基于FW-H方程的旋翼气动声学计算研究

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【国家自然科学基金】_fw-h方程_基金支持热词逐年推荐_【万方软件创新助手】_20140802

科研热词气动噪声高速列车外形优化受电弓绝缘子 fw-h方程 cfd
推荐指数 2 1 1 1 1 1
2013年序号 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 26 27 28 29 30
2008年序号 1 2 3 4 5 6 7 8 9
科研热词潜艇湍流模型流噪声气动流场气动声场数值计算方法大涡模拟临界间距比串列圆柱
推荐指数 1 1 1 1 1 1 1 1 1
2009年序号 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10
科研热词离心风机矩形腔体流场模拟气动声学直接数值模拟方柱绕流基频噪声研究噪声偶极子声源 ce/se算法
科研热词 fw-h方程边界元法气动声学气动噪声高级时间方法频域面元法轴流风扇薄壁边界元管道离散频率噪声潜艇流场分离流固耦合流噪声时域无空泡噪声振动噪声延迟时间方法对流fw-h方程大涡模拟多载荷航行器声比拟理论声比拟方法地面效应噪声凸台减阻降噪偶极子 green函数
推荐指数 3 2 2 2 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1
2014年序号 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13
2014年科研热词气动噪声起落架自由尾迹耦合cfd方法 Байду номын сангаас构噪声直升机桨-涡干扰噪声旋涡风机数值仿真大涡模拟叶片厚度串联圆柱体 navier-stokes方程推荐指数 2 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1
推荐指数 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1

直升机气动噪声研究进展

直升机气动噪声研究进展陈平剑;仲唯贵;段广战【摘要】The status and progress in helicopter aero-acoustic technology is presented,inclu-ding test technology,analysis method and rotor noise control technology.The advanced test technologies such as unsteady pressure measurement,flow field visualization and noise source lo-calization,have been implemented in the acoustic wind tunnel test of rotor noise,which is the es-sential instrument for helicopter aero-acoustic research.Flight test of helicopter aero-acoustic measurements has become a necessary technique in the programs of helicopter noise certification and helicopter noise reduction investigation.With the development of helicopter aero-acoustic noise analysis method,many software tools for rotor noise prediction have been developed and applied in the helicopter design and noise reduction research,based on the solutions of the FW-H equation and Kirchhoff equation.Low noise blade tip is the primary and effective method for heli-copter noise control,and is used widely in helicopter design.Moreover,new technologies such as noise abatement operation and active rotor noise control have been validated by flight test,but have not been used in helicopter design get.Initiated by the demands to design environmentally compatible helicopter,both societies of industry and academia will devote more effort in helicop-ter aero-acoustic technology research.%对直升机气动噪声的研究进展进行了综述，内容包括试验技术、理论分析方法和噪声抑制技术。

汽车后视镜区域瞬态流场及气动噪声数值仿真

汽车后视镜区域瞬态流场及气动噪声数值仿真余文杰;韩强;张琦;郑四发【摘要】The body surface pressure fluctuation was obtained through the three-dimensional transient simulation of the vehicle outflow field using Detached Eddy Simulation (DES). Aerodynamic noise was simulated with FW-H acoustic model. By comparing with the experimental data of rear view mirror, the accuracy of the simulation was verified. The rear view mirror condition was compared with the no rear view mirror condition about the transient flow field, surface pressure fluctuation, sound pressure level of the side window monitoring points. The mechanisms of generating the aerodynamic noise in the rear view mirror were revealed,which could provide technical supports for reducing automotive aerodynamic noise.%通过分离涡模拟(DES)进行整车外流场的三维瞬态仿真,得到车身表面压力脉动,并采用FW-H声学模型对气动噪声进行仿真分析.通过与类后视镜气动噪声试验数据相比较,验证了仿真的准确性.对有、无后视镜工况下,后视镜区域瞬态流场、车身表面压力脉动、侧窗监测点声压级进行比较,揭示了后视镜区域气动噪声产生机理,为降低汽车气动噪声提供技术支持.【期刊名称】《汽车技术》【年(卷),期】2018(000)004【总页数】6页(P9-14)【关键词】分离涡模拟;后视镜;气动噪声;压力脉动;瞬态流场【作者】余文杰;韩强;张琦;郑四发【作者单位】清华大学苏州汽车研究院,苏州215134;清华大学苏州汽车研究院,苏州215134;清华大学苏州汽车研究院,苏州215134;清华大学苏州汽车研究院,苏州215134【正文语种】中文【中图分类】U467.1+31 前言气动噪声作为汽车高速行驶时的主要噪声源，严重影响车内乘员的乘坐舒适性。

基于FW_H方程的飞机低速构型气动噪声计算_胡颖

（）０４２７７１０４２０１３０２０１７７０６－－－文章编号：
基于ＦＷ－Ｈ方程的飞机低速构型气动噪声计算
胡颖１，孙刚１，李亚林２，孟德虹３
（上海２上海２１．复旦大学力学与工程科学系，００４３３；２．中国商飞上海飞机设计研究院，００１２０；）绵阳６３．空气动力学国家重点实验室，２１０００ — —Ｆ摘要：由流体力学Ｎ以下简称ａｖｉｅｒＳｔｏｋｅｓ方程导出的非齐次波动方程 — ｆｏｗｃｓＷｉｌｌｉａｍｓａｗｋｉｎｓ方程（－－Ｈｇ，可以精确描述在静止流体中运动物体与流体相互作用的发声问题．以ＦＷ－Ｈ方程为理论依据，采ＦＷ－Ｈ方程）用混合方法：近场声源区采用Ｃ获得流场信息；远场声传播区采用自主开发的声场计算程序求解三维ＦＤ求解，计算得到观察点频谱图和总体声压级．ＦＷ－Ｈ方程时域解，关键词：ＦＷ－Ｈ方程；飞机增升装置；低速构型；气动噪声中图分类号：Ｖ２１１．４１文献标志码：Ａ
３］动密切相关，当控制面附近达到跨音速或超音速时，四极子噪声尤为突出［．
１．２三维ＦＷ－Ｈ方程时域解得２０世纪７０年代末到２０世纪８０年代初，Ｆａｒａｓｓａｔ通过格林函数积分和转换空间导数与时间导数，出ＦＷ－Ｈ方程中厚度噪声和载荷噪声的解的时域积分表达式，即著名的Ｆａｒａｓｓａｔ１和Ｆａｒａｓｓａｔ１Ａ公式．

基于CFD和气动声学理论的空腔自激振荡发声机理

基于CFD和气动声学理论的空腔自激振荡发声机理杨党国;李建强;梁锦敏【摘要】应用CFD技术和气动声学时域理论(FW-H积分方程),探讨了空腔自激振荡发声机理.腔内噪声计算以空腔流动解为基础,采用了气动声学时域理论,对该理论进行了推导说明,并利用圆柱绕流声学特性验证该方法基本可行.研究获得的空腔自激振荡模态分析结果与Rossiter和Heller等的预测结果基本相同,捕捉到了自激振荡的频域特性;分析表明空腔上方形成的剪切层中的脱落涡与腔后壁相撞,产生的一次声波辐射至腔前壁激发新的脱落涡,新的脱落涡与腔后壁再次相撞产生二次声波形成的流动声学反馈回路是导致空腔自激振荡和噪声产生的主要原因,且腔内声压幅值主要出现在一阶和二阶振荡模态,声音能量主要集中在较低频率区域.【期刊名称】《空气动力学学报》【年(卷),期】2010(028)006【总页数】7页(P724-730)【关键词】空腔;气动声学;自激振荡;发声机理;CFD;FW-H方程【作者】杨党国;李建强;梁锦敏【作者单位】中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室,四川,绵阳,621000;中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室,四川,绵阳,621000;中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室,四川,绵阳,621000【正文语种】中文【中图分类】V211.3;O422.80 引言空腔绕流广泛存在于航空航天飞行器中如飞机起落架舱、燃烧室、飞机部件接缝、武器舱等。

高速气流流经空腔,当满足一定的空气动力学条件和几何形状条件时,由于腔口剪切流与腔内流动的相互作用,腔内流动可能出现强烈的自持振荡,腔内外存在复杂的非定常流动。

流场不仅包含涡生成、脱落与破裂,还包含流动分离、膨胀波与激波及声与流动相互作用等。

腔内噪声使空腔结构承受较大的非定常载荷,严重时会危及腔内的设备和电子器件,甚至会引起空腔自身结构疲劳损坏。

国外Rossiter于1964年提出了空腔流声共振反馈模型,并给出预估振荡频率的半经验公式[1],后来Heller提出空腔后缘处的反馈声波速度应为当地声速,对Rossiter公式进行了修正[2]。

基于气动声学故障诊断技术的风机叶片开裂模型仿真与检测方法研究

现代电子技术Modern Electronics TechniqueMar. 2024Vol. 47 No. 62024年3月15日第47卷第6期0 引言对清洁可再生能源的需求不断增长以及风力发电机设计技术的进步，导致越来越多的公司投资研发大型风力发电机[1]。

例如，美国GE 公司生产的大型风电机组叶轮半径为107 m 。

虽然叶轮半径的增大、塔筒高度的提升有利于风机捕获更多的风能，但随之而来的就是载荷增加、运维困难等，因此发展一种有效的对叶片健DOI ：10.16652/j.issn.1004‐373x.2024.06.017引用格式：黄振，薛宇.基于气动声学故障诊断技术的风机叶片开裂模型仿真与检测方法研究[J].现代电子技术，2024，47（6）：102‐108.基于气动声学故障诊断技术的风机叶片开裂模型仿真与检测方法研究黄振1，薛宇2（1.深海技术科学太湖实验室连云港中心，江苏连云港 222000； 2.中国海洋大学工程学院，山东青岛 266000）摘要：随着新能源技术的不断发展，风力发电逐渐成为目前主要的可再生能源发电方式。

大型风机的发展对于风力发电行业而言至关重要，但其也存在诸多的运维问题。

为了解决风力发电机叶片受载荷不均匀，容易造成尾缘开裂，以及运维困难的问题，通过数值模拟与半经验声学模型结合的方法研究风机叶片开裂状态下气动噪声的变化，并提出采用IEEE 2400国际标准进行声学故障检测的理论框架。

通过对不同的实验结果以及NREL 的半经验模型软件仿真结果分析，得出：所提出的非接触式检测模型可以有效地识别到风机叶片的开裂故障；同时该方法有较强的推广性，可以用于其他的风机叶片故障分析与监测。

该模型不仅可以检测风机的叶片开裂故障，还可以用于分析风机运行时的气动声学特征，对于完善风机叶片无损检测、非接触式具有十分重要的意义。

关键词：气动噪声；风力发电；叶片裂纹检测；故障诊断； LES 模型；半经验模型；噪声监测中图分类号： TN876‐34； TM315 文献标识码： A 文章编号： 1004‐373X （2024）06‐0102‐07Research on wind turbine trailing edge cracking modeling simulation and measurementbased on aeroacoustics fault diagnosis technologyHUANG Zhen 1, XUE Yu 2(1. Taihu Laboratory of Deepsea Technological Science Lianyungang Center, Lianyungang 222000, China;2. College of Engineering, Ocean University of China, Qingdao 266000, China)Abstract ： With the continuous development of new energy technologies, wind power has increasingly become the main renewable energy power generation method. The development of large‐scale wind turbines is a trend in the wind power industry, and at the same time it has brought many operation and maintenance problems. In order to solve the problems of uneven load on wind turbine blades, easy occurrence of trailing edge cracking, and difficulties in operation and maintenance, a combination of numerical simulation and semi empirical acoustic models is used to study the changes in aerodynamic noise of wind turbine blades under cracking conditions. A theoretical framework for acoustic fault detection using IEEE 2400 international standard is proposed. By means of the analysis of different experimental results and the simulation results of NREL′s semi empirical model software, it is concluded that the proposed non‐contact detection model can effectively identify the cracking fault of fan blades. At the same time, this method has strong generalizability and can be used for fault analysis and monitoring of other fan blades. This model can not only detect the cracking failure of the fan blades, but also can be used to analyze the aero ‐acoustic characteristics of the fan during operation, which is of great significance for perfecting the non ‐destructive and non ‐contact detection of fan blades.Keywords ： aerodynamic noise; wind power generation; blade crack detection; fault diagnosis; LES model; semi empiricalmodel; noise monitoring收稿日期：2023‐10‐07 修回日期：2023‐11‐13102第6期康状态监测的方法变得更加重要[2]。

风机叶片气动噪声特性与降噪方法研究

风机叶片气动噪声特性与降噪方法研究发布时间：2021-12-09T12:09:06.155Z 来源：《电力设备》2021年第9期作者：武建平[导读] 所以说这些流动类型对于气动系统来说是至关重要且具有重要意义工程措施之一。

（龙源定边风力发电有限公司陕西榆林 718600）摘要：风机叶片是风能的产生与传输,它在风力发电系统中占据着非常重要位置,因此,对其气动噪声进行控制具有重大意义。

目前国内外已经开发了很多种不同类型和尺寸的叶片减少空气流动。

随着我国经济发展以及能源需求量不断增加及环保要求越来越高，使得我们迫切需要设计出更加适合于低能耗并且可以降低噪音的风机叶片和方法措施。

关键词：风力机叶片、降低噪音、气动噪声、方法措施一、风力机叶片气动噪声理论基础1.1噪声分析基础随着人们对风机叶片气动噪声的重视,风电机组在发电、运输和使用过程中产生的噪音问题越来越受到关注。

因此需要了解风力发电机组叶片与气动系统之间相互作用关系。

由于风力发电机是由空气压缩机会引起振动。

当气流经过叶片中部时就会有较大幅度地震动和摩擦损耗现象存在于空气中会形成涡流损失等能量耗散;而这些热量被风机转子上的内能环境消耗,所以导致了风电机组叶片表面产生大量噪声污染问题。

在气动设备中,叶片与周围的大气、气流以及其它流体都会产生一定程度上空气扰动,对气隙和气体流场造成影响。

由于这些因素存在于叶片上不同位置的空气流动形式。

所以说这些流动类型对于气动系统来说是至关重要且具有重要意义工程措施之一。

1.2气动噪声分析理论基础气动噪声的产生原因是多种多样的,主要包括以下几个方面，流体力学中,压力和速度场可以被描述各种物理量在空间上分布、移动或变化。

①运动学分析。

它以确定各部分之间相对位置关系。

根据物体与周围环境相互作用理论建立了一般方程并推导出相应规律性表达式来进行计算求解;②力学系统的研究方法有很多种,包括数学规划法(如线性代数算法)和微分方程数值解算两种类型等多种形式。

计算气动声学CAA若干学习经验

计算气动声学CAA若干学习经验在论坛上看到越来越多的人也在做气动声学相关的东西，颇有得遇同道中人的喜悦。

本人在硕士阶段就开始接触一些气动声学相关的东西，工作后主要的研究内容就更专一了：航空声学。

工作一年后，通过各种乱七八糟的学习过程，对计算气动声学有了更多的理解。

受版主水若无痕的影响（他是我的同学），因此打算在此写个与计算气动声学（CAA）相关的东西，和大家交流交流。

对气动声学的关注始于上世纪的50年代，原因就是当时涡喷式航空发动机的喷流噪声实在是太吓人了。

于是，牛逼的莱特希尔（Lighthill）坐在火车上，在一个信封上一顿写，就把N-S方程给改写成了波动方程的形式。

方程的左边是一个经典声学的波动方程，而右边则是一个主要与湍流相关的源项，被后人称为莱特希尔应力张量。

这就是所谓的莱特希尔方程了，气动声学的开山之作。

莱尔希尔方程的声源为四极子声源，也就是湍流噪声源，主要适用于高速、湍流为主要噪声源的情况，如高速喷流。

方程的声源项未知，需要采用CFD或者试验来获取。

再后来，柯尔（Curler）同志对莱特希尔方程进一步发展，得出了考虑了固壁影响的柯尔方程。

柯尔方程主要适用于低速情况下的固壁绕流噪声计算，如低速的圆柱绕流、机翼绕流等。

此时，气动噪声源主要为偶极子声源，声源的强度为声源表面对流体的作用力。

这种作用力不单是压力，还包括表面动量流量。

当然，对于固壁来说，法向速度为零，也就没有动量流量了，因此采用固壁表面作为声源面时，只需要壁面的压力脉动即可。

而在采用通流面作为积分面时，则需要考虑动量流量了，这在后面会有介绍。

福茨威廉斯与霍金斯（Ffcows Williams & Hawkings）两位在莱特希尔方程的基础上，发展出FW-H方程。

FW-H方程的发展主要是针对运动壁面的发声情况。

这里说的运动壁面指的是在来流中的运动，也就是说壁面具有加速度，如螺旋桨。

FW-H方程包含了所有的噪声源，单极子、偶极子和四极子。

20163112立式冷冻柜风道系统气动噪声仿真模拟与降噪设计-海信(山东)冰箱有限公司

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六、试验验证
对改进后的风道进行手板制作，并安装到现在的BD-235W的箱体上，按照国标要求进行噪音测试，对比改进前后箱体的声功率级噪音。
实测原始箱体的声功率频谱图（仅开风机）
实测改进箱体的声功率频谱图（仅开风机）
结果分析：原始箱体仅开风机噪音为40.2dB(A)，改进箱体仅开风机噪音35.9dB(A)，采用一体式风机改进风道系统后声功率噪音降低约 4.3dB(A)，降噪效果明显，实验结果验证了仿真分析的正确性。
结果分析：在风道风口大小与风口位置均不变的情况下，通过改用一体式离心风扇，风扇转速在1560rpm时可以达到原始风道的出风量水平，并且各风口的风量分配比例基本不变，风扇转速可降低360rpm，并可以保证风扇更换对原有系统的制冷性能基本不会产生影响。
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四、流场分析
4.2 压力场分析
垂直于风扇轴向中间截面的流场情况
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五、声场分析
5.2 原始风道实验测试声压级频谱图分析
如下为原始风道实测的声压级频谱图，测点放置在距离风机入口1m处。
原始风道实验测试的声压级频谱图
结果分析：原始风道采用分体式离心风机，叶片数B=9，转速N=1920rpm，基频为288Hz，谐频为i×1920×9/60Hz,i=1、2……从图中可以看出，在基频288Hz和一阶谐频576Hz附近处，频谱图上出现明显的离散噪音峰值，这是影响风道噪音的主要因素。
分体式120mm离心风机
一体式120mm离心风机
结果分析：
原始风道风扇区域压力场云图
改进风道风扇区域压力场云图
分体式风扇区域的蜗壳增压区域与排气区域的压差约为11.6pa,而一体式风扇区域压差则为7.5Pa，较高的压差会导致分体式风扇叶片上的压力跳动较大，产生较大气动噪音，改进风道利于降低气动噪音。

FLUENT 声学模型

目录1.ANSYS Fluent流噪声计算方法 (1)putational Aeroacoustics(CAA直接模拟) (1)1.2.Acoustic Analogy Modeling（声比拟模型） (1)1.3.Broadband（宽频噪声模型） (2)1.4.将CFD和指定的噪声计算代码耦合 (2)2.Fluent的声比拟模型（FW-H）的使用步骤 (3)1.ANSYS Fluent流噪声计算方法对于气动噪声学科的挑战，许多气动噪声计算的方法已经被呈现出来，他们的适用性和所消耗的资源都不一样。

Ansys Fluent提供了四种方式来计算气动噪声：直接模拟方法、基于声比拟的积分方法、使用宽频噪声源模型的方法以及将CFD和指定的噪声计算代码耦合。

1.1. Computational Aeroacoustics(CAA直接模拟)在这种方法中声音的产生和传播直接通过求解合适的流体动力学方程获得。

声波的预测要求控制方程的时间精确解。

进一步讲，在大多数直接模型的实际应用中，必须借助于能够模拟粘滞效应和湍流效应的控制方程，例如非稳态N-S方程，雷诺时均方程以及过DES和LES使用的过滤方程。

直接模型需要高精度的求解方法，非常细密的计算网格以及声音无反射边界条件，所以计算代价大。

当预测远场噪声（几百倍的机翼弦长处得噪声）计算代价更大。

当计算近场噪声，直接方法就变的可行，如舱室噪音。

对于许多近场噪声的计算中，由于局部压力波动导致的噪声是可以通过fluent准确计算的。

1.2. Acoustic Analogy Modeling（声比拟模型）对于中场和近场噪声，fluent采用基于Ligthill的声比拟方法，它是直接模拟的一个很好的补充。

在该方法中，近场流场从控制方程中获得，如非稳态的雷诺平均方程，过滤的DES和LES方程，然后把求解结果作为噪声源，通过求解波动方程得到解析解，这样就把流动求解过程从声学分析中分离出来。

基于流固耦合的风力机气动噪声影响研究

基于流固耦合的风力机气动噪声影响研究郭茂丰;张立茹;王占洋;李得银【摘要】考虑风力机叶片与空气的流固耦合作用,基于ANSYS workbench工作平台,采用双向流固耦合的方法,模拟预测风力机的气动噪声,并与额定工况下的实验数据对比.结果发现:耦合作用下风力机气动噪声增大,且耦合模拟得到的气动噪声声压级与实验值更为接近,证明计算模型的准确性;风轮后的辐射声最大声压级在叶片径向0.57R~0.71R位置,风力机叶片与空气的流固耦合作用,增大了辐射声的声压级,而对于辐射声的传播规律影响很小;耦合作用下随尖速比的增加,相同位置气动噪声的声压级呈现缓慢增大的趋势,不同尖速比下气动噪声的声压级随轴向距离的增加变化规律大致相同,均呈不断减小的趋势.【期刊名称】《可再生能源》【年(卷),期】2018(036)008【总页数】6页(P1238-1243)【关键词】水平轴风力机;流固耦合;气动噪声;声压级【作者】郭茂丰;张立茹;王占洋;李得银【作者单位】北方联合电力有限责任公司呼和浩特热电厂, 内蒙古呼和浩特010030;内蒙古工业大学能源与动力工程学院, 内蒙古呼和浩特 010051;内蒙古工业大学能源与动力工程学院, 内蒙古呼和浩特 010051;内蒙古工业大学能源与动力工程学院, 内蒙古呼和浩特 010051【正文语种】中文【中图分类】TK830 引言由于风力发电装机容量的大幅增加及风电场规模的不断扩大，风力发电机组日益临近居民区，由此引发的问题也逐渐突显，风力机的气动噪声成为风电场设计及运行人员研究的重点[1]。

风力机在复杂多变的风工况下运行，使得风轮承受气动力、离心力等交变载荷的作用，这些载荷使得风力机叶片发生变形，同时这些变形反过来又会改变风的运动，从而造成风力机流场的变化，因流场与声场相互关联，进而引起气动噪声的变化。

因此，考虑风力机流场与结构场的相互耦合，分析在流固耦合作用下的气动噪声显得尤为重要。

基于fw-h方法的气动噪声介绍

基于fw-h方法的气动噪声介绍下载提示：该文档是本店铺精心编制而成的，希望大家下载后，能够帮助大家解决实际问题。

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高速列车头型长细比对气动噪声的影响

高速列车头型长细比对气动噪声的影响安翼;莫晃锐;刘青泉【摘要】高速列车的头尾车外形对气动噪声具有重要的影响.工程实践中随着车速的增加,车辆头部越来越细长,日本高速磁悬浮列车实践中甚至出现了具有极端长细比的头部形状.本文以讨论头型长细比对列车气动噪声的影响规律为出发点,应用非线性声学求解器(NLAS)和FW–H声学比拟法的混合算法,在3种运行速度下对基于CRH380A高速列车头型概化的4种不同头型长细比的模型车的气动噪声进行了数值模拟.给出了不同头型长细比列车的流场特征、气动阻力和气动噪声.结果表明,列车的气动总阻力随头型长细比的增大而减小,且头型长细比对列车总气动阻力的影响随运行速度的增加而增强.而头型长细比对气动噪声的影响呈现出较为复杂的影响,并不存在单调的影响关系;综合考虑气动阻力和气动噪声,长细比最大的头型综合性能较优,但差异并不显著,因此在不考虑微气压波等因素的条件下,简单增加车头长细比并不一定能带来明显的气动噪声性能提升.%In the high-speed train design, the nose shape is a crucial control factor influencing not only aerodynamic performance but also the aerodynamic noise. In the engineering practice, the nose shape becomes more and more slender along with the increasing of the design speed, e.g. the Japanese high-speed maglev train L0 series even has a 15 m long slender nose (the slenderness ratio reach to 8.8). This study aims to discuss the influence of the slenderness ratio of the nose shape on the aerodynamic noise. The hybrid numerical method of nonlinear acoustics solver (NLAS) and Ffowcs Williams-Hawkings (FW-H) acoustic analogy method is employed to study the aerodynamics noise characteristics. The numerical method is validated with a standard windmirror test case and a set of acoustics wind tunnel experiments of the CRH380A train. The shape of the CRH380A train is chosen as a bench mark, and four different nose shapes of different slenderness ratio under different running speed situation are studied with numerical simulation. The flow field, aerodynamic drag, and the aerodynamic noise are obtained and discussed. The result shows that the total drag decrease with the increase of the slenderness ratio, and this effect enhances when the train speed increases. However, the influence of the slenderness ratio on the aerodynamic noise is much complex as no simple trend is observed. Considering both the aerodynamic and aeroacoustics characteristics, the train with the most slender nose shape is the best while this advantage is not notable compared with the second-best. Thus, simply increase the slenderness does not necessarily result in better aerodynamic noise performance if the effect of tunnel boom is not considered.【期刊名称】《力学学报》【年(卷),期】2017(049)005【总页数】12页(P985-996)【关键词】高速列车;气动噪声;气动阻力;头型长细比【作者】安翼;莫晃锐;刘青泉【作者单位】中国科学院力学研究所流固耦合系统力学重点试验室,北京100190;中国科学院力学研究所流固耦合系统力学重点试验室,北京100190;北京理工大学宇航学院力学系,北京100081【正文语种】中文【中图分类】O354.1;TB533+.2;U260.16;U266近年来，我国的高速铁路迅速发展，已成为我国最主要的城际客运系统之一，更高速的磁悬浮列车也正在研发中.随着列车运行速度的不断提升，噪声问题日显突出，成为影响高速列车可持续发展的关键问题之一.高速列车的噪声主要由机械噪声和气动噪声组成[1]，气动声学理论指出，气动噪声的声功率与速度的6～8次方成正比[2]，而机械噪声则与速度的低次幂相关.研究表明[34]，当列车运行速度超过300km/h时，气动噪声将显著增强，并主导列车的总体噪声.高速列车的气动噪声主要来自于头尾车、转向架、受电弓和车体[5]，其中头尾车产生的气动噪声是其主要来源之一[6].Mellet等[7]分析了不同时速下的TGV-Duplex和ICE3高速列车的大量噪声实测数据，发现头尾车噪声占全车噪声的比重随着列车速度的提高而快速增长，当运行速度达到300km/h以上时，头尾车辐射的噪声超过其余八节车厢辐射的噪声，且头车的噪声比尾车噪声还要显著.由于高速列车头尾车的几何外形决定着周围流动的附着、边界层的发展和分离，以及列车尾部的流动分离和所产生的非定常尾流[8]，头尾车气动噪声的产生与其几何形状密切相关[9].Kitagawa和 Nagakura[10]分析了日本新干线高速列车的气动噪声组成以及声源位置，发现光滑的车体表面可以有效地减少车体上部产生的气动噪声.Torii和Ito[11]对新干线列车噪声源的研究发现，对列车鼻形的改进可以降低标准测点处(距离轨道中心线25m，距地面高3.5m)约2dB(A)的噪声级，同时可有效减少列车在隧道中的压力波.Maeda等[12]和Ido等[13]通过风洞实验进行了一系列长细比下的高速列车头型的气动阻力测试，发现列车的气动阻力随着头型长细比的增大而有效降低.喻华华[14]曾在不同来流速度条件下，对CRH380高速列车的5种备选头型的气动噪声进行了风洞测试，结果表明，在相同长细比条件下，当头型满足流线型设计要求时，其不同横截面形状的车鼻对列车总体气动噪声的影响较为有限.王成强等[15]应用基于NLAS(nonlinear acoustics solver)的CAA模拟方法对高速列车的气动噪声进行了数值模拟研究.潘忠和陆森林[16]发现表面声功率级和脉动压力级最大值都出现在鼻锥、雨刷器等表面曲率变化较大的部位.高速列车的头车和尾车具有一致的外形设计，一般为复杂的三维曲面 [17]，其横截面存在明显形状或面积变化的区段称为车鼻，通常由此确定了头型最主要的几何特性[18].车鼻外形由众多参数决定，为头型特征结构的气动噪声特性研究带来了困难，实际研究中，常定义车头鼻形部位长度与后部车身断面等效半径之比为头型的长细比[19]，其与车鼻横截面形状分布一起，成为头型设计的重要参数.实践中，日本在 2015年试验的下一代磁悬浮列车L0系采用了长达15m的车鼻，而其车厢断面仅为3.1m×2.9m，长细比高达8.8，对列车功能和使用模式的设计都产生了影响.而在我国高速磁悬浮列车发展中，长细比在气动外形设计中的位置也是一个值得思考的问题.高速列车头型的长细比对列车气动性能有着显著的作用和影响，然而，至今关于头型长细比对列车气动噪声影响的研究还较少，仍缺乏深刻的规律性认识.为此，本文将通过数值模拟方法，以我国自行设计的CRH380A高速列车为对象，参考飞行器设计中的优化技术[2022]，针对特定的车鼻横截面形状函数，探讨其分布区间的改变，即头型长细比的变化，对不同运行速度下高速列车气动噪声的影响，以期为合理进行头型降噪设计提供科学依据.本文采用计算流体力学/计算气动声学 (hybrid CFD/CAA)的混合方法对高速列车的气动噪声进行数值模拟.将计算区域分为非线性声源区(近场流动区)和线性声传播区，分别采用相应的计算方法求解.虽然大涡模拟(LES)和脱体涡模拟(DES)类方法以及FW-H方法已经逐渐用于噪声计算[23]，但其计算量很大.考虑到本文研究对象为细长流线体，其流动的不稳定性较弱，本文选用由Batten等[24]提出的计算量较低的非线性声学求解器(non-linear acoustics solver,NLAS)作为近场流动的求解算法.即首先使用cubic k-ε RANS模型求解Navier-Stokes方程，获得流动的统计定常解，然后运用非线性声学求解器(NLAS)求解流动的非定常时空演化和压力脉动，获得近场流场和噪声声源信息.而对于远场噪声的预测则采用声比拟法实现，即采用FW-H方程[25]，通过在控制面的积分得到远场噪声.由于近场部分求解的是脉动量，避免了LES等方法直接使用流动量造成的数值误差，同时对流项影响较小，NLAS对网格的需求也远低于LES和DES等方法.非线性声学求解器是由Batten等[2627]提出的一种求解统计定常状态流动中声的产生与传播的数值算法，其控制方程是从Navier-Stokes方程的扰动推导而来，称之为非线性扰动方程(NLDE)[24]，其形式为式中，ρ为密度，u为速度，e为能量，τ为切应力，p为压强，δ为delta函数. 忽略密度扰动，对上述方程组取时间平均，可以消去时间演变项和所有线性通量项，得到其中，Ri中的物理量对应于标准雷诺应力张量和湍流的热通量项，通过RANS方法可以求得这些未知项.远场声压的预测基于Farassat[28]给出的FW-H方程的时域积分解这里，Qi=(ρ∞−ρ)vi+ρui，Li=pˆni+ρui(uj−vj)nj；ρ∞和c∞分别为远场未受扰动流体介质的密度和声速，ui和vi分别表示当地流体速度和物体表面速度；ˆni和ˆri分别为物面单位法向矢量n和单位发射矢量(x−y)/r在3个方向的分量，r=|x−y|为观测点与声源之间的距离，其中x和y分别表示观测点和声源的位置矢量.符号[]ret代表在延迟时间τ=t−r/c∞下取值，其中t和τ分别为声源发出声波的时间和声波到达观测点的时间；Mr=viˆri/c∞为声源与观测点方向上的马赫数.首先用经典的汽车后视镜噪声算例做验证.Hold等[29]和Siegert等[30]对放置于平板上的汽车后视镜简化模型的气动噪声进行了风洞实验.如图1所示，后视镜简化模型由1/2圆柱与1/4球体拼接组成，竖直放置于平板上，圆柱直径和高度以及1/4球体的直径均为0.2m.将圆柱的下底面圆心设为坐标原点，流场中设置了两个压力探点，探点a位于半圆柱下游表面的边缘，坐标为(0.0,0.117,0.085)，探点b位于下游尾流的平板表面处，坐标为(0.3978,0.0,0.14181).本文采用与Siegert[30]实验相同的后视镜模型及几何配置，运用非线性声学求解器(NLAS)数值计算后视镜简化模型的近场流动与压力脉动.采用六面体结构网格离散求解空间，流动求解域范围为x ∈ [−5D,15D]，y ∈ [0,10D]，z ∈[−5D,5D]，网格量约4.9×105. 来流速度U∞ =200km/h，瞬态计算的时间步长△t=2×10−5s，约为5.6×10−3T0，其中，T0=D/U0≈ 3.6× 10−3s 为流场以平均流速传播一个特征长度D所需的时间.数值求解时，后视镜模型和底部平板采用绝热的无滑移固壁条件，其它边界处为来流速度200km/h、参考温度298.5K和参考压力99530Pa的远场边界条件.计算可解析的信号最高频率fmax=1/(2∆t)=25000Hz.图2为探点a与探点b处声压级的数值计算结果与Siegert实验结果的对比.结果显示，在探点a处，数值结果低估了约40～400Hz频段内的声压级，但其余频段的声压级与实验结果吻合很好；而在探点b处，数值计算结果与实验结果在40～2000Hz的频段内整体上有着较好的吻合，在60～100Hz频段处，NLAS较为理想地预测了探点b处声压谱的峰值特征，但峰值频率的预测结果较实验结果偏低，整体上数值结果和实验测量结果符合良好.其次应用在同济大学的气动--声学风洞中开展的1:8模型试验结果做验证[14].该风洞在喷口速度160km/h试验段背景噪声SPL(A)为61dB，截止频率为50Hz.模型试验使用CRH 380A三编组模型，为突出头型影响，去除转向架并将其和车厢连接处填充光滑.试验中测点在距模型7.5m处平行于车长方向布置，有4组测点采集了噪声数据，试验共研究了200,230和250km/h三种风速.本文对三种风速条件下的噪声频谱和分布进行了研究，典型工况(250km/h，中间测点)的计算和试验测量结果的比较如图3所示.图中可以看出，模拟结果和试验测量结果在200Hz以上区域吻合良好，低频部分有差异.差异可能主要由风洞低频背景噪声所引起，但总体上在列车噪声所关注的频率范围，本文的数值方法给出了较好的结果.总体上验证了所采用数值方法的有效性和准确性.基于CRH380A高速列车的基本头型，抽象简化出代表列车主体结构特征的细长结构体，作为本文研究的列车几何模型，模型列车为头车、单节中间车厢和尾车组成的三节车体编组.由于车体复杂部件对流场有一定影响[3132]，本文去掉车厢间隙、受电弓和转向架等非光顺曲面结构以突出头部形状的影响，并将CRH380A高速列车的车鼻横截面形状作为初始的分布函数.将列车车鼻看作是其二维横截面沿长度方向的分布，则可使用函数S(l)表征其形状，S(l)为距离车头鼻尖l位置处的横截面形状函数，设其相对应的面积为A(l)，其中，l∈[0,ln]，ln为车鼻长度，其一般应小于单节车体的总长度.当确定车鼻横截面形状函数S(l)和其分布区间[0,ln]后，头型的最主要几何外形即可确定，其长细比λ=ln/r，其中为头型后部断面的等效半径值.为研究头型长细比对气动噪声的影响，采用了4种具有不同长细比的头型，它们对应的列车几何模型如图4.CRH380A的头型ln为12m，长细比λ0约为6.36，A,B,C,D四种列车模型对应的头型长细比分别为：λA=0.75λ0，λB=1.0λ0，λC=1.25λ0，λD=1.5λ0.简化列车模型的单节车体长Ls=26m，宽W≈3m，高H≈3.5m，取列车下底面面心为计算域原点，从而车体长度在x轴上的范围为[−39m,39m].数值计算区域长度范围为x∈[−4.5Ls,10.5Ls]，宽y∈ [−4Ls,4Ls]，高z∈ [−h,4L s]，其中h=0.371m为车体底面距离地面的高度.计算网格为四面体非结构网格，壁面附近区域的网格分辨率约为，在车体的尾流区域对网格进行了加密，当地网格分辨率约为.列车车体壁面边界层采用了棱柱网格，按照NLAS计算原理，第一层网格取在对数区，其高度对应的y+≈150，模型的计算网格总量约为5.8×106(见图5).数值求解时，列车车体为绝热的无滑移固壁条件，地面采用不可滑移的运动固壁条件，其运动速度与来流速度一致，其他边界处为参考温度298.5K和参考压力101325Pa的均匀来流的远场边界条件.近场流动的非定常计算使用隐式的双重时间步(dualtime-stepping)方法，瞬态计算的时间步长∆t=5×10−5s. 计算可解析的信号最高频率fmax=1/(2∆t)=10000Hz.计算采用了250km/h,350km/h,500km/h三种运行速度，对应的马赫数 Ma分别为0.204,0.286和0.408.由于上述马赫数之间的差异较大，并处于弱可压缩区间，近场流动的数值求解统一采用了可压缩形式的控制方程，同时，通过预处理方法调节控制方程的Jacobi系数矩阵特征值u−c,u+c和u的大小，以减小声速u±c和流体质点速度u之间的差异，减少控制方程系数矩阵的特征值分散，使问题的刚性降低以提高收敛速度.求解过程中，首先使用cubic k-ε RANS模型求得流动的定常解，进行脉动重建后运用非线性声学求解器(NLAS)进行非定常流动演进，并在预设噪声面上采集压力脉动.在这一求解步，开始收集声源信息之前流动经过了额外的0.5s的非定常演变，以消除脉动重建所造成的人为影响，获得统计稳定的非定常流动.随后，在时间上继续推进0.5s以便在噪声面上记录近场流动的压力脉动，脉动信号的采集时长足够FW-H远场积分的需求.最后进行压力脉动的FW-H积分以获得远场兴趣点处的噪声信息.流场特征决定了列车的气动噪声，为此我们首先分析了列车周围的流场特征.结果显示不同模型在不同速度下的流场表现出基本相似的特征.图6所示为B头型在350km/h运行速度下，列车周围流场不同剖面的流线.流线使用当地流向速度U与自由来流速度U∞的差值∆U进行渲染，为清晰对比当地流向速度与自由来流速度的相对大小，将速度差∆U的取值范围限定在[−10m/s,10m/s]的区间中.可见，在列车头车位置，流体从鼻尖驻点沿车鼻表面开始加速，且车鼻近地表面处的流体加速较快，在较短的距离内，当地流体的流向速度便超过了来流速度.而在车鼻表面的其他位置，流体随着曲面截面的扩张不断加速，并在车鼻截面达到最大时达到了局部的最高速度，随后，流体沿着具有固定截面形状的车体发展，当地流向速度趋近于来流速度.当流动发展到尾车附近时，车体上表面流体在尾车车鼻顶部存在加速段，随后速度快速下降，进入尾流区.在车体后部的两侧位置，靠近车体表面的流体流向速度在较长距离内都低于来流速度，它们与车体上表面的流体一起，汇聚进入车体尾部的尾流.根据Powell等的涡声理论，旋涡与势流以及旋涡之间的相互作用是流动致声的重要机制，涡不仅是流体运动的肌腱，同时也是流动产声的引擎.为此，分析了流动中的涡结构.流场中的涡湍流结构可通过 Q判据较好地表征和展现，Q被定义为：Q=(ΩijΩij− SijSij)/2,其中,以及.当流场中某处的Q值大于零时，表示当地流体微元的旋转运动主导了拉伸和剪切等形变运动.图7为运行速度350km/h时，不同头型长细比的列车周围流场的Q判据等值面，Q的取值为(U∞/H)2，其中U∞=350km/h为来流速度，H≈3.5m为车体高度.Q判据等值面由当地压力p与来流压力p∞=101325Pa的差值∆p渲染和着色，为更清楚对比，∆p的取值限制在区间[−100Pa,100Pa]内.根据图7所示的计算结果，4种车型的Q判据等值面具有相似的空间外形，主要存在于车体表面附近和尾流区域，由此可知，细长列车体流动中的主要声音产生区域为车体表面和尾流区.不同车型的Q判据等值面上的压力分布规律也具有一致性：头车车鼻位置具有高于来流压力的压力状态，随着流体沿着车鼻表面的加速流动，车鼻后部的流体速度高于自由来流速度，导致其当地压力低于自由来流的压力.随后，中间车体的压力逐渐趋于自由来流的压力值，当流体运动到列车尾部时，局部的加速导致当地压力快速下降，而当加速的流体进入尾流区域，其压力再次迅速上升.不同长细比的头型具有相异的车鼻长度和不同的截面变化率，导致当地流体的加速和减速状态存在差异，在压力分布上，表现为车头和车尾位置压力状态的空间差异.为了更清楚地了解列车周围的涡结构，图8给出了模型B尾流区域的Q判据等值面的局部视图.从中可以看出，列车尾流中存在明显的涡列对，并伴随着一系列的环状涡，环状涡从车体尾部开始发展，沿着尾流逐步扩张并随之破碎，尾涡结构的发展及破碎行为将产生可观的气动噪声.而尾涡中的压力分布整体上是从车体尾部向下游方向降低，逐步恢复到自由来流的压力状态，但其局部的压力状态是十分复杂的，比如，同一环状涡的不同位置，其压力值存在较大的差异.近场流动中压力脉动p′的空间分布特征如图9所示，p′为各位置的瞬时压力p与时均压力¯p的差，即p′=p−¯p.从车体中纵剖面处的压力脉动灰度描述(图9(a))可知，列车表面的压力脉动呈现出沿车体表面正负压力交替分布的偶极子声源特性，而尾流区的压力脉动是在体空间内正负交替分布的，表现出四极子声源特性.图9(b)给出了近场压力脉动的三维空间描述，从中可以清晰地看出，列车表面和尾流中近场压力脉动在空间分布上的正负交替特征.高速列车头尾车外形的变化将影响周围流动的发展和分离，不仅影响列车的气动噪声，同样影响其气动性能，特别是阻力性能，列车气动噪声的优化不应以气动阻力的过度增加为代价.为此，分析了A,B,C,D四种列车模型在不同运行速度下的阻力系数，如图10所示.在三种运行速度下，头车和尾车阻力系数都随着长细比λ的增大而减小，这可能是由于长细比的增大，导致车鼻处的横截面变化率降低，从而使周围流动的稳定性增强，分离减弱.但头、尾车气动阻力的明显下降段发生在[λA,λC]区间，当λ＞λC时，头尾车阻力系数的下降趋势将显著减弱.中间车厢的阻力系数与头型长细比之间没有呈现出明确的规律，由于C型车与D型车在头尾车阻力上差异很小，而前者的中间车厢阻力系数较小于后者，从而C型车有着最小的总阻力.与模型A相比，在250km/h的运行速度下，模型B,C,D的总阻力分别降低2.31%,8.56%,7.70%，在350km/h的运行速度下，总阻力分别下降2.50%,8.95%,8.01%，而在500km/h时，其总阻力分别下降2.81%,9.36%,8.45%.可见，在一定程度上，头型长细比增大有利于气动阻力的减小，但当长细比增大到一定程度时，气动阻力反而有所增大；而且头型长细比对列车气动阻力的影响随着运行速度的增加而增强.远场噪声的求解基于近场声源面的 FW-H积分，由于湍动能的主要集中区域是气动噪声的主要声源区，本文选取最大湍动能的1%等值面作为近场声源面的参照，最终所选取的声源面位置如图11所示，声源面长度范围为[−45m,60m]，宽度为[−3m,3m]，高度区间为[0,5.5m].高速列车铁路沿线噪声的评估通常基于距离轨道中心线25m、高度3.5m处的声压级，为探讨列车沿线的噪声特性，沿列车长度方向设置了如图12所示的声压探点，探点总数为13个，各探点在x方向上的间距为10m，从车头向车尾方向依次编号，其中P7探点与列车车体中点对齐.图13为模型B的3个沿线探点P1,P7和P13在3种运行速度下的声压级频谱.可以看出，其气动噪声分布在很宽的频率范围内，并不存在明显的主峰，随着运行速度的提高，各探点位置的声压级在整个频段内都相应地增加.4种车型的沿线噪声总声压级 (overall sound pressure level,OASPL)随运行速度的变化如图14，各型列车沿线噪声在车长方向上的分布具有相似的特征，列车的沿线噪声从车体前部向尾部方向上升，并且前部探点的总声压级趋于线性增长.随着运行速度的增大，各探点的总声压级相应增大，同时，越靠近车体尾部，探点的总声压级的增加幅度越大，这可能是由于速度的增大，使得列车后部产生了更高强度的尾流流动.图15给出了列车沿线噪声总声压级与头型长细比之间的关系，总体上讲，4种头型中列车沿线噪声总声压级从高到低依次为A,C,B,D，且A与C具有相近的沿线噪声声压级，而B和D具有相近的声压级.同时，4种头型沿线噪声的差异随着运行速度的提高而减少，也就是说，头型对列车气动噪声的影响随着列车速度的增大而减弱.为更全面地比较头型对列车远场噪声声压级和方向性的影响，围绕列车车体设置了如图16所示的远场压力探点，探点位于距离地面3.5m的水平面内，沿半径为150m的圆周等间隔分布，间隔角度∆θ=15°，圆周的圆心与列车的中心具有相同的x和y坐标值.沿列车周向分布远场压力探点的总声压级分布如图16所示，总声压级的圆周分布在列车两侧是对称的，声压级从高到低依次为A,C,B,D，其中，B和D的声压级在车头位置(θ=0°)存在小的差异，但在整个圆周上都是十分接近的，这与前面的沿线噪声结果一致.本文基于简化的列车细长体模型，在250km/h,350km/h,500km/h三种运行速度下，探讨了头型长细比分别为0.75λ0，1.0λ0，1.25λ0和1.5λ0四种头型的列车气动性能和气动噪声特性，得到如下主要结论：(1)列车头尾车的气动阻力随着头型长细比的增大而减少，但当头型长细比超过其一定值后，其对气动阻力的影响将减弱；且头型长细比对列车总气动阻力的影响随运行速度的增加而增强.在本文研究中，C、D两种头型列车的头尾车气动阻力差异较小，整体上长细比为1.25λ0的C型车在四种车型中具有最低的气动总阻力. (2)不同长细比的各型列车，其沿线噪声在车长方向上的分布具有相似的特征，列车的沿线噪声从车体前部到尾部逐渐上升，并且前部探点的总声压级趋于线性增长.。

计算气动声学

计算气动声学气动声学是研究空气流动产生的声音以及其传播、辐射和控制的学科。

它在飞行器、汽车、建筑物、风电等领域具有广泛的应用。

本文将从气动声学的基本原理、计算方法和应用领域等方面进行探讨。

一、气动声学的基本原理气动声学的基本原理是通过数学模型和物理理论来描述和分析空气流动产生的声音。

声音的产生主要与空气流动的速度、压力和密度等因素有关。

当空气流经物体或障碍物时，会引起空气的振动，进而产生声波。

声波的传播和辐射特性与流动的速度、频率、声源的形状和材料的性质等因素密切相关。

二、气动声学的计算方法为了准确计算气动声学问题，研究人员采用了多种计算方法。

其中，有限元方法、边界元方法和声学有限差分法等是常用的数值计算方法。

这些方法可以通过离散化物体、流场和声场等参数，利用计算机进行模拟计算，从而得到声场的分布、声压级等信息。

三、气动声学的应用领域气动声学在飞行器设计中起着重要的作用。

通过分析飞机在高速飞行过程中产生的气动噪声，可以改进飞机的结构设计，降低噪声水平。

此外，气动声学还广泛应用于汽车噪声控制、建筑物隔音设计、风电噪声减排等领域。

通过合理的声学设计和控制手段，可以提高人们的生活质量和工作环境。

四、气动声学的挑战与发展尽管气动声学已经取得了许多重要的成果，但仍存在一些挑战和问题。

例如，高速飞行器和高速列车等复杂工程系统的气动噪声问题仍然难以解决。

此外，气动声学在计算方法和理论模型上还需要进一步的研究和改进。

未来，研究人员需要加强合作，不断推动气动声学领域的发展。

总结：气动声学作为研究空气流动产生的声音的学科，对于改善人们的生活和工作环境具有重要的意义。

通过深入研究气动声学的基本原理、计算方法和应用领域，可以为飞行器、汽车、建筑物等领域的噪声控制提供有效的解决方案。

尽管气动声学面临一些挑战和问题，但相信通过不断的努力和研究，气动声学将会取得更大的发展和进步。

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计算气动声学

计算气动声学计算气动声学是一门研究空气流动引起的声波传播和振动的学科。

它在航空航天、汽车工程、建筑设计等领域都有广泛的应用。

本文将从理论基础、计算方法和应用实例三个方面介绍计算气动声学的相关内容。

一、理论基础计算气动声学的理论基础主要包括流体力学和声学两个方面。

流体力学研究气体或液体在外力作用下的运动规律，其中包括了空气流动的描述和分析。

声学研究声波在介质中传播的规律，其中包括了声波的发生、传播、衰减等特性。

计算气动声学通过结合流体力学和声学理论，分析空气流动对声波产生的影响。

二、计算方法计算气动声学的方法主要包括数值模拟和实验测量两种。

数值模拟利用计算机对空气流动和声波传播进行数值求解，其中包括了有限元方法、有限差分方法等。

实验测量通过在实际环境中布置传感器和测量设备，对空气流动和声波进行实时监测和记录。

数值模拟和实验测量相互结合，可以得到更准确的结果。

三、应用实例计算气动声学在不同领域都有广泛的应用。

在航空航天领域，计算气动声学可以用于飞机和导弹的气动噪声分析和控制，提高飞行器的安全性和舒适性。

在汽车工程领域，计算气动声学可以用于汽车外形设计和发动机噪声控制，提高汽车的燃油效率和驾驶舒适性。

在建筑设计领域，计算气动声学可以用于建筑物外墙和窗户的隔声设计，提高建筑物内部的舒适性和安静度。

计算气动声学是一门重要的学科，它研究空气流动引起的声波传播和振动。

通过理论基础的学习和计算方法的运用，可以对空气流动和声波进行分析和预测。

计算气动声学在航空航天、汽车工程、建筑设计等领域都有广泛的应用，可以提高产品的性能和用户的体验。

希望本文能够为读者对计算气动声学的了解提供一定的帮助。

气动声学声比拟方法fwh方程完整推导

气动声学是研究空气中声音传播的科学领域，涉及到空气振动和声波传播的原理与应用。

气动声学在航空航天、声学工程、环境保护等领域有着重要的应用价值，因此对气动声学的研究具有重要意义。

其中，声比拟方法则是气动声学中的一个重要概念，它能够帮助我们理解声音在空气中的传播规律和特性。

本文将对气动声学中的声比拟方法进行深入探讨，特别是针对fwh方程的推导进行详细分析和解释，以帮助读者更好地理解这一理论。

1. 声比拟方法的基本概念声比拟方法是一种基于声学和流体力学原理的近似计算方法，它通过将复杂的声学问题简化为简单的概念模型来进行分析和计算。

这种方法在气动声学中有着广泛的应用，能够有效地简化问题、提高计算效率，并且可以为工程实践提供重要的参考和指导。

2. fwh方程的意义和应用fwh方程是气动声学中的一个重要方程，它描述了声波在空气中的传播速度和频率特性。

这个方程是在声比拟方法的基础上推导而来的，具有较高的理论和实用价值。

fwh方程的正确理解和应用对于研究空气中声音的传播规律、分析声学问题具有重要意义。

3. fwh方程推导的基本原理fwh方程的推导基于流体动力学和声学原理，需要通过数学方法来进行严格的推导和分析。

在推导过程中，需要考虑到空气介质的物理性质、声波的传播特性以及流体动力学的基本方程等因素，才能得出准确而可靠的结果。

4. fwh方程推导的详细步骤（1）我们需要从声波的基本方程出发，利用流体动力学中的连续性方程和动量方程，推导出声波在流体介质中的传播方程。

（2）利用声波的压力和速度的关系，建立声波的能量方程，并考虑声波在空气中的传播特性，进行更加深入的分析。

（3）接下来，我们需要考虑到空气介质的密度和压力随声波传播而发生的变化，以及声波在空气中的能量衰减和传播速度等因素，从而得出具体的数学表达式。

（4）结合声比拟方法的思想和原理，对声波的传播过程进行适当的近似处理，从而得到fwh方程的最终推导结果。

5. fwh方程在实际工程中的应用fwh方程在航空航天、声学工程、环境保护等领域有着广泛的应用。

FW-H(公式参考文献)

CAA is concerned with the prediction of the aerodynamic sound source and the transmission of the generated sound starting from the time-dependent governing equations. The full, time-dependent, compressible Navier-Stokes equations describe these phenomena. Although recent advances in Computational Fluid Dynamics CFD and in computer technology have
Purdue University W. Lafayette, IN 47907-2023
Abstract
A review of recent advances in the use of integral methods in Computational AeroAcoustics CAA for the extension of near- eld CFD results to the acoustic far- eld is given. These integral formulations i.e. Kirchho 's method, permeable porous surface Ffowcs-Williams Hawkings FW-H equation allow the radiating sound to be evaluated based on quantities on an arbitrary control surface if the wave equation is assumed outside. Thus only surface integrals are needed for the calculation of the far- eld sound, instead of the volume integrals required by the traditional acoustic analogy method i.e. Lighthill, rigid body FW-H equation. A numerical CFD method is used for the evaluation of the ow- eld solution in the

fw-h声类比方法

fw-h声类比方法FW-H声类比方法（FW-H Acoustic Analogy Method）引言声学是研究声波传播和声音产生的学科，它在众多领域中都有应用。

FW-H声类比方法是一种用于解决流体动力学问题的数值模拟方法，它基于声学原理将流体力学问题转化为声学问题，从而简化了计算过程。

本文将介绍FW-H声类比方法的原理、应用以及优缺点。

一、FW-H声类比方法的原理FW-H声类比方法是基于声学类比原理的一种数值模拟方法。

声学类比原理认为，流体动力学中的运动可以看作是声波在流体中的传播。

根据这一原理，FW-H声类比方法将流体力学问题转化为声学问题，通过求解声学方程来获得流体的运动状态。

具体而言，FW-H声类比方法将流体的速度场和压力场分解为平均部分和脉动部分，平均部分由平均流动方程描述，脉动部分由声学方程描述。

平均流动方程是流体力学中的基本方程，描述了流体的宏观运动，而声学方程描述了流体中的声波传播。

通过求解这两个方程，可以得到流体的速度场和压力场。

二、FW-H声类比方法的应用FW-H声类比方法在众多领域中都有广泛的应用。

以下是一些常见的应用场景：1. 汽车空气动力学研究：FW-H声类比方法可以用于汽车空气动力学研究中，通过模拟汽车运动过程中的气动特性，如气流分离、气动阻力等，帮助优化汽车的外形设计，提高汽车的运行效率。

2. 飞机气动力学研究：FW-H声类比方法可以用于飞机气动力学研究中，通过模拟飞机在飞行过程中的气动特性，如升力、阻力等，帮助改进飞机的设计，提高飞行性能。

3. 燃烧器研究：FW-H声类比方法可以用于燃烧器内部流场的模拟，通过求解声学方程，可以获得燃烧器内部的速度场和压力场，进而了解燃烧过程中的流动特性，为燃烧器设计和优化提供依据。

4. 水力发电机研究：FW-H声类比方法可以用于水力发电机的研究，通过模拟水流在发电机内部的流动情况，可以评估发电机的性能，并优化流道设计，提高发电效率。

7.飞机机体噪声预测方法概述-1.9

飞机机体噪声预测方法概述宋文萍,张浩驰，韩忠华西北工业大学航空学院翼型叶栅空气动力学国防科技重点实验室，陕西西安 710072摘要：飞机机体噪声是飞机设计和环境保护面临的重大问题之一,因其问题复杂,涉及的学科多,一直吸引众多研究者的注意。

本文对常规飞机机体噪声预测方法进行概述,介绍了飞机机体噪声的主要来源和实质以及现有的机体噪声预测方法，并对比讨论了各种方法的优缺点及应用前景。

关键词：声学机体噪声预估方法综述Overview on prediction methods of airframe noise SONG Wen-Ping ZHANG Hao-Chi Han Zhong-HuaNational Key Laboratory of Aerodynamic Design and Research, Northwestern PolytechnicalUniversity,Xi’an 710072,ChinaAbstract： Airframe noise (AFN) is one of the most important problems in aircraft design and environment protection. The problem is so complex and involves many domains that lots of researchers are interested in. This paper gives a brief overview of the airframe noise including the main sources and mechanism of airframe noise, the airframe noise prediction methodology. The pros and cons of every current airframe noise prediction approaches are discussed.Key words： Acoustics Airframe Noise Prediction Methods Overview1引言目前国内外商用飞机正处在高速发展时期。