隨著人們對于噪聲污染的關(guān)注越來越多,對于旋轉(zhuǎn)機(jī)械、航空器的氣動噪聲降噪也越來越引起關(guān)注。近年來使用多孔介質(zhì)對翼型進(jìn)行降噪的研究越來越多,實驗也表明多孔介質(zhì)對降噪有較好的效果,但是其降噪機(jī)理還需要進(jìn)一步研究。翼型氣動噪聲直接數(shù)值計算方法對理解并降低中等雷諾數(shù)航空飛行器機(jī)體氣動噪聲非常關(guān)鍵,然而通過求解可壓縮Navier-Stokes(N-S)方程同時獲得流場和氣動噪聲的直接計算方法在低馬赫數(shù)條件下存在一定的限制。Lattice Boltzmann Method(LBM)與Large Eddy Simulation(LES)結(jié)合的LBM-LES方法能以較高并行效率模擬高雷諾數(shù)的流動和氣動噪聲。通過使用LBM-LES方法對SD-7003翼型在雷諾數(shù)8.0e5和馬赫數(shù)0.147條件下氣動噪聲進(jìn)行了數(shù)值計算,LBM方法采用多松弛時間近似,格子離散速度模型為D2Q9模型;LES方法則采用動態(tài)Smagorinsky亞格子模型。計算得到的實體翼型和全多孔翼型的氣動噪聲及流場的數(shù)值結(jié)果和實驗吻合較好。說明LBM-LES方法用于氣動噪聲的直接數(shù)值計算有較好的數(shù)值準(zhǔn)確性。通過在翼型后緣使用4種不同流阻的多孔介質(zhì)材料,根據(jù)多孔介質(zhì)材料對噪聲及流場的影響,探究多孔翼型降噪原理,并分析不同多孔介質(zhì)材料對氣動噪聲及其不同頻段的降噪的效果,以降低中低雷諾數(shù)下翼型或機(jī)翼的氣動噪聲。結(jié)果表明多孔介質(zhì)材料的使用,使得氣流可以從壓力面及吸力面流入流出,減少了翼型表面的壓力脈動、減少了聲源個數(shù),翼型整體聲壓級(Over All SPL,OSPL)因而有所下降,同時也得到了高流阻多孔介質(zhì)對中頻降噪效果較好而低流阻多孔介質(zhì)對高頻噪聲降噪效果較好的結(jié)論。
【學(xué)位單位】：南昌航空大學(xué)
【學(xué)位級別】：碩士
【學(xué)位年份】：2018
【中圖分類】：V211.41
【部分圖文】：

2圖 1-1 直升機(jī)氣動噪聲組成及其聲壓級機(jī)上的這種噪聲因為直升機(jī)在飛行過程中不斷地變槳距，不斷排開氣使得旋翼表面的氣流更加復(fù)雜。其中一部分噪聲產(chǎn)生原因也是由湍流以及后緣渦脫落造成[3]。看出，風(fēng)扇、渦輪、直升機(jī)的旋翼以及機(jī)翼的控制面、增升裝置等，翼型或者翼型的一部分。若對這些部件進(jìn)一步降噪，都需要以翼型降噪

流度非常小的湍流，流經(jīng)翼型表面后在翼型后緣附近發(fā)展成為流，或在翼型后端形成脫落渦，并與翼型相互作用產(chǎn)生噪聲。型自噪聲而言，產(chǎn)生噪聲的主要原因有五個，除一個考慮了三如下：流邊界層與后緣的相互作用而產(chǎn)生的噪聲以寬頻帶噪聲為主。聲中占較大比例如圖 1-2 所示；流由于翼型處在較大攻角時，氣流在翼型后緣的分離，這種噪，其占的比例最大，如圖 1-3 所示；流邊界層與后緣的相互作用，主要后緣的渦脫落為主，它以純，如圖 1-4 所示；頭后緣所產(chǎn)生的渦脫落，與層流邊界層的渦脫落類似，也是以主，如圖 1-5 所示。

圖 1-3 邊界層在后緣分離圖 1-4 層流邊界層在后緣的渦脫落圖 1-5 鈍頭后緣所產(chǎn)生的渦的脫落噪聲的原理可以看出，噪聲的產(chǎn)生主要是與翼型后緣的般也被稱之為翼型后緣噪聲。因此找到有效的方法對翼
【參考文獻(xiàn)】

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本文編號：2891703