压力系数分析法的低噪声鼻锥设计

栾海霞，陈　宝，李兴龙

（中国航空工业空气动力研究院，沈阳 110034）



压力系数分析法的低噪声鼻锥设计

栾海霞，陈宝，李兴龙

（中国航空工业空气动力研究院，沈阳 110034）

摘要：在航空声学风洞内进行气流内的噪声测量时，需要在传声器前端安装鼻锥，以降低流场波动对传声器振膜的干扰噪声。目前使用的鼻锥，当流速超过40 m/s时，自噪声大幅度提高，因而无法用于更高速度的流场测试。利用一种鼻锥低噪声设计的分析方法，分析鼻锥表面的压力系数分布规律，并提出一种降低鼻锥自噪声的改进形式，降低不稳定的静态压力的干扰。将鼻锥的透声孔设置在压力稳定区域，可减少流场内不稳定压力波动对被测声波信号的干扰，提高测试结果的准确性，满足更高速度的流场测试需求。

关键词：声学；鼻锥；低噪声设计；压力系数；仿真分析

中国大型飞机产业过去一直处于低谷，长期以来，由于缺乏型号牵引，气动噪声等与大型客机直接相关的一些技术领域发展迟缓，基础薄弱，迄今为止，国内还未曾开展飞机等航空飞行器的风洞噪声实验，也没有一座完全具备声学实验能力的航空声学风洞[1]。航空声学风洞是研究气动声学的重要实验平台，在研究军用、民用飞行器的气动噪声方面起关键作用[2]。国外已建成并投入使用了多座声学风洞，国内多座声学风洞也正投入建设。

在声学风洞的声学测试中，传声器不能直接安装在流场中，需要装入鼻锥内部，如图1所示。沿鼻锥周向布置有透声孔，声波通过纱网，经透声孔，传到传声器振膜，产生电信号，测试流场内传播的声压变化。

目前，在低速声学风洞测试中使用的鼻锥，其基本构型如图1所示。一个轴对称的较尖锐的前体，透声孔与其邻接，透声孔后端连接支杆结构。此种构型的鼻锥在使用中暴露出应用的局限性，实际测试结果显示，当气流速度超过40.0 m/s时，其自噪声水平大幅度提高。

图1　鼻锥的外形

在气流中进行测试用的鼻锥，其自身产生的噪声如果过高，会干扰被测量的声学信号，影响测试数据的准确性。

本文通过考察鼻锥体结构表面的压力系数分布特点，分析其结构形式对鼻锥自噪声的影响，提出一种可以降低其自身噪声的结构形式，使其可以适应更高速度的流场测试需求，提供更准确的测试结果。

1　应用局限性

航空声学实验段的最大风速主要考虑模拟飞机的起飞和着陆状态，一般认为，合适的最大风速为60 m/s～80 m/s[3]。

随着航空声学实验的开展，鼻锥的自噪声问题受到越来越多的关注。西北工业大学的高永卫等人在NF-3风洞通过实验研究，得到一些降低鼻锥自噪声的初步线索。在2006年的一期实验中得到结论，在鼻锥透声孔上覆盖纱网可以降低其自噪声，从而改善测试条件或提高风洞实验风速[4]。2007年的实验中得到结论，半球型头部的鼻锥在风速为30 m/s ～50 m/s时，比常见的鼻锥自噪声小约3(dB)～11 (dB)[5]。

鼻锥的自噪声问题不仅影响测量的准确性，而且限制了实验能力的发展。因此，降低鼻锥的自噪声，提高测试结果的准确性，使其可以适应更高速度的流场测试，已成为航空声学实验中的一项关键技术问题。

2　改进分析

气动声源大多是由于气流与固体的相互作用或者气流内部产生的漩涡，无需任何固体相互作用，气流本身就是声源[6]。压力脉动指湍流中一点处流动压强（静压）随时间作随机变化的现象。单从概念上说，压力脉动也即流动的噪声，它是随着流体媒质的流动而产生和传播的[7]。传声器需要测量的声压信号与流场内的静压值相比是极小的量，因此流场内静压的微小变化都会干扰传声器对声压值的测量。

鼻锥由前体和等截面的圆柱形后体构成，如图2所示。其前体是轴对称结构，其母线是四分之一的椭圆曲线。

图2　鼻锥部分基本结构

借助Fluent软件，采用结构网格，考察了Ma为0.23时的定常流场情况，分析了沿鼻锥结构轴向的压力分布特点。采用的仿真分析模型如图3所示，前体部分轴向长度18 mm；圆柱体部分直径9 mm，轴向长度300 mm。

通过仿真分析得到沿轴向的压力系数分布，见

图3　仿真分析模型

图4沿鼻锥结构轴向的压力分布呈现一定的规律性。

图4　轴向压力系数分布

根据压力系数的定义[8]

对于不可压缩流动，压力系数可以直观地表示成速度的形式[8]

由于形面的渐变，在鼻锥前体部位会有一段不稳定的逆压梯度区，经过一段恢复区，进入稳定区域。恢复区需要4倍于鼻锥直径的长度，压力才从不稳定区域进入稳定压力区，从降噪的角度分析，透声孔宜布置于压力稳定区域。

目前用于风洞测试的鼻锥，直径7 mm，其前体到透声孔所在位置处的轴向距离只有21 mm，尽管具有优良的流线型，然而经过3倍直径长度的轴向距离，其表面压力还处于恢复区。其结构形式并不利于降低鼻锥的自噪声干扰。

目前使用的鼻锥，透声孔与前体紧邻，在测试流速较低的情况下，此构型带来的不稳定压力波动是很小的，可以满足测试要求。但随着测试流速的提高，即使小角度的入射，也会使流体中产生很大的不稳定性，影响测量的准确性，其可以应用的流速无法满足航空声学测试的发展需求。

根据鼻锥表面的压力分布特点，降低鼻锥表面的不稳定压力波动对噪声测量的干扰，使经过降噪设计的鼻锥产品可以提供更精确的测试结果。

3　低噪声设计

借助Fluent软件，利用三维仿真分析，采用结构网格，模拟了鼻锥带支杆结构在Ma为0.23时定常流场条件下的三维流场情况，分析其结构形式对鼻锥表面压力带来的影响。用于仿真分析的模型如图5所示，包含鼻锥部分、过渡结构部分和支杆部分。

图5　仿真分析模型

通过对三维流场的仿真计算，得到鼻锥体表面的压力系数分布，见图6。从仿真结果可以发现其压力分布呈现出一定的规律性。从仿真结果可以得出结论，过渡结构部分微小的形面变化对压力的影响不可小觑。过渡结构部分不能与透声孔紧邻，需要增加一段等值过渡段，以避开结构的形面变化对透声孔区域压力分布的影响。

图6　轴向压力系数分布

改进的鼻锥构型如图7所示，由前体、前等值段、透声孔、后等值段、过渡结构和支杆连接组成。

图7　鼻锥的改进形式

前等值段的布置可以使透声孔远离前体的压力不稳定区域，使压力恢复到稳定区域，避免由于压力的变化干扰透声孔内布置的传声器对声波信号的测量。增加后等值段，使过渡结构部分不与透声孔部分直接相连，使透声孔所处位置避开压力波动区域。将透声孔设置在合理的位置，降低不稳定压力波动对透声孔内传声器噪声信号测量的干扰。

等值段的设置不能过短，也不能过长。过短的等值段，压力值还未能进入稳定区域；过长的等值段很可能会由于边界层的增长引入流场内大量的湍流噪声。合理地设置等值段的长度，使得气流经过等值段后，压力值刚刚恢复到稳定区域，从而保证透声孔内的传声器避开不稳定压力波动对流场内声波信号的干扰。

通过分析鼻锥结构轴向压力分布规律，提出了一种改进形式的鼻锥结构，降低不稳定压力波动对声波测量的干扰。若要进一步降低鼻锥的自噪声，还需要更详细的分析和结构设计，包括前体椭圆曲线的离心率对压力恢复的影响，透声孔的数量和形状对流场内声波信号测量的影响。鼻锥是航空声学测量中不可缺少的测试设备，鼻锥产品的自噪声问题是阻碍航空声学测试实验能力发展的障碍，降低鼻锥产品的自噪声具有现实的应用意义。

4结　语

借助Fluent仿真分析软件，模拟了Ma为0.23条件下的定常流场情况，通过仿真分析，考察了沿鼻锥结构轴向的压力分布特点。通过在透声孔前后增加等值段，合理布置透声孔的位置，将透声孔布置于稳定值区域，降低不稳定压力波动对噪声测量的干扰。

提出的鼻锥结构的改进方案，根据定常流场仿真分析结果，通过合理地设置透声孔的位置及与其相邻部分的结构，将透声孔布置在静压稳定区域，当测量通过流场内的声波时，会降低不稳定的压力波动对透声孔处传声器的干扰，从而降低鼻锥的自噪声，提供更准确的测试结果。

借助鼻锥产品的低噪声设计工作，初步探索了应用定场流场分析计算指导鼻锥产品的低噪声设计的方法。通过定常流场的计算，为产品部件的低噪声设计工作提供指导分析，可以大大缩短设计工作的周期，提高工作效率。

参考文献：

[1]陈大斌，周家检，郝璇，等.气动噪声风洞试验技术发展概述[J].实验流体力学，2013，27(1)：106-112.

[2]顾光武，朱博.航空声学风洞背景噪声测试及频谱分析[J].噪声与振动控制，2011，31(2)：156-159.

[3]于涛，范洁川，贾元胜.现代航空声学风洞技术现状与发展[J].实验流体力学，2007，21(3)：86-91.

[4]高永卫，乔志德.鼻锥声学特性试验研究[J].试验流体力学，2006，20(1)：9-12.

[5]赵忠，高永卫.两种鼻锥在高速气流中声学特性的研究[J].声学技术，2007，26(1)：96-100.

[6]马大猷.现代声学理论基础[M].北京：科学出版社，2004.303-304.

[7]吕金磊，盛美萍，廖达雄，等.基于实验的跨声速风洞试验段噪声机理研究[J].空气动力学学报，2014，32(4)：488-492.

[8]李凤蔚.空气与气体动力学引论[M].西安：西北工业大学出版社，2007.78-79.

要研究方向：气动噪声控制。E-mail:66631924@qq.com

中图分类号：TU112.3；V211.74；TB566

文献标识码：A

DOI编码：10.3969/j.issn.1006-1335.2016.01.044

文章编号：1006-1355(2016)01-0209-03

收稿日期：2015-06-05

作者简介：栾海霞（1983-），女，辽宁省营口市人，研究生，主

Low-noise Nose-cone Design Using Pressure Coefficient Analysis Method

LUAN Hai-xia,CHENBao,LI Xing-long

（AVICAerodynamics Research Institute,Shenyang 110034,China）

Abstract:In airflow noise measurements in aero-acoustic wind tunnel,microphone must be jacketed with nose-cone to reduce the disturbance of the air-flow field fluctuation noise to the microphone.However,this method does not work when the flow velocity exceeds 40 m/s since the self-noise of the nose-cone increases dramatically.In this paper,the pressure distribution on the nose-cone surface was analyzed.On this basis,a modified nose-cone shape was proposed which can reduce the disturbance of the unstable static pressure so that the self-noise of the nose-cone can be diminished.By setting the sound-penetrating holes in the steady pressure region,the disturbance of the instable pressure fluctuation to the acoustic signal can be diminished.Therefore,the measurement accuracy is raised and can satisfy the requirements of higher speed wind tunnel tests.

Key words:vibration and wave;nose cone;low noise design;pressure coefficient;simulation analysis