内埋弹舱流动/振动/噪声多场载荷实验

王显圣，周方奇，徐来武，吴军强，路 波，杨党国，*

(1. 中国空气动力研究与发展中心 空气动力学国家重点实验室，绵阳 621000；2. 中国空气动力研究与发展中心 高速空气动力研究所，绵阳 621000)

0 引 言

内埋弹舱是先进隐身战机、军用运输机、轰炸机等作战飞行器普遍采用的布局形式，在提升飞行器隐身能力、降低飞行阻力、扩大作战半径、实现高马赫数巡航等方面具有突出优势，并在世界各军事强国推动下被广泛而深入的研究[1-2]。近年来，随着轻质复合材料的普遍应用，飞行器结构重量更轻但结构振动特性更强。内埋武器发射过程中，空腔效应引起的流动自持振荡会形成强噪声环境，对飞行器结构安全造成潜在危险，影响武器发射精度和空战效能[2]。特别是高速来流条件下，舱内噪声环境恶劣、载荷异常复杂，高强度声压引起的交变应力能够引起结构振动响应非线性增强，形成复杂的气动/结构/噪声耦合问题[3-4]，不仅加速结构疲劳破坏，甚至可能诱发结构共振，危及飞行安全。因此，掌握内埋弹舱流动/振动/噪声多场载荷实验原理，实现多场载荷一体化模拟和同步测试，对构建工程实用的内埋弹舱多场载荷、作战环境评估手段和提升内埋武器系统作战效能具有重要意义。

内埋武器发射时通常伴随复杂流动分离、剪切层失稳、波-涡-固壁相互干扰等问题，形成空腔流动自持振荡现象[5-7]。空腔流动自持振荡是一种典型的非定常、非线性流体动力学现象。为了保证内埋弹舱有效存储空间和作战武器数量，实际内埋弹舱长深比受到限制，通常以开式空腔流动为主[8-10]，高速来流条件下更易形成流动自持振荡。根据剪切层与固壁作用方式不同，空腔流动自持振荡分为剪切层模态和尾迹模态两种类型，这两种类型与剪切层动量厚度和空腔尺度之比密切相关[8]。在剪切层模态下，空腔流动振荡频率受到空腔尺度和来流马赫数等参数影响；在尾迹模态下，空腔振荡频率通常与来流马赫数无关[8]。

空腔流动自持振荡的形成机制主要包括流体动力学反馈机制、流体-声共鸣机制、流体-弹性边界耦合机制[10-13]。流体动力学反馈机制主要受到空腔开口区域的剪切层开尔文-亥姆霍兹不稳定性影响，当边界层在弹舱前缘分离以后，剪切层内涡扰动逐渐增强，并在弹舱后缘与固壁相互作用[14-16]。当内部压力波运动至弹舱前缘时，剪切层扰动进一步增强，形成扰动反馈回路，诱发非定常压力振荡并向外辐射噪声[17]。流体-声共鸣机制主要受到弹舱内驻波引起的非定常流动效应影响，边界约束作用下舱内多压力波反馈叠加，特定尺寸情况下，弹舱内形成高频振荡的驻波现象。流体-弹性边界耦合机制研究相对较少，主要受到结构振动辐射声场与非定常流场相互作用影响。这三种机制并非完全独立，在实际内埋弹舱问题中，通常存在多种机制的共同驱动和相互作用，导致舱内非定常流动振荡幅度进一步增强[18]。

未来作战飞机对运载能力、远航性能和机动性能的要求越来越高，具有轻、薄特征结构部件被广泛应用，不过实际飞行过程中，这些部件的流动、噪声和结构耦合效应增强。王显圣等[7]从内埋弹舱噪声产生与传播机制、关键参数影响规律等方面，分析了内埋弹舱可压缩流致噪声问题研究面临的挑战。Barone等[19]基于数值方法研究了舱内物体非定常气动力、力矩与舱内噪声模态之间的关系，发现舱内物体结构响应受到弹舱内噪声载荷和结构固有属性的共同影响。Wagner 等[3]通过风洞实验研究了舱内物体和声学环境的相互作用规律，物体流向和法向振动受到弹舱内噪声模态的影响，当结构固有属性和舱内噪声模态匹配时，舱内物体结构响应显著增强，而舱内存储物也显著改变了内埋弹舱的声学特性。Casper 等[20]通过研究高亚声速内埋弹舱复杂几何外形对弹舱绕流和结构响应的影响规律，分析了内埋弹舱声场和舱内弹性物体之间的模态耦合机制。王显圣、施傲等[21-22]通过高速风洞实验分析了内埋弹舱噪声载荷对弹性部件结构振动的作用规律，发现近场噪声载荷是弹舱结构振动的重要激励源，内埋弹舱结构振动响应以低阶模态为主。

近年来，随着作战飞行器综合性能日益提高，内埋弹舱多物理场耦合问题得到关注[23]，不过由于流体动力学、气动声学和结构动力学等多学科交叉问题的复杂性，相关工作面临研究手段单一、作战环境模拟能力不足、工程实用性不强等诸多挑战[24-25]。本文针对内埋武器系统的多学科优化设计与多场载荷评估问题，分析内埋弹舱流动/振动/噪声多场载荷实验模拟准则，建立多场载荷同步测试技术，并基于气动/噪声/结构一体化风洞实验，获取不同来流条件内埋弹舱的多场载荷演化规律，分析结构共振条件和近共振工况的结构响应规律，为建立真实内埋弹舱多场载荷特性和作战性能评估手段、提升内埋武器发射精度提供技术支撑。

1 风洞实验模拟准则

内埋弹舱流动/振动/噪声多场载荷实验模拟准则是开展实验方案设计、多场载荷规律分析的理论基础和关键依据。为了保证内埋弹舱多场载荷实验模拟准则完整性，将流体动力学、气动声学和结构动力学原理应用于内埋弹舱多场载荷模型，构建内埋弹舱流动/振动/噪声多场方程并进行量纲分析，获取来流条件、模型几何特征、结构特征等关键影响参数的相互关系[7,21]，建立内埋弹舱多场载荷实验模拟准则。

1.1 内埋弹舱流动/振动/噪声多场载荷方程

根据流体动力学和气动声学原理[26]，建立内埋弹舱绕流的可压缩流场和声场控制方程：

1.2 内埋弹舱多场载荷实验模拟准则

基于内埋弹舱流动/振动/噪声多场载荷方程以及边界条件的无量纲形式，获取内埋弹舱多场载荷实验模拟准则，如表1 所示，并进一步分析相似准则物理含义，为指导内埋弹舱多场实验提供理论依据。

表1 内埋弹舱气动外形、飞行工况和结构特征模拟准则Table 1 Similarity criteria of the geometric, flight and structural parameters for the weapons bay

在实际应用中，缩比模型实验很难保证表1 中所有相似准则完全模拟，通常根据内埋弹舱多场载荷实验的关键影响参数选取合适的相似准则指导实验。根据内埋弹舱多场特性及相互作用规律[7,21]，当不考虑内埋弹舱结构响应时，需要模拟的相似准则主要包括模型长深比、长宽比、来流马赫数、雷诺数和边界层尺度因子；当需要考虑内埋弹舱结构响应时，例如内埋弹舱气动/结构一体化设计评估验证实验，需要额外模拟结构特征频率相似参数，以充分表征结构固有频率和噪声载荷的相互作用关系。

2 内埋弹舱多场载荷风洞实验方法

基于内埋弹舱流动/振动/噪声多场载荷实验模拟准则和关键参数分析，进行典型内埋弹舱模型设计，并利用多场载荷同步测试技术，获取内埋弹舱流场压力、结构振动和噪声多场载荷特性。

2.1 风洞及测试设备

实验在中国空气动力研究与发展中心的FL-23风洞中完成，该风洞是一座直流暂冲式风洞，来流马赫数范围0.4～4.0，覆盖亚、跨、超声速速域。风洞实验段的横截面尺寸为0.6 m×0.6 m，长度为2.5 m。在开展亚、跨声速实验时，风洞实验段的上下洞壁采用斜开孔壁，左右洞壁采用实壁；在开展超声速实验时，风洞实验段四个洞壁均采用实壁。

根据内埋弹舱舱内非定常流动特征，选取弹舱底板为测试区域，关键测点布局如图1 所示。实验中采用刚性内埋弹舱模型进行流场静压和噪声载荷测试，其中静压数据通过PSI 压力扫描阀进行测量，为获取内埋弹舱噪声载荷数据，在弹舱模型底部布置脉动压力传感器，传感器型号为LE-062-30A，传感器直径为1.7 mm；采用弹性内埋弹舱模型进行声振耦合状态的噪声载荷与结构振动响应测试，在弹性内埋弹舱底板中心位置安装加速度传感器，传感器型号为EGAX-100-C20001。利用DEWESOFT 动态信号采集系统进行噪声载荷与振动响应传感器采集数据的实时处理，两种传感器采样频率均为50 kHz，采样时间均为10 s。

图1 噪声载荷与振动响应传感器测点位置示意图Fig. 1 Position layout of the noise and vibration transducers

2.2 内埋弹舱实验模型设计

为了模拟弹性边界振动响应对内埋弹舱多场载荷影响规律，采用刚性和弹性模型进行内埋弹舱流动/噪声和流动/振动/噪声风洞实验。内埋弹舱模型采用侧壁支撑方式安装于风洞侧壁位置，如图2 所示，其中o为弹舱前缘坐标原点，x轴指向来流速度方向。

图2 内埋弹舱实验模型Fig. 2 Experimental model of the weapons bay

为了模拟无弹性边界振动效应影响的内埋弹舱流动和噪声特性，基于表1 中相似准则进行刚性内埋弹舱关键影响参数设计，弹舱长深比L/D为6，长宽比L/W为2，受到风洞实验段尺寸的限制，内埋弹舱模型的长度L、深度D和宽度W分别设计为540 mm、90 mm 和180 mm。

为了模拟弹性边界振动效应影响下内埋弹舱的流动、振动和噪声多场载荷特性，基于刚性内埋弹舱模型实验数据，选择来流马赫数0.9 工况的噪声载荷主模态频率354 Hz（对应斯特劳哈尔数0.67）为内埋弹舱弹性部件结构固有频率设计值，模拟结构固有属性和噪声载荷激励强耦合工况的内埋弹舱多场载荷特征。弹性结构部件选择振动特性较强的内埋弹舱底板进行设计，内埋弹舱材料为30CrMnSi，弹性结构部件厚度设计值为2 mm。采用厚度25 mm 和2 mm钢板分别模拟刚性和弹性边界内埋弹舱，由于两种弹性部件的厚度相差较大，刚性内埋弹舱模型的结构固有频率远超过舱内噪声载荷频带范围；利用锤击法测得弹性内埋弹舱底板的结构固有频率为348 Hz，利用来流速度和弹舱长度之比作为特征频率的尺度因子，特征频率对应斯特劳哈尔数分别为0.66（马赫数0.9 工况）和0.37（马赫数2.0 工况）。

2.3 非定常数据处理方法

3 内埋弹舱多场载荷特性

通过高速风洞实验开展内埋弹舱流动/振动/噪声多场载荷特性分析，来流马赫数范围为0.6～2.0，雷诺数范围为（6.5～10.7）×106（基于弹舱长度），边界层尺度因子约为3.7%～5.4%。

3.1 内埋弹舱噪声载荷与流场压力分布特性

内埋弹舱压力分布是影响武器发射姿态和弹舱平均流动特性的重要特征。图3 为内埋弹舱底部展向对称中心位置的静压系数分布曲线，其中静压系数Cp=p¯-1。气流流过弹舱前缘时，边界层发生分离，并逐渐演化形成剪切层[11]，由于剪切层两侧压力相近，舱内上游区域静压值接近来流静压。在亚声速工况下，弹舱上游区域（x/L＜ 0.4）受到后壁扰动的影响较小，舱内流向压力梯度小，而弹舱下游区域（x/L＞ 0.4）受到剪切层携带高能气流与后壁相互作用的影响较大[14]，随着弹舱后缘流场压力升高，舱内静压梯度逐渐增大。在超声速工况下，内埋弹舱的静压分布与亚跨声速工况不同，弹舱前部和中部区域（x/L＜ 0.8）的静压系数均接近于零，说明弹舱底板中心位置的静压与来流静压相近，流场压力梯度较小，而弹舱后缘区域（x/L＞ 0.8）的静压系数曲线急剧上升，舱内逆压梯度呈现增大趋势。

图3 内埋弹舱底部中心线静压系数沿流向分布规律Fig. 3 Distribution of the static pressure coefficient along the bottom centerline of the weapons bay

图4 为内埋弹舱噪声载荷声压级沿流向分布规律。内埋弹舱气动声学特征与舱内流动特性密切相关[14]，来流边界层在弹舱前缘发生分离以后，流场中涡扰动在剪切层作用下逐渐增强[17]，并与弹舱后壁相互作用。不同来流马赫数工况，内埋弹舱后壁区域的噪声声压级均处于较高水平，且舱内噪声载荷随着与弹舱后壁距离减小而逐渐增强；内埋弹舱前部区域的噪声载荷强度处于较低水平，噪声声压级最低位置发生在x/L约1/5 处。

图4 内埋弹舱底部中心线噪声总声压级沿流向分布规律Fig. 4 Distribution of SPL along the bottom centerline of the weapons bay

图5 为不同来流工况下内埋弹舱底部区域噪声载荷功率谱密度演化规律。在当前研究工况范围内，舱内噪声载荷谱具有多个峰值，整体呈现为多频率分量的宽带噪声。在马赫数0.6 工况下，噪声主频（即峰值最高位置所对应的频率值）出现在三阶模态位置，对应斯特劳哈尔数为1.26。随着来流马赫数增加，噪声载荷高频部分相对平缓，且高阶声模态峰值逐渐增大；马赫数0.9、马赫数1.5 工况下，噪声主频均出现在二阶模态位置，对应斯特劳哈尔数分别为0.67 和0.60。

图5 内埋弹舱底部噪声载荷功率谱Fig. 5 PSD of the noise load along the bottom centerline of the weapons bay

3.2 高马赫数工况噪声载荷主模态转换行为

随着来流马赫数提高，在马赫数2.0 工况下，舱内噪声载荷主模态出现模态转换行为，如图6 所示。内埋弹舱噪声载荷谱以二阶和五阶模态为主，不过舱内不同位置的二阶和五阶模态噪声能量峰具有显著差异。在靠近弹舱前缘位置（x/L＜0.2），噪声载荷谱主频出现在二阶模态位置，主模态对应斯特劳哈尔数为0.55；不过，舱内其他区域（x/L＞0.2）的噪声载荷谱主频出现在五阶模态位置，主模态对应斯特劳哈尔数为1.62。噪声载荷主模态的转换揭示了内埋弹舱噪声不止受到扰动反馈回路一种机制的影响。由于不同噪声模态对应了舱内不同流场结构和传播行为[27]，在高马赫数弹舱绕流中，复杂波系和大尺度旋涡等流场结构之间存在的相互干扰和竞争，可能直接导致了噪声载荷主模态随马赫数和空间位置的转换行为，也进一步说明具有工程应用价值的内埋弹舱噪声控制方法需要对流场结构进行针对性控制，实现内埋弹舱宽频噪声和模态噪声的有效抑制。

图6 超声速内埋弹舱噪声的主模态转换行为Fig. 6 Switch of the principle noise mode of the weapons bay in supersonic flow

3.3 强耦合条件下噪声载荷与弹性结构作用规律

在实际飞行工况下，内埋弹舱系统通常存在弹性部件，如弹舱舱门和舱体薄壁结构等。根据实验结果，内埋弹舱噪声载荷的频谱范围较宽，强噪声载荷诱导交变应力直接作用于弹性部件，引起结构振动响应增强，同时结构振动也进一步改变了弹舱流场和声场边界条件[21]，形成内埋弹舱振动和噪声耦合现象。

3.3.1 弹性边界对内埋弹舱噪声载荷影响规律

内埋弹舱弹性壁板在振动过程中辐射声波，会改变弹舱的声场边界条件，引起舱内噪声特性产生变化。图7 为弹性内埋弹舱底部噪声载荷总声压级与刚性弹舱工况差量的分布曲线。在马赫数2.0 工况下，内埋弹舱弹性底板的振动强度较弱，结构辐射声波能量较小，舱内噪声载荷总声压级变化量小于0.4 dB；在马赫数0.9 工况下，内埋弹舱弹性底板的固有频率和舱内噪声载荷主模态耦合，在弹性边界振动效应影响下，舱内噪声载荷强度提高。由于舱内噪声载荷主模态激发弹性底板的一阶固有模态，弹性底板中心点附近振动强度最大，辐射声波能量最强，导致噪声载荷总声压级变化量最大的位置发生在底板中心点，最大变化量为1.9 dB。

图7 弹性和刚性内埋弹舱底部中心线噪声强度差量沿流向分布规律Fig. 7 Variation of OASPL along the bottom centerlines of the rigid and elastic weapons bay

图8 为马赫数0.9 和2.0 工况下弹性与刚性弹舱底板中心噪声频谱特性演化规律，其中虚线表示刚性弹舱前两阶噪声模态对应斯特劳哈尔数。在马赫数2.0 工况，各阶噪声模态对应的频率位置和结构固有频率差别较大，振动边界对噪声频谱特性的影响较小。在马赫数0.9 工况，噪声载荷主频分量和结构固有频率发生耦合，噪声载荷的功率谱从152 dB 增加到158 dB，声压级增加6 dB，其对应能量分量增加约4 倍。在特定工况下，内埋弹舱噪声模态与结构固有频率发生耦合，会显著增强舱内噪声载荷强度，噪声增强现象主要由耦合频率区域的结构振动辐射声引起，在耦合频率区域以外，弹性边界对舱内噪声载荷与载荷谱影响较小。

图8 结构振动对弹舱噪声载荷影响规律Fig. 8 Effect of structural vibration on the noise load of the weapons bay

3.3.2 噪声载荷对内埋弹舱结构振动响应影响规律

图9 为弹性弹舱振动部件中心测点（x/L= 0.78）的振动加速度功率谱曲线，其中无量纲尺度因子ascale为马赫数2.0 工况下结构振动加速度主频峰值，虚线表示结构固有频率对应斯特劳哈尔数，短实线箭头表示噪声载荷谱中能量最强峰值对应斯特劳哈尔数。在马赫数2.0 工况，内埋弹舱弹性部件的振动响应受到宽频随机噪声激励，结构振动响应谱中峰值频率发生在结构固有频率位置，模态噪声成分未有效激发结构振动模态，如图8 所示。在马赫数0.9 工况，舱内噪声谱主频分量与结构基频发生耦合，内埋弹舱结构振动特性显著增强，振动谱主频峰值达到非耦合情况的10.28 倍。这表明内埋弹舱噪声模态对结构振动特性具有显著影响，噪声载荷是内弹舱结构振动的重要激励源。当内埋弹舱噪声载荷主频与结构固有频率发生耦合时，能量通过各阶噪声模态从非定常流场向结构振动场传递，结构振动辐射声对舱内噪声特别是噪声模态产生重要影响，噪声模态的能量幅值受到影响较大，而噪声谱的峰值频率特性受到影响较小。

图9 内埋弹舱弹性底板的振动加速度功率谱特性Fig. 9 Vibration acceleration PSD of the elastic bottom floor in the weapons bay

内埋武器发射过程中，空腔构型内埋弹舱噪声谱的能量峰值频率随飞行速度提高呈线性增加趋势，而结构固有频率不随飞行速度改变，导致舱内噪声载荷与结构振动模态之间容易发生耦合。尽管内埋弹舱噪声模态频率与结构固有频率的耦合频带范围较窄，舱内噪声载荷频谱具有多个模态特征，噪声载荷和结构固有属性间存在多个耦合通道。当舱内噪声模态频率与结构固有频率发生耦合时，弹舱结构振动响应在短时间内急剧增强，对内埋武器发射精度和作战效能提升存在不利影响。

4 结 论

针对强耦合条件下内埋弹舱流动/振动/噪声多场耦合问题，基于相似原理建立风洞实验模拟准则，建立内埋弹舱流动/振动/噪声多场载荷风洞实验模拟方法，利用高时间分辨率的多场载荷同步测试技术，获取弹性和刚性内埋弹舱流动/振动/噪声耦合特性及演化规律。主要结论包括：

1）随着来流马赫数提高，内埋弹舱噪声载荷主模态向高频方向移动。在噪声载荷激励下，内埋弹舱结构振动响应谱存在不同频率分量，这些频率成分与结构固有频率和不同噪声模态相关。

2）舱内噪声模态与结构固有特性未发生耦合时，内埋弹舱结构振动响应主要受宽频噪声影响，各阶噪声模态作用效果较弱，结构振动响应谱的能量峰值主要发生在结构固有频率附近。

3）舱内噪声模态与结构固有特性发生耦合时，内埋弹舱结构振动辐射声引起舱内噪声能量增强，耦合频率附近的结构振动响应谱能量峰值显著提高。