小攻角下锯齿尾缘翼型噪声控制与机理分析

受猫头鹰寂静飞行能力的启发，锯齿尾缘设计被认为是一种有效的控制湍流边界层-尾缘干涉噪声的方法。本文采用隐式大涡模拟法，详细研究了嵌入式锯齿尾缘对NACA 0012翼型绕流的近场流动和噪声特性的影响，雷诺数为9.6×10⁴，远场马赫数为0.163 1，攻角为4°，计算采用的非结构化网格具有约7 000万的自由度。在实际计算时，为促进流动快速转捩，在直尾缘和锯齿尾缘算例的翼型表面均布置了锯齿形粗糙元转捩带。研究结果表明：相比于0°攻角状态，4?攻角下的噪声辐射增强，主辐射方向发生偏转，在该方向上锯齿尾缘实现了约2.5 dB的降噪，且在小攻角(4°)下，锯齿也会诱导出有利于降噪的侧边涡对结构。针对壁面压力脉动的分析表明：锯齿主要改变了尾缘附近的时空关联特性，且压力场不能直接由现有针对速度场的Taylor或椭圆近似模型定量描述；此外，锯齿在抑制尾缘噪声的同时，对翼型气动性能造成了一定损失。