基于声振传递的飞行器噪声振动环境预示方法研究

李炳蔚, 朱红民, 刘时秀, 陈 刚

(1.中国运载火箭技术研究院,北京 100076;2.北京强度环境研究所,北京 100076;3.北京航天长征飞行器研究所,北京 100076)

飞行器在大气层内高速飞行时,在来流作用下经历膨胀流、分离流、激波振荡等效应的作用,在飞行器外部形成严酷的脉动压力和气动噪声环境。严酷的气动噪声环境与结构振动耦合,形成噪声、振动环境(简称声振环境)。长期的工程实践表明,脉动压力及其诱导的气动噪声是超音速飞行器飞行振动环境的主要来源,并且飞行振动环境是导致飞行事故的重要因素,需要在研制过程中准确地预示飞行声振环境。随着高速飞行器技术的发展,为追求更高的升阻比、机动性能和突防能力,飞行器气动外形日趋复杂(如翼身融合体、乘波体外形)、飞行速度越来越快、飞行剖面越来越复杂。这些变化导致了高速飞行器的飞行噪声、振动环境相较于传统飞行器更为恶劣和复杂,也带来飞行声、振环境预示难度高等科学和工程问题,亟待开展高速飞行器的飞行声振环境预示研究。

声振环境的预示包括振动噪声源、传递特性和响应分析三个环节[1]。目前,学术上对该领域的研究主要聚焦于声振环境响应的仿真分析方向,并且在对低频、中频和高频振动环境的处理有较多的针对性研究[2]。对低频段声振环境的预示采用的方法主要是有限元分析(finite element analysis,FEA),普遍采用有限元软件可以对结构声振环境进行声场、随机振动等动力学响应分析,得到给定噪声、振动条件下特定工程结构的噪声、振动等动力学环境响应,作为声振环境预示的支撑[3-10]。对高频声振响应普遍采用基于能量的方法,比如统计能量分析(statistical energy analysis,SEA)[11-18]、能量有限元法(energy finite element analysis,EFEA)[19]、模态能量法(modal energy analysis,MEA)[20]等。对于中频、宽频响应响应普遍采用各类方法混合的方法,比如FEA-SEA、FEA-BEM混合等[21-25]。对于噪声源的研究,主要采用的方法是进行脉动压力风洞试验,或者进行大涡模拟、雷诺平均法等数值仿真方法[26-31]。上述仿真方法主要是研究振源特性,或者假设振源已知的情况下进行声振响应分析。综合考虑振源、结构特性和声振响应分析的系统性研究性工作较少,部分学者尝试通过气动-噪声-振动的多场耦合仿真分析的方法[32],或者基于相似型号外推的半经验工程方法进行环境预示[33-34]。

综上所述,有限元法、边界元法、统计能量法和混合法等各类数值计算方法通常用于响应分析,CFD计算和声振耦合分析联合进行全频段的声振环境预示其精度难以保证,工程上往往把仿真结果作为参考;相似型号外推等工程法通常是经验式的粗估,需要有飞行模式、弹道参数、气动外形接近的成熟型号大量的飞行试验数据作为支撑,对于新型飞行器往往难以适用。为此,本文从飞行器工程研制实际出发,研究提出了一种基于声振传递的飞行器环境预示方法研究,该方法综合考虑了振源、结构特性和声振响应分析,可以更为精确地预示飞行声振环境。经验证表明,振动量级预示精度高达1.6 dB,该技术对于提高飞行器总体性能、环境适应性和飞行可靠性具有重要的工程意义。

1 基于声振传递的环境预示方法

对飞行声振环境的预示主要是三大步骤,分别是振源分析、结构特性分析和飞行声振环境分析,具体流程图如图1所示。

1.1 激励源分析

超音速飞行器的振动、噪声环境激励源主要是气动噪声,气动噪声通过脉动压力的形式作用在飞行器表面。因此,激励源的分析主要是通过各种脉动压力的仿真、地面风洞试验或者工程分析的方法,获得不同攻角、舵偏(空气舵)、马赫数等典型工况下的飞行器外表面的脉动压力。开展脉动压力风洞试验是一种最直接的方法,为了问题的简化考虑,可以根据需要将分布脉动压力沿着飞行器表面进行面积加权得到分区的脉动压力特性,比如迎风面、背风面、翼舵干扰区等。

另一方面,考虑到天地大气参数的差异和典型工况的外推,一般要将风洞试验实测的数据进行无量纲化得到归一化的脉动压力功率谱密度Gnq0(f),然后再代入飞行实际的弹道参数(飞行动压、速度),得到飞行条件下的脉动压力Gnq(f)。真实飞行环境下声功率谱密度函数为

(1)

式中：下标G和F分别表示地面风洞试验值和飞行环境值;Q为动压;v为来流速度;L为参考长度。一般认为保证模型几何条件相似,来流马赫数、姿态角及雷诺数相同的情况下,地面试验与飞行环境有相同的脉动压力系数,此相似准则为天地换算方法基础。由于地面试验采用缩比模型,其时间/频率尺度与飞行器真实飞行条件存在差异,真实飞行环境下时间/频率尺度换算关系如下

(2)

此外,脉动压力风洞试验结果包含了地面风洞混响噪声的影响,需要把混响背景噪声去除,以提高预示精度。若不具备开展脉动压力风洞试验的条件,也可以通过脉动压力的CFD仿真、通过脉动压力经验公式进行工程预示等方法得到飞行器在飞行条件下的脉动压力,但是预示精度对计算方法、模型准确度等要求较高,一般仅供参考,或者在方案论证阶段对声、振环境的量级进行简单的粗估。

1.2 结构声振特性分析

结构声振特性分析主要是通过开展真实结构飞行器的噪声试验或声振耦合仿真分析两种方法获取。可以通过行波声场、混响声场等噪声试验对1∶1飞行器进行不同量级的加载试验,试验中可以得到实际加载的飞行器外声场功率谱密度Gnno(f)、内声场声功率谱密度Gnni(f),以及飞行器上不同部位的振动响应功率谱密度PSDi(f)。按照功率谱密度的能量传递,可以得到从外声场传递到内声场的功率谱密度的传递函数

(3)

以及从外声场传递到各测点振动的传递函数

(4)

声振耦合的仿真分析也可以得到相关的参数。

1.3 飞行声振环境分析

通过综合飞行各典型工况的脉动压力场和导弹声振响应传递特性,可以得到典型工况下的飞行振动(PSDin(f))和噪声(Gin(f))环境

PSDin(f)=Gnq(f)Hisv(f)

(5)

Gin(f)=Gnq(f)Hiss(f)

(6)

通过对典型工况下飞行振动环境的功率谱密度、噪声谱进行包络或统计分析,最终可以得到飞行预示环境。

1.4 讨 论

上述方法成立的一个前提是,声振传递特性(Hiss、Hisv)的非线性不显著,天地一致性较好。大部分航天器主体结构属于小阻尼结构(各阶模态阻尼系数小于1%),外界激励在一定范围内是线性的,因此本方法具有较好的普适性。

2 基于声振传递的环境预示方法应用案例

下面以某高速飞行器为例,开展飞行振动环境预示的研究。在型号的工程研制阶段,开展了地面脉动压力风洞试验、噪声试验,采用本文提出的方法进行了飞行振动、噪声环境的预示。在飞行器进行飞行试验后,比较了飞行遥测振动环境与预示环境。

2.1 激励源分析

在型号研制中,制备了飞行器的缩比试验件,对其进行了脉动压力风洞试验,得到了典型工况下的脉动压力场。风洞试验考虑了不同马赫数、不同攻角、空气舵不同俯仰舵偏角、不同动压等工况。得到了各个工况下的脉动压力功率谱密度曲线,典型工况下,两个典型位置的声功率谱曲线(风洞试验)如图2所示。图2中：位置1为飞行器外表面迎风面某测点;位置2为背风面某测点。

根据式(1)和式(2),代入飞行弹道参数,然后对飞行器表面典型区域的脉动压力功率谱密度进行加权平均,得到了相应的飞行工况的脉动压力场。典型工况下的飞行脉动压力如图3所示。按照脉动压力场空间分布特点,沿着飞行器截面的周向把外噪声加载区域分为了迎风、背风、舵影响区等6个区域,分别对不同区域进行加权平均,得到对应的外噪声。

2.2 行波噪声试验研究

开展了行波声场的噪声试验,如图4所示。飞行器被包裹于行波管内,通过柔性支撑放置在试验支架上,高压氮气通过扬声器经由6个分立的号筒进入行波管内进行噪声加载。6个分立的行波管包裹飞行器的不同加载区域,实现迎风、背风、舵影响区了加载量级的独立控制。

图2 典型工况下的脉动压力(风洞试验值)

图3 典型飞行工况下的脉动压力(飞行预示值)

图4 噪声试验示意图

试验的噪声控制声压谱的谱形如图5所示。受飞行器研制各种条件所限,先开展噪声试验,然后再开展脉动压力风洞试验。因此,噪声试验的谱形采用了标准中常用的“馒头谱”[35],总声压级参考了采用了工程经验估算的结果。

图5 声压谱形图

通过噪声试验得到了各测点的振动响应,从而可以得到各位置的声振传递关系,如图6所示。图6的位置1和位置2分别是在飞行器内,两个不同设备的安装支架上。

图6 声振传递函数

根据第1章的论述,若飞行器非线性特性不明显,应不影响环境预示的结果。为了验证这一假设,开展了不同量级外噪声下的声振传递的对比试验,得到的典型位置处声振传递特性在不同量级的对比如图7所示。可见外噪声加载量级增加6 dB,声振传递特性基本一致,说明该飞行器的非线性不明显,可以根据试验实测的传递特性预示飞行环境。对该飞行器开展了模态试验,试验获取了前三阶模态阻尼比均小于1%,这进一步证实了小阻尼结构的非线性特性不明显。

2.3 基于声振传递的环境预示

采用前文的方法对该飞行器进行了振动环境的预示,并按照预示环境和相关标准[36]对环境条件进行了制定。随后,对该飞行器进行了实际的飞行试验,得到了飞行的振动遥测数据。飞行试验中,飞行器中布置了4个位置的振动遥测传感器,获取了飞行振动环境。4个遥测点位置的振动预示环境与飞行遥测数据的对比如图8所示。图8中的预示环境为飞行试验前基于地面试验数据和本文的预示方法得到的结果,采用了地面风洞试验实测的4个遥测点所在舱段对应的舱外脉动压力实测数据,以及地面噪声试验实测的这4个点位置处对应的声振传递函数,结合飞行遥测弹道参数,预示了其对应的飞行振动响应。由图8可见,振动预示环境与实测环境吻合较好,振动量级预示误差在1.6 dB以内,中高频谱形预示误差在3 dB以内,低频预示谱形基本涵盖飞行实测环境,结果表明振动预示方法可行,且精度较高,可以满足飞行器的工程要求。

图7 不同量级下声振传递函数的对比图

(a) 位置1

(b) 位置2

(c) 位置3

(d) 位置4

预示谱型和飞行实测在某些频段存在差异,尤其是在低频部分差异相对较大。这些差异的主要原因很可能是脉动压力风洞试验的天地差异和面积加权平均方法引入的误差,比如：①风洞的边界条件与实际飞行不一致,风洞本身是非开场环境,其混响噪声的影响虽然在数据处理时对试验量级整体进行了考虑,但是在不同频段的误差难以完全消除;②由于风洞试验是在地面开展的,流态、大气密度参数等不能完全满足相似率的要求,所以地面结果和飞行遥测实测结果存在偏差;③面积加权平均的算法实际是对外噪声环境的一个工程化处理,由于脉动压力在飞行器外表面的空间分布实际上是非均匀的,尤其在翼舵干扰区、锥柱交界面肩部等位置具有较大的梯度,加权平均后会导致频率分布上准确度的损失。即便如此,对于工程而言本文提出的方法的预示精度基本可以满足大部分的需求,相对传统的相似型号经验外推方法可以得到更准确的预示环境。

3 结 论

本文针对高速飞行器飞行力学环境精确预示的问题,提出了基于声振传递的预示方法,包括激励源分析、结构声振特性分析和飞行声振环境预示三个环节,并以某飞行器为研究对象,开展了环境预示、地面及飞行试验验证。得到的主要结论如下：

(1) 本文提出的基于声振传递的环境预示方法是可行的,系统考虑了激励源特性、声振传递特性,并经过了飞行试验验证。

(2) 基于声振传递的环境预示方法可以精确地预示飞行噪声、振动环境,某飞行器飞行试验结果表明预示的振动环境量级偏差小于1.6 dB、中高频谱形预示精度可高达3 dB以内。

(3) 基于声振传递的环境预示方法对于小阻尼飞行器(一般模态阻尼系数小于1%)而言是适用的。

本文提出的力学环境精确预示方法可以广泛应用在导弹、火箭等飞行器的精细化环境设计中,也可以推广到其他装备和工程结构的研制中,对于降低研制成本、结构重量、提高型号总体性能具有重要的工程意义。