基于CFD的二维风力机翼型噪声分析
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ｏｎ
ｐｏｉｎｔ Ａ
从ＮＡＣＡ００１８机翼后缘的动压云图（图５）和速
度涡量图（图６）可清晰看出，攻角为００时，机翼后缘上
图３不同攻角下的升力系数
Ｆｉｇ．３ Ｔｈｅ ｌｉｆｔ ｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔｓ
ａｔ
下面具有很好的对称性，漩涡在尾缘后方脱落。随着 攻角的增大，漩涡脱落的位置沿吸力面往前缘靠拢。
ｖａｒｉｏｕｓ ａｎｇｌｅｓ ｏｆ ａｔｔａｃｋ
高，无法适应不同物体形状。计算气动声学方法，
本文首先通过ＦＬＵＥＮＴ中的ＬＥＳ模型和 ＡＣＴＲＡＮ中Ｌｉｇｈｔｈｉｌｌ声类比的方法模拟对称翼型
ＮＡＣＡ００１８，并将气动和噪声性能与Ｔａｋａｇｉ心１的实验
结果进行验证，再计算风力机非对称翼型 ＮＡＣＡ７４７Ａ３１５在不同攻角和雷诺数下的流场和声 场特征，提出ＮＡＣＡ７４７Ａ３１５的噪声特性与攻角和 雷诺数之间的关系，为今后风力机翼型设计提供
Ｒ＝０．２
式中，带上划线的量为滤波后的场变量；Ｐ——流 体密度；一Ｕｉ、ｉ——过滤后的速度分量；ｕ——湍流
粘性系数；令瓦－－－－（一／／ｑ—Ｕｊ一一Ｒｉｕｉ），一Ｔ０为亚格子应力，亚
格子应力是过滤掉的小尺度脉动和可解尺度湍流 间的动力输运。要实现大涡数值模拟，必须构造亚 格子应力的封闭模式。亚格子应力模式是实现湍 流大涡数值模拟的关键。
一：
幽． ！＝Ｕ霸¨
攻角９ 云
丁
Ｏ
担∽帅加汕如岫㈨如 Ｏ
孺～ №ｍ
３．２．１
酽队 ㈣
的Ｍ越∽
图巧
衄
声压指向图可清晰表明声传播特点。图８表
明在近场半径ｒ＝０．０６ ｍ时，可明显看到机翼前缘声 压较小，而机翼后缘尾流处噪声较大，且在攻角为 ００、３０、６。时，机翼上下声压有很好的对称性。在远 场半径Ｒ＝０．２ ｍ时，声传播方向和偶极子的传播方 向类似，机翼前后缘声压较小，机翼上下辐射声压 在各个攻角均具有较好的对称件．
Ｉ钏、
３．２非对称翼型噪声分析 不同雷诺数对翼型周围声压分布影响 研究各攻角下非对称翼型ＮＡＣＡ７４７Ａ３１５的声 传播指向性和机翼周围声压特征，计算雷诺数 为Ｒｅ＝１×１０５，来流速度为ｖ＝１９ ｍ／ｓ，结果如图９～ 图１３。
掣
”加∞ ＂∞＂∞晒加弱如
２７０
ａ．近场
１２０ １０５ ９０ ７５ ６０ ７５ ９０ １０５ １２０ ９０。
参考。
计算量巨大，对于远场无很好的解决方法。使用 ＣＦＤ方法求解声场可清晰显示声场信息，为达到所 需精度，虽然耗费的计算时间较长，但在计算机可
接受的范围内。Ｔｏｍｏａｋｉ Ｉｋｅｄａ［５１采用高阶有限差分
收稿日期：２０１４—０８—２７ 基金项目：国家自然科学基金面上项目（５１３７９１８９；５１２７９１８２）
验值略大，但其变化趋势吻合良好，随着攻角的增 大，升力系数逐渐增大，但增大趋势减缓。本文研
究的是机翼后缘的涡流噪声，因此下文将着重分析 机翼后缘的涡流。
６０ ∞ 罩４０ 一 山 ∽ ２０
Ｏ
５００
１０００
１５００
２０００
２５００
Ｊａ－Ｉｚ
图４监测点Ａ的声压级频谱图
Ｆｉｇ．４ Ｓｏｕｎｄ ｐｒｅｓｓｕｒｅ ｌｅｖｅｌ ｓｐｅｃｔｒａ
脉动压力；然后由Ｌｉｇｈｔｈｉｌｌ声类比的方法计算机翼 周围声场，并提取监测点的声压信息。
１．１
不可压缩物理空间的ＬＥＳ数值模拟控制方程 大涡模拟ＬＥＳ的基本思想是通过数值直接求
解Ｎ．Ｓ方程计算大尺度涡运动，而对于小尺度涡运
动对大尺度运动的影响则通过建立模型来模拟。 由于风力机叶片上各翼型截面处的马赫数 Ｍａ≤０．３，因此可将气体考虑成不可压缩的流体来 处理。将Ｎ．Ｓ方程做过滤可得：
ａ×ｘ
ｘ ｘቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ
敛效果不好故舍去。而瞬态结果与文献［９］中的
ｈ
圜■＿■一
（二二二！！坚＆
ｘ×××××ｘ ｘ
㈠一Ｌ
ａ．攻角０。
压●■爵誓 ■●
Ｆｉｇ．１ １
伊鸵¨盯∞＂嘶。！＂粥柑＂如酡＂∞幢鸵¨∞
压● ｜：鏊■●■ ＿■
ｂ．攻角６。
２计算方案与模型设置
２．１流场网格及其设置 机翼弦长ｃ＝８０ ｍｍ，计算域为直径为３．２ ｉｎ的 圆，分为内域和外域，并在ＩＣＥＭ中构造结构化网 格，内域采用Ｃ．ｂｌｏｃｋ，外域采用Ｏ．ｂｌｏｃｋ，计算时内 域和外域之间通过ｉｎｔｅｒｆａｃｅ相连。机翼外第一层
Ｆｉｇ．２
陶２声场网格布置
Ａｃｏｕｓｔｉｃ
通信作者：徐超（１９８８一），男，硕士研究生，主要从事船舶与海洋工程方面的研究。ｚｈｓｘｕｃｈａｏ＠１６３．ｃｏｒｎ
万方数据
９期
张兆德等：基于ＣＦＤ的二维风力机翼型噪声分析
２１８１
１数值模拟模型
首先利用大涡模拟ＬＥＳ模型计算机翼周围的
边界层厚度为０．０１ ｍｍ，网格总数为１５８万，机翼后 缘周围网格分布如图１所示，机翼后缘网格质量良 好。将外边界设置为压力远场，机翼设为无滑移 壁面。
图９非对称翼型升力系数比较
Ｆｉｇ．９ Ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎ ｏｆ ｔｈｅ ａｓｙｍｍｅｔｒｉｃ ａｉｒｆｏｉｌ ｌｉｆｔ ｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔ
∞ 勺
ｊ
Ｌ ∽
２７０
远场 图８
Ｆｉｇ．８
ＪＺｌ－Ｉｚ
ＮＡＣＡ００１８声压指向图
Ｆｉｇ．１ ０
图１０监测点Ａ的声压级频谱图
Ｓｏｕｎｄ ｐｒｅｓｓｕｒｅ ｌｅｖｅｌ ｓｐｅｃｔｒａ
机翼型需在低雷诺数时具有较好的升力系数和升
阻比且失速攻角要大，并对表面粗糙度不敏感，这
就使得对于风力机翼型的噪声研究具有特殊性，而
对于风力机专用翼型气动噪声的研究还较少，因此 有必要针对风力机专用翼型的噪声进行研究。
行了风洞实验，得到其在特定雷诺数下的气动和声 学特性。刘雄等…和卓文涛等Ｈ１分析了翼型自噪 声的成分，并通过不同半经验模型成功预测气动噪 声。文献［１，４］的方法计算速度快，但声场精度不
０引
言
离散Ｎ．Ｓ方程，得到ＮＡＣＡ００１２和ＮＡＣＡ０００６在不 同马赫数和不同尾缘距离时机翼周围的声压情
为充分利用沿海风力资源，沿海岛屿风电场离 居民区越来越近，由此也带来了严重的噪声污染。 伴随着风力发电机趋向于大型化，风轮直径越来越
大，而叶片产生的气动噪声近似与叶尖速度的５次 方成正比…，更加剧了噪声对于周围居民的影响，因
ＮＡＣＡ００１８等对称翼型，由于运行条件的差异，风力
此研究风力机专用叶片的噪声特性对于风力机的 降噪具有重大价值。 目前预测翼型气动自噪声的方法大致可分为 风洞实验、使用基于半经验公式的预测、使用ＣＦＤ 与声类比相结合的方法求解以及计算气动声学方 法４种。风洞实验预测准确，但成本较高，Ｔａｋａｇｉ
等ｈ１和Ｔｚｅ等口１分别对ＮＡＣＡ００１８和ＮＡＣＡ００１２进
压—■一．
，Ｊｌｉ６５ 肌蛳协啡泓伊协狲ｍ
藉４ ７ 剁分＞———一，
ａ．攻角０。
ｘｌ毽二；，
ｋ二＞
００００
聪嚣
糕｛Ｐ
ｂ．攻角６。 图５
ｋ二＞
譬 ｇ
ｃ．攻角９。
ＮＡＣＡ００１８瞬时动压云图
ｃｏｎｔｏｕｒ
Ｆｉｇ．５
Ｔｈｅ ｄｙｎａｍｉｃ ｐｒｅｓｓｕｒｅ
ａｒｏｕｎｄ ＮＡＣＡ００ １ ８
｝Ｌ
蝴囊盛■ ■ ／；ｉ！１９ｊ●２
现明显的线谱噪声，但本文在模拟过程中，未出现 该特殊现象，流场涡量和声场云图可很好对应。造 成该误差的原因是由于随着攻角增大，产生严重的 分离流，使机翼尾缘附近流场复杂，数值模拟过程
中丢失了一些流场信息。
８０
本方法模拟的可靠性与文献［２］中的实验值进行对
比。由图３可知，模拟的升力系数比Ｔａｋａｇｉ陋１的实
下方０．０９５ ＩＴＩ处设立监测点Ａ，如图２所示。
掣一球掣ｌ＿器㈥
ＦＬＵＥＮＴ中计算的流场信息通过ＡＣＴＲＡＮ中的
ｌｉｇｈｔｈｉｌｌ、ｏｈｌｌ］ａｅ进ｆ ｒ提收
．‘一．ｉ，‘１¨．
式中，Ｐ。——周围环境密度，为常数；Ｐ－ｐ。——流 体密度的波动量；ｃ。——声速；ｒ，——Ｌｉｇｈｔｈｉｌｌ应 力张量，瓦＝ｐｕ。Ｍ，＋氏０一ｃ：ｐ）＋７．ｉ’。
样定理可知，理论上时间步长最大为０．２ ｍｓ。本文 设为０．０５ ｍｓ，亚格子应力模型选择Ｓｍａｇｏｒｉｎｓｋｙ，在 计算瞬态计算２０００步后，机翼尾流呈现周期性涡 流，再推进７０００步，并提取采样时间为０．３５ ｓ的内 域流场时域信息。 ２．２声场网格及其设置 声场网格分为声源区域和声传播区域，并以机 翼弦长中点为圆心，在半径ｒ＝０．０６ ｍ的近场和半径
区基本覆盖了机翼的吸力面。这是由于随着攻
角的增大，机翼吸力面上涡脱落的位置向前缘 推移进而使产生分离流噪声的位置向机翼前缘
推移
ｄＢ ４．３０ ２ ７０
ｌ
。一
瞥
攻
＿
●
Ｂ如∞∞∞如如钉∞
吲１１Ｉ 一
频州 率舡 姗㈣
Ｏ
１０
９．４０ ７．８０ ３ ８３ ５．５０ ７ １０
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０ ０ ０ ０ ８
习１
Ｆｉｇ．１
机翼后缘周围网格分布
Ｔｈｅ ｔｒａｉｎｉｎｇ ｅｄｇｅ ｇｒｉｄｓ
杀＋警Ｏｘ』Ｐ差Ｏｘ＋ｕ蕞Ｏｘ Ｏｘ＋墼Ｏ裂ｘ（１）
ｄｔ
ｔ｜｜
为提高效率，流场计算先采用ＳＳＴ模型进行稳
＿ｄＵｉ：０
Ｏｘ。
（２）
态计算，收敛后再采用ＬＥＳ模型进行瞬态计算。本 次声学计算的最高频率为２５００ Ｈｚ，由奈奎斯特采
ｎｌｅｓｈ ａｒｒａｎｇｅｍｅ
万方数据
２１８２
太
阳
能
学
报
３７卷
３计算结果
３．１对称翼型数值验证
如图４所示，监测点Ａ的声压频谱显示在各攻 角下，翼型涡流噪声能量主要集中在低频。文献［２］
中，监测点Ａ在攻角为６０时，在频率２５００ Ｈｚ时出
模拟对称翼型ＮＡＣＡ００１８周围流场和声场，计
算雷诺数Ｒｅ＝１．６×１０５，来流速度ｖ＝３０ ｍ／ｓ，为验证
ｏｎ
Ｔｈｅ Ｎ ＡＣＡ００ １ ８ ｄｉｒｅｃｔｉｖｉｔｙ ｏｆ ＯＡＳＰ
ｐｏｉｎｔ
Ａ
万方数据
２１８４
太
阳
能
学
报
３７卷
图９中文献［９］的雷诺数为Ｒｅ＝３×１０６，机翼弦
长为１ ｍ。稳态计算攻角为１２。的机翼时，由于其收
ＸＦＯＩＬ模拟结果在各攻角吻合良好。声压频谱在各 攻角下能量主要集中在低频，随着频率的增大，声压 级迅速降低。各频率带上的声压未出现较大波动。
１．２
ＬｉｇｈｔｈｉＵ声学类比理论 １９５２年Ｌｉｇｈｔｈｉｌｌ【８ ３发表了Ｌｉｇｈｔｈｉｌｌ方程和声拟
ｍ的远场，各自均匀设置３６个监测点，为验
理论，提出气动声学的基本理论，发展了计算气动 噪声的基本方法。
证本文采用方法计算ＮＡＣＡ００１８的翼型自噪声的
准确性，将结果与文献［２］对比，在气动中心垂直正
况。Ｋｉｍ等№１运用大涡模拟ＬＥＳ和Ｌｉｇｈｔｈｉｌｌ．Ｃｕｒｌｅ 方程，清晰模拟了ＮＡＣＡ００１８在雷诺数
Ｒｅ＝１．６×１０５时的尾涡，从而得到流场和声场。 石磊等’７１先通过对ＮＡＣＡ００１８翼型模型进行３种
仿生改形设计，再应用大涡模拟ＬＥＳ和Ｆｗ．Ｈ方 程，对这几种仿生翼型的降噪效果进行对比。上述 国内外翼型噪声研究主要集中在ＮＡＣＡ００１２和
¨吣；兰小协ｍ吩妻＿：§ 三：睁胁霉：！兰｜ｍ弛盯黯 ％ｍ
ａ．攻角０。
越■ 翼一鍪登■●ｌＩ■ ５４；ｉ２｛，＿●
～０；Ｏ１８５２６０ ｎ；２ｉ０５４９ ６
Ｓｉ｛ｊ；
０００００
Ｏ
｝）攻角６。 图６
Ｆｉｇ．６
豢 囊 磐 攀《
．．≤一，熏鬟
ｃ．攻角９。
ＮＡＣＡ００１８速度矢量场
Ｔｈｅ ｖｅｌｏｃｉｔｙ ｆｉｅｌｄ ａｒｏｕｎｄ ＮＡＣＡ００１ ８
万方数据
９期
张兆德等：基于ＣＦＤ的二维风力机翼型噪声分析
图７显示了频率为２５００ Ｈｚ时ＮＡＣＡ００１８在 ３个攻角下的机翼周围声压云图。在攻角Ｏ。时， 机翼上下面声压云图对称，主要声源位于后缘 和尾流中，这和其速度涡量图有很好的对应。 随着攻角的增大．位于机翼尾缘的声源区在吸
力面上向机翼前缘靠近，在攻角９。时，深色声源
第３７卷第９期
２０１６年９月
太阳能学报
ＡＣＴＡ ＥＮＥＲＧＩＡＥ ＳＯＬＡＲＩＳ ＳＩＮＩＣＡ
Ｖ０１．３７．Ｎｏ．９
Ｓｅｐｔ．，２０１６
文章编号：０２５４．００９６（２０１６）０９－２１８０．０７
基于ＣＦＤ的二维风力机翼型噪声分析
张兆德，徐超
（浙江海洋大学船舶与海洋工程学院，舟山３１６０２２）
摘要：首先通过商业流体软件ＦＬＵＥＮＴ中的ＬＥＳ模型计算对称机翼周围的流场，再运用噪声分析软件ＡＣＴＲＡＮ 提取流场信息，并用Ｌｉｇｈｔｈｉｌｌ声类比方法来模拟声场，将气动特性和声场与有关文献的实验结果作对比。接着固定 雷诺数，按上述方法模拟非对称翼风力机机翼周围的声场，分析在不同攻角下机翼近场和远场声压分布特点和声 传播规律。最后采用不同雷诺数，模拟攻角为９０时非对称机翼周围声场，结果表明雷诺数与声压级关系紧密，但雷 诺数和声传播特性关联不大。 关键词：气动噪声；大涡模拟；Ｌｉｇｈｔｈｉｌｌ声类比；风力机翼型；声场 中图分类号：ＴＫ４１１．．６ 文献标识码：Ａ
ｐｏｉｎｔ Ａ
从ＮＡＣＡ００１８机翼后缘的动压云图（图５）和速
度涡量图（图６）可清晰看出，攻角为００时，机翼后缘上
图３不同攻角下的升力系数
Ｆｉｇ．３ Ｔｈｅ ｌｉｆｔ ｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔｓ
ａｔ
下面具有很好的对称性，漩涡在尾缘后方脱落。随着 攻角的增大，漩涡脱落的位置沿吸力面往前缘靠拢。
ｖａｒｉｏｕｓ ａｎｇｌｅｓ ｏｆ ａｔｔａｃｋ
高，无法适应不同物体形状。计算气动声学方法，
本文首先通过ＦＬＵＥＮＴ中的ＬＥＳ模型和 ＡＣＴＲＡＮ中Ｌｉｇｈｔｈｉｌｌ声类比的方法模拟对称翼型
ＮＡＣＡ００１８，并将气动和噪声性能与Ｔａｋａｇｉ心１的实验
结果进行验证，再计算风力机非对称翼型 ＮＡＣＡ７４７Ａ３１５在不同攻角和雷诺数下的流场和声 场特征，提出ＮＡＣＡ７４７Ａ３１５的噪声特性与攻角和 雷诺数之间的关系，为今后风力机翼型设计提供
Ｒ＝０．２
式中，带上划线的量为滤波后的场变量；Ｐ——流 体密度；一Ｕｉ、ｉ——过滤后的速度分量；ｕ——湍流
粘性系数；令瓦－－－－（一／／ｑ—Ｕｊ一一Ｒｉｕｉ），一Ｔ０为亚格子应力，亚
格子应力是过滤掉的小尺度脉动和可解尺度湍流 间的动力输运。要实现大涡数值模拟，必须构造亚 格子应力的封闭模式。亚格子应力模式是实现湍 流大涡数值模拟的关键。
一：
幽． ！＝Ｕ霸¨
攻角９ 云
丁
Ｏ
担∽帅加汕如岫㈨如 Ｏ
孺～ №ｍ
３．２．１
酽队 ㈣
的Ｍ越∽
图巧
衄
声压指向图可清晰表明声传播特点。图８表
明在近场半径ｒ＝０．０６ ｍ时，可明显看到机翼前缘声 压较小，而机翼后缘尾流处噪声较大，且在攻角为 ００、３０、６。时，机翼上下声压有很好的对称性。在远 场半径Ｒ＝０．２ ｍ时，声传播方向和偶极子的传播方 向类似，机翼前后缘声压较小，机翼上下辐射声压 在各个攻角均具有较好的对称件．
Ｉ钏、
３．２非对称翼型噪声分析 不同雷诺数对翼型周围声压分布影响 研究各攻角下非对称翼型ＮＡＣＡ７４７Ａ３１５的声 传播指向性和机翼周围声压特征，计算雷诺数 为Ｒｅ＝１×１０５，来流速度为ｖ＝１９ ｍ／ｓ，结果如图９～ 图１３。
掣
”加∞ ＂∞＂∞晒加弱如
２７０
ａ．近场
１２０ １０５ ９０ ７５ ６０ ７５ ９０ １０５ １２０ ９０。
参考。
计算量巨大，对于远场无很好的解决方法。使用 ＣＦＤ方法求解声场可清晰显示声场信息，为达到所 需精度，虽然耗费的计算时间较长，但在计算机可
接受的范围内。Ｔｏｍｏａｋｉ Ｉｋｅｄａ［５１采用高阶有限差分
收稿日期：２０１４—０８—２７ 基金项目：国家自然科学基金面上项目（５１３７９１８９；５１２７９１８２）
验值略大，但其变化趋势吻合良好，随着攻角的增 大，升力系数逐渐增大，但增大趋势减缓。本文研
究的是机翼后缘的涡流噪声，因此下文将着重分析 机翼后缘的涡流。
６０ ∞ 罩４０ 一 山 ∽ ２０
Ｏ
５００
１０００
１５００
２０００
２５００
Ｊａ－Ｉｚ
图４监测点Ａ的声压级频谱图
Ｆｉｇ．４ Ｓｏｕｎｄ ｐｒｅｓｓｕｒｅ ｌｅｖｅｌ ｓｐｅｃｔｒａ
脉动压力；然后由Ｌｉｇｈｔｈｉｌｌ声类比的方法计算机翼 周围声场，并提取监测点的声压信息。
１．１
不可压缩物理空间的ＬＥＳ数值模拟控制方程 大涡模拟ＬＥＳ的基本思想是通过数值直接求
解Ｎ．Ｓ方程计算大尺度涡运动，而对于小尺度涡运
动对大尺度运动的影响则通过建立模型来模拟。 由于风力机叶片上各翼型截面处的马赫数 Ｍａ≤０．３，因此可将气体考虑成不可压缩的流体来 处理。将Ｎ．Ｓ方程做过滤可得：
ａ×ｘ
ｘ ｘቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ
敛效果不好故舍去。而瞬态结果与文献［９］中的
ｈ
圜■＿■一
（二二二！！坚＆
ｘ×××××ｘ ｘ
㈠一Ｌ
ａ．攻角０。
压●■爵誓 ■●
Ｆｉｇ．１ １
伊鸵¨盯∞＂嘶。！＂粥柑＂如酡＂∞幢鸵¨∞
压● ｜：鏊■●■ ＿■
ｂ．攻角６。
２计算方案与模型设置
２．１流场网格及其设置 机翼弦长ｃ＝８０ ｍｍ，计算域为直径为３．２ ｉｎ的 圆，分为内域和外域，并在ＩＣＥＭ中构造结构化网 格，内域采用Ｃ．ｂｌｏｃｋ，外域采用Ｏ．ｂｌｏｃｋ，计算时内 域和外域之间通过ｉｎｔｅｒｆａｃｅ相连。机翼外第一层
Ｆｉｇ．２
陶２声场网格布置
Ａｃｏｕｓｔｉｃ
通信作者：徐超（１９８８一），男，硕士研究生，主要从事船舶与海洋工程方面的研究。ｚｈｓｘｕｃｈａｏ＠１６３．ｃｏｒｎ
万方数据
９期
张兆德等：基于ＣＦＤ的二维风力机翼型噪声分析
２１８１
１数值模拟模型
首先利用大涡模拟ＬＥＳ模型计算机翼周围的
边界层厚度为０．０１ ｍｍ，网格总数为１５８万，机翼后 缘周围网格分布如图１所示，机翼后缘网格质量良 好。将外边界设置为压力远场，机翼设为无滑移 壁面。
图９非对称翼型升力系数比较
Ｆｉｇ．９ Ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎ ｏｆ ｔｈｅ ａｓｙｍｍｅｔｒｉｃ ａｉｒｆｏｉｌ ｌｉｆｔ ｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔ
∞ 勺
ｊ
Ｌ ∽
２７０
远场 图８
Ｆｉｇ．８
ＪＺｌ－Ｉｚ
ＮＡＣＡ００１８声压指向图
Ｆｉｇ．１ ０
图１０监测点Ａ的声压级频谱图
Ｓｏｕｎｄ ｐｒｅｓｓｕｒｅ ｌｅｖｅｌ ｓｐｅｃｔｒａ
机翼型需在低雷诺数时具有较好的升力系数和升
阻比且失速攻角要大，并对表面粗糙度不敏感，这
就使得对于风力机翼型的噪声研究具有特殊性，而
对于风力机专用翼型气动噪声的研究还较少，因此 有必要针对风力机专用翼型的噪声进行研究。
行了风洞实验，得到其在特定雷诺数下的气动和声 学特性。刘雄等…和卓文涛等Ｈ１分析了翼型自噪 声的成分，并通过不同半经验模型成功预测气动噪 声。文献［１，４］的方法计算速度快，但声场精度不
０引
言
离散Ｎ．Ｓ方程，得到ＮＡＣＡ００１２和ＮＡＣＡ０００６在不 同马赫数和不同尾缘距离时机翼周围的声压情
为充分利用沿海风力资源，沿海岛屿风电场离 居民区越来越近，由此也带来了严重的噪声污染。 伴随着风力发电机趋向于大型化，风轮直径越来越
大，而叶片产生的气动噪声近似与叶尖速度的５次 方成正比…，更加剧了噪声对于周围居民的影响，因
ＮＡＣＡ００１８等对称翼型，由于运行条件的差异，风力
此研究风力机专用叶片的噪声特性对于风力机的 降噪具有重大价值。 目前预测翼型气动自噪声的方法大致可分为 风洞实验、使用基于半经验公式的预测、使用ＣＦＤ 与声类比相结合的方法求解以及计算气动声学方 法４种。风洞实验预测准确，但成本较高，Ｔａｋａｇｉ
等ｈ１和Ｔｚｅ等口１分别对ＮＡＣＡ００１８和ＮＡＣＡ００１２进
压—■一．
，Ｊｌｉ６５ 肌蛳协啡泓伊协狲ｍ
藉４ ７ 剁分＞———一，
ａ．攻角０。
ｘｌ毽二；，
ｋ二＞
００００
聪嚣
糕｛Ｐ
ｂ．攻角６。 图５
ｋ二＞
譬 ｇ
ｃ．攻角９。
ＮＡＣＡ００１８瞬时动压云图
ｃｏｎｔｏｕｒ
Ｆｉｇ．５
Ｔｈｅ ｄｙｎａｍｉｃ ｐｒｅｓｓｕｒｅ
ａｒｏｕｎｄ ＮＡＣＡ００ １ ８
｝Ｌ
蝴囊盛■ ■ ／；ｉ！１９ｊ●２
现明显的线谱噪声，但本文在模拟过程中，未出现 该特殊现象，流场涡量和声场云图可很好对应。造 成该误差的原因是由于随着攻角增大，产生严重的 分离流，使机翼尾缘附近流场复杂，数值模拟过程
中丢失了一些流场信息。
８０
本方法模拟的可靠性与文献［２］中的实验值进行对
比。由图３可知，模拟的升力系数比Ｔａｋａｇｉ陋１的实
下方０．０９５ ＩＴＩ处设立监测点Ａ，如图２所示。
掣一球掣ｌ＿器㈥
ＦＬＵＥＮＴ中计算的流场信息通过ＡＣＴＲＡＮ中的
ｌｉｇｈｔｈｉｌｌ、ｏｈｌｌ］ａｅ进ｆ ｒ提收
．‘一．ｉ，‘１¨．
式中，Ｐ。——周围环境密度，为常数；Ｐ－ｐ。——流 体密度的波动量；ｃ。——声速；ｒ，——Ｌｉｇｈｔｈｉｌｌ应 力张量，瓦＝ｐｕ。Ｍ，＋氏０一ｃ：ｐ）＋７．ｉ’。
样定理可知，理论上时间步长最大为０．２ ｍｓ。本文 设为０．０５ ｍｓ，亚格子应力模型选择Ｓｍａｇｏｒｉｎｓｋｙ，在 计算瞬态计算２０００步后，机翼尾流呈现周期性涡 流，再推进７０００步，并提取采样时间为０．３５ ｓ的内 域流场时域信息。 ２．２声场网格及其设置 声场网格分为声源区域和声传播区域，并以机 翼弦长中点为圆心，在半径ｒ＝０．０６ ｍ的近场和半径
区基本覆盖了机翼的吸力面。这是由于随着攻
角的增大，机翼吸力面上涡脱落的位置向前缘 推移进而使产生分离流噪声的位置向机翼前缘
推移
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Ｆｉｇ．１
机翼后缘周围网格分布
Ｔｈｅ ｔｒａｉｎｉｎｇ ｅｄｇｅ ｇｒｉｄｓ
杀＋警Ｏｘ』Ｐ差Ｏｘ＋ｕ蕞Ｏｘ Ｏｘ＋墼Ｏ裂ｘ（１）
ｄｔ
ｔ｜｜
为提高效率，流场计算先采用ＳＳＴ模型进行稳
＿ｄＵｉ：０
Ｏｘ。
（２）
态计算，收敛后再采用ＬＥＳ模型进行瞬态计算。本 次声学计算的最高频率为２５００ Ｈｚ，由奈奎斯特采
ｎｌｅｓｈ ａｒｒａｎｇｅｍｅ
万方数据
２１８２
太
阳
能
学
报
３７卷
３计算结果
３．１对称翼型数值验证
如图４所示，监测点Ａ的声压频谱显示在各攻 角下，翼型涡流噪声能量主要集中在低频。文献［２］
中，监测点Ａ在攻角为６０时，在频率２５００ Ｈｚ时出
模拟对称翼型ＮＡＣＡ００１８周围流场和声场，计
算雷诺数Ｒｅ＝１．６×１０５，来流速度ｖ＝３０ ｍ／ｓ，为验证
ｏｎ
Ｔｈｅ Ｎ ＡＣＡ００ １ ８ ｄｉｒｅｃｔｉｖｉｔｙ ｏｆ ＯＡＳＰ
ｐｏｉｎｔ
Ａ
万方数据
２１８４
太
阳
能
学
报
３７卷
图９中文献［９］的雷诺数为Ｒｅ＝３×１０６，机翼弦
长为１ ｍ。稳态计算攻角为１２。的机翼时，由于其收
ＸＦＯＩＬ模拟结果在各攻角吻合良好。声压频谱在各 攻角下能量主要集中在低频，随着频率的增大，声压 级迅速降低。各频率带上的声压未出现较大波动。
１．２
ＬｉｇｈｔｈｉＵ声学类比理论 １９５２年Ｌｉｇｈｔｈｉｌｌ【８ ３发表了Ｌｉｇｈｔｈｉｌｌ方程和声拟
ｍ的远场，各自均匀设置３６个监测点，为验
理论，提出气动声学的基本理论，发展了计算气动 噪声的基本方法。
证本文采用方法计算ＮＡＣＡ００１８的翼型自噪声的
准确性，将结果与文献［２］对比，在气动中心垂直正
况。Ｋｉｍ等№１运用大涡模拟ＬＥＳ和Ｌｉｇｈｔｈｉｌｌ．Ｃｕｒｌｅ 方程，清晰模拟了ＮＡＣＡ００１８在雷诺数
Ｒｅ＝１．６×１０５时的尾涡，从而得到流场和声场。 石磊等’７１先通过对ＮＡＣＡ００１８翼型模型进行３种
仿生改形设计，再应用大涡模拟ＬＥＳ和Ｆｗ．Ｈ方 程，对这几种仿生翼型的降噪效果进行对比。上述 国内外翼型噪声研究主要集中在ＮＡＣＡ００１２和
¨吣；兰小协ｍ吩妻＿：§ 三：睁胁霉：！兰｜ｍ弛盯黯 ％ｍ
ａ．攻角０。
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Ｆｉｇ．６
豢 囊 磐 攀《
．．≤一，熏鬟
ｃ．攻角９。
ＮＡＣＡ００１８速度矢量场
Ｔｈｅ ｖｅｌｏｃｉｔｙ ｆｉｅｌｄ ａｒｏｕｎｄ ＮＡＣＡ００１ ８
万方数据
９期
张兆德等：基于ＣＦＤ的二维风力机翼型噪声分析
图７显示了频率为２５００ Ｈｚ时ＮＡＣＡ００１８在 ３个攻角下的机翼周围声压云图。在攻角Ｏ。时， 机翼上下面声压云图对称，主要声源位于后缘 和尾流中，这和其速度涡量图有很好的对应。 随着攻角的增大．位于机翼尾缘的声源区在吸
力面上向机翼前缘靠近，在攻角９。时，深色声源
第３７卷第９期
２０１６年９月
太阳能学报
ＡＣＴＡ ＥＮＥＲＧＩＡＥ ＳＯＬＡＲＩＳ ＳＩＮＩＣＡ
Ｖ０１．３７．Ｎｏ．９
Ｓｅｐｔ．，２０１６
文章编号：０２５４．００９６（２０１６）０９－２１８０．０７
基于ＣＦＤ的二维风力机翼型噪声分析
张兆德，徐超
（浙江海洋大学船舶与海洋工程学院，舟山３１６０２２）
摘要：首先通过商业流体软件ＦＬＵＥＮＴ中的ＬＥＳ模型计算对称机翼周围的流场，再运用噪声分析软件ＡＣＴＲＡＮ 提取流场信息，并用Ｌｉｇｈｔｈｉｌｌ声类比方法来模拟声场，将气动特性和声场与有关文献的实验结果作对比。接着固定 雷诺数，按上述方法模拟非对称翼风力机机翼周围的声场，分析在不同攻角下机翼近场和远场声压分布特点和声 传播规律。最后采用不同雷诺数，模拟攻角为９０时非对称机翼周围声场，结果表明雷诺数与声压级关系紧密，但雷 诺数和声传播特性关联不大。 关键词：气动噪声；大涡模拟；Ｌｉｇｈｔｈｉｌｌ声类比；风力机翼型；声场 中图分类号：ＴＫ４１１．．６ 文献标识码：Ａ