CN110287643B - 空腔流致振动与流致噪声耦合特性的风洞实验模拟方法 - Google Patents

空腔流致振动与流致噪声耦合特性的风洞实验模拟方法 Download PDF

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CN110287643B CN201910616341.4A CN201910616341A CN110287643B CN 110287643 B CN110287643 B CN 110287643B CN 201910616341 A CN201910616341 A CN 201910616341A CN 110287643 B CN110287643 B CN 110287643B
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Abstract

本发明涉及空气动力学、实验流体力学、气动声学和结构动力学交叉领域，公开了空腔流致振动与流致噪声耦合特性的风洞实验模拟方法，运用方程分析法建立空腔流致振动与流致噪声耦合特性控制方程和边界条件，将有量纲的物理量参数转化成无量纲的物理量参数的相似准则数据集，并基于相似准则数据集进行风洞实验模型设计、来流条件的选取以及风洞实验结果的数据修正。有效的解决现有技术对于空腔流致振动与流致噪声耦合特性问题研究能力的不足；保证风洞实验模拟参数的完备性及实验数据修正方法的有效性、风洞实验模拟精度；有效获得实验结果之间的相互影响规律；能够模拟空腔结构振动的影响，从而提高空腔构型飞行器部件的风洞实验模拟能力。

Description

空腔流致振动与流致噪声耦合特性的风洞实验模拟方法
技术领域
本发明涉及空气动力学、实验流体力学、气动声学和结构动力学交叉领域，具体是指空腔流致振动与流致噪声耦合特性的风洞实验模拟方法。
背景技术
空腔构型的飞行器部件在航空航天领域普遍存在，例如飞机起落架舱、内埋武器舱、高速列车车厢间隙等，这种空腔构型对于提高飞行器隐身能力、增强机动性能、降低飞行阻力等具有重要意义。然而，高速来流条件下，空腔内部流致噪声环境恶劣，强流致噪声载荷容易导致空腔固壁结构振动，形成典型的空腔流致振动与流致噪声问题，给飞行器的飞行安全带来不利影响。因此，亟需针对空腔流致振动与流致噪声耦合特性开展深入研究，为提升飞行器性能奠定研究基础。风洞实验是研究空腔流致振动与流致噪声耦合特性的重要手段，因为采用风洞实验可以获得接近真实飞行器部件的流致振动与空腔流致噪声特性，而采用实际飞行器部件开展飞行实验研究，不仅研究周期长、成本高，而且外界条件不易控制，增加了资源消耗与研究成本，也不利于研究物理现象的本质规律。
目前，国内外研究机构对于空腔流致振动与流致噪声问题的风洞实验研究较少，适用于空腔流致振动与流致噪声耦合特性的风洞实验模拟方法比较缺乏，相关研究能力与开发出工程实用的飞行器部件之间存在较大差距。
目前，传统空腔流致振动与流致噪声耦合特性的风洞实验模拟方法主要从分析该物理问题的演化规律出发，通过先验知识获取问题的主要影响参数并建立风洞实验模拟方法，不过这种方法存在诸多不足，一是需要研究者对物理问题具有丰富的先验知识；二是这种实验模拟方法没有从物理问题的基本规律出发，无法保证实验模拟参数的完备性，容易遗漏对物理问题具有重要影响的实验参数，从而影响实验精度；三是实验模拟参数选择过程的物理含义不够明确，不容易获得实验结果之间的相互影响规律。
发明内容
本发明的目的在于提供空腔流致振动与流致噪声耦合特性的风洞实验模拟方法，解决现有技术对于空腔流致振动与流致噪声问题研究能力的不足。
本发明通过下述技术方案实现：
空腔流致振动与流致噪声耦合特性的风洞实验模拟方法，运用方程分析法建立空腔流致振动与流致噪声耦合特性控制方程和边界条件，将有量纲的物理量参数转化成无量纲的物理量参数的相似准则数据集，并基于相似准则数据集进行风洞实验模型设计、来流条件的选取以及风洞实验结果的数据修正。
进一步地，为了更好的实现本发明，具体包括以下步骤：
步骤S1：建立空腔流致振动与流致噪声耦合特性的关键影响参数数据集、表征参数数据集和无量纲参数数据集；
步骤S2：建立空腔流致振动与流致噪声场的控制方程和边界条件方程；具体是指：建立空腔流致噪声场的控制方程和气动声学边界条件方程、建立空腔流致振动场的控制方程和边界条件方程、建立表征空腔流致噪声特性的无量纲参数数据集的控制方程和边界条件方程以及建立表征空腔流致振动特性的无量纲参数数据集的控制方程和边界条件方程；
步骤S3：建立空腔流致振动与流致噪声耦合特性的相似准则数据集；相似准则数据集包括空腔流致振动与流致噪声耦合特性关键影响参数的相似准则数据集和空腔流致振动与流致噪声耦合特性表征参数的相似准则数据集；
步骤S4：建立空腔流致振动与流致噪声耦合特性的风洞实验设计方法；所述风洞实验设计方法包括风洞实验来流条件设计方法、风洞实验模型设计方法、风洞实验模型几何参数设计方法以及风洞实验模型结构参数设计方法；
步骤S5：建立空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验数据修正方法；所述风洞实验数据修正方法包括空腔流致振动特性风洞实验数据修正方法和空腔流致噪声特性风洞实验数据修正方法。
进一步地，为了更好的实现本发明，所述步骤S3具体包括：
步骤S31：建立空腔流致振动与流致噪声耦合特性关键影响参数的相似准则数据集；具体是指：根据相似原理的先验知识，利用步骤S1中的关键影响参数数据集、无量纲参数数据集以及步骤S2中的表征空腔流致振动与流致噪声耦合特性的无量纲参数数据集的控制方程和边界条件方程，建立空腔几何参数相似准则数据集、来流条件相似准则数据集以及空腔结构参数相似准则数据集；
所述空腔几何参数相似准则数据集为
Figure BDA0002124078610000021
其中，下标l对应空腔几何特征序号；
所述来流条件相似准则数据集包括来流介质速压与静压之比
Figure BDA0002124078610000022
惯性力与粘性力之比
Figure BDA0002124078610000023
空腔非定常流动特征频率与空腔流动频率尺度参数之比
Figure BDA0002124078610000024
以及来流焓与内能之比γ；
所述空腔结构参数相似准则数据集包括空腔固壁结构固有频率与表面流致噪声载荷特征频率之比
Figure BDA0002124078610000031
空腔固壁材料等效刚度与来流静压之比
Figure BDA0002124078610000032
空腔固壁边界阻抗与来流声阻抗之比
Figure BDA0002124078610000033
其中：
Figure BDA0002124078610000034
步骤S32：建立空腔流致振动与流致噪声耦合特性表征参数的相似准则数据集；具体是指：根据相似原理的先验知识，利用步骤S1中的表征参数数据集、表征空腔流致振动与流致噪声耦合特性的无量纲参数数据集的数据集以及步骤S2中表征空腔流致振动与流致噪声耦合特性的无量纲参数数据集的控制方程和边界条件方程，建立空腔流致振动与流致噪声耦合特性的表征参数的相似准则数据集；
所述表征参数的相似准则数据集包括：时间变量的相似准则数据集
Figure BDA0002124078610000035
空间三个方向的位置坐标的相似准则数据集
Figure BDA0002124078610000036
空腔固壁两个面内坐标的相似准则数据集
Figure BDA0002124078610000037
空腔流致噪声场引起声压变化的相似准则数据集
Figure BDA0002124078610000038
空腔流致噪声场引起密度变化的相似准则数据集
Figure BDA0002124078610000039
空腔固壁表面流致噪声载荷的相似准则数据集
Figure BDA00021240786100000310
空腔固壁结构振动引起的离面位移的无量纲参数数据集
Figure BDA00021240786100000311
进一步地，为了更好的实现本发明，所述步骤S4具体包括以下步骤：
步骤S41：建立空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验来流条件设计方法；
步骤S42：建立空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验模型设计方法；所述设计方法包括几何参数设计方法和结构参数设计方法。
进一步地，为了更好的实现本发明，所述步骤S41具体包括以下步骤：
步骤S411：基于步骤S31的来流条件相似准则数据集，设定空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验与飞行器部件实际飞行工况的来流条件参数对应的相似准则数据集相等，可得：
Figure BDA00021240786100000312
式中，下标M表示该物理量为空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验中的对应变量，下标S表示该物理量为飞行器部件实际飞行环境中的对应变量；
步骤S412：建立空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验来流条件参数与飞行器部件实际飞行工况的来流条件参数之间的关系：
Figure BDA0002124078610000041
步骤S413：根据步骤S411和步骤S412可得空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验来流条件与飞行器部件实际飞行工况来流条件的比例关系为：
Figure BDA0002124078610000042
式中，K表示空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验中与飞行器部件实际飞行工况的下标对应物理量之间的比例关系，具体为：
Figure BDA0002124078610000043
根据空气动力学与实验流体力学的先验知识，可得：
Figure BDA0002124078610000044
式中，
Figure BDA0002124078610000045
Tref＝110；
设定空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验与飞行器部件实际飞行工况的来流参数之间的比例满足如下关系：
Figure BDA0002124078610000051
式中，
Figure BDA0002124078610000052
根据上述所建立的比例关系，选定空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验的来流介质的来流条件基本参数。
进一步地，为了更好的实现本发明，所述步骤S42具体包括以下步骤：
步骤S421：建立空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验模型几何参数设计方法；具体包括以下步骤：
步骤S4211：基于步骤S31中的空腔几何参数相似准则数据集，设定空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验模型与飞行器部件的几何参数对应的相似准则数据集相等，可得：
RGM＝RGS,  (20)
步骤S4212：根据空腔几何参数相似准则数据集，建立空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验模型与实际飞行器部件的几何参数之间的关系为：
Figure BDA0002124078610000053
式中，
Figure BDA0002124078610000054
根据上述所建立的比例关系，选定空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验模型的几何参数。
步骤S422：建立空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验模型结构参数设计方法；具体包括以下步骤：
步骤S4221：基于步骤S31中的空腔结构参数相似准则数据集，设定空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验模型结构参数相似准则数据集与实际飞行器部件结构参数对应的相似准则数据集相等，可得：
Figure BDA0002124078610000055
步骤S4222：根据步骤S31中的空腔结构参数相似准则数据集，建立空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验模型与飞行器部件的结构参数之间的关系为：
Figure BDA0002124078610000061
步骤S4223：根据空气动力学先验知识以及步骤S41所建立的空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验来流条件设计方法,得到空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验模型与飞行器部件之间结构参数的比例关系为：
Figure BDA0002124078610000062
式中，
Figure BDA0002124078610000063
根据上述所建立的比例关系，选定空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验模型的结构参数。
进一步地，为了更好的实现本发明，所述步骤S5具体包括以下步骤：
步骤S51：建立空腔流致振动特性风洞实验数据修正方法；
步骤S52：建立空腔流致噪声特性风洞实验数据修正方法。
进一步地，为了更好的实现本发明，所述步骤S51具体包括以下步骤：
步骤S511：根据步骤S32中的空腔流致振动与流致噪声耦合特性的表征参数的相似准则数据集、相似原理以及实验流体力学的先验知识，设定空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验和飞行器部件实际飞行环境下的振动特性相似准则数据集相等，建立空腔流致振动特性风洞实验数据与飞行器部件实际飞行数据之间的相似关系为：
Figure BDA0002124078610000071
式中，xkS＝xkM/Kh,
Figure BDA0002124078610000072
xkm和tM分别为空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验中的三个方向的空间坐标和时间坐标,xks和tS分别为飞行器部件实际飞行环境的三个方向的空间坐标和时间坐标；
ηS(xkS,tS)，
Figure BDA0002124078610000073
分别为飞行器部件实际飞行环境下的振动位移、振动速度和振动加速度数据；
ηM(xkM,tM)，
Figure BDA0002124078610000074
分别为空腔流致振动位移、振动速度和振动加速度的风洞实验数据；
步骤S512：建立空腔流致振动特性的风洞实验数据修正方法为：
Figure BDA0002124078610000075
式中，ηy、Vy、ay为空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验预测得到的飞行器部件振动位移、振动速度和振动加速度数据。
进一步地，为了更好的实现本发明，所述步骤S52具体包括以下步骤：
步骤S521：根据步骤S32中的空腔流致振动与流致噪声耦合特性的表征参数的相似准则数据集，基于相似原理以及实验流体力学的先验知识，设定空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验和飞行器部件实际飞行环境下的空腔流致噪声特性相似准则数据集相等，建立空腔流空腔流致噪声特性风洞实验数据与飞行器部件实际飞行数据之间的相似关系为：
Figure BDA0002124078610000081
式中，p'S,ρ'S,pwS分别为飞行器部件实际飞行工况中流致噪声引起的声压、密度以及流致噪声载荷，p'M,ρ'M,pwM分别为空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验中的空腔流致噪声引起的声压、密度以及流致噪声载荷；
步骤S522：建立空腔流致噪声特性的风洞实验数据修正方法为：
Figure BDA0002124078610000082
式中，p'y,ρ'y,pwy分别为空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验预测得到的飞行器部件实际飞行环境下的流致噪声引起的声压、密度以及飞行器表面流致噪声载荷。
本发明与现有技术相比，具有以下优点及有益效果：
(1)本发明从空气动力学、实验流体力学、气动声学与结构动力学基本原理出发，建立空腔流致振动与流致噪声耦合特性控制方程和边界条件，构建空腔流致振动与流致噪声耦合特性的相似准则数据集，并基于该相似准则数据集建立空腔流致振动与流致噪声耦合特性的风洞实验模拟方法，能够从根本上保证所获得风洞实验模拟参数的正确性和完整性；
(2)本发明综合考虑空腔流动、振动和流致噪声的多物理场耦合特性，所建立空腔流致振动与流致噪声耦合特性的风洞实验模拟方法，有利于抓住空腔流致振动与流致噪声问题的本质和关键影响规律，对于空腔构型的飞行器部件的实验与数值研究都具有积极的指导作用，因此能够提高研究效率；
(3)本发明建立的空腔流致振动与流致噪声耦合特性的风洞实验模拟方法，能够在风洞实验中模拟空腔结构振动的影响，从而提高空腔构型飞行器部件的风洞实验模拟能力；
(4)本发明更加接近于实际工程应用，能够促进空腔构型飞行器部件的工程实用化。
具体实施方式
下面结合实施例对本发明作进一步地详细说明，但本发明的实施方式不限于此。
实施例1：
本发明通过下述技术方案实现，空腔流致振动与流致噪声耦合特性的风洞实验模拟方法，运用方程分析法建立空腔流致振动与流致噪声耦合特性控制方程和边界条件，将有量纲的物理量参数转化成无量纲的物理量参数的相似准则数据集，并基于相似准则数据集进行风洞实验模型设计、来流条件的选取以及风洞实验结果的数据修正。
需要说明的是，通过上述改进，有效的奠定基于空腔构型的飞行器部件的流致振动与空腔流致噪声特性风洞实验测量与评估技术的理论基础；解决现有技术对于空腔流致振动与流致噪声问题研究能力的不足。方程分析法为现有技术，本发明主要采用其进行空腔流致振动与流致噪声耦合特性控制方程和边界条件的建立，并根据空腔流致振动与流致噪声耦合特性控制方程和边界条件将有量纲的物理量参数转化成无量纲的物理量参数的相似准则数据集；采用此相似准则数据集风洞实验模型设计、来流条件的选取以及风洞实验结果的数据修正。
实施例2：
本实施例在上述实施例的基础上做进一步优化，进一步地，为了更好的实现本发明，具体包括以下步骤：
步骤S1：建立空腔流致振动与流致噪声耦合特性的关键影响参数数据集、表征参数数据集和无量纲参数数据集；具体包括以下步骤：
根据空气动力学与气动声学先验知识，分析空腔流致振动与流致噪声问题的关键影响参数；分析空腔流动与结构振动的基本规律，建立空腔流固耦合问题的关键影响参数数据集；所述关键影响参数数据集具体包括表征空腔几何参数、表征空腔结构参数和表征来流条件参数；
所述表征空腔几何参数包括空腔长度L、空腔几何外形特征参数Gl,(l＝1，2，3...)；
表征空腔结构参数包括空腔固壁材料的杨氏模量E、空腔固壁材料的泊松比ν、空腔固壁材料的密度ρw、空腔固壁结构的厚度h；
表征来流条件参数包括所述表征来流条件参数包括来流介质压力ps、来流介质密度ρs、来流介质温度Ts、来流介质总压po、来流介质总温To、来流介质粘性μs、来流介质比热比γ、来流介质气体常数Rs、来流速度Us、来流速度方向的三个方位角αl(l＝1,2,3)；
表征参数的数据集包括时间变量t、空间三个方向的位置坐标Xk(k＝1,2,3)、空间三个方向的流场速度分量Uk(k＝1,2,3)、空腔流场密度ρ、空腔非定常流动的特征频率fc、空腔特征长度L、来流速度Us、来流介质温度Ts、来流介质密度ρs、空腔流场压力p、空腔流致噪声场引起的声压变化p′、空腔流致噪声场引起密度变化ρ′、空腔固壁表面流致噪声载荷pw、空腔固壁切向的面内坐标α、空腔固壁切向的面内坐标β、空腔固壁结构振动引起的离面位移η、来流介质压力ps、空腔固壁结构的厚度h。
无量纲参数数据集包括时间变量的无量纲参数数据集
Figure BDA0002124078610000101
空间三个方向的位置坐标的无量纲参数数据集
Figure BDA0002124078610000102
空间三个方向的流场速度的无量纲参数数据集
Figure BDA0002124078610000103
空腔流场压力的无量纲参数数据集
Figure BDA0002124078610000104
空腔流场密度的无量纲参数数据集
Figure BDA0002124078610000105
空腔流场温度的无量纲参数数据集
Figure BDA0002124078610000106
空腔流致噪声场声压的无量纲参数数据集
Figure BDA0002124078610000107
空腔流致噪声场声压的无量纲参数数据集
Figure BDA0002124078610000108
空腔流致噪声场引起密度变化的无量纲参数数据集
Figure BDA0002124078610000109
空腔固壁表面流致噪声载荷的无量纲参数数据集
Figure BDA00021240786100001010
空腔固壁两个面内坐标的无量纲参数数据集
Figure BDA00021240786100001011
空腔固壁结构振动引起的离面位移的无量纲参数数据集
Figure BDA00021240786100001012
步骤S2：建立空腔流致振动与流致噪声场的控制方程和边界条件方程；具体是指：建立空腔流致噪声场的控制方程和气动声学边界条件方程、建立空腔流致振动场的控制方程和边界条件方程、建立表征空腔流致噪声特性的无量纲参数数据集的控制方程和边界条件方程以及建立表征空腔流致振动特性的无量纲参数数据集的控制方程和边界条件方程；
具体包括以下步骤：
步骤S21：建立空腔流致噪声场的控制方程和气动声学边界条件方程，具体包括：
步骤S211：建立空腔流致噪声场的控制方程；
根据气动声学先验知识，建立空腔流致噪声场的控制方程：
Figure BDA00021240786100001013
式中，ρ′为空腔流致噪声引起的密度变化、p′为空腔流致噪声引起的声压，下标i、下标j和下标r为哑标；
cm(m＝1,2)表示空腔流场的声速，
当下标m＝1时，对应空腔内部区域流场声速：
Figure BDA0002124078610000111
式中，
Figure BDA0002124078610000112
为来流气流马赫数；
Figure BDA0002124078610000113
为空腔外部区域的来流气流的声速；rc为空腔内部温度恢复因子，通常情况下，1>rc>0。
当下标m＝2时，对应空腔外部区域流场声速：
c2＝cs  (3)
方程(1)中
Figure BDA0002124078610000114
为空腔流致噪声引起的空间密度波动的演化规律；方程(1)中
Figure BDA0002124078610000115
为空腔流致噪声引起空间密度波动的形成原因。
步骤S212：建立空腔流致噪声场的气动声学边界条件方程；
空腔气动声学边界条件包括空腔气动声学壁面条件和空腔气动声学远场条件。根据气动声学和空气动力学先验知识，假定空腔壁面满足绝热条件，空腔气动声学壁面条件方程为：
Figure BDA0002124078610000116
式中,Zimp为空腔固壁边界阻抗；Dw为空腔非定常流动影响较大的空腔固壁表面区域，uw为空腔固壁结构的振动速度；
根据气动声学和空气动力学先验知识，假定空腔远场区域满足流体力学绝热条件，空腔气动声学远场条件方程为：
Figure BDA0002124078610000117
式中，D∞表示空腔非定常流动影响较小的远离空腔的空间区域。
步骤S22：建立空腔流致振动场的控制方程和边界条件方程，具体包括：
步骤S221：建立空腔流致振动场的控制方程；
根据结构动力学先验知识，空腔固壁结构振动的控制方程为：
Figure BDA0002124078610000118
式中，
Figure BDA0002124078610000121
为空腔固壁结构的抗弯刚度。
步骤S222：建立空腔流致振动场的边界条件方程；
根据结构动力学先验知识，空腔固壁区域的边界条件方程为，
pw＝p'|atwall,(x,y,z)∈Dw。  (7)
空腔固壁结构之间交界线的边界条件方程为：
Figure BDA0002124078610000122
式中，Dln表示空腔固壁之间交界线所在空间区域；Λ表示空腔固壁中平面上垂直于空腔固壁之间交界线的空间方向。
步骤S23：建立表征空腔流致噪声特性的无量纲参数数据集的控制方程和边界条件方程，具体包括：
步骤S231：建立表征空腔流致噪声特性的无量纲参数数据集的控制方程；
将步骤S1中的空腔流致振动与流致噪声耦合特性的无量纲参数数据集代入方程(1)，建立空腔流致噪声特性的无量纲参数数据集的控制方程为：
Figure BDA0002124078610000123
式中：
Figure BDA0002124078610000124
m＝1。
步骤S232：建立表征空腔流致噪声特性无量纲参数数据集的边界条件方程；
将步骤S1建立的空腔流致振动与流致噪声耦合特性的无量纲参数数据集代入方程(4)和方程(5)，可以建立表征空腔流致噪声特性无量纲参数数据集的边界条件方程为：
Figure BDA0002124078610000125
式中，
Figure BDA0002124078610000126
步骤S24：建立表征空腔流致振动特性的无量纲参数数据集的控制方程和边界条件方程，具体包括以下步骤：
步骤S241：建立表征空腔流致振动特性的无量纲参数数据集的控制方程；
将步骤S1中的空腔流致振动与流致噪声耦合特性的无量纲参数数据集代入方程(4)中，并且对方程中的项进行化简，得到表征空腔流致振动特性的无量纲参数数据集的控制方程为：
Figure BDA0002124078610000131
式中：
Figure BDA0002124078610000132
式中，
Figure BDA0002124078610000133
为空腔固壁结构的固有频率，
Figure BDA0002124078610000134
为空腔固壁结构的等效刚度。
步骤S242：建立表征空腔流致振动特性的无量纲参数数据集的边界条件方程
将步骤S1中的空腔流致振动与流致噪声耦合特性的无量纲参数数据集代入方程(7)中，并且对方程中的项进行化简，得到表征空腔流致振动特性的无量纲参数数据集的边界条件为：
Figure BDA0002124078610000135
空腔固壁结构壁面交界线条件的控制方程为：
Figure BDA0002124078610000136
步骤S3：建立空腔流致振动与流致噪声耦合特性的相似准则数据集；相似准则数据集包括空腔流致振动与流致噪声耦合特性关键影响参数的相似准则数据集和空腔流致振动与流致噪声耦合特性表征参数的相似准则数据集；
步骤S4：建立空腔流致振动与流致噪声耦合特性的风洞实验设计方法；所述风洞实验设计方法包括风洞实验来流条件设计方法、风洞实验模型设计方法、风洞实验模型几何参数设计方法以及风洞实验模型结构参数设计方法；
步骤S5：建立空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验数据修正方法；所述风洞实验数据修正方法包括空腔流致振动特性风洞实验数据修正方法和空腔流致噪声特性风洞实验数据修正方法。
本实施例的其他部分与上述实施例相同，故不再赘述。
实施例3：
本实施例在上述实施例的基础上做进一步优化，所述步骤S3具体包括：
步骤S31：建立空腔流致振动与流致噪声耦合特性关键影响参数的相似准则数据集；具体是指：根据相似原理的先验知识，利用步骤S1中的关键影响参数数据集、无量纲参数数据集以及步骤S2中的表征空腔流致振动与流致噪声耦合特性的无量纲参数数据集的控制方程和边界条件方程，建立空腔几何参数相似准则数据集、来流条件相似准则数据集以及空腔结构参数相似准则数据集；
所述空腔几何参数相似准则数据集为
Figure BDA0002124078610000141
其中，下标l对应空腔几何特征序号；
所述来流条件相似准则数据集包括来流介质速压与静压之比
Figure BDA0002124078610000142
惯性力与粘性力之比
Figure BDA0002124078610000143
空腔非定常流动特征频率与空腔流动频率尺度参数之比
Figure BDA0002124078610000144
以及来流焓与内能之比γ；
所述空腔结构参数相似准则数据集包括空腔固壁结构固有频率与表面流致噪声载荷特征频率之比
Figure BDA0002124078610000145
空腔固壁材料等效刚度与来流静压之比
Figure BDA0002124078610000146
空腔固壁边界阻抗与来流声阻抗之比
Figure BDA0002124078610000147
其中：
Figure BDA0002124078610000148
步骤S32：建立空腔流致振动与流致噪声耦合特性表征参数的相似准则数据集；具体是指：根据相似原理的先验知识，利用步骤S1中的表征参数数据集、表征空腔流致振动与流致噪声耦合特性的无量纲参数数据集的数据集以及步骤S2中表征空腔流致振动与流致噪声耦合特性的无量纲参数数据集的控制方程和边界条件方程，建立空腔流致振动与流致噪声耦合特性的表征参数的相似准则数据集；
所述表征参数的相似准则数据集包括：时间变量的相似准则数据集
Figure BDA0002124078610000149
空间三个方向的位置坐标的相似准则数据集
Figure BDA00021240786100001410
空腔固壁两个面内坐标的相似准则数据集
Figure BDA00021240786100001411
空腔流致噪声场引起声压变化的相似准则数据集
Figure BDA00021240786100001412
空腔流致噪声场引起密度变化的相似准则数据集
Figure BDA0002124078610000151
空腔固壁表面流致噪声载荷的相似准则数据集
Figure BDA0002124078610000152
空腔固壁结构振动引起的离面位移的无量纲参数数据集
Figure BDA0002124078610000153
本实施例的其他部分与上述实施例相同，故不再赘述。
实施例4：
本实施例在上述实施例的基础上做进一步优化，所述步骤S4具体包括以下步骤：
步骤S41：建立空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验来流条件设计方法；具体包括以下步骤：
步骤S411：基于步骤S31的来流条件相似准则数据集，设定空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验的来流条件参数与飞行器部件实际飞行工况的来流条件参数对应的相似准则数据集相等，可得：
Figure BDA0002124078610000154
式中，下标M表示该物理量为空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验中的对应变量，下标S表示该物理量为飞行器部件实际飞行环境中的对应变量；
步骤S412：为保证上述相似准则数据集相等，根据来流条件相似准则数据集。建立空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验来流条件参数和飞行器部件实际飞行工况的来流条件参数之间的关系，
Figure BDA0002124078610000155
步骤S413：根据步骤S411和步骤S412可得空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验来流条件和飞行器部件实际飞行工况来流条件的比例关系为：
Figure BDA0002124078610000161
式中，K表示空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验中与飞行器部件实际飞行工况的下标对应物理量之间的比例关系，具体为：
Figure BDA0002124078610000162
根据空气动力学与实验流体力学的先验知识，可得：
Figure BDA0002124078610000163
式中，
Figure BDA0002124078610000164
Tref＝110；
为保证空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验与飞行器部件实际飞行环境的来流条件相似准则数据集成立，应该保证空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验与飞行器部件实际飞行工况的来流参数之间的比例满足如下关系：
Figure BDA0002124078610000165
式中，
Figure BDA0002124078610000166
根据上述公式(19)所建立的比例关系，选定空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验的来流介质的来流条件基本参数。
本实施例的其他部分与上述实施例相同，故不再赘述。
实施例5：
本实施例在上述实施例的基础上做进一步优化，所述步骤S42具体包括以下步骤：
步骤S421：建立空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验模型几何参数设计方法；具体包括以下步骤：
步骤S4211：基于步骤S31中的空腔几何参数相似准则数据集，设定空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验模型的几何参数与飞行器部件的几何参数对应的相似准则数据集相等，可得：
RGM＝RGS,  (20)
步骤S4212：进一步，为保证空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验模型与实际飞行器部件的几何外形相似，根据空腔几何参数相似准则数据集，建立空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验模型的几何参数和实际飞行器部件的几何参数之间的关系为：
Figure BDA0002124078610000171
式中，
Figure BDA0002124078610000172
根据上述公式(21)所建立的比例关系，选定空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验模型的几何参数。
步骤S422：建立空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验模型结构参数设计方法；具体包括以下步骤：
步骤S4221：基于步骤S31中的空腔结构参数相似准则数据集，为保证空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验模型结构参数相似准则数据集和实际飞行器部件结构参数对应的相似准则数据集相等，可得：
Figure BDA0002124078610000173
步骤S4222：为保证上述相似准则数据集相等，根据步骤S31中的空腔结构参数相似准则数据集，建立空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验模型的结构参数和飞行器部件的结构参数之间的关系为：
Figure BDA0002124078610000174
步骤S4223：根据空气动力学先验知识以及步骤S41所建立的空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验来流条件设计方法,进一步得到空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验模型的结构参数和飞行器部件之间结构参数的比例关系为：
Figure BDA0002124078610000181
式中，
Figure BDA0002124078610000182
根据上述公式(24)所建立的比例关系，选定空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验模型的结构参数。
本实施例的其他部分与上述实施例相同，故不再赘述。
实施例6：
本实施例在上述实施例的基础上做进一步优化，所述步骤S5具体包括以下步骤：
步骤S51：建立空腔流致振动特性风洞实验数据修正方法；
步骤S52：建立空腔流致噪声特性风洞实验数据修正方法。
所述步骤S51具体包括以下步骤：
步骤S511：根据步骤S32中的空腔流致振动与流致噪声耦合特性的表征参数的相似准则数据集、相似原理以及实验流体力学的先验知识，设定空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验和飞行器部件实际飞行环境下的流致振动特性相似准则数据集相等，建立空腔流致振动特性风洞实验数据与飞行器部件实际飞行数据之间的相似关系为：
Figure BDA0002124078610000183
式中，xkS＝xkM/Kh,
Figure BDA0002124078610000184
k＝1,2,3，xkm和tM分别为空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验中的三个方向的空间坐标和时间坐标,xks和tS分别为飞行器部件实际飞行环境的三个方向的空间坐标和时间坐标；
ηS(xkS,tS)，
Figure BDA0002124078610000191
分别为飞行器部件实际飞行环境下的振动位移、振动速度和振动加速度数据；
ηM(xkM,tM)，
Figure BDA0002124078610000192
分别为空腔流致振动位移、振动速度和振动加速度的风洞实验数据；
步骤S512：建立空腔流致振动特性的风洞实验数据修正方法为：
Figure BDA0002124078610000193
式中，ηy、Vy、ay为空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验预测得到的飞行器部件振动位移、振动速度和振动加速度数据。
所述步骤S52具体包括以下步骤：
步骤S521：根据步骤S32中的空腔流致振动与流致噪声耦合特性的表征参数的相似准则数据集，基于相似原理以及实验流体力学的先验知识，设定空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验和飞行器部件实际飞行环境下的空腔流致噪声特性相似准则数据集相等，建立空腔流致噪声特性风洞实验数据与飞行器部件实际飞行数据之间的相似关系为：
Figure BDA0002124078610000194
式中，p'S,ρ'S,pwS分别为飞行器部件实际飞行工况中流致噪声引起的声压、密度以及流致噪声载荷，p'M,ρ'M,pwM分别为空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验中的空腔流致噪声引起的声压、密度以及流致噪声载荷；
步骤S522：建立空腔流致噪声特性的风洞实验数据修正方法为：
Figure BDA0002124078610000201
式中，p'y,ρ'y,pwy分别为空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验预测得到的飞行器部件实际飞行环境下的流致噪声引起的声压、密度以及飞行器表面流致噪声载荷。
本实施例的其他部分与上述实施例相同，故不再赘述。
以上所述，仅是本发明的较佳实施例，并非对本发明做任何形式上的限制，凡是依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化，均落入本发明的保护范围之内。

Claims (4)

1.空腔流致振动与流致噪声耦合特性的风洞实验模拟方法，其特征在于：运用方程分析法建立空腔流致振动与流致噪声耦合特性控制方程和边界条件，将有量纲的物理量参数转化成无量纲的物理量参数的相似准则数据集，并基于相似准则数据集进行风洞实验模型设计、来流条件的选取以及风洞实验结果的数据修正；
具体包括以下步骤：
步骤S1：建立空腔流致振动与流致噪声耦合特性的关键影响参数数据集、表征参数数据集和无量纲参数数据集；
步骤S2：建立空腔流致振动与流致噪声场的控制方程和边界条件方程；具体是指：建立空腔流致噪声场的控制方程和气动声学边界条件方程、建立空腔流致振动场的控制方程和边界条件方程、建立表征空腔流致噪声特性的无量纲参数数据集的控制方程和边界条件方程以及建立表征空腔流致振动特性的无量纲参数数据集的控制方程和边界条件方程；
步骤S3：建立空腔流致振动与流致噪声耦合特性的相似准则数据集；相似准则数据集包括空腔流致振动与流致噪声耦合特性关键影响参数的相似准则数据集和空腔流致振动与流致噪声耦合特性表征参数的相似准则数据集；
步骤S4：建立空腔流致振动与流致噪声耦合特性的风洞实验设计方法；所述风洞实验设计方法包括风洞实验来流条件设计方法、风洞实验模型设计方法、风洞实验模型几何参数设计方法以及风洞实验模型结构参数设计方法；
步骤S5：建立空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验数据修正方法；所述风洞实验数据修正方法包括空腔流致振动特性风洞实验数据修正方法和空腔流致噪声特性风洞实验数据修正方法；
所述步骤S3具体包括：
步骤S31：建立空腔流致振动与流致噪声耦合特性关键影响参数的相似准则数据集；具体是指：根据相似原理的先验知识，利用步骤S1中的关键影响参数数据集、无量纲参数数据集以及步骤S2中的表征空腔流致振动与流致噪声耦合特性的无量纲参数数据集的控制方程和边界条件方程，建立空腔几何参数相似准则数据集、来流条件相似准则数据集以及空腔结构参数相似准则数据集；
所述空腔几何参数相似准则数据集为
Figure FDA0004057145010000011
其中，下标l对应空腔几何特征序号；其中，L为空腔长度，G为空腔几何外形特征参数；
所述来流条件相似准则数据集包括来流介质速压与静压之比
Figure FDA0004057145010000012
惯性力与粘性力之比
Figure FDA0004057145010000021
空腔非定常流动特征频率与空腔流动频率尺度参数之比
Figure FDA0004057145010000022
以及来流焓与内能之比γ；其中，Us为来流速度，cs为空腔外部区域的来流气流的声速，ρs为来流介质密度，μs为来流介质粘性，fc为空腔非定常流动的特征频率；
所述空腔结构参数相似准则数据集包括空腔固壁结构固有频率与表面流致噪声载荷特征频率之比
Figure FDA0004057145010000023
空腔固壁材料等效刚度与来流静压之比
Figure FDA0004057145010000024
空腔固壁边界阻抗与来流声阻抗之比
Figure FDA0004057145010000025
其中：
Figure FDA0004057145010000026
其中，fvc为空腔固壁结构的固有频率，Eeq为空腔固壁结构的等效刚度，ps为来流介质压力，Zimp为空腔固壁边界阻抗，ρw为空腔固壁材料的密度，h为空腔固壁结构的厚度，E为空腔固壁材料的杨氏模量，ν为空腔固壁材料的泊松比；
步骤S32：建立空腔流致振动与流致噪声耦合特性表征参数的相似准则数据集；具体是指：根据相似原理的先验知识，利用步骤S1中的表征参数数据集、表征空腔流致振动与流致噪声耦合特性的无量纲参数数据集的数据集以及步骤S2中表征空腔流致振动与流致噪声耦合特性的无量纲参数数据集的控制方程和边界条件方程，建立空腔流致振动与流致噪声耦合特性的表征参数的相似准则数据集；
所述表征参数的相似准则数据集包括：时间变量的相似准则数据集
Figure FDA0004057145010000027
空间三个方向的位置坐标的相似准则数据集
Figure FDA0004057145010000028
空腔固壁两个面内坐标的相似准则数据集
Figure FDA0004057145010000029
空腔流致噪声场引起声压变化的相似准则数据集
Figure FDA00040571450100000210
空腔流致噪声场引起密度变化的相似准则数据集
Figure FDA00040571450100000211
空腔固壁表面流致噪声载荷的相似准则数据集
Figure FDA00040571450100000212
空腔固壁结构振动引起的离面位移的无量纲参数数据集
Figure FDA00040571450100000213
所述步骤S4具体包括以下步骤：
步骤S41：建立空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验来流条件设计方法；
步骤S42：建立空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验模型设计方法；设计方法包括几何参数设计方法和结构参数设计方法；
所述步骤S41具体包括以下步骤：
步骤S411：基于步骤S31的来流条件相似准则数据集，设定空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验与飞行器部件实际飞行工况的来流条件参数对应的相似准则数据集相等，可得：
Figure FDA0004057145010000031
式中，下标M表示该物理量为空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验中的对应变量，下标S表示该物理量为飞行器部件实际飞行环境中的对应变量；
步骤S412：建立空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验来流条件参数与飞行器部件实际飞行工况的来流条件参数之间的关系：
Figure FDA0004057145010000032
步骤S413：根据步骤S411和步骤S412计算得空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验来流条件与飞行器部件实际飞行工况来流条件的比例关系为：
Figure FDA0004057145010000033
式中，K表示空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验中与飞行器部件实际飞行工况的下标对应物理量之间的比例关系，具体为：
Figure FDA0004057145010000034
其中，
Figure FDA0004057145010000035
KL、
Figure FDA0004057145010000036
Kγ分别为空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验中与飞行器部件实际飞行工况的来流速度Us、空腔外部区域的来流气流的声速cs、来流介质密度ρs、空腔长度L、来流介质粘性μs、空腔非定常流动的特征频率fc、来流焓与内能之比γ的比值；
根据空气动力学与实验流体力学的先验知识，可得：
Figure FDA0004057145010000041
式中，
Figure FDA0004057145010000042
Tref＝110；其中，μα为来流介质总粘性，Ts为来流介质温度，Tref为参考值，T0为来流介质总温；
设定空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验与飞行器部件实际飞行工况的来流参数之间的比例满足如下关系：
Figure FDA0004057145010000043
式中，
Figure FDA0004057145010000044
其中，Rs为来流介质气体常数，p0为来流介质总压；
根据上述所建立的比例关系，选定空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验的来流介质的来流条件基本参数；
所述步骤S42具体包括以下步骤：
步骤S421：建立空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验模型几何参数设计方法；具体包括以下步骤：
步骤S4211：基于步骤S31中的空腔几何参数相似准则数据集，设定空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验模型的几何参数和飞行器部件的几何参数对应的相似准则数据集相等，可得：
RGM＝RGS, (20)
步骤S4212：根据空腔几何参数相似准则数据集，建立空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验模型的几何参数和实际飞行器部件的几何参数之间的关系为：
Figure FDA0004057145010000045
式中，
Figure FDA0004057145010000051
根据上述所建立的比例关系，选定空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验模型的几何参数；
步骤S422：建立空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验模型结构参数设计方法；具体包括以下步骤：
步骤S4221：基于步骤S31中的空腔结构参数相似准则数据集，设定空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验模型结构参数的相似准则数据集与实际飞行器部件结构参数对应的相似准则数据集相等，计算得：
Figure FDA0004057145010000052
步骤S4222：根据步骤S31中的空腔结构参数相似准则数据集，建立空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验模型的结构参数和飞行器部件的结构参数之间的关系为：
Figure FDA0004057145010000053
步骤S4223：根据空气动力学先验知识以及步骤S41所建立的空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验来流条件设计方法,得到空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验模型结构参数和飞行器部件之间结构参数的比例关系为：
Figure FDA0004057145010000054
式中，
Figure FDA0004057145010000055
根据上述所建立的比例关系，选定空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验模型的结构参数。
2.根据权利要求1所述的空腔流致振动与流致噪声耦合特性的风洞实验模拟方法，其特征在于：所述步骤S5具体包括以下步骤：
步骤S51：建立空腔流致振动特性风洞实验数据修正方法；
步骤S52：建立空腔流致噪声特性风洞实验数据修正方法。
3.根据权利要求2所述的空腔流致振动与流致噪声耦合特性的风洞实验模拟方法，其特征在于：所述步骤S51具体包括以下步骤：
步骤S511：根据步骤S32中的空腔流致振动与流致噪声耦合特性表征参数的相似准则数据集、相似原理以及实验流体力学的先验知识，设定空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验和飞行器部件实际飞行环境下的振动特性相似准则数据集相等，建立空腔流致振动特性风洞实验数据与飞行器部件实际飞行数据之间的关系为：
Figure FDA0004057145010000061
式中，xkS＝xkM/Kh,
Figure FDA0004057145010000062
k＝1,2,3，xkm和tM分别为空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验中的三个方向的空间坐标和时间坐标,xks和tS分别为飞行器部件实际飞行环境的三个方向的空间坐标和时间坐标；
ηS(xkS,tS)，
Figure FDA0004057145010000063
分别为飞行器部件实际飞行环境下的振动位移、振动速度和振动加速度数据；
ηM(xkM,tM)，
Figure FDA0004057145010000064
分别为空腔流致振动位移、振动速度和振动加速度的风洞实验数据；
步骤S512：建立空腔流致振动特性的风洞实验数据修正方法为：
Figure FDA0004057145010000065
式中，ηy、Vy、ay为空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验预测得到的飞行器部件振动位移、振动速度和振动加速度数据。
4.根据权利要求3所述的空腔流致振动与流致噪声耦合特性的风洞实验模拟方法，其特征在于：所述步骤S52具体包括以下步骤：
步骤S521：根据步骤S32中的空腔流致振动与流致噪声耦合特性的表征参数的相似准则数据集，基于相似原理以及实验流体力学的先验知识，设定空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验和飞行器部件实际飞行环境下的空腔流致噪声特性相似准则数据集相等，建立空腔流致噪声特性风洞实验数据与飞行器部件实际飞行数据之间的关系为：
Figure FDA0004057145010000071
式中，p'S,ρ'S,pwS分别为飞行器部件实际飞行工况中流致噪声引起的声压、密度以及流致噪声载荷，p'M,ρ'M,pwM分别为空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验中的空腔流致噪声引起的声压、密度以及流致噪声载荷；
步骤S522：建立空腔流致噪声特性的风洞实验数据修正方法为：
Figure FDA0004057145010000072
式中，p'y,ρ'y,pwy分别为空腔流致振动与流致噪声耦合特性风洞实验预测得到的飞行器部件实际飞行环境下的流致噪声引起的声压、密度以及飞行器表面流致噪声载荷。
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