计算气动声学中的高阶Nodal-DG方法研究
基于格子Boltzmann方法的气动声学计算

基于格子Boltzmann方法的气动声学计算司海青;石岩;王兵;吴晓军【摘要】研究了应用于气动声学计算中的格子Boltzmann方法(Lattice Boltzmann method,LBM),采用非平衡外推格式处理壁面边界条件,远场无反射边界条件采用吸收层边界条件.首先,将LBM应用于顶盖驱动的空腔流动模拟进行程序验证;然后,数值研究气动声学中的几个典型问题,特别讨论了黏性对LBM数值解的影响,并与传统的四阶精度低色散保持格式(Dispersion-relation-preserving,DRP)比较,检验了该方法模拟气动声学基本问题的能力,为进一步运用该方法模拟复杂物体产生噪声奠定基础.研究表明,尽管标准LBM方法在时间、空间上仅有二阶精度,但是,LBM方法计算得到的结果能和分析解保持一致,它是有效且可行的气动声学计算方法.【期刊名称】《南京航空航天大学学报》【年(卷),期】2013(045)005【总页数】5页(P616-620)【关键词】格子Boltzmann方法;壁面边界条件;吸收层边界条件;计算气动声学;计算流体力学【作者】司海青;石岩;王兵;吴晓军【作者单位】南京航空航天大学民航/飞行学院,南京,210016;南京航空航天大学民航/飞行学院,南京,210016;南京航空航天大学民航/飞行学院,南京,210016;中国空气动力研究与发展中心,绵阳,621000【正文语种】中文【中图分类】V211.3格子Boltzmann方法(Lattice Boltzmann method,LBM)的产生与发展,不仅在计算流体力学领域中产生了深远的影响,它所使用的处理方法和观点对其他学科也是富有启发性的。
尽管LBM方法[1]在计算流体力学领域中已得到较多应用,但它在计算气动声学领域中的研究[2-5]与应用相对较晚。
近几年,在计算动力学(Computational aeroacoustics,CAA)研究领域,LBM正逐渐受到国外研究者们的足够重视,Buick等[5]运用LBM解决无黏性的声传播问题,然后,Dellar等[6]运用该方法求解含有黏性的声传播问题。
气动声学的经典技术和应用 ppt课件

2020/6/12
中南大学 高速列车研究中心
18
实验技术的发展:声管试验
驻波管法测量材料的 正反射吸声特性
2020/6/12
中南大学 高速列车研究中心
19
实验技术的发展:消声环境
喷流试验
2020/6/12
发动机进气端试验
中南大学 高速列车研究中心
20
相控声阵列和声全息成像技术
60通道螺旋声阵列
3
1、声学技术的工程应用
➢舒适性 ➢声疲劳
环境噪 声限值
2020/6/12
中南大学 高速列车研究中心
如何在保证运 行效率的情况 下抑制噪声?
4
航空声学问题
严格的适航认证FAA
国际民航的准入制度
机体噪声 安装效应 起落架噪声 发动机噪声
2020/6/12
中南大学 高速列车研究中心
5
发动机结构声学抑制问题
2020/6/12
中南大学 高速列车研究中心
27
高速列车外部噪声实测
2020/6/12
中南大学 高速列车研究中心
28
动模型实验台声屏障声学试验
2020/6/12
中南大学 高速列车研究中心
29
高速列车内部噪声分析
8*8点阵声全息技术
2020/6/12
中南大学 高速列车研究中心
30
CRH2机车室噪声测量
0 .0 6 0 .2 3 0 .3 9 0 .5 6 0 .7 3 0 .8 9 1 .0 6 1 .2 2 1 .3 9 1 .5 6
1
5
0
0
1
2
3
4
5
6
7
8
9
高超声速气动热弹性分析降阶研究

第35卷第2期2022年4月振动工程学报Journal of Vibration EngineeringVol.35No.2Apr.2022高超声速气动热弹性分析降阶研究晏筱璇1,2,韩景龙3,马瑞群3(1.上海航天控制技术研究所,上海201109;2.上海市空间智能控制技术重点实验室,上海201109;3.南京航空航天大学航空学院机械结构力学及控制国家重点实验室,江苏南京210016)摘要:高超声速气动热弹性分析涉及流场、结构场和热力场间的相互耦合,计算复杂且耗时长。
根据分层求解策略提出了一种基于降阶模型的高超声速气动热弹性分析框架。
分别采用系统辨识法和本征正交分解法对高超声速气动力和气动热建立降阶模型,并与模态叠加法耦合实现热配平状态下气动热弹性问题的快速计算。
以典型高超声速三维机翼为例,预测热结构的颤振动压,并与全阶流⁃固⁃热耦合计算结果对比吻合较好。
所提出的气动热弹性分析框架提高了计算效率,而且精度高,可应用于工程分析中。
关键词:气动热弹性;颤振;高超声速;耦合;降阶模型中图分类号:V215.3文献标志码:A文章编号:1004-4523(2022)02-0475-12DOI:10.16385/ki.issn.1004-4523.2022.02.023引言气动热弹性是一个复杂的涉及到多学科相互耦合的问题,依据现有的计算条件,采用高精度方法完全求解该问题是非常困难的。
文献[1⁃2]在忽略气动热、气动力、弹性力与惯性力之间的弱耦合关系后,进一步简化该问题,提出了一种分层求解方法。
该方法先计算定常气动热,认为非定常气动力不会对气动热产生影响,此外也忽略了结构变形对气动热的作用。
本文基于分层求解方法进行气动热弹性建模,由于采用CFD求解气动热和气动力仍然耗时较长,故考虑了通过构造气动热和气动力降阶模型(ROM)来进一步缩短计算时间。
对于气动力降阶模型本文采用基于系统辨识技术的降阶方法。
目前常用的非定常气动力辨识方法主要为Volterra模型[3]、神经网络模型[4]以及NAR⁃MAX(Nonlinear Auto Regressive Moving Average with Exogenous Input)模型。
机体增升构型气动噪声数值分析

机体增升构型⽓动噪声数值分析机体增升构型⽓动噪声数值分析刘⽂,詹福良(西门⼦⼯业软件(北京)有限公司,北京)摘要:本⽂采⽤CFD结合有限元声学计算的⽅式对⼆维机体增升构型进⾏了外部辐射噪声的仿真计算。
通过与CFD近场计算结果的对标,验证该混合计算⽅法可以有效地计算机体辐射噪声。
有限元声学分析的结果与CFD计算结果进⾏⽐较分析了机体增升装置产⽣的机理。
通过⽹格敏感性分析,进⼀步验证采⽤⾃适应有限元技术(FEMAO)可以在保证计算精度的基础上⼤⼤降低对⼤规模⽹格的依赖,极⼤提⾼仿真效率。
关键词:⽓动噪声、增升构型、有限元0.引⾔在飞机的起飞和着落过程中,特别是当飞机的起落架以及增升装置打开以后,机体的⽓动噪声会⾮常的显著,成为飞机的主要噪声源之⼀。
在过去的20多年⾥,国内外开展了⼤量针对飞机增升装置⽓动噪声问题的数值仿真研究,⽽研究的重点主要集中在飞机的前缘缝翼和后缘襟翼噪声,如图1所⽰。
前缘缝翼噪声的研究主要包括对不同形式的Navier-Stokes⽅程的求解(如RANS、URANS、LES等)以确定噪声源[1-5],并基于FW-H⽅程[6]预测远场辐射噪声[2,3,7]。
⽬前的研究成果认为缝翼的噪声主要来源于缝翼下缘分离的含涡旋结构剪切层与下游凹槽下表⾯之间的相互作⽤,以及缝翼后缘的⾮稳态涡脱落两个部分。
襟翼噪声的数值仿真也采⽤类似的基于声拟理论的⽅法[8-10],并且研究认为襟翼的噪声主要来源于上游涡旋流与襟翼上表⾯之间的相互作⽤,以及涡旋流中的湍流加速[11]。
图表1:机翼増升装置典型流场⽰意图本⽂将基于标准的30P30N三段翼型⼏何,采⽤CFD结合FEM⽅法分析机体外部噪声特性。
1.数值仿真模型本⽂中采⽤的简化模型是标准30P30N三段增升构型,包含前缘缝翼、主翼以及后缘襟翼。
其中缝翼和襟翼的偏⾓都为30o,弦长(L)为0.558⽶。
前缘缝道的宽度为2.95%,外伸量为-2.5%,后缘缝道的宽度为1.27%,外伸量为0.25%,是典型的着陆构型。
航空发动机气动声学设计的理论、模型和方法

航空发动机气动声学设计的理论、模型和方法
乔渭阳;王良锋;段文华;赵磊
【期刊名称】《推进技术》
【年(卷),期】2021(42)1
【摘要】根据对飞机噪声控制技术历史发展演化过程的总结分析,研究了民用航空发动机气动与声学一体化设计的目标、方法、流程、理论模型和发展趋势等。
基于对航空发动机气动设计过程的分析,给出了航空发动机气动与声学一体化设计的流程和方法。
分别从"发动机总体热力循环设计""发动机部件通流设计""发动机部件三维详细设计"等三个流程,介绍了航空发动机声学设计理论和技术国内外的发展情况,详细论述了发动机气动声学设计的理论、模型和方法,分析了目前航空发动机声学设计理论的主要问题及未来的研究重点,并以具体发动机设计实例分析了不同设计阶段航空发动机的气动与声学一体化设计方法思想。
【总页数】29页(P10-38)
【作者】乔渭阳;王良锋;段文华;赵磊
【作者单位】西北工业大学动力与能源学院;中国空气动力研究与发展中心;中国航发商用航空发动机有限责任公司
【正文语种】中文
【中图分类】V231.3
【相关文献】
1.离心风机气动声学分析的一个理论模型和计算方法
2.航空发动机气动热力系统模型求解方法研究
3.航空发动机风扇气动声学消声室设计论述
4.桨扇模型的气动性能和气动声学的实验研究
5.离心风机气动──声学优化设计方法
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基于FW-H方程的旋翼气动声学计算研究

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这里 ’ " $ & $* 上式右端源项分别代表厚度 ". ・ ". 。 声源、 载荷声源和四极子声源; 厚度声源和载荷声 源是面声源 (由 C+%3: 函数决定) , 取决于物面的 形状、 运动速度以及非定常气动力, 在低速和亚音 速流动中, 面声源贡献占总的气动噪声的绝大部 分; 四极子声源是体声源 (由 ($3B+0+/$ 函 数 决 定) , 它与控制面附近的非线性流动密切相关, 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。 *;’( 方程是将流体力学 D’E 方程按非齐次 波动方程形式重新整理而成, 能够精确地描述在 静止流体中作任意运动的物体与流体相互作用的 发声 问 题, 是 气 动 声 学 的 理 论 基 础 之 一。求 解 *;’( 方程无疑具有重要的理论意义和 应 用 价 值。 #"# $()(**(+ 方法
目前, 计算旋翼气动噪声的时域方法主要有 两类: +EJ8--=LL 方 法 和 求 解 WL=18N DEPPE@KN$ [!] (简 称 WD$* 方 程) 的 W@J@NN@. *@13E6 >N 方 程 。前者与旋翼 VWI 结合可计算出观测点 总的气动噪声 (包含四极子噪声的贡献) , 但缺点 是噪声的物理意义不明确; 后者可区分出单极子 噪声和偶极子的大小, 但难以计算四极子噪声。
【国家自然科学基金】_二阶双曲方程_基金支持热词逐年推荐_【万方软件创新助手】_20140802

2014年 序号 1 2 3 4 5 6 7 8
2014年 科研热词 非线性偏微分方程 精确解 收敛阶 差分格式 双曲守恒律 交错网格 riccati方程 (g′/g)展开法 推荐指数 1 1 1 1 1 1 1 1
2013年 序号 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13
科研热词 推荐指数 齐次平衡 1 逼近分析 1 行波解 1 自适应方法 1 粘弹性方程 1 有限元 1 数学分析 1 数学 1 双曲守恒律方程 1 双函数展开法 1 二阶非协调 1 mkdv方程 1 lax-wendroff间断有限元方法 1
推荐指数 2 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1
2010年 序号 1 2 3 4 5 6 7 8
科研热词 推荐指数 误差估计 1 最优误差估计 1 扩展混合有限元 1 半离散和全离散格式 1 伪双曲方程 1 二阶双曲方程 1 h2-galerkin方法 1 h1-galerkin扩展混合有限元方法 1
2012年 序号 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18
科研热词 推荐指数 高精度分析 1 非行波解 1 非线性发展方程(组) 1 非协调旋转q1rot元 1 超收敛 1 计算气动声学 1 色散耗散特性 1 类wilson元 1 熵相容格式 1 最优误差估计 1 新混合元格式 1 拟线性双曲方程 1 广义(g'/g)-展开法 1 双曲守恒律 1 二阶双曲方程 1 whitham-broer-kaup-like方程组 1 weno重构 1 nodal-dg方法 1
2011年 序号 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15
2011年 科研热词 误差估计 退化抛物-双曲方程 褶积微分算子 稳定性 熵解 数值模拟 弹性波 并行差分 各向异性介质 分裂正定式混合方法 分离算子 伪双曲方程 交替方向 三对角矩阵 kuznetsov方法 推荐指数 2 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1
【国家自然科学基金】_计算气动声学_基金支持热词逐年推荐_【万方软件创新助手】_20140801

推荐指数 3 3 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 1 1 1 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 31 32 33 34 35 36 37 38 39 40 41 42 43 44 45 46 47 48 49 50 51 52
2012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 31 32 33 34 35 36 37
科研热词 计算气动声学 数值模拟 气动噪声 高阶间断有限元法 高阶滤波格式 高速列车 风力机 阻抗 阀门 输气管道 计算气动噪声 色散耗散特性 线性化欧拉方程 线化欧拉方程 空气动力制动 流动噪声 气动性能 气动声学 时域 数值非稳定性 改进的声扰动方程 射流流场 宽频 大涡模拟 多自由度 多喷管 声扰动方程 声学性能 单极子源 升阻比 分析方法 低速翼型 优化设计 sngr nodal-dg方法 fluent软件 cfd模拟
科研热词 非定常流动 隐式推进 谱方法 计算气动声学 紧致格式 离心风机 数值模拟 降噪机理分析 蜗舌 背景噪声 空气动力场 滤波 渐进稳定性 气固两相流 有限差分法 有限差分格式 数值计算 序列二次规划方法 序列二次规划 声衰减 声学测量 基频 四角锅炉 噪声测试 噪声 切圆直径 冷模试验 偶极子声源 仿生
推荐指数 6 4 3 2 2 2 2 2 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 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1
基于非结构网格间断有限元方法的限制器比较

1 DG 算法介绍
以二维无粘守恒型的欧拉方程为例
‐ 141 ‐
赵文赓等:基于非结构网格间断有限元方法的不同间断识别器和限制器的比较
u f g 0 (1) t x y
上式的矢量形式为: ut F 0 , 其中 F f , g
分量,压强,以及单位体积上的总能量。为 了使方程组封闭, 需要加入理想气体状态方 程:
ˆ u , u 代替。其中,数值通量 通量函数 F h h
取决于 uh 、 uh 和 n ,并且要满足一致性条 件,本文采用局部 Lax-Friedrichs 通量。 令 U i Qi1 ,..., Qin 得:
Ij
j
Q
j
Qnbj ds j Qj
(5)
h
p 1 2
p 1 1 当解光滑时,I j ~ O h 2 ,h 0
h ,并且该限制满足一下三个特性:
(1) 精度要求:如果 uh 是线性的, 则有 h uh uh (2) 守恒性: h uh uh
2 间断识别器和限制器
众所周知, 由于在高速可压缩流体的计 算中存在激波、接触间断等物理间断,如何 能够有效地捕捉间断成为几乎所有的计算 方法的难点, 因而对于激波的捕捉能力也成 为评价一种数值方法优劣很重要的一个方 面。 对于 DG 而言,在流场中的光滑区,该 方法可以很容易地获得高阶精度; 在含有间 断的流场中,计算中会出现数值振荡,严重 时压力和密度出现负值,导致计算失败。为 了抑制单元内的振荡,需要使用限制器,此 种方法一般分为两个步骤, 首先利用间断识 别器确定“问题单元” ,即对于哪些单元进 行限制;其次,利用不同的限制器对于问题 单元进行限制, 以消除激波附近产生的虚假 振荡。由于 DG 对于限制器比较敏感,不同 限制器会不同程度地影响 DG 格式的精度, 因而一种高效、稳健的限制器对于 DG 的高 阶精度的实现起着重要的作用。 下面详细介 绍间断识别器和限制器。 2.1 间断识别器 识别当前计算单元是否位于间断附近是 抑制振荡中很重要的一步。 如果很多问题单 元没有被识别出来而放弃对其进行限制, 则 无法实现最初消除数值振荡的目的; 如果光 滑区的单元被误识别为问题单元并进行限 制,则容易使得解的精度降低,并且计算量 会增加。常用的几种识别器如下。 1、Cockburn 间断识别器[4]。该识别器 最早是由 Cockburn 在发明龙格库塔间断伽 辽金方法(RKDG)时提出的。
一种快速计算螺旋桨气动声学特性的数值方法

, l= v[ 一 , ) ( Y ]=一fi一 .+k ( ) , 『 3
・
收 稿 日期 : 05 22 ; 修 订 日期 : 05 61 . 20 - .0 0 20 . .1 0 基 金项 目 : 北 工 业 大学 博 士 生 创 新 基 金 ; 北 工 业 大 学 “ 才 计划 ” 西 西 英 .
作者简介 : 高永卫 (98)男 , 16 . , 陕西省绥德县人 , 副教授 , 研究方 向; 实验 流体力学 、 流体机械设 计等
维普资讯
18 8
空
气
动
力
学
学
报
第2 4卷
所以, 在任 意控 制点 . , 如下方 程 : 『 有 上
维普资讯
第 2 4卷
第 2期
空
气
动
力
学
学
报
Vo .4. No. 12 2
20 0 6年 o 6月 文章 编 号 : 2 8 12 ( 0 6 0 . 170 0 5 —8 5 2 0 ) 20 8 .7
ACTA AERoDYNAⅣⅡCA D CA S
表 面压 力分 布 的方 法 , 而 达到快 速模 拟螺 旋桨 声学 从
特 性 的 目的 。
缘 重合 。 边界 条件 为桨 叶表 面法 向分 速 为零 , : 即
V ・, l= 0 () 1
若桨 叶表 面的 方程 为 :
=
f , ) ( Y
() 2
则表 面法线 方 向 由下 式 确定 :
传统 的 升力面 方法 通 常采用 涡格 法 , 具体 做法 是
将 桨 叶沿 展 向分成 若干 段 , 一段 沿 弦线 方 向在桨 叶 每 上 下表 面均匀 布置 四边 形涡 环 , 由最后 一 些面 元拖 出 马蹄 涡在 尾缘 处相 遇 , 向无 穷 远 。展 向附着 涡位 于 伸 每 个面元 的前 缘 , 个 面上 的第 一根 附着 涡在 桨叶前 两
第二讲 - 计算气动声学基础

Restricted © Siemens AG 2016 Page 20
Siemens PLM Software
Lighthill Analogy边界问题
3. Lighthill边值问题 vs. Curle边值问题
Lighthill
Restricted © Siemens AG 2016 Page 21
Siemens PLM Software
相关研究成果-起落架
Restricted © Siemens AG 2016 Page 25
Siemens PLM Software
相关研究成果-起落架
Restricted © Siemens AG 2016 Page 26
Siemens PLM Software
Siemens PLM Software
气动声学计算软件
研究代码
SotonCAA(ANTC)
基于多块结构化网格有限差分方法求解NS方程 LEE方程求解声传播,FWH积分求解远场声辐射
elsA(ONERA)
基于有限体积的三维可压缩CFD求解 线性化模块以及FWH模块
基于CFD的软件
FLUENT
ρui t
ρuiuj xj
p xi
xi
μ
ui xj
uj xi
ρ ρu j 0 t xj
ρui ρuiuj p 0
t
xj
xi
ρ ρuj0 ρ0uj 0
t
xj
xj
ui 0 ρ ui uiuj0 ui 0uj 1 p ρ ui 0uj0 0
6
Siemens PLM Software
基本概念
Lighthill 声拟理论
2 t2
航空发动机气动声学计算和实验-上海商用发动机公司-2011-5

气动声学问题
起降噪声
.
目前国际上普遍关注的是起降阶段的气动噪声设计问题,对航空公司来 说起降噪声直接影响航班配额。
huangxun@ (北京大学黄迅)
气动声学研究
2011年5月
10 / 61
26 / 61
风扇噪声计算技术
Bifurcations安装效应计算
.
huangxun@ (北京大学黄迅)
气动声学研究
2011年5月
27 / 61
风扇噪声计算技术
噪声控制方法计算模拟
.
声衬(liner); Lobed mixer; Chevron.
huangxun@ (北京大学黄迅)
风扇噪声计算技术
排气道风扇噪声理论解-Munt (1977)
.
Outlet fan noise case.
huangxun@ (北京大学黄迅) 气动声学研究 2011年5月 20 / 61
风扇噪声计算技术
远场解-Ffowcs Williams and Hawkings (1969)
.
huangxun@ (北京大学黄迅)
气动声学研究
2011年5月
21 / 61
风扇噪声计算技术
近场计算结果
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动画演示。
huangxun@ (北京大学黄迅)
气动声学研究
2011年5月
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风扇噪声计算技术
进一步问题
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计算速度如何提高:自适应网格(动画) ;
huangxun@ (北京大学黄迅) 气动声学研究 2011年5月
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飞行器的气动声学性能评估与优化技术
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飞行器的气动声学性能评估与优化技术在现代航空航天领域,飞行器的性能优化是一个至关重要的课题。
其中,气动声学性能的评估与优化技术不仅关系到飞行器的飞行效率和安全性,还直接影响着乘客的舒适性和环境的噪声污染。
本文将深入探讨飞行器气动声学性能评估与优化技术的相关内容。
一、气动声学的基本原理要理解飞行器的气动声学性能,首先需要了解一些基本的原理。
当飞行器在空气中运动时,空气会在其表面产生流动和分离,从而形成复杂的气流结构。
这些气流的不稳定运动会产生压力波动,当这些压力波动以声波的形式传播出来,就形成了气动噪声。
气动噪声的产生主要有以下几种机制。
一是湍流边界层噪声,这是由于空气在飞行器表面的湍流流动引起的。
二是尾流噪声,通常在飞行器的尾部形成。
三是激波噪声,当飞行器的飞行速度接近或超过音速时,激波的产生会导致强烈的噪声。
二、飞行器气动声学性能评估方法1、实验测量实验测量是评估飞行器气动声学性能的传统方法之一。
通过在风洞或飞行试验中使用麦克风阵列等设备,可以直接测量飞行器周围的噪声水平和频谱特性。
然而,实验测量往往成本高昂,而且在一些复杂的飞行条件下难以实现。
2、数值模拟随着计算技术的飞速发展,数值模拟在飞行器气动声学性能评估中发挥着越来越重要的作用。
常见的数值模拟方法包括基于雷诺平均NavierStokes(RANS)方程的方法、大涡模拟(LES)方法以及直接数值模拟(DNS)方法。
RANS 方法计算效率较高,但对于复杂的湍流流动和噪声源的模拟精度有限。
LES 方法能够更好地捕捉湍流的大尺度结构,对噪声的预测更加准确,但计算成本较高。
DNS 方法能够精确模拟所有尺度的湍流运动,但目前由于计算资源的限制,还难以应用于实际的飞行器设计。
3、理论分析理论分析方法通过对气动噪声产生的物理机制进行简化和建模,推导出一些解析或半解析的公式,用于快速估算噪声水平。
然而,这种方法通常只适用于简单的几何形状和流动条件。
三、飞行器气动声学性能的优化技术1、外形优化飞行器的外形对其气动声学性能有着重要影响。
气动声学特性的数值模拟与实验研究
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气动声学特性的数值模拟与实验研究第一章气动声学概述气动声学是研究流体(气体或液体)在流动过程中所产生的声学现象的学科。
它在众多领域中都有着重要的应用,如飞行器、汽车、船舶、风力发电、海洋工程等领域。
在许多实际工程问题中,我们需要在设计过程中考虑声学特性和气动特性的相互影响。
第二章数值模拟方法数值模拟是研究气动声学特性的重要手段之一。
常用的数值模拟方法有:有限元方法(Finite Element Method, FEM)、计算流体力学方法(Computational Fluid Dynamics, CFD)以及波动方程方法等。
(一)有限元方法有限元方法是一种常用的数值方法,在求解结构和流体力学问题方面十分有效。
该方法将结构或流体域离散为若干个互相连接的小元素,通过求解元素中的波动或流场变量,进而得到整个结构或流体场的响应。
在气动声学中,有限元方法可用于求解声场和振动问题。
(二)计算流体力学方法计算流体力学方法是一种通过计算流体在三维空间中的运动和变化来研究流体现象的数值方法。
该方法将流体域离散为若干个小单元,然后通过数值计算来求解每个单元内部的流体流动情况。
在气动声学中,计算流体力学方法可以用于求解风洞实验中的气动力和声学的传播。
(三)波动方程方法波动方程方法是一种适用于求解线性声学问题的数值方法。
它是根据波动方程来求解声压波的传播和反射,可以用于预测声音在各种环境中的传播和衰减情况。
在气动声学领域,波动方程方法可用于求解飞行器外面和发动机进口处产生的噪声。
第三章实验研究方法实验是研究气动声学特性的另一种重要手段,通过实验可以对数值模拟的结果进行验证,并可以得到一些实际问题中难以通过数值模拟得出的结论。
常用的实验方法有:静压测试、湍流测试、声压传感器测试等。
(一)静压测试静压测试是一种常用的试验方法,主要用于测量飞行器外表面的压力分布和翼型等参数,并通过数据分析得到气动力学特性。
将飞行器表面分成若干条等距离的区间,分别安装静压头来实现静压测量。
计算气动声学
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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。
计算气动声学中的伽辽金玻尔兹曼方法研究
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计算气动声学中的伽辽金玻尔兹曼方法研究邵卫东;李军【摘要】为获得气动声学的高精度和低耗散特性的数值方法,发展了伽辽金玻尔兹曼方法和相应的无反射边界条件.首先,引入新粒子分布函数到格子玻尔兹曼BGK方程中并重构欧拉方程;然后,在空间上采用高精度的交点间断伽辽金有限元方法,在时间上采用显式五级四阶龙格库塔离散方法对解耦得到的对流步方程进行离散求解;最后,通过数值通量构造速度边界、声学硬壁面边界和无反射边界条件.采用包含声反射和多普勒效应的数值算例进行验证,可得模拟值与解析解吻合一致,从而证明了伽辽金玻尔兹曼方法和无反射边界条件用于气动声学计算的有效性和准确性.【期刊名称】《西安交通大学学报》【年(卷),期】2016(050)003【总页数】7页(P134-140)【关键词】计算气动声学;伽辽金玻尔兹曼方法;无反射边界条件【作者】邵卫东;李军【作者单位】西安交通大学能源与动力工程学院,710049,西安;西安交通大学能源与动力工程学院,710049,西安;先进航空发动机协同创新中心,100191,北京【正文语种】中文【中图分类】V21113气动声学问题一般有两类数值解法:基于Lighthill声类比理论[1]及拓展的声比拟预测方法;直接模拟研究噪声的产生机理及传播特性的计算气动声学(CAA)方法。
通过计算流体动力学或试验得到流场信息并结合声比拟方法预测噪声在工程中有广泛的应用[2-3],但声比拟方法既不能考虑流场与声场的相互作用,又不能预测非线性气动噪声,故要从更本质的角度研究流动发声机理就必须采用CAA方法。
在CAA中两大关键技术是高精度的时空离散格式和无反射边界条件(NRBC)[4-5]。
Tam等提出了色散相关保持差分格式[4],Hu等提出了低耗散低色散龙格库塔格式[6],柳占新等发展了五对角紧致差分格式[7]。
这些高阶格式能够显著减少每个波长所需的网格点数,但处理无反射边界时仍需重新构造且精度降低。
【国家自然科学基金】_高阶色散_基金支持热词逐年推荐_【万方软件创新助手】_20140729
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推荐指数 2 2 2 2 2 2 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 1 1
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科研热词 推荐指数 高阶色散 3 非线性效应 2 高阶非线性 1 高阶效应 1 高阶fdtd 1 高速光孤子通信 1 飞秒激光 1 飞秒 1 非线性薛定谔方程(nls) 1 非线性光学 1 钛宝石激光器 1 超常介质 1 衍射光学 1 菲涅耳-基尔霍夫理论 1 色散补偿 1 色散介质 1 色散 1 经典李群约化 1 约化方程 1 稳定传输 1 移位算子 1 相似解 1 激光器 1 正演模拟 1 时域有限差分方法(fdtd) 1 时域有限差分方法 1 探地雷达 1 微扰对称方法 1 大模场面积光纤 1 啁啾镜 1 分步傅里叶变换法 1 光脉冲压缩 1 光纤通信 1 光纤放大器 1 光学聚焦 1 光子筛 1 光子晶体光纤 1 传输控制 1 亮孤子 1 三阶群速度色散 1 upml 1 raman自频移 1 10gb/s通信系统 1
2011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 31 32 33 34 35 36 37 38 39 40 41 42 43
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计算气动声学中的高阶Nodal-DG方法研究陈二云;赵改平;杨爱玲;卓文涛【摘要】气动噪声的直接模拟对数值格式的色散、耗散特性提出了严格的要求.基于描述声波的线性双曲方程,运用本征值方法分析了高阶Nodal-DG方法的色散、耗散特性.结果发现,对于任意给定的m阶多项式基函数,数值波解有m+1个值,但仅有一个能够表示对应微分方程的物理波传播方式,其余的都是寄生波,且两种波型的传播方向相反.通过与Tam的DRP格式和Lele的六阶紧致格式进行比较,发现在相同的计算精度下,Nodal- DG方法的有效求解波数范围介于DRP格式和六阶紧致格式之间.通过对初始扰动为高斯波形的计算比较发现,在较少的网格数下,Nodal- DG方法的计算结果可以与紧致格式的计算结果相比,但优于DRP格式的计算结果,非常适合于气动声学的数值模拟,为气动声场的直接计算提供了一种新的方法.%Numerical schemes that result in minimal dispersion and dissipation errors are generally preferred for direct simulation of noise propagation. Dispersion and dissipation properties of nodal discontinuous Galerkin( DG) method for the linearized Euler equation were investigated by utilizing an eigenvalue analysis technique. It was found that for any given mth order of basis functions, there are m + 1 modes of numerical waves. But among them only one represents propagating mode of physical wave corresponding to the partial differential equation, the rest belongs to numerical parasite modes, and moreover the propagation directions of these two kinds of numerical modes are opposite. The comparisons of dispersion properties among the nodal discontinuous Galerkin method, DRP schemes and compact finite difference schemeswith the same order show the solvable wavenumber range of nodal DG method lies between those of DRP schemes and compact finite difference schemes. A test problem of wave propagation with initial disturbance consisting of a Gaussian profile was solved. The quality of solution obtained by nodal DG method with less grid number is analogous to that by compact finite difference schemes, but better than that by DRP schemes, which indicates the method is appropriate to direct numerical simulation of aeroacoustics.【期刊名称】《振动与冲击》【年(卷),期】2012(031)003【总页数】4页(P168-171)【关键词】计算气动声学;色散耗散特性;Nodal-DG方法【作者】陈二云;赵改平;杨爱玲;卓文涛【作者单位】上海理工大学能源与动力工程学院,上海200093;上海理工大学医疗器械与食品学院,上海200093;上海理工大学能源与动力工程学院,上海200093;上海理工大学能源与动力工程学院,上海200093【正文语种】中文【中图分类】O422.6气动声学作为气动力学和声学之间的一门交叉性学科,主要研究流动及其与物体相互作用产生噪声的机理[1]。
气动声学所涉及的问题具有非定常、小量级和较大的空间尺度分布,而且其脉动频率也非常宽。
与传统的计算流体力学(CFD)方法相比,气动声学的数值方法不仅要具有较高的计算精度,还要具有尽可能低的色散、耗散误差。
因此,发展一种适合气动声学数值模拟的计算方法,进而来理解、预测并最终能够控制噪声的研究工作具有非常重要的理论意义和工程应用价值。
针对气动噪声的传播特性,近几年一些研究者对计算气动声学(CAA)的离散方法进行了大量的研究。
如Tam和Webb[2]提出了保色散中心有限差分DRP格式;LeLe[3]提出了高阶精度紧致类格式;Kim 等[4-5]在此基础上进一步提出了优化紧致差分格式以及优化边界紧致差分格式。
此外,我国的傅德薰先生[6]也进行了相关的研究,提出了高精度迎风紧致型格式,并在试验中得到了验证。
但这些方法都是基于均匀分布的笛卡尔网格条件下构造的对称形式的有限差分格式,不适于计算具有复杂外形的气动声学问题。
80 年代末,Cockburn 和舒其望等[7-9]提出一种间断伽辽金(DG)方法。
该方法吸收了有限元方法和有限体积方法的优点,具有一致高阶精度、网格适应性强、结构守恒性和容易向高维推广等特点,在计算流体力学领域被广泛采用,有些研究者已开始将该方法应用到气动声学的计算。
因此,建立低耗散、低色散的DG方法对气动声场进行数值模拟有着广阔的应用前景。
按照基函数的不同构造方式,可以将DG方法分为两类[10-11]:Nodal-DG 方法和 Modal-DG 方法。
在本文的研究中,仅考虑Nodal-DG方法。
通过选取合适的基函数和插值节点,质量矩阵是对角化的,有利于质量矩阵求逆和并行计算。
本文工作主要是基于线性双曲方程,运用本征值方法分析了高阶DG半离散格式的色散、耗散特性。
结果发现,对于任意给定的m阶多项式基函数,数值波解有m+1个值,但仅有一个值能够表示对应微分方程的物理波传播方式,其余的都是寄生波,且两种波型的传播方向相反。
此外,通过与DRP格式和六阶紧致格式进行比较发现,在相同的计算精度下,DG方法的有效求解波数范围介于DRP格式和六阶紧致格式之间。
通过对高斯波形传播的计算比较发现,在较少的网格数下,DG方法的计算结果可以与紧致格式的计算结果相比,但优于DRP格式的计算结果,非常适合于气动声学的数值模拟,值得进一步深入研究。
1 数学模型考虑一维线性双曲方程:)其中x∈R,f=au,a为常数。
为便于讨论,设方程的解具有周期性,初始条件为:u(x,0)=exp(ikx),k是波数。
显然,方程(1)具有如下形式的非平凡解:其中是频率,将方程(2)代入方程(1)得ω=ka,即对应于方程(1)的精确色散关系式。
2 数值离散图1 计算域剖分Fig.1 Computational domain首先将一维计算区域剖分成互不重叠的等间距网格单元,其中网格步长,如图1所示。
下标r与l分别表示每个单元的左右边界。
在每个单元Dn上,将近似解表示成:其中表示m阶拉格朗日多项式基函数,则数值格式在空间上具有m+1阶精度。
在每个单元上用连续函数v(x)乘方程(1)的两端,并用它的近似解u代替方程(1)的精确解u(x,t),用代替测试函数v,经两次分部积分得到强表达式:由于在DG方法中,并不要求解在单元边界上是连续的,故等式右边数值通量函数f*不是唯一定义的。
本文计算中取数值通量的表达形式为Lax-Friedrichs通量:其中分别表示单元Dn内外的近似解在单元交界面上的值。
正实数α用来调节数值通量的耗散特性,例如取α=1时,满足无耗散的中心通量,当α=0时,满足迎风通量,本文计算中取α=0。
表示单元边界的单位外法线矢量。
取通量),测试函数,则对于任意给定的测试函数vnh,方程(3)可以表示成:将上述积分进行等参变换,则有:其中质量矩阵,刚度矩阵 S=表示在第 p 个位置是1,其它位置是0的m+1维零向量。
为了建立数值色散关系式,设局部近似解满足:其中表示系数向量。
则:由于方程的解具有周期性,所以,将上述各表达式进行等参变换后代入方程(5),得:其中,L=kh/(m+1),Ω =ωh/[a(m+1)]。
显然,间断有限元空间半离散格式的数值色散关系式为:L=Ω。
其中Ω为复数,Ω=Ωr+iΩt,实部代表数值格式的色散特性,虚部代表数值格式的耗散特性,该值通过在复数域空间求解关于方程(6)的广义本征值问题而获得。
3 色散特性分析图2表示DG方法的色散、耗散特性曲线分布图。
本文中以m=1为例进行说明。
其中实线代表原方程的精确色散、耗散特性分布曲线,符号线代表间断有限元方法的数值色散、耗散特性分布曲线。
从图中可以看出,对于任意给定的m阶多项式基函数,数值波解有m+1个值,但仅有一个值能够表示对应微分方程物理波的传播方式(如圆圈线),其余的都是寄生波(如四边形线),两种波型的传播方向相反,且寄生波在有效求解波数范围之外具有较大的衰减率。
图2 色散、耗散特性分布曲线Fig.2 Dispersion and dissipation characteristics 图3表示格式精度对色散、耗散特性影响分布曲线图。
其中实线代表原方程的精确色散、耗散特性分布曲线,符号线代表基函数取不同的m阶多项式时对应的数值色散、耗散特性分布曲线。
从图中可以看出,当m=1时,即数值格式在空间上具有二阶精度,间断有限元方法的有效求解波数范围约为0.62(以相对误差小于0.5%为标准),当m=3时,有效求解波数范围约为1.09,当m=6时,有效求解波数范围约为1.40。
由此可以看出,随着数值格式精度的提高,可以有效地降低DG方法的色散误差和耗散误差。
图4表示相同计算精度下(六阶),DG方法与DRP格式和紧致格式的色散误差对比图,为了便于比较,对波数进行了归一化处理。
其中直线代表原方程精确的色散特性分布曲线,圆点、圆圈与三角形分别代表DG方法、DRP格式和紧致格式的数值色散特性曲线。