王顯圣, 楊黨國, 劉 俊, 周方奇, 施 傲
(1. 中國空氣動力研究與發(fā)展中心 空氣動力學(xué)國家重點實驗室, 四川 綿陽 621000; 2.中國空氣動力研究與發(fā)展中心 高速空氣動力研究所, 四川 綿陽 621000)
在航空航天領(lǐng)域,空腔構(gòu)型普遍存在于各類飛行器部件中,例如內(nèi)埋武器艙、飛機起落架艙、發(fā)動機燃燒室等,空腔結(jié)構(gòu)的研究對于飛行器隱身性能提高、機身阻力降低、武器投放安全、快速混合燃燒等具有重要意義。當(dāng)氣流流過空腔時,腔內(nèi)經(jīng)常發(fā)生流激振蕩現(xiàn)象,形成擾動反饋增長回路,導(dǎo)致主流能量不斷向聲場轉(zhuǎn)化,產(chǎn)生空腔流致噪聲,并且噪聲不斷向外輻射,使空腔近場和遠場均處于強烈的噪聲環(huán)境之中,對飛行器性能提升產(chǎn)生不利影響。
空腔流致噪聲問題具有重要的學(xué)術(shù)研究價值和工程應(yīng)用背景??涨环嵌ǔA鲃蛹捌湔T導(dǎo)噪聲的產(chǎn)生、演化及其控制機制涉及許多空氣動力學(xué)的基礎(chǔ)前沿問題,如湍流混合、剪切層失穩(wěn)、渦-固壁相互作用、波-渦相互作用、邊界層分離等,對于空氣動力學(xué)和氣動聲學(xué)發(fā)展具有重要的學(xué)術(shù)研究意義。在工程應(yīng)用方面,空腔近場噪聲對于武器艙內(nèi)電子儀器、儀表等極具破壞作用,噪聲載荷中存在不同頻率成分,容易引起武器艙結(jié)構(gòu)振動增強,甚至誘發(fā)結(jié)構(gòu)共振,威脅飛行安全。空腔遠場噪聲的增強限制了飛行器達到適航標(biāo)準(zhǔn),如飛機起降階段,起落架艙引起的空腔噪聲是全機重要的噪聲源。
從20世紀(jì)50年代開始,國內(nèi)外研究機構(gòu)對空腔非定常流動及其氣動聲學(xué)問題開展了大量研究[2]。作為一個復(fù)雜的動力學(xué)系統(tǒng),空腔流致噪聲具有明顯的非定常和非線性特征,空腔流場中存在多種類型聲源,如單極子、偶極子和四極子聲源,這些聲源的產(chǎn)生與空腔非定常流動特性密切相關(guān)??涨磺熬墎砹鬟吔鐚臃蛛x以后,擾動在剪切層不穩(wěn)定性作用下增長,并逐漸演化形成不同尺度渦結(jié)構(gòu),當(dāng)渦撞擊到空腔后緣時,流場中產(chǎn)生聲波并向外輻射,腔內(nèi)聲波前傳至邊界層分離區(qū)時,會誘導(dǎo)產(chǎn)生新的擾動,進而形成擾動反饋增長回路。空腔噪聲產(chǎn)生過程主要包括4個階段:(1) 剪切層不穩(wěn)定性誘導(dǎo)渦擾動不斷增長,形成非均勻渦流運動;(2) 渦-固壁相互作用產(chǎn)生壓力擾動,引起壓力場不均勻性增強;(3) 壓力擾動在腔內(nèi)低速區(qū)向前傳播,在腔外以噪聲形式向空間輻射能量;(4) 在壓力擾動影響下,空腔前緣流動分離區(qū)域的邊界層感受性增強,初始剪切層擾動進一步增長。在空腔幾何形狀的約束下,空腔噪聲產(chǎn)生和輻射過程中可能被進一步放大[3]。
空腔流致噪聲產(chǎn)生、演化與流激振蕩現(xiàn)象密切相關(guān),空腔流激振蕩主要受到空腔幾何形態(tài)、來流參數(shù)以及結(jié)構(gòu)振動等因素影響??涨粠缀涡螤钍怯绊懥骷ふ袷幍闹匾蛩兀?dāng)空腔長深比較大時,空腔前緣邊界層分離以后,形成剪切層再附于空腔底板,稱為閉式空腔流動;當(dāng)空腔長深比較小時,剪切層跨過空腔開口區(qū)域,再附于空腔后壁及下游區(qū)域,稱為開式空腔流動,2種流動類型的臨界長深比隨來流參數(shù)等工況變化而不同,一般為10~13,稱為過渡式空腔流動[4]。Sarohia等[5]將開式空腔流動進一步劃分為深腔和淺腔流動,二者長深比臨界值為1,在深腔流動中,空腔流激振蕩現(xiàn)象包含更強的聲學(xué)駐波模態(tài),而在淺腔流動中,擾動通常通過腔內(nèi)傳播并與剪切層耦合,最終形成擾動反饋增長回路?;跀_動反饋機制,Rossiter等[6]建立了空腔振蕩頻率半經(jīng)驗預(yù)估模型,其預(yù)測結(jié)果與風(fēng)洞試驗結(jié)果一致。在Heller、Tam等[3,7]的完善下,模型適用范圍與預(yù)測精度均得到進一步提高。Arunajatesan等[8]結(jié)合數(shù)值和實驗方法研究了空腔三維流動特性,發(fā)現(xiàn)空腔側(cè)壁區(qū)域的流向渦影響了剪切層不穩(wěn)定特性,并改變了空腔湍流特征。Bres等[9]和Crook等[10]基于三維空腔流動特性分析,發(fā)現(xiàn)空腔開口區(qū)域的流向渦能夠引起流動不穩(wěn)定性增強,進而對空腔流激振蕩產(chǎn)生影響。Beresh等[11-13]通過高時間分辨率粒子圖像測速技術(shù),研究了空腔寬度對非定常流場結(jié)構(gòu)的影響,分析了可壓縮效應(yīng)較強時空腔剪切層以及湍流結(jié)構(gòu)的演化規(guī)律。楊黨國等[14]通過高速風(fēng)洞實驗,發(fā)現(xiàn)空腔開口區(qū)域剪切層與固壁相互作用減弱時,腔內(nèi)噪聲能夠得到有效控制。侯中喜等[15]與司海青等[16]通過數(shù)值模擬方法,研究了高速來流條件下,三維空腔流激振蕩特性。李曉東等[17]通過求解非定常雷諾平均方程,分析了二維空腔流致噪聲的頻率特性以及空腔前緣邊界層的影響規(guī)律。
隨著航空航天技術(shù)的發(fā)展,空腔可壓縮流致噪聲問題得到人們的重視,不過在高速來流條件下,空腔流動/噪聲/振動耦合機理、流致噪聲產(chǎn)生與控制機制、工程實用的控制策略等問題的研究仍然存在較大不足。本文針對空腔可壓縮流致噪聲問題研究進展進行綜述,重點介紹高速來流條件下,空腔可壓縮流致噪聲產(chǎn)生機制、演化規(guī)律以及控制技術(shù)的研究情況,總結(jié)其中關(guān)鍵問題和面臨挑戰(zhàn),并對未來發(fā)展趨勢進行展望。
高速來流條件下,空腔流場中呈現(xiàn)強非定常性,前緣邊界層分離以后,形成剪切流與空腔固壁相互作用,產(chǎn)生強烈的壓力脈動,如圖1所示。當(dāng)流場可壓縮性較強時,隨著剪切層中渦擾動增長,腔內(nèi)外波系的演化發(fā)展與流場中渦流結(jié)構(gòu)相互耦合,易形成擾動反饋增長回路,并向外輻射噪聲,在特定空腔幾何形狀約束下,腔內(nèi)聲波輻射能量具有放大效應(yīng),聲壓級高達170dB[18]。空腔可壓縮流動與氣動聲學(xué)特性研究是突破空腔噪聲產(chǎn)生機制與控制技術(shù)等相關(guān)問題研究的關(guān)鍵。
圖1 空腔輻射聲場實驗與數(shù)值結(jié)果比較[19]
Fig.1Comparisonbetweentheexperimentalandnumericalresultsofcavitynoise[19]
空腔可壓縮流動特性研究起步較早,空腔流場結(jié)構(gòu)復(fù)雜,其非定常特性是影響空腔氣動聲學(xué)特性以及空腔噪聲產(chǎn)生和傳播的重要因素,故受到廣泛關(guān)注[20-21]。根據(jù)空腔流激振蕩產(chǎn)生及演化過程,空腔非定常流動特性受到剪切層不穩(wěn)定性、湍流發(fā)展、波系演化、流動分離及渦流運動等影響,如圖2所示。空腔剪切層與后壁的撞擊是產(chǎn)生空腔氣動噪聲的重要來源,在空腔后壁與剪切層相互作用區(qū)域,腔內(nèi)外存在很強的質(zhì)量交換,形成強噪聲源[22]。來流邊界層在空腔前緣分離以后,空腔開口區(qū)域形成剪切層,剪切層的演化發(fā)展、空間渦脫落特性與前緣邊界層特征參數(shù)直接相關(guān)??涨患羟袑友莼匦耘c自由發(fā)展的湍流混合層之間存在相似之處[19],但二者之間具有本質(zhì)不同,首先,在腔內(nèi)強噪聲環(huán)境下,空腔剪切層不穩(wěn)定性受到腔內(nèi)擾動波的作用更加顯著;其次,在空腔固壁約束下,空腔剪切層演化發(fā)展與后期渦脫落特性存在邊界效應(yīng)的影響;第三,腔內(nèi)回流區(qū)引起腔內(nèi)渦流運動,會導(dǎo)致空腔剪切層形態(tài)發(fā)生改變。
圖2 空腔流場結(jié)構(gòu)示意圖[10]
空腔剪切層在流動不穩(wěn)定性作用下,其尺度逐漸增長,對周圍流體形成卷吸效應(yīng),并誘導(dǎo)產(chǎn)生不同尺度渦結(jié)構(gòu)。伴隨不同尺度渦結(jié)構(gòu)合并發(fā)展以及湍流結(jié)構(gòu)形成,靠近空腔后壁區(qū)域時,剪切層非定常拍動增加了腔內(nèi)與腔外流體的質(zhì)量交換,引起流場速度脈動增強,導(dǎo)致剪切層尺度增長率顯著提高,如圖3所示。
在空腔后壁與剪切層相互作用區(qū)域,流體沿著壁面向腔內(nèi)流動,由于腔內(nèi)外流動方向不同,在腔內(nèi)中心區(qū)域形成主回流區(qū),產(chǎn)生大尺度渦結(jié)構(gòu)[24]。針對空腔噪聲與渦結(jié)構(gòu)相互作用關(guān)系,Wagner等[21]利用高時間分辨率粒子圖像測試技術(shù)研究了空腔流場相干結(jié)構(gòu)的演化以及空腔噪聲特性,空腔一階Rossiter模態(tài)與回流區(qū)內(nèi)大尺度結(jié)構(gòu)的傳播密切相關(guān),而二階和三階模態(tài)與剪切層中渦擾動的對流運動相關(guān)。針對空腔表面流動分離特性,在空腔前壁附近,邊界層分離以后,流體沿著空腔前壁向腔內(nèi)流動,存在從腔前壁向后壁的流動,在空腔后壁附近,存在腔后壁向前壁的運動,兩部分流體相遇以后,引起較強的流動分離,并產(chǎn)生旋轉(zhuǎn)方向相反的Tornado渦對結(jié)構(gòu)[10, 25],如圖4所示,對剪切層三維特性發(fā)展及空腔側(cè)壁區(qū)域的流向渦演化具有重要影響。
圖3 空腔剪切層尺度演化規(guī)律[23],其中θ表示剪切層動量厚度,L為空腔長度
Fig.3Scaleoftheshearlayerinacavityflow[23]
圖4 空腔Tornado渦對流譜顯示結(jié)果[25]
空腔流場中擾動波的生成、傳播與演化是空腔流激振蕩及可壓縮流致噪聲產(chǎn)生的重要過程[3,6-7],尤其在高速來流條件下,空腔流場中波系結(jié)構(gòu)復(fù)雜。Zhang等[26]利用全息干涉和紋影技術(shù),對超聲速空腔流場中復(fù)雜波系結(jié)構(gòu)進行了定性測試,不過由于測量手段限制,測試結(jié)果的時間分辨率較低,無法研究波系傳播特性。為了提高流場顯示的時間分辨率,Handa等[27]采用高速紋影技術(shù),研究了波系結(jié)構(gòu)傳播與演化的時序過程。結(jié)果顯示,剪切層撞擊空腔后壁形成壓縮波,壓縮波向空腔內(nèi)外傳播的過程中,在空腔底板和前壁發(fā)生反射,進一步激發(fā)了剪切層的擾動增長,并顯著增強了波系結(jié)構(gòu)的復(fù)雜程度。針對超聲速空腔流場波系與渦結(jié)構(gòu)傳播和演化特性,Zhuang等[28-29]利用脈動壓力測量、陰影以及粒子圖像測速技術(shù),研究了來流馬赫數(shù)為2,空腔長度與空腔深度之比為5的流動和噪聲特性,如圖5所示。流場中波系的產(chǎn)生與邊界層分離、剪切層失穩(wěn)、渦結(jié)構(gòu)增長等流動結(jié)構(gòu)密切相關(guān),空腔上游流場結(jié)構(gòu)主要以二維流動為主,而隨著擾動波、渦等結(jié)構(gòu)的傳播,在下游區(qū)域,湍流剪切層占據(jù)主導(dǎo),流動的三維特性顯著增強。近年來,隨著測試技術(shù)的發(fā)展,人們對超聲速空腔流場中擾動波產(chǎn)生傳播等規(guī)律已經(jīng)具有初步認識,不過,復(fù)雜波系與其它流場結(jié)構(gòu)如剪切層、回流區(qū)、不同尺度渦結(jié)構(gòu)的耦合機理等方面研究仍存在較大不足,空腔流場中波系結(jié)構(gòu)在可壓縮流致噪聲中的作用機制,以及如何利用空腔波系特征對超聲速空腔流致噪聲進行控制仍需進一步研究。
I:剪切層拍動引起的準(zhǔn)靜態(tài)壓縮波;II:大尺度渦結(jié)構(gòu)誘導(dǎo)流向改變引起;III:剪切層-固壁撞擊引起弓形激波;IV:腔內(nèi)聲波穿過剪切層引起;V:空腔底板區(qū)域擾動波;
(c)
圖5 超聲速空腔流場波系結(jié)構(gòu)陰影圖(a),(b)以及擾動波(c)形成原因[28-29]
Fig.5Shadowgraphvisualizatoinofthewavepatterninasupersoniccavityflow[28-29]
空腔噪聲的產(chǎn)生、傳播和輻射是基本的氣動聲學(xué)問題,一方面空腔噪聲產(chǎn)生與不同尺度流場結(jié)構(gòu)如旋渦、湍流、波等直接相關(guān),另一方面氣動聲載荷是結(jié)構(gòu)振動的重要激勵源,與結(jié)構(gòu)動力學(xué)具有直接聯(lián)系。空腔流致噪聲中經(jīng)常包含較強的離散和寬頻噪聲成分,腔內(nèi)物體和腔體結(jié)構(gòu)受到交變載荷的潛在威脅。目前,隨著飛行器空腔類型氣動布局的廣泛應(yīng)用,空腔氣動聲學(xué)問題逐漸得到關(guān)注,不過從機理上闡明空腔氣動聲學(xué)特性及其與非定常流動的相互關(guān)系仍然存在較大困難[30]。
空腔流致噪聲的產(chǎn)生受到擾動反饋回路形成的重要影響,隨著主流能量經(jīng)空腔系統(tǒng)向聲場轉(zhuǎn)換,噪聲向空腔外部輻射,空間中噪聲分布范圍較廣??涨唤鼒鲈肼暸c遠場噪聲之間既存在較大不同,又存在較強聯(lián)系。首先,空腔近場噪聲是流動非定常性的直接反映,相對于遠場噪聲,空腔近場噪聲主要受到空間和表面流場結(jié)構(gòu)的影響,腔內(nèi)主渦結(jié)構(gòu)、湍流、壁面流動分離以及剪切層-固壁相互作用等都對近場噪聲具有重要作用。其次,與近場噪聲情況不同,空腔遠場噪聲反映了聲源產(chǎn)生噪聲的輻射與傳播特性。噪聲在向外輻射過程中,其頻率成分不會發(fā)生本質(zhì)變化,不過由于噪聲能量有限而傳播范圍較廣,噪聲聲壓級相對于近場噪聲有所降低。
在空腔氣動聲學(xué)試驗研究方面,Krishnamurty等[20]采用紋影技術(shù)觀測了高亞聲速空腔的輻射聲場特征,其結(jié)果與Rowley等[19]和李曉東等[17]的數(shù)值計算結(jié)果吻合,如圖1所示。Beresh等[11]通過脈動壓力傳感器進行空腔近場噪聲測試,研究了空腔近場區(qū)域的氣動聲模態(tài)特性,在腔內(nèi)回流區(qū)噪聲以低頻聲模態(tài)為主,而在剪切層區(qū)域,噪聲中高頻聲模態(tài)占主導(dǎo)地位。Wagner等[21]利用高頻粒子圖像測試技術(shù),研究了空腔聲模態(tài)與流體動力學(xué)特性的關(guān)系,發(fā)現(xiàn)空腔一階Rossiter模態(tài)與回流區(qū)大尺度渦結(jié)構(gòu)相關(guān),而二階和三階主要受到流場中對流渦擾動傳播特性影響。楊黨國和劉俊等[18, 31]通過風(fēng)洞試驗分析了來流邊界層厚度對空腔近場聲學(xué)特性影響。結(jié)果發(fā)現(xiàn),隨著邊界層厚度增加,腔內(nèi)噪聲聲壓級降低。趙小見等[32]通過相陣列與脈動壓力風(fēng)洞試驗,研究了空腔流場的聲源識別與強度評估方法,并初步分析了氣動聲源與脈動壓力結(jié)果之間的關(guān)系。吳繼飛等[33]針對開式空腔氣動聲學(xué)特性開展了大量研究。結(jié)果顯示,由于流激振蕩現(xiàn)象,腔內(nèi)存在強烈噪聲,而剪切層擾動對腔內(nèi)噪聲環(huán)境有重要影響,不過這種影響與來流馬赫數(shù)密切相關(guān)。針對遠場噪聲傳播特性,Yamouni等[34]通過全局穩(wěn)定性分析方法,研究了腔內(nèi)聲共鳴模態(tài)對腔外輻射噪聲場指向性的影響。Fontaine等[35]利用麥克風(fēng)進行遠場聲學(xué)測試,研究了湍流邊界層特征尺度對后期發(fā)展剪切層流場噪聲的影響,隨著剪切層初始厚度增加,氣動噪聲強度受到抑制。
在空腔氣動聲學(xué)計算研究方面,主要包括2類方法:直接方法與混合方法[30]。直接方法包括傳統(tǒng)直接數(shù)值模擬、大渦模擬以及非定常雷諾平均(URANS)方法等,利用數(shù)值格式同時捕獲空間流場結(jié)構(gòu)和聲源信息,不過要求計算域足夠大以包括所有聲源信息,由于與流場相比聲場能量較小,在求解過程中不得不考慮高精度數(shù)值格式以及精確的聲學(xué)邊界條件[36],尤其當(dāng)雷諾數(shù)較高時,直接方法的計算精度和資源消耗不易同時保證,因此在工程應(yīng)用中的實現(xiàn)面臨較大挑戰(zhàn)。在混合方法中,流場計算和聲場計算解耦,假定非定常流動產(chǎn)生了聲,但聲不會顯著地影響流動,因此可以在流場計算基礎(chǔ)上,基于聲比擬理論,通過后處理進行聲場特性求解。由于混合計算方法有效降低了遠場聲求解的資源消耗,更適合涉及復(fù)雜氣動聲學(xué)的工程應(yīng)用問題,不過對于高可壓縮流動問題,計算難度顯著增加,并且研究問題需要滿足流場與聲場非全耦合的前提條件。Lai等[37]利用大渦模擬進行近場聲源計算,并利用聲比擬方法進行遠場噪聲預(yù)測,數(shù)值研究了三維可壓縮空腔流動的近場和遠場聲學(xué)特性。Chen等[38]研究了相同尺寸的空腔氣動聲學(xué)特性,其中近場聲源通過脫體渦模擬方法進行計算,遠場噪聲通過低存儲消耗的FW-H方程進行預(yù)測,聲輻射峰值出現(xiàn)在相對來流方向約60°區(qū)域,不過當(dāng)來流雷諾數(shù)較低時,該角度值略有降低。楊黨國等[39]基于氣動聲學(xué)時域理論,數(shù)值研究了空腔近場和遠場噪聲的產(chǎn)生及演化機理,并分析了空腔噪聲的傳播特性。
為了對空腔噪聲進行預(yù)測,Rossiter等[5]基于渦擾動反饋機制,建立了噪聲頻率預(yù)估模型:
(1)
其中,f為振蕩頻率,L為空腔長度,U∞和Ma為來流速度和馬赫數(shù),α為聲波形成延遲因子,κ為渦擾動對流速度。在Rossiter模型中,腔內(nèi)聲波傳播速度利用來流聲速表述,不過根據(jù)腔內(nèi)溫度測量結(jié)果,二者并不相等,Heller等[6]人提出修正公式為:
(2)
其中,r為腔內(nèi)溫度恢復(fù)因子,γ為比熱比。Rossiter模型為典型的經(jīng)驗公式,其適用范圍為高亞聲速和跨聲速范圍,由于模型并未考慮剪切層與固壁相互作用、腔內(nèi)復(fù)雜波系和流場非線性效應(yīng)等諸多關(guān)鍵影響因素,導(dǎo)致模型對高階模態(tài)的預(yù)測通常會引起較大誤差,同時也無法給出噪聲強度預(yù)測結(jié)果。盡管Rossiter和Heller模型中半經(jīng)驗系數(shù)存在一些改進算法[40-41],不過由于模型簡單易用并取得了與實驗數(shù)據(jù)一致的結(jié)果[19, 42],因此仍得到了廣范應(yīng)用。
空腔流致噪聲的產(chǎn)生一般認為存在擾動反饋和聲共鳴2種機制。其中,擾動反饋機制主要由流體動力學(xué)作用引起。Rossiter等[6]發(fā)現(xiàn),在開爾文-亥姆霍茲不穩(wěn)定性影響下,剪切層內(nèi)擾動不斷增長,并再附于空腔下游區(qū)域,形成反饋擾動波,當(dāng)擾動波傳播到空腔前緣邊界層分離區(qū)時,流場中產(chǎn)生新的擾動,形成擾動反饋增長回路,在非線性、粘性耗散等機制的影響下,空腔系統(tǒng)維持流激振蕩并向外輻射噪聲。在Heller等[3]與Tam等[7]的發(fā)展下,擾動反饋機制逐漸得到完善,并基于此提出波渦干涉理論和聲學(xué)預(yù)測模型等。Rowley等[19]通過分析剪切層與空腔邊界的相互作用,研究了空腔振蕩的剪切層模態(tài)與尾跡模態(tài),2種模態(tài)的轉(zhuǎn)換與來流特性和空腔幾何特征直接相關(guān),來流馬赫數(shù)較高并且邊界層尺度較小的工況下,流動更容易進入尾跡模態(tài)。在不同模態(tài)下,流場中形成的空腔振蕩與氣動聲學(xué)特性顯著不同。聲共鳴機制主要由空腔聲學(xué)特性引起,當(dāng)聲波與空腔尺度量級相當(dāng)時,擾動波在空腔內(nèi)容易形成聲學(xué)駐波模態(tài)。在實際的空腔流動中,盡管擾動反饋機制與聲共鳴機制不容易區(qū)分,但是二者通常共同作用于空腔流場[7]。Yamouni等[34]通過全局穩(wěn)定性分析方法,研究了聲共鳴機制與擾動反饋機制的作用效果,結(jié)果發(fā)現(xiàn),在低馬赫數(shù)空腔流場中,擾動反饋機制占據(jù)主導(dǎo)地位,而在高馬赫數(shù)空腔流場中,聲共鳴機制對于空腔輻射聲場的作用效果增強。
空腔彈性邊界與流場結(jié)構(gòu)之間的相互作用是空腔流致噪聲的重要來源,一方面,彈性邊界運動對流場結(jié)構(gòu)具有重要作用,也必然影響到流致噪聲的產(chǎn)生與傳播;另一方面,結(jié)構(gòu)振動同樣會向外輻射噪聲,改變空腔氣動聲學(xué)特性。研究指出,當(dāng)結(jié)構(gòu)振動幅度較小時,其輻射噪聲強度較弱,對空腔氣動聲學(xué)特性的影響較小[43],不過當(dāng)結(jié)構(gòu)振動與氣動聲學(xué)激勵形成強耦合時,這種影響不可忽略。
近年來,國內(nèi)外針對空腔流致噪聲的形成原因開展了較多研究[44],對于空腔流激振蕩及其誘導(dǎo)噪聲成因存在不同角度的解釋??涨豢蓧嚎s流致噪聲的形成受到湍流、渦流、波系演化、結(jié)構(gòu)振動等多種因素的影響,尤其在特定條件下,存在流動/噪聲/振動之間的耦合作用,其產(chǎn)生機制和傳播規(guī)律非常復(fù)雜,對空腔可壓縮流致噪聲的產(chǎn)生機制以及氣動聲學(xué)特性如振蕩模態(tài)轉(zhuǎn)換、噪聲強度預(yù)測等現(xiàn)象的認識尚無法達成一致,仍有待于開展更加系統(tǒng)深入的研究。
空腔可壓縮流致噪聲問題的影響因素較多,主要包括來流參數(shù)、空腔形態(tài)、結(jié)構(gòu)振動等,例如空腔長深比、來流馬赫數(shù)、邊界層尺度、空腔彈性邊界。這些影響因素分析以及參數(shù)影響規(guī)律,對于空腔流致噪聲的產(chǎn)生機理以及控制方法的研究均具有重要意義。
根據(jù)Navier-Stokes方程以及氣動聲學(xué)控制方程,空腔可壓縮流致噪聲受到空腔流動的作用效果顯著,來流條件、空腔形態(tài)、結(jié)構(gòu)振動等因素對于空腔流動及其誘導(dǎo)噪聲的作用效果不同,有些參數(shù)通過影響空腔流動間接影響流致噪聲,例如來流馬赫數(shù)、邊界層尺度,而有些直接影響流致噪聲,例如振動輻射聲。Bres等[9]通過直接數(shù)值模擬方法研究了空腔長深比、來流邊界層尺度、雷諾數(shù)以及馬赫數(shù)的影響。Sun等[45]通過這些參數(shù)影響規(guī)律的分析,闡述了空腔流激振蕩的產(chǎn)生機理與觸發(fā)機制,并且相關(guān)數(shù)值工作與風(fēng)洞試驗結(jié)果吻合[46-47]。目前,空腔流致噪聲的影響因素得到廣泛研究,不過這些因素對空腔流激振蕩及噪聲產(chǎn)生、傳播、抑制的作用機理尚沒有完全闡明,這些問題的解決對于工程實際與型號應(yīng)用具有重要意義。
空腔流場及聲場能量主要來源于主流,來流參數(shù)是影響空腔流動的決定性因素,包括來流馬赫數(shù)、雷諾數(shù)、邊界層特性等。
2.2.1馬赫數(shù)影響
空腔流動和氣動聲學(xué)特性隨著來流馬赫數(shù)不同而存在顯著差異,其根本原因在于高速來流條件下,流場的可壓縮性和非線性效應(yīng)均相應(yīng)增強,空腔流致噪聲中各階模態(tài)的相互作用程度也相應(yīng)提高。在高來流馬赫數(shù)條件下,剪切層渦流與空腔后壁相互作用增強,空腔噪聲的強度顯著提高??涨豢蓧嚎s流致噪聲的產(chǎn)生機制與不可壓縮條件不同,當(dāng)可壓縮性較強時,空腔剪切層及其相關(guān)的渦脫落特性發(fā)生變化,尤其在超聲速空腔流場中波系結(jié)構(gòu)更加復(fù)雜,并且存在與剪切層、流場主渦結(jié)構(gòu)之間的耦合,流動的非定常和非對稱效應(yīng)顯著增強,從而引起空腔流致噪聲特性產(chǎn)生差異。
在超聲速來流條件下,空腔流場中波系結(jié)構(gòu)對空腔流致噪聲的影響增強,流場中運動波系結(jié)構(gòu)與固定波系結(jié)構(gòu)相互干擾,增加了超聲速空腔流致噪聲產(chǎn)生機制問題的復(fù)雜性。在空腔前緣,隨著剪切層的周期性拍動,流場中交替出現(xiàn)壓縮波和稀疏波[29],影響了空腔前緣邊界層感受性以及剪切層的初始擾動增長。在空腔后緣,主流與空腔后壁撞擊以后形成的擾動波無法在空腔外部向前傳播,空腔后壁附近的擾動波會逐漸在空間中形成一道斜激波。針對超聲速空腔流場的波系演化規(guī)律,Schmit等[48]利用高速紋影技術(shù)研究了來流馬赫數(shù)為1.5,長深比為5.67的空腔流場波系結(jié)構(gòu),如圖6所示。結(jié)果發(fā)現(xiàn),空腔噪聲的主頻成分與剪切層內(nèi)渦擾動頻率密切相關(guān),而流場中大渦結(jié)構(gòu)主要對空腔噪聲中寬頻部分產(chǎn)生影響。
圖6 超聲速空腔流場波系結(jié)構(gòu)圖[48]
2.2.2雷諾數(shù)影響
隨著來流條件不同,空腔雷諾數(shù)隨之改變,空腔開口區(qū)域的剪切層與邊界層特征發(fā)生變化,導(dǎo)致空腔流致噪聲特性產(chǎn)生差異。影響空腔雷諾數(shù)的關(guān)鍵因素包括:來流條件、空腔尺度和邊界層厚度等,基于不同的尺度參數(shù),空腔雷諾數(shù)存在不同定義方式,例如基于空腔長度、深度以及來流邊界層厚度的雷諾數(shù),本節(jié)主要討論基于空腔長度的雷諾數(shù)影響。
在空腔流激振蕩形成的4個環(huán)節(jié)中,雷諾數(shù)對于空腔開口區(qū)域剪切層的形成與演化具有重要影響。在低雷諾數(shù)流動中,剪切層主要受到開爾文-亥姆霍茲不穩(wěn)定性影響,并且逐漸形成不同尺度渦脫落與發(fā)展。當(dāng)雷諾數(shù)較高時(如ReL>106,其中ReL表示基于空腔長度的雷諾數(shù)),剪切層中不穩(wěn)定性影響區(qū)域相對減小,不同尺度渦結(jié)構(gòu)之間會發(fā)生嚴(yán)重的干擾與合并,并逐漸發(fā)展成為湍流。Bres等[9]基于穩(wěn)定性分析發(fā)現(xiàn),較低雷諾數(shù)范圍時,空腔振蕩主模態(tài)的增長率受雷諾數(shù)影響較大,振蕩頻率隨雷諾數(shù)的增大而略有降低,當(dāng)?shù)陀谀硞€臨界雷諾數(shù)范圍時,空腔流動以二維不穩(wěn)定性為主。與此相似,Sun等[45]也發(fā)現(xiàn),當(dāng)雷諾數(shù)較低時,隨著雷諾數(shù)與馬赫數(shù)的提高,空腔振蕩主模態(tài)由低階向高階過渡。在高雷諾數(shù)流動條件下,Gai等[40]和Moon等[49]通過改變來流速壓改變雷諾數(shù),研究了超聲速空腔噪聲隨來流雷諾數(shù)的演化規(guī)律,隨著雷諾數(shù)增加,空腔噪聲各階模態(tài)頻率變化較小,而不同頻率對應(yīng)的聲壓級以及腔內(nèi)總聲壓級均有所升高,如圖7所示,與Zhuang等[28]關(guān)于聲壓級與來流速壓關(guān)系的分析一致。Robertson等[50]利用來流動壓對腔內(nèi)脈動壓力進行無量綱化,在雷諾數(shù)變化范圍ReL=(2.96~8.1)106時,經(jīng)過無量綱化的空腔噪聲譜趨于一致,并與雷諾數(shù)無關(guān),如圖8所示。
圖7 空腔噪聲譜隨來流雷諾數(shù)變化曲線[40]
圖8 空腔噪聲譜歸一化曲線[50]
2.2.3邊界層特性影響
來流邊界層尺度、湍流度、背景噪聲等對空腔非定常流動及其誘導(dǎo)噪聲特性具有重要影響,由于在空腔前緣位置,邊界層分離后形成剪切層,邊界層特性直接影響了剪切層的演化發(fā)展以及渦脫落特性,而剪切層演化規(guī)律的不同進而影響了空腔流激振蕩及空腔噪聲的主要性質(zhì)。相比于湍流邊界層,層流邊界層噪聲程度較低,不過當(dāng)空腔前緣邊界層為層流時,空腔流場中會產(chǎn)生更強的壓力脈動。Heller等[3]發(fā)現(xiàn),邊界層參數(shù)是空腔噪聲預(yù)測理論中必須包含的參數(shù),一方面,來流邊界層從層流轉(zhuǎn)換為湍流時,空腔噪聲響應(yīng)受到顯著影響,另一方面,當(dāng)來流邊界層為湍流時,壓力振蕩特征對于雷諾數(shù)的敏感性降低。
在低雷諾數(shù)條件下,來流邊界層厚度與剪切層內(nèi)渦脫落特性直接相關(guān),對空腔噪聲的模態(tài)選擇具有重要影響。Tam等[7]研究中發(fā)現(xiàn),邊界層尺度是影響剪切層不穩(wěn)定性以及空腔氣動聲學(xué)特性的重要因素。利用全局穩(wěn)定性分析方法,Yamouni等[34]分析了較低雷諾數(shù)空腔剪切層不穩(wěn)定模態(tài)的影響,隨著空腔長度與來流邊界層尺度之比的增加,空腔流動的不穩(wěn)定性增強。Bres等[9]通過數(shù)值模擬,指出空腔長度與邊界層動量厚度之比是影響空腔三維不穩(wěn)定性的關(guān)鍵參數(shù)。Sarohia等[5]指出,當(dāng)來流馬赫數(shù)較低時,為保證空腔流激振蕩發(fā)生,空腔長度與邊界層動量厚度之比存在一個與來流條件相關(guān)的最小值,當(dāng)空腔長度較低或邊界層尺度相對較大時,剪切層無法卷起,流場中不存在流激振蕩現(xiàn)象。Gharib等[51]研究了邊界層形態(tài)變化對于空腔流激振蕩與噪聲產(chǎn)生機理的影響,認為邊界層內(nèi)TS波可能對剪切層穩(wěn)定性產(chǎn)生影響,從而對一些噪聲頻率產(chǎn)生控制效果,并且空腔流激振蕩現(xiàn)象發(fā)生時,空腔長度與邊界層動量厚度之比最小值大約為80。Daoud等[52]針對低速空腔流動問題,分析了空腔長度和深度對空腔流激振蕩的影響,并且指出最小空腔長度Lmin與前緣邊界層動量厚度θ之比為:Lmin/θ800Reθ-0.5,其中Reθ為基于邊界層動量厚度的雷諾數(shù)。不過,在高馬赫數(shù)來流條件下,空腔長度與邊界層尺度關(guān)系對于腔內(nèi)非定常流聲特性的影響機制仍需進一步完善[49]。
在高雷諾數(shù)條件下,來流邊界層厚度對空腔振蕩主模態(tài)選擇機制影響減弱,這是因為剪切層內(nèi)大尺度渦的卷起受到流動不穩(wěn)定性影響減弱,其渦流特性主要表現(xiàn)為開爾文-亥姆霍茲渦的匯聚,導(dǎo)致來流邊界層厚度影響降低[53]。Chung等[54]發(fā)現(xiàn),對于固定空腔長深比情況,來流邊界層尺度對于后壁脈動壓力的影響要高于腔內(nèi),空腔尺度與邊界層厚度之比在一定范圍內(nèi)增加時,后壁脈動壓力增強,當(dāng)二者比值增加到一定程度時,這種增強趨勢會減弱。Rowely等[19]通過數(shù)值求解可壓縮Navier-Stokes方程,研究了邊界層動量厚度對空腔流動特性的影響,在可壓縮流動條件下,邊界層尺度是影響空腔流動剪切層模態(tài)以及尾跡模態(tài)的重要因素。Baseley[55-56]等研究發(fā)現(xiàn),隨著來流邊界層動量厚度增加,空腔噪聲頻率降低。楊黨國[31]和劉俊等[18]通過風(fēng)洞試驗和數(shù)值研究,發(fā)現(xiàn)隨著來流邊界層尺度增加時,空腔噪聲譜的峰值頻率受到影響較小,而相應(yīng)頻率成分的幅值降低,與李曉東等[17]的數(shù)值計算結(jié)果一致。
空腔形態(tài)因素對空腔流激振蕩及噪聲具有重要影響,是空腔非定常流聲問題的重要邊界條件,如空腔幾何尺寸、復(fù)雜外形、腔內(nèi)存儲物等。
2.3.1幾何尺寸影響
空腔幾何尺寸是影響流激振蕩及其誘導(dǎo)噪聲的重要因素。Stallings等[4]和Tracy等[4, 57]指出空腔長深比L/D是影響流激振蕩的關(guān)鍵因素之一,其中D表示空腔深度。當(dāng)L/D<1時,空腔流動類型為深腔流動,當(dāng)來流速度較低時,空腔振蕩受到腔內(nèi)聲共鳴機制的影響為主,空腔深度方向的駐波特性作用效果顯著,當(dāng)來流速度較高時,空腔振蕩受到擾動反饋機制的作用效果更顯著[3]。隨著空腔長深比增加,當(dāng)L/D>1時,空腔流動類型為淺腔流動,此時空腔擾動反饋機制作用效果增強,空腔開口區(qū)域剪切層與空腔相互作用發(fā)生明顯變化,腔內(nèi)壓力以及脈動壓力分布隨長深比的變化而差異顯著。當(dāng)空腔長深比較小時(如L/D<10),剪切層與空腔后壁相撞,腔內(nèi)易發(fā)生流激振蕩現(xiàn)象,氣動噪聲強烈,形成典型的開式流動類型;當(dāng)空腔長深比較大時(如L/D>13),剪切層與空腔底板相撞,空腔氣動聲學(xué)響應(yīng)頻帶范圍較寬,流激振蕩現(xiàn)象也會相應(yīng)消失,形成典型的閉式流動類型;當(dāng)空腔長深比介于二者之間時,空腔流動及氣動聲學(xué)響應(yīng)受到來流條件等參數(shù)影響,介于開式與過渡式特性之間,稱之為過渡式流動類型。
在典型的矩形空腔流動及噪聲問題研究中,Vikramaditya等[58]通過改變空腔深度,研究了長深比為2和3的超聲速空腔流動,結(jié)果發(fā)現(xiàn)不同長深比的空腔噪聲主頻成分具有顯著差異??涨涣鲃臃€(wěn)定性分析結(jié)果顯示[9],二維空腔穩(wěn)定性與空腔長度密切相關(guān),這是由于流場不穩(wěn)定性受到渦結(jié)構(gòu)發(fā)展和輻射聲波傳播規(guī)律的影響。與此不同,三維空腔不穩(wěn)定性與空腔深度密切相關(guān),這是由于三維空腔不穩(wěn)定性中,不穩(wěn)定頻率除了受到二維基本流動的影響以外,還受到腔內(nèi)回流區(qū)影響。
空腔展向?qū)挾葘τ诳涨蝗S流動特性及其展向效應(yīng)具有重要影響。Aradag等[59]基于數(shù)值模擬,研究了來流馬赫數(shù)為1.5的三維空腔流動特性,空腔長深比為5.07,長寬比為1.9,采用相同來流條件進行二維和三維數(shù)值模擬,在三維數(shù)值模擬中,腔內(nèi)聲壓級低于二維情況,后壁附近的聲壓級降低幅度達5dB,實驗結(jié)果也說明三維數(shù)值模擬與實際情況更加符合。Wagner等[60]通過風(fēng)洞試驗,Arunajatesan等[8]通過數(shù)值模擬,研究了亞跨聲速(Ma=0.5~0.9)來流條件下,長深比為5并且長寬比為1~5的3種空腔流動特性。結(jié)果顯示,長寬比是影響空腔流聲特性的重要參數(shù),最寬空腔(長寬比為1)流場中剪切層與回流區(qū)湍流度最高。在超聲速來流條件下,Beresh等[24, 61]研究發(fā)現(xiàn),中間寬度的空腔流場中剪切層與回流區(qū)區(qū)域湍流度最小。Das等[62]研究了長深比為2、長寬比為2~4的超聲速空腔流動(馬赫數(shù)為1.7),結(jié)果發(fā)現(xiàn),隨著空腔寬度增加,空腔長寬比降低,空腔前緣湍流度基本不變,空腔后緣湍流度增強,并且最寬空腔對應(yīng)湍流度和噪聲強度均最大,空腔噪聲頻譜特性以及主頻成分隨著長寬比改變發(fā)生顯著變化。
2.3.2復(fù)雜構(gòu)型影響
目前,經(jīng)常采用矩形空腔對武器艙進行模擬,然而,這個簡化忽略了許多實際幾何特征,而這些特征可能對空腔非定常流動與武器艙載荷特性產(chǎn)生重要影響。針對復(fù)雜形狀空腔噪聲問題,Ukeiley等[63]采用側(cè)壁修型和傾斜底板的方法,研究了復(fù)雜三維空腔的流動特性,分析了復(fù)雜形狀對空腔噪聲強度以及剪切層三維不穩(wěn)定性的影響。Casper[64-65]等研究了空腔噪聲高頻成分對于前緣突出、空腔布局改變的依賴性,與矩形空腔情況相比,前緣斜坡可以降低空腔噪聲,而腔內(nèi)側(cè)壁附加物降低了腔內(nèi)空間寬度,腔內(nèi)噪聲強度增加。針對彈艙艙門對空腔氣動聲學(xué)特性的影響,Shaw等[1]研究了F-111彈艙艙門對其聲學(xué)特性的作用規(guī)律,在長深比為6.79和10.27,來流馬赫數(shù)0.7~2.0條件下,艙門使空腔噪聲各階模態(tài)增強,不過增加幅度與來流條件相關(guān)。Tuna等[66]研究了串列空腔構(gòu)型的流激振蕩特性,分析了剪切層固有模態(tài)以及駐波模態(tài)之間的耦合效應(yīng)。吳繼飛等[67-68]通過風(fēng)洞試驗研究了亞聲速來流條件下艙門對空腔靜態(tài)和動態(tài)壓力的影響,在艙門開啟過程中,空腔噪聲及頻率成分發(fā)生顯著變化,當(dāng)艙門開啟角度較小時,腔內(nèi)噪聲強度較低且變化平緩,隨著艙門開啟角度增大,腔內(nèi)噪聲強度顯著提高,當(dāng)艙門開啟到一定角度以后,腔內(nèi)噪聲強度趨于穩(wěn)定。
2.3.3腔內(nèi)物體影響
腔內(nèi)存在物體時,空腔流場會受到較大干擾,空腔噪聲也會隨之改變,鑒于該問題具有重要的工程應(yīng)用背景,國內(nèi)外學(xué)者對此進行了廣泛研究。Flora[69]等研究了長深比為4.5,來流馬赫數(shù)為2.94的超聲速空腔流場與腔內(nèi)物體相互作用,腔內(nèi)物體在釋放之前與釋放后相比,空腔噪聲強度較低。Merrick[70]等通過高速紋影技術(shù)捕獲了腔內(nèi)物體釋放后的運動軌跡,分析了腔內(nèi)物體分離特性。針對腔內(nèi)物體對空腔靜態(tài)壓力特性的影響,吳繼飛等[71]通過風(fēng)洞試驗研究了長深比為9的可壓縮空腔流動與腔內(nèi)物體之間的相互作用,發(fā)現(xiàn)腔內(nèi)物體引起空腔內(nèi)部壓力梯度降低,在內(nèi)埋彈艙應(yīng)用中更有利于武器分離。
腔內(nèi)物體對空腔氣動聲學(xué)特性具有重要影響,Coley[72]等采用數(shù)值模擬,研究了長深比為4.5、來流馬赫數(shù)為0.95的空腔氣動聲學(xué)特性與腔內(nèi)細長物體的相互作用,腔內(nèi)物并不會顯著改變空腔聲學(xué)模態(tài),不過空腔動態(tài)壓力特性對于腔內(nèi)細長體的力和力矩有顯著影響,力和力矩頻率成分與噪聲頻率相對應(yīng)。Murry[73]等研究了來流馬赫數(shù)為1.5的空腔聲場與腔內(nèi)物體的相互作用,在腔內(nèi)物體未釋放時,與干凈空腔相比,空腔噪聲特性受到影響較小,不過腔內(nèi)物體釋放以后,物體的姿態(tài)以及運動軌跡與物體釋放時所處的空腔噪聲相位有著重要關(guān)系,因此可以考慮利用空腔噪聲脈動壓力信號作為釋放腔內(nèi)物體的控制信號。Robertson等[50]通過開展來流馬赫數(shù)為2,長深比為4.5工況下,腔內(nèi)細長體對空腔氣動聲學(xué)問題的影響研究,腔內(nèi)存在物體時,空腔噪聲總聲壓級降低約2~3dB,噪聲能量可能在不同頻率成分之間發(fā)生轉(zhuǎn)移??紤]到腔內(nèi)物體位置對空腔噪聲特性的影響,Bjorge等[74]研究了長深比為3.6,來流馬赫數(shù)為1.8和2.9的超聲速空腔流聲特性,存在腔內(nèi)物體時,空腔噪聲特性不僅與腔內(nèi)物體尺寸、位置等相關(guān),還受到馬赫數(shù)等來流條件影響。Shaw等[1]等研究指出,腔內(nèi)物體在剪切層區(qū)域時,空腔噪聲聲壓級降低幅度最大,這是因為腔內(nèi)物體與剪切層相互作用時抑制了剪切層不穩(wěn)定性增長以及渦結(jié)構(gòu)發(fā)展,干擾腔內(nèi)擾動反饋回路,從而降低了空腔噪聲強度,在馬赫數(shù)0.9~1.2范圍內(nèi),噪聲主頻峰值降低幅度達到15dB以上。
結(jié)構(gòu)振動影響因素主要包括腔內(nèi)物體振動以及空腔邊界振動等。針對空腔復(fù)雜聲場環(huán)境以及腔內(nèi)物體結(jié)構(gòu)振動耦合問題,Wagner[75-77]等通過風(fēng)洞試驗,研究了來流馬赫數(shù)為0.6~2.5,長深比為3.3的可壓縮空腔流致振動噪聲問題,利用高精度動態(tài)壓力傳感器以及加速度傳感器測得了腔內(nèi)物體的噪聲載荷以及結(jié)構(gòu)振動信息,如圖9所示。盡管腔內(nèi)物體占據(jù)的空腔體積較小,卻顯著改變了空腔氣動聲學(xué)特性。當(dāng)腔內(nèi)存在物體時,物體振動受到空腔噪聲載荷影響顯著,根據(jù)腔內(nèi)物體振動與噪聲的相關(guān)性分析結(jié)果,空腔噪聲載荷主要激勵腔內(nèi)物體的流向和法向振動。Braone[78]等基于數(shù)值模擬方法,研究了內(nèi)埋彈艙聲振耦合問題,當(dāng)腔內(nèi)存在物體時,空腔內(nèi)存在較強流激振蕩以及噪聲載荷,空腔壓力譜峰值發(fā)生顯著變化,腔內(nèi)物體振動響應(yīng)特性受到空腔噪聲載荷以及結(jié)構(gòu)固有特性的共同影響。
圖9 空腔振動/噪聲相互作用試驗?zāi)P褪疽鈭D[77]
Fig.9Thetestmodelforstudingtheinteractionbetweencavitynoiseandstructualvibration[77]
針對飛行器蒙皮結(jié)構(gòu)與噪聲載荷之間的聲振耦合問題,王顯圣等[79]通過改變彈性空腔結(jié)構(gòu)固有頻率,利用高速風(fēng)洞試驗?zāi)M了空腔可壓縮流致噪聲/振動相互作用,如圖10所示,腔體結(jié)構(gòu)振動響應(yīng)與噪聲載荷和結(jié)構(gòu)固有屬性相關(guān),結(jié)構(gòu)振動主要以低階模態(tài)為主,并且當(dāng)振動強度較弱時,空腔噪聲受到結(jié)構(gòu)振動輻射能量的影響較小。
圖10 彈性空腔風(fēng)洞試驗實物圖[79]
空腔可壓縮流致噪聲控制機理與控制策略具有重要的學(xué)術(shù)和工程研究意義。盡管空腔可壓縮流致噪聲問題得到廣泛關(guān)注,但空腔非定常流動及噪聲控制機制的研究仍存在較大不足??涨涣髦略肼曒d荷引起腔體結(jié)構(gòu)和腔內(nèi)物體等承受交變應(yīng)力影響,尤其在超聲速來流條件下,流場空間波系結(jié)構(gòu)復(fù)雜,空腔噪聲控制技術(shù)受到前所未有的挑戰(zhàn),工程實用的控制策略需求迫切。
空腔流動以及流致噪聲控制方法分為主動和被動2種方式[80],如圖11所示。被動控制措施主要通過改變幾何外形對流場形成干擾達到降噪目的,主動控制措施主要通過向流場提供外部能量方式實現(xiàn)控制效果。在主動控制方法中,為了使控制效果達到最佳,通常將空間流動與噪聲信號引入控制系統(tǒng),以此修改控制參數(shù),形成反饋控制回路。根據(jù)控制系統(tǒng)是否引入反饋信號,主動控制方法分為開環(huán)控制和閉環(huán)控制2種類型。根據(jù)反饋信號更新速度與控制參數(shù)時間尺度相比的快慢,閉環(huán)控制可以劃分為準(zhǔn)靜態(tài)與動態(tài)反饋控制2種類型。
圖11 空腔流動/噪聲控制措施分類[80]
根據(jù)控制裝置相對于空腔位置的不同,空腔非定常流動及噪聲控制措施可以分為前緣流動控制、后緣流動控制、腔內(nèi)擾流控制、腔壁阻抗控制等類型。在前緣流動控制措施中,擾動經(jīng)過剪切層不穩(wěn)定性放大作用后,能夠有效干擾腔內(nèi)反饋回路形成,流動控制效果增強,控制系統(tǒng)消耗能量也相應(yīng)降低。在后緣流動控制措施中,空腔后緣區(qū)域結(jié)構(gòu)狀態(tài)改變,減弱了剪切層-空腔后壁之間相互作用,進而降低空腔噪聲。腔內(nèi)擾流控制措施通過改變腔內(nèi)邊界條件,對剪切層以及腔內(nèi)流場形成干擾,進而達到控制整個空腔流場及其誘導(dǎo)噪聲的目的。腔壁阻抗控制類型主要通過改變空腔壁面阻抗條件,干擾腔內(nèi)聲波傳播特性,實現(xiàn)控制腔內(nèi)噪聲效果。
空腔流致噪聲控制措施種類較多,Cattafesta等[80-82]對此進行了詳細的綜述,這些控制措施均在一定范圍內(nèi)具有明顯的控制效果,不過不同的控制方法也表現(xiàn)出相應(yīng)不足。被動控制措施結(jié)構(gòu)簡單,便于工程應(yīng)用,然而其控制效果通常無法隨工況變化而變化,并且控制過程中流場結(jié)構(gòu)受到干擾,容易引起主流能量損失。主動控制措施依靠外界能量改變流動特征,對不同工況適應(yīng)性強,不過開環(huán)控制方法受到激勵器帶寬與能量大小的限制,閉環(huán)控制系統(tǒng)復(fù)雜度顯著增加,對于高馬赫數(shù)條件下,控制系統(tǒng)適應(yīng)性與可靠性仍需進一步發(fā)展和完善[2]。
近年來,空腔被動控制技術(shù)得到較大發(fā)展和進步,其面臨的主要挑戰(zhàn)在于保證結(jié)構(gòu)可靠基礎(chǔ)上,進一步增強控制參數(shù)對不同工況條件的適應(yīng)性,并降低控制裝置自身引起的不利影響。
針對前緣流動控制措施,Long等[83]研究了空腔前緣法向鋸齒的噪聲抑制效果,前緣法向鋸齒能夠增加空腔開口區(qū)域剪切層的厚度,減弱了剪切層-固壁相互作用強度,對空腔內(nèi)脈動壓力及噪聲具有明顯抑制效果。與此不同,F(xiàn)laherty等[84]、Gai等[40]和Moon等[49]研究了空腔前緣流向鋸齒對空腔非定常流動以及流致噪聲的控制效果。結(jié)果發(fā)現(xiàn),空腔前緣流向鋸齒對于腔內(nèi)噪聲的影響較小。與此類似,F(xiàn)laherty等[84]圍繞空腔前緣法向襟板的控制效果進行研究,發(fā)現(xiàn)法向襟板也具有類似鋸齒的降噪效果。馮強等[85]針對空腔前緣法向鋸齒和法向襟板2種控制措施開展研究,發(fā)現(xiàn)2種控制方式均具有降噪效果并且表現(xiàn)出一定減阻效果,而前緣法向鋸齒的減阻效果更優(yōu)。針對空腔前緣法向圓柱控制技術(shù),Thiemann等[86]采用法向圓柱陣列對空腔噪聲控制效果進行研究,結(jié)果發(fā)現(xiàn),法向圓柱改變了剪切層的速度、渦量分布以及流場-空腔結(jié)構(gòu)的能量交換,對空腔噪聲具有明顯的控制效果,其控制效果不僅與圓柱的高度相關(guān),還受到圓柱的分布類型影響。針對空腔前緣展向圓柱的控制效果,Illy等[87]開展風(fēng)洞試驗研究了展向圓柱對于跨聲速空腔流動以及流致噪聲的作用機制,如圖12所示,分析了圓柱尾跡區(qū)域的脫落渦對腔內(nèi)噪聲的重要影響,圓柱-壁面間距與圓柱直徑之比是影響空腔噪聲控制效果的關(guān)鍵參數(shù),最優(yōu)控制效果時該比值約為0.6~1.9。在超聲速來流條件下,Dudley等[88]研究了空腔前緣展向圓柱對于超聲速空腔流場及流致噪聲的控制效果,圓柱位于邊界層頂部40%區(qū)域時,降噪效果達到最優(yōu)。Zhang等[89]通過數(shù)值方法研究了前緣可壓縮斜坡與膨脹面對空腔流致噪聲的影響,不同馬赫數(shù)條件下,空腔前緣膨脹面均能夠有效降低腔內(nèi)噪聲,說明抬高剪切層運動軌跡并非降低腔內(nèi)噪聲的唯一機制。Casper等[65]利用前緣連續(xù)斜坡技術(shù)、Long等[83]利用離散斜坡技術(shù),通過風(fēng)洞試驗,驗證了空腔前緣不同類型斜坡的降噪效果。Crafton等[66]利用壓力敏感漆測試技術(shù),研究了前緣流動控制措施對空腔流場非對稱性的影響,空腔前緣流動控制措施能夠增強空腔流場的非對稱模態(tài),而這種非對稱性在超聲速來流條件下更加顯著。
圖12 空腔前緣展向圓柱布置示意圖[88]
針對后緣流動控制措施,Shaw等[1]采用空腔后壁倒角及后壁泄壓孔方式進行被動流動控制,結(jié)果顯示這2種控制方式均表現(xiàn)出明顯降噪效果。Pereira等[90]通過后壁倒圓或后壁增加柱狀突出物等方式減弱剪切層與空腔后壁相互作用及擾動波強度,降低了空腔噪聲頻譜的峰值,并且空腔噪聲的各階模態(tài)頻率值受到的影響較小。楊黨國等[14]采用后壁倒角方式進行腔內(nèi)噪聲控制,隨著空腔后壁傾角增加,剪切層與空腔后壁撞擊強度減弱,腔后壁區(qū)域噪聲強度降低。吳繼飛等[91]通過空腔后壁倒圓方式進行腔內(nèi)噪聲控制,后壁倒圓有利于降低腔內(nèi)噪聲,不過某些工況下,腔內(nèi)靜壓梯度會有所升高,不利于武器安全分離。Gautam等[92]通過降低腔后壁高度方式進行空腔噪聲控制,當(dāng)腔后壁高度降低幅度較小、達到原來高度95%時,腔內(nèi)噪聲強度和頻率成分基本不變,其中低頻噪聲成分甚至略有增加,當(dāng)腔后壁降低幅度較大、達到原來高度90%時,空腔噪聲頻譜峰值顯著降低,其降低幅度超過10dB。
針對腔內(nèi)擾流和腔壁阻抗控制措施, Wilcox等[93]利用開孔底板方法研究超聲速空腔流動控制技術(shù),通過對腔內(nèi)前后低壓和高壓區(qū)進行聯(lián)通,降低腔內(nèi)逆壓梯度以及腔內(nèi)壓差阻力,在空腔長深比大于12的閉式空腔流動中,開孔底板作用效果明顯,有效降低了空腔阻力系數(shù)。Stallings等[94]研究了亞跨聲速條件下多種開孔底板方式對空腔流場的控制效果,開孔底板對于閉式空腔流場的控制效果比開式空腔更加顯著,并且隨著開孔面積的增加,控制效果趨于飽和。Zhang等[95]通過在空腔底部增加隔板實現(xiàn)流動控制,由于隔板對腔內(nèi)回流特性產(chǎn)生影響,空腔底部隔板能夠降低腔內(nèi)壓力梯度,并有助于改善腔內(nèi)關(guān)鍵區(qū)域的噪聲環(huán)境。吳繼飛等[33]通過在空腔開口區(qū)域剪切層內(nèi)增加擾流片,對剪切層發(fā)展與脫落渦演化等形成干擾,影響了空腔流動反饋回流以及流激振蕩特性,降低了腔內(nèi)噪聲水平。
空腔主動控制技術(shù)因適應(yīng)性強,能量消耗低而得到廣泛關(guān)注,其面臨的主要挑戰(zhàn)在于增強控制系統(tǒng)可靠性以及工程實用性,并進一步擴展控制系統(tǒng)的適用范圍。
空腔前緣射流對剪切層中渦擾動增長特性以及波-渦相互作用具有較強干擾,是一種典型的空腔前緣流動控制措施,能夠有效抑制空腔流激振蕩的形成與氣動噪聲的產(chǎn)生,其作用機制主要包括2個方面:(1) 前緣射流開啟時,能夠引起來流邊界層厚度增加,導(dǎo)致邊界層對空腔后壁前傳聲波的感受性降低,干擾了空腔擾動反饋回路的形成;(2) 射流誘導(dǎo)的流向渦增加了剪切層厚度以及三維特性,改變了剪切層不穩(wěn)定演化特性,并抬升了剪切層運動軌跡,減弱了剪切層與空腔結(jié)構(gòu)的相互作用。Zhuang等[29]研究了超聲速空腔前緣射流方法的控制效果,如圖13所示,降低馬赫數(shù)2.0的空腔近壁噪聲總聲壓級OASPL高達9dB,不過隨著射流壓力的增加,空腔噪聲抑制效果趨于飽和,如圖14所示。Sahoo等[96-97]研究了空腔前緣射流對腔內(nèi)噪聲以及物體分離的控制效果,利用正交模態(tài)分解方法建立了低階控制模型,研究發(fā)現(xiàn),隨著射流能量的增加,腔內(nèi)噪聲降低并趨于控制飽和狀態(tài),當(dāng)射流能量超過最優(yōu)參數(shù)時,腔內(nèi)物體安全分離的風(fēng)險增加。Bower等[98]通過高速紋影技術(shù)對此進行了試驗驗證,并分析了前緣射流對于腔內(nèi)物體安全分離的影響機制。
針對不同射流孔配置方案對空腔噪聲的控制效果,George等[99]發(fā)現(xiàn),相比與單孔射流,三孔射流方案更有利于增強腔內(nèi)噪聲控制效果。Thangamani等[100]研究了射流孔位置對空腔噪聲的控制效果,當(dāng)射流孔位于空腔底板前部時,其噪聲控制效果優(yōu)于空腔底板中后部射流孔方案,并且與來流邊界層內(nèi)的射流孔方案相比,空腔底板前部射流對于空腔后部噪聲的抑制效果更優(yōu),不過對于空腔前部噪聲的抑制效果較差[92]。王一丁等[101]通過數(shù)值模擬研究了前緣氣簾對超聲速以及高超聲速空腔噪聲的抑制效果,施加控制措施后,空腔剪切層形態(tài)發(fā)生變化,腔內(nèi)噪聲強度顯著降低。
圖13 空腔前緣法向射流控制模型[29]
圖14 空腔噪聲抑制效果與射流總靜壓比關(guān)系曲線[29],其中pj為射流總壓,p∞為射流靜壓針對空腔前緣的非定常射流控制措施,Ali等[102]通過風(fēng)洞試驗發(fā)現(xiàn),與定常射流方案相比,高頻脈沖射流對窄帶噪聲頻率成分的控制效果較好,不過高頻脈沖射流可能引起來流邊界層內(nèi)噪聲強度增加。Bower等[98]采用空腔前緣高頻射流方案,實現(xiàn)了超聲速來流條件下對空腔流動反饋回路的干擾,有效抑制了腔內(nèi)噪聲強度。空腔前緣零質(zhì)量射流能夠?qū)砹鬟吔鐚优c剪切層等流動結(jié)構(gòu)產(chǎn)生干擾,進而影響空腔流動反饋回路。雖然控制系統(tǒng)對空腔流場不存在平均質(zhì)量注入,但是對流動結(jié)構(gòu)存在動量以及能量輸入,在特定工況下,零質(zhì)量射流方案仍然表現(xiàn)出較好控制效果[2]。吳繼飛等[103]利用活塞式零質(zhì)量射流方案,在跨聲速來流條件下,有效改善了腔內(nèi)噪聲環(huán)境。在超聲速來流條件下,活塞式零質(zhì)量射流控制系統(tǒng)能量相對較小,不過該方法對于超聲速空腔噪聲控制效果較弱。羅柏華等[104]研究了空腔前緣單頻聲激勵方法對空腔噪聲的控制效果,在低亞聲速來流條件下,控制措施對腔內(nèi)噪聲峰值頻率成分的影響效果顯著,不足之處在于對腔內(nèi)噪聲寬頻成分影響較小,并且隨著來流馬赫數(shù)提高,前緣聲激勵控制效果顯著降低。Chan等[105]將等離子體技術(shù)應(yīng)用于空腔噪聲控制,等離子激勵器產(chǎn)生的流向渦向下游演化過程中,抑制了剪切層內(nèi)脫落渦的產(chǎn)生,對空腔流動反饋回路形成干擾,由于等離子體激勵器能量較弱,這種控制方法僅在低速來流條件下效果顯著。Webb等[106]擴展了等離子體控制技術(shù)的適用范圍,研究了其對于超聲速空腔流動的控制效果,闡述了通過激發(fā)剪切層開爾文-亥姆霍茲不穩(wěn)定性,進而控制剪切層結(jié)構(gòu)演化以及空腔可壓縮流致噪聲的控制機制。
Fig.14Reductionofthecavitynoisewithdifferentjetpressures[29]
閉環(huán)控制措施主要通過控制器與反饋信號實現(xiàn)控制參數(shù)的優(yōu)化選取,從而降低控制系統(tǒng)能量消耗,提高控制效果[107]。Williams等[108]利用空腔前緣射流激勵器實現(xiàn)了高速空腔噪聲的閉環(huán)流動控制,有效抑制腔內(nèi)噪聲的主頻成分,不過射流激勵器與噪聲擾動反饋信號之間的相位差需要合理選擇,否則可能使空腔噪聲增強。Kim等[109]利用風(fēng)洞試驗,針對合成射流激勵器控制效果的動態(tài)補償效應(yīng),建立了亞聲速來流條件下,激勵器與反饋信號的時間延遲模型。Illingworth等[110]采用直接數(shù)值模擬,建立了低亞聲速線性閉環(huán)流動控制模型,并利用數(shù)值結(jié)果,分別在時間域和頻率域驗證模型的有效性。Cattafesta等[111]通過壓電控制器改變空腔邊界阻抗特性,實現(xiàn)了空腔噪聲閉環(huán)流動控制,由于控制能量較弱,與開環(huán)控制措施相比,壓電閉環(huán)控制系統(tǒng)對于超聲速空腔噪聲的抑制效果較弱。隨著自動控制技術(shù)、信息技術(shù)、機械加工技術(shù)等方面的不斷進步,空腔噪聲閉環(huán)控制技術(shù)得到較大發(fā)展,不過與其他控制手段相比,閉環(huán)控制系統(tǒng)復(fù)雜度顯著提高,其工程實用性仍然存在較大發(fā)展空間,面臨挑戰(zhàn)主要在于建立適用高速來流條件的閉環(huán)流動控制模型,發(fā)展可靠性高并且實用性強的控制策略。
近年來,隨著航空航天技術(shù)的發(fā)展,空腔可壓縮流致噪聲問題得到關(guān)注,相關(guān)研究取得顯著進展,不過空腔可壓縮流致噪聲是流體動力學(xué)、氣動聲學(xué)以及結(jié)構(gòu)振動力學(xué)等多學(xué)科交叉問題,其產(chǎn)生、傳播與控制機制復(fù)雜,相關(guān)問題仍需更為系統(tǒng)深入的研究。本文主要從空腔可壓縮流致噪聲的產(chǎn)生機制、參數(shù)影響規(guī)律以及控制技術(shù)研究成果進行總結(jié)和歸納,旨在呈現(xiàn)相關(guān)問題的研究水平,發(fā)現(xiàn)其中不足,以便進一步推動該領(lǐng)域研究的發(fā)展。
空腔可壓縮流場結(jié)構(gòu)以及氣動聲學(xué)特性產(chǎn)生機理復(fù)雜,存在邊界層分離、剪切層失穩(wěn)、旋渦生成與演化、渦-固壁相互作用、波/渦相互干擾等復(fù)雜流動現(xiàn)象,以及激波、膨脹波等復(fù)雜波系結(jié)構(gòu)。流場中經(jīng)常形成擾動反饋增長回路,發(fā)生流激振蕩現(xiàn)象,誘導(dǎo)產(chǎn)生強氣動噪聲,這些復(fù)雜現(xiàn)象給空腔氣動聲學(xué)研究帶來較大困難。目前,國際上對空腔流激振蕩以及可壓縮流致噪聲的產(chǎn)生、傳播機制尚未達成一致意見,相關(guān)研究面臨較大挑戰(zhàn)。在高速來流條件下,開展空腔氣動聲學(xué)特性、流場結(jié)構(gòu)與結(jié)構(gòu)振動之間耦合機理的深入研究,掌握空腔流激振蕩以及流致噪聲的發(fā)生機理,建立空腔流致噪聲頻率和強度試驗?zāi)M準(zhǔn)則及理論預(yù)測模型,深入研究空腔流場、聲場、結(jié)構(gòu)振動等多場耦合機制,是解決空腔可壓縮流致噪聲問題的關(guān)鍵。
近年來,空腔實驗和數(shù)值模擬技術(shù)的進步有效推動了空腔問題的研究[112],不過隨著問題復(fù)雜程度提高,對相關(guān)研究手段提出了更高要求。三維空腔復(fù)雜波系與多渦結(jié)構(gòu)顯示、空腔多場特性同步測試、測試結(jié)果模態(tài)相關(guān)分析等,對空腔實驗技術(shù)提出了挑戰(zhàn),而復(fù)雜空腔外形的可壓縮流致噪聲精準(zhǔn)預(yù)測、空腔噪聲/流動/振動多場耦合特性模擬、空腔可壓縮湍流模型與高精度數(shù)值格式發(fā)展等,對空腔數(shù)值模擬技術(shù)提出了更高要求。
為了提高空腔類飛行器部件的工程實用性,空腔噪聲控制技術(shù)和控制模型逐漸成為研究熱點??涨豢刂撇呗缘囊胪ǔD軌蚋纳魄粌?nèi)外噪聲環(huán)境[113],不過國際上對于空腔噪聲控制機制的研究存在分歧,并且控制策略的引入可能對飛行器整體性能產(chǎn)生不利影響,例如飛行器阻力增加、控制系統(tǒng)附加質(zhì)量效應(yīng)顯著等。因此,亟需綜合考慮空腔噪聲/流動/振動的多場耦合控制模型,深入分析控制系統(tǒng)的多目標(biāo)優(yōu)化方案,建立工程實用的控制方法,使控制系統(tǒng)對飛行器整體性能的提高產(chǎn)生積極效果。