采用大涡模拟LES方法计算了火箭发动机超声速过膨胀射流形态及近场声压分布,研究了入口温度与环境温度的比值(温度比)对声场的影响;将声源分解,基于Ffowcs Williams-Hawkings (FW-H)方程获取了不同位置噪声源的远场噪声,并根据声压级频谱和湍流形态分析了超声速射流噪声的产生机理。研究表明,超声速过膨胀射流气动噪声由湍流混合噪声和宽频激波噪声组成,近场噪声源以马赫波形式向大方位角辐射中高频噪声,下游大尺度湍流向低方位角范围辐射低频噪声,声压级峰值频率随观测角度增大而升高;随温度比升高,马赫波辐射角度增大,噪声指向性发生改变。该研究可为运载火箭发动机地面试车或火箭发射段声学环境设计提供参考。

本文通过计算流体力学(CFD)和Ffowcs Williams-Hawkings(FW-H)方程相结合的方式,对含扭转叶型的三维多翼离心风机进行流动与噪声仿真模拟,研究了叶型扭转对于近场和远场测点噪声声压级的影响,并实现了风机的降噪优化。通过分析流场发现由于相对迎角的增大,多翼离心风机的叶片靠近底侧壁面处存在明显的气动分离问题,因此对风机叶型进行扭转设计,分别计算了不同底部扭转角构型的远场和近场测点的噪声声压级。对比不同底部扭转角噪声声压级的计算结果发现,随着底部扭转角的增加,远场和近场声压级都出现了先降后增的趋势,最终在底部扭转-35°时得到最优的远场声压级。经实验验证,扭转叶型与原始叶型相比,远场的平均声压级降低了1.3dB。

我国目前正在自主研制民航大客机，噪声水平是其能否取得适航证的关键因素之一。在飞机着陆过程中，起落架噪声在飞机总噪声中已占据主体地位。基于试验数据，提出一种飞机起落架气动噪声的新型数值计算方法。该方法将起落架结构分解为圆柱体、机轮等基本部件。根据FfowcsWilliams．Hawkings方程，对每类基本部件提出对应的噪声预测方法。由这些基本部件组装成起落架，进而计算出起落架总体辐射噪声。该方法考虑多机轮存在情况，提出新型机轮模型，从而解决现有数值计算方法机轮模型过于简单，并导致不正确计算结果的问题；提出基于圆柱体方向仿真数据的圆柱体部件指向性确定方案，解决现有数值计算方法噪声辐射指向性错误的问题。另外，该方法能够确定出对起落架总体辐射噪声贡献最大的基本部件，为低噪声起落架设计提供依据。