学术报告

作者与发表信息

本研究由电子科技大学（University of Electronic Science and Technology of China）航空航天学院（School of Aeronautics and Astronautics）的陈宾奇（Binqi Chen）和王一丁（Yiding Wang）共同完成，王一丁为通讯作者。该论文于2019年12月20日发表在 International Journal of Aerospace Engineering（国际航空航天工程杂志）上，卷号为2019，文章编号为4153287。

一、 研究背景与研究目的

本研究属于计算气动声学（Computational Aeroacoustics, CAA）领域。腔体结构在航空航天领域普遍存在，例如起落架舱和武器舱。当战斗机打开武器舱门暴露于高速来流时，不稳定的腔体流动会产生剧烈的气动噪声（Aeroacoustic Noise），引发强烈的振荡压力（Oscillating Pressure），这不仅可能导致内部武器和飞机结构的疲劳损伤，还可能对内部武器产生额外的俯仰力矩，从而限制武器舱的操作包线。因此，准确预测和有效控制腔体噪声是腔体研究的关键技术。

传统的高保真数值模拟方法，如直接数值模拟（Direct Numerical Simulation, DNS）和大涡模拟（Large Eddy Simulation, LES），虽然能解析湍流细节，但在高雷诺数（Reynolds Number）流动中计算成本极其高昂，限制了其工程应用。非定常雷诺平均纳维-斯托克斯方程（Unsteady Reynolds-Averaged Navier-Stokes, URANS）方法效率较高，但在预测噪声频谱的宽频特性方面存在不足，因为时均化过程会丢失湍流能量。混合RANS/LES方法，如脱体涡模拟（Detached Eddy Simulation, DES），是一种折衷方案，但仍面临计算成本高和在RANS与LES区域间传递统计湍流能量数据的困难。

本研究旨在应用一种相对较新的非线性声学求解器（Nonlinear Acoustic Solver, NLAS）方法，以平衡计算精度与成本，实现对亚音速到超音速范围内腔体振荡压力的准确预测。在验证方法可靠性的基础上，进一步利用NLAS方法研究矩形挡板（Rectangular Fence, RF）和方齿扰流器（Square Tooth Spoiler, STS）这两种被动控制措施对腔体噪声的抑制效果，并分析其流动机理。

二、 研究流程与方法

本研究的工作流程主要分为三个步骤：首先，采用RANS方法计算时均湍流流场，获取湍流统计信息；其次，利用NLAS方法进行噪声源的湍流重建与声学计算；最后，针对被动控制构型进行同样的NLAS模拟以评估其降噪效果。

第一步：RANS基础流场计算 研究以M219腔体为验证模型，该模型是一个长深比为5:1:1的矩形腔体。RANS计算域包含腔体及其周围区域，流向为-8倍腔深（cavity depth）至12倍腔深，展向为-2倍腔深至2倍腔深。研究采用非线性各向异性湍流模型——三次方k-ε模型（cubic k-ε model）进行RANS计算，与传统模型相比，该模型通过矩阵近似考虑了不同位置对涡粘系数（Eddy-Viscosity Coefficient）的影响，更符合物理实际。计算网格在近壁面第一层高度仅为5 × 10⁻² 毫米，总网格量为2600个单元。通过RANS计算，获得了包含平均流场基本特性和湍流脉动统计描述的平均解，特别是关键的局部雷诺应力张量（Local Reynolds Stress Tensor）和湍流热通量（Turbulent Heat Flux）。

第二步：NLAS声学计算与验证 NLAS方法的核心思想是结合传统声类比（Acoustic Analogy）和混合RANS/LES方法的优势。它不从LES获取数据，而是将RANS计算得到的时均湍流统计数据，通过一种称为“湍流重建”（Turbulence Reconstruction）的数学程序，生成亚格子尺度（Subgrid Scale）的声源。随后，在一个相对粗糙、要求更宽松的声学网格上，使用高分辨率求解器求解非线性扰动方程（Nonlinear Disturbance Equations, NLDE），模拟振荡压力的传播。在该研究中，声学网格总量仅为1200个单元，显著减少了计算量。声学计算域的远边界被赋予自调谐吸收层（Self-tuning Absorbing Layer）边界条件，其数据由先验的RANS解提供，以有效减少边界处非物理的波反射。研究在马赫数（Mach Number）分别为0.6（亚音速）、0.85（跨音速）和1.35（超音速）三种来流条件下验证了NLAS方法。通过对比模拟结果与QinetiQ风洞的试验数据，包括腔体底部中心线上三个位置（x/L = 0.25, 0.55, 0.95）的声压级频谱和总声压级（Overall Sound Pressure Level, OASPL）分布，来评估NLAS方法的预测能力。

第三步：被动控制措施的数值模拟 在方法验证的基础上，针对马赫数0.85的工况，对安装有矩形挡板（RF，高18毫米，宽5.4毫米）和方齿扰流器（STS，高18毫米，宽5.4毫米，长7.2毫米）的腔体构型分别建立声学网格并进行NLAS计算。通过对振荡压力时间历程、总声压级分布、声压频率谱以及基于Q准则（Q Criterion）的涡结构可视化，分析两种被动控制措施对腔体噪声的抑制效果及其流动机理。

三、 主要研究结果

研究结果清晰地展示了NLAS方法的预测精度和被动控制措施的有效性。

在方法验证方面，NLAS方法展现了良好的预测能力。通过对声压级频谱曲线的对比，NLAS成功捕捉到了从亚音速到超音速所有工况下噪声频谱前几阶主要模态的特征，且主频率的预测位置与试验结果吻合良好。例如，在马赫数1.35时，模拟得到的下游最高声压级为165.9分贝，与实验值168.4分贝非常接近。在总声压级对比中，除了x/L=1位置外，其余各测量点计算值与试验值的误差均在5分贝以内，且计算值整体略低于试验值，这主要归因于风洞试验中存在背景噪声。这一结果证实了NLAS方法在放宽近壁面网格要求和缩小计算域的同时，保证了足够的计算精度，是一种有前景的腔体噪声预测方法。该结果直接支持了后续将该方法应用于控制措施研究的可行性。

在被动控制研究方面，NLAS模拟结果揭示了RF和STS对噪声的显著抑制作用。首先，从x/L=0.95位置的压力脉动时域图看，施加RF和STS被动控制后，振荡压力的幅值明显减小，且STS的脉动幅值略低于RF。其次，总声压级分布曲线显示，两种被动控制措施均能有效降低腔内总噪声级，特别是在靠近后壁的下游区域，噪声降幅最大可达约8分贝。计算还表明，安装STS的腔体噪声水平总体比安装RF的腔体平均低约2分贝，说明STS的降噪效率更高。再次，声压频率谱分析表明，在腔体前部（x/L=0.25）、中部（x/L=0.55）和后部（x/L=0.95），使用被动控制后，各阶模态的频率谱值均有不同程度的降低，其中STS的降低效果更为显著。最后，通过Q准则对流动结构的可视化（等值面Q = 7 × 10⁶）发现，RF和STS的存在使得腔体上方的剪切层被抬升并远离腔体，来流直接越过腔口而不再冲击腔体后壁，从而显著降低了产生声波的撞击强度。特别是STS，由于其特殊的齿状外形，能将大涡打碎成更小的尺度，进一步削弱了腔内的撞击强度，这为STS性能优于RF提供了流动机理层面的解释。

四、 研究结论与价值

本研究得出结论：NLAS方法是一种能够以可接受的偏差，成功预测从亚音速（马赫数0.6）到超音速（马赫数1.35）范围内腔体流动振荡压力的有效数值工具。在此基础上，研究发现矩形挡板（RF）和方齿扰流器（STS）这两种被动控制方法均能通过破坏剪切层振荡机制来有效降低腔体总噪声，其中方齿扰流器的降噪效果更优，这是由于其能更有效地抬升剪切层并破碎涡结构。

科学价值：该研究拓展了NLAS方法的应用范围，将其从喷流和汽车领域成功引入并验证于航空航天领域的经典腔体噪声问题，为腔体气动声学研究提供了一种高精度、低成本的新选择。同时，通过流动可视化揭示了被动控制措施的降噪机理，加深了对腔体流动控制物理机制的理解。

应用价值：研究证明了NLAS方法可作为一种可靠的工程计算工具，用于指导飞行器武器舱等腔体结构的低噪声设计。对RF和STS控制效果及机理的量化分析与可视化解读，为工程中选择和优化被动控制装置提供了直接的科学依据和设计参考。

五、 研究亮点

本研究的亮点主要体现在三个方面。第一，方法应用上的创新：将NLAS这一相对较新的混合方法，系统性地应用于从亚音速到超音速宽速域的经典M219腔体噪声预测中，并进行了详细验证，证实了其在航空航天复杂工况下的可靠性。第二，工作流的完整性：构建了从RANS基础计算、NLAS噪声预测到被动控制措施评估的完整数值研究流程，展示了NLAS方法在解决实际工程问题上的潜力。第三，机理与定量的结合：研究不仅给出了不同控制措施的降噪量，还通过Q准则涡结构分析，直观地解释了STS性能优于RF的物理原因，将定量结果与流动机理紧密结合。