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基于分離渦模擬的起落架氣動(dòng)噪聲研究

2015-06-26 15:48胡寧郝璇蘇誠張衛(wèi)民馬漢東
關(guān)鍵詞:聲壓起落架氣動(dòng)

胡寧,郝璇,蘇誠,張衛(wèi)民,馬漢東

基于分離渦模擬的起落架氣動(dòng)噪聲研究

胡寧,郝璇,蘇誠,張衛(wèi)民,馬漢東

(中國航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院,北京100074)

用基于SA湍流模式的非定常RANS、分離渦模擬(DES)和延遲分離渦模擬(DDES)分別對四輪基本起落架模型進(jìn)行了數(shù)值模擬,并根據(jù)所得的非定常流場計(jì)算了表面聲壓級分布和聲壓譜。三種方法所用的時(shí)間成本大致相同,URANS略低于其它兩種,而DDES由于在附著流動(dòng)區(qū)更好地保持RANS特性,故時(shí)間成本略低于DES。計(jì)算顯示,非定常RANS在附著流動(dòng)區(qū)能夠得到合理的結(jié)果,但不能準(zhǔn)確刻畫分離流動(dòng)的流動(dòng)形態(tài)。DES和DDES都能較好地刻畫起落架繞流的定常和非定常特性,DDES的結(jié)果略好于DES。因?yàn)槠鹇浼芰鲃?dòng)屬于大分離流動(dòng),所以DES也能夠得到相對正確的結(jié)果。研究結(jié)果驗(yàn)證了分離渦模擬在起落架大分離非定常流動(dòng)預(yù)測與噪聲預(yù)測中的可行性,對減小起落架噪聲的方法研究具有一定的意義。

起落架;非定常;噪聲;分離渦模擬

0 引言

隨著民用飛機(jī)數(shù)量的快速增加和普及,航空噪聲問題日益引起世界范圍內(nèi)的廣泛關(guān)注。噪聲水平已經(jīng)成為檢驗(yàn)飛機(jī)試航條例的重要指標(biāo)之一。噪聲對于乘客舒適性的影響也直接關(guān)系到飛機(jī)的市場競爭力。如何使設(shè)計(jì)的飛機(jī)符合噪聲適航條例和滿足座艙噪聲水平的要求成為航空工業(yè)發(fā)展的重要問題。

發(fā)動(dòng)機(jī)噪聲和機(jī)體噪聲是飛機(jī)噪聲的兩個(gè)最主要來源。隨著更高涵道比發(fā)動(dòng)機(jī)的誕生和“安靜”發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)的應(yīng)用,發(fā)動(dòng)機(jī)的噪聲水平將降低到與機(jī)體噪聲同等甚至更低水平。機(jī)體噪聲包括增升裝置噪聲和起落架噪聲等。早期氣動(dòng)噪聲研究集中在分析增升裝置噪聲,隨著研究的深入,更具挑戰(zhàn)的起落架噪聲研究開始受到重視。起落架的總噪聲由低頻、中頻和高頻噪聲三部分疊加而成。這三部分噪聲分別由不同特征尺寸的起落架構(gòu)件模型產(chǎn)生:機(jī)輪產(chǎn)生低頻噪聲;支柱、斜撐桿、輪軸等產(chǎn)生中頻噪聲;臺(tái)階、突起和導(dǎo)線等細(xì)節(jié)部分產(chǎn)生高頻噪聲[1]。

復(fù)雜的幾何外形以及與空氣動(dòng)力的相互作用所形成的復(fù)雜氣流流場結(jié)構(gòu),給起落架噪聲的理論和試驗(yàn)研究帶來了很多困難。由于起落架外形復(fù)雜、與周圍流體相互作用劇烈,以及形成的聲波頻帶范圍寬、傳播范圍廣、能量相對較小等因素,造成起落架噪聲的數(shù)值模擬與試驗(yàn)研究均比較困難。迄今為止,起落架噪聲問題仍是機(jī)體噪聲研究的難點(diǎn)之一[2]。

由于對數(shù)值格式的要求極為苛刻(低頻散、低耗散),并且最小網(wǎng)格需要捕捉到高頻聲源的波長,直接求解遠(yuǎn)場聲場的方法所需的計(jì)算量很大,在可預(yù)見的未來尚無法用于工程設(shè)計(jì)。從20世紀(jì)60年代起,隨著氣動(dòng)聲學(xué)經(jīng)典理論的發(fā)展,Lighthill聲比擬理論及FW-H方程被廣泛地用于氣動(dòng)聲學(xué)問題研究[3]。該方法的基本思想是基于計(jì)算流體力學(xué)(CFD)方法計(jì)算獲得運(yùn)動(dòng)物面的非定常壓力分布,然后基于求解FW-H方程(或Kirchhoff方法)獲得遠(yuǎn)近聲場分布。

聲比擬方法依賴于對近場非定常流動(dòng)的準(zhǔn)確預(yù)測?;诙ǔ@字Z平均NS方程(Reynolds Averaged Navier-Stokes,RANS)的聲學(xué)比擬方法首先通過湍流模型求解,得到定常流場以及用于噪聲計(jì)算的流場信息文件。在此基礎(chǔ)上通過非定常求解器NLAS求解物面附近的聲場信息。同時(shí)采用FW-H方程得到遠(yuǎn)場的聲場信息。這類方法對湍流流動(dòng)所作假設(shè)較多,計(jì)算精度受到一定影響。而繞起落架的流動(dòng)由于其本身幾何外形的復(fù)雜,存在一系列復(fù)雜的物理現(xiàn)象,如大片低速區(qū)域、強(qiáng)壓力梯度、非定常流動(dòng)區(qū)域、三維效應(yīng)以及邊界層與尾流區(qū)的相互干擾等等,這些現(xiàn)象難以用定常RANS方程刻畫。因此,在計(jì)算資源許可的情況下,可以保留RANS方程中的時(shí)間項(xiàng),直接求解非定常流場,即非定常RANS(URANS)。近年來,比URANS更先進(jìn)的分離渦模擬(DES)類方法在起落架氣動(dòng)噪聲的計(jì)算中得到越來越多的應(yīng)用,而我國學(xué)者在這方面的工作處于世界前列。龍雙麗等[4]使用DES進(jìn)行了某型起落架的氣動(dòng)噪聲計(jì)算,并使用FW-H積分得到了遠(yuǎn)場噪聲分布。為了解決DES存在的提前分離問題,又發(fā)展了延遲的分離渦模擬(DDES)等方法,如肖志祥等[5]使用基于SST二方程湍流模型的DDES和改進(jìn)的DDES(IDDES)研究了基本起落架的流場和近場噪聲,發(fā)現(xiàn)DDES能夠得到很好的結(jié)果,而IDDES并未比DDES更優(yōu)。因此,在上述各種非定常解算方法之間還需要更多全面的比較,以便為工程人員提供選擇依據(jù)。

對非定常CFD方法的選擇需要考慮研究對象、計(jì)算條件、數(shù)值方法等因素。URANS方法魯棒性最好,但對遠(yuǎn)場湍流脈動(dòng)的耗散比較嚴(yán)重;DES的耗散性適中,應(yīng)用較為成熟與廣泛;DDES由于能夠修正提前分離問題,比起DES有一定的理論優(yōu)勢。IDDES使用的經(jīng)驗(yàn)函數(shù)過多,在工程應(yīng)用中的普適性尚未得到全面驗(yàn)證;并且IDDES比起DDES的改進(jìn)主要在附著流動(dòng)的預(yù)測[6],對于起落架這樣的大分離流動(dòng),IDDES沒有明顯的優(yōu)勢。本文采用URANS、DES以及DDES互相對照,對基本起落架繞流進(jìn)行數(shù)值模擬,并對其流場的非定常特性進(jìn)行分析,提取聲源的強(qiáng)度和分布信息,為研究起落架氣動(dòng)噪聲機(jī)理、探索起落架氣動(dòng)噪聲的預(yù)測方法以及探索起落架噪聲控制策略提供參考。

1 外形、邊界條件及網(wǎng)格劃分

基本起落架是2010年斯德哥爾摩機(jī)體噪聲計(jì)算會(huì)議[7]的標(biāo)模,包括四個(gè)起落架輪和矩形截面的輪軸以及輪架。圖1給出了基本起落架模型的幾何參數(shù),該幾何外形與Ventakrishnam等[8]的試驗(yàn)所用外形一致。以輪直徑為1,則輪寬為0.37,輪邊緣曲率半徑0.115,前后輪間距1.16,轍距0.88;橫軸截面為正方形,邊長0.3,橫梁截面為長方形,高0.3、寬0.25,垂直支架為正方形截面,邊長0.25。模型安放在邊長為3.69的矩形截面風(fēng)洞中央,計(jì)算域入口與模型距離為3,出口與模型距離為7。

圖1 基本起落架模型的幾何參數(shù)(取自[9])Fig.1Geometry of rudimentary landing gear

文中采用的計(jì)算網(wǎng)格見圖2、3。網(wǎng)格類型為多塊結(jié)構(gòu)網(wǎng)格,使用商業(yè)軟件ICEMCFD生成。網(wǎng)格單元數(shù)約為1200萬。在計(jì)算中,只有機(jī)體采用無滑移條件。風(fēng)洞壁采用的是滑移邊界條件,因此在洞壁附近沒有邊界層網(wǎng)格。入口與出口采用來流條件,來流馬赫數(shù)為0.115,恰好對應(yīng)試驗(yàn)中所用的風(fēng)速40m/s?;谳喼睆降睦字Z數(shù)為1×106。

圖2 計(jì)算網(wǎng)格水平截面圖Fig.2Profile of simulation mesh

圖3 表面網(wǎng)格Fig.3Surface mesh

2 數(shù)值方法

2.1控制方程及離散

數(shù)值計(jì)算基于中國航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院自主研發(fā)的氣動(dòng)計(jì)算平臺(tái)NS-Solver[10]進(jìn)行,采用Navier-Stokes方程作為流動(dòng)控制方程,空間離散采用有限體積方法??刂品匠痰姆e分形式為

式(1)中,Ω為控制體,W為守恒變量,H=(f-fv,g-gv,h-hv)為通過表面Ω的無粘通量和粘性通量。

通常在RANS計(jì)算中,對無粘通量項(xiàng)進(jìn)行離散采用迎風(fēng)型的Roe格式。這是RANS計(jì)算的常用格式,主要優(yōu)點(diǎn)是穩(wěn)定性好,但數(shù)值耗散較大。Spalart[11]建議為了更好地捕捉流場中大尺度旋渦的非定常動(dòng)力學(xué),需要采用低耗散的數(shù)值格式。因此,本文計(jì)算中采用了中心格式。中心格式使用的人工耗散

耗散系數(shù)

為了減小數(shù)值耗散的影響,希望耗散系數(shù)盡可能小。在實(shí)際計(jì)算中,發(fā)現(xiàn)二階耗散系數(shù)k(2)=0、四階耗散系數(shù)k(4)=0.125的取值能夠較好地控制耗散水平,又能得到穩(wěn)定的計(jì)算結(jié)果。粘性通量項(xiàng)的離散采用二階中心格式。時(shí)間離散采用A-F近似因子化隱式格式,非定常計(jì)算過程采用雙時(shí)間推進(jìn)法進(jìn)行[12]。

2.2 湍流模型

本文采用非定常RANS計(jì)算(URANS)與分離渦模擬(DES)以及DES的改進(jìn)模型DDES互相對照。這三種方法的模型方程都是S-A模型的珓ν方程:

式中的變量定義為:

其中|珔S|=(2珔Sij珔Sij)1/2。模型常數(shù)為:

URANS使用的就是原始的SA模型,只是有顯式的時(shí)間導(dǎo)數(shù)項(xiàng),并且其解是隨時(shí)間變化的非定常解,珘d =d就是到粘性固壁的距離。對DES來說,珘d為由壁面距離和當(dāng)?shù)鼐W(wǎng)格尺度共同確定的DES長度尺度[13]

這樣就為珓ν的毀滅項(xiàng)分母上的長度尺度設(shè)置了一個(gè)限制,使其不能大于當(dāng)?shù)鼐W(wǎng)格三個(gè)方向中的最大步長。這樣,距壁面較遠(yuǎn)時(shí),珓ν的毀滅速度加快,大大降低了渦粘性,使小尺度旋渦結(jié)構(gòu)得以發(fā)展。但是,DES對網(wǎng)格生成的要求很苛刻,當(dāng)雷諾數(shù)很高的時(shí)候,網(wǎng)格的加密不當(dāng),以及RANS/LES交界面的位置不當(dāng),會(huì)導(dǎo)致速度型偏離對數(shù)率,甚至非物理的分離現(xiàn)象[14]。為此,Spalart等[15]提出了一種改進(jìn)的DES模型,稱為延遲分離渦模擬(Delayed DES,DDES)。在DDES中,式(5)中r的計(jì)算公式改為

根據(jù)rd新定義了一個(gè)過渡函數(shù):

而DES長度尺度重新定義為: DDES能夠保證在平均剪切率高時(shí),既便網(wǎng)格較細(xì)也不會(huì)進(jìn)入LES模式。這樣能夠避免提前進(jìn)入LES所致的雷諾應(yīng)力不足,以及因此引起的提前分離。

3 計(jì)算結(jié)果及分析

根據(jù)Spalart[16]提出的準(zhǔn)則,計(jì)算采用無量綱時(shí)間步長Δt=0.002D/U1。在流動(dòng)達(dá)到統(tǒng)計(jì)穩(wěn)態(tài),即氣動(dòng)力系數(shù)開始有穩(wěn)定幅度振蕩后,再計(jì)算40個(gè)無量綱時(shí)間,以進(jìn)行統(tǒng)計(jì)平均。計(jì)算在國家超級計(jì)算天津中心的天河一號集群進(jìn)行,使用96個(gè)進(jìn)程。計(jì)算達(dá)到穩(wěn)態(tài)耗時(shí)6h,計(jì)算40個(gè)無量綱時(shí)間所用時(shí)間: URANS為40h,DES為42h,DDES為40.7h。DDES所用時(shí)間比DES略短,可能因?yàn)镈DES在附著流動(dòng)區(qū)保持RANS特性,而DES在部分區(qū)域出現(xiàn)了提前分離,導(dǎo)致收斂性變差。

3.1 時(shí)間平均流場

圖4-7展示了計(jì)算得到的表面流線與試驗(yàn)油流圖的比較。如果不考慮試驗(yàn)所用油的物理特性、重力效應(yīng)等因素,油流圖與時(shí)間平均的表面流線圖應(yīng)該有相似的流動(dòng)形態(tài)。圖4表明在前后輪的側(cè)面,三種方法均得到了附著流動(dòng),這與試驗(yàn)得到的油流圖是一致的。這說明在附著流動(dòng)區(qū)域,URANS、DES和DDES都能夠?qū)α鲌鲎鞒稣_的刻畫。

圖4 流線圖,視角為從外側(cè)前方。從左到右依次為:試驗(yàn)、URANS、DES、DDESFig.4Streamlines,outboard view from front

圖5流線圖,仰視:(a)試驗(yàn);(b)URANS;(c)DES;(d)DDESFig.5Streamlines,looking up from under the wing side

圖5 為仰視圖??梢娗拜喌牧鲃?dòng)方向是沿曲線由輪架流向輪側(cè)面。僅在前輪的右下角(如圖5(a)中以S標(biāo)出的白色區(qū)域)有一個(gè)小的分離區(qū)。此結(jié)果與圖5(b)中URANS和圖5(d)中DDES得到的流線圖相似。相反,DES在約為前輪直徑2/3的位置發(fā)生了提前分離(圖5(c))。對后輪而言,由于完全處于前輪的尾流之中,計(jì)算處于LES模式,DES與DDES都得到了與試驗(yàn)觀測很符合的流動(dòng)現(xiàn)象,而URANS得到的分離區(qū)過小。這說明DDES兼具有URANS在附著區(qū)和DES在分離區(qū)的優(yōu)勢。

圖6顯示了繞矩形截面輪架的大分離流動(dòng)。在下方,各方法得到的流動(dòng)圖像基本一致,也與油流圖一致。進(jìn)一步的觀察顯示DES在下游得到的分離線位置比URANS更接近油流圖,而DDES又好于DES。此外在上方,URANS得到的流線也與試驗(yàn)不一致,而DES和DDES得到的分離線更符合試驗(yàn)結(jié)果。這是因?yàn)殇h利邊緣導(dǎo)致的大分離流動(dòng)沒有貼體邊界層,因而更適于DES計(jì)算。

圖7為從輪架向外觀測的圖像,流動(dòng)圖像的主要差別在后輪。URANS在后輪上方?jīng)]有得到油流圖中的分離線。對于更下游的位置,因?yàn)樵囼?yàn)所用的輪軸是圓形截面,而計(jì)算中是正方形截面,所以不能區(qū)分結(jié)果的好壞。

圖6 支架側(cè)面的流線圖。從左到右依次為:試驗(yàn)、URANS、DES、DDESFig.6Oil flow visualization and streamlines,side view of truck

對計(jì)算和試驗(yàn)所得壓力系數(shù)更定量的比較,可見圖8給出的沿輪對稱面(z=0.4263D)周向的壓力系數(shù)值,其中面向來流的位置為0°,背對來流為180°。圖8(a)和(b)顯示無論是機(jī)翼一側(cè)還是地面一側(cè),三種模型在前輪周向區(qū)域直到120°都得到了相似的結(jié)果。雖然各曲線的形狀都類似,不同模型導(dǎo)致的提前和延遲分離還是造成了Cp行為的不同。URANS在前輪下游得到的Cp是三種模型中最低的,這是因?yàn)閁RANS的雷諾應(yīng)力最大。這一特點(diǎn)在地面一側(cè)使分離延遲(見圖5),并造成150°處的Cp過低;而在機(jī)翼一側(cè),則促進(jìn)輪架分離流動(dòng)的再附,使Cp預(yù)測較為準(zhǔn)確。而后輪由于完全處于前輪的尾流之中,URANS的分離不足造成地面一側(cè)40°附近和機(jī)翼一側(cè)80°附近的峰值沒有捕捉到,而DES與DDES都得到了與試驗(yàn)觀測很符合的流動(dòng)現(xiàn)象。在后輪機(jī)翼一側(cè)下游,DES沒有捕捉到輪架分離流動(dòng)的再附,造成Cp過高,而URANS和DDES都得到了較好的結(jié)果。這再次說明DDES兼具有URANS在附著區(qū)和DES在分離區(qū)的優(yōu)勢。

圖7 流線圖,輪內(nèi)側(cè):(a)試驗(yàn);(b)URANS;(c)DES;(d)DDESFig.7Oil flow visualization and streamlines,in board view of wheels

3.2 噪聲相關(guān)結(jié)果

圖8 周向壓力系數(shù)分布,z=0.4263DFig.8Cpalong the circumference of wheels,z=0.4263D

圖9表面聲壓密度:(a)試驗(yàn);(b)URANS;(c)DES;(d)DDESFig.9Sound Pressure Level(SPL),outboard view

圖9 展示了輪上的聲壓級(SPL)分布。前輪前半部分處于DES和試驗(yàn)的附著區(qū),聲壓級的值較低。從前輪下游開始,聲壓級有所升高,這說明流動(dòng)在前輪有類似轉(zhuǎn)捩的過程。URANS在整個(gè)前輪得到的聲壓級都很低,說明URANS對非定常流動(dòng)的捕捉能力不好。從前輪脫落的剪切流動(dòng)撞擊到后輪上,產(chǎn)生較高的SPL值。這在試驗(yàn)和計(jì)算中都有反映。但是,URANS得到的SPL在向下游傳播的過程中迅速衰減,僅在脫落流動(dòng)直接撞擊的位置有較高的SPL值。這說明URANS的渦粘性過大,對流場小尺度結(jié)構(gòu)耗散過快。DES和DDES都得到了較符合試驗(yàn)的結(jié)果,DDES的結(jié)果略好于DES。

圖10展示了基本起落架外形上的7個(gè)位置,三個(gè)在輪上,四個(gè)在輪架上。圖11和12是這些位置上試驗(yàn)和DDES計(jì)算得到的聲壓譜密度比較。在輪架上的分離流動(dòng)中,DDES得到的聲壓譜與試驗(yàn)結(jié)果較為相似,因?yàn)樵阡h利邊緣分離流動(dòng)中,流動(dòng)處于LES模式。輪上幾個(gè)位置的結(jié)果之間差別較大,因?yàn)榇颂帀毫γ}動(dòng)的預(yù)測對近壁網(wǎng)格分辨率的要求較高。后輪背風(fēng)面(點(diǎn)1)處的聲壓級高估比較嚴(yán)重,可能是因?yàn)楹筝喯掠翁幋蠓蛛x區(qū)的范圍較遠(yuǎn),延伸到了網(wǎng)格分辨率較低的外區(qū)。Krajnovic'等[17]也得到了類似的結(jié)果。此外,DDES高估了低頻(St≤1)的壓力振蕩,這可能是因?yàn)榻y(tǒng)計(jì)樣本不足導(dǎo)致誤差較大??傮w來說,對高頻聲壓譜的預(yù)測比較準(zhǔn)確。

圖10 .采樣點(diǎn)位置示意圖(取自Krajnovic'等[17])Fig.10Locations of sampling points reported in Figs.11 and 12

圖11 采樣點(diǎn)聲壓譜Fig.11SPL in points on the surface of RLG in Fig.10

圖12 采樣點(diǎn)聲壓譜Fig.12SPL in points on the surface of RLG in Fig.10

4 結(jié)論

用基于Spalart-Allmaras湍流模型的URANS、DES和DDES方法對基本起落架流動(dòng)進(jìn)行了非定常數(shù)值模擬,并將其時(shí)間平均結(jié)果和表面聲壓結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對比分析。計(jì)算顯示,非定常RANS在附著流動(dòng)區(qū)能夠得到合理的結(jié)果,但不能準(zhǔn)確刻畫分離流動(dòng)的流動(dòng)形態(tài)。DES和DDES都得到的時(shí)均表面流線、壓力系數(shù)分布和表面聲壓分布都與實(shí)驗(yàn)符合很好,而DDES又好于DES,為更好的研究起落架噪聲的抑制措施提供了一定的依據(jù)。

本文的結(jié)果顯示DES和DDES能夠處理基本起落架外形的復(fù)雜流動(dòng)。比起非定常RANS而言,這兩種方法都很好地刻畫了流動(dòng)的氣動(dòng)特性和聲壓特性,這是因?yàn)镈ES和DDES在流動(dòng)發(fā)生分離后能夠有效地降低渦粘性,促進(jìn)小尺度湍流結(jié)構(gòu)的發(fā)展。三種方法所用的時(shí)間成本大致相當(dāng),因此在同樣的網(wǎng)格下,應(yīng)該盡可能選取DES或DDES代替URANS進(jìn)行非定常流場計(jì)算。文中使用中心格式得到了很穩(wěn)定的計(jì)算結(jié)果,說明DES和DDES具有很好的魯棒性。由于中心格式本身具有低耗散的優(yōu)點(diǎn),有望直接應(yīng)用于聲場的計(jì)算。進(jìn)一步的工作包括加密計(jì)算網(wǎng)格以進(jìn)一步改善表面壓力和聲壓級的預(yù)測,并考察DES和DDES對網(wǎng)格的依賴性;用直接計(jì)算與聲比擬的方法計(jì)算遠(yuǎn)場聲壓,并將二者的結(jié)果進(jìn)行比較;對噪聲聲源進(jìn)行準(zhǔn)確定位,并提出優(yōu)化準(zhǔn)則等等。

致謝:此項(xiàng)工作是在國家超級計(jì)算天津中心的“天河一號”超級計(jì)算機(jī)上完成的,感謝“天河一號”的大力支持。

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Aeroacoustic study of landing gear by detached eddy simulation

Hu Ning,Hao Xuan,Su Cheng,Zhang Weimin,Ma Handong
(China Academy of Aerospace Aerodynamics,Beijing100074,China)

A four-wheel rudimentary landing gear is studied numerically by unsteady RANS (URANS),detached eddy simulation(DES)and delayed detached eddy simulation(DDES)based on the Spalart-Allmaras turbulence model.The surface sound pressure level and sound pressure spectra are calculated using the obtained unsteady flow field.The 3 methods cost approximately the same time,with URANS slightly lower than the other two.DDES uses slightly less time than DES since it retains RANS mode in attached flow region.The investigation shows that URANS can give reasonable results in the attached flow region but cannot describe correctly the flow pattern in the detached flow.Both DES and DDES can describe the steady and unsteady properties in the flow around rudimentary landing gear.DDES is slightly superior over DES,and DES can also give reasonable results since the flow around the landing gear is a massive separated flow.The results prove the feasibility of DES type methods in massive separated unsteady flow field and aerodynamic noise prediction for landing gear,and can be used in the study of landing gear noise reduction.

landing gear;unsteady;noise;detached eddy simulation

V226

Adoi:10.7638/kqdlxxb-2013.0006

0258-1825(2015)01-0099-08

2013-01-21;

2014-04-12

胡寧(1982-),男,博士,高級工程師,主要研究方向?yàn)橥牧鲾?shù)值模擬.E-mail:h_ning@pku.org.cn

胡寧,郝璇,蘇誠,等.基于分離渦模擬的起落架氣動(dòng)噪聲研究[J].空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào),2015,33(1):99-106.

10.7638/kqdlxxb-2013.0006.Hu N,Hao X,Su C,et al.Aeroacoustic study of landing gear by detached eddy simulation[J].Acta Aerodynamica Sinica,2015,33(1):99-106.

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