武器内埋是实现战斗机超声速巡航、低可探测性(隐身)等先进技术指标的关键气动布局措施之一[1, 2, 3]。同时，根据文献，武器内埋又带来2个关键气动问题需要解决：一个是强脉动压力载荷问题[4, 5]，当压力脉动频率接近空腔结构、发射装置和内埋武器固有频率时，可能造成结构、武器电子器件和惯性设备的破坏；另一个是空腔内有害的噪声环境[6, 7, 8]，战斗机高速飞行时，内埋武器舱内一般会发生声共鸣，噪声环境可达160～180dB。据文献[6, 7, 8]，智能武器可承受的噪声环境为140～150dB，设计师必须寻求有效的流动控制技术来抑制内埋式武器舱中的噪声环境。
由于应用的迫切需求，伴随着对武器舱流动现象的研究，人们一开始就努力探寻抑制声共鸣现象的流动控制方法和机理。研究发现，向剪切层输入涡量及在空穴后缘放置倾斜的隔舱，可以稳定剪切层。对于L/D>4的空穴，单独利用隔舱可在马赫数0.8～2.0的范围内减小脉动压力幅值；对于L/D<4的空穴，还需要在剪切层上有放置涡流发生装置(spoilers)，从而进一步降低声共鸣幅值。Shaw和Smith给出了武器舱全尺寸飞行试验结果，试验马赫数为0.75～1.3。试验发现内埋武器上的声压可达来流动压水平[9, 10, 11, 12, 13, 14]。
文献中的流动控制方式外形结构较复杂，同时在不同的来流马赫数条件下的适用性不够广泛[15, 16]，斜劈(ramps)边界层扰动装置是一种被动无频控制技术，结构简单。针对其噪声抑制效果开展了部分实验和计算研究[17, 18, 19]，其研究主要集中在超声速范围内(马赫数1.5和2.5)，研究结果表明在该马赫数范围内采用前缘斜劈具有一定的噪声抑制效果，在某些状态下能使噪声减小10dB左右。本文重点开展斜劈在舱门开启对应的亚跨声速范围(马赫数0.6~1.2)空腔噪声抑制效果研究。
1 试验风洞及试验模型 1.1 1.2m×1.2m风洞1.2m×1.2m风洞是一座半回流暂冲式亚、跨、超3声速风洞，该风洞最大的特点是通过全柔壁喷管实现马赫数变化，试验马赫数范围为0.4～3.0。本文利用该风洞的特种试验段开展研究，其入口截面尺寸为1.2m×1.2m，上下壁板为槽壁，左右侧壁为实壁。
1.2 空腔流场特性研究模型该模型在1.2m×1.2m风洞中开展试验，基于该模型主要开展流动控制对空腔流场气动噪声抑制效果研究。试验模型安装情况如图 1所示，空腔底部长度533mm，空腔长深比约为4.1。
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| 图 1 模型安装于风洞中的图片 Fig 1 Test model of cavity in wind tunnel |
采用流动控制措施时空腔模型结构及测压点分布示意图如图 2所示，下侧空腔沿中轴线分布有脉动压力测点，其中空腔前壁面上有2个，空腔底部有17个，空腔垂直后壁面上有7个。试验运行马赫数为0.6、0.95和1.2，雷诺数分别为1.3×107、1.95×107和2.2×107 m-1。
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| 图 2 斜劈及空腔结构及测压点分布示意图 Fig 2 Schematic of the ramps and cavity configuration and pressure port location distribution |
图 3给出了Ma=0.6时，采用边界层扰动进行流动控制对空腔不同位置总声压级分布影响的试验结果。图中表明，与无斜劈基准状态相比，采用流动控制后，空腔前壁靠近舱底测点总声压级略有降低，空腔前壁中部测点总声压级略有增大，空腔底部所有测点总声压级强度均有不同程度降低，舱底后段测点降低幅度较大，空腔后壁测点总声压级强度均明显减弱，舱后测点总声压级强度同样有较大幅度降低。总体来看，采用该流动控制措施后，空腔流场气动声学特性改善明显，主噪声源附近总声压级强度最大降低约5dB。
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| 图 3 边界层扰流对总声压级分布影响(Ma=0.6) Fig 3 Boundary layer perturbation on total SPL distribution (Ma=0.6) |
图 4给出了Ma=0.6时典型测点的声压频谱曲线。图中表明，采用流动控制后，空腔流场不同模态单调声强度均明显削弱，特别是舱后测点，其频谱曲线上已无能量尖峰出现，空腔流场气动声学特性得到极大改善。
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| 图 4 边界层扰动对典型测点声压频谱影响(Ma=0.6) Fig 4 Boundary layer perturbation effect on SPFS at different measurement points (Ma=0.6) |
通过Ma=0.6时试验结果可知，空腔底部测点具有代表性，基本可反映整个流场的气动信息，为节省篇幅，本节余文仅对空腔底部测点进行分析。
图 5给出了Ma=0.95时的试验结果。图中表明，采用边界层扰动法进行流动控制后，舱底所有测点总声压级强度均有不同程度降低，舱内最大总声压级从168.3dB降低到161.2dB，典型测点声压频谱曲线上的能量尖峰基本全部被削平。这表明空腔流场已不存在产生自持振荡的流动机制，因流动而产生的气动噪声得到有效抑制。
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| 图 5 边界层扰流对总声压级分布影响(Ma=0.95) Fig 5 Boundary layer perturbation on total SPL distribution (Ma=0.95) |
图 6给出了Ma=1.2时的试验结果。图中表明，该马赫数下，采用边界层扰动法进行流动控制的效果与Ma=0.95时情况相似，在此不加赘述。
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| 图 6 边界层扰流对总声压级分布影响(Ma=1.2) Fig 6 Boundary layer perturbation on total SPL distribution (Ma=1.2) |
综上所述，采用边界层扰动法进行流动控制后，舱内主噪声源附近总声压级强度显著降低，声压频谱曲线上主模态单调声强度大幅削弱，空腔流场气动声学环境极大改善。造成上述现象的原因是:空腔前缘流动是流场形成自持振荡的源头，在空腔前缘安装斜坡进行扰动后，气流在到达空腔之前将先压缩后扩张，上述作用将首先引发大范围的对流混合，进而产生小尺度涡导致小范围的对流混合，并最终因分子扩散而导致分子层次的混合。通过上述混合作用，流动中的不稳定因子被消除，流动的感受性大大降低。因此，当反馈信号激励空腔前缘流动时，该处流动基本不会产生反应，故空腔流场自持振荡机制完全被破坏。另外，该流动控制方法还将使空腔前缘边界层厚度增大，来流抬升，气流在空腔后缘撞击强度也有一定程度减弱。因此，反馈信号强度有所降低，这对空腔流场气动噪声回路亦有一定破坏作用。
3 结论通过上述研究可以得出以下结论：
(1) 采用前缘斜劈边界层扰动的方式在亚跨声速范围内能够有效降低空腔内壁的声压级分布,空腔底部后侧声压级分布较前侧偏大，边界层扰动的控制效果也是在靠近后侧最强；
(2) 声压频谱曲线上主模态(第二模态)单调声强度大幅削弱，最大约减小7.1dB，空腔流场气动声学环境极大改善。
(3) 部分典型测点声压频谱曲线上的能量尖峰基本全部被削平，这表明空腔流场已不存在产生自持振荡的流动机制。
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