熊超 魯文博 宋文成

摘要：針對內(nèi)埋式掛載飛機在Ma≥2速域的武器發(fā)射需求，通過風(fēng)洞試驗研究了Ma=3的空腔氣動噪聲特性，在此基礎(chǔ)上設(shè)計了多種形式的前緣擾流板，用于研究不同擾流板參數(shù)對噪聲控制及分離安全性的控制效果。結(jié)果表明，當(dāng)空腔長深比由5增加到10時，腔體內(nèi)部噪聲水平減弱，流動越來越趨于穩(wěn)定，長深比為5時空腔內(nèi)會出現(xiàn)明顯的模態(tài)峰值特征，其中4階主頻峰值明顯高于其他主頻，流場呈開式流動特性；此時擾流板能有效降低空腔噪聲，可使空腔總聲壓級最大降低9dB，峰值聲壓級最大降低19dB；隨擾流板高度增加，峰值噪聲的控制效果明顯提高，但在高度增加到1.5倍空腔前緣附面層厚度后，控制效果的提升已不明顯；30°與45°擾流板的噪聲控制效果基本一致，且略優(yōu)于90°的擾流板；下部通氣與不通氣擾流板的噪聲控制效果相當(dāng)，而擾流板前移之后控制效果明顯降低；此外擾流板能有效減小內(nèi)埋彈安全分離所需的初始彈射速度，改善分離安全性，且隨擾流板高度增加，改善效果越好。

關(guān)鍵詞：超聲速；空腔；風(fēng)洞試驗；擾流板；氣動噪聲；分離安全性

中圖分類號：V211.71文獻標(biāo)識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2021.08.005

21世紀(jì)以來，隨著臨近空間作戰(zhàn)及高速察打一體戰(zhàn)略需求的出現(xiàn)，高超聲速隱身作戰(zhàn)飛機的研究也逐漸興起。此類飛行器的飛行速度一般不小于Ma3，具有快速響應(yīng)、超強突防、靈活機動等特點，如2007年美國洛克希德-馬丁公司提出新型戰(zhàn)略隱身多用途飛機SR-72，該機巡航速度可達Ma6，可在臨近空間進行內(nèi)埋武器發(fā)射[1]。更高的速度條件下，彈艙內(nèi)的剪切層更不穩(wěn)定，激波/激波、激波/膨脹波、激波/剪切層之間的干擾更為強烈和復(fù)雜，流動產(chǎn)生的氣動噪聲及對武器分離安全性的影響仍然是需要重點關(guān)注的問題。

以往Ma<2速域內(nèi)的內(nèi)埋艙流動機理研究結(jié)果表明，機體擾流經(jīng)過彈艙形成的空腔時，會產(chǎn)生復(fù)雜的非定常流動，當(dāng)彈艙擾流參數(shù)與幾何形狀滿足一定條件時，艙內(nèi)氣流將出現(xiàn)自持振蕩，產(chǎn)生高強度的脈動壓力及氣動噪聲，導(dǎo)致艙體、武器及其發(fā)射裝置的振動，容易造成彈艙內(nèi)部機體及系統(tǒng)結(jié)構(gòu)疲勞損傷，嚴(yán)重時甚至產(chǎn)生災(zāi)難性的破壞[2-3]。此外，對于長深比較小的開式腔體，空腔底部壓力分布相對比較均勻，但在后壁前由于撞擊，有一個逆壓區(qū)域，這個逆壓梯度會使武器在分離過程中產(chǎn)生抬頭力矩，對武器分離產(chǎn)生不利影響，如果不加控制，內(nèi)埋武器具有上仰碰撞機體的可能[4-5]。

擾流板作為一種結(jié)構(gòu)簡單、可靠性高、經(jīng)濟性好的被動控制技術(shù)，得到了廣泛研究與應(yīng)用[6-8]。但該方法的普適性不高，即原先控制效果很好的擾流板方案在彈艙尺寸、馬赫數(shù)等改變到某一程度后，其控制效果可能出現(xiàn)明顯的減弱。例如，在F-22的后期研制過程中普遍采用求解納維-斯托克斯方程、離散渦模擬（DES）或大渦模擬（LES）等高精度計算流體力學(xué)（CFD）方法及風(fēng)洞試驗方法獲得內(nèi)埋艙的氣動噪聲量級和分布，用于研究各種主被動流動控制措施的控制效果，其中前緣擾流片和擾流孔板在飛行馬赫數(shù)由亞聲速變?yōu)榭缏曀贂r，其控制效果迅速削弱[9]。Ukeiley等[10]采用數(shù)學(xué)建模、CFD、風(fēng)洞試驗等多種方法對Ma<2的空腔流動聲學(xué)特性及主被動控制措施開展了較為詳盡的研究，提出的一種空腔前緣鋸齒形擾流板在亞跨聲速時具有良好的噪聲控制效果，但在Ma=1.4時效果不佳。此外，即使研究狀態(tài)相同，不同的擾流板形式、參數(shù)對其控制效果也有很大影響，如謝露等[11]通過風(fēng)洞試驗研究了跨聲速空腔的流動控制技術(shù)，結(jié)果表明，前緣多孔擾流板的安裝高度、展向?qū)挾葹榱鲃涌刂菩Ч闹饕绊憛?shù)。何飛等[12]通過求解非定常雷諾平均納維-斯托克斯方程（RANS）研究了亞聲速時，不同高度前緣擾流板的噪聲控制效果，結(jié)果表明，25%與50%空腔高度的擾流板能有效減少空腔噪聲峰值頻率與幅值，且隨著擾流板高度的增加，降噪效果也越來越明顯。

綜合國內(nèi)外研究現(xiàn)狀來看，在Ma≥2速域內(nèi)的空腔噪聲特性及被動控制方面的研究成果很少，流動產(chǎn)生的氣動噪聲及對武器安全分離的影響是否與Ma<2相同，擾流板這種經(jīng)濟可靠的流動控制措施還能否起到良好的控制效果，其控制效果與擾流板形式、參數(shù)有何關(guān)系，這些問題亟待研究闡明。因此，本文通過風(fēng)洞試驗研究了Ma=3、空腔長深比5～10的空腔氣動噪聲特性，并設(shè)計了一種無鋸齒襟板型擾流板，通過改變擾流板高度、傾斜角度等參數(shù)來研究其噪聲控制效果，最后通過動力相似投放試驗，研究了擾流板對武器分離安全性的影響。

1試驗設(shè)備和模型

1.1風(fēng)洞

試驗在中國航空工業(yè)空氣動力研究院FL-60風(fēng)洞中進行。該風(fēng)洞是一座直流吹引式亞、跨、超三聲速風(fēng)洞，試驗Ma范圍為0.3～4，試驗段橫截面尺寸為1.2m×1.2m（寬×高）。

1.2空腔模型

空腔模型長度L=508mm，寬度W=101.6mm，深度D可通過更換不同的底板調(diào)節(jié)，來實現(xiàn)不同長深比（L/D=5，7.5， 10），模型如圖1所示。腔底與后壁中心線沿縱向布置了14個脈動壓力傳感器，編號及相對空腔長度的縱向站位（x/L）與相對空腔深度的垂向站位（y/D）如圖2所示。進行動力相似投放試驗時，將空腔口向下安裝，內(nèi)埋彈通過彈射機構(gòu)安裝在空腔中，并在彈射指令發(fā)出后彈出。

1.3內(nèi)埋彈模型

內(nèi)埋彈模型為縮比1：10的MK82航空炸彈模型，采用輕模型法來設(shè)計，其結(jié)構(gòu)如圖3所示。模型質(zhì)量特性設(shè)計結(jié)果及加工誤差見表1，其中慣性矩坐標(biāo)系為彈體軸美系坐標(biāo)系，質(zhì)心按照彈頭距離給出。

1.4彈射器模型

彈射器模型用于固定內(nèi)埋彈，并且在彈射指令發(fā)出后，在規(guī)定的彈射沖程內(nèi)，以設(shè)定的彈射速度將彈彈出。本文設(shè)計的彈射器模型如圖4所示。彈射器由固定裝置、加速裝置、彈射力調(diào)節(jié)及解鎖裝置構(gòu)成。彈射力由彈簧提供，不同的彈簧初始壓縮量能提供不同大小的彈射力。本文彈射器能為內(nèi)埋彈提供2～8m/s的初始分離速度。

1.5試驗測量設(shè)備

脈動壓力測量系統(tǒng)由高精度動態(tài)傳感器和HBM高速數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)構(gòu)成。傳感器采用KULITE公司的XCQ062-50A柱狀動態(tài)壓力傳感器，傳感器直徑0.062in，量程50PSI，動態(tài)采樣頻率設(shè)為50000Hz，采樣時間3s。

投放試驗中，在風(fēng)洞側(cè)壁觀察窗外，采用兩臺Photron公司的FASTCAM SAX超高速攝像機組建雙目視覺測量系統(tǒng)，如圖5所示。試驗測量視場為1000mm×1000mm，圖像分辨率為1024px×1024px，圖像采集頻率為5000fps。

2空腔噪聲特性分析

定義無流動控制措施構(gòu)型為基本狀態(tài)，研究長深比為5，7.5，10的空腔噪聲特性，模型迎角α=0°。

典型開式流動空腔內(nèi)部存在明顯的聲學(xué)純音，由脈動壓力頻譜曲線（PSD）可以看出明顯的模態(tài)振蕩頻率和峰值，且通常采用Rossiter經(jīng)典主頻公式[13]進行振蕩模態(tài)估計。圖6、圖7為不同長深比構(gòu)型，空腔底部x/L=0.6（5測點）及后壁y/D=0.857（14測點）的脈動壓力頻譜曲線。由圖可知，長深比5構(gòu)型的腔內(nèi)出現(xiàn)了明顯的振蕩情形，特別是4階主頻的峰值明顯高于其他主頻，流場呈開式流動特征，而長深比7.5和10這兩種構(gòu)型無明顯的反饋激勵振蕩，頻域范圍內(nèi)沒有特征峰值出現(xiàn)，流場呈過渡/閉式流動特征。

圖8、圖9為不同長深比構(gòu)型，空腔底部及后壁測點的總聲壓級（OASPL）曲線。由圖可知，長深比7.5和10這兩種構(gòu)型的腔底噪聲相近，且明顯低于長深比5構(gòu)型；三個構(gòu)型的后壁噪聲相近，靠近腔底后壁附近處，長深比5構(gòu)型的噪聲最大。即隨空腔長深比的增加，腔體內(nèi)部噪聲水平減弱，流動越來越趨于穩(wěn)定。

3擾流板控制效果分析

3.1擾流板設(shè)計

由此估算Ma=3時空腔上游來流邊界層厚度，此時x為空腔前緣平板長度，值為385mm，Rex= 6.58×106，則由式（1）可知δ=6.17mm。據(jù)此設(shè)計了6.17mm（1δ）、9.25mm（1.5δ）、12.34mm（2δ）三種擾流板高度。其他擾流板參數(shù)包括：傾斜角度、安裝位置、下部是否通氣。表2和圖10給出了本文設(shè)計的7種前緣襟板型擾流板的具體參數(shù)和示意圖。

3.2擾流板空腔噪聲控制效果

選擇空腔振蕩模態(tài)特征明顯的長深比5構(gòu)型進行試驗，模型迎角α=0°。

3.2.1擾流板高度影響

圖11、圖12為不同高度擾流板的空腔底部及后壁總聲壓級曲線。由圖可知，在平均氣動噪聲控制方面，不同高度擾流板均能有效降低空腔氣動噪聲，且控制效果差異不大，能使總聲壓級降低5～9dB，其中在空腔底部后半段（x/L>0.6）及靠近底部的后壁區(qū)域（y/D<0.4）的降噪效果最明顯。

圖13、圖14為不同高度擾流板的空腔5測點、14測點的脈動壓力頻譜曲線。由圖可知，在峰值氣動噪聲控制方面，不同高度擾流板均能有效降低空腔的寬頻與主頻噪聲，其中寬頻噪聲的降低在空腔后壁明顯體現(xiàn)，且與擾流板高度關(guān)系不大，聲壓級降低約5dB，而主頻噪聲的降低在4階主頻上明顯體現(xiàn)，且隨擾流板高度增加控制效果越好。1δ高度擾流板的4階主頻噪聲峰值聲壓級最大降低19dB，優(yōu)于1.5δ高度擾流板5dB，但在擾流板高度由1.5δ增加到2δ時，其4階主頻控制效果已無明顯差距。

3.2.2擾流板傾斜角度影響

圖15、圖16為不同傾斜角度擾流板的空腔底部及后壁總聲壓級曲線。圖17、圖18為不同傾斜角度擾流板的空腔5測點、14測點的脈動壓力頻譜曲線。由圖可知，30°與45°的擾流板在平均氣動噪聲和峰值氣動噪聲的控制效果基本一致，且略優(yōu)于90°的擾流板，其中在總聲壓級上控制效果最大差異約 1dB，4階主頻的峰值聲壓級上控制效果最大差異約5dB。

3.2.3擾流板不同形式影響

試驗對擾流板前移與擾流板下部通氣的噪聲控制效果進行了研究。圖19、圖20為不同形式擾流板的空腔底部及后壁總聲壓級曲線。圖21、圖22為不同形式擾流板的空腔5測點、14測點的脈動壓力頻譜曲線。由圖可知，下部通氣與不通氣擾流板的噪聲控制效果相當(dāng)，而擾流板前移之后控制效果明顯降低。相對于未前移情況，擾流板前移后，空腔總聲壓級最大降低量少了4dB，寬頻噪聲聲壓級最大降低量少了2dB，主頻噪聲聲壓級最大降低量少了9dB。

3.3擾流板對內(nèi)埋彈分離安全性的改善效果

試驗選擇的空腔長深比為5，模型迎角α=0°。武器分離是否安全除與流場及武器自身氣動特性有關(guān)外，還與初始分離速度密切相關(guān)，速度越小對武器分離越不利，即每一個投放狀態(tài)都有一個初始分離速度的最小安全邊界。前期研究表明，無流動控制措施時，內(nèi)埋彈在初始分離速度v= 2.5m/s時無法安全分離，而在v=3.5m/s時可安全分離，則此工況下內(nèi)埋彈初始分離速度的最小安全邊界在2.5～3.5m/s。因此本文選擇2.5m/s作為擾流板分離安全性改善試驗的初始分離速度。

圖23～圖25為基本狀態(tài)及擾流板2、擾流板3的內(nèi)埋彈分離圖像?？梢钥闯?，無擾流板時，內(nèi)埋彈出腔后出現(xiàn)明顯的抬頭趨勢，進而返回空腔，撞擊了后緣平板，分離不安全，而采用前緣擾流板后，內(nèi)埋彈的抬頭趨勢被明顯抑制，軌跡始終沿遠離空腔方向，分離是安全的，且隨擾流板高度從1δ增加到1.5δ，內(nèi)埋彈的分離抬頭趨勢進一步減小，分離更趨于安全。由此可見，擾流板能擴大內(nèi)埋彈初始分離速度的最小安全邊界，改善其分離安全性。

4結(jié)論

本文通過風(fēng)洞試驗，研究了Ma=3的不同長深比空腔的噪聲特性，并以未加流動控制措施的構(gòu)型為基本狀態(tài)，對比了不同參數(shù)前緣襟板擾流板對空腔氣動噪聲以及對內(nèi)埋彈分離安全性的影響，得到以下結(jié)論。

（1）長深比5的空腔內(nèi)會出現(xiàn)明顯的模態(tài)峰值特征，流場為開式流動類型，其中4階主頻峰值明顯高于其他主頻，且隨空腔長深比的增加，腔體內(nèi)部噪聲水平減弱，流動越來越趨于穩(wěn)定，空腔開式流動向過渡式流動轉(zhuǎn)換，轉(zhuǎn)換長深比在7.5附近。

（2）長深比5構(gòu)型時，擾流板能有效降低空腔噪聲，使空腔總聲壓級最大降低9dB，峰值聲壓級最大降低19dB。而不同擾流板參數(shù)對噪聲控制效果的影響體現(xiàn)在：隨擾流板高度增加，峰值噪聲的控制效果明顯提高，但在高度增加到1.5δ后，控制效果的提升已不明顯，繼續(xù)增加高度，收益不大；30°與45°擾流板的噪聲控制效果基本一致，且略優(yōu)于90°的擾流板；下部通氣與不通氣擾流板的噪聲控制效果相當(dāng)，而擾流板前移之后控制效果明顯降低。

（3）長深比5構(gòu)型時，擾流板能有效減小內(nèi)埋彈安全分離所需的初始彈射速度，改善分離安全性，且隨擾流板高度從1δ增加到1.5δ，改善效果越好。

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Spoiler Control for Acoustic Suppression and Store Separation of Cavity at Mach 3

Xiong Chao，Lu Wenbo，Song Wencheng

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

Abstract： In order to satisfy the requirements of weapon launch from the bay in Ma≥2， using wind tunnel tests to study the aerodynamic noise of cavity at Ma 3. Several kinds of leading spoiler are designed to study its effect on noise control and the improvement of separation safety. The results show that as the length-depth ratio of the cavity increases， the noise level inside the cavity decreases. When the length-depth ratio is 5， the flow field shows an open flow characteristic， and the 4thRossiter peak noise is particularly obvious. The spoiler can reduce the largest 9dB average sound pressure level and 19dB peak sound pressure level in the cavity. With the increase of the spoiler height， the control effect of peak noise is obviously improved. However， when the height is increased to 1.5 times of the boundary layer thickness of the leading edge， the control effect is not significantly improved. The control effect of 30°and 45°spoiler angle is basically the same， and slightly better than that of 90°. The control effect is basically unchanged after the lower part of the spoiler becomes ventilation， but decreases significantly after the spoiler moves forward. The spoiler can effectively reduce the initial ejection velocity required for the safe separation of the store.

Key Words： supersonic； cavity； wind tunnel test； spoiler； aerodynamic noise； separation safety