李虎 罗勇 韩帅斌 王益民 武从海 刘旭亮

(中国空气动力研究与发展中心,空气动力学国家重点实验室,四川绵阳 621000)

(中国空气动力研究与发展中心,计算空气动力研究所,四川绵阳 621000)

引言

超声速射流在航空航天飞行器的推进系统中广泛存在和应用.由于喷管构型的限制,大多数超声速射流是不完全膨胀的,其势核中的激波栅格结构与剪切层中的湍流拟序结构的相互作用会产生强烈的激波噪声.啸声是激波噪声频谱上的离散频率声模态,主要向上游传播,声压级可高达160 dB.高强度的啸声不仅会造成严重的环境噪声污染,还会使飞行器控制舵面、尾喷管结构部件产生声疲劳、甚至断裂,危及飞行安全,是发展军用/民用超声速飞行器急需解决的重要问题之一.

Powell[1]首次发现射流啸声,并将其产生机制解释为非线性的自激声反馈环机制.自此先驱性工作开始,普遍认为啸声反馈环包含4 种关键机制[2-4]:剪切层中的拟序结构的增长、激波栅格结构和拟序结构的相互作用、声反馈和喷管唇口附近的感受性过程.此外,Powell[1]还发现啸声频率在随完全膨胀射流马赫数(Mj)变化时存在模态跳跃行为.在圆射流中,Powell 确认了A、B、C、D 4 种啸声模态.Merle[5-6]发现A 模态可分为A1和A2两个亚模态.Davies 和Oldfield[7]和Powell等[8]发现圆射流中的啸声模态与射流的内禀不稳定性直接相关,并且确认A1和A2模态是轴对称模态,B 和D 模态是摆动模态,C 模态是螺旋模态.Ponton 和Seiner[9]发现摆动模态是由两个同量级的反向螺旋模……