基于多孔介质的风洞喷管、主动降噪装置及方法与流程

本发明属于高超声速风洞低湍流度及静风洞设计技术领域，更具体地，涉及基于多孔介质的风洞喷管、主动降噪装置及方法。

背景技术：

作为21世纪航空航天研究领域的制高点，超声速及高超声速飞行器及其相关技术一直是世界各大国重点发展的对象。传统研究超声速及高超声速流动现象的方式主要包括数值模拟、飞行试验和地面试验。由于在高速流动下的特殊流动情况，比如真实气体效应、高温非平衡气体效应等，已有的数值计算模型并不适用。因此，实验测量成为了研究超声速及高超声速流动的主要手段。其中，飞行试验真实的模拟飞行环境，可以获得更为可靠的实验数据，但是开展该类试验存在极大风险，且成本极其昂贵；相比之下，地面试验由于其成本较低，成为了更易被接受的试验方法。高超声速风洞已成为了一个国家国防高端制造的代表。

然而，传统的高超声速风洞普遍存在来流湍流度大的问题，常规高超声速风洞的湍流度比真实飞行中的大气扰动可以高出1到2个数量级，使得风洞试验数据的准确性成为了制约新型高超声速飞行器进一步发展的重要因素。目前，降低高超声速风洞试验段的来流湍流度主要有以下措施：

(1)风洞喉道喷管上游采取吸气控制技术以吸除喉道部分的湍流边界层；

(2)风洞的稳定段采取大量复杂的阻尼材料以降低稳定段的来流扰动；

(3)采用精细的风洞喷管管型设计技术，以控制涡的增长；

(4)采用极为精密的风洞喷管加工技术，喷管表面最大粗糙度在微米量级以保证其光洁度。

这些技术虽然在一定程度上提高了风洞的流场品质，但是并未从根本上解决大雷诺数来流下保持低湍流度的问题，尤其是大口径高超声速静风洞。已有研究表明，在超声速及高超声速风洞中由风洞喷管表面的超声速湍流边界层所产生的声波扰动通常是主要的来流扰动类型，占据总扰动的80％以上。

超声速及高超声速湍流边界层中的湍流涡结构在以相对速度为超声速运动时会产生强烈的声波辐射，以往的实验和数值研究均显示该噪声辐射为常规高速风洞的主要扰动来源。通过常规的静风洞设计技术，如精密的laval喷管表面加工和laval喉道上游吸气控制技术，可以在一定程度上延缓沿喷管壁面的边界层转捩，但是受到机械加工精度、涡发展等诸多因素的影响，难以从本质上解决高速湍流边界层的噪声辐射问题。现有风洞流场品质改善技术，以围绕降低涡波、熵波以及风洞laval喷管壁面的声波扰动为主，同时带来调节结构复杂、加工精度高、建造和维护成本高昂等缺点。

因此，如何降低或消除超声速及高超声速风洞喷管表面湍流边界层噪声辐射，降低超声速/高超声速静风洞建造与维护成本，同时大幅改善风洞的自由来流品质，成为本领域的技术难题。

技术实现要素：

针对现有技术的以上缺陷或改进需求，本发明提供了基于多孔介质的风洞喷管、主动降噪装置及方法，其目的在于，采取主动流动控制手段来降低或消除超声速及高超声速风洞喷管表面湍流边界层噪声辐射，降低超声速/高超声速静风洞建造与维护成本，同时大幅改善风洞的自由来流品质。由此解决现有技术围绕降低涡波、熵波以及风洞laval喷管壁面的声波扰动，调节结构复杂、加工精度高、建造和维护成本高昂，以及无法有效降低或消除超声速及高超声速风洞喷管表面湍流边界层噪声辐射的技术问题。

为实现上述目的，按照本发明的一个方面，提供了一种基于多孔介质的风洞喷管，包括风洞喷管渐缩段和风洞喷管渐扩段，所述风洞喷管渐缩段直径由大到小收缩至一个窄喉，所述风洞喷管渐扩段自所述窄喉直径由小到大扩张至喷管端面，其特征在于，还包括多孔介质段，

所述多孔介质段位于所述风洞喷管渐扩段的层流-湍流边界层转捩点，与所述风洞喷管渐缩段和风洞喷管渐扩段共同构成拉瓦尔喷管结构的风洞喷管；

所述多孔介质段为金属基材质的介质上设有多个微孔构成，其渗透率为0.01～10达西。

优选地，所述多孔介质段的材料为泡沫铝或烧结铜。

按照本发明的另一个方面，还提供了一种基于多孔介质的风洞喷管，包括风洞喷管渐缩段和风洞喷管渐扩段，所述风洞喷管渐缩段直径由大到小收缩至一个窄喉，所述风洞喷管渐扩段自所述窄喉直径由小到大扩张至喷管端面，其特征在于，还包括多孔介质段，

所述多孔介质段呈多段布置，其起始位置位于所述风洞喷管渐扩段的层流-湍流边界层转捩点，其与所述风洞喷管渐缩段和风洞喷管渐扩段共同构成拉瓦尔喷管结构的风洞喷管；

所述多孔介质段为金属基材质的介质上设有多个微孔构成，其渗透率为0.01～10达西。

优选地，所述多孔介质段的材料为泡沫铝或烧结铜。

按照本发明的另一个方面，还提供了一种主动降噪装置，其特征在于，包括上述的任一种风洞喷管，以及抽吸气腔侧壁，其中，

所述抽吸气腔侧壁包围在整个所述风洞喷管壁面外周，与所述风洞喷管壁面形成抽吸气腔，所述抽吸气腔侧壁上设有抽吸气出口，所述抽吸气腔除所述抽吸气出口外其腔体其他部位密封。

按照本发明的另一个方面，还提供了一种主动降噪装置，其特征在于，包括上述的风洞喷管和抽吸气腔侧壁，

所述抽吸气腔侧壁包围在所述多孔介质段壁面外周，与所述多孔介质段壁面形成抽吸气腔，所述抽吸气腔侧壁上设有抽吸气出口，所述抽吸气腔除所述抽吸气出口外其腔体其他部位密封。

按照本发明的另一个方面，还提供了一种主动降噪装置，其特征在于，包括上述的风洞喷管和多个抽吸气腔侧壁，

每单个多孔介质段或多个在所述风洞喷管的一段连续的壁面上的多孔介质段外周包围一个抽吸气腔侧壁，该抽吸气腔侧壁与所述单个多孔介质段或多个在所述风洞喷管的一段连续的壁面上的多孔介质段形成抽吸气腔；

每个多孔介质段都在一个抽吸气腔内；每个抽吸气腔侧壁上设有抽吸气出口，每个抽吸气腔除抽吸气出口外其腔体其他部位密封。

按照本发明的另一个方面，还提供了基于上述主动降噪装置的主动降噪方法，其特征在于，高压气从风洞喷管渐缩段进入风洞喷管开始加速，在喷管喉部时达到音速，之后在风洞喷管渐扩段进一步加速到超音速，当风洞喷管渐扩段内的气体压力小于外界周围压力时，通过外部抽吸力降低抽吸气腔内的压力，使抽吸气腔内的压力小于风洞喷管渐扩段内的压力，在多孔介质段内外两侧的压力差作用下，气体通过多孔介质段壁面上的微孔缓慢渗透到抽吸气腔内，达到风洞壁面边界层抽吸气控制的目的，降低风洞喷管表面湍流边界层噪声辐射。

按照本发明的另一个方面，还提供了基于上述主动降噪装置的主动降噪方法，其特征在于，高压气从风洞喷管渐缩段进入风洞喷管开始加速，在喷管喉部时达到音速，之后在风洞喷管渐扩段进一步加速到超音速，当风洞喷管渐扩段内的气体压力小于外界周围压力时，通过外部抽吸力降低每个抽吸气腔内的压力，使抽吸气腔内的压力小于风洞喷管渐扩段内的压力，在多孔介质段内外两侧的压力差作用下，气体通过多孔介质段壁面上的微孔缓慢渗透到抽吸气腔内，达到风洞壁面边界层抽吸气控制的目的，降低风洞喷管表面湍流边界层噪声辐射。

总体而言，通过本发明所构思的以上技术方案与现有技术相比，能够取得下列有益效果：

1、本发明提供的风洞喷管，克服传统风洞喷管喉道上游吸气控制方式中抽吸缝的存在对流场的影响，将多孔介质材料引入风洞喷管壁面的型面构成，继承了传统风洞壁面型面光滑过渡的特点，有利于风洞流场品质的提高。

2、本发明提供的风洞喷管和主动降噪装置，创新巧妙地利用多孔介质材料的透气性，将多孔介质材料壁面布置在边界层厚度畸变区(即层流-湍流边界层转捩点)，能够利用多孔介质材料壁面两侧气动压差或额外抽吸的作用下，对边界层底部粘性底层进行吸附，延缓或主动控制边界层厚度的增长，使风洞喷管壁面附壁流进一步保持层流状态，达到降低或消除超声速及高超声速风洞喷管表面湍流边界层噪声辐射的目的。本发明创造性的采用多孔介质抽吸气流动控制方式，直接对超声速及高超声速风洞喷管表面边界层进行有效控制，采用微观毛细抽吸而不是宏观抽吸缝抽吸，具有抽吸能力便于控制、避免形成分离泡等优点。

3、本发明提供的风洞喷管和主动降噪装置，抽吸控制后的层流边界层在风洞中随流动的进一步的发展有再次发展为湍流边界层的可能，故在风洞扩展段壁面上多处采用多孔介质材料壁面进行边界层的抽吸控制，使风洞产生的噪声水平低至可与飞行环境相比的超声速或高超声速均匀来流。

5、本发明提供的风洞喷管和主动降噪装置，所使用的多孔介质材料壁面，同时具有毛细抽吸能力和阻尼耗散特性，从多孔介质能改变流场边界条件的角度出发，多孔介质对边界层内压力分布的变化及湍流脉动的变化均有一定的脉动抑制潜能，故能在一定程度上降低风洞喷管壁面的机械加工精度要求，降低超声速/高超声速静风洞建造与维护成本。

6、本发明提供的风洞喷管、主动降噪装置级方法，巧妙与成功之处在于，将传统风洞的金属壁面中部分采用多孔介质材料替代，保持风洞壁面具备抽吸气主动边界层控制能力的同时，继承了传统风洞壁面型面的光顺特点，采用微观的毛细抽吸和壁面阻尼耗散特性对边界层厚度及内压力分布进行主动控制。而对于抽吸气流动控制来说，微观的毛细抽吸过程相比宏观的抽吸缝抽吸过程更具有可操作性，对抽吸气部位附近的流场所带来的额外扰动要小的多。这些综合作用可以达到降低或消除超声速及高超声速风洞喷管表面湍流边界层噪声辐射的目的，降低超声速/高超声速静风洞建造与维护成本，同时大幅改善风洞的自由来流品质。

7、本发明提供了基于多孔介质抽吸气流动控制的高超声速风洞壁面主动降噪方法及装置，结构简单、建造和维护成本低，适用于各种形式的高超声速静风洞，如ludwieg式管风洞。此外，本发明提供的基于多孔介质抽吸气流动控制方法在飞行器减阻设计、高超声速进气道的边界层流动控制等技术领域，也具有非常高的价值。

附图说明

图1是本发明实施例1中风洞喷管示意图；

图2是本发明实施例2中风洞喷管示意图；

图3是本发明实施例3中主动降噪装置示意图；

图4是本发明实施例4中主动降噪装置示意图；

图5是本发明实施例5中主动降噪装置示意图；

图6是本发明实施例6中主动降噪装置示意图；

图7是本发明设计思路及方法流程图。

在所有的附图中，相同的附图标记用来表示相同的元件或结构，其中：

1、风洞喷管渐缩段；2、多孔介质段；3、风洞喷管渐扩段；

4、抽吸气腔；5、抽吸气出口；6、抽吸气腔侧壁。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。此外，下面所描述的本发明各个实施方式中所涉及到的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。

实施例1：

本实施例提供一种基于多孔介质的风洞喷管，如图1所示，该风洞喷管包括风洞喷管渐缩段1、多孔介质段2和风洞喷管渐扩段3。

多孔介质段2的起始位置位于风洞喷管渐扩段3的层流-湍流边界层转捩点，为保证不严重影响风洞的气动性能，多孔介质段2长度可根据实际需求向风洞喷管下游区域拓展；多孔介质段2的多孔材料材质可选泡沫铝、烧结铜等金属基材料，保证多孔处理壁面具有足够的强度；所述多孔介质段2和风洞喷管渐扩段3之间可通过粘贴剂黏贴结合。多孔介质段2的渗透率为0.01～10达西。

工作时，高压气从风洞喷管渐缩段1进入风洞喷管开始加速，在喷管喉部时达到音速，之后在风洞喷管渐扩段3之后进一步加速到超音速，当风洞喷管渐扩段3内的气体压力大于外界周围压力时，在多孔介质段2内外两侧本身的压力差作用下，气体通过多孔介质壁面上的微孔缓慢渗透到风洞喷管外侧，达到风洞壁面边界层抽吸气控制的目的，降低风洞喷管表面湍流边界层噪声辐射。

实施例2：

本实施例提供一种基于多孔介质的风洞喷管，如图2所示，该风洞喷管包括风洞喷管渐缩段1、多孔介质段2和风洞喷管渐扩段3。

多孔介质2呈多段布置，其起始位置位于风洞喷管渐扩段3的层流-湍流边界层转捩点，为进一步增强对边界层抽吸气控制的能力，多孔介质段2采用多段布置。图2中多孔介质段2分为两段布置，实际实施过程中段数可适当扩展。

工作时，本实施例提供的风洞喷管的多孔介质段2抽吸气控制方法与实施例1中一致。

实施例3：

本实施例提供一种基于多孔介质的主动降噪装置，该装置为基于多孔介质抽吸气流动控制的高超声速风洞壁面主动降噪装置，如图3所示，其包括实施例1的风洞喷管和抽吸气腔侧壁6。

抽吸气腔侧壁包围在整个风洞喷管壁面外周，与风洞喷管壁面形成抽吸气腔4，抽吸气腔侧壁6上设有抽吸气出口5，抽吸气腔4除抽吸气出口5外其腔体其他部位密封。多孔介质段2的渗透率为0.01～10达西。

工作时，高压气从风洞喷管渐缩段1进入风洞喷管开始加速，在喷管喉部时达到音速，之后在风洞喷管渐扩段3之后进一步加速到超音速，当风洞喷管渐扩段3内的气体压力小于外界周围压力时，通过外部抽吸力降低抽吸气腔4内的压力，使抽吸气腔4内的压力小于风洞喷管渐扩段3内的压力，在多孔介质段2内外两侧本身的压力差作用下，气体通过多孔介质段壁面上的微孔缓慢渗透到抽吸气腔4，达到风洞壁面边界层抽吸气控制的目的，降低风洞喷管表面湍流边界层噪声辐射。

实施例4：

本实施例提供一种基于多孔介质的主动降噪装置，该装置为基于多孔介质抽吸气流动控制的高超声速风洞壁面主动降噪装置，如图4所示，其包括实施例2的风洞喷管和抽吸气腔侧壁6。

抽吸气腔侧壁包围在整个风洞喷管壁面外周，与风洞喷管壁面形成抽吸气腔4，抽吸气腔侧壁6上设有抽吸气出口5，抽吸气腔4除抽吸气出口5外其腔体其他部位密封。多段布置的多孔介质2都在抽吸气腔4内部。

本实施例提供的主动降噪装置，工作过程与实施例3一致。

实施例5：

本实施例提供一种基于多孔介质的主动降噪装置，该装置为基于多孔介质抽吸气流动控制的高超声速风洞壁面主动降噪装置，如图5所示，其包括实施例1的风洞喷管和抽吸气腔侧壁6。

抽吸气腔侧壁6包围在多孔介质段2壁面外周，与多孔介质段2壁面形成抽吸气腔4，抽吸气腔侧壁6上设有抽吸气出口5，抽吸气腔4除抽吸气出口5外其腔体其他部位密封。

本实施例提供的主动降噪装置，工作过程与实施例3一致。

实施例6：

本实施例提供一种基于多孔介质的主动降噪装置，该装置为基于多孔介质抽吸气流动控制的高超声速风洞壁面主动降噪装置，如图6所示，其包括实施例2的风洞喷管和多个抽吸气腔侧壁6。

每单个多孔介质段2或多个在风洞喷管的一段连续的壁面上的多孔介质段2外周包围一个抽吸气腔侧壁6，该抽吸气腔侧壁6与单个多孔介质段2或多个在风洞喷管的一段连续的壁面上的多孔介质段2形成抽吸气腔4；

每个多孔介质段2都在一个抽吸气腔4内；每个抽吸气腔侧壁6上设有抽吸气出口5，每个抽吸气腔4除抽吸气出口5外其腔体其他部位密封。

工作时，高压气从风洞喷管渐缩段1进入风洞喷管开始加速，在喷管喉部时达到音速，之后在风洞喷管渐扩段3进一步加速到超音速，当风洞喷管渐扩段3内的气体压力小于外界周围压力时，通过外部抽吸力降低每个抽吸气腔4内的压力，使抽吸气腔4内的压力小于风洞喷管渐扩段3内的压力，在多孔介质段2内外两侧的压力差作用下，气体通过多孔介质段2壁面上的微孔缓慢渗透到抽吸气腔4内，达到风洞壁面边界层抽吸气控制的目的，降低风洞喷管表面湍流边界层噪声辐射。

本发明提出的多孔介质风洞喷管、主动降噪装置及方法可以显著地降低湍流边界层后缘散射宽频噪声和边界层湍动能分布。在保证了不响应风洞喷管整体气动型面的前提下，不仅节省了工时，缩短了周期，提高了效率，而且还保证风洞整体的气动特性，为工程应用提供了良好的参考。

进一步地，本发明实施例还提供上述风洞喷管及降噪装置的设计思路及方法。本发明提供可直接对laval喷管的超声速及高超声速壁面湍流边界层进行流动控制的方法及装置，通过改变湍流边界层内部的涡结构来探寻降低和消除边界层噪声辐射的途径，从本质上提高高超声速风洞自由来流流场质量。如图7所示，具体设计思路及步骤如下：

(1)确定基准风洞喷管的流场结构及相关的声源

①层流-湍流边界层转捩

由于风洞喷管的加速过程主要集中在喷管渐扩段，在渐扩段壁面存在较强的逆压梯度，从而导致层流边界层变厚并最终发生层流-湍流边界层转捩。

②湍流边界层声波辐射现象

充分发展的湍流边界层中的涡将向外辐射声波，湍流边界层声波辐射是流动噪声的主要组成部分。

(2)辨析基准风洞喷管流场的声源性质

针对基准风洞喷管流场结构，采用数值或实验手段系统测量高超声速风洞自由来流的流场脉动参数，确定高超声速来流中涡波、熵波和声波模态分别所占比例，若湍流边界层辐射宽频噪声占据了大部分频谱，说明壁面噪声辐射是主要的声源。

(3)根据声源位置，界定可进行表面多孔处理的区域

通过湍流边界层和声波辐射的行进方向，能够确定风洞喷管壁面可进行表面多孔处理的区域。

(4)确定多孔介质的分布

为进一步降低湍流边界层压力间断产生的扰动反射和衍射现像对流场品质的影响，可采用不同多孔材料在风洞喷管壁面不同位置进行间断分布，这样可以进一步降低阻抗变化梯度。

(5)多孔介质壁面抽吸气降噪

高超声速湍流边界层所产生的噪声辐射本质上是由湍流结构在边界里以相对速度大于声速行进而产生，噪声辐射主要与速度脉动的膨胀相关。通过壁面抽吸气流动控制手段降低边界层内的湍动能分布，可以很大程度上间接减小湍流边界层的噪声辐射。

本领域的技术人员容易理解，以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。