基于声扰动方程的气动噪声传播积分计算方法

传统声比拟思想假设声传播介质均匀,所获得的远场噪声积分方法无法考虑近场流动非均匀性引起的声折射效应,声场预测结果往往存在较大的数值误差。为解决上述问题,本文采用声扰动方程描述声波运动,并利用声学互易原理,在频域内构建关联近场声源与远场声压的伴随格林函数,从而将非均匀介质折射效应纳入伴随格林函数。基于伴随格林函数和声扰动方程源项的数值结果,利用积分方程计算气动噪声的空间传播。结合上述方法对二维圆柱和NACA0012翼型绕流噪声开展了数值预测研究,远场声压预测结果与CFD直接计算值吻合。数值研究表明,本文提出的基于声扰动方程的气动噪声传播积分计算方法可以考虑非均匀介质对声传播的影响,能够提高气动噪声的预测精度。     

非紧致气动噪声半空间传播基本解的边界积分方法

为了获得低马赫数流动诱发的非紧致气动噪声在半空间内传播的基本解,结合复等效源方法和边界元方法建立了半空间精确格林函数的边界积分方程,当半空间边界为刚度型阻抗边界时可避免奇异性积分。同时基于等效源方法提出一种半空间二维非紧致圆柱声散射模型,推导了静止介质中声散射基本解的理论表达式。对静止介质中的二维圆柱声散射,数值解在研究的频率与观察点处与理论解一致。采用数值方法计算二维圆柱绕流诱发的半空间声场基本解,结果显示半空间边界强化了声源的声辐射能力,小于马赫数0.2的介质运动对声传播的影响可以忽略。     

考虑地面影响的半空间气动噪声数值计算方法

含非紧致边界的半空间气动噪声问题普遍存在于航空领域,在数值计算过程中不仅要考虑非紧致边界的散射效应,还需要考虑地面对声波的反射。基于Lighthill声模拟理论和广义格林函数方法,引入边界声压积分项和可压缩修正项可以考虑非紧致边界以及流体可压缩性对声波散射的影响。然而在半空间声场的计算过程中,包含沿无限大地面的积分项,为了克服沿地面积分所带来的巨大工作量,根据无穷大平板对声波的反射特性,推导得出频域下基于半空间格林函数的声学积分方程。同时开展了半空间中应力源噪声与圆柱绕流噪声的数值预测与分析,验证了该方法的准确性与高效性。     

串列深腔流致声共鸣特性研究

深腔结构在管路中串列布置时会形成强烈的声学耦合效应，内部存在固有声学驻波模态等特征。尤其是当主管路流体掠过串列深腔结构时，前缘流动分离形成剪切涡脱，一旦与侧边腔体固有声模态达到频率锁定和相位匹配，则会产生强烈的流致声共鸣现象。本文有效结合了声模态有限元分析和传感器阵列实验测量，研究了腔体间距和来流雷诺数等对串列深腔流致声共鸣特性的影响。其中的声模态有限元分析获取了无来流状态下的串列深腔声学驻波模态的频率大小和声压空间分布；传感器阵列测量获取了来流雷诺数在(0.26～2.17)×10⁵之间的串列深腔壁面压力脉动的幅频信息和波形规律。研究结果表明：当串列深腔处于半波长布置时，会产生最为强烈的声共鸣现象，腔体内部声压脉动处于同相位振荡模式，同时能够诱发主管路声压与腔体声压反相位振荡；其次，当串列深腔近距离布置时，腔体内部声压脉动处于反相位振荡模式；而处于其他间距布置时，未发生明显的声共鸣现象，压力脉动幅值较低。     

基于Mohring声类比的开式转子发动机噪声分析

为了系统地研究非均匀流场中开式转子的噪声特性,运用计算流体动力学(CFD)和计算气动声学(CAA)无限元法相结合的方法,对开式转子的频域噪声做了数值预测。通过采用基于可压缩修正的Spalart-Allmaras湍流模型对非均匀流场中开式转子气动特性进行分析,运用声学无限元方法,引入平均流场并将其插值到声学网格作为背景流场,对转子噪声和噪声传播进行数值模拟,并对特征点做频域分析。由噪声分布云图和远场特征点频谱曲线分析得出:非均匀流场中开式转子发动机的峰值辐射噪声主要集中于低频范围,噪声最大值为142dB,峰值噪声频率为115Hz,随着频率增加,交替出现多个局部峰值声压,噪声衰减速度减小。为下一代开式转子发动机噪声预测提供一种方法。      

一种预测平板尾迹噪声的时域无网格方法

基于离散涡方法和涡声理论建立了一种预测二维平板尾迹发声的时域无网格方法。该方法应用解耦方式完成声场计算,首先使用离散涡方法计算了均匀来流作用下的平板尾迹流场,得到了流场中点涡的涡量、位置和速度等关键参数,然后基于涡声理论建立了自由空间中点涡发声模型,并引入了时域边界元方法来模拟平板表面对声场的散射作用,计算得到了平板尾迹涡发声的偶极子声场分布和指向性等关键特征。通过对上下表面涡以及平板散射对声场贡献的深入分析表明,从平板尾缘上下角点脱落并卷起的涡团均为偶极子源,平板的散射作用使得声场在一定程度上得到加强,并且使声场具有极大值方向垂直于平板表面的偶极子指向性特征。所建立的无网格方法计算快速,能同时获得流场和声场分布的关键特征,可提升对气动噪声产生机理的基本认识,同时还为尾迹噪声的理论研究提供了一种具有工程应用价值的可靠计算方法。     

可渗透面对流FW-H方程伪声产生机制和抑制方法

可渗透面对流FW-H方程及其积分解在远场气动噪声预测中广泛应用，但当涡波通过可渗透面时会产生伪声传播。本文旨在清晰阐明这种伪声的产生机制，并提出有效抑制方法。耦合分析可渗透面对流FW-H方程的右端厚度源和载荷源，发现厚度源的物质导数和载荷源的散度操作可使积分面源自动过滤伪声源。伪声的产生源于对流FWH方程的求解采用了Farassat提出的分部积分公式，因部分积分项被忽略，导致伪声源自动过滤功能失效。从厚度源和载荷源中抽取含有涡波扰动的项，在对流波动方程求解过程中保留相应的物质导数和散度操作，以抑制涡波伪声传播。数值测试算例验证了伪声产生机制和抑制方法的正确性。     

超声速混合层气动声场的数值模拟

超声速混合层的噪声是气动声学研究的经典问题,制约着航空发动机性能的提升。本文用数值方法对超声速混合层声辐射特性进行研究,具体方法:用抛物化稳定性方程(PSE)计算混合层近场大尺度扰动演化,结合一种基于渐进展开和稳定性分析的积分预测远场声压,得到快慢两种模态马赫波辐射的强度和方向。分析了上下侧来流温度对气动声场的影响,结果表明,上下侧温度比小于1时,慢模态占优;而上下侧温度比大于1时,快模态占优。     

方腔流动气动噪声边界散射数值预测方法研究北大核心CSCD

方腔流动噪声问题因其流场变化复杂且剧烈而倍受关注,本文主要开展高亚声速方腔流动气动噪声数值预测方法研究。基于任意边界条件的格林函数解和Lighthill声模拟理论,提出可以考虑空间边界影响的气动噪声积分计算方法。数值模拟包含流动和噪声计算两部分,通过二阶精度的DDES模型进行流动数值模拟,边界积分方法计算散射声场分布。数值结果显示声场分布随时间呈现周期性变化,与流场的脉动及其脉动周期一致。观察点的声压级随频率逐渐下降且在谐波频率突然增大。本文计算结果与高精度计算气动声学方法计算结果相符,表明该方法合理、可靠,并且具有较高的计算效率。     

方腔流动气动噪声边界散射数值预测方法研究

方腔流动噪声问题因其流场变化复杂且剧烈而倍受关注,本文主要开展高亚声速方腔流动气动噪声数值预测方法研究。基于任意边界条件的格林函数解和Lighthill声模拟理论,提出可以考虑空间边界影响的气动噪声积分计算方法。数值模拟包含流动和噪声计算两部分,通过二阶精度的DDES模型进行流动数值模拟,边界积分方法计算散射声场分布。数值结果显示声场分布随时间呈现周期性变化,与流场的脉动及其脉动周期一致。观察点的声压级随频率逐渐下降且在谐波频率突然增大。本文计算结果与高精度计算气动声学方法计算结果相符,表明该方法合理、可靠,并且具有较高的计算效率。     

转、静盘腔径向出口流场与换热研究

采用SIMPLE算法对具有中心入射流的开式转静盘腔中的流动与换热进行了计算研究。计算了流场中 3D速度分量、温度场 ,得出了转静盘系层流流动的规律 ,分析了流场中出现旋涡的变化规律、出口截面的速度变化情况以及扩散项和对流项对温度场的影响     

基于FW-Hpds方法的直升机旋翼气动噪声指向性分析

本文使用基于可穿透数据面的Ffowcs Williams-Hawkings方程(FW-Hpds)的预测方法分析了跨声速直升机悬停旋翼气动噪声的指向性。通过求解三维非定常欧拉方程计算了近场噪声,通过延迟时积分方法和求解FW-Hpds方程计算远场噪声。预测了跨声速UH-1H悬停旋翼的高速脉冲噪声(HSI),然后计算了不同观测点处的声压级,并通过声压级在不同方向上的分布分析了HSI噪声的方向性。根据本文研究发现HSI噪声在桨盘平面上最大,在转轴方向上最小,和其它研究者的结论一致。     

Investigation of straightforward impedance eduction method on single-degree-of-freedom acoustic liners

In order to address the current aircraft noise problem, the knowledge of impedance of acoustic liners subjected to high-intensity sound and grazing flow is of crucial importance to the design of high-efficiency acoustic nacelles. To this end, the present study is twofold. Firstly, the StraightForward impedance eduction Method (SFM) is evaluated by the strategy that the impedance of a liner specimen is firstly experimentally educed on a flow duct using the SFM, and then its accuracy is checked by comparing the numerical prediction with the measured wall sound pressure of the flow duct. Secondly, the effects of grazing flow and high-intensity sound on the impedance behavior of two single-layer liners are investigated based on comparisons between educed impedance and predictions by three impedance models. The performance of the SFM is validated by showing that the educed impedance leads to excellent agreement between the simulation and the measured wall sound pressure for different grazing flow Mach numbers and Sound Pressure Levels (SPLs) and over a frequency range from 3000?Hz down to 500?Hz. The grazing flow effect generally has the tendency that the acoustic resistance exhibits a slight decrease before it increases linearly with an increase in Mach, predicted successfully by the sound-vortex interaction theoretical model and the Kooi semi-empirical impedance model. However, the Goodrich semi-empirical impedance model gives only a simple linear relation of acoustic resistance starting from Mach zero. Additionally, when the SPL increases from 110 to 140?dB in the present investigation, the acoustic resistance exhibits a significant increase at all frequencies in the absence of flow; however, the resistance decreases slightly under a grazing flow of Mach 0.117. It indicates that the SPL effect can be greatly inhibited when flow is present, and the grazing flow effect can be reduced partly as well at a relatively high SPL.     

后视镜罩边缘结构对流场和气动噪声的影响

采用大涡模拟(LES)的计算方法,对车外后视镜不同边缘结构引起的外部流场和镜后车身表面监测点处的气动噪声进行了数值仿真.研究表明:不同的镜罩边缘结构在较大程度上影响了流经后视镜罩的气流速度和流线方向,对后视镜后部流场和监测点处声压级产生较大影响.相较于原模型的光滑边缘结构,模型1后部流场涡团更远离车身表面,有利于降低气动噪声,某监测点1/3倍频程中心频率处声压级最大降幅接近10dB;模型2后部流场涡团产生分离,并更靠近车身表面,反而使气动噪声增大.模型1的镜罩边缘结构改进方案对车外后视镜-A柱区域的流场和气动噪声都有较好的改善.     

High Fidelity Simulation of Turbulent Jet and Identification of Acoustic Sources

A turbulent round jet at the Reynolds number of 7,290 is simulated by direct numerical simulation to study jet noise source and its propagation. A large domain of 60 diameters in the axial direction, 30 diameters in the radial direction, and full 360 degrees is chosen to minimize the effect of boundary conditions. The spatial statistics of the simulated flow and the peak amplitude of acoustic radiation at 45 degree angle agree well with existing literature, confirming the quality of the data. Motivated by Ffowcs Williams and Hawkings equation, acoustic source terms for the far field sound propagation were identified both in the time and the frequency domains. The spectra at three respective locations of the potential core, the shear layer, and the ambient indicate that the fluctuation magnitudes are highest in the shear layer, followed by the potential core and the ambient. The turbulent characteristics are isotropic in the potential core and the shear layer, and the ambient exhibits an intermittent behavior.     

快速声散射方法在变截面管道中的应用

 快速声散射方法(FSM)是一种基于无流动Helmholtz方程边值问题的声散射预测工具,具有快速、灵活的特点.以航空发动机消声短舱的声学设计为背景,用该方法对变截面管道声传播特性进行数值模拟研究,用直接边界元方法(DBEM)进行数值求解,避免了求解管口反射系数,有效地提高了计算速度.数值研究了刚性壁面和不同位置壁面声衬组合对变截面圆环管道形状声传播的影响,并分析了管道厚度对散射声场的影响,数值结果与声类比方法结果进行了相互验证.最后,还对一种真实转子声源进行了管道声散射的数值研究,结果表明本方法在航空发动机声学设计中具有工程应用价值.     

旋转部件复杂表面水滴撞击计算

为模拟旋转体结冰问题的过冷水滴运动及撞击过程,基于欧拉方法及单旋转坐标系模型,建立了三维旋转水滴运动模型,并提出了相应的数值求解方法。采用单旋转坐标系对空气及水滴两相流动过程进行处理,通过引入惯性力,将惯性系下的周期转动边界转换为定常流动边界;利用欧拉方法,使用单向耦合形式描述空气—水滴流场;在单旋转坐标系下,向控制方程内引入科里奥利加速度及牵连加速度,进行非惯性系下欧拉方程的修正,从而描述水滴运动过程;采用有限容积求解器对空气及水滴运动的控制方程组进行求解,通过引入源项定义单旋转坐标系下的惯性力,得到空气流场及水滴场的速度、体积分数分布,进而得到表面水滴撞击特性。采用上述方法对旋转帽罩与叶片模型进行算例分析,结果表明所建立的旋转水滴计算方法有效,对比静止状态表面的结果,旋转对帽罩的水滴撞击特性影响甚小,而对桨叶存在显著影响;由于帽罩具有中心对称的特性,因而旋转带来的切向速度变化对其水滴撞击特性影响不明显;桨叶表面水滴收集系数随旋转角速度增大而增大,同时收集系数在表面的分布会向迎风方向偏移,较大的角速度对应了更为显著的收集系数增幅与偏移现象。     

涡桨飞机螺旋桨气动噪声特性试验研究

随着航空公司短途航线由涡扇发动机转向涡轮螺旋桨发动机,以及机场周边噪声污染的限制越来越严格,商用螺旋桨飞机的声学特征正成为关键的设计参数。为研究螺旋桨的气动性能和声学特性,以某型涡桨飞机六叶螺旋桨为研究对象,在北京航空航天大学沙河校区D5气动声学风洞开展实验研究。实验中对螺旋桨在固定桨叶角设置和旋转速度条件下不同来流风速的组合工况进行测量,以获取不同工况下螺旋桨的天平测力数据和远场声压信号,经过快速傅里叶变换得到来流速度对螺旋桨远场噪声的影响规律。实验结果表明:在较大来流条件下离散部分噪声能激发出更高阶的谐波噪声,各阶谐波噪声幅值随着谐波数增大逐渐降低;当风速较低时宽频噪声声压级增大,这是由于在低前进比条件下,叶片处于失速状态,拉力系数处于非线性段,与叶片表面复杂流场引起的湍流噪声增加有关。通过指向性分析可知,位于桨盘上游位置的总声压级水平大于桨盘下游位置的总声压级水平,主要是因为螺旋桨桨盘前后的相对速度发生了变化,导致了声传播距离的延迟和加速现象。     

前缘直板扰流对高速空腔的降噪效果分析

高速空腔复杂流动和噪声一直是航空航天领域所关注的问题,高强度的空腔噪声不仅影响腔内仪器设备的正常运行,还会对其自身的结构产生疲劳破坏,进而影响飞行器的飞行安全和品质,因此空腔噪声的抑制研究和典型控制方法的降噪效果分析对提高飞行器结构安全性意义重大。本文通过开展高速风洞试验研究跨超声速（Ma=0.9和Ma=1.5）来流条件下前缘直板装置对空腔（长深比为6）流动和噪声的控制机理,通过对比多种前缘直板控制条件下的腔内噪声声压级（SPL）分布,确定直板控制参数的优化选择方法及最优参数;利用静态/动态压力传感器和油流试验采集腔内静压、脉动压力和壁面流谱,着重分析前缘直板对腔内流动结构、声压级和声压频谱的影响规律。结果表明：前缘直板可以大幅度抬高剪切层的位置,使得后缘的撞击区域后移,从而削弱流体进入腔内的流量和强度;可以有效降低腔内静压、减小回流强度和范围,对腔内声压级和峰值噪声也具有显著的抑制效果,Ma=0.9和Ma=1.5时后缘声压级降低幅值可达11.13 dB和8.0 dB。前缘直板流动控制为高速来流条件下空腔噪声的抑制提供了一种新的方法,可有效应用于飞行器上空腔结构的流动/噪声控制,具有重要的工程应用价值和前景。