武器舱气动噪声主动流动控制技术风洞试验研究

宋文成，李玉军，冯 强

（中国航空工业空气动力研究院高速高雷诺数气动力航空科技重点实验室，辽宁沈阳 110034）

武器舱气动噪声主动流动控制技术风洞试验研究

宋文成＊，李玉军，冯 强

（中国航空工业空气动力研究院高速高雷诺数气动力航空科技重点实验室，辽宁沈阳 110034）

针对飞机弹舱高强度气动噪声、内埋武器分离安全性等问题，以高速风洞动静态压力测量技术为研究手段，开展了基于脉冲射流激励器（Powered Resonance Tubes，PRTB）的武器舱气动噪声抑制技术试验研究。试验结果表明，试验模型具有典型的开式空腔流动特点，武器舱内部非定常流动引起的声载荷可达到150dB。PIV试验结果研究表明空腔前缘布置主动脉冲射流激励器对剪切层施加激励，会改变武器舱上部剪切层的流动特性，对这种高强度的声载荷起到一定的抑制作用。

武器舱；气动噪声；主动流动控制

0 引 言

20世纪80年代以来，世界上很多国家陆续开始了下一代战斗机的研制。目前国外的F／A－22、F－35、Su－37、X－47等型号大都采用内埋武器舱。内埋武器舱是新一代战斗机先进特性的表征之一，当舱门开启，弹舱暴露于自由来流后，由于腔口剪切层与舱内气流的相互作用，弹舱内气流会出现自持振荡现象，在弹舱内部及其周围环境中，将产生高强度的气动噪声，声压级高达160～180dB，且噪声的频率可能达到50～60Hz，接近机体耦合的固有频率，将对弹舱结构、舱内电子设备产生声疲劳甚至破坏。气动噪声还有可能影响内埋武器分离安全性及命中精度。

近年来欧美航空发达国家进行了多项针对弹舱气动噪声及内埋武器分离特性改善的流动控制研究计划。如F－22、B－2采用了前缘扰流片和扰流孔板等被动控制措施，其结构简单，易于实现，但当飞行状态偏离控制点时其控制效果将迅速削弱。基于此，国外开始了主动流动控制技术的研究，如：1996年，美国空军组织的弹舱流动主动控制研究项目（ARCTIC）；波音公司于2001开展的高速武器分离高频激励主动流动控制技术项目HIFEX；接续HIFEX计划，波音公司与美国空军研究试验室（AFRL）于2002－2003年开展了LRSAe计划等。国内的各高校及科研院所在21世纪开始也相继开展了武器舱气动噪声形成机理及控制方法初步研究。

本文采用新型基于亥姆霍兹共振理论的PRTB脉冲射流激励器，选择典型开式流动的武器舱空腔为模型平台，研究脉冲射流流动控制方法对武器舱流动的影响和弹舱气动噪声的抑制效果。

1 试验设备和模型

1.1 风洞

试验研究在中国航空工业空气动力研究院（沈阳）FL－1风洞中进行，FL－1风洞是一座半回流暂冲下吹式亚、跨、超三声速风洞，实验段尺寸为0.6m× 0.6m。跨声速试验时，上下壁是开闭比为15%的直孔板，孔直径为10mm，左右侧壁为实壁；超声速试验时，四壁皆为实壁。亚跨声速试验时流场马赫数控制精度为±0.002 5。

1.2 试验模型

武器舱空腔流动控制风洞试验模型平台如图1所示。采用模块化设计的思想，在武器舱前缘预留流动控制激励器空间，用于布置各种流动控制激励器。舱两侧壁采用光学玻璃材料作为流动显示观察窗。空腔模型长深比L／D＝4.5，宽深比W／D＝1。在模型纵向典型位置布置静态压力及动态压力测量点。静态压力采用外径1mm，内径0.8mm的不锈钢管，脉动压力采用KuliteXCQ－062－50A动态压力传感器测量。测压点在武器舱纵向对称面与底板及前后壁交线上布置，L／D＝4.5的基准空腔静态测点（共20点）和动态测点（共15点）布置如图2所示，然后通过多通道动态数据采集系统采集传感器输出，再用动态数据处理软件对脉动压力数据进行时域及频域特性分析。

图1 武器舱空腔模型Fig.1 Weapon bay cavity model

图2 静态、动态压力测点分布Fig.2 Pressure point layout

1.3 PRTB激励器

PRTB激励器是依据亥姆霍兹共鸣器原理发展并设计的主动脉冲射流激励器，它没有活动部件，能够产生振幅高达150～160dB，频率范围在500Hz～12kHz的激励信号，是拥有较高控制权限的流动控制激励器。影响PRTB激励器性能的主要参数包括：射流出口直径D、射流出口距共鸣腔入口距离X、供气压力NPR、共鸣腔长度L、共鸣腔直径D。

激励器激励主导模态激励频率可近似由如下公式计算：

式中：a为射流当地声速；a0为射流驻点声速；Ma为射流马赫数；L为共鸣腔长度。Ganesh Raman等人的研究表明，公式对于长共鸣腔，其预测值与试验测量值基本一致（如L＝5.08cm，ftest＝1.6kHz，fpredict＝1.6 kHz），而对于短共鸣腔，预测值较试验之偏高（如L＝0.4763cm，ftest＝10kHz，fpredict＝16.7kHz）。

本文设计空腔模型Rossiter前三阶模态频率在最大试验Ma＝2.0，L／D＝4.5时取得最大值，按照Rossiter估算值f1≈480Hz，f2≈1 170Hz，f3≈1 800Hz。所以，高频PRTB激励器设计频率应该在fdesign≈5～10kHz。

设计的PRTB激励器初步方案如图3所示，激励器可以安装在空腔流动控制风洞试验研究平台前缘。高压气体通过模型内部进气孔进入激励器驻室内，然后通过收敛—扩张喷管（超声速激励）或收敛喷管（亚声速激励）喷射入一端开口另一端封闭的共鸣腔内部，气流在共鸣腔中产生一定频率及振幅的振荡，然后从射流喷管与PRT共鸣腔中间的缝隙注入到待控制面（空腔腔口剪切层），起到高频高能激励的作用。

所设计的激励器的主要技术参数见表1。

表1 PRTB激励器参数Table 1 The parameters of the PRTB actuator

1.4 试验测量设备

模型壁面平均静态压力通过常规测压管测压的方法，利用PSI8400电子扫描阀采集系统采集。

舱体气动噪声测量系统由高精度动态压力传感器和HBM高速动态数据采集系统构成。动态压力测量采用KULITE公司XCQ062－50A柱状动态压力传感器，传感器直径0.062英寸，量程为50PSI，动态采样率设为20 000Hz，采样时间3s。

图3 PRTB模型及安装方式Fig.3 PRTB actuator and installation

2 试验结果与分析

2.1 武器舱空腔基本构型的气动特性

首先对武器舱基本构型在马赫数0.8时的流动特点进行了研究，空腔内沿纵向各静态测点曲线如图4，此武器舱模型空腔底部静态压力沿纵向分布较为平缓。

结合PIV结果（图5）可以看出，空腔前缘产生的剪切层跨过空腔口，撞击空腔后缘及后壁面，撞击后在空腔内的后部形成一个主旋涡。空腔底部静态的平缓分布也验证了此结果。

图4 空腔基本构型静态压力分布Fig.4 The static pressure distribution of the cavity basic configuration

图5 空腔基本构型剪切层PIV显示图谱Fig.5 PIV result of the cavity shear layer

空腔纵向各动态测点的噪声图谱（图6）有明显的振荡峰值，且各个测点的峰值频率相同，说明试验空腔内出现了周期性的压力脉动，空腔出现自持振荡现象，空腔内的声压级沿纵向增加，后壁最大。该空腔属于典型的开式空腔流动。

图6 空腔基本构型纵向各点噪声谱图Fig.6 The nosie spectrum of the cavity basic configuration

2.2 PRTB激励器对武器舱空腔基本流动的影响

在武器舱空腔模型前缘安装不同设计参数的PRTB脉冲射流激励器进行实验，图7与图8分别就激励器两种关键参数（NPR、设计频率）变化对武器舱空腔内的基本流动进行了研究。

图7 激励器的供气压力对空腔纵向静态压力分布影响Fig.7 Gas supply pressure of actuator to the static pressure distribution of cavity

从图9可以看出，不同供气压力对空腔后部的压力影响较小，其影响范围主要在空腔前部。

图8 不同设计参数的PRTB激励器对空腔内静态压力分布的影响Fig.8 The design of the actuator parameters on the influence of the static pressure distribution in the cavity

图9 不同出口马赫数的PRTB激励器对腔内静态压力分布的影响Fig.9 Driver of the influence of different Mach number on the static pressure distribution

而在图10所示结果中，激励器的不同射流频率，对空腔纵向压力分布是有很大的影响的，频率越高，影响越小。

激励器出口射流的马赫数对底部压力分布的影响更大。可以达到最大静压变化的50%（图11）

图10 PRTB激励器对空腔剪切层流动的影响Fig.10 Actuator to the influence of cavity shear layer flow

综合上述结果表明对于此种高频射流主动流动控制激励器主要通过对空腔前缘剪切层施加激励来影响空腔的流动（图7、图12），其对空腔流场的影响遵循着激励器频率越接近空腔固有频率影响越大、射流出口能量越高影响越大的规律。

2.3 PRTB激励器对武器舱空腔气动噪声控制效果

通过比较空腔后壁的动态测点噪声研究激励器对空腔气动噪声的控制效果。

图11 激励器在不同供气压力下对空腔噪声的控制效果Fig.11 Actuator under different gas pressure of cavity noise control effect

图12 不同设计频率PRTB在相同供气压力下的控制效果Fig.12 Different design frequency of actuator under the same gas pressure control effect

图13 不同设计出口马赫数PRTB在相同供气压力下的控制效果Fig.13 Different Mach number of the actuator in the same gas pressure control effect

综合比较图11～图13，四种不同设计参数的PRTB激励器对模型空腔气动噪声的一阶频率峰值控制都有较好的效果，其对低频模态的控制效果都比较接近，但是在高频（5000Hz）模态处引起了较大的峰值，且该模态的峰值还随着供气压力和出口马赫数的增加而增加。从飞机设计角度看，低频噪声（1000 Hz）的降低对飞机内埋武器舱结构式有利的，但高频噪声的升高对于武器舱内挂载的武器或者电子设备是非常不利的。

3 结 论

通过风洞试验对PRTB主动脉冲射流控制激励器对武器舱空腔流动的影响和气动噪声的控制效果进行系统的研究，得出以下结论：

（1）试验空腔属于典型的开式空腔，空腔的内的高强度气动噪声主要是由于前缘剪切层流经腔口与后壁剧烈撞击后在空腔内部形成自激振荡形成的。

（2）PRTB激励器对空腔内流场会产生较大的影响，而影响的关键在于激励器设计频率等参数。

（3）PRTB这种脉冲射流激励器其出口能量越高则越容易引起武器舱空腔内的高频共振。在实际工程应用中，需综合考虑对空腔流场和气动噪声影响的效果。

本文采用风洞实验手段系统研究了PRTB激励器不同设计参数与控制效果的相关性，相比于传统的被动流动控制方法，本方法将具有更好的工程应用前景。

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Wind tunnel test research on weapon bay cavity active flow control for acoustic

Song Wencheng＊，Li Yujun，Feng Qiang

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

An experimental investigation is conducted in a high speed wind tunnel to suppress acoustic resonance.Conventional leading edge mass blowing actuator are used to disturb cavity flow.Detailed static－pressure and fluctuating－pressure measurements are obtained on the cavity walls to determine the effects on cavity flow characteristics.Wind tunnel test based analysis of the suppression of dynamic loads on the walls of a complex weapon bay using leading edge mass blowing is presented.The unique aspect of the concepts discussed here is the very low mass flow rates used to achieve significant suppression.The simulation results are used to gain insight into the mechanism governing the effectiveness of these jets.The PRTB are applied to a deep（L／D＝4.5）cavity at transonic conditions of Mach 0.8.The experimental results show excellent agreement with experiments showing an overall reduction of the noise levels of the order of 5dBs with the control concepts.The primary mechanism of reduction is the break－up of the spanwise coherence in the shear layer into smaller vortical structures thus reducing the shear layer flapping and leading to a smaller imprint on the wall pressures.

weapon bay；acoustic resonance；active flow control

V211.7

Adoi：10.7638／kqdlxxb－2015.0126

0258－1825（2016）01－0033－07

2015－07－22；

2015－10－23

航空科技重点实验室基金（20111126003）

宋文成＊（1982－），男，辽宁本溪人，硕士，工程师，研究方向：风洞试验技术、流动控制技术.E－mail：84969070＠qq.com

宋文成，李玉军，冯强.武器舱气动噪声主动流动控制技术风洞试验研究［J］.空气动力学学报，2016，34（1）：33－39.

10.7638／kqdlxxb－2015.0126 Liu L，Gui Y W，Geng X R，et al.Wind tunnel test research on weapon bay cavity active flow control for acoustic［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2016，34（1）：33－39.