气动噪声模型使用指南

ANSYS Fluent气动噪声模型使用指南
ANSYS Fluent气动噪声模型使用指南 (1)
1 ANSYS Fluent的气动噪声模型特点介绍 (1)
1.1C A A（直接模拟模型） (1)
1.2A c o u s t i c A n a l o g y M o d e l i n g（声比拟模型） (2)
1.3B r o a d b a n d（宽频噪声模型） (2)
2 ANSYS Fluent的气动噪声模型设置 (4)
2.1B r o a d b a n d（宽频噪声模型） (4)
2.2F-W-H（声比拟模型） (7)
2.3C A A（直接模拟模型） (16)
3 ANSYS Fluent气动噪声测试案例 (22)
3.1圆柱绕流 (22)
3.2跨音速空腔流动 (26)
3.3跨音速翼型绕流 (31)
1 ANSYS Fluent的气动噪声模型特点介绍
1.1C A A（直接模拟模型）
ANSYS Fluent中的CAA方法可以通过求解流体动力学方程直接得到声波的产生和繁殖现象。

声波的预测需要控制方程时间精度的解，而且，CAA方法需要ANSYS Fluent通过求解非稳态N-S方程（如DNS）、非稳态雷诺平均RANS方程以及在分离涡DES和大涡LES 模拟中用到的滤波方程，精确模拟粘性效应和湍流效应。

CAA方法需要高精度的数值求解方法、非常精细的网格以及声波非反射边界条件，因此计算代价较高。

如果要计算远场噪声（比如几百倍的机翼弦长远处的噪声传播），CAA方法则需要超大规模并行计算支持；但是如果计算近场噪声（比如，机身表面的APU、空穴、微小部件扰动噪声），CAA方法是容易可行的。

在大多包含近场噪声的计算中，由于局部压力波动导致的噪声是可以通过ANSYS Fluent准确模拟的。

既然CAA方法直接求解声波传播，那么需要求解可压缩的控制方程（如雷诺平均方程、可压缩的LES大涡模拟的滤波方程）。

当流动速度较低或亚音速流动时，而且近场中的噪声源主要由局部压力波动构成，则可以使用不可压缩流动。

然而，不可压缩流动处理不能模拟回声和声波反射现象。

1.2A c o u s t i c A n a l o g y M o d e l i n g（声比拟模型）
对于中场和远场噪声模拟，ANSYS Fluent采用基于Lighthill的“噪声比拟”方法，作为CAA方法的补充是ANSYS Fluent中计算代价较小的方法之一。

“噪声比拟”方法不同于CAA方法，它把波动方程和流动方程解耦，在近场流动解析采用适当的控制方程比如非定常雷诺平均、DES分离涡或LES大涡模拟等方法，然后再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。

ANSYS Fluent采用基于Ffowcs Williams and Hawkings（FW-H方程）的方程，FW-H方程采用最通用的Lighthill的“噪声比拟”方法，可以求解由单极子、偶极子和四极子产生的噪声传播。

ANSYS Fluent采用时域积分的方法（声压、噪声信号与时间相关），通过少量的面积分计算指定位置的噪声。

流场变量（如压力、速度分量、源（散射）面的密度）时间精度的解的获得需要求解面积分。

时间精度的解可以从非稳态雷诺平均方程（URANS）、大涡模拟（LES）、或分离涡（DES）模型求解得到，可以捕捉精确的流动特征如涡脱落等现象。

ANSYS Fluent中的噪声积分源面不仅可以放在不可穿透壁面上，也能放在内部（可穿透）面上，这样就可以考虑源面包围的四极子噪声贡献。

特别是针对飞行器高、亚音速流动，四极子噪声影响不可忽略，ANSYS Fluent中先进的基于“可穿透面积分”的FW-H模型可以很好解决高、亚速气动噪声问题。

宽频噪声和音频噪声都可以通过精确求解流动中的噪声源特征体现，但这对各种流动的湍流模型要求较高，ANSYS Fluent中丰富的湍流模型可以满足流动求解的精度。

ANSYS Fluent中的FW-H噪声模型可以选择多个源面和接收位置，也可以保存噪声源数据，或在瞬态流动求解过程中同时执行噪声计算。

声压信号可以通过快速傅立叶（FFT）变换得到，结合ANSYS Fluent后处理获得全部声压标准（SPL）和能量谱范围下的噪声数据图。

ANSYS Fluent的FW-H噪声模型能够预测声波向自由空间的传播，因此对于航空领域如飞行器绕流引起的远场气动噪声可以得到比较准确的分析结果。

FW-H噪声模型目前还不能预测封闭空间内或噪声向密闭空间内部的传播。

1.3B r o a d b a n d（宽频噪声模型）
在许多工程应用中的湍流，噪声没有明显的频段，声波能量连续分布在一个宽频段范围内按频率连续分布，这就涉及到宽频噪声问题。

在ANSYS Fluent的宽频噪声模型中，湍流参数通过RANS方程求出，再用一定的半经验修正模型（如Proudman 方程模型、边界层噪声源模型、线性Euler方程源项模型、Lilley方程源项模型）计算表面单元或体积单元的噪声功率。

下面简要说明在ANSYS Fluent的宽频噪声模型中的修正模型：
1)Proudman 方程
ü最初由Proudman于1952年导出，求解各项同性湍流噪声（四极子噪声源），Proudman 方程适用的假设是：高雷诺数、低马赫数及各向同性湍流流动。

计算公式如下：
ü在ANSYS Fluent中采用体积后处理变量Acoustic Power或Acoustic Power Level（dB）来描述四极子噪声在总噪声能量中的贡献，计算公式如下：
2)Turbulent Boundary Layer Noise（湍流边界层噪声源项）
ü在ANSYS Fluent中后处理变量中，Surface Acoustic Power[W/m^2]或Surface Acoustic Power Level（dB）作为表面后处理积分量，具体公式如下：
üTurbulent Boundary Layer Noise源项模型对于评估局部偶极子噪声源对总噪声能量的贡献非常有用。

ü对于三维增升装置降低噪声设计快速评估，Turbulent Boundary Layer Noise源项不失为一种快速有效的方法。

3)Source Terms in Linearized Euler Equations (LEE)（线性Euler方程源项）
ü线化欧拉方程从N-S方程导出，通过把流动分解为时均流、湍流和噪声分量，同时假设噪声分量远远小于时均流和湍流分量。

方程如下：
üShear noise是由于时均流和湍流的交互作用产生，Self noise是湍流流场自发产生的。

üANSYS Fluent后处理采用Stochastic Noise Generation and Radiation（简称SNGR）的方法计算源项的总体均值。

4)Lilley方程源项
Lilley方程是三阶波动方程，由可压缩流体的质量守恒和动量守恒方程联合导出。

Lilley 方程源项包含Shear noise和Self noise两项；Shear noise包含时均流，但是Self noise不包含。

üANSYS Fluent后处理采用Stochastic Noise Generation and Radiation（简称SNGR）的方法计算源项的总体均值。

Broadband模型是CAA和“声比拟”方法的很好补充，特别是对飞机部件的降噪设计过程中，可以采用宽频噪声模型提取有用的诊断信息来快速确定流动中的哪一部分对噪声影响最大。

然而，这些源项模型不能预测接收位置的噪声量级。

Broadband模型不需要瞬态流动解，所有的源项模型只需要典型的RANS方程解，比如实际速度场、湍动能和湍流耗散率。

因此宽频噪声模型需要最小的计算代价。

2 ANSYS Fluent的气动噪声模型设置
2.1B r o a d b a n d（宽频噪声模型）
步骤1：首先获得一个气动外形的稳态流场解，注意稳态流场对计算网格和湍流模型没有苛刻的要求，采用常规计算的网格量和湍流模型即可。

步骤2：激活宽频噪声模型，如下对话框所示：
步骤3：在后处理模块激活噪声模型后处理，如下对话框所示：
气动外形的局部偶极子湍流边界层噪声源查看可采用如下变量云图：
评价气动外形四极子噪声源对总噪声源的影响可以用如下变量云图：
2.2F-W-H（声比拟模型）
步骤1：首先进行瞬态流场分析，这里的瞬态流场可以是常规的湍流模型瞬态流动计算比如SST、SA模型等瞬态计算，也可以是杂交瞬态模型如DES、SAS，或者大涡模拟LES；注：
当然在航空领域的壁面约束流动采用大涡是不太现实的，而ANSYS Fluent提供了非常适合工程领域的杂交瞬态模型，比如DES，SAS是DES的改进版，其技术借鉴了ANSYS CFX中的高级分离涡模型。

对于SAS模型，计算量远远低于LES，而且其精度也非常接近LES，采用常规网格就可以实现非稳态流动计算，一般情况下对壁面和分离区域进行适当的网格加密，主要为了比较准确地捕捉分离涡流动，当然如果要考虑如非稳态小尺度湍流流动、转捩流动、大分离流动等则需超算的支持。

步骤２：查看瞬态流动计算结果，一般情况下要计算到涡开始周期脱落后才进行压力脉动数
据的提取，然后激活噪声模型；
注意：选择F-W H模型以后，选择输出噪声源数据为ASD或CGNS格式之一，是否同时计算噪声信号是可选的选项，如果选择了这个按钮，则后面不需要再计算提取噪声源信号数据了。

在模型常数菜单里面，注意如果是２维计算则要填写源修正长度尺度，一般选择为2.5D、5D、10D都可以，在３维计算中则不需要严格定义修正长度。

步骤3：选择源的Zones，然后定义写出频率，2代表每两个时间步写出一次噪声源，200
代表每隔200个时间步提取一次数据。

步骤4：定义声源接收位置点；
注意：接收点可以在计算域内部，也可以在外部。

步骤5：计算结果后处理
在Plot菜单里选择FFT（傅立叶变换），双击出现如下菜单：
声压曲线绘制：
Overall Sound Pressure Level in dB (reference pressure = 2.000000e-05) = 1.156805e+02
Overall Sound Pressure Level in dB (reference pressure = 2.000000e-05) = 1.043936e+02
PSD 曲线绘制：
2.3C A A（直接模拟模型）
注意：直接模拟的CAA方法必须限制观测点在流场内部，CAA是通过精确计算观测点的压力波动来预测噪声的传播、衍生等复杂物理现象，CAA计算一般要求大涡或分离涡湍流模型，常规的雷诺平均的方法会导致压力脉动计算不准确。

由于Fluent新增了SAS高级瞬态湍流模型，因此为了避免大涡计算的困难，可以采用SAS模型来实现CAA方法。

步骤1：首先在Fluent中求解高精度瞬态流场，求解瞬态流场前可以先算一个稳态流动的粗略结果作为瞬态计算的初场，瞬态流场要求计算足够长的时间，在监控点的压力呈周期波动
时，也就是有涡的周期脱落现象发生时，在计算足够多的脉动周期后就可以停止计算。

定义噪声监测点：
步骤2：激活噪声模型，注意options不选择任何选项。

不同监测点的数据进行比较。

3 ANSYS Fluent气动噪声测试案例
3.1圆柱绕流
参考文献：Revell, J.D. ,Prydz, R.A., and Hays, A.P.,\ Experimental Study of Airframe Noise vs. Drag Relationship for Circular Cylinders ,"Lockheed Report 28074, Feb.1977. Final Report for NASA Contract NAS1-14403；
计算模型：二维圆柱绕流
计算网格：33223个Cell
物理模型1：LES大涡模拟
Air: Density 1.225
Viscous Model: LES Smagorinsky-Lilly
P-V Coupling: Fractional Step
Spatial-Discretization: Green-Gauss Node Based, PRESTO, Bounded Central Differencing Transient Formulation: Second Order Implicit, Non-Iterative Time-Advancement
Time Step Size: 5E-6
Total Time: 0.03s
物理模型2：SAS分离涡模拟
Air: Density 1.225
Viscous Model: Scale-Adaptive Simulation
P-V Coupling: Fractional Step
Spatial-Discretization: Green-Gauss Node Based, PRESTO, Bounded Central Differencing, Second Order Upwind
Transient Formulation: Second Order Implicit, Non-Iterative Time-Advancement
Time Step Size: 5E-6
Total Time: 0.03s
Acoustics Model: Ffowcs-Wiliams & Hawkings
计算结果比较：
1）涡量分布（10[1/s]－10000[1/s]）
2）监测位置声压－频率曲线比较
3）声压计算和实验值的比较
单位（dB ） SAS LES EXP Receiver1 115.68 115.96 117 Receiver2
104.39
104.67
100
4）结论
通过比较计算可以看出，SAS 模型和LES 模型计算结果非常接近。

3.2跨音速空腔流动
参考文献：Peng, S.-H., Leicher, S., and Haase, W., DES and Hybrid RANS-LES Modelling of Unsteady Pressure Oscillations and Flow Features in a Rectangular Cavity, 2nd Symposium on Hybrid RANS-LES Methods, Corfu, Greece, 17-18 June 2007
计算模型：
计算网格：为了减小计算量，本文采用二维简化模型进行原理性验证，共19414个Cell。

物理模型：SAS分离涡模拟
Air: ideal-gas
Viscous Model: Scale-Adaptive Simulation
P-V Coupling: Fractional Step
Spatial-Discretization: Least Squares Cell Based, Second Order, Bounded Central Differencing, Second Order Upwind
Transient Formulation: Second Order Implicit
Courant Number: 50
Momentum ERF: 0.4
Pressure ERF: 0.5
Time Step Size: 5E-5
Total Time: 0.4s
Acoustics Model: Ffowcs-Wiliams & Hawkings + CAA方法
计算结果：
1）稳态初场和瞬态流场的湍流度比较
2）涡量云图（10－10000）
3）监测点的压力脉动监测
4）监测点的声压－频率曲线
ANSYS Fluent二维计算的K20、K29两个监测位置的声压－频率比较
文献中的K20点三维计算结果
Greg的K20点ANSYS Fluent SAS模型三维计算结果
Greg的的K29点ANSYS Fluent SAS模型三维计算结果
５）结论
从计算可以看出，二维简化模型只能定性的预测声压分布趋势，无法准确和实验数据吻合。

而Greg的三维计算则和实验吻合很好。

3.3跨音速翼型绕流
参考文献：基于比拟理论的翼型扰流声场数值模拟，中科院力学所，胡国庆等。

计算网格模型：基于NACA0012翼型，在ICEMCFD生成34268个Cell，尾流区域采用密度区加密方法。

计算条件：
文献中计算雷诺数为1E4，本文计算雷诺数为1.3E7，Ma=0.5和0.8，Alpha＝8度，比较接近真实飞行雷诺数。

因此本文中的分离点位置要靠后很多，分离区域也会小很多。

声源接收位置选择在坐标（50m，0m）的位置，也就是在计算域以外。

本文主要比较不同马赫数下偶极子声源和四极子声源对监测位置声压的贡献。

噪声模型设置：
在选择噪声源的时候，不同的边界要对应各自的类型，比如选择了airfoil后，就要在Type 里面选择相应的wall属性，然后选上interface后，再选择相应的interior属性即可。

计算结果后处理：
在后处理时可以输出不同噪声源提取的压力脉动数据，这里分别输出了总噪声源receiver1和壁面偶极子数据receiver2。

点击Compute/Write进行计算则可以得到receiver-1.ard和receiver-2.ard数据。

两个接收点的噪声SPL 值比较：
Ma ＝0.5时比较
SPL 值比较：
receiver-1：8.367013e+01（包含四极子噪声源贡献）
receiver-2：7.770380e+01（不包含四极子噪声源贡献）
Ma＝0.8时比较
SPL值比较：
receiver-1：1.137277e+002（包含四极子噪声源贡献）
receiver-2：7.618446e+001（不包含四极子噪声源贡献）
升力系数和阻力系数的时间变化
结论：从上面不同马赫数下接收位置的SPL值比较来看，随着马赫数的增加四极子贡献也明显增加，这是符合实际规律的。

而且随着马赫数的增大，可以明显看到涡的脱落引起的气
动力周期振荡效应。

本文计算采用局部加密的三角形网格也能很好地模拟非定常效应。