马赫数3的空腔噪声及分离安全性扰流板控制效果研究

熊超 鲁文博 宋文成

摘要：针对内埋式挂载飞机在Ma≥2速域的武器发射需求，通过风洞试验研究了Ma=3的空腔气动噪声特性，在此基础上设计了多种形式的前缘扰流板，用于研究不同扰流板参数对噪声控制及分离安全性的控制效果。结果表明，当空腔长深比由5增加到10时，腔体内部噪声水平减弱，流动越来越趋于稳定，长深比为5时空腔内会出现明显的模态峰值特征，其中4阶主频峰值明显高于其他主频，流场呈开式流动特性；此时扰流板能有效降低空腔噪声，可使空腔总声压级最大降低9dB，峰值声压级最大降低19dB；随扰流板高度增加，峰值噪声的控制效果明显提高，但在高度增加到1.5倍空腔前缘附面层厚度后，控制效果的提升已不明显；30°与45°扰流板的噪声控制效果基本一致，且略优于90°的扰流板；下部通气与不通气扰流板的噪声控制效果相当，而扰流板前移之后控制效果明显降低；此外扰流板能有效减小内埋弹安全分离所需的初始弹射速度，改善分离安全性，且随扰流板高度增加，改善效果越好。

关键词：超声速；空腔；风洞试验；扰流板；气动噪声；分离安全性

中图分类号：V211.71文献标识码：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2021.08.005

21世纪以来，随着临近空间作战及高速察打一体战略需求的出现，高超声速隐身作战飞机的研究也逐渐兴起。此类飞行器的飞行速度一般不小于Ma3，具有快速响应、超强突防、灵活机动等特点，如2007年美国洛克希德-马丁公司提出新型战略隐身多用途飞机SR-72，该机巡航速度可达Ma6，可在临近空间进行内埋武器发射[1]。更高的速度条件下，弹舱内的剪切层更不稳定，激波/激波、激波/膨胀波、激波/剪切层之间的干扰更为强烈和复杂，流动产生的气动噪声及对武器分离安全性的影响仍然是需要重点关注的问题。

以往Ma<2速域内的内埋舱流动机理研究结果表明，机体扰流经过弹舱形成的空腔时，会产生复杂的非定常流动，当弹舱扰流参数与几何形状满足一定条件时，舱内气流将出现自持振荡，产生高强度的脉动压力及气动噪声，导致舱体、武器及其发射装置的振动，容易造成弹舱内部机体及系统结构疲劳损伤，严重时甚至产生灾难性的破坏[2-3]。此外，对于长深比较小的开式腔体，空腔底部压力分布相对比较均匀，但在后壁前由于撞击，有一个逆压区域，这个逆压梯度会使武器在分离过程中产生抬头力矩，对武器分离产生不利影响，如果不加控制，内埋武器具有上仰碰撞机体的可能[4-5]。

扰流板作为一种结构简单、可靠性高、经济性好的被动控制技术，得到了广泛研究与应用[6-8]。但该方法的普适性不高，即原先控制效果很好的扰流板方案在弹舱尺寸、马赫数等改变到某一程度后，其控制效果可能出现明显的减弱。例如，在F-22的后期研制过程中普遍采用求解纳维-斯托克斯方程、离散涡模拟（DES）或大涡模拟（LES）等高精度计算流体力学（CFD）方法及风洞试验方法获得内埋舱的气动噪声量级和分布，用于研究各种主被动流动控制措施的控制效果，其中前缘扰流片和扰流孔板在飞行马赫数由亚声速变为跨声速时，其控制效果迅速削弱[9]。Ukeiley等[10]采用数学建模、CFD、风洞试验等多种方法对Ma<2的空腔流动声学特性及主被动控制措施开展了较为详尽的研究，提出的一种空腔前缘锯齿形扰流板在亚跨声速时具有良好的噪声控制效果，但在Ma=1.4时效果不佳。此外，即使研究状态相同，不同的扰流板形式、参数对其控制效果也有很大影响，如谢露等[11]通过风洞试验研究了跨声速空腔的流动控制技术，结果表明，前缘多孔扰流板的安装高度、展向宽度为流动控制效果的主要影响参数。何飞等[12]通过求解非定常雷诺平均纳维-斯托克斯方程（RANS）研究了亚声速时，不同高度前缘扰流板的噪声控制效果，结果表明，25%与50%空腔高度的扰流板能有效减少空腔噪声峰值频率与幅值，且随着扰流板高度的增加，降噪效果也越来越明显。

综合国内外研究现状来看，在Ma≥2速域内的空腔噪声特性及被动控制方面的研究成果很少，流动产生的气动噪声及对武器安全分离的影响是否与Ma<2相同，扰流板这种经济可靠的流动控制措施还能否起到良好的控制效果，其控制效果与扰流板形式、參数有何关系，这些问题亟待研究阐明。因此，本文通过风洞试验研究了Ma=3、空腔长深比5～10的空腔气动噪声特性，并设计了一种无锯齿襟板型扰流板，通过改变扰流板高度、倾斜角度等参数来研究其噪声控制效果，最后通过动力相似投放试验，研究了扰流板对武器分离安全性的影响。

1试验设备和模型

1.1风洞

试验在中国航空工业空气动力研究院FL-60风洞中进行。该风洞是一座直流吹引式亚、跨、超三声速风洞，试验Ma范围为0.3～4，试验段横截面尺寸为1.2m×1.2m（宽×高）。

1.2空腔模型

空腔模型长度L=508mm，宽度W=101.6mm，深度D可通过更换不同的底板调节，来实现不同长深比（L/D=5，7.5， 10），模型如图1所示。腔底与后壁中心线沿纵向布置了14个脉动压力传感器，编号及相对空腔长度的纵向站位（x/L）与相对空腔深度的垂向站位（y/D）如图2所示。进行动力相似投放试验时，将空腔口向下安装，内埋弹通过弹射机构安装在空腔中，并在弹射指令发出后弹出。

1.3内埋弹模型

内埋弹模型为缩比1：10的MK82航空炸弹模型，采用轻模型法来设计，其结构如图3所示。模型质量特性设计结果及加工误差见表1，其中惯性矩坐标系为弹体轴美系坐标系，质心按照弹头距离给出。

1.4弹射器模型

弹射器模型用于固定内埋弹，并且在弹射指令发出后，在规定的弹射冲程内，以设定的弹射速度将弹弹出。本文设计的弹射器模型如圖4所示。弹射器由固定装置、加速装置、弹射力调节及解锁装置构成。弹射力由弹簧提供，不同的弹簧初始压缩量能提供不同大小的弹射力。本文弹射器能为内埋弹提供2～8m/s的初始分离速度。

1.5试验测量设备

脉动压力测量系统由高精度动态传感器和HBM高速数据采集系统构成。传感器采用KULITE公司的XCQ062-50A柱状动态压力传感器，传感器直径0.062in，量程50PSI，动态采样频率设为50000Hz，采样时间3s。

投放试验中，在风洞侧壁观察窗外，采用两台Photron公司的FASTCAM SAX超高速摄像机组建双目视觉测量系统，如图5所示。试验测量视场为1000mm×1000mm，图像分辨率为1024px×1024px，图像采集频率为5000fps。

2空腔噪声特性分析

定义无流动控制措施构型为基本状态，研究长深比为5，7.5，10的空腔噪声特性，模型迎角α=0°。

典型开式流动空腔内部存在明显的声学纯音，由脉动压力频谱曲线（PSD）可以看出明显的模态振荡频率和峰值，且通常采用Rossiter经典主频公式[13]进行振荡模态估计。图6、图7为不同长深比构型，空腔底部x/L=0.6（5测点）及后壁y/D=0.857（14测点）的脉动压力频谱曲线。由图可知，长深比5构型的腔内出现了明显的振荡情形，特别是4阶主频的峰值明显高于其他主频，流场呈开式流动特征，而长深比7.5和10这两种构型无明显的反馈激励振荡，频域范围内没有特征峰值出现，流场呈过渡/闭式流动特征。

图8、图9为不同长深比构型，空腔底部及后壁测点的总声压级（OASPL）曲线。由图可知，长深比7.5和10这两种构型的腔底噪声相近，且明显低于长深比5构型；三个构型的后壁噪声相近，靠近腔底后壁附近处，长深比5构型的噪声最大。即随空腔长深比的增加，腔体内部噪声水平减弱，流动越来越趋于稳定。

3扰流板控制效果分析

3.1扰流板设计

由此估算Ma=3时空腔上游来流边界层厚度，此时x为空腔前缘平板长度，值为385mm，Rex= 6.58×106，则由式（1）可知δ=6.17mm。据此设计了6.17mm（1δ）、9.25mm（1.5δ）、12.34mm（2δ）三种扰流板高度。其他扰流板参数包括：倾斜角度、安装位置、下部是否通气。表2和图10给出了本文设计的7种前缘襟板型扰流板的具体参数和示意图。

3.2扰流板空腔噪声控制效果

选择空腔振荡模态特征明显的长深比5构型进行试验，模型迎角α=0°。

3.2.1扰流板高度影响

图11、图12为不同高度扰流板的空腔底部及后壁总声压级曲线。由图可知，在平均气动噪声控制方面，不同高度扰流板均能有效降低空腔气动噪声，且控制效果差异不大，能使总声压级降低5～9dB，其中在空腔底部后半段（x/L>0.6）及靠近底部的后壁区域（y/D<0.4）的降噪效果最明显。

图13、图14为不同高度扰流板的空腔5测点、14测点的脉动压力频谱曲线。由图可知，在峰值气动噪声控制方面，不同高度扰流板均能有效降低空腔的宽频与主频噪声，其中宽频噪声的降低在空腔后壁明显体现，且与扰流板高度关系不大，声压级降低约5dB，而主频噪声的降低在4阶主频上明显体现，且随扰流板高度增加控制效果越好。1δ高度扰流板的4阶主频噪声峰值声压级最大降低19dB，优于1.5δ高度扰流板5dB，但在扰流板高度由1.5δ增加到2δ时，其4阶主频控制效果已无明显差距。

3.2.2扰流板倾斜角度影响

图15、图16为不同倾斜角度扰流板的空腔底部及后壁总声压级曲线。图17、图18为不同倾斜角度扰流板的空腔5测点、14测点的脉动压力频谱曲线。由图可知，30°与45°的扰流板在平均气动噪声和峰值气动噪声的控制效果基本一致，且略优于90°的扰流板，其中在总声压级上控制效果最大差异约 1dB，4阶主频的峰值声压级上控制效果最大差异约5dB。

3.2.3扰流板不同形式影响

试验对扰流板前移与扰流板下部通气的噪声控制效果进行了研究。图19、图20为不同形式扰流板的空腔底部及后壁总声压级曲线。图21、图22为不同形式扰流板的空腔5测点、14测点的脉动压力频谱曲线。由图可知，下部通气与不通气扰流板的噪声控制效果相当，而扰流板前移之后控制效果明显降低。相对于未前移情况，扰流板前移后，空腔总声压级最大降低量少了4dB，宽频噪声声压级最大降低量少了2dB，主频噪声声压级最大降低量少了9dB。

3.3扰流板對内埋弹分离安全性的改善效果

试验选择的空腔长深比为5，模型迎角α=0°。武器分离是否安全除与流场及武器自身气动特性有关外，还与初始分离速度密切相关，速度越小对武器分离越不利，即每一个投放状态都有一个初始分离速度的最小安全边界。前期研究表明，无流动控制措施时，内埋弹在初始分离速度v= 2.5m/s时无法安全分离，而在v=3.5m/s时可安全分离，则此工况下内埋弹初始分离速度的最小安全边界在2.5～3.5m/s。因此本文选择2.5m/s作为扰流板分离安全性改善试验的初始分离速度。

图23～图25为基本状态及扰流板2、扰流板3的内埋弹分离图像。可以看出，无扰流板时，内埋弹出腔后出现明显的抬头趋势，进而返回空腔，撞击了后缘平板，分离不安全，而采用前缘扰流板后，内埋弹的抬头趋势被明显抑制，轨迹始终沿远离空腔方向，分离是安全的，且随扰流板高度从1δ增加到1.5δ，内埋弹的分离抬头趋势进一步减小，分离更趋于安全。由此可见，扰流板能扩大内埋弹初始分离速度的最小安全边界，改善其分离安全性。

4结论

本文通过风洞试验，研究了Ma=3的不同长深比空腔的噪声特性，并以未加流动控制措施的构型为基本状态，对比了不同参数前缘襟板扰流板对空腔气动噪声以及对内埋弹分离安全性的影响，得到以下结论。

（1）长深比5的空腔内会出现明显的模态峰值特征，流场为开式流动类型，其中4阶主频峰值明显高于其他主频，且随空腔长深比的增加，腔体内部噪声水平减弱，流动越来越趋于稳定，空腔开式流动向过渡式流动转换，转换长深比在7.5附近。

（2）长深比5构型时，扰流板能有效降低空腔噪声，使空腔总声压级最大降低9dB，峰值声压级最大降低19dB。而不同扰流板参数对噪声控制效果的影响体现在：随扰流板高度增加，峰值噪声的控制效果明显提高，但在高度增加到1.5δ后，控制效果的提升已不明显，继续增加高度，收益不大；30°与45°扰流板的噪声控制效果基本一致，且略优于90°的扰流板；下部通气与不通气扰流板的噪声控制效果相当，而扰流板前移之后控制效果明显降低。

（3）长深比5构型时，扰流板能有效减小内埋弹安全分离所需的初始弹射速度，改善分离安全性，且随扰流板高度从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