空腔噪声测量技术探讨

第３３卷第４期　噪声与振动控制　２２３　章编号：１００６—１３５５（２０１３）０４—０２２３－０４　空腔噪声测量技术探讨　李新霞，宋国智，范晓龙，秦　浩　（中国飞行试验研究院，西安７１００８９）　摘要：空腔流动现象广泛存在于飞机的飞行过程中，由其引起的强烈气动噪声会显著地降低腔内航空构件的寿　命，并且破坏电子元件的灵敏度。首先介绍空腔诱发气动噪声的机理、空腔内部的流场类型及噪声分布情况。鉴于实　际飞行过程中空腔周围边界条件与计算机仿真、风洞试验中的差异，飞行试验是获得飞机在飞行环境下空腔内声场和　压力场分布的唯一途径。参考国内、外空腔声场和流场的风洞测量经验，提出飞行试验中的空腔噪声的测量方法与数　据处理方法，并完成脉动压力传感器与表面传声器的对比试验，验证此测量方法的可行性。　关键词：声学；空腔；噪声；脉动压力；飞行试验　中图分类号：ＴＢ２１３；Ｖ２１７　．３９　文献标识码：Ａ　ＤＯＩ编码：１０．３９６９／ｊ．ｉｓｓｎ．１００６．１３３５．２０１３．０４．０４６　Ｄｉｓｃｕｓｓｉｏｎ　ｏｆ　Ｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔ　Ｔｅｃｈｎｉ　ｑｕｅ　ｆｏｒ　Ｃａｖｉｔｙ　Ｎｏｉｓｅ　ＬＩ　Ｘｉｎ－ｘｉａ。ＳＯＮＧ　Ｇｕｏ－ｚｈｉ　ＦＡＮ　Ｘｉａｏ－ｌｏｎｇ．ＱｒＮ　Ｈａｏ　（Ｃｈｉｎｅｓｅ　Ｆｌｉｇｈｔ　Ｔｅｓｔ　Ｅｓｔａｂｌｉｓｈｍｅｎｔ，Ｘｉ’ａｎ　７　１　００８９，Ｃｈｉｎａ）　Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｃａｖｉｔｙ　ｆｌｏｗ　ｐｈｅｎｏｍｅｎａ　ＯＣＣＵｌ＂ｖｅｒｙ　ｏｆｔｅｎ　ｄｕｒｉｎｇ　ｔｈｅ　ａｉｒｃｒａｆｔ　ｆｌｉｇｈｔ．Ｔｈｅ　ｖｅｒｙ　ｈｉｇｈ　ｎｏｉｓｅ　ｇｅｎｅｒａｔｅｄ　ｂｙ　ｔｈｅ　ａｉｒ－　ｌｏｗ　ｒｅｄｕｃｅｓ　ｔｆｈｅ　ｌｉｆｅ　ｏｆ　ｓｕｒｒｏｕｎｄｉｎｇ　ｓｔｒｕｃｔｕｒａｌ　ｃｏｍｐｏｎｅｎｔｓ　ａｎｄ　ｄａｍａｇｅｓ　ｔｈｅ　ｓｅｎｓｉｔｉｖｉｔｙ　ｏｆ　ｓｕｒｒｏｕｎｄｉｎｇ　ｅｌｅｃｔｒｏｎｉｃ　ｃｏｍｐｏｎｅｎｔｓ．Ｂｅｃａｕｓｅ　ｏｆ　ｔｈｅ　ｂｏｕｎｄａｒｙ　ｃｏｎｄｉｔｉｏｎ　ｄｉｆｆｅｒｅｎｃｅｓ　ａｍｏｎｇ　ｐｒａｃｔｉｃａｌ　ｆｌｉｇｈｔ，ｃｏｍｐｕｔａｔｉｏｎａｌ　ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ　ａｎｄ　ｗｉｎｄ　ｔｕｎｎｅｌ　ｔｅｓｔ，ｆｌｉｇｈｔ　ｔｅｓｔ　ｉｓ　ｔｈｅ　ｕｎｉｑｕｅ　ｍｅｔｈｏｄ　ｔｏ　ｍｅａｓｕｒｅ　ｔｈｅ　ｄｉｓｔｉｂｕｔｉｒｏｎ　ｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃ　ｏｆ　ｓｏｕｎｄ　ｆｉｅｌｄ　ａｎｄ　ｐｒｅｓｓｕｒｅ　ｆｉｅｌｄ　ｉｎ　ｃａｖｉｔｙ　ｏｆ　ａｉｒｃｒａｆｔ　ｉｎ　ｆｌｉｇｈｔ．Ｔｈｉｓ　ｐａｐｅｒ　ｉｎｔｒｏｄｕｃｅｄ　ｔｈｅ　ｇｅｎｅｒａｔｉｏｎ　ｍｅｃｈａｎｉｓｍ　ｏｆ　ａｉｒ－ｆｌｏｗ　ｎｏｉｓｅ，ｆｌｏｗ　ｔｙｐｅｓ　ａｎｄ　ｔｈｅ　ｎｏｉｓｅ　ｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎ　ｉｎ　ｔｈｅ　ｃａｖｉｙ．Ｔｈｅｎ，ａｃｃｏｒｄｉｔｎｇ　ｔｏ　ｔｈｅ　ｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔ　ｅｘｐｅｒｉｅｎｃｅｓ　ｆｒｏｍ　ｗｉｎｄ　ｔｕｎｎｅｌ　ｔｅｓｔｓ　ｉｎｌａｎｄ　ａｎｄ　ｏｖｅｒｓｅａｓ，ｔｈｅ　ｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔ　ｍｅｔｈｏｄ　ａｎｄ　ｄａｔａ　ｐｒｏｃｅｓｓｉｎｇ　ｍｅｔｈｏｄ　ｆｏｒ　ｃａｖｉｙ　ｎｏｉｓｅ　ｉｎ　ｆｔｌｉｇｈｔ　ｔｅｓｔ　ｗｅｒｅ　ｐｒｅｓｅｎｔｅｄ，ａｎｄ　ｔｈｅ　ｆｅａｓｉｂｉｌｉｙ　ｏｆ　ｔｔｈｉｓ　ｍｅｔｈｏｄ　ｗａｓ　ｖｅｒｉｆｉｅｄ　ｂｙ　ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎ　ｏｆｔｈｅ　ｔｅｓｔ　ｄａｔａ　ｆｒｏｍ　ｌｕｃｔｆｕａｔｉｎｇ　ｐｒｅｓｓｕｒｅ　ｔｒａｎｓｄｕｃｅｒ　ａｎｄ　ｓｕｒｆａｃｅ　ｍｉｃｒｏｐｈｏｎｅ．　Ｋｅｙｗｏｒｄ８：ａｃｏｕｓｔｉｃｓ；ｃａｖｉｙ；ｎｏｉｓｅ；ｆｔｌｕｃｔｕａｔｉｎｇｐｒｅｓｓｕｒｅ；ｆｌｉｇｈｔｔｅｓｔ　空腔流动广泛存在于飞机的飞行过程中，如起　落架舱的开闭、内埋武器舱的开闭等。空腔在自由　来流下将产生强烈的气动噪声，腔内、外的声载荷可　高达１６０　ｄＢ－－１８０　ｄＢ。强烈的气动噪声会显著地降　低腔内航空构件的寿命，并且破坏电子元件的灵敏　的计算机仿真与风洞试验结果发表。考虑到飞机飞　行过程中的真实情况，通过飞行试验来测量空腔内　声场和压力场分布，是控制腔内声场和改善压力特　性的重要途径。　度。所以对空腔流动机理的研究越来越显示出重要　的意义。从二十世纪五十年代开始，国外就有许多　学者致力于空腔气动声学特性研究与空腔噪声的抑　制研究，但计算机模拟仿真与风洞试验居多，可查找　到的飞行试验数据较少。而目前国内正处于对空腔　１　空腔内的流场分类与噪声分布　１．１诱发机理　空腔诱发气动噪声的机理：来流边界层在腔口　前缘分离，自由剪切层内不稳定波随流向下游发展，　流场与气动噪声进行研究的起步阶段，并已有相关　收稿日期：２０１２．０９．０９：修改日期：２０１２．１０　１５　然后与空腔后壁相撞产生扰动波，扰动波再以空气　动力学或声学的形式传回到空腔前缘的流动分离　作者简介：李新霞（１９８１．），女，河北衡水人，硕士，目前从事　航空声飞行试验工作。　Ｅ－ｍａｉｌ：ｃｌｉｆｆ３３６＠１６３．ｃｏｍ　区，使得自由剪切层不稳定波与反馈的扰动波之间　相互激励、相互增强，导致空腔内流动以一簇特定的　频率产生很大的压力振荡并产生强烈的噪声。在大　部分流速范围内空腔流都会发生振荡…。产生机理　２２４　空腔噪声测量技术探讨　２０１３年８月　如图１所示。　——　Ｉ三　图１空腔气动噪声产生机理图　Ｆｉｇ．１　Ｇｅｎｅｒａｔｉｏｎ　ｍｅｃｈａｎｉｓｍ　ｏｆ　ｃａｖｉｔｙ　ｎｏｉｓｅ　１．２空腔流场的分类　大量的试验数据表明，空腔内的流场分布特征　与空腔的尺寸参数密切相关。空腔内的流动类型主　要受空腔长深比　／Ｄ）的影响，其他的参量ｆ如空腔　宽深比、侧壁偏角、后壁偏角等１也有一定的影响。　空腔流动按长深比分为三种情况，即闭式穴流动　／　Ｄ＞１３）、开式穴流动　／Ｄ＜１Ｏ）和过渡式穴流动（过　渡式闭式穴、过渡式开式穴）（１Ｏ≤Ｌ／Ｄ≤１３），其流　场特征分别如图２所示　。　（ａ）闭式　（ｂ）丁ｆ＝式　（ｃ）过渡闭式　（ｄ）过渡开式　图２空腔流动类型　Ｆｉｇ．２　Ｃａｖｉｔｙ　ｌｆｏｗ　ｔｙｐｅｓ　ａ）当长深比ＬＩＤ＞１３时，空腔来流剪切层在前　部发生膨胀，接着在中部撞击底面，然后撞击空腔后　部，在空腔前后部分别形成漩涡，压力分布变化较　大，如图２（ａ）所示；　ｂ）当长深比　＿Ｄ＜１０时，空腔来流剪切层直接　跨过空腔，在空腔内形成一个漩涡。整个空腔内压　力分布比较均匀，如图２（ｂ）所示；　Ｃ）当长深比１０≤Ｌ／Ｄ≤１３时，空腔来流剪切层　在前部膨胀，到中部撞击底面后直接撞击空腔后部，　压力系数变化范围介于开式空腔流动和闭式空腔流　动之间，如图２（ｃ）和２（ｄ）所示；　ｄ）其他形状参数对流动特性的影响如下　：不　同宽深比的空腔内的流动类型基本相同。宽深比减　小，整个空腔内的压力变化范围增大，对空腔流动特　性和压力分布产生不利影响；不同侧壁偏角不会改　变空腔流动类型，但侧壁偏角增大对整个空腔的流　动特性是有利的；后壁偏角增大会导致空腔内的压　力系数变化范围明显减小，对空腔流动特性是有利　的。　１．３空腔内的噪声分布　风洞吹风试验结果表明，长深比对空腔内声压　级的分布影响十分明显，不同长深比的空腔内声压　级相差较大。空腔内的声压级很高，可达１７０　ｄＢ以　上，并且声压级沿着流动方向不断增加，空腔前壁面　及前部区域较小，后壁面处最大。空腔底部总声压　级分布曲线见图３　Ｈ　。　∞　诅　：唾　０．０　０．２　０．４　０．６　０．８　１．Ｏ　相对位置　Ｌ　注：定义　为空腔底板中轴线上的纵向距离，空腔底板与前　壁相交位置为原点，Ｘ／Ｌ空腔底板部上的相对位置。　图３空腔底部总声压级分布（Ｍａ＝１．１９）　Ｆｉｇ．３　Ｎｏｉｓｅ　ｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎ　ｉｎ　ｔｈｅ　ｃａｖｉｙｔ　ｌｆｏｏｒ（Ｍ　＝１．１９）　宽深比、侧壁偏角、后端面偏角对空腔声压级的　影响：宽深比、侧壁偏角对空腔声压级特性影响很　小；后端面偏角对空腔声压级特性存在一定的　影响　。　２试验概况　鉴于实际飞行过程中空腔周围边界条件与计算　机仿真、风洞试验中的差异，飞行试验是获得飞机飞　行环境下空腔内声场和压力场分布唯一途径，试验　结果为控制空腔内声场和改善压力特性提供重要依　据。　２．１测量原理　飞机结构上的气动力可以分解为平均压力和脉　动压力（即“气动噪声”）两部分。结构部件的气动力　特征与平均压力相关，而结构响应则主要取决于脉　动压力。在进行空腔噪声测量时，先利用压力传感　器测出空腔各测点处的气动压力，然后通过事后数　据处理得到测点处的脉动压力，最后对脉动压力信　号进行频谱与功率谱分析，得到该测点处的声压级　第３３卷第４期　噪声与振动控制　２２５　与频域特性。　２．２测量方法　为了准确测量空腔内的气动压力，要求选用的　传感器除具备较高的测量范围与动态范围外，还要　具有较小的体积，能够满足表面安装或内埋安装的　要求，以保证测试结果尽量不受测试用传感器安装　的影响。基于上述要求，选用ＥＮＤＥＶＣＯ　８５１５　Ｃ压　力传感器进行空腔噪声测量。它采用薄片设计（　６．６　ｍｍｘ０．８４　ｍｍ），安装于空腔表面后基本不会对　空腔流场产生影响。　参考查找到的计算机仿真结果及风洞试验数据　反映的空腔气动分布特性，在空腔的底部中线处布　置ＥＮＤＥｖＣＯ　８５ｌ５　Ｃ压力传感器进行气动压力的　测量，采集到的电压信号由机载记录器存储。传感　器采用粘贴的方式安装于空腔内表面，具体安装方　法如下：　ａ）用砂纸打磨传感器安装位置的结构表面，再　使用酒精清洗，使安装面干净平整，增大胶粘面积；　ｂ）在传感器安装面与安装结构表面均匀涂抹胶　水；　ｃ）涂好胶的传感器在空气中放置３～５　ｍｉｎ后，　平稳地压在涂了胶水的结构表面，同时使得传感器　的引出线缆顺着气流方向延伸；　ｄ１用棉签轻压传感器上表面边缘，以保证粘接　牢固；　ｅ）沿来流方向在传感器的边缘涂抹快速粘结　剂，高度与传感器齐平，并用胶带固定传感器线缆。　２－３测量系统校准　在试验准备阶段，将ＥＮＤＥＶＣＯ　８５１５　Ｃ送到计　量部门进行共振频率测试和扫频幅值线性度等项目　的校准，确定了传感器的灵敏度、可用频率范围等指　标。　设备改装之前在实验室按测量方案联试测试设　备时，记录当前实验室大气条件下的压力信号。根　据传感器的电压输出、灵敏度及零值输出计算出测　量的压力值，再将该压力值与校准过的压力表显示　的压力值进行对比，检查测试系统的测试误差是否　满足测量要求。　２．４数据处理方法和意义　对于每个试验状态，测得的压力数据形成一个　时间历程的样本记录。对测量结果采用分段处理的　方法，即将一个样本的数据按照ｌ　Ｓ一段分成Ｍ个子　记录段，然后逐段分析。对于第　个子记录段，压力　测量结果表示为Ｐ　，，　，．　Ｔ为子记录的长度，．　为传　感器的编号。通过公式（１）（２）将子记录的气动压力　分解为平均压力与脉动压力两部分。　１　平均压力Ｐ　，　＝吉ｆＰ　，　，　ｄｔ　（１）　脉动压力Ｐ　ｄ　，力＝ＰＧ，　，　一Ｐ。　，　（２）　求得子记录的脉动压力后，对其进行功率谱分　析。整个样本的功率谱密度为Ｍ个子记录功率谱　密度的算术平均值，进而依此进行声压级与倍频程　的后续计算。　平均压力属于结构承受的静载荷范畴，通过平　均压力测量数据可以了解舱内不同位置的压力分布　特征，这与空腔内不同构体的坠落轨迹有着密切关　系；脉动压力属于结构承受的动载荷范畴，经过事后　处理分析后可以获得舱内的频谱特性与声压级的分　布等情况，可以依此结果对空腔结构进行优化设计。　２．５测量方法可行性分析　为了验证测量方法的正确性和可行性，研究人　员在实验室利用Ｂ＆Ｋ　４９４８表面传声器与　ＥＮＤＥＶＣＯ　８５ｌ５　Ｃ压力传感器进行了对比测量试　验，对比试验时单通道采样率为４８　ｋＨｚ。　首先对Ｂ＆Ｋ　４９４８进行标定检查。利用标准声　源Ｂ＆Ｋ　４２２８（发出２５０　Ｈｚ，１２４　ｄＢ的正弦信号）对　Ｂ＆Ｋ　４９４８表面传声器进行标定试验，并记录标准信　号，得到了图４所示的时域信号。对Ｂ＆Ｋ４９４８输出　的时域信号进行频谱和声压级分析，结果为：２５０　Ｈｚ、１２４．０　ｄＢ，这表明Ｂ＆Ｋ　４９４８能准确的测量被试　信号。　然后，以粘贴方式将Ｂ＆Ｋ　４９４８表面传声器与　ＥＮＤＥＶＣＯ　８５１５　Ｃ压力传感器固定在同一结构的表　面，使得传感器的敏感面指向相同（均指向声源方　向），对脉冲声源进行多次测量试验，并对比两种传　感器的测量结果。图５与图６分别给出了其中一组　对比试验中两种传感器的时域对比图形和频谱对比　曲线　观察图５时域信号对比图形可得：ＥＮＤＥＶＣＯ　８５１５　ｃ压力传感器测得的压力信号去除平均压力成　份后，得到的脉动压力信号与Ｂ＆Ｋ　４９４８表面传声　器测量得到的声压信号基本吻合。　图６频域对比结果显示：两种传感器测得信号　的频域结果在主要频点及其上的幅值也基本吻合。　图７为两种传感器测得数据的１／３倍频程对比结果　图，从图７中选取主要频带下的声压级进行对比，结　果见表１。　２２６　空腔噪声测量技术探讨　２０１３年８月　１．１５　１．１９　时『ＨＪ／ｓ　图４　４９４８标定信号　Ｆｉｇ．４　Ｃａｌｉｂｒａｔｉｏｎ　ｓｉｇｎａｌ　ｏｆ４９４８　书卫　０．Ｏ０　０．０２　时『ＨＪ／ｓ　图５传感器时域对比图　Ｆｉｇ．５　Ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎ　ｏｆ　ｔｉｍｅ　ｄｏｍａｉｎ　频率／Ｈｚ　图６传感器频谱曲线对比图　Ｆｉｇ．６　Ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎ　ｏｆ　ｒｆｅｑｕｅｎｃｙ　ｄｏｍａｉｎ　本文对７次对比试验的数据进行了分析，对两　种传感器测得的总声压级差值进行了统计，得到差　值的平均值为１．８ｌ　ｄＢ，在一般测量用传感器士３　ｄＢ　的测量误差范围内。　综上所述，两种传感器的测量对比结果表明，采　取的空腔噪声测量技术可以准确地测量舱内噪声和　压力数据且数据处理方法有效可行。　带　扭　２２　３８７．２１　ＡＬ　频率／Ｈｚ　图７　１／３倍频程对比结果　Ｆｉｇ．７　Ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎ　ｏｆ　１／３　ｏｃｔａｖｅ　表１　１３／倍频程对比结果　Ｔａｂ．１　Ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎ　ｒｅｓｕｌｔ　ｏｆ　１／３　ｏｃｔａｖｅ　３　结语　随着飞机隐身需求的发展，武器内埋逐渐成为　发展趋势，使得空腔流动现象在航空方面的研发显　示出越来越重要的地位。我们可以发挥飞行试验专　业的优势，在以往理论研究与风洞试验的基础上，在　飞行试验中逐步进行相关理论与研究成果的验证摸　索，为改善空腔内声场和压力分布特性提供理论依　据及技术支持。　参考文献：　［１］Ｍｉｃｈａｅ１　Ａ．Ｋｅｇｅｒｉｓｅ　ａｎｄ　Ｒａｎｄｏｌｐｈ　Ｈ．Ｃａｂｅｌ１．Ｒｅａｌ—ｔｉｍｅ　ａｄａｐｔｉｖｅ　ｃｏｎｔｒｏｌ　ｏｆ　ｌｆｏｗ—Ｉｎｄｕｃｅｄ　ｃａｖｉｔｙ　ｔｏｎｅｓ［Ｊ］．ＡＩＡＡ一　２００４．５７２．　［２】Ｐｌｅｎｔｏｖｉｃｈ，Ｅ．Ｔｈｒｅｅ—ｄｉｍｅｎｓｉｏｎａｌ　ｃａｖｉｙｔ　ｆｌｏｗ　ｆｉｅｌｄｓ　ａｔ　ｓｕｂｓｏｎｉｃ　ａｎｄ　ｔｒａｎｓｏｎｉｃ　ｓｐｅｅｄｓ［Ｊ］．Ｔｃｅｈ脚．ＮＡＳＡ－ＴＭ－　４２０９．　［３】Ｎ．Ｓ．Ｖｉｋｒａｍａｄｉｙｔａｌ　ａｎｄ　Ｊｏｂ　Ｋｕｒｉａｎ．Ｐｒｅｓｓｕｒｅ　ｏｓｃｉｌｌａｔｉｏｎｓ　ｆｒｏｍ　ｃａｖｉｙｔ　ｗｉｔｈ　ａ　ｒａｍｐ［Ｊ］．ＡＩＡＡ，２００９・３２０８．　［４］张林．高速风洞空腔流场气动声学特性试验研究［Ｄ】．　长沙：国防科学技术大学，２００６．