延浩，黃文超，潘凱，劉興強

（1.中國飛機強度研究所，西安 710065；2.航空聲學(xué)與振動航空科技重點實驗室，西安 710065）

空腔流動問題是目前國際上空氣動力學(xué)領(lǐng)域的一個研究熱點。空腔流動在工程實際中經(jīng)常遇到，如飛行器的起落架艙、武器艙、汽車天窗等，空腔結(jié)構(gòu)在氣流的作用下，會產(chǎn)生劇烈的流激振蕩，并向外輻射噪聲?？涨涣鲃影?渦干涉及非定常流等問題，具有很大的研究意義。

空腔在較高的來流速度下將產(chǎn)生強烈的氣動噪聲，會對飛機、汽車等產(chǎn)生許多負(fù)面作用，主要危害有：使結(jié)構(gòu)承受非定常載荷，易造成結(jié)構(gòu)疲勞損傷；在強噪聲環(huán)境下，腔內(nèi)電子設(shè)備（尤其是靈敏元件）可能受到影響或者損壞[1-3]。

國外對空腔流動的機理及流激振蕩等開展了較多的研究[4-7]，并提出空腔振蕩流聲共振反饋模型、波渦干涉[8-9]、壓力波[10]等理論，有效解釋了空腔流激振蕩的機理。為降低空腔流動引起的噪聲，國外開展了多種形式的流動控制方法來抑制空腔噪聲，包括前緣擾流板、后緣斜坡等被動控制方法[11-12]，前緣高頻強迫力、射流、等離子體等主動控制方法。

在主動流動控制方法中，射流因其結(jié)構(gòu)簡單，安裝方便且易實現(xiàn)受到眾多學(xué)者的關(guān)注。A. Hamed 利用數(shù)值方法研究了前緣質(zhì)量注入對空腔噪聲抑制效果，結(jié)果表明了這種方法可行[13]。Sarohia 通過在空腔底板注入氣流的方法來抑制空腔噪聲，研究表明向腔內(nèi)注入氣流使腔內(nèi)渦系發(fā)生改變，在一定程度上抑制了腔內(nèi)噪聲[14]。Bueno 采用在空腔前緣開孔吹氣方式抑制噪聲，結(jié)果表明這種方法對腔內(nèi)噪聲有一定影響[15]。Abraham J Meganathan 開展了前緣吹氣對腔內(nèi)噪聲的抑制效果研究，對比了不同流量吹氣方式的影響效果，射流的引入導(dǎo)致空腔剪切層結(jié)構(gòu)的改變，減弱了空腔流激振蕩的反饋機制，從而降低了腔內(nèi)噪聲[16]。

本文將通過試驗的方法驗證空腔前緣加射流對抑制空腔噪聲的效果，探究矩形口射流、九孔射流及九斜孔射流這三種射流方式的引入對空腔內(nèi)聲場分布、噪聲頻率特性及噪聲強度的影響。

1 空腔模型及射流幾何參數(shù)

試驗空腔（圖1）幾何參數(shù)見表1?？涨磺熬墳樯淞靼灏惭b位置，本次試驗共有4 種空腔擋板，分別為無射流板、 前緣矩形口射流板（ 矩形口尺寸61 mm×3 mm）、前緣九孔射流板（孔徑5 mm，孔間距7 mm）、前緣九斜孔射流板（孔徑5 mm，孔間距7 mm），射流板相關(guān)參數(shù)如圖2 所示?？涨粌?nèi)共安裝了12 個高聲強傳聲器，底板10 個，后壁2 個，按照氣流流向依次編號為1 號—12 號，傳聲器安裝位置如圖3 所示。

表1 空腔幾何參數(shù)Tab.1 Cavity geometric parameters

圖1 試驗空腔Fig.1 Test cavity

圖2 射流板及其幾何參數(shù)Fig.2 Jet plate and its geometric parameters

圖3 傳聲器安裝位置示意Fig.3 Schematic diagram of the installation position of the microphone

2 前緣射流對空腔噪聲抑制效果試驗裝置

前緣射流對空腔噪聲抑制效果的驗證試驗在中國飛機強度研究所航空聲學(xué)與振動航空科技重點試驗室的聲學(xué)風(fēng)洞中進行。其中全消聲室容積為144 m3，長6 m、寬4 m、高6 m，有效噪聲測量頻率為50 Hz~20 kHz，出口尺寸為300 mm×130 mm。試驗現(xiàn)場布置如圖4 所示，試驗來流速度分別為0.3、0.45、0.6Ma。

圖4 試驗裝置Fig.4 Test device

噪聲測量使用高聲強傳聲器B&K4938，聲學(xué)數(shù)據(jù)采集裝置為B&K3660D，射流供氣采用空氣壓縮機將空氣壓縮到0.3 m3的高壓儲氣罐中，待儲氣罐中氣壓穩(wěn)定至0.6 MPa 后，通過圖5 所示橙色硬質(zhì)導(dǎo)管將空氣導(dǎo)入射流裝置中，橙色硬管與空腔前緣連接處做了密封消聲處理。相關(guān)的試驗設(shè)備參數(shù)見表2。

圖5 射流供氣方式及傳聲器安裝位置Fig.5 Jet supply method and microphone installation position

表2 試驗測量設(shè)備及供氣設(shè)備Tab.2 Test measurement and gas supply equipment

3 試驗結(jié)果分析

3.1 無射流空腔噪聲試驗

空腔后壁11 號與12 號噪聲測點處為氣流剪切層對空腔后壁的沖擊區(qū)域，試驗測點噪聲最大。圖6—圖8 分別給出了不同來流速度條件下無射流時空腔噪聲最大測點的頻譜曲線。表3 為試驗得到的空腔流激振蕩峰值頻率與Rossiter 經(jīng)驗公式得到的峰值頻率的對比。Rossiter 經(jīng)驗公式可對亞聲速和跨聲速范圍內(nèi)空腔噪聲峰值頻率具有較好的預(yù)估，是評估空腔試驗結(jié)果準(zhǔn)確性的一個重要參考。試驗結(jié)果顯示，在0.3Ma與0.45Ma來流條件下得到的噪聲峰值頻率較經(jīng)驗公式偏高，在0.6Ma得到的噪聲峰值頻率較經(jīng)驗公式偏低，但總體偏差不超過5%。

圖6 空腔12 號噪聲測點頻譜曲線（Ma=0.3）Fig.6 Noise spectral curve of No.12 cavity (Ma=0.3)

圖7 空腔11 號噪聲測點頻譜曲線（Ma=0.45）Fig.7 Noise spectral curve of No.11 cavity (Ma=0.45)

圖8 空腔11 號噪聲測點頻譜曲線（Ma=0.6）Fig.8 Noise spectral curve of No.11 cavity (Ma=0.6)

表3 試驗與Rossiter 公式峰值頻率對比Tab.3 Comparison between test result and Rossiter of peak frequency

3.2 引入三種射流方式的空腔噪聲試驗

圖9 為來流速度為0.3Ma時三種射流方式對空腔底部及后壁不同測點處總聲壓級分布的影響曲線，由曲線可以看出，在空腔前緣引入不同形式射流對空腔底部噪聲的總聲壓級影響存在明顯差異，其中矩形口射流與九斜孔射流的引入，使得空腔前端底部噪聲總聲壓級明顯提升，最大提高了6 dB，引起空腔前端區(qū)域噪聲增強的主要原因是兩種射流的引入導(dǎo)致空腔上游剪切層內(nèi)渦的生成、發(fā)展與脫落過程更為復(fù)雜。此外，前緣的射流雖然進行了消音處理，但高壓氣體由射流孔噴出時仍會產(chǎn)生較大的射流噪聲，來流速度偏低，氣流噪聲無法完全將其遮掩?？涨磺熬壖泳趴咨淞鲗涨磺岸说撞吭肼暱偮晧杭墡缀鯖]有影響，但對空腔后壁區(qū)域有明顯的降噪效果，其主要原因是九孔射流的引入，抬高剪切層，降低了來流對空腔后壁的沖擊作用。

圖10—12 為來流速度為0.3Ma時三種射流方式與無射流時的空腔內(nèi)噪聲12 號測點的頻譜對比曲線，由頻譜曲線可以看出三種射流方式均能有效地降低并抹平空腔峰值頻率處的噪聲，部分峰值頻率處降噪量大于3 dB，矩形射流與九斜孔射流對空腔噪聲寬頻噪聲成分影響較小，部分頻率段還有增強作用。九孔射流方式在降低峰值頻率處聲壓級的同時對寬頻噪聲的降低也有一定作用，引起這一結(jié)果的主要原因是前緣九孔射流在抬升剪切層的同時對剪切層內(nèi)的渦系運動也有較大的影響。

圖9 空腔內(nèi)總聲壓級分布曲線（Ma=0.3）Fig.9 Total sound pressure level curves in the cavity (Ma=0.3)

圖10 矩形口射流空腔12 號噪聲測點處頻譜曲線（Ma=0.3）Fig.10 Noise spectrum curve of No.12 cavity with rectangular jet (Ma=0.3)

圖11 九孔射流空腔12 號噪聲測點處頻譜曲線（Ma=0.3）Fig.11 Noise spectrum curve of No.12 cavity with nine-hole jet (Ma=0.3)

圖13 為來流速度為0.45Ma時三種射流方式對空腔內(nèi)噪聲測點總聲壓級分布的影響曲線，可以看出三種射流方式均能明顯降低空腔底部及后壁的噪聲水平，降噪效果明顯，后壁噪聲總聲壓級最大降低4 dB 以上。

圖12 九斜孔射流空腔12 號噪聲測點處頻譜曲線（Ma=0.3）Fig.12 Noise spectrum curve of No.12 cavity with nine-slope-hole jet (Ma=0.3)

圖13 空腔內(nèi)總聲壓級分布曲線（Ma=0.45）Fig.13 Total sound pressure level curves in the cavity (Ma=0.45)

圖14 —16 為來流速度為0.45Ma時三種射流方式與無射流時的空腔內(nèi)11 號噪聲測點的頻譜對比曲線，由頻譜曲線可以看出三種射流方式均能有效地降低并抹平部分空腔的峰值頻率處的噪聲，峰值頻率處的降噪量大于5 dB，此外三種射流方式均能夠明顯降低空腔噪聲的寬頻噪聲。引起這一結(jié)果的主要原因是射流速度與來流速度相匹配，射流自噪聲被來流噪聲掩蓋，射流不僅能夠抬升剪切層的高度，而且對剪切層內(nèi)的流動形式也有一定改變，剪切層的抬升減弱了剪切層與后壁的碰撞強度，從而減弱聲波的反射，達(dá)到了噪聲降低的目標(biāo)。

圖17 是來流速度為0.6Ma時三種射流方式對空腔內(nèi)噪聲測點總聲壓級分布的影響曲線，可以看出矩形口射流方式由于其連續(xù)性可以整體提升來流剪切層的高度，因而有較好的降噪效果，能明顯降低空腔底部及后壁噪聲，空腔中部噪聲總聲壓級最大降低4 dB。另外兩種射流方式均使得空腔內(nèi)噪聲更為劇烈，其主要原因是隨著來流速度的提升，射流的作用明顯降低，且由于九孔之間存在孔間距，來流可以繞過孔間，削弱了這兩種射流的效果；此外，由于射流的引入等效于為來流速度注入更多質(zhì)量，從而增強剪切層對后壁的沖擊，聲壓強度明顯增強。

圖14 矩形口射流11 號噪聲測點處頻譜曲線（Ma=0.45）Fig.14 Noise spectrum curve of No.11 cavity with rectangular jet (Ma=0.45)

圖16 九斜孔射流空腔11 號噪聲測點處頻譜曲線（Ma=0.45）Fig.16 Noise spectrum curve of No.11 cavity with nine-slope-hole jet (Ma=0.45)

圖18 —20 是來流速度為0.6Ma時三種射流方式與無射流時的空腔內(nèi)11 號噪聲測點的頻譜對比曲線。由頻譜曲線可以看出矩形口射流能有效降低部分空腔的峰值頻率處的噪聲量級，第二階峰值頻率處噪聲的降噪量大于3 dB，另外兩種射流方式能夠明顯增強空腔第二階峰值頻率處噪聲的聲壓級，且三種射流方式對于空腔的寬頻噪聲降低不明顯。

圖18 矩形口射流11 號噪聲測點處頻譜曲線對比（Ma=0.6）Fig.18 Comparison of noise spectrum curve of No.11 cavity with rectangular jet (Ma=0.6)

圖19 九孔射流11 號噪聲測點處頻譜曲線對比（Ma=0.6）Fig.19 Comparison of noise spectrum curve of No.11 cavity with nine-hole jet (Ma=0.6)

4 結(jié)論

1 ） 開式空腔試驗得到的峰值噪聲頻率與Rossiter 經(jīng)驗公式計算得到的峰值噪聲頻率基本相符，能夠利用Rossiter 經(jīng)驗公式來預(yù)估空腔噪聲的主要峰值頻率。

圖20 九斜孔射流11 號噪聲測點處頻譜曲線（Ma=0.6）Fig.20 Noise spectrum curve of No.11 cavity with nine-slope-hole jet (Ma=0.6)

2）空腔前緣加不同形式的射流對抑制空腔噪聲有較為明顯的效果。在來流速度為0.3Ma時，射流對空腔的峰值頻率處的降噪效果明顯，對寬頻噪聲影響較?。辉趤砹魉俣葹?.45Ma時，射流對空腔的峰值頻率處的噪聲及寬頻噪聲的降低均有顯著的作用；在來流速度為0.6Ma時，矩形口射流對空腔的峰值頻率處的降噪效果明顯，九孔射流與九斜孔射流明顯增強了空腔峰值頻率處的噪聲水平。

3）對于同一種射流方式，射流口壓力不變，來流速度不同，降噪效果存在較大差異，說明在來流速度與射流速度之間存在一定匹配關(guān)系，為下一步開展空腔噪聲抑制效果與來流速度及射流速度的匹配關(guān)系的研究提供了依據(jù)。