采用大涡模拟技术对长耳鸮翅膀展向20%、40%和60%截面处翼型的非定常湍流场进行数值模拟,并基于Lighthill声类比方法对非定常流场诱导的声场进行计算,研究上述仿生翼型的气动与声学性能。研究结果表明:三种仿生翼型均具有高升阻比特性,...采用大涡模拟技术对长耳鸮翅膀展向20%、40%和60%截面处翼型的非定常湍流场进行数值模拟,并基于Lighthill声类比方法对非定常流场诱导的声场进行计算,研究上述仿生翼型的气动与声学性能。研究结果表明:三种仿生翼型均具有高升阻比特性,其中20%、40%截面处翼型的升力系数较高,5°攻角下分别为1.86和1.72;20%截面处翼型阻力系数最高,且在强烈的逆压梯度下,20%和40%截面处翼型气流在压力面前缘开始分离,在下游处自由剪切层产生了明显的不规则涡结构;翼型尾缘处,涡流脱落后在尾迹区发生涡结构破碎;60%截面处翼型载荷分布最均匀,附面层增长缓慢,因而该翼型流场的涡量相对较小,使得其诱导噪声较低。声学计算结果表明,三种仿生翼型的最大声压级分别为85.8、78.6和74.8 d B。展开更多
文摘采用大涡模拟技术对长耳鸮翅膀展向20%、40%和60%截面处翼型的非定常湍流场进行数值模拟,并基于Lighthill声类比方法对非定常流场诱导的声场进行计算,研究上述仿生翼型的气动与声学性能。研究结果表明:三种仿生翼型均具有高升阻比特性,其中20%、40%截面处翼型的升力系数较高,5°攻角下分别为1.86和1.72;20%截面处翼型阻力系数最高,且在强烈的逆压梯度下,20%和40%截面处翼型气流在压力面前缘开始分离,在下游处自由剪切层产生了明显的不规则涡结构;翼型尾缘处,涡流脱落后在尾迹区发生涡结构破碎;60%截面处翼型载荷分布最均匀,附面层增长缓慢,因而该翼型流场的涡量相对较小,使得其诱导噪声较低。声学计算结果表明,三种仿生翼型的最大声压级分别为85.8、78.6和74.8 d B。
