盧清華，陳 寶

（中國(guó)航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院，黑龍江哈爾濱 150001）

基于LES方法的增升裝置氣動(dòng)噪聲特性分析

盧清華1，＊，陳 寶2

（中國(guó)航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院，黑龍江哈爾濱 150001）

在氣動(dòng)噪聲數(shù)值計(jì)算中，流場(chǎng)的求解精度對(duì)渦流擾動(dòng)的細(xì)節(jié)計(jì)算以及聲學(xué)的求解結(jié)果有著重要的影響。本文應(yīng)用LES方法對(duì)增升裝置的流場(chǎng)進(jìn)行數(shù)值模擬，采用可穿透積分面的Ffcows Wil1iams－Hawkings（FW－H）積分方法進(jìn)行遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲計(jì)算。采用圓柱繞流算例對(duì)本文的數(shù)值計(jì)算方法進(jìn)行了驗(yàn)證，驗(yàn)證結(jié)果表明：本文所使用的LES方法能準(zhǔn)確地捕捉到渦脫落、流動(dòng)分離等非定常流動(dòng)現(xiàn)象，可為遠(yuǎn)場(chǎng)氣動(dòng)噪聲的計(jì)算提供精確的近場(chǎng)流動(dòng)的數(shù)值解；基于FW－H的聲類比方法能夠精確高效求解遠(yuǎn)場(chǎng)氣動(dòng)噪聲。在此基礎(chǔ)上，對(duì)增升裝置噪聲產(chǎn)生的流動(dòng)特性、遠(yuǎn)場(chǎng)特性、風(fēng)速影響等進(jìn)行了數(shù)值模擬研究。結(jié)果表明：縫翼產(chǎn)生氣動(dòng)噪聲的主要原因是，流動(dòng)在縫翼和主翼之間的凹槽形成的不穩(wěn)定波以及縫翼鈍后緣的小脫落渦；襟翼產(chǎn)生氣動(dòng)噪聲的主要原因是，襟翼附近由于流動(dòng)分離產(chǎn)生的高頻的小尺度不穩(wěn)定渦和低頻的大尺度渦。

LES；FW－H；增升裝置；脫落渦；氣動(dòng)噪聲

0 引 言

隨著社會(huì)的發(fā)展和工業(yè)技術(shù)的進(jìn)步，國(guó)際社會(huì)對(duì)民用航空業(yè)的環(huán)保要求越來(lái)越苛刻，如何進(jìn)一步降低飛機(jī)的噪聲是民用航空業(yè)目前面臨的一個(gè)重要問(wèn)題。飛機(jī)的噪聲主要包括發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲和機(jī)體噪聲兩大類，在航空業(yè)發(fā)展的初期發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲強(qiáng)度遠(yuǎn)高于機(jī)體噪聲，但經(jīng)過(guò)幾十年的發(fā)展，發(fā)動(dòng)機(jī)的噴流等噪聲已經(jīng)得到了顯著的降低，這使得飛機(jī)的機(jī)體噪聲達(dá)到和發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲同等的水平，航空界也越來(lái)越重視機(jī)體噪聲的研究與降噪。其中，增升裝置是飛機(jī)降落時(shí)主要的中低頻率噪聲源，研究增升裝置的噪聲機(jī)理、噪聲影響因素以及降噪措施等對(duì)降低機(jī)體具有重要意義［1-3］。目前，國(guó)外一些學(xué)者已經(jīng)通過(guò)風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)和數(shù)值計(jì)算等手段對(duì)增升裝置噪聲的機(jī)理、特性進(jìn)行了研究，階段性研究結(jié)果顯示增升裝置噪聲與增升裝置較復(fù)雜的幾何結(jié)構(gòu)、復(fù)雜湍流流動(dòng)和聲傳播現(xiàn)象有關(guān)［4-7］。

關(guān)于增升裝置等機(jī)體噪聲數(shù)值模擬工作，呂宏強(qiáng)［8］在高階間斷有限元方面進(jìn)行了研究，并用該方法進(jìn)行了NACA0012、多段翼型和空腔流動(dòng)氣動(dòng)噪聲分析;郭躍平［9］建立了襟翼側(cè)緣噪聲計(jì)算模型，并對(duì)其進(jìn)行了CAA計(jì)算分析;RajaniSatti等［10］采用基于格子-玻爾茲曼方程的非定常流場(chǎng)(LBM-VLES)計(jì)算方法，提取出了高升力裝置的壓力脈動(dòng)信息，獲得了近場(chǎng)聲場(chǎng)結(jié)果;RakhshanilB等［11］采用專用模型分析方法計(jì)算增升裝置氣動(dòng)噪聲;EwertR等［12］提出源于RPM(RandomParticleMesh，RPM)的CAA方法可能是適合縫翼噪聲傳播計(jì)算的方法;NicolasMolin等［13］采用RANS/LES結(jié)合FW-H方程來(lái)計(jì)算縫翼產(chǎn)生的氣動(dòng)噪聲。

目前最為實(shí)用的氣動(dòng)噪聲計(jì)算方法是“CFD+聲類比”方法，該方法的基本思想是:首先，基于計(jì)算流體力學(xué)方法計(jì)算獲得運(yùn)動(dòng)物面的非定常壓力分布［14-16］，甚至是湍流邊界層內(nèi)的非定常流場(chǎng)，然后基于求解FW-H方程獲得遠(yuǎn)近聲場(chǎng)分布［17］。該方法是目前以及未來(lái)一段時(shí)間內(nèi)最實(shí)用和最理想的噪聲預(yù)測(cè)方法。

由于聲學(xué)計(jì)算結(jié)果的精度很大程度上取決于流場(chǎng)計(jì)算的精度，選擇合適的流場(chǎng)計(jì)算方法十分重要。目前氣動(dòng)聲學(xué)常用的流場(chǎng)計(jì)算方法有非定常雷諾平均模擬(URANS)、分離渦模擬(DES)、大渦模擬(LES)和直接數(shù)值模擬(DNS)。URANS方法提供的流動(dòng)細(xì)節(jié)和計(jì)算精度的級(jí)別最低，雖可捕捉大尺度流體運(yùn)動(dòng)及其產(chǎn)生的噪聲，但不能得到寬帶聲源信息。DES方法對(duì)離物體表面稍遠(yuǎn)的分離渦的模擬有著較高的精度，性價(jià)比較高，是目前聲學(xué)數(shù)值計(jì)算最常用的方法，但對(duì)于離物面較近的影響聲源產(chǎn)生的流動(dòng)結(jié)構(gòu)模擬有一定的局限性。DNS方法要求計(jì)算網(wǎng)格的尺度和最小旋渦的尺度相當(dāng)，網(wǎng)格規(guī)模、消耗的計(jì)算資源巨大。LES通過(guò)顯示表達(dá)大尺度的湍流脈動(dòng)，而小尺度的湍流脈動(dòng)則用模型化的方法來(lái)表達(dá)，較好解決了DNS網(wǎng)格量過(guò)于龐大的問(wèn)題。

本文通過(guò)圓柱繞流算例，與文獻(xiàn)中的試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比，驗(yàn)證了本文氣動(dòng)聲學(xué)數(shù)值計(jì)算方法的可靠性與準(zhǔn)確性。采用LES方法對(duì)增升裝置的非定常流場(chǎng)進(jìn)行數(shù)值模擬，采用可穿透積分面的 Ffcows Wil1iams-Hawkings積分方法進(jìn)行遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲計(jì)算，對(duì)增升裝置噪聲產(chǎn)生的流動(dòng)特性、遠(yuǎn)場(chǎng)特性、風(fēng)速影響等進(jìn)行了數(shù)值模擬研究。

1 控制方程與數(shù)值方法

1.1 LES方法

LES方法的中心思想是將比網(wǎng)格尺度大的湍流運(yùn)動(dòng)通過(guò)瞬時(shí)的NS方程直接計(jì)算出來(lái)，而小尺度渦對(duì)大尺度渦運(yùn)動(dòng)的影響則通過(guò)一定的模型在針對(duì)大尺度渦的瞬時(shí)NS方程中體現(xiàn)出來(lái)。

在LES方法中，每個(gè)變量被分為兩部分，對(duì)瞬時(shí)變量φ，有

用上面的濾波函數(shù)D(x，x')處理瞬時(shí)狀態(tài)的NS方程，可得到:

式中帶有上劃線的量為濾波后的流場(chǎng)變量，其中，τij為亞格子尺度應(yīng)力，簡(jiǎn)稱SGS應(yīng)力，它體現(xiàn)了小尺度渦運(yùn)動(dòng)對(duì)所求解NS方程的影響。

根據(jù)Smagorinsky的基本SGS模型［18］，假定SGS應(yīng)力具有下面的形式:

式中，Δx代表沿x軸方向的網(wǎng)格尺寸，CS是Smagorinsky常數(shù)。

1.2 基于FW-H方程的聲類比方法

聲類比混合計(jì)算方法的特點(diǎn)在于流場(chǎng)和聲場(chǎng)計(jì)算是分離的，其基本思想是基于流場(chǎng)到聲場(chǎng)的單向耦合，即非定常流動(dòng)產(chǎn)生聲波并改變其傳播，但聲波對(duì)流場(chǎng)卻沒(méi)有顯著的影響。預(yù)測(cè)氣動(dòng)噪聲的FW-H聲類比方法是指在獲得近場(chǎng)流動(dòng)解的基礎(chǔ)上，將近場(chǎng)流動(dòng)解作為聲源信號(hào)，運(yùn)用FW-H公式積分求得遠(yuǎn)場(chǎng)觀測(cè)點(diǎn)處的氣動(dòng)噪聲。

FW-H方程可以寫(xiě)成如下形式［19-20］:

其中，vn、un為控制面的法向運(yùn)動(dòng)速度和流體的法向運(yùn)動(dòng)速度，H(f)為Heaviside函數(shù)，δ(f)為狄拉克函數(shù)，定義為:

令:

便可以得到FW-H方程的解:

其中，厚度噪聲和載荷噪聲的表達(dá)式如下:

載荷噪聲的表達(dá)式為:

該積分公式所用的聲學(xué)積分面可以是任意的包含固體的空間曲面，當(dāng)聲學(xué)積分面取固體表面時(shí)，公式中的各個(gè)積分項(xiàng)仍具有厚度噪聲、載荷噪聲的物理意義;若公式的聲學(xué)積分面包含固體邊界附近的非線性流動(dòng)，則單極子、偶極子的積分項(xiàng)將失去其物理意義，而僅具有數(shù)學(xué)意義，但此時(shí)四極子聲源對(duì)聲的貢獻(xiàn)將從面積分中得到體現(xiàn)，即通過(guò)面積分求得了總的氣動(dòng)噪聲［21-22］。

2 計(jì)算方法驗(yàn)證

由翼型的噪聲機(jī)理可知，翼型噪聲源主要是偶極子聲源，與此類似的是，圓柱繞流噪聲是由周期性的脫落渦造成的，也是一個(gè)典型的偶極子噪聲，因此，采用LES+FW-H的方法計(jì)算圓柱繞流噪聲，以此驗(yàn)證流場(chǎng)計(jì)算方法與聲場(chǎng)計(jì)算方法的正確性。

參照Revell［23］試驗(yàn)中所用的模型，圓柱直徑D= 0.019m，圓柱展向長(zhǎng)度L=0.5m，來(lái)流馬赫數(shù)Ma=0.2，雷諾數(shù)Re=90000。圓柱網(wǎng)格如圖1所示。

圖1 圓柱網(wǎng)格示意圖Fig.1 Gridofcylinder

圖2為本文計(jì)算得到的升阻力系數(shù)隨時(shí)間變化的歷程，可以看出，阻力系數(shù)的波動(dòng)周期約為升力系數(shù)的一半左右。由于CFD數(shù)值格式本身的耗散性較大，無(wú)法準(zhǔn)確捕捉到遠(yuǎn)場(chǎng)的脈動(dòng)量，但對(duì)壁面處的脈動(dòng)量一般能夠較準(zhǔn)確地捕捉到。表1為本文LES計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果及文獻(xiàn)LES計(jì)算結(jié)果［24］的對(duì)比，主要對(duì)比了渦脫落頻率、升力系數(shù)脈動(dòng)量的均方根和時(shí)均阻力系數(shù)，可以看出本文和文獻(xiàn)計(jì)算結(jié)果均與試驗(yàn)結(jié)果符合較好。本文升力系數(shù)脈動(dòng)量的均方根與文獻(xiàn)計(jì)算結(jié)果的誤差約為4.12%左右，且在試驗(yàn)結(jié)果的范圍之內(nèi)，本文中的LES方法在時(shí)間、空間上均采用的是二階計(jì)算格式，因此，說(shuō)明了本文二階精度的LES非定常流場(chǎng)計(jì)算已經(jīng)能夠準(zhǔn)確地捕捉到壁面的脈動(dòng)量信息。

表1 氣動(dòng)計(jì)算結(jié)果對(duì)比Table1 Comparisontheresultsofaerodynamiccalculation

圖2 圓柱的升阻力系數(shù)隨時(shí)間變化的歷程Fig.2 Timehistoriesofliftanddragcoefficientsofcylinder

根據(jù)Revell試驗(yàn)的設(shè)定，聲的觀測(cè)點(diǎn)選定在圓柱的中截面、垂直于來(lái)流方向、距離圓心128D的位置。圖3為觀測(cè)點(diǎn)處，本文的頻譜計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果及文獻(xiàn)計(jì)算結(jié)果的對(duì)比，由圖中可以看出，無(wú)論是聲壓級(jí)的峰值與頻率還是聲壓級(jí)的走勢(shì)，本文計(jì)算結(jié)果與文獻(xiàn)計(jì)算結(jié)果［24］均與Revell的試驗(yàn)結(jié)果［23］吻合得很好，說(shuō)明了本文所采用的LES+FW-H方法能夠較準(zhǔn)確地計(jì)算湍流脈動(dòng)量及由此而產(chǎn)生的氣動(dòng)噪聲，同時(shí)也再一次驗(yàn)證了本文所采用的LES二階計(jì)算格式能夠準(zhǔn)確地捕捉到壁面的脈動(dòng)量信息。

圖3 觀測(cè)點(diǎn)處本文的頻譜計(jì)算結(jié)果與Revell等試驗(yàn)結(jié)果及Kato等LES+FW-H計(jì)算結(jié)果的對(duì)比Fig.3 Comparisonofsoundpressurelevelspectrum atreceiverpointobtainedfromexperimentalresultsof Revelletal.，LES+FW-Hresultsof Katoetal.andLES+FW-Hresultsofthispaper

3 增升裝置模型與計(jì)算網(wǎng)格

3.1 增升裝置模型

本文采用英國(guó)國(guó)家高升力項(xiàng)目二維L1T2模型，如圖4所示，縫翼偏角 δslat為 25°，襟翼偏角 δflap為20°，參考弦長(zhǎng)為縫翼和襟翼閉合時(shí)的翼型長(zhǎng)度1m。

3.2 計(jì)算網(wǎng)格

全場(chǎng)網(wǎng)格及局部網(wǎng)格如圖5～圖7所示，為二維結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，縫翼、主翼和襟翼分別分布214、680和181個(gè)網(wǎng)格點(diǎn)，網(wǎng)格總量約為110萬(wàn)，第一層網(wǎng)格高度為10-6m，在縫翼空腔以及后緣處的網(wǎng)格進(jìn)行加密，保證多段翼表面各處y+＜1。其中聲源積分面的網(wǎng)格以網(wǎng)格交界面的形式生成出來(lái)，以便每一個(gè)時(shí)間步將聲源積分面的流場(chǎng)信息單獨(dú)輸出，避免由于插值而帶來(lái)的數(shù)值誤差，聲源積分面位置的設(shè)定如圖8所示。

圖4 二維多段翼L1T2模型圖Fig.4 Modeloftwodimensionalmulti-element highliftdeviceL1T2

圖5 L1T2多段翼網(wǎng)格Fig.5 GridofL1T2

圖6 縫翼附近的網(wǎng)格Fig.6 Gridnearslat

圖7 襟翼附近的網(wǎng)格Fig.7 Gridnearflap

圖8 L1T2多段翼聲源積分面位置Fig.8 PositionofsoundsoureintegralsurfaceofL1T2

4 計(jì)算結(jié)果分析

本文將計(jì)算結(jié)果分為氣動(dòng)和流場(chǎng)特性、氣動(dòng)噪聲特性兩部分，與相應(yīng)的試驗(yàn)氣動(dòng)特性進(jìn)行對(duì)比，并通過(guò)流場(chǎng)特性分析噪聲產(chǎn)生的主要原因。

計(jì)算條件為:模型迎角為20°，來(lái)流風(fēng)速為60m/s、70m/s、80m/s。在流場(chǎng)的數(shù)值計(jì)算中，采用基于SA湍流模型的RANS方法計(jì)算增升裝置的穩(wěn)態(tài)流場(chǎng)，為L(zhǎng)ES計(jì)算提供較為合理的初始值，接下來(lái)引入雙時(shí)間迭代進(jìn)行非定常計(jì)算，空間離散采用耦合TVD限制器的二階迎風(fēng)格式，時(shí)間離散采用二階隱式格式。非定常計(jì)算的時(shí)間步長(zhǎng)為 Δt=2.5×10－5s，時(shí)間推進(jìn)10000步到0.25s時(shí)，非定常流動(dòng)呈現(xiàn)相對(duì)穩(wěn)定的周期性特征，此時(shí)開(kāi)始記錄氣動(dòng)特性、流動(dòng)參數(shù)和聲源積分面數(shù)據(jù)，再推進(jìn)8000步至0.45s，LES計(jì)算完成(時(shí)均結(jié)果都是在0.25s到0.45s內(nèi)求時(shí)間平均得到的)。

記錄聲源數(shù)據(jù)時(shí)間步數(shù)n=8000步，聲源積分面的流場(chǎng)數(shù)據(jù)的記錄總時(shí)間為0.2s，即經(jīng)過(guò)FFT變化的聲壓級(jí)頻譜曲線頻率的分辨率為5Hz。

4.1 氣動(dòng)及流場(chǎng)特性分析

圖9為L(zhǎng)ES計(jì)算得到的風(fēng)速70m/s，模型迎角20°下升力系數(shù)隨時(shí)間的變化歷程，升力系數(shù)時(shí)均結(jié)果為3.994(文獻(xiàn)［27］風(fēng)洞試驗(yàn)值為4.072);圖10為表面時(shí)均壓力系數(shù)與文獻(xiàn)［28］試驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比?？煽闯霰疚牧鲌?chǎng)數(shù)據(jù)計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果吻合較好。

圖9 多段翼L1T2的升力系數(shù)隨時(shí)間變化的歷程(來(lái)流風(fēng)速70m/s，迎角20°)Fig.9 TimehistoriyofliftcoefficientofL1T2 (flowvelocityis70m/s，attackangleis20°)

圖11為來(lái)流風(fēng)速70m/s、迎角20°下，多段翼L1T2某時(shí)刻下的壓力云圖和渦量云圖?？梢钥闯?縫翼后緣脫落的渦以及流動(dòng)在縫翼和主翼之間的凹槽形成的不穩(wěn)定波是縫翼附近產(chǎn)生噪聲的主要原因;而襟翼附近由于流動(dòng)分離產(chǎn)生的高頻的小尺度不穩(wěn)定渦和低頻的大尺度渦，則是襟翼附近產(chǎn)生噪聲的主要原因。

圖10 增升裝置表面時(shí)均壓力系數(shù)分布(來(lái)流風(fēng)速70m/s，迎角20°)Fig.10 Distributionofsurfacetime-averaged meanpressurecoefficientofhighliftdevice (flowvelocityis70m/s，attackangleis20°)

圖11 多段翼L1T2的瞬時(shí)壓力、渦量云圖Fig.11 Theinstantaneouspressureandvorticity distributionnephogramofL1T2

當(dāng)縫翼逐漸打開(kāi)時(shí)，在縫翼和主翼之間會(huì)漸漸形成一個(gè)向下方逐漸擴(kuò)大的空腔，流動(dòng)在縫翼的下方尖端處形成一個(gè)不穩(wěn)定的剪切層，在空腔處會(huì)形成明顯的渦。為研究空腔處產(chǎn)生的渦的特性，在空腔處設(shè)置了一個(gè)監(jiān)測(cè)點(diǎn)，如圖12所示。監(jiān)測(cè)點(diǎn)處的靜壓隨時(shí)間變化歷程如圖13所示?？梢钥闯?，空腔中形成的渦具有明顯的周期性，并且周期約為0.005s，即頻率約為200Hz。

圖12 監(jiān)測(cè)點(diǎn)位置示意圖Fig.12 Schematicdiagramofmonitoringpoint

圖13 監(jiān)測(cè)點(diǎn)處?kù)o壓隨時(shí)間的變化歷程Fig.13 Changehistoryofstaticpressure atmonitoringpointwithtime

由于縫翼空腔處渦運(yùn)動(dòng)的周期約為0.005s，因此，取t=0.335s、0.336s、0.337s、0.338s時(shí)刻的數(shù)值解來(lái)分析縫翼空腔處的流場(chǎng)。圖14為縫翼空腔處在這四個(gè)不同時(shí)刻下的渦量云圖?？梢钥闯?，縫翼附近的流場(chǎng)特性很復(fù)雜。縫翼尖端或在縫翼凹面區(qū)域的流動(dòng)分離形成了極不穩(wěn)定的剪切層，剪切層的不穩(wěn)定性首先導(dǎo)致線性幅度增大，最終導(dǎo)致湍流的非線性飽和。這種飽和在剪切層中形成了卷起渦和離散渦，這些渦通過(guò)縫翼空腔向上方移動(dòng)?？涨惶帨u的流動(dòng)經(jīng)過(guò)了強(qiáng)烈的波動(dòng)后成為中低頻噪聲源。除此之外，由于縫翼后緣的厚度是有限的，因此會(huì)導(dǎo)致在縫翼后緣會(huì)產(chǎn)生一系列小渦的交替脫落，這些小渦脫落將是高頻純音中的一個(gè)重要組成部分。

4.2 遠(yuǎn)場(chǎng)氣動(dòng)噪聲特性分析

在距離模型10m處，每隔10°取一個(gè)觀測(cè)點(diǎn)，計(jì)算得到的多段翼L1T2總的噪聲、縫翼噪聲以及襟翼噪聲的指向性如圖15所示。可以看出，縫翼的噪聲輻射強(qiáng)度大于襟翼，并且縫翼和襟翼的聲指向性圖呈現(xiàn)出明顯的偶極子樣式，說(shuō)明偶極子噪聲為其主要的噪聲源。除此之外，二者的指向性雖然有所不同，但有一個(gè)共同點(diǎn)，即均在垂直于各自軸線的方向處達(dá)到最大值。

圖14 縫翼空腔處的瞬時(shí)渦量云圖(來(lái)流風(fēng)速70m/s，迎角20°)Fig.14 Instantaneousvorticitydistribution nephogramofthecavitynearslat (flowvelocityis70m/s，attackangleis20°)

圖15 多段翼L1T2不同部件的聲指向性圖對(duì)比(來(lái)流風(fēng)速70m/s，迎角20°)Fig.15 Sounddirectivitydiagramsofdifferentelements (flowvelocityis70m/s，attackangleis20°)

在垂直于多段翼軸線方向，取多段翼正下方10m處的點(diǎn)為監(jiān)測(cè)點(diǎn)，圖16為不同風(fēng)速下監(jiān)測(cè)點(diǎn)處增升裝置噪聲的三分之一倍頻程頻譜，由于本次數(shù)值模擬是二維的，所以不包含襟翼側(cè)緣產(chǎn)生的噪聲?？梢园l(fā)現(xiàn)在200Hz左右的低頻段，均有一個(gè)較明顯的尖峰，該頻率與縫翼空腔中的渦運(yùn)動(dòng)頻率一致，證明該純音產(chǎn)生與縫翼空腔非定常的渦結(jié)構(gòu)和高升力構(gòu)型之間的交互作用有關(guān);而中高頻段部分，主要來(lái)源于襟翼后緣的渦脫落以及縫翼有限厚度鈍尾緣的小渦脫落。

圖16 不同風(fēng)速下的多段翼L1T2噪聲的三分之一倍頻程頻譜(迎角20°)Fig.16 Soundpressurelevelspectrumsin1/3-octavebandof L1T2atdifferentflowvelocities(attackangleis20°)

圖17為不同風(fēng)速下多段翼L1T2的總噪聲指向性對(duì)比。可以看出聲指向性具有偶極子特性，在300°左右即縫翼下表面噪聲輻射方向聲壓級(jí)達(dá)到最大，該方向也是縫翼噪聲輻射最大值的方向，說(shuō)明縫翼噪聲是增升裝置噪聲的重要組成部分。按偶極子強(qiáng)度與馬赫數(shù)的六次方成正比的規(guī)律來(lái)推算，風(fēng)速60m/s和70m/s、70m/s和80m/s的總聲壓級(jí)之差分別為4dB、3.5dB，本文數(shù)值計(jì)算結(jié)果分別為4.2dB、3.9dB，兩者比較吻合，表明數(shù)值計(jì)算結(jié)果滿足偶極子的六次方定律。

圖17 多段翼L1T2不同風(fēng)速下的聲指向性圖對(duì)比(迎角20°)Fig.17 SounddirectivitydiagramsofL1T2 atdifferentflowvelocities(attackangleis20°)

5 結(jié) 論

本文采用LES方法對(duì)增升裝置流場(chǎng)進(jìn)行數(shù)值模擬，并利用可穿透積分面的FfcowsWil1iams-Hawkings積分方法進(jìn)行遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲計(jì)算。采用圓柱繞流算例對(duì)本文的數(shù)值計(jì)算方法進(jìn)行了驗(yàn)證，并分析了增升裝置產(chǎn)生噪聲的機(jī)理，得到了以下幾點(diǎn)結(jié)論:

1)LES方法能夠準(zhǔn)確捕捉到渦脫落、流動(dòng)分離等非定常流動(dòng)現(xiàn)象，并且可以準(zhǔn)確模擬特征尺度較小的湍流渦，能夠?yàn)檫h(yuǎn)場(chǎng)氣動(dòng)噪聲計(jì)算提供精確的聲源及近場(chǎng)流動(dòng)信息;

2)在近場(chǎng)聲源積分面的流動(dòng)數(shù)據(jù)準(zhǔn)確的前提下，基于FW-H的聲類比方法能夠精確高效求解遠(yuǎn)場(chǎng)氣動(dòng)噪聲;

3)縫翼產(chǎn)生氣動(dòng)噪聲的主要原因是縫翼后緣脫落的渦以及流動(dòng)在縫翼和主翼之間的凹槽形成的不穩(wěn)定波;在聲壓級(jí)頻譜中，200Hz左右出現(xiàn)明顯的純音，頻率與縫翼空腔處渦運(yùn)動(dòng)的頻率相一致;

4)襟翼產(chǎn)生氣動(dòng)噪聲的主要原因襟翼附近由于流動(dòng)分離產(chǎn)生的高頻的小尺度不穩(wěn)定渦和低頻的大尺度渦;

5)聲學(xué)計(jì)算得到的迎角20°時(shí)縫翼和襟翼噪聲均在垂直于各自軸線的方向處達(dá)到最大值，多段翼L1T2及其部件聲指向性圖與偶極子的相關(guān)特性吻合，多段翼L1T2的指向性最大值方向與縫翼一致，并且滿足偶極子的六次方定律。

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Analysis of aeroacoustics characteristics of high lift device using LES method

Lu Qinghua1，＊，Chen Bao2

（AVIC Aerodynamics Research Institute，Harbin 150001，China）

The accuracy of flow field has a significant impact on the details of vortex turbulence and aeroacoustic calculation results.LES method is used for high lift device flow field simulation，and Ffcows Williams－Hawkings integral surface is used for far－field noise calculation.In this paper，numerical results are validated comparing with test results of flow around cylinder，comparison shows that LES method used in this paper can capture unsteady flow like vortex shedding and detachment，and provide accurate near field flow solution for the following far field noise calculation，acoustic analogy based on FW－H equation can solve far－field noise accurately and efficiently.Based on this，the flow characteristics，far－field characteristics and flow speed influence of high lift device noise generation are numerically studied in this paper.Results show that the slat noise is mainly caused by the unstable turbulence between slat and main element of high lift device and slat trailing edge vortex shedding；while the flap noise is mainly caused by small scale high frequency and large scale low frequency vortices generated around the flap.

LES；FW－H；high－lift device；vortex shedding；aeroacoustics

V211.3

Adoi：10.7638／kqdlxxb－2014.0140

0258－1825（2016）04－0448－08

2014－12－13；

2015－02－11

盧清華＊（1986－），男，碩士，工程師，研究方向：計(jì)算流體力學(xué)、計(jì)算氣動(dòng)聲學(xué).E－mail：lqh372985489＠163.com

盧清華，陳寶.基于LES方法的增升裝置氣動(dòng)噪聲特性分析［J］.空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2016，34（4）：448－455.

10.7638／kqdlxxb－2014.0140 Lu Q H，Chen B.Analysis of aeroacoustics characteristics of high lift device using LES method［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2016，34（4）：448－455.