跨声速空腔声学特性数值模拟

发布时间：2022-01-26 01:23

　　利用三维非结构N-S求解器,对长深比为5:1、宽深比为1:1的开式矩形空腔气动噪声进行了数值分析。采用Cubic k-ε湍流模型求解空腔流场并进行人工重构,结合非线性声学求解器（NLAS）预测空腔近场噪声特性。通过对比空腔底部声压级和功率谱密度的实验值与计算值,以及实验值、计算值、公式计算值和高精度格式值的谐振频率,验证上述计算方法的合理性。为抑制空腔噪声、改善空腔流场环境,采取3种修形结构,对比4种工况下空腔声压级、总声压级、Q准则下的涡等值面及Lamb矢量模云图,结果表明,尾缘斜面最有利于降低噪声,大约可降低5 d B。 

【文章来源】：中国民航大学学报. 2020,38(05)

【文章页数】：7 页

【部分图文】：

DNS、LES、Hybird RANS/LES、NLAS所需近壁网格分辨率

验证算例采用文献[24]中的M219矩形开式空腔，其尺寸长：宽：深（L:W:D)=5:1:1，空腔深为0.101 6 m，在空腔底部设有10个压力传感器（K20～K29），如图2所示。计算域：进口到空腔前缘的距离是7.75 D，空腔尾缘到出口的距离是5.25 D，空腔开口到顶部边界的距离是17 D，两侧边到空腔的距离均为1 D，如图3所示,其中箭头为自由来流方向。图3 空腔流动计算域

其中：U∞和M∞分别为自由来流速度和马赫数；γ为压力波与空腔尾缘碰撞后产生的相位移，取0.29;L为空腔长度，α和κ分别为相位延迟量和对流涡与自由流流速比，κ取0.57。基于Rossiter公式，Larcheveque等[26]提出，诱导谐振与混合层涡在下游的移动速度和压力波在空腔上游声速相关。表1给出了K29处模态频率的实验值、Rossiter公式估算值、4阶高精度格式算值[27]和NLAS计算值。将NLAS方法计算所得的1～4阶模态频率与实验值对比，可知1阶、2阶、4阶模态频率略高于实验值且误差分别为2.6%、3.2%和2.7%,3阶模态频率与实验值吻合良好，误差仅为0.3%。然而，4阶高精度格式的1～3阶模态频率计算值均偏低和4阶模态频率偏高，误差分别为-13.2%、-10.3%、-8.6%和2.7%。可知，NLAS方法可以很好地预测空腔噪声的模态频率。

【参考文献】：
期刊论文
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[3]前缘直板扰流对高速空腔的降噪效果分析[J]. 周方奇,杨党国,王显圣,刘俊,施傲.  航空学报. 2018(04)
[4]耦合RANS/LES模型与LEE方程的气动噪声混合预测方法[J]. 余培汛,白俊强,杨海,潘凯.  西北工业大学学报. 2017(06)
[5]后壁倒角对开式空腔气动噪声抑制作用研究[J]. 吴继飞,徐来武,范召林,罗新福.  空气动力学学报. 2017(05)
[6]分离涡模拟和非线性声学方法求解腔体气动噪声对比分析[J]. 张群峰,闫盼盼,黎军.  兵工学报. 2016(06)



本文编号：3609530