2017, Vol. 35
2. 中国空气动力研究与发展中心, 四川 绵阳 621000
2. China Aerodynamics Research and Development Center, Mianyang 621000, China
空腔流场蕴含了许多复杂的流动现象，如流动分离、旋涡生成及演化、激波/剪切层干扰、剪切层失稳等[1-3]，随着其在航空、航天领域的的广泛应用，空腔流动已逐渐成为空气动力学界研究的一个热点。
根据空腔流场绕流形式的变化，可以将其划分成不同的流动类型，如闭式流动、开式流动以及过渡式流动[4-6]。对于闭式流动，其流场可以看成是定常的，此时，气流将在空腔底部形成完全再附，空腔前后壁附近各形成一个小的分离区[5-6]；而对于开式流动，其流场是高度非定常的，气流在空腔前缘分离形成剪切层，且有多尺度白噪声在涡卷起阶段被放大，空腔流场将诱发产生的强烈的气动噪声[7-9]。强气动噪声具有较大的危害，如可导致振动、疲劳破坏、机载电子设备失效等，严重影响飞行器使用寿命和性能。
为抑制开式空腔强气动噪声，国内外学者进行了大量主、被动控制方法研究[10-11]。结果表明，在空腔前缘进行被动控制，如前缘细圆悬杆[12]、前缘立齿[13]、前缘绊线[14]等，在一定程度上能够起到改善空腔声学环境的作用，但这些方法通常会带来阻力增量；主动控制，如射流[15]、谐振管[16]、振动扰流片[17]等，同样能起到抑制空腔气动噪声的作用，但其结构往往较复杂，并且需要额外的控制装置，因此，限制了其工程实用性。
文献[18]表明，气流在空腔后壁撞击是气动噪声回路中的重要一环。本文对空腔后壁进行了倒角，探究这种方式能否降低气流撞击强度并改变声反馈特性，进而达到抑制噪声的作用。
1 试验设备和模型 1.1 风洞研究在中国空气动力研究与发展中心高速所FL-24风洞中进行，该风洞是一座半回流暂冲式亚、跨、超三声速风洞，试验Ma范围为0.4~3.0。本文利用该风洞的特种试验段开展研究，其横截面尺寸为1.2 m×1.2 m，上下壁板为槽壁，左右侧壁为实壁。
1.2 模型试验模型安装在FL-24风洞特种试验段右侧壁上(顺气流)，模型结构示意图如图 1。空腔长度(L)为0.535m、0.610m，宽度(W)为0.125m，深度(D)为0.130m，其长度变化通过在空腔后端添加堵块实现。进行流动控制后，空腔后壁与底板之间的夹角为60°(图 1(c))。
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图 1 试验模型图(mm) Figure 1 Sketch of test model(Unit:mm) |
空腔沿中轴线方向上分布有动态压力测点，其中前壁中点2个测点，底部17个测点，图 1(b)直角后壁上有7个测点，图 1(c)斜后壁上有4个测点。坐标定义如图 1，文中X/L用于表示测点纵向相对位置，Z/D用于表示空腔后壁测点法向相对位置。
1.3 试验测量设备动态压力传感器为8514-10型压阻式传感器，量程为10Psi，固有频率为200kHz，名义灵敏度为4.35×10-3mV/Pa。采集设备为奥地利DEWETRON数据采集系统，精度为±0.05%F.S，试验时，采集设备采样频率设置为20kHz。
1.4 数据处理方法文中给出了总声压级分布曲线以及空腔前壁测点的声压频谱曲线。各测点的总声压级强度计算公式如下:
| $ {p_{{\rm{rms}}}} = \mathop {{\rm{lim}}}\limits_{t \to \infty } {\rm{ }}\sqrt {\frac{1}{T}\int_0^T {{p^2}} \left( t \right){\rm{d}}t} $ | (1) |
| $ SPL = 20\lg \frac{{{p_{{\rm{rms}}}}}}{{{p_{{\rm{ref}}}}}} $ | (2) |
上述公式中，p(t)表示随时间变化的脉动压力信号(不包含直流量)，Pa；T表示测量时间，s；pref表示参考压力，国际上统一规定pref=2.0×10-5Pa。
对测点进行频谱分析，以声压谱密度函数Gp(f)来反映脉动压力的频域特性，其计算公式如下：
| $ G\left( f \right) = \mathop {{\rm{lim}}}\limits_{\Delta f \to 0} {\rm{ }}\frac{1}{{\Delta f}}{\rm{ }}[\mathop {{\rm{lim}}}\limits_{t \to \infty } \frac{1}{T}\int_0^T {{p^2}} (t,f,\Delta f){\rm{d}}t] $ | (3) |
| $ {G_p}\left( f \right) = 10{\rm{lg}}\frac{{G\left( f \right)}}{{P_{{\rm{ref}}}^2}} $ | (4) |
其中，G(f)表示功率谱密度函数；f代表频率，Hz；Δf表示频率区间，Hz。
2 试验结果分析气动声学是空气动力学与声学相结合而产生的一个新研究领域[19]。气动噪声本质上是由压力脉动产生的，因此基于动态压力数据来分析空腔气动声学特性是合适的。研究结果表明，空腔长深比是影响其流动类型的主要因素，L/D小于6时对应为开式流动，L/D大于15时对应为闭式流动，马赫数、空腔前缘边界层厚度对空腔流场类型也有一定影响，关于空腔流场类型划分及其判定准则的详细介绍可参考文献[20]。本文所研究的空腔长深比为4.1和4.7，空腔流场为典型开式流动。
2.1 基准开式空腔气动声学特性图 2给出了L/D=4.1时，不同马赫数下空腔流场总声压级分布曲线。
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图 2 总声压级分布曲线 Figure 2 Distributions of overall sound pressure level |
图 2表明，Ma=0.6时总声压级沿纵向呈单调缓慢增大趋势，这主要是由空腔三维效应造成的，由于空腔宽度较小(D=0.125m)，加之Ma相对较低，空腔前后端三维效应明显，空腔前缘的三维效应使空腔上方的剪切层较早转化为一种相对稳定的状态；另外，空腔侧壁附面层相对较厚，降低了空腔内部流场对外界扰动的感受性，故空腔流场气动噪声强度较低，且呈单调变化。Ma=0.95、1.2时，总声压级沿舱底纵向分布波动较大，其分布规律相似，此时，空腔三维效应及侧壁影响明显降低，曲线存在两处急剧上升点，其对应空腔上方剪切层特性的变化，第一个上升点对应为涡配对的位置，剪切层内压力脉动显著增强，第二个上升点对应为流动演化为小结构湍流涡区的位置。与Ma=0.6相比，空腔流场气动噪声强度显著增加，Ma=1.2时，空腔流场的主噪声源总声压级量值约为173dB，与Ma=0.6相比增大了近13dB，这主要是因为，随Ma数增大，气流动能增加，剪切层内气流脉动强度增大，另外，剪切层在空腔后壁上撞击强度的增加也加剧了气动脉动。
图 3给出了L/D=4.1时，不同马赫数下空腔前壁测点声压频谱曲线，横坐标进行无量纲化，St=Lf/V，其中L为空腔长度，f为频率，V表示来流速度。研究结果表明，对应开式空腔流场，其内部受同一激励机制作用，不同测点声压频谱曲线具有高度相关性[20]，因此，在进行频谱分析时，只需对典型位置测点进行分析即可，本文选取空腔前壁测点进行频谱分析。
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图 3 声压频谱分布曲线 Figure 3 Distributions of sound pressure spectra |
图 3表明，不同Ma下，声压频谱曲线上均存在多个明显的能量尖峰——即对应不同模态的单调声，这意味着空腔流场存在有周期性自持振荡；Ma=0.6时，由于腔内对外界感受性较弱，故部分模态声压峰值不明显；随Ma增大，空腔流场前四阶模态声压峰值均更明显，其强度也显著增大，相同模态对应的St略有减小；试验Ma范围内，空腔流场前五阶自持振荡模态均在St＜2.5范围内，从St定义可知，空腔长度越大，其气动声学能量越向低频方向集中。
表 1给出了本文试验结果振荡模态与Rossiter以及Heller预测公式[21-22]的比较。表中可以看出，本文试验结果与预测结果具有良好的一致性，这也可间接证明本文试验结果的正确性。
| 表 1 振荡模态比较 Table 1 Comparion of self-sustained oscillation |
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图 4给出了不同Ma下，采用斜后壁进行流动控制时对空腔底部测点总声压级分布影响。基准状态对应图 1(b)构型，进行纵向位置无量纲化时，选取参考长度L均为0.535m，空腔长深比为4.1。
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图 4 流动控制对空腔底部测点总声压级分布影响 Figure 4 Effects of flow control on OSPL distributions |
图 4表明，与基准状态相比，流动控制后，空腔底部所有测点的总声压级强度均明显降低，随Ma增大，腔内最大总声压级降低幅度增加，Ma=0.6时，空腔后壁附近总声压级强度约降低3dB，而Ma=1.2时，腔底最大总声压级从172.7dB降低为165.8dB，减小了近7dB。
文献表明，空腔后壁唇口是主噪声源，总声压级强度的最大值往往出现在该位置附近[20]，为了研究流动控制对主噪声源强度影响，我们把斜后壁与直后壁对应高度位置总声压级分布进行了比较，图 5给出了对应的试验结果。
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图 5 流动控制对总声压级分布影响 Figure 5 Effects of flow control on OSPL distributions |
图 5表明，不同Ma下，流动控制对空腔后壁总声压级分布影响规律一致，越接近空腔后缘唇口(Z/D=0)，总声压级降低的幅度越小，Z/D=0.2时，总声压级强度约降低1dB。上述现象表明，该方法对主噪声源强度抑制效果不太明显，但其抑制了噪声的传播及反馈，从而空腔流场绝大区域范围内的噪声强度均有明显减弱。
图 6给出了不同Ma下，采用斜后壁进行流动控制时对空腔前壁测点声压频谱曲线影响。图中表明，Ma=0.6时，流动控制后，基准曲线上对应的第一、三能量峰值均消失，第二能量峰值出现了分裂，变成了两个能量较小的峰值，第四能量尖峰明显削弱，而相同模态能量尖峰对应的St基本无变化，这主要是因为该Ma下腔内对外界感受性较弱，且空腔流场自持振荡回路本身也不明显；Ma=0.95、1.2时，流动控制效果相似，相同模态能量尖峰对应St均有所减小，这主要是因为空腔后壁倒角后，压力波传播路径发生了变化，脱落涡/压力波相位差相关常数γ增大，自持振荡模态对应频率降低，图中还表明，对应相同模态的能量尖峰均明显降低，第二能量尖峰降低近9dB，空腔流场自持振荡得到了抑制。
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图 6 流动控制对声压频谱曲线影响 Figure 6 Effects of flow control on spectra distributions |
从某种角度考虑，斜后壁在一定程度上增大了空腔的相对长度，而随空腔长深比增大，其气动噪声环境也会得到一定改善[23]，为了进一步明确斜后壁的作用机理，我们把图 1(a)和图 1(c)两种构型的试验结果进行了比较，进行纵向位置无量纲化时，选取参考长度L均为0.610m，空腔长深比为4.7。图 7给出了不同Ma下空腔底部总声压级分布曲线。
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图 7 流动控制对总声压级分布影响 Figure 7 Effects of flow control on OSPL distributions |
图 7表明，与L/D=4.7基准状态试验结果相比，流动控制后，空腔底部总声压级强度仍明显降低，且随马赫数增大，其降低幅度有增加的趋势，这表明，相对长度的增大并非是该流动控制措施起作用的主要原因。
综上所述，采用该方法进行流动控制后，可使开式空腔流场气动声学环境有较明显的改善，其作用机理主要包含以下几个方面：首先，后壁倒角后，气流从空腔前缘流至后缘的相对长度有所增大，气流动量损失增加，反馈回路亦发生一定变化；其次，气流在空腔后壁上的撞击强度减弱，气流在空腔后缘附近产生的分离亦有所降低，压力脉动减弱，由气流撞击而产生的反馈信号强度也随之减弱，开式空腔流场气动噪声回路遭到破坏；另外，空腔后壁倒角后，由气流撞击所形成的压力波反射角度将发生一定变化，脱落涡/压力波相位差相关常数γ增大，自持振荡模态对应频率降低。
3 结论本文在高速风洞中对空腔流场气动声学特性进行了试验研究，对空腔后壁进行倒角，以降低气流在该处的撞击强度，从而达到抑制空腔流场气动噪声的目的。通过试验分析，得到如下结论：
1) 亚跨声速范围内，随马赫数增大，开式空腔气动声学环境愈趋恶劣，总声压级强度显著增加，声压频谱曲线上的能量尖峰更加突出，单调声以及声压能量主要集中在St＜2.5范围内；
2) 采用后壁倒角进行流动控制能有效改善开式空腔流场的气动声学环境，亚跨声速条件，随马赫数增大，流动控制效果增强；
3) 后壁倒角降低了压力脉动，破坏了开式空腔流场气动噪声回路，同时改变了声波反射途径，从而抑制了空腔流场强气动噪声。
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