专利名称：一种基于前缘表面扰流的超声速飞行器武器舱降噪方法
技术领域：
本发明涉及一种基于前缘表面扰流的超声速飞行器武器舱降噪方法，用于降低内埋武器舱飞行器超声速飞行时武器舱内的剧烈噪声及自持压力振荡。
背景技术：
武器内埋是超声速飞行器武器携带方式的必然发展趋势，图I为战斗机的内埋武器舱及武器挂载示意图，图中描述了舱门开启情形下武器舱的结构组成。飞行器超声速飞行时，打开武器舱后，如示意图2(a)，高速气流流过武器舱表面与舱内空气混合形成剪切层，剪切层涡列与武器舱后缘作用形成向前传播的反射压力，该反射压力经舱内传播至武器舱前缘初始剪切层位置，并诱导剪切层涡卷起，当剪切层涡卷频率与反射压力频率一致后，即导致声反馈环形成，并引起舱内压力在特征频率下持续振荡。武器舱内的压力振荡不 仅会对舱内武器装备、武器挂载点、电子仪器等设备造成损坏，甚至可能威胁到武器投放的安全性。为解决这一问题，国内外投入了较多的研究，并形成了一些成果。如在美国开发的诸多武器舱声反馈抑制系统，基本思想大多是在武器舱前缘表面设置附加装置迫使高速气流偏离武器舱，以避免来流与舱内气体混合形成剪切层及声反馈环。再如在我国出现的武器舱等离子作动器系统，该系统利用等离子作动器感生流动使得经过武器舱的剪切层偏离舱口，达到降低舱内的压力振荡的目的。这些技术大多以迫使剪切层偏离武器舱为原理，所采用的装置系统比较复杂，不仅对飞行器系统的设计提出额外要求，而且这些复杂装置的运行也会给飞行器执行任务时的可靠性带来影响。
发明内容
本发明解决的技术问题是克服现有技术的不足，提供一种基于前缘表面扰流的超声速飞行器武器舱降噪方法，解决了超声速飞行器在进行超声速飞行时，内埋武器舱打开后舱内压力严重自持振荡的问题。本发明的技术解决方案是一种基于前缘表面扰流的超声速飞行器武器舱降噪方法，步骤如下(I)根据超声速飞行器的飞行工况获得飞行速度V、来流密度P、来流温度T、来
流粘性系数μ和武器舱前缘表面边界层厚度I通过公式Rh= $计算基于武器舱前缘
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表面边界层厚度S的来流雷诺数Res ;(2)确定基频扰动片所述基频扰动片呈锯齿状，每个齿形呈等腰三角形，各齿间无间隙均匀排列，基频扰动片的厚度H为武器舱前缘表面边界层厚度δ的15% 50%;基
频扰动片的宽度W通过公式V = $计算得到，其中，u为武器舱前缘表面边界层内高度为H
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位置处的来流速度，ω为扰动频率；所述基频扰动片上的锯齿宽度D为D = O. 5W 3W。所述扰动频率ω的具体确定方法为通过超声速飞行器飞行状态下的飞行速度V、来流雷诺数Res、来流密度P、来流温度T和来流粘性系数μ，采用线性稳定性分析法获得无附加扰动时武器舱剪切层不稳定扰动频率范围，其中最不稳定的频率值即为扰动频率ω ο(3)根据超声速飞行器武器舱的长、深、宽尺寸，计算超声速飞行器的长度与深度之比，当该比值大于4时，将基频扰动片的厚度H减小10 20% ;当该比不大于4时，将基频扰动片的厚度H增加10 20% ;(4)将基频扰动片固定在超声速飞行器上以完成超声速飞行器武器舱前缘表面扰流降噪。所述将基频扰动片固定在超声速飞行器上具体为基频扰动片固定安装在武器舱的前方，锯齿朝向来流方向，基频扰动片后缘与武器舱前缘之间的距离B满足B = O IW且基频扰动片的后缘与武器舱前缘平行。 在基频扰动片和武器舱之间还可以固定安装一个亚谐频扰动片，该亚谐频扰动片的厚度与基频扰动片相同，宽度为基频扰动片宽度的2倍，锯齿宽度为基频扰动片锯齿宽度的2倍，亚谐频扰动片的锯齿也朝向来流方向，亚谐频扰动片的前缘与基频扰动片的后缘之间的距离为I 2W，亚谐频扰动片后缘与武器舱前缘之间的距离为O IW且亚谐频扰动片的后缘与武器舱前缘平行。本发明与现有技术相比的优点在于本方法能够有效降低超声速飞行器在进行超声速飞行时，打开内埋武器舱后，舱内压力严重自持振荡问题。本方法简单、操作方便，功能可靠，并能与各种内埋武器舱的战斗机合理组合。本方法通过对锯齿形状尺寸设计，能保证在武器舱舱门未开启时，避免对飞行器表面边界层扰动，以保证飞行器表面来流保持原流动特征。
图I为高性能战斗机内埋武器舱舱门开启示意图；图2(a)为超声速来流时武器舱内剪切流动与反射压力相互作用示意图；图2(b)为贴扰动片之后的武器舱内剪切流动与反射压力相互作用示意3为锯齿扰动片与武器舱前缘表面的安置关系及各尺寸示意4为基频银齿扰动片和亚谐频银齿扰动片尺寸关系不意5为本发明方法流程图。
具体实施例方式为避免剪切层撞击武器舱后缘，本发明提供了一种基于前缘表面扰流的超声速飞行器武器舱降噪方法，该方法不仅能够有效降低武器舱内剧烈的压力振荡，而且可与当前各种复杂内埋武器舱战斗机的整体设计很好地融合。如图5所示，本发明按照如下步骤进行(I)根据超声速飞行器的飞行工况获得飞行速度V、来流密度P、来流温度Τ、来流粘性系数μ和武器舱前缘表面边界层厚度I通过公式Rb =4计算基于武器舱前缘表面边界层厚度S的来流雷诺数Res ;
(2)确定基频扰动片所述基频扰动片呈锯齿状，每个齿形呈等腰三角形，各齿间无间隙均匀排列，基频扰动片的厚度H为武器舱前缘表面边界层厚度δ的15% 50%;基
频扰动片的宽度W通过公式F =计算得到，其中，u为武器舱前缘表面边界层内高度为H位
置处的来流速度，ω为扰动频率；扰动片的厚度H决定了扰动强度，一般较厚的扰动片扰动强度较大，但该厚度不应接近甚至超过当地边界层厚度S，以防止武器舱关闭情形下，扰动片不必要的扰流作用。扰动片的宽度决定对方腔流的扰动频率。扰动片锯齿宽度D决定展向扰动波数，体现三维扰动效应。所述基频扰动片上的锯齿宽度D为D = O. 5W 3W。所述扰动频率ω的具体确定方法为通过超声速飞行器飞行状态下的飞行速度V、来流雷诺数Res、来流密度P、来流温度T和来流粘性系数μ，采用线性稳定性分析法获得无附加扰动时武器舱剪切层不稳定扰动频率范围，其中最不稳定的频率值即为扰动频率ω ο(3)根据超声速飞行器武器舱的长、深、宽尺寸，计算超声速飞行器的长度与深度之比，当该比值大于4时，将基频扰动片的厚度H减小10 20% ;当该比不大于4时，将基频扰动片的厚度H增加10 20% ;(4)将基频扰动片固定在超声速飞行器上以完成超声速飞行器武器舱前缘表面扰流降噪。所述将基频扰动片固定在超声速飞行器上具体为基频扰动片固定安装在武器舱的前方，锯齿朝向来流方向，基频扰动片后缘与武器舱前缘之间的距离B满足B = O IW且基频扰动片的后缘与武器舱前缘平行。若武器舱前缘表面空余尺寸有限，则只设置一排基频锯齿扰动片，如果空间够用，则可以在基频扰动片和武器舱之间再固定安装一个亚谐频扰动片，该亚谐频扰动片的厚度与基频扰动片相同，宽度为基频扰动片宽度的2倍，锯齿宽度为基频扰动片锯齿宽度的2倍，亚谐频扰动片的锯齿也朝向来流方向，亚谐频扰动片的前缘与基频扰动片的后缘之间的距离为I 2W，亚谐频扰动片后缘与武器舱前缘之间的距离为O IW且亚谐频扰动片的后缘与武器舱前缘平行。理论研究发现，亚谐共振波具有加速促发边界层失稳的辅助作用，可使剪切层快速转捩形成湍流，故本方法将基频扰动片安装在前，其主导扰动作用，亚谐频扰动安装在后，起辅助扰动作用。扰动片质地可选用铁、铝或其它复合耐高温金属材料。如图2(b)，当高速气流流过武器舱时，锯齿扰动片形成三维扰动波，诱导剪切层内流向涡结构出现，并促使流动由大尺度涡向小尺度湍流结构转捩，从而抑制声反馈环形成，降低武器舱内压力周期振荡。至此，武器舱前缘扰流降噪方法实施完成。实施例飞行器一般飞行高度Okm 15km，飞行Mach数为O 3。将武器舱简化为矩形方腔，例如方腔深度为150mm，长为450mm，长深比为3 ;设飞行Mach数为I. 5，以海平面值作参考，来流声速为340m/s，来流密度为I. 225kg/m3，来流温度为288. 16K，则动力粘性系数为I. 7894X 10_5kg/(m · s)，方腔前缘表面边界层厚度为5mm，基于方腔前缘表面边界层厚度的Re5 数为 I. 73X 105。I)如图3，扰动片厚度H选取25%当地边界层厚度5mm，即H= 1.25mm。2)如图3，W代表扰动片宽度。线性稳定性分析方法获得无附加扰动时方腔剪切层最不稳定扰动频率范围ω = O 29200Hz，本例中取ω = 20000Hz ;边界层在H=L 25mm处速度为u = 187. 27m/s,由此确定基频扰动片宽度W = u/ω =9. 36mm，亚谐频扰动片宽度为2倍基频扰动片宽度，即2W = 18. 72_。3)如图4，D为扰动片锯齿宽度，此例中取扰动片的锯齿宽度与片宽相等，即D = W=9. 36mm,亚谐频扰动片锯齿宽度为2D = 2W = 18. 72mm。扰动片齿数η由武器舱实际宽度L确定，如基频扰动片齿数n = L/D。
4)此例中取亚谐扰动片紧贴武器舱前缘线，即B = 0mm。如图4，基频扰动片在亚谐扰动片之前，两者之间距离设定为W = 9. 36mm，基频扰动片距武器舱前缘距离即为W+2W+B=28.08mm。若武器舱前缘表面的空余面积不足，则去掉亚谐扰动片，并将基频扰动片代替亚谐扰动片位置紧贴武器舱前缘安置，即B = 0_。扰动片均与武器舱前缘线保持平行。将设计好的基频扰动片与亚谐频扰动片通过粘贴、镶嵌等方式固定在超声速飞行器武器舱前缘表面，通过实验验证，该实施例可以有效实现武器舱内的降噪。本发明未详细描述内容为本领域技术人员公知技术。
权利要求
1.一种基于前缘表面扰流的超声速飞行器武器舱降噪方法，其特征在于步骤如下 (1)根据超声速飞行器的飞行工况获得飞行速度V、来流密度P、来流温度T、来流粘性系数μ和武器舱前缘表面边界层厚度I通过公式R^= $计算基于武器舱前缘表面边界层厚度S的来流雷诺数Res ;(2)确定基频扰动片所述基频扰动片呈锯齿状，每个齿形呈等腰三角形，各齿间无间隙均匀排列，基频扰动片的厚度H为武器舱前缘表面边界层厚度δ的15% 50%;基频扰动片的宽度W通过公式W = *计算得到，其中，u为武器舱前缘表面边界层内高度为H位置 处的来流速度，ω为扰动频率； (3)根据超声速飞行器武器舱的长、深、宽尺寸，计算超声速飞行器的长度与深度之比，当该比值大于4时，将基频扰动片的厚度H减小10 20% ;当该比不大于4时，将基频扰动片的厚度H增加10 20% ; (4)将基频扰动片固定在超声速飞行器上以完成超声速飞行器武器舱前缘表面扰流降噪。
2.根据权利要求I所述的一种基于前缘表面扰流的超声速飞行器武器舱降噪方法，其特征在于所述扰动频率ω的具体确定方法为通过超声速飞行器飞行状态下的飞行速度V、来流雷诺数Res、来流密度P、来流温度T和来流粘性系数μ，采用线性稳定性分析法获得无附加扰动时武器舱剪切层不稳定扰动频率范围，其中最不稳定的频率值即为扰动频率ω ο
3.根据权利要求I所述的一种基于前缘表面扰流的超声速飞行器武器舱降噪方法，其特征在于所述基频扰动片上的锯齿宽度D为D = O. 5W 3W。
4.根据权利要求I所述的一种基于前缘表面扰流的超声速飞行器武器舱降噪方法，其特征在于所述将基频扰动片固定在超声速飞行器上具体为基频扰动片固定安装在武器舱的前方，锯齿朝向来流方向，基频扰动片后缘与武器舱前缘之间的距离B满足B = O IW且基频扰动片的后缘与武器舱前缘平行。
5.根据权利要求I所述的一种基于前缘表面扰流的超声速飞行器武器舱降噪方法，其特征在于在基频扰动片和武器舱之间还可以固定安装一个亚谐频扰动片，该亚谐频扰动片的厚度与基频扰动片相同，宽度为基频扰动片宽度的2倍，锯齿宽度为基频扰动片锯齿宽度的2倍，亚谐频扰动片的锯齿也朝向来流方向，亚谐频扰动片的前缘与基频扰动片的后缘之间的距离为I 2W，亚谐频扰动片后缘与武器舱前缘之间的距离为O IW且亚谐频扰动片的后缘与武器舱前缘平行。
全文摘要
一种基于前缘表面扰流的超声速飞行器武器舱降噪方法，步骤为(1)根据超声速飞行器的飞行工况获得飞行速度、来流密度、来流温度、来流粘性系数和武器舱前缘表面边界层厚度，计算基于武器舱前缘表面边界层厚度的来流雷诺数；(2)确定基频扰动片(3)根据超声速飞行器武器舱的长、深、宽尺寸，计算超声速飞行器的长度与深度之比，当该比值大于4时，将基频扰动片的厚度H减小10～20％；当该比不大于4时，将基频扰动片的厚度H增加10～20％；(4)将基频扰动片固定在超声速飞行器上以完成超声速飞行器武器舱前缘表面扰流降噪。本方法能够有效降低超声速飞行器在进行超声速飞行时，打开内埋武器舱后，舱内压力严重自持振荡问题。
文档编号B64C23/00GK102862676SQ20121038028
公开日2013年1月9日 申请日期2012年9月29日 优先权日2012年9月29日
发明者冯峰, 郭欣, 王强 申请人:中国航天空气动力技术研究院