CN114735203B - 一种三棱柱状飞行器武器舱噪声抑制装置 - Google Patents

一种三棱柱状飞行器武器舱噪声抑制装置 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种三棱柱状飞行器武器舱噪声抑制装置，在武器舱前缘设置有支撑板，所述支撑板上设置有导流块，所述导流块相对于武器舱前缘悬空设置，所述导流块为三棱柱状结构，所述导流块至少具有两个侧面分别与武器舱前缘、支撑板构成收缩‑扩张的扁平缝状喷管结构，所述喷管结构宽度与武器舱前缘宽度相等，在气流来流方向上的投影面积先减小后增大。本发明可以使得高马赫数气流在到达舱体前缘导流块后，于前缘棱线处分隔为上下两个部分：上部气流与导流块上斜面相互作用形成斜激波，激波后的气流向舱体外偏折，降低进入舱体的气流流量；下部气流经过先收缩后扩张的喷管结构后，流速可以大幅度降低至亚声速，抑制舱内噪声的产生。

Description

一种三棱柱状飞行器武器舱噪声抑制装置
技术领域
本发明涉及空气动力学实验领域，具体涉及一种三棱柱状飞行器武器舱噪声抑制装置。
背景技术
内埋武器舱是现代先进战机的主要特征之一，当战机发射或投放武器时，武器舱的舱门处于打开状态，外部高速的气流与武器舱相互作用会在舱内产生高强度气动噪声。高强度噪声环境不仅对舱体结构产生疲劳，影响其使用寿命，而且对设备仪器和人员健康产生很大危害。
目前，国内外普遍采用前缘流动控制方式抑制飞行器武器舱内的高强度噪声，通过在舱体的前缘安装扰流装置，改变舱内剪切层的形态，从而达到抑制舱内噪声的目的，扰流装置包括：前缘锯齿、前缘挡板、前缘多孔板等。研究发现，低马赫数来流条件下（马赫数小于等于2时），武器舱内高强度噪声主要源于剪切层内多尺度旋涡与前传声波相互作用下引发的自持振荡，传统的前缘控制方法（前缘锯齿、前缘挡板、前缘多孔板）可以有效改变剪切层的形态，破坏自持振荡的形成，对下游武器舱内噪声的抑制效果显著；高马赫数时（马赫数大于2），舱内剪切层速度快厚度薄，舱内噪声产生于纯粹的高速流体对舱体后壁的撞击，传统的前缘控制方法对剪切层的速度的作用有限，因而降噪作用大幅度减弱，部分状态下甚至出现反效果。
发明内容
本发明的目的是在现有技术的基础上，设计一种用于降低高马赫数来流条件下武器舱内剪切层的流动速度，抑制舱内气动噪声，解决传统前缘控制方法在高马赫数来流条件下噪声抑制效果较差的问题的噪声抑制装置。
为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案：
一种三棱柱状飞行器武器舱噪声抑制装置，在武器舱前缘设置有支撑板，所述支撑板上设置有导流块，所述导流块相对于武器舱前缘悬空设置，所述导流块为三棱柱状结构，所述导流块的两个个侧面与与武器舱前缘、支撑板构成收缩-扩张的扁平缝状喷管结构，所述喷管结构宽度与武器舱前缘宽度相等，在气流来流方向上的投影面积先减小后增大。
在上述技术方案中，包括两个支撑板，所述支撑板与武器舱前缘垂直连接，两个支撑板的板间距与武器舱前缘宽度相等。
在上述技术方案中，导流块设置在两个支撑板之间，导流块两端的侧面各自与一个支撑板连接，所述导流块的母线长度与武器舱前缘宽度相等，且母线与舱体前缘宽度方向平行对齐。
在上述技术方案中，所述导流块为三棱柱状结构，所述导流块的一条棱线正对来流方向。
在上述技术方案中，正对来流方向的棱线与武器舱机体表面的距离等于来流边界层厚度。
在上述技术方案中，所述导流块包括朝向武器舱机体表面的第一斜面，朝向武器舱机体外侧的第二斜面，朝向武器舱的第三斜面。
在上述技术方案中，所述第一斜面与气流方向呈-45°～-10°夹角，沿流向向武器舱前缘机体表面方向偏折，
所述第二斜面与气流方向呈10°～45°夹角，沿流向向远离武器舱前缘机体表面方向偏折，
所述第三斜面与气流方向呈45°～80°夹角，沿流向向远离武器舱前缘机体表面方向偏折。
在上述技术方案中，所述第一斜面与第三斜面分别与武器舱机表面、支撑板内侧面构成两个扁平缝状喷管结构。
在上述技术方案中，所述第一斜面与武器舱机表面、支撑板内侧面构成沿气流方向逐渐收缩的扁平缝状喷管结构，所述第三斜面分别与武器舱机表面、支撑板内侧面构成沿气流方向逐渐扩张的扁平缝状喷管结构。
在上述技术方案中，所述扁平缝状喷管结构的展度与导流块展度相同，入口高度与来流边界层厚度相同。
综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是：
本发明可以使得高马赫数气流在到达舱体前缘导流块后，于前缘棱线处分隔为上下两个部分：
（1）上部气流与导流块第二斜面相互作用形成斜激波，激波后的气流向舱体外偏折，降低进入舱体的气流流量；
（2）下部气流经过先收缩后扩张的喷管结构后，流速可以大幅度降低至亚声速。以上两种效果均可以削弱气流对舱体后壁的撞击作用，抑制舱内噪声的产生。
附图说明
本发明将通过例子并参照附图的方式说明，其中：
图1装置的结构示意图；
图2装置结构侧视剖面图；
其中：1是导流块，2是支撑板，3是舱体，4是机体表面，5是气流的来流方向，6是边界层，7是导流块前缘棱线。
具体实施方式
本说明书中公开的所有特征，或公开的所有方法或过程中的步骤，除了互相排斥的特征和/或步骤以外，均可以以任何方式组合。
本说明书（包括任何附加权利要求、摘要和附图）中公开的任一特征，除非特别叙述，均可被其他等效或具有类似目的的替代特征加以替换。即，除非特别叙述，每个特征只是一系列等效或类似特征中的一个例子而已。
如图1 所示，本实施例中的武器舱体包括有舱体3，两个垂直固定连接在舱体3的前缘上的支撑板2，连接在两个支撑板2之间的导流块1。
在本实施例中，导流块1为三棱柱状结构，其剖面为三角形在展向上保持不变，三棱柱状结构具有三个斜面，导流块1其中的一条棱线正对来流方向位于导流块最前缘，距离机体表面高度与来流边界层厚度相当，该棱线定义为导流块前缘棱线。其所对应的最下游的第三斜面定义为背风面，与前缘棱线相邻的朝向机体外侧的第二斜面定义为上斜面，朝向机体表面的第一斜面定义为下斜面。
如图2所示，上斜面与来流呈20°夹角，下斜面前缘和后缘距离机体表面高度分别为h 1 和h 2 （h 1 >h 2 ），背风面前缘和后缘距离机体表面高度分别为h 2 和h 3 （h 3 >h 2 ），所述支撑板为直角梯形片状结构，厚度为5mm，用于将导流块固定与舱体前缘处。其内侧与导流块下斜面、背风面、机体表面形成扁平缝状喷管结构。
当气流的来流方向5为高马赫数气流时（来流Ma>2），流被导流块前缘棱线分割为上下两部分，上部气流与导流块上斜面相互作用后，流动方向向舱体外侧偏折20°，因此进入舱内的气流流量有效减少，抑制了对舱体结构的撞击和气动噪声的产生。
导流块下部气流沿下斜面进入扁平缝状喷管结构，根据气体准一维定常等熵流动，导流块下方缝状喷管内气流流速和喷管截面积变化的关系为：
Figure 521176DEST_PATH_IMAGE001
其中u为气流流速，A为喷管截面积，将上述公式变形可得：
Figure 235054DEST_PATH_IMAGE002
上述喷管结构的截面为矩形，宽度与导流块展长相同为l，高度变量h为下斜面和背风面不同位置与机体表面的距离，因此喷管不同位置截面积A=l·h。由于下斜面为平面且h 1 >h 2 ，可知h沿流向线性减小，公式中dA/A=dh/h<0，同时由于来流为高马赫数气流，存在Ma>1，u>0，可推出du<0，表明气体在经过下斜面区域收缩喷管结构时速度逐渐降低。
当喷管入口截面积A 1 和出口截面积A 2 满足：
Figure 545949DEST_PATH_IMAGE003
上述喷管结构对气流的减速效果最强，可以使下斜面后缘收缩喷管出口处气流Ma降为1。上式中
Figure 987164DEST_PATH_IMAGE004
为常数1.4，代表空气比热比。
喷管入口面积A 1 =l·h 1 ，出口面积A 2 =l·h 2 ，且由于喷管入口高度与来流边界层厚度相同，即h 1 =δ。将上述参数代入公式转化后可得：
Figure 598274DEST_PATH_IMAGE005
可知，当导流块下斜面后缘距离机体高度h 2 满足公式时，导流装置下斜面喷管对高马赫数气流的减速效果最强，可使得气流在下斜面后缘处Ma=1且du<0。
当气流进入背风面区域扩张状喷管结构后，由于背风面为平面且h 3 >h 2 ，可知h沿流向线性增大，因此dA/A=dh/h>0，同时由于气流在背风面区域入口处Ma=1且du<0（与下斜面后缘处状态相同），因此进入扩张喷管后Ma≤1，又因u>0通过公式可推出du≤0，表明气体在经过背风面区域扩张喷管结构时速度继续降低，因此当气流从背风面扩张喷管结构出口流出时Ma＜1，即气流从进入装置前初始时的超声速高马赫数状态转变为亚声速状态，流速大幅度降低。
高马赫数来流条件下，通过上述技术方案中的噪声抑制装置，可以有效减少进入下游舱内气流的流量，并大幅度降低进入舱内气流的速度，因此可以有效削弱了气流对舱体的撞击作用，抑制了气动噪声的产生。
本发明并不局限于前述的具体实施方式。本发明扩展到任何在本说明书中披露的新特征或任何新的组合，以及披露的任一新的方法或过程的步骤或任何新的组合。

Claims (7)

1.一种三棱柱状飞行器武器舱噪声抑制装置，其特征在于：在武器舱前缘设置有支撑板，所述支撑板上设置有导流块，所述导流块相对于武器舱前缘悬空设置，
所述导流块为三棱柱状结构，包括朝向武器舱机体表面的第一斜面，朝向武器舱机体外侧的第二斜面，朝向武器舱的第三斜面，所述第一斜面与气流方向呈-45°～-10°夹角，沿流向向武器舱前缘机体表面方向偏折，所述第二斜面与气流方向呈10°～45°夹角，沿流向向远离武器舱前缘机体表面方向偏折，所述第三斜面与气流方向呈45°～80°夹角，沿流向向远离武器舱前缘机体表面方向偏折，
所述导流块的第一斜面、第三斜面与武器舱前缘、支撑板构成两个收缩-扩张的扁平缝状喷管结构，所述喷管结构宽度与武器舱前缘宽度相等，在气流来流方向上的迎风面积先减小后增大。
2.根据权利要求1所述的一种三棱柱状飞行器武器舱噪声抑制装置，其特征在于：包括两个支撑板，所述支撑板与武器舱前缘垂直连接，两个支撑板的板间距与武器舱前缘宽度相等。
3.根据权利要求2所述的一种三棱柱状飞行器武器舱噪声抑制装置，其特征在于导流块设置在两个支撑板之间，导流块两端的侧面各自与一个支撑板连接，所述导流块的母线长度与武器舱前缘宽度相等，且母线与舱体前缘宽度方向平行对齐。
4.根据权利要求1或3所述的一种三棱柱状飞行器武器舱噪声抑制装置，其特征在于三棱柱状结构的导流块具有一条棱线正对来流方向。
5.根据权利要求4所述的一种三棱柱状飞行器武器舱噪声抑制装置，其特征在于正对来流方向的棱线与武器舱机体表面的距离等于来流边界层厚度。
6.根据权利要求1所述的一种三棱柱状飞行器武器舱噪声抑制装置，其特征在于所述第一斜面与武器舱机表面、支撑板内侧面构成沿气流方向逐渐收缩的扁平缝状喷管结构，所述第三斜面分别与武器舱机表面、支撑板内侧面构成沿气流方向逐渐扩张的扁平缝状喷管结构。
7.根据权利要求1所述的一种三棱柱状飞行器武器舱噪声抑制装置，其特征在于所述扁平缝状喷管结构的展度与导流块展度相同，入口高度与来流边界层厚度相同。
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