一种基于环境气体喷流的武器舱噪声抑制装置

摘要

本发明公开了一种基于环境气体喷流的武器舱噪声抑制装置，安装在武器舱（11）开口处，包括沿气流方向连接的口小腔大的驻室（2）和设置喷流出口（6）的喷流口盖（4），横截面呈细长矩形的喷流出口（6）位于武器舱（11）前缘。本发明安装在武器舱内部，利用环境气体作为气源，通过向武器舱开口处喷射气流以降低武器舱开启时舱内的噪声强度，既不破坏飞行器气动外形，又不需要额外提供高压气源，使用寿命长、稳定可靠。

说明书

技术领域

本发明涉及航空航天技术领域，具体是指一种基于环境气体喷流的武器舱噪声抑制装置。

背景技术

现代军用战机一般采用武器舱携带武器，这是因为当战机处于起/降、巡航等状态时，武器舱的舱门处于关闭状态，这种武器携带方式能够有效改善战机的飞行性能，如提高隐身能力、增强机动性能、降低飞行阻力等。

当战机发射或投放武器时，武器舱的舱门处于打开状态，由于环境气体流速较高、武器舱内气体流速较低，不同流速气体之间会在武器舱开口区域形成过渡层，该过渡层气体称为剪切层。当剪切层撞击到武器舱舱壁时，舱内极易出现流激振荡现象，产生高强度气动噪声。高强度噪声环境不仅对武器舱系统具有破坏作用，如导致舱内电控设备失灵、舱壁结构疲劳等，还增加了战机的维护成本。

目前，用于飞行器武器舱噪声抑制装置主要包括前缘扰流片和微孔射流两种方式，前者的缺点在于：扰流片破坏了飞行器外形，增加了飞行阻力，并且其适用范围较小，在超声速飞行条件下，装置的降噪能力显著下降甚至失效；后者的缺点在于：微孔射流需要额外高压气源供气，高压气源不仅不便于携带，而且射流出口流量受到气源影响，导致降噪装置的使用时间受到限制。

发明内容

本发明的目的在于提供一种基于环境气体喷流的武器舱噪声抑制装置，安装在武器舱前缘的噪声抑制装置利用环境气体作为气源，通过向武器舱前缘横向喷射气流以降低武器舱开启时舱内的噪声强度，既不破坏飞行器气动外形，又不需要额外提供高压气源。

本发明的优点在于：

1、结构简单、体积小巧、不破坏飞行器气动外形；

2、环境气体通过本发明所述的噪声抑制装置向武器舱开口处喷射气流，在亚/跨/超声速下，尤其是在跨/超声速下，降噪效果明显，效率较高；

3、能够根据飞行速度自动调节喷流参数，具有自适应飞行速度的特点；

4、无需额外提供高压气源即可实现武器舱开启时的降噪，无需携带高压气源装置可有效减轻飞行器的重量。

本发明通过下述技术方案实现：一种基于环境气体喷流的武器舱噪声抑制装置，安装在武器舱前缘，包括沿气流方向连接的口小腔大的驻室和设置喷流出口的喷流口盖，横截面呈细长矩形的喷流出口位于武器舱前缘。

本发明安装在武器舱前缘模型平台上，喷流口盖上开设的喷流出口位于武器舱前缘，一定量的环境气体进入口小腔大的驻室，流速变慢、压力增大，形成压力均匀的高压气体，高压气体从位于武器舱前缘的细长的喷流出口射出，形成喷流；喷流进入武器舱上游流场，能够改变武器舱开口区域的剪切层运动轨迹，从而减弱剪切层与武器舱的舱壁之间的碰撞，进而降低武器舱的噪声强度。

进一步地，为了更好的实现本发明，所述驻室其腔室沿气流方向依次分为驻室入口、主室、驻室出口，驻室入口、驻室出口的横截面均为矩形，主室在纵截面上的轮廓线为首尾依次连接的入口轮廓线、上轮廓线、出口轮廓线、下轮廓线，且上轮廓线、下轮廓线均为光滑过渡线段。优化设计，上轮廓线与下轮廓线沿轴线对称。

所述上轮廓线、下轮廓线均为光滑过渡线段，所对应的主室结构即为壁面光滑过渡的结构，保证环境气体在主室内平稳通过。所述上轮廓线、下轮廓线可以是光滑过渡的样条曲线段，可以是光滑过渡的多个圆弧线段组成的多弧线段，也可以是光滑过渡的多直线段，还可以是曲线段与直线段共同组成的多段线段。

经过模拟器分析及多次实物实验分析，上轮廓线、下轮廓线均为样条曲线时相比较于其他形式的光滑过渡线段，在降噪效果方面最佳，也就是说本发明优选上轮廓线、下轮廓线均为样条曲线。

进一步地，为了更好的实现本发明，所述上轮廓线为仅由多个曲线段组成的样条曲线，且沿气流方向依次设置的M、X、Y、Z、N五个节点将样条曲线分为MX曲线段、XY曲线段、YZ曲线段、ZN曲线段四个光滑过渡的曲线段，M位于驻室入口且N位于驻室出口；所述MX曲线段、XY曲线段、YZ曲线段、ZN曲线段构成光滑过渡段；所述MX曲线段的曲率半径为ρ_MX，XY曲线段的曲率半径为ρ_XY，YZ曲线段的曲率半径为ρ_YZ，ZN曲线段的曲率半径为ρ_ZN，节点M处曲率半径为ρ_M，节点N处曲率半径为ρ_N，曲率半径为正时对应凹曲线且曲率半径为负时对应凸曲线，满足：ρ_MX＞0、ρ_XY＜0、ρ_YZ＜0、ρ_ZN＞0。

进一步地，为了更好的实现本发明，所述ρ_MX、ρ_XY、ρ_YZ、ρ_ZN、ρ_M、ρ_N还满足：|ρ_MX|≤|ρ_XY|、ρ_M＝ρ_N＝0。

进一步地，为了更好的实现本发明，所述主室内设置调整气流方向的整流装置。对应上轮廓线设置M、X、Y、Z、N五个节点的主室，所述XY曲线段与YZ曲线段之间的位置设置调整气流方向的整流装置。

进一步地，为了更好的实现本发明，所述整流装置整体为薄板状并设置多个贯穿的、用于气流稳定通过的整流孔。

进一步地，为了更好的实现本发明，所述上轮廓线为由直线与曲线共同组成的多段线，且沿气流方向依次设置的P、A、B、C、D、Q六个节点将多段线分为PA曲线段、AB曲线段、BC等直段、CD直线段、DQ直线段五个光滑过渡的线段，P位于驻室入口且Q位于驻室出口；所述PA曲线段、AB曲线段构成光滑过渡段；所述PA曲线段的曲率半径为ρ_PA，AB曲线段的曲率半径为ρ_AB，节点P处曲率半径为ρ_P，节点B处曲率半径为ρ_B，节点Q处曲率半径为ρ_Q，曲率半径为正时对应凹曲线且曲率半径为负时对应凸曲线，满足：ρ_PA＞0、ρ_AB＜0、|ρ_PA|≤|ρ_AB|、ρ_P＝ρ_B＝ρ_Q＝0。

进一步地，为了更好的实现本发明，所述驻室入口高度为H₁，驻室出口高度为H₂，光滑过渡段跨度为L且光滑过渡段最高点的高度为H₃，满足：H₂≤H₁、2H₁≤H₃≤5H₁、6.5H₁≤L≤7.5H₁。

进一步地，为了更好的实现本发明，还包括设置在驻室入口端的进气管和连接驻室出口与喷流口盖的导流管；所述进气管其进气端为唇口，唇口的宽度不变，唇口的高度沿气流方向由大变小且唇口的末端与驻室入口一致。

进一步地，为了更好的实现本发明，所述导流管的出口端设置有螺钉支架，并通过安装在螺钉支架处的螺栓连接件将导流管与喷流口盖固定连接。

本发明中，进气管、驻室、导流管、喷流口盖依次连接，对接的接口结构匹配且密封安装。

本发明与现有技术相比，具有以下优点及有益效果：

(1)本发明中通过设置口小腔大的驻室，使得一定量的环境气体通过驻室时，流速变慢，压力增大，形成压力均匀的高压气体，高压气体通过导流管从位于武器舱开口的细长的喷流出口射出，形成喷流而降低武器舱的噪声强度，安装在武器舱前缘而不破坏飞行器的气动外形；

(2)本发明无需提供额外的高压气源，仅利用环境气体即可实现开启武器舱时的减噪；

(3)本发明结构简单、体积小巧、可靠性高；

(4)本发明来流条件适用范围广，在亚/跨声速来流条件下，均具有较好的武器舱噪声抑制效果；

(5)本发明具有自适应于飞行速度的特点，可以随来流速度的不同，自适应调节喷流出口流量。

附图说明

图1为本发明的结构示意图；

图2为图1中A-A面的纵截面剖视图；

图3为本发明的安装状态示意图；

图4为实施例3中上轮廓线与下轮廓线不对称时驻室的纵截面剖视图；

图5为实施例3中上轮廓线前后不对称时驻室的纵截面剖视图；

图6为实施例4、实施例5中上轮廓线为样条曲线时驻室的纵截面剖视图；

图7为实施例6中主室内安装整流装置时驻室的纵截面剖视图；

图8为实施例6中整流装置的结构示意图；

图9为实施例7中上轮廓线为多段线时驻室的纵截面剖视图；

图10为实施例8中上轮廓线为多折线时驻室的纵截面剖视图；

其中：1-进气管，2-驻室，3-导流管，4-喷流口盖，5-唇口，6-喷流出口，7-驻室入口，8-驻室出口，9-螺钉支架，10-模型平台，11-武器舱，12-主室，13-整流装置。

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：

本实施例的一种基于环境气体喷流的武器舱噪声抑制装置，如图1所示，包括驻室2和设置在驻室2出气端的喷流口盖4，喷流口盖4上开设横截面呈细长矩形的喷流出口6且喷流出口6的位置对应武器舱11前缘。所述驻室2口小腔大的结构是指，驻室2的进气端、出气端开口的横截面均小于驻室2其内腔的横截面。所述驻室2口小腔大，沿气流方向，环境气体进入驻室2后成扩张状。

工作原理：

如图3所示，本发明安装在武器舱11前缘模型平台10上，喷流口盖4上开设的喷流出口6位于武器舱11前缘，一定量的环境气体进入口小腔大的驻室2，流速变慢、压力增大，形成压力均匀的高压气体，高压气体从位于武器舱11开口的细长的喷流出口6射出，形成喷流；喷流进入武器舱11上游流场，能够改变武器舱11开口区域的剪切层运动轨迹，从而减弱剪切层与武器舱11的舱壁之间的碰撞，进而降低武器舱11的噪声强度。

实施例2：

一种基于环境气体喷流的武器舱噪声抑制装置，包括沿气流方向连接的口小腔大的驻室2和设置喷流出口6的喷流口盖4，横截面呈细长矩形的喷流出口6位于武器舱11前缘。所述驻室2其腔室沿气流方向依次分为驻室入口7、主室12、驻室出口8，驻室入口7、驻室出口8的横截面均为矩形。

所述驻室入口7、驻室出口8开设位置可以等高，也可以高低错开布置，通常情况下，驻室入口7略大于驻室出口8且驻室入口7与驻室出口8等高或略高。

所述驻室2为口小腔大，即主室12的每一个横截面都不小于驻室入口7或驻室出口8的横截面积。所述主室12的横截面可以是一系列矩形，可以是一系列椭圆形，也可以是一系列形状不定的异型。

当主室12为一系列矩形时，可以是一系列相同的矩形，可以是一系列等宽不等高的矩形，也可以是一系列形状相似、横截面积不相等的矩形。

当主室12为一系列椭圆形时，可以是一系列相同的椭圆形或类椭圆形，也可以是一系列形状相似、横截面积不相等的椭圆形或类椭圆形。

口小腔大且腔内光滑过渡设置的结构较多，环境气体进入口小腔大且腔内光滑过渡的主室12后形成高压气体的原理相同，故不再赘述。

从流体力学的角度分析，主室12无明显凸部、内壁整体光滑过渡连接的结构更有利于气流的稳定；结合矩形的驻室入口7、驻室出口8，驻室2横截面呈一系列等宽不等高的矩形时，环境气体转为高压气体进行喷射降噪的效果较明显。

所述驻室入口7、驻室出口8、喷流出口6的横截面均为矩形，便于气体喷射后形成一整面的气帘。所述喷流出口6设置成细长的矩形口，相对于并排设置的多个喷流孔，气流整体连贯而形成气帘、喷气更稳定。

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：

本实施例在实施例1、实施例2的基础上做进一步优化，进一步地，本噪声抑制装置处于常态安装状态下，沿竖直方向并通过中轴线的纵向截面为纵截面，所述主室12在纵截面的轮廓由依次首尾相接的进口分隔线、上轮廓线、出口分割线、下轮廓线构成。

如图4、图5所示，主室12在纵截面的轮廓线由首尾相接的进口分隔线L₁、上轮廓线L₂、出口分割线L₃、下轮廓线L₄组成，上轮廓线L₂位于驻室入口7的端点为M、位于驻室出口8的端点为N，上轮廓线L₂是一条中部远离驻室入口7或驻室出口8的样条曲线。所述主室12靠近驻室入口7的一端成光滑过渡的扩张喷管状，一定量的环境气体进入主室12后会因横截面积增大而流速降低、压力增大，形成高压气体后从喷流出口6喷出，实现降噪。

如图4所示，上轮廓线L₂前后对称，且上轮廓线L₂与下轮廓线L₄不对称，上轮廓线L₂为样条曲线，而下轮廓线L₄为一直线段。主室12为图4中结构时，主室12中上层环境空气的流量要比下层环境空气的流量低、压力大。

如图5所示，上轮廓线L₂前后不对称，且上轮廓线L₂与下轮廓线L₄对称。主室12为图5中结构时，进入主室12的环境气体的压力随主室12其横截面积变化率的变化而变化。

所述上轮廓线或下轮廓线可以为仅由多个曲线段光滑过渡连接形成的样条曲线，可以为仅由多个直线段光滑过渡连接形成的多折线；也可以为由直线、曲线共同光滑过渡连接形成的多段线。

所述上轮廓线、下轮廓线可以不同，但考虑到气流的稳定性，气流方向的一致性等因素，优选上轮廓线、下轮廓线沿轴线对称的结构。

本实施例的其他部分与实施例1或2相同，故不再赘述。

实施例4：

本实施例在实施例3的基础上做进一步优化，如图6所示，所述上轮廓与下轮廓沿轴线对称，所述上轮廓线为仅由多个曲线段组成的样条曲线，且沿气流方向依次设置的M、X、Y、Z、N五个节点将样条曲线分为MX曲线段、XY曲线段、YZ曲线段、ZN曲线段四个光滑过渡的曲线段，M位于驻室入口7且N位于驻室出口8；所述MX曲线段、XY曲线段、YZ曲线段、ZN曲线段构成光滑过渡段；所述MX曲线段的曲率半径为ρ_MX，XY曲线段的曲率半径为ρ_XY，YZ曲线段的曲率半径为ρ_YZ，ZN曲线段的曲率半径为ρ_ZN，节点M处曲率半径为ρ_M，节点N处曲率半径为ρ_N，曲率半径为正时对应凹曲线且曲率半径为负时对应凸曲线，满足ρ_MX＞0、ρ_XY＜0、ρ_YZ＜0、ρ_ZN＞0。

本实施例中以上轮廓线作为参照标准，由样条曲线或多个圆弧线段形成的上轮廓线，其曲率半径的正负，对应其凹凸性。本发明中，定义：对于上轮廓线，曲率中心位于主室12内部的曲线段为凸曲线，对应曲率半径为负；曲率中心位于主室12外部的曲线段为凹曲线，对应曲率半径为正。所述下轮廓线的凹凸性恰好与上轮廓线相反。

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：

本实施例在实施例3的基础上做进一步优化，如图6所示，所述上轮廓与下轮廓沿轴线对称，所述上轮廓线为仅由多个曲线段组成的样条曲线，且沿气流方向依次设置的M、X、Y、Z、N五个节点将样条曲线分为MX曲线段、XY曲线段、YZ曲线段、ZN曲线段四个光滑过渡的曲线段，M位于驻室入口7且N位于驻室出口8；所述MX曲线段、XY曲线段、YZ曲线段、ZN曲线段构成光滑过渡段；所述MX曲线段的曲率半径为ρ_MX，XY曲线段的曲率半径为ρ_XY，YZ曲线段的曲率半径为ρ_YZ，ZN曲线段的曲率半径为ρ_ZN，节点M处曲率半径为ρ_M，节点N处曲率半径为ρ_N，曲率半径为正时对应凹曲线且曲率半径为负时对应凸曲线，满足ρ_MX＞0、ρ_XY＜0、ρ_YZ＜0、ρ_ZN＞0。

如图6所示，所述ρ_MX、ρ_XY、ρ_YZ、ρ_ZN、ρ_M、ρ_N还满足：|ρ_MX|≤|ρ_XY|、ρ_M＝ρ_N＝0。当ρ_M＝ρ_N＝0、|ρ_MX|≤|ρ_XY|时，环境气体进入主室12较为缓和，气流稳定。

本发明优选上轮廓线、下轮廓线均为样条线所对应的主室12结构。当然，上轮廓线、下轮廓线也可以是由多个相切连接的圆弧线段组成，作为一种特殊结构，当MX曲线段、XY曲线段、YZ曲线段、ZN曲线段均为圆弧线段，且由此四个曲线段构成的光滑过渡段前后对称，即ρ_MX＝ρ_ZN、ρ_XY＝ρ_YZ时，环境气体在主室12中通过时变化较为稳定。

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：

本实施例在实施例4或5的基础上做进一步优化，如图7所示，所述XY曲线段与YZ曲线段之间设置调整气流方向的整流装置13。如图8所示，所述整流装置13整体为薄板状并设置多个贯穿的、用于气流稳定通过的整流孔。

所述整流装置13的设置可以调整进入主室12的环境气流方向，降低气流的湍流度。

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7：

本实施例在实施例3的基础上做进一步优化，如图9所示，所述上轮廓与下轮廓沿轴线对称，所述上轮廓线为由直线与曲线共同组成的多段线，且沿气流方向依次设置的P、A、B、C、D、Q六个节点将多段线分为PA曲线段、AB曲线段、BC等直段、CD直线段、DQ直线段五个光滑过渡的线段，P位于驻室入口7且Q位于驻室出口8；所述PA曲线段、AB曲线段构成光滑过渡段；所述PA曲线段的曲率半径为ρ_PA，AB曲线段的曲率半径为ρ_AB，节点P处曲率半径为ρ_P，节点B处曲率半径为ρ_B，节点Q处曲率半径为ρ_Q，曲率半径为正时对应凹曲线且曲率半径为负时对应凸曲线，满足：ρ_PA＞0、ρ_AB＜0、|ρ_PA|≤|ρ_AB|、ρ_P＝ρ_B＝ρ_Q＝0。

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8：

本实施例在实施例3的基础上做进一步优化，如图10所示，所述上轮廓与下轮廓沿轴线对称，所述上轮廓线为仅有多个光滑过渡的直线段构成的多折线，且沿气流方向依次设置的R、H、I、J、K、S六个节点将多折线分为RH直线段、HI直线段、IJ直线段、JK直线段、KS直线段五个光滑过渡的直线段，IJ直线段相对于RH直线段或KS直线段远离驻室入口7或驻室出口8，R位于驻室入口7且S位于驻室出口8。所述IJ直线段为与轴线平行的等直段。所述RH直线段、KS直线段相对于轴线等高，即驻室入口7与驻室出口8开口相等。

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9：

本实施例在实施例3的基础上做进一步优化，所述驻室入口7高度为H₁，驻室出口8高度为H₂，光滑过渡段跨度为L且光滑过渡段最高点的高度为H₃，满足：H₂≤H₁、2H₁≤H₃≤5H₁、6.5H₁≤L≤7.5H₁。

本发明所述噪声抑制装置安装在武器舱11开口处上游位置，喷流口盖4上开设的喷流出口6位于武器舱11前缘，经过大量多次试验：当飞行器以亚/跨声速进行飞行时，亚/跨声速的环境气体进入口小腔大的驻室2，形成高压气体后从喷流出口6喷出，即可具有较好的降噪效果，不拘泥于驻室2内腔的具体结构；当飞行器以超声速进行飞行时，超声速的环境气体进入口小腔大的驻室2，其降噪效果受主室12内部结构影响较大，当H₁、H₂、H₃满足H₂≤H₁、2H₁≤H₃≤5H₁、6.5H₁≤L≤7.5H₁时，飞行器超声速飞行状态下开启武器舱11时降噪效果较佳。进一步地，当H₁、H₂、H₃满足H₂＜H₁、H₃＝3.5H₁、L＝7H₁时，飞行器超声速飞行状态下开启武器舱11时降噪效果最好。

实施例10：

本实施例在实施例1-9任一项的基础上做进一步优化，如图2、图3所示，一种基于环境气体喷流的武器舱噪声抑制装置，包括沿气流方向连接的进气管1、口小腔大的驻室2、导流管3和设置喷流出口6的喷流口盖4，横截面呈细长矩形的喷流出口6位于武器舱11前缘。如图2所示，所述进气管1设置在驻室2的进气端，且其自身进气端还设置口大尾小的唇口5，唇口5尾端与驻室入口7一致且光滑过渡，唇口5的开口端其横截面积大于唇口5的尾端，纵截面呈喇叭状的唇口5便于收集更多环境气体进入驻室2。

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11：

本实施例在实施例1-10的基础上做进一步优化，如图2所示，所述导流管3的出口端设置有螺钉支架9，并通过安装在螺钉支架9处的螺栓连接件将导流管3与喷流口盖4固定连接。

为了保证本发明的气密性，连接处可通过增加密封圈紧密连接、无缝焊接等方式保障其气密性。所述导流管3通过安装在螺钉支架9处的螺栓连接件与喷流口盖4固定安装。所述导流管3的进气端与驻室出口8匹配，所述导流管3的出气端与喷流口盖4上的喷流出口6匹配。

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12：

本实施例在实施例1-11的基础上做进一步优化，如图2、图3所示，一种基于环境气体喷流的武器舱噪声抑制装置，包括沿气流方向气密连接的进气管1、口小腔大的驻室2、导流管3和设置喷流出口6的喷流口盖4，横截面呈细长矩形的喷流出口6位于武器舱11前缘。

所述喷流口盖4固定在模型平台10侧壁，喷流出口6与武器舱11的前缘相距1-3mm。经过大量模拟实验及实际武器舱11操作试验，喷流出口6与武器舱11的前缘相距2mm时，降噪效果最为明显。

所述驻室入口7横截面、驻室出口8横截面为相等的矩形，长宽比为70:2-4。经过大量模拟实验及实际武器舱11操作试验，驻室入口7或驻室出口8尺寸为70:3时，环境气体进入主室12并转变为高压气体离开主室12时，最为平稳。根据现有飞行器其武器舱11开口处的尺寸，进行匹配选择，设计驻室入口7或驻室出口8尺寸为长70mm、宽3mm，此时本发明整体降噪效果最佳。

如图2所示，所述进气管1其进气端设置口大尾小的唇口5，唇口5其纵截面的轮廓包括曲线ab，且曲线ab为椭圆形的一部分，此处的椭圆形其长轴与短轴之比为8:1，此时环境空气可平滑的通过进气管1进入驻室2，有效扩大环境空气的摄入量。

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。