宋文成，李玉軍，馮 強(qiáng)

（中國(guó)航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院高速高雷諾數(shù)氣動(dòng)力航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，遼寧沈陽(yáng) 110034）

武器艙氣動(dòng)噪聲主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)風(fēng)洞試驗(yàn)研究

宋文成＊，李玉軍，馮 強(qiáng)

（中國(guó)航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院高速高雷諾數(shù)氣動(dòng)力航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，遼寧沈陽(yáng) 110034）

針對(duì)飛機(jī)彈艙高強(qiáng)度氣動(dòng)噪聲、內(nèi)埋武器分離安全性等問(wèn)題，以高速風(fēng)洞動(dòng)靜態(tài)壓力測(cè)量技術(shù)為研究手段，開(kāi)展了基于脈沖射流激勵(lì)器（Powered Resonance Tubes，PRTB）的武器艙氣動(dòng)噪聲抑制技術(shù)試驗(yàn)研究。試驗(yàn)結(jié)果表明，試驗(yàn)?zāi)Ｐ途哂械湫偷拈_(kāi)式空腔流動(dòng)特點(diǎn)，武器艙內(nèi)部非定常流動(dòng)引起的聲載荷可達(dá)到150dB。PIV試驗(yàn)結(jié)果研究表明空腔前緣布置主動(dòng)脈沖射流激勵(lì)器對(duì)剪切層施加激勵(lì)，會(huì)改變武器艙上部剪切層的流動(dòng)特性，對(duì)這種高強(qiáng)度的聲載荷起到一定的抑制作用。

武器艙；氣動(dòng)噪聲；主動(dòng)流動(dòng)控制

0 引 言

20世紀(jì)80年代以來(lái)，世界上很多國(guó)家陸續(xù)開(kāi)始了下一代戰(zhàn)斗機(jī)的研制。目前國(guó)外的F／A－22、F－35、Su－37、X－47等型號(hào)大都采用內(nèi)埋武器艙。內(nèi)埋武器艙是新一代戰(zhàn)斗機(jī)先進(jìn)特性的表征之一，當(dāng)艙門(mén)開(kāi)啟，彈艙暴露于自由來(lái)流后，由于腔口剪切層與艙內(nèi)氣流的相互作用，彈艙內(nèi)氣流會(huì)出現(xiàn)自持振蕩現(xiàn)象，在彈艙內(nèi)部及其周?chē)h(huán)境中，將產(chǎn)生高強(qiáng)度的氣動(dòng)噪聲，聲壓級(jí)高達(dá)160～180dB，且噪聲的頻率可能達(dá)到50～60Hz，接近機(jī)體耦合的固有頻率，將對(duì)彈艙結(jié)構(gòu)、艙內(nèi)電子設(shè)備產(chǎn)生聲疲勞甚至破壞。氣動(dòng)噪聲還有可能影響內(nèi)埋武器分離安全性及命中精度。

近年來(lái)歐美航空發(fā)達(dá)國(guó)家進(jìn)行了多項(xiàng)針對(duì)彈艙氣動(dòng)噪聲及內(nèi)埋武器分離特性改善的流動(dòng)控制研究計(jì)劃。如F－22、B－2采用了前緣擾流片和擾流孔板等被動(dòng)控制措施，其結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，易于實(shí)現(xiàn)，但當(dāng)飛行狀態(tài)偏離控制點(diǎn)時(shí)其控制效果將迅速削弱。基于此，國(guó)外開(kāi)始了主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)的研究，如：1996年，美國(guó)空軍組織的彈艙流動(dòng)主動(dòng)控制研究項(xiàng)目（ARCTIC）；波音公司于2001開(kāi)展的高速武器分離高頻激勵(lì)主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)項(xiàng)目HIFEX；接續(xù)HIFEX計(jì)劃，波音公司與美國(guó)空軍研究試驗(yàn)室（AFRL）于2002－2003年開(kāi)展了LRSAe計(jì)劃等。國(guó)內(nèi)的各高校及科研院所在21世紀(jì)開(kāi)始也相繼開(kāi)展了武器艙氣動(dòng)噪聲形成機(jī)理及控制方法初步研究。

本文采用新型基于亥姆霍茲共振理論的PRTB脈沖射流激勵(lì)器，選擇典型開(kāi)式流動(dòng)的武器艙空腔為模型平臺(tái)，研究脈沖射流流動(dòng)控制方法對(duì)武器艙流動(dòng)的影響和彈艙氣動(dòng)噪聲的抑制效果。

1 試驗(yàn)設(shè)備和模型

1.1 風(fēng)洞

試驗(yàn)研究在中國(guó)航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院（沈陽(yáng)）FL－1風(fēng)洞中進(jìn)行，F(xiàn)L－1風(fēng)洞是一座半回流暫沖下吹式亞、跨、超三聲速風(fēng)洞，實(shí)驗(yàn)段尺寸為0.6m× 0.6m。跨聲速試驗(yàn)時(shí)，上下壁是開(kāi)閉比為15%的直孔板，孔直徑為10mm，左右側(cè)壁為實(shí)壁；超聲速試驗(yàn)時(shí)，四壁皆為實(shí)壁。亞跨聲速試驗(yàn)時(shí)流場(chǎng)馬赫數(shù)控制精度為±0.002 5。

1.2 試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/p>

武器艙空腔流動(dòng)控制風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ推脚_(tái)如圖1所示。采用模塊化設(shè)計(jì)的思想，在武器艙前緣預(yù)留流動(dòng)控制激勵(lì)器空間，用于布置各種流動(dòng)控制激勵(lì)器。艙兩側(cè)壁采用光學(xué)玻璃材料作為流動(dòng)顯示觀(guān)察窗。空腔模型長(zhǎng)深比L／D＝4.5，寬深比W／D＝1。在模型縱向典型位置布置靜態(tài)壓力及動(dòng)態(tài)壓力測(cè)量點(diǎn)。靜態(tài)壓力采用外徑1mm，內(nèi)徑0.8mm的不銹鋼管，脈動(dòng)壓力采用KuliteXCQ－062－50A動(dòng)態(tài)壓力傳感器測(cè)量。測(cè)壓點(diǎn)在武器艙縱向?qū)ΨQ(chēng)面與底板及前后壁交線(xiàn)上布置，L／D＝4.5的基準(zhǔn)空腔靜態(tài)測(cè)點(diǎn)（共20點(diǎn)）和動(dòng)態(tài)測(cè)點(diǎn)（共15點(diǎn)）布置如圖2所示，然后通過(guò)多通道動(dòng)態(tài)數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)采集傳感器輸出，再用動(dòng)態(tài)數(shù)據(jù)處理軟件對(duì)脈動(dòng)壓力數(shù)據(jù)進(jìn)行時(shí)域及頻域特性分析。

圖1 武器艙空腔模型Fig.1 Weapon bay cavity model

圖2 靜態(tài)、動(dòng)態(tài)壓力測(cè)點(diǎn)分布Fig.2 Pressure point layout

1.3 PRTB激勵(lì)器

PRTB激勵(lì)器是依據(jù)亥姆霍茲共鳴器原理發(fā)展并設(shè)計(jì)的主動(dòng)脈沖射流激勵(lì)器，它沒(méi)有活動(dòng)部件，能夠產(chǎn)生振幅高達(dá)150～160dB，頻率范圍在500Hz～12kHz的激勵(lì)信號(hào)，是擁有較高控制權(quán)限的流動(dòng)控制激勵(lì)器。影響PRTB激勵(lì)器性能的主要參數(shù)包括：射流出口直徑D、射流出口距共鳴腔入口距離X、供氣壓力NPR、共鳴腔長(zhǎng)度L、共鳴腔直徑D。

激勵(lì)器激勵(lì)主導(dǎo)模態(tài)激勵(lì)頻率可近似由如下公式計(jì)算：

式中：a為射流當(dāng)?shù)芈曀?；a0為射流駐點(diǎn)聲速；Ma為射流馬赫數(shù)；L為共鳴腔長(zhǎng)度。Ganesh Raman等人的研究表明，公式對(duì)于長(zhǎng)共鳴腔，其預(yù)測(cè)值與試驗(yàn)測(cè)量值基本一致（如L＝5.08cm，ftest＝1.6kHz，fpredict＝1.6 kHz），而對(duì)于短共鳴腔，預(yù)測(cè)值較試驗(yàn)之偏高（如L＝0.4763cm，ftest＝10kHz，fpredict＝16.7kHz）。

本文設(shè)計(jì)空腔模型Rossiter前三階模態(tài)頻率在最大試驗(yàn)Ma＝2.0，L／D＝4.5時(shí)取得最大值，按照Rossiter估算值f1≈480Hz，f2≈1 170Hz，f3≈1 800Hz。所以，高頻PRTB激勵(lì)器設(shè)計(jì)頻率應(yīng)該在fdesign≈5～10kHz。

設(shè)計(jì)的PRTB激勵(lì)器初步方案如圖3所示，激勵(lì)器可以安裝在空腔流動(dòng)控制風(fēng)洞試驗(yàn)研究平臺(tái)前緣。高壓氣體通過(guò)模型內(nèi)部進(jìn)氣孔進(jìn)入激勵(lì)器駐室內(nèi)，然后通過(guò)收斂—擴(kuò)張噴管（超聲速激勵(lì)）或收斂噴管（亞聲速激勵(lì)）噴射入一端開(kāi)口另一端封閉的共鳴腔內(nèi)部，氣流在共鳴腔中產(chǎn)生一定頻率及振幅的振蕩，然后從射流噴管與PRT共鳴腔中間的縫隙注入到待控制面（空腔腔口剪切層），起到高頻高能激勵(lì)的作用。

所設(shè)計(jì)的激勵(lì)器的主要技術(shù)參數(shù)見(jiàn)表1。

表1 PRTB激勵(lì)器參數(shù)Table 1 The parameters of the PRTB actuator

1.4 試驗(yàn)測(cè)量設(shè)備

模型壁面平均靜態(tài)壓力通過(guò)常規(guī)測(cè)壓管測(cè)壓的方法，利用PSI8400電子掃描閥采集系統(tǒng)采集。

艙體氣動(dòng)噪聲測(cè)量系統(tǒng)由高精度動(dòng)態(tài)壓力傳感器和HBM高速動(dòng)態(tài)數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)構(gòu)成。動(dòng)態(tài)壓力測(cè)量采用KULITE公司XCQ062－50A柱狀動(dòng)態(tài)壓力傳感器，傳感器直徑0.062英寸，量程為50PSI，動(dòng)態(tài)采樣率設(shè)為20 000Hz，采樣時(shí)間3s。

圖3 PRTB模型及安裝方式Fig.3 PRTB actuator and installation

2 試驗(yàn)結(jié)果與分析

2.1 武器艙空腔基本構(gòu)型的氣動(dòng)特性

首先對(duì)武器艙基本構(gòu)型在馬赫數(shù)0.8時(shí)的流動(dòng)特點(diǎn)進(jìn)行了研究，空腔內(nèi)沿縱向各靜態(tài)測(cè)點(diǎn)曲線(xiàn)如圖4，此武器艙模型空腔底部靜態(tài)壓力沿縱向分布較為平緩。

結(jié)合PIV結(jié)果（圖5）可以看出，空腔前緣產(chǎn)生的剪切層跨過(guò)空腔口，撞擊空腔后緣及后壁面，撞擊后在空腔內(nèi)的后部形成一個(gè)主旋渦?？涨坏撞快o態(tài)的平緩分布也驗(yàn)證了此結(jié)果。

圖4 空腔基本構(gòu)型靜態(tài)壓力分布Fig.4 The static pressure distribution of the cavity basic configuration

圖5 空腔基本構(gòu)型剪切層PIV顯示圖譜Fig.5 PIV result of the cavity shear layer

空腔縱向各動(dòng)態(tài)測(cè)點(diǎn)的噪聲圖譜（圖6）有明顯的振蕩峰值，且各個(gè)測(cè)點(diǎn)的峰值頻率相同，說(shuō)明試驗(yàn)空腔內(nèi)出現(xiàn)了周期性的壓力脈動(dòng)，空腔出現(xiàn)自持振蕩現(xiàn)象，空腔內(nèi)的聲壓級(jí)沿縱向增加，后壁最大。該空腔屬于典型的開(kāi)式空腔流動(dòng)。

圖6 空腔基本構(gòu)型縱向各點(diǎn)噪聲譜圖Fig.6 The nosie spectrum of the cavity basic configuration

2.2 PRTB激勵(lì)器對(duì)武器艙空腔基本流動(dòng)的影響

在武器艙空腔模型前緣安裝不同設(shè)計(jì)參數(shù)的PRTB脈沖射流激勵(lì)器進(jìn)行實(shí)驗(yàn)，圖7與圖8分別就激勵(lì)器兩種關(guān)鍵參數(shù)（NPR、設(shè)計(jì)頻率）變化對(duì)武器艙空腔內(nèi)的基本流動(dòng)進(jìn)行了研究。

圖7 激勵(lì)器的供氣壓力對(duì)空腔縱向靜態(tài)壓力分布影響Fig.7 Gas supply pressure of actuator to the static pressure distribution of cavity

從圖9可以看出，不同供氣壓力對(duì)空腔后部的壓力影響較小，其影響范圍主要在空腔前部。

圖8 不同設(shè)計(jì)參數(shù)的PRTB激勵(lì)器對(duì)空腔內(nèi)靜態(tài)壓力分布的影響Fig.8 The design of the actuator parameters on the influence of the static pressure distribution in the cavity

圖9 不同出口馬赫數(shù)的PRTB激勵(lì)器對(duì)腔內(nèi)靜態(tài)壓力分布的影響Fig.9 Driver of the influence of different Mach number on the static pressure distribution

而在圖10所示結(jié)果中，激勵(lì)器的不同射流頻率，對(duì)空腔縱向壓力分布是有很大的影響的，頻率越高，影響越小。

激勵(lì)器出口射流的馬赫數(shù)對(duì)底部壓力分布的影響更大?？梢赃_(dá)到最大靜壓變化的50%（圖11）

圖10 PRTB激勵(lì)器對(duì)空腔剪切層流動(dòng)的影響Fig.10 Actuator to the influence of cavity shear layer flow

綜合上述結(jié)果表明對(duì)于此種高頻射流主動(dòng)流動(dòng)控制激勵(lì)器主要通過(guò)對(duì)空腔前緣剪切層施加激勵(lì)來(lái)影響空腔的流動(dòng)（圖7、圖12），其對(duì)空腔流場(chǎng)的影響遵循著激勵(lì)器頻率越接近空腔固有頻率影響越大、射流出口能量越高影響越大的規(guī)律。

2.3 PRTB激勵(lì)器對(duì)武器艙空腔氣動(dòng)噪聲控制效果

通過(guò)比較空腔后壁的動(dòng)態(tài)測(cè)點(diǎn)噪聲研究激勵(lì)器對(duì)空腔氣動(dòng)噪聲的控制效果。

圖11 激勵(lì)器在不同供氣壓力下對(duì)空腔噪聲的控制效果Fig.11 Actuator under different gas pressure of cavity noise control effect

圖12 不同設(shè)計(jì)頻率PRTB在相同供氣壓力下的控制效果Fig.12 Different design frequency of actuator under the same gas pressure control effect

圖13 不同設(shè)計(jì)出口馬赫數(shù)PRTB在相同供氣壓力下的控制效果Fig.13 Different Mach number of the actuator in the same gas pressure control effect

綜合比較圖11～圖13，四種不同設(shè)計(jì)參數(shù)的PRTB激勵(lì)器對(duì)模型空腔氣動(dòng)噪聲的一階頻率峰值控制都有較好的效果，其對(duì)低頻模態(tài)的控制效果都比較接近，但是在高頻（5000Hz）模態(tài)處引起了較大的峰值，且該模態(tài)的峰值還隨著供氣壓力和出口馬赫數(shù)的增加而增加。從飛機(jī)設(shè)計(jì)角度看，低頻噪聲（1000 Hz）的降低對(duì)飛機(jī)內(nèi)埋武器艙結(jié)構(gòu)式有利的，但高頻噪聲的升高對(duì)于武器艙內(nèi)掛載的武器或者電子設(shè)備是非常不利的。

3 結(jié) 論

通過(guò)風(fēng)洞試驗(yàn)對(duì)PRTB主動(dòng)脈沖射流控制激勵(lì)器對(duì)武器艙空腔流動(dòng)的影響和氣動(dòng)噪聲的控制效果進(jìn)行系統(tǒng)的研究，得出以下結(jié)論：

（1）試驗(yàn)空腔屬于典型的開(kāi)式空腔，空腔的內(nèi)的高強(qiáng)度氣動(dòng)噪聲主要是由于前緣剪切層流經(jīng)腔口與后壁劇烈撞擊后在空腔內(nèi)部形成自激振蕩形成的。

（2）PRTB激勵(lì)器對(duì)空腔內(nèi)流場(chǎng)會(huì)產(chǎn)生較大的影響，而影響的關(guān)鍵在于激勵(lì)器設(shè)計(jì)頻率等參數(shù)。

（3）PRTB這種脈沖射流激勵(lì)器其出口能量越高則越容易引起武器艙空腔內(nèi)的高頻共振。在實(shí)際工程應(yīng)用中，需綜合考慮對(duì)空腔流場(chǎng)和氣動(dòng)噪聲影響的效果。

本文采用風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)手段系統(tǒng)研究了PRTB激勵(lì)器不同設(shè)計(jì)參數(shù)與控制效果的相關(guān)性，相比于傳統(tǒng)的被動(dòng)流動(dòng)控制方法，本方法將具有更好的工程應(yīng)用前景。

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Wind tunnel test research on weapon bay cavity active flow control for acoustic

Song Wencheng＊，Li Yujun，F(xiàn)eng Qiang

（Aero Science Key Lab of High Reynolds Aerodynamic Force at High Speed，AVIC Aerodynamics Research Institute，Shenyang Liao ning 110034，China）

An experimental investigation is conducted in a high speed wind tunnel to suppress acoustic resonance.Conventional leading edge mass blowing actuator are used to disturb cavity flow.Detailed static－pressure and fluctuating－pressure measurements are obtained on the cavity walls to determine the effects on cavity flow characteristics.Wind tunnel test based analysis of the suppression of dynamic loads on the walls of a complex weapon bay using leading edge mass blowing is presented.The unique aspect of the concepts discussed here is the very low mass flow rates used to achieve significant suppression.The simulation results are used to gain insight into the mechanism governing the effectiveness of these jets.The PRTB are applied to a deep（L／D＝4.5）cavity at transonic conditions of Mach 0.8.The experimental results show excellent agreement with experiments showing an overall reduction of the noise levels of the order of 5dBs with the control concepts.The primary mechanism of reduction is the break－up of the spanwise coherence in the shear layer into smaller vortical structures thus reducing the shear layer flapping and leading to a smaller imprint on the wall pressures.

weapon bay；acoustic resonance；active flow control

V211.7

Adoi：10.7638／kqdlxxb－2015.0126

0258－1825（2016）01－0033－07

2015－07－22；

2015－10－23

航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室基金（20111126003）

宋文成＊（1982－），男，遼寧本溪人，碩士，工程師，研究方向：風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)、流動(dòng)控制技術(shù).E－mail：84969070＠qq.com

宋文成，李玉軍，馮強(qiáng).武器艙氣動(dòng)噪聲主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)風(fēng)洞試驗(yàn)研究［J］.空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2016，34（1）：33－39.

10.7638／kqdlxxb－2015.0126 Liu L，Gui Y W，Geng X R，et al.Wind tunnel test research on weapon bay cavity active flow control for acoustic［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2016，34（1）：33－39.