前缘射流对空腔噪声抑制效果的试验研究

延浩，黄文超，潘凯，刘兴强

（1.中国飞机强度研究所，西安 710065；2.航空声学与振动航空科技重点实验室，西安 710065）

空腔流动问题是目前国际上空气动力学领域的一个研究热点。空腔流动在工程实际中经常遇到，如飞行器的起落架舱、武器舱、汽车天窗等，空腔结构在气流的作用下，会产生剧烈的流激振荡，并向外辐射噪声。空腔流动包含声-涡干涉及非定常流等问题，具有很大的研究意义。

空腔在较高的来流速度下将产生强烈的气动噪声，会对飞机、汽车等产生许多负面作用，主要危害有：使结构承受非定常载荷，易造成结构疲劳损伤；在强噪声环境下，腔内电子设备（尤其是灵敏元件）可能受到影响或者损坏[1-3]。

国外对空腔流动的机理及流激振荡等开展了较多的研究[4-7]，并提出空腔振荡流声共振反馈模型、波涡干涉[8-9]、压力波[10]等理论，有效解释了空腔流激振荡的机理。为降低空腔流动引起的噪声，国外开展了多种形式的流动控制方法来抑制空腔噪声，包括前缘扰流板、后缘斜坡等被动控制方法[11-12]，前缘高频强迫力、射流、等离子体等主动控制方法。

在主动流动控制方法中，射流因其结构简单，安装方便且易实现受到众多学者的关注。A. Hamed 利用数值方法研究了前缘质量注入对空腔噪声抑制效果，结果表明了这种方法可行[13]。Sarohia 通过在空腔底板注入气流的方法来抑制空腔噪声，研究表明向腔内注入气流使腔内涡系发生改变，在一定程度上抑制了腔内噪声[14]。Bueno 采用在空腔前缘开孔吹气方式抑制噪声，结果表明这种方法对腔内噪声有一定影响[15]。Abraham J Meganathan 开展了前缘吹气对腔内噪声的抑制效果研究，对比了不同流量吹气方式的影响效果，射流的引入导致空腔剪切层结构的改变，减弱了空腔流激振荡的反馈机制，从而降低了腔内噪声[16]。

本文将通过试验的方法验证空腔前缘加射流对抑制空腔噪声的效果，探究矩形口射流、九孔射流及九斜孔射流这三种射流方式的引入对空腔内声场分布、噪声频率特性及噪声强度的影响。

1 空腔模型及射流几何参数

试验空腔（图1）几何参数见表1。空腔前缘为射流板安装位置，本次试验共有4 种空腔挡板，分别为无射流板、 前缘矩形口射流板（ 矩形口尺寸61 mm×3 mm）、前缘九孔射流板（孔径5 mm，孔间距7 mm）、前缘九斜孔射流板（孔径5 mm，孔间距7 mm），射流板相关参数如图2 所示。空腔内共安装了12 个高声强传声器，底板10 个，后壁2 个，按照气流流向依次编号为1 号—12 号，传声器安装位置如图3 所示。

表1 空腔几何参数Tab.1 Cavity geometric parameters

图1 试验空腔Fig.1 Test cavity

图2 射流板及其几何参数Fig.2 Jet plate and its geometric parameters

图3 传声器安装位置示意Fig.3 Schematic diagram of the installation position of the microphone

2 前缘射流对空腔噪声抑制效果试验装置

前缘射流对空腔噪声抑制效果的验证试验在中国飞机强度研究所航空声学与振动航空科技重点试验室的声学风洞中进行。其中全消声室容积为144 m3，长6 m、宽4 m、高6 m，有效噪声测量频率为50 Hz~20 kHz，出口尺寸为300 mm×130 mm。试验现场布置如图4 所示，试验来流速度分别为0.3、0.45、0.6Ma。

图4 试验装置Fig.4 Test device

噪声测量使用高声强传声器B&K4938，声学数据采集装置为B&K3660D，射流供气采用空气压缩机将空气压缩到0.3 m³的高压储气罐中，待储气罐中气压稳定至0.6 MPa 后，通过图5 所示橙色硬质导管将空气导入射流装置中，橙色硬管与空腔前缘连接处做了密封消声处理。相关的试验设备参数见表2。

图5 射流供气方式及传声器安装位置Fig.5 Jet supply method and microphone installation position

表2 试验测量设备及供气设备Tab.2 Test measurement and gas supply equipment

3 试验结果分析

3.1 无射流空腔噪声试验

空腔后壁11 号与12 号噪声测点处为气流剪切层对空腔后壁的冲击区域，试验测点噪声最大。图6—图8 分别给出了不同来流速度条件下无射流时空腔噪声最大测点的频谱曲线。表3 为试验得到的空腔流激振荡峰值频率与Rossiter 经验公式得到的峰值频率的对比。Rossiter 经验公式可对亚声速和跨声速范围内空腔噪声峰值频率具有较好的预估，是评估空腔试验结果准确性的一个重要参考。试验结果显示，在0.3Ma与0.45Ma来流条件下得到的噪声峰值频率较经验公式偏高，在0.6Ma得到的噪声峰值频率较经验公式偏低，但总体偏差不超过5%。

图6 空腔12 号噪声测点频谱曲线（Ma=0.3）Fig.6 Noise spectral curve of No.12 cavity (Ma=0.3)

图7 空腔11 号噪声测点频谱曲线（Ma=0.45）Fig.7 Noise spectral curve of No.11 cavity (Ma=0.45)

图8 空腔11 号噪声测点频谱曲线（Ma=0.6）Fig.8 Noise spectral curve of No.11 cavity (Ma=0.6)

表3 试验与Rossiter 公式峰值频率对比Tab.3 Comparison between test result and Rossiter of peak frequency

3.2 引入三种射流方式的空腔噪声试验

图9 为来流速度为0.3Ma时三种射流方式对空腔底部及后壁不同测点处总声压级分布的影响曲线，由曲线可以看出，在空腔前缘引入不同形式射流对空腔底部噪声的总声压级影响存在明显差异，其中矩形口射流与九斜孔射流的引入，使得空腔前端底部噪声总声压级明显提升，最大提高了6 dB，引起空腔前端区域噪声增强的主要原因是两种射流的引入导致空腔上游剪切层内涡的生成、发展与脱落过程更为复杂。此外，前缘的射流虽然进行了消音处理，但高压气体由射流孔喷出时仍会产生较大的射流噪声，来流速度偏低，气流噪声无法完全将其遮掩。空腔前缘加九孔射流对空腔前端底部噪声总声压级几乎没有影响，但对空腔后壁区域有明显的降噪效果，其主要原因是九孔射流的引入，抬高剪切层，降低了来流对空腔后壁的冲击作用。

图10—12 为来流速度为0.3Ma时三种射流方式与无射流时的空腔内噪声12 号测点的频谱对比曲线，由频谱曲线可以看出三种射流方式均能有效地降低并抹平空腔峰值频率处的噪声，部分峰值频率处降噪量大于3 dB，矩形射流与九斜孔射流对空腔噪声宽频噪声成分影响较小，部分频率段还有增强作用。九孔射流方式在降低峰值频率处声压级的同时对宽频噪声的降低也有一定作用，引起这一结果的主要原因是前缘九孔射流在抬升剪切层的同时对剪切层内的涡系运动也有较大的影响。

图9 空腔内总声压级分布曲线（Ma=0.3）Fig.9 Total sound pressure level curves in the cavity (Ma=0.3)

图10 矩形口射流空腔12 号噪声测点处频谱曲线（Ma=0.3）Fig.10 Noise spectrum curve of No.12 cavity with rectangular jet (Ma=0.3)

图11 九孔射流空腔12 号噪声测点处频谱曲线（Ma=0.3）Fig.11 Noise spectrum curve of No.12 cavity with nine-hole jet (Ma=0.3)

图13 为来流速度为0.45Ma时三种射流方式对空腔内噪声测点总声压级分布的影响曲线，可以看出三种射流方式均能明显降低空腔底部及后壁的噪声水平，降噪效果明显，后壁噪声总声压级最大降低4 dB 以上。

图12 九斜孔射流空腔12 号噪声测点处频谱曲线（Ma=0.3）Fig.12 Noise spectrum curve of No.12 cavity with nine-slope-hole jet (Ma=0.3)

图13 空腔内总声压级分布曲线（Ma=0.45）Fig.13 Total sound pressure level curves in the cavity (Ma=0.45)

图14 —16 为来流速度为0.45Ma时三种射流方式与无射流时的空腔内11 号噪声测点的频谱对比曲线，由频谱曲线可以看出三种射流方式均能有效地降低并抹平部分空腔的峰值频率处的噪声，峰值频率处的降噪量大于5 dB，此外三种射流方式均能够明显降低空腔噪声的宽频噪声。引起这一结果的主要原因是射流速度与来流速度相匹配，射流自噪声被来流噪声掩盖，射流不仅能够抬升剪切层的高度，而且对剪切层内的流动形式也有一定改变，剪切层的抬升减弱了剪切层与后壁的碰撞强度，从而减弱声波的反射，达到了噪声降低的目标。

图17 是来流速度为0.6Ma时三种射流方式对空腔内噪声测点总声压级分布的影响曲线，可以看出矩形口射流方式由于其连续性可以整体提升来流剪切层的高度，因而有较好的降噪效果，能明显降低空腔底部及后壁噪声，空腔中部噪声总声压级最大降低4 dB。另外两种射流方式均使得空腔内噪声更为剧烈，其主要原因是随着来流速度的提升，射流的作用明显降低，且由于九孔之间存在孔间距，来流可以绕过孔间，削弱了这两种射流的效果；此外，由于射流的引入等效于为来流速度注入更多质量，从而增强剪切层对后壁的冲击，声压强度明显增强。

图14 矩形口射流11 号噪声测点处频谱曲线（Ma=0.45）Fig.14 Noise spectrum curve of No.11 cavity with rectangular jet (Ma=0.45)

图16 九斜孔射流空腔11 号噪声测点处频谱曲线（Ma=0.45）Fig.16 Noise spectrum curve of No.11 cavity with nine-slope-hole jet (Ma=0.45)

图18 —20 是来流速度为0.6Ma时三种射流方式与无射流时的空腔内11 号噪声测点的频谱对比曲线。由频谱曲线可以看出矩形口射流能有效降低部分空腔的峰值频率处的噪声量级，第二阶峰值频率处噪声的降噪量大于3 dB，另外两种射流方式能够明显增强空腔第二阶峰值频率处噪声的声压级，且三种射流方式对于空腔的宽频噪声降低不明显。

图18 矩形口射流11 号噪声测点处频谱曲线对比（Ma=0.6）Fig.18 Comparison of noise spectrum curve of No.11 cavity with rectangular jet (Ma=0.6)

图19 九孔射流11 号噪声测点处频谱曲线对比（Ma=0.6）Fig.19 Comparison of noise spectrum curve of No.11 cavity with nine-hole jet (Ma=0.6)

4 结论

1 ） 开式空腔试验得到的峰值噪声频率与Rossiter 经验公式计算得到的峰值噪声频率基本相符，能够利用Rossiter 经验公式来预估空腔噪声的主要峰值频率。

图20 九斜孔射流11 号噪声测点处频谱曲线（Ma=0.6）Fig.20 Noise spectrum curve of No.11 cavity with nine-slope-hole jet (Ma=0.6)

2）空腔前缘加不同形式的射流对抑制空腔噪声有较为明显的效果。在来流速度为0.3Ma时，射流对空腔的峰值频率处的降噪效果明显，对宽频噪声影响较小；在来流速度为0.45Ma时，射流对空腔的峰值频率处的噪声及宽频噪声的降低均有显著的作用；在来流速度为0.6Ma时，矩形口射流对空腔的峰值频率处的降噪效果明显，九孔射流与九斜孔射流明显增强了空腔峰值频率处的噪声水平。

3）对于同一种射流方式，射流口压力不变，来流速度不同，降噪效果存在较大差异，说明在来流速度与射流速度之间存在一定匹配关系，为下一步开展空腔噪声抑制效果与来流速度及射流速度的匹配关系的研究提供了依据。