基于前缘射流的缝翼噪声控制研究

摘要

缝翼噪声为大型飞机机体噪声的主要成分,为了降低缝翼噪声,本文提出了一种基于前缘射流的缝翼噪声控制技术,利用数值方法计算验证了该方法的有效性,并分析了其噪声控制机理。采用FREQUENZ两段翼型,利用DDES混合方法分别进行了缝翼噪声的二维、三维数值模拟,获取声源分布,采用FW-H积分获得远场噪声特性。基准构型的二维模拟捕捉到了缝翼空腔流动的主要的动力学行为。考虑三维流动后,在剪切层发展的模拟上较二维结果改善显著,消除了忽略展向效应引起的二次分离流动,剪切层更加稳定。
　　三维模拟表明,在靠近缝翼cusp的吸力面上射流对气动力特性基本没有影响,同时有效地降低了缝翼的窄带和宽频噪声。主要的降噪机理为:(1)射流抬起了自由剪切层,自由剪切层的时均再附着点往缝翼尾缘移动,缓和了自由剪切层与缝翼尾缘的撞击作用;(2)射流构型较基准构型在更长的空间距离上保持了自由剪切层的连续状态;(3)射流后涡系回流现象加剧,通过gap区域逃逸的涡系总数减小。
　　在靠近缝翼cusp的压力面上射流对气动力特性基本没有影响,同时,射流不同程度地降低了四个窄带噪声的幅值,引入了两个新的窄带噪声;射流构型的自由剪切层脱离cusp后立即转变为离散涡的形态,且这些涡系发展到缝翼尾缘后,强度和尺寸较基准构型下降显著;射流与高速逃逸流之间夹杂着一低速回流区,该处的不稳定流为主要的噪声源。

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第一章 绪论

1.1 缝翼噪声的研究背景和意义

1.2 缝翼噪声简介

1.3 缝翼噪声控制技术

1.4 本文研究内容

第二章 气动声学简介

2.1 气动声学理论的产生与发展

2.2 气动声源模拟的CFD技术

2.3 本章小结

第三章 缝翼噪声主动控制技术二维模拟

3.1 垂直于来流射流

3.2 平行于来流射流

3.3 本章小结

第四章 缝翼噪声主动控制技术三维模拟

4.1 数值计算方法

4.2 计算方法的验证

4.3 计算结果与讨论

4.4 本章小结

第五章 总结与展望

5.1 论文总结

5.2 展望

参考文献

致谢

攻读硕士学位期间已发表或录用的论文