T-S波与边界层尾缘相互作用的数值研究

摘要

流体中脉动产生噪声的机理是气动声学研究飞行器噪声的关键问题之一.现代喷气式飞机在起飞和着陆时将发出强大的噪声.其主要噪声源之一,是在机翼的尾缘、喷流发动机的出口处,流体流过尾缘时产生的强烈脉动.边界层中的扰动在尾缘处可能产生较强的散射;上游中的扰动会导致尾迹流中的不稳定波产生;边界层中的扰动与尾迹流产生的不稳定波相互作用,这些都是可能的噪声源.目前这类流动产生噪声的机理人们还不太清楚.该文用直接数值模拟的方法,研究了二维亚音速的情况下,上下来流相同的流体流过一无限薄平板时,平板单边的T-S波和尾缘及尾迹流相互作用产生声场的可能性.在计算定常的基本流时,为消除机器误差,在尾缘以后对应中心线上采用了限制条件:若|v|≤10<'-12>,则将v赋成0.我们分别对四种情况进行数值研究,得出如下结论:(1)平板尾缘以后对应中心线上全部加限制条件.当T-S波传过尾缘以后,尾缘对其基本上没有影响;T-S波的频率和波长都没变,也没有声波产生.(2)在平板尾缘以后对应中心线上某点以后用限制条件.由于流动中的扰动在流场中加条件的位置上被限制,这相当于在该点加了一个强的扰动.这个扰动将产生类似点源产生的声场,声场的波动特征与加在入口处的T-S波没有直接的关系,而与尾迹流中的不稳定波有关系.(3)不加限制条件,初始时在平板上侧加入T-S波,然后在计算域的入口处加相应的T-S波.这时,流动中初始阶段出现了类似由点源产生的声场,但是该声场不能持续维持.其原因是由于初始时刻T-S波在尾缘处突然间断.(4)不加限制条件,只在计算域的入口处加T-S波.尾迹流中的Lighthill应力张量能在远场产生声场.不过这时声源不再是一个点,而是一个区域;该声场的波动特征也主要依赖于定常尾迹流的速度分布产生的不稳定扰动.

目录

文摘

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第一章绪论

1.1本文的目的和意义

1.2气动声学的理论研究

1.2.1 Li ghthill的气动声学理论

1.2.2 Ki rchhoff积分方法

1.3有关的流动稳定性问题

1.4三层结构理论的研究结果

1.5本文的主要工作

第二章控制方程及数值计算方法

1.1计算域及控制方程

1.1.3二维守恒型N-S方程

2.1.2方程的无量纲化

2.1.3计算方法

2.2边界条件

第三章T-S波与边界层尾缘相互作用的直接数值模拟

2.1基本参数和计算域的确定

3.2基本流的计算

3.3特征值、特征函数与小扰动的演化

第四章加T-S波后的结果分析与讨论

第五章结论

参考文献

发表论文和科研情况说明

致谢