0 引　言

为满足未来战机对隐身性能的设计需求，武器往往采用内埋装载的形式。舱门打开状态下，武器舱暴露在空气中形成了腔体结构，飞机在大表速飞行时，腔体结构的复杂非定常流动诱导出强烈的气动噪声，危及飞机的结构安全，缩短飞行寿命。

虽然空腔流动的研究已有六十多年的历史，但空腔流动的机理以及流动控制方法仍然是科学界和工业界的关注焦点。Lawson等^[1]对空腔流动的研究进行了较为系统的总结。Rossiter^[2]总结出了空腔流动的分类并提出了开式空腔内压力振荡模态的半经验公式，指出空腔流动各模态无量纲频率主要受到来流马赫数、空腔长深比影响。Heller等^[3]考虑了Ma>1.4的高速情况下空腔内部温度和马赫数的不同，进而对Rossiter提出的公式进行了修正。Casper等^[4]研究了在干净空腔基础上进行几何变化的影响。

在深入理解空腔流动机理的基础上，对空腔流动进行控制，从而改善腔内流动环境，也是目前重要的研究课题。从是否需要外界能量输入的角度可以将流动控制策略分为被动控制和主动控制两类^[5]。主动控制一般通过需要消耗能量的振动扰流片、吹吸气、射流等方式，结合自动控制律来改变流动，增加了能量的消耗以及控制系统设计的复杂性。被动控制装置一般对空腔进行几何修形或加装固定的装置，在重量和系统复杂性上优于主动控制装置，但对于不同飞行工况的适应性较弱，无法在所有状态下都达到最佳的控制效果。Lawson等^[1]和Cattafesta等^[5]分别对被动控制和主动控制研究进行了总结。大部分的流动控制都着眼于空腔前缘位置，如将前缘改为锯齿形^[6]、设置挡块或横棒^[7-8]等被动控制措施，以及前缘吹气^[9-10]和释放等离子体^[11-12]等主动控制措施。杨党国^[13-14]和吴继飞^[15]等研究了壁面修形、前缘直板/锯齿和吹气控制、底面泄压等多种控制措施的效果，研究内容较为全面。

针对隐身战机复杂外形内埋武器舱方面的研究成果，公开发表得较少。Shaw^[16]等在F-111武器舱模型上设置矩形扰流板，对宽频噪声有一定的抑制作用。Welterlen^[17]对F-22内埋武器舱开展了风洞试验和数值仿真研究，并且与飞行测试结果进行了对比。Panikar^[18]和Chandrasekhar^[19]等在F-35战斗机武器舱模型上对前缘吹气、多孔后壁泄压、流向隔板三个方案进行了风洞试验对比，控制效果受到来流马赫数、吹气量等多种因素的影响。

总体来看，前人的大量研究总结出了很多具有指导意义的经验，但外形主要集中于简单空腔，复杂外形的研究相对较少。而对于真实的隐身战机而言，飞机机体外形、进气道的溢流影响、武器舱门的开度、内埋武器及悬挂装置等均会改变武器舱内的流场结构。国内外学者针对复杂来流条件下内埋武器舱的研究有待进一步深入。

本文以复杂来流条件下典型内埋武器舱为研究对象，通过数值仿真以及风洞试验两种手段对内埋武器舱动态流动特性以及不同扰流装置的降噪效果开展了系统性的研究。

1 武器舱模型 1.1 几何模型

图1给出了内埋武器舱的剖面示意图，武器舱为不规则腔体结构，深度从浅到深逐渐过渡，长宽比为4.5。舱内还包含各种管路、线束等设备。仿真模型忽略飞机的尾翼，考虑飞机前体、进气道、舱门以及舱内复杂形状。试验模型为缩比模型，武器舱前为飞机真实前体外形，包含进气道唇口。武器舱后为简化的飞机后体，便于与风洞支撑装置对接。武器舱门保留真实的前后缘锯齿角度，厚度适当加厚。武器舱内包含武器及挂架，舱前后缘的形状为与舱门契合的锯齿形状。

1.2 数值仿真及数据处理方法

采用DES类RANS/LES混合方法开展非定常数值模拟，获取流场动态特征，进而求得监测点动载荷。设置统一时间步长为5×10⁻⁵ s，最高截止频率10 kHz，总计算时间0.4096 s，频谱分辨率约为2 Hz。

提取监测点的脉动压力时间序列，开展时频域分析。总声压级OASPL处理方法为：

$ {{p'}}\left( {{t}} \right) = {{p}}\left( {{t}} \right) - {{\bar p}} $

(1)

$ {{{p}}_{{{{\rm{rms}}}}}} = \sqrt {\frac{1}{{{N}}}\sum\limits_{{{i}} = 1}^{{N}} {{{p'}^2}\left( {i\Delta t} \right)} } $

(2)

$ {\rm{OASPL}} = 20\;\lg \frac{{{p_{{\rm{rms}}}}}}{{{p_{{\rm{ref}}}}}} $

(3)

其中： ${p'} $ 为静压的脉动量；p为随时间变化的静压； $\bar p $ 为p的时间平均值； $ {{{p}}_{{{{\rm{rms}}}}}} $ 为压力脉动均方根，统计时间应足够长，至少为流场周期的5～10倍以上；N为该测点采样时间内的脉动压力总个数； $\Delta t $ 为时间间隔； ${{{p_{{\rm{ref}}}}}} $ 为参考压力，在气动声学中一般取为2×10⁻⁵ Pa。

各测点功率谱密度PSD由对各测点的脉动压力做快速傅里叶变换而来。以关注点的压力随时间变化数据作为输入，经傅里叶变换后频谱为A，则功率谱密度计算公式如下：

$ {\rm{PSD}} = 10\; \lg \frac{{{A^2}}}{{p_{{\rm{ref}}}^2\Delta f}} $

(4)

其中 $\Delta f $ 为分辨率。

1.3 试验数据采集及数据转换方法

试验采用美国Kulite公司压阻式脉动压力传感器测量武器舱内各测点脉动压力，量程为10 Psi，固有频率为200 kHz。试验采样频率为30 kHz，阶梯采样时间约为3 s。

风洞试验数据的处理方法与数值仿真数据处理方法一致。风洞试验模型为缩比模型，在向1∶1模型转换时，以脉动压力均方根系数和斯特劳哈尔数（St）为无量纲参数。1∶1模型的总声压级和功率谱密度与风洞试验模型的总声压级和功率谱密度转换关系如下：

$ {\rm{OASPL}}' = {\rm{OASPL}} + 20 \; \lg \frac{{Q'}}{Q} $

(5)

$ {\rm{PSD}}' = {\rm{PSD}} + 10 \; \lg \dfrac{{{{Q'}^2}\dfrac{{L'}}{{V'}}}}{{{Q^2}\dfrac{L}{V}}} $

(6)

其中， ${\rm{OASPL}}' $ 、 ${\rm{PSD}}' $ 、 $L' $ 、 $Q' $ 、 $V' $ 分别对应1∶1模型的总声压级、功率谱密度、模型参考长度、来流速压及速度， ${\rm{OASPL}} $ 、 ${\rm{PSD}} $ 、 $L $ 、 $Q $ 、 $V $ 分别对应风洞试验模型的总声压级、功率谱密度、模型参考长度、来流速压及速度。

2 内埋武器舱动态流动特性

图2给出了数值仿真获得的基本构型不同时刻武器舱中截面瞬时马赫数分布云图，马赫数分布范围0～1.5。从流场结构上来看，武器舱内流动类似于过渡式空腔，剪切层没有足够的能量和动量跨过舱体上方的开口，而是进入舱体内部，在武器舱底面再附，之后在下游再次分离并流出舱体内部。跨声速或超声速来流条件下，流动在底面产生较强的激波，武器舱内激波/剪切层/旋涡耦合严重，产生很强的脉动压力，形成一个向上游传播的压力波的声源；向前反馈的压力波会进一步触发剪切层的失稳，形成一种压力扰动反馈机制，从而使得武器舱内产生很强的噪声。

图3展示了POD分解后各阶模态的能量分布。图4展示了前4阶模态。与简单空腔不同，武器舱内没有明显的大涡结构，随着阶数增高，模态包含的流动结构愈加细碎。

图5给出了不同舱门开度，武器舱内OASPL曲线。舱门小偏度打开时，前舱总声压级较高；随着打开偏度增加，后舱总声压级增大；打开90°及110°两种状态下，舱内总声压级几乎一致，呈现从前到后逐渐增大的趋势。

图6给出了舱内挂载武器的OASPL曲线。内埋武器的遮挡减弱了流动拍击武器舱内各壁面的强度，降低了舱内总声压级。

3 内埋武器舱降噪控制 3.1 控制方式设计

内埋武器舱噪声控制的本质是通过采取有效的措施来控制流场。主动控制需要向流场中注入能量，以达到流动控制的目的；被动控制不需要能量注入，通过几何修形或加装固定的装置，达到流动控制的目的。被动控制在系统复杂性上优于主动控制，但对不同飞行工况的适应性较弱，无法在所有状态下都达到最佳的控制效果。综合考虑控制效果、可行性及需要付出的额外代价，工程单位多采用被动控制，重点减轻严重状态的噪声强度。

如图7所示，本文共设计三种流动控制措施：第一种在武器舱前缘增加翼型扰流片；第二种将武器舱前缘流动通过导波管引到武器舱后缘；第三种在武器舱前缘开缝吹气。其中，第一种和第二种属于被动控制措施，第三种属于主动控制措施。

与罗堃宇等^[20]的研究类似，武器舱前缘增加的扰流装置，将武器舱前缘拖出的强剪切层的空间位置抬高，避免其直接撞击挂架及后舱区域的舱体壁面，降低舱外高速气流对舱内流场的能量注入，从而起到流动控制的作用，如图8所示。

3.2 控制效果分析

基于上述流动控制方案，开展了降噪效果研究。图9展示了不同控制措施下舱内OASPL曲线。增加扰流装置后，除武器舱前缘外，其余位置舱内的总声压级均有不同程度的降低，前缘增加翼型扰流片的控制效果更为显著。

表1给出了三种控制方式的最大降噪效果，前缘翼型扰流片使得舱内的总声压级降低5 dB。需要说明的是，前缘吹气的控制效果与吹气流量、吹气方式均有关系^[21]。本文中的吹气方式与Chandrasekhar等^[19]武器舱模型上的吹气方式相同，出口的质量流量约为2.0 kg/s，降噪2 dB。根据Zhuang^[22]的描述，当吹气能量增加，前缘吹气的控制方式也能达到较好的控制效果。

图10给出了第16测点在有无前缘翼型扰流片控制方式下的PSD对比曲线。控制装置使得各个频率下的声压幅值均有所降低。

4 结　论

本文以复杂来流条件下典型内埋武器舱为研究对象，开展高精度非定常数值仿真分析。根据流动特征，采用了三种流动控制方案，开展了高速风洞试验，系统分析了舱门开度、内埋武器挂载等因素对舱内噪声水平的影响，并且对不同扰流装置的降噪效果进行了分析，为隐身战机内埋武器舱的工程设计提供参考依据。

1）对于复杂来流条件下的内埋武器舱而言，武器舱门的开度大小、舱内是否挂载武器都会影响武器舱内的总声压级分布。

2）前缘扰流片、导波管以及前缘吹气对武器舱内总声压级均产生一定的降噪效果。在本文研究的范围内，前缘扰流片的控制效果最显著，使得舱内总声压级降噪5 dB。

为了得到更优的控制方案，工程实践中，需开展更加细致的研究工作。针对前缘扰流片控制装置的几何参数开展灵敏度分析及优化选型，使得前缘扰流片在工程可接受的设计范围内达到最优的降噪效果。