亚声速武器舱空腔流动压力特性及其控制方法

谢露，张彦军，侯银珠，刘伟，雷武涛

航空工业第一飞机设计研究院， 西安 710089

随着先进飞机设计对降低飞行阻力，减小雷达反射信号的要求越来越高，新一代作战飞机的武器设备系统已经由原来的外挂式变为内埋式。例如，美国的空中优势战斗机F-22与先进隐身轰炸机B-2A、中国的歼20、俄罗斯的图-160，都采用了内埋式武器舱。与传统的武器外挂模式相比，采用内埋式武器装载，可减小近30%的飞行阻力，同时还能极大降低飞机飞行中的雷达反射面积[1]。在飞行过程中打开舱门投放武器时，武器舱不可避免地会暴露于外界高速气流中，此时在武器舱舱内和武器舱周围便会产生强烈的非定常空腔流动。该非定常流动不仅会引起气动问题，例如增加飞行阻力以及武器投放的难度；也会产生高强度的噪声(尤其是单频噪声)和随机振动，会严重影响舱内导航和制导等电子设备的正常工作，甚至产生结构的声疲劳破坏。因此，在进行武器舱及内部装载设计时应给予特别的关注。

Stallings和Wilcox[2]根据风洞试验研究结果，提出空腔流动类型按照长深比(L/D)的增大，依次划分为开式空腔流动、过渡开式空腔流动、过渡闭式空腔流动、闭式空腔流动。图1给出了开式空腔流动示意图[3]，其表现出强烈的非定常压力脉动和较高幅值的单调声，对应的脉动压力频谱(SPL)特性如图2所示[4]，会对机体结构和内埋武器造成损伤。图3给出了闭式空腔流动示意图[3]，其不具有单调声，对应的脉动压力频谱特性如图4所示[4]，但是在空腔底部存在沿气流方向的逆压梯度，会导致舱内的武器产生抬头力矩，从而进一步影响武器安全投放和精确制导。过渡式空腔流动则是一种介于开式空腔流动和闭式空腔流动之间的过渡流动状态。

图2 开式空腔流动典型频谱特性[4]Fig.2 Typical spectra for open cavity flow[4]

图3 闭式空腔流动示意图[3]Fig.3 Sketch of closed cavity flow type[3]

图4 闭式空腔流动典型频谱特性[4]Fig.4 Typical spectra for closed cavity flow[4]

内埋式武器舱在国外多个先进作战飞机上的具体应用，促使相关研究机构对武器舱流动特性及其流动控制方法进行了详细全面的研究。对武器舱内的流动特性及脉动压力的精确预测是进行武器舱结构强度设计的基础，也是进行投放安全性评估的重要前提。对武器舱空腔流动控制措施的研究，不仅可以降低舱内的噪声水平，还能改善武器投放安全性，因此在国外的具体飞机型号上有较广泛的应用。例如，F-111飞机由于内埋武器的尾部降落伞包的疲劳破坏[5]，而开展了一系列的流动控制研究，包括前缘锯齿、前缘吹气、后缘斜坡等风洞试验，并进行了相应的飞行试验[6-7]。

从F-111飞机开展流动控制研究以后，美国所有具有内埋武器舱的先进战机和轰炸机都采用了前缘扰流控制装置，用以降低舱内的噪声水平、提高武器分离的安全性[8]。B-1飞机通过大量的飞行试验，验证了前缘多孔扰流板流动控制方法的有效性，结果表明在马赫数Ma=0.6～1的飞行范围内，重新改进的流动控制方法对L/D=2.2 的武器舱取得了明显的降噪效果[9]。前缘多孔扰流板流动控制方法也在B-2飞机武器舱的空腔流动控制中得到了应用[10]。前缘吹气流动控制方法能够在空腔前缘形成气帘，等效于前缘扰流控制装置的效果，该方法还可以作为主动控制甚至是自适应控制技术来实施[11]。国外对前缘吹气进行了大量的研究[12-13]，希望能够消除被动控制方法工作范围有限的弊端；或者与被动控制方法结合使用，增强控制效果。

国外关于武器舱空腔流动控制方法的基础研究也一直在持续，例如Lawson和Barakos[14]利用先进的脱体涡模拟(DES)方法详细研究了跨声速条件下，不同被动流动控制方法的控制效果。Saddington等[15]利用风洞试验，详细对比分析了不同被动流动控制方法的降噪效果。美国空军技术研究所(Air Force Institute of Technology) 基于空腔流动试验吊舱[16-17]，进行了与武器舱空腔流动相关气动问题的飞行试验。其中关于空腔噪声被动控制方法的飞行测试，研究了包括前缘锯齿、前缘横置圆杆等流动控制方法在不同飞行速度、不同飞行高度下的降噪效果。

近年来国内关于武器舱空腔流动特性及流动控制方法的试验研究也一直在进行中，并取得了很多的研究成果。冯强和崔晓春[18]开展了基于前缘扰流片激励的武器舱综合流动控制技术试验研究，结果表明，该措施能有效改善武器舱流动特性，可以减小约20%的开舱附加阻力；武器舱噪声降低5～8 dB；同时可以有效改善内埋弹分离特性。宋文成等[19]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，证明该技术能够对舱内高强度声载荷起到一定的抑制作用。杨党国等[20]通过风洞试验研究了后壁倒角情况下的空腔噪声特性，结果显示，存在倾角时空腔后壁与剪切层相互作用减弱，腔内噪声得到有效抑制。吴继飞等[21]利用高速风洞试验研究剪切层扰流法对空腔流场的气动声学特性影响，在跨声速来流条件下可显著改善空腔内的噪声环境。但是国内对前缘多孔扰流板和前缘吹气这两种流动控制装置缺乏详细系统的研究。

总体来看，根据有/无外部能量的输入，流动控制分为被动控制和主动控制[22]。被动控制方法只需要改变空腔几何外形，无需额外提供能量，具有简单可靠、成本低廉的特点。被动控制方法包括空腔前缘和后缘修型，其作用机理为破坏空腔的Rossiter反馈回路[23]，从而达到降低腔内流动振荡和噪声的目的。主动控制方法尤其是闭环主动控制，能够引入闭环的反馈回路，具有消减不同频率模态的优点，是目前的研究热点。

本文通过风洞试验详细研究了某武器舱基本构型的空腔流动特性，以及安装前缘多孔扰流板(被动控制)和前缘吹气(主动控制)两种流动控制方法的降噪效果。通过变参数研究提取流动控制方法的主要影响参数，从而为后续流动措施的改进设计提供参考和指导。

1 试验设备和模型

1.1 风 洞

试验在中国空气动力研究与发展中心FL-3高速风洞中进行，该风洞是一座半回流暂冲式亚、跨、超三声速风洞，试验Ma=0.3～2.25。本文利用该风洞的特种试验段开展研究，其横截面尺寸为1.5 m×1.6 m(宽×高)，上下壁板为槽壁，左右侧壁为实壁[24]，试验风速Ma=0.75。

1.2 模 型

武器舱风洞试验模型示意图见图5。武器舱的长度L=300 mm，长深比L/D=3，宽深比W/D=1。前缘多孔扰流板和前缘射流两种流动控制装置的实物图分别如图6和图7所示。

在武器舱前缘靠近机头部位贴有转捩带，从而使武器舱前缘的来流边界层是湍流。通过对来流速度Ma=0.75，飞机迎角α=3°的状态进行数值模拟得到武器舱前缘的速度边界层厚度为7.3 mm (对应的当地速度为Ma=0.82)。

为观察舱内的动静压变化，共设15个动压孔，20个静压孔。图8～图9分别给出了各监测点的位置及编号示意图。

图5 武器舱风洞试验模型示意图Fig.5 Illustration of weapon bay wind tunnel model

图6 试验中的不同多孔扰流板实物图Fig.6 Models of perforated spoiler plate in test

图7 试验中的双缝射流实物图Fig.7 Models of injection with two slots in test

图8 底部静压测点及编号示意图Fig.8 Sketch of static pressure monitor points and numbering

图9 底部动态测压点及编号示意图Fig.9 Sketch of dynamic pressure monitor points and numbering

1.3 试验测量设备及数据处理

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，传感器直径为0.062 in (1 in=2.54 cm)，量程为50PSI，动态采样率设为20 kHz，采样时间3 s。

空腔底部的静压分布计算公式为

(1)

式中：p为空腔底部测压点的压力；p∞为试验段静压；q∞表示速压；Cp表示静压点的压力系数。

脉动压力监测点采集到的是随时间变化的平稳随机信号，该信号不能用一个压力值表示其特征，但可以从幅值域、时间域和频率域等方面用概率论和统计方法来描述，因此其数据处理较常规压力测量复杂。幅值域的统计函数主要有脉动压力均方根prms、总声压级(Overall Sound Pressure Lever，OASPL)，表示压力总强度的大小，其计算公式分别为

(2)

(3)

通过快速傅里叶变换对脉动压力在频率域进行分析，通常称为频谱分析，其分析结果是以频率f为横坐标、声压级为纵坐标的脉动压力频谱特性曲线。

2 基本构型

定义武器舱舱门打开，未安装流动控制措施为基本构型(baseline)，图10为武器舱基本构型在不同飞机迎角α下的底部静压分布(x/L为坐标位置的无量纲化处理)，对应的静压监测点位置如图8所示。可以看出，在所研究的飞机迎角范围内，武器舱底部的压力分布比较均匀，只是在后半部分单调增加，为典型的开式空腔流动；随着迎角α的增大，武器舱底部的前半部分(0

图11为武器舱基本构型在不同飞机迎角α下的底部及后壁面的脉动压力监测点对应的OASPL分布，对应的动态测压点位置如图9所示。可以看出，在所研究的飞机迎角范围内，舱内的噪声水平高达160 dB以上，并且沿着流向先降低再增大，直至后壁面监测点的OASPL高达175 dB以上；飞机迎角α的变化对OASPL的影响不大。

对各个动态监测点的脉动压力进行傅里叶变换，可以得到更为详细的频谱特性。受篇幅限制，本文只选取典型位置的监测点进行详细分析。图12 给出了基本构型在不同飞机迎角α下，武器舱底面前部(K1)、中部(K5)、后部(K10)以及后缘(K15)监测点的频谱特性曲线。

可以看出，舱内各个监测点频谱曲线的前几个峰值对应的频率相同，符合典型开式空腔的流动特点，如图13所示[25]，即：远场来流流过空腔前部的物面，形成具有一定厚度δ的附面层；然后附面层在空腔前缘的空腔口处发生分离，形成不稳定的剪切层；剪切层跨过空腔长度L方向，并在空腔后缘与壁面发生撞击，形成主要的噪声源；噪声源辐射的噪声一部分沿着空腔内部向前传播并达到空腔前缘口处引起剪切层的进一步不稳定，从而形成一个自激振荡回路，具体表现在频谱曲线上的若干个离散的声压峰值(又称为模态，Rossiter模态)[26]。图13中D为空腔的深度；λ为波长。

图10 基本构型在不同飞机迎角下的静压分布Fig.10 Static pressure distribution of baseline at different angles of attack of aircraft

图11 基本构型在不同飞机迎角下的总声压级分布Fig.11 OASPL distribution of baseline at different angles of attack of aircraft

图12 基本构型在不同飞机迎角下的频谱曲线Fig.12 Spectra curves of baseline at different angles of attack of aircraft

以典型飞机迎角α=3°为例，各个监测点的频谱特性曲线对应的前三阶模态(图12(c)中m=1，2，3)，除了中部监测K5点，武器舱内其余各监测点的主导模态为第一阶模态，对应的频率f=281 Hz；对应的幅值SPL最大为≥150 dB。第二阶模态f=622 Hz。转换到实际尺寸的武器舱上，其第一阶、第二阶模态与飞机的固有模态比较接近，可能会发生模态的耦合，因此从飞机结构设计的角度应给予特别的关注[18]。

图13 空腔自激振荡示意图[25]Fig.13 Illustration of flow-induced cavity resonance[25]

3 前缘多孔扰流板控制方法

分析国内外研究成果，在武器舱前缘安装扰流装置的流动控制简单高效(见图14)，并已在多个飞机武器舱上得到应用[9-10]。前缘多孔扰流板作为前缘扰流装置的一种，其基本工作原理是：① 抬 升剪切层使其远离空腔，减弱或完全避免剪切层与空腔后壁的撞击；② 促进剪切层的掺混，减弱跨过空腔的剪切层的摆动幅度；③ 增大剪切层的厚度，降低剪切层对腔内压力扰动的感受性[27]。前缘多孔板的以上3个作用，都起到了破坏空腔反馈回路的作用[23，28]，从而降低腔内流动振荡和噪声。

图14 前缘多孔扰流板在武器舱上的安装实物图Fig.14 Model of perforated spoiler plate installed on weapon bay

3.1 多孔扰流板变参数

在风洞中对多种构型的多孔扰流板进行了研究，其在武器舱上的安装形式如图14所示。

多孔扰流板流动控制方法涉及到的主要参数有安装高度H、展向宽度L、开孔半径大小R，图15 为参数示意。为了便于将本文结论进行尺度效应推广，对于标准的圆形开孔大小，同时给出相对量，即孔隙率。孔隙率σ的计算公式为

(4)

式中：d为相邻圆孔之间的距离。

为了评估以上3个参数对流动控制效果的影响，设计了9套多孔扰流板方案，扰流板高度均为10 mm，厚度0.6 mm，扰流板四角有半径0.8 mm的倒角，其他参数的具体数值见图16。选取的试验状态为：来流Ma=0.75，迎角α=3°。

图17为武器舱底部的静压系数分布。可见，多孔扰流板流动控制方法使武器舱底部的静压整体降低，并且靠近后壁面处的静压分布更加趋于平缓，使舱内的压力分布更加均匀，有利于武器投放。

图18是武器舱底部及后壁面脉动压力监测点的OASPL分布。可以看出，与基本构型相比，多孔扰流板流动控制方法明显降低了武器舱底部(K1～K11)和后部(K12～K15)监测点的总声压级，尤其是对于long_3构型的多孔板，噪声最强的监测点(K15)降低的幅度高达15 dB。

图19为不同多孔扰流板构型的频谱曲线对比图。总体来看，与武器舱基本构型相比，所有构型的多孔扰流板流动控制方法能够降低舱内的宽频噪声，尤其是空腔底面靠近后部的监测点K10，10～100 Hz部分的宽频噪声降低5～10 dB。前三阶模态的频率略有增加；一阶模态的幅值降低20 dB 左右；二阶模态的幅值变化比较复杂，long_1 和long_2构型下，甚至出现了模态幅值增大的现象。

图15 多孔扰流板主要参数示意图Fig.15 Illustration of parameters for perforated spoiler plate

图16 不同多孔扰流板构型示意图Fig.16 Illustration of different spoiler plate configurations

图17 不同多孔板构型的静压系数分布Fig.17 Static pressure coefficient distribution for different spoiler plate configurations

图18 不同多孔板构型的OASPL分布Fig.18 OASPL distribution for different spoiler plate configurations

图19 不同多孔板构型的频谱曲线对比Fig.19 Comparison of spectra curves for different spoiler plate configurations

在所研究的范围内，随着多孔板安装高度的增加，宽频噪声保持不变，模态对应的单调声逐渐降低，甚至消失。

在所研究的范围内，展向长板构型(尤其是long_1)，虽然能够明显降低舱内的宽频噪声和第一阶模态对应的单调声，但是舱内的第二阶模态对应的单调声却显著增强。由于单调声对武器舱结构及其内部装载的危害性更大，从而使得降噪效果大打折扣。同时长板的迎风面积最大，其自身的附加阻力也较短板的大。展向短板构型对前方来流只进行部分的遮挡，能够促进剪切层的充分混合，从而其控制效果最稳定。

在所研究的范围内，多孔板的开孔大小(即孔隙率)对降噪效果的影响不明显。考虑到增大孔可以相应地减少迎风阻力，因此在一定的范围内，可以尽量增大开孔大小。

3.2 多孔扰流板优选构型

通过对各种构型的多孔扰流板流动控制方法的分析研究，综合比较其对武器舱底部的静压分布、武器舱底部及后壁面的总声压级分布、脉动压力频谱特性(尤其是模态的峰值)的影响， 本文认为多孔扰流板的优选构型为高的安装高度、短的展向宽度、大的开孔大小对应的构型，即big_3构型。

本文对big_3构型在不同飞行迎角下的控制效果进行试验研究。图20为武器舱底部的静压系数分布；图21为武器舱底部及后壁的OASPL分布；图22为武器舱脉动压力频谱特性。可以看出，优选多孔扰流板构型(big_3)在飞机常用的迎角范围内都具有很好的效果，进一步证明了该种构型流动控制方法的有效性。

图20 多孔扰动板优选构型在不同飞机迎角下的静压系数分布Fig.20 Static pressure coefficient distribution of spoiler plate optimum configuration at different angles of attack of aircraft

图21 多孔扰动板优选构型在不同飞机迎角下的OASPL分布Fig.21 OASPL distribution of spoiler plate optimum configuration at different angles of attack of aircraft

图22 多孔扰流板优选构型在不同飞机迎角下的频谱曲线Fig.22 Spectra curves for spoiler plate optimum configuration at different angles of attack of aircraft

4 前缘射流控制方法

4.1 前缘射流变参数

前缘射流(或称前缘吹气)控制方法采用前缘窄缝进行定常吹气，图23为前缘射流的安装实物图。涉及到的主要参数有窄缝的位置及射流流量。每个窄缝的尺寸为长19.2 mm，宽0.4 mm，吹气方向与来流方向垂直。

本文对沿着武器舱宽度方向全展长的四缝射流(slot4)和半展长的双缝射流(slot2) 方案进行试验研究，方案示意图分别如图24和图25所示。每个方案给出3组出口压力，对应3组射流流量。

图26为武器舱底部的静压系数分布。可见，前缘射流控制方法使武器舱底部的静压整体降低，并且靠近后壁面处的静压分布更加趋于平缓，使舱内的压力分布更加均匀，这对武器的投放是有利的。

图27是武器舱底部及后壁面脉动压力监测点的OASPL分布。可以看出，与武器舱基本构

图23 前缘射流窄缝在武器舱上的安装实物图Fig.23 Model of leading-edge injection slots installed on weapon bay

图24 前缘四缝射流(slot4)Fig.24 Leading-edge injection with four slots (slot4)

图25 前缘双缝射流(slot2)Fig.25 Leading-edge injection with two slots (slot2)

图26 不同射流构型的静压系数分布Fig.26 Static pressure coefficient distribution of different injection configurations

型相比，前缘射流控制方法使武器舱底部和后部监测点的总声压级都明显降低，尤其是对于slot4_2.70构型(四缝2.70个标准大气压的出口压力)的射流，噪声最强监测点(K15)降低的幅度达11 dB。

图28为不同射流构型的频谱特性对比。总体来看，与武器舱基本构型相比，所有构型的射流控制方法都能够降低舱内K10和K15监测点的宽频噪声；前三阶模态的频率略有增加；一阶模态的幅值降低20 dB左右；二阶模态的幅值变化比较复杂，slot4_1.55构型(四缝1.55个标准大气压的出口压力)和slot2_1.56(双缝1.56个标准大气压的出口压力)构型下，甚至出现了模态幅值增大的现象。

在所研究的范围内，随着射流流量的增加，宽频噪声略有降低；1阶模态对应的单调声逐渐降低，甚至消失；2阶模态对应的单调声先增加再降低。在相同的出口压力下，四缝射流比双缝射流的控制效果略好，但是射流的流量却增加一倍。

图27 不同射流构型的OASPL分布Fig.27 OASPL distribution of different injection configurations

图28 不同射流构型的频谱曲线对比Fig.28 Comparison of spectra curves for different injection configurations

4.2 前缘射流优选构型

通过对各种构型的前缘射流控制方法分析研究，综合比较其对武器舱底部的静压分布、武器舱底部及后壁面的总声压级分布、脉动压力频谱特性的影响，以及尽可能降低气源的消耗量，本文认为前缘射流的优选方案为slot2_2.10构型，即双缝2.10个标准大气压的出口压力。

对slot2_2.10构型在不同飞行迎角下的控制效果进行试验研究。图29为武器舱底部的静压系数分布；图30为武器舱底部及后壁的OASPL分布；图31为武器舱脉动压力频谱特性。可以看出，优选前缘射流方案(slot2_2.10)在飞机常用的迎角范围内都具有很好的效果，进一步证明了该种构型流动控制方法的有效性。

图29 前缘射流优选构型在不同飞机迎角下的静压系数分布Fig.29 Static pressure coefficient distribution of leading-edge injection optimum configuration at different angles of attack of aircraft

图30 前缘射流优选构型在不同飞机迎角下的OASPL分布Fig.30 OASPL distribution of leading-edge injection optimum configuration at different angles of attack of aircraft

图31 前缘射流优选构型在不同飞机迎角下的频谱曲线Fig.31 Spectra curves for leading-edge injection optimum configuration at different angles of attack of aircraft

5 结 论

本文在高速风洞中对武器舱的开式空腔流动特性进行了试验研究，并对前缘多孔扰流板和前缘定常吹气两种流动控制方法分别进行了变参数研究。对于前缘多孔扰流板，重点研究了多孔板的安装高度、展向宽度、开孔大小的参数变化对流动控制效果的影响；对于前缘定常吹气，重点研究了开缝位置和吹气流量的参数变化对流动控制效果的影响。得到如下结论：

1) 武器舱基本构型底部的压力分布比较均匀，为典型的开式空腔流动，舱内监测点的脉动压力频谱特性表现出明显的模态特征，而且受飞机迎角变化的影响很小。

2) 多孔扰流板安装高度对降噪效果有非常显著的影响，合理的选择安装高度在保持宽频降噪效果的同时，可以进一步降低模态对应的单调声。展向长板方案的多孔板在降低舱内总声压级方面表现最好，最大降低约17 dB，但是会引入高强度的单调声；展向短板方案，对前方来流只进行部分的遮挡，能够促进剪切层的充分混合，使其控制效果最稳定。

3) 前缘吹气流动控制方法在空腔前缘形成气帘，可以等效于前缘多孔扰流板控制装置的效果。窄缝的位置只需要沿着宽度方向半展长分布(slot2)就可以达到与全展长分布(slot4)类似的控制效果。在所研究的范围内，随着吹气流量的增大，降噪效果逐渐增大，但在实际应用中应注意气源供给方面的限制。