【摘 要】
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尾缘噪声是压气机/风扇叶片和机翼的翼型自噪声的主要来源之一,详细了解其产生的机制将有利于更安静的飞机和推进系统的设计。计算气动声学基于描述流动和声场的基本控制方程,通过数值模拟研究气动噪声的产生原理和特性,能够帮助人们进一步理解其的物理机制。随着计算机飞速发展,对叶片尾缘噪声进行直接数值模拟以探索尾缘噪声的形成和传播机制变得可行。从计算气动声学的角度出发,为了满足计算气动声学对高精度高效率的计算要
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尾缘噪声是压气机/风扇叶片和机翼的翼型自噪声的主要来源之一,详细了解其产生的机制将有利于更安静的飞机和推进系统的设计。计算气动声学基于描述流动和声场的基本控制方程,通过数值模拟研究气动噪声的产生原理和特性,能够帮助人们进一步理解其的物理机制。随着计算机飞速发展,对叶片尾缘噪声进行直接数值模拟以探索尾缘噪声的形成和传播机制变得可行。从计算气动声学的角度出发,为了满足计算气动声学对高精度高效率的计算要求,本文将高精度、低色散、低耗散的有限差分紧致格式应用于尾缘噪声的直接数值模拟中。本文通过理论推导,提出了实现紧致格式并行计算并保持一致精度和色散特性的方法,并且通过一系列数值算例验证了该的可行性和准确性。在此基础上,本文开发出了高精度的直接数值模拟求解器,并且通过圆柱绕流和绕NACA0012翼型流、平面叶栅流场的数值模拟和流动特性分析,检验了该求解器的有效性和准确性。同时,初步揭示了从临界涡脱落状态开始增大雷诺数对绕NACA0012翼型尾缘涡结构的变化情况。最后,经过对圆柱绕流噪声计算的验证后,本文对NACA0012翼型尾缘噪声进行了直接数值模拟。结果分析表明临界涡脱落状态下,NACA0012翼型尾缘噪声源主要为偶极子声源,尾缘对噪声的传播具有散射和放大效果;随着雷诺数一定程度的增大,附着涡脱落形成的偶极子声源逐渐成为主导,其声压值和波长都增大。
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