基于CFD/CAA耦合边界方法的翼型尾缘噪声预测

基于声波边界条件的流致噪声混合预测方法是一种处理复杂构型声学问题的数值手段。该方法可进行声源的精细化模拟,准确获得噪声的传播特性。发展了声扰动方程离散求解中所涉及的时空离散格式及边界条件等数值方法,提出通过添加缓冲层等策略以改善声源区与传播区交界处数值间断引起的发散问题,以建立高精度流致噪声混合预测方法。为了研究混合方法的准确性,以BANC试验中的NACA0012翼型为研究对象,开展了翼型尾缘的声辐射数值模拟研究分析。通过与大涡模拟方法所求解的声场结果进行对比,验证了基于声波边界条件的高精度流致噪声混合预测方法可准确预测空间声场分布,并直观反映声波与声波之间的相互作用现象。与大涡模拟结果相比,CFD/CAA方法总声压级误差不超过2 dB,噪声指向性分布趋势一致。

刷毛翼型尾缘噪声控制实验研究

利用具有全消声环境的低速开口风洞研究了采用翼型尾缘刷毛来控制翼型噪声的方法,研究了不同迎角情况下不同长度和间距刷毛对翼型远声场气动噪声的影响以及翼型表面压力的影响,并把该方法与锯齿尾缘降噪方法对比,研究了不同工况下两种降噪方案对降噪效果的影响。实验结果表明,翼型尾缘附加刷毛是一种可行的降噪方案,尤其对中低频段具有比较明显的降低效果;降噪效果与刷毛的间距和长度有关;尾缘刷毛与锯齿尾缘相比具有更优的降噪效果。附加刷毛对翼型壁面动态压力载荷的影响较小。

普通室内机翼尾缘噪声降噪的实验研究

为了研究锯齿形尾缘对SD2030低雷诺数翼型尾缘噪声的影响,在普通室内,采用由31路麦克风组成的线性阵列对SD2030吹风试验进行了声学测量。实验过程中,基于机翼弦长的雷诺数范围为2.1×105~3.2×105。在考虑混响、驻波和壁面反射影响的基础上,设计了一长为1.72m的非等间距线性阵列。当频率大于1k Hz时,墙壁反射对测量结果的影响在0.5d B以内,驻波的影响也可以忽略。采用时域波束成形算法对声学信号进行处理之后,成功识别出了风洞噪声源、机翼前缘噪声源和尾缘噪声源。比较直尾缘机翼和锯齿形尾缘机翼的声源分布图发现,在1k^10k Hz的频率范围内,采用锯齿形尾缘设计能够降低尾缘噪声声压级最大约5d B。

锯齿型翼型尾缘噪声控制实验研究

翼型湍流边界层与尾缘相互作用产生的尾缘噪声是翼型自噪声的最主要分量,多年来研究者们已经在理论、数值和实验方面开展了多方面研究,但有关翼型尾缘噪声的产生机理和抑制方法仍有待深化与发展。本文利用具有全消声环境的低速开口风洞研究了采用锯齿型翼型尾缘来控制翼型噪声的方法,重点研究了不同攻角情况下不同锯齿形对翼型远声场气动噪声的影响以及翼型表面压力的影响。实验结果表明,翼型尾缘附加锯齿是一种可行的降噪方案,尤其对中低频段的远场气动噪声有比较明显的降低效果;而且,降噪效果与锯齿的齿数和齿间倒角有关。附加锯齿对翼型壁面动态载荷的影响较小,基本不影响翼型的气动性能。

翼型湍流尾缘噪声半经验预测公式改进

改进了传统的翼型湍流边界层尾缘噪声BPM半经验预测公式。传统的BPM半经验湍流边界层尾缘噪声预测公式对高攻角和厚翼型在高频范围的预测结果大于实验结果,通过分析比较传统BPM半经验预测公式和Howe翼型尾缘噪声理论模型发现:这主要是由于传统BPM半经验预测公式对压力面声源噪声辐射高估引起的。因此将压力面声源噪声辐射与吸力面声源噪声辐射的幅值比由原来的边界层位移厚度一次方比值改进为二次方比值,进而得到了改进后的BPM半经验预测公式;使用改进后的BPM半经验预测公式对NACA0012翼型在不同来流不同攻角下的噪声辐射进行了预测比较,发现对于NACA0012翼型,改进后的BPM半经验预测公式具有较高精度;另外也预测了较厚的风力机翼型DU-96-W-180,预测结果明显改善。

雷诺数对机翼尾缘噪声的影响（英文）

采用二维直接数值模拟,研究了雷诺数对NACA0015翼型尾缘噪声特征和噪声机理的影响。研究结果表明翼型尾缘噪声机理和频谱特征随雷诺数变化而显著不同,在中等雷诺数(Rec=5×10^4)条件下,吸力面与压力面的脱涡结构独自诱导发声,在频谱上表现为在多个不同的窄带峰值频率,利用线性稳定性分析,表明脱涡结构频率与不稳定T-S波的增长频率一致,尾缘脱涡结构的生成和噪声激励之间存在闭环反馈环机制,且闭环反馈环机制同时存在于机翼的压力面与吸力面。在低雷诺数(Rec=1×10^4)条件下,仅观测到的单一的窄带频率,其原因与剪切层的固有不稳定性直接相关。

基于麦克风阵列小波分析的中低雷诺数尾缘噪声研究

随着机体噪声逐渐成为民机降噪的关键,作为典型气动噪声源的翼型噪声是未来更低噪声民机必须关注的部分。中低雷诺数下尾缘离散噪声存在阶梯的频率速度关系、层流要求以及偶极子噪声等特征,其噪声机理涉及稳定性理论和反馈回路。尽管尾缘噪声的产生出现和强度都得到比较广泛的研究,但尾缘噪声的空间分布研究尚不充分。基于二维平面麦克风阵列,小波系数和CLEAN-SC算法对于尾缘噪声进行时频域分析。实验在北航D5气动声学风洞进行,使用Kevlar布构成的闭口实验段对于300 mm的NACA0012翼型进行噪声研究。通过实验中发现的固定频率范围内存在强度维持现象,基于小波分析拆解出对应的空间时域上声源强度的位置间歇性移动,提供可能存在的反馈回路内部更为复杂噪声机理的依据。

翼型尾缘噪声源空间分布与辐射特性关系

详细研究了翼型湍流边界层尾缘宽频噪声源空间分布与辐射特性的关系.采用基于雷诺平均流场的翼型尾缘宽频预测方法研究了NACA0012翼型湍流边界层尾缘宽频噪声在4种不同工况下的噪声源空间分布与辐射特性.首先计算了NACA0012翼型湍流边界层尾缘噪声源在不同频率下的空间分布.计算结果发现:边界层中湍流是翼型湍流边界层尾缘噪声声源.随着频率的增加,噪声源强度和噪声源空间尺寸都是先增加后减小,噪声源位置不断靠近翼型尾缘.同时也计算了边界层内不同位置处的噪声源对远场噪声的辐射特性,结果表明:边界层内层区域,其噪声频谱能量集中在高频;边界层外部区域,其噪声能量集中在中低频;攻角增大或者来流速度减小,噪声能量向低频转移.

齿根倾斜锯齿尾缘叶片噪声控制实验

针对NACA0018翼型传统锯齿尾缘的钝型齿根部,设计了一种具有齿根倾斜的新型锯齿尾缘,并采用实验方法研究了齿根倾斜角对翼型尾缘噪声的影响规律。研究结果表明,新型锯齿尾缘在大攻角范围内(12°～18°),可使叶片噪声下降3.2～17.1dB,在小攻角范围,对中频范围出现的"驼峰"有抑制作用,且齿根倾斜角为30°的新型锯齿尾缘叶片消除了声压频谱的"驼峰"窄带峰,整体噪声下降0.2～1.5dB。

基于DES模型翼型尾缘气动噪声数值研究

为获得高气动性能、低噪声水平的风力机翼型,基于分离涡模拟(DES)模型和声学类比方程建立混合模拟法预测噪声,以S809翼型为基础翼型进行数值模拟,研究尾缘厚度及其分配比对风力机翼型气动性能及气动噪声的影响规律。通过样条函数参数化处理针对翼型S809尾缘改型进行气动噪声计算。结果表明:钝尾缘翼型与原始翼型相比,气动性能得到明显改善,当尾缘厚度为1. 5%c的改型翼型,其升阻比高于其他尾缘厚度的改型翼型升阻比;在不同攻角及不同尾缘厚度分配比下翼型噪声呈现明显的偶极子形状;钝尾缘翼型能够导致气动噪声增加,但其中尾缘厚度为1. 5%c,尾缘分配比为1∶3的钝尾缘翼型气动噪声增加较小。

后掠叶片锯齿尾缘宽频噪声实验研究

本文采用线性传声器阵列分别对具有常规尾缘及锯齿形尾缘的后掠叶片的尾缘噪声进行了实验测量;运用CLEAN-SC数据处理方法精确地识别出叶片尾缘噪声的声学参数。并且基于多组实验结果的对比,深入研究了不同的尾缘锯齿长度、周期、几何比例对后掠叶片尾缘噪声降噪效果的影响。实验结果表明:在低湍流度、自由来流情况下,在总声压级降噪方面,尾缘锯齿长度越大,尾缘噪声的降噪效果愈发明显;尾缘锯齿周期增大,其降噪效果也有不错的改善;针对几何比例相同的尾缘锯齿,其整体尺寸越大,降噪效果越显著。对于特定的后掠叶片而言,一定存在可以使降噪效果达到最优的尾缘锯齿尺寸。在所有实验中,锯齿尾缘的最大降噪量可以达到1.2 dB。“流向型”尾缘锯齿的降噪效果要远优于“对称型”锯齿,且所有“对称型”锯齿均未能进一步降低后掠叶片的尾缘噪声。

一种基于平均流场的翼型尾缘宽频噪声预测方法

发展了一种基于平均流场的翼型尾缘宽频噪声预测方法.可压缩Navier-Stokes方程被重组为能描述气动噪声产生和传播的形式,包括准确描述声传播的线性算子和雷诺应力构成的声源项.为减少计算时间和避免格林函数空间奇异性,采用伴随格林函数方法求解格林函数;同时采用基于平均流场的声源模化方法生成声源项.为了验证该方法,预测了NACA0012翼型尾缘宽频噪声,其中平均流场使用OpenFOAM计算,格林函数采用均匀流动下半无限大平板近似.预测结果表明:对于不同来流速度和攻角,该方法不仅能准确预测噪声幅值及峰值频率,而且噪声频谱也都在实验结果的误差范围之内(±3dB),证明了该预测方法的精度和适用性.

尾缘锯齿结构的降噪物理机制实验

对比分析了常规尾缘翼型与锯齿尾缘翼型尾缘湍流流场的基本特征,并通过线阵列的方法测量了两种尾缘结构的噪声.结果表明:锯齿尾缘翼型尾缘湍流流场的湍流强度以及3个方向上的湍流强度都相比于常规尾缘翼型有显著减少,声场结果显示锯齿尾缘翼型对尾缘噪声有显著减小,对前缘噪声影响很小.锯齿结构加宽了尾迹区域并加快了大涡的破碎,产生了额外的马蹄涡,湍流脉动衰减率沿着流动方向变大.

锯齿后缘叶片气动噪声特性分析

本文利用FLUENT的宽带声源模型模拟了二维NACA 4412翼型不同攻角及不同速度下的噪声特性,结果表明,随着攻角和流速的增大,沿流动方向声功率级的减小出现滞后,噪声特性增强,在此基础上分析了不同锯齿结构的叶片表面噪声特性及翼型表面压力的分布,计算结果表明,采用锯齿尾缘结构将导致叶片附近湍流特性增强,叶片表面的声功率级增强,然而,锯齿结构可以有效的改善叶片后缘尾涡的脱落特性,从而可以达到降低噪声的效果。