【摘 要】
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基于仿生学原理的多孔介质翼型,其雷诺数在一定范围内,会使翼型的后缘产生湍流,因此向外辐射出湍流噪声。对多孔介质仿生翼型后缘湍流流动及气动噪声进行研究,可以进一步理解仿生翼型有效控制气动噪声的机理,并可以为飞行器气动噪声的控制提供理论依据。本文通过使用大涡模拟（Large Eddy Simulation,LES）方法,对雷诺数为8×10~5、来流速度U0为50m/s的Selig-Donovan（SD
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基于仿生学原理的多孔介质翼型,其雷诺数在一定范围内,会使翼型的后缘产生湍流,因此向外辐射出湍流噪声。对多孔介质仿生翼型后缘湍流流动及气动噪声进行研究,可以进一步理解仿生翼型有效控制气动噪声的机理,并可以为飞行器气动噪声的控制提供理论依据。本文通过使用大涡模拟（Large Eddy Simulation,LES）方法,对雷诺数为8×10~5、来流速度U0为50m/s的Selig-Donovan（SD）7003仿生翼型的后缘湍流流动进行数值研究,设计了7种不同渗透率多孔介质材料后缘的多孔翼型。并通过基于声比拟理论的有限元/无限元法对不同仿生翼型的远场气动噪声进行数值研究。仿生翼型后缘湍流流动具有以下特征,多孔后缘的压力面与吸力面压强系数的改变使流体流过多孔介质后缘,造成翼型气动载荷发生波动,其波动的幅值变化程度取决于多孔介质的渗透率;多孔介质材料后缘对翼型上游的时均压强分布影响较弱,但降低了后缘壁面附近的时均压强系数与脉动压强强度;多孔后缘改变了后缘壁面附近三维涡结构与涡量分布,并减缓后缘区域涡结构的破碎。多孔翼型后缘气动噪声研究表明:在后缘处使用多孔介质材料可以抑制翼型后缘气动噪声;多孔翼型的整体声压级（Over All Sound Pressure Level,OSPL）随着多孔介质渗透率的减小呈现先减小后增大的趋势,并且在多孔介质渗透率为5e-11m~2时对噪声的抑制效果最显著。同时发现,多孔翼型监测点处St在2.35到9.4区间的声压级对监测点处总声压级的贡献度最大,并且对噪声的影响规律与总体声压级趋势相同;指向性特征表明,多孔仿生翼型中低频段主要为偶极子声源,高频段为四极子声源主导。
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