隨著人們對于噪聲污染的關(guān)注越來越多,對于旋轉(zhuǎn)機械、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,但是其降噪機理還需要進一步研究。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 直升機氣動噪聲組成及其聲壓級機上的這種噪聲因為直升機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]�？闯�，風(fēng)扇、渦輪、直升機的旋翼以及機翼的控制面、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】

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本文編號：2891703