声激励抑制空腔流激振荡的实验研究

实验研究了声激励对高速外流下矩形空腔振荡流动的抑制效应。实验发现了空腔流激振荡的主导模态随来流速度的敏感变化现象。通过在空腔前缘加纯音声激励，在Ｍ≤０．６的情况下取得了较好的抑制振荡效果。测量了腔口自由剪切层的平均速度型及速度脉动频谱，证实了前缘声激励对自由剪切层内不稳定波的激发作用，探讨了空腔振荡机理及声激励抑制机理。     

流动诱导空腔振荡预测方法的改进

详细地阐述了流动诱导空腔振荡的机理，并对小尺寸空腔（长深比L／D＝4）做了反复的实验。基于本文的实验结果和国外飞机弹舱噪声的飞行数据及空腔的风洞实验数据，并结合流动诱导空腔振荡的机理合理改进了预测流动诱导空腔振荡各阶模态的频率方程，以及预测自由剪切层自激振荡第一阶和第三阶模态的1／3倍频程声压级的工程算法，结果表明，采用改进后的计算方法对流动诱导空腔振荡噪声的预测具有较高的精度，并能用于工程计算。     

基于前缘边界层扰动的空腔压力脉动抑制研究

武器内埋是实现战斗机超声速巡航、低可探测性(隐身)等先进技术指标的关键气动布局措施之一。腔内流场结构复杂,在一定条件下存在严重压力脉动,诱发强烈噪声,声压级(SPL)甚至可高达170dB,可能造成结构与内部元器件的破坏,因此空腔噪声与抑制方法成为研究热点之一。为此,对亚、跨声速流动条件(Ma=0.6、0.95和1.2)下有、无斜劈(ramps)时过渡式空腔(长深比L/D=4)气动声学特性开展了风洞试验研究,通过综合对比分析空腔底面中心线上的声压级分布和不同测点的声压频谱(SPFS)特性,探讨了斜劈对空腔气动噪声的抑制效果。研究结果表明,在亚、跨声速条件下,采用前缘斜劈对空腔内噪声有一定抑制效果,使得空腔后部区域声压级降低幅度比前部区域大,同时对空腔前壁以及后壁噪声也有抑制效果,部分典型测点声压频谱曲线上的能量尖峰基本全部被削平,这表明空腔流场已不存在产生自持振荡的流动机制。     

封闭空腔声学特性研究

研究封闭空腔结构在声激励下出现的流固耦合问题,难点和关键点是弄清封闭空腔的声学特性。建立封闭空腔的有限元模型,根据空气的物理特性和空气中的音速,计算得到封闭空腔的声学固有频率;试验采用点声源装置、随机信号激励,采集时域数据进行功率谱分析,由频谱图得到共振频率,即封闭空腔的声学固有频率。比较并分析试验值与计算值,二者相吻合,对于轴向声学频率,有限元计算相对准确。     

空腔可压缩流致噪声问题研究进展

空腔是一种常见的飞行器结构，高速来流条件下，空腔流致噪声成为重要噪声源，制约飞行器性能的提高。针对空腔可压缩流致噪声问题的研究进展进行综述，分析空腔流激振荡及其诱导噪声的产生机制、参数影响规律与噪声控制技术发展趋势。基于空腔非定常流动及其诱导噪声特性，总结空腔可压缩流致噪声产生、传播规律以及相关研究方法，从来流参数、空腔形态、结构振动等关键参数出发，阐述空腔可压缩流致噪声的参数影响规律，总结空腔噪声控制技术的研究现状以及存在不足。最后，对空腔可压缩流致噪声问题研究面临的挑战和发展趋势进行展望。     

空腔噪声的马赫数敏感性研究

敏感度分析在评估参数的重要程度以及计算不确定度方面具有重要作用。通过风洞试验开展了亚跨超声速下的空腔噪声马赫数敏感性研究。亚跨声速下，通过调节调压阀的开度改变马赫数，马赫数名义增量为0.010。超声速下，通过改变模型迎角实现马赫数的连续变化，迎角增量为1°。利用总压耙测量空腔入口马赫数。结果表明:空腔后部测点脉动压力系数在亚跨声速下随着马赫数的增加而增加，而在超声速下随着马赫数的增加而减小。跨声速下，脉动压力系数对马赫数的敏感性导数最大。不考虑模态切换的情况下，不同速域的主导声模态St对马赫数的敏感性导数均为负数。主导声模态谱峰在亚声速下随着马赫数的增加而增加，而在超声速下随着马赫数的增加而降低。敏感度研究结果不仅可用于内埋武器舱气动噪声载荷的不确定度评估，也有助于更好地认识空腔噪声特性。     

DES方法模拟空腔流动及噪声分析

空腔流动中包含多种复杂的物理现象,一直是流体力学中的一个重要问题。本文研究了三维非定常雷诺平均N-S方程和分离涡模拟(Detached eddy simulation,DES)方法在空腔流动及空腔噪音问题的应用。利用两种方法对三维空腔流动及噪音进行了数值计算并与实验数据进行了对比,通过分析比较发现DES方法得到的结果更加准确,特别是通过声压级(Sound pressure level,SPL)分析发现DES方法能够较好地捕捉空腔流动中的压强脉动及噪声水平,说明DES方法能够有效处理空腔流动问题。     

跨声速空腔剪切层动态特征传播特性研究

开式空腔流动发生时,剪切层内旋涡运动与腔内前传声波相互作用,引发空腔自持振荡现象。针对长深比为7的开式空腔,采用脉动压力测试技术,在Ma=0.9来流条件下开展腔内剪切层动态特征试验研究,通过频谱分析和互相关分析,揭示剪切层动态特征发展机制和模态噪声传播规律。结果表明：剪切层内单调增大的宽频噪声和类余弦分布的模态噪声相互叠加,使剪切层整体动态特征呈波浪上升发展;模态噪声逆流向上行传播,其速度同样呈类余弦分布,变化趋势与模态噪声幅值保持一致。结合Rossiter模态预估理论发现：同频率的上行模态声波与下行旋涡相互作用,产生了类驻波现象,导致模态噪声功率谱密度和传播速度沿流向周期性变化。     

后壁倒角对空腔噪声的抑制效果

对不同后壁角度(δr)时长深比为9的空腔模型底面中心线上的声压级分布、不同测点声压频谱特性进行分析,着重研究了后壁倒角对空腔噪声的抑制效果.结果表明,无论是在亚声速还是在超声速,空腔后壁角度增大,使得空腔内不同测点的声压级都有所降低,特别是后壁处的声压级明显降低; 对不同测点的声压频谱特性也有一定影响,特别是对空腔流激振荡峰值频率时的噪声声压级有较为明显的抑制效果.可见,增大空腔后壁角度对空腔噪声有一定的抑制效果.     

空腔内旋转流动LDA整场测量及实验Re数恒定方法

空腔内的旋转流动常常涉及二次流、旋涡破裂等复杂问题。在整场流动实验测量中 ,必须长时间保持恒定工况。目前文献中的作法一般是采用高精度的恒温水域 ,但系统复杂、控制精度受限制。笔者介绍了一种根据实测温度调频变速保持实验Re数不变的方法。实验表明 ,该方法简单易行 ,并能将流动在长时间内高精度地保持在同一工况Re数内。最后给出了采用这种方法的整场和旋涡破裂区域内速度分布的LDA测量结果。     

流阻渐变型后缘抑制BWB发动机噪声衍射实验研究

在翼身融合体（BWB）飞机外形布局中，利用机体部件对发动机噪声源的遮挡作用可以降低发动机对地面的噪声影响。流阻渐变分布的吸声材料可以有效抑制由于声压突然变化而导致的粒子振动速度变大，根据此边缘效应抑制机理，提出了一种新型流阻渐变型后缘来进一步降低BWB发动机对地面的噪声影响。为此，在具有全消声环境的0.55 m×0.4 m声学引导风洞中，利用"NACA0012翼型+旁侧圆柱"的简化模型类比翼身融合体飞机机体与背部发动机之间的外形布局，分别从经典声学和气动声学的角度探讨填充3种不同流阻率吸声材料的翼型后缘对旁侧噪声源衍射噪声的抑制效果，分析在不同来流风速下不同翼型后缘对另一侧声场噪声的不同影响。研究结果表明:旁侧噪声源在有翼型遮挡的情况下，噪声的声压级明显降低，最多能降低约5 dB；而将标准后缘分别更换为3种不同流阻渐变型后缘后，在不同程度上额外抑制了噪声组成中的衍射噪声，从而进一步降低了噪声；且降噪效果与流阻率正相关，其中流阻率最大的吸声材料降噪效果最好，能进一步降低噪声声压级约3 dB；可推测吸声材料流阻率在0~∞的范围中，降噪效果随流阻率r增加呈先增强后减弱的现象。     

可重复使用飞行器脉动压力数值模拟研究

相对于传统火箭或导弹，可重复使用飞行器的脉动压力问题更为复杂、且相关研究较少。本文采用RANS/LES混合方法模拟了可重复使用飞行器在竖立状态、跨声速飞行、超声速飞行3类典型状态下的非定常流场，并提取了典型特征位置的脉动压力。计算结果显示，竖立状态下的脉动压力发生在背风区和分离点，声压级约115 dB，频率不超过1 Hz；跨声速飞行时的脉动压力发生在机翼和尾翼上的激波振荡区域，声压级高达140 dB，频率在10 Hz左右；超声速飞行时的脉动压力发生在飞行器机翼、副翼的下表面等迎风面上出现较强逆压梯度的区域，声压级也高达140 dB，频率约为22 Hz。此外，飞行器底部等容易发生分离的部位也是容易产生较强脉动压力的位置。     

用遥测数据识别飞行外声场

给出了一种用遥测数据通过混响室噪声试验识别飞行外声场的方法,并提供了一个实例。该方法以遥测加速度功率谱为控制谱,以遥测点为响应测量点,通过噪声试验调节外声场声谱,使测量点的响应与控制谱一致,识别出飞行外声场。共识别了起飞段和跨音速段两种外声场。实例给出了某火箭某次遥测数据及识别外声场,并将识别外声场与该火箭另次飞行的实测外声场进行了比较。比较表明,识别外声场与实测外声场总声压级最大相差5.2dB,谱型振动能量分布存在较大差别。作为有限条件下(仅有遥测数据)获取外声场的一种方法,并以此外声场作为输入载荷对试件进行故障分析和振动环境获取,从飞行结果看,该方法是可行有效的。     

混气电解加工中两相流音速及阻塞机理研究

着重分析研究气液两相流音速特性及其阻塞机理。通过测量由小药量电雷管爆炸而产生的压力波传播速度，然后修正到音速。试验结果表明，气液两相流音速与气泡率、当地压力及其流型有关。由于气液混合物强烈的压缩性，混气电解加工间隙中易于出现类似可压缩气体的阻塞现象。     

高强驻波声场中的湍流

反射端声压级高于140dB以后驻波管中的声流结构会发生明显变化。利用流动显示和LDV（Laser Doppler Velocimetry）技术对该问题进行了实验研究。流动显示结果表明，在160dB左右的高强驻波声场中随着旋涡结构的合并、破裂等现象的出现，声致流动有明显的湍流特性。LDV测量结果显示，随着驻波管中声压级的提高，一些测点的速度频谱明显加宽，出现高频速度脉动，而另一些点的速度频谱则没有显著变化。径向湍流强度测量结果显示，此时管中流动已是复杂的三维结构,而非轴对称的二维结构。     

地面反射和衰减效应对声源频谱的影响

噪声源辐射的声波在传播过程中,由于地面的存在会引起声波的反射和衰减,并产生地表面波使得声源频谱特性发生显著的变化。为利用观察点处实测声频谱来预估实际声源自由场频谱特性,必须适当地计及地面反射和衰减效应的影响。本文采用Chien—Soroka地面反射衰减效应理论模型以及Delany—Bazley地面导纳函数,在局部反应地面假设基础上,给出了存在地面反射和衰减时实测声源频谱与实际声源自由场频谱之间的换算公式,并编制了相应的计算程序。文中给出的算例与文献[3][7]中给出的测量结果进行了比较,两者基本吻合。最后还对地面流阻和接收点高度对地面反射和衰减效应的影响进行了数值计算,结果表明,随地面流阻增加和接收点高度的降低都会使得第一个声波干涉低谷向高频移动。因此,实际测量小,若地面流阻未知,可采用紧贴地面设置传声器的方法测量声源频谱,此时地面影响的修正量,在第一声波干涉低谷以下,均为6dB。     

Comparison of Passive Control Methods on Cavity Aeroacoustic Using Delayed Detached Eddy Simulation

Delayed detached eddy simulation(DDES)is performed to investigate an open cavity at Ma0.85.Clean cavity and cavity with leading-edge saw tooth spoiler and flattop spoiler,are modeled.The results obtained from clean cavity prediction are compared with experimental sound pressure level(SPL)data from QinetiQ,UK.DDES results agree well with the experimental data.Furthermore,comparisons are made with the predicted SPL between the three configurations to find out the effect of different passive control methods.Both the spoilers can suppress the over-all SPL up to 8dB.The main focuses of this investigation are to exam the DDES method on cavity aeroacoustic analysis and test the noise suppression effect by saw tooth spoiler and flattop spoiler.