彈性空腔流致噪聲/結構振動特性試驗

王顯圣*,楊黨國劉俊施傲,周方奇,呂彬彬

1.中國空氣動力研究與發展中心空氣動力學國家重點實驗室,綿陽 621000

2.中國空氣動力研究與發展中心高速空氣動力研究所,綿陽 621000

彈性空腔流致噪聲/結構振動特性試驗

王顯圣1,2,*,楊黨國1,2,劉俊1,2,施傲2,周方奇2,呂彬彬2

1.中國空氣動力研究與發展中心空氣動力學國家重點實驗室,綿陽 621000

2.中國空氣動力研究與發展中心高速空氣動力研究所,綿陽 621000

高速空腔中經常存在高強度且多頻率分量的流致噪聲,空腔噪聲與結構振動之間耦合效應嚴重,甚至可能發生結構共振。為此,在0.6 m×0.6 m高速風洞中,通過調整空腔底板厚度,改變其結構固有頻率,模擬空腔流致噪聲/振動相互作用。利用脈動壓力和振動加速度測試技術,獲取亞跨聲速條件下,彈性空腔流致噪聲特性及其結構振動響應特性。馬赫數變化范圍為0.6～1.2。結果表明,當振動強度較弱時,結構振動對空腔噪聲影響較小,而空腔噪聲對結構振動影響較大,在噪聲載荷主頻位置,振動譜出現峰值并且噪聲/振動相關性達到最強;此外,空腔結構振動還與其固有頻率特性密切相關,振動主要以低階模態為主。

彈性空腔;流致噪聲;氣動聲學;結構振動;風洞試驗

在航空航天領域,空腔結構普遍存在于各類飛行器部件中,如內埋武器艙、飛機起落架艙等,其在提高飛行器隱身性能以及降低飛行阻力等方面具有重要作用。然而,高速來流條件下,空腔中經常存在高強度且多頻率分量的噪聲載荷[1],能夠使空腔薄壁結構產生彈性變形,加速其疲勞破壞,甚至導致結構共振,危及飛行器系統結構安全和作戰效能提高。因此,彈性空腔流致噪聲與結構振動耦合特性研究,對于探索飛行器非定常流動/振動/噪聲耦合機理等前沿基礎問題,以及內埋武器艙結構優化設計等工程實際問題具有重要的研究意義。

空腔噪聲與流激振蕩現象密切相關,并具有明顯的非定常和非線性特征[2]。空腔前緣渦擾動在剪切層不穩定性作用下不斷增長,當渦擾動撞擊空腔后緣時,流場中輻射聲波,腔內形成多波疊加的擾動傳播方式,當波前傳至邊界層分離區時,流場中產生新的擾動并形成反饋回路,引起流動自持振蕩。從20世紀50年代開始,國內外機構對該問題開展了大量研究[3-4]。Rossiter[5]基于這種觀點建立振蕩頻率預估模型,取得了與試驗一致的結果。不過,在Rossiter模型中,腔內聲波前傳速度利用來流聲速表述,根據腔內溫度測量結果,二者并不相等,故而 Heller等[6]對Rossiter模型進行了修正,擴展了其適用范圍。空腔流激振蕩現象主要受到空腔幾何形狀和來流條件等因素的影響(如空腔長深比、長寬比、來流馬赫數、雷諾數和邊界層型態等)。Stallings和 Wilcox[7]通過風洞試驗發現空腔長深比是影響流動自持振蕩的主要因素,隨著長深比不同,空腔開口區域剪切層型態發生明顯變化,并撞擊到腔內不同區域。Beresh[8]和Arunajatesan[9]等結合試驗和數值方法研究了不同長寬比的三維空腔流動特性,當空腔寬度較小時,側壁附近的流向渦影響了剪切層不穩定特性。空腔流激振蕩現象還與剪切層不穩定性密切相關,當空腔前緣邊界層發生分離以后,剪切層兩側存在較大速度差,剪切層高度敏感,渦擾動在運動過程中不斷增長,形成反饋回路[10]。Bian等[11]采用高時間分辨率PIV(Particle Image Velocimetry)技術研究剪切層中渦擾動的不穩定增長特性,分析了流動結構相干特性和渦/固壁相互作用機制。Bres[12]和Crook[13]等對空腔流動三維特性進行了分析,在腔內外不均勻壓力場作用下,流向渦導致流動不穩定性增強,同時改變了空腔流場自持振蕩特性。Zhuang等[14]發現空腔剪切層中渦擾動增長特性受前緣射流顯著影響,該方法對氣動噪聲具有明顯抑制效果,不過Sahoo[15]和Li[16]等發現為使控制效果達到最佳,需要合理選擇射流質量和動量注入率。Ukeiley等[17]分析了抑制渦擾動的不穩定增長特性和改變空腔剪切層型態2種控制方法的作用機理,發現外加控制措施通常能夠改變剪切層運動軌跡,但是基于改變剪切層不穩定性的控制方法可能在效率方面更具優勢。

固壁對流動結構的約束是空腔流致噪聲以及流激振蕩產生的關鍵。為了減弱了剪切層旋渦與空腔后壁的撞擊,Dudley和Ukeiley[18]通過在空腔前緣邊界層中放置圓柱改變剪切層的運動軌跡,有效降低了腔內噪聲強度。相似地,Williams等[19]利用空腔后壁修型技術分析了減弱剪切層旋渦-固壁相互作用對空腔噪聲的影響機制。Rowley和Colonius[20]通過分析空腔前緣邊界層尺度對流場剪切層型態和不穩定性的影響機制,研究了空腔流動自持振蕩的剪切層模態和尾跡模態形成機理。Ukeiley和Murray[21]利用PIV技術研究了剪切層與空腔固壁的相互作用,指出剪切層旋渦與空腔幾何尺度的比例關系是影響空腔流動振蕩模態的重要因素。Liu和Katz[22]通過分析渦-固壁相互作用,發現剪切層低頻運動對于空腔流動自持振蕩具有重要影響。Zhang[23]研究了剪切層型態以及腔內波系演化,發現流場剪切層與空腔后壁撞擊改變了空腔內外質量交換,故而影響空腔流動自持振蕩和腔內壓力反饋機制。

近年來,國內在空腔非定常流動以及流致噪聲特性研究方面也取得了較大進步。羅柏華等[24]利用純聲激勵技術改變空腔前緣邊界層的分離特性,在低亞聲速空腔流動中,通過聲激勵影響剪切層內不穩定波的發展,改變了剪切層中擾動的強度和頻率特性,有效抑制了腔內脈動壓力強度。侯中喜等[25]通過求解Navier-Stokes方程對高速來流條件下空腔的非定常流動特性進行分析,研究了三維流動特征對空腔自持振蕩的影響。張強[26]利用試驗結果對小尺寸空腔振蕩模態預估方法進行了分析,并依據不同來流馬赫數研究空腔發聲機理,對延遲因子進行修正,提出空腔自持振蕩模態預估方法。司海青和王同光[27]通過數值求解非定常雷諾平均方程,研究了層流與湍流入口條件對于三維空腔流動自持振蕩特性的影響。李曉東等[28]通過求解二維URANS(Unsteady Reynolds-Averaged Navier-Stokes)方程研究亞聲速空腔自持振蕩的發聲機理,分析了流動自持振蕩的頻率特性以及來流邊界層的影響規律。楊黨國等[29]通過風洞試驗研究了后壁倒角情況下的空腔噪聲特性,結果顯示,存在傾角時空腔后壁與剪切層相互作用減弱,腔內噪聲得到有效抑制。萬振華等[30]采用直接數值模擬(Direct Numerical Simulation,DNS)方法研究了低雷諾數方腔流動自持振蕩現象及其誘導噪聲特性,分析了剪切層不穩定性的影響機制,并采用正交分解(Proper Orthogonal Decomposition,POD)方法研究不同頻率分量對于空腔流動特性的影響。李環等[31]等研究了低速空腔流動自持振蕩現象,通過PIV技術顯示出空腔流動自持振蕩的剪切層和尾跡模態。吳繼飛等[32]利用高速風洞試驗研究剪切層擾流法對空腔流場的氣動聲學特性影響,在跨聲速來流條件下顯著改善了空腔內的噪聲環境。王一丁等[33]結合非線性噪聲與RANS(Reynolds-Averaged Navier-Stokes)方程求解技術,分析了前緣射流對空腔流動自持振蕩的影響機制,通過氣簾噴流技術改變超聲速空腔剪切層型態,有效降低了腔內噪聲強度。

在彈性壁約束下,空腔流致噪聲與結構振動之間存在相互作用,該問題中空腔噪聲場存在振動邊界條件,顯著增加了數值和理論研究的復雜程度[34]。為此,本文通過風洞試驗模擬彈性空腔聲/振相互作用,獲取亞跨聲速彈性空腔流致噪聲與結構振動相互作用特性,研究振動邊界對于空腔氣動噪聲特性的影響,并分析腔體結構振動與非定常流致噪聲特性、結構固有屬性的關系。

1 試驗方法與設備

試驗在中國空氣動力研究與發展中心的FL-23風洞完成,通過調節空腔底板厚度改變其結構固有頻率,利用脈動壓力傳感器和振動加速度傳感器,獲取模型表面噪聲載荷與結構振動響應特性,并采用相關分析等手段,研究彈性空腔流致噪聲/振動特性。

1.1 風洞設備

FL-23風洞是一座直流暫沖式亞、跨、超聲速風洞[35],來流馬赫數可達0.4～4.0,來流總壓為95～720 k Pa,單位長度雷諾數為(9.87～28.7)×106m-1。試驗段截面尺寸為0.6 m×0.6 m,長度為2.5 m。風洞試驗段洞壁可根據試驗類型更換,跨聲速試驗時上下壁為斜開孔壁、左右壁為實壁,超聲速試驗時試驗段四壁均為實壁。

1.2 試驗模型

空腔模型安裝于風洞側壁,氣流方向為從右向左,如圖1所示。其中,空腔長度L為540 mm,空腔深度D為90 mm,空腔寬度W 為360 mm,空腔長深比L/D=6,空腔長寬比L/W=1.5。采用厚度為25 mm與4 mm的鋼板作為空腔底板,模擬剛性空腔和彈性空腔,底板四邊采用固支方式。

根據Stallings和Wilcox[7]的研究結果,在亞跨聲速來流條件下,該類空腔流動屬于開式流動范圍,空腔前緣的邊界層分離以后,所形成的腔開口區域的剪切層將再附于空腔后壁,引起流激振蕩并誘發氣動噪聲[2]。在彈性固壁區域,噪聲載荷產生交變應力,能夠直接作用于固壁,并引起結構振動,同時結構振動也會改變空腔聲場的邊界條件。

1.3 測試設備與方法

采用脈動壓力傳感器(型號:Kulite,LE-062-15A)測量空腔底板表面噪聲載荷特性,傳感器直徑為1.7 mm,其安裝位置如圖2所示,其中,X為傳感器與空腔前緣邊界之間的距離。采用振動加速度傳感器(型號:EGAX-100-C20001)測量空腔底板振動響應,振動傳感器安裝于空腔底板中心位置。空腔底板噪聲載荷與結構振動加速度測試數據均采用DEWETRON-2601進行實時采集和存儲,采樣頻率為50 k Hz,采樣時間為10 s。

描述空腔噪聲強度的主要參數包括脈動壓力均方根prms、總聲壓級OASPL和脈動壓力系數Cp,具體參數如下。

脈動壓力均方根值:

式中:t為時間;T為采樣時間;p(t)為非定常脈動壓力幅值;脈動壓力參考值pref=2×10-5Pa;q為來流動壓。

功率譜密度是描述脈動壓力能量隨頻率分布的函數。采用經典功率譜密度估計方法,根據式(3)對脈動壓力數據進行變換后得到,功率譜密度函數P(f)和聲壓功率譜函數SPFS為

2 剛性空腔流致噪聲特性

試驗來流馬赫數為0.6～1.2,空腔長深比L/D=6,來流總壓為102.4～125.3 k Pa,雷諾數(基于空腔長度)為(6.5～10.7)×106。采用厚度為25 mm的鋼板作為剛性空腔底板,研究剛性空腔模型表面的噪聲載荷特性。

空腔噪聲載荷特性與空腔流動特征密切相關,當來流邊界層在空腔前緣發生分離以后,空腔開口區域形成剪切層,剪切層逐漸演化并與空腔后壁相互作用,引起流場中產生強烈的氣動噪聲。根據噪聲相關性分析結果[10,17-18],腔內不同區域之間的噪聲具有較強的相關性,噪聲能量以擾動形式從空腔后壁區域不斷向空腔流場其他區域傳播。Rossiter[5]和Heller等[6]對空腔流激振蕩的產生機理進行了深入分析,提出半經驗公式對空腔噪聲頻率成分進行預測,頻率對應無量綱斯特勞哈爾數St為St=f L/U∞,其中U∞為來流速度,模型對應預測公式為

式中:Ma為來流馬赫數;m為階數;γ為空氣比熱比;α和κ為經驗系數,α=0.25,κ=0.57。兩種模型對空腔流動的非定常和非線性特征進行了較大簡化[36],因此式(6)～式(7)的預測結果與試驗結果相比存在一定誤差。盡管如此,由于Rossiter與Heller模型有效捕捉了空腔流激振蕩的主要特征,仍得到了國內外研究組的數據支持[12,29]。

圖3為不同來流馬赫數下剛性空腔模型表面的噪聲聲壓級分布情況。在Ma=1.2和0.9兩種工況下,聲壓級曲線基本一致,在腔后部區域,聲壓級達174 d B,顯著高于Ma=0.6的情況。噪聲強度在腔內不同區域之間也存在顯著差異。在空腔前部,模型表面噪聲聲壓級較低,值得注意的是其最低位置處于X/L約為0.2處,而不在最靠近空腔前壁區域;在空腔后部,噪聲聲壓級隨測點靠近后壁呈現整體升高趨勢,最靠近空腔后壁測點的聲壓級最高。這種氣動聲學特征與空腔前緣和后緣的流動特性密切相關,在空腔前部區域,流場中存在較強的渦流和流動分離現象[10],在固壁約束下,流場速度較低,相應噪聲強度較弱;在空腔后部區域,由于剪切層直接作用于空腔固壁并產生強烈噪聲,噪聲攜帶的能量以擾動形式從腔后壁傳向其他區域[14,17],而傳播過程中能量逐漸衰減,導致空腔后壁區域的噪聲強度較高。

空腔底板區域的噪聲載荷功率譜曲線如圖4所示,測點位于X/L=0.97處。由于腔內存在較強的流激振蕩現象,空腔噪聲載荷譜中出現多個峰值,在腔后部和中部區域,噪聲功率譜的峰值高于前部區域。表1為空腔噪聲載荷功率譜各階峰值頻率對應St數的試驗與模型預測結果比較。當來流馬赫數為0.9時,空腔噪聲載荷的功率譜曲線最高峰值對應的主頻St=0.66,與二階Rossiter頻率預測結果相符。在高頻區域,模型預測結果與試驗結果偏差增大,可能由于隨著特征頻率增加,流動非定常、非線性特征增加,空腔流動除了受到Rossiter等所述流激振蕩影響外,還存在如駐波等其他影響機制并且其作用效果增強[37]。

表1 剛性空腔噪聲St數的試驗、Rossiter模型與Heller模型預測結果Table 1 Predicted results of strouhal number of rigid cavity noises obtained from test，Rossiter and Heller models

圖5比較了剛性空腔噪聲的功率譜峰值頻率對應St數的試驗與模型預測結果的差別盡管Rossiter和Heller模型中半經驗系數存在一些改進算法[14,38],不過本文采用Rossiter提出的原始半經驗系數[5-6],腔內噪聲頻率成分與模型預測結果基本吻合。當來流馬赫數較高時,兩個模型的預測結果的偏差增大,這是由于Heller模型考慮了腔內溫度變化所引起擾動波傳播速度的改變,在高馬赫數來流條件下,其預測結果與試驗數據更加吻合,如表1所示。

3 彈性空腔流致噪聲與結構振動特性

高速來流條件下,彈性空腔受到模型表面噪聲載荷的激勵,聲壓引起的交變應力使結構產生振動,改變了聲場的邊界條件,從而形成彈性空腔流致噪聲/振動相互作用。為此,采用厚度為4 mm的鋼板作為空腔底板,模擬彈性空腔模型,利用脈動壓力與振動加速度傳感器,獲取模型表面噪聲載荷與腔體結構振動響應特性。通過敲擊法測量空腔底板固有頻率,其基頻測量結果約為197 Hz,如表2所示。

圖6為彈性空腔噪聲聲壓級與剛性空腔相比的差值沿底板中心線的分布情況。在本次試驗條件下,底板結構振動對腔內噪聲特性影響較小,與剛性空腔情況相比,噪聲總聲壓級變化量在±0.5 d B以內。圖7比較了彈性空腔與剛性空腔模型表面噪聲功率譜曲線,其中fb為空腔底板的基頻(單位為Hz),2種工況下曲線趨于重合。可以發現,在本文試驗條件下,空腔底板振動強度較弱,由于其振動幅度較小,其輻射聲波的強度與腔內噪聲能量相比較弱,因此導致空腔噪聲載荷特性受到腔底板振動的影響較小。

表2 彈性空腔底板的固有頻率Table 2 Natural frequency of elastic cavity floor

圖8比較了彈性空腔與剛性空腔底板的振動加速度均方根隨來流馬赫數的變化曲線,其中arms為空腔底板振動測點的加速度均方根值,g為當地重力加速度。在剛性空腔情況下,結構振動強度較弱,振動加速度均方根的最大值約為2.2 m/s2。在彈性空腔情況下,空腔底板較薄,更容易發生振動,當來流馬赫數為1.2時,底板的振動加速度均方根值達84.6 m/s2,相比剛性空腔情況增大了38.5倍,說明剛性空腔底板較厚,其振動強度較弱,更接近于固壁條件,而彈性空腔則存在較強的振動邊界。

在亞跨聲速條件下,彈性空腔底板振動加速度隨來流馬赫數升高而增大,并在Ma=1.2時達到最高值。根據腔內噪聲的聲壓級分布曲線(如圖3所示),空腔底板的噪聲載荷在Ma=0.6時最小,在Ma=0.9,1.2時相近。從振動加速度曲線(如圖8所示)可以發現,Ma=1.2時彈性空腔底板的振動加速度明顯高于Ma=0.9情況,說明腔內噪聲強度不是影響結構振動強度的唯一因素,結構振動還與空腔噪聲頻譜特性相關。

圖9比較了彈性空腔底板的振動加速度功率譜隨St數的變化曲線,其中apsd為振動測點加速度的功率譜密度,可以發現,振動加速度功率譜存在多個峰值,振動譜的峰值出現在腔內噪聲載荷峰值頻率以及結構固有頻率位置。在噪聲載荷峰值頻率位置,振動譜中相應峰值的大小存在較大差異,說明噪聲載荷不同頻率成分對結構振動的作用效果不同;在結構固有頻率位置,空腔底板的振動譜出現峰值,說明彈性空腔的結構振動特性除了受到腔內噪聲載荷的影響外,還受到其結構固有屬性的影響。

4 空腔結構振動與噪聲載荷相關性分析

彈性空腔噪聲載荷與結構振動加速度的互功率譜密度分布曲線如圖10所示,其中虛線對應噪聲載荷譜峰值頻率,歸一化的互功率譜系數Cxy采用如下公式獲得:

式中:Gxy為彈性空腔模型表面噪聲載荷(測點:X/L=0.5)與結構振動測點加速度的互功率譜密度。空腔底板的結構振動與噪聲載荷之間具有高度相關性,在噪聲載荷的主頻位置,二者相關系數達到峰值,說明彈性空腔底板振動受到噪聲載荷的顯著影響,結構振動與噪聲激勵源的頻譜特性密切相關。

在不同來流馬赫數下,空腔聲/振互譜曲線的最高峰值對應的頻率模態有所差別,Ma=0.6情況對應噪聲載荷的2階頻率模態,而Ma=0.9與Ma=1.2情況均對應噪聲載荷的3階頻率模態,這是因為這些模態反映了噪聲激勵源最主要的頻率成分,其引起的結構振動較強,從而導致這些頻率位置處,空腔噪聲載荷與結構振動之間的相關性達到最強。在噪聲載荷的其他頻率成分以及整個寬頻區域,聲/振相關系數值較小,根據前文分析結果,腔體結構振動在結構固有頻率位置仍然較強,說明盡管彈性空腔結構振動與其結構固有屬性密切相關,然而腔體結構振動特性與激勵源在結構固有頻率位置的相關性較弱,可能受到空腔噪聲寬頻成分的影響更加顯著。

5 結 論

1)通過亞跨聲速風洞試驗,研究彈性/剛性空腔模型表面的噪聲載荷與結構振動特性,在當前工況下,腔體結構振動對于空腔噪聲聲壓級及其功率譜特性影響較小。

2)在噪聲載荷激勵下,彈性空腔底板的振動加速度譜中包含不同頻率成分,振動譜在結構固有頻率位置出現峰值,此時結構振動特性與激勵源的相關性較弱,主要受到腔體結構固有屬性影響。

3)彈性空腔的結構振動與空腔噪聲載荷的頻譜特性密切相關,在噪聲載荷主頻位置,結構振動譜出現峰值,并且結構振動與模型表面噪聲載荷的主頻成分相關性最強。

致 謝

感謝中國空氣動力研究與發展中心高速空氣動力研究所的楊可工程師、閆煜工程師在試驗過程中的幫助,以及梁錦敏助理研究員在數據處理過程中的討論。

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Test on interactions between aeroacoustic noise and structural vibration in elastic cavity flow

WANG Xiansheng1,2,*,YANG Dangguo1,2,LlU Jun1,2,SHl Ao2,ZHOU Fangqi2,LYU Binbin2

1.State Key Laboratory of Aerodynamics,China Aerodynamics Research and Development Center,Mianyang 621000,China
2.High Speed Aerodynamics lnstitute,China Aerodynamics Research and Development Center,Mianyang 621000,China

Coupling between aeroacoustic noise loads and structural vibration in cavity flow-induced oscillation may bring about severe damage to aircraft,especially when structural resonance occurs.To study the coupling mechanism,elastic cavity tests are performed in a high-speed wind tunnel with 0.6 m×0.6 m cross-section.The natural frequency of the elastic cavity structure can be adjusted by changing the thickness of its floor.Noise and vibration transducers are employed in the tests to obtain acoustic noise loads and structural vibrations.The Mach number ranges from 0.6 to 1.2.lt is shown that under the current conditions,structural vibration has little effect on cavity noise,while cavity noise has an important influence on structural vibration.At the main frequency position of cavity noise,power spectral density of structural vibration peaks and correlation of noise/vibration are the strongest.ln addition,structural vibration is also closely related to the natural frequency of the cavity,and vibration is dominated by the low-order mode.

elastic cavity;flow-induced noise;aeroacoustics;structural vibration;wind tunnel test

2016-10-20;Revised:2016-11-04;Accepted:2017-02-07;Published online:2017-02-17 13:22

URL:www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20170217.1322.004.html

s:National Natural Science Foundation of China(11602287,11402286)

V211.7

A

1000-6893(2017)07-120873-10

10.7527/S1000-6893.2017.120873

2016-10-20;退修日期:2016-11-04;錄用日期:2017-02-07;網絡出版時間:2017-02-17 13:22

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20170217.1322.004.html

國家自然科學基金(11602287,11402286)

*通訊作者.E-mail:xishw@hotmail.com

王顯圣,楊黨國,劉俊,等.彈性空腔流致噪聲/結構振動特性試驗[J].航空學報,2017,38(7):120873.WANG X S,YANG D G,LlU J,et al.Test on interactions between aeroacoustic noise and structural vibration in elastic cavity flow[J].Acta Aeronautica et Astronautica Sinica,2017,38(7):120873.

(責任編輯:張晗)

*Corresponding author.E-mail:xishw@hotmail.com