馮 峰,王 強(qiáng)
(中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院,北京 100074)
先進(jìn)軍用飛機(jī),如我國(guó)J-20,美國(guó)猛禽F-22、閃電Ⅱ F-35戰(zhàn)斗機(jī)和幽靈B-2轟炸機(jī)等,為了飛行隱蔽性和減小飛機(jī)阻力均采用了內(nèi)埋式武器艙設(shè)計(jì)。然而,超聲速內(nèi)埋武器艙空腔流產(chǎn)生的聲-流共振現(xiàn)象及惡劣噪聲環(huán)境能夠影響武器的安全投放和艙內(nèi)設(shè)備疲勞壽命。隨著戰(zhàn)斗機(jī)、轟炸機(jī)內(nèi)埋武器艙設(shè)計(jì)的廣泛使用,超聲速空腔流噪聲預(yù)測(cè)和控制成為長(zhǎng)期需面對(duì)的問(wèn)題。
空腔流聲-流共振及噪聲效應(yīng)在20世紀(jì)50年代開(kāi)始成為備受關(guān)注的熱點(diǎn)課題[1-2]??涨涣髀?流共振的機(jī)制在于聲反饋環(huán),其形成原因通常認(rèn)為是自由來(lái)流與腔內(nèi)空氣混合形成剪切層流動(dòng),受Kelvin-Helmholtz不穩(wěn)定性主導(dǎo),不穩(wěn)定擾動(dòng)波在剪切層內(nèi)增長(zhǎng)促使其發(fā)展形成高度有序的大尺度渦列結(jié)構(gòu)。渦列與空腔后壁撞擊產(chǎn)生反射的壓力波經(jīng)腔內(nèi)向前傳播,激勵(lì)空腔前緣初始剪切層流動(dòng),迫使剪切層不穩(wěn)定性增強(qiáng)并誘導(dǎo)渦列卷起。當(dāng)不穩(wěn)定擾動(dòng)波與反射壓力波頻率相匹配時(shí),空腔內(nèi)出現(xiàn)流場(chǎng)-聲場(chǎng)相互耦合的聲反饋環(huán)現(xiàn)象,即形成該特征頻率主導(dǎo)的聲-流共振現(xiàn)象和強(qiáng)噪聲環(huán)境。
目前已發(fā)展出大量抑制空腔流聲反饋環(huán)的流動(dòng)控制技術(shù)。Rowley等[3]對(duì)相關(guān)控制技術(shù)進(jìn)行了詳細(xì)歸納,并將其分為主動(dòng)、被動(dòng)兩大類。被動(dòng)控制技術(shù)包括:鋸齒形擾動(dòng)裝置[4]、擾動(dòng)圓桿[5]、靜止/振動(dòng)擾動(dòng)片[5-6]、前緣斜坡[7]等。這些裝置均有一定的降噪效果,但大多數(shù)只在某一特定范圍流動(dòng)條件下才能發(fā)揮作用,且經(jīng)常會(huì)引起一些副作用,如增加飛行器阻力等。最近,一些主動(dòng)控制技術(shù)也被不斷開(kāi)發(fā)出來(lái),如Vakili等[8]發(fā)展的吹氣擾動(dòng)降噪技術(shù),以及Stanek等[9]展示的主動(dòng)共鳴管裝置等,都可以根據(jù)當(dāng)前流動(dòng)情況調(diào)整擾流強(qiáng)度達(dá)到降低空腔流噪聲的目的。其中Zhuang等[10]在空腔前緣采用超聲速微噴流主動(dòng)控制技術(shù)能夠產(chǎn)生明顯的流向渦,利用其弱化混合層速度梯度并增加混合層厚度的機(jī)制[11],顯著抑制了腔內(nèi)非定常流動(dòng)并降低整體聲壓級(jí)(overall sound pressure level,OASPL)達(dá)9 dB。但主動(dòng)控制技術(shù)大多需引入相當(dāng)大質(zhì)量的控制裝置,長(zhǎng)期使用可能導(dǎo)致裝置疲勞及工作性能下降的問(wèn)題,在實(shí)際應(yīng)用中難以推廣??陀^上,高效地控制空腔流動(dòng)及噪聲目前仍難以實(shí)現(xiàn),一方面空腔流動(dòng)對(duì)外部擾動(dòng)十分敏感,另一方面建立精確的控制系統(tǒng)也十分困難。受軍事航空領(lǐng)域應(yīng)用需求牽引,仍需不斷深入探索和改進(jìn)空腔流動(dòng)噪聲控制技術(shù)。
近年來(lái),利用高精度數(shù)值方法開(kāi)展空腔噪聲控制機(jī)制的研究得到蓬勃發(fā)展。如Dudley等[12]采用大渦模擬(large eddy simulation,LES)方法計(jì)算分析了擾動(dòng)圓桿被動(dòng)控制技術(shù)對(duì)空腔流噪聲的抑制作用和機(jī)制,Zhang等[13]采用分離渦模擬(deta-ched-eddy simulation,DES)方法研究了定常微吹氣主動(dòng)控制技術(shù)對(duì)空腔流的降噪效果和機(jī)制,均展現(xiàn)出數(shù)值方法探索空腔噪聲控制機(jī)理的巨大潛力。為提升對(duì)空腔流被動(dòng)噪聲控制技術(shù)機(jī)制的理解,并實(shí)現(xiàn)對(duì)腔內(nèi)噪聲的有效控制,本文利用LES技術(shù)計(jì)算分析了Mach 1.4矩形方腔及弧形、波形兩種空腔前后壁幾何修形的流動(dòng)及噪聲環(huán)境,探索在超聲速來(lái)流條件下幾何修形被動(dòng)控制技術(shù)對(duì)艙內(nèi)噪聲的控制機(jī)制和效果。此外,還應(yīng)用LES方法初步研究分析了增厚的來(lái)流入口邊界層對(duì)超聲速方腔腔內(nèi)的噪聲影響,確定來(lái)流邊界層厚度對(duì)空腔流噪聲的控制效果。
控制方程為可壓縮完全氣體Navier-Stokes的空間濾波方程,簡(jiǎn)化形式如下
(1)
(2)
(3)
上述方程組采用來(lái)流密度、來(lái)流聲速、空腔深度等作為特征參考量進(jìn)行無(wú)量綱化。并導(dǎo)出來(lái)流Mach數(shù)、Reynolds數(shù)和Prandtl數(shù)等無(wú)量綱參量。本文分別設(shè)定為Ma=1.4,Re=10 000,Pr=0.71。為使方程(1)~(3)封閉,增加一個(gè)完全氣體狀態(tài)方程
(4)
式中,比熱比γ=1.4。方程(1)~(3)中SGS應(yīng)力張量通過(guò)Smagorinsky模型建模,形式為
(5)
(6)
其中,CS,CI是Smagorinsky模型系數(shù),Prt是湍流Prandtl數(shù),設(shè)定CS=0.012,CI=0.006 6,Prt=0.9。
聲的產(chǎn)生及傳播對(duì)空腔流聲-流耦合振蕩的形成和發(fā)展十分重要,本文選用高精度氣動(dòng)聲學(xué)計(jì)算格式對(duì)控制方程進(jìn)行離散??臻g格式使用Tam等[14-15]提出的7點(diǎn)4階色散關(guān)系保持格式,時(shí)間推進(jìn)采用了Berland等[16]發(fā)展的適應(yīng)于非線性問(wèn)題的優(yōu)化低存儲(chǔ)6步4階Runge-Kutta格式。計(jì)算中引入人工選擇性阻尼項(xiàng)對(duì)非物理短波濾波[14-15]。選擇性阻尼項(xiàng)、黏性項(xiàng)及SGS項(xiàng)均只在Runge-Kutta最后一個(gè)子步中被求解。LES計(jì)算采用Bogey等[17]的自適應(yīng)空間濾波法捕捉激波間斷并維持湍流脈動(dòng)求解穩(wěn)健性。
圖1為標(biāo)準(zhǔn)矩形空腔模型的網(wǎng)格設(shè)置,共約 9×106個(gè)網(wǎng)格點(diǎn)求解空腔流及噪聲。方腔長(zhǎng)深比L/D=6,寬深比W/D=2。計(jì)算域范圍為x1=-3~13,x2=-1~9,x3=-2.5~2.5??涨粌?nèi)采用了199×103×91個(gè)Cartesian網(wǎng)格點(diǎn),空腔外計(jì)算域采用了339×141×183個(gè)網(wǎng)格點(diǎn)。在壁面附近對(duì)網(wǎng)格進(jìn)行了加密,最終各方向上最小網(wǎng)格尺度為Δx1=0.002,Δx2=0.001,Δx3=0.002。LES計(jì)算均執(zhí)行 5×105次迭代,時(shí)間步長(zhǎng)Δt=0.000 5,流場(chǎng)統(tǒng)計(jì)均在105步后啟動(dòng)。為加速計(jì)算,采用MPI并行代碼,每次計(jì)算使用84個(gè)進(jìn)程,一次計(jì)算約花費(fèi)480 h。
(a) x1-x2 cross section(x3=0)
圖2展示了3種空腔幾何構(gòu)型的俯視圖,按照外形特征分別稱為標(biāo)準(zhǔn)矩形方腔、波形空腔和弧形空腔。波形和弧形空腔前后壁展向形狀采用余弦函數(shù)生成
w(x)=A·cos(Bx3/W)
(7)
(a) Rectangle cavity
其中,w為展向形狀函數(shù)。A為余弦波幅值,波形空腔A=0.25,弧型空腔A=0.5。B控制余弦波數(shù),波形空腔B=2.5,弧形空腔B=0.25。3個(gè)空腔寬度、深度相等,均滿足W/D=2。空腔前后壁同時(shí)采用余弦函數(shù)外形,每個(gè)流向位置處長(zhǎng)深比都為L(zhǎng)/D=6,即3個(gè)空腔的容積率相同。
圖3是本文LES計(jì)算與Dudley等[12]的實(shí)驗(yàn)獲得的方腔典型位置x3=0截面上空腔流時(shí)均流向速度云圖。對(duì)比表明二者展現(xiàn)的時(shí)均流向速度形態(tài)及空間分布等完全一致,均體現(xiàn)出了明顯的剪切流動(dòng)特征,即方腔上方剪切層沿下游逐漸增厚,受方腔后壁遮擋而浸入腔內(nèi)的流動(dòng)現(xiàn)象,空腔前部及底部平均流向速度相對(duì)較低。
(a) LES:
進(jìn)一步地,圖4定量對(duì)比了方腔x3=0截面x1=3流向站位上LES與Dudley等[12]實(shí)驗(yàn)測(cè)量及DES計(jì)算結(jié)果獲得的時(shí)均流向速度型和流向脈動(dòng)速度均方根。由圖可見(jiàn),LES計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)測(cè)量及文獻(xiàn)DES計(jì)算結(jié)果很好地吻合,能夠精確定量刻畫(huà)剪切層及空腔內(nèi)流向速度和時(shí)均湍流速度大梯度變化的特征,證明本文LES數(shù)值方法具有準(zhǔn)確捕捉剪切層和方腔湍流能力。
(a)
圖5展示了弧形、波形兩種空腔流在x3=0截面上時(shí)均流向速度云圖。與圖3標(biāo)準(zhǔn)矩形方腔流相比,幾何修形空腔流動(dòng)的初始剪切層發(fā)展與其基本一致,但在空腔后部的演化形成較大差異。具體而言,矩形方腔剪切層后期演化向腔內(nèi)擴(kuò)展區(qū)域最小,弧型空腔剪切層占據(jù)空腔后部區(qū)域最大且剪切層發(fā)展最為飽滿。而波形空腔剪切層在空腔后部擴(kuò)展的區(qū)域相對(duì)增大,臨近空腔底壁面存在范圍較大且較明顯的低速區(qū)。時(shí)均流向速度展示了空腔幾何修形能夠控制剪切層及腔內(nèi)流動(dòng)的演化特性。
(a) Curved cavity:
圖6給出了3種空腔在x3=0截面上展示湍流脈動(dòng)強(qiáng)度的流向(x1)、法向(x2)和展向(x3)速度脈動(dòng)均方根云圖。由圖可見(jiàn),3種空腔均在后半腔及剪切層內(nèi)呈現(xiàn)出顯著的湍流脈動(dòng)。流向、法向和展向速度脈動(dòng)均方根一致顯示弧形空腔內(nèi)湍流脈動(dòng)弱于矩形方腔,波形空腔內(nèi)湍流脈動(dòng)強(qiáng)度又弱于弧形空腔。從流向速度脈動(dòng)均方根觀察,3種空腔在剪切層發(fā)展初期湍流脈動(dòng)強(qiáng)度較為接近,但在空腔下游,幾何修形明顯降低了腔內(nèi)流動(dòng)振蕩導(dǎo)致的湍流脈動(dòng)強(qiáng)度。法向和展向速度脈動(dòng)均方根也能夠很好展示幾何修形對(duì)空腔后半腔內(nèi)湍流脈動(dòng)的抑制,特別是揭示了波形空腔可顯著降低臨近空腔后壁區(qū)域的湍流脈動(dòng)。
詳細(xì)分析腔內(nèi)壓力脈動(dòng)均方根特性可直觀地認(rèn)識(shí)空腔內(nèi)氣動(dòng)噪聲環(huán)境。見(jiàn)圖7,在x3=0截面上3種空腔的湍流壓力脈動(dòng)均方根與圖6中各向速度脈動(dòng)特性具有一定差異,即壓力脈動(dòng)強(qiáng)度在剪切層及空腔后壁面明顯占優(yōu),表明這些區(qū)域的氣動(dòng)噪聲強(qiáng)度較高,并且可清晰地觀察到剪切層撞擊空腔后壁,導(dǎo)致剪切層內(nèi)湍流脈動(dòng)貼近后壁面并向下底面轉(zhuǎn)移擴(kuò)散的動(dòng)力學(xué)特征。矩形方腔內(nèi)壓力脈動(dòng)強(qiáng)度最大,弧形空腔次之,波形空腔脈動(dòng)壓力強(qiáng)度最弱,它們的共同特點(diǎn)是削弱剪切層內(nèi)湍流脈動(dòng)后后壁面及腔底壓力脈動(dòng)隨之減弱。進(jìn)一步地,如圖7(b),(d),(f)所示,三維空腔展向壓力脈動(dòng)分布與x3=0截面上基本一致,均體現(xiàn)了剪切層主導(dǎo)空腔內(nèi)壓力脈動(dòng)分布的特性。細(xì)微的差別在于,相對(duì)于矩形方腔,弧形空腔壓力脈動(dòng)強(qiáng)度沿展向中心x3=0截面集中,波形空腔壓力脈動(dòng)強(qiáng)度沿展向呈輕微波動(dòng)分布。
(a) Rectangle cavity:/U∞
(a) x3=0 cross section of the rectangle cavity
圖8 3種空腔腔底壁面中心線OASPLFig.8 OASPL on the bottom wall centerlines of the three cavities
基于典型瞬時(shí)流場(chǎng)對(duì)3種空腔的流動(dòng)動(dòng)力學(xué)演化特征進(jìn)行分析,其中采用Q準(zhǔn)則顯示流場(chǎng)渦結(jié)構(gòu),利用脹量展示聲場(chǎng)并對(duì)Q準(zhǔn)則等值面著色。圖9(a)展示了矩形方腔誘導(dǎo)的超聲速瞬態(tài)振蕩流場(chǎng)及聲場(chǎng)。當(dāng)高速氣流流過(guò)空腔表面后,自由來(lái)流與腔內(nèi)空氣混合形成剪切層,受Kelvin-Helmholtz不穩(wěn)定性主導(dǎo),初始剪切層卷起有序的大尺度渦結(jié)構(gòu),其向下游發(fā)展過(guò)程中沿展向破碎,構(gòu)成大量渦團(tuán)結(jié)構(gòu)。渦團(tuán)與空腔后壁撞擊產(chǎn)生反射壓力波,部分壓力波經(jīng)腔內(nèi)向前傳播,另一部分傳出腔外受超聲速來(lái)流Doppler效應(yīng)輻射向下游遠(yuǎn)場(chǎng)。圖9(b)中,高速氣流經(jīng)過(guò)弧形空腔表面后,形成具有一定弧度的剪切層渦結(jié)構(gòu),其向下游對(duì)流失穩(wěn)特征與矩形方腔的情形相似,大尺度渦結(jié)構(gòu)運(yùn)動(dòng)展向空間關(guān)聯(lián)性仍較強(qiáng),且空腔后壁呈凸面形狀,較易向上游反射聲波,仍可導(dǎo)致聲-流振蕩現(xiàn)象。見(jiàn)圖9(c),在波形空腔前緣作用下,沿展向形成波狀的流向渦結(jié)構(gòu)剪切層,其向下游對(duì)流很快沿展向失穩(wěn),產(chǎn)生大量小尺度渦。由于展向波狀渦破碎快,渦結(jié)構(gòu)展向空間關(guān)聯(lián)性較弱,最終形成較弱的聲-流耦合振蕩。
(a) Rectangle cavity
圖10給出了3種空腔分別在x3=0截面各自幾何中心位置隨時(shí)間的脈動(dòng)壓力及聲壓級(jí)頻譜(圓頻率)。見(jiàn)圖10(a),脈動(dòng)壓力直觀地反映出3個(gè)空腔均存在周期性振蕩信號(hào)特征,其中波形空腔壓力振蕩水平最低,矩形方腔和弧形空腔壓力振蕩水平接近。觀察圖10(b)中聲壓級(jí)頻譜可以發(fā)現(xiàn),矩形方腔內(nèi)存在最優(yōu)頻率f3=1.88,次優(yōu)頻率f1=0.84,及另外兩個(gè)占優(yōu)頻率f2=1.38和f4=2.37。弧形空腔內(nèi)主導(dǎo)頻率與矩形方腔最優(yōu)頻率f3=1.88和次優(yōu)頻率f1=0.84一致且更加清晰。波形空腔內(nèi)f3=1.88和f4=2.37兩個(gè)特征頻率較為明顯,整體頻譜幅值較低。根據(jù)Rossiter[2]模態(tài)公式
(a) Pressure fluctuation
(8)
其中,fm是第m個(gè)模態(tài)的頻率,u,Ma是自由來(lái)流速度和Mach數(shù),取相位移α=0.397,常參數(shù)κν=0.66。見(jiàn)圖10(b),矩形方腔中第3,4,6,7個(gè)Rossiter模態(tài)(黑色虛線)特征較為顯著,而弧形空腔中第4,7個(gè)Rossiter模態(tài)消失,波形空腔中則第3,4個(gè)Rossiter模態(tài)消失,展現(xiàn)出空腔幾何構(gòu)型對(duì)Rossiter模態(tài)的復(fù)雜控制作用。此外,矩形方腔在中心位置上的整體聲壓級(jí)為179.0 dB,波形空腔為177.6 dB,比矩形方腔低了 1.5 dB,弧形空腔為180.0 dB,比矩形方腔高1.0 dB。弧形空腔在該位置聲壓級(jí)較高的現(xiàn)象在圖8中已有展示,即其在空腔中心小范圍區(qū)域內(nèi)其聲壓級(jí)能夠超越矩形方腔。
上述空腔計(jì)算中上游均采用均勻自由來(lái)流入口邊界條件(δ=0,無(wú)邊界層厚度)。自由來(lái)流在空腔前緣表面上發(fā)展形成邊界層,其到達(dá)空腔前緣時(shí)厚度較薄。本節(jié)在空腔上游入口處設(shè)置了發(fā)展較充分的厚邊界層來(lái)流,以探索其經(jīng)過(guò)矩形方腔后對(duì)腔內(nèi)流動(dòng)及噪聲的影響。
具體地,使用常規(guī)2階空間離散精度(Roe格式)的CFD程序計(jì)算均勻自由來(lái)流條件下Ma=1.4,Re=10 000長(zhǎng)平板算例,在平板下游特定流向站位處截取獲得流向速度型為厚度δ=0.2邊界層條件。將其在方腔上游來(lái)流入口處設(shè)置為入口邊界條件。
圖11為增厚的來(lái)流邊界層入口條件下,LES計(jì)算獲得的時(shí)均流向速度、湍流速度脈動(dòng)均方根及壓力脈動(dòng)均方根云圖。對(duì)比圖11(a)和圖3(a)中的時(shí)均流向速度可見(jiàn),入口邊界層增厚后,到達(dá)空腔前緣的邊界層明顯增加,導(dǎo)致剪切層厚度也隨之增加。此外,來(lái)流邊界層增厚后,腔內(nèi)時(shí)均流向速度變化梯度較小,剪切層在后半方腔擴(kuò)展侵入的區(qū)域也較大。將圖11(b)與圖6(a)中流向速度脈動(dòng)均方根對(duì)比,同樣可見(jiàn)剪切層增厚現(xiàn)象,且圖11(b)中剪切層及腔內(nèi)流向速度脈動(dòng)水平都顯著降低。與圖6(b),6(c)相比,入口邊界層增厚后,見(jiàn)圖11(c),11(d),法向和展向速度脈動(dòng)均方根也均顯示在剪切層及腔內(nèi)流動(dòng)脈動(dòng)強(qiáng)度明顯降低。圖11(e)中壓力脈動(dòng)均方根直觀展現(xiàn)了增厚來(lái)流邊界層可顯著降低腔內(nèi)噪聲水平。
(a) 〈u1〉 / U∞
圖12定量對(duì)比了均勻自由來(lái)流和增厚來(lái)流邊界層兩種入口條件下,空腔底壁面上整體聲壓級(jí)水平。對(duì)比表明增厚邊界層入口條件下,整體聲壓級(jí)仍呈現(xiàn)為沿流向先降低后升高的分布特征,但其相對(duì)于均勻來(lái)流的入口條件平均降低底壁面整體聲壓級(jí)約4 dB。對(duì)前半腔整體聲壓級(jí)抑制尤其顯著,在x1=1.7站位處噪聲抑制效果達(dá)到最大,即整體聲壓級(jí)降低約4.5 dB。后半腔脈動(dòng)壓力的抑制效果下降,最小時(shí)整體聲壓級(jí)仍降低約2.5 dB。
圖12 空腔底壁面中心線整體聲壓級(jí)對(duì)比Fig.12 Comparison of OASPL on cavity bottom wall centerlines
圖13對(duì)比了兩種入口來(lái)流條件下,空腔在x3=0截面內(nèi)中心位置(x1,x2,x3)=(3,-0.5 ,0)處隨時(shí)間的壓力脈動(dòng)及聲壓級(jí)頻譜。由圖13(a)中壓力脈動(dòng)幅值可見(jiàn),增厚邊界層入口條件下空腔內(nèi)壓力振動(dòng)水平降低,但仍存在周期性脈動(dòng)特征。具體地,見(jiàn)圖13(b),聲壓級(jí)頻譜顯示原方腔流動(dòng)第3,4個(gè)Rossiter模態(tài)被抑制,第6個(gè)Rossiter模態(tài)(f3=1.77)相應(yīng)減弱,但第7個(gè)Rossiter模態(tài)(f4=2.21)增強(qiáng),表明方腔內(nèi)聲-流振蕩現(xiàn)象仍存在。此外,增厚來(lái)流邊界層的空腔中心位置整體聲壓級(jí)176.8 dB,較均勻自由來(lái)流條件約低2.3 dB。
(a) Pressure fluctuation
本文利用LES技術(shù)計(jì)算分析了空腔幾何修形和增厚來(lái)流邊界層條件對(duì)超聲速空腔流動(dòng)及噪聲的控制效應(yīng),得到以下結(jié)論:
(1)弧形、波形空腔幾何修形,通過(guò)調(diào)整來(lái)流邊界層向剪切層轉(zhuǎn)變展向結(jié)構(gòu),及后續(xù)剪切層與空腔后壁的相互作用,控制了剪切層的展向演化及后半腔內(nèi)湍流結(jié)構(gòu)。相對(duì)于矩形方腔,幾何修形空腔不僅改變了基本流形態(tài),還整體上降低了腔內(nèi)湍流速度脈動(dòng)水平,其中波形空腔比弧形空腔能更有效地抑制腔內(nèi)的湍流速度脈動(dòng)。
(2)腔內(nèi)壓力脈動(dòng)均方根對(duì)比直觀展示了波形、弧形兩種修形空腔相對(duì)于矩形方腔的噪聲控制效果??涨坏妆诿嬲w聲壓級(jí)對(duì)比表明弧形空腔降低了前半腔底壁面噪聲1.5 dB,但基本沒(méi)改變后半腔底壁面噪聲。而波形空腔的整體降噪效果更優(yōu),特別是相對(duì)方腔后壁面整體聲壓級(jí)有顯著的下降,最高降幅約2.5 dB。
(3)弧形、波形空腔通過(guò)改變剪切層及腔內(nèi)湍流渦結(jié)構(gòu),使得流動(dòng)振蕩特征發(fā)生了一定的改變。分析聲壓級(jí)頻譜,發(fā)現(xiàn)弧形、波形空腔均抑制了矩形方腔中部分Rossiter模態(tài),但同時(shí)各自也保留了一部分遠(yuǎn)矩形方腔Rossiter模態(tài),表明弧形和波形空腔中仍存在聲-流耦合振蕩現(xiàn)象。
(4)增厚矩形方腔上游來(lái)流入口邊界層厚度,可顯著降低方腔內(nèi)的湍流脈動(dòng)及氣動(dòng)噪聲水平。對(duì)比表明,方腔底壁面沿流向整體聲壓級(jí)降低最大時(shí)約4.5 dB,最小時(shí)約2.5 dB。另外,聲壓級(jí)頻譜表明,增厚來(lái)流邊界層可改變方腔內(nèi)流動(dòng)脈動(dòng)特征頻率,即影響了腔內(nèi)聲-流耦合振蕩特性。