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。     

远场假设对喷流噪声预测中格林函数求解的影响

目前基于雷诺平均Navier-Stokes（RANS）的喷流噪声预测方法在格林函数求解时, 为简化求解过程,通常对喷流流动做平行流假设, 对观测点做远场假设。随着格林函数求解方法发展,近年来的研究表明平行流假设对下游观测点格林函数的计算会引起较大偏差,而目前远场假设对格林函数求解的影响仍不清楚。为研究远场假设对喷流格林函数求解的影响,以二维喷流为例, 采用计算气动声学方法（CAA）分别数值求解了观测点远场假设条件与实际条件下90°~150°方向喷流内伴随格林函数,进而分析远场假设对格林函数求解的影响。研究结果表明,对于不同方向的观测点,由观测远场假设导致的伴随格林函数求解偏差不尽相同,且对于越靠近喷流中心线方向的观测点,远场假设导致的偏差越大,其中150°方向观测点,采用远场假设后,格林函数计算结果最大偏差达到-15 dB以上。因此,对于靠近喷流中心线方向的噪声观测点而言,为避免预测偏差,应采用实际观测条件求解喷流格林函数。     

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.      

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。     

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。     

基于Mohring声类比发动机喷流噪声数值计算

为了研究非均匀流场中航空发动机喷流噪声特性,满足未来的航空器噪声适航要求,采用计算流体力学（CFD）和计算航空声学（CAA）相结合的混合数值算法,对大涵道比发动机喷管的简化缩尺模型进行气动噪声仿真计算。采用大涡模拟（LES）计算喷管的瞬态喷流流场;在流场计算的基础上使用Mohring声类比进行声源提取,将时均流场插值到声学网格作为背景流,结合有限元和无限元方法对喷流噪声近场以及远场的辐射特性进行数值计算及分析,并通过单通道锯齿形喷管试验验证数值计算方法的可行性。数值结果表明：发动机喷流噪声主要是由内外涵剪切层内的涡环破碎产生的大尺度涡而形成的,噪声辐射峰值主要集中在低频范围内,随着频率升高,各方向角的声压级都在降低,在1000～2500 Hz,从125 dB快速降低到105 dB,之后衰减速度变缓,到100 dB趋于稳定。数值计算方法精确度高,最大计算误差为1.97%。为发动机噪声适航提供了一种噪声预测方法。     

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。     

非紧致气动噪声传播的研究进展与分析

非均匀运动介质中非紧致气动噪声的传播是气动声学的一个研究热点与难点。本文围绕理论模型和数值方法,对非紧致气动噪声传播的研究进展进行了综述与分析。首先回顾了声传播理论模型的发展历程,对各模型的优缺点进行了总结分析;然后着重讨论了近20年来采用混合计算气动声学方法研究非紧致气动噪声传播的数值预测方法,包括有限元法、边界元法和精确格林函数法;最后对非紧致气动噪声传播数值方法的发展进行了展望。     

喷流作用下的单边膨胀后体气动载荷

高隐身无人机为提高侧向、后向隐身指标,机身和喷管-后体结构的一体化设计尤为重要,该设计在气动、结构、强度等领域带来了新的挑战,喷流作用下的气动载荷预测是其中一个关键问题。利用CFD方法结合风洞试验数据,对高隐身无人机喷管-后体结构的稳态、动态气动载荷及其影响规律进行研究,结果表明：喷流形成的复杂波系投影到后体壁面上会形成压力、吸力交替的气动载荷,该载荷分布对喷管落压比极为敏感,小幅度的落压比变化即可能导致载荷方向变化;稳态气动载荷分布也会受到来流速度、次/主流流量比等的影响。基于IDDES方法的数值计算对动态气动载荷有不错的预测精度,将流场划分为喷流主流与次流掺混区、喷流核心区、喷流与外流掺混区等几个区域,有助于从流动机理上揭示脉动压力的分布规律,且得到了试验验证。动态载荷极值区位于喷流区边界,正是气流剪切掺混最强的位置,而喷流核心区尽管稳态气动载荷强,但动态气动载荷相对较低。     

S弯喷管喷流噪声特性研究

为了研究S弯喷管亚声速喷流的噪声特性,采用大涡模拟结合FW-H方程方法,通过数值模拟得到轴对称喷管和S弯喷管的流场及远场噪声。结果表明：S弯喷管的S形弯曲及圆转方构型导致了主流流向变化和横向压力梯度,S弯喷管出口截面角区及下方中心线附近均有不同尺度的旋涡分布,通过加强掺混减弱喷流与大气之间的剪切,使得S弯喷管噪声源尺度小于轴对称喷管。S弯喷管将St=0.08~0.2的噪声转移到St=0.2~0.3,在喷流下游10°~50°,S弯喷管相比于轴对称喷管噪声总声压级减小了6~8dB,在20°接收点处降噪效果最佳,相比于轴对称喷管减小了约8dB。在喷流上游S弯喷管降噪效果减弱,仅减小了2~4dB。在下游10°~80°处,S弯喷管水平探测面噪声总声压级比垂直探测面高2~3dB,在喷流上游二者差异较小。     

波瓣混合器喷流降噪技术实验

在消声室内的喷流噪声实验台上,对大涵道比涡扇发动机混合式排气系统缩比模型进行了冷喷流噪声实验,以环形混合器为基准,研究了采用波瓣混合器的喷管喷流远声场频谱特性和降噪效果.研究结果表明:与采用环形混合器的基准型喷管相比,波瓣混合器喷管在低频段有很好的降噪效果但高频段的声压级有所升高,波瓣混合器喷管下游方向(θ=150°)的总声压级明显降低而中游方向和上游方向的总声压级升高.随着波瓣混合器出口处内外涵气流速度差的增大,波瓣混合器喷管低频段的降噪效果越来越明显但高频段声压级的升高也会不同程度地增大,在波瓣混合器喷管下游方向(θ=150°)的总声压级降低更加明显的同时中游方向和上游方向的总声压级也有所升高.      

射流管式伺服阀冲蚀磨损特性

射流管式伺服阀是一种典型的两级流量控制电液伺服阀,其喷嘴至接收器部位的流场最复杂,会因液压介质的污染而产生冲蚀磨损。以射流管式伺服阀为研究对象,将计算流体力学(CFD)理论与冲蚀磨损理论相结合,应用雷诺平均Navier-Stokes方程、标准k-ε两方程模型(液相)、离散相模型(DPM)(固相)和塑性材料冲蚀磨损模型,通过流体动力学软件FLUENT建立射流管式伺服阀喷嘴至接收器部位的可视化仿真模型,并进行了冲蚀磨损率的数值模拟和理论寿命的计算。研究结果表明:液压介质中的固体颗粒对射流管式伺服阀的冲蚀磨损主要集中于左右接收孔所夹中间内壁区域,磨损率最大值随喷嘴偏移量的增加而减小且此趋势左右对称。研究方法和结果对于射流管式伺服阀故障的定性分析、预测和理论寿命的定量计算具有重要参考价值。     

冠状喷口抑制涡扇发动机喷流噪声试验和数值研究

 以揭示发动机喷流噪声声场分布和冠状喷口抑制喷流噪声为目的,对涡扇发动机排气噪声声场和喷流流场进行了试验和数值计算,对比分析不同结构的冠状锯齿对喷流噪声的综合抑制效果。结果表明:采用大涡模拟(LES)、FW-H (Ffowcs Williams-Hawkings)声学模型和傅里叶变换的方法,可以预测出喷流噪声的空间分布和声压级值;冠状锯齿产生的阵列流向涡是强化流体间混合、降低喷流速度峰值、抑制喷流噪声的根本所在;在本文研究参数范围内,冠状锯齿结构不仅将排气喷流噪声由原型排气系统的159.6 dB降低到154.3 dB,而且冠状锯齿给喷管带来的损失控制在1.7%以内。锯齿冠状结构对分开排气式大涵道比涡扇排气系统喷流噪声有抑制作用。     

分开排气式喷管喷流噪声预测及试验研究

为揭示涡扇发动机分开排气式喷管喷流噪声的频谱分布和指向特性,对喷管缩比模型远声场喷流噪声进行了预测及试验研究,并开展了全尺寸喷管基准型及锯齿型喷流噪声的预测工作。结果表明:采用Tam & Auriault方法可以预测出喷流噪声的声压级值和空间指向分布,喷流噪声具有明显的指向性。与基准型喷管相比,锯齿型喷管具有良好的降噪效果;内外涵锯齿型喷管在中低频段的降噪效果优于内涵锯齿型喷管,在高频段的降噪效果差于内涵锯齿型喷管;在本文研究参数范围内,指向角小于88°时内外涵锯齿型喷管总声压级(OASPL)值高于内涵锯齿型喷管。     

基于边缘射流的起落架气动噪声控制研究

:起落架噪声可以看成是一系列结构件单独引起的气体扰流噪声以及这些不同结构件相对位置引起的干扰噪声的耦合.为了降低起落架气动噪声,提出一种基于边缘射流的主动控制技术.以某型飞机前起落架为研究对象,在其扭力臂背风面施加射流,利用分离涡脱模拟方法对其支柱和扭力臂结构简化模型的周围流场进行非定常计算,获取声源分布,采用FW-H积分获得远场噪声特性.结果表明:边缘射流能够有效抑制干扰噪声和支柱噪声,起落架的中频噪声得到一定幅度的下降,宽频噪声强度也有所减弱;射流改变扭力臂尾涡的脱落状况,可以减轻甚至消除涡脱落对支柱的冲击,从而减弱了支柱表面由于撞击而产生的脉动压力,达到降低声源强度的目的.     

模化设计对离心压气机气动噪声的影响

采用数值计算方法研究了模化设计对压气机气动噪声的影响，三维流场计算结果表明模化设计压气机与原始机型满足相似准则，整级性能参数误差在2%以内；流场结构的分析进一步证实了模化机型与原始机型流场相似。基于非定常雷诺平均方法和声学边界元方法的混合气动声学方法对模化前后的压气机气动噪声进行了数值预测，结果表明:压气机气动噪声主要由离散单音噪声和宽频噪声组成，且离散单音噪声占主导。模化机型总声压级随着模化比减小逐渐减小，相比于原始机型，模化机型离散单音噪声峰值仅略有降低，而宽频噪声大幅提高。压气机气动噪声在进气管口有明显指向性，模化机型声压幅值和指向性较原始机型降低，且变化趋势与模化比成正比。      

导流槽构型对火箭起飞时流场和声场的影响

为了研究四喷管运载火箭起飞时火箭周围噪声环境问题,建立燃气/空气双组分的可压缩流动模型,采用2阶Roe格式、SAS(scale-adaptive simulation)湍流模型和声学类比积分法Ffowcs-Williams Hawkings(FW-H)求解三维Navier-Stokes方程。以单机火箭的噪声问题为对象开展数值模拟,并将噪声数值计算结果与试验数据对比,误差在3dB以内(相对误差小于1.6%),验证预测噪声方法的有效性,进而研究四喷管运载火箭起飞阶段采用不同导流槽构型对箭体舱段区域噪声环境的影响,结果表明:在相同噪声接收点处,单侧导流槽对应的总声压级比双侧导流槽大,两者的总声压级(OASPL)之差最大为10.7dB。另外,当采用单侧导流槽时,沿周向接收点的噪声总声压相对单侧导流槽中心截面呈对称分布,而且沿导流出口方向逐渐增大。所建立的噪声数值方法为大推力捆绑运载火箭舱段的噪声环境预测及其控制提供一定参考。