【摘要】：空腔不僅是內(nèi)埋式武器艙和起落架艙的基本結構,而且很多發(fā)動機內(nèi)部的凹槽都可以看作是空腔結構。其中開式空腔流動作為應用最廣泛且最復雜的空腔流動類型而成為國際上的研究熱點。當自由來流經(jīng)過開式空腔時,開式空腔流動表現(xiàn)出劇烈的自持振蕩現(xiàn)象,這種非定常的流動會在空腔內(nèi)部誘發(fā)強烈的氣動噪聲。強烈的噪聲對彈機分離會產(chǎn)生不利影響。因此開式空腔流動及控制的研究在工程應用領域具有極高的現(xiàn)實意義。本文采用延遲分離渦模擬方法數(shù)值模擬了超聲速和亞聲速下的開式空腔流動。通過研究超聲速開式空腔前緣波系的演化過程,發(fā)現(xiàn)了超聲速開式空腔前緣波系的間歇特性。對比分析了亞聲速和超聲速流動機理的不同。提出了在前緣附近放置三角形擾流柱這種較為創(chuàng)新的被動控制方法。并根據(jù)擾流柱距前緣距離不同數(shù)值模擬了兩種控制方案。并將這兩種控制方案分別應用到超聲速和亞聲速開式空腔的流動控制中,對比了兩種控制方案的控制效果。通過研究發(fā)現(xiàn),超聲速開式空腔剪切層在前緣的不穩(wěn)定性表現(xiàn)出交替誘發(fā)間歇出現(xiàn)的壓縮波和膨脹波。其中一個流動周期內(nèi)出現(xiàn)壓縮波的概率高于出現(xiàn)膨脹波的概率,并定量計算出壓縮波的間歇因子為28.8%,出現(xiàn)膨脹波的間歇因子為17.1%。兩種控制方案在超聲速開式空腔流動中均取得了一定的控制效果。并且兩種方案的控制機理相同,都是剪切層被抬高。其中方案二中的剪切層存在二次被抬高的現(xiàn)象,因此方案二的控制效果最好,空腔中后部(高壓力區(qū))底部總聲壓級降低幅值達5~8 dB。相比超聲速開式空腔流動,亞聲速流動中剪切層渦脫落的速度變慢,尺度變大。而且大尺度渦在向下游演化的過程中占據(jù)了空腔內(nèi)部的大部分空間,這導致了亞聲速開式空腔流動產(chǎn)生的噪聲中寬頻帶噪聲占據(jù)了主導。兩種控制方案在超聲速開式空腔流動中同樣也都取得了一定的控制效果。方案一比方案二的控制效果要好,空腔中后部(高壓力區(qū))底部總聲壓級降低幅值達10 dB。值得注意的是通過對空腔底部的壓力測量點進行FFT發(fā)現(xiàn)方案二中測量點的寬頻帶噪聲一直最高。
【學位授予單位】：沈陽航空航天大學
【學位級別】：碩士
【學位授予年份】：2018
【分類號】：V271.4
【圖文】：

沈陽航空航天大學碩士學位論文第 1 章 引 言各種戰(zhàn)機的革新?lián)Q代，對戰(zhàn)機的高突了近些年國際上研究的熱點。隱身性身性就必須減小飛機的雷達反射面加了飛機的飛行阻力不利于提高機武器Qg埋不僅減小戰(zhàn)機的附加阻力還機身的 RCS 從而提高了隱身性。此而改變。近些年來以美國為代表的 機都采用了Qg埋式武器艙。因此武器

沈陽航空航天大學碩士學位論文超出此馬赫數(shù)范圍，Rossiter 公式的精準性大大下下空腔純音頻率預測。在 Rossiter 的研究基礎上，后的 Heller 半經(jīng)驗公式為：2 1/2[ ](1 [( 1)/ 2] ) 1/ kmvU mfL M M 為空氣的比熱比。其余各常數(shù)取值與 Rossiter 公式Heller 和 Bliss[8]詳細地分析和論述了開式空腔中剪切充到了聲學領域。剪切層和空腔后壁之間的作用產(chǎn)運動并作用于周圍流體，最終聲波與空腔前壁作用一個聲波反饋回路（如圖 1.2）。

第 3 章 超聲速開式空腔前緣波系研究聲速開式空腔的流動及波系結構較為復雜。N.Zhuang[10]和 Ryan F.Schmit[像法分別觀察到超聲速開式空腔附近明顯的波系結構。而超聲速開式空腔產(chǎn)生和演化過程與剪切層的輸運有著密切的聯(lián)系，這對我們研究剪切層的波的產(chǎn)生至關重要。早些之前 H.Heller[51]就通過實驗方法觀察到了剪切層現(xiàn)在前緣處交替出現(xiàn)的凹凸運動。而這種運動帶來的結果是前緣處誘發(fā)產(chǎn)壓縮波和膨脹波。當時 H.Heller 把這些波統(tǒng)稱為“準壓縮波”。后來 N.Zh文章中簡單提及到，自由來流剪切層在空腔前緣處，由于不穩(wěn)定造成剪切下“拍打”。章通過對超聲速開式空腔的數(shù)值計算結果處理分析，發(fā)現(xiàn)了前緣附近交替和膨脹波。并通過定量計算得出了一個周期內(nèi)壓縮波和膨脹波出現(xiàn)的間歇聲速開式空腔的流動及噪聲控制方法研究有重要意義。計算模型及邊界條件

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