自第一架噴氣式飛機問世以來,飛機的氣動噪聲污染問題引起了社會各界的廣泛關(guān)注。氣動噪聲的研究方法可分為理論分析,試驗研究和數(shù)值模擬三種。風洞實驗由于能夠直觀有效地測量空間中的噪聲分布,在機翼噪聲控制、空腔噪聲預測、起落架噪聲研究等方面應用廣泛。與此同時,由于聲學風洞流場結(jié)構(gòu)復雜,起步較晚,開口風洞中的聲傳播研究資料較少,實際問題中開口風洞的聲傳播特性尚不明確。論文基于“CFD+CAA”的混合計算氣動聲學方法,發(fā)展了一套適用于復雜背景流場的高精度噪聲傳播算法,對真實開口風洞的聲傳播特性進行了初步研究。噪聲傳播算法中采用能體現(xiàn)非均勻流場信息的線化歐拉方程作為聲傳播控制方程。離散算法采用高精度的迦遼金方法,邊界條件采用無反射邊界條件。論文首先模擬了單極子聲源在自由空間的聲傳播過程,通過對結(jié)果的分析,驗證了高精度噪聲傳播算法的可行性。然后對聲源在不同形態(tài)的剪切流場中的傳播過程進行模擬,研究了剪切層對聲傳播特性的影響。此后,論文對聲源在含物面的靜止開口風洞,理想均勻流場和真實風洞的聲傳播過程進行了數(shù)值仿真。結(jié)果表明噴口速度、剪切層和風洞洞壁均會對開口風洞的聲傳播方向產(chǎn)生影響。真實風洞的聲傳播過程與... 

【文章來源】：南京航空航天大學江蘇省 211工程院校

【文章頁數(shù)】：72 頁

【學位級別】：碩士

【部分圖文】：

開口風洞噪聲實驗示意圖

由于剪切層兩側(cè)的速度不同，聲波在穿過剪切層時，聲波的傳播方向發(fā)生偏折。如圖1.2 所示，開口風洞中沿0 方向傳播的聲波在穿過剪切層后，聲波到達 M 點而非 A 點；另一方面由于剪切層內(nèi)存在大量紊亂的渦結(jié)構(gòu)，聲波在穿過剪切層時，部分聲波將偏離原來的傳播方向分散傳播，出現(xiàn)散射現(xiàn)象。因此，相比于均勻介質(zhì)中聲傳播過程，聲波經(jīng)過剪切層到達特定接受點時，其聲源強度和傳播距離均會發(fā)生變化�？茖W家對聲波穿過開口風洞的剪切層影響進行了大量研究，并提出了許多聲波穿過剪切層后的聲折射修正方法，其方法主要可分為頻域法和時域法兩類。頻域方法利用風洞的麥克風陣列獲得頻域上的聲源信息，通過頻域剪切層方法對聲波的延遲時間和聲源位置進行修正，從而得到開口風洞穿過剪切層的實際聲源位置。常用的頻域修正方法有馬赫平均法、Amiet 修正方法、射線追蹤法三種。

圖 1.3 氣動聲學算法分類方法是通過數(shù)值方法直接求解全場的 Navier-Stokes 方程。常用方法有直接數(shù)ectNumericalSimulation,DNS）和大渦模擬（LargeEddySimulation,LES）等。為度信息，直接法需對全場網(wǎng)格進行加密，全場流場的計算量非常巨大。此外，場信息之間存在巨大的尺度差異。以超音速飛機噪聲為例，Tam 曾測量飛行速


本文編號：3335016