[发明专利]基于多孔介质的风洞喷管、主动降噪装置及方法

说明书

本发明公开了基于多孔介质的风洞喷管、主动降噪装置及方法，属于高超声速风洞低湍流度及静风洞设计技术领域，风洞喷管包括风洞喷管渐缩段、风洞喷管渐扩段和多孔介质段，多孔介质段呈单段或多段布置，位于所述风洞喷管渐扩段的层流‑湍流边界层转捩点，与所述风洞喷管渐缩段和风洞喷管渐扩段共同构成拉瓦尔喷管结构的风洞喷管。并提供了相应的主动降噪装置及方法。本发明通过壁面抽吸气流动控制手段降低边界层内的湍动能分布，能够很大程度上间接减小湍流边界层的噪声辐射，降低了超声速/高超声速静风洞建造与维护成本，同时大幅改善风洞的自由来流品质。

技术领域

本发明属于高超声速风洞低湍流度及静风洞设计技术领域，更具体地，涉及基于多孔介质的风洞喷管、主动降噪装置及方法。

背景技术

作为21世纪航空航天研究领域的制高点，超声速及高超声速飞行器及其相关技术一直是世界各大国重点发展的对象。传统研究超声速及高超声速流动现象的方式主要包括数值模拟、飞行试验和地面试验。由于在高速流动下的特殊流动情况，比如真实气体效应、高温非平衡气体效应等，已有的数值计算模型并不适用。因此，实验测量成为了研究超声速及高超声速流动的主要手段。其中，飞行试验真实的模拟飞行环境，可以获得更为可靠的实验数据，但是开展该类试验存在极大风险，且成本极其昂贵；相比之下，地面试验由于其成本较低，成为了更易被接受的试验方法。高超声速风洞已成为了一个国家国防高端制造的代表。

然而，传统的高超声速风洞普遍存在来流湍流度大的问题，常规高超声速风洞的湍流度比真实飞行中的大气扰动可以高出1到2个数量级，使得风洞试验数据的准确性成为了制约新型高超声速飞行器进一步发展的重要因素。目前，降低高超声速风洞试验段的来流湍流度主要有以下措施：

(1)风洞喉道喷管上游采取吸气控制技术以吸除喉道部分的湍流边界层；

(2)风洞的稳定段采取大量复杂的阻尼材料以降低稳定段的来流扰动；

(3)采用精细的风洞喷管管型设计技术，以控制涡的增长；

(4)采用极为精密的风洞喷管加工技术，喷管表面最大粗糙度在微米量级以保证其光洁度。

这些技术虽然在一定程度上提高了风洞的流场品质，但是并未从根本上解决大雷诺数来流下保持低湍流度的问题，尤其是大口径高超声速静风洞。已有研究表明，在超声速及高超声速风洞中由风洞喷管表面的超声速湍流边界层所产生的声波扰动通常是主要的来流扰动类型，占据总扰动的80％以上。

超声速及高超声速湍流边界层中的湍流涡结构在以相对速度为超声速运动时会产生强烈的声波辐射，以往的实验和数值研究均显示该噪声辐射为常规高速风洞的主要扰动来源。通过常规的静风洞设计技术，如精密的Laval喷管表面加工和Laval喉道上游吸气控制技术，可以在一定程度上延缓沿喷管壁面的边界层转捩，但是受到机械加工精度、涡发展等诸多因素的影响，难以从本质上解决高速湍流边界层的噪声辐射问题。现有风洞流场品质改善技术，以围绕降低涡波、熵波以及风洞Laval喷管壁面的声波扰动为主，同时带来调节结构复杂、加工精度高、建造和维护成本高昂等缺点。

因此，如何降低或消除超声速及高超声速风洞喷管表面湍流边界层噪声辐射，降低超声速/高超声速静风洞建造与维护成本，同时大幅改善风洞的自由来流品质，成为本领域的技术难题。

发明内容

针对现有技术的以上缺陷或改进需求，本发明提供了基于多孔介质的风洞喷管、主动降噪装置及方法，其目的在于，采取主动流动控制手段来降低或消除超声速及高超声速风洞喷管表面湍流边界层噪声辐射，降低超声速/高超声速静风洞建造与维护成本，同时大幅改善风洞的自由来流品质。由此解决现有技术围绕降低涡波、熵波以及风洞Laval喷管壁面的声波扰动，调节结构复杂、加工精度高、建造和维护成本高昂，以及无法有效降低或消除超声速及高超声速风洞喷管表面湍流边界层噪声辐射的技术问题。