旋翼跨声速流动气动噪声的一种高效算法多孔陶瓷

旋翼跨声速流动气动噪声的一种高效算法

旋翼跨声速流动气动噪声的一种高效算法2015-05-17 22:33核心提示：第1绻第糊西北工业大学学报旋翼跨声速流动气动噪声的种高效算法宋文萍，韩忠华。杨爱明，乔志德西北工业大学翼型研究中心，第1绻第糊西北工业大学学报旋翼跨声速流动气动噪声的种高效算法宋文萍，韩忠华。杨爱明，乔志德西北工业大学翼型研究中心， 　第1绻第糊西北工业大学学报旋翼跨声速流动气动噪声的种高效算法宋文萍，韩忠华。杨爱明，乔志德西北工业大学翼型研究中心，陕西西安710072解非定常旋翼悬停流动的1枕方程的基础上，采用，吖公式计算了直升机悬停流动的远场，产。文中对1.，0面的选取声源点延迟时刻的催1定方法进行了研究，并提出了中由。，1山1. 　　方程解嘀定。他0，而上物理参数及其空间法向导，的高效维线性插值方法。对了直升机旋翼跨声速悬，流动的远场噪进于了定量计算，计算结果与实验值相比较，符合较好，验证了本文方法的正确性在直升机旋翼设计中，降低噪声己成为日益重要的设计目标，而如何准确地确定旋翼引起的气动噪声并分析影响噪声的因素，是进行旋货降噪设计翼悬停流动的气动噪声进行了定量计篆以口1邮定翼为例，计算了跨声速远场噪声，所得计算结果和实验结果相比，符合很好，明该方法简单准确，具有似好的1程应用前景用于噪声计算的瓦以，必方法的主要思想是将士场分解成近场和远场两部分在近场非线性1声源区1利用0方法直接求解非定常方程以求得近场噪声，而在远场线性区采用拴，曦，止，角蠼庹庋〉姆窍咝杂跋，如激波影响都町以反映到远场噪声中。并同，考虑了声波的衍射和聚集效应1.1非定常仙16方程解直升机悬停状态下的流动可看成是准定常流动，即在桨叶固连坐标系下，桨叶的压强分布等流场信息与方位角无关。 　　采用代数法。基广义无限捕位秣论生。成绕桨叶的1型，1格，沿桨叶径向站位的，格面呈近似圆柱型曲面1采用桨叶固连坐标系，将绝。对坐标系下的欧拉方程转换到旋转坐标系下以绝对物理量在相对坐标系的投影为参数的控制方程采用有限体积空间离散和步也啤过时间推进格式直接加以求解，并运用了当地时间步长和隐式残值光顺等技术加速收敛23！ 　　阳沔桨公停流动计算网格1.2利用幻，公式计算远场声压幻讼式是个积分达式，用于计算远场观测点的声压信号。声压的概念为6，收稿日期2000 0829基金项目航空科学基金98人53002和国冢重点实验室基金98圯51.3.1.；5103.iI间北1业大；学报强。以下文宇州；代铃友声选取个控制积分面5，即犯1.咿面它包含了旋翼桨叶，即所有非线性流动效应的噪声源此积分面将声压讣算分为内。外两个域进行，枳分面内的近场声场直接由非定常161.方程解得出，积分面上用到的参数由求解非定常欧拉方程得到，而在外部认为声波是线性传播的，即从积分面到远场音速，为常数。上某时刻，观测点处1的声可由公式确定为积分面处的马赫数方向为速度的方向，为积分面的法向单位矢量，〃为辐射半径由积分面士源点指观测点为声吒法向导数，5，为心压梯度，符号上面带小圆点的参数相应参数的时间导数，下标加为136，1如16即延迟时刻或发肘时刻夕1.21针对固定的而的1.公式为了在旋翼高桨尖马赫数情形下，原有的13，公式仍能使用，本文选择固定的，面，2所不呈圆柱形，其轴线与旋翼转轴重合。其1网格点在周有均匀的间隔，而在垂1方向按维拉伸函数分布向旋翼平面集中，旋翼作内定积分面内部转动针对固定的幻虹积分而的公式仍为2式，但达式中1和2人大化简，故1.1出0公式变为1.2.2气动数据准备进行悬停噪声计算需要准备的气动数据是由解欧拉方程得到的，为了进行空间维插值，需要准备绕单桨的全部网格顶点坐标。；17.；4，进而求出网格单元中心坐标，还要准备对应点上的声将积分面分为足够多的格块，块上的参数由中心点参数代替，则2式可化为行，但用到的厂5值却是延迟时刻1付3汉1 1如4的值。延迟时刻是至关重要的个概念，它某声源点在那时刻发出的声波信号刚好在，时刻到达观测点只要控制积分面每小块的厂5厂己知，便可以积分求和，估算出控制积分面以外压，和声压梯役5. 　　声压梯度的计算采用梯度定理1.23确定面上物理参，的高效插值法将圆柱形幻面沿周向进行均匀划分，沿垂直方向按维拉伸函数分布向旋翼平面集中，求出划分出的每面儿的中心点坐标，利用1维线性插值插出付面元的中心点的声压及声压梯度值，插值的擎本思路为先找出包含被插值点的六面体，六面体的8个顶点为上述求得的网格单元中心点，接着在利用这8个顶点处的流动参数值线性插值求出被插值点的流动参数。插值时注意两点1边界处理由于流场计算采用的是格心格面偷厕，篇撤滓1晶网，4的，魏处理方法为校仿流场计贷时的边界糸件的处理，利用周期性边界条件和割线边界条件在边界处补充些中心点十标及对垃的流动参数。如边界有=2，i=每个点都在全部网格中心点中搜索次，这将是廿常赀时的，可进这样的改进首先找出包含面第个被插攸点的六面体如积分面上的=7=1点开始并完成插值，接着插=；=2点，此时在上个六面体的周围寻找，而不必在全场寻找。值得注意的是，为了保证插值的连续性，循环方式也要改变先从，接着从1这样改进后插值效率大大提高，插值时间由原来的儿个小时减小到几十秒钟。1.2.4延迟时刻的计算对悬7流场。选，段定的。也面时。延迟时间为延迟，刻。为，观测时刻。=为辐射半径，其值为。，面上面元中心点坐标25延迟时刻下的被枳禹数值的确定为便于理解，另取个与旋翼起旋转的辅助积分面，其大小形状及面元划分均与固定积分面相同，=0时亥固定积分面与辅助积分面重合时刻式7的积分求和在固定积分面上进行，但被积函数如广，外，却用在延迟时刻的值，以上己求出的，=0时刻固定积分面和辅助积分面上每，声源面元的参数俏。要求叫定积分面某声源面元在如寸刻的被积函数值如心只⑴找到时刻该面元与辅助积分面重叠的面元，再进行插值即可。在观测点从，=研始到，=无水时刻中重复上述步骤，利用。此公式可计算出个周期所产生的噪声与时间的函数关系2算例与分析木文采两桨1旋资模型151进行噪广计其桨叶为形平面，无扭转，资型为NACA0012，展弦比为13.7旋翼半径i为1.045，弦长为7.62抓，总距角为0即无升力计算了桨尖马赫数分别为0.850.900195时的噪声。观测点位置为0，0，3.0浓，扮代面取在，IR=1.IOb阁4阁6分，给出了3个不同马赫数下观测点的声压信号与实验值比较，从中可看出计算值4实验值丛木符合。说明木文方法反映远场观测点声压信号随时间变化的规休。但计算值的负压峰值及相位与实验值有定的差别。其原因足欧拉方程忽略了粘忭影响。只计及了部分的极子噪声。 　　以及在积分和插值中存在的截断误差；随着桨尖马赫数的增加，声压峰值剧烈增加，这是由于流动的非局域性增强的缘故0.90时计算声压值与洲6，= 05时计算声。1；值与阁7给出了旋配旋转周观测点声压，随，间的变化规律。由冬中可看出。旋翼旋转训广压出现两个峰值。且声1在零附近呈周期性的波动。计算值定性规律与理论分析致。 　　在峰忸处有差别。+，=1.2时计算值最接近实验值；当及=1.6时，计算值偏离实验值最远这是由于非线性区的范围的影响，即当1.土！1咿面半径太小时，它没有包含所有的非线性区，计算不准确；当1面半径太大时，超出了非线性流动值精度不够，导致插值误差较大，计算出的声压信号误差便较大可幻油迅控制积分面的位置确定，必须既包含旋翼流场非线性作用范围，又应保证在控制积分面上声压等物理量具有足够的精度。采用本文的高效插值算法后，噪声计算所需的0，1殓与求解非定常6161方程所纶时间相比非常非常少，迮1如，600册上计算个悬停流动解根据网格密度不同需要3到而噪声计算只需2左右。 　　1；1.，灯面位置的不同对声压计算的影响3结论算了悬停流动的远场噪声，并发展了求解悬停流动噪声的计算程序。01直升机旋翼模型的算例4方法化噪声预测砬具有很好的应用前景。 　　为更加准确地模拟直升机旋翼流动，进而更加准确地预测气动噪声。采用非定常5方程解确定非线性区流动参数并与公式结合求解气动噪声是噪声计算的个发展趋势。 　　唐狄毅，李文兰，乔渭阳。飞机噪声基础。西安西北工业大学出版社，1995朱自强等。应用计算流体力学。北京北京航空航天大学出版社，1998王立群。直升机旋翼流场1方程计算与噪声预测博士论文。西安西北工业大学，1998 24行以上论文篇数新加坡两所大学8个月期间在工程索弓月刊上收录的论文成绩突出经由新加坡教育部的严格选拔，西北工业大学1999年和2000年分别有17名及24名新生被选送到国新加坡大学和南洋理工大学进行全额奖学金学习这两所大学在2000年10月至2001年5月这个月期间被工程索引月刊收录的论文成绩突出。在以下统计的23所国内外名校中，这两所学校被工程索引月刊收录在24行以上的论文篇数分别列第位和第位；在收录的最高行数上国立新加坡大学列第位，南洋理工大学的35行比列第位的麻省理工学院低7行，比清华大学的36行仅差1行下两分别列出2000年10月至2001年5月这个月期间23所国内外名校被工程索引月刊收录的24行以上论文篇数及收录最行数哈尔滨工业北京航空航天上海交通北京南洋理工西安交通新竹交通浙江香港中文清华华中理工香港香港理工东京工业中国科技新竹清华台湾香港科技成功西北工业麻省理工学院国立新加坡香港城市北京航空航天北京哈尔滨工业中国科技华中理工上海交通西安交通西北工业浙江香港中文新竹清华清华台湾香港理工香港科技新竹交通香港城市东京工业成功南洋理工国立新加坡麻省理工学院 http://news.chinawj.com.cn投稿：

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