武器艙氣動噪聲主動流動控制技術風洞試驗研究

宋文成，李玉軍，馮 強

（中國航空工業空氣動力研究院高速高雷諾數氣動力航空科技重點實驗室，遼寧沈陽 110034）

武器艙氣動噪聲主動流動控制技術風洞試驗研究

宋文成＊，李玉軍，馮 強

（中國航空工業空氣動力研究院高速高雷諾數氣動力航空科技重點實驗室，遼寧沈陽 110034）

針對飛機彈艙高強度氣動噪聲、內埋武器分離安全性等問題，以高速風洞動靜態壓力測量技術為研究手段，開展了基于脈沖射流激勵器（Powered Resonance Tubes，PRTB）的武器艙氣動噪聲抑制技術試驗研究。試驗結果表明，試驗模型具有典型的開式空腔流動特點，武器艙內部非定常流動引起的聲載荷可達到150dB。PIV試驗結果研究表明空腔前緣布置主動脈沖射流激勵器對剪切層施加激勵，會改變武器艙上部剪切層的流動特性，對這種高強度的聲載荷起到一定的抑制作用。

武器艙；氣動噪聲；主動流動控制

0 引 言

20世紀80年代以來，世界上很多國家陸續開始了下一代戰斗機的研制。目前國外的F／A－22、F－35、Su－37、X－47等型號大都采用內埋武器艙。內埋武器艙是新一代戰斗機先進特性的表征之一，當艙門開啟，彈艙暴露于自由來流后，由于腔口剪切層與艙內氣流的相互作用，彈艙內氣流會出現自持振蕩現象，在彈艙內部及其周圍環境中，將產生高強度的氣動噪聲，聲壓級高達160～180dB，且噪聲的頻率可能達到50～60Hz，接近機體耦合的固有頻率，將對彈艙結構、艙內電子設備產生聲疲勞甚至破壞。氣動噪聲還有可能影響內埋武器分離安全性及命中精度。

近年來歐美航空發達國家進行了多項針對彈艙氣動噪聲及內埋武器分離特性改善的流動控制研究計劃。如F－22、B－2采用了前緣擾流片和擾流孔板等被動控制措施，其結構簡單，易于實現，但當飛行狀態偏離控制點時其控制效果將迅速削弱。基于此，國外開始了主動流動控制技術的研究，如：1996年，美國空軍組織的彈艙流動主動控制研究項目（ARCTIC）；波音公司于2001開展的高速武器分離高頻激勵主動流動控制技術項目HIFEX；接續HIFEX計劃，波音公司與美國空軍研究試驗室（AFRL）于2002－2003年開展了LRSAe計劃等。國內的各高校及科研院所在21世紀開始也相繼開展了武器艙氣動噪聲形成機理及控制方法初步研究。

本文采用新型基于亥姆霍茲共振理論的PRTB脈沖射流激勵器，選擇典型開式流動的武器艙空腔為模型平臺，研究脈沖射流流動控制方法對武器艙流動的影響和彈艙氣動噪聲的抑制效果。

1 試驗設備和模型

1.1 風洞

試驗研究在中國航空工業空氣動力研究院（沈陽）FL－1風洞中進行，FL－1風洞是一座半回流暫沖下吹式亞、跨、超三聲速風洞，實驗段尺寸為0.6m× 0.6m。跨聲速試驗時，上下壁是開閉比為15%的直孔板，孔直徑為10mm，左右側壁為實壁；超聲速試驗時，四壁皆為實壁。亞跨聲速試驗時流場馬赫數控制精度為±0.002 5。

1.2 試驗模型

武器艙空腔流動控制風洞試驗模型平臺如圖1所示。采用模塊化設計的思想，在武器艙前緣預留流動控制激勵器空間，用于布置各種流動控制激勵器。艙兩側壁采用光學玻璃材料作為流動顯示觀察窗。空腔模型長深比L／D＝4.5，寬深比W／D＝1。在模型縱向典型位置布置靜態壓力及動態壓力測量點。靜態壓力采用外徑1mm，內徑0.8mm的不銹鋼管，脈動壓力采用KuliteXCQ－062－50A動態壓力傳感器測量。測壓點在武器艙縱向對稱面與底板及前后壁交線上布置，L／D＝4.5的基準空腔靜態測點（共20點）和動態測點（共15點）布置如圖2所示，然后通過多通道動態數據采集系統采集傳感器輸出，再用動態數據處理軟件對脈動壓力數據進行時域及頻域特性分析。

圖1 武器艙空腔模型Fig.1 Weapon bay cavity model

圖2 靜態、動態壓力測點分布Fig.2 Pressure point layout

1.3 PRTB激勵器

PRTB激勵器是依據亥姆霍茲共鳴器原理發展并設計的主動脈沖射流激勵器，它沒有活動部件，能夠產生振幅高達150～160dB，頻率范圍在500Hz～12kHz的激勵信號，是擁有較高控制權限的流動控制激勵器。影響PRTB激勵器性能的主要參數包括：射流出口直徑D、射流出口距共鳴腔入口距離X、供氣壓力NPR、共鳴腔長度L、共鳴腔直徑D。

激勵器激勵主導模態激勵頻率可近似由如下公式計算：

式中：a為射流當地聲速；a0為射流駐點聲速；Ma為射流馬赫數；L為共鳴腔長度。Ganesh Raman等人的研究表明，公式對于長共鳴腔，其預測值與試驗測量值基本一致（如L＝5.08cm，ftest＝1.6kHz，fpredict＝1.6 kHz），而對于短共鳴腔，預測值較試驗之偏高（如L＝0.4763cm，ftest＝10kHz，fpredict＝16.7kHz）。

本文設計空腔模型Rossiter前三階模態頻率在最大試驗Ma＝2.0，L／D＝4.5時取得最大值，按照Rossiter估算值f1≈480Hz，f2≈1 170Hz，f3≈1 800Hz。所以，高頻PRTB激勵器設計頻率應該在fdesign≈5～10kHz。

設計的PRTB激勵器初步方案如圖3所示，激勵器可以安裝在空腔流動控制風洞試驗研究平臺前緣。高壓氣體通過模型內部進氣孔進入激勵器駐室內，然后通過收斂—擴張噴管（超聲速激勵）或收斂噴管（亞聲速激勵）噴射入一端開口另一端封閉的共鳴腔內部，氣流在共鳴腔中產生一定頻率及振幅的振蕩，然后從射流噴管與PRT共鳴腔中間的縫隙注入到待控制面（空腔腔口剪切層），起到高頻高能激勵的作用。

所設計的激勵器的主要技術參數見表1。

表1 PRTB激勵器參數Table 1 The parameters of the PRTB actuator

1.4 試驗測量設備

模型壁面平均靜態壓力通過常規測壓管測壓的方法，利用PSI8400電子掃描閥采集系統采集。

艙體氣動噪聲測量系統由高精度動態壓力傳感器和HBM高速動態數據采集系統構成。動態壓力測量采用KULITE公司XCQ062－50A柱狀動態壓力傳感器，傳感器直徑0.062英寸，量程為50PSI，動態采樣率設為20 000Hz，采樣時間3s。

圖3 PRTB模型及安裝方式Fig.3 PRTB actuator and installation

2 試驗結果與分析

2.1 武器艙空腔基本構型的氣動特性

首先對武器艙基本構型在馬赫數0.8時的流動特點進行了研究，空腔內沿縱向各靜態測點曲線如圖4，此武器艙模型空腔底部靜態壓力沿縱向分布較為平緩。

結合PIV結果（圖5）可以看出，空腔前緣產生的剪切層跨過空腔口，撞擊空腔后緣及后壁面，撞擊后在空腔內的后部形成一個主旋渦。空腔底部靜態的平緩分布也驗證了此結果。

圖4 空腔基本構型靜態壓力分布Fig.4 The static pressure distribution of the cavity basic configuration

圖5 空腔基本構型剪切層PIV顯示圖譜Fig.5 PIV result of the cavity shear layer

空腔縱向各動態測點的噪聲圖譜（圖6）有明顯的振蕩峰值，且各個測點的峰值頻率相同，說明試驗空腔內出現了周期性的壓力脈動，空腔出現自持振蕩現象，空腔內的聲壓級沿縱向增加，后壁最大。該空腔屬于典型的開式空腔流動。

圖6 空腔基本構型縱向各點噪聲譜圖Fig.6 The nosie spectrum of the cavity basic configuration

2.2 PRTB激勵器對武器艙空腔基本流動的影響

在武器艙空腔模型前緣安裝不同設計參數的PRTB脈沖射流激勵器進行實驗，圖7與圖8分別就激勵器兩種關鍵參數（NPR、設計頻率）變化對武器艙空腔內的基本流動進行了研究。

圖7 激勵器的供氣壓力對空腔縱向靜態壓力分布影響Fig.7 Gas supply pressure of actuator to the static pressure distribution of cavity

從圖9可以看出，不同供氣壓力對空腔后部的壓力影響較小，其影響范圍主要在空腔前部。

圖8 不同設計參數的PRTB激勵器對空腔內靜態壓力分布的影響Fig.8 The design of the actuator parameters on the influence of the static pressure distribution in the cavity

圖9 不同出口馬赫數的PRTB激勵器對腔內靜態壓力分布的影響Fig.9 Driver of the influence of different Mach number on the static pressure distribution

而在圖10所示結果中，激勵器的不同射流頻率，對空腔縱向壓力分布是有很大的影響的，頻率越高，影響越小。

激勵器出口射流的馬赫數對底部壓力分布的影響更大。可以達到最大靜壓變化的50%（圖11）

圖10 PRTB激勵器對空腔剪切層流動的影響Fig.10 Actuator to the influence of cavity shear layer flow

綜合上述結果表明對于此種高頻射流主動流動控制激勵器主要通過對空腔前緣剪切層施加激勵來影響空腔的流動（圖7、圖12），其對空腔流場的影響遵循著激勵器頻率越接近空腔固有頻率影響越大、射流出口能量越高影響越大的規律。

2.3 PRTB激勵器對武器艙空腔氣動噪聲控制效果

通過比較空腔后壁的動態測點噪聲研究激勵器對空腔氣動噪聲的控制效果。

圖11 激勵器在不同供氣壓力下對空腔噪聲的控制效果Fig.11 Actuator under different gas pressure of cavity noise control effect

圖12 不同設計頻率PRTB在相同供氣壓力下的控制效果Fig.12 Different design frequency of actuator under the same gas pressure control effect

圖13 不同設計出口馬赫數PRTB在相同供氣壓力下的控制效果Fig.13 Different Mach number of the actuator in the same gas pressure control effect

綜合比較圖11～圖13，四種不同設計參數的PRTB激勵器對模型空腔氣動噪聲的一階頻率峰值控制都有較好的效果，其對低頻模態的控制效果都比較接近，但是在高頻（5000Hz）模態處引起了較大的峰值，且該模態的峰值還隨著供氣壓力和出口馬赫數的增加而增加。從飛機設計角度看，低頻噪聲（1000 Hz）的降低對飛機內埋武器艙結構式有利的，但高頻噪聲的升高對于武器艙內掛載的武器或者電子設備是非常不利的。

3 結 論

通過風洞試驗對PRTB主動脈沖射流控制激勵器對武器艙空腔流動的影響和氣動噪聲的控制效果進行系統的研究，得出以下結論：

（1）試驗空腔屬于典型的開式空腔，空腔的內的高強度氣動噪聲主要是由于前緣剪切層流經腔口與后壁劇烈撞擊后在空腔內部形成自激振蕩形成的。

（2）PRTB激勵器對空腔內流場會產生較大的影響，而影響的關鍵在于激勵器設計頻率等參數。

（3）PRTB這種脈沖射流激勵器其出口能量越高則越容易引起武器艙空腔內的高頻共振。在實際工程應用中，需綜合考慮對空腔流場和氣動噪聲影響的效果。

本文采用風洞實驗手段系統研究了PRTB激勵器不同設計參數與控制效果的相關性，相比于傳統的被動流動控制方法，本方法將具有更好的工程應用前景。

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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

航空科技重點實驗室基金（20111126003）

宋文成＊（1982－），男，遼寧本溪人，碩士，工程師，研究方向：風洞試驗技術、流動控制技術.E－mail：84969070＠qq.com

宋文成，李玉軍，馮強.武器艙氣動噪聲主動流動控制技術風洞試驗研究［J］.空氣動力學學報，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.