Open Access
Issue
JNWPU
Volume 37, Number 6, December 2019
Page(s) 1129 - 1137
DOI https://doi.org/10.1051/jnwpu/20193761129
Published online 11 February 2020

© 2019 Journal of Northwestern Polytechnical University. All rights reserved.

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随着航空运输业的快速发展, 航空噪声问题逐渐受到广泛关注。大型客机起飞着陆所产生的噪声辐射已经引起相关部门的高度重视。在过去的几十年, 随着大涵道比涡扇发动机的应用, 已经使发动机噪声降至与机体噪声相近的水平, 特别是在飞机进场着陆过程中, 机体噪声占主导地位, 其中增升装置噪声是机体噪声的主要噪声源之一[1-2]。增升装置包括前缘缝翼和后缘襟翼。襟翼的噪声强度相对较弱,而缝翼凹腔附近的复杂流场导致其气动噪声水平较高。因此, 缝翼噪声是增升装置的主要噪声源[3], 研究缝翼噪声的产生机理和抑制方法具有重要意义。

缝翼噪声的风洞实验[4]和数值仿真研究[5], 以及低空飞行测试实验[6]均表明:缝翼尾缘部分是噪声产生的潜在区域, 且缝翼噪声频谱存在3个典型特征:①低频多峰值窄带噪声(St≈1~3);②低频宽带噪声(St≈1~3);③高频窄带噪声(10≤St≤50),其中Stfcs/u为斯德鲁哈尔数, f为噪声频率, u为远场来流速度, cs为缝翼弦长。同时发现, 声源频率与缝翼凹腔尺寸按比例缩放, 且缝翼噪声水平随着来流速度的增加按4~6次方关系升高[5-6]。

高频窄带噪声主要由缝翼尾缘涡脱落产生[7]。对于低频噪声(包括低频窄带及宽带噪声), 其产生机理比较复杂, 目前还没有较为完善的解释。Roger等[8]认为, 低频宽带噪声与凹腔湍流结构及主翼前缘压力面相互作用有关; 而Dobrzynski等[9]则认为宽带噪声和凹腔不稳定涡结构与缝翼尾缘压力面撞击有关。对于低频窄带噪声, Kolb等[10]通过实验研究发现, 窄带噪声发生频率与Rossiter[11]经验公式预测频率基本一致, 提出缝翼凹腔内存在闭环反馈机制的观点。König等[12]发现低频窄带噪声与缝翼间隙、再循环区域大小以及尾缘尾迹等有关。

为抑制由缝翼凹腔附近复杂流动带来的气动噪声的影响, 国内外学者进行了多方面研究。降噪策略一般分为主动和被动控制技术。主动控制技术主要是通过改变缝翼凹腔处气流结构来降低噪声[13]。相对于主动控制, 被动控制则不需要提供额外能量, 只需改变或修正缝翼构型。Andreou等[14]通过实验发现, 封闭缝翼缝道可有效降低缝翼噪声, 但同时会牺牲增升装置的气动性能。Imamura等[15]认为, 缝翼凹腔填充可使该区域几何连续, 消除剪切层, 从而降低宽带噪声,但却存在缝翼难于收紧的问题。Pagani等[16]进行不同缝翼位置参数的实验研究, 其结果表明缝翼位置参数调整可有效降低缝翼噪声, 但同时会降低翼型的升力性能。

通过上述文献分析可知, 缝翼噪声的产生机理研究还不充分; 同时, 缝翼几何结构调整的降噪技术研究还显不足。因此, 本文针对缝翼噪声产生机理及缝翼结构参数调整的降噪技术开展了进一步研究。

1 数值研究方法

1.1 基于SA模型的DDES瞬态流场模拟

三维模型的瞬态流场模拟采用DDES(延迟脱体涡模拟)分析。湍流模型采用了SA[17]模型, 该模型具有计算量小、鲁棒性好的优点。

SA模型核心在于求解与湍流黏性系数相关的中间变量, 进而求得湍流动力黏性系数μt的运输方程如下

则湍流动力黏性系数μt

式中

Ω为涡量, fw, ft2方程主要用来减小物面区域湍流黏性, d表示到固壁面的最短距离, υ为流体运动黏性系数, Cb1, Cb2, Cw1, Cυ1, σ, κ为常数。

Spalart等[18]于1999年结合RANS(Reynolds雷诺平均)和LES(大涡模拟)的优点, 提出了SA-DES方法, 并于2006年对该方法提出修正, 发展出了DDES方法[21]。当边界层内网格过密时, DES方法会将RANS过早转换为LES, 导致网格诱导分离。

在DDES方法中, 长度尺度定义为

式中,CDES是常数,Δ为网格尺度,定义为:

Δx, Δy, Δz为某网格点3个方向上的网格尺寸

式中, υt为湍流运动黏性系数, rd为当地湍流尺度与距壁面距离的比值。靠近物面时, rd较大, 使得fd趋近为0, 则使用RANS方法, 从而避免LES方法在边界层内部应用。远离壁面时, rd≪1, 使得fd趋近为1, 则使用LES方法。

1.2 FW-H远场声场分析

远场声场采用FW-H积分方程分析。FW-H方程是在Lighthill方程的基础上, 通过引入Heaviside广义函数推导出来的。相比于Lighthill方程, FW-H方程还考虑了运动的固体壁面对流体作用的影响。该方程表示如下[20]

式中

为Heaviside广义函数, f(x, t)=0表示固体壁面的隐函数表示方程, f>0表示固体壁面外部, f < 0表示固体壁面内部。为狄拉克δ函数, c代表声速, Vi表示固体壁面运动速度分量, pij为流体应力张量。

(7) 式的右端3项分别表示运动物体的厚度声源(单极子)、运动物体表面对当地流体作用力的偶极子声源、物体表面以外流体产生的体声源(四极子)。通过上述方程的求解, 可获得远场声场的分布特性。

2 数值方法验证

2.1 缝翼模型及流场基本参数

模型采用30P30N翼型, 该翼型常用于流场与声场的实验及仿真研究。翼型如图 1所示, 缝翼及襟翼的偏转角均为30°, 缝翼弦长Cs=0.15C, 襟翼弦长Cf=0.3C(C为多段翼收紧后弦长, 即巡航弦长)。缝翼后缘为钝体, 其厚度为4.5×10-4C。缝翼与襟翼缝道宽度(gap)分别为2.95%C与1.27%C, 缝翼与襟翼的重叠量(overlap)分别为-2.5%C及0.25%C。计算条件与实验条件相同, 即机翼收紧弦长为C=0.457 m, 马赫数为Ma=0.17, 攻角为5.5°, 雷诺数为Re=1.7×106

thumbnail 图1

30P30N翼型及其增升装置外形参数

2.2 计算网格与求解方法

计算网格采用C型结构网格, 如图 2所示。为避免压力反射效应, C型外边界距收紧翼型前缘为75倍巡航弦长, 网格总数为9.75×106, 其中缝翼凹腔附近网格数约占总网格数的30%, 第一层网格距壁面1.06×10-5C, 其对应的y+≈1。该网格由二维网格拉伸所得, 展向长度为0.41Cs, 展向节点数为31, 满足三维仿真计算要求[23]。

求解方法上, 首先, 采用基于SA的RANS方法获得初始稳态流场, 得到表面压力系数与升力系数; 其次, 以稳态结果为基础, 采用基于SA的DDES方法计算瞬态流场, 空间及时间离散精度均为二阶。瞬态求解采用时间步长Δt=5×10-6 s, 20步亚迭代方式来降低残差。迭代步数为9 000步, 使得定常状态被完全消除; 最后, 在此基础上继续迭代15 000步, 得到瞬态流场数据, 并用于FW-H方程的求解。由于多段翼固壁积分面与可穿透积分面所获得的远场噪声特性基本一致[22], 因此本文选择多段翼固壁面为积分面, 求解远场噪声。

thumbnail 图2

30P30N模型计算网格

2.3 仿真方法验证

为验证仿真方法的正确性, 首先进行了在5.5°攻角下30P30N的表面压力系数对比, 实验数据为日本JAXA风洞实验[23]所测结果。从图 3可看出, 本文仿真结果与实验结果基本吻合。由此验证了本文对翼型表面压力系数计算的准确性。

为验证本文方法在缝翼凹腔附近流场模拟的准确性, 将仿真结果与PIV实验[24]结果进行了对比。由于实验只有6°攻角的数据, 故与本文模拟数值略有差异, 但规律基本一致(见图 4)。

观察图 4a)~4d), 分别是来流速度、垂直来流速度、时均涡量和瞬时涡量等云图。从对比图可知, 仿真结果与实验结果的规律基本一致。

为验证本文方法对噪声预测的准确性, 分别进行了远场监测点声功率频谱对比以及远场指向性对比。图 5为监测点坐标示意图, 以收紧翼型前缘点为圆心, 10倍弦长为半径, 等角分布了72个监测点。图 6给出了在监测点为θ=290°, R=10C处的远场噪声频谱对比图, 对比对象为BANC-Ⅱ[25]、BANC-Ⅲ[26]仿真结果。从图 6可看出, 本文仿真结果与BANC-Ⅱ、BANC-Ⅲ计算结果吻合较好, 整体趋势一致。尤其在St=1~3处有3个明显的窄带峰值。同时当St>5时, 噪声随St增加而衰减。

图 7给出了本文仿真与BANC-Ⅲ的远场噪声指向性图对比。可以观察到, 远场噪声指向性均呈现出相同方向的偶极子特性。由此验证本文方法对远场声压仿真的准确性。

thumbnail 图3

翼型表面压力系数对比

thumbnail 图4

仿真与PIV实验对比

thumbnail 图5

监测点位置示意图

thumbnail 图6

远场噪声频谱对比

thumbnail 图7

远场噪声指向性图对比

3 缝翼结构对流场和噪声的影响

3.1 缝翼几何位置的影响

本文基于缝翼原始构型, 将其重叠量调整为-0.5%C, 缝道宽度调整为1.0%C(定义为O-0.5G1.0状态)。调整后的缝翼几何位置如图 8所示, 以该状态研究缝翼几何位置对缝翼流场和噪声特性的影响。

图 8中2种缝翼几何位置的表面压力系数对比如图 9所示。当缝翼几何位置为O-0.5G1.0状态时, 主翼上表面前缘部分压力系数峰值减小, 反映出其压力相对增大; 而其缝翼上下表面压力系数的绝对值都有一定程度增大。表 1所示为两者的升力系数和阻力系数的对比, 结果显示在O-0.5G1.0状态下, 升力系数未损失, 反而有提升; 阻力系数相比原始状态略有下降。

图 10展示了在10倍巡航弦长, 290°夹角下的远场监测点声压频谱对比图。从中可观察到, 当缝翼状态为O-0.5G1.0时, 远场噪声在整个频率范围内都有所下降。此外, 与原始状态的窄带峰值的出现位置进行对比, 可发现分别在St=1.4, 1.8, 2.7, 3.1处产生了新的窄带峰值, 但其幅值均有显著降低。

图 11对比了2种缝翼位置的远场噪声指向性分布, 从中可以看出, 当缝翼状态为O-0.5G1.0时, 缝翼的远场噪声辐射在各角度下都有较大程度的减弱。与此同时, 可观察到远场噪声指向性图依旧呈现偶极子特性, 最小声压辐射依然处在0°位置。

缝翼原始位置与O-0.5G1.0状态展向涡的对比情况如图 12所示。其中时均涡量图 12a)表明, O-0.5G1.0状态相比于原始位置, 自由剪切层从生成开始, 在向后发展过程中, 总体涡量强度很快变弱, 到后半部分时总体涡量减小约3/4。

由Powell[27]、Howe[28]建立的涡声理论可知, 流体发声的内部机理与涡动力学行为有着密切关系。对于等熵低马赫数流, 涡声方程为

式中, B=p/ρ+1/2·v2为流体总焓; ω=▽×v为流动涡矢量, v为速度矢量。等式左边描述了声波在非均匀流体中的传播, 等式右边即为涡声源。因此涡声理论表明, 气动噪声与涡量的强度存在着紧密联系。O-0.5G1.0状态的缝翼凹腔展向涡量显著减小, 气动噪声也就随之减弱。

图 12b)展示了瞬时展向涡的对比。从图中可观察到, 在缝翼尖端(cusp)位置发生较强的气流分离。原始位置的自由剪切层在向后发展过程中, 在较长途径内涡强度都具有较高值, 直至抵达缝翼下壁面碰撞区; 而相比于原始位置, O-0.5G1.0状态的自由剪切层在向后发展中则很快处于不稳定, 并出现明显的耗散现象, 涡流动能显著减小, 从而使其与再附着区域的碰撞强度显著降低, 进而减小该区域的宽频噪声源强度。

图 13展示了缝翼凹腔处Q准则等值面云图对比情况, 渲染方式分别为马赫数与无量纲总涡量。观察图 13a)可知, 原始位置缝翼相较于O-0.5G1.0状态, 从尖点处向后发展的剪切层马赫数明显更大; 此外, 在缝翼后缘再附着区域, 不稳定涡流速明显高于O-0.5G1.0状态, 并且可看到从缝道急速喷出有规律的相干涡流。如图 13b)所示, O-0.5G1.0由于缝道变窄, 使缝翼凹腔与后缘区域的涡流强度显著减弱; 与此同时, 沿着剪切层向后运动的不稳定涡系在与缝翼后缘碰撞后, 原本向缝道外喷出的涡流中有大量离散涡被卷入凹腔内, 形成低速回流涡系, 从而减弱了后缘再附着区域潜在的噪声源强度。

thumbnail 图8

位置调整

thumbnail 图9

表面升力系数对比

表1

不同缝翼位置下的升力阻力系数对比

thumbnail 图10

远场噪声频谱对比

thumbnail 图11

远场指向性图对比

thumbnail 图12

缝翼凹腔的展向涡量对比(左:原始; 右:O-0.5G1.0)

thumbnail 图13

Q准则等值面云图对比(左:原始; 右:O-0.5G1.0)

3.2 缝翼结构变形的影响

本文对缝翼后缘变形封闭缝道, 及其对噪声的影响进行了研究。基于2种缝翼后缘变形状态, 分别命名为BX1、BX2。BX1为在O-0.5G1.0基础上将后缘变形至与主翼相接触; BX2则为将缝翼移至O0.5G1.32后, 再将缝翼后缘变形至与主翼相接触。如图 14所示, 相对于BX1状态, BX2状态下整个翼型上表面过渡较为平滑。

图 15展示了各缝翼状态下的翼型表面压力系数对比情况。相比于原始构型和O-0.5G1.0位置, 缝翼后缘变形后, 主翼前缘上表面的Cp变大。对于缝翼, 由于缝道封闭, 缝翼下表面压力系数与主翼下表面压力系数相连变化, 无突变。

相比于BX1状态, BX2考虑了缝翼与主翼相连部分的平滑过渡, 且相对于O-0.5G1.0进行了位置调整。BX2主翼前缘上表面部分压力系数比BX1略有增加。且其由缝翼表面压力系数所围面积是最大的, 从而使缝翼自身的升力系数增加。

表 2列出了不同结构参数对翼型升力与阻力系数的影响。从中可以发现, BX1相对于O-0.5G1.0状态, 升力系数有所降低, 而阻力系数则有所增加。这说明缝道封闭和非平滑过渡会降低翼型升力且增大阻力。同时也注意到, 平滑过渡的BX2状态有较大的升力系数以及较小的阻力系数。

图 16对比了不同缝翼结构参数下, 在10倍弦长, 290°夹角处远场监测点的声压级。从图中可知, 缝道封闭使噪声声压级在整个频带内都有所降低。相对于O-0.5G1.0状态, BX1与BX2由于都封闭缝道, 因此在St=1~3附近的窄带峰值噪声均消失了。BX1在降低噪声的同时, 在St=4~8附近出现了新的峰值。BX2相对于BX1在整个频率内声压级最小。

图 17对比了不同缝翼参数的总声压级指向特性, 图中可知, 缝翼封闭缝道使总声压级变小。其中, BX2相对于BX1总声压级强度更小。同时, 相对于原始位置, 缝翼后缘变形具有明显的偶极子特性, 声压级最大值与水平线夹角大致为60°。

图 18为时均展向涡云图。相比于原始位置(参看图 12a)左侧), 封闭缝道后, 缝翼尖端处生成的剪切层厚度及强度较原始位置大幅减小。而BX2的剪切层强度则更小且很快耗散, 根据涡声理论可说明BX2的噪声源要弱于BX1。

图 19展示了2种缝翼后缘变形的Q准则等值面云图, 以总涡量进行渲染。可看出, 相比于原始位置(参看图 13b)左侧), 缝翼后缘封闭缝道后的总涡量显著降低; 且BX2状态小于BX1状态的总涡量强度。封闭缝道后, 剪切层涡系特性发生明显改变, 消除了再附着区域处的涡壁碰撞效应。

thumbnail 图14

不同变形状态示意

thumbnail 图15

不同结构参数翼型的升力系数

表2

不同结构参数结果对比

thumbnail 图16

远场噪声频谱图对比

thumbnail 图17

不同结构参数的远场指向性图对比

thumbnail 图18

时均展向涡对比

thumbnail 图19

Q准则等值面云图对比

4 结论

本文基于DDES的三维流场仿真与FW-H噪声分析方法, 通过缝翼结构参数的调整, 研究了缝翼流场以及缝翼气动噪声的分布特性。主要研究结论有:

1) 三维流场模拟能够有效地获得缝翼噪声的频谱特性, 尤其可准确捕捉低频窄带噪声的峰值;

2) 剪切层对缝翼后缘区域碰撞所产生的离散涡是宽频噪声的主要来源; 缝翼位置参数调整可有效改变剪切层的生成状态, 进而降低其向后发展的涡量强度, 由涡声理论可知, 其缝翼噪声有减弱的趋势;

3) 通过缝翼后缘变形封闭缝道, 使自由剪切层运动状态发生变化, 不仅使缝翼尖端生成的剪切层涡量强度大幅减弱, 并且消除了再附着区域的碰撞效应; 同时, 当缝翼后缘与主翼接触位置光滑连接时可保持较高升力系数, 这是由于消除了接触位置的气流分离所致, 并进一步减弱了尖端处生成的剪切层涡量强度。

4) 远场噪声频谱表明, 缝翼位置状态O-0.5G1.0可降低窄带噪声10 dB左右; 缝翼后缘结构变形封闭缝道可消除向后缘壁面发展的剪切层, 从而抑制了窄带噪声。

References

  1. Dobrzynski W. Almost 40 Years of Airframe Noise Research:What Did We Achieve?[J]. Journal of aircraft, 2010, 47(2): 353–367 [Article] [CrossRef] [Google Scholar]
  2. Li Weipeng. Review of the Mechanism and Noise Control of High-Lift Device Noise[J]. Acta Aerodynamic Sinica, 2018, 36(3): 372–384, 409 [Article] (in Chinese) [Google Scholar]
  3. Guo Y P, Yamamoto K J, Stoker R W. Component-Based Empirical Model for High-Lift System Noise Prediction[J]. Journal of Aircraft, 2003, 40(5): 914–922 [Article] [CrossRef] [Google Scholar]
  4. Pascioni K, Cattafesta L N, Choudhari M M. An Experimental Investigation of the 30P30N Multi-Element High-Lift Airfoil[C]//20th AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference, 2014 [Google Scholar]
  5. Lockard D P, Choudhari M. The Variation of Slat Noise with Mach and Reynolds Numbers[C]//17th AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference, 2011 [Article] [Google Scholar]
  6. Chow L, Mau K, Remy H. Landing Gears and High LiftDevices Airframe Noise Research[C]//8th AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference and Exhibit, 2002 [Article] [Google Scholar]
  7. Choudhari M M, Lockard D P, Macaraeg M G, et al. Aeroacoustic Experiments In The Langley Low-Turbulence Pressure Tunnel[R]. NASA TM 211432, 2002 [Google Scholar]
  8. Roger M. The Use of Amiet's Methods in Predicting the Noise from 2D High-Lift Devices[C]//6th Aeroacoustics Conference and Exhibit, 2000 [Article] [Google Scholar]
  9. Dobrzynski W, Pott-Pollenske M. Slat Noise Source Studies for Farfield Noise Prediction[C]//7th AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference and Exhibit, 2001 [Article] [Google Scholar]
  10. Kolb A, Faulhaber P, Drobietz R, et al. Aeroacoustic Wind Tunnel Measurements on a 2D High-Lift Configuration[J]. AIAA Journal, 2007 [Article] [Google Scholar]
  11. Rossiter J E. Wind Tunnel Experiments on the Flow Over Rectangular Cavities at Subsonic and Transonic Speed[R]. Royal Aircaraft Establrshment ARC R & M, NO.3438, 1964 [Google Scholar]
  12. König D, Koh S R, Meinke M, et al. Two-Step Simulation of Slat Noise[J]. Computers and Fluids, 2010, 39(3): 512–524 [Article] [CrossRef] [Google Scholar]
  13. Liu Peiqing, Li Ling, Xing Yu, et al. Developments of Aeroacoustic Inrestigation on High-Hift Derice for Large Aircrafts[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2017, 35(4): 472–484 [Article] (in Chinese) [Google Scholar]
  14. Andreou C, Graham W, Shin H C. Aeroacoustic Study of Airfoil Leading Edge High-Lift Devices[C]//12th AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference, 2006: 2515 [Article] [Google Scholar]
  15. Imamura Taro, Hiroki Ura, Yuzuru Yokokawa, et al. Designing of Slatcove Filler as a Noise Redution Device for Leading-Edge Slat[C]//13th AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference, 2007 [Article] [Google Scholar]
  16. Pagani C C, Souza D S, Medeiros M A F, et al. Experimental Investigation on the Effect of Slat Geometrical Configurations on Aerodynamic Noise[J]. Journal of Sound & Vibration, 2017, 394: 256–279 [Article] [NASA ADS] [CrossRef] [Google Scholar]
  17. Spalart P R, Allmaras S R. A One-Equation Turbulence Model for Aerodynamic Flows[C]//AIAA 30th Aerospace Sciences Meeting, 1992 [Article] [Google Scholar]
  18. Shur M, Spalart P R, Strelets M, et al. Detached-Eddy Simulation of an Airfoil at High Angle of Attack[C]//Engineering Turbulende Modeling and Experiments 4, 1999: 669–678 [Article] [Google Scholar]
  19. Spalart P R, Deck S, Shur M L, et al. A New Version of Detached-Eddy Simulation, Resistant to Ambiguous Grid Densities[J]. Theoretical and Computational Fluid Dynamics, 2006, 20(3): 181–195 [Article] [NASA ADS] [CrossRef] [Google Scholar]
  20. Ffowcs Williams J E, Hawkings D L. Sound Generation by Turbulence and Surfaces in Arbitrary Motion, Royal Society of London Philosophical[J]. Trans Series A, 1969, 264(1151): 321–342 [Article] [Google Scholar]
  21. Imamura F, Enomoto S, Yokokawa Y, et al. Three-Dimensional Unsteady Flow Computations around a Conventional Slat of High-Lift Devices[J]. AIAA Journal, 2008, 46(5): 1045–1053 [Article] [NASA ADS] [CrossRef] [Google Scholar]
  22. Lockard D, Choudhari M. Noise Radiation from a Leading-Edge Slat[C]//15th AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference, 2009 [Article] [Google Scholar]
  23. Murayama M, Nakakita K, Yamamoto K, et al. Experimentalstudy of Slat Noise from 30P30N Three-Element High-Lift Airfoil in JAXA Hard-Walllow-Speed Wind Tunnel[J]. AIAA Journal, 2014 [Article] [Google Scholar]
  24. N. Jenkins L, R. Khorrami M, Choudhari M. Characterization of Unsteady Flow Structures Near Leading-Edge Slat: Part Ⅰ: PIV Measurements[C]//10th AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference, 2004 [Article] [Google Scholar]
  25. Choudhari M M, Khorrami M R, Lockard D P. Slat Cove Noise: 30P30N 3-Element, Simplified High-Lift Configuration(Modified Slat), Guidelines for Category 7 of BANC-Ⅱ Workshop[C]//19th AIAA/CEAS Aeroacoutics Conference, 2012 [Google Scholar]
  26. Choudhari M M, Lockard D P. Assessment of Slat Noise Predictions for 30P30N High-Lift Configuration from BANC-Ⅲ workshop[C]//21st AIAA/CEAS Aeroacoustics Conference, 2015 [Google Scholar]
  27. Powell Alan. Theory of Vortex Sound[J]. Journal of the Acoustical Society of America, 1964, 36(1): 177 [Article] [NASA ADS] [CrossRef] [Google Scholar]
  28. Howe M S, Theory of Vortex Sound[M]. New York, Cambridge University Press, 2002 [CrossRef] [Google Scholar]

All Tables

表1

不同缝翼位置下的升力阻力系数对比

表2

不同结构参数结果对比

All Figures

thumbnail 图1

30P30N翼型及其增升装置外形参数

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thumbnail 图2

30P30N模型计算网格

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翼型表面压力系数对比

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仿真与PIV实验对比

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监测点位置示意图

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远场噪声频谱对比

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远场噪声指向性图对比

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位置调整

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表面升力系数对比

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远场噪声频谱对比

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远场指向性图对比

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缝翼凹腔的展向涡量对比(左:原始; 右:O-0.5G1.0)

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Q准则等值面云图对比(左:原始; 右:O-0.5G1.0)

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不同变形状态示意

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不同结构参数翼型的升力系数

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远场噪声频谱图对比

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不同结构参数的远场指向性图对比

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时均展向涡对比

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Q准则等值面云图对比

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