基于LBM方法的翼型绕流气动噪声计算研究

发布时间：2020-09-25 21:50

　　机翼是民航客机的一个重要噪声源。在飞机飞行的过程中,气流绕过机翼在机翼后缘形成分离泡或者湍流,从而产生噪声。对机翼产生的气动噪声进行研究,具有重要的工程意义。与经典CAA方法相比,格子Boltzmann方法具有过程清晰、边界易于处理等优点,在计算气动声学方面有良好前景。本文采用黏性可压缩LBM方法对中等雷诺数和马赫数下翼型绕流湍流噪声进行了仿真计算研究。本文分析和推导了可压缩LBM模型,采用一种加入额外自由度的圆函数代替麦克斯韦函数,使得BGK类型的Boltzmann方程可以恢复宏观控制方程。根据LBM的思想,将速度离散成有限个方向;使用一阶欧拉向前格式,对时间进行离散;运用FVM方法对空间进行离散。在固体无滑移壁面处,采用非平衡外推的方式进行处理。对于无反射远场边界,通过在LBM控制方程中添加目标流动函数来达到抑制非物理扰动的目的。声场则是等流场达到稳定状态后,采用当前相对压强值与一定步数的相对压强平均值的差值计算获得。根据所提出的方法,首先对氋斯波进行了仿真计算,得到了声压分布云图和声压波形曲线,用以检验本文算法的有效性。此外,还比较了不同雷诺数和吸收系数对声压波形的影响。然后对圆柱绕流进行了模拟,得到了升/阻力系数曲线、声压分布云图和测试点声压波形曲线。最后对不同马赫数下的翼型绕流进行了数值计算,得到了声压分布云图、表面压力/摩擦力系数曲线和测试点声压波形曲线。高斯波的计算结果与解析解接近。雷诺数越高,对声压峰值影响越小;吸收系数越大吸收效果越好。圆柱绕流和翼型绕流的声场都可以正确计算出来,并且测试点的声压波动很稳定。
【学位单位】：南京航空航天大学
【学位级别】：硕士
【学位年份】：2019
【中图分类】：V211.41
【部分图文】：

主要噪声,飞机

航飞机在高空飞行时，其对人们生活产生的影响不是很明显，但当在低段时，居住在机场附近的居民就会明显感受到飞机带来的噪声干扰。噪影响人们的正常生活。气动噪声的问题（图 1.1）主要分为两个部分：机体噪声和发动机噪声。四个噪声源组成：1）风扇/压气机噪声源，2）燃烧噪声源，3）涡轮噪源。随着涡扇发动机技术的不断发展，原先在飞机噪声中占据主导地位降到了和机体噪声同一个量级[1]。飞机机体噪声主要是由于气流经过机流压力脉动以及复杂气流之间的相互作用所产生的，主要包括了起落架声和后缘襟翼噪声，另外还有一些寄生噪声。对于目前商用飞机，机身次要关系排列如下：起落架、缝翼及缝翼滑轨和扰流片[2]。可见机翼部经成为机体噪声源一个重要来源，因此，正确认识以及预测机翼部位噪理对降低飞机噪声有着重要意义。在空中飞行，气流绕过机翼从而产生升力，这种现象在流体力学中属于而计算流体力学的方法可以较为准确地描述翼型周围的流场情况，并且短，计算结果详细。本文采用仿真模拟的方法研究声场，是一种较好的

网格图,压强,等值线图,二维

南京航空航天大学硕士学位论文没有主要的差异。对于非线性波动方程，DRP和 OPC格式的有限体积方法在高梯度或不连续区域提供了更好的解决方法。对于超音速状态下的气动声学计算，需要使用既能够表示激波又不产生虚假数值振荡的格式。在亚音速情况下采用中心型格式与选择性滤波相结合的方法，会在存在不连续性的情况下产生振荡。Daru 和 Gloerfelt[9]提出了一类迎风限制格式，结合了高精度和非振荡特性。超音速方腔流动的计算结果表明，此类迎风限制格式可以捕获移动的间断并且没有虚假的数值振荡，同时保持高精度。如图 1.2 计算结果所示，在激波和旋涡的交互作用下，OSMP 格式的计算结果较为精准。所以，这类格式可以用来计算超音速气动声学问题。

平面波,管道波,二维,模拟曲线

流体力学问题中，边界处理方法都是需要特别注意的。不例如在流场周期性变化且无穷大的情况下，需要使用周期以使用对称边界以节省计算资源和时间；在需要考虑壁面壁面处理方式，等等。LBM 的边界处理方法大致可以分为格式等）、动力学格式（非平衡态反弹、反滑移边界格式[42]、Chen[43]格式等）以及其它复杂边界处理格式。采用不算结果的精度、计算效率、计算的稳定性产生很大影响。况，然后采用正确的边界处理方法。tzmann 方法在声学计算方面的相关研究方面，许多研究者已经对 LBM 做过了大量研究，而且取噪声问题方面所做的研究不多，还属于一个较新的课题。次[44]采用格子 BGK-Boltzmann模型来模拟密度相对于平均要模拟了两种不同情况下的线性声波：平面波在无黏流中道中的声传播。在这两种情况下，发现模拟的结果与分析了非线性声波问题，发现结果可以显示预期的特征。

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