欒海霞，陳　寶，李興龍

（中國(guó)航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院，沈陽(yáng) 110034）

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壓力系數(shù)分析法的低噪聲鼻錐設(shè)計(jì)

欒海霞，陳寶，李興龍

（中國(guó)航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院，沈陽(yáng) 110034）

摘要：在航空聲學(xué)風(fēng)洞內(nèi)進(jìn)行氣流內(nèi)的噪聲測(cè)量時(shí)，需要在傳聲器前端安裝鼻錐，以降低流場(chǎng)波動(dòng)對(duì)傳聲器振膜的干擾噪聲。目前使用的鼻錐，當(dāng)流速超過(guò)40 m/s時(shí)，自噪聲大幅度提高，因而無(wú)法用于更高速度的流場(chǎng)測(cè)試。利用一種鼻錐低噪聲設(shè)計(jì)的分析方法，分析鼻錐表面的壓力系數(shù)分布規(guī)律，并提出一種降低鼻錐自噪聲的改進(jìn)形式，降低不穩(wěn)定的靜態(tài)壓力的干擾。將鼻錐的透聲孔設(shè)置在壓力穩(wěn)定區(qū)域，可減少流場(chǎng)內(nèi)不穩(wěn)定壓力波動(dòng)對(duì)被測(cè)聲波信號(hào)的干擾，提高測(cè)試結(jié)果的準(zhǔn)確性，滿足更高速度的流場(chǎng)測(cè)試需求。

關(guān)鍵詞：聲學(xué)；鼻錐；低噪聲設(shè)計(jì)；壓力系數(shù)；仿真分析

中國(guó)大型飛機(jī)產(chǎn)業(yè)過(guò)去一直處于低谷，長(zhǎng)期以來(lái)，由于缺乏型號(hào)牽引，氣動(dòng)噪聲等與大型客機(jī)直接相關(guān)的一些技術(shù)領(lǐng)域發(fā)展遲緩，基礎(chǔ)薄弱，迄今為止，國(guó)內(nèi)還未曾開(kāi)展飛機(jī)等航空飛行器的風(fēng)洞噪聲實(shí)驗(yàn)，也沒(méi)有一座完全具備聲學(xué)實(shí)驗(yàn)?zāi)芰Φ暮娇章晫W(xué)風(fēng)洞[1]。航空聲學(xué)風(fēng)洞是研究氣動(dòng)聲學(xué)的重要實(shí)驗(yàn)平臺(tái)，在研究軍用、民用飛行器的氣動(dòng)噪聲方面起關(guān)鍵作用[2]。國(guó)外已建成并投入使用了多座聲學(xué)風(fēng)洞，國(guó)內(nèi)多座聲學(xué)風(fēng)洞也正投入建設(shè)。

在聲學(xué)風(fēng)洞的聲學(xué)測(cè)試中，傳聲器不能直接安裝在流場(chǎng)中，需要裝入鼻錐內(nèi)部，如圖1所示。沿鼻錐周向布置有透聲孔，聲波通過(guò)紗網(wǎng)，經(jīng)透聲孔，傳到傳聲器振膜，產(chǎn)生電信號(hào)，測(cè)試流場(chǎng)內(nèi)傳播的聲壓變化。

目前，在低速聲學(xué)風(fēng)洞測(cè)試中使用的鼻錐，其基本構(gòu)型如圖1所示。一個(gè)軸對(duì)稱的較尖銳的前體，透聲孔與其鄰接，透聲孔后端連接支桿結(jié)構(gòu)。此種構(gòu)型的鼻錐在使用中暴露出應(yīng)用的局限性，實(shí)際測(cè)試結(jié)果顯示，當(dāng)氣流速度超過(guò)40.0 m/s時(shí)，其自噪聲水平大幅度提高。

圖1　鼻錐的外形

在氣流中進(jìn)行測(cè)試用的鼻錐，其自身產(chǎn)生的噪聲如果過(guò)高，會(huì)干擾被測(cè)量的聲學(xué)信號(hào)，影響測(cè)試數(shù)據(jù)的準(zhǔn)確性。

本文通過(guò)考察鼻錐體結(jié)構(gòu)表面的壓力系數(shù)分布特點(diǎn)，分析其結(jié)構(gòu)形式對(duì)鼻錐自噪聲的影響，提出一種可以降低其自身噪聲的結(jié)構(gòu)形式，使其可以適應(yīng)更高速度的流場(chǎng)測(cè)試需求，提供更準(zhǔn)確的測(cè)試結(jié)果。

1　應(yīng)用局限性

航空聲學(xué)實(shí)驗(yàn)段的最大風(fēng)速主要考慮模擬飛機(jī)的起飛和著陸狀態(tài)，一般認(rèn)為，合適的最大風(fēng)速為60 m/s～80 m/s[3]。

隨著航空聲學(xué)實(shí)驗(yàn)的開(kāi)展，鼻錐的自噪聲問(wèn)題受到越來(lái)越多的關(guān)注。西北工業(yè)大學(xué)的高永衛(wèi)等人在NF-3風(fēng)洞通過(guò)實(shí)驗(yàn)研究，得到一些降低鼻錐自噪聲的初步線索。在2006年的一期實(shí)驗(yàn)中得到結(jié)論，在鼻錐透聲孔上覆蓋紗網(wǎng)可以降低其自噪聲，從而改善測(cè)試條件或提高風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)風(fēng)速[4]。2007年的實(shí)驗(yàn)中得到結(jié)論，半球型頭部的鼻錐在風(fēng)速為30 m/s ～50 m/s時(shí)，比常見(jiàn)的鼻錐自噪聲小約3(dB)～11 (dB)[5]。

鼻錐的自噪聲問(wèn)題不僅影響測(cè)量的準(zhǔn)確性，而且限制了實(shí)驗(yàn)?zāi)芰Φ陌l(fā)展。因此，降低鼻錐的自噪聲，提高測(cè)試結(jié)果的準(zhǔn)確性，使其可以適應(yīng)更高速度的流場(chǎng)測(cè)試，已成為航空聲學(xué)實(shí)驗(yàn)中的一項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)問(wèn)題。

2　改進(jìn)分析

氣動(dòng)聲源大多是由于氣流與固體的相互作用或者氣流內(nèi)部產(chǎn)生的漩渦，無(wú)需任何固體相互作用，氣流本身就是聲源[6]。壓力脈動(dòng)指湍流中一點(diǎn)處流動(dòng)壓強(qiáng)（靜壓）隨時(shí)間作隨機(jī)變化的現(xiàn)象。單從概念上說(shuō)，壓力脈動(dòng)也即流動(dòng)的噪聲，它是隨著流體媒質(zhì)的流動(dòng)而產(chǎn)生和傳播的[7]。傳聲器需要測(cè)量的聲壓信號(hào)與流場(chǎng)內(nèi)的靜壓值相比是極小的量，因此流場(chǎng)內(nèi)靜壓的微小變化都會(huì)干擾傳聲器對(duì)聲壓值的測(cè)量。

鼻錐由前體和等截面的圓柱形后體構(gòu)成，如圖2所示。其前體是軸對(duì)稱結(jié)構(gòu)，其母線是四分之一的橢圓曲線。

圖2　鼻錐部分基本結(jié)構(gòu)

借助Fluent軟件，采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，考察了Ma為0.23時(shí)的定常流場(chǎng)情況，分析了沿鼻錐結(jié)構(gòu)軸向的壓力分布特點(diǎn)。采用的仿真分析模型如圖3所示，前體部分軸向長(zhǎng)度18 mm；圓柱體部分直徑9 mm，軸向長(zhǎng)度300 mm。

通過(guò)仿真分析得到沿軸向的壓力系數(shù)分布，見(jiàn)

圖3　仿真分析模型

圖4沿鼻錐結(jié)構(gòu)軸向的壓力分布呈現(xiàn)一定的規(guī)律性。

圖4　軸向壓力系數(shù)分布

根據(jù)壓力系數(shù)的定義[8]

對(duì)于不可壓縮流動(dòng)，壓力系數(shù)可以直觀地表示成速度的形式[8]

由于形面的漸變，在鼻錐前體部位會(huì)有一段不穩(wěn)定的逆壓梯度區(qū)，經(jīng)過(guò)一段恢復(fù)區(qū)，進(jìn)入穩(wěn)定區(qū)域?；謴?fù)區(qū)需要4倍于鼻錐直徑的長(zhǎng)度，壓力才從不穩(wěn)定區(qū)域進(jìn)入穩(wěn)定壓力區(qū)，從降噪的角度分析，透聲孔宜布置于壓力穩(wěn)定區(qū)域。

目前用于風(fēng)洞測(cè)試的鼻錐，直徑7 mm，其前體到透聲孔所在位置處的軸向距離只有21 mm，盡管具有優(yōu)良的流線型，然而經(jīng)過(guò)3倍直徑長(zhǎng)度的軸向距離，其表面壓力還處于恢復(fù)區(qū)。其結(jié)構(gòu)形式并不利于降低鼻錐的自噪聲干擾。

目前使用的鼻錐，透聲孔與前體緊鄰，在測(cè)試流速較低的情況下，此構(gòu)型帶來(lái)的不穩(wěn)定壓力波動(dòng)是很小的，可以滿足測(cè)試要求。但隨著測(cè)試流速的提高，即使小角度的入射，也會(huì)使流體中產(chǎn)生很大的不穩(wěn)定性，影響測(cè)量的準(zhǔn)確性，其可以應(yīng)用的流速無(wú)法滿足航空聲學(xué)測(cè)試的發(fā)展需求。

根據(jù)鼻錐表面的壓力分布特點(diǎn)，降低鼻錐表面的不穩(wěn)定壓力波動(dòng)對(duì)噪聲測(cè)量的干擾，使經(jīng)過(guò)降噪設(shè)計(jì)的鼻錐產(chǎn)品可以提供更精確的測(cè)試結(jié)果。

3　低噪聲設(shè)計(jì)

借助Fluent軟件，利用三維仿真分析，采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，模擬了鼻錐帶支桿結(jié)構(gòu)在Ma為0.23時(shí)定常流場(chǎng)條件下的三維流場(chǎng)情況，分析其結(jié)構(gòu)形式對(duì)鼻錐表面壓力帶來(lái)的影響。用于仿真分析的模型如圖5所示，包含鼻錐部分、過(guò)渡結(jié)構(gòu)部分和支桿部分。

圖5　仿真分析模型

通過(guò)對(duì)三維流場(chǎng)的仿真計(jì)算，得到鼻錐體表面的壓力系數(shù)分布，見(jiàn)圖6。從仿真結(jié)果可以發(fā)現(xiàn)其壓力分布呈現(xiàn)出一定的規(guī)律性。從仿真結(jié)果可以得出結(jié)論，過(guò)渡結(jié)構(gòu)部分微小的形面變化對(duì)壓力的影響不可小覷。過(guò)渡結(jié)構(gòu)部分不能與透聲孔緊鄰，需要增加一段等值過(guò)渡段，以避開(kāi)結(jié)構(gòu)的形面變化對(duì)透聲孔區(qū)域壓力分布的影響。

圖6　軸向壓力系數(shù)分布

改進(jìn)的鼻錐構(gòu)型如圖7所示，由前體、前等值段、透聲孔、后等值段、過(guò)渡結(jié)構(gòu)和支桿連接組成。

圖7　鼻錐的改進(jìn)形式

前等值段的布置可以使透聲孔遠(yuǎn)離前體的壓力不穩(wěn)定區(qū)域，使壓力恢復(fù)到穩(wěn)定區(qū)域，避免由于壓力的變化干擾透聲孔內(nèi)布置的傳聲器對(duì)聲波信號(hào)的測(cè)量。增加后等值段，使過(guò)渡結(jié)構(gòu)部分不與透聲孔部分直接相連，使透聲孔所處位置避開(kāi)壓力波動(dòng)區(qū)域。將透聲孔設(shè)置在合理的位置，降低不穩(wěn)定壓力波動(dòng)對(duì)透聲孔內(nèi)傳聲器噪聲信號(hào)測(cè)量的干擾。

等值段的設(shè)置不能過(guò)短，也不能過(guò)長(zhǎng)。過(guò)短的等值段，壓力值還未能進(jìn)入穩(wěn)定區(qū)域；過(guò)長(zhǎng)的等值段很可能會(huì)由于邊界層的增長(zhǎng)引入流場(chǎng)內(nèi)大量的湍流噪聲。合理地設(shè)置等值段的長(zhǎng)度，使得氣流經(jīng)過(guò)等值段后，壓力值剛剛恢復(fù)到穩(wěn)定區(qū)域，從而保證透聲孔內(nèi)的傳聲器避開(kāi)不穩(wěn)定壓力波動(dòng)對(duì)流場(chǎng)內(nèi)聲波信號(hào)的干擾。

通過(guò)分析鼻錐結(jié)構(gòu)軸向壓力分布規(guī)律，提出了一種改進(jìn)形式的鼻錐結(jié)構(gòu)，降低不穩(wěn)定壓力波動(dòng)對(duì)聲波測(cè)量的干擾。若要進(jìn)一步降低鼻錐的自噪聲，還需要更詳細(xì)的分析和結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，包括前體橢圓曲線的離心率對(duì)壓力恢復(fù)的影響，透聲孔的數(shù)量和形狀對(duì)流場(chǎng)內(nèi)聲波信號(hào)測(cè)量的影響。鼻錐是航空聲學(xué)測(cè)量中不可缺少的測(cè)試設(shè)備，鼻錐產(chǎn)品的自噪聲問(wèn)題是阻礙航空聲學(xué)測(cè)試實(shí)驗(yàn)?zāi)芰Πl(fā)展的障礙，降低鼻錐產(chǎn)品的自噪聲具有現(xiàn)實(shí)的應(yīng)用意義。

4結(jié)　語(yǔ)

借助Fluent仿真分析軟件，模擬了Ma為0.23條件下的定常流場(chǎng)情況，通過(guò)仿真分析，考察了沿鼻錐結(jié)構(gòu)軸向的壓力分布特點(diǎn)。通過(guò)在透聲孔前后增加等值段，合理布置透聲孔的位置，將透聲孔布置于穩(wěn)定值區(qū)域，降低不穩(wěn)定壓力波動(dòng)對(duì)噪聲測(cè)量的干擾。

提出的鼻錐結(jié)構(gòu)的改進(jìn)方案，根據(jù)定常流場(chǎng)仿真分析結(jié)果，通過(guò)合理地設(shè)置透聲孔的位置及與其相鄰部分的結(jié)構(gòu)，將透聲孔布置在靜壓穩(wěn)定區(qū)域，當(dāng)測(cè)量通過(guò)流場(chǎng)內(nèi)的聲波時(shí)，會(huì)降低不穩(wěn)定的壓力波動(dòng)對(duì)透聲孔處傳聲器的干擾，從而降低鼻錐的自噪聲，提供更準(zhǔn)確的測(cè)試結(jié)果。

借助鼻錐產(chǎn)品的低噪聲設(shè)計(jì)工作，初步探索了應(yīng)用定場(chǎng)流場(chǎng)分析計(jì)算指導(dǎo)鼻錐產(chǎn)品的低噪聲設(shè)計(jì)的方法。通過(guò)定常流場(chǎng)的計(jì)算，為產(chǎn)品部件的低噪聲設(shè)計(jì)工作提供指導(dǎo)分析，可以大大縮短設(shè)計(jì)工作的周期，提高工作效率。

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要研究方向：氣動(dòng)噪聲控制。E-mail:66631924@qq.com

中圖分類號(hào)：TU112.3；V211.74；TB566

文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A

DOI編碼：10.3969/j.issn.1006-1335.2016.01.044

文章編號(hào)：1006-1355(2016)01-0209-03

收稿日期：2015-06-05

作者簡(jiǎn)介：欒海霞（1983-），女，遼寧省營(yíng)口市人，研究生，主

Low-noise Nose-cone Design Using Pressure Coefficient Analysis Method

LUAN Hai-xia,CHENBao,LI Xing-long

（AVICAerodynamics Research Institute,Shenyang 110034,China）

Abstract:In airflow noise measurements in aero-acoustic wind tunnel,microphone must be jacketed with nose-cone to reduce the disturbance of the air-flow field fluctuation noise to the microphone.However,this method does not work when the flow velocity exceeds 40 m/s since the self-noise of the nose-cone increases dramatically.In this paper,the pressure distribution on the nose-cone surface was analyzed.On this basis,a modified nose-cone shape was proposed which can reduce the disturbance of the unstable static pressure so that the self-noise of the nose-cone can be diminished.By setting the sound-penetrating holes in the steady pressure region,the disturbance of the instable pressure fluctuation to the acoustic signal can be diminished.Therefore,the measurement accuracy is raised and can satisfy the requirements of higher speed wind tunnel tests.

Key words:vibration and wave;nose cone;low noise design;pressure coefficient;simulation analysis