空腔的非定常可压缩过流及相关气动声学问题
气动声学的经典技术和应用 ppt课件
2020/6/12
中南大学 高速列车研究中心
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实验技术的发展：声管试验
驻波管法测量材料的 正反射吸声特性
2020/6/12
中南大学 高速列车研究中心
19
实验技术的发展：消声环境
喷流试验
2020/6/12
发动机进气端试验
中南大学 高速列车研究中心
20
相控声阵列和声全息成像技术
60通道螺旋声阵列
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1、声学技术的工程应用
➢舒适性 ➢声疲劳
环境噪 声限值
2020/6/12
中南大学 高速列车研究中心
如何在保证运 行效率的情况 下抑制噪声？
4
航空声学问题
严格的适航认证FAA
国际民航的准入制度
机体噪声 安装效应 起落架噪声 发动机噪声
2020/6/12
中南大学 高速列车研究中心
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发动机结构声学抑制问题
2020/6/12
中南大学 高速列车研究中心
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高速列车外部噪声实测
2020/6/12
中南大学 高速列车研究中心
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动模型实验台声屏障声学试验
2020/6/12
中南大学 高速列车研究中心
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高速列车内部噪声分析
8*8点阵声全息技术
2020/6/12
中南大学 高速列车研究中心
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CRH2机车室噪声测量
0 .0 6 0 .2 3 0 .3 9 0 .5 6 0 .7 3 0 .8 9 1 .0 6 1 .2 2 1 .3 9 1 .5 6
1
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航空器的气动声学特性与控制
航空器的气动声学特性与控制当我们仰望蓝天，看见飞机划过天际留下的长长尾迹，或许会感叹航空技术的神奇。
但在这看似流畅的飞行背后，隐藏着一系列复杂而又关键的科学问题，其中之一便是航空器的气动声学特性与控制。
什么是气动声学特性呢？简单来说，就是航空器在飞行过程中，由于空气的流动与物体表面相互作用而产生的声音特性。
想象一下，当飞机高速飞行时，空气在机翼、机身等部位快速流动、分离、漩涡形成和破裂，这些气流的变化都会产生噪音。
这些噪音不仅会影响乘客的舒适度，对于地面的居民来说，也可能是一种困扰。
那么，航空器的气动声学特性是如何形成的呢？首先，飞机的外形设计起着重要作用。
比如机翼的形状、厚度、后掠角等参数都会影响气流的流动，进而影响噪音的产生。
较厚的机翼可能会导致气流分离更严重，从而产生更多的噪音；而后掠角较大的机翼则有助于减少噪音。
其次，发动机也是噪音的主要来源之一。
发动机内部的燃烧过程、风扇和涡轮的旋转等都会产生强烈的噪声。
此外，飞机在起降阶段，起落架的伸出和收起、轮胎与跑道的摩擦等也会产生一定的噪音。
了解了气动声学特性的形成原因，接下来我们谈谈如何对其进行控制。
在设计阶段，工程师们会运用各种先进的技术和工具来优化航空器的外形。
通过计算机模拟和风洞试验，他们可以不断调整飞机的外形参数，以减少气流分离和漩涡的产生，从而降低噪音。
例如，采用流线型的设计、在机翼表面添加特殊的凹凸结构等。
对于发动机噪音的控制，一方面是改进发动机的内部结构和工作原理，提高燃烧效率，减少不稳定的燃烧过程产生的噪音；另一方面则是采用吸音和隔音材料来降低噪音的传播。
此外，还可以在发动机的外部安装消音器等装置。
在飞机的运行过程中，也有一些措施可以用来控制噪音。
比如合理规划飞行航线，避免飞机在人口密集区域低空飞行；在机场周围设置隔音屏障，减少噪音对周边居民的影响。
气动声学特性与控制不仅对于民用航空至关重要，对于军用飞机也具有重要意义。
在军事领域，降低飞机的噪音可以提高其隐身性能，减少被敌方发现的概率。
跨声速非定常空气动力计算与分析
跨声速非定常空气动力计算Computation on Transonic Unsteady Aerodynamics北京大学力学与工程科学系理论与应用力学专业 00级陈雪梅摘要颤振问题一直是高速飞行器设计中的一大难题，特别在跨声速区段。
本文利用FLUENT6.1对一模型机翼的颤振行为进行了数值模拟，仿真机翼在高速气流中受激后扭曲变形最后发展成颤振的全过程，并对这一计算结果进行了初步分析，所得的算法具有普遍意义。
关键词：颤振，空气动力学，动网格[引言]早期的飞行器设计中的空气动力学分析都是将机翼﹑机身和其他气动部件当作刚体来处理。
但自第一架飞机诞生以来，空气动力学与飞机结构弹性的相互作用问题已经对航空技术的发展产生了重大影响，特别在‘彗星号’失事以后，人们对此倍加关心。
飞机在空气载荷作用下会出现可观的变形，这种变形将改变空气动载荷的分布，而它反过来又使变形发生变化。
在这种相互作用过程中，会引起振动，学术界称之为颤振。
这是一种自激振荡，它不断从气流中吸收能量。
当飞机发生颤振时，轻则出现不稳定和振动现象，重则因它引起材料‘疲劳’从而导致飞机在空中解体，以至机毁人亡。
在莱特兄弟首次试飞前，兰利的“空中旅行者”作了两次不成功的飞行试验。
第二次试飞时机翼和尾翼毁坏了，失败原因众说纷纭，气动弹性可能是第二次失败的罪魁祸首。
第一次世界大战中，英国的DH-9飞机尾翼颤振导致了飞行员死亡。
对此，英国空气动力学家贝尔斯托（L. Bairstow）首先对颤振进行了理论研究。
随着飞机速度的提高，空气动力增大，而重量小的结构形式使机翼抵抗变形的能力下降，所以气动弹性问题便得严重起来。
20世纪30年代初英国一家飞机连续发生有气动弹性引起的颤振事故，促使航空工程界对气动弹性问题普遍重视起来[摘自参考文献3，P118]。
其间的理论研究颇有成效。
美国力学家西奥多森（T. Theodorson）提交的研究报告对美国航空工业界建立颤振分析方法起了巨大作用。
基于非定常射流的对转涡轮气动调节性能研究
由于高压涡轮静－转叶片数约化之后叶片数通道数
之比为 ２１ ∶ ４０ꎬ为减少计算量ꎬ改变导叶叶片数ꎬ使其与
ＮＴ
( ｍ０ ＋ｍ ｊ ) ｈ１ｔ æç １－
è
转子叶片数之比约化为 １ ∶ ２ꎬ见图 １( ａ) ꎮ 涡轮叶片流道
ｈ′２ｔ ö
÷
(４)
ｈ１ｔ ø
采用 Ａｕｔｏｇｒｉｄ５ 自动生成 ＨＯＨ 型拓扑网格ꎬ忽略叶尖间
于定常射流更易实现ꎬ故定常射流更具工程应用价值ꎮ
关键词:对转涡轮ꎻ非定常射流ꎻ定常射流ꎻ气动调节
中图分类号:Ｖ２３１.３ 文献标志码:Ａ 文章编号:１６７１￣５２７６(２０２２)０６￣０１７３￣０４
Ｒｅｓｅａｒｃｈ ｏｎ Ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ Ｒｅｇｕｌａｔｉｏｎ Ｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ ｏｆ Ｃｏｕｎｔｅｒ － ｒｏｔａｔｉｎｇ
ＰＲ
î
(２)
０ꎬＤ / ｆ≤ｔ－ｉｎｔ( ｔ) <１ / ｆ
式中:Ａ 是射流幅值ꎻｔ 是射流时间ꎻｆ 是射流频率ꎻＤ 是射
(３)
流占空比ꎮ
式中:ｍ０ 表示涡轮进口流量ꎻＰ 和 η 表示涡轮的膨胀比和
１.２ 数值计算方法
式(３) 中考虑冷气射流的涡轮效率定义式 [１ １] 如下:
效率ꎬ下标“ Ｒ” 、“ ｊ” 分别为基准工况和冷气射流工况ꎮ
流量调节方法主要包括可调导叶的机械调节和冷气射流
流量的有效性ꎮБайду номын сангаас
节ꎬ是其实现工程应用需解决的一个关键技术问题ꎮ
的气动调节两种方式ꎮ 雒伟伟等 [２] 发现对转涡轮的高压
导叶角度增加 １５° 或 － ８°ꎬ涡轮流量变化范围约为 ２５％ꎮ
但高温环境下可调导叶设计难点在于结构密封及冷却问
基于CFD和气动声学理论的空腔自激振荡发声机理
基于CFD和气动声学理论的空腔自激振荡发声机理杨党国;李建强;梁锦敏【摘要】应用CFD技术和气动声学时域理论(FW-H积分方程),探讨了空腔自激振荡发声机理.腔内噪声计算以空腔流动解为基础,采用了气动声学时域理论,对该理论进行了推导说明,并利用圆柱绕流声学特性验证该方法基本可行.研究获得的空腔自激振荡模态分析结果与Rossiter和Heller等的预测结果基本相同,捕捉到了自激振荡的频域特性;分析表明空腔上方形成的剪切层中的脱落涡与腔后壁相撞,产生的一次声波辐射至腔前壁激发新的脱落涡,新的脱落涡与腔后壁再次相撞产生二次声波形成的流动声学反馈回路是导致空腔自激振荡和噪声产生的主要原因,且腔内声压幅值主要出现在一阶和二阶振荡模态,声音能量主要集中在较低频率区域.【期刊名称】《空气动力学学报》【年(卷),期】2010(028)006【总页数】7页(P724-730)【关键词】空腔;气动声学;自激振荡;发声机理;CFD;FW-H方程【作者】杨党国;李建强;梁锦敏【作者单位】中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室,四川,绵阳,621000;中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室,四川,绵阳,621000;中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室,四川,绵阳,621000【正文语种】中文【中图分类】V211.3;O422.80 引言空腔绕流广泛存在于航空航天飞行器中如飞机起落架舱、燃烧室、飞机部件接缝、武器舱等。
高速气流流经空腔,当满足一定的空气动力学条件和几何形状条件时,由于腔口剪切流与腔内流动的相互作用,腔内流动可能出现强烈的自持振荡,腔内外存在复杂的非定常流动。
流场不仅包含涡生成、脱落与破裂,还包含流动分离、膨胀波与激波及声与流动相互作用等。
腔内噪声使空腔结构承受较大的非定常载荷,严重时会危及腔内的设备和电子器件,甚至会引起空腔自身结构疲劳损坏。
国外Rossiter于1964年提出了空腔流声共振反馈模型,并给出预估振荡频率的半经验公式[1],后来Heller提出空腔后缘处的反馈声波速度应为当地声速,对Rossiter公式进行了修正[2]。
航空器气动弹性
航空器气动弹性引言：航空器气动弹性是指航空器在飞行过程中受到气动力的作用而产生的变形和振动现象。
它是航空器设计和性能评估中的一个重要问题，具有十分复杂的特性。
本文将从气动效应、弹性力学、振动控制等方面详细介绍航空器气动弹性的相关规范、规程和标准。
一、气动效应1.1 动压和升力动压是指气流对物体表面单位面积上的压力，是航空器气动弹性的主要驱动力。
航空器设计必须按照相关标准规定的气动参数进行飞行试验，以验证其设计质量和飞行性能。
1.2 阻力和阻尼阻力是气动力学中除升力以外的主要力量，它对气动弹性的影响不能忽视。
航空器设计应根据相关规范和表达式计算和评估阻力。
1.3 气动力矩气动力矩是指气动力在航空器上的产生的力矩。
航空器设计必须按照相关规程计算和评估气动力矩，以保证飞行的平稳性和稳定性。
二、弹性力学2.1 结构材料和构件设计航空器的结构材料和构件设计要符合相关标准和规范。
包括但不限于材料的强度、刚度、疲劳寿命等要求，以及构件的几何形状、连接方式等。
2.2 有限元分析有限元分析是航空器弹性力学分析中常用的数值计算方法。
对于复杂的航空器结构，必须进行有限元模拟和计算，以获取结构的应力、变形和振动等关键参数。
2.3 振动模态分析振动模态分析是航空器弹性力学中的一项重要内容，通过计算和分析航空器在不同振动模态下的频率、形状和幅值等参数，可以评估其结构强度和稳定性。
三、振动控制3.1 主动振动控制主动振动控制是指通过人工激励或自动调节系统来减小航空器振动。
包括振动抑制、振动补偿和振动消除等技术手段，可以提高航空器的性能和安全性。
3.2 被动振动控制被动振动控制是指通过调节材料、几何形状和连接方式等 passively （被动地）来减小航空器振动。
包括阻尼器、弹簧和质量均衡等被动振动控制装置，可以有效减缓航空器的振动。
3.3 综合振动控制综合振动控制是指将主动振动控制和被动振动控制相结合，通过整合各种振动控制技术和装置，来最大限度地减小航空器振动。
航空器的气动声学特性分析
航空器的气动声学特性分析在现代航空领域，对于航空器的设计和性能优化，气动声学特性的分析是一个至关重要的环节。
航空器在飞行过程中产生的噪声不仅会对乘客的舒适度造成影响，还可能对周围环境产生噪音污染。
因此，深入理解和研究航空器的气动声学特性对于提高航空运输的质量、降低环境影响以及推动航空技术的发展具有重要意义。
要了解航空器的气动声学特性，首先需要明白空气动力学的基本原理。
当航空器在空气中飞行时，其外形和运动状态会导致周围气流的流动发生变化。
例如，飞机的机翼、机身和发动机等部件与空气相互作用，产生了复杂的气流场。
这些气流的不稳定流动、分离和漩涡等现象，是产生噪声的重要源头。
发动机是航空器噪声的主要来源之一。
在喷气式发动机中，高速喷射的气流与周围空气混合，产生强烈的湍流和压力波动，从而发出巨大的噪声。
而在螺旋桨发动机中，螺旋桨叶片的旋转会周期性地扰动空气，也会产生明显的噪声。
为了降低发动机噪声，工程师们采取了多种措施，如优化发动机的内部结构、采用新型的消声材料以及改进喷流的设计等。
机翼在飞行中的气动噪声同样不容忽视。
当气流流经机翼时，可能会在机翼的边缘发生分离，形成漩涡。
这些漩涡的脱落和相互作用会产生噪声。
此外，机翼表面的粗糙度以及机翼与机身连接处的不连续性也会增加气动噪声。
通过采用先进的机翼设计，如超临界机翼和自然层流机翼，可以有效地减少气流分离和漩涡的产生，从而降低噪声水平。
航空器的机身形状和表面特性也会对气动声学性能产生影响。
流线型的机身设计可以减少气流的阻力和分离，降低噪声的产生。
同时，机身表面的平整度和光滑度对于减少气流的摩擦和湍流也非常重要。
微小的表面凸起或不平整可能会引发局部的气流扰动，进而增加噪声。
在实际的飞行中，航空器的速度、高度和飞行姿态等因素都会对气动声学特性产生影响。
高速飞行时，气流的速度和压力变化更为剧烈，噪声也相应增大。
而在不同的飞行高度，大气的密度和温度等条件不同，也会改变噪声的传播和衰减特性。
基于三种亚格子模型的空腔振荡流动计算
基于三种亚格子模型的空腔振荡流动计算白海涛;赖焕新【摘要】使用三种亚格子应力模型,对长深比(L/D)为5的三维矩形开式空腔的可压缩流体进行大涡模拟计算.研究得到的空腔自激振荡频率与Rossiter公式计算结果和实验结果吻合良好,结果显示振荡能量主要集中在较低频率区域,压力幅值主要出现在前三阶模态.Dynamic Smagorinsky-Lilly (DSM)模型在空腔前后壁面附近区域的脉动强度分布比Smagorinsky-Lily(SM)模型更为接近实验值,Wall Adapting Local Eddy Viscosity(WALE)模型的脉动强度分布与实验值最为接近.由空腔底部监测点声压级分布及声压频谱图可以看出:WALE模型性能最佳,DSM模型结果也与实验结果相符合,SM模型的预测性能略差.【期刊名称】《华东理工大学学报（自然科学版）》【年(卷),期】2016(042)001【总页数】7页(P125-131)【关键词】开式空腔;自激振荡;大涡模拟;亚格子应力模型;气动噪声【作者】白海涛;赖焕新【作者单位】华东理工大学承压系统与安全教育部重点实验室,上海200237;华东理工大学承压系统与安全教育部重点实验室,上海200237【正文语种】中文【中图分类】O353.4流体流过物体表面的空腔或缺口时，由于腔外剪切流与腔内流动的相互作用，会出现自激振荡现象，同时出现剧烈的压力、速度脉动，并辐射产生强烈的噪声，该物理现象称为空腔自激振荡。
空腔自激振荡现象广泛存在于飞行器的起落架舱、武器舱及燃烧室等部位，是典型的声-涡干涉、非定常流和流体动力不稳定问题。
从20世纪50年代开始，人们对空腔自激振荡流动特性做了大量研究。
关于开式空腔自激振荡物理机制，虽然有多种解释，但最被人们接受的是Rossiter［1］提出的空腔流声共振反馈模型并给出了预估振荡频率的半经验公式，该公式在一定精度范围内能够较为准确地预测空腔流激振荡的峰值频率，成为评价数值模拟结果的重要标准。
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工程热物理学报２８卷
条件。
网格总节点数约５００万．
２．２声学比拟
均匀背景流动中微分形式的Ｆｗ—Ｈ方程Ｈ’８】经傅立叶变换并与自由空间格林函数卷积得到频域的积分形式Ｆｗ－Ｈ方程：
比邶∽＝／砌ｕ）掣拄＋
，＝Ｏ
』ｉｕ日（玩ｃ‘ｔ）Ｇ（孑Ｉ歹，。
）ｄＥ一
，＝０
／ｒ％（洲帮蚵（１）
其中，正，＝Ｐ（啦一巩）（蛳一％）＋０一ｃ毛力最ｊ一子玎；只＝～加（ｕ‘一２矾）屿＋脚玎＋ｐ∞矾％一方＂］若；Ｑ＝（舢一ｐ。
仉）差，粘性应力％通常可以忽略，最，Ｑ和最，分别为只，Ｑ和％的离散傅立叶变换；＾氟＝阢／ｃ。
，≈＝ｕ／ｃ。
．阢是均匀背景流动的速度；０，以）是观察者的时间和空间坐标；ｃ是音速而下标ｏ。
表示来流条件下的变量。
函数，（ｚ）＝ｏ表示积分面Ｅ，，＜ｏ表示声源区而，＞ｏ表示远声场。
日（，）和６（，）分别是Ｈｅａｖｉｓｉｄｅ函数和Ｄｉｒ”，ｄｅｌｔａ函数．二维和三维自由空间格林函数【９】分别为：
Ｇ（ｚ１Ｆ，ｕ）＝刍ｅ“…（一川／口２威１’（卢一２帅）
Ｇ（ｆ『Ｆ，ｕ）＝一ｅｘｐ｛啼［印一
Ｍ（ｚ１一９１）Ｉ｝／４”即（２）式中，卢＝￣／ｌ—Ｍ２（村＜１），即＝√（姐一曲）２＋≯２（观一妇）２＋妒２（知一始）２，硪”是第一类零阶汉克尔函数，ｚ和矿分别为观察者和声源的位置坐标。
当四极子声源被包含在积分面内时，式（１）中的右边第三项将不再出现．
２．３求解过程
ＬＥｓ过程中记录积分面上的Ｒ和Ｑ，经快速傅立叶变换得到最和曰，由式（１）积分得到声压的离散傅立叶变换，然后经反傅立叶变换得到声压的时域结果。
本文积分面选择为空腔外与空腔外壁板平行的平面，对应的声学积分使用三维格林函数，这里简称为３ＤＦｗ．Ｈ。
作为比较，积分面对称中线上的声源和使用二维格林函数的情况简称２ＤＦｗ—Ｈ。
３结果分析
３，１ＬＥｓ结果
图１为Ｑ一指标等值面定义的涡结构。
展向大涡周期性地在空腔前缘处生成并很快向下游弯曲，这些滚动涡向下游很快变成碎片并呈现出高度不规则的三维结构．在靠近空腔后缘处剪切层流动周期性地切割空腔后缘，产生上行的压力波，当上行波与空腔前缘作用时，引发新的流动不稳定性和滚动涡，完成一个声学反馈过程。
图１Ｑ一指标定义的瞬时三维涡结构
图２示出空腔底板中心点处的压力频谱，无量纲频率＆Ｄ＝于·Ｄ／ｕ矗．压力记录时间为６２≤ｔＳ１２０．相当于实验中采样１２８次。
可以看出ＬＥｓ准确预测了前三个主要的ＲＤｓｓｉｔｅｒ振动模数ｎ＝１，２，３的频率，图３比较空腔底板上的声压级的实验与ＬＥｓ计算结果，声压级定义为：
ｓＰＬ（ｄＢ）＝２０ｌ０９１０（ｐ：ｍ。
／２×１０一。
Ｐａ（３）
可以看出两者合理吻合，主要的差别在于空腔前后壁板附近的大涡区和回流区．在这些区段，涡粘模型的过分耗散降低了有效雷诺数从而使大尺度旋涡的预测结果偏大。
山
、
一宴验值
一ＬＥＳ
一月＝２
一月＝３
一Ｈ；４
ｌｑ＼
心。
雩
＼
誉
ｓｔＤ
Ｉ
图２空腔底板监控点的声压频谱
Ｊ
图３空腔底板声压级的计算与实验比较
３．２三维空腔的远声场
除本文§２．３中介绍的方法外。
空腔应用全三维ＬＥｓ／Ｆｗ－Ｈ方法还须解决几个问题。
文献【４】已详细探讨积分面的选择．理论上频域积分要求输入样本具有严格的周期性，而空腔的噪声主要在于低
空腔的非定常可压缩过流及相关气动声学问题
作者：赖焕新， 周邵萍， 罗开红， LAI Huan-Xin， ZHOU Shao-Ping， LUO Kai-Hong
作者单位：赖焕新,周邵萍,LAI Huan-Xin,ZHOU Shao-Ping(华东理工大学机械与动力工程学院,上海,200237)， 罗开红,LUO Kai-Hong(School of Engineering Sciences,University of
Southampton,Southampton SO17 1BJ,UK)
刊名：
工程热物理学报
英文刊名：JOURNAL OF ENGINEERING THERMOPHYSICS
年，卷(期)：2007,28(5)
被引用次数：3次
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2.Lockard D P An Efficient,Two-Dimensional Implementation of the Ffowcs Williams and Hawkings Equation[外文期刊] 2000(04)
3.Thompson K W Time Dependent Boundary Conditions for Hyperbolic Systems,Ⅱ[外文期刊] 1990
4.De M J;Henshaw C M219 Cavity Case[Tech.Rep.RTO-TR-26,AC/323(AVT)TP/19] 2000
5.Sandham N D;Yao Y F;Lawal A A Large-Eddy Simulation of Transonic Turbulent Flow over a Bump[外文期刊] 2003
6.Gloerfelt X;Bailly C;Juve D Direct Computation of the Noise Radiated by a Subsonic Cavity Flow and Application of Integral Methods[外文期刊] 2003(1)
7.Farassat F;Myers M K Extension of Kirchhoff's Formula to Radiation from Moving Surfaces 1988(03)
8.Lele S K Compact Finite Difference Schemes with Spectral-Like Resolution 1992
9.Tam C K W;Webb J C Dispersion-Relation-Preserving Finite Difference Schemes for Computational Acoustic 1993
1.杨党国.范召林.李建强.罗新福.蒋卫民后壁倒角对空腔噪声的抑制效果[期刊论文]-实验流体力学 2010(5)
2.杨党国.李建强.范召林.罗新福.梁锦敏高亚声速空腔绕流气动噪声特性研究[期刊论文]-空气动力学学报
2010(6)
3.赖焕新.周邵萍.苏永升.邢改兰.罗开红空腔流动的大涡模拟及气动噪声控制[期刊论文]-工程热物理学报
2008(2)
4.杨党国.李建强.范召林.罗新福.梁锦敏高亚声速空腔绕流气动噪声特性研究[期刊论文]-空气动力学学报
2010(6)
5.杨党国.范召林.李建强.罗新福.蒋卫民后壁倒角对空腔噪声的抑制效果[期刊论文]-实验流体力学 2010(5)
本文链接：/Periodical_gcrwlxb200705010.aspx。