縫翼氣動(dòng)噪聲很大程度地依賴于其結(jié)構(gòu)參數(shù)。分析其結(jié)構(gòu)參數(shù)對翼型流場及其氣動(dòng)噪聲特性的影響,是研究縫翼噪聲抑制方法的有效途徑。首先,基于典型三段翼型30P-30N,建立流場分析模型,并利用雷諾平均（RANS）和大渦模擬（LES）方法,分別對具有典型縫翼幾何位置及外形特征的翼型進(jìn)行穩(wěn)態(tài)和瞬態(tài)流場特性分析;其次,利用FW-H聲類比積分法求解遠(yuǎn)場噪聲分布特性,并研究對比不同縫翼結(jié)構(gòu)參數(shù)對遠(yuǎn)場聲壓級強(qiáng)度及其指向性分布特性的影響規(guī)律;最后,針對不同的縫翼結(jié)構(gòu)參數(shù),分析討論縫翼噪聲抑制與相應(yīng)翼型升力變化的耦合關(guān)系。結(jié)果表明:縫翼幾何位置和結(jié)構(gòu)變形參數(shù)的調(diào)整均可有效降低遠(yuǎn)場噪聲輻射,但是在攻角增大的情況下升力系數(shù)會有一定程度的降低。 

【文章來源】：航空工程進(jìn)展. 2019,10(03)

【文章頁數(shù)】：10 頁

【部分圖文】：

圖１翼型幾何構(gòu)型示例Ｆｉｇ．１Ｓｃｈｅｍａｏｆａｉｒｆｏｉｌｇｅｏｍｅｔｒｙ

“Ｃ型”結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，計(jì)算域?yàn)椋玻当断议L，為了驗(yàn)證網(wǎng)格質(zhì)量，本文采用一系列網(wǎng)格密度方式進(jìn)行設(shè)計(jì)，結(jié)果發(fā)現(xiàn)在網(wǎng)格精度達(dá)到一定精度后，增加網(wǎng)格密度與質(zhì)量對結(jié)果的改善非常有限，計(jì)算成本大大提高［２９］�？紤]到ＬＥＳ計(jì)算對網(wǎng)格的嚴(yán)格要求，最后選用網(wǎng)格總數(shù)約為３３萬，空腔處的網(wǎng)格數(shù)約為９．２萬，占總網(wǎng)格數(shù)的１／４以上。第一層網(wǎng)格高度為１×１０－５ｍ，對應(yīng)的Δｙ＋≤１，邊界層包含２５個(gè)節(jié)點(diǎn)。其網(wǎng)格分布如圖２所示。（ａ）增升裝置附近網(wǎng)格（ｂ）縫翼附近網(wǎng)格圖２近壁面網(wǎng)格Ｆｉｇ．２Ｇｒｉｄｓｎｅａｒａｉｒｆｏｉｌ２．２流場與遠(yuǎn)場噪聲的數(shù)值模擬基于工況α＝８°，Ｍａ＝０．１７，收緊狀態(tài)下弦長的雷諾數(shù)Ｒｅ＝１．７×１０６。具體數(shù)值模擬過程為：①采用基于ＳＳＴｋ－ω湍流模型求解ＲＡＮＳ方程，獲得穩(wěn)態(tài)流場，并計(jì)算升力系數(shù)；②然后基于穩(wěn)態(tài)流場結(jié)果，采用ＬＥＳ計(jì)算瞬態(tài)流場，為消除穩(wěn)態(tài)解的影響，選擇步長Δｔ＝２×１０－６ｓ迭代６０００步，然后再迭代１５０００步，獲得瞬態(tài)流場數(shù)據(jù)；③在求解遠(yuǎn)場噪聲特性方面，參考Ｌｏｃｋａｒｄ等［２６］文章，固壁積分面與可穿透積分面所得遠(yuǎn)場噪聲特性基本一致，同時(shí)，當(dāng)湍流流過可穿透積分面時(shí)，ＦＷ－Ｈ積分獲得的解已不可信［２７］，由于本文主要關(guān)心的噪聲頻帶范圍為０～１０ｋＨｚ，故本文選用縫翼固壁面為積分面，通過ＦＷ－Ｈ積分方程計(jì)算遠(yuǎn)場噪聲分布；④以收緊翼型前緣點(diǎn)為圓心

．１２°，Ｍａ＝０．２０進(jìn)行仿真，并與ＮＡＳＡ實(shí)驗(yàn)［２４］進(jìn)行對比，結(jié)果如圖３（ｂ）所示。仿真值與實(shí)驗(yàn)值基本吻合，充分驗(yàn)證仿真方法可行性。（ａ）Ｍａ＝０．１７仿真值與ＬＡＸＡ風(fēng)洞試驗(yàn)實(shí)驗(yàn)值對比（ｂ）Ｍａ＝０．２０仿真值與ＮＡＳＡ實(shí)驗(yàn)值對比圖３翼型表面壓力系數(shù)分布比較圖Ｆｉｇ．３Ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎｏｆｓｕｒｆａｃｅｐｒｅｓｓｕｒｅｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎ時(shí)均速度沿流線方向和垂直于流線方向的速度云圖如圖４和圖５所示，仿真結(jié)果與ＬａＲＣ實(shí)驗(yàn)值［２１］吻合較好。（ａ）仿真（ｂ）ＬａＲＣ實(shí)驗(yàn)圖４沿流線方向的速度云圖對比Ｆｉｇ．４Ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎｏｆｍｅａｎｓｔｒｅａｍｗｉｓｅｖｅｌｏｃｉｔｙ（ａ）仿真（ｂ）ＬａＲＣ實(shí)驗(yàn)圖５垂直于流線方向的速度云圖對比Ｆｉｇ．５Ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎｏｆｍｅａｎｖｅｒｔｉｃａｌｖｅｌｏｃｉｔｙ從圖４～圖５可以看出：縫翼尖端處沿流線方向速度較大，而垂直于流線方向速度最大位置在主翼的前緣位置附近�？p翼處氣流時(shí)均渦量與實(shí)驗(yàn)值［２３］對比如圖６所示，剪切層形狀與實(shí)驗(yàn)值基本一致，證明仿真較好地模擬出了縫翼空腔處渦的流動(dòng)特性。（ａ）仿真（ｂ）ＬａＲＣ實(shí)驗(yàn)圖６時(shí)均渦量對比圖Ｆｉｇ．６Ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎｏｆｔｉｍｅ－ａｖｅｒａｇｅｄｖｏｒｔｉｃｉｔｙ湍動(dòng)能（ＴＫＥ）仿真值與實(shí)驗(yàn)值［２３］對比如圖７所示，可以看出二者在分布趨勢上基本吻合，再附著位置與剪切層特征的趨勢基本一致。（ａ）仿真（ｂ

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本文編號：3088830