 7所示信号的40Hz~5kHz频谱在无干扰的情况下也应该呈指数衰减。因此,对干扰信号进行基于0.5Hz高通惯性衰减的带通滤波(效果见图 11),可以控制干扰信号对测量结果的影响程度。
高通惯性衰减滤波方法,指对低频干扰信号采用高通滤波,同时对高频干扰信号采用阻带惯性衰减和尖峰中值滤波的方法,其阻带衰减斜率为无干扰尖峰的脉动速度信号指数衰减斜率。
尖峰中值滤波在频域可以表示为:
式中:X(k)为干扰信号频率ft的幅值,m·Δf为干扰信号频率的阻尼半宽。
阻带惯性衰减可采用巴特沃斯低通滤波器进行设计,使得图 2的40Hz~10kHz频谱沿1Hz~40Hz的斜率进行惯性衰减。本文的巴特沃斯低通滤波器设计参数为通带角频率1,阻带角频率0.31,通带最大衰减1dB,阻带最小衰减50dB。
4 测量结果和分析 4.1 不同数据处理方法的比较图 12是采用不同方法对闭口试验段的同一组数据进行处理获得的湍流度结果比较。由于存在测量支架振动,而且随着风速的增加,振动对流场脉动速度的影响加大(见图 6和7),因此,电磁噪声解耦方法获得的湍流度结果随着风速的增加逐渐接近原始值。带通滤波方法虽然对低于0.5Hz和高于5kHz的信号进行了滤波,但是对高于5kHz的高频干扰信号未予有效滤除,因此,湍流度测量结果较大。高通惯性衰减滤波方法对低于0.5Hz的信号进行了滤波,并根据前文的电磁干扰分析和支架干扰分析的结果,对高频干扰信号进行了惯性衰减滤波,获得的测量结果比其他两种方法的测量结果小。
图 13是采用不同方法对开口试验段的同一组数据进行处理获得的湍流度结果比较。可见,由于开口试验段低频压力脉动较大,0.5Hz高通滤波对试验数据的影响较大,高频干扰信号对测量结果的影响相对较小。因此,电磁噪声解耦方法获得的湍流度结果与原始值接近,0.5Hz~5kHz带通滤波与0.5Hz高通惯性衰减滤波结果接近。
4.2 声学风洞闭口试验段流场湍流度分析图 14是采用0.5Hz高通惯性衰减滤波方法获得的声学风洞闭口试验段流场湍流度分布,图 15是湍流度平均值。测量结果表明,闭口试验段流场湍流度值随着流场速度的增加而呈上升趋势(文献[9]的数据也为上升趋势),湍流度值在流场速度100m/s以下优于设计指标0.05%。当流场速度达到110m/s时,由于支架干扰信号已经对整个频域的有效信号的频谱幅值有较大影响(见图 8),这时采用高通惯性衰减的滤波方法也不能有效去除干扰信号,因此采用现有测量方法在110m/s流场速度获得的湍流度值不宜作为流场考核指标。
5 结 论本文给出了5.5m×4m低湍流航空声学风洞流场湍流度测量方法、分析方法和测量结果。
采用功率谱方法和斯特罗哈数方法分析了脉动速度信号中的干扰噪声,发现40Hz~10kHz频谱范围内同时存在电磁干扰噪声和支架干扰噪声。
提出了高通惯性衰减滤波方法,比较分析了0.5Hz~5kHz带通滤波方法、电磁噪声解耦方法和0.5Hz高通惯性衰减滤波方法对干扰信号的滤除效果。比较情况表明,高通惯性衰减滤波方法在一定风速范围内,可以有效控制干扰信号对测量结果的影响程度。
采用0.5Hz高通惯性衰减滤波方法获得了5.5m×4m低湍流航空声学风洞闭口试验段流场低湍流度数据,流场速度30~100m/s的湍流度平均值优于设计指标0.05%。
当流场速度达到110m/s时,由于支架干扰信号已经对整个频域的有效信号的频谱幅值有较大影响,这时采用0.5Hz高通惯性衰减的滤波方法也不能有效去除干扰信号,因此需要在测量支架设计、系统电磁兼容设计中进一步做好抗干扰措施,以提高流场湍流度的测量精度。
[1] | 何克敏, 白存儒, 郭渠渝, 等. 较低湍流度范围湍流度对风洞实验结果的影响[J]. 流体力学实验与测量, 1997, 11(3): 11-17. He Kemin, Bai Cunru, Guo Quyu, et al. The effect of turbulence on wind tunnel results in the range of low turbulence[J]. Experiments and Measurements In Fluid Mechanics, 1997, 11(3): 11-17. |
[2] | 李峰, 白存儒, 周伟, 等. 湍流度对飞行器模型大迎角气动特性影响的初步研究[J]. 实验流体力学, 2006, 20(3): 45-52. Li Feng, Bai Cunru, Zhou Wei, et al. Primal research of the effect of flow turbulence on aerodynamic characteristics of a aircraft model at high angles of attack[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2006, 20(3): 45-52. |
[3] | 米建春, 冯宝平. 平面射流沿轴线的特征尺度及其对测量信号过滤程度的依赖[J]. 物理学报, 2010, 59(7): 4748-4755. Mi Jianchun, Feng Baoping. Centerline characteristic scales of a turbulent plane jet and their dependence on filtration of measured signals[J]. Acta Physica Sinica, 2010, 59(7): 4748-4755. |
[4] | 侯志勇, 王连泽, 周建和, 等. 低(变) 湍流度风洞设计再探讨[J]. 实验流体力学, 2011, 25(1): 92-96. Hou Zhiyong, Wang Lianze, Zhou Jianhe, et al. The further research on the design of low (varying) turbulence wind tunnel [J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2011, 25(1): 92-96. |
[5] | Harald Quix, Jürgen Quest, Christian Brzek. Hot-wire measurements in cryogenic environment[R]. AIAA-2011-880. |
[6] | Saric W S, Takagi S, Mousseux M. The ASU unsteady wind tunnel and fundamental requirements for freestream turbulence measurements[R]. AIAA-1988-0053. |
[7] | Mueller T J, Scharpf D F, Batill S M, et al. The design of a subsonic low-noise, low-turbulence wind tunnel for acoustic measurements[R]. AIAA-1992-3883. |
[8] | Neuhart Dan H, McGinley Catherine B. Free-stream turbulence intensity in the Langley 14- by 22-foot subsonic tunnel[R]. NASA/TP-2004-213247. |
[9] | Premi Amandeep, Maughmer Mark D, Brophy Christopher. Flow-quality measurements and qualification of the Pennsylvania State University low-speed, low-turbulence wind tunnel[R]. AIAA-2012-1214. |
[10] | Stainback P Calvin, Owen F Kevin. Dynamic flow quality measurements in the Langley low turbulence pressure tunnel [R]. AIAA-1984-0621. |
[11] | Kohama Y, Kobayashi R, Ito H. Tohoku university low-turbulence wind tunnel[R]. AIAA-1992-3913. |
[12] | 李士心, 姜楠, 舒玮. 自由湍射流多尺度湍涡结构标度律的实验研究[J]. 实验力学, 1999, 14(4): 409-413. Li Shixin, Jiang Nan, Shu Wei. Experimental Research on the scaling law for the multi-scale eddy structure in free turbulent jet[J]. Journal of Experimental Mechanics, 1999, 14(4): 409-413. |
[13] | 毕卫涛, 陈凯, 魏庆鼎. 射流和圆柱尾流湍流层次结构的实验研究[J]. 流体力学实验与测量, 2001, 15(3): 13-18. Bi Weitao, Chen Kai, Wei Qingding. Experimental study on the turbulent hierarchical structures of jet and cylindrical wake flow[J]. Experiments and Measurements in Fluid Mechanics, 2001, 15(3): 13-18. |
[14] | 朱博, 王元兴, 余永生. 风洞模型-支撑系统涡激振动测量与分析[J]. 实验流体力学, 2014, 28(5): 59-64. Zhu Bo, Wang Yuanxing, Yu Yongsheng. Vortex-induced vibration measurement and analysis of model-sting system in wind tunnel[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2014, 28(5): 59-64. |
[15] | 朱博, 汤更生, 顾光武, 等. 低速航空声学风洞背景噪声测试技术研究[J]. 实验流体力学, 2009, 23(4): 56-64. Zhu Bo, Tang Gengsheng, Gu Guangwu, et al. An investigation of background noise measurement technology in aeroacoustic wind tunnel[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2009, 23(4): 56-64. |