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基于RANS/NLAS的火箭跨声速脉动压力环境预示
被引量：
11
1
作者
任淑杰
张收运
闫桂荣
《固体火箭技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2011年第4期418-422,共5页
为了快速准确地预示大型火箭结构的脉动压力环境,采用雷诺平均N-S方程(RANS)求解流场、非线性噪声求解方程(NLAS)求解声场相结合的技术途径,数值求解了跨声速阶段火箭表面锥柱肩部、船尾倒锥、裙柱部区典型位置处脉动压力,给出了火箭在...
为了快速准确地预示大型火箭结构的脉动压力环境,采用雷诺平均N-S方程(RANS)求解流场、非线性噪声求解方程(NLAS)求解声场相结合的技术途径,数值求解了跨声速阶段火箭表面锥柱肩部、船尾倒锥、裙柱部区典型位置处脉动压力,给出了火箭在不同马赫数条件下的均方根脉动压力系数、声压级等。结果表明,基于RANS/NLAS方法,并应用两方程非线性k-ε湍流模型、远场吸收边界及壁面函数法,可成功地进行火箭跨声速脉动压力环境的预示;船尾倒锥区的脉动压力环境较锥柱肩部、裙柱部区更为严重,且马赫数为0.9～0.975时,船尾倒锥区的脉动压力环境最为严重;脉动压力能量主要集中在低频(100 Hz附近)。
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关键词
跨声速流
rans/nlas
脉动压力
声压级
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职称材料
用于飞机机翼涡固干扰噪声数值模拟的RANS/NLAS方法
被引量：
1
2
作者
刘菲菲
陈刚
李跃明
《西安交通大学学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2015年第9期141-146,共6页
针对传统的气动噪声混合模拟方法对网格要求过高的问题,尝试将非线性声学方程应用于涡固干扰噪声的计算中,以串列柱-翼模型作为飞机关键噪声部件的典型模型,利用数值模拟方法来研究涡固干扰噪声机理。通过雷诺平均N-S方程(RANS)求解流...
针对传统的气动噪声混合模拟方法对网格要求过高的问题,尝试将非线性声学方程应用于涡固干扰噪声的计算中,以串列柱-翼模型作为飞机关键噪声部件的典型模型,利用数值模拟方法来研究涡固干扰噪声机理。通过雷诺平均N-S方程(RANS)求解流场信息,再通过非线性声学方程(NLAS)求解声场,获得串列柱-翼模型典型位置处的流场特性和噪声预测结果,揭示了涡固干扰噪声机制。RANS/NLAS方法对计算网格要求低、节约计算资源、缩短计算时间且计算精度高,可较准确地模拟非线性噪声。模拟计算表明:非定常来流下,涡固干扰是造成机翼噪声的最主要原因,主要发声部位由机翼后缘移至前缘,串列柱-翼模型噪声的单音峰值出现在频率1 354 Hz处,最大声压级为91dB。对近场流动特性和远场噪声预测的结果,与文献中实验结果均取得很好的一致性。
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关键词
rans/nlas
机翼噪声
涡固干扰
串列柱-翼模型
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职称材料
题名
基于RANS/NLAS的火箭跨声速脉动压力环境预示
被引量：
11
1
作者
任淑杰
张收运
闫桂荣
机构
西安交通大学航天航空学院
出处
《固体火箭技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2011年第4期418-422,共5页
基金
国防973资助项目(61355)
文摘
为了快速准确地预示大型火箭结构的脉动压力环境,采用雷诺平均N-S方程(RANS)求解流场、非线性噪声求解方程(NLAS)求解声场相结合的技术途径,数值求解了跨声速阶段火箭表面锥柱肩部、船尾倒锥、裙柱部区典型位置处脉动压力,给出了火箭在不同马赫数条件下的均方根脉动压力系数、声压级等。结果表明,基于RANS/NLAS方法,并应用两方程非线性k-ε湍流模型、远场吸收边界及壁面函数法,可成功地进行火箭跨声速脉动压力环境的预示;船尾倒锥区的脉动压力环境较锥柱肩部、裙柱部区更为严重,且马赫数为0.9～0.975时,船尾倒锥区的脉动压力环境最为严重;脉动压力能量主要集中在低频(100 Hz附近)。
关键词
跨声速流
rans/nlas
脉动压力
声压级
Keywords
t
rans
onic flow
rans/nlas
fluctuation pressure
sound pressure level
分类号
V412.1 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
用于飞机机翼涡固干扰噪声数值模拟的RANS/NLAS方法
被引量：
1
2
作者
刘菲菲
陈刚
李跃明
机构
中国空气动力研究与发展中心
西安交通大学航天航空学院
出处
《西安交通大学学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2015年第9期141-146,共6页
基金
国家"973计划"资助项目(2013CB03570202)
国家自然科学基金资助项目(11272005
1141101165)
文摘
针对传统的气动噪声混合模拟方法对网格要求过高的问题,尝试将非线性声学方程应用于涡固干扰噪声的计算中,以串列柱-翼模型作为飞机关键噪声部件的典型模型,利用数值模拟方法来研究涡固干扰噪声机理。通过雷诺平均N-S方程(RANS)求解流场信息,再通过非线性声学方程(NLAS)求解声场,获得串列柱-翼模型典型位置处的流场特性和噪声预测结果,揭示了涡固干扰噪声机制。RANS/NLAS方法对计算网格要求低、节约计算资源、缩短计算时间且计算精度高,可较准确地模拟非线性噪声。模拟计算表明:非定常来流下,涡固干扰是造成机翼噪声的最主要原因,主要发声部位由机翼后缘移至前缘,串列柱-翼模型噪声的单音峰值出现在频率1 354 Hz处,最大声压级为91dB。对近场流动特性和远场噪声预测的结果,与文献中实验结果均取得很好的一致性。
关键词
rans/nlas
机翼噪声
涡固干扰
串列柱-翼模型
Keywords
rans/nlas
method
airfoil noise
vortex-structure interaction
rod-airfoil model
分类号
V211.3 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
作者
出处
发文年
被引量
操作
1
基于RANS/NLAS的火箭跨声速脉动压力环境预示
任淑杰
张收运
闫桂荣
《固体火箭技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2011
11
下载PDF
职称材料
2
用于飞机机翼涡固干扰噪声数值模拟的RANS/NLAS方法
刘菲菲
陈刚
李跃明
《西安交通大学学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2015
1
下载PDF
职称材料
已选择
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参考文献
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