高温超音速喷流噪声场分布特性研究

为了研究高温超音速喷流噪声特性,针对高温超音速喷流流场进行三维非稳态数值模拟,根据其湍流结构确定声源面并通过FW-H方程求解远场某点的声压级分布,分析高温超音速喷流噪声场分布规律以及喷管出口马赫数对喷流噪声场的影响.研究表明,该方法得到的计算结果与试验结果基本吻合,高温超音速喷流噪声具有很强的指向性;在特定工况下声压级峰值高达150 dB以上,喷管出口马赫数从2.5增加到3.0,相同观测点的声压级峰值增高10 dB左右.     

V形尾翼无人机喷流对气动力特性干扰的数值模拟

全球鹰外形的无人机,其V形尾翼位于发动机喷管两侧,发动机的高温、高速喷流对尾翼和飞机的气动干扰影响很大。文章通过数值模拟分析了V形尾翼与发动机喷流的相互干扰作用,给出了全球鹰外形无人机在不同高度、马赫数以及相应的发动机工作状态下的气动力特性,定量对比不带发动机喷流和带有喷流的计算结果,得出了发动机喷流对尾翼及全机的气动影响,可作为无人机V型尾翼和发动机气动布局设计的参考。     

喷射流场及其辐射声场数值模拟

为研究喷管结构对射流噪声的影响,采用大涡模拟对不同截面形状喷口形成的非定常湍射流场进行了数值模拟.在流场计算的基础上,结合Ffowcs Williams-Hawkings积分方程对远场声场进行了计算,得到不同喷管结构对应的湍射流场的流动结构及其辐射噪声的频谱特性.计算结果表明,椭圆形截面喷管的出口附近存在大量的旋涡结构,增大了射流边界层处的气流掺混,从而降低了射流核心区的长度,有效抑制了喷射噪声,在5种不同结构的喷管中,椭圆形截面的喷管对应的辐射声压最低,而矩形喷管对应的辐射声压最高;在射流方向的30°～75°扇形区域内,辐射声信号最强且存在明显的指向性.     

通气超空化对水下火箭发动机性能影响

火箭发动机具有功率密度大、推力大等优势,常被用作主动攻击高速水中兵器的推进器.然而,火箭发动机在水下工作时喷管出口压力发生剧烈脉动,进而影响发动机的推力性能,甚至造成安全事故.为研究火箭发动机在水下的工作特性和尾流场特性,基于VOF多相流模型和理想气体模型,建立了高温高压燃气水下超声速喷流的数值模型,分别在单相水来流和通气超空化来流条件下对火箭发动机的内外流场进行仿真计算,获得了通气超空泡、工作压力等因素对火箭发动机尾喷流场的影响规律.研究结果表明:无通气超空化时,尾喷流存在明显的颈缩、胀鼓、回击等非定常现象,发动机推力剧烈脉动;存在通气超空化时,火箭发动机喷出的燃气与超空泡内气体掺混排出,尾流场的非定常特性显著减弱,发动机推力未产生剧烈脉动;当发动机工作压力增大为设计压力一倍时,在无空化条件下燃气流量及发动机推力分别产生30.4%和20.6%的振荡幅度,在通气超空化条件下发动机的工作性能几乎不受工作压力的影响.     

动力喷流效应混合方法数值模拟研究

从动力喷流效应精细化模拟需求出发,在k-ω SST湍流模型基础上建立了IDDES混合方法,采用了有限体积五阶WENO格式提高空间离散格式精度,开展了动力喷流效应混合方法数值模拟分析及应用研究。基于自由发展喷管流动和ARN2喷管算例,开展了动力喷流效应混合方法数值模拟验证分析,结果表明增加网格密度和提高空间离散格式可有效改善喷流速度分布预测结果,缩短喷管出口下游非物理流动稳定状态,瞬态流场结构更加清晰合理,湍流强度预测更加准确。在此基础上,针对较为实际的涡扇发动机模型,完成了动力喷流效应混合方法数值模拟分析,得到了内、外涵喷流和外界气流的相互干扰及掺混特征,得到了三维湍流结构特征。     

基于大涡模拟的方柱绕流噪声特性研究

采用大涡模拟结合Ffowcs Williams-Hawkings(FW-H)方程声类比的方法,研究了方柱绕流噪声特性,将基准模型数值计算结果与前人试验结果进行对比,并分析方柱绕流噪声辐射特性以及流速和流向对声场的影响规律。研究表明:基准模型数值计算结果与试验值较为一致,说明了文中计算方法的适用性;在约110°和250°的圆周方向上的存在偶极子噪声模态,且随着距离的增大,噪声辐射声压级逐渐减小,噪声指向性变得逐渐不明显;随着流速的增大,涡脱落频率逐渐增大,且涡脱落频率处的声压级也随之增大,辐射噪声声压级在频域上呈增大趋势;流向的改变使得方柱绕流辐射噪声的声场指向性变得复杂。     

射流噪声抑制的数值方法——共轴射流的研究

由于喷气飞机中发动机产生的气动噪声是飞行时的主要噪音之一,因此射流噪声的研究具有重要的意义。文章结合CFD技术与气动噪声时域理论求解共轴喷管的射流噪声。首先采用雷诺平均N-S方程求解器对射流的三维流场进行了数值模拟。通过数值模拟,得到了共轴喷管马赫数为0.75的流场特性。然后结合lighthill声比拟理论研究了流场产生的气动噪声。结果发现,由于次级流对主流的影响,导致射流流场结构改变,剪切层内的大尺度涡减小,与常规单喷管射流噪声相比共轴射流有所改善,特别是在高频段喷流噪声有明显减小。     

喷管角度对脉冲爆震发动机性能影响数值研究

为了研究喷管角度对脉冲爆震发动机性能的影响,以丙烷和空气分别为燃料和氧化剂,对采用不同收敛角和扩张角喷管的脉冲爆震发动机工作过程进行了单循环数值模拟。研究结果表明,收敛喷管的收敛角和扩张喷管的扩张角对脉冲爆震发动机性能的影响规律是不同的。收敛喷管出口要比扩张喷管出口更早地形成膨胀波系,扩张喷管出口膨胀得要比收敛喷管出口膨胀得更为充分。对于收敛喷管而言,无论收敛角度如何变化,都会有正的推力增益;对于扩张喷管,当扩张角度超过9°时,就会产生负的推力增益。喷管收敛角为9°时的脉冲爆震发动机性能较好。     

飞翼无人机保形非对称尾喷管设计与流场特性

基于飞翼布局无人机隐身与保形设计要求,设计了不同面积比的四边形和圆矩形2类非对称尾喷管,并利用数值模拟方法对无人机内外流耦合流动进行了计算分析,获得了无人机全机纵向气动性能与尾喷管三维流场特性。结果表明:保形非对称尾喷管可用于改善飞翼无人机的纵向力矩特性,且圆矩形喷管升阻特性和力矩特性比四边形喷管更优;收敛型喷管(面积比Ar≤1.0)无法在设计点(发动机喷口)而是在尾喷管出口处形成喉道,并在喉道处形成强激波阻滞喷流排出;随着面积比增大,轴向推力系数先增大后减小,存在最佳面积比,而且相同面积比下圆矩形喷管比四边形喷管推力性能更佳;扩张型喷管内激波的强度随着面积比增大变得更强,圆矩形喷管结尾处的激波角比四边形喷管小,喷流阻滞作用更小;对于此类飞翼布局无人机采用面积比为1.2~1.4的圆矩形喷管,将获得较理想的气动性能。     

喷管扩张段型面对发动机羽流的影响

为研究喷管扩张段型面对发动机羽流流场气动特性的影响,采用FLUENT计算流体力学软件,对同一条件下不同扩张段型面喷管的管内流场及羽流流场进行了数值模拟,研究了喷管扩张段型面对发动机羽流流场的影响.结果表明,喷管扩张段型面对其出口膨胀波的角度与强弱影响较大,型面线件与喷管效率密切相关,扩张段型面设计使二次曲线可以获得更好的流动特性,有利于提高喷管的工作效率.     

简支箱梁振动噪声影响参数研究

为了研究简支箱梁结构噪声,以32 m简支箱梁为研究对象进行车桥耦合动力分析,求解轨道不平顺作用下的竖向轮轨力。以竖向轮轨力作为激励加载在简支箱梁的声场分析模型中,以简支箱梁的动力响应结果作为边界条件,利用边界元和有限元相结合的方法求解声场内声压级的频率分布特性和传播规律。主要研究了行车速度和板件厚度等因素对简支箱梁结构噪声的影响。研究表明,桥梁结构噪声的频段主要在100 Hz以下,顶板上方的噪声声压级最大;结构噪声在传播过程中存在明显的衰减特性,噪声声压级随传播距离增大而减小;车辆运行速度越大,结构噪声声压越大;箱梁刚度和顶板厚度越大噪声声压级越小;相同列车荷载作用下,单箱双室箱梁辐射出的结构噪声声压级比单箱单室箱梁更小。     

电站锅炉声学测温中炉膛声场及热态背景噪声特性研究

以理论和实验相结合的方法,对锅炉冷态声场进行了研究;系统分析了锅炉热态噪声的产生机理和声衰减特性;把小波理论引入到炉膛声特性提取之上,从不同尺度空间获得了炉膛噪声信号的特性;并对背景噪声声压级进行了测量.研究表明:电站锅炉声学测温中,声源在锅炉冷态时形成的声场为扩散声场;热态由于声衰减作用可以近似为自由声场;不吹灰时,...     

基于流声耦合的调节阀空化噪声数值预测

针对工程应用中调节阀普遍出现的空化以及由其产生的噪声问题,提出基于流声场耦合法的调节阀空化噪声数值预测方法,首先选择大涡模拟和空化模型对调节阀进行瞬态流场计算,然后联合声学边界元法利用流场信息计算噪声场特征,分别数值计算一种轴流式调节阀在空化和无空化工况时的噪声。结果表明:监测点处的声压级频率响应曲线整体趋势基本一致,计算结果符合实际规律;空化工况时的声压级频率响应曲线具有较多的峰值点,而无空化则较为平稳,可作为判断调节阀是否产生空化的依据;数值计算得到的监测点处总声压级与理论预测计算的相对误差低于7.1%,证明了数值计算的准确可行性。     

某SUV型汽车后视镜气动噪声数值仿真

为有效降低汽车气动噪声,依据声类比思想将气动噪声计算分成流场和声场计算,采用全域与子域分步计算流场和ACTRAN计算声场相结合的方法对某SUV型汽车后视镜的3种方案的气动噪声进行数值仿真,得到车外流场与车内外的声场及声压级频谱曲线,分析流场云图和声压级频谱曲线的变化规律.结果表明:方案III的后视镜因边缘凸起改善了侧窗外流场湍流脉动压力、漩涡和声源位置分布,减少了后视镜通过侧窗传播到车内的噪声.数值仿真结果与实验测试结果吻合较好,验证了方法的正确性.该方法可优化车内声场的分布,提高司乘人员舒适性.     

喷射噪声与分流降噪

本文首先分析了喷流的特性从流速在截面上的分布,喷流的形状,讲到喷流噪声的发生。 接着推荐美国宾州大学噪声控制研究室关于喷流声功率与声压级的经验公式。他们曾通过对于不同密度的周围介质,不同的射流质量,不同的喷流速度作了不少次试验,获得了不少数据和曲线,归纳出这几个公式。这些公式在实践中证明基本上是符合实际的。 本文在分析这些公式的基础上,分析流速和喷咀直径对发生噪声的影响,提出有些情况下可采取的降低噪声的措施。阐述了蜂窝状喷咀分流降噪的机理,介绍了分流喷咀的实践效果以及在宾州大学试验采用吸声套圈的效果。     

三氧化二铝粒子在喷管喉部沉积变化规律的理论分析

使用含铝推进剂的固体火箭发动机,在工作时,一般在喷管壁面上留下一层三氧化二铝的沉积物.这沉积物对于小喷管喉部,长时间工作的固体火箭发动机工作性能影响很大. 本文从喷管喉部的能量守恒、热传导规律出发,分析并求出了三氧化二铝在喉部的沉积规律及其数学表达式.从而,可以予估使用含铝推进剂的固体火箭发动机在其工作时三氧化二铝的沉积状态.     

扩张角对型面喷管的推力影响数值仿真

为了研究扩张角对型面喷管推力的影响,利用AUTO-CAD建立二维轴对称型面喷管几何模型,通过控制初始段和出口段扩张角的角度获得喷管的型面,利用FLUENT软件对喷管进行了二维粘性流动数值模拟,得到了喷管内流场的速度云图、压力云图、喷管出口的压力、轴向速度变化曲线以及喷管的质量流率,利用推力公式,运用数据处理得到喷管出口参数平均值,求得型面喷管的推力。计算结果表明:在扩张比恒定的条件下,随着喷管初始扩张角的增大,喷管的推力先增大,而后保持不变;随着出口扩张角的增大,喷管的推力逐渐减小。这项研究可为固体火箭或导弹发动机的设计奠定了基础。     

车辆壳体结构振动噪声的预估和降低

首先建立了壳体结构和声场的有限元模型，用声场－结构耦合的模态综合法分析了车内噪声的分布，并计算了车辆在几种工况下的声压级，与模型实验结果趋势一致．因此，声场－结构耦合的模态综合法可以较有效地预估车内的噪声，可以在设计阶段优化车辆壳体结构，从而使车内噪声尽可能降到最低限度．     

喷管结构因素对喉部沉积影响的实验研究

本实验研究中使用了小型固体推进剂火箭发动机及不同结构参数的喉部组件,用于研究喷管结构因素对喷管喉部沉积的影响.在实验中成功地观察到了喷管喉部沉积的现象,并且获得了结构因素(包括喷管喉衬的厚度、喉部表面的粗糙度、收敛角及喉部过渡园弧半径)对喷管喉部沉积影响的初步规律.其中,喉衬厚度的影响是最显著的.实验结果为喷管喉部沉积机理的研究提供了依据,并且提出了可用于消除喷管喉部沉积现象的措施.     

不同湍流模型在射流推力矢量喷管数值模拟中的比较分析研究

利用数值模拟手段,分别求解以SA、SST k-ω、EASM k-ω或k-ζ湍流模型封闭的RANS方程,针对激波控制射流推力矢量喷管展开研究,在多个主喷流压比NPR(4.6,7.0,8.78,10.0)和次主流压比SPR(0.7,1.0)下,系统考察了四种不同湍流模型对射流推力矢量喷管性能参数及主喷管内壁面压力分布的预测能力,探讨了激波控制产生推力矢量随不同参数的变化规律。并基于数值分析,定量给出了二次射流所带来的主喷管性能损失。数值计算结果表明,四种湍流模型都能比较准确预测出射流推力矢量喷管的性能参数,在激波捕捉和压力预测方面,相对而言SST k-ω模型最为准确。