缝翼结构参数对翼型流场和气动噪声的影响
发布时间：2021-03-18 19:43
缝翼气动噪声很大程度地依赖于其结构参数。分析其结构参数对翼型流场及其气动噪声特性的影响,是研究缝翼噪声抑制方法的有效途径。首先,基于典型三段翼型30P-30N,建立流场分析模型,并利用雷诺平均（RANS）和大涡模拟（LES）方法,分别对具有典型缝翼几何位置及外形特征的翼型进行稳态和瞬态流场特性分析;其次,利用FW-H声类比积分法求解远场噪声分布特性,并研究对比不同缝翼结构参数对远场声压级强度及其指向性分布特性的影响规律;最后,针对不同的缝翼结构参数,分析讨论缝翼噪声抑制与相应翼型升力变化的耦合关系。结果表明:缝翼几何位置和结构变形参数的调整均可有效降低远场噪声辐射,但是在攻角增大的情况下升力系数会有一定程度的降低。
【文章来源】：航空工程进展. 2019,10(03)
【文章页数】：10 页
【部分图文】：
图１翼型几何构型示例Ｆｉｇ．１Ｓｃｈｅｍａｏｆａｉｒｆｏｉｌｇｅｏｍｅｔｒｙ
“Ｃ型”结构网格，计算域为２５倍弦长，为了验证网格质量，本文采用一系列网格密度方式进行设计，结果发现在网格精度达到一定精度后，增加网格密度与质量对结果的改善非常有限，计算成本大大提高［２９］。考虑到ＬＥＳ计算对网格的严格要求，最后选用网格总数约为３３万，空腔处的网格数约为９．２万，占总网格数的１／４以上。第一层网格高度为１×１０－５ｍ，对应的Δｙ＋≤１，边界层包含２５个节点。其网格分布如图２所示。（ａ）增升装置附近网格（ｂ）缝翼附近网格图２近壁面网格Ｆｉｇ．２Ｇｒｉｄｓｎｅａｒａｉｒｆｏｉｌ２．２流场与远场噪声的数值模拟基于工况α＝８°，Ｍａ＝０．１７，收紧状态下弦长的雷诺数Ｒｅ＝１．７×１０６。具体数值模拟过程为：①采用基于ＳＳＴｋ－ω湍流模型求解ＲＡＮＳ方程，获得稳态流场，并计算升力系数；②然后基于稳态流场结果，采用ＬＥＳ计算瞬态流场，为消除稳态解的影响，选择步长Δｔ＝２×１０－６ｓ迭代６０００步，然后再迭代１５０００步，获得瞬态流场数据；③在求解远场噪声特性方面，参考Ｌｏｃｋａｒｄ等［２６］文章，固壁积分面与可穿透积分面所得远场噪声特性基本一致，同时，当湍流流过可穿透积分面时，ＦＷ－Ｈ积分获得的解已不可信［２７］，由于本文主要关心的噪声频带范围为０～１０ｋＨｚ，故本文选用缝翼固壁面为积分面，通过ＦＷ－Ｈ积分方程计算远场噪声分布；④以收紧翼型前缘点为圆心
．１２°，Ｍａ＝０．２０进行仿真，并与ＮＡＳＡ实验［２４］进行对比，结果如图３（ｂ）所示。仿真值与实验值基本吻合，充分验证仿真方法可行性。（ａ）Ｍａ＝０．１７仿真值与ＬＡＸＡ风洞试验实验值对比（ｂ）Ｍａ＝０．２０仿真值与ＮＡＳＡ实验值对比图３翼型表面压力系数分布比较图Ｆｉｇ．３Ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎｏｆｓｕｒｆａｃｅｐｒｅｓｓｕｒｅｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎ时均速度沿流线方向和垂直于流线方向的速度云图如图４和图５所示，仿真结果与ＬａＲＣ实验值［２１］吻合较好。（ａ）仿真（ｂ）ＬａＲＣ实验图４沿流线方向的速度云图对比Ｆｉｇ．４Ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎｏｆｍｅａｎｓｔｒｅａｍｗｉｓｅｖｅｌｏｃｉｔｙ（ａ）仿真（ｂ）ＬａＲＣ实验图５垂直于流线方向的速度云图对比Ｆｉｇ．５Ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎｏｆｍｅａｎｖｅｒｔｉｃａｌｖｅｌｏｃｉｔｙ从图４～图５可以看出：缝翼尖端处沿流线方向速度较大，而垂直于流线方向速度最大位置在主翼的前缘位置附近。缝翼处气流时均涡量与实验值［２３］对比如图６所示，剪切层形状与实验值基本一致，证明仿真较好地模拟出了缝翼空腔处涡的流动特性。（ａ）仿真（ｂ）ＬａＲＣ实验图６时均涡量对比图Ｆｉｇ．６Ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎｏｆｔｉｍｅ－ａｖｅｒａｇｅｄｖｏｒｔｉｃｉｔｙ湍动能（ＴＫＥ）仿真值与实验值［２３］对比如图７所示，可以看出二者在分布趋势上基本吻合，再附着位置与剪切层特征的趋势基本一致。（ａ）仿真（ｂ
【参考文献】：
期刊论文
[1]An artificial neural network approach for aerodynamic performance retention in airframe noise reduction design of a 3D swept wing model[J]. Tao Jun,Sun Gang. Chinese Journal of Aeronautics. 2016(05)
[2]基于人工神经网络的缝翼凹槽填充降噪设计[J]. 陶俊,孙刚,徐康乐. 空气动力学学报. 2015(04)
[3]基于前缘平行射流的缝翼噪声控制研究[J]. 黄华,李伟鹏,王福新. 空气动力学学报. 2014(06)
[4]多段翼型前缘缝翼吹气流动与噪声控制数值研究[J]. 刘沛清,崔燕香,屈秋林,郭保东. 民用飞机设计与研究. 2012(02)
[5]二维增升装置前缘缝翼的远场噪声分析[J]. 刘志仁,王福新,宋文滨,李亚林. 空气动力学学报. 2012(03)
[6]航空发动机尾喷流微喷降噪技术研究进展[J]. 徐悦. 航空科学技术. 2011(02)
[7]大型客机气动噪声预测[J]. 张卫民,郝璇,陈大斌,周家检. 航空制造技术. 2010(14)
[8]飞机机体气动噪声计算方法综述[J]. 宋文萍,余雷,韩忠华. 航空工程进展. 2010(02)
[9]二维传声器阵列测量技术及其对飞机进场着陆过程噪声的实验研究[J]. 乔渭阳,Ulf Michel. 声学学报. 2001(02)
硕士论文
[1]二维多段翼型缝翼缝道参数对远场噪声的影响分析[D]. 刘志仁.上海交通大学 2011
本文编号：3088830
【文章来源】：航空工程进展. 2019,10(03)
【文章页数】：10 页
【部分图文】：
图１翼型几何构型示例Ｆｉｇ．１Ｓｃｈｅｍａｏｆａｉｒｆｏｉｌｇｅｏｍｅｔｒｙ
“Ｃ型”结构网格，计算域为２５倍弦长，为了验证网格质量，本文采用一系列网格密度方式进行设计，结果发现在网格精度达到一定精度后，增加网格密度与质量对结果的改善非常有限，计算成本大大提高［２９］。考虑到ＬＥＳ计算对网格的严格要求，最后选用网格总数约为３３万，空腔处的网格数约为９．２万，占总网格数的１／４以上。第一层网格高度为１×１０－５ｍ，对应的Δｙ＋≤１，边界层包含２５个节点。其网格分布如图２所示。（ａ）增升装置附近网格（ｂ）缝翼附近网格图２近壁面网格Ｆｉｇ．２Ｇｒｉｄｓｎｅａｒａｉｒｆｏｉｌ２．２流场与远场噪声的数值模拟基于工况α＝８°，Ｍａ＝０．１７，收紧状态下弦长的雷诺数Ｒｅ＝１．７×１０６。具体数值模拟过程为：①采用基于ＳＳＴｋ－ω湍流模型求解ＲＡＮＳ方程，获得稳态流场，并计算升力系数；②然后基于稳态流场结果，采用ＬＥＳ计算瞬态流场，为消除稳态解的影响，选择步长Δｔ＝２×１０－６ｓ迭代６０００步，然后再迭代１５０００步，获得瞬态流场数据；③在求解远场噪声特性方面，参考Ｌｏｃｋａｒｄ等［２６］文章，固壁积分面与可穿透积分面所得远场噪声特性基本一致，同时，当湍流流过可穿透积分面时，ＦＷ－Ｈ积分获得的解已不可信［２７］，由于本文主要关心的噪声频带范围为０～１０ｋＨｚ，故本文选用缝翼固壁面为积分面，通过ＦＷ－Ｈ积分方程计算远场噪声分布；④以收紧翼型前缘点为圆心
．１２°，Ｍａ＝０．２０进行仿真，并与ＮＡＳＡ实验［２４］进行对比，结果如图３（ｂ）所示。仿真值与实验值基本吻合，充分验证仿真方法可行性。（ａ）Ｍａ＝０．１７仿真值与ＬＡＸＡ风洞试验实验值对比（ｂ）Ｍａ＝０．２０仿真值与ＮＡＳＡ实验值对比图３翼型表面压力系数分布比较图Ｆｉｇ．３Ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎｏｆｓｕｒｆａｃｅｐｒｅｓｓｕｒｅｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎ时均速度沿流线方向和垂直于流线方向的速度云图如图４和图５所示，仿真结果与ＬａＲＣ实验值［２１］吻合较好。（ａ）仿真（ｂ）ＬａＲＣ实验图４沿流线方向的速度云图对比Ｆｉｇ．４Ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎｏｆｍｅａｎｓｔｒｅａｍｗｉｓｅｖｅｌｏｃｉｔｙ（ａ）仿真（ｂ）ＬａＲＣ实验图５垂直于流线方向的速度云图对比Ｆｉｇ．５Ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎｏｆｍｅａｎｖｅｒｔｉｃａｌｖｅｌｏｃｉｔｙ从图４～图５可以看出：缝翼尖端处沿流线方向速度较大，而垂直于流线方向速度最大位置在主翼的前缘位置附近。缝翼处气流时均涡量与实验值［２３］对比如图６所示，剪切层形状与实验值基本一致，证明仿真较好地模拟出了缝翼空腔处涡的流动特性。（ａ）仿真（ｂ）ＬａＲＣ实验图６时均涡量对比图Ｆｉｇ．６Ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎｏｆｔｉｍｅ－ａｖｅｒａｇｅｄｖｏｒｔｉｃｉｔｙ湍动能（ＴＫＥ）仿真值与实验值［２３］对比如图７所示，可以看出二者在分布趋势上基本吻合，再附着位置与剪切层特征的趋势基本一致。（ａ）仿真（ｂ
【参考文献】：
期刊论文
[1]An artificial neural network approach for aerodynamic performance retention in airframe noise reduction design of a 3D swept wing model[J]. Tao Jun,Sun Gang. Chinese Journal of Aeronautics. 2016(05)
[2]基于人工神经网络的缝翼凹槽填充降噪设计[J]. 陶俊,孙刚,徐康乐. 空气动力学学报. 2015(04)
[3]基于前缘平行射流的缝翼噪声控制研究[J]. 黄华,李伟鹏,王福新. 空气动力学学报. 2014(06)
[4]多段翼型前缘缝翼吹气流动与噪声控制数值研究[J]. 刘沛清,崔燕香,屈秋林,郭保东. 民用飞机设计与研究. 2012(02)
[5]二维增升装置前缘缝翼的远场噪声分析[J]. 刘志仁,王福新,宋文滨,李亚林. 空气动力学学报. 2012(03)
[6]航空发动机尾喷流微喷降噪技术研究进展[J]. 徐悦. 航空科学技术. 2011(02)
[7]大型客机气动噪声预测[J]. 张卫民,郝璇,陈大斌,周家检. 航空制造技术. 2010(14)
[8]飞机机体气动噪声计算方法综述[J]. 宋文萍,余雷,韩忠华. 航空工程进展. 2010(02)
[9]二维传声器阵列测量技术及其对飞机进场着陆过程噪声的实验研究[J]. 乔渭阳,Ulf Michel. 声学学报. 2001(02)
硕士论文
[1]二维多段翼型缝翼缝道参数对远场噪声的影响分析[D]. 刘志仁.上海交通大学 2011
本文编号：3088830
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