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使用标准k-ω模型及与色散模型相耦合的k-ω模型分别计算了NACA0012翼型和NACA 4412翼型的低速绕流问题.NACA 0012翼型计算了其来流雷诺数为2.88×106,攻角从0°到15°范围内的流动结构、翼型表面压力分布和升力、阻力特性;NACA 4412翼型计算了临界雷诺数为1.52×106,攻角为13.87°时的流动分离和翼型表面压力系数 ,并与实验数据进行对比.结果表明:在同等条件下,使用与色散模型相耦合的k-ω模型计算得到的NACA 0012翼型的升力和阻力系数比标准k-ω模型提高精度约5%,NACA 4412翼型的表面压力系数精度提高了约3%,进一步验证了其可信性,可将其进一步应用到低速飞行器的气动计算中. 相似文献
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桨涡干扰噪声是直升机气动噪声主要组成之一,为了正确预测和降低直升机噪声,必须开展气动噪声相关物理参数研究。在对声场进行计算流体力学(CFD)直接数值模拟的基础上,分析了不同厚度和来流马赫数下二维平行桨涡干扰噪声传播特性和声源位置,分析了翼型厚度和来流马赫数对桨涡干扰噪声的影响,并得到了可压缩情况下远场声压预测公式。研究表明,低马赫数下,翼型厚度对噪声指向性影响不大,高马赫数下,翼型厚度对噪声指向性影响程度增大;噪声强弱主要随来流马赫数变化,翼型厚度对其影响较小;翼型厚度和来流马赫数变化不会改变声源点位置。开展不同翼型厚度和来流马赫数下的桨涡干扰噪声分析可以为进一步了解并控制直升机桨涡干扰噪声提供一定的参考。 相似文献
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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. 相似文献
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二维跨音速流动计算的显式多步有限面积方法 总被引:2,自引:1,他引:1
本文按Jameson等的思路,采用新的人工粘性项系数,建立显式多步有限面积方法,给出绕NACA0012翼型和RAE2822翼型跨音速流动的计算结果。 相似文献
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为了研究翼型在逆压梯度区域内的流动控制和气动噪声特性,在NACA0018翼型0.45~0.50倍弦长区域内设置三种锯齿结构,应用Lighthill声类比方法对比分析了翼型在不同工况下的近场和远场气动噪声特性。结果表明,逆压梯度区域内锯齿翼型的近壁面湍流强度随锯齿夹角的增大而增大,锯齿翼型流动分离点的位置比干净翼型提前,90°锯齿翼型的动压幅值降低;翼型的主要噪声源分布在翼型吸力面沿至尾流区域,90°锯齿夹角翼型在翼型弦长中点上方和前方0.5 m处的噪声分别降低了约1 dB和3 dB;增大来流速度使翼型近场的最大总声压级方向由0°变为10°;90°锯齿翼型在不同来流速度下近场和远场的降噪效果良好。 相似文献
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本文提出了流线迭代法,用以实现文献[7]所提出的正交流线坐标系中的二维定常无粘气体动力学方程组的数值求解。 此方法的基本做法是:从物面起到流场远边界逐条流线地求出流动速度值,同时求出下一条流线的形状;按此方式对全流场进行迭代。迭代的收敛性很好。 用本文方法在零攻角和跨音速绕流的条件下计算了双圆弧翼型、NACA 0012翼型和R.A.E.101翼型。双圆弧翼型结果与实验数据符合较好。钝头翼型结果与其它方法结果相比是令人满意的。 相似文献
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基于LBM-LES方法对中等雷诺数下NACA0012翼型气动噪声进行了直接模拟,得到了声涡相互作用下气动噪声声场和流场,分析了剪切层内流体动力学特征。结果表明:翼型壁面附近剪切层内,扰动从分离前T-S不稳定分离后向K-H不稳定转变,K-H不稳定对扰动的增长起重要作用;分离泡内湍流强度显著增长直至转捩成湍流,但流动再附后,湍流强度有所降低;750 Hz的大尺度旋涡结构是在分离泡内形成并发展成稳定结构,而2次和3次谐波频率对应的旋涡结构形成于流动转捩后,在分离泡外发展成稳定结构,说明远场2次及3次谐波纯音噪声和750 Hz主纯音噪声生成机理不同。 相似文献