專利名稱：一種基于前緣表面擾流的超聲速飛行器武器艙降噪方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種基于前緣表面擾流的超聲速飛行器武器艙降噪方法，用于降低內(nèi)埋武器艙飛行器超聲速飛行時武器艙內(nèi)的劇烈噪聲及自持壓力振蕩。
背景技術(shù)：
武器內(nèi)埋是超聲速飛行器武器攜帶方式的必然發(fā)展趨勢，圖I為戰(zhàn)斗機的內(nèi)埋武器艙及武器掛載示意圖，圖中描述了艙門開啟情形下武器艙的結(jié)構(gòu)組成。飛行器超聲速飛行時，打開武器艙后，如示意圖2(a)，高速氣流流過武器艙表面與艙內(nèi)空氣混合形成剪切層，剪切層渦列與武器艙后緣作用形成向前傳播的反射壓力，該反射壓力經(jīng)艙內(nèi)傳播至武器艙前緣初始剪切層位置，并誘導(dǎo)剪切層渦卷起，當剪切層渦卷頻率與反射壓力頻率一致后，即導(dǎo)致聲反饋環(huán)形成，并引起艙內(nèi)壓力在特征頻率下持續(xù)振蕩。武器艙內(nèi)的壓力振蕩不 僅會對艙內(nèi)武器裝備、武器掛載點、電子儀器等設(shè)備造成損壞，甚至可能威脅到武器投放的安全性。為解決這一問題，國內(nèi)外投入了較多的研究，并形成了一些成果。如在美國開發(fā)的諸多武器艙聲反饋抑制系統(tǒng)，基本思想大多是在武器艙前緣表面設(shè)置附加裝置迫使高速氣流偏離武器艙，以避免來流與艙內(nèi)氣體混合形成剪切層及聲反饋環(huán)。再如在我國出現(xiàn)的武器艙等離子作動器系統(tǒng)，該系統(tǒng)利用等離子作動器感生流動使得經(jīng)過武器艙的剪切層偏離艙口，達到降低艙內(nèi)的壓力振蕩的目的。這些技術(shù)大多以迫使剪切層偏離武器艙為原理，所采用的裝置系統(tǒng)比較復(fù)雜，不僅對飛行器系統(tǒng)的設(shè)計提出額外要求，而且這些復(fù)雜裝置的運行也會給飛行器執(zhí)行任務(wù)時的可靠性帶來影響。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明解決的技術(shù)問題是克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種基于前緣表面擾流的超聲速飛行器武器艙降噪方法，解決了超聲速飛行器在進行超聲速飛行時，內(nèi)埋武器艙打開后艙內(nèi)壓力嚴重自持振蕩的問題。本發(fā)明的技術(shù)解決方案是一種基于前緣表面擾流的超聲速飛行器武器艙降噪方法，步驟如下(I)根據(jù)超聲速飛行器的飛行工況獲得飛行速度V、來流密度P、來流溫度T、來
流粘性系數(shù)μ和武器艙前緣表面邊界層厚度I通過公式Rh= $計算基于武器艙前緣
M
表面邊界層厚度S的來流雷諾數(shù)Res ;(2)確定基頻擾動片所述基頻擾動片呈鋸齒狀，每個齒形呈等腰三角形，各齒間無間隙均勻排列，基頻擾動片的厚度H為武器艙前緣表面邊界層厚度δ的15% 50%;基
頻擾動片的寬度W通過公式V = $計算得到，其中，u為武器艙前緣表面邊界層內(nèi)高度為H
CO
位置處的來流速度，ω為擾動頻率；所述基頻擾動片上的鋸齒寬度D為D = O. 5W 3W。所述擾動頻率ω的具體確定方法為通過超聲速飛行器飛行狀態(tài)下的飛行速度V、來流雷諾數(shù)Res、來流密度P、來流溫度T和來流粘性系數(shù)μ，采用線性穩(wěn)定性分析法獲得無附加擾動時武器艙剪切層不穩(wěn)定擾動頻率范圍，其中最不穩(wěn)定的頻率值即為擾動頻率ω ο(3)根據(jù)超聲速飛行器武器艙的長、深、寬尺寸，計算超聲速飛行器的長度與深度之比，當該比值大于4時，將基頻擾動片的厚度H減小10 20% ;當該比不大于4時，將基頻擾動片的厚度H增加10 20% ;(4)將基頻擾動片固定在超聲速飛行器上以完成超聲速飛行器武器艙前緣表面擾流降噪。所述將基頻擾動片固定在超聲速飛行器上具體為基頻擾動片固定安裝在武器艙的前方，鋸齒朝向來流方向，基頻擾動片后緣與武器艙前緣之間的距離B滿足B = O IW且基頻擾動片的后緣與武器艙前緣平行。 在基頻擾動片和武器艙之間還可以固定安裝一個亞諧頻擾動片，該亞諧頻擾動片的厚度與基頻擾動片相同，寬度為基頻擾動片寬度的2倍，鋸齒寬度為基頻擾動片鋸齒寬度的2倍，亞諧頻擾動片的鋸齒也朝向來流方向，亞諧頻擾動片的前緣與基頻擾動片的后緣之間的距離為I 2W，亞諧頻擾動片后緣與武器艙前緣之間的距離為O IW且亞諧頻擾動片的后緣與武器艙前緣平行。本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比的優(yōu)點在于本方法能夠有效降低超聲速飛行器在進行超聲速飛行時，打開內(nèi)埋武器艙后，艙內(nèi)壓力嚴重自持振蕩問題。本方法簡單、操作方便，功能可靠，并能與各種內(nèi)埋武器艙的戰(zhàn)斗機合理組合。本方法通過對鋸齒形狀尺寸設(shè)計，能保證在武器艙艙門未開啟時，避免對飛行器表面邊界層擾動，以保證飛行器表面來流保持原流動特征。


圖I為高性能戰(zhàn)斗機內(nèi)埋武器艙艙門開啟示意圖；圖2(a)為超聲速來流時武器艙內(nèi)剪切流動與反射壓力相互作用示意圖；圖2(b)為貼擾動片之后的武器艙內(nèi)剪切流動與反射壓力相互作用示意3為鋸齒擾動片與武器艙前緣表面的安置關(guān)系及各尺寸示意4為基頻銀齒擾動片和亞諧頻銀齒擾動片尺寸關(guān)系不意5為本發(fā)明方法流程圖。
具體實施例方式為避免剪切層撞擊武器艙后緣，本發(fā)明提供了一種基于前緣表面擾流的超聲速飛行器武器艙降噪方法，該方法不僅能夠有效降低武器艙內(nèi)劇烈的壓力振蕩，而且可與當前各種復(fù)雜內(nèi)埋武器艙戰(zhàn)斗機的整體設(shè)計很好地融合。如圖5所示，本發(fā)明按照如下步驟進行(I)根據(jù)超聲速飛行器的飛行工況獲得飛行速度V、來流密度P、來流溫度Τ、來流粘性系數(shù)μ和武器艙前緣表面邊界層厚度I通過公式Rb =4計算基于武器艙前緣表面邊界層厚度S的來流雷諾數(shù)Res ;
(2)確定基頻擾動片所述基頻擾動片呈鋸齒狀，每個齒形呈等腰三角形，各齒間無間隙均勻排列，基頻擾動片的厚度H為武器艙前緣表面邊界層厚度δ的15% 50%;基
頻擾動片的寬度W通過公式F =計算得到，其中，u為武器艙前緣表面邊界層內(nèi)高度為H位
置處的來流速度，ω為擾動頻率；擾動片的厚度H決定了擾動強度，一般較厚的擾動片擾動強度較大，但該厚度不應(yīng)接近甚至超過當?shù)剡吔鐚雍穸萐，以防止武器艙關(guān)閉情形下，擾動片不必要的擾流作用。擾動片的寬度決定對方腔流的擾動頻率。擾動片鋸齒寬度D決定展向擾動波數(shù)，體現(xiàn)三維擾動效應(yīng)。所述基頻擾動片上的鋸齒寬度D為D = O. 5W 3W。所述擾動頻率ω的具體確定方法為通過超聲速飛行器飛行狀態(tài)下的飛行速度V、來流雷諾數(shù)Res、來流密度P、來流溫度T和來流粘性系數(shù)μ，采用線性穩(wěn)定性分析法獲得無附加擾動時武器艙剪切層不穩(wěn)定擾動頻率范圍，其中最不穩(wěn)定的頻率值即為擾動頻率ω ο(3)根據(jù)超聲速飛行器武器艙的長、深、寬尺寸，計算超聲速飛行器的長度與深度之比，當該比值大于4時，將基頻擾動片的厚度H減小10 20% ;當該比不大于4時，將基頻擾動片的厚度H增加10 20% ;(4)將基頻擾動片固定在超聲速飛行器上以完成超聲速飛行器武器艙前緣表面擾流降噪。所述將基頻擾動片固定在超聲速飛行器上具體為基頻擾動片固定安裝在武器艙的前方，鋸齒朝向來流方向，基頻擾動片后緣與武器艙前緣之間的距離B滿足B = O IW且基頻擾動片的后緣與武器艙前緣平行。若武器艙前緣表面空余尺寸有限，則只設(shè)置一排基頻鋸齒擾動片，如果空間夠用，則可以在基頻擾動片和武器艙之間再固定安裝一個亞諧頻擾動片，該亞諧頻擾動片的厚度與基頻擾動片相同，寬度為基頻擾動片寬度的2倍，鋸齒寬度為基頻擾動片鋸齒寬度的2倍，亞諧頻擾動片的鋸齒也朝向來流方向，亞諧頻擾動片的前緣與基頻擾動片的后緣之間的距離為I 2W，亞諧頻擾動片后緣與武器艙前緣之間的距離為O IW且亞諧頻擾動片的后緣與武器艙前緣平行。理論研究發(fā)現(xiàn)，亞諧共振波具有加速促發(fā)邊界層失穩(wěn)的輔助作用，可使剪切層快速轉(zhuǎn)捩形成湍流，故本方法將基頻擾動片安裝在前，其主導(dǎo)擾動作用，亞諧頻擾動安裝在后，起輔助擾動作用。擾動片質(zhì)地可選用鐵、鋁或其它復(fù)合耐高溫金屬材料。如圖2(b)，當高速氣流流過武器艙時，鋸齒擾動片形成三維擾動波，誘導(dǎo)剪切層內(nèi)流向渦結(jié)構(gòu)出現(xiàn)，并促使流動由大尺度渦向小尺度湍流結(jié)構(gòu)轉(zhuǎn)捩，從而抑制聲反饋環(huán)形成，降低武器艙內(nèi)壓力周期振蕩。至此，武器艙前緣擾流降噪方法實施完成。實施例飛行器一般飛行高度Okm 15km，飛行Mach數(shù)為O 3。將武器艙簡化為矩形方腔，例如方腔深度為150mm，長為450mm，長深比為3 ;設(shè)飛行Mach數(shù)為I. 5，以海平面值作參考，來流聲速為340m/s，來流密度為I. 225kg/m3，來流溫度為288. 16K，則動力粘性系數(shù)為I. 7894X 10_5kg/(m · s)，方腔前緣表面邊界層厚度為5mm，基于方腔前緣表面邊界層厚度的Re5 數(shù)為 I. 73X 105。I)如圖3，擾動片厚度H選取25%當?shù)剡吔鐚雍穸?mm，即H= 1.25mm。2)如圖3，W代表擾動片寬度。線性穩(wěn)定性分析方法獲得無附加擾動時方腔剪切層最不穩(wěn)定擾動頻率范圍ω = O 29200Hz，本例中取ω = 20000Hz ;邊界層在H=L 25mm處速度為u = 187. 27m/s,由此確定基頻擾動片寬度W = u/ω =9. 36mm，亞諧頻擾動片寬度為2倍基頻擾動片寬度，即2W = 18. 72_。3)如圖4，D為擾動片鋸齒寬度，此例中取擾動片的鋸齒寬度與片寬相等，即D = W=9. 36mm,亞諧頻擾動片鋸齒寬度為2D = 2W = 18. 72mm。擾動片齒數(shù)η由武器艙實際寬度L確定，如基頻擾動片齒數(shù)n = L/D。
4)此例中取亞諧擾動片緊貼武器艙前緣線，即B = 0mm。如圖4，基頻擾動片在亞諧擾動片之前，兩者之間距離設(shè)定為W = 9. 36mm，基頻擾動片距武器艙前緣距離即為W+2W+B=28.08mm。若武器艙前緣表面的空余面積不足，則去掉亞諧擾動片，并將基頻擾動片代替亞諧擾動片位置緊貼武器艙前緣安置，即B = 0_。擾動片均與武器艙前緣線保持平行。將設(shè)計好的基頻擾動片與亞諧頻擾動片通過粘貼、鑲嵌等方式固定在超聲速飛行器武器艙前緣表面，通過實驗驗證，該實施例可以有效實現(xiàn)武器艙內(nèi)的降噪。本發(fā)明未詳細描述內(nèi)容為本領(lǐng)域技術(shù)人員公知技術(shù)。
權(quán)利要求
1.一種基于前緣表面擾流的超聲速飛行器武器艙降噪方法，其特征在于步驟如下 (1)根據(jù)超聲速飛行器的飛行工況獲得飛行速度V、來流密度P、來流溫度T、來流粘性系數(shù)μ和武器艙前緣表面邊界層厚度I通過公式R^= $計算基于武器艙前緣表面邊界層厚度S的來流雷諾數(shù)Res ;(2)確定基頻擾動片所述基頻擾動片呈鋸齒狀，每個齒形呈等腰三角形，各齒間無間隙均勻排列，基頻擾動片的厚度H為武器艙前緣表面邊界層厚度δ的15% 50%;基頻擾動片的寬度W通過公式W = *計算得到，其中，u為武器艙前緣表面邊界層內(nèi)高度為H位置 處的來流速度，ω為擾動頻率； (3)根據(jù)超聲速飛行器武器艙的長、深、寬尺寸，計算超聲速飛行器的長度與深度之比，當該比值大于4時，將基頻擾動片的厚度H減小10 20% ;當該比不大于4時，將基頻擾動片的厚度H增加10 20% ; (4)將基頻擾動片固定在超聲速飛行器上以完成超聲速飛行器武器艙前緣表面擾流降噪。
2.根據(jù)權(quán)利要求I所述的一種基于前緣表面擾流的超聲速飛行器武器艙降噪方法，其特征在于所述擾動頻率ω的具體確定方法為通過超聲速飛行器飛行狀態(tài)下的飛行速度V、來流雷諾數(shù)Res、來流密度P、來流溫度T和來流粘性系數(shù)μ，采用線性穩(wěn)定性分析法獲得無附加擾動時武器艙剪切層不穩(wěn)定擾動頻率范圍，其中最不穩(wěn)定的頻率值即為擾動頻率ω ο
3.根據(jù)權(quán)利要求I所述的一種基于前緣表面擾流的超聲速飛行器武器艙降噪方法，其特征在于所述基頻擾動片上的鋸齒寬度D為D = O. 5W 3W。
4.根據(jù)權(quán)利要求I所述的一種基于前緣表面擾流的超聲速飛行器武器艙降噪方法，其特征在于所述將基頻擾動片固定在超聲速飛行器上具體為基頻擾動片固定安裝在武器艙的前方，鋸齒朝向來流方向，基頻擾動片后緣與武器艙前緣之間的距離B滿足B = O IW且基頻擾動片的后緣與武器艙前緣平行。
5.根據(jù)權(quán)利要求I所述的一種基于前緣表面擾流的超聲速飛行器武器艙降噪方法，其特征在于在基頻擾動片和武器艙之間還可以固定安裝一個亞諧頻擾動片，該亞諧頻擾動片的厚度與基頻擾動片相同，寬度為基頻擾動片寬度的2倍，鋸齒寬度為基頻擾動片鋸齒寬度的2倍，亞諧頻擾動片的鋸齒也朝向來流方向，亞諧頻擾動片的前緣與基頻擾動片的后緣之間的距離為I 2W，亞諧頻擾動片后緣與武器艙前緣之間的距離為O IW且亞諧頻擾動片的后緣與武器艙前緣平行。
全文摘要
一種基于前緣表面擾流的超聲速飛行器武器艙降噪方法，步驟為(1)根據(jù)超聲速飛行器的飛行工況獲得飛行速度、來流密度、來流溫度、來流粘性系數(shù)和武器艙前緣表面邊界層厚度，計算基于武器艙前緣表面邊界層厚度的來流雷諾數(shù)；(2)確定基頻擾動片(3)根據(jù)超聲速飛行器武器艙的長、深、寬尺寸，計算超聲速飛行器的長度與深度之比，當該比值大于4時，將基頻擾動片的厚度H減小10～20％；當該比不大于4時，將基頻擾動片的厚度H增加10～20％；(4)將基頻擾動片固定在超聲速飛行器上以完成超聲速飛行器武器艙前緣表面擾流降噪。本方法能夠有效降低超聲速飛行器在進行超聲速飛行時，打開內(nèi)埋武器艙后，艙內(nèi)壓力嚴重自持振蕩問題。
文檔編號B64C23/00GK102862676SQ20121038028
公開日2013年1月9日 申請日期2012年9月29日 優(yōu)先權(quán)日2012年9月29日
發(fā)明者馮峰, 郭欣, 王強 申請人:中國航天空氣動力技術(shù)研究院