缩比发动机喷嘴热喷流噪声试验

为深入了解涡扇发动机喷流噪声特性,验证喷流噪声降噪方法,建立发动机喷流噪声数据库,在法国国家航天航空研究中心的CEPRA19声学风洞开展了缩比发动机喷嘴热喷流噪声试验测试工作。针对发动机热喷流模拟系统,设计加工了面积比（外涵喷嘴面积与内涵喷嘴面积之比）为5和7的两种喷嘴构型试验模型。通过减小高温区域单个零件长度尺寸和零件壁厚的方法,降低热膨胀对模型尺寸的影响。在声学风洞中完成了不同工况条件下两种面积比圆形喷嘴和锯齿形喷嘴的远场噪声特性测试。通过对远场测量噪声频谱进行分析,发现随着来流速度的增大喷流噪声会减小,采用锯齿形喷嘴设计在中低频喷流噪声水平降低,在高频噪声水平有所增加。     

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。     

复杂几何条件下伴随格林函数的数值求解

为简化气动噪声预测中复杂边界的网格处理,采用计算气动声学(CAA)方法与浸入式边界方法(IBM)相结合数值求解气动噪声预测所需的伴随格林函数.根据伴随格林函数的基本形式,文中设计了特定的圆柱声散射算例,并将数值结果与解析解对比,分析该方法的计算精度,验证了该方法在复杂几何边界条件下伴随格林函数求解中的适用性.最后应用该方法求解了考虑吊挂安装效应的锯齿型喷管喷流剪切层内的伴随格林函数.结果表明:由于喷流剪切层的散射效应,伴随格林函数在喷流内分布不均匀,最大值比最小值高出3倍以上,反映了喷流内不同区域声源对远场噪声贡献的差别,降噪设计可以重点考虑降低格林函数较大区域的声源强度以达到降低噪声的目的.      

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。     

稀薄过渡流区横向喷流干扰效应数值模拟研究

为了准确预测稀薄过渡流区横向喷流与稀薄大气的干扰流动特征,本文在建立直角与表面非结构网格混合结构的DSMC数值算法以及碰撞网格自适应算法基础上,提出基于MPI的静态随机负载平衡技术,构建了DSMC并行计算代码。计算的不同压力比条件下三维平板模型横向喷流与稀薄大气干扰的分离长度与低密度风洞试验有较好的一致性,验证了本文算法的可靠性。开展了细长钝双锥外形高超声速稀薄来流与超声速/高超声速横向喷流干扰效应的研究,计算分析了不同飞行高度、不同飞行速度、不同飞行攻角、不同喷流推力下复杂流场结构和对气动力特性的影响规律。考察了RCS喷管出口参数不同(均匀/非均匀)对喷口附近分离涡和分离长度的影响。     

超临界翼型尾缘噪声影响因素研究

使用大涡模拟(LES)和FW-H相结合的方法对超临界翼型尾缘噪声进行了研究。针对超临界翼型后缘的不同设计参数(后缘厚度、后缘角和几何形状)对尾缘噪声的影响,使用ANSYS FLUENT的LES湍流模型计算声源,采用FW-H积分方法求解远场噪声总声压级。首先完成二维非定常流圆柱绕流的流场及其噪声的验证计算,计算结果与实验值符合,证明了求解器设置和网格生成的合理性。然后基于此正确的求解器设置和网格生成,使用LES/FWH对比了典型超临界翼型的不同后缘设计参数对远场总声压级的影响,所得结论对低噪声超临界翼型优化设计有参考意义,同时为进一步的噪声控制优化设计提供了基础。     

基于混合RANS/LES方法与FW-H方程的气动声学计算研究

在气动噪声的数值计算过程中,非定常流动的求解精度对声学计算结果有着重要的影响.以机体噪声计算的标准算例双圆柱绕流气动噪声问题为研究对象,采用基于非线性k-ε湍流模型的限制数值尺度(LNS)方法对双圆柱绕流进行了数值模拟,将计算得到的气动特性和流动特征与相应的试验结果进行了对比分析.为了求解远场观测点处的气动噪声,在精确求解双圆柱绕流流动的基础上结合基于FW-H(Ffowcs Williams-Hawkings)方程的声类比方法进行数值计算,并通过圆柱体的展向相关性对计算结果进行了修正,将得到的最终结果与相应的声学试验结果进行了对比,两者吻合良好,表明该数值方法是准确、可靠的.     

低声爆超声速客机声爆预测及不确定度量化分析

声爆精确预测问题是制约超声速客机技术突破的关键瓶颈之一。由于大气来流条件不断发生波动存在不确定性，为得到更可靠的声爆近/远场信号，需考虑来流参数的不确定性对声爆预测结果的影响，并甄别其中影响声爆预测的关键性因素，为工程实际应用提供有价值的参考。本文基于CFD声爆近场信号模拟和增广Burgers方程的声爆远场信号预测方法，对第三届声爆预测研讨会（SBPW-3）的C608低声爆超声速飞行器开展了声爆信号特性分析。首先，采用约5 021万非结构混合网格半模计算了近场过压值，并研究了远场地面波形计算的时间和空间网格收敛性。接着，分析了基准状态下复杂近场流动特征及地面波形特征，通过与C608飞行器公开数据对比，验证了该方法和自研程序的准确度。此外，研究了不同物理模型和大气相对湿度对地面波形的影响。在此基础上，运用基于非嵌入式多项式混沌（NIPC）方法开展了对不同来流参数（来流马赫数、来流攻角和单位雷诺数）的不确定度量化分析和敏感性分析。结果表明，在给定的输入变量不确定度条件下，地面波形波峰与波谷处过压值变化明显。相比而言，来流单位雷诺数对地面波形过压值的影响显著低于来流马赫数和来流攻角的影响。     

超声速理想膨胀喷流噪声的大涡模拟

为探究亚格子模型和热效应对超声速喷流流场与声场的影响规律，采用LES/FW-H混合算法对超声速理想膨胀喷流开展了数值模拟参数研究。首先，通过对比数值模拟与实验数据详细验证了LES/FW-H混合算法的可靠性，并结合Tam相似谱理论确定了实验与数值模拟中声场出现偏差的原因在于实验中存在宽频激波噪声。之后，讨论了亚格子模型对流场平均量、湍流统计量和噪声特征的影响，数据对比表明动态Smagorinsky模型的模拟结果与隐式亚格子模型的结果一致，且均与已有实验和数值模拟结果相符；而采用常系数Smagorinsky模型将导致流场和声场结果出现明显偏差。最后，通过改变喷流出口总温研究了热效应对超声速理想膨胀喷流流场与声场的影响，研究发现喷流总温升高增大了无量纲的高频流向速度脉动，同时对远场高频噪声具有显著的增强效应。     

前缘下垂远场低频宽频噪声特性

为了研究前缘下垂远场噪声特性,在北京航空航天大学D5风洞内开展前缘下垂增升构型远场噪声特性试验研究,并利用计算流体力学的方法补充提供增升构型附近流场信息。增升构型模型为前缘下垂搭配后缘襟翼,为了消除襟翼噪声干扰,后缘襟翼收起。研究表明,前缘下垂增升构型远场噪声频谱以宽频噪声为主。随着来流速度的增加,宽频幅值逐渐增加。其中,低频（200~400 Hz）宽频噪声幅值经过马赫数5次方归一化后吻合良好。随着迎角的增加,中高频宽频幅值变化不大,但是,低频宽频噪声幅值变化明显,先降低再增加。通过分析在不同迎角下,有效迎风面积、压力面DSM Dyneema布变形以及两者共同对远场噪声幅值的影响,发现远场低频宽频噪声幅值变化规律与模型附近流场变化有关。