形狀變化對(duì)空腔噪聲的抑制效果

寧舜山，張 倩，肖 偉，李振才，寧方立，楊林森

(1.中國(guó)航天科技集團(tuán)有限公司 四川航天系統(tǒng)工程研究所，成都 610100；2.中國(guó)電子科技集團(tuán)公司 第二十九研究所，成都 610036；3.西北工業(yè)大學(xué) 機(jī)電學(xué)院，西安 710072)

隨著航空技術(shù)的飛速發(fā)展，各國(guó)研制的新一代戰(zhàn)機(jī)在氣動(dòng)布局及戰(zhàn)術(shù)指標(biāo)等方面存在差異，但均選擇了武器內(nèi)埋的攜帶方式，其中比較典型的是F-22飛機(jī)。采用武器內(nèi)埋攜帶方式可大大減小飛機(jī)阻力，有利于實(shí)現(xiàn)超音速巡航，同時(shí)還可減小飛機(jī)的雷達(dá)反射截面，使雷達(dá)隱身成為可能。但當(dāng)艙門在空中打開(kāi)時(shí)，艙外高速氣流與彈艙結(jié)構(gòu)會(huì)發(fā)生相互作用，進(jìn)而在空腔內(nèi)部及周邊產(chǎn)生由多個(gè)高能量級(jí)模態(tài)噪聲和寬頻帶隨機(jī)噪聲組成的強(qiáng)烈氣動(dòng)噪聲?？涨辉肼暼菀渍T發(fā)結(jié)構(gòu)產(chǎn)生聲疲勞破壞，還會(huì)導(dǎo)致腔內(nèi)搭載武器裝備的強(qiáng)烈振動(dòng)，使其損壞，更有甚者，會(huì)影響腔內(nèi)搭載武器裝備的安全分離及投放。

空腔噪聲控制方法一般分為被動(dòng)控制方法和主動(dòng)控制方法[1-2]。被動(dòng)控制方法主要指通過(guò)改變空腔部分形狀或者在外部安裝一些擾流裝置達(dá)到降低空腔噪聲的目的。Saddington等[3]研究發(fā)現(xiàn)，前緣擾流板對(duì)空腔噪聲的抑制效果優(yōu)于后緣擾流板，并且方形擾流板抑制效果最好。MacManus等[4]通過(guò)試驗(yàn)研究發(fā)現(xiàn)，前緣臺(tái)階高度與長(zhǎng)度比值為0.4時(shí)對(duì)空腔噪聲抑制效果最佳。Omer等[5]通過(guò)數(shù)值仿真研究發(fā)現(xiàn)，前緣安裝高頻渦發(fā)生器可有效降低空腔噪聲。Schmit等[6]通過(guò)試驗(yàn)研究發(fā)現(xiàn)，前緣安裝諧振管可有效降低空腔噪聲，并使腔內(nèi)總聲壓級(jí)大幅降低。Vikramaditya等[7-9]通過(guò)試驗(yàn)研究發(fā)現(xiàn)，后壁傾斜對(duì)空腔噪聲有一定的抑制效果，但兩者并非線性關(guān)系。余培汛等[10]通過(guò)采用各種柵板來(lái)降低空腔噪聲，其研究發(fā)現(xiàn)中間開(kāi)槽的柵板能有效改善腔內(nèi)強(qiáng)噪聲場(chǎng)。大多數(shù)被動(dòng)控制方法針對(duì)單一流速條件或者在較小的馬赫數(shù)范圍內(nèi)具有較好的控制效果，而當(dāng)外界流速變化后，其降噪效果變差，在超聲速條件下，甚至?xí)M(jìn)一步加劇空腔噪聲。總而言之，被動(dòng)控制方法在結(jié)構(gòu)、制造、安裝等方面簡(jiǎn)便易行，但也存在適應(yīng)性單一，甚至加劇空腔噪聲的缺陷。

相較于被動(dòng)控制方法適應(yīng)性單一的缺點(diǎn)而言，主動(dòng)控制方法則具有良好的擴(kuò)展適用性，受到了越來(lái)越多學(xué)者的關(guān)注。主動(dòng)控制方法主要指通過(guò)在空腔內(nèi)部或外部安裝某種激勵(lì)器裝置來(lái)降低空腔噪聲。Arunajatesan等[11-13]通過(guò)試驗(yàn)研究發(fā)現(xiàn)，前緣穩(wěn)態(tài)射流方法在超音速時(shí)可有效抑制空腔噪聲，但需輸入很高的能量，故難以在實(shí)際工程中應(yīng)用。Cattafesta等[14-15]研究發(fā)現(xiàn)，前緣放置高頻振動(dòng)壓電陶瓷方法在亞聲速時(shí)對(duì)噪聲抑制效果較好，在超音速時(shí)效果會(huì)變差。Huang等[16-18]研究發(fā)現(xiàn)，前緣安裝等離子激勵(lì)器方法能顯著降低空腔窄帶噪聲，但會(huì)產(chǎn)生新的模態(tài)噪聲。

1 噪聲抑制方法介紹

為了進(jìn)一步探究空腔形狀變化對(duì)空腔噪聲的抑制效果，本文研究空腔前壁及底板同時(shí)發(fā)生傾斜引起的空腔形狀變化對(duì)空腔噪聲的抑制效果。設(shè)計(jì)了空腔裝置，如圖1所示。通過(guò)該裝置最終可實(shí)現(xiàn)隨著外部流動(dòng)條件的變化，相應(yīng)地使空腔前壁和底板同時(shí)發(fā)生不同程度的傾斜，從而達(dá)到空腔噪聲的最佳抑制效果。

1.導(dǎo)軌；2.前緣；3.鉸鏈1；4.前壁; 5.兩側(cè)側(cè)板；6.后壁；7.后緣；8.鉸鏈2；9.底板; 10.鉸鏈3。

圖1中，前緣與前壁、前壁與底板、底板與后壁分別通過(guò)三個(gè)鉸鏈連接，5為兩側(cè)側(cè)板，前緣可沿導(dǎo)軌水平滑動(dòng)，從而改變前壁及底板的傾斜角度。該控制方法相比現(xiàn)有噪聲控制方法有如下特點(diǎn)：

(1)現(xiàn)有大多數(shù)主動(dòng)控制方法需輸入的能量與馬赫數(shù)和空腔尺寸呈正相關(guān)關(guān)系，因此無(wú)法應(yīng)用于全尺寸空腔及超聲速情況。本文提出的控制方法只需驅(qū)動(dòng)相應(yīng)執(zhí)行機(jī)構(gòu)就可改變空腔前壁及底板的傾斜角度，從而達(dá)到抑制空腔噪聲的目的，無(wú)需輸入過(guò)多的能量，故可應(yīng)用于全尺寸空腔及超聲速情況。

(2)該方法可隨著流速的變化改變空腔前壁及底板的傾斜角度，可實(shí)現(xiàn)不同外部飛行條件下對(duì)空腔噪聲的最佳抑制效果。

(3)本文提出的噪聲控制方法執(zhí)行機(jī)構(gòu)結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，無(wú)需復(fù)雜的激勵(lì)器裝置，便于工程實(shí)際應(yīng)用。

隨著前壁傾斜角β的逐漸增大，空腔前部的容積會(huì)被逐漸壓縮，考慮到實(shí)際工程應(yīng)用中，空腔均是用來(lái)攜帶武器裝備或者運(yùn)輸急需物資的。因此，需考慮空腔的容積大小，也即考慮前壁傾斜角β的取值范圍。將空腔前部底板與前緣的最短垂直距離d作為空腔前部容積變化的評(píng)估參數(shù)。經(jīng)計(jì)算可知，當(dāng)β=60°時(shí)，空腔前部底板距前緣的最短垂直距離d已變?yōu)榭涨簧疃菵的一半。因此，考慮到實(shí)際工程應(yīng)用，將前壁傾角β的最大值取為60°，然后將前壁傾斜角β平均分為16等份，再分別建立空腔模型及計(jì)算模型，如圖2所示。

圖2 β角

2 計(jì)算方法

2.1 空腔模型及流動(dòng)參數(shù)

本文以M219[19-23]標(biāo)準(zhǔn)開(kāi)式空腔為研究對(duì)象。其腔體具體尺寸為：長(zhǎng)L=0.508 m、深D=0.101 6 m，長(zhǎng)深比L/D=5∶1。為便于與試驗(yàn)及文獻(xiàn)進(jìn)行對(duì)比分析，其初始條件與試驗(yàn)保持一致。具體如下：Ma=0.85，P=62 940 Pa，T=270.25 K，基于空腔長(zhǎng)度的雷諾數(shù)為7 950 810。數(shù)值仿真時(shí)效仿試驗(yàn)，在空腔底面壓強(qiáng)傳感器的相同位置處設(shè)置壓力監(jiān)測(cè)點(diǎn)，其具體位置坐標(biāo)如圖3所示。

圖3 K20～K29監(jiān)測(cè)點(diǎn)位置示意圖

2.2 數(shù)值方法

本文采用大渦模擬(large edge simulation,LES)結(jié)合計(jì)算氣動(dòng)聲學(xué)(computational aeroacoustic,CAA)的方法對(duì)空腔非定常流動(dòng)及聲與流動(dòng)相耦合的現(xiàn)象進(jìn)行數(shù)值仿真研究。

空腔底面壓強(qiáng)監(jiān)測(cè)點(diǎn)的脈動(dòng)壓強(qiáng)均方根是測(cè)量壓強(qiáng)脈動(dòng)的常用指標(biāo)，其計(jì)算公式為

(1)

式中：pi為每個(gè)采樣點(diǎn)的壓強(qiáng);prms為壓強(qiáng)均方根值;pmean為壓強(qiáng)平均值;N為采樣次數(shù)。

壓強(qiáng)均方根的變化將直接影響聲壓級(jí)(sound pressure level，SPL)的大小，兩者之間的相互關(guān)系為

(2)

式中：LSPL為聲壓級(jí);pref為參考?jí)毫χ担ǔＨref=2×10-5Pa。

將各個(gè)頻帶上的LSPL相疊加就得到了總聲壓級(jí)(overall sound pressure level，OASPL)的值，計(jì)算公式為

(3)

本文數(shù)值計(jì)算在ANSYS Fluent中進(jìn)行，采用基于密度基的瞬態(tài)可壓縮求解器，湍流模型選取LES配合WALE(wall-abapting local eddy-visocity)模型。變量梯度離散格式采用基于單元體的最小二乘法插值，通量分裂格式采用Roe-FDS，無(wú)黏對(duì)流項(xiàng)使用二階迎風(fēng)格式，黏性擴(kuò)散項(xiàng)使用二階精度中心差分格式，時(shí)間格式采用二階耦合隱式步進(jìn)，又稱雙重時(shí)間推進(jìn)。

2.3 計(jì)算網(wǎng)格

為了精確模擬計(jì)算區(qū)域近壁面附近的流動(dòng)現(xiàn)象，近壁面區(qū)域需采用適合求解黏性影響比較明顯的增強(qiáng)避免處理方法進(jìn)行計(jì)算，即要求近壁面處劃分的網(wǎng)格要足夠精細(xì)。通常，用y+來(lái)衡量近壁面處劃分網(wǎng)格的精細(xì)程度，其計(jì)算公式為

(4)

式中:u為流體流動(dòng)的平均速度;ur為流體與壁面的摩擦速度;τw為壁面的切應(yīng)力;Δy為近壁面處第一層網(wǎng)格高度。在劃分網(wǎng)格時(shí)，近壁面處的網(wǎng)格分辨率應(yīng)滿足y+≤1，空腔內(nèi)部采用較精細(xì)的網(wǎng)格，空腔外部則采用相對(duì)較稀疏的網(wǎng)格，如圖4所示。

圖4 空腔網(wǎng)格模型示意圖

在進(jìn)行空腔噪聲的仿真計(jì)算時(shí)，為了達(dá)到數(shù)值穩(wěn)定以及時(shí)間計(jì)算精度，需保證庫(kù)朗數(shù)在整個(gè)流場(chǎng)域內(nèi)都小于或等于1。庫(kù)朗數(shù)(Courant number)由式(5)給出，故取時(shí)間步長(zhǎng)約為Δt≈1×10-5s。

(5)

式中:u為自由流速度;Δt為時(shí)間步長(zhǎng);Δx為速度方向的網(wǎng)格長(zhǎng)度。

2.4 數(shù)值方法驗(yàn)證

當(dāng)Ma=0.85時(shí)，基準(zhǔn)空腔流場(chǎng)一個(gè)周期內(nèi)的渦量云圖，如圖5所示。從圖5可知，空腔內(nèi)部流場(chǎng)中包含了分離渦的生成、發(fā)展、脫落、運(yùn)動(dòng)與碰撞等現(xiàn)象。其具體的流動(dòng)現(xiàn)象可表述為：當(dāng)高速氣流流過(guò)空腔時(shí)，在空腔上方形成不穩(wěn)定的剪切層，不穩(wěn)定的剪切層在前緣唇口處發(fā)生分離，從而產(chǎn)生了分離渦，隨著分離渦不斷發(fā)展，最終在前緣唇口處發(fā)生分離，之后分離渦繼續(xù)朝空腔下游運(yùn)動(dòng)，直至與空腔后緣發(fā)生碰撞，使其成為噪聲源，與此同時(shí)，由碰撞產(chǎn)生的擾動(dòng)波以聲學(xué)形式向空腔前部傳播，傳播至前緣時(shí)與前緣唇口處的剪切層發(fā)生相互作用，從而加劇了前緣剪切層的不穩(wěn)定性，進(jìn)而會(huì)產(chǎn)生新的分離渦，由此便形成了一個(gè)反饋回路，并在空腔內(nèi)部產(chǎn)生了高強(qiáng)度噪聲，這就是空腔噪聲的產(chǎn)生機(jī)理。

圖5 基準(zhǔn)空腔流場(chǎng)一周期內(nèi)渦量云圖

當(dāng)Ma=0.85時(shí)，基準(zhǔn)空腔一個(gè)周期內(nèi)的壓強(qiáng)云圖，如圖6所示。從圖6可知，隨著時(shí)間的推移，空腔內(nèi)壓強(qiáng)較高區(qū)域的位置和大小會(huì)發(fā)生不同的變化，相應(yīng)地，空腔內(nèi)壓強(qiáng)較低區(qū)域的位置和大小也會(huì)發(fā)生不同的變化，這使空腔內(nèi)部的壓強(qiáng)振蕩加劇，進(jìn)而產(chǎn)生了空腔噪聲，且這也是空腔噪聲產(chǎn)生的最直接原因；空腔后壁附近處的壓強(qiáng)變化相對(duì)較劇烈，也是空腔內(nèi)后部噪聲等級(jí)大于前部的原因所在。

圖6 基準(zhǔn)空腔流場(chǎng)一周期內(nèi)壓強(qiáng)云圖

基準(zhǔn)空腔數(shù)值仿真結(jié)果與Chen等的試驗(yàn)及數(shù)值仿真結(jié)果中關(guān)于K29監(jiān)測(cè)點(diǎn)處噪聲頻譜的對(duì)比，如圖7所示。由表1的數(shù)據(jù)可知，相比文獻(xiàn)數(shù)值計(jì)算結(jié)果，本文數(shù)值計(jì)算得到的K29監(jiān)測(cè)點(diǎn)處噪聲頻譜與試驗(yàn)結(jié)果更為接近。

圖7 K29監(jiān)測(cè)點(diǎn)噪聲頻譜對(duì)比

表1 K29監(jiān)測(cè)點(diǎn)噪聲頻譜對(duì)比表

3 數(shù)值仿真結(jié)果及分析

3.1 流場(chǎng)結(jié)果分析

3.1.1 渦量云圖對(duì)比分析

當(dāng)Ma=0.85，β=60°時(shí)，空腔流場(chǎng)一個(gè)周期內(nèi)的渦量云圖，如圖8所示。從圖8可知，空腔流場(chǎng)中依然存在分離渦的生成、發(fā)展、脫落、運(yùn)動(dòng)與碰撞等現(xiàn)象，但與基準(zhǔn)空腔相比有下述不同：

(1)對(duì)比圖8(d)和圖5(d)可知，當(dāng)空腔前壁及底板同時(shí)發(fā)生傾斜時(shí)，流場(chǎng)中的分離渦相比基準(zhǔn)空腔較小，這將導(dǎo)致分離渦與后緣角的撞擊力度減小。

(2)空腔前緣唇口處分離渦的位置隨著前壁及底板的傾斜被抬高，同時(shí)使其具有繼續(xù)向上抬升的趨勢(shì)。分離渦運(yùn)動(dòng)至后緣與后緣角發(fā)生碰撞的情況已發(fā)生較大變化(見(jiàn)圖8(e))，此時(shí)已不再是強(qiáng)有力的正面碰撞，這與圖5(e)的正面碰撞已完全不同。

圖8 空腔流場(chǎng)一個(gè)周期內(nèi)渦量云圖(β=60°)

(3)由于空腔形狀的改變，增加了大尺度漩渦的運(yùn)動(dòng)距離，相應(yīng)也增加了大尺度漩渦的能量耗散，使其與后緣角的碰撞力度大大減小。

3.1.2 壓強(qiáng)脈動(dòng)對(duì)比分析

當(dāng)Ma=0.85時(shí)，空腔前壁傾斜角為β=20°，β=40°和β=60°時(shí)空腔底面K29監(jiān)測(cè)點(diǎn)處壓強(qiáng)脈動(dòng)與基準(zhǔn)空腔的對(duì)比，如圖9所示。從圖9可知，當(dāng)β=20°時(shí)，K29監(jiān)測(cè)點(diǎn)處壓強(qiáng)脈動(dòng)與基準(zhǔn)空腔相比有所降低，而當(dāng)β=40°和β=60°時(shí)，K29監(jiān)測(cè)點(diǎn)處壓強(qiáng)脈動(dòng)與基準(zhǔn)空腔相比已有大幅降低?？涨坏酌娴膲簭?qiáng)脈動(dòng)是空腔噪聲產(chǎn)生的直接原因，由此可推斷出，當(dāng)空腔前壁和底板同時(shí)發(fā)生傾斜時(shí)，空腔噪聲的聲壓級(jí)幅值會(huì)降低，可達(dá)到抑制空腔噪聲的目的。

圖9 K29監(jiān)測(cè)點(diǎn)壓強(qiáng)脈動(dòng)對(duì)比

3.2 聲場(chǎng)結(jié)果分析

3.2.1 主模態(tài)聲壓級(jí)對(duì)比分析

當(dāng)Ma=0.85時(shí)，K29監(jiān)測(cè)點(diǎn)處主模態(tài)聲壓級(jí)隨β的變化情況，如圖10所示。從圖10可知，K29監(jiān)測(cè)點(diǎn)處主模態(tài)聲壓級(jí)與β之間并非完全是線性關(guān)系，但從整體趨勢(shì)來(lái)看，兩者之間近似于負(fù)相關(guān)的關(guān)系。當(dāng)β在[0°，12°]時(shí)(β=0°時(shí)為矩形空腔)，主模態(tài)聲壓級(jí)從162.16 dB降低至158.75 dB；當(dāng)β在[12°，20°]時(shí)，主模態(tài)聲壓級(jí)小幅上升至160.89 dB；當(dāng)β在[20°，32°]時(shí)，主模態(tài)聲壓級(jí)下降至157.74 dB；當(dāng)β在[32°，36°]時(shí)，主模態(tài)聲壓級(jí)小幅增長(zhǎng)至158.80 dB；當(dāng)β在[36°，48°]時(shí)，主模態(tài)聲壓級(jí)大幅下降至152.17 dB；當(dāng)β在[48°，52°]時(shí)，主模態(tài)聲壓級(jí)小幅增長(zhǎng)至152.94 dB；當(dāng)β在[52°，60°]時(shí)，主模態(tài)聲壓級(jí)下降至149.75 dB。當(dāng)β=60°時(shí)，主模態(tài)聲壓級(jí)相比矩形空腔已降低了12.41 dB。

圖10 空腔噪聲K29點(diǎn)主模態(tài)聲壓級(jí)變化

3.2.2 總聲壓級(jí)對(duì)比分析

當(dāng)Ma=0.85時(shí)，空腔前壁傾斜角為β=20°，β=40°和β=60°時(shí)空腔底面各監(jiān)測(cè)點(diǎn)處總聲壓級(jí)與基準(zhǔn)空腔的對(duì)比，如圖11所示。從圖11可知，無(wú)論基準(zhǔn)空腔或是前壁具有不同傾斜角的空腔，其總聲壓級(jí)沿流向方向整體呈現(xiàn)遞增的趨勢(shì)。其中，β=20°時(shí)，各監(jiān)測(cè)點(diǎn)總聲壓級(jí)相比基準(zhǔn)空腔均有所降低，但降低幅度較??；而當(dāng)β=40°和β=60°時(shí)，各監(jiān)測(cè)點(diǎn)總聲壓級(jí)相比基準(zhǔn)空腔均有大幅減低，其中β=40°時(shí)，K29監(jiān)測(cè)點(diǎn)處總聲壓級(jí)降低了2.69 dB，β=60°時(shí)，K29監(jiān)測(cè)點(diǎn)處總聲壓級(jí)降低了5.42 dB。

圖11 空腔噪聲總聲壓級(jí)對(duì)比

3.2.3 主模態(tài)頻率對(duì)比分析

當(dāng)Ma=0.85時(shí)，K29監(jiān)測(cè)點(diǎn)處主模態(tài)頻率隨β的變化情況，如圖12所示。從圖12可知，當(dāng)β在[0°，24°]時(shí)，主模態(tài)頻率基本保持在149.84 Hz左右；當(dāng)β在[24°，28°]時(shí)，主模態(tài)頻率大幅降低至124.87 Hz；當(dāng)β在[28°，36°]時(shí)，主模態(tài)頻率基本保持在124.87 Hz；當(dāng)β在[36°，40°]時(shí)，主模態(tài)頻率又大幅降低至99.89 Hz；當(dāng)β在[40°，60°]時(shí)，主模態(tài)頻率基本保持在約99.89 Hz。當(dāng)β=60°時(shí)，主模態(tài)頻率相比基準(zhǔn)空腔已向低頻部分移動(dòng)了49.95 Hz。

圖12 空腔噪聲K29點(diǎn)主模態(tài)頻率變化

數(shù)值仿真結(jié)果中出現(xiàn)的關(guān)于空腔噪聲主模態(tài)頻率大幅移動(dòng)的現(xiàn)象，在文獻(xiàn)[24]的研究中也出現(xiàn)過(guò)。該文獻(xiàn)對(duì)不同L/D的空腔進(jìn)行了試驗(yàn)研究，研究發(fā)現(xiàn)空腔長(zhǎng)度L會(huì)對(duì)空腔噪聲的模態(tài)頻率產(chǎn)生影響。同時(shí)發(fā)現(xiàn)，空腔噪聲的模態(tài)頻率會(huì)在空腔長(zhǎng)度L減小至某一值時(shí)向高頻部分大幅移動(dòng)。因此，關(guān)于數(shù)值仿真結(jié)果中出現(xiàn)的主模態(tài)頻率移動(dòng)的現(xiàn)象，其可能原因是由于空腔前壁及底面同時(shí)傾斜導(dǎo)致空腔“有效長(zhǎng)度”變大，進(jìn)而使主模態(tài)頻率產(chǎn)生了跳躍式移動(dòng)。

實(shí)際工程應(yīng)用時(shí)，應(yīng)綜合考慮目標(biāo)空腔噪聲主模態(tài)聲壓級(jí)、總聲壓級(jí)以及主模態(tài)頻率隨空腔前壁傾斜角β的變化規(guī)律進(jìn)行空腔前壁傾斜角β的選取。選取的基本原則是使目標(biāo)空腔噪聲的主模態(tài)頻率發(fā)生跳躍，并且力求空腔噪聲主模態(tài)聲壓級(jí)及總聲壓級(jí)最小，同時(shí)還要兼顧目標(biāo)空腔容積和實(shí)際用途要求。

4 結(jié) 論

通過(guò)數(shù)值仿真探究了空腔前壁及底板同時(shí)傾斜對(duì)空腔噪聲的抑制效果，經(jīng)綜合分析得到以下結(jié)論：

(1)采用LES結(jié)合計(jì)算CAA的方法對(duì)空腔非定常流動(dòng)及聲與流動(dòng)相互耦合的現(xiàn)象進(jìn)行了數(shù)值仿真，并將數(shù)值仿真結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比分析，驗(yàn)證了數(shù)值仿真方法的準(zhǔn)確性。

(2)當(dāng)Ma=0.85時(shí)，K29監(jiān)測(cè)點(diǎn)處空腔噪聲主模態(tài)聲壓級(jí)隨前壁傾斜角β的增大整體呈下降趨勢(shì)，但兩者并非完全呈線性關(guān)系，并且空腔噪聲總聲壓級(jí)也會(huì)隨之降低。在β=60°，其主模態(tài)聲壓級(jí)降低了12.41 dB，總聲壓級(jí)降低了5.42 dB。由此可推斷出，空腔內(nèi)的流場(chǎng)和聲場(chǎng)環(huán)境均得到了有效改善。

(3)當(dāng)Ma=0.85時(shí)，K29監(jiān)測(cè)點(diǎn)處空腔噪聲主模態(tài)頻率隨著前壁傾斜角β的逐漸增大，先在[24°，28°]時(shí)向低頻部分移動(dòng)了24.34 Hz，又在[36°，40°]時(shí)向低頻部分移動(dòng)了24.98 Hz，最終主模態(tài)頻率向低頻部分移動(dòng)了49.32 Hz?？涨辉肼曋髂B(tài)頻率的大幅移動(dòng)，會(huì)使其避開(kāi)空腔固有頻率，能有效避免空腔結(jié)構(gòu)及腔內(nèi)武器裝備發(fā)生聲疲勞破壞。